飞机基本知识
-
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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<
/p>
）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
< br>研
究
中
心
的
理
查
德
.
惠
特
科
姆
（
Richard mb 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。
1
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展弦比即机翼
翼展和平
均几何弦之比，
常用以下
公式
表示：
λ=l/b=l^2/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
< br>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
2.0
～
4.0
。
如大航程、低机动性飞机——
B-5
2
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 <
/p>
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<
/p>
c
的
vc>v∞
，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
Mac<1.
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
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/p>
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<
/p>
(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
< br>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
3
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持
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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。<
/p>
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
< br>,
该速度连续下降直到边界上流体质
点相对静止为止。<
/p>
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<
/p>
。
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
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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
< br>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
< br>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
3
～
4
的薄机翼上。它可改善机翼在大迎角
时的气动特性<
/p>
,
特别是升力特性。
边条
好像一个前缘尖锐、大后掠角
(70°
～
80°
)
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
< br>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
5
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< br>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<
/p>
力。升力维持飞机在空中飞行。
飞机的升力和阻力
简述
<
/p>
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。<
/p>
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
<
/p>
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。
6
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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，
< br>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)
。<
/p>
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<
/p>
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、
7
文
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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
< br>,
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=ρv*v/2 (ρ
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<
/p>
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
,<
/p>
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
,
< br>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
< br>下倾斜的角度
,
叫下洗角。
8
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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
< br>,
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<
/p>
,
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<
/p>
,
由于机翼下表
面的压力比上表面的大<
/p>
,
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
,<
/p>
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
9
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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<
/p>
,
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
< br>向
后
歪
斜
的
角
度
。
如
果
是
机
翼
前
缘
线
的
歪
斜
角
，
则
称
前
缘
< br>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<
/p>
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（
Ma
＝
0.8
～
0.9
）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
10
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持
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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<
/p>
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<
/p>
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<
/p>
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
16000
～
< br>40000
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
11
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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；
ρ
为空气密度；
η
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
3
～
6
。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<
/p>
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，<
/p>
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
0.4
～
4.5
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
0.4
～
0.7
。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
0.5<
/p>
～
1.3
。
超声速风洞
洞内气流马赫数为
1.5
～
4.5
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
< br>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：
M
＜
0.3
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
0.3
＜<
/p>
M
＜
0.8
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；
0.8
＜
M
＜
1.2
范围内的风洞称
为跨音
速风洞；
1.2
＜
M
< br>＜
5
范围内的风洞称为超音速风洞
;M≥5
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。
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民航基本知识
1
，什么叫
GDS
？
Ｇ
DS(Global Distribution Syst
em)
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<
/p>
，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<
/p>
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
AT
C
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，
< br>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，
< br>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”<
/p>
、
“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<
/p>
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。
13
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.
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、
< br>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
14