飞行原理教学大纲.docx

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1、飞行原理教学大纲课程名称：飞行原理英文名称:Principles of FI ight实践学时：3上机学时：0实践学时：3上机学时：0课程编码：学时：72适用专业：飞行技术一、教学目的飞行原理是飞行技术专业一门专业基础课。这门课程的主要特点是既有抽象的基础 理论，又有指导飞行实践的具体原理和方法。通过本课程的学习，使学生获得空气动力的基 础理论知识，了解飞机的基本运动规律和基本操纵原理，为以后进一步学习飞行性能与计 划课程打下必要的理论基础。二、教学要求学习完本大纲的内容后，应达到以下要求：1、理解空气低速流动的基本规律和飞机的低速空气动力特性；2、充分认识飞机平衡、稳定性和操纵性的概念和规律

2、；3、领会飞机运动的基本规律，操纵飞机飞行的基本原理和方法；4、掌握小型螺旋桨飞机的飞行性能的基础理论知识及飞行性能图表的使用方法;5、了解起飞、着陆中的特殊问题和特殊飞行的特点；6、了解高速空气动力学基础知识。三课程结业标准表明学生圆满完成本课程学习的标准为：在结业考试中成绩达到60分。四、教学阶段及课时分配(3)停车迫降(停车后的下滑，停车后的转弯，停车迫降时修正目测的方法，场外迫降的 操纵特点)。阶段章目内容学时备注第一阶段*飞机和大气的一般介绍2飞机的低速空气动力12含实践课3学时4螺旋桨的空气动力6第二 阶段四飞机的平衡、稳定性和操纵性10五平飞、上升、下降10六盘旋2第三 阶段七起

3、飞和着陆16八特殊飞行6第四 阶段九重量与平衡2十高速空气动力基础62.本课教学要求(1)掌握复飞的操纵方法；(2)单轮着陆的操纵特点；(3)空中停车迫降的方法。第三十课失速2小时1.本课教学内容要点(1)失速和超失速的原因；(2)失速警告；(3)失速速度；(4)改出失速的方法；(5)失速后进入螺旋。2.本课教学要求(1)理解失速和超失速的原因；(2)掌握改出失速和改出螺旋的方法；(3) 了解失速和螺旋的原因。第三十一课扰动气流中的飞行和积冰条件下的飞行2小时.本课教学内容要点(1)扰动气流中飞行(颠簸的形成,扰动气流中飞行的操纵特点);(2)积冰飞行(积冰对飞行的影响,积冰飞行的操纵特点)。

4、1 .本课教学要求(1)掌握扰动气流中飞行的操纵特点；(2)理解积冰对飞行的影响；(3)掌握积冰飞行的操纵特点；(4) 了解飞机颠簸的原因。第三十二课 风切变和尾涡对飞行的影响及操纵限制速度2小时1、本课教学内容要点(1)风切变的概念和类型、低空风切变对起飞、着陆的影响；(2)预防进入低空风切变的措施和遭遇低空风切变的处置原则；(3)尾涡的物理特性；(4)载荷因数-速度图和各操纵限制速度的概念和含义。2、本课教学要求(1) 了解风切变的概念和类型、低空风切变对起飞、着陆的影响；(2)掌握预防进入低空风切变的措施和遭遇低空风切变的处置原则；(3) 了解尾涡的诱导速度和向下移动及地面效应对尾涡的影

5、响；(4)理解载荷因数-速度图和各操纵限制速度的概念和含义。第四阶段 重量与平衡和高速空气动力学基础8小时(一)本阶段教学目的1 .了解高速气流中，管切面积、压力、密度、温度随流速的变化规律，升力系数、阻力系 数随M数的变化规律,高速飞机的翼型特点,后掠翼的气动性能；2 .理解M数、激波概念,机翼局部激波的形成和发展情况；3 .掌握后掠翼的翼尖失速；4 .了解重心位置的确定原理并掌握用计算法、表格法和曲线法确定飞机重量与平衡的方 法。(二)分课计划第三十三课重量与平衡2小时1、本课教学内容要点(1)各种重量的含义和各重量之间的关系；(2)重心位置的确定原理；(3)计算法、表格法和曲线法；(4)

6、装载移动、增减后重心位置的确定方法。2、本课教学要求(1)理解各种重量的含义和各重量之间的关系；(2) 了解重心位置的确定原理；(3)掌握用计算法、表格法和曲线法确定飞机重量与平衡的方法；(4) 了解装载移动、增减后重心位置的确定方法。第三十四课 高速气流特性2小时.本课教学内容要点(1) 空气的压缩性；(2)弱扰动的传播(弱扰动波是怎样传播的，音速，弱扰动在气流中的传播)，空气的压 力、密度和温度随流速的变化，流管切面积随流速的变化，飞行M数(什么是飞行M 数,M数的物理意义)；(3)威波和膨胀波(激波的概念,成因,激波的传播速度,超音速飞行中机身头部和机翼 前缘会出现激波,激波种类,激波随

7、物体形状及M数的变化，膨胀波)，在超音速气流 中机翼上的激波和膨胀波。1 .本课教学要求(1) 了解高速气流中,流管切面积、压力、密度、温度随流速的变化规律；(2)理解飞行M数的概念；(3)理解激波的概念,形成激波的原因,激波随物体形状及M数的变化；(4) 了解膨胀波和在超音速气流中机翼上的激波和膨胀波。第三十五课 高速飞行中的机翼升力和阻力2小时.本课教学内容要点(1)机翼局部激波的形成和发展(临界M数,机翼局部激波的形成，机翼局部激波的发 展)(2)机会升力系数随飞行M数的变化(亚音速阶段,跨音速阶段,超音速阶段)；(3)阻力系数随飞行M数的变化；(4)不同飞行M数下的飞机极线。1 .本课

8、教学要求(1)理解机翼局部激波的成因和发展情况；(2) 了解升力系数、阻力系数随飞行M数的变化规律；(3) 了解不同飞行M数下的飞机极线。第三十六课高速飞机机翼的空气动力特性2小时.本课教学内容要点(1)高速飞机的翼型特点；(2)后掠翼的空气动力特性(空气流过后掠翼的流动情形和后掠翼的压力分布)，后掠翼 的临界M数,后掠翼的阻力特性,后掠翼的升力特性,后掠翼的翼尖失速。1 .本课教学要求(1)理解高速飞机的翼型特点；(2)理解后掠翼飞机气流流过后掠翼时的流动情形和压力分布；后掠翼的临界M数大, 阻力小的原因；(3) 了解后掠翼的翼尖失速；(4) 了解后掠翼的升力特性。飞行原理课程学生实验实习教

9、学大纲1飞行力学教研室室简介1.1 空气动力实验室（简称风洞实验室）简介中国民航飞行学院飞行技术学院为了满足教学科研的需要，于1989年开始筹建CAFC L4Xlm低速风洞，于1992年建成。在1992年下半年，开始进行风洞实验段的流场校核 实验标准模型校核实验。流场的校核实验和标模型校核实验结果的各项指标达到国内外 同量级风洞的技术指标。经有关教授专家鉴定后其结论是：“该风洞主要用于教学与科 研项目的开发，现可以投入使用”。因此学院于1993年组建了风洞实验室并由飞行力学 教研室管辖。由此决定了两室人员工作互兼任的管理体制。飞行力学教研室为了开发出与飞行原理课程中的“低速空气动力学部分”密切

10、相关 的实验项目，尽快投入教学实验实习开放，在学院领导的关怀和支持下，飞行力学教研 室的教师们先后在CAFC 1.4义1m低速风洞中开展了以下的项目研究：（1） DBM01标准模型纵、横向测力实验；（2） NACA0012翼型的压力分布及气动性能测量实验；实验的结果与国内外的资料值吻合较好。经有关教授专家鉴定后获得较高评价。于 1994年“CAFCL4X 1m低速风洞获学院教学设备一等奖”的称号。从此，“飞机的测力 实验和机翼的压力分布实验”为多班学生进行教学演示开放；（3）随后，教研室根据教师的科研和实际教学演示开放的需求，又相继开展了 TB20 和夏延飞机模型（1:13）全机气动性能测量实

11、验”；（4）风速管校准实验；（5）三元机翼丝线法流态特征显示实验。这些实验项目和与“在烟风洞中的翼型流线谱特点的观察实验”项目一起构成了风 洞实验室对学生教学实验实习的技术辅导项目。1.2 师资队伍简介由于风洞实验室由飞行力学教研室管理。因此理论教师和实验教师互兼任。目前师资队 伍编制如下：教授1名、副教授1名（硕士、飞行技术学院副院长、兼职副教授）、主任1名（硕士）、 副教授2名，讲师3名（硕士）、助教2名（硕士）、高级实验师1名（本科生）。共11 人。1.3 研究方向、学术水平及成果由于中国民航飞行学院飞行技术学院主要是为中国民航培养飞行员的，因此，学院 建设的CAFC1.4Xlm低速风洞

12、主要是为教学科研服务的。CAFC 1.4X 1m低速风洞的实验雷诺数约为3X10、由于该风洞受实验雷诺数的限 制因而确定了实验研究的方向。因此该风洞只能做一些定性方面的研究项目。即实验雷 诺数影响较小的一些项目（例如：飞机设计选型实验、舵面效率实验、风速管校准实验、 流速测量实验、流态观察实验、机翼的压力分布测量实验、飞机舵面卡、阻实验（飞行 安全及操纵研究）、较链力矩的测量实验、小轿车的减阻实验、飞机受地效影响实验等）。学术水平及成果方面：风洞实验室已取得如下几项成果：（1）、标准模型全机纵、 横向测力;（2）、NACA0力2翼型的压力分布及气动性能测量;（3）、TB20 （1:13）飞机模

13、 型的全机空气动力性能测量；（4）、风速管的校准实验；（5）、三元机翼丝线法流态特征 及翼尖尾涡显示。其中项的研究结果使“CAFCL4Xlni低速风洞获飞行学院教学 设备一等奖、（5）项研究获飞行学院科研成果二等奖。这些项目成果充分证明了我室教 师具有较高的学术水平才能完成这些项目。1.4 实验室的硬件条件风洞实验室现有CAFC1.4X 1m低速风洞一座(配置设备基本齐全)；小型烟风洞4台。1.5 开放情况近三年来CAFC1.4Xlm低速风洞和烟风洞向学生开放约53个班,风洞净吹风时间约100 小时(注：没有包括实验前的大量准备时间)各年级班的开放情况都有记录。2飞行力学教研室风洞实验教学大纲

14、2.1教学目的由于风洞是飞行器空气动力实验的重要工具之一。风洞实践教学的主要目的是着重培 养学生把飞行原理课程中的“低速空气动力”的理论概念及结果与实验紧密结合起来, 学生在老师的指导下仔细观察分析实验的现象及结果证明理论的正确性。进一步加深学生对 理论空气动力学的感性认识，打开学生对抽象空气动力学学习的思路，提高学生分析、理解 和解决问题的能力以及达到巩固理论知识和增强学生动手能力的目的。2 2教学要求(1)在教师的指导下使学生了解所做实验的原理和方法(2)在教师的指导下使学生了解所做实验设备的基本性能和操作方法(3)在教师的指导下使学生通过实验提高处理、分析实验数据的能力(4)把空气动力学

15、的理论概念及结论与实验观察、分析和实验结果的验证密切结合起来。(5)根据实验所获得的图片，数据，曲线等写出相关项目的实验报告。2. 3风洞实践学时分配风洞实验室对学生教学演示、实验实习的教学大纲、实验教学时数是根据学生学习飞 行原理课程中的“低速空气动力学部分”的理论内容和教学时数(12小时)而确定的。 根据高校教学体制改革的要求，实验实习学时应占理论教学时(12小时)的20%或以上。因 此，风洞教学演示或实验学时为3小时，达到教学改革的要求。其中在烟风洞中的“二元机 翼流线谱特点观察实验”项目向每班学生开放0.5小时；在CAFCl.4Xlin低速风洞中，教 师根据本班学生的实际掌握空气动力理

16、论的情况，任选一项给学生演示，学时为2小时。所 以向每个班的学生共开放3小时的实验实习课程。(1)二元烟风洞实验，每班实验实习时间为0.5小时；(2)CAFC1.4Xlm低速风洞实验，每班实习时间为2.5小时.2.4实验实习的内容和要求1)实验实习内容(1)在烟风洞中，分别从翼型的零迎角至失速迎角的变化范围内，观察空气绕翼型的流 线族谱随翼型迎角的变化特点。(2)在CAFC L4Xlm低速风洞中，从零迎角至失速迎角，测量气流作用于机翼表面沿 翼弦向的压力分布随迎角的变化。(3)在CAFC L4Xlm低速风洞中，从零迎角至失速迎角的范围内，观测气流作用于全 机的空气动力系数随迎角、侧滑角、构型等

17、的变化。(4)在CAFC L4Xlm低速风洞中，从零迎角至失速迎角的范围内，显示三元机翼的局 部流态，在等速压下随迎角的变化。2)实验实习要求根据实验目的、教学要求和实验内容所获得的实验图片、数据等要求学生写出相关项 目的实验报告。2.5风洞实验教学的考核标准指导教师主要根据学生写出的实验报告质量，在实验中的动手能力及认真负责的科学态度 进行评分。评分计入学生平时学习成绩表内。3学生实验守则(1)实验室是开发学生智力培养独立工作的重要场所。学生要以严格、严谨、严肃的态度和 作风，遵守实验室的各项规章制度，认真上好实验课。(2)遵守纪律、尊重师长、讲究文明衣着整洁。保持实验场所清洁、安静、禁止打

18、闹、说笑、 吸烟、吃零食、随地吐痰、乱扔杂物等。(3)实验前，学生应按实验指导书规定的内容作好预习，仔细阅读讲义，明确实验原理、目 的、内容、方法和步骤，作好实验前的准备工作。(4)听从教师的指导安排，不得自行其事。实验中要严格遵守操作规程，正确使用仪器设备, 细心观察，认真记录，不擅离岗位，不抄袭别人数据，独立完成实验报告。实验中若有创建, 实施前应征求指导教师同意后方能进行。(5)爱护国家财产，不得动用与实验无关的仪器设备。仪器设备发生故障或异常时，应立即 关闭电源停止实验，并向指导教师报告。实验中要注意实验材料的节约，减少浪费。因擅自 动用或违反操作规程造成仪器设备或器材的损失时，要按规

19、定予以赔偿。(6)实验结束时，必须对仪器设备、工具、材料进行整理，并轮流值日打扫卫生，关闭电源, 经指导教师检查合格后方可离开。4风洞教学实习制度(1)上飞行原理课的各班教师，应提前一个月提出学生所需实验实习项目计划，由教研室统 筹安排教学实习，以保证实习有条不紊地进行。(2)教学辅助人员实习任务后，立即做好实验前的准备工作，以保证实习顺利进行。(3)学生分组列队进入实验室，不得喧哗、不得随意动、弄设施及损坏公物。严格遵守实验 秩序和纪律。(4)在实验中，使学生弄懂实验原理及实验方法等，把空气动力理论与实验结合起来，通过 实验证明理论的正确性。使学生牢固树立“学习好空气动力理论是学好飞行技术、

20、保证飞行 安全的重要基础课之一”。(5)实习完毕，学生应按顺序退场。中国民航飞行学院飞行技术学院飞行力学教研室2006-4-20空气动力实验实习辅导材料中国民航飞行学院飞行技术学院飞行技术专业空气动力实验实习辅导材料目录实验1测量飞机的空气动力实验辅导材料测量飞机的升降舵面效率实验辅导材料测量飞机的方向舵面效率实验辅导材料测量飞机的襟翼偏角对飞机空气动力的影响实验辅导材料测量地面效应对飞机空气动力的影响实验辅导材料实验1附图1 1 附图1 10实验2三元机翼（丝线法）流态观察实验辅导材料实验2附图21 附图23实验3测量空气绕二元机翼（简称翼型）的压力分布实验辅导材料实验3附图3 1 附图33

21、实验4翼型（烟流法）流态观察实验辅导材料实验4附图41 附图4 2参考文献中国民航飞行学院飞行技术学院飞行力学教研室2006-4-20实验L测量飞机的空气动力实验实习指导书一实验的目的全机模型测力实验就使用空气动力天平测出模型在不同状态（即不同力及各舵面偏角 下)下所受的空气动力和力矩，求出对应的空气动力系数。飞机设计单位可根这些空气动力 系数来验证在方案论证中估算的结果是否正确，并用它们作为原始数据，计算飞机的主要性 能，从而确定飞机布局是否达到预定的设计指标，并为进一步改进设计方案提供实验根据。 在另一方面能把学生学习飞机空气动力特性理论与空气动力实验紧密结合起来，增强学生学 习空气动力学

22、的兴趣、开阔学习思路、巩固理论知识、增强学生分析实际问题和解决实际问 题的动手能力。二实验的设备2.1 风洞CAFC 1.4Xlm风洞是一座单回流式闭口低速风洞，实验段切面为切角矩形。风洞总长为 23.4米、宽为7.9米，回路轴线长度为51.8米、中心线标高L85米。实验段的主要几何参 数为：长X宽X高=3米XI.4米XI米，实验段中心至实验段入口距离为L 4米，下转盘 直径1. 16米，实验段的有效横切面积为1. 32米2。风洞动力风扇电机功率75千瓦。实验稳 定风速550米/秒。见附图1 1。2.2 实验模型Tb-20飞机(直机翼)模型(1:13),它的主要几何参数为：机翼展长为0.751

23、5米、机翼 的平均几何弦长为0.09579米、机翼面积为0.7199米2、展弦比为7.84、前缘后掠角为。度、 上反角为6.5度。2.3 天平(侧力传感器)测力天平为MT8901杆式六分量应变天平。它的几何尺寸为：天平长202毫米，直径为 28毫米，与模型支杆连接的两段带1： 5的锥度，该天平设计载荷和静校准精度如下表。测量单元升力 (Y)侧力 (Z)阻力 (X)偏航力矩 (My)俯仰力矩(Mz)滚转力矩 (Mx)NNNN.MN.MN.M设计载荷441.3227.68296.1317.6517.6611.77单元加载 最大载荷451.11127.49254.7921.0815.6912.06综

24、合加载 最大载荷451.11117.49196.1316.8710.6111.77静校准度 均方根误差0.110.220.480.400.110.48静校精度 均方根误 差1.401.140.181.410.662.282.4 控制和数据处理设备以一台工业控制计算机，F1000型低通滤波放大器，A/DV型变换器等组成的自动 控制、数据采集与处理一体化系统。三实验内容和方法3.1 实验内容全机模型测力实验，主要测定在各种飞行状态下的升力系数曲线、阻力系数曲线、俯仰 力矩曲线；侧力系数曲线、滚转力矩曲线、偏航力矩曲线。即分别为j、Q = /(、%=/3)、慢=/)、mz = /().f(/3)、%

25、=/(0、%=/(分)。然后caC根据这些实验曲线可以确定飞机在各种状态下的升力线斜率Cy,最大升力系数Cymax,失速迎角0八零升力迎角1。，最小阻力系数C-in,诱导阻力因子，空气动力中心，压力中 心，纵向静安定性根？，横侧静安定性根y，m2,升降舵效率根：；方向舵效率加y ；副 &C翼效率74 ,襟翼效率，尾翼区平均下洗角、速度阻滞系数等。下面分别讨论3.2 实验方法全模测力实验的方法是：把模型安装在带有杆式天平的尾支架上固牢，并使 “()、=分。二以保证模型变化状态准确，然后启动风洞动力系统，用落差法控制速压，待速 压稳定后，操纵自动控制系统和计算机对实验模型的姿态和实验数据进行时实控

26、制和数据采 集处理。实验模型在风洞中的安装情况见附图l2a和1-2卜(1)、升力特性实验指导通常将不同迎角下测得的升力系数绘制成升力系数随迎角(。)的变化曲线(如附图1-3 所示)，这种曲线叫升力特性曲线。从该曲线上可以直接看出升力系数随迎角变化的规律，可以直接确定出C，max, 0, 4。以及失速迎角附近的曲线形状。升力线斜率代表迎角改变一度时升力系数的改变量，通常由二/(。)曲线的直线段上求得，目前一般采用4。或2。两点连线的斜率来确定。小展弦比飞机的4=/(a)曲线通常呈s形没有直 线段，因此升力线斜率随迎角而改变，故对它的升力线斜率必须注明它是对应那个。下的 值。求升力线斜率可用作图法

27、，也可用计算方法。a、作图法先在曲线上选定需要求斜率的点，然后通过此点作切线，再在切线上取两点，按下式计 算斜率：C -C a _ % j C y 一(1-1)(1-1)a? -al式中(C)，%),(Cy2，02)是切线上所选的两点的坐标值。这两点不要取得太近，若曲线是 直线，这两点即为实验曲线上的两点。b、计算法常用的方法为求算术平均值法。要求4 =曲线在某一点9*%)上的斜率。可 用如下公式计算：(1-2)式中的要取在点右边。正负号规定为：cy随着迎角的增加而增加取正 号，反之取负号。例如：已测出有如下的直线关系a .20246Cy -0. 130-0.0050. 1100.2250.3

28、40若要求a = 2。处的升力线斜率则根据(i_2)式)a=2_。110 (0.130) + 0。10 (0.005) + (0.225 0.110) + (0.340 0.11。) 一- (-2 - 2) + (0 - 2) + (4 - 2) + (6 - 2)=0.583 (1/度)这里要说明的是，因为max, %与雷诺数有关，故实验得到的数据，经过雷诺数修正后, 才能用到真实飞行的情况上去。除了进行雷诺数修正处，还应考虑到配平的影响。模型在大迎角实验时，它的升降舵和 平尾没有进行配平，但飞机要保持大迎角平飞，平尾或升降舵必须向上偏转，这会引起较大 的升力损失，特别小展弦比机翼的高速飞机

29、，尾翼面积相对机翼面积较大，有配平所引起的 升力损失比例也较大，在数据应用时必须加以考虑。（2）阻力特性实验指导一般将不同迎角下测得的阻力绘制阻力系数（Cx）随。变化的曲线（如附图14所示）。从该曲线可以看出：在一定的迎角范围内J曲线为一条二次曲线。研究阻力问题时，通常可以将阻力系数分为与升力无关的零升阻力系数和升力有关的诱导阻力系数两部分。根 据阻力系数与迎角成二次曲线的关系可把阻力系数写为：Cx = Go + Cxt Cxo + ACy（ _3）式中：CX0.零升阻力系数；C*：诱导阻力系数;A：诱导阻力因子诱导阻力因子越大，说明在相同迎角下诱导阻力越大，也就是说产生同样的升力需要付 出的

30、代价越大。附图14上示出了零升阻力系数的求法。先在 =/（0）曲线上找到升力系数为零的迎 角劭查出对应的Cx值就是Cxo。零升阻力系数知道后，根据（1一3）式可求出任意一迎角 下的诱导阻力因子A。即：(1-4)也可以 Cxo作为纵坐标，以q，为横坐标，做出一xo与J的关系曲线（应为直线）, 这条曲线的斜率就是A值。通常把阻力特性用附图17的曲线来表示，这条曲线叫飞机的极曲线。从该曲线上可以 很方便的确定出飞机的零升阻力系数、最小阻力系数和最大升力系数。若图中阻力系数与升 力系数坐标的比例相同，则过坐标原点作曲线的切线，切点就是最大升阻比的点，它对应飞 机最有利的飞行状态。（3）、俯仰力矩特性实

31、验指导实验时，测出各迎角下的俯仰力矩值，可以做出俯仰力矩系数与。的关系曲线。如附 图3-5所示。测定俯仰力矩特性是为了确定飞机的纵向静安定性2?和零升力矩系数zo。 因此常常将“Z = /（）曲线画成Z = /（GO曲线如附图1 5所示。这条曲线的斜率就代 表了飞机纵向静安定性的大小。因为飞机的升力增量是作用在其空气动力中心上的。天平测 出的升力和俯仰力矩是相对于天平分解中心的，若天平分解中心和模型重心的相对位置一致 （即重合），对空气动力中心的力矩可以写成：(1-5)式中：4 一飞机重心（天平分解中心）的X坐标（从平均空气动力弦算起的值）对平均空 气动力的相对量即X/%； xf飞机空气动力中

32、心的X坐标对平均空气动力的相对量 即X/ o根据空气动力中心的力矩不随升力改变的性质可得到：(1-6)一与）合计72若（亏一%）是正值，飞机具有纵向静安定性。否则飞机是静不安定的。即若飞机的空 气动力中心在其重心这后，该飞机具有纵向安定性。这样的飞机在水平飞行中若遇到一个突 然的小扰动而偏离了原来的平衡状态的能力。例如，若飞机受到一个上升气流的扰动，使迎 角增大，这时升力也增大，同时又产生了一个低头力矩使迎角减小。反之亦然。实验时，应 使天平分解中心和飞机重心相对位置一致，这样得到的相？就是飞机的静安定性。若因某种 原因天平分解中心和飞机的相对重心位置不能一致，数据处理时必须进行修正。在风洞中

33、加2。往往不易测准。这是因为根Z。本身是个小量，模型安装误差对它的影响较 大。另外，飞机有尾喷流而模型没有尾喷流，而尾喷流对加z。的影响也较大。因此，无尾喷 流实验测出的根Z0要经过尾喷流影响修正后才能用实际飞行中去。从力矩特性还可以求出压力中心的位置。压力中心定义为：空气动力合力与机翼弦线的 交点。压力中心的求法如下：根据压力中心的定义，绕压力中心的气动力矩可以写成：= 0 =+（0V cosa + cv sin）（xn -xp）1 （cy cosa + cx sma）（7）（4）、操纵面的空气动力特性实验指导飞机的操纵面主要有升降舵（全动平位）、方向舵和副翼。实验的模式的是求出它们的 效率

34、。a、升降舵效率实验升降舵效率实验是为了测定在各种飞行状态下，升降舵偏转一度能产生多大的俯仰力 矩，以确定飞机在各种飞行状态下升降舵是否能提供足够的操纵力矩。其方法是测出在不同 下的牝=/（4，）曲线如附图1一7（所示。该曲线叫飞机纵向平衡曲线。各曲线与Cy 轴的交点表示飞机在对应Cy下平飞时，为了配平飞机的纵向力矩升降舵需要偏转的角度。 从该图中可以确定各Cy下的升降舵效率。具体做法是：在Cy轴上取一点，过这一点作私 轴的平行线，它与各曲线分别相交，把这些交点的牝值作为纵坐标，各交点对应的必值作 为横坐标描绘在坐标纸上就得到一条2二/（瓦）曲线，这条曲线的斜率就是在对应Cy下 的升降舵效率相

35、:对另一个Cy下的升降舵效率根：求法同上。现代大后掠战斗机、运输机大都采用全动平尾，而且平尾的相对面积也较大，所以在研 究平尾的作用时，不仅要考虑平尾偏转时所产生的力矩，而且要考虑平尾仪偏转时所引起的 全机升力系数的变化。平尾效率用能表示。它对升力的影响用；表示（。）为平尾偏角， 它表示平尾偏转一度产生的升力系数增量。进行模型实验时，可在给定的几个平尾偏角。下测量全机的升力特性和力矩特性，得 到以。为参变量的一组打=和牝=/（G，）曲线。b、方向舵效率实验偏转方向舵产生横侧操纵力和力矩。方向舵效率定义为单位方向舵偏转角所产生的偏航 力矩系数血y、滚转力矩系数叫、侧力系数0z分别为“,、加？、实

36、验时只要测出 在某个Cy下各%对应的Cz, m ,叫,如附图i 8a和l 8b所示。并用求升降舵效率 的方法。就可以求出方向舵效率：myc、副翼效率实验副翼主要用来产生滚转力矩，其效率定义为副翼偏转一度产生滚转力矩相X,即导数 “广。实验时在几个给定的Cy下偏转副翼，测得不同副翼偏角下的根x值，做出以Cy为参 数的根x =/（a）曲线，该曲线的斜率就是2,二 如附图19a和19b所示。（6）、襟翼气动特性测定实验襟翼是为了增加飞机的最大升力系数改善其起落性能的装置。襟翼偏转时使曲线向上移动。如附图L7a所示。同时一般使叫= /（J）曲线向下移动。如附图L7c所示。襟翼效率是指襟翼偏转1度能产生

37、多大的升力系数增量。通常用导数Cy表/02 njyC凉 A/f M示。襟翼引起的俯仰力矩的变化通常用加z表示。和根z的求法和0），/z的求法 完全相同。（7）、当模型有侧滑或方向舵、副翼偏转时，它上面不仅作用有纵向空气动力分量，而 且还有横侧分量。横侧空气动力分量主要随角变化，但迎角变化时横侧空气动力分量也 有较大的变化，所以在进行横侧空气动力实验时，一般都给定几个。下改变一系列角， 测出模型上的各空气动力分量，做出“x=/（/），%=/（0，a=/（）的关系曲线。（8）、地面效应实验飞机在起飞着陆过程中，当距地面半个翼展或更近时，必须将受到地面效应的影响。理论和 实验均正实，地面的影响使飞机

38、的升力线斜率、最大升力系数及纵向稳定性均增加；而最小 阻力系数、诱导阻力及下洗角减小。这些空气动力特性的变化都涉及飞机的安全，需要进行 实验。在风洞中模拟地面效应实验最简单的方法是在模型下面安装一块与风洞水平面平行并 横跨风洞的固定地板（称地板）来模拟地面。地面与模型之间的距离可按需要进行调节。地板一般为木质平板。为了减轻重量，有 些风洞采用金属加层板或硬泡沫塑料板。地板前后修成椭圆形。平板在模型前后应伸出一至 二倍的翼弦长度。实验时，除保证模型几何相似外，还应使地面影响的几何参数相似。即：% 二 g* hs（1-9）式中：h 飞机气动中心至地板的高度。脚标m表示模型、s表示实物。用平板来模拟

39、地面效应的实验方法，并没有完全模拟沿地面飞行的情况。因为在风洞 中模型对地板来说是不动的，地板上有附面层，而实际地面上没有附面层。所以在实验前应 预先测出地面附面层的厚度，在模拟模型离地高度时应予以扣除。在技术上应尽量消除地板附面层的影响，目前常用的方法是吸除地板上的附面层，即 在地板上开一条与地板成60角缝，在地板下表面装一个与该缝倾角一致的角片，当气流 流过地板时在角片后面形成一个低压区，通过缝将上表面的附面层吸除。进行地面效应实验是为了模拟地面的影响测量的数据无须进行下洗修正。测量地面效应对飞 机空气动力特性影响曲线见附图l-10a和l-10b。四数据处理及修正a）杆式六分量内式应变天平

40、测力公式简介（体轴）天平在用于模型测力实验前，一般都要经过校准。其方法是：把天平固定在专门设计 的校准装置上，在天平的设计载荷范围内采用单元（即单分力）加载方式，并记录下单元加 载的输出值，及单元加载荷对其它单元（及其它分力）的干扰载荷值，直到把这六个单元做 完为止。为了保证校准的精度一般要重复七次。在校准过程中，这些值自动输入计算机存储 起来，在各单元七次重复加载完成后，计算机就利用储存在机内的天平校准软件，计算出各 单元的主系数和干扰值。根据这些系数值给出天平测力公式如下：升力：y = ky 5丫一叫。一 3 ,4。）+其它分量对y的干扰量；侧力：Z = A（z-%0）+其它分量对z的干扰

41、量；阻力： = %（% %。原0）+其它分量对X的干扰量；俯仰力矩：%=k,nzz-痛0 一曲也0）+其它分量对MZ的干扰量。偏航力矩：% =心），（勺），%0，。）+其它分量对My的干扰量；滚转力矩：=匕加5必一皿0）+其它分量对Mx的干扰量；其中：/，/，*丫，*冲，凡叱凡.为天平各分量的主系数（单位：牛/字或牛.米/字）； N N N N N NNy，Nz，Nx，iny，Nmz，Nmx 分别为天平加载时的读数；Ny0）NzO, NxO, NmzO, NmyO, NmxO 分别 为各分量未加载时的读数；3 NyO , NzO,MzO分别为纵向三分量的静矩值（单位：字）。b）气动系数计算公式

42、在实验中，由于天平测力公式测出的空气动力及力矩，计算成无因次的气动系数公式 如下：yxzC - c - c -V VL XL Zqxsqxsqxs， ，MzMxm, =mv= :mx =-(1-10)(1-10)qxsxbAqxsxlqxsxl式中：q为来流速压；4为模型平均空气动力弦长；s为模型机翼面积；1为模型机翼展长。 c）气动系数修正由于飞机在自由大气流场中飞行不存在洞壁、支架。而实验数据是存在洞壁、而实验 模型由支架支撑在风洞中实验所取得的。因此，必须对（1-10）式的实验数据进行修正（对 于这两项修正的理论和修正公式见资料5、10）。由于本风洞的模型尾撑支架进行了精细 设计，又由于

43、风洞的轴向静压梯度很小，因此支架干扰和浮力修正可忽略不计。在测力实验中由于天平公式（1-9）、气动系数计算公式（1-10）以及洞壁干扰修正公 式等已经程序化存入计算机中，只要在实验前输入测力模型的主要几何参数、洞壁干扰修正 因子等，一次实验完成后，计算机会自动完成实验数据的采集处理及修正。并由打印机打印 出来或屏幕显示出来。五实验结果给出全部实验结果数据、曲线等，以供实验结束后分析和编写实验技术报告用。附图11中国民航飞行学院风洞气动轮廓图夏延HI A飞机模型在风洞中的安装照片TB-20飞机模型在风洞中的安装照片附图12a全机空气动力测量模型在风洞的安装照片NACA4041标模飞机模型在风洞的

44、安装照片 附图l-2bNACA4041模型在风洞的安装照片+ 起落架-全收构形附图13某飞机不同构型测量的升力曲线附图14某飞机不同的构型测量的阻力系数曲线附图15某飞机不同的构型测量的俯仰力矩系数曲线附图16测量的滚转力矩系数曲线襟翼10襟翼10 +起落架 全收构形一 . 04 8 1 40一 一 - J Z 3 7Z 5 5 5 5 5附图17a升降舵偏转对某飞机升力系数的影响附图17b升降舵偏转对某飞机的极曲线的影响 0 L mza%= 0,4=一12。24 a一%= oa=印6, = 0。a = -4- % = 0。,名=00%= 0,4=4。附图17c用于计算升降效率所测量的俯仰力矩

45、系数曲线 06%二，a = 6, 8y = -25 a = 6,4=-15 a = 6。，务=-5 a = 6。，=0 a = 6。，4,=5 a = 6 8y =15 a = 6 芬=25-.OB L附图18a用于计算方向舵效率所测量的偏航力矩系数曲线* oe= 0, = 0, = 0, = 0, = 0, = 0, = 0,a = ll,可 。=11二 c = ll, 6ya = ll, a = ir, a = ir, a = ll0,二一5 =0 =5 = 10Sy = 20附图1 8b用于计算方向舵效率所测量的偏航力矩系数曲线20学时XIZ |7 lz JZ |7 1 2 3 4 5 z( z( z( z/l z(第一阶段低速空气动力学的基础知识(一)本阶段教学目的1 . 了解本学科学习内容和学习方法；2 . 了解飞机和大气的一般知识；3 .理解机翼升力、阻力、螺旋桨拉力的产生及其变化规律，增升装置(襟翼和缝翼)；4 .掌握螺旋桨副作用对飞行的影响及其修正方法。通过本阶段内容学习，学生应掌握空气动力酌产生及其变化规律,为学习后面内容奠定 基础。(-)分课计划第一课飞机和大气的一般介绍2学时1 .本课教学内容要点(1)前言(什么