气动力矩、压力中心和焦点

航天器气动参数
航天器气动参数是指在飞行过程中对航天器产生影响的空气动力学参数。

这些参数包
括了气动力、气动力矩、风阻力、升力、失速速度等等。

航天器的气动力是由空气流体作用在航天器表面而产生的阻力和升力。

在气动力学中，气动力和升力是密切相关的，并且它们的数值大小取决于航天器表面的几何形状。

气动力
可以分为两种类型：阻力和升力。

阻力主要是航天器与空气流体的剪切力和搅拌力产生的
摩擦力，对航天器运动的速度和方向起到制约作用；而升力主要是由于作用在航天器表面
的流体力对其操纵面产生的力矩而产生的竖直向上的力，可以帮助航天器获得飞行高度。

另外，航天器在飞行中还会产生气动力矩，这种力矩主要是由于作用在航天器上不同
部位的流体力矩产生的。

这些力矩会对航天器的稳定性和控制性产生影响，使其在飞行中
受到更强大的制约。

航天器在飞行过程中还面临着风阻力的影响，风阻力是风流动与物体表面产生的摩擦力，对于大气层内的航天器来说，风阻力是非常重要的，因为它会导致航天器瞬间速度的
下降。

为了保证航天器能顺利进行任务以及返航，需要对其抗风能力进行充分的考虑。

航天器的失速速度是指在飞行过程中航天器所能承受的最大风阻力，当风阻力超过航
天器所能承受的极限时，航天器就会失去稳定性而出现失速现象。

这样，航天器就很容易
出现翻滚、失控等情况，非常危险。

以上就是航天器在飞行过程中面临的气动参数，了解它们有助于更好的理解和掌握航
天器的设计原理。

空气动力简答题一、简述飞机升力产生的机理及升力的计算公式和物理意义答：气流以一定的正迎角流经机翼，机翼上便面流管变细，气流速度增大，压力下降;机翼下表面流管变粗，气流速度减小，压力升高。

机翼上表面负压，下表面正压，机翼总气动力在竖直方向的分量形成升力，在水平方向的分量形成阻力。

升力计算公式：L = CL﹒1/2ρV^2﹒S其中: CL—升力系数1/2ρV^2—飞机的飞行压力S—机翼的面积二、说明气体的伯努利方程的物理意义和使用条件？答：P+1/2ρV^2 = P0 =常数方程的物理意义:空气在低速一维定常流中，同一流管的各个截面上，静压与动压之和（总压）相等。

在同一流管中，流速快的地方，压力小；流速慢的地方压力大。

方程使用条件：1. 气流式连续的，稳定的气流（定常流）2. 没有粘性（理想气体）3. 空气的密度变化可以忽略不计（不可压流）三、简述升力系数曲线，阻力系数曲线，升阻比曲线的意义。

1. 升力系数曲线：升力系数和迎角之间的关系曲线阻力系数曲线：阻力系数和迎角之间的关系曲线随着迎角的增加，升力系数和阻力系数都增加，在一定迎角范围内，升力系数呈线性增大，而阻力系数按抛物线的规律增大。

阻力系数在小迎角范围内增加较慢，随后增大速度加快，比升力系数增大的速度更快。

在升力系数达到最大值之后，升力曲线由上升转为下降，升力系数开始减小，而阻力系数增加得更快。

2. 升阻比曲线：升阻比随迎角的变化曲线当升力系数等于0时，升阻比也等于0，升阻比随迎角的增大而增大。

由负值增大到0再增大到最大值，然后，随着迎角的增加而逐渐减少。

四、简述高速飞机的气动外形的特点。

1. 采用薄翼型：翼型的相对的厚度越小，上翼面的气流加速就越缓慢，速度增量就越小，可以有效地提高的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。

2. 后掠机翼：可以提高飞机临界马赫数，并可以减小波阻。

3. 小翼弦比的机翼：提高飞机的临界马赫数，减少诱导阻力。

4. 涡流发生器和翼刀：①涡流发生器：防止或减弱激波诱导的附面层分离，推迟波阻的急剧增加和减缓波阻增加得趋势，改善飞机的跨音速空气动力特性。

完整版M8空气动力学第一章大气物理学（共5题）1空气的主成成分：78%的氮，21%的氧，1%的其他2大气压力随高度增加怎样？减少3空气的粘性的影响因素：(粘性力-内摩擦力)温度（气体粘度随温度升高而增大），横向速度梯度，（多选）4音速在对流层和平流层随高度如何变化音速随温度增加而增加，在对流层，高度增加温度下降，音速减小；平流层底部，温度不变，音速不变，平流层上部，温度增加，音速升高5哪种阵风对飞行影响最大：垂直阵风，侧向阵风，水平阵风（垂直）6大气的可压缩性与什么有关？压力，温度，气流速度， Ma，7对流层在；0-11KM8 P8，湿度对密度的影响，潮湿天气起飞跑道长度的关系湿度大，密度小，跑道长9 P9，民用飞机通常在大气层的哪一层飞行？对流层顶，平流层底10 P10，标准大气的物理参数：四个关于P T a的选项选出正确的T=15 C ,P=760mmHg,1013.25hPa,p(密度)=1.225kg/m3，a=340.29m/s11绝对温度的零度：-273摄氏度。

（P4）12以下关系正确的是：TC=(TF-32)×5/9 TK=TC+273.1513音速：在平流层随高度增加而降低，在平流层低层是常数。

（多选）14标准大气压力的那几个值海平面，15摄氏度，标准大气压29.92inHg，760mmHg，1013.25hPa，14.6959psi，1.03323kgf/cm215有关空气的可压缩性说法正确的是：膨胀波（弱扰动波）在空气中的传播速度为音速16大气层的顺序：对流层、平流层、中间层、电离层、散逸层17确定实际大气和国际标准大气是基于：温度偏差18对于垂直阵风的影响，应：减小迎角，加大速度19 P=ρRT 密度、压力、温度之间的关系。

20音速与温度有关。

21一定质量的气体：体积不变，温度升高，压力增大(PV=mRT)22关于露点温度（多选）相对湿度达到100%的温度；露点温度下降，绝对湿度下降23关于音速音速是空气可压缩型的标志；同种介质，音速只随温度升高而增加；物体振动引起的压缩膨胀在空气中的小扰动传播速度是音速；(a=20.1√T其中T为绝对温度)24低空风切变对下降着陆飞机危害最大。

压力中心随迎角的变化规律是航空工程中的一个重要概念，尤其在飞行器设计和飞行力学分析中有重要意义。

对于机翼来说，随着迎角（angle of attack，
AoA）的变化，机翼上的气动载荷分布会发生改变，进而导致压力中心的位置发生变化。

一般情况下，随着迎角的增加，机翼的压力中心会向前移动。

这是因为随着迎角增大，机翼上表面的相对气流速度增加，产生更大的局部升力，而下表面的升力相对较小。

这种不对称的升力分布会产生一个使机翼上翘的力矩，为了保持平衡，压力中心必须前移以平衡这个力矩。

具体而言，当飞机迎角增大时，机翼上的升力系数增大，同时阻力也相应增大，压力中心前移会导致飞机稳定性特性的变化，可能引发失速或者滚转趋势增强等效应。

反之，当迎角减小时，压力中心通常会向后移动。

需要注意的是，不同的翼型、不同的飞机设计，其压力中心随迎角变化的具体规律可能会有所不同，而且在非常大的迎角下，由于流动分离等因素的影响，压力中心的移动规律可能更加复杂。

在实际飞行操作中，飞行员和设计师都需要了解这一规律，以便更好地控制飞机姿态和性能。

航空航天概论复习重点知识点整理第⼀章绪论1.叙述航空航天的空间范围航空航天是⼈类利⽤载⼈或不载⼈的飞⾏器在地球⼤⽓层中和⼤⽓层外的外层空间(太空)的航⾏⾏为的总称。

其中,⼤⽓层中的活动称为航空,⼤⽓层外的活动称为航天。

⼤⽓层的外缘距离地⾯的⾼度⽬前尚未完全确定,⼀般认为距地⾯90~100km是航空和航天范围的分界区域。

2.简述现代战⽃机的分代和技术特点超⾳速战⽃机3.简述直升机的发展史、特点及其旋翼的⼯作原理发展史特点:a.可垂直起降、对起降场地⽊有太多特殊要求,b.可在空中悬停,c.能沿任意⽅向飞⾏但速度⽐较低、航程相对较短;⼯作原理:直升机以航空发动机驱动旋翼旋转作为升⼒和推进⼒来源,动能守恒要求,旋翼升⼒的获得靠向下加速空⽓,因此对直升机⽽⾔由旋翼带动空⽓向下运动,每⼀⽚旋翼叶⽚都产⽣升⼒,这些升⼒的合⼒就是直升机的升⼒。

4.试述航空飞⾏器的主要类别及其基本飞⾏原理A.轻于空⽓(浮空器):⽓球;飞艇。

原理:靠空⽓静浮⼒升空。

⽓球没有动⼒装置,升空后只能随风飘动或被系留在某⼀固定位置;飞艇装有发动机、螺旋桨、安定⾯和操纵⾯,可控制飞⾏⽅向和路线。

B.重于空⽓:固定翼航空器(飞机+滑翔机);旋翼航空器(直升机+旋翼机);扑翼航空器(扑翼机)。

原理:靠空⽓动⼒克服⾃⾝重⼒升空。

飞机由固定的机翼产⽣升⼒,装有提供拉⼒或推⼒的动⼒装置、固定机翼、控制飞⾏姿态的操纵⾯,滑翔机最⼤区别在于升空后不⽤动⼒⽽是靠⾃⾝重⼒在飞⾏⽅向的分⼒向前滑翔(装有的⼩型发动机是为了在滑翔前获得初始⾼度);旋翼机由旋转的机翼产⽣升⼒,其旋翼⽊有动⼒驱动,由动⼒装置提供的拉⼒作⽤下前进时,迎⾯⽓流吹动旋翼像风车似地旋转来产⽣升⼒;直升机的旋翼是由发动机驱动的,垂直和⽔平运动所需要的拉⼒都由旋翼产⽣;扑翼机(振翼机)像鸟类翅膀那样扑动的翼⾯产⽣升⼒和拉⼒。

5.简述⽕箭、导弹与航天器的发展史6.航天器的主要类别A.⽆⼈航天器:a.⼈造卫星(科学卫星、应⽤卫星、技术试验卫星),b.空间平台,c.空间探测器(⽉球探测器、⾏星探测器);B.载⼈航天器:a.载⼈飞船(卫星式、登⽉式),b.空间站,c.轨道间飞⾏器(轨道机动器、轨道转移器),d.航天飞机。

第一章 飞行器基本知识1.1飞行器几何参数飞行器通常由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成。

对于气动正问题及气动分析而言，已知飞行器几何外形，求其气动参数。

要解决这一问题首先要计算出飞行器各部件及组合体的几何参数。

当机翼和机身组合成一体时，机翼中间一部分面积为机身所遮蔽。

它外露在气流中的部分两边合起来，所构成的机翼为外露翼，由下标“wl ”表示 在组合体中把外露翼根部的前后缘向机身内延长并交于机身纵对称面，这样的机翼成为毛机翼。

第二章 机翼的气动特性分析2.1机翼几何参数2.1.1 翼型的几何参数翼型的前缘点与后缘点的连线称为弦线。

他们之间的距离称为弦长，用符号b 表示，是翼型的特征长度。

可以想象翼型是由厚度分布)(x y c 和中弧线分布)(x y f 叠加而成的，对于中等厚度和弯度的翼型，上下翼面方程可以写成 )()()(,x y x y x y c f L U += （2—1） 式中的正号用于翼型上表面，负号用于下表面。

b x x /=，b y y /=分别为纵、横向无量纲坐标。

相对厚度和相对弯度b c c /=，b f f /=。

最大厚度位置和最大弯度位置分别用c x 和f x 或用无量纲量b x c /和b x f /表示。

翼型前缘的内切圆半径叫做前缘半径，用L r 表示，后缘角τ是翼型上表面和下表面在后缘处的夹角。

2.1.2 机翼的几何参数1.机翼平面形状：根梢比、展弦比和后掠角机翼面积S 是指机翼在xOz 平面上的投影面积，即22()l l S b z dz-=ò（2—2）式中，b （z ）为当地弦长。

几何平均弦长pj b 和平均气动弦长A b 分别定义为/pj b S l = （2—3）2202()l A b b z dz S =ò （2—4）显然，pj b 是面积和展长都与原机翼相等的当量矩形翼的弦长；而A b 是半翼面心所在的展向位置的弦长，通常取A b 作为纵向力矩的参考长度。