2011考试全题
（1）描述c
p,cv,R,?四个热力学参数的定义以及相互之间的关系
（1）定容比热容
一公斤的气体在容积不变的无损耗准静态过程中，温度升高（或降低）1 所需加入（或放出）的热量称为该种气体的定容比热容。用符号cv表示。
cv??qv?T
（2）定压比热容
一公斤的气体在压力不变的无损耗准静态过程中，温度升高（或降低）1 所需加入（或放出）的热量称为该种气体的定压比热容。用符号cp表示。
cp??qp?T
（3）热容比（绝热指数，定熵指数）
定压比热容与定容比热容的比值称为热容比，又叫做绝热指数或定熵指数，用符号?表示。即??cpcv
?R??1cp?，cp?cv?R
R为气体常数，气体常数只决定于气体的种类，不随气体的状态而变化。
（2）描述华氏温度与摄氏温度之间的关系，以及热力学第一、第二定律
热力学温度与摄氏温度之间的关系：
T(K)?tC?273.15
o华氏温度与摄氏温度之间的关系：
tc?(tF?32)?tF?9559
?tc?32
热力学第一定律：在热能和机械能的相互转换过程中，能量的总和保持不变。
热力学第二定律：自然界中凡是有关热现象的自发过程都是不可逆的；如果不耗散外功，热不能从温度较低的物体自发地传到温度较高的物体；要制造第二类永动机是不可能的。
（3）描述发动机转子内气流的绝对速度、相对速度、牵连速度之间的关系
（4）卡诺循环是一个理想的定温加热膨胀过程。由定温加热膨胀过程、等熵膨胀过程、定温放热压缩过程、等熵压缩过程组成。
（5）对比涡喷发动机和涡扇发动机的性能
（6）流体的流动分为层流和紊流两种流动状态。
雷诺数较小时，流体作层流流动；雷诺数较大时，流体作紊流流动。
（7）伯努利方程是用机械能表达的能量方程，它把气体的压力、速度和密度联系在一起，反映了气体在流动中机械能转换的关系。
等熵不可压流的伯努利方程，可以得到
p?12?V=常数
2式中：p――静压；
?V22――动压
这就是等熵不可压流的伯努利方程，它说明在不可压流中任一点流体的静压与动压之和保持不变。
（8）声波在传播中的微弱变化非常接近等熵过程，所以完全气体中音速的计算公式是： （9）流场中任一点处的流速V与该点处气体的音速a的比值，叫做该点处气流的马赫数，用符号Ma表示，即
Mac??RT?Va
（10）某一状态的气流通过定熵绝能的过程将速度滞止为零时的状态称为该状态的滞止状态。 滞止状态时的气流参数称为滞止参数。
（11）T?T?*V22cp,TT*?1???12M2
（12）对于气流速度和当地音速之比（该值称为马赫数，用符号Ma表示）小于0.3的定熵绝能流动可以当作不可压缩流来处理。
(13)气流速度等于当地音速，即（Ma＝1）时的状态叫做临界状态。
同滞止参数一样，临界参数也是一种假想状态下的参数。气流中每一点都有它自己假想的临界状态，而与实际流动过程是否时定熵绝能无关。
因此，我们将某一状态的气流通过定熵绝能的膨胀或压缩过程使气流达到临界状态时的参数称为临界参数。
（14）速度系数 1．速度系数
气流速度于临界音速的比值为速度系数，用符号?表示，即
??Vccr
2．速度系数与马赫数之间的关系
速度系数?与马赫数Ma之间有确定的对应关系，这种关系可以从它们的定义式中得到：
??1??1?222Ma2??1
Ma2（15）进气道的功用是：
1）在各种状态下，将足够量的空气，以最小的流动损失，顺利地引入压气机；
2）当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，提高空气的压力； 3）在所有飞行条件和发动机工作状态下，进气道的增压过程避免过大的空间和时间上的气流不均匀性，以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险；进气道的外阻力应尽可能小。
4）军用飞机的进气道还有“隐身”性要求，包括噪声抑制和具有降低雷达目标性的要求等；满足对发动机本身的排气以及对外来物进入发动机的最大防护要求等。
（16）涡轮喷气发动机的进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道两大类。 而超音速进气道又可分为内压式、外压式和混合式三种。
目前，我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道都采用扩张形的亚音速进气道。
（17）进气道的流动损失用总压恢复系数来描写，进气道的总压恢复系数是进气道出口处的总压p 与来流未受到扰动气流处的总压p之比，用符号?i表示，即?i?*1*0p1p**0
总压恢复系数?i是小于1的一个数字，?i大，说明流动损失小；
（18）流量系数
进入进气道的实际空气质量流量与以自由流参数流过捕获面积的质量流量之比，称为进气道的流量系数，表示式为??A0A01
式中：
A0――通过进气道进口的流量所对应的自由流流管面积；
A01－进气道的捕获面积，进气道前缘点01
处的横截面面积，如图。
（19）在设计条件下的流动模型和气流参数沿流程的变化情况。进气道内所进行的能量转换是动能转变为压力位能和热能。
（20）流动损失
空气流过进气道时，存在着唇口损失和内部流动损失。
唇口损失是由于气流在唇口突然改变流动方向和撞击壳体而引起的，有时气流还会分离。通常采用圆头较厚的唇口，使之适应不同的流谱，使气流不易离体。
内部流动损失包括粘性摩擦损失和气流分离损失。粘性摩擦损失是由于进气道内壁与气流之间的摩擦力所引起的。内壁面应做得尽可能的光滑，以减小摩擦损失。分离损失是由于气流附面层离体而产生的，当通道内扩张度过大时就容易产生，因而它取决于通道内气流的压力梯度和通道的扩张角。
气流流过进气道外壁面时，也是有粘性摩擦损失和分离损失。
为了减小流动损失，特别要注意不要损坏进气道的形面，保持壁面的光滑。
（21）超音速进气道分为：内压式、外压式和混合式三种类型。
内压式：内压式超音速进气道是一个先收敛后扩张形的管道。气流从超音速到亚音速完全在进气道之内完成。
外压式：外压式超音速进气道的原理是利用一道或多道斜激波加上最后一道正激波使超音速气流变为亚音速。外压式超音速进气道一般限于飞行马赫数为2.0以下时使用。 混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压式组成。
超音速气流在进气道以外压缩后, 仍然是超音速, 再进入进气道以内继续压缩, 通过喉部或扩张段中的正激波转变为亚音速。由于混合式超音速进气道兼有外压式和内压式进气道的优点, 飞行马赫数大于2.0 的飞机上很多采用混合式进气道。
（22）压气机是航空燃气涡轮发动机中的一个重要部分。它的主要功用是对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力，为燃气膨胀做功创造条件，以改善发动机的经济性，增大发动机的推力。
压气机提高空气压力的方法是利用高速旋转的叶片对空气做功，将功转变为压力位能和内能。
（23）根据压气机的结构形式和气流的流动特点，压气机可分为离心式压气机和轴流式压气机两种。所谓的离心式压气机，空气在工作叶轮内沿远离叶轮旋转中心的方向流动；而轴流式压气机，空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动。 此外还有轴流式和离心式组合在一起的，叫做混合式压气机。
（24）离心式压气机由进气系统、叶轮、扩压器、集气管等部分组成。其中，叶轮和扩压器是离心式压气机的两个主要部件
（25）增压原理