飞行原理教学大纲 - 图文

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，下转盘

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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 模型主要几何参数 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） TB-20飞机模型 0.7515 0.09579 0.7199 7.84 0 6.5 夏延飞机模型 0.8520 0.1235 0.10598 6.9 内翼段：26.786,外翼段4.8。 5 NACA4041模型 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、夏延ⅢA模型、NACA4041标准模型的实验雷诺数分别为RE=2.0×105、2.5×105、3.8×105。

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。