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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学号：11309018
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。
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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？。