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1，中文名称：超临界翼型 英文名称：supercritical aerofoil profile 定义：一种上翼面中部比较平坦，下翼面后部向里凹的翼型，在超过临界M数飞行时，虽有激波但很弱，接近无激波状态，故称超临界翼型。 超临界翼型（Supercritical airfoil）是一种高性能的超音速翼型。它是由美国国家航空航天局（NASA）兰利研究中心的理查德.惠特科姆（Richard T.Whitcomb 1921-）在1967年提出的。这种翼型属于双凸翼型的一种，但样子看起来像一个倒置的层流翼型，即下表面鼓起，而上表面较为平坦。超临界翼型的最大优势是可以将临界马赫数大大提高，一般可以提高0.06-0.1，因此可以获得较好的跨音速和超音速飞行性能。 20世纪70年代以来，超临界翼型开始在大型运输机上进行试验。现在主要用于大型客机和超音速轰炸机上。关于在战斗机上使用超临界翼型的研究也早已展开。2，中文名称：展弦比 英文名称：aspect ratio 定义：机翼或其他升力面的翼展平方与翼面积的比值。展弦比即机翼翼展和平均几何弦之比，常用以下公式表示： =l/b=l2/S 这里l为机翼展长，b为几何弦长，S为机翼面积。因此它也可以表述成 翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。 展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能，所以亚音速飞机一般选用大展弦比机翼；而超音速战斗机展弦比一般选择2.04.0。 如大航程、低机动性飞机B-52轰炸机展弦比为6.5，U-2侦察机展弦比10.6，全球鹰无人机展弦比25；小航程、高机动性飞机J-8展弦比2，Su-27展弦比3.5，F-117展弦比1.65。 展弦比还影响机翼产生的升力，如果机翼面积相同，那么只要飞机没有接近失速状态，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，因而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性。3，中文名称：压力中心 英文名称：pressure center 定义：作用在物体上的空气动力合力的作用点。4中文名称：临界马赫数 英文名称：critical Mach number 定义：物体表面上最大流速达到当地声速时所对应的自由流的马赫数。当来流以亚声速度v（相应的流动马赫数Ma，比如小于0.6）流过翼型时，上翼面的最大速度点c的vcv，因为有可压缩性的影响，点c处的温度最低，该点处的声速也最小，故点c的局部马赫数Mac是流场中最大的，比如说现在Mac1.0。这时全流场都是亚声速流动。随着来流速度v或来流马赫数Ma的增加，Mac也会跟着增加。当Mac=1.0相应此时的来流马赫数Ma就称为该翼型的临界马赫数，用符号Macr表示5，中文名称：高超声速激波层 英文名称：hypersonic shock layer 定义：在钝头体的高超声速绕流流场中，在钝头体前方形成一个脱体的弓形激波，该激波和物面边界层之间存在的一个受到强烈压缩并有一定厚度的高温气体层。6，科安达效应(Coanda Effect)又称康达效应、柯恩达效应 ,亦称附壁作用。 1.原理流体（水流或气流）有离开本来的流动方向，改为随著凸出的物体-流动的倾向。当流体与它流过的物体表面之间存在 面 摩擦时，流体的流速会减慢。只要物体表 的 曲率 不是太大，依据 流体力学 中的 伯努利原理 ，流速的减缓会导致流体被吸附在物的表面上流动。这种作用是以罗马尼 发明家 亨利康达 为名。 2.事件亨利康达发明的一架飞机（康达-1910）曾经因这种效应堕毁，之徕他便致力这方面的研究。 3.实验打开水龙头，放出小小的水流。把 汤匙的背放在流动的旁边。水流会被吠引，流到汤匙的背上。这是附壁作用和文丘里效应 (Venturi Effect)共同作用的结果。文丘里效应使汤匙和水流之间的压力降低，进而把水流引向汤匙之上。当水流附在汤匙上以后，附壁作用使水流一直在汤匙上的凸出表面流 。 4.应用在空气动力学中的应用 附壁作用是大部分飞机 机翼 的主要运作原理。附壁作用的突然消失是飞机失速的主要原因。部分飞机特别使用引挤吹出的气流来增加附壁作用，用来提高升力。 美国的波音YC-14 及前 苏联的安-72 都是把喷射发动机装在机翼上方的前面，配合襟翼，吹出的气流可以提高低速时机翼的升力。 波音 的 C-17运输机亦有透过附壁作用增加升力，但所产生的升力较少。 直升机 的无尾螺旋(NOTAR) 技术，亦是透过吹出空气在机尾引起附壁作用，造成推力平衡旋翼的作用力。7， 中文名称：爬升 英文名称：climb 定义：在飞行中，当发动机推力大于空气阻力，利用剩余的那部分推力做功，使航空器增加高度的飞行。 8，中文名称：无限翼展机翼 英文名称：infinite span wing 定义：翼展无限长的机翼，实质指机翼处于二维流动。9，中文名称：旋翼拉力 英文名称：rotor thrust 定义：旋翼工作时沿旋转轴向的气动合力投影。在直升机上，旋翼拉力相当于飞机上的机翼的升力；在各种飞行状态其值都基本上等于气动合力。10，附面层 流体力学术语，英文为 Boundary layer，又称为边界层。 水、空气或其它低粘滞性流体沿固体表面流动或固体在流体中运动时，在高雷诺数情况下，附于固体表面的一层流体称为边界层。 以空气为例，空气流过物体时, 由于物体表面不是绝对光滑的, 加之空气具有粘性, 所以, 紧贴物体表面的一层空气受到阻滞, 流速减小为零。这层流速为零的空气又通过粘性作用影响上一层空气的流动, 使上层空气流速减小。如此一层影响一层，在紧贴物体表面的地方，就出现了流速沿物面法线方向逐渐增大的薄层空气，通常将这一薄层空气称为附面层。 边界层内的流速沿垂直于运动方向连续变化,该速度连续下降直到边界上流体质点相对静止为止。11，中文名称：流场品质 英文名称：flow quality 定义：评价风洞实验段气流品质的一些重要指标。包括气流速度(马赫数)均匀性、气流偏角、轴向静压梯度、湍流度、噪声等。12，中文名称：迎角 英文名称：angle of attack 其他名称：攻角 定义：翼弦与来流矢量在飞机对称面内投影的夹角。 对于固定翼飞机，机翼的前进方向(相当于气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。 迎角大小与飞机的空气动力密切相关。飞机的升力与升力系数成正比；阻力与阻力系数成正比。升力系数和阻力系数都是迎角的函数。在一定范围内，迎角越大，升力系数与阻力系数也越大。但是，当迎角超过某一数值（称为临界迎角），升力系数与阻力系数反而减小。这时飞机就可能失速。 因此，迎角是重要的飞行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的迎角范围内飞行。所以有的飞机有一块专门指示迎角的仪表迎角表。有的飞机还有失速警告系统。当实际迎角接近临界迎角而使飞机有失速的危险时，失速警告系统即发出各种形式的告警信号。 对于直升机和旋翼机，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。13，中文名称：边条 英文名称：strake 定义：飞机机翼根部前缘向前延伸且后掠角很大的狭长翼片。 边条是指附加于机身或机翼机身结合处的小翼面，包括机身边条和机翼边条两种。机身边条位于机身左右两侧，宽度相等；而机翼边条则是位于机翼机身结合处近似三角形的小翼面。采用边条翼结构可以减少阻力，改善飞机的操作性。飞机机身头部两侧或机翼根部前缘向前延伸的水平狭长翼片。前者称为机身边条，用来控制机身头部在大迎角时的涡流,改善飞机的横侧稳定性;后者称为机翼边条。边条通常指机翼边条，主要用在展弦比为34的薄机翼上。它可改善机翼在大迎角时的气动特性,特别是升力特性。边条好像一个前缘尖锐、大后掠角(7080)的细长三角翼。 在大迎角下， 在边条的前缘将形成强烈的涡流，它向后流经机翼的上方时，能延缓机翼的气流分离，增加机翼升力，改善飞机在大迎角时的稳定性。机翼边条能提高飞机的机动性，在超音速歼击机上得到广泛应用。边条的缺点是使飞机在小迎角下的阻力增加。但适当设计边条的形状，使边条带有一定曲度，可减小这种不利影响。14，中文名称：升力 英文名称：lift;lift force 定义：作用于航空器上垂直于航迹的气动力分量。升力，就是向上的力。 使你上升的力。 有很多种了。一般都是说在空气中。 也就是向上的力大于向下的力，其合力可以使物体上升。 这个力就是升力。从翼型流线谱中看出：相对气流稳定而连续地流过翼型时，上下表面的流线情况不同。上表面流线密集流管细，其气流流速快、压力小；而下表面流线较稀疏，流管粗，其气流流速慢，压力较大。因此，产生了上下压力差。这个压力差就是空气动力(R)，它垂直流速方向的分力就是升力 (Y)。流过各个剖面升力总合就是机翼的升力。升力维持飞机在空中飞行。飞机的升力和阻力简述飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理： 流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。 连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。 伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。 小结飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。 机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。 所以不能认为：飞机被支托在空中，主要是空气从机翼下面冲击机翼的结果。 飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也需要对它有所了解。按阻力产生的原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。 四种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。升力的产生从空气流过机翼的流线谱可以看出：相对气流流过机翼时，分成上下两股，分别沿机翼上表面流过，而在机翼的后缘重新汇合向后流去。因机翼表面突起的影响，上表面流线密集，流管细，其气流流速快、压力小；而下表面流线较稀疏，流管粗， 其气流流速慢，压力较大。因此，产生了上下压力差。这个压力差就是空气动力(R)， 它垂直流速方向的分力就是升力(Y)。升力维持飞机在空中飞行。 机翼升力的着力点，即升力作用线与翼弦的交点叫压力中心。影响飞机升力和阻力的因素升力和阻力是飞机在空气之间的相对运动中（相对气流）中产生的。影响升力和阻力的基本因素有：机翼在气流中的相对位置（迎角）、气流的速度和空气密度以及飞机本身的特点（飞机表面质量、机翼形状、机翼面积、是否使用襟翼和前缘翼缝是否张开等）。 1.迎角对升力和阻力的影响相对气流方向与翼弦所夹的角度叫迎角。在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。在小于临界迎角范围内增大迎角，升力增大：超过临界临界迎角后，再增大迎角，升力反而减小。迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多：超过临界迎角，阻力急剧增大。 2.飞行速度和空气密度对升力阻力的影响飞行速度越大升力、阻力越大。升力、阻力与飞行速度的平方成正比例，即速度增大到原来的两倍，升力和阻力增大到原来的四倍：速度增大到原来的三倍，升力和阻力也会增大到原来的九倍。空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍，即升力和阻力与空气密度成正比例。 3，机翼面积，形状和表面质量对升力、阻力的影响机翼面积大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。机翼形状对升力、阻力有很大影响，从机翼切面形状的相对厚度、最大厚度位置、机翼平面形状、襟翼和前缘翼缝的位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大。还有飞机表面光滑与否对摩擦阻力也会有影响，飞机表面相对光滑，阻力相对也会较小，反之则大。15，升力系数定义及解释物体（如飞机、导弹）所受到的升力与气流动压和参考面积之比，是一个无量纲量。 升力系数-概述物体（如飞机）飞行时因为其本身的形状而受到气流所作用的向上的力与物体相应的动压和参考面积之积的比率升力系数用c表示,动压用q表示,参考面积用s表示,升力用L表示,则c=L/(qs)它是一个无量纲的量 计算公式Cy = Y/(qS) 式中， Cy：升力系数 Y ：升力（升力垂直于气流速度方向，向上为正） q ：动压，q=v*v/2 (为空气密度，v为气流相对于物体的流速） S ：参考面积（飞机一般选取机翼面积为参考面积）16，中文名称：诱导阻力 英文名称：induced drag 定义：机翼尾随涡诱生的阻力。机翼上除了产生摩擦阻力和压差阻力以外,由于升力的产生,还要产生一种附加的阻力。这种由于产生升力而诱导出来的附加阻力称为诱导阻力。可以说,诱导阻力是为产生升力而付出的一种“代价”。诱导阻力是怎样产生的呢当机翼产生升力时,机翼下表面的压力比上表面的大,而机翼翼展长度又是有限的,所以下翼面的高压气流会绕过两端翼尖,向上翼面的低压区流去。当气流绕过翼尖时,在翼尖部份形成旋涡,这种旋涡的不断产生而又不断地向后流去即形成了所谓翼尖涡流。 翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度,而向下倾斜形成下洗流。气流方向向下倾斜的角度,叫下洗角。 由翼尖涡流产生的下洗速度,在两翼尖处最大,向中心逐渐减少,在中心处最小。这是因为空气有粘性,翼尖旋涡会带动它周围的空气一起旋转,越靠内圈,旋转越快,越靠外圈,旋转越慢。因此离翼尖越远,气流下洗速度越小。相关资料在日常生活中,也可观察到翼尖涡流的现象。例如大雁南飞,常排成人字或斜一字形,领队的大雁排在中间,而幼弱的小雁常排在外侧。这样使得后雁处于前雁翅梢处所产生的翼尖涡流之中。翼尖涡流中气流的放置是有规律的,靠翼尖内侧面,气流向下,靠翼尖外侧,气流是向上的即上升气流。这样后雁就处在前雁翼尖涡流的上升气流之中,有利于长途飞行。 从实验也可看出翼尖涡流的存在。当机翼产生正升力时,由于机翼下表面的压力比上表面的大,故空气从下翼面绕过翼尖翻到上翼面。因而处在两翼尖处的两个叶轮都放置起来,在左翼尖的向右放置(从机尾向机头看),在右翼尖的向左放置。升力增大,上下翼表面压力差增大,叶轮放置得更快。升力为零,上下翼面无压力差,叶轮不转动。若机翼产生负升力,则上翼面的压力比下翼面大,故两叶轮就会反转。 飞行中,有时从飞机翼尖的凝结云也可看到翼尖涡流。因为翼尖涡流的范围内压力很低,如果空气中所含水蒸汽膨胀冷却而凝结成水珠,便会看到由翼尖向后的两道白雾状的涡流索。 升力是和相对气流方向垂直的。既然流过机翼的空气因受机翼的作用而向下倾斜,则机翼的升力也应随之向后倾斜。实际升力是和洗流方向垂直的。把实际升力分解成垂直于飞行速度方向和平等于飞行速度方向的两个分力。垂直于飞行速度方向的分力,仍起着升力的作用,这就是我们经常使用的升力。平行于飞行速度方向的分力,则起着阻碍飞机前进的作用,成为一部份附加阻力。而这一部分附加阻力,是同升力的存在分不开的,因此这一部分附加阻力称为诱导阻力。 实践表明,诱导阻力的大小与机翼的升力和展弦比有很大关系。升力越大,诱导阻力越大。展弦比越大,诱导阻力越小。17，中文名称：后掠角 英文名称：sweep back angle 定义：在俯视图上，机翼有代表性的基准线(一般取25%等百分比弦线)与飞机对称面法线之间的夹角。基准线向后折转时为后掠角。Su-22是俄制变后掠翼机 后掠角是指从飞机的俯仰方向看，机翼四分之一弦长连线自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是机翼前缘线的歪斜角，则称前缘后掠角。高速飞机的后掠角一般很大。 是机翼与机身夹角的余角。18，亚声速飞行 subsonic flight 飞行器以马赫数（见飞行速度）小于0.8的速度在大气中的飞行。飞行器在作亚声速飞行时无激波产生，这时影响其空气动力特性的主要因素是粘性和气流分离。飞机作小迎角飞行时，表面摩擦阻力是飞机阻力的主要部分。作大迎角飞行时，则要求延迟气流的分离和防止失速。亚声速飞机的最大飞行速度一般以临界马赫数（飞机表面最大流速达到当地声速的来流Ma数）为限，飞机表面的局部流速达到声速。对飞机性能的主要要求是升阻比大，最大升力系数高。在高亚声速（Ma0.80.9）飞行时 ，降低最小阻力系数的要求就更为突出。超声速飞机进行亚声速飞行时，除某些动作受到性能限制外，主要是为了省油，并可用于起飞、巡航、待机、下滑返航、着陆、编队和某些特技飞行等。19，风洞效应风洞（wind tunnel），是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具。风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越来越广泛的应用。用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。实验时，常将模型或实物固定在风洞内，使气体流过模型。这种方法，流动条件容易控制，可重复地、经济地取得实验数据。为使实验结果准确,实验时的流动必须与实际流动状态相似,即必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，在一个风洞中同时模拟所有的相似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，选择一些影响最大的参数进行模拟。此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。 风洞的组成 风洞主要由洞体、驱动系统和测量控制系统组成，各部分的形式因风洞类型而异。 洞体 它有一个能对模型进行必要测量和观察的实验段。实验段上游有提高气流匀直度、降低湍流度的稳定段和使气流加速到所需流速的收缩段或喷管。实验段下游有降低流速、减少能量损失的扩压段和将气流引向风洞外的排出段或导回到风洞入口的回流段。有时为了降低风洞内外的噪声，在稳定段和排气口等处装有消声器。 驱动系统 它有两类，一类是由可控电机组和由它带动的风扇或轴流式压缩机组成。风扇旋转或压缩机转子转动使气流压力增高来维持管道内稳定的流动。改变风扇的转速或叶片安装角，或改变对气流的阻尼，可调节气流的速度。直流电动机可由交直流电机组或可控硅整流设备供电。它的运转时间长，运转费用较低，多在低速风洞中使用。使用这类驱动系统的风洞称连续式风洞,但随着气流速度增高所需的驱动功率急剧加大,例如产生跨声速气流每平方米实验段面积所需功率约为4000千瓦，产生超声速气流则约为1600040000千瓦。另一类是用小功率的压气机事先将空气增压贮存在贮气罐中，或用真空泵把与风洞出口管道相连的真空罐抽真空，实验时快速开启阀门，使高压空气直接或通过引射器进入洞体或由真空罐将空气吸入洞体，因而有吹气、引射、吸气以及它们相互组合的各种形式。使用这种驱动系统的风洞称为暂冲式风洞。暂冲式风洞建造周期短，投资少，一般雷诺数较高，它的工作时间可由几秒到几十秒，多用于跨声速、超声速和高超声速风洞。对于实验时间小于 1秒的脉冲风洞还可通过电弧加热器或激波来提高实验气体的温度，这样能量消耗少，模拟参数高。 测量控制系统 其作用是按预定的实验程序，控制各种阀门、活动部件、模型状态和仪器仪表，并通过天平、压力和温度等传感器，测量气流参量、模型状态和有关的物理量。随着电子技术和计算机的发展，20世纪40年代后期开始，风洞测控系统，由早期利用简陋仪器，通过手动和人工记录，发展到采用电子液压的控制系统、实时采集和处理的数据系统。 风洞的种类 按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。 低速风洞 实验段气流速度在130米秒以下(马赫数0.4)的风洞。 风洞介绍 风洞就是用来产生人造气流(人造风)的管道。在这种管道中能造成一段气流均匀流动的区域，汽车风洞试验就在这段风洞中进行。在低速风洞中，常用能量比Er衡量风洞运行的经济性。式中v0和A0分别为实验段气流速度和截面积；为空气密度；和N 分别为驱动装置系统效率和电机的输入功率。对于闭口实验段风洞Er为36。雷诺数Re是低速风洞实验的主要模拟参数，但由于实验对象和项目不同,有时尚需模拟另一些参数,在重力起作用的一些场合下（如尾旋、投放和动力模型实验等）还需模拟弗劳德数Fr，在直升机实验中尚需模拟飞行马赫数和旋翼翼尖马赫数等。 低速风洞的种类很多，除一般风洞外，有专门研究飞机防冰和除冰的冰风洞，研究飞机螺旋形成和改出方法的立式风洞，研究接近飞行条件下真实飞机气动力性能的全尺寸风洞，研究垂直短距起落飞机(V/STOL)和直升机气动特性的V/STOL风洞，还有高雷诺数增压风洞等。为了研究发动机外部噪声，进行动态模型实验，一些风洞作了改建以适应声学实验和动态实验要求。为了开展工业空气动力学研究，除了对航空风洞进行改造和增加辅助设备外，各国还建造了一批专用风洞，如模拟大气流动的速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段和最小风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞，研究全尺寸汽车性能、模拟气候条件的汽车风洞，研究沙粒运动影响的沙风洞等。 高速风洞 实验段内气流马赫数为0.44.5的风洞。按马赫数范围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。 亚声速风洞 风洞的马赫数为0.40.7。结构形式和工作原理同低速风洞相仿，只是运转所需的功率比低速风洞大一些。 跨声速风洞 风洞的马赫数为0.51.3。 超声速风洞 洞内气流马赫数为1.54.5的风洞。风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。只要喷管前后压力比足够大，实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。高超声速风洞 马赫数大于 5的超声速风洞。主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。 低密度风洞 形成稀薄(低密度)气体流动的高超声速风洞。 激波风洞利用激波压缩实验气体，再用定常膨胀方法产生高超声速实验气流的风洞。热冲风洞 利用电弧脉冲放电定容地加热和压缩实验气体，产生高超声速气流的风洞。设计新的飞行器必须经过风洞实验。风洞中的气流需要有不同的流速和不同的密度，甚至不同的温度，才能模拟各种飞行器的真实飞行状态。风洞中的气流速度一般用实验气流的马赫数(M数)来衡量。风洞一般根据流速的范围分类：M0.3的风洞称为低速风洞,这时气流中的空气密度几乎无变化；在 0.3M0.8 范围内的风洞称为亚音速风洞，这时气流的密度在流动中已有所变化； 0.8M1.2 范围内的风洞称为跨音速风洞；1.2M5范围内的风洞称为超音速风洞;M5的风洞称为高超音速风洞。风洞也可按用途、结构型式、实验时间等分类。 民航基本知识1，什么叫GDS？ DS(Global Distribution System)即“全球分销系统”，是应用于民用航空运输及整个旅游业的大型计算机信息服务系统。通过GDS，遍及全球的旅游销售机构可以及时地从航空公司、旅馆、租车公司、旅游公司获取大量的与旅游相关的信息，从而为顾客提供快捷、便利、可靠的服务。2，什么叫航空移动卫星服务/业务(AMSS)？ AMSS为航空用户提供远距数据链和话音通信。参考ATC专题中的AMSS。 3，什么叫ATN（航空电信网）？ ATN是全球范围内，用于航空的数字通信网络和协议。参考ATC专题中的航空电信网。4，什么叫新航行系统？ 参考ATC专题中的新航行系统。 5，什么叫RNP？ 飞机在一个确定的航路、空域或区域内运行时，所需的导航性能精度。参考ATC专题中的新航行系统。 6，什么叫雷达管制？ 空中交通管制一般分为程序管制和雷达管制。目前我国大部分空中交通管制单位还使用落后的程序管制，广州区域现行的是介于两者之间的雷达监控条件下的程序管制。雷达管制（RADAR CONTROL）是指直接使用雷达信息来提供空中交通管制服务。程序管制和雷达管制最明显的区别在于两种管制 手段允许的航空器之间最小水平间隔不同。在区域管制范围内，程序管制要求同航线同高度航空器之间最小水平间隔10分钟（对于大中型飞机来说，相当于150KM左右的距离），雷达监控条件下的程序管制间隔只需75KM，而雷达管制间隔仅仅需要20KM。允许的最小间隔越小，以为着单位空域的有效利用率越大，飞行架次容量越大，越有利于保持空中航路指挥顺畅，更有利于提高飞行安全率和航班正常率。7，什么是支线飞机？ 支线飞机，是指座位数在50座110座左右，飞行距离在600公里1200公里的小型客机。支线运输是指短距离、小城市之间的非主航线运行。8，什么叫公务机？ 在一般人的概念中，公务机就是私人小飞机。但这样理解并不全面，在国外的确有许多私人拥有公务机，然而国内相当多的公务机都属于公务机租赁公司，当用户需要的时候可以向租赁公司租用，许多即将飞到上海来的公务机就是临时被一些公司老板租用的。当然，世界大跨国集团一般会拥有由数架公务机组成的机队，并配备飞行和地勤人员。公务机中也有许多如“湾流”、“奖状”、“挑战者”等机型的喷气式飞机。这些飞机的飞行速度与大型机相比毫不逊色，巡航高度12000米没问题，最大航程有的可达到12000公里。大多数国外公司都使用现代的、多台涡轮风扇发动机或涡轮螺桨发动机的公务机，或者安全性能高的直升机。 9，什么叫巡航？飞机巡航的高度和速度是多少？ 飞机完成起飞阶段进入预定航线后的飞行状态称为巡航。飞机发动机有着不同的工作状态，当发动机每公里消耗燃料最少情况下的飞行速度，称为巡航速度。飞机以多大的速度飞行，要根据飞机飞行的距离、所需的时间、载荷要求、飞行的安全性、发动机的耐久性和经济性，以及气候条件等情况确定的装有不同发动机的飞机，其巡航速度、巡航高度和航程是不一样的。 10，飞机的血液航空燃油 目前，世界各航空公司所使用的航空燃料主要有两大类：航空汽油和喷气燃料，分别适用不同类型的飞机发动机。航空汽油用在活塞式航空发动机的燃料。航空活塞式发动机与一般汽车发动机工作原理相同，只是功率大，自重轻一些，因而对航空汽油的质量要求和车用汽油就有类似之处。现在这种发动机只用于一些辅助机种，如直升机、通讯机、气象机等，所以相应的航空汽油的用量也大大减少。随着航空工业和民航事业的发展，民航的大型客机的动力装置逐步被涡轮喷气发动机代替。这种发动机推动飞机向前飞行，通过把燃料燃烧转变为燃气产生推力，使用的燃料称为喷气燃料，由于国内外普遍生产和广泛使用的喷气燃料多属于煤油型，所以通常称之为航空煤油，简称航煤。一些先进的大型客机像波音747等能在1万米之上高空飞行，发动机必须适应高空缺氧，气温、气压较低的恶劣观应当清澈透明、不含悬浮和沉降的机械杂质和水份；航煤还应有较好的低温性、安定性、蒸发性、润滑性以及无腐蚀性，不易起静电和着火危险性小等特点。这些性能都有精确的数据指示来表示。航煤是经直接练制和二次加工从原油中提炼出来的，一般产量不高，只占原油的百分之十几。为调整产品指标，有时要加入适当种类和数量的添加剂。经检验合格的航油通过管道装入铁路专用槽车或油轮，运至民航储油库，再经化验合格后入油罐。罐中航油经过一定时间的沉降，使所含的游离杂质、水份沉入罐底，然后由浮动吸管在罐内自上而下将油吸入油泵，加压后输送到离机坪很近的耗油库油罐中。再经化验，合格后罐入专用油罐车，开至飞机翼下，将油加入其油箱中；或者由铺设在机坪下的输油管线经过专门输油设施加到飞机油箱里。航油从槽车中卸下加入飞机油箱，整个过程一般经过三到以上精细过滤，滤去杂质和水份。每个环节有配套的措施控制质量，工作人员严格操作规程操作，以保证加到飞机上的油品质量合格和数量准确无误大多数民航机场都有专业经营航油的公司或其派机构，为往来经停的飞机提供燃油及相关服务。在中国各机场，是由直属民航总局的中国航空油料总公司的职工们完成飞机加油的。 11，何谓空中走廊？ 空中走廊，是在两点连线的两侧各有4-5公里宽度的空中飞行通道，供航空器在走廊内实施点与点之间的飞行。设置空中走廊的目的，是使航空器严格按照走廊进行飞行，避免航空器进入走廊之外的限制区域。飞机去大城市的机场，都不可随意飞越城市上空直接去机场，必须先飞向指定的地点（即走廊口），然后沿着空中走廊，再飞向机场降落。 12，飞机的种类是怎样划分的？ 1.按飞机的用途划分，有民用航空飞机和国家航空飞机之分。国家航空飞机是指军队、警察和海关等使用的飞机，民用航空飞机主要是指民用飞机和直升飞机，民用飞机指民用的客机、货机和客货两用机。2.按飞机发动机的类型分，有螺旋桨飞机和喷气式飞机之分。螺旋桨史飞机，包括活塞螺旋桨式飞机和涡轮螺旋桨式飞机，飞机引擎为活塞螺旋桨式，这是最原始的动力形式。它利用螺旋桨的转动将空气向机后推动，借其反作用力推动飞机前进。螺旋桨转速愈高，则飞行速度愈快。喷气式飞机，包括涡论喷气式和涡论风扇喷气式飞机。这种机型的优点是结构简单，速度快，一般时速可达500-600英里；燃料费用节省，装载量大，一般可载客400-500人或100吨货物。3按飞机的发动机数量分，有单机（动机）飞机、双发（动机）飞机、三发（动机）飞机、四发（动机）飞机之分。4.按飞行的飞行速度分，有亚音速飞机和超音速飞机之分，亚音速飞机又分低速飞机（飞行速度低于400公里/小时）和高亚音速飞机（飞行速度马赫数为0.8-8.9）。多数喷气式飞机为高亚音速飞机。5.按飞机的航程远近分，有近程、中程、远程飞机之别。远程飞机的航程为1100公里左右，可以完成中途不着陆的洲际跨样飞行。中程飞机的航程为3000公里左右，近程飞机的航程一般小于1000公里。近程飞机一般用于支线，因此又称支线飞机。中、远程飞机一般用于国内干线和国际航线，又称干线飞机。我国民航总局是采用按飞机客坐数划分大、中、小型飞机，飞机的客坐数在100座以下的为小型，100-200座之间为中型，200座以上为大型。航程在2400km以下的为短程，2400-4800Km 之间为中程，4800KM以上为远程。但分类标准是相对而言的。 13，飞机在任何气象条件下都可以着陆吗？ 飞机着陆时，驾驶员必须根据飞机的性能特点、机场上空的气候条件和着陆设备的情况以及自己的技术水平等因素操纵飞机着陆。对于大部分机场来说，驾驶员一般在60米（200英尺）高度上应该看清跑道，而且跑道上的水平能见度必须大于600米，方能着陆。如果机上装有仪表着陆系统（ILS），只要跑道上的水平能见度大于400米，驾驶员能在30米（100英尺）的高度上看清跑道就可以着陆。现在，对全天候着陆系统，人们正在大量的研制工作。目前，只有洛克西德1011飞机配备较先进的仪表着陆系统，驾驶员只要有200米的水平能见度在10米的高度上看清跑道就可以着陆。 14，飞机常用参数 1.机长：指飞机机头最前端至飞机机尾翼最后端之间的距离。2.机高：指飞机停放地面时，飞机尾翼最高点的离地距离。3.翼展：指飞机左右翼尖间的距离。4.最大起飞重量：指飞机试航证上所规定的该型飞机在起飞时所许可的最大重量。5.最大着陆重量：指根据飞机的起落架和机体结构所能承受的撞击量。由飞机制造厂和民航当局所规定。6.飞机基本重量：指商务载重（旅客及行李、货物邮件）和燃油外飞机作好执行飞机飞行任务准备的飞机重量。 15，飞机的油箱放置在什么地方？ 一般情况下，飞机的油箱都对称地配置在机翼内。这样设计有几个好处：1.油箱不占机身容积，有利于提高飞机的客货运输能力；2.在燃料消耗的过程中，飞机重心位置移动量较小，利于飞机的飞行平衡与安全；3.由于油料的重量与飞机升力方向相反，有助于减轻机翼结构的受力；4.置于机翼的油箱距地面较远，在飞机强迫着陆等特殊情况下比较安全。 16，飞机飞行的航线是如何确定的？ 飞机飞行的路线称为空中交通线，简称航线。飞机的航线不仅确定了飞机飞行具体方向、起讫点和经停点，而且还根据空中交通管制的需要，规定了航线的宽度和飞行高度，以维护空中交通秩序，保证飞行安全。飞机航线的确定除了安全因素外，取决于经济效益和社会效益的大小。一般情况下，航线安排以大城市为中心，在大城市之间建立干线航线，同时辅以支线航线，由大城市辐射至周围小城市。航线按起讫点的归属不同分为国际航线和国内航线。其中国内航线又可分为干线航线和支线航线。干线航线是指连接北京和各省会、直辖市或自治区首府或各省、自治区所属城市之间的航线，如北京上海航线、上海南京航线、青岛深圳航线等。支线航线则是指一个省或自治区之内的各城市之间的航线。 17，“航空”、“航天”，一字之差两重天 “航空”和“航天”虽只有一字之差，但却差了“一重天”。航空是指人类利用飞行器从事的大气层内的飞行及有关活动。这些飞行器有轻于空气的飞行器如气球、飞艇等和重于空气的飞行器如飞机、直升机、滑翔机、伞翼机等，它们不会飞离地球。航天又称“星际航行”，其飞行器称为外层空间飞行器，如人造卫星、宇宙飞船、航天飞机等。“航天”与“航空”同属高科技产业，而且又有许多相近、相通、相依的因素，所以中国产业分工史上曾把二者合一，称为“中华人民共和国航空航天工业部”，现以撤消该部，分别成立了“中国航空工业总公司”和“中国航天工业总公司”。 18，飞机是怎样加油的？ 飞机是个喝油的大汉，最大的飞机波音747-400一次3加油达170多吨。因此，飞机加油有自己的特点。飞机的加油的方式有两种，一种是翼下加油，一种是翼上加油。采用翼上加油方式的主要是小型飞机，大型飞机均采用翼下加油方式。加油车分油罐加油车和管线加油车两种。油罐加油车是将燃油从储油库输至油车罐内，驱车至飞机旁加油，油罐车以其容量大小为标准，从1200公升至85000公升。管线加油车是在燃油从储油库经地下管道输至停机坪的加油井后，用加油车软管连接油井与飞机加油接头的方式加油。管线加油缩短了加油时间，减少了燃油蒸发和污染可能，安全高效，但修建输油管道、加油井和购买管线加油车的费用昂贵。在飞机加油前，有专门人员化验油品，以保证所加燃油合格。 19，全天候飞机与全天候飞行员 “全天候”是从外文翻译而来，原文的意思是“不论晴雨”，即不受风雨的限制。飞机在空中飞行，受气象条件的限制很大，一般飞机在恶劣气象条件下或者是夜晚不能飞行。随着科学技术的发展，飞机大量装备了电子设备，使飞机能够在复杂的气象条件下和夜晚飞行，具备此种性能的飞机被称为“全天候飞机”。同理，能够在复杂气象条件下和夜晚飞行的飞行员被称为全天候飞行员。我国民航根据飞行人员的技术水平、机场的起降气候条件和昼夜间飞行能力分为白天0、1、2号标准。如1/1标准飞行员是白天、夜间都具备飞行条件的飞行员，即“全天候飞行员”。 20，驾驶员在看不清跑道的情况下如何着陆？ 飞机着陆时，驾驶员应能看清跑道，至少在接地前的几秒钟内能看清跑道。当塔台允许飞机降落 时，驾驶员应立即飞向跑道。在最后进场阶段，即在进跑道端头14.4公里（9英里），915米（3000英尺）的高度上，飞机进入仪表着陆系统（ILS）的着陆制导波束范围。ILS系统通过无线电装置引导驾驶员着陆，其下滑波束和无线电信标发射机给驾驶员指出了应保持的下滑角和跑道方向。跑道两端的延长线上，分别设有无线电导航台。远距导航台设在距跑道端头8.5公里（5英里）处，飞机在下滑中通过远、近导航台上空时，驾驶舱内发出灯光和音响信号，使驾驶员知道飞机离跑道的距离。在波束引导飞机对准跑道的同时，驾驶员仔细观察跑道能见度的情况，准备拉平接地。 21，为什么飞机也要“洗澡”？ 对于人来说，洗澡的主要目的是讲究卫生和享受舒适。飞机的“洗澡”，其目的是减少机壳上附着的不洁物的重量，防止它增加飞机的燃料消耗。目前瑞典政府规定，两个航班之间，飞机必须进行飞行前的擦洗。飞行原理简介要了解飞机的飞行原理就必须先知道飞机的组成以及功用，飞机的升力是如何产生的等问题。这些问题将分成几个部分简要讲解。一、飞行的主要组成部分及功用 到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成 ： 1. 机翼机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。 2. 机身机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 尾翼尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。4.起落装置飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。 5. 动力装置动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。 二、飞机的升力和阻力飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是*空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。 连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。 机翼升力的产生主要*上表面吸力的作用，而不是*下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。 飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也需要对它有所了解。按阻力产生的原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。 1. 摩擦阻力空气的物理特性之一就是粘性。当空气流过飞机表面时，由于粘性，空气同飞机表面发生摩擦，产生一个阻止飞机前进的力，这个力就是摩擦阻力。摩擦阻力的大小，决定于空气的粘性，飞机的表面状况，以及同空气相接触的飞机表面积。空气粘性越大、飞机表面越粗糙、飞机表面积越大，摩擦阻力就越大。2.压差阻力人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。这种由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。飞机的机身、尾翼等部件都会产生压差阻力。3.诱导阻力升力产生的同时还对飞机附加了一种阻力。这种因产生升力而诱导出来的阻力称为诱导阻力，是飞机为产生升力而付出的一种“代价”。其产生的过程较复杂这里就不在详诉。4.干扰阻力它是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外阻力。这种阻力容易产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和副油箱之间。以上四种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。三