飛行原理簡介

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)動作，可以根據(jù)氣流做出相應的調(diào)整，能夠做出精確的飛行動作，甚至是借助空氣滑翔，這真的是個很鳥的海鷗飛得更快,飛得更高,飛得更遠1903年萊特兄弟56.327km/h2004年X－43A無人駕駛試驗機試飛成功

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轟炸機的右機翼下

2004年3月27日，右翼下懸掛了一架X-43A極速飛機的B-52轟炸機從美國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

脫離飛馬火箭獨立飛行的X43A

成功發(fā)射

脫離飛馬火箭獨立飛行的X43A

獨立飛行的X43A

美國戰(zhàn)機部分介紹

俄國戰(zhàn)機部分介紹

第一章基本概念1.1有關飛機的基本概念

1.2地球大氣

1.3風洞實驗1.1有關飛機的基本概念飛機的主要部件

機身

機翼

水平尾翼

垂直尾翼

動力裝置

起落裝置翼型翼型和機翼1翼型的幾何參數(shù)翼型和機翼翼型前緣后緣幾何弦長b翼型上、下表面坐標翼型厚度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機翼平面幾何參數(shù)平面形狀展長弦長、根弦、梢弦機翼面積2機翼平面幾何參數(shù)幾何平均弦長展弦比根梢比后掠角非平面機翼：幾何扭轉(zhuǎn)角，上（下）反角2機翼平面幾何參數(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：對流層、平流層和中間大氣層。對流層：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動，沒有上下方向的流動。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際標準大氣在航空工程中，經(jīng)常要用到大氣參數(shù)。在作計算或整理實驗數(shù)據(jù)時，不能使用當?shù)禺敃r的大氣參數(shù)，而需要規(guī)定一個標準，大家都按這個標準換算，以便相互比較或引用。這個標準是按中緯度地區(qū)的全年平均的氣象條件統(tǒng)計而確定的，稱為國際標準大氣。國際標準大氣規(guī)定：在海平面上的標準值為：溫度壓強760毫米汞柱密度

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

標準大氣簡表

FL-8風洞

1963年建成并投入使用,是一座功勛風洞。該風洞試驗段截面為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，試驗風速最大達到73米/秒。1.3風洞實驗力的相對性簡單地講，風洞就是依據(jù)運動的相對性原理，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雜的飛行狀態(tài)，獲取試驗數(shù)據(jù)。這是現(xiàn)代飛機、導彈、火箭等研制定型和生產(chǎn)的“綠色通道”。簡單的說，風洞就是在地面上人為地創(chuàng)造一個“天空”。

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

FL-1風洞是試驗段尺寸為0.6米×0.6米的半回流暫沖式三音速風洞，馬赫數(shù)范圍為0.4～4.0。這座風洞建于1958年，是我國第一座工業(yè)用三音速風洞，它為型號研制和課題研究所完成的試驗車次始終居國內(nèi)領先地位，被譽為“功勛風洞”。經(jīng)過多次技術改造，該風洞配有先進的數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)和各式天平、傳感器系列，具有良好的流場品質(zhì)和適應與不同航空飛行器及其部件的氣動試驗能力。

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

風洞氣源系統(tǒng)

高速風洞氣源系統(tǒng)由兩臺空氣壓縮機和空氣凈化、干燥設備為FL-1風洞和FL-2風洞提供符合試驗要求的純凈的壓縮空氣。壓縮空氣儲存于容積為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風洞

1954年建成并投入使用，試驗段口徑為直徑1.5米，圓形、開口、單回路。最大試驗風速50米/秒。

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

FL-8風洞

1963年建成并投入使用,是一座功勛風洞。該風洞試驗段截面為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，試驗風速最大達到73米/秒。

FL-9風洞我院建造一座試驗段尺寸為4.5m×3.5m，最大壓力為4×105Pa，最高Re數(shù)可達8.5×106的低速增壓風洞，并相應地發(fā)展高Re數(shù)風洞試驗技術，該風洞可以滿足我國大型飛機研制項目對低速高Re數(shù)風洞試驗的需求，填補我國在這一領域的空白。電阻應變片2測力測壓