实验10：机翼失速测量试验
低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)
2、记录不同迎角下各测压管读数(单位cm)，计算各测压孔的静压与来流的静压差 ，从而计算出各测压点压强系数
表3实验数据表(来流风速 = 20m/s，迎角 4°)
i
Y(mm)
i
Y(mm)
1
3.75
8.25
0.025
0.055
13
3.75
-5.4
0.025
-0.036
2
7.5
18
45
-6.75
0.3
-0.045
7
60
24
0.4
0.16
19
60
-6.45
0.4
-0.043
8
75
22.2
0.5
0.148
20
75
-5.7
0.5
-0.038
9
90
19.35
0.6
0.129
21
90
-4.65
0.6
-0.031
10
105
15.75
0.7
0.105
22
105
-3.6
0.7
-0.024
5、调节机翼的迎角α，再次记录数据，直到各迎角下数据均记录完毕。
6、如果需要测定其它风速下的气动力数据，回到步骤4继续进行实验。
7、缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。
8、风洞停车。
9、实验完毕，整理实验数据，绘制 ～ ， ～ 曲线，计算升力系数 ，压差阻力系数 。并绘制 ～α曲线， ～α曲线。
用图解法计算机翼上表面压力系数 曲线与 轴围成的面积减去机翼下表面压力系数 曲线与 轴围成的面积，两面积之差就是法向力系数 。而弦向力系数 的数值等于 曲线与 轴所围的面积减去 曲线与 轴所围的面积之差。
FA+18EF机翼突然失速研究
Ｆ／Ａ一１８Ｅ／Ｆ机翼突然失速研究ＲｅｓｅａｒｃｈＰｒｏｇｒａｍｏｆＡｂｒｕｐｔ—Ｗｉｎｇ—ＳｔａＵ倪亚琴美国空军发起的机翼突然失速（Ａｗｓ）研究项目，动用了ｃＦＤ计算、风洞试验、地面模拟和飞行试验多种手段，对战斗机在跨声速飞行时遇到的非指令横向运动进行了系统的研究，希望在以后的新飞机研制中，能在飞行试验之前就能预测出这类跨声速非定常特性。
在２０世纪９０年代后期，Ｆ／Ａ一１８Ｅ／Ｆ在跨声速机动飞行中多次出现了原因不明的“掉翼尖”现象，也就是飞机一侧的机翼会发生原因不明的突然失速而下沉，导致飞机翻滚而造成事故，虽然这个问题后来相继通过改变前缘襟机翼偏转程序和在折叠机翼的整流罩上增开了一个多孔的门得到了初步的解决，但美国空军仍对于这个现象在大量ＣＦＤ计算、风洞试验、地面模拟中竟然没有预测出来感到十分困惑。
鉴于这个现象在有些战斗机上也有发生，美国空军启动了一个“机翼突然失速”（ＡＷＳ）研究项目，除了要确定Ｆ／Ａ一１８Ｅ／Ｆ飞机非指令横向运动引起掉翼尖的主要原因外，还希望通过对与“掉翼尖”有关的现象的深入了解，开发出一些方法和分析工具，希望能在今后新机飞行试验前就能识别和防止这类问题的发生。
项目的四个研究领域Ａｗｓ项目要求通过试验、计算和地面模拟设备重点研究典型战斗机在跨声速飞行中可能会遇到的非指令的横向运动，如“掉翼尖”和机翼滚摆等，除了找到导致Ｆ／Ａ～１８Ｅ／Ｆ在跨声速飞行中出现“掉翼尖”的原因外，同时还要把研究范围扩大到ＡＶ～８Ｂ、Ｆ／Ａ一１８Ｃ和Ｆ—１６Ｃ等其他飞机。
Ａｗｓ研究项目分为４个领域，第一个领域是对Ｆ／Ａ一１８Ｅ飞机和其他飞机研制工作中与有关“掉翼尖”的数据进行分析，包括围绕Ｆ／Ａ～１８Ｅ飞机“掉翼尖”进行的风洞试验数据、计算机流体动力学计算结果及飞行数据。
第二个研究领域是补充和扩大Ｆ／Ａ—１８Ｅ跨声速飞行的数据库，进一步了解Ｆ／Ａ一１８Ｅ和其他飞机布局突然失速的流动物理现象。
第三个研究领域是发展新的试验方法、研究风洞试验和ＣＦＤ的性能曲线及改进数学模拟工具，找出更好的方法、工具和技术，以在未来的飞机研究项目中，能在飞行试验前就能满意地预测出飞机在飞行中是否会遇到跨声速非指令性的横向运动。
简述失速试验的步骤
失速试验的步骤简介失速试验是航空工程中的一项重要试验，旨在评估飞机在不同飞行条件下的失速性能。
通过失速试验，可以得到飞机在不同速度、载荷和机动状态下的失速迎角和失速速度等关键参数。
这些参数对于飞机设计、飞行控制系统的开发和改进以及飞行员的训练都具有重要意义。
失速试验的步骤失速试验一般按照以下步骤进行：1. 准备工作在进行失速试验之前，需要进行一系列的准备工作，包括确定试验目标、设计试验方案、制定试验计划和准备试验设备和工具等。
在准备工作中，需要明确试验的目的和要求，确定试验时机和地点，并进行安全评估和风险分析，以确保试验的安全性和有效性。
2. 飞机准备在飞机准备阶段，需要对飞机进行检查和维护，确保飞机处于良好的工作状态。
这包括检查飞机的机身结构、机翼、推进系统、操纵系统和仪表系统等，以确保其符合设计要求，并排除可能存在的故障和缺陷。
3. 装载测量设备为了获得准确的试验数据，需要在飞机上安装各种测量设备和传感器。
这些设备包括失速警告系统、气动力测量系统、位移测量系统和数据采集系统等。
通过这些设备，可以实时监测飞机的状态，记录试验数据，并进行后续的数据分析和处理。
4. 飞行前检查在进行失速试验之前，需要对飞机进行飞行前检查，确保飞机的各项系统和设备都正常工作，并且飞机符合试验要求。
飞行前检查一般包括检查飞机的燃油情况、机载设备的工作状态、仪表的准确性和导航系统的可靠性等。
5. 进行试验失速试验一般在特定的飞行区域内进行，需要经过空管部门的批准和安排。
试验过程中，飞行员需要按照试验计划进行飞行，通过改变飞行速度、姿态和载荷等参数，观察飞机的失速现象并记录相应数据。
失速试验通常分为静态失速试验和动态失速试验两种，分别对应着不同的试验方法和数据分析方式。
6. 数据分析在失速试验结束后，需要对试验数据进行分析和处理，以获得失速试验的结果。
数据分析包括对失速迎角、失速速度和失速性能的计算和评估，以及对试验过程中的飞机响应和气动特性的分析。
二元机翼和风洞测量及落差系数
而了解机翼失速时的压力分布的变化。 （6） 风洞停车，记录室温θa 和大气压 Pa 。
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中山大学工学院、理论与应用力学刘广编制
实验二 二元机翼和风洞测量及落差系数
院系：工学院
《流体力学试验》课程实验报告纸
姓名：刘广
学号：11309018
日期：2014 年 06 月 18 号
序号
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18
实验目的 1. 掌握风洞中测量风速的方法； 2. 测定中大风洞的压力落差系数。
二、实验仪器与设备:
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实验二 二元机翼和风洞测量及落差系数
《流体力学试验》课程实验报告纸
院系：工学院
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日期：2014 年 06 月 18 号
柱读数； μ ---- 风洞压力落差系数，正待实验测定。
因为两者测量的是同样的风速，所以两者测量所得数值应该相等，即有 ξ（P0－P）=（PA－PB）μ
于是得 μ=ξ（P0－P）／（PA－PB）=ξΔh1／Δh2
三、实验原理与步骤
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实验二 二元机翼和风洞测量及落差系数
压力测量方法 风洞测量压力最早采用液体压力计，如 U 形管压力计。测量气流总压和 静压最常用的是皮托管。在超音速气流中，皮托管前产生正激波，所以只能测量波后总压。 现代已广泛采用压力传感器来测量压力。压力传感器的种类很多，按变换原理可以分成电阻 应变式、电容式、电感式、振膜式、固态压阻式和压电式等。在高超音速风洞中遇到非常低 的压力时，多采用振膜式或固态压阻式传感器。压电传感器主要用于脉冲式风洞或用于测量 瞬态压力。测量多点压力时则广泛使用压力传感器和压力扫描阀组成的测压系统或者电子扫 描压力测量系统。
北航 飞力实验课实验报告
课程代码：051709研究生课程试卷2017－2018学年第一学期期末《飞行力学实验I》飞行原理实验报告考试时间2018年 11月 1日姓名：苏雨学号：ZY1805316专业：飞行器设计指导教师：王维军北京航空航天大学航空科学与工程学院2018年11月飞机失速尾旋现象研究第一章：失速尾旋现象介绍在我从事航模生涯这些年以来，有一种十分危险的飞行现象，导致了我多架模型飞机坠毁。
这就是在飞行中有时会出现飞机突然失去控制，一边下坠，一边偏侧翻转，操纵无效直到坠地。
经查阅资料，了解到这种飞行现象称为失速尾旋。
失速：失速是当机翼攻角（迎角）增大到一定的程度（临界迎角）后，机翼上表面气流分离，导致升力减小所发生的现象。
飞机将低头下沉，直至获得足够升力飞行。
在高度低时发生失速是危险的，高度足够高时，可以练习失速的改出，改出失速的基本操作是迅速推杆到底采用俯冲姿态，等速度大于等于1.3倍失速速度时，缓慢向后拉杆改出至平飞。
尾旋（螺旋）：当一侧机翼先于另一侧机翼失速时，飞机会朝先失速的一侧机翼方向沿飞机的纵轴旋转，称为螺旋或尾旋。
发生螺旋式非常危险的事情，有些飞机在设计制造时是禁止飞机进入螺旋的，这样的飞机进入螺旋姿态后，很难改出。
可以改出的飞机改出尾旋的基本方法是推杆到底，并向相反方向拉杆，如果发动机以高速运转，必须立即收油门到慢车，向螺旋相反方向蹬满舵，螺旋停止后，使用失速改平的方法。
成功的关键是飞行员的技术和飞机的性能。
全世界每年飞机事故中因失速发生的占事故总数约30%～40%，如果飞行员认知不清、处置不及时准确，飞机很可能在极短时间内进入失速尾旋，若在低空小高度时飞机进入失速尾旋处置不当，很可能会造成机毁人亡的等级事故，研究失速与尾旋的预防措施与改出方法，对考核飞机边界飞行的操控性、安全性，挖掘飞机的机动性能以及保证战斗生存率与飞行安全意义重大。
第二章：失速尾旋现象原理分析2.1失速现象原理分析飞机在飞行时，机翼翼型中心与气流来流方向的夹角为迎角，当迎角增加到抖振迎角时，机翼上气流开始分离，机翼开始出现了抖振，此时机翼升力系数还在上升，当迎角增加到临界迎角时，机翼表面气流分离出现了严重分离，飞机升力系数急剧下降，可见失速根源是由于机翼表面气流分离造成，失速也包括平尾、鸭翼等控制翼面的气流分离，导致机翼和飞机其它控制翼面失去部分或全部效能,在失速过程中如果飞机升力支撑不了飞机重量，飞机就会掉高度（图1、图2），临界迎角表征着飞机抗失速能力，飞机临界迎角越大，飞机抗失速能力越大，其中一代、二代战机临界迎角约为10°～25°、三代战机约为25°～50°、四代战机约为50°～70°,飞行中仰角，其中θ为俯仰角、φ为偏航角、γ为滚转角（下同）。
失速试验
失速试验实验目的：失速试验的目的是通过测量D档位和R档位的失速速度，检查变速器和发动机的全面性能(功率大小)。
时速工况：在前进挡或倒档中踩住制动踏板并完全踩下油门踏板时，发动机处于最大扭矩工况，此时自动变速器的输出轴及输入轴均静止不动，液力变矩器的涡轮也因此静止不动，只有液力变矩器壳及泵轮随发动机一同转动，这种工况称为失速工况。
此时的发动机转速称为失速转速。
失速试验的注意事项1、时速测试必须是在车辆维修手册说明允许的情况下才能进行测试。
2、在失速试验中，从油门踏板踩下到松开的整个过程的时间不得超过5s。
3、必须遵守在制动系统良好的工作状态下测试。
如果在试验中发现驱动轮因制动力不足而转动，应立即松开油门踏板，停止试验。
4、实验应在正常油温（50℃~80℃）时进行。
5、为确保安全，实验应在宽阔、清洁、有良好附着力的平坦路面上进行。
6、失速试验一定要由两名技术人员操作。
一名进行试验时，另一名在车外观察车轮和车轮垫木的情况。
失速试验的操作1、用垫木挡住4个车轮。
2、将转速表连接至发动机。
3、将驻车制动器踩到底。
4、用左脚牢牢踩住制动踏板。
5、启动发动机。
6、挂入D档位。
用右脚将加速踏板踩到底，快速读出时速的转速，A140E的转速为（2450±150）r/min。
7、在R单位进行同样的实验。
快速读出时速的转速，A140E变速器的失速转速为（2450±150）r/min。
失速数据的分析不同车型的自动变速器都有其失速转速标准，需要查阅相应的车辆维修手册。
如果失速的转速与规定值不相符，其故障原因如下：。
失速实验
失速实验时一定要看车况，一定要先路试。
情况不好就不用做失速实验，搞不好从发动机到变速箱到传动轴到刹车等都有可能受伤害。
还不仅是时间过长的问题，有时一两秒就坏了。
一定要慎重！时间不要超过3s,做各个档位失速时的间隔时间要大于1分钟
失速试验：
方法：入挡，踩住制动并完全踩下油门踏板时，测取发动机转速的试验。
（此时自动变速器的输出轴及输入轴均静止不动）失速工况：发动机处于最大转矩工况，变矩器的涡轮不动，只有变矩器壳及泵轮随发动机一同转动的工况。
失速转速：失速工况下的发动机转速。
失速试验目的：用于检查发动机输出功率、变矩器及自动变速器中制动器和离合器等换档执行元件的工作是否正常。
如何做失速试验？
1．准备工作：
1)达到正常工作温度。
2)检查刹车与手制动3)检查ATF油。
2．试验步骤：
1）将汽车停于水平路面上，起动发动机；
2)拉紧手制动，并垫木；
3)入D档，用力踩紧制动的同时，将油门踩到底，迅速读取最高的发动机转速。
（时间少于5S）；
4）读取转速后，立即松油门；入P或N位置（怠速运转1分钟，防止油温过高而质）；
5）入其他档位(R、L或2、1)，做同样的试
验。
3、结果评判：
不同车型的自动变速器都有其失速转速标准（一般为2300rpm左右）。
1）、符合标准—正常
2）、高于标准值--说明主油路油压过低或换档执行元件打滑；
3）、低于标准值--则可能是发动机动力不足或液力变矩器有故障。
确定运输机失速速度的试飞方法研究
科技风2016年3月下确定运输机失速速度的试飞方法研究成忠凯代坤中航工业西安飞机分公司陕西西安710089摘要：在人们生活质量不断提升的过程中，对飞机这种交通工具的使用频率增加，而通常情况下，飞机可以分为军用和民用两种形式，然而失速速度针对这两种飞机而言都是非常重要的。
本文以美国波音民用飞机为例，对FAR和BCAR对失速的要求以及试飞方法展开了探讨。
关键词：运输机；失速速度；试飞方法飞机使用过程中，对最小使用速度以及飞机气动力的确定都需要应用参数进行确定，这一参数就是失速速度。
它在使用过程中，能够对性能、特征等在飞机中的体现进行充分的确定，然而该参数需要对飞机起飞时的特征和机场的长度进行充分的了解，因此飞机在正式投入使用的过程中必须进行充分的试航。
一、FAR和BCAR对失速的要求在进行失速速度试验的过程中，应当严格遵守适航条例，在这种情况下，必须对FAR和BCAR进行充分的掌握，前者为联邦航空条例，其中第二十五条明确指出了相关试飞要求。
如果在运输机失速速度测量试飞过程中，产生了严重的机头下沉现象，同时飞行员无法通过人为方式对其进行控制，且下沉幅度较大时应将其判定为“失速”；同时，如果在试飞过程中，丧失操纵现象非常明显，同时也会产生抖动和突然失控等现象也可以判定为“失速”。
因此在进行失速速度试验的过程中，应在推力为零的状况下进行，同时在试飞过程中，能够不同程度的组合起落架和襟翼，对飞机运行中的使用重量最高值以及前重心位置进行确定。
在试验最大和最小襟翼位置的过程中，应当保证气动弹性以及升力系数等可以在重量的影响下发生适当的变化。
在以上基础上，应当对不同的失速形态进行确定，促使带动力失速和单个发动机停车失速等，从而从整体而全面的角度对飞机的操纵特点以及失速特征进行确定。
BCAR在对失速速度试飞进行规定的过程中，明确指出试飞必须对襟翼位置及重心等问题进行确定，这些规定同FAR相似，但是还增加了对不对称推力状态进行确定一项内容，其中明确指出如果失速速度产生故障，需要对百分之五的速度预度进行应用，将失速警告进行确定，除此之外的要求同FAR相似。
二元机翼表面压力分布的测定
中山大学本科生实验报告书二元机翼表面压力分布的测定院系工学院应用力学与工程系专业班级理论与应用力学10级实验课程实验流体力学姓名程彬学号 10332054实验地点中山大学工学院流体实验室实验时间 2013年 6 月 7 日指导教师苏炜一．实验目的与要求1．了解测定绕流物体表面压力分布的方法；2．测量机翼表面在不同攻角下的压力分布；3．从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。
二．实验原理三．实验装置实验模型：NACA0024翼型，弦长b=0.15m，最大厚度c=0.036m，18个测压点。
实验装置示意图见课本第177页图7-29，用两台多管压力计，工作液为纯水。
四．实验步骤1．把模型安装在实验段中，按顺序把机翼上的测压孔一一对应接到多管压力计上，检查各测压软管是否畅通，是否漏气。
2.在实验段中模型上游适当位置安装风速管，并把总、静压孔接到多管压力计上。
3.启动风洞，并调节电机到预定转速（如500转/分）。
4.调节机翼的攻角到预定角度（如α=4º）。
记下各测压管液柱的读数。
5．调大机翼的攻角，观看多管压力计上各管液柱的高度变化（不必记录读数），从而了解机翼失速时的压力分布的变化。
6. 风洞停车，记录室温θa和大气压P a。
五．实验数据处理1．列表计算机翼表面各点处的压力系数Cp。
设第I根测压管的读数为H i，来流静压测压管读数为H∞，所以，机翼表面第I点的压力与来流静压之差为P i－P∞= （H i－H∞）ρ水g同理，来流动压为0.5Pv2＝（P0－P∞）ξ= （H0－H∞）ξρ水g于是，机翼表面第I点的压力系数为Cp i＝（P i－P∞）／0.5Pv2＝（H i－H∞）／（H0－H∞）ξ2．用矢量法表示机翼表面的压力分布。
实验记录与计算表大气压力P a= P a，大气温度θa= 29ºC，大气密度ρ= 1.1571kg/m3ξ=1.004翼型：NACA0024 ，攻角α= 10º（从第一台多管压力计读数） （从第二台多管压力计读数）大气压力P a =P a ，大气温度θa = 29ºC ，大气密度ρ= 1.1571kg/m 3ξ=1.004（从第一台多管压力计读数） （从第二台多管压力计读数） 攻角α=10°和20°曲线图。
北航飞力实验课实验报告
北航飞力实验课实验报告051770099研究生课程试卷2021－2021学年第一学期期末《飞行力学实验I》飞行原理实验报告考试时间2021年11月1日姓名：苏雨学号：ZY1805316专业：飞行器设计指导教师：王维军北京航空航天大学航空科学与工程学院2021年11月1飞机失速尾旋现象研究第一章：失速尾旋现象介绍在我从事航模生涯这些年以来，有一种十分危险的飞行现象，导致了我多架模型飞机坠毁。
这就是在飞行中有时会出现飞机突然失去控制，一边下坠，一边偏侧翻转，操纵无效直到坠地。
经查阅资料，了解到这种飞行现象称为失速尾旋。
失速：失速是当机翼攻角（迎角）增大到一定的程度（临界迎角）后，机翼上表面气流分离，导致升力减小所发生的现象。
飞机将低头下沉，直至获得足够升力飞行。
在高度低时发生失速是危险的，高度足够高时，可以练习失速的改出，改出失速的基本操作是迅速推杆到底采用俯冲姿态，等速度大于等于1.3倍失速速度时，缓慢向后拉杆改出至平飞。
尾旋（螺旋）：当一侧机翼先于另一侧机翼失速时，飞机会朝先失速的一侧机翼方向沿飞机的纵轴旋转，称为螺旋或尾旋。
发生螺旋式非常危险的事情，有些飞机在设计制造时是禁止飞机进入螺旋的，这样的飞机进入螺旋姿态后，很难改出。
可以改出的飞机改出尾旋的基本方法是推杆到底，并向相反方向拉杆，如果发动机以高速运转，必须立即收油门到慢车，向螺旋相反方向蹬满舵，螺旋停止后，使用失速改平的方法。
成功的关键是飞行员的技术和飞机的性能。
全世界每年飞机事故中因失速发生的占事故总数约30%～40%，如果飞行员认知不清、处置不及时准确，飞机很可能在极短时间内进入失速尾旋，若在低空小高度时飞机进入失速尾旋处置不当，很可能会造成机毁人亡的等级事故，研究失速与尾旋的预防措施与改出方法，对考核飞机边界飞行的操控性、安全性，挖掘飞机的机动性能以及保证战斗生存率与飞行安全意义重大。
第二章：失速尾旋现象原理分析12.1失速现象原理分析飞机在飞行时，机翼翼型中心与气流来流方向的夹角为迎角，当迎角增加到抖振迎角时，机翼上气流开始分离，机翼开始出现了抖振，此时机翼升力系数还在上升，当迎角增加到临界迎角时，机翼表面气流分离出现了严重分离，飞机升力系数急剧下降，可见失速根源是由于机翼表面气流分离造成，失速也包括平尾、鸭翼等控制翼面的气流分离，导致机翼和飞机其它控制翼面失去部分或全部效能,在失速过程中如果飞机升力支撑不了飞机重量，飞机就会掉高度（图1、图2），临界迎角表征着飞机抗失速能力，飞机临界迎角越大，飞机抗失速能力越大，其中一代、二代战机临界迎角约为10°～25°、三代战机约为25°～50°、四代战机约为50°～70°,飞行中仰角，其中θ为俯仰角、φ为偏航角、γ为滚转 2角（下同）。
37直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究-林永峰(11)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究林永峰 黄建萍 黄水林 邓景辉 刘平安(中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，江西 景德镇 333001)摘 要：针对CH-9.5旋翼翼型，开展了不同马赫数、迎角及振动频率时的静态和动态气动特性实验，介绍了试验测量方法、试验结果处理步骤，测量了不同状态、不同参数时的翼型动态失速特性，给出了迟滞环区域随马赫数、迎角及振动频率的变化规律，所获得的试验结果可为理论模型提供了验证依据。
关键词 旋翼翼型；动态失速；风洞试验0 引言旋翼翼型气动特性是旋翼气动特性分析的基础，直升机旋翼所处的气动环境非常复杂，当直升机前飞时，旋翼桨叶旋转一周，其瞬时动压会急剧变化，为了平衡旋翼，必须通过周期操纵调整不同方位的桨叶攻角。
由于旋转速度与前飞速度的叠加，此时，前行桨叶可能出现跨声速激波失速，后行桨叶可能出现大攻角动态失速和气流分离，因此，美国、欧洲等国都在开展旋翼翼型的动态失速特性研究。
旋翼翼型的动态失速特性风洞试验是摸清翼型气动特性、获得气动数据的重要手段。
旋翼翼型的动态失速特性研究包括理论及试验研究，理论研究包括基于试验数据的半经验模型（如Leishman- Beddoes 模型、ONERA EDLIN 模型、JOHNSON 模型）[1] [2] [3] [4] [5] [6] [8]和基于CFD 技术的数值方法[7] [9]。
通过求解雷诺平均N-S 方程模拟翼型定常和大攻角非定常振荡流场，进行翼型静、动态气动力CFD 数值模拟。
试验研究包括振荡机翼的测力、测压试验，采用PIV 技术的动态失速流动细节测量。
目前对旋翼翼型气动特性的研究仍在不断深入，主要集中在详细测量翼型的动态气动力，准确预测旋翼翼型的静、动态气动力，以及采用各种新技术抑制动态失速等方面。
本文研究获国家科技部国际合作项目-“直升机流体动力学试验与分析技术研究”提供的经费支持，并在俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI ）开展了旋翼翼型CH-9.5的静态和动态气动特性实验，得到了不同攻角、缩减频率下的翼型动态失速特性。
机翼流动特性实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的本次实验旨在研究机翼在不同迎角和雷诺数条件下的流动特性，包括边界层的发展、分离流动、升力系数、阻力系数等，以期为飞机设计提供理论依据。
二、实验原理机翼的流动特性主要受雷诺数、迎角、翼型等因素的影响。
实验中，通过改变迎角和雷诺数，观察机翼表面的流动情况，并测量升力系数和阻力系数，分析机翼的气动特性。
三、实验设备1. 风洞：用于产生稳定的气流环境。
2. 机翼模型：用于模拟实际机翼的流动特性。
3. 数据采集系统：用于测量升力系数、阻力系数、风速、风向等参数。
4. 高速摄影系统：用于观察机翼表面的流动情况。
四、实验方法1. 实验前，将机翼模型安装于风洞中，确保模型安装牢固，并对模型进行标定。
2. 根据实验要求，调整迎角和雷诺数，使气流在机翼模型上形成稳定的流动。
3. 开启数据采集系统和高速摄影系统，记录实验数据。
4. 观察机翼表面的流动情况，分析边界层的发展、分离流动等特性。
5. 根据实验数据，计算升力系数和阻力系数。
五、实验结果与分析1. 边界层发展实验结果表明，随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加。
当迎角达到一定值时，边界层开始出现分离现象。
在分离区，气流速度降低，导致升力系数下降。
2. 分离流动实验观察到，在分离区，气流速度降低，流动变得不稳定。
分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。
分离流动会导致升力系数下降，阻力系数上升。
3. 升力系数和阻力系数实验结果表明，随着迎角的增大，升力系数逐渐增大，阻力系数逐渐减小。
在低雷诺数条件下，升力系数和阻力系数的变化趋势与高雷诺数条件下基本一致。
六、结论1. 随着迎角的增大，边界层厚度逐渐增加，分离流动现象逐渐明显。
2. 分离点的位置随迎角的增大而向翼尖移动。
3. 升力系数和阻力系数随迎角的增大而发生变化。
七、实验总结本次实验通过改变迎角和雷诺数，研究了机翼的流动特性。
实验结果表明，迎角和雷诺数对机翼的流动特性有显著影响。
实验结果可为飞机设计提供理论依据，有助于优化机翼设计，提高飞机的气动性能。
机翼水平失速诱发发动机失速的飞行试验
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转现象 ， 且 捕 获 的 发 动 机 失 速 为 典 型 的 可恢 复 失 速 ； 尾 吊布 局 的 发 动 机 ， 进气畸变水平 随攻角的增大而增 大 ； 发 动 机 随 着 功 率 状 态 的增 加 趋 向 于 更 易 失 稳 的 状 态 。 另 外 ， 飞机姿态变化 速率分析表 明 ， 飞 机 姿 态剧 变 是 发 动 机 失 速 掉 转
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机翼水平失速诱发发动机失速的飞行试验
机翼水平失速诱发发动机失速的飞行试验肖文富;朱彦伟;田琳【摘要】Wing-level stall flight tests have been done to examine the response of engine power to inlet dis-tortion, using a tail mounted aircraft at the same height and speed. Engine speed drop phenomena have been captured in several power cases, except flight idle power. The test results show that the engine stall drop phenomenon is a typical recovery stall; the engine inlet distortion increases with the angle of attack;the higher engine power level becomes the more unstable tends to be;the analysis of aircraft attitude rate in-dicates that the dramatic change of aircraft attitude may be one of the causes for the engine stall.%利用飞行试验的方式，选取相同高度和马赫数条件，对某尾吊布局飞机进行机翼水平失速试验，考核几种发动机功率状态对进气畸变的响应。
试验结果表明：除飞行慢车状态外，其他几种功率状态均捕捉到了发动机失速掉转现象，且捕获的发动机失速为典型的可恢复失速；尾吊布局的发动机，进气畸变水平随攻角的增大而增大；发动机随着功率状态的增加趋向于更易失稳的状态。
简述失速试验的步骤
失速试验的步骤1. 简介失速试验是飞行器设计和验证过程中的重要环节，旨在评估飞行器在低速飞行状态下的性能表现。
失速试验可以帮助工程师了解飞行器的气动特性、控制响应以及操纵性能，从而提供重要的设计和改进参考。
2. 实验准备在进行失速试验之前，需要进行充分的实验准备工作。
2.1 试验目标确定需要明确试验目标和要求。
根据飞行器类型和设计要求，确定失速试验的关键指标和性能参数。
2.2 试验计划制定根据试验目标和要求，制定详细的试验计划。
包括试验时间、地点、飞行器配置、测量参数等内容。
2.3 测量设备准备选择合适的测量设备，并进行校准和调试。
常见的测量设备包括气动力测量系统、姿态传感器、数据采集系统等。
2.4 飞行器配置调整根据试验要求，对飞行器进行必要的配置调整。
例如调整机翼襟翼、襟翼操纵面的角度，以及调整飞行器的质量和重心位置等。
2.5 安全措施制定安全措施和紧急处理方案，确保试验过程中的安全性。
3. 实验步骤失速试验通常包括以下步骤：3.1 起飞和爬升飞行器从起飞点起飞，并进行正常的爬升过程。
在这个阶段，记录飞行器的速度、高度和姿态等参数。
3.2 进入失速试验区域当飞行器达到预定高度后，进入失速试验区域。
根据试验计划，确定失速试验区域的位置和范围。
3.3 失速准备在失速试验区域内，进行失速准备工作。
包括调整飞行器的姿态和速度，以及准备记录数据。
3.4 失速触发根据试验计划，在适当的条件下触发失速现象。
触发方式可以是通过控制操纵面来改变气动力分布，或者通过改变马赫数或攻角来引发失速现象。
3.5 失速状态记录一旦失速发生，记录失速状态下的飞行器参数。
包括失速时的速度、姿态、控制响应等。
3.6 失速解除在记录完失速状态后，及时采取相应措施解除失速状态，并记录解除失速时的飞行器参数。
3.7 试验结束完成所有试验计划中的失速试验，根据需要进行数据分析和评估。
4. 数据分析与评估完成实验后，需要对实验数据进行分析和评估。
民用飞机失速速度适航审定试飞
适用范围
本部分适用于中国民用航空局（CAAC）负责审定的民用飞机失速速度适航审定工作。其 他航空器可参照执行。
智能化和自动化
未来，失速速度适航审定试飞将更加注重智能化和自动化的应用， 提高试飞效率和准确性。
国际化合作与交流
随着全球航空市场的不断扩大和国际化合作的加强，失速速度适航审 定试飞将更加注重国际间的合作与交流，共同推动航空技术的发展。
06
案例分析：某型飞机失速速度 适航审定试飞实践
项目背景介绍
某型飞机失速速度适航审定试飞 是中国民用航空局（CAAC）对 民用飞机进行适航审定的关键环
视频记录
对试飞过程进行视频记录，以便后 续分析。
试飞后数据处理与分析
数据处理
报告编写
对试飞数据进行处理，提取有用的信 息。
根据分析结果，编写试飞报告，提出 改进意见和建议。
数据分析
对处理后的数据进行详细分析，评估 失速速度的准确性和可靠性。
04
失速速度适航审定要求与标准
适航审定要求概述
目的和意义
02
失速速度计算与验证
失速速度计算方法
01
02
03
气动计算
利用飞机气动数据，结合 飞行条件，计算失速速度 。
风洞试验
通过风洞试验获取飞机在 不同飞行条件下的失速速 度。
飞行试验
在实际飞行中，通过飞行 员操作飞机，观察飞机失 速时的表现，确定失速速 度。
验证方法与流程
验证方法
实验10：机翼失速测量试验
实验十：机翼失速测量试验一、实验目的用多管压力计测出不同迎角下翼型表面的压强分布，并用坐标法绘出翼型的升力系数随迎角的分布曲线，确定NACA0012翼型的临界失速迎角。
二、实验背景图2：飞机失速失速：在机翼迎角较小的范围内，升力随着迎角的加大而增大。
但是，当迎角加大到某个值时，升力就不再增加了。
这时候的迎角叫做临界迎角。
当超过临界迎角后，迎角再加大，阻力增加，升力反而减小。
这现象就叫做失速。
失速产生的原因：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出。
当超过临界迎角以后，气流在流过机翼的上表面时会发生分离，在翼面上产生很大的涡流，见图2。
造成阻力增加，升力减小。
三、实验仪器与设备图1：低速吸气式二元风洞1.风洞：低速吸气式二元风洞。
实验段为矩形截面，高0.6米，宽0.09米。
实验风速≤30米/秒。
实验段上下壁面的静压孔可测量实验段气流静压，试验段气流的总压为实验室的大气压。
(见图1)2. 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。
模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。
I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。
3. 多管压力计：压力计斜角θ=30º，系数K=1.0。
压力计右端第一测压管接试验段壁面测压孔，测量实验段气流静压 ，其液柱长度记为L I ；其余测压管，分成两组，分别与上、下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为L i 。
这两组测压管间留一空管通大气，测量气流的总压 ，又起分隔提示作用，其液柱长度记为L II 。
四、实验原理实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i 点的压差为：θρsin )(I i i i L L g K p p p -=-=∆∞酒 ，(i=0;1,2,3,……) （1）气流的动压为：θρρsin )(212I II a L L g K V q -==∞∞酒 （2） 于是，翼面上第i 点的压强系数为：III Ii i i L L L L q p p --=∆=∞ （3） 表1：NACA0012翼型测压孔位置参数升力和阻力系数确定：由翼型的压强分布可以确定升力系数和不包括摩擦阻力系数的阻力系数。
失速实验操作方法
失速实验操作方法
失速实验是一种用来测量飞机失速速度的实验方法。
以下是一种可能的操作方法：
1. 准备测试飞机：选择一架具有较高失速速度且可实施实验的飞机进行测试。
确保其适应于实验条件，并具备必要的飞行仪器和仪表。
2. 准备实验场地：选择一个宽阔而开阔的场地，具备充足的跑道长度和宽度，以便飞机能够在安全范围内运动。
3. 准备飞行计划：制定详细的飞行计划，包括起飞、爬升至适当高度、飞行航线和下降等。
确保在计划中包含足够的测试区域用来执行失速测试。
4. 飞行前检查：确保所有飞机系统都正常工作，并进行仪表的校准和飞行仪器的测试。
5. 开始测试：按照飞行计划进行飞行，即起飞、升空和适当时机开始测试。
寻找适当的高度和速度范围，以进行失速测试。
6. 失速测试：进入失速测试阶段时，逐渐减小飞机的空速，直到飞机开始失速，即发生升降间断的情况。
记录此时飞机的实际空速。
7. 数据记录：在测试期间，及时记录飞机的各种参数，如空速、海拔、航向等，
并确保实验过程中的数据完整性和准确性。
8. 完成测试：在完成失速测试后，按照飞行计划进行降落和着陆。
9. 数据分析：将实验过程中记录的数据进行整理和分析，计算得到失速速度等相关参数。
注意事项：
- 操作飞机时要格外小心，确保飞行过程中的安全和符合相关的飞行规定和要求。
- 定期维护和检查飞机，以确保其在测试过程中的可靠性和安全性。
- 在进行实验前，需要事先获得相关的许可和许可证，以确保实验的合法性。
失速试验的定义及其步骤
失速试验的定义及其步骤失速试验，这听起来有点专业又有点神秘的词儿，到底是啥呢？简单来说呀，失速试验就像是给汽车的心脏——发动机，来一场特殊的“压力测试”。
就好比你参加一场短跑比赛，要在最短的时间内爆发出最大的力量，发动机在失速试验里也是要在特定的条件下，展现出它的极限能力。
那这个失速试验具体怎么做呢？先得找个合适的场地。
这场地得像操场一样宽敞平坦，可不能在坑坑洼洼或者狭窄的小巷子里做这个试验。
要是在小巷子里，那可就像在螺蛳壳里做道场，施展不开呀。
一般来说，那种封闭的、没有什么障碍物的大停车场或者专门的汽车测试场地就很不错。
然后就是准备工作啦。
要确保汽车的状态良好，就像运动员上场前要做好热身一样。
检查一下汽车的各种油液，比如说机油、变速箱油之类的，要是油不够或者油质不好，那就好比运动员饿着肚子或者穿着不合适的鞋子去比赛，肯定不行。
还有刹车系统，这就像汽车的“刹车脚”，必须得灵敏可靠。
要是刹车不灵，那在试验的时候可就危险了，就像走在悬崖边上没有栏杆一样让人害怕。
接着呢，把汽车停好，拉起手刹。
这手刹就像是汽车的“小跟班”，在这个时候要紧紧拉住汽车，防止它乱动。
然后把脚踩在刹车踏板上，这时候的刹车踏板可重要了，得死死踩住，就像抱住大树一样不能松劲儿。
之后呢，把汽车的挡位挂到特定的挡位，这就像是给发动机指定了一个赛道。
不同的汽车可能会有不同的要求，有的可能是D挡，有的可能是R 挡，这得根据汽车的具体情况来。
一切准备就绪，就可以踩油门啦。
这时候就像是给发动机下达了冲锋的命令，要让发动机把劲儿都使出来。
不过可不能乱踩，要按照规定的方式踩到底，就像按照比赛规则进行冲刺一样。
在这个过程中，要仔细观察发动机的转速表。
这转速表就像是发动机的“心跳仪”，它的指针跳动就能反映出发动机的状态。
正常情况下，这个转速会在一个特定的范围内，如果转速过高或者过低，那就像是人的心跳过快或者过慢一样，可能是发动机哪里出了问题。
同时呢，也要注意汽车有没有异常的抖动或者响声。
流体力学实验-动量法测量机翼阻力
五、动量法测量机翼阻力1 实验目的：（1）了解动量法测力的原理（2）用动量法测量机翼的阻力。
（3）了解压力扫描测试仪工作原理和使用方法。
2 实验装置：图1 风洞示意图图2 机翼阻力测量示意图实用文档（1）机翼模型：在二维小风洞侧壁上安装一个NACA0012机翼模型（如图）。
（2）风速管：用于测量气流速度和压力。
（3）坐标架：安装在风洞外部，用于调节风速管位置。
（4）压力扫描测试仪：用于测量压差。
压差显示拨盘Array测压导管连接端子群指示数字与拨盘一一对应。
本实验中，风速管1的总压孔接1端，静压孔接2端，风速管2的总压孔接3端，静压孔接4端。
3实验准备：（1）安装机翼，调整好攻角。
安装风速管，使其对准气流方向；（2）将风速管总、静压孔分别与压力扫描测试仪相连；（3）记录当天大气压、温度和电源频率值。
实用文档4实验步骤：（1）记录机翼下游II—II截面离机翼距离。
（以机翼后缘为基准）（2）测来流速度：将风速管１的总、静压接头分别和压力扫描测试仪的1、2点连接，分别测得Ｐ０１和Ｐ１的值。
此时测得的压力值为相对于大气静压值（注意压力扫描测试仪的初始读数，对测量值加以修正）。
（3）测机翼下游压力分布：将风速管2的总、静压接头分别和压力扫描测试仪的3、4点连接，在II—II截面内改变风速管位置，每间隔5mm 测量一个点，记录数据。
分别测得P02和P2的值。
记录表中的Y (mm)可以用坐标架上的刻度值做参考。
（4）改变机翼攻角，按上述步骤进行。
每组测量三个攻角。
（5）检查实验数据，确认无误后，风洞停车。
（6）整理实验数据，按照要求完成实验报告。
5数据处理：（1）计算气流速度、Re数（2）用动量法计算机翼阻力（3）画出机翼尾流速度分布曲线6实验报告（自行设计表格和曲线）实用文档压力扫描仪初读数：动量法测量机翼阻力= °P01 = (pa) P1= (pa) V1= (m/s)= °P01 = (pa) P1= (pa) V1= (m/s)实用文档= °P01 = (pa) P1= (pa) V1= (m/s)实用文档攻角实用文档。
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实验十：机翼失速测量试验
一、实验目的
用多管压力计测出不同迎角下翼型表面的压强分布，并用坐标法绘出翼型的升力系数随迎角的分布曲线，确定NACA0012翼型的临界失速迎角。
二、实验背景
图2：飞机失速
失速：在机翼迎角较小的范围内，升力随着迎角的加大而增大。
但是，当迎角加大到某个值时，升力就不再增加了。
这时候的迎角叫做临界迎角。
当超过临界迎角后，迎角再加大，阻力增加，升力反而减小。
这现象就叫做失速。
失速产生的原因：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出。
当超过临界迎角以后，气流在流过机翼的上表面时会发生分离，在翼面上产生很大的涡流，见图2。
造成阻力增加，升力减小。
三、实验仪器与设备
图1：低速吸气式二元风洞
1.风洞：低速吸气式二元风洞。
实验段为矩形截面，高0.6米，宽0.09米。
实验风速≤30米/秒。
实验段上下壁面的静压孔可测量实验段气流静压，试验段气流的总压为实验室的大气压。
(见图1)
2. 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.09米，安装于风洞两侧
壁间。
模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。
I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。
3. 多管压力计：压力计斜角θ=30º，系数K=1.0。
压力计右端第一测压管接
试验段壁面测压孔，测量实验段气流静压 ，其液柱长度记为L I ；其余测压管，分成两组，分别与上、下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为L i 。
这两组测压管间留一空管通大气，测量气流的总压 ，又起分隔提示作用，其液柱长度记为L II 。
四、实验原理
实验风速固定、迎角不变时，翼面上第i 点的压差为：
θρsin )(I i i i L L g K p p p -=-=∆∞酒 ，(i=0;1,2,3,……) （1）
气流的动压为：
θρρsin )(2
1
2I II a L L g K V q -==
∞∞酒 （2） 于是，翼面上第i 点的压强系数为：
I
II I
i i i L L L L q p p --=∆=
∞ （3） 表1：NACA0012翼型测压孔位置参数
升力和阻力系数确定：
由翼型的压强分布可以确定升力系数和不包括摩擦阻力系数的阻力系数。
如图3所示，x 为翼弦方向，设x 轴和y 轴分别平行于机体坐标轴系的x t 轴和y t 轴，若在翼型上取一微元ds ，作用在ds 上的压强为p ，ds 与x 轴的夹角为θ，设翼型宽度ds=1，则作用在ds 上的垂至于翼弦方向的法向力和平行于翼弦方向的轴向力分别为：
cos θds p dY t ⨯⨯-= (4)
sin θds p dQ t ⨯⨯= (5)
b
θ
ds
p
x
图3：作用在翼型表面上的压强
由几何关系可知cos θds dx ⨯=，sin θds dy ⨯=。
由此可得
x pd dY t -= (6) y pd dQ t = (7)
作用在翼型上总的法向力和轴向力可由t dY 和t dQ 沿翼型表面积分得到，即
()dx p p dx p x p x b
b b ⎰⎰⎰⎰-=⎥⎦⎤⎢⎣⎡+-=-=0
00t d pd Y 上下下上 (8)
()dy p p
y y y b b ⎰
⎰-==max
max
t pd Q 上下后前
(9)
把上式化成系数形式，即
()
x d c c c p p ⎰-=1
y t 上下 (10) ()
y d c c
c 上max 下max
y y pb 后pb 前
xt ⎰
-= (11)
式中x 、y 、max y 表示翼型坐标x 、y 和翼型上、下表面最大纵坐标相对于
弦长b 的无量纲量。
五、实验方法与步骤
1. 实验前制定实验步骤，确定数据处理的方法。
2. 在教师指导下将压力计底座调为水平，再调节液壶面高度使测压管液面
与刻度“0”平齐，斜角θ=30º。
3. 将风洞壁面测压孔、翼面测压孔与多管压力计的测压管对接好，注意检
查导管，不得有破漏或堵塞。
记录多管压力计的初始读数。
4. 将模型迎角调节到位并固定，风洞开车，由变频器稳定风速。
实验中迎
角调节范围为α=-4 º～22º，△α=2 º。
5. 记录数据：在风速稳定和迎角不变时，读取并记录II I L L ,；上翼面的i L ，
下翼面的i L 。
6. 关闭风洞，记录实验室的大气参数和压力计工作液酒精密度：大气压
a p ，温度a t ，酒ρ。
7. 整理仪器，实验数据交老师签字后离开实验室。
六、实验数据处理 1) 实验条件原始数据
P a = （毫米汞柱）, t a = ︒C
其中空气密度a ρ有下式计算：
)
(15.273)(464.0C t mmHg p o
a a a +⨯
=ρ= )/kg (3
m L II = （毫米酒精柱）, L I = （毫米酒精柱）
来流风速为：
θρρsin )(2
I II a
L L g K V -=
∞酒= )/(s m
2) 实验结果处理数据
表1：升力系数随迎角的变化参数表
根据上表实验数据绘出C L －α曲线，从而确定NACA0012翼型的临界失速迎
角。
七、思考与讨论：
1. 翼型失速后对表面的压强分布特性和升力、阻力特性有何影响？
2. 影响机翼失速的因素有那些？
3. 本次实验NACA0012翼型的失速迎角与实际飞行中的失速迎角是否一致？原因何在？
4. 控制机翼失速的手段有那些？。