一、 填空题（每空0.5分）1. 绝热指数k （或γ）与气体 种类 有关，也和气体 温度 有关。

2. 静止的真实流体，作用在其上的表面力有 法向力 ，运动的理想流体，作用在其上的表面力有 法向力 ；运动的真实流体，表面力有 法向力和切向力 。

3. 低速定常理想流体的贝努利方程（沿流线）为 c o n s t V p =+221ρ ，式中 P 称为静压， 221V ρ 称为动压。

速度为0的点称为 驻点 。

4. 马赫角φ的计算公式为SIN φ= a/V 或1/M ，M 越大，马赫锥越 细长 。

5. 翼弦和无穷远来流速度的夹角称为 攻角或迎角 。

6. 在相同攻角下，增加翼型的弯度，升力系数 增大 ，因为弯度增大，上翼面流速 加快 ，压强 减小 ，使升力 增加 。

7. 三维机翼在产生升力时伴随产生的阻力叫 诱导阻力 ，升力越大，它越 大 ，展弦比越大，它越 小 。

8. 飞机作俯仰操纵时使用 升降舵 来实现，飞机作滚转操纵时使用 副翼 来实现。

9. 飞机以等表速爬升时，随着高度的增加，真空速将 不断增大 。

10. QNH 是为使高度表在跑道道面指示机场 标高 的高度表的零点拨正值 。

11. 理想的绝热过程是指一定量的气体在状态变化时和外界 无传热 ，气体内部 互不传热 的状态变化过程。

12. 音速是 微弱扰动 的传播速度。

13. 超音速气流流过内折壁面时，经过多次折转偏转θ角要比一次偏转θ角 好 ，熵增加得 少 ，总压损失 小 。

14. 研究飞机的侧向动稳定性时，扰动消失后飞机的运动模态分为 滚转模态 、 飘摆模态和 盘旋下降模态 。

15. 在理想绕流时，作用在翼型上的气动力的合力垂直于 无穷远来流速度 ，翼型只产生 升力 而不产生 阻力 ，而粘性流体流经翼型表面时，不仅产生 升力 ，而且产生 阻力 。

16. 飞机的展弦比λ越大，升力线斜率L C α 越大 ，在相同迎角下的升力系数 越大 。

17. 完全气体指 忽略分子本身体积 及 分子间相互作用力 的气体。

18. 作用在流体上的力包括 质量力 和 表面力 。

19. 在流动中流体微团的 密度 保持不变的流动称为不可压流。

20. 容易压缩的流体中的音速比不易压缩的流体的音速要 小 。

21. 理想超音速气流流过一个二维的外钝角，会在角顶产生一束 膨胀波 ，流过一个二维的内折面，当折角不大时，会在折点处产生一道平面 斜激波 。

22. 对于给定的来流马赫数，壁面内折角θ越大，产生的斜激波的激波斜角越大，但有一个θ最大值，当壁面内折角θ大于它时，产生的是 曲面 激波。

23. 低速飞机使用的翼型一般比较 厚 ，最厚处靠 前 ，高速飞机使用的翼型一般比较薄 ，最厚处比较靠 后 。

24. 零升攻角即 升力为0 时的攻角，正弯度翼型的零升攻角 小于 零。

25. 压差阻力是由 粘性 造成的。

26. 翼型的临界马赫数与迎角有关，迎角越大，临界马赫数 越小 ，激波出现得越早，激波分离也越严重，分离区越大。

27.飞机的静稳定性要靠稳定力矩来保证，而动稳定性则靠阻尼力矩来保证。

28.QFE是机场道面的大气压强。

29.对于ISA+10的天气，几何高度为6000FT，则该点的气压高度小于6000FT。

30.流动相似准则为几何相似、马赫数相同、雷诺数相同。

31.扰动在弹性介质中才能以波的形式传播，在完全朔性介质中不能传播。

32.采用超临界翼型是为了在飞行马赫数M超过下临界马赫数时，在上翼面尽量不产生激波，或只产生弱激波，以便减少波阻。

33.在迎角不变条件下，飞行速度增大一倍，升力增大4倍。

34.下单翼布局，干扰阻力大，上单翼布局，干扰阻力小。

35.飞机作协调转弯时，要结合使用方向舵操纵和副翼操纵。

调整高度表小窗中的刻度数为QNH时，飞机停在道面上，高度表指示机场标高，在空中高度二、选择题（每题1分）1、气流流过拉瓦尔喷管，在流管喉部（D ）A、M=1B、M>1C、M<1D、不能确定2、请你判断,气流流过物体表面时,其速度分布的剖面是下面两种情况中哪一种？（ D ）（A）（B）（C）（D）3、放下襟翼时，飞机的极曲线将向（B ）移动A、右方B、右上方C、左方D、左上方4、采用超临界翼型可以使飞机以比较高的马赫数飞行，这是因为提高了（B ）A、临界马赫数B、阻力发散马赫数C、最大马赫数D、飞行马赫数5.飞机失速的根本原因是：（ D ）A飞行速度过小B飞行速度过大C遭遇阵风干扰D飞机迎角超过临界迎角6、使受扰动的飞机自动恢复平衡状态的主要是飞机的（C ）A.稳定力矩B.阻尼力矩C.A和BD.以上都不对7、通过改变迎角，飞行员可以改变（B ）A升力、阻力、飞机重量B升力、阻力、速度C升力、速度、但不能控制阻力D飞机重量、升力、但不能控制速度8、下列关于诱导阻力的说法中，不正确的是（C ）A、诱导阻力是三维机翼产生升力时伴随产生的一种阻力B、二维机翼不会产生诱导阻力C、诱导阻力只有在粘性流体中才会产生，理想绕流不产生诱导阻力D、不产生升力时不会产生诱导阻力9、在临界迎角状态，飞机的（B ）A升力最大B升力系数最大C升力系数和阻力系数最大D升阻比最大10.以下关于流体流过激波后的说法正确的是( C )A 速度增大、熵增大、马赫数增大、音速增大B 速度增大、熵增大、马赫数减小、音速增大C 速度减小、熵增大、马赫数减小、音速增大D 速度减小、熵增大、马赫数增大、音速减小11、气体的状态参数不包括下面哪一项？（C ）A、压强PB、密度ρC、速度VD、温度T12、飞机着陆过程中，其尾流结束是从：（ B ）A飞机进场后收油门至慢车位B飞机接地后C飞机停止运动D飞机收回扰流板并解除反推后13、飞机的方向稳定力矩是（ C ）提供的。

A、后掠角B、方向舵C、垂直尾翼D、升降舵14.下列属于增升装置的有（ A ）A、前缘缝翼B、翼尖小翼C、副翼D、配平片15、连续方程是( D )在流体力学中的体现A.动量守恒定律B.能量守恒定律C.牛顿第二定律D.质量守恒定律16、下列关于音速的说法中，不正确的是（D ）A、音速是微弱扰动的传播速度B、不可压流中音速趋于无穷大C、音速不是气体微团本身的移动速度D、强扰动的传播速度低于音速17、连续方程是( D )在流体力学中的体现A.动量守恒定律B.能量守恒定律C.牛顿第二定律D.质量守恒定律18、临界马赫数是指：（D ）A上翼面出现激波时的来流马赫数B上翼面出现局部超音速区时的来流马赫数C飞机产生高速振动时的来流马赫数D上翼面低压力点达到音速时的来流马赫数19、飞机采用超临界翼型提高了（A ）A、阻力发散马赫数B、下临界马赫数C、A和BD、A和B都不是20、一般飞机的极曲线是（ C ）的关系曲线。

A、m Z和C DB、m Z和C LC、C D和C LD、P和V21、增升装置的主要作用是：（B ）A增大最大升阻比B增大最大升力C增大阻力D增大临界迎角22、飞机受到纵向扰动后，（A B ）在扰动消失后的最初阶段按短周期运动规律迅速变化，到了扰动运动的后一阶段，主要表现为（C D ）按长周期运动规律缓慢变化。

(多选题，3分)A、迎角B、俯仰角速度C、飞行速度D、轨迹升降角23、保持相同迎角平飞，随着飞行高度增加：（ C ）A真空速增大，指示空速也增大B真空速不变，指示空速增大C真空速增大，指示空速不变D真空速不变，指示空速也减小24、下列关于附面层说法中错误的是（A ）A附面层的边界是流线B在附面层内伯努利方程不适用C雷诺数越大，附面层的厚度越小D在附面层内，沿物面法向压强不变25、对于椭圆形直机翼，剖面升力系数（A ）A、各剖面相同B、翼根最大C、翼型中部最大D、翼梢最大26、飞机的方向静稳定力矩主要是由（C ）产生的。

A.机翼B.水平尾翼C.垂直尾翼D.方向舵1、M=2的理想超音速气流流过下图所示的翼展无限长平板翼型，攻角=2度，画出流线及所产生的波系解：2.飞机在某高度上以V=60米/秒飞行，飞行高度上大气压强85000帕，大气密度1.1千克/立方米，求飞机周围最大压强点的压强？解：85000269287.06 1.1PT KRρ===⨯M=3①②M=2①②//60/ 1.4287.062690.18M V a M KRT ===⨯⨯=21.16060850008698022X V P P ρ∞∞⨯⨯=+=+=帕3.已知气压高度p h =31000英尺，环境温度为ISA -5℃，某飞机在该高度上平飞，飞行马赫数M=0.7，机翼面积W S =980平方英尺，升力系数为0.6，试计算：①. 飞行速度；②. 飞机的升力解：①. 由p h =31000ft ，查表得T 0=-46.4，δ=0.2837②. 温度T=T 0-5=273.15-46.4-5=221.75°K ，θ=0.7696，δσθ==0.3686，0ρρσ=⨯=1.225×0.3686=0.4515kg/m 3。

③. 音速 1.4287.06221.75a kRT ==⨯⨯=299m/s ，V=299*0.7=209 m/s ，④. 机翼面积S=980平方英尺=91平方米；⑤. 212L L V C S ρ==0.5×0.4515×209×209×0.6×91=538409牛4.试推导定常理想绝热流的伯努利方程。

解：由定常理想流的动量方程0dp VdVρ+=得： 0dp VdV ρ+= （1） 又定常理想绝热流是等熵流，有k P C ρ=1k d p C k d ρρ-= （2）代入（1）式得：22121210()012()01212k k k k Ck d VdV Ck V d d k Ck V d k Ck V const k ρρρρρ----+=+=-+=-+=- 代入k C P ρ=得：212k P V const k ρ+=-5. 超音速风洞高压气罐内的压力为10000百帕，出口M=2，风洞外部气压为900百帕，求喉部静压，出口产生什么波？解：喉部M=1 P t =10000喉部静压()3.5210000528310.2P M ==+百帕出口M=2.8出口静压()3.5210000127810.22P ==+⨯百帕1278 > 900外部大气压产生膨胀波6.证明飞机平飞时重量S C M P k W L 202δ=，式中K-绝热指数，M-飞机飞行马赫数，S-机翼面积，P 0-海平面标准大气压强。

（6分）证明：S C M P k S C M P P P k S C P k M S C a M S C V L W L L L L L 20200222222212121δρρρρ====== 7.飞机在某高度上以马赫数M=0.8匀速平飞，该处气压为27500帕，温度为255K ，求：该高度上的ρ、δ、σ、θ 、音速a 、真空速TAS275000.3757287.06255P RT ρ===⨯ （1分） 0002550.88288.15275000.271013250.37570.311.225T T P P θδρσρ========= 1.4287.06255320/a m s =⨯⨯= （每个2分） 0.8320256/V Ma m s ==⨯=（1分）。