飞行原理教学大纲

课程名称：飞行原理

英文名称：Principles of Flight

课程编码： 学时：72 实践学时：3 上机学时：0 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；

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

阶段 第一 阶段 第二 阶段 第三 阶段 第四 阶段 章目 一 二 三 四 五 六 七 八 九 十 内容 飞机和大气的一般介绍 飞机的低速空气动力 螺旋桨的空气动力 飞机的平衡、稳定性和操纵性 平飞、上升、下降 盘旋 起飞和着陆 特殊飞行 重量与平衡 高速空气动力基础 学时 2 12 6 10 10 2 16 6 2 6 备注 含实践课3学时 合 计 72 第一阶段 低速空气动力学的基础知识 20学时 （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。

(二）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(什么是飞行原理；为什么要学习飞行原理；怎样学好飞行原理）； (2） 飞机的主要组成部分及其功用； （3） 操纵飞机的基本方法; (4) 机翼的切面形和平面形； (5） 空气的粘性和压缩性; （6） 大气分层; （7） 国际标准大气. 2。本课教学要求

(1) 理解描述机翼切面形状和平面形状的主要参数：厚弦比、相对弯度、最大厚度位置、

展弦比、尖削比、后掠角;

（2） 掌握国际标准大气的规定和应用；

（3） 了解空气的粘住和压缩性，操纵飞机的基本方法.

第二课 空气流动的描述 2学时 1、本课教学内容要点

(1) 相对气流； (2) 迎角； （3） 流线谱. 2、本课教学要求

(1） 了解相对气流的概念;

(2） 理解相对气流速度和空气动力的关系；

（3） 理解相对气流速度的方向及相对气流速度与地速和风速的关系; (4） 理解迎角的定义，能区分正、负和零迎角； (5) 掌握流线谱的规律。

第三课 空气低速流动的基本规律和升力 2学时 1、本课教学内容要点

（1） 连续性定理； （2) 伯努利定理； (3) 升力;

（4) 升力公式. 2、本课教学要求

（1) 理解连续性定理的含义;

(2) 理解伯努利定理的含义和表达式； （3) 掌握伯努利定理的使用条件；

(4) 理解升力产生的原理、升力的方向和位置；

（5） 了解机翼压力分布规律； （1） 了解升力公式的表述和含义。

第四课 阻力的产生 2小时 1.本课教学内容要点

（1） 压差阻力的产生（原因，附面层气流分离);

（2） 摩擦阻力的产生（原因，层流附面层摩擦阻力小）； （3) 诱导阻力（概念，产生原因，洗流和下洗角); （4) 干扰阻力产生的原因。 2.本课教学要求

（1） 理解低速附面层分离的原因和分离点移动的规律； (2） 理解压差、摩擦、诱导、干扰阻力产生的原因；

(3） 了解层流摩擦阻小的原因、洗流和下洗角沿翼展的分布.

第五课 影响升力和阻力的因素 2小时 1.本课教学内容要点

（1) 迎角对升力和阻力的影响（迎角概念，迎角对升力的影响及升力系数曲线，迎角

对阻力的影响及阻力系数曲线）；

（2) 飞行速度和空气密度对升力、阻力的影响; 2。本课教学要求

（1） 掌握升力和阻力随迎角、飞行速度和空气密度变化的规律; （2) 熟悉升力系数曲线和阻力系数曲线;

（3） 了解机翼面积、形状和飞机表面质量对升力和阻力的影响。

第六课 空气动力性能 2小时 1.本课教学内容要点

(1） 升力和阻力公式（公式和应用）；

(2） 飞机的升阻比〈升阻比概念，升阻比随迎角的变化规律，升阻比曲线)； (3) 飞机极曲线(极曲线的由来和用途）。 2.本课教学要求

(1） 掌握飞机极曲线的用途（会画会用)； （2) 理解升力和阻力公式的物理意义； (3) 熟悉升阻比随迎角的变化规律。

第七课 飞机的增升装置原理 2小时 1。本课教学内容要点

(1) 前缘缝翼(大迎角下缝翼增升的原理,缝翼自动张开原理）;

（2) 后缘襟翼(襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼对气动性能的影响）； (3） 前缘襟翼介绍。 2.本课教学要求

(1） 理解襟翼的功用,增升的基本方法和原理,放襟翼时对气动性能的影响; (2） 了解前缘襟翼和前缘缝翼增升原理.

第八课 螺旋桨拉力产生 2小时 1.本课教学内容要点

（1） 螺旋桨介绍； (2） 桨叶的运动; (3) 桨叶迎角的变化；

（4) 螺旋桨总空气动力的产生原因，总空气动力方向的确定方法； (5) 螺旋桨拉力和旋转阻力产生的原因； (6) 螺旋桨拉力和旋转阻力公式。

2。本课教学要求

(1) 熟悉桨叶的运动图形和桨叶迎角的变化规律； (2) 理解螺旋桨拉力和旋转阻力的产生； (3) 了解螺旋桨拉力和旋转阻力公式.

第九课 螺旋桨拉力在飞行中的变化 2小时 1.本课教学内容要点

(1) 拉力随飞行速度的变化（变化规律，螺旋桨可用拉力曲线)；

（2) 拉力随油门和转速的变化（变化规律,变距杆和油门杆的配合使用方法); (3) 拉力随飞行高度的变化；

（4） 螺旋桨负拉力介绍(发动机正常工作时和停车负拉力产生的原因)； (5） 螺旋桨有效功率和效率介绍（概念,规律，曲线）。 2.本课教学要求

(1) 熟悉螺旋桨可用拉力曲线和螺旋桨有效功率曲线随油门、飞行高度的变化； (2） 掌握拉力随飞行速度、高度、油门的变化规律； （3) 了解螺旋桨负拉力产生的原因。

第十课 螺旋桨的副作用 2小时 1.本课教学内容要点

(1) 螺旋桨滑流的扭转作用(扭转的原因,大小，对飞行的影响，修正方法）； (2) 螺旋桨的反作用力矩（原因,大小,影响，修正方法）; （3) 螺旋桨的进动(原因，大小，对飞行的影响，修正方法)。 2。本课教学要求

（1） 理解螺旋桨滑流扭转作用、反作用力矩、螺旋桨进动对飞行的影响，掌握修正的

方法；

(2) 了解\"三种副作用\"产生的原因。

第二阶段 飞机的基本运动规律和操纵飞机飞行的基本方法及原理 22小时 (一)本阶段教学目的

1.理解作用于飞机上的力和力矩与飞行轨迹、飞行状态的关系； 2。掌握保持和改变飞行轨迹、飞行状态的基本操纵方法及原理.

通过本阶段内容的学习,学生应掌握飞机的运动规律，并运用这些规律正确操纵飞机保持和改变飞行轨迹、飞行状态的基本原理和方法,为学习和掌握飞行基本驾驶术打好理论基础。

(二)分课计划

第十一课 飞机的平衡 2小时 1。本课教学内容要点

（1） 飞机的重心和转动轴；

（2) 飞机的俯仰、横侧,方向平衡（概念，条件，主要力矩）； （3) 收放襟翼对俯仰平衡的影响； (4) 加减油门对飞机平衡的影响; （5） 收放起落架对俯仰平衡的影响. 2。本课教学要求

（1） 熟悉收放襟翼和加减油门对飞行的影响,掌握保持平衡的方法； （2) 了解飞机重心和转动轴，平衡的概念和主要力矩;

（3) 了解收放起落架对俯仰平衡的影响和保持平衡的方法。

第十二课 飞机的稳定性 2小时 1。本课教学内容要点

(1） 飞机的俯仰稳定性(稳定性的概念，稳定力矩和阻转力矩的产生，作用,大小,获得

俯仰稳定性的全过程,稳定性在飞行中的作用）； （2） 飞机的方向稳定性（要点同前）； (3） 飞机的横侧稳定性（要点同前）；

（4) 方向稳定性和横侧稳定性的关系（飘摆与螺旋线下降现象)。 2。本课教学要求

(1） 理解飞机为什么会有稳定性(稳定力矩和阻转力矩的产生原因、作用、大小); （2) 了解飘摆和螺旋线下降现象。

第十三 课影响飞机稳定性的因素 2小时 1。本课教学内容要点

(1） 衡量飞机稳定性好坏的标准；

（2） 重心前后变动对飞机俯仰稳定性的影响； (3） 速度变化对飞机稳定性的影响；

（4） 大迎角飞行对飞机横侧稳定性的影响。 2.本课教学要求

（1) 理解衡量稳定性好坏的标准；

（2) 熟悉重心位置变动对飞机俯仰稳定性的影响和大迎角下飞行横侧稳定性变差的原

因；

（3） 了解速度变化对飞机稳定性的影响。

第十四 课飞机的操纵性 2小时 1。本课教学内容要点

（1) 飞机的俯仰操纵性（直线飞行中驾驶杆位置，升降舵偏角、迎角、速度的关系，

驾驶杆力,调整片的作用,飞机对操纵的反应快慢）；

(2） 飞机的方向操纵性(无滚转的直线侧滑中一个脚蹬位置对应一个侧滑角）；

(3） 飞机的横侧操纵性(无侧滑的滚转中一个压盘位置对应一个滚转角速度,要想得到

一定坡度的操纵原理）；

（4) 方向操纵性与横侧操纵性的关系。 2.本课教学要求

(1） 熟悉直线飞行中一个驾驶杆前后位置对应一个迎角，一个压盘位置对应一个滚转

角速度，一个脚蹬位置对应一个侧滑角的规律；

(2） 理解飞行中改变迎角、侧滑角、坡度的操纵原理，掌握调整片的使用方法； （3） 了解飞机对操纵的反应。盘舵\"互才矢”作用.

第十五 课影响飞机操纵性的因素 2小时 1.本课教学内容要点

（1) 重心前后移动对俯仰操纵性的影响（重心前、后极限位置）； （2) 飞行速度对飞机操纵性的影响; （3） 迎角对飞机操纵性的影响； （4） 飞机稳定性和操纵性的关系. 2.本课教学要求

（1） 理解规定飞机重心前后极限的道理和大迎角下横侧操纵性变差的原因； （2) 了解飞行速度对飞机操纵性的影响。

第十六课 飞机的平飞分析 2学时 1．本课教学内容要点

（1) 飞机平飞时的作用力及几个速度的概念； (2) 平飞拉力曲线和平飞功率曲线。

2．本课教学要求

(1） 了解平飞所需拉力随着速度的变化规律；

(2） 掌握表速和真速的含义，理解表速和真速之间的关系;

（3) 了解剩余拉力和剩余功率的概念及剩余拉力和剩余功率随速度的变化。

第十七课 飞机的平飞性能 2学时 1．本课教学内容要点

（1) 飞机的平飞性能参数； (2） 平飞性能的变化；

（3） 飞机平飞改变速度的原理。 2．本课教学要求

（1） 了解平飞最大速度，平飞最小速度,最小功率速度,最小阻力速度和飞行包线的含

义；

（2) 掌握平飞最小速度和平飞最大速度随着高度、重量、气温的变化规律；

(3） 理解平飞速度范围的划分，掌握在第一速度范围内进行速度变化的操纵方法。

第十八课 巡航性能 2学时 1．本课教学内容要点

(1) 平飞航时（小时燃油消耗量、影响航时的因素）； （2） 平飞航程（公里燃油消耗量、影响航程的因素）； （3) 巡航性能图表。 2．本课教学要求

（1） 了解小时燃油消耗量的计算,了解法动机转速、飞行速度、飞行高度对航时的影

响，掌握飞行重量对航时的影响；

(2) 了解公里燃油消耗量和小时燃油消耗量之间的关系，了解最佳巡航高度的概念; (3） 掌握久航速度和远航速度；

（4） 掌握风对飞机航程的影响，以及在有风时如何增加航程的操纵； (5） 了解巡航性能图表。

第十九课 上升 2学时 1．本课教学内容要点

（1) 飞机上升的作用力; (2） 上升性能；

(3） 飞机上升的操纵原理。 2．本课教学要求

(1） 掌握上升角和陡升速度，掌握快升速度；

(2） 了解上升率和快升速度的影响因素及风对上升性能的影响； (3) 掌握上升时间和升限；

(4) 掌握上升速度范围的划分，了解第一速度范围内上升的操纵。

第二十课 下降 2学时 1．本课教学内容要点

（1） 飞机下降时的作用力； (2) 下降性能；

（3） 下降性能的主要影响因素及其操纵。 2．本课教学要求

(1) 掌握零拉力时在最小阻力速度下飞机的下降角最小； （2） 了解飞行重量、气温、风等对下降性能的影响；

(3) 掌握下降速度范围的划分以及在第一速度范围下降的操纵方法。

第二十一课 盘旋 2学时

1．本课教学内容要点

（1) 载荷因数；

（2） 盘旋所需速度、拉力、功率以及盘旋半径和时间； (3） 侧滑的定义、分类及产生原因；

（4) 盘旋进入、保持、改出的操纵方法和原理。 2．本课教学要求

(1) 掌握载荷因数的概念和确定;

（2) 掌握盘旋所需速度、拉力、功率的确定； (3) 了解盘旋半径和时间与坡度和速度的关系; (4) 理解侧滑的定义、分类及产生原因;

(5) 了解盘旋进入、保持、改出的操纵方法和原理。

第三阶段 飞行基本驾驶技术的操纵方法及操纵原理和特殊飞行 22小时 （一）本阶段教学目的

1.理解正常起飞、着陆、着陆目测的操纵原理；

2.掌握风对起飞、着陆、着陆目测的影响及其修正方法； 3.了解起飞、着陆中的特殊问题和特殊飞行的特点.

（二)分课计划

第二十二课 滑行和起飞操纵原理 2小时 1.本课教学内容要点

(1) 滑行中作用于飞机上的力; （2） 直线滑行； （3） 滑行转弯；

（4） 起飞的操纵原理（加速滑跑、抬前轮；保持滑跑方向、离地、一段平飞或小角度

上升)。

2。本课教学要求

(1) 理解直线滑行和滑行转弯的操纵方法;

(2） 掌握起飞的操纵方法,理解起飞滑跑和离地的操纵原理。

第二十三课 飞机着陆的操纵原理 2小时 1.本课教学内容要点

（1) 拉平操纵原理； (2） 接地的操纵原理;

(3) 着陆滑跑的操纵原理（减速和保持滑跑方向的方法）；

（4) 拉平高、拉平低、拉飘、跳跃(产生偏差的主要原因、修正的方法和原则)。 2.本课教学要求

(1） 理解着陆各阶段的操纵原理；

(2） 理解着陆中常见的偏差及其修正方法。

第二十四课 风对起飞的影响及其修正修正方法 2小时 1.本课教学内容要点

(3） 风对滑行的影响及其修正方法; (4） 侧风对滑跑的影响及其修正方法； （5) 侧风对起飞离地的影响及其修正方法； （6) 起飞侧风极限。 2.本课教学要求

(1) 掌握侧风情况下起飞的操纵原理； (2） 了解起飞侧风极限。

第二十五课 风对着陆的影响及其修正方法 2小时 1.本课教学内容要点

(1） 侧风对五边下滑飞机的影响及卖修正方法(侧风使五边下滑飞机产生偏流，侧滑法

修正侧风的操纵原理,用航向法修正侧风的操纵原理）； (2) 侧风情况下的接地: (3） 着陆侧风极限；

（4) 大逆风条件下起飞、着陆的特点。 2.本课教学要求

(1） 掌握用航向法、侧滑法修正侧风的操纵原理;

(2） 理解、熟悉避免带偏侧接地的操纵方法和带偏侧接地时的修正方法； (3） 了解大逆风、顺风条件下起飞着陆的特点。

第二十六课 目测的基本原理和修正目测高低的基本方法 2小时 1。本课教学内容要点

(1） 目测的基本原理（定四转弯位置、高度、定下滑点，保持下滑速度，灵活掌握收

油门时机早晚和动作快慢的定点着陆目测的基本方法）；

（2) 怎样修正目测的高低(怎样修正下滑点、下滑速度、下滑角）; (3) 修正着陆目测高低的基本方法。 2.本课教学要求

(1) 理解目测基本原理，掌握定点着陆目测的基本方法； (2) 掌握修正下滑点、下滑速度和下滑角的方法； (3) 掌握改变收油门早晚和动作快慢修正目测的方法。

第二十七课 风对目测的影响及其修正方法 2小时 1。本课教学内容要点

（1） 顺风、逆风对着陆目测的影响(对三转弯、四转弯、五边下滑的影响)；

（2) 顺风、逆风情况下修正目测的方法（如何改变下滑点、下滑速度、收油门早晚或

动作快慢修正目测)；

(3） 侧风对目测的影响（五边下滑中用侧滑法或航向法修正侧风对目测的影响）及其

修正方法；

（4） 气温对目测的影响及其修正方法. 2。本课教学要求

（1） 掌握顺风、逆风对着陆目测的影响及其修正; (2) 掌握气温对目测的影响及其修正；

（3) 理解侧风对目测的影响及其修正方法。

第二十八课 特种条件下的起飞、着陆 2小时 1.本课教学内容要点

(1) 不放襟翼着陆；

(2) 高原高温机场上的起飞、着陆； （3) 短窄跑道上的起飞、着陆；

(4） 在草地、松软场地上的起飞、着陆； (5） 在积水和冰雪跑道上的起飞、着陆。 2。本课教学要求

（1) 了解特种条件下起飞、着陆的特点.

第二十九课 起飞着陆中的特殊问题 2小时 1.本课教学内容要点.

(1) 复飞(复飞的特点、复飞的操纵原理);

（2) 单轮着陆(单轮着陆中的倾斜与保持,单轮着陆中的操纵特点)；

（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)。

2。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 1。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）。 2.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响; （4) 理解载荷因数-速度图和各操纵速度的概念和含义。

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） 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 1。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） 激波和膨胀波(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。

2。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 1。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） 机翼升力系数随飞行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。 2.本课教学要求

（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 1。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。

2.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19年开始筹建CAFC 1.4×1m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。

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。4×1m低速风洞中开展了以下的项目研究： （1）DBM-01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“CAFC1。4×1m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。4×1m低速风洞主要是为教学科研服务的。

5

CAFC 1.4×1m低速风洞的实验雷诺数约为3×10。由于该风洞受实验雷诺数的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)、铰链力矩的测量实验、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）、NACA0012翼型的压力分布及气动性能测量;(3)、TB—20(1:13)飞机模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(1）（2）项的研究结果使“CAFC1.4×1m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。4×1m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CAFC1.4×1m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

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CAFC1。4×1m低速风洞中，教师根据本班学生的实际掌握空气动力理论的情况,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）CAFC1.4×1m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 1.4×1m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 1。4×1m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、构型等的变化。

（4） 在CAFC 1.4×1m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,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、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2－1 ～ 附图2－3

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3－3

实验4 翼型(烟流法）流态观察实验辅导材料 实验4 附图4－1 ~ 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1：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、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。4×1m 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1.85米。实验段的主要几何参数为：长×宽×高＝3米×1.4米×1米，实验段中心至实验段入口距离为1.4米，下转盘

2

直径1。16米，实验段的有效横切面积为1.32米。风洞动力风扇电机功率75千瓦.实验稳定风速5～50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0.7515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0度、上反角为6。5度。

2。3 天平(侧力传感器）

测力天平为MT01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 升力 侧力 阻力 偏航力矩俯仰力矩滚转力矩单 元 （Y） (Z） (X） （MY) （MZ) （MX) N 设计载荷 单元加载最大载荷 综合加载最大载荷 静校准度均方根误差 441。3 451.11 451.11 0。11 N 227.68 127。49 117。49 0.22 N 296。13 254.79 196。13 0。48 N.M 17.65 21.08 16。87 0.40 N。M 17.66 15。69 10.61 0。11 N.M 11。77 12。06 11。77 0。48 静校精度1。40 1.14 0。18 1。41 0。66 2。28 均方根误差 2。4控制和数据处理设备

以一台工业控制计算机，F－1000型低通滤波放大器，A/D－V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

cyf()、czf()、

cyf(cx)、mzf(cy)、mzf()；czf()、mxf()、myf()。然后

CC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y，最大升力系数ymax，失

速迎角

ij，零升力迎角0，最小阻力系数Cxmin,诱导阻力因子，空气动力中心，压力中心，

cyzmm纵向静安定性mz,横侧静安定性y，mx，升降舵效率mz；方向舵效率y；副翼效率

xmx，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

y

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

0`00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制和数据采集处理。实验模型在风洞中的安装情况见附图1－2a和1－2b。

（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

CC律，可以直接确定出y，ymax，0，ij。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

cyf()曲线的直线段上求得，目前一般采

cf()用4或2两点连线的斜率来确定。小展弦比飞机的y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，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：

Cy

Cy2Cy121 (1—1)

式中y11，y22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.要求如下公式计算:

(C,)(C,)cyf()曲线在某一点(Cy1,1)上的斜率。可用

Cy

CyiiCy11 (1—2)

式中的yii要取在y11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

 —2° 0° 2° 4° 6° Cy -0。130 -0.005 0.110 0.225 0。340

若要求2处的升力线斜率则根据（1-2）式

(C,)(C,)Cy2[0.110(0.130)][0.110(0.005)](0.2250.110)(0.3400.110)[(22)(02)](42)(62)

＝0.583（1/度） 这里要说明的是,因为

Cymax，ij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,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1—4所示）。从该曲线可以看出：在一定的迎角范围内cxf()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：

2CXCX0CXiCX0ACy （1-3）

式中:CX0：零升阻力系数；

CXi：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代价越大。

附图1-4上示出了零升阻力系数的求法。先在

cyf()曲线上找到升力系数为零的迎

角0查出对应的CX值就是CX0。零升阻力系数知道后，根据（1-3）式可求出任意一迎角下的诱导阻力因子A。即：

2A(CXCX0)/Cy （1—4)

CC也可以CXCXO作为纵坐标，以y为横坐标，做出CXCXO与y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1-7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mz和零升力矩系数mz0。因此常常将mzf()曲线画成mzf(Cy)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：

cy22mxfmzgcy(xfxg) （1—5)

式中：

xg―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

Xg/bA;xf-—飞机空气动力中心的X坐标对平均空气动力的相对量即

动力的相对量即

Xf/bA。根据空气动力中心的力矩不随升力改变的性质可得到：

mzgcy(xfxg) （1-6)

g是正值,飞机具有纵向静安定性。否则飞机是静不安定的。即若飞机的空气若f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cymz天平分解中心和飞机重心相对位置一致，这样得到的就是飞机的静安定性。若因某种原

(xx)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mz0往往不易测准。这是因为mz0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mz0的影响也较大。因此，无尾喷流实验测出的mz0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:

mzp0mzg(cycoscxsin)(xpxg)

mzgxpxg(cycoscxsin) （1-7）

(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。

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

z下的mzf(cy)曲线如附图1－7-C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mz轴的平行线,它与各曲线分别相交,把这些交点的mz值作为纵坐标，各交点对应的z值作为横坐标描绘在坐标纸上就得到一条mzf(z)曲线，这条曲线的斜率就是在对应Cy下的升降舵

zzmm效率z，对另一个Cy下的升降舵效率z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

C全机升力系数的变化。平尾效率用mz表示。它对升力的影响用y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

y曲线. 到以为参变量的一组y和zb、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

cf()mf(c)yyymmmCy力矩系数、滚转力矩系数X、侧力系数Z分别为y、mx、Cz.实验时只要测出在

某个Cy下各

y对应的CZ，my,mX,如附图1－8a和1－8b所示。并用求升降舵效率的方

yyym法。就可以求出方向舵效率:y，mx，Cz.

c、副翼效率实验

xmmX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，即导数x.

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mX值，做出以Cy为参数的

xmXf(X)曲线，该曲线的斜率就是mx.如附图1－9a和1－9b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

Cyf()曲线向上移动。如附图1-7a所示。同时一般使mzf(cy)曲线向下移动.如附

jyC图1—7c所示。襟翼效率是指襟翼偏转1度能产生多大的升力系数增量。通常用导数y表jyzjyjyzCCmmyzz示.襟翼引起的俯仰力矩的变化通常用表示。和的求法和y，Mz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

yZ模型上的各空气动力分量，做出X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：

mf(),mf(),Cf()bambashs （1-9) hm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1—10a和1－10b。 四 数据处理及修正

a）杆式六分量内式应变天平测力公式简介（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:侧力:

yky(nyny0ny0)其它分量对y的干扰量；

ZkZ(nznz0)+其它分量对z的干扰量；

阻力：

xkx(nxnx0nx0)其它分量对x的干扰量；

Mzkmz(nmznmz0nmz0)其它分量对MZ的干扰量。

其它分量对

俯仰力矩:偏航力矩:

Mykmy(nmynmy0)My

的干扰量；

滚转力矩：其中：

Mxkmx(nmxnmx0)其它分量对MX的干扰量；

为天平各分量的主系数（单位：牛/字或牛﹒米/字)；

Ky,Kz,KX,Kmy,Kmz,KmXNy,Nz,NX,Nmy,Nmz,NmX分别为天平加载时的读数；Ny0,Nz0,Nx0,Nmz0，Nmy0,Nmx0分别

为各分量未加载时的读数;Ny0，Nz0，Nx0，Nmz0分别为纵向三分量的静矩值（单位：

字).

b) 气动系数计算公式

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：

cyyxzcxczqs,qs，qs

MxMzMymzmxmqsbA,yqsl,qsl （1—10)

b式中:q为来流速压;A为模型平均空气动力弦长;s为模型机翼面积；l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1－1 中国民航飞行学院风洞气动轮廓图

附图1－2a 全机空气动力测量模型在风洞的安装照片

附图1－2b NACA4041模型在风洞的安装照片

附图1－3 某飞机不同构型测量的升力曲线

附图1－4 某飞机不同的构型测量的阻力系数曲线

附图1－5 某飞机不同的构型测量的俯仰力矩系数曲线

附图1－6 测量的滚转力矩系数曲线

附图1－7a 升降舵偏转对某飞机升力系数的影响

附图1－7b 升降舵偏转对某飞机的极曲线的影响

附图1－7c 用于计算升降效率所测量的俯仰力矩系数曲线

附图1－8a 用于计算方向舵效率所测量的偏航力矩系数曲线

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

附图1－9a 用于计算副翼效率所测量的滚转力矩曲线

附图1－9b 用于计算副翼效率所测量的滚转力矩曲线

附图1－10a 模拟地面效应对某飞机升力系数曲线的影响

附图1－10b 模拟地面效应对飞机俯仰稳定性影响特性影响

实验2：三元机翼（丝线法）流态观察实验指导书 1实验的目的

三元机翼(丝线法）流态观察实验的主要目的是：该实验使学生直接观察到在不同的机翼迎角下等速气流流过同一平面形状或不同平面形状机翼的流态变化、以及不同平面形状机翼的失速特点等,为学生学习和分析不同平面形状机翼飞机的操稳特性和失速特性理论提供实验流态图片。 2实验的设备 2.1风洞

CAFC 1。4×1m 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1。85米.实验段的主要几何参数为：长×宽×高＝3米×1。4米×1米，实验段中心至实验段入口距离为1。4米，下转

2

盘直径1。16米,实验段的有效横切面积为1.32米。风洞动力风扇电机功率75千瓦。实验稳定风速5～50米/秒。 2。2实验模型

Tb—20飞机(直机翼）模型（1：13)；夏延飞机（梯形机翼)模型（I：16）；NACA4041标准模型（三角机翼）。各模型的主要几何参数见下表： 实验模型 TB—20飞机模模型主要几何参数 夏延飞机模型 NACA4041模型 型 机翼展长（米） 机翼平均几何弦长（米） 机翼面积(米2) 展弦比 前缘后掠角(度） 上反角（度） 0.7515 0。09579 0。7199 7。84 0 6。5 0。8520 0。1235 0。10598 6.9 内翼段:26.786,外翼段4。8。 5 0.4223 0。1877 0.0595 2。25 53。13 0 2。3控制设备

2。3。1 模型姿态控制器

用于控制模型姿态角.如果模型姿态控制器与计算机联机可用计算机控制模型姿态角；如果脱机，可用手动操纵控制器控制模型姿态角。用于控制模型姿态角。 2.3.2 速压控制器

用于控制速压.

2。3。3 其它设备和工具

30度倾斜压力计一台，风速管一支，用于监控实验风速。丝线用于流态显示。相机一部用于拍摄照片。以及安装或拆卸模型的工具等。 3实验内容和方法 3。1实验内容

对上述三个实验模型的流谱分别进行如下内容的实验:

实验风速：V=30米/秒，相应的速压Q=520牛/米2，与该速度对应的TB-20模型、夏

555

延ⅢA模型、NACA4041标准模型的实验雷诺数分别为RE=2。0×10、2.5×10、3.8×10。

各实验模型的姿态角都为:侧滑角β＝0º、迎角α＝0º，4º，6º，10º，14º，16º,17º，18º，20º，21º,22º。 3.2实验方法

把实验模型安装在风洞实验段的支架上固牢，校准模型的姿态角后,用透明胶纸把0.5毫米的丝线粘贴在机翼表面上.丝线在机翼表面的展向分布间隔约16毫米，沿弦向分布间隔约17毫米。丝线粘贴完毕，检查实验段无遗留工具等后,关上风洞门，把模型姿态角控制到要求的角度.然后起动风洞电机，把速压控制到给定的实验值,待速压稳定后，就可实时观察及拍

照该实验迎角下的机翼流谱照片。改变模型姿态角，又可进行另一个迎角下的实验。 4流态图片

流态观察实验拍摄的流态图片供实验分析和编写实验报告用。附图2－1、2－2、2－3给出了不同平面形状机翼在3个迎角下的流态比较图片。

附图2—1 直机翼，梯形翼,三角翼在同一迎角（0）下的流态照片

附图2-2 直机翼,梯形翼,三角翼在同一迎角(8）下的流态照片



附图2-2 直机翼，梯形翼，三角翼在同一迎角(16）下的流态照片



实验3：测量空气绕二元机翼（简称翼型)的压力分布实验指导书 1实验的目的

模型的测力实验只能给出作用在模型上的总空气动力及力矩。压力分布实验是测量机翼、机身、尾翼等部件表面上的压力分布。其实验目的是： （1）、为飞机强度计算提供气动载荷分布的原始数据； （2)、计算作用在翼型或机翼上的升力和压差阻力； (3）、确定模型表面上的最小压力点的位置及该点压强的大小。从而可确定出最大速度点的位置和速度的大小，由此可近似计算出高亚音速时飞机的临界马赫数.

（4)、确定翼面上附面层转捩点和分离点的位置，从而可大致确定模型表面附面层的状态。 (5）、可以计算压力中心的位置

2实验设备 2.1风洞

CAFC 1.4×1m 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1.85米。实验段的主要几何参数为：长×宽×高＝3米×1.4米×1米，实验段中心至实验段入口距离为1。4米,

2

下转盘直径1。16米，实验段的有效横切面积为1。32米。风洞动力风扇电机功率75千瓦.实验稳定风速5~50米/秒。 2。2实验模型

在低速风洞中测量压力分布的模型一般都是木质的，在模型的适当位置钻若干个测压孔，每个测压孔所感受的压强通过传压管分别与多管压力计相连，这样就可以测出模型表面的压强分布。二元翼型的传压管由模型的一端引出风洞,如附图3-1所示.

测压孔的数目应在保证由压力分布所计算的空气动力系数有适当的精度的情况下尽量减少，一般不采用均匀分布，在压强变化剧烈的地方，测压孔应布置得密一些,而压强变化平缓的地方测压孔布置稀一些。对于二元翼型压力分布实验，测压孔沿翼型弦线方向的分布一般采用下面的数据：

20，0。30,0。40，0。50,0.60，0.70，0.75，0.80，0。90，0。95，0。100(后缘).

为了由压强分布求出的空气动力系数比较准确,在前后缘和上下表面最大厚度的地方最好都布置上测压孔口。 2。3压力计

多管压力计两台，内装工业酒精，量程0～1。5米，精确到1毫米。每台可测70个点，每次可测量140个点的压力。杯式斜管压力计一台，可倾斜30º、45º、60º，量程0~230毫米，精度1毫米，用于监视和测量来流速压。尾流测量耙一个，共60个探测管，其中两根静压探测管，用于测量翼型尾流. 2.4控制设备

测压模型的姿态控制采用α、β机构的α、β控制器进行脱机手动控制。 3实验内容和方法 3。1实验内容

从小迎角到失速迎角的范围、以给定的速压或风速对模型进行压力分布实验。 3。2实验方法

耙翼型竖跨于风洞中固牢,把各传压管按编号顺序对应连接到多管压力计上，然后校准模型基准偏角度使α0＝0,改变模型姿态角到预定位置,起动风洞电机运行,用落差法控制速压，待速压稳定后，读取各测点压差液柱高度值。 4数据处理及修正

压强分布实验所测得的压强，最后化成无因次的压强系数。其定义为：

xxb为：0（前缘），0.005，0.01，0.025，0。05,0.10，0.15,0。

式中：p～模型上某点测得的静压；

12cp(pp)/v2 （3－1）

p~来流的静压; v～来流的速度； ～来流的密度.

根据伯努利方程可获得翼型各点的压力系数为:

CP1[V2]V （3－2）

可知，在驻点处压强系数等于1，这是流场中压力系数的最大值。压强分布实验结果通常有两种表示方法:一种是矢量法，一种是坐标法.矢量法是把压强系数出翼型对应的测压点上。先取一个单位长度将各点的

cp用矢量的形式画

cp按这些长度表示为对应的线段,这个

c线段与翼型对应点的表面相垂直.p为负值时，箭头离开翼型表面,p为正值时，箭头指向翼表面。矢量表示法的优点直观,但用它来计算空气动力系数不方便.实际应用中采用坐标法.为了使用上的方便，坐标法有两种形式：一种是以翼型的相对弦向位置x为横坐标，以

为

纵坐标，将测压孔坐标为x处的压强系数p的值绘在图上,通常习惯于把负的p绘于横坐标之上，把正值绘于横坐标之下，如附图3—2所示。另一种方法是以翼型上、下表面的纵坐标（y/b）为纵坐标，以压强系数为横坐标绘制翼型的压力分布图。

下面将推导由翼型压强分布计算翼型的法向力系数

ccCyt和切向力系数Cxt的公式。若

在翼型上任取一个微元面积ds作用在它上面的压强为P该微元与xt轴的夹角为θ则：

dytpdscos dxtpdssin

由几何关系可知：dxtdscos，dytdssin，由此可以得出：

dytpdxt dxtpdyt

作用在翼型上的总法向力和切向力可由dyt和dxt沿翼型表面积分得到。即：

b0bytpdxtpudxtpddxt(pdpu)dxtb00ymax.uxtpdyt(pbepaf)dytymax.d (3-3)

式中：ymax.d―翼型下表面最大纵坐标值； ymax.u―翼型上表面最大纵坐标值; p0―下翼面的压强; pu―上翼面的压强；

pbe―在ymax之前的压强； paf―在ymax之后的压强； xt,yt―翼型的外型坐标。

若把式(3-3）化为法向力和切向力系数，则上式可表示为:

cyt(cpdcpu)dxt0lcxtpdytymax.uymax.d(cpbecpaf)dyt (3—4)

式中：xt，yt,ymax.u,ymax.d分别代表xt，yt，ymax.u，ymax.d相对于弦长b的无因次长度。

从公式（3—3）可以看出,如果把翼型的压强系数分布画成附图3—2所示形式，则翼型上下表面压强系数分布曲线与X轴所围成的面积的代数和就代表该迎角下翼型的法向力系数。最大厚度前后的压强系数分布曲线和y轴所围成面积的代数和就代表该迎角下的切向力系数。

在法向力系数和切向力系数求出之后，根据升力系数和阻力系数的定义可求出翼型的升力系数和阻力系数(不包括摩擦阻力系数）即:

cycytcoscxtsin

cxcxtcoscttsin

(3-5）

根据附面层转棙和分离的特性,可由压强分布曲线来判断翼面上附面层的转棙点的位置。在曲面附面层情况下，附面层的转棙往往发生在有逆压梯度的地方，故转棙点往往就在紧靠翼面最小压强点之后。初步可以认为最小压强点就是附面层的转棙点。

由于分离区的压强基本保持不变,故可以认为压强系数分布曲线和X轴平行的一段就是分离区，如在附图3-2中的图7中所示，上翼面的气流完全发生分离。用如下公式可以很容易的从压强分布计算出速度分布即：

v1cpv

（3-6）

式中：v是翼型上压强系数为p那点上的局部速度.

测压实验的数据修正:因为P＝P∞是在有洞壁影响下测得的，所以对压力系数都要进行由洞壁影响引起的阻塞修正.其修正公式为:

c式中：―－为阻塞修正因子。对于二元翼型测压模型的气动特性，应对洞壁引起的升力效应进行修正。对于教学实验可不做上述修正。测压实验误差估计:一般取7次重复实验的均方根误差作为实验误差估计。对于教学实验为了节省电力耗费，可不做此项工作。

实验三：附图如下:

pp2qcpeq(12) (3—7）

附图3－1 翼型在风洞中的安装示意图

附图3－2 在风洞中测量的NACA0012翼型的压力分布随迎角的变化规律

附图3－3 由测量的NACA0012翼型压力分布计算的翼型空气动力特性

实验4：翼型（烟流法）流态观察实验指导书 1实验的目的

翼型流态观察实验的主要目的是：观察空气绕过不同翼型或者绕过同一个翼型在不同迎角下的流态特征。为学生学习空气绕过翼型在不同迎角下产生升力和升力的变化原理奠定基础.

2实验的设备 2。1风洞

烟风洞4台。其中实验段尺寸：高×长＝0。3×0.6米的烟风洞3台，高×长＝0.6×1米的烟风洞一台。用于学生流态观察实验。 2.2实验模型

目前使用的翼型为对称双凸翼型（需要时可安装其它任何翼型）。 2。3控制设备

在烟风洞控制面板上设计了实验段灯光控制开关、发烟器开关,风扇电机开关,以及翼型迎角控制手柄。

3实验内容、基本原理和方法

在烟风洞中，一般在迎角α＝0º，2，4----—-20º的范围做翼型的流态观察实验。

烟是由悬浮在空气中非常细小的固体质点或流体质点所组成的.在透明的、看不见的空气中加入一些人工产生的烟,并随气流一起运动,利用光的散射或折射作用,观察烟流微小质点的运动，从而可以观察气流的流动状态。产生烟的方法是很多的，总的原则是要经济性好使用方便。

最常用的方法是:在烟风洞中观察二元机翼的流线谱。二元烟风洞的构造如附图4-1所示。将变压器油倒入注油杯10中，使缠绕在发烟器电阻丝上的石棉绳吸收上变压器油,打开发烟器开关5即可产生大量的白烟。然后打开照明灯开关4和鼓风机开关6，则加热电炉9内的白烟经过导管8由喷烟排管1喷出，并与实验段气流一起流过模型形成可观察的流谱。最后烟流和空气流一起由排烟管7排出到风洞外。在使用中只要烟风洞内的气流速度不太

高，使气流保持层流流动，则由喷烟排管1喷出的烟就不会散乱，此时如能保持整个流动状态是定常流动。则烟丝绕过模型时就能清晰地显示出流线谱。附图4—2表示二元烟风洞中翼型在某一迎角下实验的绕流图谱.在实验中改变翼型迎角，就可以很直观的观察到翼型在不同迎角下，翼型上、下表面,前后的绕流状态。

实验四：附图如下：

1.喷烟排管 2.角度调节旋钮 3.实验模型 4。照明灯开关 5.发烟器开关 6.鼓风机开关 7.集气排烟孔 8.导烟管 9。加热电炉 10。注油杯 11。排气管

附图4—1 二元烟风洞

附图4—2 二元烟风洞中翼型在零迎角和失速迎角下的流态照片

参考文献

[1] 1.4×1米风洞技术性能说明书，航空航天部627研究所。1991，8 [2] 1。4×1米风洞流场校测报告，航空航天部627研究所。1991,8

[3] 1。4×1米风洞杆式天平校准说明书，航空航天部627研究所.1991，8 [4］ FL－1风洞支架干扰研究，中国航空工业总公司。1987，10 ［5］ 艾伦波谱，低速风洞实验,空气动力编辑部。1988，1 ［6］ 流态显示与研究，空气动力实验编辑部。1984

[7] 实验空气动力学，南京航空航天学院601、西工大503教研室，1983 [8］ GB180-86低速风洞飞机模型设计规范,国防工业委员会.1987，5

［9] 1。4×1米风洞数据采集与处理说明书,航空航天部627研究所。1991，8 ［10］ 航空气动手册（第一册）,航空气动手册编辑部.1975，5

［11] 范吉川，八角形闭口风洞的洞壁干扰修正，六院七所103室.1973 [12] 蒋桂清，低速常规测力洞壁干扰修正方法，气动中心低速所。1983 ［13］ 刘国强,FL－12风洞手册,气动中心低速所。1977，10

[14］ A。K马尔丹诺夫，空气动力实验指导书，高等教育出版社,1959，7

参考文献

1、安全飞行原理(刘汉辉等） 2、空气动力学 (陈再新等）

3、飞机空气动力学（范立钦等） 4、空气动力学基础（徐华舫) 5、飞行员航空理论教程(赵廷渝) 6、私用飞行员教程 （张泽龙等)

7、干线飞机空气动力学和飞行力学（R.C 比施根斯） 8、航天器飞行力学（曾颖超） 9、模型飞机飞行原理(朱宝流等） 10、流体力学（景思睿等） 11、自动飞行控制系统(申安玉) 12、现代飞行控制系统（文传源） 13、美国联邦航空条例(第1～4卷）（中国民航总局)

14、FAR Aeronautical Information Manual （Aviation Supplies＆Academics) 15、Private Pilot Manaul (Jeppesen Sandersan Inc）

16、Instrument Comercial Manual （Jeppesen Sandersan Inc) 17、Wings CBT，PPL&CPL course （Swissair）

18、FAA AC61—21A Flight Training Handbook （FAA Flight Standards service) 19、Theory of Flight (The Oxford Air Training School）

20、Aerodynamics and Flight Control of Aircraft （Flying college Beijing University Aeronautical

and Astronautics）

21、Dictionary of Aeronautical Terms (Dale Crane）

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飞行原理教学重点、难点

（1）教学重点

 国际标准大气

 连续性定理、伯努利定理  诱导阻力

 附面层分离的原因及分离点移动的规律  升力系数、阻力系数和升阻比  增升装置的增升原理。  拉力的变化规律

 方向和横侧稳定性的概念、原理及关系  俯仰稳定性的概念及改变迎角的原理  飘摆和螺旋不稳定现象产生的原理.  重心前后位置对飞机稳定性和操纵性的影响.  平飞拉力曲线和平飞功率曲线

 最大上升角和最大上升率及陡升和快升速度  盘旋所需速度、拉力、功率  起飞的操纵方法和原理

 起飞抬前轮速度、离地速度、起飞安全速度、起飞滑跑距离、起飞距离  着陆各段的操纵方法和操纵原理

 着陆进场速度、接地速度、着陆滑跑距离、着陆距离  侧滑法、航向法修正侧风的操纵原理

 失速的现象和原因、失速速度的概念及影响失速速度大小的因素  计算法、表格法和曲线法确定飞机重量与平衡的方法  流管截面积和气流参数随流速（马赫数）的变化规律  激波的概念、成因和激波前后气流参数的变化规律  临界马赫数的概念和物理意义  局部激波的形成和发展过程  后掠翼翼尖失速的特点

（2）教学难点

 机翼的压力分布

 附面层分离现象及涡流区的特点

 后缘襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼对气动性能影响  收放襟翼和加减油门对飞行的影响  飘摆和螺旋下降  横侧反操纵现象

 剩余拉力和剩余功率随速度的变化  平飞速度范围的划分

 飞行参数对平飞、上升、下降性能的影响  盘旋保持阶段的操纵原理  襟翼位置对起飞性能的影响

 侧风对起飞、着陆的影响及其修正方法  着陆目测的修正  失速警告和失速速度  机翼自转的现象  临界马赫数的概念

 高速气流中流管面积随着速度的变化  后掠翼的翼尖失速  后掠翼的升力特性