实验空气动力学

实验空气动力学复习资料•实验空气动力学：是空气动力学的一个分支，它以实验的方法观察和研究空气流动现象，测量空气和物体相互作用的物理量，并探索空气流动规律的一门学科。相似理论：研究如何保证模型试验与真实现象相似，并能将试验结果运用到实物上的理论。物理现象相似：若两个物理现象在对应点对应瞬时所有表征物理现象的对应物理量都保持各自固定的比例关系（若是向量还包括方向相同），则称两个物理现象相似。相似定理：物理现象遵守相同的物理方程，采用的相似参数相等。几何相似：一个物体或图形经各向等比例变形能与另一个物体或图形完全重合，则称两个物体或图形几何相似。动力学相似：两个流场中，各对应点作用的各种力的大小之比相等，且方向相同，则称两个流场动力相似。运动学相似：两个流场中，各对应点的速度和加速度的大小之比相等，且方向相同，则称两个流场运动相似。雷诺数相似：雷诺数是一个表征流体粘性对流动影响的相似参数，两个物体的雷诺数相等，则认为雷诺数相似。马赫数相似：马赫数是表征压缩性影响的参数，两个流场的马赫数相等，则称马赫数相似。斯特劳哈尔数相似：斯特劳哈尔数相等则为斯特劳哈尔数相似，它是表征非定常周期性影响的一个相似参数，等于非定常运动的惯性力与惯性力之比。弗劳德数相似：弗劳德数是一个表征重力对流动影响的相似参数，两个物体的弗劳德数相等，则认为弗劳德数相似。误差：或称绝对误差，指某物理量的测量值与真实值（真值）之差。误差=测量值－真实值相对误差：相对误差为误差与真值之比。相对误差=误差/真值=误差/平均值随机误差：随机误差又称偶然误差，它指在相同条件下多次测量同一物理量时，误差的绝对值时大时小，误差的符号时正时负，没有确定规律，也不可预定但具有抵偿性的误差。反映随机误差的大小通常用精度或重复性表示。系统误差：系统误差又称固有误差，它指在同一条件下多次测量同一物理量时，误差的绝对值和符号保持恒定，或在条件改变时，按某一确定的规律变化的误差。反映系统误差的大小通常用准度表示。粗差：由参试人员的过失所造成的误差。nl--平均值,nl--平均值,\n(n-1)式中：n-测量次数;V=1-1ii1--测量值i精度：表示测量值离散的程度。准度：表示测量值接近真值的程度，通常以多次测量值的平均值来代替真值。同期精度：指同一模型、同一期试验、在同一试验状态下，经非连续重复多次（一般为7次）试验，其测量值的均方根误差。风洞：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流动现象的一种管道试验设备。定常流场：物理参数不随时间变化的流场。非定常流场：物理参数随时间变化的流场。皮托管原理：根据伯努利方程的总、静压关系，以正对来流的孔测量总压，以一定距离的圆柱母线上的孔感受静压，从而得到速度参数的一种球头柱形管状仪器。常规试验：一般指测力和测压试验，测力试验是指以天平测量模型气动力的试验，测压试验是指以压力传感器测量模型表面压力分布的试验。横向试验：是指固定迎角而改变侧滑角的试验。纵向试验：是指侧滑角为零而改变迎角的试验。准纵向试验：是指固定侧滑角而改变迎角的试验，或侧滑角不为零时的纵向试验。风轴系：X轴于纵向对称平面内指向来流，Y轴垂直于X轴指向上方，Z轴垂直于X、Y轴指向右方，原点一般置于参考重心的坐标系，称为风轴系。体轴系：X轴平行于机身轴线或翼根弦线指向来流，Y轴垂直于X轴指向上方，Z轴垂直于X、Y轴指向右方，原点一般置于参考重心的坐标系，称为体轴系。天平中心：指天平的力分解中心，一般为天平的几何中心。参考重心：在气动试验中，以飞行器的一个重心位置（一般为后重心位置）作为参考来处理测量数据，此位置称为参考重心。迎角：气流在飞行器纵向对称面内的投影与飞行器上指定特征线的夹角，称为迎角，投影线位于特征线的上方为正。侧滑角：气流在飞行器水平对称面内的投影与飞行器的纵轴线的夹角，称为侧滑角，于飞行方向的右侧来风为正。静稳定性：物体受扰动后，离开平衡位置，在所产生的力和力矩的作用下，具有回到原状态的趋势，则称物体具有静稳定性，若不具有回到原状态的趋势，则称物体具有静不稳定性，若维持原状态不变，则称物体具有中立稳定性。动稳定性：物体受扰动后，离开平衡位置，在所产生的力和力矩的作用下，其运动是收敛的，则称物体具有动稳定性，若运动幅值是增大的，则称物体具有动不稳定性，若运动幅值维持不变，则称物体具有动中立稳定性。机动性：在一定时间内，飞行器改变飞行速度矢量和飞行高度的能力。敏捷性：指飞行器从一种飞行状态变化到另一种飞行状态的能力，机动性是敏捷性的基础。热线风速仪：热线风速仪是利用热线测量风速的仪器，它的基本原理是加热电流在金属丝中所产生的（焦耳）热与该金属丝在气流中的耗散热保持动态平衡。激光测速仪原理：激光测速仪的原理是利用多普勒频移原理。一个以速度u运动的波动源，假设其波动频率为E，相对静止的观察者而言，他所接收到的频率fs不等于切频率差（fd=fs-fi）称为多普勒频移。同样，当激光被气流中的运动粒子所折射时也会发生多普勒频移，于是，由频移和激光传播的几何关系，就能得到气流的速度。平均气流偏角：在试验段流场中，由于空间点气流方向与风洞轴线发生偏差，这些偏差对具体模型的总的影响称为平均气流偏角。水平浮力：由于试验段内的压力梯度而引起试验模型阻力的变化称为水平浮力。重力影响修正：模型的气动力使模型及支持系统产生变形而引起该气动力所对应的实际迎角发生变化，在初读数扣除中计入这种影响的修正则称为重力影响修正。支架干扰：模型的支撑装置会引起模型扰流场的改变，这种改变或支架系统对模型的干扰，称为支架干扰。两步法：以反装的两次试验实现扣除支架干扰的方法称为两步法。洞壁干扰：风洞的洞壁引起模型扰流场的改变，这种改变称为洞壁干扰。镜像原理：根据风洞壁应为流线的要求，当模型的作用以一系列基本解来描述时，如涡，马蹄涡等，若在相对于风洞某壁面等距离的地方布置相同的基本解，它们的共同作用能实现壁面为流线的要求，这两种基本解以壁面互为镜像，因此，称这种方法为镜像原理。阻塞修正：风洞洞壁的存在使来流的有效速度增加，计入这种增加速度的修正称为阻塞修正，包括固体和尾流阻塞修正。升力修正：风洞洞壁的存在限制来流的下洗，使来流的有效迎角增加，计入这种增加迎角的修正称为升力修正，包括升力修正和流线弯曲修正。壁压信息法：壁压信息法是一种在模型试验同时，测量风洞洞壁指定位置的壁压信息，并与计算相结合而进行洞壁干扰修正的方法。自修正风洞：洞壁干扰是由于洞壁限制了流线的自由膨胀所至，若风洞洞壁能够跟随流线的膨胀要求，则洞壁的存在也不会引起洞壁干扰，具备这种功能的风洞就称为自修正风洞。转捩带：人为地固定于试验模型表面而使该位置之后的边界层充分转捩成紊流边界层的一种人工粗糙带。举例说明精度和准度的含义。答：精度表示测量数据离散的程度，而准度表示测量数据接近真值的程度。以下面三个表示打靶成绩的图来说明：图（a）所示的靶点比较集中，表示精度高，即随机误差小，但靶点均偏离靶心，表示有系统误差，准度低；图（b）所示的靶点比图（a）的靶点分散，但离靶心较近，表示其精度较图Q为低，但准度比图（a）所示的为好；图（c）所示的靶点比较集中，且离靶心较近，表示精度和准度都好于图（a）和图（b）所示的情况，因而，其精度和准度都高。风洞是如何按马赫数划分的？答：风洞分类的方法很多，若按实验段风速的大小来划分，则可分为：低速风洞，高速风洞，高超声速风洞。低速风洞的马赫数MW0.4；高速风洞的马赫数M=0.4〜5.0,其中，马赫数M=0.4〜0.8,称为亚声速风洞，马赫数M=0.8〜1.4,称为跨声速风洞，马赫数M=1.4〜5.0,称为超声速风洞；高超声速风洞的马赫数M25.0。简述直流式低速风洞的主要结构和功能。答：直流式低速风洞的主要结构由进气装置（1），稳定段（2），收缩段（3），实验段（4），扩散段（5）动力段（6），排气装置（7）组成，有的在实验段出口还有压力平衡孔，如下图所示。进气装置为风洞的入气口，其间安装有防护网，以保证进入风洞的空气稳定、无昆虫、杂物等；稳定段的功能主要改善气流品质。其间安装有蜂窝器和阻尼网，蜂窝器有导直气流使之平行于风洞中心线和切割旋涡，降低紊流度的作用；阻尼网能切割旋涡，并有使气流速度分布均匀的作用。收缩段的功能主要是加速气流，并能进一步改善气流品质。气流的加速是靠缩小收缩段出口的截面积来实现的，一般，收缩比大，则出口处的风速亦大；同时由于气流被挤压，有削弱旋涡强度和使气流进一步平行于风洞轴线的作用。实验段是进行试验工作的场所。压力平衡孔的作用使实验段中的压力接近实验段外的大气压，以减小实验段漏气的影响。扩散段的作用是降低气流速度，以减少能量损耗，流速的降低是通过扩大风洞截面来实现的。动力段的作用主要是为气流提供和补充能量，使实验段风速满足要求。排气装置是把风洞气流排入大气中。简述跨声速风洞的主要结构和功能。答：跨声速风洞的主要结构包括高压气源（1），干燥器（2），消声器（3），稳定段（4），收缩段（5），喷管（6），驻室（7），实验段（8），引射器（9），排气装置（10）等，如下图所示：高压气源为风洞提供高能量气体，一般地，空气在此被压缩到22个大气压。干燥器对风洞中的空气进行干燥，减少空气中的水汽含量，以免在实验段中出现水气凝结。消声器用于消除气流噪声，减少气流的脉动强度，以提高气流品质。稳定段主要改善气流品质，其中，安装有蜂窝器和阻尼网，蜂窝器有导直气流使之平行于风洞中心线和切割旋涡，降低紊流度的作用；阻尼网能切割旋涡，并有使气流速度分布均匀的作用。收缩段的功能主要是加速气流，使之达到音速，并能进一步改善气流品质。气流的加速是靠缩小收缩段出口的截面积来实现的，一般，收缩比大，则出口处的风速亦大；同时由于气流被挤压，有削弱旋涡强度和使气流进一步平行于风洞轴线的作用。喷管使高压气流膨胀而加速气流，从而在实验段中得到所需的马赫数。当气流经收缩段加速到音速后，气流再不能用收缩的办法得到超音速，而必须扩张管道而使气流膨胀加速，其足够的压力比是必要条件，这就是拉瓦尔喷管的原理。实验段是进行试验的工作场所。为了减小洞壁干扰，实验段采用开孔或开槽壁，同时用驻室把实验段封闭起来。调节驻室中的压力，还可稍微改变试验段中的马赫数大小。引射器中喷出高压气流，在引射器截面处形成低压，这个低压和高压气源中的高压形成一定压力比，一定的压力比和喷管形状相结合，就能产生所需的马赫数。排气装置：气流在此经激波减速，最后排出洞外。简述喷管的工作原理。答：气流在喷管的吼部达到声速后，在一定的压力比下，若在管道的对应两侧处实施相同的外折，则在外折处产生强度相同的膨胀波，气流经过膨胀波后，速度增加并平行于外折面；在两膨胀波的相交处，由于气流只有一个流动方向，且分速度相等，则气流的合速度平行于喷管的轴向；从喷管的一侧发出的膨胀波到达另一侧壁时会发生反射，若在此处使管壁进行与外折角相同的内折，则在该处会产生相同强度的激波，这两种性质不同的波会相互抵消，而使得没有任何一种激波产生出来，从而达到消除膨胀波反射的目的。这样，喷管起到了加速气流，使平行于风洞轴线，且无膨胀波反射的作用。简述开孔壁的消波原理。答：在超音速风洞中，试验模型产生的激波经风洞洞壁反射后，有可能打在模型上，而引起模型绕流特性的改变，为此，限定模型的长度，以避免洞壁反射的激波打在模型上，但在马赫数接近1.0的情况下，其马赫角近于90°，靠缩短模型的长度已达不到预期的效果。但按激波特性，激波经实壁反射后仍为激波，而经自由壁反射后为膨胀波，同时当膨胀波和激波相交时，不仅能削弱激波的强度，而且还使激波向膨胀波一侧弯曲，这样，若在风洞洞壁上开孔或开槽，造就一些自由壁，在跨声速时，模型上产生的数个激波，就可能经这样的实壁和自由壁反射、相交、弯曲后，就可能不打在模型上，而达到避免激波干扰的目的。简述高速气流为什么要加热。答：当高压气流在拉瓦尔喷管中膨胀而加速时，马赫数升高而温度下降，当马赫数较高时，温度有可能降至零度以下，而产生水汽凝结，这不仅改变了空气的介质成分，而且水汽凝结还会放出热量，温度的升高反过来又改变了试验段流场的马赫数分布，从而改变风洞的流场品质。在马赫数较低时，只对空气干燥就能防止这种现象的发生，而在马赫数较高时，就必需预先给空气加热，一般地，当马赫数高于5时，就必须采用加热装置。图示说明平均气流偏角的修正方法。答：一般而言，任何一个模型试验都要进行平均气流偏角修正，通常，用两步实验求得，如下图所示其步骤为：在镜象系统下，各进行一次模型正装和反装试验；绘制相应的升力(系数)对迎角的曲线(如右图所示)，得到零升攻角a和a；正反模型的平均气流偏角为Aa=l/2(a—a)，同理，进行正、反装的横向试验，以侧力(系数)反正对侧滑角的曲线，得到零侧力侧滑角Bp和3，则横向平均气流偏角为AB=l/2(B白一B丿。正反反正值得注意的是，在正、反装试验时，若天平的升力和侧力的正方向相对模型发生变化时，上面的公式应改为Aa=—1/2(a—a)和AB=—l/2(B—B)。反正反正简述同期精度的试验方法。选择合适的模型状态，通常选择全机模型的活动面偏度为零的所谓干净状态，横向试验还应具有一定迎角，以具备一定的气动载荷；试验的7次风应安排在试验周期的全过程，即把试验风次分布在初期，中期和结束时期；并严格保证模型的状态；在完成7次试验后进行数据处理，以得到该模型的同期精度，其过程是：7—工l首先求7次试验的平均值：1- i，然后计算方差：V2=（1.-1）2ii最后进行精度计算：:工V2b— i n（n-1）与对应的精度指标进行比较，给出符合程度的评价意见。简述常规测力实验模型的一般要求。答：常规测力实验模型的相似准则要求几何相似、雷诺数和马赫数相等。几何相似，则要求外形要得到尽可能的模拟，进气道的入口和出口以抛物线体进行模拟，在低速时，压缩性影响不大，应保证雷诺数相等；在高速时，压缩性和雷诺数都应考虑。但由于洞壁干扰的存在，限制了模型的尺度，其要求分别表述如下：低速：大展弦比机翼（入三8） 展宽比=（模型展长实验段宽度）W0.7中展弦比机翼（3三入三8）展宽比=0.5〜0.65小展弦比机翼（入W3） （机翼面积/实验段截面积）W0.085另外，堵塞度=（模型最大横截面积/实验段截面积）W0.05对大攻角试验（a接近90°）,堵塞度W0.01模型长度：对飞机，W0.6倍实验段长度；对细长体（导弹，鱼雷），W0.7倍实验段长度。•高速：模型长度LW0.7倍实验段高度（h）,超声速试验，LW0.7^'m2-1模型翼展W0.6倍实验段宽度；堵塞度=（模型最大横截面积/实验段截面积）：马赫数（M=0.5〜1.3） =1.5三1.75堵塞度W0.01W0.025W0.053对跨声速，模型头部应在喷管加速区之后，整个模型应位于流场的均匀区内。简述测压模型的特殊技术要求。答：测压模型的特殊技术要求为：测压剖面（个）：二维，三3，三维，三5；每个剖面的测压孔数：上下表面分别三15，在翼型的前、后缘应适当加密；孔径：0.6〜0.8mm；测压孔轴线应与当地表面法线重合，孔口周围无毛刺、凹凸不平，孔口无倒角；测压管路应有好的气密性和透气性。简述测压试验的实施过程。进行技术准备，编写试验大纲和运转计划表；进行试验模型准备，包括检查孔口和模型表面是否平整，有无毛刺；以U形压力计检查管路的气密性和透气性；按机翼翼型截面和机身横截面赋号所有侧压点；选择合适的压力传感器和扫瞄阀进行管路连接，检查整个系统的透气性。试验和数据处理，包括参考压选取，压力系数计算为避免参考静压受模型等干扰，以总压作为参考压，其压力系数的计算公式为

C厂1+口0， =0.5PV2,p0为试验段入口处的总压，总压管位置应避免对模型的直接扰动。•数据确认，低速，总压系数为1.0,在后缘处上下翼面的压力系数相等。亚声速的压缩性修正可按下式计算，Cp\Cp\：1—M2+M2 1.0I1+\：1—M22简述测压试验一个测压孔的气密性检查方法。选择一种“U”形压力计，在出口两端连上塑料管，并标识平衡点位置；以胶带严密封闭侧压孔口；对“U”形管的任一塑料管吸气，使“U”形管中的液柱偏离平衡位置一定高度；把从侧压孔口引出的塑料管迅速接到已吸气的“U”形管的塑料管上；此时，液柱会迅速回落，在指定时间内液柱始终高于原平衡位置者，则称不漏气或气密性好；揭去侧压孔口处的胶带，液柱能迅速回到平衡点位置，则称测压孔的透气好。气密性和透气性是测压孔气密性检查两项内容。14．简述测力试验的实施过程。进行技术准备,包括编写试验大纲,运转计划书,速压或马赫数要求的总静压参数计算；模型平台检查和天平安装，包括模型水平调整，模型变形检查、准确安装天平及转捩带粘贴（若必要的话）；在实验段内把模型安装在选用的支架系统上，进行迎角和侧滑角调零，若使用俯支系统，则要进行平行四边形调整；系统连接和力正、负方向确定，包括天平输出线与测试系统的连接，进行人工加载，对照计算机输出的结果进行判断；安全性试吹和结果确认，包括从低速度缓慢增加到所需的速度（速压），观察模型的振动情况，停风后，检查模型有无松动和损坏；连续7次试验，求取系统精度；进行载荷的傅立叶变换，确认合适的数据采集方式；对得到的气动力系数进行量级和变化趋势的分析和评价。按运转计划书，逐次进行试验，在确保安全和模型状态的前提下，还需对每次试验的结果进行确认。气动系数计算:气动系数计算:C1=L/QSCd=D/QSCm=M/QSbaCc=C/QSCl=Ml/QSLCn=Mn/QSLB:平均气动弦长AL：机翼展长Q=0.5pv216．图示说明腹支常规测力试验支架干扰扣除的两步法。答：以腹支常规测力试验为例，其支架干扰扣除的两步法为3 ⑹ 3图（a）为正装测力试验，图（b）为反装带镜象支架测力试验，图（c）为反装测力试验。图（b）,图（c）即为扣除支架干扰的两步试验，用这样的两步试验以扣除支架干扰的方法称为两步法。其原理如下（以内式天平为例）：对图（a）有：Fa=Fm+F下支-m对图（b）有：Fb=Fm+F“下支显F上支谊对图（C）有：Fc=Fm+F“下支谊于是，支架干扰 二F-F=F‘ （F‘ =F‘ ）b/c 、下支-m 下支-m 上支-m模型的气动力F=Fa-（Fb-Fc）=Fm两步法的原理是建立在小扰动迭加原理的基础上的，而且还约去了上下系统间的干扰，因而，风挡和支杆的尺度应力求最小。在应用两步法进行支架干扰扣除时，应十分注意上下系统间的等效性。同时当内式天平力的正方向相对模型发生变化时，上述两个公式应为：支架干扰△F=－（Fb-Fc）bc模型的气动力F=Fa+（Fb-Fc）=Fm17．简述阻塞修正的基本项目。答：阻塞效应使模型工作在更高的来流速压下，其阻塞修正包括固体阻塞修正和尾流阻塞修正，固体阻塞修正与模型尺度有关，而尾流阻塞修正又分为与摩擦阻力和分离阻力有关，各项修正都采用工程修正方法，其总的修正为各项修正之和。即£=£+£+£swf其修正后的速度为：V=V（1+£）co其修正后的速压为：q=q（1+2£）o所以，阻塞修正项目包括固体阻塞修正，尾流阻塞修正和分离阻塞修正。具体的修正方法如下：固体阻塞修正与模型的尺度有关，以阻塞修正因子表示，采用的计算公式如下

TOC\o"1-5"\h\z£=k•V•G/A3/2ss s图7-12形状因子入3式中：G为：1.0+1.2t/图7-12形状因子入3s A A1.0+0.4D/L（旋成体）V为：0.35（t+t）Swr t0.45•L・D2maxbA――平均气动弦长；AtA——平均气动弦长对应的翼剖面最大厚度；AD和L分别为旋成体的最大当量直径和长度；t和t分别为机翼根部和尖部翼型的最大厚度；rtks——表示模型尺寸影响的参数，它是与模型及风洞截面形状有关的参数，可从波普书有关的图查得（如右图所示）；Sw—机翼外露面积；Dmax—旋成体最大当量直径；A—风洞有效截面积。也可以使用汤姆（Tom）公式计算固体阻塞因子£=亠s A3/2式中：对于机翼，k=0.90；对旋转体，k=0.96。1s£=s4A图7-23Cxm图7-23Cxm与Cym的关系曲线式中：S—模型的最大迎风面积;子：式中：S—模型的最大迎风面积;—风洞的有效截面积。=1SC4Adof4Addi do£=5S(C-C-f4Addi do18.简述升力效应修正的基本项目。答：升力效应是升力体产生的下洗受风洞洞壁限制的结果，即洞壁诱导上洗，相当于模型工作在更大的攻角下，且这种上洗沿风洞轴线线形分布，而使机翼和平尾有效攻角增大。升力效应修正一般分为对机翼1/4弦点的修正（平均修正）和流线弯曲修正（计入上洗沿风洞轴线的变化）。在工程上，一般只对攻角进行修正，但攻角的变化，使升力在阻力方向有新的贡献，所以对阻力要进行修正，同时，流线弯曲引起的俯仰力矩系数的增量也应扣除。所以，修正的项目包括迎角修正，阻力修正和俯仰力矩修正。其具体修正如下：机翼平均下洗修正：由§因子曲线查取升力修正因子然后按下式计算攻角、阻力系数修正量:SAa=5C（57.3）pjAluSAC =5—C2（57.3）DpjAlu式中：§—升力修正因子是展向载荷分布、翼展与风洞宽度之比Le/B、试验段截面形状、机翼与风洞水平中心面之间的距离等因素有关的函数，各个风洞都有相应的§因子曲线供使用。S－机翼参考面积A—实验段有效截面积CLu—未修正升力系数Le=0.88L(L为机翼翼展)，Le称为有效涡展长。•机翼流线弯曲修正：以1/4平均气动弦长查取流线弯曲因子，以下式计算攻角和俯仰力矩系数修正量。SAa=t5—C(57.3)jy2(1/4)AluL'—AC二t5——CaC(57.3)mjy2(1/4)bAljyluA式中：Clajy—机翼升力线斜率； Clu—未修正升力系数；t—以1/4平均气动弦长查取的流线弯曲因子；2(1/4)L'—机翼1/2弦点至天平中心的距离；bA—机翼平均气动弦长；——机翼参考面积；A—实验段有效截面积。•平尾流线弯曲修正：以平尾1/4平均气动弦点到机翼1/4平均气动弦点的距离查取流线弯曲因子以下式计算平尾俯仰力矩系数修正量。0.1九 —L,AC= 叫(0.8x57.3)—pwpwt5Cm九+2 bA2Lupw A式中：九一平尾展弦比 ——平尾面积pw pwL' —平尾1/2弦点至天平中心的距离(尾臂长)pwt—平尾1/4弦点至机翼1/4弦点的距离查取的流线弯曲因子25，b,A—同上AC—全机未修正升力系数Lm最后，总的洞壁修正为：小展弦比机翼:

Sa=a+Aa +57.36 (1+t)(1一2eSa=a+Aa +57.36 (1+t)(1一2e)CN pj A 2(1/4) LuC=C(1-28)L LuS1-57.3t 6Ca2(1/4)ALuC=C(1-28)+(1+t )6-C2(1-28)2+jC(1-28)+AC+ACDDu 2(1/4)ALu Lu Dfl DwC=C(1-28)+m mu0.1九 SL「叫(0.8x57.3)^^pwt6C九+2 bA2LuL'S(1-28)+t6CaC57.3(1-28)2(1/4)bAL/yLujypw大展弦比机翼：Sa=a+Aa +57.36 (1-28)CNP/ A LuC=C(1-28)L LuC=C(1-28)+DDu6-C(1-28)+ /ALu 57.3xC(1-28)+AC+ACLu Dfl Dw0.1九 SL'C=C(1-28)+ 叫(0.8x57.3)—p^t6C(1-28)mmupw A上式中：a、aN和厶apj均以度计数，aN为名义攻角，apj为模型平均气流偏角；AC/水平浮力修正量，AJw为模型尾流引起的静压梯度所致的水平浮力修正量因量级很小，通常被约去。19．简述壁压信息法的原理。答：壁压信息法是一种计算与实验相结合而进行洞壁干扰修正的方法。它把试验过程中测得的洞壁上的压力，分为模型的远场贡献和洞壁的近场贡献，只要知道其中任一部分，如洞壁的近场贡献，就可以用有限个基本解来逼近洞壁的贡献，然后计算这些基本解对模型的贡献，就得到洞壁的干扰贡献。20．简述转捩带及粘贴的技术要求。答：