飛行原理簡(jiǎn)介

鳥類的飛行昆蟲與小型鳥類的飛行微型飛行器有一只機(jī)器鳥SmartBird，它能自己飛，所以很鳥這只智能海鷗，只有450克，翼展1.96米，能夠完成鳥類的大多數(shù)動(dòng)作，可以根據(jù)氣流做出相應(yīng)的調(diào)整，能夠做出精確的飛行動(dòng)作，甚至是借助空氣滑翔，這真的是個(gè)很鳥的海鷗飛得更快,飛得更高,飛得更遠(yuǎn)1903年萊特兄弟56.327km/h2004年X－43A無人駕駛試驗(yàn)機(jī)試飛成功

7700km/h,Ma超過7

MaMa<0.2低速0.2<Ma<0.8亞音速0.8<Ma<1.2跨音速1.2<Ma<5超音速

Ma>5高超音速X-43A被下掛在B-52B轟炸機(jī)的右機(jī)翼下

2004年3月27日，右翼下懸掛了一架X-43A極速飛機(jī)的B-52轟炸機(jī)從美國(guó)加利福尼亞州的愛德華茲空軍基地起飛

B-52在空中投放裝有X-43A的發(fā)射裝置

攜載X-43A的B-52戰(zhàn)略轟炸機(jī)

脫離飛馬火箭獨(dú)立飛行的X43A

成功發(fā)射

脫離飛馬火箭獨(dú)立飛行的X43A

獨(dú)立飛行的X43A

美國(guó)戰(zhàn)機(jī)部分介紹

俄國(guó)戰(zhàn)機(jī)部分介紹

第一章基本概念1.1有關(guān)飛機(jī)的基本概念

1.2地球大氣

1.3風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)1.1有關(guān)飛機(jī)的基本概念飛機(jī)的主要部件

機(jī)身

機(jī)翼

水平尾翼

垂直尾翼

動(dòng)力裝置

起落裝置翼型翼型和機(jī)翼1翼型的幾何參數(shù)翼型和機(jī)翼翼型前緣后緣幾何弦長(zhǎng)b翼型上、下表面坐標(biāo)翼型厚度1翼型的幾何參數(shù)1翼型的幾何參數(shù)翼型彎度中弧線各種翼型舉例1：NACA四位數(shù)字翼型族舉例2：NACA65210翼型舉例3：2機(jī)翼平面幾何參數(shù)平面形狀展長(zhǎng)弦長(zhǎng)、根弦、梢弦機(jī)翼面積2機(jī)翼平面幾何參數(shù)幾何平均弦長(zhǎng)展弦比根梢比后掠角非平面機(jī)翼：幾何扭轉(zhuǎn)角，上（下）反角2機(jī)翼平面幾何參數(shù)1.2地球大氣大氣層劃分成低層大氣和高層大氣。從海平面到85公里高范圍屬于低層大氣。低層大氣的組分是均勻的85公里高度以上范圍屬于高層大氣，高層大氣的特點(diǎn)是大氣組分不均勻，它直接吸收太陽輻射來的紫外線低層大氣：對(duì)流層、平流層和中間大氣層。對(duì)流層：在中緯度地區(qū)約為10~12公里。這一層密度最大，全部大氣質(zhì)量約有3/4集中于此層。氣溫隨高度增加呈直線下降。平流層：其高度約到32公里處。這一層空氣質(zhì)量約占全部大氣質(zhì)量的1/4。在這一層里大氣只作水平方向的運(yùn)動(dòng)，沒有上下方向的流動(dòng)。這一層內(nèi)的溫度直到20公里高度保持常數(shù)，20公里后氣溫逐漸增加。中間大氣層：高度從32公里到85公里，溫度隨高度增加先上升，后來又下降。在中間大氣層里所包含的空氣質(zhì)量約為全部大氣質(zhì)量的三千分之一。高層大氣：85公里以上，高層大氣的下層稱為高溫層，溫度隨高度而上升。高層大氣的上層沒有邊界，逐漸與星際空間融合國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣在航空工程中，經(jīng)常要用到大氣參數(shù)。在作計(jì)算或整理實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)時(shí)，不能使用當(dāng)?shù)禺?dāng)時(shí)的大氣參數(shù)，而需要規(guī)定一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)，大家都按這個(gè)標(biāo)準(zhǔn)換算，以便相互比較或引用。這個(gè)標(biāo)準(zhǔn)是按中緯度地區(qū)的全年平均的氣象條件統(tǒng)計(jì)而確定的，稱為國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣。國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定：在海平面上的標(biāo)準(zhǔn)值為：溫度壓強(qiáng)760毫米汞柱密度

溫度隨高度分布規(guī)律2壓強(qiáng)和密度隨高度的變化國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣：按中緯度地區(qū)的平均氣象條件定出來

標(biāo)準(zhǔn)大氣簡(jiǎn)表

FL-8風(fēng)洞

1963年建成并投入使用,是一座功勛風(fēng)洞。該風(fēng)洞試驗(yàn)段截面為3.5米×2.5米的閉口扁八百角型。經(jīng)過1995年的第一期改造之后，試驗(yàn)風(fēng)速最大達(dá)到73米/秒。1.3風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)力的相對(duì)性簡(jiǎn)單地講，風(fēng)洞就是依據(jù)運(yùn)動(dòng)的相對(duì)性原理，將飛行器的模型或?qū)嵨锕潭ㄔ诘孛嫒斯きh(huán)境中，人為制造氣流流過，以此模擬空中各種復(fù)雜的飛行狀態(tài)，獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)。這是現(xiàn)代飛機(jī)、導(dǎo)彈、火箭等研制定型和生產(chǎn)的“綠色通道”。簡(jiǎn)單的說，風(fēng)洞就是在地面上人為地創(chuàng)造一個(gè)“天空”。

閉口三元直流式風(fēng)洞示意圖開口三元回流式風(fēng)洞示意圖間歇式三元超音速風(fēng)洞示意圖連續(xù)式三元超音速風(fēng)洞示意圖

FL-1風(fēng)洞是試驗(yàn)段尺寸為0.6米×0.6米的半回流暫沖式三音速風(fēng)洞，馬赫數(shù)范圍為0.4～4.0。這座風(fēng)洞建于1958年，是我國(guó)第一座工業(yè)用三音速風(fēng)洞，它為型號(hào)研制和課題研究所完成的試驗(yàn)車次始終居國(guó)內(nèi)領(lǐng)先地位，被譽(yù)為“功勛風(fēng)洞”。經(jīng)過多次技術(shù)改造，該風(fēng)洞配有先進(jìn)的數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)和各式天平、傳感器系列，具有良好的流場(chǎng)品質(zhì)和適應(yīng)與不同航空飛行器及其部件的氣動(dòng)試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

FL-2風(fēng)洞為直流暫沖下吹式三音速風(fēng)洞，試驗(yàn)段尺寸1.2×1.2米，馬赫數(shù)范圍為0.2～2.0，雷諾數(shù)可達(dá)5.07e6～3.42e7／米，前室總壓可使用范圍為0.1～0.8MPa。FL-2風(fēng)洞具有亞音速和跨音速馬赫數(shù)的微調(diào)能力，風(fēng)洞流場(chǎng)性能優(yōu)良，實(shí)驗(yàn)范圍廣，測(cè)試精度高，可以為各類飛行器的研制提供良好的試驗(yàn)條件。FL-2風(fēng)洞試驗(yàn)室被列為部級(jí)重點(diǎn)試驗(yàn)室。

風(fēng)洞氣源系統(tǒng)

高速風(fēng)洞氣源系統(tǒng)由兩臺(tái)空氣壓縮機(jī)和空氣凈化、干燥設(shè)備為FL-1風(fēng)洞和FL-2風(fēng)洞提供符合試驗(yàn)要求的純凈的壓縮空氣。壓縮空氣儲(chǔ)存于容積為2000立方米中壓氣罐（20大氣壓）和5000立方米的低壓氣罐（6大氣壓）中。

FL-5風(fēng)洞

1954年建成并投入使用，試驗(yàn)段口徑為直徑1.5米，圓形、開口、單回路。最大試驗(yàn)風(fēng)速50米/秒。

FL-7風(fēng)洞1959年建成并投入使用，經(jīng)過兩次大規(guī)模的技術(shù)改造。具有四壁可變開閉比斜孔壁板。試驗(yàn)M數(shù)從0.2～1.5,連續(xù)可調(diào)。

FL-8風(fēng)洞

1963年建成并投入使用,是一座功勛風(fēng)洞。該風(fēng)洞試驗(yàn)段截面為3.5米×2.5米的閉口扁八百角型。經(jīng)過1995年的第一期改造之后，試驗(yàn)風(fēng)速最大達(dá)到73米/秒。

FL-9風(fēng)洞我院建造一座試驗(yàn)段尺寸為4.5m×3.5m，最大壓力為4×105Pa，最高Re數(shù)可達(dá)8.5×106的低速增壓風(fēng)洞，并相應(yīng)地發(fā)展高Re數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，該風(fēng)洞可以滿足我國(guó)大型飛機(jī)研制項(xiàng)目對(duì)低速高Re數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)的需求，填補(bǔ)我國(guó)在這一領(lǐng)域的空白。電阻應(yīng)變片2測(cè)力測(cè)壓