2) aerodynamic characteristics of finite wings
机翼空气动力特性
4) Active aeroelastic wing
主动气动弹性机翼
1.
Active aeroelastic wing (AAW) technology is a new idea in modern aircraft design, and active flutter suppression and gust alleviation for multi input/multi output systems is the main research aspect in AAW.
多输入 /多输出系统的颤振主动抑制与阵风减缓是主动气动弹性机翼技术的重要研究方面。
5) engine pneumatic characteristics
发动机气动特性
补充资料：机翼空气动力特性
三维机翼（即有限翼展机翼）的空气动力系数随机翼几何外形、迎面来流马赫数、迎角和侧滑角的变化规律，是决定飞机空气动力特性的最重要因素。
几何参数 影响机翼空气动力特性的几何参数除翼型的几何参数外还有：①展弦比λ：翼展宐与平均弦长之比,或λ＝宐2/S,式中S为翼平面面积；②根梢比η：翼根弦长与翼梢弦长之比；③后掠角χ： 对于低速和亚音速飞机,χ通常指1/4弦线与坐标轴线
Z之间的夹角，向后掠者为正，超音速机翼则应分机翼前缘和后缘的后掠角；④上反角ψ：左右两半机翼与坐标平面XOZ（水平面）之间的夹角。
低速和亚音速空气动力特性 在低速和亚音速气流中，三维机翼下表面的高压会在左右翼梢处沿横侧方向与上表面的低压沟通，结果一方面使各剖面的升力下降，越近梢端下降得越多；另一方面，下表面的气流将绕过翼梢流向上表面。在迎面来流的作用下形成从翼梢附近处的机翼后缘拖向下游的自由尾涡（见旋涡）。自由尾涡在机翼各剖面处产生向下的诱导速度(下洗速度)，使来流方向下偏一个下洗角，因而各剖面的实际有效迎角小于几何迎角，结果使三维机翼的升力较二维机翼的小，机翼的展弦比越小，下洗速度越大，升力则越小。Н.Е.茹科夫斯基曾经证明，在无粘性的理想气流中二维翼型的阻力为零，因而总空气动力与来流方向垂直。在三维机翼上，由于存在下洗速度，使各剖面处的局部来流向下偏转，与此相垂直的总空气动力也随之向后偏斜，结果在迎面来流方向产生一分力Xi称为诱导阻力。在小迎角范围内，下洗角与迎角成正比，所以三维机翼的升力系数Cy随迎角α的变化仍呈直线关系，对直机翼，理论得出的低速升力线斜率与展弦比的关系为：
应用格泰特法则，以λ(1-M厗)1/2取代λ，以
则此式也适用于亚音速情况。升力为零时的迎角称零升迎角α0，它取决于机翼的弯扭形状。机翼的阻力系数可分为两部分：
Cx＝Cx0+Cxi
式中Cx0是升力为零时的阻力系数,Cxi即为诱导阻力系数。计算诱导阻力系数Cxi的著名理论公式为：
Cxi＝C婍/πλ
因而在小到中等迎角的范围内，升力系数随阻力系数变化的曲线（极曲线）呈抛物线形状。
随着迎角进一步增大,机翼上表面产生气流分离(见边界层），使升力线斜率(dCy/dα)减小，当它减到零值时升力系数达到最大值 Cymax。这时的迎角称为临界迎角，它对飞机的起飞和着陆特性（见下滑和着陆）有重要影响。
理论和实验都已证明，在小迎角范围内机翼上存在某一特定横向轴，绕此轴的机翼俯仰力矩系数不随迎角而变化。这一轴的投影点称为空气动力中心（简称气动中心）或称焦点。它与飞行器的稳定性和操纵性有直接关系。对于后掠角不大的机翼，焦点在平均空气动力弦的1/4弦长点附近。
跨音速空气动力特性 在跨音速气流中，机翼会在其绕流场中产生激波。对于直机翼，激波随来流马赫数M∞的增加而增强,上下翼面的激波位置也会移动，使机翼波阻力激增；同时还使机翼升力急剧变化，焦点位置前后移动。通过激波的气流压强突增，会导致边界层分离，引起机翼的抖振，对跨音速飞行造成困难。一种改进办法是采用后掠机翼。以无限翼展的后掠翼来看，机翼的空气动力仅决定于迎面来流在前缘法向的分量，而与其切向分量无关；当迎面来流的马赫数已进入跨音速范围时，法向分量的马赫数还处在亚音速范围内，从而改善跨音速空气动力特性。另一种办法是利用较强的三维效应，例如选用小展弦比机翼和三角形机翼。
超音速空气动力特性 对于二维薄翼，J.阿克莱的线化小扰动理论提出了计算升力系数的著名公式：
Cy＝4α/57.3
空气动力中心在翼弦长的中点。波阻力系数Cxb与翼型的相对厚度叿的平方成正比，对菱形翼型则有：
Cxb＝4叿2/
至于升致阻力系数则为Cy·α 。
对于三维机翼的空气动力特性，扰动在超音速气流中的传播特点具有重要影响。以矩形机翼来说，翼梢减小升力的影响仅限制在自梢弦前缘所作的后马赫锥（见马赫波）内，机翼其余区域的特性与二维机翼相同。同理，机翼前缘的性质也有重要意义。当来流马赫数沿前缘法向的分量大于1时称为超音速前缘,这时前缘附近为典型的超音速流动；而当法向分量小于1时,称为亚音速前缘，这时前缘附近的流动与亚音速情形相似。以三角形机翼来看，当从机翼顶点所作后马赫锥位于机翼前缘之后时则为超音速前缘。在这一马赫锥之前的机翼部分有均匀的升力载荷分布,而在马赫锥内机翼载荷减小;当从顶点所作后马赫锥把机翼前缘包含在内时，则为亚音速前缘，这时前缘附近的机翼载荷很大，中间部分减小。
机翼的脱体涡流型 前缘后掠角大于45°的机翼在大迎角下（迎角超过 5°）通常会出现脱体涡流型。这时的气流不仅从机翼后缘分离而且也从前缘分离。自前缘拖出的涡丝迅速卷成集中涡，称为前缘脱体涡。前缘脱体涡距离翼面很近，其旋转速度严重影响机翼的绕流和压强分布，使机翼产生附加的涡升力。这部分附加升力随迎角的变化是非线性的，故也称非线性升力。
在超音速速度下，只要机翼具有亚音速前缘，则都有可能像亚音速时那样产生脱体涡流型和非线性升力。
参考书目
施里希廷和特鲁肯布罗特著，王星灿译：《飞机空气动力学》下册， 国防工业出版社， 北京，1984。（H.Schlichting & E.Truckenbrodt,Aerodynamics of the Airplane,McGraw-Hill,New York,1979.）
几何参数 影响机翼空气动力特性的几何参数除翼型的几何参数外还有：①展弦比λ：翼展宐与平均弦长之比,或λ＝宐2/S,式中S为翼平面面积；②根梢比η：翼根弦长与翼梢弦长之比；③后掠角χ： 对于低速和亚音速飞机,χ通常指1/4弦线与坐标轴线
Z之间的夹角，向后掠者为正，超音速机翼则应分机翼前缘和后缘的后掠角；④上反角ψ：左右两半机翼与坐标平面XOZ（水平面）之间的夹角。
低速和亚音速空气动力特性 在低速和亚音速气流中，三维机翼下表面的高压会在左右翼梢处沿横侧方向与上表面的低压沟通，结果一方面使各剖面的升力下降，越近梢端下降得越多；另一方面，下表面的气流将绕过翼梢流向上表面。在迎面来流的作用下形成从翼梢附近处的机翼后缘拖向下游的自由尾涡（见旋涡）。自由尾涡在机翼各剖面处产生向下的诱导速度(下洗速度)，使来流方向下偏一个下洗角，因而各剖面的实际有效迎角小于几何迎角，结果使三维机翼的升力较二维机翼的小，机翼的展弦比越小，下洗速度越大，升力则越小。Н.Е.茹科夫斯基曾经证明，在无粘性的理想气流中二维翼型的阻力为零，因而总空气动力与来流方向垂直。在三维机翼上，由于存在下洗速度，使各剖面处的局部来流向下偏转，与此相垂直的总空气动力也随之向后偏斜，结果在迎面来流方向产生一分力Xi称为诱导阻力。在小迎角范围内，下洗角与迎角成正比，所以三维机翼的升力系数Cy随迎角α的变化仍呈直线关系，对直机翼，理论得出的低速升力线斜率与展弦比的关系为：
应用格泰特法则，以λ(1-M厗)1/2取代λ，以
则此式也适用于亚音速情况。升力为零时的迎角称零升迎角α0，它取决于机翼的弯扭形状。机翼的阻力系数可分为两部分：
式中Cx0是升力为零时的阻力系数,Cxi即为诱导阻力系数。计算诱导阻力系数Cxi的著名理论公式为：
因而在小到中等迎角的范围内，升力系数随阻力系数变化的曲线（极曲线）呈抛物线形状。
随着迎角进一步增大,机翼上表面产生气流分离(见边界层），使升力线斜率(dCy/dα)减小，当它减到零值时升力系数达到最大值 Cymax。这时的迎角称为临界迎角，它对飞机的起飞和着陆特性（见下滑和着陆）有重要影响。
理论和实验都已证明，在小迎角范围内机翼上存在某一特定横向轴，绕此轴的机翼俯仰力矩系数不随迎角而变化。这一轴的投影点称为空气动力中心（简称气动中心）或称焦点。它与飞行器的稳定性和操纵性有直接关系。对于后掠角不大的机翼，焦点在平均空气动力弦的1/4弦长点附近。
跨音速空气动力特性 在跨音速气流中，机翼会在其绕流场中产生激波。对于直机翼，激波随来流马赫数M∞的增加而增强,上下翼面的激波位置也会移动，使机翼波阻力激增；同时还使机翼升力急剧变化，焦点位置前后移动。通过激波的气流压强突增，会导致边界层分离，引起机翼的抖振，对跨音速飞行造成困难。一种改进办法是采用后掠机翼。以无限翼展的后掠翼来看，机翼的空气动力仅决定于迎面来流在前缘法向的分量，而与其切向分量无关；当迎面来流的马赫数已进入跨音速范围时，法向分量的马赫数还处在亚音速范围内，从而改善跨音速空气动力特性。另一种办法是利用较强的三维效应，例如选用小展弦比机翼和三角形机翼。
超音速空气动力特性 对于二维薄翼，J.阿克莱的线化小扰动理论提出了计算升力系数的著名公式：
Cy＝4α/57.3
空气动力中心在翼弦长的中点。波阻力系数Cxb与翼型的相对厚度叿的平方成正比，对菱形翼型则有：
Cxb＝4叿2/
至于升致阻力系数则为Cy·α 。
对于三维机翼的空气动力特性，扰动在超音速气流中的传播特点具有重要影响。以矩形机翼来说，翼梢减小升力的影响仅限制在自梢弦前缘所作的后马赫锥（见马赫波）内，机翼其余区域的特性与二维机翼相同。同理，机翼前缘的性质也有重要意义。当来流马赫数沿前缘法向的分量大于1时称为超音速前缘,这时前缘附近为典型的超音速流动；而当法向分量小于1时,称为亚音速前缘，这时前缘附近的流动与亚音速情形相似。以三角形机翼来看，当从机翼顶点所作后马赫锥位于机翼前缘之后时则为超音速前缘。在这一马赫锥之前的机翼部分有均匀的升力载荷分布,而在马赫锥内机翼载荷减小;当从顶点所作后马赫锥把机翼前缘包含在内时，则为亚音速前缘，这时前缘附近的机翼载荷很大，中间部分减小。
机翼的脱体涡流型 前缘后掠角大于45°的机翼在大迎角下（迎角超过 5°）通常会出现脱体涡流型。这时的气流不仅从机翼后缘分离而且也从前缘分离。自前缘拖出的涡丝迅速卷成集中涡，称为前缘脱体涡。前缘脱体涡距离翼面很近，其旋转速度严重影响机翼的绕流和压强分布，使机翼产生附加的涡升力。这部分附加升力随迎角的变化是非线性的，故也称非线性升力。
在超音速速度下，只要机翼具有亚音速前缘，则都有可能像亚音速时那样产生脱体涡流型和非线性升力。
参考书目
施里希廷和特鲁肯布罗特著，王星灿译：《飞机空气动力学》下册， 国防工业出版社， 北京，1984。（H.Schlichting & E.Truckenbrodt,Aerodynamics of the Airplane,McGraw-Hill,New York,1979.）
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
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