原因。说明曲线用途。
升阻比（Ｋ）——同一迎角下升力与阻力的比值。
K?YX?Cy从曲线看出，
1?V2S2Cx1?V2S?CyCx2升阻比越大，说明同一迎角下的升力比阻力大的倍数越多，或同一升力下的阻力越小。
α<α有→α↑，k↑ α>α有→α↑，k↓ α=α有→kmax
同一机型的飞机，翼型不变,低速飞行时，升力系数和阻力系数只随迎角变化，所以升阻比也随迎角变化。
有利迎角——升阻比最大的迎角。 飞机极线
以横坐标表示阻力系数，纵坐标表示升力系数，迎角为参变量，把升力系数和阻力系数随迎角变化的规律用一条曲线表示出来，这条曲线叫做飞机极线，也称极曲线。 飞机极线综合表达了飞机空气动力性能随迎角（或升力系数）变化的规律。 飞机极线的用途
⒈可查出该型飞机的零升迎角、临界迎角、有利迎角及其对应的升力系数、阻力系数值。 ⒉可看出升力系数、阻力系数、升阻比随迎角的变化规律。
⒊同升力系数曲线联合使用，可查出各迎角的升力系数、阻力系数。 ⒋可求出各迎角的总空气动力系数，看出各迎角总空气动力的方向。
13.说明减小升阻比的方法和在不同飞行阶段使用的原因。 略。
14.增升装置有哪些？简要说明增升原理。
通常所说的襟翼，指的是后缘襟翼。襟翼有简单襟翼、分裂襟翼、开缝襟翼、后退襟翼等多种形式。另外还有前缘缝翼、机动襟翼、喷气襟翼、附面层控制装置。 增升装置（各种襟翼）增升的基本原理是：
1.增大机翼弯度； 2.增大机翼面积； 3.增大机翼上下压力差。
15.什么是地面效应？对飞机空气动力有什么影响？
地面效应——飞机在起飞、着陆或贴近地面飞行时，由于流经飞机的气流受到地面的影响，致使
飞机的空气动力发生变化的现象称。
影响：在一定迎角范围内，①各迎角下的升力系数普遍增大，②临界迎角减小，③最大升力系数
降低。
16.说明螺旋桨拉力产生的原因。简要分析拉力随速度、油门和高度的变化规律。
相对气流流过桨叶前桨面→流管变细，流（同机翼上表面）速加快→压力降低；相对气流流过桨叶后桨面 →流管变粗，流（同机翼下表面）速减慢→压力升高。桨叶前后桨面压力差总和产生桨叶总空气动力（R）。 R的分力P（与桨轴平行）——拉力
Q（与桨轴垂直）——旋转阻力
拉力随飞行速度的变化
速度、拉力相互联系相互制约。
H、油门不变时V↑——P↓V↓——P↑原因：V↑—α↓—Q↓—n↑—φ↑—R偏斜，P减小
拉力随油门位置的变化V、H不变时
加油门——P↑收油门——P↓ 原因：
加油门——功率↑——n↑——φ↑——α↑——P↑
拉力随飞行高度的变化吸气式活塞发动机随着飞行高度的升高，发动机有效功率一直降低，螺旋桨
的拉力也一直减小。
17.螺旋桨有哪些副作用？对飞行有什么影响？ 螺旋桨滑流
螺旋桨的滑流——螺旋桨旋转时，被螺旋桨拨动而向后加速和扭转的气流。 滑流扭转角——滑流速度与飞机远前方相对气流速度之间的夹角。 滑流扭转作用
左转螺旋桨——垂尾机身尾部产生向左的侧力——右偏力矩 右转螺旋桨——左偏力矩
滑流扭转作用的强弱与发动机功率有关。 加油门——扭转作用增强，偏转力矩增大； 收油门——偏转力矩减小。 不随飞行速度变化
Ｖ↑——滑流扭转角↓滑流动压↑——相互抵消 消除措施（飞行操纵，以初教六为例）
加油门——蹬左舵（保持方向平衡，操纵力矩=偏转力矩）
收油门——回左舵（蹬右舵） 油门不动Ｖ↑——减小蹬舵量
Ｖ↓——加大蹬舵量
加减油门时，因滑流速度变化还会导致水平尾翼的升力变化，破坏飞机的俯仰平衡，应推拉驾驶杆修正。
螺旋桨进动——当飞机俯仰转动或偏转改变螺旋桨转轴方向时，由于螺旋桨的陀螺效应使机头绕
另一个轴转动的现象。
陀螺力矩
M进?J??飞行条件一定时，Ｊ、Ω一定，Ｍ进正比于ω。即飞机转动越快，陀螺力矩越大，进动作用越强。
Ｊ——转动惯量Ω——转动角速度ω——进动角速度
18.说明螺旋桨所需功率、有效功率和效率的物理意义。 螺旋桨旋转所需功率（N桨需）
——螺旋桨旋转所消耗的功率。
N桨需=M·ω=βρn3D5
式中：M——螺旋桨旋转阻力力矩
ω——螺旋桨旋转时角速度，ω=2πn（1/秒） β——螺旋桨功率系数。
螺旋桨有效功率（N桨）（或螺旋桨推进功率）
——螺旋桨的拉力在单位时间（秒）对飞机所做的功。
N桨=PV螺旋桨效率（η）
——螺旋桨有效功率与发动机有效功率之比。
N桨??N有效N有效——发动机有效功率
第三章
高速气流特性
1． 写出音速公式，简述空气压缩性与音速之间的关系。 音速大小用下式表示：a?dPd??kRT?20T
（T高——a大； T低a——小）
即：气温高，空气难压缩，音速快；反之，气温低，可轻易压缩，音速慢。所以音速大小取决于空气
的温度。
2．说明M数的物理意义。飞行高度和速度对飞行Ｍ数有什么影响？ M数的物理意义：
气流M数大小综合表达了气流速度和音速对空气密度变化量的影响，即反映了空气压缩程度。气流M数大，表明气流速度大或音速小，即空气压缩量大；反之，气流M数小表明气流速度小或音速大。即空气的压缩量小。
高度越高，空气密度越小，音速越小，飞行M数越大；速度越快飞行M数越大。M<1—亚音速流；M>1—超音速流；M=1—等音速流。
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：
上式中：
12P?3.5?常数V2?12P?T?CV??常数2V12?1000RT?常数2VVP2——动能；
CT——内能；
V
?——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。
先收敛后扩散的管道，使气流加速到超音速。
图3-2 拉瓦尔喷管
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。 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，
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
图3-6 激波前后静参数大小的比较
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