1  定义

迎角是相对气流与翼型相遇的角度。 它是由机翼弦线和相对气流方向（或代表飞机与大气层之间相对运动的矢量）所形成的角度。

迎角可以简单地描述为机翼的指向和前进方向之间的差异。

百度百科中的定义为：迎角又称“攻角”，是指飞机速度方向线在飞机对称平面内的投影与机翼弦线之间的夹角。

2  描述

飞行时，作用在机翼上的空气动力与迎角有关。在临界迎角以内，增大迎角，升力系数和阻力系数都增大。一般民用飞机的迎角通常约为17度（军用机除外）。

当超过临界迎角时，由于空气粘性的特性，流经机翼上表面的气流粘性不足而分离，形成紊流, 这样机翼上表面动压骤减, 静压增加, 导致升力系数开始减小，阻力系数急剧增大。当飞机的重力高于升力与发动机推力在垂直向上方向的合力时，就会造成飞机失速。

3  迎角与俯仰角和飞行路径角的关系

迎角有时会与俯仰角（Pitch angle）或飞行路径角（Flight path angle）混淆。飞机水平飞行时，迎角才等于俯仰角。

俯仰角（姿态）是飞机纵轴（飞机指向的地方）和地平线之间的夹角。 该角度会显示在姿态指示器上。

飞行路径角有两种不同的定义。对于空气动力学专家来说，它是飞行路径矢量或速度矢量（飞机要去的方向）和局部气流的夹角。对于机组人员，通常认为它是飞行路径矢量和地平线的夹角，也称为爬升（或下降）角度。

4  迎角测量与显示

在飞行过程中，迎角一直在变化，因此，找到迎角的最常见方法是利用传感器对其进行测量，然后通过迎角指示器来显示。

迎角指示器可直观显示迎角所在的安全裕度， 当迎角过大时会发出警告， 提醒飞行员及时采取措施来避免飞机失速。

几种迎角指示器例图

通常指示器有几个分区：

在飞机的飞行原理中，我们介绍了飞行中作用在飞机上的四个基本力：升力，阻力，推力和重力。现在，我们将更仔细地研究两个空气动力升力和阻力，研究两种力之间的关系，研究它们如何相互影响，并学习如何对合力进行无量纲化。我们将特别关注机翼，但是气动载荷背后的概念可以轻松地扩展到飞机的任何其他组件，例如机身，发动机整流罩甚至是机盖。

1.1  压力和剪切载荷

机翼在空气中运动时，压力和剪切载荷分布在整个机翼表面。压力载荷局部垂直于机翼表面。剪切载荷局部平行于机翼表面。

沿表面的每个点取局部压力贡献并将每个贡献累加会产生作用在机翼上的净压力。类似地，沿着机翼表面累加剪切力会得到净剪切力。作用在机翼上的空气动力是压力和剪切力之和，与截面形状无关。

垂直净力称为升力，水平净力称为阻力。净升力和阻力作用在翼型的压力中心。但是，压力中心并不固定，而是随着翼型迎角的变化而变化。常见的方法是使用机翼四分之一弦上指定的点。 这是指从弦线起沿弦线四分之一的点。 将合成的升力和阻力从压力中心移至四分之一弦时，需要增加一个力矩以实现力平衡。 因此，一个俯仰力矩等于升力乘以四分之一弦和压力中心之间的力矩臂，以达到静态平衡（此处我们忽略了剪切力的分量，因为相对于升力该分量对总俯仰力矩的影响可以忽略不计）。

因此，我们可以将翼型上产生的空气动力指定为作用在四分之一弦上的升力和阻力加上平衡的俯仰力矩。

四分之一弦的位置以及对组件产生的空气动力和力矩的解析

1.2  无量纲系数

每个空气动力都取决于以下参数：

F=fn(V∞,ρ,α,μ,a∞)

V∞=自由流速度

ρ=介质密度

α=迎角

μ=介质粘度

a∞=自由流声速

我们可以通过以下方式对力和力矩进行无量纲化：

L=升力

D=阻力

M=力矩

S=参考面积 （通常指机翼面积）

q∞=动压

升力，阻力和俯仰力矩的无量纲话，可以用来比较两个不同尺寸，形状和方向的空气动力体，并对结果进行归一化，以解决由物体大小和流体条件产生的力的变化。

1.3  流体相似性

上面列出的无量纲系数不能完全描述力的分量和力矩，因为上面的定义中未包含许多参数。 我们引入了两个流体参数：雷诺数和马赫数，以充分描述流体。

L=物体的特征长度（在航空设计中通常为机翼弦或机身长度）

μ=流体的动态粘度

ν=流体的运动粘度

M∞ =马赫数

V∞=自由流速度 a∞=自由流声速 通常的做法是通过风洞实验，在一系列迎角范围内生成一组空气动力学数据，以了解飞机或车辆在其姿态变化时的表现。但是，一个完整模型的风洞测试非常昂贵，因为风洞的大小和达到典型飞机飞行速度所需的能量是天文数字。 作为替代，工程师们使用上面定义的方程式，可以通过确保真实飞机的雷诺数和马赫数与模型彼此匹配，在比例模型上对动态相似的流体进行建模。   这是非常有力的结论，因为可以通过确保流体相似性，在较小的隧道中按比例对全尺寸飞机的实际响应进行建模。通常很难在单个测试中同时获得匹配的雷诺数和马赫数。 但可以通过对条件进行建模，来得到近似于实际飞行的测试数据。

1  氢燃料电池的应用

如今氢燃料电池（Hydrogen fuel cells）技术被用于多种应用，包括为医院等关键设施提供紧急备用电源；为数据中心等关键负载设施替换电网电力；为各种运输方式提供动力，例如汽车，公共汽车，火车和叉车。未来，它可能为低碳城市和地区、便携式计算设备、零排放飞机等提供各种动力。

尽管氢燃料电池的效率不及电池，但与内燃机技术相比，今天的氢燃料电池具有可观的优势。内燃机将燃料转化为动能的效率约为25％。 相比之下，燃料电池可以将氢气与空气混合，产生高达60％的效率发电。

2  氢燃料电池的工作原理

类似于电池，燃料电池是一种通过电化学反应将分子中存储的能量转换为电能的设备。 典型的氢燃料电池由两个被电解质膜隔开的电极（阳极和阴极）组成，其工作原理如下：

• 氢通过阳极进入燃料电池。 在此，氢原子与催化剂反应并分裂成电子和质子。 来自周围空气的氧气通过阴极进入另一侧。
• 带正电的质子穿过多孔电解质膜到达阴极。 带负电的电子流出电池并产生电流，该电流可用于例如为电动或混合电动推进系统提供动力。
• 然后在阴极中，质子和氧气结合生成水。

3  氢燃料电池的优点

由于燃料电池通过电化学反应产生电能，因此它们是清洁的能源。 实际上，使用纯氢的燃料电池不含碳。 燃料电池的其他一些主要优点包括：

• 与需要充电的电池不同，只要提供燃料源（氢），燃料电池就可以继续发电。
• 单个燃料电池可以“堆叠”以形成能够产生更多功率的更大系统，从而实现可扩展性。 单个燃料电池可以产生足够的电压来为小型应用供电，而燃料电池堆可以组合起来以创建大型的多兆瓦装置。
• 因为没有活动部件，所以燃料电池无声且高度可靠。

4  如何制成氢

氢燃料本身可以通过电解将水分解成氢和氧原子。但是，目前全世界每年生产的6000亿立方米氢气中，只有2％是通过水电解生产的。95％是由天然气通过热处理生产的，同时生成了副产品二氧化碳。这种方法生成的氢，有90％以上被用作肥料，或在石油，炼油和更广泛的石化工业中消耗。因此，氢经济的发展在最初阶段主要依赖政府投资。除了生产碳中性能源所需的可再生能源项目外，还需要对氢气生产和分配的基础设施进行投资。目前，这种基础设施的稀缺是采用氢技术的最大障碍。

在全球范围内，氢气的成本已经在下降，这部分与可再生能源成本的下降是一致的，但也归因于水电解和氢燃料电池技术的改进。总部位于巴黎的国际能源署（International Energy Agency）预计，到2030年，制氢的成本将进一步下降30％，但中东最近的光伏太阳能项目成本的快速下降可能意味着商业化制氢的本地成本会跌得更快。随着对氢基础设施投资的增加和净成本的持续下降，氢经济可能被证明是从碳氢化合物过渡的必不可少的工具。

直线度是表示零件上的直线要素保持理想直线的状态，即通常所说的平直程度。直线度公差是实际线对理想直线所允许的最大变动量。无基准要求。

1  直线度调用形式

直线度在GD＆T中实际上有两个非常不同的功能，具体取决于其调用方式。 一种是作为表面直线度（Surface Straightness），控制表面或特征上某处线条的形式的公差。 另一种是作为轴心线直线度（Axis Straightness），它控制零件轴上允许的曲线数量。 通常调用时会包含最大实体要求。 两种用法完全不同！

图左：表面直线度；                        图右：轴心线直线度

2  基本描述

表面直线度：

标准形式是二维公差。用于确保零件在整个表面或特征上均匀。表面直线度可以应用于平面特征（例如块的表面），也可以沿轴向方向应用于圆柱体的表面。它定义为该表面上指定线内的表面公差。

轴心线直线度：

控制零件中心轴的直线度。轴心线直线度公差实际上是3D公差，它约束零件的中心轴，防止其弯曲或扭曲太多。

当最大实体要求应用于轴心线直线度公差时，其给出的公差值是在该要素处于最大实体状态下的。当被测要素的实际轮廓偏离其最大实体状态，即其实际尺寸偏离最大实体尺寸时，形位公差值可以超出在最大实体状态下给出的形位公差值，即此时的形位公差值可以增大。

3  公差带

表面直线度：距离为公差值0.03mm的两平行线之间的区域。

轴心线直线度：公差带是圆柱形区域。被测元素的实际轴线必须位于该直径为t的圆柱面内。（最大实体要求下， 尺寸公差可以对形位公差值进行补偿，附加公差= 最大实体尺寸与零件实际尺寸之间的差。）。

表面直线度公差带

轴心线直线度公差带

4  测量

表面直线度：零件固定，量规沿直线测量。测量高度的变化可以看出直线沿该表面的平直度。

轴心线直线度：为确保零件或特征在轴向上是直的，使用了一个圆柱测量工具来确定零件是否位于最大实体状态下的总包络线内。 这既控制了直径，也控制了轴的直线度。

1.1  机身结构主要承受以下几种载荷:

a. 飞机在空中操纵所产生的气动载荷（Aerodynamic loads）。

b. 机身质量的分布引起的弯曲（bending）

c. 由连接到机身的点状质量产生的惯性载荷（Inertial loads）（例如通过吊架连接到机身的发动机）。

d.集中载荷（Concentrated point loads）：（例如机身和尾部之间的接口。）

e. 内部增压负荷（Internal pressurization loads）（如果飞机处于增压状态）。

f.冲击载荷（Shock loading）：（例如前起落架在着陆时撞击跑道。）

在给定的时间点，机身承受的载荷很可能是这些载荷的组合。那么，半硬壳式机身结构中存在的每个结构元素如何一起工作以分配和转移所产生的载荷呢？

1.2  半硬壳式机身主要结构组件的承载方式：

隔框（Frames）——横向元件，以机身横截面的形状构建，通常间隔约50厘米。隔框的作用是支撑蒙皮和长桁以防止其发生屈曲（Buckling）变形，同时保持机身的气动外形。在引入集中载荷的位置也常使用隔框（例如机翼到机身接口以及机尾到机身接口处）。最后，隔框还与蒙皮一起抵抗飞机加压时形成的内部压力。

长桁（Stiffeners）与桁梁（Stringers）统称为加强筋 ——用来连接隔框。其负责传递由机身弯矩产生的轴向载荷（拉伸和压缩），比如在飞行过程中操纵方向舵时机身上的弯矩。加强筋还有助于防止机身蒙皮屈曲。其次加强筋也承受部分作用在机身蒙皮上的气动力并传给隔框，桁梁的作用与长桁相似，只是截面积比长桁大。

蒙皮（Skin）——在机身总体受载中起着很重要的作用；构成机身气动外形，并保持表面光滑；铆接到隔框和加强筋上。传递剪切载荷，并将载荷传递给机身骨架。对于加压飞机，蒙皮还将承受内压载荷。

总结：

轴向载荷由纵向长桁和桁梁承担

剪切载荷由蒙皮承担

机身结构设计的基本原则是确保蒙皮和加强筋组合不会在横向隔框之间弯曲。 隔框必须足够强以使其不会整体变形，并且蒙皮和加强筋交织成的每个网格也不得发生局部弯曲。采用最轻巧的结构来满足这些条件时，就获得了最优的机身设计。

图 1：协和式客机 （Concorde）

机身的长细比 （Fuselage Fineness Ratio），是指机身长度与机身最大横截面的当量直径的比值 l_F/d_F（长度/直径）。

短而宽的机身，长细比小；长而窄的机身，长细比大。飞机的长细比在6左右时，管阻力最小。然而机身越长，尾部控制面的力矩臂越长，尾翼则更小且阻力更低。最理想的长细比是8，拉伸版的飞机可以达到14，但是压缩版的几乎不会小于5。如果最初设计一架新飞机时选定的长细比为8， 也就是阻力比较小的机身。后续阶段也可以制造拉长或者压缩系列。客机的平均长细比为9. 以上这些仅适用于亚音速客机。 对于超音速客机，长细比必须尽可能地大以提供可接受的乘客舒适度。 协和号的长细比为16.7。

表 1：机身长细比常用值

现代客机的大部分机身采用了圆柱形截面，长细比通常要比理想值高得多。目的是为了提高强度，并且提供统一宽度以简化座椅布局和航空货物装卸。设计师在选取长细比时，会考虑诸如座位安排或货盘尺寸之类的外部因素影响。比如一旦知道了旅客人数和剖面座位数，客机的机身长度和直径也就基本确定了。

表 2

当飞机接近声速时，在较大曲率的区域会形成冲击波。这些冲击波抵消掉了部分引擎提供的能量。这是一种新的阻力形式，即波动阻力，其峰值约为速度在略低于临界马赫数时的阻力的三倍。为了使波动阻力最小化，飞机的曲率应保持最小，这意味着更高的长细比。这就是为什么高速飞机的机头和机尾较长且驾驶舱顶与机身线齐平。从技术上讲，超音速的最佳性能设计方案有两种：一种是指向两端的“西亚斯一哈克旋成体”（Sears-Haack body）;另一种是具有钝尾的鼻锥体设计（Nose cone design）。

具有更高长细比的飞机的引入也引入了一种新形式的不稳定性，即惯性耦合。 随着发动机和驾驶舱从飞机质心移开，这些质量的滚动惯性逐渐增长，甚至超过了表面的空气动力。 不过此问题可以通过采用超大型控件和稳定性增强系统等来解决。

飞机机身的结构是从早期的木桁架结构发展到硬壳结构，再到当前的半硬壳结构。现在常见的歼击机基本都是半硬壳式结构中的桁梁式，民航机型基本都属于半硬壳式结构中的桁条式。

1  桁架式机身（Truss Structure）

图 1

在早期的低速飞机上，机身的承力构架都做成四缘条的立体构架。为了减小飞机的阻力，在承力构架外面，固定有整形用的隔框、桁条和蒙皮，这些构件只承受局部空气动力，不参加整个结构的受力。机身的剪力、弯矩和扭矩全部由构架承受。其中弯矩引起的轴向力由构架的四根缘条承受；垂直方向的剪力由构架两侧的支柱和斜支柱(或各对张线)承受；水平方向的剪力由上、下平面内的支柱、斜支柱(或张线)承受；机身的扭矩。则由四个平面构架组成的立体结构承受。构架式机身的抗扭刚度差，空气动力性能不好，其内部容积也不易得到充分利用。只有一些小型低速飞机机身采用构架式机身。

2  硬壳式机身 （Monocoque）

图 2

硬壳式机身结构是由蒙皮与少数隔框组成。其特点是没有纵向构件，蒙皮较厚，由蒙皮承受机身总体弯、剪、扭引起的全部轴向力和剪力。普通框和加强框用于维持机身截面形状，支持蒙皮和承受、扩散框平面内的集中力。

这种机身的优点是结构简单，气动外形光滑，内部空间可全部利用。但因为机身的相对载荷较小，而且机身不可避免要大开口，会使蒙皮材料利用率不高，因开口补强增重较大。所以这种形式的机身实际上用得很少，只在机身结构中某些气动载荷较大、要求蒙皮局部刚度较大的部位，如机身头部、机头罩、尾锥等处有采用。

3  半硬壳式机身 （Semi-monocoque）

图 3

为了使机身结构的刚度器满足飞行速度日益增大的要求，需要使蒙皮参加整个结构的受力。因此，目前的机身结构广泛采用了金属蒙皮，并且将蒙皮与隔框、大梁、桁条牢固地铆接起来。成为一个受力的整体，通常称为半硬壳式机身。

在半硬壳式机身中，大梁和桁条用来承受弯矩引起的轴向力；蒙皮除了要不同程度地承受轴向力外，还要承受全部剪力和扭矩；隔框用来保持机身的外形和承受局部空气动力，此外，还要承受各部件传来的集中载荷，并将这些载荷分散地传给蒙皮。 ^[1] 

3.1  桁梁式机身

桁梁式机身结构特点是有几根桁梁，桁梁的截面积很大。在这类机身结构上长桁的数量较少而且较弱，甚至长桁可以不连续，蒙皮较薄。这种结构的机身，由弯曲引起的拉、压轴向力主要由桁梁承受，蒙皮和长桁承受很小部分的轴向力。剪力则全部由蒙皮承受。普通框的作用是维持机身外形，支持纵向构件，加强框除维持外形外，主要承受集中载荷，如机翼、尾翼和机身连接的接头等都安排有加强框。

从桁梁式机身的受力特点可以看出，在桁梁之间布置大开口不会显著降低机身的抗弯强度和刚度。虽然因大开口会减小结构的抗剪强度和刚度而必须补强，但相对桁条式和硬壳式结构的机身来说，同样的开口，桁梁式的机身补强引起的重量增加较少。因此这种形式的机身便于开较大的舱口。

图 4

3.2  桁条式机身

桁条式机身的桁条和蒙皮较强，受压稳定性好，弯矩引起的轴向力全部由上、下部的蒙皮和桁条组成的壁板受拉、受压来承受。由于蒙皮加厚，改变了机身的空气动力性能，增大了机身结构的抗扭刚度，所以与桁梁式机身相比，它更适用于较高速飞机。此外，桁条式机身的蒙皮和桁条。在结构受力中能够得到充分利用。但是，这种机身由于没有强有力的大梁，不宜开大的舱口，如果要开口，必须在开口部位用专门构件加强。桁条式机身各构件受力比较均匀，传递载荷时必须采取分散传递的方法，因而机身各段之间都用很多接头来连接。

图 5

参考-百度百科-机身结构