《空气动力学基础及飞行原理》复习 - 图文

《空气动力学基础及飞行原理》

1、绝对温度的零度是(C) -273℃

2、空气的组成为(C) 78％氮，21％氧和1％其他气体

3、流体的粘性系数与温度之间的关系是?(B) 气体的粘性系数随温度的升高而增大。 4、空气的物理性质主要包括(C) 空气的粘性和压缩性 5、下列不是影响空气粘性的因素是(A) 空气的流动位置

6、气体的压力

、密度<ρ>、温度三者之间的变化关系是(D) P=RρT 7、在大气层内，大气密度(C) 随高度增加而减小。 8、在大气层内，大气压强(B) 随高度增加而减小 9、空气的密度(A) 与压力成正比

10、影响空气粘性力的主要因素: (BC) 速度剃度、空气温度

11、对于空气密度如下说法正确的是(B) 空气密度正比于压力，反比于绝对温度 12、对于音速．如下说法正确的是: (C) 只要空气温度高．音速就大

13、假设其他条件不变，空气湿度大(B) 空气密度小，起飞滑跑距离长

14、一定体积的容器中,空气压力(D) 与空气密度和空气绝对温度乘积成正比 15、一定体积的容器中．空气压力(D) 与空气密度和空气绝对温度乘积成正比

16、对于露点温度如下说法正确的是: (BC) 相对湿度达到100％时的温度是露点温度 、露点温度下降，绝对湿度下降

17对于音速，如下说法正确的是(AB)音速是空气可压缩性的标志；空气音速高，粘性就越大

18、国际标准大气的物理参数的相互关系是(B) 体积不变时，压力和温度成正比

19、国际标准大气规定海平面的大气参数是(B) P=1013 hPA、T=15℃ ρ=1、225 kg／m3 20、在温度不变情况下，空气的密度与压力的关系? (A) 与压力成正比。

21、推算实际大气情况下的飞行性能，将基于下列哪条基准，对飞行手册查出的性能数据 进行换算?(A) 温度偏差

22、一定质量的完全气体具有下列特性(B) 体积不变时，压力和温度成正比

23、音速随大气高度的变化情况是(BC) 在对流层内随高度增高而降低。、在平流层底层保持常数

24、从地球表面到外层空间,大气层依次是(A) 对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层 25．对流层的高度．在地球中纬度地区约为(D) 11公里 26、下列(B )的叙述属于对流层的特点: 空气没有上下对流 27、下列(C )的叙述不属于平流层的特点: 空气上下对流激烈 28．在对流层内，空气的温度(A) 随高度增加而降低

29、现代民航客机一般巡航的大气层是(AD) 对流层顶层、平流层底层

30、对飞机飞行安全性影响最大的阵风是:(A) 上下垂直于飞行方向的阵风 31、对起飞降落安全性造成不利影响的是:(AC) 低空风切变、垂直于跑道的飓风

32、影响飞机机体腐蚀的大气因素是(ACD) 空气的相对湿度、空气的温差、空气污染物 33、影响飞机机体腐蚀的大气因素是(ACD) 空气的相对湿度 、 空气的温度和温差、空气污染物

34、云对安全飞行产生不利影响的原因是(ABD ) 影响正常的目测、温度低了造成机翼表面结冰、积雨云会带来危害

35、层流翼型的特点是(B) 最大厚度靠后

36、气流产生下洗是由于(C) 、机翼上下表面存在压力差的影响

37、气流沿机翼表面附面层类型的变化是:(B) 可由层流变为素流

38、在机翼表面的附面层沿气流方向(C) 厚度越来越厚

39、在机翼表面附面层由层流状态转变为紊流状态的转捩点的位置(B) 将随着飞行速度的提高而前移

40、在翼型后部产生涡流，会造成(BD) 压差阻力增加、升力减小

41、对于下洗流的影响，下述说法是否正确:(AC) 在空中，上升时比巡航时下洗流影响大 ； 水平安定面在机身上比在垂直尾翼上时受下洗流影响大

42、关于附面层下列说法哪些正确?(AC) 、层流附面屡的厚度小于紊流附面层的厚度；附面层的气流各层不相混杂面成层流动, 称为层流附面层。 D、层流附面层的流动能量小于紊流附面层的流动能量

43:气流沿机翼表面流动，影响由层流变为素流的因素是:(ABC) 空气的流速、在翼表面流动长度 、空气温度

44、下列关于附面层的哪种说法是正确的？(ABC) 附面层的厚度顺着气流方向是逐渐加厚的。；附面层内的流速，在物体的表面流速为零，沿法线向外，流速逐渐增大；所谓附面层就是一层薄薄的空气层

45、亚音速空气流速增加可有如下效果(BCD) 气流分离点后移、阻力增加、升力增加 46、在机翼表面．附面层由层流状态转变为紊流状态的转捩点的位置(ABCD) 、与空气的温度有关 、与机翼表面的光滑程度有关、与飞机的飞行速度的大小有关、与机翼的迎角的大小有关

47、当不可压气流连续流过一个阶梯管道时．己知其截面积A、l=3A、2则其流速为(C) V2=3V1 48、当空气在管道中低速流动时．由伯努利定理可知(B) 流速大的地方，静压小。 49、计算动压时需要哪些数据?(C) 空气密度和速度

50、利用风可以得到飞机气动参数，其基本依据是(B) 、相对性原理 51、流管中空气的动压(D) 与空气速度平方和空气密度成正比 52、流体的连续性方程: (A) 只适用于理想流动

53、下列(D)的叙述与伯努利定理无关: 气流低速流动时，流速与流管横截面积成正比 54、下列(C )的叙述是错误的: 空气粘性的物理实质不是空气分子作无规则运动的结果 55、气体的连续性定理是(C )在空气流动过程中的应用: 质量守衡定律 56、气体的伯努利定理是(A )在空气流动过程中的应用: 、能量守衡定律

57、流体在管道中稳定低速流动时，如果管道由粗变细．则流体的流速(A) 增大。 58、亚音速气流流过收缩管道，其气流参数如何变化? (C) 流速增加，压强下降。

59、在伯努利方程中，密度单位为公斤／立方米，速度单位为米/秒 动压单位为(C) 水柱高牛顿／平方米

60、伯努利方程的使用条件是(D) 、必须是理想的、不可压缩、且与外界无能量变换的流体

61、当不可压气流连续流过一个阶梯管道时，己知其截面积A、l=2A、2=4A、3则其静压为(B ) P1>P2>P3

62、对低速气流，由伯努利方程可以得出: (C) 流管内气流速度增加,空气静压减小 63、对于任何速度的气流，连续性方程是(C) 流过各截面的质量流量相同

64、流体在管道中以稳定的速度流动时，如果管道由粗变细，则流体的流速(A) 增大 65、当空气在管道中流动时，由伯努利定理可知(C) 凡是流速人的地方，压强就小 66、非定常流是指(B) 流场中各点的空气状态参数随时间变化

67、关于动压和静压的方向，以下哪一个是正确的(C) 动压作用在流体的流动方向．静压作用在任意方向

68、流体的伯努利定理(A) 适用于不可压缩的理想流体。

69、伯努利方程适用于: (AD) 、低速气流、不可压缩流体 70、下列关于动压的哪种说法是正确的? (BC) 总压与静压之差 ；动压和速度的平方成正比 71、所谓翼剖面就是(A) 平行飞机机身纵轴将机翼假想切一刀，所剖开的剖面 72、测量机翼的翼弦是从(C) 、机翼前缘到后缘

73、测量机翼的翼展是从(A) 左翼尖到右翼尖

74、机翼的安装角是(B) 翼弦与机身纵轴之间所夹韵锐角．

75、机翼的展弦比是(D) 展长与平均几何弦长之比。

76、机翼1/4弦线与垂直机身中心线的直线之间的夹角称为机翼的(C) 后掠角。 77、水平安定面的安装角与机翼安装角之差称为?(C) 纵向上反角 78、翼型的最大厚度与弦长的比值称为(B) 相对厚度。 79、翼型的最大弯度与弦长的比值称为(A) 相对弯度

80、影响翼型性能的最主要的参数是(B) 、翼型的厚度和弯度。

81、飞机的安装角是影响飞机飞行性能的重要参数，对于低速飞机，校装飞机外型是(A) 增大安装角叫内洗，可以增加机翼升力

82、民航飞机常用翼型的特点(C) 相对厚度10%到15％

83、民航飞机常用翼型的特点(C) 最大厚度位置为35％到50％

84、大型民航运输机常用机翼平面形状的特点: (BD) 展弦比7到8 ； 1／4弦线后掠角25到35度

85、具有后掠角的飞机有侧滑角时，会产生(AB) 滚转力矩、偏航力矩 86、具有上反角的飞机有侧滑角时，会产生: (AB) 偏航力矩、滚转力矩 87、机翼空气动力受力最大的是(C) 机翼上表面吸力

88、当迎角达到临界迎角时(B) 升力突然大大降低，而阻力迅速增加。 89、对于非对称翼型的零升迎角是(B) 一个小的负迎角。

90、飞机飞行中，机翼升力等于零时的迎角称为(A) 零升力迎角

91、“失速”指的是(C) 92、“失速迎角”就是“临界迎角”，指的是(C) 飞机升力系数最大时的迎角 93、飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点称为(B) 全机的压力中心 94、飞机升力的大小与空气密度的关系是: (A) 空气密度成正比。 95、飞机升力的大小与空速的关系是(C) 与空速的平方成正比 96、机翼升力系数与哪些因素有关? (B) 与翼剖面形状和攻角有关 97、飞机在飞行时，升力方向是(A) 、与相对气流速度垂直 98、飞机在平飞时．载重量越大其失速速度(A) 越大 99、机翼的弦线与相对气流速度之间的夹角称为(D) 迎角

100、当ny大于1时，同构成同重最的飞机(A) 、失速速度大于平飞失速述度 101、当飞机减小速度水平飞行时(A) 增大迎角以提高升力 102、机翼的压力中心: (B) 翼弦与机翼空气动力作用线的交点

103、为了飞行安全，飞机飞行时的升力系数和迎角可以达到(D) 小于最大升力系数和临界迎角的两个限定值

104、增大翼型最大升力系数的两个因数是: (D) 、厚度和弯度

105、对一般翼型来说，下列说法中．哪个是正确的?(AD) 、当迎角为零时，升力不为零、当翼剖面有一个正迎角时，上翼面处的流速大于下翼面处的流速。

106、影响机翼升力系数的因素有(ABD ) 翼剖面形状 、迎角 、机翼平面形状 107飞机上不同部件的连接处装有整流包皮，它的主要作用是: (B) 减小干扰 阻力。

108、飞机上产生的摩擦阻力与什么困素有关? (B) 与大气的粘性、飞机表面状况以及周气流接触的飞机表面面积。 109、下列哪种说法是正确? (C) 附面层的气流各层不相混杂而成层流动，称为层流附面层 110、飞机上产生的摩擦阻力与大气的哪种物理性质有关? (B) 、粘性 111、没有保护好飞机表面的光洁度，将增加飞机的哪种阻力? (B) 摩擦阻力 112、减小飞机外型的迎风面积，目的是为了减小飞机的(B) 压差阻力 113、增大飞机机翼的展弦比，目的是减小飞机的(C) 诱导阻力 114、合理布局飞机结构的位置，是为了减小(D) 、干扰阻力

115、下列(D )对飞机阻力大小影响不大: 、飞机的安装角和上反角 116、下列(B )与飞机诱导阻力大小无关: 机翼的翼型

117、减小干扰阻力的主要措施是(B) 、部件连接处采取整流措施

118、下列关于压差阻力哪种说法是正确的? (D) 物体的最大迎风而积越大,压差阻力越大 119、下列关于诱导阻力的哪种说法是正确的? (A) 增大机翼的展弦比可以减小诱导阻力。 120、下列关于阻力的哪种说法是正确的?(D) 、干扰阻力是飞机各部件之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力

121、下列哪种说法是正确的? (D) 物体的最大迎风面积越大， 压差阻力越大 122、有些飞机的其尖部位安装了翼稍小翼，它的功用是(C ) 减小诱导阻力

123、飞机上不同部件的连接处装有整流包皮，它的主要功用是(B) 减小干扰阻力 124、飞机升阻比值的大小主要随(B )变化: 飞行迎角

125、下列正确的是(C) 飞机的升阻比越大,飞机的空气动力特性越好

126、后缘襟翼完全放出后．在其他条件不变时。机翼面积增大30％，阻力系数增到原来的 3倍?(C) 、倍阻力增大到原来的3.9倍

127、机翼翼梢小翼减小阻力的原理(AB) 减轻翼梢旋涡;减小气流下洗速度

128、减少飞机摩擦阻力的措施是: (AB) 保持飞机表面光洁度 、采刚层流翼型

129、气流流过飞机表面时，产生的摩擦阻力(ABD) 是在附面层中产生的、其太小与附面层中流体的流动状态有关、其大小与空气的温度有关

130、随着飞行速度的提高．下列关于阻力的哪种说法是正确的?(D) 诱导阻力减小，废阻力增大

131、表面脏污的机翼与表面光洁的机翼相比(A) 最大升力系数下降，阻力系数增大 132、关于升阻比下列哪个说法正确: (C) 、升阻比随迎角的改变而改变

133、在相同飞行速度和迎角情况下，袭面不清洁或前缘结冰的机翼升力(C) 小于基本翼型升力

134、飞机前缘结冰对飞行的主要影响(D) 相同迎角，升力系数下降

135、下列关于升阻比的哪种说法是正确的?(BCD)升力和阻力之比升阻比达到最大之前，随迎角增加;升阻比成线性增加;升阻比也称为气动效率系数

136、极曲线是升力系数对阻力系数的曲线,即(AC) 曲线最高点的纵坐标值表示最大升力系数、平行纵坐标的直线与曲线相切，可以得到最小阻力系数和迎角值 137、从原点作极曲线的切线，切点所对应的迎角值是(B) 有利迎角 138、比较而言哪种后缘襟翼产生增升效果大: (C) 富勒襟翼

139、采用空气动力作动的前缘缝翼(B) 大迎角下，前缘缝翼依靠空气动力的吸力打开。 气动力的压力打开。

140、飞行中操作扰流扳伸出(B) 阻挡气流的流动，增大阻力

141、机翼涡流发生器的作用(B) 将附面层上方气流能量导入附面层加速气流流动 142、克鲁格襟翼在使用中如何加大翼型弯度(A) 前缘部分下表面向前张开一个角度

143、前缘缝翼的主要作用是(A) 、放出前缘缝翼，可增大飞机的临界迎角

144、前缘缝翼只有在(C )情况下打开才能有增升作用: 迎角接近或超过临界迎角 145、后缘襟翼增升的共同原理是: 增大了翼型的相对弯度

146、打开后缘襟翼既能增大机翼切面的弯曲度，又能增加机翼的面积， 继而提高飞机的升力系数，这种襟翼被叫做(D) 后退式襟翼

147、失速楔的作用是 : (A) 使机翼在其位置部分先失速

148、翼刀的作用是(B) 、减小气流的横向流动造成的附面层加厚 149、属于减升装置的辅助操纵面是(A) 扰流扳

150、属于增升装置的辅助操纵面是；(C) 、前缘襟翼

151、飞机着陆时使用后缘襟翼的作用是(CD) 增加飞机的升力、增大飞机的阻力 152、放出前缘缝翼的作用是(C) 增加上翼面附面层的气流流速、 153、分裂式增升装置增升特点是(B) 增大升力系数，减少临界迎角

154、附面层吹除装置的工作原理是: (D) 将气流吹入附面层加速附面层流

155、后掠机翼在接近失速状态时(B) 应使翼根先于翼尖失速．利于从失速状态恢复 156、前缘襟翼的作用是(D) 增加翼型弯度，防止气流在前缘分离

157、前缘襟翼与后缘襟翼同时使用因为(A) 消除前缘气流分离使后缘襟翼效果加强 158、翼尖缝翼对飞机稳定性和操作性的作用(C) 减小机翼前缘气流分离使副翼气流平滑 159、当后缘襟翼放下时，下述哪项说法正确? (C) 既可增大升力又可增大阻力 160、飞机起飞时后缘襟翼放下的角度小于着陆时放下的角度．是因为(C) 后缘襟翼放下角度比较小时，机翼的升力系数增加的效果大于阻力系数增加的效果

161、根据机翼升力和阻力计算公式可以得出,通过增大机翼面积来增大升力的同时: (C ) 阻力也随着增大。 162、使用前缘缝翼提高临界迎角的原理是(A) 加快机翼前缘上表面的气流流速，在前缘形成吸力峰。

163、为了使开缝式后缘襟翼起到增升的作用，襟翼放下后．形成的缝隙从下翼面到上翼面应该是(D) 逐渐减小。

164、下面哪些增升装置是利用了控制附面层的增升原理?(BC) 前缘缝翼。 、涡流发生器。 165、下面哪些增升装置是利用了增大机翼面积的增升原理? (AD) 后退式后缘襟翼。、富勒襟翼

166、利用增大机翼弯度来提高机翼的升力系数，会导致(A) 机翼上表面最低压力点前移，减小临界迎角

167、增升装置的增升原理有: (A) 增大部分机翼弦长

168、使用机翼后缘襟翼提高升力系数的同时．临界迎角减小的主要原因是(A) 放下后缘襟翼时，增大了机翼的弯度。

成了多条缝隙。

169、增大机翼弯度可以增大机翼升力的原理是(B) 、加快机翼前缘上表面气流的流速。 170、利用机翼的增升装置控制附面层可以 (ABD) 减小附面层的厚度。、加快附面层气流的流速。使附面层分离点向后移

171、正常操纵飞机向左盘旋时，下述哪项说法正确? (B) 左机翼飞行扰流板向上打开，右机翼飞行扰漉板不动 172、后退开缝式襟翼的增升原理是(ACD) 增大机翼的面积、增大机翼的相对弯度;加速附面层气流流动

173、前缘缝翼的功用是(CD) 增大最大升力系数、提高临界迎角

174、下列关于扰流板的叙述哪项说法正确?(AB) 扰流板可作为减速板缩短飞机滑跑距离、

329、在重心后焦点位置向后移(AD )

330、驾驶员右偏方向舵飞机将(B) 向右滚，并向右转

331、民用航空飞机的侧向运动三种模态按危险性由大到小顺序为: (B) 荷兰滚，螺旋，滚转阻尼

332、与平直机翼相比，后掠机翼对侧向静稳定性的影响是(B) 增加侧向稳定性 333、与平直机翼相比，后掠机翼对方向静稳定性的影响是(B) 增加方向稳定性 334、驾驶员蹬左侧脚蹬(A) 方向舵向左偏转,机头向左偏转 335、驾驶员蹬左侧脚蹬(C) 机头向左偏转,飞机向左倾斜 336、控制飞机绕横轴运动的舵面是?(C ) 升降舵 337、控制飞机绕立轴运动的舵面是?(D ) 方向舵 338、控制飞机绕纵轴运动的舵面是? (D) 副翼

339、如果驾驶员向前推驾驶杆(A) 升降舵向下偏转，飞机低头。

340、如果驾驶员向后拉驾驶杆(D ) 升降舵向上偏转，飞机抬头。

341、如果驾驶员左转驾驶盘(C) 左边的副翼向上偏转，右边的副翼向下偏转。

342、如果驾驶员左转驾驶盘并同时拉杆(B) 、左边的副翼向上运动,升降舵向上运动。 343、如果驾驶员要使飞机转弯，需要同时操纵飞机的(D) 方向舵和副翼

344、如果一架飞机上装有内侧副翼和外侧副翼,则(B) 、高速时使用内侧副翼

345、现代民用运输机使用安装角可变的水平安定面的功用是(B) 实现飞机的纵向配平 346、为克服有害偏航所采用的副翼是(CD ) 费利兹副翼;差动副翼

347、操纵飞机水平转弯时，哪些舵面将协同工作? (D ) 、方向舵、副翼和升降舵

348、飞机载重量大时,调整水平安定面配平,使(A ) 水平安定面前缘下偏以增加机翼迎角提高升力

349、副翼的差动是指对应驾驶杆同样的位移；(A ) 副翼向上偏转的角度比向下偏转的角度大。

350、造成副翼反效的根本原因是(D) 机翼刚度不足产生扭转

351、操作副翼时，副翼反效是指: (AB) 滚转力矩与预期方向相反;偏转副翼使机翼升力的改变与预期相反

352、操作副翼时产生有害偏航的原因是: (BD) 、下沉一侧机翼的阻力小于上升一侧机翼阻力;机头偏向副翼下降—侧

353、飞机上常用的气动补偿的型式为: (A) 轴式补偿、角式补偿、内封补偿和随动调整片 354、在飞机升降舵上安装的随动调整片的功用是: (C) 减小升降舵的铰链力矩 355、安装在舵面上的随动补偿片的构造通常是(B) 补偿片的转轴支持在舵面的后部,补偿片上的摇臂通过刚性连杆与前面固定翼面上的摇臂相连。

356、弹簧补偿片对舵面进行气动补偿的动作是(A) 当操纵力达到一定值后。随动补偿片就开始向舵面偏转相反的方向偏转。 357、对操纵面进行重量平衡可以使用(C) 分散配重的方法，这种方法在高速飞机上得到广泛使用

358、既可起气动补偿作用又可起到平衡作用的是: (A) 随动配平补翼

359、利用轴式补偿方法减小铰链力矩的原理是(A) 将舵面转轴向后移,减小了转轴到舵面气动力的距离， 360、随动补偿片对舵面进行气动补偿的动作是(C) 只要舵面一偏转，随动补偿片就向相反的方向偏转。

361、下列哪个说法正确的是(C) 在操纵面的前缘安装配重的目的是为了防止飞机操纵面发生颤振

362、下列哪个说法正确的是(B) 内封补偿面不会降低舵面的操纵效率

363、现代飞机副翼上常用的气动补偿的型式为(A) 内封补偿

364、在飞机升降舵上安装的随动调整片的功用是: (C) 减小升降舵的铰链力矩

365、颤搌是飞机结构在均匀气流中发生的一种自激振动,即(AD) 当激振力对结构所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量时，就会发生颤振;发生颤振时，机翼振动的振幅保持不变或越来越大，很短时间内就会导致结构毁坏。

366、驾驶员偏转舵面时，要通过传动杆的力克服铰链力矩。即: (BD) 铰链力矩等于舵面气动力乘以舵面转轴到气动力的垂直距离;舵面气动力距离舵面转轴越近．铰链力矩越小。 367、内封补偿多用于副翼的气动补偿上，它的特点是(AD) 副翼偏转时，在平衡板<或气密玻璃布>上下腔压力差对转轴的力矩总是与副翼上气动力对转轴的力矩方向相反;可以得到足够的补偿度。

368、弹簧补偿片对舵面进行气动补偿的原理是(D) 调定弹簧的初张力来控制进行补偿的操纵力的大小。

369、飞行中，受到扰动机翼弯曲上、下振动。如果副翼重心位于转轴的后面，即(D) 当飞行速度大于颤振临界速度时，减振力小于激振力,就会发生机翼弯曲副翼颤振。

370、如果维护不当,内封补偿的玻璃布磨损透气，则: (B) 操纵副翼的杆力会过重

371、下列关于气动补偿的哪个说法是正确的? (B) 内封补偿面不会降低舵面的操纵效率。 372、由于小扰动，机翼发生弯曲变形，产生上、下的振动。如果安装在机翼上的副翼的重心在转轴之后: (B) 、副翼偏转产生的附加气动力总是与机冀振动方向一致，是激振力。 373、关于配平调整片，下列说法哪是正确的？(CD) 配平调整片总是与舵面的偏转方向相反;配平调整片的作用是消除铰链力矩。

374、角式补偿通常是使舵面外侧部分向前伸，在舵面转轴之前形成一个角。即(BC) 外伸角部位上的气动力与舵面上的气动力方向相同，从而减小铰链力矩;外伸角部位上的气动力矩与舵面上的气动力矩方向相反，从而减小铰链力矩。

375、下列关于舵面配重的说法正确的是(BC) 分散式配重比集中式配重的防颤振作用好;在操纵面的前缘安装配重的目的是为了防止飞机操纵面发生颤振。

376、下列哪几项是防止机翼弯曲副翼颤振的措？(BC) 加大机翼的刚度;在副翼上加配重，使副翼重心移到转轴之前。

377、前缘缝翼在下列情况下应该收进(B) 高速飞行时

378、飞机起飞时，以下各操纵面的正确位置是(C) 缝翼放出，襟翼放出，副翼在正常位 379、地面扰流板与飞行扰流板的区别是(B) 地面扰流板在机翼内侧，只在地面使用，而飞行扰流板在机翼外侧，空中地面都能使用

380、差动操纵与下列哪个系统有关? (B) 副翼系统

381、现代喷气式客机上使用前缘缝翼和后缘襟翼，它们收放互相关系为(BC ) 、伸出时，先放缝翼后放襟翼;收上时，先收襟翼后收缝翼

382、克鲁格襟翼位于(A ) 机翼根部的前缘

飞行原理空气动力学复习思考题

第一章 低速气流特性

1． 何谓连续介质？为什么要作这样的假设？

连续介质——把空气看成是由空气微团组成的没有间隙的连续体。

作用——把空气压强（P）、密度（ρ）、温度（T）和速度(V)等状态参数看作是空间坐标及时间的连续函数，便于用数学工具研究流体力学问题。

2． 何谓流场？举例说明定常流动与非定常流动有什么区别。 流场——流体所占居的空间。

定常流动——流体状态参数不随时间变化； 非定常流动——流体状态参数随时间变化；

3． 何谓流管、流谱、流线谱？低速气流中，二维流谱有些什么特点？ 流线谱——由许多流线及涡流组成的反映流体流动全貌的图形。

流线——某一瞬间，凡处于该曲线上的流体微团的速度方向都与该曲线相应点的切线相重合。 流管——通过流场中任一闭合曲线上各点作流线，由这些流线所围成的管子。

二维流谱——1.在低速气流中，流谱形状由两个因素决定：物体剖面形状，物体在气流中的位置关

系。

2.流线的间距小，流管细，气流受阻的地方流管变粗。 3.涡流大小决定于剖面形状和物体在气流中的关系位置。 4．

写出不可压缩流体和可压缩流体一维定常流动的连续方程，这两个方程有什么不同？有什么联系？

连续方程是质量守恒定律应用于运动流体所得到的数学关系式。

在一维定常流动中，单位时间内通过同一流管任一截面的流体质量都相同。方程表达式：m=ρVA

不可压流中，ρ≈常数， 方程可变为：

VA=C（常数）

气流速度与流管切面积成反比例。

可压流中，ρ≠常数， 方程可变为：

m=ρVA

适用于理想流体和粘性流体

5．

说明气体伯努利方程的物理意义和使用条件。

方程表达式: P?12?V??gh?常量

122高度变化不大时，可略去重力影响，上式变为：p?即:

静压+动压=全压 (P0相当于V=0时的静压)

方程物理意义:

?V2?p0?常量

空气在低速一维定常流动中，同一流管的各个截面上，静压与动压之和（全压）都相等。由此可知，在同一流管中，流速快的地方，压力（P）小；流速慢的地方，压力（P）大。 方程应用条件

1.气流是连续的、稳定的气流（一维定常流）； 2.在流动中空气与外界没有能量交换； 3.空气在流动中与接触物体没有摩擦或 摩擦很小，可以忽略不计（理想流体）； 4.空气密度随流速的变化可忽略不计

（不可压流）。

6．图1-7为一翼剖面的流谱，设A1=0.001米2，?A2=0.0005米2，A3=0.0012米2，V1=100米/秒，P1=101325帕斯卡，ρ=225千克/米3。求V2、P2；V3、P3。

图1-7 一翼剖面流谱

P1+

12?V1=P2+

212?V22=P3+

12?V32

V1A1=V2A2=V3A3

V2=200米/

秒

P2=-3273675帕斯卡

V3=83

13米/秒 帕斯卡

的粘性？空气为什么具有粘性？

空气粘性——空气内部发生相对运动时，相邻两个运动速度不同的空气层相互牵扯的特

P3=4450757.何谓空气

性。

其原因是：空气分子的不规则运动所引起的动量交换。

8．写出牛顿粘性力公式，分析各因素对粘性力是怎样影响的？

牛顿粘性力公式为:F??S面积，

dVdYS

dVdY在Y方向的速度梯度变化，?粘性系数

9．低速附面层是怎样产生的？分析其特性。

空气流过物体时，由粘性作用，在紧贴物体表面的地方，就产生了流速沿物面法线方向逐渐增大的薄层空气。这薄层空气称为附面层。沿物面各点的法线上，速度达到主流速度的99%处，为附面层边界。 附面层的性质

1. 空气沿物面流过的路程越远，附面层 越厚；

2.附面层内沿物面法线方向各点的压力不变,且等于主流的压力。

层流附面层——分层流动，互不混淆，无上下

乱动现象，厚度较小，速度梯 度小；

紊流附面层——各层强烈混合，上下乱动明显，

厚度较大，速度梯度大。

转捩点——层流附面层与紊流附面层之间的一

个过渡区，可看成一个点。

10．顺压梯度和逆压梯度是如何形成的？分别如何影响主流和附面层气流的？

E

点——最低压力点

?P?X?0

图1-6 附面层的分离 1-5 翼型表面主流的压力变化

E

点之前——顺压梯度

?P?X?0

E点之后——逆压梯度

?P?X?0

由机翼表面摩擦力而使气流速度增量减小，从而产生速度顺压梯度变化。

机翼表面摩擦力进一步增大，产生逆压，致使气流反向流动，从而产生速度逆压梯度变化。

11．什么叫气流分离？气流分离的根本原因是什么？

在逆压梯度段，附面层底层的空气受到摩擦和逆压的双重作用，速度减小很快，至S点速度减小为零，(?V?Y)Y?0?0附面层底层的空气在逆压的继续作用下，开始倒流，倒流而上与

顺流而下的空气相遇，使附面层拱起，形成分离（S点为分离点）。

第二章 飞机的低速空气动力特性

1. 常用的飞机翼型有哪几种？说明弦长、相对弯度、最大弯度位置、相对厚度、最大厚度位置、前

缘半径和后缘角的定义？ 翼型几何参数：

1.弦长（b）

压差阻力——有空气粘性间接造成的一种压力形式的阻力。 产生原因

由于 空气粘性作用导致机翼前后压力不等形成的阻力——机翼的粘性压差阻力，机身、尾翼等其它

部分也会产生压差阻力，飞机各部分压差阻力的总和就是飞机的压差阻力。 诱导阻力——诱导阻力是伴随升力而产生的阻力。既由升力诱导而产生的阻力。 产生原因：

面→上下翼面空气流出后缘时具有不同流向，形成旋涡→形成翼尖涡→形成向下速度（下洗速度）→使流过机翼的空气发生变化（相对气流速度和下洗速度的合速度方向流动，向下倾斜）→下洗流→使升力向后倾斜一个角度（实际升力Y′）→垂直分力（Y′cosε）——升力（有效升力）；平行分力（Y′sinε）——阻力——诱导阻力（Xi）。

10．写出阻力公式，说明阻力系数的物理意义。影响阻力大小的因素有哪些？ 阻力公式

Ｃx——阻力系数。翼型阻力系数。综合表达了机翼迎角、翼型和机翼表面光滑程度等因素对阻力的

影响。

迎角对压差阻力和诱导阻力的影响

升力上表面压力小，下表面压力大，下表面空气绕过翼尖流向上表

X?Cx12?VS2① 摩擦阻力基本不随迎角变化。 ② 压差阻力：

中、小α——变化不大 ；大α——明显增大；

α﹥α

临

——急剧增大。

③ 诱导阻力：

在α临范围内——α增加Xi迅速增加。

翼型和机身形状对压差阻力的影响

平凸型——较大

① 翼型不同，压差阻力不同 双凸型——较小

对称型——最小 尖头尖尾——最小

② 机身形状不同，压差阻力不同 纯头——较大

切尾旋成体——最大 展弦比对诱导阻力的影响

① 同翼面积——展弦比小（短而宽），诱导阻力大；

② 翼平面形状——其它条件相同椭圆翼诱导阻力最小,矩形翼诱导阻力最大

11.什么是翼尖效应和翼根效应？说明后掠翼和平直翼低速空气动力特性不同的基本原因。 流线左右偏斜，影响机翼的压力布 “翼根效应”

小翼根上表面前段，流线向外偏斜，流管变粗→流速增加不多， 压力减小不多→吸力减小；

后段，流线向内偏斜，流管变细→速度增加，吸力增加。流管最细的位置后移，最低压力点后移。

翼根效应使翼根部分平均吸力减小，升力系数减小。 翼根效应----最低压力点后移，平均吸力↓，Cy↓。 “翼尖效应”

翼尖上表面前段，流线向外偏，流管变细→速度增加，压力减小→吸力增加；后段，流线向内偏斜，流管变粗→速度减小→吸力减小。流管最细的位置前移，最低压力点前移。 翼尖效应使翼尖部分平均吸力增大，升力系数增大。 翼尖效应----最低压力点前移，平均吸力↑，Cy↑。 故后掠翼低速空气动力特性不同于平直翼的基本原因：

⑴ 后掠翼空气动力主要取决于有效分速；

⑵ 后掠翼的翼根效应和翼尖效应影响后掠翼压力分布。

总之，后掠翼与平直翼相比：

1.后掠翼没到临界迎角之前，会较早抖动； 2.α

抖

、α

临界

及Ｃy抖、Cymax差别较大。

3.后掠翼在临界迎角附近，Ｃy变化缓和。

12．何谓升阻比和极线？画出升阻比和极曲线示意图，说明升阻比和极线随迎角的变化规律，并解释原因。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?Cy12?VS2Cx12?VS?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。 从曲线看出，

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：

12V12?3.5P

?常数?

上式中：

V22?CVT?PV2——动能；

??常数

CPVT——内能；

1V22?1000RT?常数

?——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：

dAA?(M2?1)dVV

（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。

2.说明翼型的亚音速空气动力特性，并解释原因。

（1）Ｍ↑→Cy↑

图3-6 激波前后静参数大小的比较

Cy?Cy不可压1?M2且

图4-1 压缩气流与非压缩气流中的翼

型压力分布

Cy??Cy?2

1?M又∵ M<1 ∴ 1-M2<1 M↑→Cy↑，Cαy↑

（2）Ｍ数↑→αcr↓,Cymax↓如图4-2所示

图4-2 M数增大后，翼型的压力分

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。

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。

即Mcr=Vcr/a（Vcr--翼型表面最低压力点的气流速度等于该点的音速，这时的飞行速度。） M

M>Mcr--气流特性有质变。（产生局部激波和局部超音速区）

故Mcr大小，可说明机翼翼型上表面出现局部超音速气流时机的早晚，也可作为机翼翼型空气动力特性发生显著变化的标志。

4．翼型表面局部激波是怎样产生的？又是怎样发展的？“局部激波总是先在翼型上表面产生。”对吗？为什么？

局部激波的产生

M>Mcr时→等音速点的后空气膨胀加速→压力降低→翼型后压力接近大气压力且形成逆压梯度→压力波向前传播→当传播速度等于迎面气流速度时，稳定在此位置→形成局部激波。局部激波前，等音速线后即为局部超音速区。气流通过局部激波后，V↓为亚音速，P↑，ρ↑，T↑。 局部激波的发展

以接近对称的薄翼型，在小正迎角下的情况为例

M↑→等音速点前移，局部激波后移→使超音速区扩大 。 当M↑到一定程度，下表面出现局部激波和局部超音速区。

M继续↑→翼型上下表面等音速线前移，局部激波后移→局部超音速区扩大。

M再↑→下表面局部激波先移到后缘→M≈1时，上表面局部激波也移到后缘→翼型后缘出现两道斜激波，上下表面几乎全是超音速区。 M>1时前缘出现激波，全为超音速了。

总之，局部激波发展规律:产生先后--上先下后； 后移快慢--上慢下快；

激波形状--λ形（斜激波＋正激波）激波

局部激波总是先在翼型上表面产生原因：局部激波总是先在翼型上表面产生，因为机翼要产生向上的升力，那么就必须使机翼上表面气流速度大于下表面气流速度从而使机翼上表面先产生局部激波。 5．画出翼型升力系数随Ｍ数变化的曲线示意图，说明跨音速时的变化规律，并解释原因。

Cy随M的变化（如图4-5所示）

①M

变化（M↑→Cy↑）；

②M>Mcr(跨音速阶段)：

AB段--上表面产生局部激波和局部超音速区，吸力↑，Cy↑；

BC段--下表面产生局部激

图4-5 升力系数随M数的变化

波和局部超音速区，吸力↑Cy↓；

CD段--下表面发展到后缘，上表面局部超音速区继续发展，向上吸力↑，Cy↑。

③M>1后（D点以后）--全为超音速。 M↑，Cy↓ 。 升力(Y)随M数的变化

Y大小决定于Cy和V（M）。

一般，M↑→Cy↑→Y↑。M↑一定程度，Cy↓→Y↓或↑（要看V变化情况而定） 6．跨音速飞行时，翼型压力中心随飞行Ｍ数是怎样变化的？为什么？

压力中心随M数变化（如图4-9所示） M

M>Mcr:M↑--压力中心先后移,接着前移，而 后又后移。 原因: MMcr，如图4-10所示

AB段：翼型上表面产生局部激波，且吸 力↑，压力

中心向后移；

BC段：翼型下表面产生局部激波和局部 超音速区，位

置靠后，产生吸力向下，压力中心前移；

CD段：上表面局部超音速区向后扩大，局

部吸力↑，压力中心又后移。

7．跨音速飞行时，翼型波阻是怎样产生的？画出翼型阻力系数随Ｍ数变化的曲线示意图，说明跨音速阶段， 阻力系数随Ｍ数急剧增大的原因。

局部激波对阻力的影响 M>Mcr后--产生波阻。

跨音速飞行时，波阻产生的原因

局部超音速区使吸力增大的地方位于机翼中后段，吸力方向向后倾斜，分出一个向后分力，即为波阻。

阻力系数随飞行Ｍ数的变化

Cx随M数变化（如图所示） M

M>Mcr:BC段，上下表面产生局部超音速区，

吸力向后倾斜，使前后压力差显著增加，Cx↑。M≈1时，Cx↑最大。

在不同迎角下，阻力系数随飞行Ｍ数的变化

α↑→Mcr↓→局部超音速区出现早→Cx↑早； α越大，吸力更向后倾斜→压差更大→Cx↑。

2

图4-9 压力中心随气流M

数的变化

8.说明后掠翼跨音速空气动力特性，升阻特性。

后掠翼跨音速空气动力特性

在翼型和迎角相同时，后掠翼的Mcr 比平直翼的Mcr 大。后掠角↑，Mcr ↑。

后掠翼跨音速阻力特性

后掠角越大，同一Ｍ数的下Ｃx 越小，Ｃx ～Ｍ变化越缓和。

后掠翼跨音速升力特性

后掠翼Ｃy 随Ｍ数变化比较缓和，后掠角越大，Ｃy变化越缓和。

9.说明后掠翼超音速空气动力特性。

后掠翼超音速空气动力特性

翼型的超音速空气动力特性也就是机翼的超音速空气动力特性。但机翼的翼展不可能是无限的。从空气流动看，有限翼展后掠翼存在着与无限翼展平直翼不同的特点： （1）有效分速和切向分速； （2）展向流动；

（3）翼根效应和翼尖效应； （4）翼尖涡流。

具有这些特点的机翼称为三维机翼；而无限翼展平直翼则称为二维机翼。研究三维机翼的超音速空气动力特性必须考虑这些特点。 （一）升力特性

同一M数下，Cy较小，Cy随M数↑而↓的趋势较缓和。

（二）阻力特性

Cx0波和Cx升致波都随M↑而↓，Cx波随M↑而↓的趋势较缓和。超音速前缘Cx升致波比亚音速前缘Cx升致波大。

10.说明亚音速前、后缘和超音速前、后缘。

Ｖn＜a（Ｍn＜1＝—— 亚音速前缘。 Ｖn＞a（Ｍn＞1）—— 超音速前缘。 Ｖn＝a（Ｍn＝1）—— 等音速前缘。

同理，后缘也可按此划分。

对于后掠翼和三角翼飞机， 超（亚）音速前缘取决于Ｍ和χ的大小。（因为Ｍn＝Ｍcosχ）。 只有在超音速前缘情况下，机翼才会产生前缘激波。

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