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 升力 侧力 阻力 偏航力矩俯仰力矩滚转力矩单 元 N 设计载荷 441.3 单元加载451.11 最大载荷 综合加载451.11 最大载荷 静校准度0.11 均方根误差 0.22 0.48 0.40 0.11 0.48 （Y） N 227.68 127.49 117.49 （Z） N 296.13 254.79 196.13 (X) (MY) N.M 17.65 21.08 16.87 (MZ) N.M 17.66 15.69 10.61 (MX) N.M 11.77 12.06 11.77 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(?)、
Cymax，失
cy?f(cx)、mz?f(cy)、mz?f(?)；cz?f(?)、mx?f(?)、my?f(?)。然后
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
C?y，最大升力系数
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
cy?zmm心，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
?x翼效率mx，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
???y3.2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律，
?CC?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：
C?y?
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。要求用如下公式计算：
(C,?)(C,?)cy?f(?)曲线在某一点(Cy1,?1)上的斜率。可
Cy
?C?????(C,?)yii?Cy1??1 （1-2）
y11点右边。正负号规定为：Cy随着迎角的增加而增加取正式中的yii要取在
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
(C,?)若要求??2处的升力线斜率则根据（1-2）式
?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?)Cymax，?ij与雷诺数有关，故实验得到的数据，经过雷诺数修正后，
＝0.583（1/度） 这里要说明的是，因为
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
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
气动力的相对量即即
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。即若飞机的空若f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
(x?x)使天平分解中心和飞机重心相对位置一致，这样得到的mz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：
cymzp?0?mzg?(cycos??cxsin?)(xp?xg) xp?xg?mzg(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下的升降舵效率mz，对另一个Cy下的升降舵效率mz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mz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
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
?z?z?C?yc?f(?)m?f(c)?y?y?ymmmCmCyyxXZz力矩系数、滚转力矩系数、侧力系数分别为、、。实验时只要测出
?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
y?y?ym?mCyxz的方法。就可以求出方向舵效率：，，。
在某个Cy下各
c、副翼效率实验