航空工程

来源：Jose Roberto Moreto 和 Xiaofeng Liu，加利福尼亚州圣地亚哥市，圣地亚哥州立大学航空航天工程系 低速风洞是研究飞机空气动力学特性以及评估飞机性能和稳定性的有力工具。通过使用一架DC-6B飞机的缩比模型，该模型具有可拆卸尾翼和六分量外置空气动力平衡系统，我们能够测量该模型飞机在有尾翼和无尾翼状态下的升力系数（CL）、阻力系数（CD）、俯仰力矩系数（CM）以及偏航力矩系数（CN），并评估尾翼对空气动力效率、纵向稳定性及方向稳定性的影响。

来源：Shreyas Narsipur，北卡罗来纳州立大学，机械与航空航天工程系，罗利，北卡罗来纳州 螺旋桨是一种扭曲的翼型，其弦线角度沿径向位置的变化而变化，如图1所示。螺旋桨广泛应用于飞机和船舶的推进系统中，因此需要对螺旋桨进行详细表征，以设计高性能的飞行器和舰船。 图1. 弦长、厚度和径向位置处的桨距角。 螺旋桨的一个决定性特征是其桨距（螺距）/扭转角。螺旋桨的桨距通常以长度单位表示，是指螺旋桨在空气中每旋转一圈理论上前进的距离。然而，由于飞机和螺旋桨所受到的阻力作用，螺旋桨实际前进的距离始终无法达到其理论值。实际行进的距离称为螺旋桨的有效桨距，而理论桨距（或几何桨距）与有效桨距之间的差值则称为螺旋桨滑移量，如图2所示。 图2. 音高与滑移的示意图。

来源：David Guo，新罕布什尔州曼彻斯特，南方新罕布什尔大学工程、技术和航空学院（CETA） 翼型是一种二维机翼截面，用于表征机翼的关键性能特征。压力分布和升力系数是描述翼型特性的两个重要参数。压力分布与翼型产生的升力直接相关。本演示中使用的克拉克Y-14（Clark Y-14）翼型，其厚度为14%，并且在弦长30%位置至后缘的下表面为平坦结构。 本实验将演示如何利用风洞测量机翼周围的压力分布。采用带有19个压力测孔的Clark...

来源：David Guo，新罕布什尔州曼彻斯特，南方新罕布什尔大学（SNHU）工程、技术与航空学院（CETA） 机翼是飞机产生升力的主要装置。在起飞或着陆过程中，通过展开襟翼（位于后缘）和缝翼（位于前缘）等增升装置，可以进一步提高机翼的性能。 在本实验中，利用风洞产生特定的空速，并使用带有襟翼和缝翼的克拉克Y-14机翼来收集和计算升力、阻力及俯仰力矩系数等数据。图1展示了克拉克Y-14翼型，其厚度为14%，在弦长30%至后缘的下表面为平坦结构。本实验通过风洞测试，演示襟翼和缝翼等增升装置对克拉克Y-14机翼气动性能的影响。 图1. Clark Y-14...

来源：Jose Roberto Moreto 和 Xiaofeng Liu，加利福尼亚州圣地亚哥市，圣地亚哥州立大学航空航天工程系 风洞试验在设计使用过程中受到气流作用的车辆和结构时非常有用。风洞数据是通过对被研究对象的模型施加可控气流而生成的。测试模型通常具有与实际物体相似的几何形状，但尺寸比例较小。为了确保在低速风洞试验中获得准确且有用的数据，风洞中测试模型表面的流场与实际全尺寸物体表面的真实流场之间必须满足雷诺数的动态相似性。

来源：David Guo，新罕布什尔州曼彻斯特，南方新罕布什尔大学（SNHU）工程、技术和航空学院（CETA） 关于圆柱绕流的压力分布和阻力估算已研究数百年。根据理想无黏势流理论，圆柱周围的压强分布呈垂直对称，且圆柱前部与后部的压强分布也对称，从而导致净阻力为零。然而，实验结果却显示出截然不同的流动形态、压力分布和阻力系数。这是因为理想无黏势流理论假设流动为无旋，即在确定流动形态时不考虑或忽略黏性的影响，这与实际情况存在显著差异。

来源： Shreyas Narsipur，北卡罗来纳州立大学，机械与航空航天工程系，罗利，北卡罗来纳州 喷嘴是一种通过其变化的横截面来加速或减速流体的装置。喷嘴广泛应用于航空航天推进系统中。在火箭中，从燃烧室喷出的推进剂通过喷嘴加速，产生推动系统前进的反作用力。在喷气发动机中，喷嘴用于将高压源的能量转化为排气的动能，从而产生推力。沿喷嘴的等熵模型足以进行一阶分析，因为喷嘴内的流动非常迅速（因此可近似视为绝热过程），且摩擦损失极小（由于流动几乎是一维的，并具有有利的压力梯度，除非激波形成，且喷嘴相对较短）。 在本实验中，将两种类型的喷嘴安装在喷嘴测试装置上，并利用压缩空气源产生压力流。通过设置不同的背压条件运行喷嘴，以分析喷嘴在不同流动条件下的内部流动情况，识别各种流动状态，并将实验数据与理论预测进行比较。

来源：Jose Roberto Moreto、Jaime Dorado 和 Xiaofeng Liu，加利福尼亚州圣地亚哥市，圣地亚哥州立大学航空航天工程系 军用喷气式战斗机和抛射体可以以超过声速的惊人速度飞行，这意味着它们正以超音速飞行。声速是指声波在介质中传播的速度，在空气中为 343 m/s。马赫数用于衡量物体飞行速度相对于声速的倍数。

来源：Jose Roberto Moreto、Gustaaf Jacobs 和 Xiaofeng Liu，加利福尼亚州圣地亚哥市，圣地亚哥州立大学航空航天工程系 如图1D所示，三角翼由于在跨音速和超音速飞行状态下的优异性能，被广泛应用于高速飞机设计中。此类机翼具有较小的展弦比和较大的后掠角，可在高亚音速、跨音速及超音速飞行状态下减小阻力。展弦比定义为翼展除以平均弦长 。 三角翼的一个重要优势是其失速迎角较大。与高展弦比机翼相比，三角翼的失速被延迟。这是因为三角翼前缘涡流增强了机翼上表面的升力。 观察三角翼上涡流现象并研究涡流破裂的一种有效方法是在水洞中进行流动可视化。通过从前缘的染料注入孔向模型周围的流场中注入染料，可以观察到涡流的发展和破裂过程，并测量其发生位置。这些数据还可用于估算失速迎角。 图1.

物体周围或表面的流动可视化是空气动力学研究中的重要工具。它提供了一种定性和定量研究流动结构的方法，同时有助于研究人员建立并验证流体流动行为的理论。流动可视化可分为两类：表面外流动可视化和表面流动可视化。表面外流动可视化技术用于确定所关注物体周围流场的特性，包括但不限于粒子图像测速（PIV）、纹影成像和烟流可视化。这些技术可提供物体周围流动的定性与定量数据，但通常成本较高且搭建复杂。表面流动可视化技术则涉及在所关注物体表面涂覆染料以研究表面流动情况。这类技术在实际应用中更具侵入性，包括染料流动可视化，以及近年来应用的压力敏感涂料技术，后者可提供物体表面流动的详细图像。'表面。这使得研究人员能够观察到不同的流动特征，包括层流气泡、边界层转捩以及流动分离。染料流动显示是本实验所关注的技术，可提供表面流动的定性图像，是表面流动显示方法中最简单且成本最低的方法之一，特别适用于物体表面气体流动的可视化。

来源：David Guo，新罕布什尔州曼彻斯特，南方新罕布什尔大学（SNHU）工程、技术与航空学院（CETA） 皮托管-静压管广泛用于测量气流中的未知速度，例如用于测量飞机的空速。根据伯努利原理，空速与压力变化直接相关。因此，皮托管-静压管可感应滞止压力和静压。它连接至压差计或压力传感器以获取压力读数，从而实现对空速的预测。

来源：Xiaofeng Liu，Jose Roberto Moreto，Jaime Dorado，加利福尼亚州圣地亚哥市，圣地亚哥州立大学航空航天工程系 边界层是浸没在流场中的固体表面附近的一个薄流动区域。在此区域内，粘性效应（例如粘性剪切应力）占主导地位，由于流体与固体表面之间的摩擦作用，流动受到阻滞。在边界层外部，流动是无粘性的，即不存在由摩擦、热传导或质量扩散引起的耗散效应。 边界层概念由路德维希·普朗特尔（Ludwig Prandtl）于1904年提出，该概念使得处理流体绕过固体物体流动时的纳维-斯托克斯（NS）方程得以显著简化。在边界层内部，NS方程简化为边界层方程；而在边界层外部，流动可用欧拉方程描述，后者是NS方程的一种简化形式。 图1. 平板表面边界层的发展。 在零攻角的平板上，边界层发展的情况最为简单。在考虑平板上边界层的发展时，边界层外部的流速是恒定的，因此沿壁面的压力梯度可视为零。 在固体表面自然形成的边界层通常经历以下阶段：首先是层流边界层状态，其次是过渡状态，最后是湍流边界层状态。每种状态都有其各自描述边界层流动结构的规律。

来源： Shreyas Narsipur，北卡罗来纳州立大学，机械与航空航天工程系，罗利，北卡罗来纳州 流体压力是确定系统空气动力学特性所需的重要流动参数。在众多压力测量系统中，测压计是历史最悠久且至今仍在使用的一种，因其测量精度高且操作简单。测压计通常为一根呈U形的玻璃管，部分填充液体，如图所示。 图1U形管压差计无需校准，因为它没有活动部件，其测量值取决于重力和液体的性质。'因此，压差计是一种简单且准确的测量系统。 图1．U形管压强计的示意图。

来源： Ella M. Atkins，密歇根大学安娜堡分校航空航天工程系，密歇根州，美国 概述 自动驾驶系统利用机载传感器采集的数据来稳定飞机，这些传感器用于测量飞机的姿态、角速度和空速。自动驾驶系统可调节这些参数，使飞机从起飞（发射）到降落（回收）全程自动执行飞行计划。类似类型的传感器数据也被用于控制各种飞机，从大型固定翼商用运输机到小型多旋翼直升机（例如具有四个推进单元的四旋翼飞行器）均适用。 通过全球定位系统（GPS）等传感器获取惯性位置和速度信息后，自动驾驶实时飞行控制系统可使多旋翼或固定翼飞行器稳定其姿态和空速，从而沿预定轨迹飞行。传感器集成、校准、数据采集和信号滤波是开展飞行控制实验的前提条件。 本文介绍了一种传感器套件，可为飞行控制提供必要的数据。文中描述了两种不同嵌入式计算机平台上的信号接口与数据采集方法，并总结了传感器校准过程。针对每个数据通道，分别应用了单通道移动平均滤波器和中值滤波器，以降低高频信号噪声并消除异常值。

来源：Prashin Sharma 和 Ella M. Atkins，密歇根大学安娜堡分校航空航天工程系，密歇根州安娜堡 多旋翼飞行器正逐渐在多种业余和商业应用中流行起来。它们通常以四旋翼（四个推进器）、六旋翼（六个推进器）和八旋翼（八个推进器）的构型出售。本文描述了一种用于表征多旋翼飞行器性能的实验方法。测试平台为一种具有推进单元冗余能力的小型模块化六旋翼飞行器。通过测功机在不同螺旋桨和输入指令条件下测定单个电机的静态推力，并将该静态推力表示为电机转速（RPM）的函数，其中RPM由电机功率和控制输入确定。随后，将该六旋翼飞行器安装在一个5英尺×7英尺的低速循环风洞中的测力传感器试验台上，对其在不同电机信号、自由来流速度和攻角条件下的飞行过程中气动升力和阻力分量进行表征。 选择六旋翼飞行器进行本研究，是因为其对电机（推进单元）故障具有较强的容错能力，如 Clothier1 所报道。除了推进系统的冗余设计外，为确保飞行安全，特别是在人口密集区域上空执行任务时，还需选用高可靠性的组件。Ampatis2...