图53.Plot P1的测试站点的计划
图5-4显示的时间序列和散点图是从P1基准性能测试出的非典型文件。如图5-4所示的密度数据已被纠正，但没有调整，尚未有地形影响风速。
除了风的速度和密度更正，应用其他程序以确保高品质的功率曲线数据。用涡轮试验现场数据表来确定天气条件下叶片工作条件可能影响其性能的其他因素。检查对于每一个数据收集期间风速与功率的散点图。为了产生有效的数据集，涡轮机必须已经至少60分钟的正常上线运行。选拔过程中消除了收集到的数据在恶劣的天气（大雨，雪）和叶片弄脏的不必要的数据和涡轮或在一分钟平均中间去脱线的数据。此外，将删除P1的涡轮机或MET塔是在涡轮后的风向的数据。从P1发电机组认为是介于0°和258°（有磁性）风向放置涡轮机或塔涡轮唤醒，并没有使用。文档来自于网络搜索
一旦选择有效的和应用改正的密度，隔离箱中一分钟平均风速0.9米/秒（2英里）。风速，风向和校正密度的能源，然后平均每个斌和计算标准偏差。在选定的一组数据的平均功率曲线的结果。当多个数据集相结合，时间加权用于每个风速的箱。
5.3 P1 基准性能
P1基准功率曲线，收集1995,3,1之间的日期和1995,5,18。附录一个记录所有测试文件，并选择有效的数据集为P1的基准功率曲线。在附录A中可以看出，数据集被分成较大的文件之前被分级。在这个过程中，分级的文件指定文件名'plcrun##.txt'和01到13是不同的。在以下的讨论中，这些相同的数据集将被称为其相应的数字（如文件“p1crun01.txt”将被称为P1基线文件＃01）文档来自于网络搜索
的VGS预计产量小的百分比，在电力生产的收益，这只能测量只有当基准功率曲线表现出很好的重复性。两个标准适用于评估功率曲线的重复性：每个风速箱输出功率的百分比的变化，以及各种瑞利风速分布计算的年发电量的百分比变化。所有AEP的计算假设涡轮轮毂高度均匀分布的瑞利分布和100％的可用性。文档来自于网络搜索
图5-5显示了有P1的基准功率曲线，分别含有约50小时的分级数据。曲线显示，重复性差;，曲线＃01和＃05不同的风速低于9.3米/秒（21英里）和AEP的所有曲线的＃02和＃05的功率输出超过10％，近20％不同。对于每个功率曲线斌，图5-5还显示记录的分钟数。曲线之间的最大的变化发生在风箱是有限的数据或一条曲线有显著社保局数据比别人那里。基准功率曲线显示朝着改善的重复性与越来越多小时的数据的趋势。图5-6显示两个曲线与超过300个小时的分级每个曲线数据。对于大多数箱，低于2％不等的这些曲线，和AEP的输出功率是瑞利风速超过6.2毫升（14英里）的平均值小于1％。文档来自于网络搜索
图5-4。功率曲线数据，P1基准性能测试
注：所有的百分的变化，计算相对于P1基线文件＃01。
图5-5。P1基准功率曲线的重复性，50个小时的数据集
图5-6。P1基准功率曲线的重复性，300小时的数据集
这种程度的重复性，功率曲线图5-6被认为是一个高信任措施的基线P1性能。
5.4 P1与VG的配置＃1
，1995年9月7日VG的配置＃1安装在P1的转子叶片上。在4.5节讨论的配置设计和数组参数表配置5-1。P1的转子已降低维护，所以安装工作是在地面。磁带模板用于定位的VGS粘在叶片表面每13参考的指示。文档来自于网络搜索
数组参数为VG的配置＃1表5-1。
重新安装后P1转子，服务表现数据再次记录。功率曲线数据收集年1995年9月18日的日期之间，和1995年12月18日，和现场人员观察，叶片在这段时间内保持干燥。附录一功率曲线的文件中收集的文件和有效的数据集的选择。分级前的数据集进行组装和存储文件
名`vgcrun＃＃。txt'的，其中＃＃从O1到08不等。文档来自于网络搜索
图5-7显示了为PL测量与VG的配置＃1，其中的数据已被归纳为两条曲线的功率曲线约300个小时。300小时与VG的曲线显示彼此的重复性好，虽然不如为基准P1好。对于大多数风速箱的输出功率变化小于3％，AEP的变化是所有瑞利平均风速超过6.2 MJS（14英里）小于2％。文档来自于网络搜索
300小时的动力被认为准确地反映了VG配置＃1性能的影响。图5-8显示了P1与VG的性能。该曲线显示为风速低于11米/秒（25英里），并增加在这个风速以上的电源输出功率明显下降。文档来自于网络搜索
表5-2显示的VGS输出功率的百分比变化的影响。在最大功率增加是刚刚超过4％，达12.8米/秒（29英里）。在繁忙的旋翼动力的增加是微不足道的。约1％，为17.2米/秒（39英里每小时）。从这个角度来看，在中等风速增加而增加转子峰值功率的电源设计目标是满足。然而，AEP的表在图5-8显示了，在低风速的损失没有得到充分的性能提升所抵消在中等风速和VG的配置＃1的净效应是在AEP的年平均风速度为8.4米/秒（19英里）的损失。文档来自于网络搜索
图5-7。 P1与VG的功率曲线的重复性，300小时的数据集
图5-8。VG的配置＃1 P1上性能的影响
表5-2。 P1输出功率的变化与VG的配置＃1
增加负载或贫困动力学为代价获得的性能提升不应该在指定的设计目标。测量是评估的基础上可用的信号，从以前的P1发电机测试涡轮的动态加载。这些包括测量发电机发电，逆风和顺风机舱俯仰加速度和塔腿轴向负荷。文档来自于网络搜索
参考文件13的P1仪器和数据采集。收集资料，在10分钟的文件在每秒40样本率。基线P1的负载数据收集测试系列S1T34＃＃＃两个月前的VGS安装。数据收集与VG的一个月以上测试系列51T35＃＃＃。图5-9说明了数据收集之前和之后的VG安装的风力条件的范围。情节的每一个点代表了10分钟，平均风速和标准差为10分钟的数据收集。在大量的数据在8.9至15.6 MLS（20至35英里）的范围都没有的VG。也有一些数据为基准发电机在风速15.6米/秒以上。不幸的是，由于一年的时间（秋季）的数据采集设备，具有任何数据文件的问题摊位经营的金额分别录得显著的VG配置＃1.文档来自于网络搜索
本节的其余部分，雨流计数的数据。唐宁街和Scocie[是]雨流算法的基础上，由桑迪亚国家实验室LIFE2的计算机代码。数据进行了分析，并以这种方式提出，因为雨流计数直接计算的涡轮机的各种结构部件的疲劳寿命。疲劳寿命的极端重要性涡轮机的设计参数。雨流计数的数据以图表的形式比较迅速给出了一个相对严重的疲劳载荷的迹象。以下的图表中，陡峭的斜坡（更大的负斜率），加载的那么严重。由于对数的规模和事实材料的疲劳特性是非线性的，在雨水流计数的微小变化可能会导致涡轮疲劳寿命的大变化。文档来自于网络搜索
图5-9。10分钟，在P1的负载测量平均风速
P1的涡轮机有一个动态的模式，其中包括一个机舱的投球议案。一些配置的变化来解决这个问题，并最大限度地减少这种模式，但它仍然是有些担忧。在VG测试，机舱俯仰加速度测量在机舱的逆风和顺风结束。图5-10显示了完整的数据集，都没有的VG，逆风和顺风机舱加速度的雨流计数。图中显示，顺风加速度与VG的大力稍微。另一方面，没有VG的上风加速度远远超过与VG的蓬勃。文档来自于网络搜索
这是最有可能是由于这一事实，即有显著更多的摊位经营量（风速大于15.6米/秒）代表在基准数据，并在VG数据很少。文档来自于网络搜索
图5-11试图提出一个更好的比较，包括8.9和15.6之间的10分钟风速仅收集数据米/秒。在此图中，可以看出，与VG的顺风加速度显著较没有VG的蓬勃。然而，没有VG的上风加
速度仍然较为积极与VG的。这可能是由于大气湍流的各种数据文件之间的差异，但目前尚不清楚确切的解释。文档来自于网络搜索
发电机的输出功率的雨流计数的情节，从而传动系统扭矩，显示在图5-12。三条曲线显示：所有的基准数据，风速8.9到15.6米/秒，与VG的配置＃L.基线。发电机的输出功率振荡多，最有可能达到更高的山峰，与安装的VGS的，这是相当清楚。与VG的数据比较没有VG 的数据高得多的平均风速，包含显著多岗摊位经营的速度。文档来自于网络搜索
在图5-13显示了塔腿轴向载荷的雨流计数的数据，是一个比较难以解释。同样，三条曲线：所有的基准数据，基线8.9和15.6毫升，并与VG的。VG的结果是高于曲线的左手和右手的两端基线数据。然而，在男孩的曲线VG的数据远低于基线可比和更高的风速。朝着正确的数据曲线上有更大的影响，因为负载较高。因此，在曲线的最重要的部分VG的数据显示高于基线。还应当指出，这些结果取决于有点绝对偏航位置，一个信号，是不是在这些测试。如果风是从不同的方向，从一个给定的塔腿的结果会有所不同。文档来自于网络搜索
总体而言，它似乎是由涡流发生器的存在增加，疲劳周期的雨流计数为代表的涡轮动态响应。这些数据表明，增加是轻微到中度的的。但是，如果人多岗的摊位数据收集，提高动态反应可能更加明显。文档来自于网络搜索
还应当指出，数据集不是很大，在大气条件的变化可能有类似的影响。数据的解释应该谨慎，并理解其不确定性和局限性。如果使用VGS的追求，止ESE数据将被用来分析涡流发生器（涡轮疲劳）的相对影响，以了解经济改善动力性能之间的权衡和降低涡轮疲劳寿命。文档来自于网络搜索
如图5-8所示，VG的配置＃1实现所需的性能，11米/秒（25英里）以上。输出功率增加和峰值功率略有增加，在中等风速表示，VG阵列已成为很大程度上停滞风速高于17米/秒（38英里）。这表明该阵列被置于尽量向前尽可能在刀刃上，同时还允许刀片，以保持其基准摊位的行为。文档来自于网络搜索
低于11米/秒，VG的拖动刑罚导致涡轮性能的损失。性能测量拖动损失一般都比较大，比PROPPC计算预测。它出现涡轮叶片的3 - D没有经历过电梯增强的同等数量的是在测量风洞机翼剖面的2 - D，但它确实经历了显著拖动的罚则。移动的VGS上的机翼后面的将减少拖动罚款的数额，但也将导致的VGS要少持久。因此，拖动损失减少船尾移动的VGS会危及一些11毫升以上的性能提升。类似的逻辑可以适用于VG的阵列密度较小或使用较小的VG。文档来自于网络搜索
为了评估改善的VG配置＃1潜力，每年的能源计算图5-8功率曲线假设不低于11毫升阻力损失，并保留所有11米/秒以上的性能提升。表5-3显示了产生小于1.5％的性能提升所有平均风速8.4米/秒及以下。这证实了成效的VGS的3 - D刀片小于机翼剖面的2 - D测量。基于这些结果，第二个VG配置的现场测试认为不值得。文档来自于网络搜索
由于现场测试结果显示，AEP公司的净负影响，没有严格的计算进行评估的能源成本（COE）的效果。一个原型VG的阵列，包括VGS和其中用于定位安装的磁带模板所需的材料，购买200美元左右。随着地面上的转子安装过程花了约6小时，包括转子上的标记，附件和去除磁带模板和附件的VGS本身的参考线所需的时间。安装程序的设计，使他们可以从起重机上的男子篮完成，但是这将大大增加安装所需的时间和费用。文档来自于网络搜索
空气动力实验 报告 拉阀尔喷管沿程M数分布试验及 二维斜激波前后气流参数测量试验 北京航空航天大学流体力学研究所 2008年8月
拉法尔喷管沿程M 数分布试验指导书 一. 实验目的： 了解暂冲式超音速风洞的基本工作原理，掌握拉伐尔喷管产生超音速的流动特性，根据沿拉法尔喷管各截面静压的测量值，确定沿喷管的M 数分布。 二. G1超音速风洞系统工作原理： 图1为G1超音速风洞系统原理图，G1超音速风洞是由气源和洞体两大部分组成。 气源部分由空气压缩机、油水分离器、单向阀、纯化器和储气罐组成。特别需要指出的是，气体经拉阀尔喷管到实验段是一个膨胀加速过程，气体到达实验段时的温度和密度会很低，此时若空气中含有水分和油的话，水汽就会凝结从而影响试验的精确性，而油分会增加这种凝结的危险性。所以油水分离器是超音速风洞致关重要的一个装置。 G1超音速风洞洞体部分由调压阀、稳定段、拉阀尔喷管、实验段、第二喉道和扩压段组成。 1. 调压阀：由于压缩空气不断的从储气罐中流出，气罐内的压力就要不断地下降，为了保证稳定 段内的总压P 0不变，使用调压阀调节气流的流通面积，使其逐步开大来满足稳定段总压的恒定。 2. 稳定段：经调压阀进入稳定段的气流是及不均匀的，气流中有许多旋涡存在。稳定段的作用就 是对这些不均匀气流进行调整。由于稳定段的截面尺寸是风洞洞体中最大的，因此气流进入稳定段后流速降低，另外稳定段内还装有蜂窝器和阻尼网，其作用是粉碎气流中的大旋涡从而使气流均匀。 3. 拉阀尔喷管：拉阀尔喷管是超音速风洞产生超音速气流的关键部件，见图1，它是一个先渐缩后 渐扩的管道装置，喷管的最小截面称为喉道，在喉道处气流达到音速。对于定常管流，流过任一个截面的流体质量都是相等的，即，)(常数C vA =ρ，式中密度ρ、速度v 和截面A 处于流 管同一截面内，对C vA =ρ式取对数，再微分，得： 0=++ A dA v dv d ρρ ， （2-1） 由定常一维流动的欧拉运动方程： ρ/dp vdv -= （2-2）
Aerodynamics History（空气动力学历史） 袁亚 011010836 摘要：空气动力学是一门比较年轻的科学，主要研究物体主要是飞行器在空气中的运动特性的一门科学。本文深入浅出，为读者介绍了空气动力学的历史，让大家对这门重要的科学有一些更深刻的认识。本文正文是摘要自：Aircraft Design:Synthesis and Analysis，中文名《飞机设计：综合与分析》 关键词：空气动力学Aerodynamics 引言： 关于空气动力学的传说： The dream was the subject of great myths and stories such as that of Icarus and his father Daedalus and their escape from King Minos' prison on Crete. Legend has it that they had difficulty with structural materials rather than aerodynamics 梦想的主题是伟大的神话故事：伊卡洛斯和他的父亲代达罗斯逃离克里特岛 米诺斯王的监狱那样，据说，他们在结构材料结构上有困难，而不是在空气动力 学上。（译者注：说明那个时候这对父子已经掌握了空气动力学的基本知识）Legends of people attempting flight are numerous, and it appears that people have been experimenting with aerodynamics for thousands of years. Octave Chanute, quoting from an 1880's book, La Navigation Aerienne, describes how Simon the Magician in about 67 A.D. undertook to rise toward heaven like a bird. The people assembled to view so extraordinary a phenomenon and Simon rose into the air through the assistance of the demons in the presence of an enormous crowd. 人们试图飞行的传说是众多的，而且看来，几千年历来人们一直在试验与空 气动力学的原理。Octave Chanute，引用来自1880的书，La Navigation Aerienne，介绍了在大约公元67年魔术师西蒙如何向一只鸟一样进行了上升到天堂。人们聚 集在一起观看如此特殊的现象，通过了现场恶魔的帮助西蒙上升到了空气中…… 正文
1第一章空气动力学 基础知识
第四单元飞机与飞机系统 第一章空气动力学基础知识 1.1 大气层和标准大气 1.1.1 地球大气层 地球表面被一层厚厚的大气层包围着。飞机在大气层内运动时要和周围的介质——空气——发生关系，为了弄清楚飞行时介质对飞机的作用，首先必须了解大气层的组成和空气的一些物理性质。 根据大气的某些物理性质，可以把大气层分为五层：即对流层(变温层)、平流层(同温层)、中间层、电离层(热层)和散逸层。 对流层的平均高度在地球中纬度地区约11公里，在赤道约17公里，在两极约8公里。对流层内的空气温度、密度和气压随着高度的增加而下降，并且由于地球对大气的引力作用，在对流层内几乎包含了全部大气质量的四分之三，因此该层的大气密度最大、大气压力也最高。大气中含有大量的水蒸气及其它微粒，所以云、雨、雪、雹及暴风等气象变化也仅仅产生在对流层中。另外，由于地形和地面温度的影响，对流层内不仅有空气的水平流动，还有垂直流动，形成水平方向和垂直方向的突风。对流层内空气的组 成成分保持不变。 仅供学习与交流，如有侵权请联系网站删除谢谢1
从对流层顶部到离地面约30公里之间称为平流层。在平流层中，空气只有水平方向的流动，没有雷雨等现象，故得名为平流层。同时该层的空气温度几乎不变，在同一纬度处可以近似看作常数，常年平均值为摄氏零下56.5度，所以又称为同温层。同温层内集中了全部大气质量的四分之一不到一些，所以大气的绝大部分都集中在对流层和平流层这两层大气内，而且目前大部分的飞机也只在这两层内活动。 中间层从离地面30公里到80至100公里为止。中间层内含有大量的臭氧，大气质量只占全部大气总量的三千分之一。在这一层中，温度先随高度增加而上升，后来又下降。 中间层以上到离地面500公里左右就是电离层。这一层内含有大量的离子(主要是带负电的离子)，它能发射无线电波。在这一层内空气温度从-90℃升高到1 000℃，所以又称为热层。高度在150公里以上时，由于空气非常稀薄，已听不到声音。 散逸层位于距地面500公里到1 600公里之间，这里的空气质量只占全部大气质量的1011 ，是大气的最外一层，因此也称之为“外层大气”。 1.1.2 大气的物理性质 大气的物理性质主要包括：温度、压强、密度、粘性和可压缩性等。 气体的压强p是指气体作用于容器内壁的单位面积上的正压力。大气的压强是指大气垂直地作用于物体表面单位面积上的力。 仅供学习与交流，如有侵权请联系网站删除谢谢2
空气动力学实验之 二元翼型测压实验 班级 姓名 实验日期 指导教师
一、实验目的 1.了解低速风动的基本结构和熟悉风洞实验的基本原理。 2.熟悉测定物体表面压强分布的方法。 3.复习巩固空气动力学的相关知识。 3.测定NACA0012翼型的压力分布并计算其升力系数Cy ，掌握获得机翼气动特性曲线的实验方法。 二、实验设备及工作原理简介 1.测定翼型表面压力 在翼型表面上各测点垂直钻一小孔，各孔成锯齿状分布，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一伸出物体外，然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，上表面为1号-14号，下表面为15号-27号，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。 2.压力系数的计算 通过测压，可以得到翼型在给定迎角下的压力分布，（采用无黏流理论）根据伯努利方程： 2 22 121∞∞+=+v p v p i ρρ 可得压力系数q p p C p ∞-= ,其中2 2 1∞∞=v q ρ 本实验利用水排测压得 h g p p p ?=-=?∞ρ
3.升力系数计算 根据计算得出压力系数Cp,利用Matlab做出压力系数Cp与测压点分布位移X的图像，并分别拟合上下表面的压力分布曲线，通过对上下表面的压力分布曲线的所夹面积进行积分，其值除以弦长L可得出翼型的升力系数Cy。在不同的迎角α下，可分别求出翼型的升力系数，由此绘制翼型NACA0012的升力系数分布图，再与标准升力系数图比较，分析实验结果。 三．实验步骤 1.检查实验设备并进行人员分工。 2.记录实验环境下的温度与大气压。 3.安装翼型模型，并调整迎角为 ?0。 4.调整多管压力计液柱的高低，记下初读数0 h。 5.开风洞调到所需的风速,本实验对应的来流风速为25m/s。 6.当多管压力计稳定后，记下液柱末读数i h。 7.关闭风机等待测压液柱回复，依次将翼型迎角调整到 ? 1? 3? 5和? 7重复实验。 8. 关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。 9. 整理实验数据，写好实验报告。 四．实验数据及处理 1.实验环境数据： 实验室温度（C?）大气压强（Pa）空气密度（kg/3m） 12 98010 1.225
M8空气动力学基础及飞行原理 1、绝对温度的零度是(C) A、-273℉ B、-273K C、-273℃ D、32℉ 2、空气的组成为(C) A、78％氮，20％氢和2％其他气体 B、90％氧，6％氮和4％其他气体 C、78％氮，21％氧和1％其他气体 D、21％氮，78％氧和1％其他气体 3、流体的粘性系数与温度之间的关系是?(B) A、液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B、气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C、液体的粘性系数与温度无关。 D、气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4、空气的物理性质主要包括(C) A、空气的粘性 B、空气的压缩性 C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可朔性 5、下列不是影响空气粘性的因素是(A) A、空气的流动位置 B、气流的流速 C、空气的粘性系数 D、与空气的接触面积 6、气体的压力
、密度<ρ>、温度
空气动力学 。 一、单项选择题，将正确答案填在括号中：（共30分，每小题2分） 1、标准大气压下，将水（冰）的熔点定为0 度，水的沸点定为 100度，中间划分为100等份，每等份为1℃。这样定义的是 ( ) A 摄氏温标 B 华氏温标 C 绝对温标； D 都不是； 2、随着温度的升高（） A 气体的粘度系数减小，液体的粘度系数增加。 B 气体的粘度系数增加，液体的粘度系数减小。 C 气体的粘度系数减小，液体的粘度系数减小。 D 气体的粘度系数增加，液体的粘度系数增加。 3、空气的可压缩性：是指（） A 一定量的空气在压力变化时，其体积发生变化的特性。 B 一定量的空气在温度变化时，其密度发生变化的特性。 C 一定量的空气在压力或温度变化时，其体积和密度发生变化的特性。 D 一定量的空气在压力变化时，其密度发生变化的特性。 4、水蒸气的密度是干燥空气密度的 ( ） A 5/8 B 8/5 C 2/3 D 3/2 5、大气的温度和温差对金属腐蚀的影响：（） A 温度和温差对金属腐蚀速度都有影响, 温差的影响大于温度的影响。 B 温度和温差对金属腐蚀速度都有影响, 影响影响的程度视情况而定。 C 温度和温差对金属腐蚀速度都有影响，温度的影响大于温差的影响。
D 温度和温差对金属腐蚀速度都有影响, 影响程度基本一样。 6、超音速气流通过激波后（） A 速度增加，压力增加； B 速度增加，压力减少； C 速度减少，压力增加； D 速度减少，压力减少； 7、风洞的建立，是根据（） A 相对运动原理 B 相似性原理； C 伯努力原理 D 空气动力学原理 8、摩擦阻力存在于（） A 附面层外； B附面层内 C 附面层内外都有； D 不确定； 9、实现飞机侧向操纵使用的是（） A 副翼； B 方向舵； C 襟翼； D 缝翼 10、重力平衡的目的：（） A 防止颤振； B 减小操纵力矩 C 减小铰链力矩； D 调整重心位置； 11、飞机由顺风区域进入逆风区域，这种情况属于：（ A 水平阵风； B 侧向阵风 C 风切变； D 都不是； 12、下列方法中，减小干扰阻力的方法是：（ A 暴露在空气中的机体各部件外形应采用流线型。 B 在部件结合部位安装整流罩，使结合部位较为光滑。 C 机翼采用层流翼型。 D 在机翼安装翼梢小翼 13、下列装置中，不属于操纵面的是（）
第一章 一、大气的物理参数 1、大气的(7个)物理参数的概念 2、理想流体的概念 3、流体粘性随温度变化的规律 4、大气密度随高度变化规律 5、大气压力随高度变化规律 6、影响音速大小的主要因素 二、大气的构造 1、大气的构造（根据热状态的特征） 2、对流层的位置和特点 3、平流层的位置和特点 三、国际标准大气（ISA） 1、国际标准大气（ISA）的概念和基本内容 四、气象对飞行活动的影响 1、阵风分类对飞机飞行的影响（垂直阵风和水平阵风*） 2、什么是稳定风场？ 3、低空风切变的概念和对飞行的影响 五、大气状况对飞机机体腐蚀的影响 1、大气湿度对机体有什么影响？ 2、临界相对湿度值的概念 3、大气的温度和温差对机体的影响 第二章 1、相对运动原理 2、连续性假设 3、流场、定常流和非定常流 4、流线、流线谱、流管 5、体积流量、质量流量的概念和计算公式。 二、流体流动的基本规律 1、连续方程的含义和几种表达式（注意适用条件） 2、连续方程的结论:对于低速、不可压缩的定常流动，流管变细，流线变密，流速变快；流管变粗，流线变疏，流速变慢。 3、伯努利方程的含义和表达式 4、动压、静压和总压 5、伯努利方程的结论:对于不可压缩的定常流动，流速小的地方，压力大；而流速大的地方压力小。（这里的压力是指静压） 重点伯努利方程的适用条件：1）定常流动。2）研究的是在同一条流线上，或同一条流管上的不同截面。3）流动的空气与外界没有能量交换，即空气是绝热的。4)空气没有粘性，不可压缩——理想流体。 三、机体几何外形和参数 1、什么是机翼翼型； 2、翼型的主要几何参数； 3、翼型的几个基本特征参数 4、表示机翼平面形状的参数（6个） 5、机翼相对机身的角度（3个） 6、表示机身几何形状的参数四、作用在飞机上的空气动力 1、什么是空气动力？ 2、升力和阻力的概念 3、应用连续方程和伯努利方程解释机翼产生升力的原理 4、迎角的概念 5、低速飞行中飞机上的废阻力的种类、产生的原因和减少的方法； 6、诱导阻力的概念和产生的原因和减少的方法； 7、附面层的概念、分类和比较；附面层分离的原因 8、低速飞行时，不同速度下两类阻力的比较 9、升力与阻力的计算和影响因素 10、大气密度减小对飞行的影响 11、升力系数和升力系数曲线（会画出升力系数曲线、掌握升力随迎角的变化关系，零升力迎角和失速迎角的概念） 12、阻力系数和阻力系数曲线 13、掌握升阻比的概念 14、改变迎角引起的变化（升力、阻力、机翼的压力中心、失速等） 15、飞机大迎角失速和大迎角失速时的速度 16、机翼的压力中心和焦点概念和区别 六、高速飞行的一些特点 1、什么是空气的可压缩性？ 2、飞行马赫数的含义 3、流速、空气密度、流管截面积之间关系 4、对于“超音速流通过流管扩张来加速”的理解 5、小扰动在空气中的传播及其传播速度 6、什么是激波？激波的分类 7、气流通过激波后参数的变化 8、什么是波阻 9、什么是膨胀波？气流通过膨胀波后参数的变化 10、临界马赫数和临界速度的概念 11、激波失速和大迎角失速的区别 12、激波分离 13、亚音速、跨音速和超音速飞行的划分* 14、采用后掠机翼的优缺点比较 第三章 一、飞机重心、机体坐标和飞机在空中运动的自由度 1、机体坐标系的建立 2、飞机在空中运动的6个自由度 二、飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程 外载荷组成平衡力系的2个条件*： ①、外载荷的合力等于零（外载荷在三个坐标轴投影之和分别等于零）∑x = 0 ∑Y = 0 ∑Z = 0 ②、外载荷的合力矩等于零(外载荷对三个坐标轴力矩之和分别等于零) ∑Mx=0 ∑My= 0 ∑Mz= 0 1、什么是定常飞行和非定常飞行？ 2、定常飞行时，作用在飞机上的载荷平衡条件和平衡方程组
第四单元飞机与飞机系统 第一章空气动力学基础知识 1.1 大气层和标准大气 1.1.1 地球大气层 地球表面被一层厚厚的大气层包围着。飞机在大气层内运动时要和周围的介质——空气——发生关系，为了弄清楚飞行时介质对飞机的作用，首先必须了解大气层的组成和空气的一些物理性质。 根据大气的某些物理性质，可以把大气层分为五层：即对流层(变温层)、平流层(同温层)、中间层、电离层(热层)和散逸层。 对流层的平均高度在地球中纬度地区约11公里，在赤道约17公里，在两极约8公里。对流层内的空气温度、密度和气压随着高度的增加而下降，并且由于地球对大气的引力作用，在对流层内几乎包含了全部大气质量的四分之三，因此该层的大气密度最大、大气压力也最高。大气中含有大量的水蒸气及其它微粒，所以云、雨、雪、雹及暴风等气象变化也仅仅产生在对流层中。另外，由于地形和地面温度的影响，对流层内不仅有空气的水平流动，还有垂直流动，形成水平方向和垂直方向的突风。对流层内空气的组成成分保持不变。 从对流层顶部到离地面约30公里之间称为平流层。在平流层中，空气只有水平方向的流动，没有雷雨等现象，故得名为平流层。同时该层的空气温度几乎不变，在同一纬度处可以近似看作常数，常年平均值为摄氏零下56.5度，所以又称为同温层。同温层内集中了全部大气质量的四分之一不到一些，所以大气的绝大部分都集中在对流层和平流层这两层大气内，而且目前大部分的飞机也只在这两层内活动。 中间层从离地面30公里到80至100公里为止。中间层内含有大量的臭氧，大气质量只占全部大气总量的三千分之一。在这一层中，温度先随高度增加而上升，后来又下降。 中间层以上到离地面500公里左右就是电离层。这一层内含有大量的离子(主要是带负电的离子)，它能发射无线电波。在这一层内空气温度从-90℃升高到 1 000℃，所以又称为热层。高度在150公里以上时，由于空气非常稀薄，已听不到声音。 散逸层位于距地面500公里到1 600公里之间，这里的空气质量只占全部大气质量的1011 ，是大气的最外一层，因此也称之为“外层大气”。 1.1.2 大气的物理性质 大气的物理性质主要包括：温度、压强、密度、粘性和可压缩性等。
空气动力学原理 空气动力学在科学的范畴里是一门艰深的度量科学，一辆汽车在行使时，会对相对静止的空气造成不可避免的冲击，空气会因此向四周流动，而蹿入车底的气流便会被暂时困于车底的各个机械部件之中，空气会被行使中的汽车拉动，所以当一辆汽车飞驰而过之后，地上的纸张和树叶会被卷起。此外，车底的气流会对车头和引擎舱内产生一股浮升力，削弱车轮对地面的下压力，影响汽车的操控表现。 另外，汽车的燃料在燃烧推动机械运转时已经消耗了一大部分动力，而当汽车高速行使时，一部分动力也会被用做克服空气的阻力。所以，空气动力学对于汽车设计的意义不仅仅在于改善汽车的操控性，同时也是降低油耗的一个窍门。 对付浮升力的方法 对付浮升力的方法，其一可以在车底使用扰流板。不过，今天已经很少有量产型汽车使用这项装置了，其主要原因是因为研发和制造的费用实在太过高昂。在近期的量产车中只有FERRARI 360M 、LOTUS ESPRIT 、NISSAN SKYLINE GT－R还使用这样的装置。 另一个主流的做法是在车头下方加装一个坚固而比车头略长的阻流器。它可以将气流引导至引擎盖上，或者穿越水箱格栅和流过车身。至于车尾部分，其课题主要是如何令气流顺畅的流过车身，车尾的气流也要尽量保持整齐。 如果在汽车行驶时，流过车体的气流可以紧贴在车体轮廓之上，我们称之为A TTECHED 或者LAMINAR（即所谓的流线型）。而水滴的形状就是现今我们所知的最为流线的形状了。不过并非汽车非要设计成水滴的形状才能达到最好的LAMINAR，其实传统的汽车形态也可以达到很好的LAMIAR的效果。常用的方法就是将后挡风玻璃的倾斜角控制在25度之内。FERRARI 360M和丰田的SUPRA就是有此特点的双门轿跑车。 其实仔细观察这类轿跑车的侧面，就不难发现从车头至车尾的线条会朝着车顶向上呈弧形，而车底则十分的平坦，其实这个形状类似机翼截面的形状。当气流流过这个机翼形状的物体时，从车体上方流过的气体一定较从车体下方流过的快，如此一来便会产生一股浮升力。随着速度的升高，下压力的损失会逐渐加大。虽然车体上下方的压力差有可能只有一点点，但是由于车体上下的面积较大，微小的压力差便会造成明显的抓着力分别。一般而言，车尾更容易受到浮升力的影响，而车头部分也会因此造成操控稳定性的问题。 传统的房车、旅行车和掀背车这类后挡风玻璃较垂直的汽车，浮升力对它们的影响会较为轻微，因为气流经过垂直的后窗后就已经散落，形成所谓的乱流效果，浮升力因此下降，但是这些乱流也正是气流拉力的来源。有些研究指出像GOLF之类的两厢式掀背车，如车顶和尾窗的夹角在30度之内，它所造成的气流拉力会较超过30度的设计更低。所以有些人就会想当然的认为只要将后窗的和车顶的夹角控制在28至32度之间，就能同时兼顾浮升力和空气拉力的问题。其实问题并没有那么简单，在这个角度范围里气流既不能紧贴在车体上也不足以造成乱流，如此一来将很难预计空气的流动情况。因为汽车在行驶时并非在一个水平面上行驶，随着悬挂系统的上下运动，其实汽车的离地距离是一个变量，而气流在流过车体上下所造成的压力差也会随时改变，同时在车辆过弯时车尾左右的气流动态也会对车尾的
航模基础知识空气动力学 一章基础物理 本章介绍一些基本物理观念，在此只能点到为止，如果你在学校已上过了或没兴趣学，请跳过这一章直接往下看。第一节速度与加速度速度即物体移动的快慢及方向，我们常用的单位是每秒多少公尺﹝公尺/秒﹞加速度即速度的改变率，我们常用的单位是﹝公尺/秒/秒﹞，如果加速度是负数，则代表减速。第二节牛顿三大运动定律第一定律：除非受到外来的作用力，否则物体的速度(v)会保持不变。没有受力即所有外力合力为零，当飞机在天上保持等速直线飞行时，这时飞机所受的合力为零，与一般人想象不同的是，当飞机降落保持相同下沉率下降，这时升力与重力的合力仍是零，升力并未减少，否则飞机会越掉越快。第二定律：某质量为m 的物体的动量(p = mv)变化率是正比于外加力F 并且发生在力的方向上。此即著名的F=ma 公式，当物体受一个外力后，即在外力的方向产生一个加速度，飞机起飞滑行时引擎推力大于阻力，于是产生向前的加速度，速度越来越快阻力也越来越大，迟早引擎推力会等于阻力，于是加速度为零，速度不再增加，当然飞机此时早已飞在天空了。第三定律：作用力与反作用力是数值相等且方向相反。你踢门一脚，你的脚也会痛，因为门也对你施了一个相同大小的力第三节力的平衡作用于飞机的力要刚好平衡，如果不平衡就是合力不为零，依牛顿第二定律就会产生加速度，为了分析方便我们把力分为X、Y、Z 三个轴力的平衡及绕X、Y、Z 三个轴弯矩的平衡。轴力不平衡则会在合力的方向产生加速度，飞行中的飞机受的力可分为升力、重力、阻力、推力﹝如图1-1﹞，升力由机翼提供，推力由引擎提供，重力由地心引力产生，阻力由空气产生，我们可以把力分解为两个方向的力，称x 及y 方向﹝当然还有一个z 方向，但对飞机不是很重要，除非是在转弯中﹞，飞机等速直线飞行时x 方向阻力与推力大小相同方向相反，故x 方向合力为零，飞机速度不变，y 方向升力与重力大小相同方向相反，故y 方向合力亦为零，飞机不升降，所以会保持等速直线飞 弯矩不平衡则会产生旋转加速度，在飞机来说，X 轴弯矩不平衡飞机会滚转， Y 轴弯矩不平衡飞机会偏航、Z 轴弯矩不平衡飞机会俯 第四节伯努利定律 伯努利定律是空气动力最重要的公式，简单的说流体的速度越大，静压力 越小，速度越小，静压力越大，这里说的流体一般是指空气或水，在这里当然是 指空气，设法使机翼上部空气流速较快，静压力则较小，机翼下部空气流速较慢， 静压力较大，两边互相较力，于是机翼就被往上推去，然后飞机就 飞起来，以前的理论认为两个相邻的空气质点同时由机翼的前端往后走，一个流 经机翼的上缘，另一个流经机翼的下缘，两个质点应在机翼的后端相会合，经过仔细的计算后发觉如依上述理论，上缘的流速不够大，机翼应该无 法产生那么大的升力，现在经风洞实验已证实，两个相邻空气的质点流经机翼上 缘的质点会比流经机翼的下缘质点先到达后缘 我曾经在杂志上看过某位作者说飞机产生升力是因为机翼有攻角，当气流 通过时机翼的上缘产生”真空”，于是机翼被真空吸上去﹝如图1-6﹞，他的真 空还真听话，只把飞机往上吸，为什么不会把机翼往后吸，把你吸的动都不能动， 还有另一个常听到的错误理论有时叫做***理论，这理论认为空气的质点如同子 弹一般打在机翼下缘，将动量传给机翼，这动量分成一个往上的分量于是产生升 力，另一个分量往后于是产生阻力﹝如图1-7﹞，可是克拉克Y 翼及内凹翼在攻 角零度时也有升力，而照这***理论该二种翼型没有攻角时只有上面”挨子 弹”，应该产生向下的力才对啊，所以机翼不是风筝当然上缘也没有所谓真空。 伯努利定律在日常生活上也常常应用，最常见的可能是喷雾杀虫剂了﹝如
空气动力学 科技名词定义 中文名称：空气动力学 英文名称：acerodynamics;aerodynamics 定义1：流体力学的分支学科，主要研究空气运动以及空气与物体相对运动时相互作用的规律，特别是飞行器在大气中飞行的原理。 所属学科：大气科学（一级学科）；动力气象学（二级学科） 定义2：研究空气和其他气体的运动以及它们与物体相对运动时相互作用规律的科学。 所属学科：航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科） 本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 百科名片
同名书籍 空气动力学是力学的一个分支，它主要研究物体在同气体作相对运动情况下的受力特性、气体流动规律和伴随发生的物理化学变化。它是在流体力学的基础上，随着航空工业和喷气推进技术的发展而成长起来的一个学科。 目录
编辑本段 1．动量理论 推导出作用在风机叶轮上的功率P和推力T（忽略摩擦阻力）。 由于受到风轮的影响，上游自由风速V0逐渐减小，在风轮平面内速度减小为U1。上游大气压力为P0，随着向叶轮的推进，压力逐渐增加，通过叶轮后，压力降低了ΔP，然后有又逐渐增加到P0（当速度为U1时）。 根据伯努力方程 H=1/2（ρv2）+P (1) ρ—空气密度 H—总压 根据公式（1）， ρV02/2+P0=ρu2/2+p1 ρu12/2+P0=ρu2/2+p2 P1-p2=ΔP 由上式可得ΔP=ρ（V02- u12）/2 (2) 运用动量方程，可得作用在风轮上的推力为： T=m(V1-V2) 式中m=ρSV,是单位时间内的质量流量 所以：T＝ρSu（V0-u1） 所以：压力差ΔP＝T/S=ρu（V0-u1） 由（2）和（3）式可得： u＝1/2[（V0-u1）] (4) 由（4）式可见叶轮平面内的风速u是上游风速和下游风速的平均值，因此，如果我们用下式来表示u。 u=(1-a)*V0 (5) a 称为轴向诱导因子，则u1可表示为： u1=(1-2a)*V0 (6)
(1~6) 一、概念 1、理想流体：忽略粘性的流体。 2、粘性：当流体各流层间发生相对滑移时，流体内部表现出阻碍这种相对滑移的性质。 3、完全气体：忽略气体分子的体积，忽略分子间引力和斥力，忽略碰撞完全弹性。 4、等温压缩系数：在可逆定温过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 5、绝热压缩系数：在可逆绝热过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 6、热胀系数：在准平衡等压过程中，温度每升高一个单位体积的膨胀率。 7、功率系数：风（空气）实际绕流风机后，所产生的功率与理论最大值P max=1/2ρV02A之比。 8、贝兹极限：功率系数的最大值，其数值为0.593。 9、弦长：前、后缘点所连接直线段的长度。 10、骨架线（中轴线）：风力机叶片截面上内切圆圆心的连线。 11、弯度、最大弯度：中轴线与几何弦长的垂直距离称为弯度；中轴线上各点弯度不同，其中最大值为最大弯度。 12、拱度、最大拱度：截面上弦的垂线与轮廓线有两个交点，这两个交点之间的距离称为拱度；截面上弦的垂线上的拱度不同，其中最大值为最大拱度。13、NACA4412：“NACA”，美国航空总局标志；第一个“4”，表示最大弯度出现在弦上距前缘点4/10弦长处；第二个“4”，表示最大弯度为弦长的4%；“12”表示最大拱度为弦长的12%。 14、简述绕流翼型产生升力的原因。 无穷远处均匀来流，绕流如图所示翼型，在尾部锐缘点处产生一个逆时针的漩涡，均匀来流无涡，因此在翼型表面形成一个与尾涡大小相当，方向相反，顺时针漩涡，使上表面流速加快，下表面流速减慢，由伯努利方程，上表面流速减慢，压力增大，上下表面压差产生升力。 15、写出理想流体的伯努利方程（不计重力），并说明其物理意义。 P+1/2ρV2=常数（P/ρ+1/2=常数） 物理意义:流体压力势能与动能之间相互转化，二者之和守恒。 16、简述风能本身及当前风力发电产业链的优缺点。 风能本身优点：清洁、可再生、无污染、分布广 缺点:过于分散、难于收集、稳定性差 风力发电产业链优点：可再生、分布广 缺点：过于分散、难于集中与控制、稳定性差、使用寿命短、成本高17、风力机叶轮转速是多少？20~50r/min 励磁电机转速是多少？1000r/min、1500r/min、3000r/min 如何实现变速？通过变速齿轮箱来实现 二、图表分析与简答。 1、P27 图4.4 推力系数C T关于a=0.5对称。当a=0.5时，C T取最大值，C Tmax=1;当a=0或1时，C T取最小值C Tmin=0;功率系数C p在a≈0.33时，取最大值，C pmax≈0.59
-/ M8空气动力学基础及飞行原理 1、绝对温度的零度是 A、-273℉ B、-273K C、-273℃ D、32℉ 2、空气的组成为 A、78％氮，20％氢和2％其他气体 B、90％氧，6％氮和4％其他气体 C、78％氮，21％氧和1％其他气体 D、21％氮，78％氧和1％其他气体 3、流体的粘性系数与温度之间的关系是? A、液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B、气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C、液体的粘性系数与温度无关。 D、气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4、空气的物理性质主要包括 A、空气的粘性 B、空气的压缩性 C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可朔性 5、下列不是影响空气粘性的因素是 A、空气的流动位置 B、气流的流速 C、空气的粘性系数 D、与空气的接触面积 6、气体的压力
、密度<ρ>、温度
-/ D、随高度增加可能增加，也可能减小。 9、空气的密度 A、与压力成正比。 B、与压力成反比。 C、与压力无关。 D、与温度成正比。 10、影响空气粘性力的主要因素: A、空气清洁度 B、速度剃度 C、空气温度 D、相对湿度 11、对于空气密度如下说法正确的是 A、空气密度正比于压力和绝对温度 B、空气密度正比于压力，反比于绝对温度 C、空气密度反比于压力，正比于绝对温度 D、空气密度反比于压力和绝对温度 12、对于音速．如下说法正确的是: A、只要空气密度大，音速就大 B、只要空气压力大，音速就大 C、只要空气温度高．音速就大 D、只要空气密度小．音速就大 13、假设其他条件不变，空气湿度大 A、空气密度大，起飞滑跑距离长 B、空气密度小，起飞滑跑距离长 C、空气密度大，起飞滑跑距离短 D、空气密度小，起飞滑跑距离短 14、一定体积的容器中,空气压力 A、与空气密度和空气温度乘积成正比 B、与空气密度和空气温度乘积成反比 C、与空气密度和空气绝对湿度乘积成反比 D、与空气密度和空气绝对温度乘积成正比 15、一定体积的容器中．空气压力 A、与空气密度和摄氏温度乘积成正比 B、与空气密度和华氏温度乘积成反比 C、与空气密度和空气摄氏温度
空气动力学实验指导书 零质量射流形成机理实验 一实验目的 1）学习和了解零质量射流的流场结构和形成机理 2）学习和掌握粒子图像激光测速仪的测试技术 二实验仪器和设备 1）零质量射流发生装置 由信号发生器、功率放大器、扬声器或压电陶瓷片、共振空腔和射流出口组成，实验中可研究驱动信号的波形、频率、射流出口形状对零质量射流形成的影响等。信号发生器具有波形任意给定，相位、频率、幅值精确可调的特点，输出信号经功率放大器放大来驱动扬声器振动膜或压电陶瓷片产生有规律的振动，将共振空腔内的空气吸入和挤出射流出口形成一系列涡环，从而产生单方向的射流。共振空腔和射流出口的几何参数设计和振动膜振动的规律决定了零质量射流的流场特性。可针对不同的教学目的设计制作两到三种形式的零质量射流发生器，以期获得最佳的实验效果。 2）二维粒子图像激光测速仪 由高分辨率的PIV-CCD（1K×1K）、图象采集板、同步器、50mJ的双脉冲激光器、片光发生组件、激光传输导臂、基于Windows NT操作平台的控制和测试软件组成。为了使该测速仪适合测试零质量射流流场，需要更换和购置的设备有：消球差变焦光学MICRO-CCD镜头（F-Mount）；数字示波器用来实时监视和测量驱动信号波形和相位并配合同步器进行锁相位流场测试实验；激光传输导臂可以灵活的传输和改变激光片光的入射点以及片光的扩散角，并可空间旋转片光平面以满足瞬态流场测试的需要。 三实验原理与方法 应用现代先进的瞬态流场测试技术粒子图像激光测速系统（PIV）可以在极短的时间内（可小于1个微秒）“冻结”流场结构；测得零质量射流的非定常瞬态流场，以及不同时刻流场的发展和演化过程。验证和演示零质量射流由一系列涡环组成，涡环之间的相互诱导作用是形成零质量射流的机理。 四实验步骤 1）开启零质量射流激振器； 2）开启脉冲激光器，调整激光片光平面在射流出口的中心位置上； 3）在射流出口附近播撒烟雾粒子； 4）调整CCD相机的聚焦平面在激光平面上以得到清晰的粒子图像；
第一章 一：绪论；1.1大气的重要物理参数 1、最早的飞行器是什么？——风筝 2、绝对温度、摄氏温度和华氏温度之间的关系。——9 5)32(?-T =T F C 15.273+T =T C K 6、摄氏温度、华氏温度和绝对温度的单位分别是什么?——C F K 二：1.1大气的重要物理参数 1、海平面温度为15C 时的大气压力为多少？——29.92inHg 、760mmHg 、 1013.25hPa 。 3、下列不是影响空气粘性的因素是(A) A 、空气的流动位置 B 、气流的流速 C 、空气的粘性系数 D 、与空气的接触面积 4、假设其他条件不变，空气湿度大(B) A 、空气密度大，起飞滑跑距离长 B 、空气密度小，起飞滑跑距离长 C 、空气密度大，起飞滑跑距离短 D 、空气密度小，起飞滑跑距离短 5、对于音速．如下说法正确的是: (C) A 、只要空气密度大，音速就大 B 、只要空气压力大，音速就大 C 、只要空气温度高．音速就大 D 、只要空气密度小．音速就大 6、大气相对湿度达到（100％）时的温度称为露点温度。 三：1.2 大气层的构造；1.3 国际标准大气 1、大气层由内向外依次分为哪几层？——对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层。 2、对流层的高度．在地球中纬度地区约为(D) A 、8公里。 B 、16公里。 C 、10公里。 D 、11公里 3、现代民航客机一般巡航的大气层是（对流层顶层和平流层底层）。 4、云、雨、雪、霜等天气现象集中出现于（对流层）。 5、国际标准大气指定的依据是什么？——国际民航组织以北半球中纬度地区大气物理性质的平均值修正建立的。 6、国际标准大气规定海平面的大气参数是(B) A 、P=1013 psi T=15℃ ρ=1、225kg ／m3 B 、P=1013 hPA 、T=15℃ ρ=1、225 kg ／m3
空气动力学基础及飞行原理笔试题 1绝对温度的零度是： C A -273℉ B -273K C -273℃ D 32℉ 2 空气的组成为 C A 78％氮，20％氢和2％其他气体 B 90％氧，6％氮和4％其他气体 C78％氮，21％氧和1％其他气体 D 21％氮，78％氧和1％其他气体 3 流体的粘性系数与温度之间的关系是? B A液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C液体的粘性系数与温度无关。 D气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4 在大气层内，大气密度： C A在同温层内随高度增加保持不变。 B随高度增加而增加。 C随高度增加而减小。 D随高度增加可能增加，也可能减小。 5 在大气层内，大气压强： B A随高度增加而增加。 B随高度增加而减小。 C在同温层内随高度增加保持不变。 C随高度增加可能增加，也可能减小。 6 增出影响空气粘性力的主要因素 B C A空气清洁度 B速度梯度 C空气温度 D相对湿度 7 对于空气密度如下说法正确的是 B A空气密度正比于压力和绝对温度 B空气密度正比于压力，反比于绝对温度C空气密度反比于压力，正比于绝对温度 D空气密度反比于压力和绝对温度 8 “对于音速．如下说法正确的是” C A只要空气密度大，音速就大” B“只要空气压力大，音速就大“ C”只要空气温度高．音速就大” D“只要空气密度小．音速就大” 9 假设其他条件不变，空气湿度大： B A空气密度大，起飞滑跑距离长B空气密度小，起飞滑跑距离长 C空气密度大，起飞滑跑距离短 D空气密度小，起飞滑跑距离短 10一定体积的容器中。空气压力 D A与空气密度和空气温度乘积成正比 B与空气密度和空气温度乘积成反比
NACA0012翼型气动特性分析报告 报告人： 一、引言 现在，无论是我国还是世界上其他国家，都把航天事业的发展放到了重要的 位置，因此航天事业的发展可以说是非常的火热的，在这样的大背景下，我国更 应该加大发展力度，要保持在世界上的先进，将就必须从航天领域的大学生抓起。 因此老师知道我们进行了这次NACA0012翼型气动特性的实验，从大处说是为 了国家，从小处说也是为了我们莘莘学子，因此这次的实验是非常有意义的。 这份报告主要研究的是NACA0012翼型的气动特性，包括理论分析求出一 份气动特性，实验又得出一份气动特性，并将这两者比较观察实验值和理论值之 间是否有差异，差别有多大，并分析其中的原因，得出结论。 在具体进行之前首先要引入翼型的定义，翼型就是平行于机翼根部的剖面线 剖切机翼得到的剖面。而翼型的气动特性主要包括翼型表面压强分布，升力系数， 力矩系数。 这份报告的主要目的是，1、通过翼型求流函数和验证翼型本身是一条流线。2、通过理论分析求出翼型的气动特性。3、通过实验数据求翼型的气动特性。4、 分析这其中的差距及其原因。5、通过这次报告的写作，体验数据处理的具体过程。 二、实验过程： 该实验是在风洞中，用20m/s的速度吹NACA0012翼型，在翼型上布置27 个点，用管子将这27个点连接到排管上，通过排管中水柱的高度可得出各点处 的压强分布。变换不同的迎角（0 2 4 6 8 10 20），分别进行实验，记录排管中水 柱的高度。实验过程中的图片如下： 本来这儿有四张实验过程的图片，但加入图片后是文件过大无法发送，所以 将图片删除。 实验数据： hb=[3.8 4 3.8 3.78 3.8 4.05 3.82 3.88 3.85 3.9 3.85 3.8 3.95 3.8 3.82 3.95 3.85 3.9 3.8 3.85 3.85 3.8 3.8 3.87 3.89 3.81 3.9 3.85];静止时各点水柱高度。 h0=[4.2 4.58 7.32 7.68 7.7 7.78 7.6 7.3 7.4 7.3 7.1 6.95 6.72 6.7 6.52 6.6 6.8 6.81 6.85 6.92 7.22 7.42 7.5 7.61 7.65 7.52 7.5 6.48];有速度迎角为0时水柱高度（以下相同）。 h2=[4.15 5.5 8.7 8.8 8.65 8.3 8.28 7.85 7.7 7.65 7.35 7.28 6.85 6.75 6.62 6.55 6.62 6.7 6.71 6.8 7 7.1 7.12 7.15 6.98 6.55 6.25 5.15]; h4=[4.15 7.1 10.7 10.15 9.5 9 8.7 8.35 8 7.75 7.45 7.22 6.92 6.82 6.6 6.5 6.6 6.62 6.7 6.85 6.8 6.88 6.8 6.7 6.4 6 5.2 4.3]; h6=[4.1 8.7 12.1 11.2 10.3 9.68 9 8.6 8.18 7.7 7.48 7.22 6.9 6.7 6.6 6.55 6.6 6.6 6.62 6.65 6.7 6.68 6.52 6.35 6.05