发布时间 : 星期日 文章空气动力学复习题更新完毕开始阅读
3．写出一维绝热流动的能量方程，并与伯努利方程进行比较。
一维绝热流动的能量方程：
12P?3.5?常数V2?12P?T?CV??常数2V12?1000RT?常数2V
上式中：V——动能； CVT——内能；
P2?——压力能
表明在绝热过程中，三种能量可以相互转换，但总和保持不变。 与低速能量方程（伯努利方程）区别：
高速时：温度、密度变化，三种能量参与转换，
低速时：温度、密度不变，二种能量参与转变（内能不参与
转换）。
总之，高速的伯努利定理V↑—P、ρ、T都↓
V↓—P、ρ、T都↑
方程应用条件——适用于绝热、理想和粘性气流。
4．分析亚音速流和超音速流中，流管截面积与流速的关系。要获得超音速气流为什么一定要采用拉瓦尔管？
将连续方程 ρVA=常数 微分得：
dAdV2?(M?1) AV（1）表达了可压缩气流流管截面积相对变化量与流速
相对变化量之间的关系；
（2）由式中看出：如图3-1所示：
亚音速时，M＜1,dA与dV异号V↑→A（截面积）↓ V↓→A↑ 超音速时，M＞1,dA与dV同号V↑→A↑ V↓→A↓
故亚音速气流——经过收敛形管道加速； 超音速气流——经过扩散形管道加速。
拉瓦尔管 如图3-2所示。
图3-2 拉瓦尔喷管
先收敛后扩散的管道，使气流加速到超音速。
5.明超音速气流流过一外凸角和外凸曲面时，膨胀波区的形成过程及膨胀波区前后气流参数的变化情形。
超音速气流通过扩张管道加速，气流外折一个角度，转折点为扰动源。以波的形式向四周传播，扰动波不能逆气流方向向前传播，只限于以扰动波为边界的锥形内，通过波面后，流速增加，压力降低，该波面为膨胀波。如图3-3所示。
图3-3 扇形膨胀波
通过膨胀波后参数变化V↑，M↑，T↓，P↓， ρ↓
6.飞机头部激波是怎样产生的？正激波和斜激波有什么区别？
飞机头部激波产生原因：
超音速气流受阻挡→形成强扰动波→强扰动传播速度（u）大于音速（a）而向前传播→传播时，压力减小，扰动强度减弱，扰动传播速度减小→扰动传播速度（u）等于相对气流速度（V）时——不能前传，形成界面→激波。 正激波——波面与气流方向垂直。
通过正激波P、ρ、T突↑，V突↓（由超变亚），气流方向不变。 斜激波——波面与主流方向不垂直。
通过斜激波P、ρ、T都↑，V↓（可能超可能亚），气流方向向外或向内
折一角度。
7．什么是激波角？激波角是怎样变化的？图3-6 激波前后静参数大小的比较。
图中斜激波与气流主流方向夹角为激波角。
参数变化
通过激波V↓，P↑,ρ↑,T↑
8．如图3-6所示，比较飞机在超音速飞行中，１、２、３、４点的流速、压力、密度、温度的大小，并说明原因。
略
原因：
空气压缩气流动能转化为内能和压力势能，使温度升高，压强增大，空气密度增大、流速减小，
图3-6 激波前后静参数大小的比较
第四章 飞机的高速空气动力特性
1．空气压缩性对翼型表面压力分布有何影响？为什么？ 试画出双凸形翼型当下表面产生正压力时，压缩气流和非压缩气流的压力分布示意图。
空气压缩性对翼型表面压力分布的影响如图4-1所示，翼型表面压力系数分布特点——“吸处更吸，压处更压”。
原因：空气流过翼型表面，吸力
区流速增加，密度减小，压力有额外降低，吸力有额外升高。
图4-1 压缩气流与非压缩气流中的翼
型压力分布
2.说明翼型的亚音速空气动力特性，并解释原因。
（1）Ｍ↑→Cy↑
Cy?Cy不可压1?M2且Cy??C?y1?M2
又∵ M<1 ∴ 1-M2<1
M↑→Cy↑，Cαy↑
（2）Ｍ数↑→αcr↓,Cymax↓如图4-2所示
Ｍ↑→上表面额外吸力↑→最低压力点
压力更小，逆压梯度↑→附面层空气更易倒流→在较小迎角下分离→使αcr↓,Cymax↓。
（3）Ｍ↑→Cx不变
M↑①前缘压力额外增加→X压↑
②M↑（V↑或a↓），a↓→T↓→粘性系数↓→X摩↓
X压和X摩抵消
（4）M↑→压力中心前移
M↑→上表面前段压力系数增加倍数比上表面后段多。
图4-2 M数增大后，翼型的压力分布 3．什么叫临界Ｍ数？说明其物理意义。
临界Ｍ数（Mcr）
机翼的临界速度（Vcr）与飞机所在高度音速（a）的比值。