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
螺旋桨的滑流一一螺旋桨旋转时,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
左转螺旋桨一一垂尾机身尾部产生向左的侧力一一右偏力矩
右转螺旋桨一一左偏力矩
滑流扭转作用的强弱与发动机功率有关。
加油门一一扭转作用增强,偏转力矩增大;
收油门偏转力矩减小。
不随飞行速度变化
Vt——滑流扭转角I滑流动压t——相互抵消
消除措施〔飞行操纵,以初教六为例〕
加油门一一蹬左舵〔保持方向平衡,操纵力矩二偏转力矩〕
收油门一一回左舵〔蹬右舵〕
油门不动Vt——减小蹬舵量
VI——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。
螺旋桨进动一一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:
]=Jild〕
飞行条件一定时,J、Q—定,M进正比于3。
即飞机转动越快,陀螺力矩越大,进动作用越强。
J一一转动惯量Q—一转动角速度3—一进动角速度
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和〕
——螺放桨旋转所消耗的功率。
N杓二M•3二BP品。
5
式中:
M——螺族桨族转阻力力矩
3螺族桨旋转时角速度,W=2JTn〔1/秒〕
B——螺族桨功率系数。
螺旋桨有效功率〔NJ〔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萨PV螺旋桨效率〔n〕
——螺旋桨有效功率与发动机有效功率之比。
N桨
N有效
N有效一一发动机有效功率
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=ldl7.=4kRT=20^T
〔T高一一a大;T低a—一小〕
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,说明气流速度大或音速小,即空气压缩量大;反之,气流M数小说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,飞行数越大;速度越快飞行M数越大。
眼1—亚音速流;M>1—超音速流;M=l—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拟。
一维绝热流动的能量方程:
上式中:
Y——动能;
CvT一一内能;
-__压力能
p
说明在绝热过程中,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vf—P、p、T都!
VI—P.p、T都f
方程应用条件一一适用于绝热、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PVA二常数微分得:
#=〔M,-1〕譽
〔1〕表达了可压缩气流流管截面积相对变化量与流速化量之间的关系;
〔2〕由式中看出:
如图3-1所示:
亚音速时,MVI-At
超音速时,M>l,dA与dV同号Vt-At
故亚音速气流一一经过收敛形管道加速;
超音速气流一一经过扩散形管道加速。
拉瓦尔管如图3-2所示。
产生的正激波和斜激波有什么区别
图中斜激波与气流主流方向夹角为激波角。
參数变化
通过激波VI,Pt,pt,Tt
&如图3-6所示,比拟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使温度升髙,压强增大,空气密小,
第四章飞机的髙速空气动力
1.空气压缩性对翼型外表压力
响为什么试画出双凸形翼型当
下外表产生
正压力时,压缩气流和非压缩气流的压力分布示意图。
空气压缩性对翼型外表压力分布的影响如图4-1所示,翼型外表压力系数分布特点一一"吸处更吸,压处更压〞。
图4-1压缩气流与非压缩气流中的翼型
压力分布
下别离一使,CynaJo
〔3〕Mt〜仑不变
Mt®前缘压力额外增加-XI£t
®Mt〔Vt或aI〕,aI-TI-粘性系数I-X摩丨
X圧和X孚抵消
〔4〕Mt-压力中心前移
Mt-上外表前段压力系数增加倍数比上外表后段多。
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〔V“〕与飞机所在高度音速〔a〕的比值。
即Mi.=Vir/a〔V〔:
r-翼型外表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气流特性有质变。
〔产生局部激波和局部超音速区〕
故M“大小,可说明机翼翼型上外表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着变化的标志。
4.翼型外表局部激波是怎样产生的又是怎样开展的“局部激波总是先在翼型上外表
产生。
〞对吗为什么
局部激波的产生
Q山时一等音速点的后空气膨胀加速一压力降低一翼型后压力接近大气压力且形成逆压梯度一压力波向前传播一当传播速度等于迎面气流速度时,稳定在此位置一形成局部激波。
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,Pt,pt,Tto
局部激波的开展
以接近对称的薄翼型,在小正迎角下的情况为例
Mt-等音速点前移,局部激波后移一使超音速区扩大。
当Mf到一定程度,下外表出现局部激波和局部超音速区。
M继续t-翼型上下外表等音速线前移,局部激波后移一局部超音速区扩大。
H再f-下外表局部激波先移到后缘一M~l时,上外表局部激波也移到后缘一翼型后缘出现两道斜激波,上下外表几乎全是超音速区。
H>1时前缘出现激波,全为超音速了。
总之,局部激波开展规律:
产生先后一上先下后;
后移快慢一上慢下快;
激波形状--入形〔斜激波+正激波〕激波
局部激波总是先在翼型上外表产生原因:
局部激波总是先在翼型上外表产生,因为机翼要产生向上的升力,那么就必须使机翼上外表气流速度大于下外表气流速度从而使机翼上外表先产生局部激波。
5.
的曲线示意图,
图4-5升力系数随M数的变化
画出翼型升力系数随M数变化
说明跨音速时的变化规律,并
Cy随M的变化〔如图4-5所示〕
®M亚音速气流,C.,按亚t-Ct〕;
I
②M>M“〔跨音速阶段〕:
AB段一上外表产生局部激波和局部超音速区,吸力f,Ct;
BC段一下外表产生局部激波和局部超音速区,吸力tCyI;
CD段一下外表开展到后缘,上外表局部超音速区继续开展,向上吸力f,Cyto
③M>1后〔D点以后〕一全为超音速。
Mf,C.,.Io
升力〔Y〕随M数的变化
Y大小决定于Q和『〔M〕o
一般,Mt-C,t-YtoMt一定程度,CyI-Yl或t〔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〕
MMt--压力中心根本不变;
M>Mcr:
Mt-压力中心先后移,接着前移,而后又后
原因:
Mt,翼型上下外表压力按比例变化;
如图4T0所示
AB段:
翼型上外表产生局部激波,且吸力f,压力中心向后移;
BC段:
翼型下外表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: