航空工程

资料来源:加州圣地亚哥州立大学航空航天工程系何塞·罗伯托·莫尔托和刘晓峰 低速风洞是研究飞机空气动力学特性、评价飞机性能和稳定性的宝贵工具。使用DC-6B飞机具有可拆卸尾部和6组分外部空气动力学力平衡的刻度模型，我们可以测量提升系数（CL）、阻力系数（CD）、俯仰力矩系数（C）M），以及带尾部和无尾的模型飞机的偏航力矩系数（CN），并评价尾部对空气动力学效率、纵向稳定性和方向稳定性的影响。

资料来源:北卡罗来纳州立大学机械和航空航天工程公司，北卡罗来纳州罗利大学 螺旋桨是一种扭曲的翼，弦的角度相对于位置沿径向站的变化，如图 1 所示。螺旋桨广泛用于飞机和水上推进系统，因此需要对螺旋桨进行详细的描述，以设计高性能车辆。 图 1.径向站的弦、厚度和音调。 螺旋桨的决定性特征之一是螺距/扭转。螺旋桨的螺距通常以长度单位表示，是螺旋桨在一次旋转中通过空气的理论距离。然而，由于飞机和螺旋桨的阻力，螺旋桨从未在理论上飞行。实际行驶距离称为螺旋桨的有效螺距，理论或几何螺距与有效螺距之间的差异称为螺旋桨滑移，如图 2 所示。 图 2.俯仰和滑动的表示。

资料来源:郭大卫，工程、技术和航空学院（CETA），南新罕布什尔大学（SNHU），曼彻斯特，新罕布什尔州 翼翼是代表关键机翼性能特性的二维机翼部分。压力分布和提升系数是气翼性能的重要参数。压力分布与翼子板产生的升力直接相关。Clark Y-14 翼翼，用于此演示，厚度为 14%，在较低的表面平坦，从弦长的 30% 到背面。 在这里，我们将演示如何使用风洞测量翼翼周围的压力分布。具有 19 个压力端口的 Clark Y-14...

资料来源:郭大卫，工程、技术和航空学院（CETA），南新罕布什尔大学（SNHU），曼彻斯特，新罕布什尔州 机翼是飞机的主要升降器。在起飞或着陆期间，通过部署高提升设备（如襟翼（在后缘）和板条（在前沿），可以进一步提高翼性能。 在这个实验中，风洞被用来产生一定的气流，克拉克Y-14机翼与皮瓣和板条用于收集和计算数据，如提升，拖动和俯仰矩系数。Clark Y-14 翼翼如图 1 所示，厚度为 14%，在较低的表面从弦的 30% 到背面是平坦的。在这里，风洞测试用于演示 Clark Y-14 机翼的空气动力学性能如何受到高提升设备（如活门和板条）的影响。 图...

资料来源:加州圣地亚哥州立大学航空航天工程系何塞·罗伯托·莫尔托和刘晓峰 风洞测试在设计在使用过程中受到气流影响的车辆和结构方面非常有用。风洞数据是通过将受控气流应用于所研究对象的模型而生成的。测试模型通常具有类似的几何形状，但与全尺寸对象相比，其比例较小。为了确保在低速风洞测试期间收集准确和有用的数据，在测试模型上的隧道流量场与全尺寸物体上的实际流量场之间必须有一个动态相似性。

资料来源:郭大卫，工程、技术和航空学院（CETA），南新罕布什尔大学（SNHU），曼彻斯特，新罕布什尔州 交叉圆柱流的压力分布和阻力估计已经研究了几个世纪。根据理想的电位流动理论，圆柱体周围的压力分布是垂直对称的。气缸上下游的压力分布也是对称的，从而产生零净阻力。然而，实验结果产生的流量模式、压力分布和阻力系数大不相同。这是因为理想无旋转电位理论假定无旋转流动，这意味着在确定流动模式时不考虑或考虑粘度。这与现实有很大不同。 在本演示中，使用风洞生成指定的空速，并使用具有 24...

资料来源:北卡罗来纳州立大学机械和航空航天工程系，北卡罗来纳州罗利市，史雷亚斯·纳西普尔 喷嘴是一种通常用来加速或减速流的装置，其横截面各不相同。喷嘴广泛应用于航空航天推进系统。在火箭中，从腔室中喷出的推进剂通过喷嘴加速，形成推动系统的反应力。在喷气发动机中，喷嘴用于将能量从高压源转化为排气的动能，从而产生推力。喷嘴上的异位模型足以进行一阶分析，因为喷嘴中的流量非常快（因此与第一次近似极值极差），摩擦损失很小（因为流量几乎是一维的，具有有利的压力梯度，除非冲击波形成且喷嘴相对较短）。 在本实验中，两种类型的喷嘴安装在喷嘴测试装置上，并使用压缩空气源创建压力流。喷嘴运行不同的背压设置，以分析喷嘴中不同流量条件下的内部流量，识别各种流量机制，并将数据与理论预测进行比较。

资料来源:何塞·罗伯托·莫尔托、海梅·多拉多和刘晓峰，圣地亚哥州立大学航空航天工程系，加利福尼亚州圣地亚哥 军用喷气式战斗机和弹丸的飞行速度超惊人的音速，这意味着它们以超音速飞行。声速是声波通过介质传播的速度，即343米/s。 马赫数用于测量物体相对于声速的飞行速度。 以音速行驶的物体的马赫数为 1.0，而行驶速度高于音速的物体的马赫数大于 1.0。以这样的速度行驶时，必须考虑空气的可压缩性效应。当马赫数大于 0.3 时，流被视为可压缩的。在本演示中，通过可视化可压缩流中的冲击波和压缩波的形成，将使用Schlieren系统对圆锥体的Mach...

图1D所示的三角翼，由于其在跨音和超音速飞行系统中的卓越性能，在高速飞机中是一种流行的设计。这种类型的机翼具有小纵横比和高扫描角度，减少了在高亚音速、跨音和超音速飞行系统下阻力。纵横比定义为翼展除以平均和弦。 三角洲翼的一个重要优势是其高失速角度。与高纵横比翼的失速相比，三角翼的失速延迟。这是因为三角翼的提升被机翼上的前沿涡旋增强。 观察这种涡流现象并研究三角洲翼中涡流分解的有效方法是在水隧道中可视化水流。通过在从前沿的染料端口将染料注入模型周围的流动中，可以观察到涡流的发展和分解，并测量其位置。数据还可用于估计失速角度。 图 1.典型的翼平面形状:A） 矩形，沿跨度恒和弦，B） 椭圆，C） 锥形，沿跨度可变和弦，D）...

周围或身体上的流量可视化是空气动力学研究的重要工具。它提供了一种定性和定量研究流结构的方法，也有助于研究者对流体流动行为进行理论研究和验证。流可视化可以分为两类:场外可视化和表面流可视化。场外流动可视化技术涉及确定感兴趣主体周围的流动特征。它们包括但不限于粒子图像速度测量 （PIV）、Schlieren 成像和烟流可视化。这些技术可以提供身体周围流动的定性和定量数据。但是，这些技术通常成本高昂且难以设置。另一方面，表面流可视化技术涉及用染料涂覆感兴趣的主体，以研究表面的流动。这些技术在实践中更具侵入性，包括染料流动可视化，最近还使用压敏涂料，从而提供身体表面流动的详细图像。这使得研究人员能够可视化不同的流动特征，包括层状气泡、边界层过渡和流分离。染料流可视化是当前实验中感兴趣的技术，它提供了表面流的定性图像，是最简单、最具成本效益的表面流可视化方法之一，专门用于可视化身体。

资料来源:郭大卫，工程、技术和航空学院（CETA），南新罕布什尔大学（SNHU），曼彻斯特，新罕布什尔州 皮托静态管广泛用于测量气流中的未知速度，例如，用于测量飞机空速。根据伯努利的原则，空速与压力的变化直接相关。因此，皮托静态管感应停滞压力和静态压力。它连接到压力计或压力传感器以获得压力读数，从而允许空速预测。

资料来源:何塞·罗伯托·莫尔托、海梅·多拉多和刘晓峰，圣地亚哥州立大学航空航天工程系，加利福尼亚州圣地亚哥 边界图层是紧邻浸没在流场中的实体表面的细流区域。在此区域，粘性效应（如粘性剪切应力）占主导地位，并且由于流体和固体表面之间的摩擦影响而延迟流动。在边界层之外，流动是无微热的，即没有摩擦、热传导或质量扩散引起的消散效应。 边界层概念由路德维希·普朗特尔于 1904 年引入，它显著简化了 Navier-Stokes （NS） 方程，用于处理固体上的流量。在边界层内，NS方程被简化为边界层方程，而在边界层之外，可以通过Euler方程来描述流，欧拉方程是NS方程的简化版本。 图 1.在平板上的边界层发展。 边界层开发最简单的情况发生在零入射角的平板上。在考虑平板上的边界层开发时，边界层外的速度是恒定的，因此沿墙的压力梯度被认为是零。 边界层在实体表面自然发展，通常经历以下阶段:第一，层边界层状态;第二，过渡状态，第三，湍流边界层状态。每个状态都有自己的定律，描述边界层的流动结构。

资料来源:北卡罗来纳州立大学机械和航空航天工程系，北卡罗来纳州罗利市，史雷亚斯·纳西普尔 流体压力是确定系统空气动力学特性所需的重要流动特性。由于压力计的准确性和操作简单性，是历史最悠久且仍然存在的压力测量系统之一。压力计通常是一个U形玻璃管，部分充满液体，如图1所示。U-tube 压力计不需要校准，因为它没有任何运动部件，并且其测量值是重力函数和液体的密度。因此，操纵仪是一个简单而精确的测量系统。 图 1.U 管操纵仪的原理图。

资料来源:Ella M. 阿特金斯，密歇根大学航空航天工程系，安阿伯，密歇根州 概述 自动驾驶仪允许使用从板载传感器收集的数据稳定飞机，这些数据测量飞机的方向、角速度和空速。这些数量可以通过自动驾驶仪进行调整，以便飞机自动按照从发射（起飞）到恢复（着陆）的飞行计划。收集类似的传感器数据来控制所有类型的飞机，从大型固定翼商用运输机到小型多旋翼直升机，如四轴飞行器，有四个推进器单元。 通过全球定位系统（GPS）等传感器捕获惯性位置和速度，自动驾驶仪实时飞行控制系统使多直升机或固定翼飞机能够稳定其姿态和空速，以遵循规定的轨迹。传感器集成、校准、数据采集和信号滤波是飞行控制实验的先决条件。 在这里，我们描述了一个传感器套件，它为飞行控制提供了必要的数据。介绍了两个不同嵌入式计算机平台上的信号接口和数据采集，并总结了传感器校准。单通道移动平均线和中值滤波器应用于每个数据通道，以减少高频信号噪声并消除异常值。

资料来源:普拉申·夏尔马和埃拉·阿特金斯，密歇根大学航空航天工程系，安阿伯，密歇根州 多直升机正在成为各种爱好和商业应用的流行。它们通常可作为四轴飞行器（四个推进器）、六轴飞行器（六个推进器）和八轴飞行器（八个推进器）配置。在这里，我们描述了一个实验过程来描述多直升机的性能。测试了提供推进单元冗余的模块化小型六轴器平台。使用测功机和不同的螺旋桨和输入命令确定单个静态电机推力。然后，此静态推力表示为电机 RPM 的函数，其中转速由电机功率和控制输入确定。然后，六轴飞行器安装在5'x 7'低速再循环风洞的称重传感器测试台上，其空气动力学提升和阻力部件在飞行过程中以不同的运动信号、自由流动速度和攻击角度进行特征。