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1、一、填空题（每空 0.5分）1.绝热指数 k（或 ）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p1V 2c o n s t，式中P 称2为静压，1V 2称为动压。速度为0 的点称为驻点。24.马赫角 的计算公式为 SIN = 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
2、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 角要比一次偏转 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
3、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.飞机的展弦比越大，升力线斜率CL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
4、. 对于给定的来流马赫数， 壁面内折角 越大，产生的斜激波的激波斜角越大， 但有一个 最大值，当壁面内折角 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。127.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
5、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。36.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，在空中高度表指示机场标高加飞机和道面的气压高度差。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 、 M1C、M 900 外部大气压产生膨胀波6. 证明飞机平飞时重量 Wk P0 M 2C L S ，式中 K- 绝热指数， M-飞机飞行马赫数， S- 机翼2面积， P - 海平面标准大气压强。 （ 6 分）0证明：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、 、音速 a、真空速 TASP27500RT0.3757（ 1 分）287.06 255a1.4 287.06255 320m/ s（每个 2 分）VMa0.8320 256m/ s（ 1 分）5