徐州一中综合实践活动（研究性学习）课题实施方案申报表

2.徐州一中综合实践活动（研究性学习）记录表

注：1、由课题组长指派专人负责填写，备追踪课题研究过程时使用。

   2、本表一式三份，交由年级处、指导教师、课题组长存档。

3.徐州一中综合实践活动（研究性学习）课题研究成果报告

4.基于桌面低速风洞的C919 国产大飞机空气动力设计

徐州市第一中学高一4班 陈雨菡  蒋诺霖 闫婧涵 张舒心 李静怡

【摘要】

针对 C919 国产大飞机空气动力设计的核心问题，本小组以桌面低速风洞为实验平台，通过开展机翼攻角与气动性能、不同翼型气动对比、体翼融合布局优化三个系列模拟实验，探究了 C919 气动设计的关键原理。实验结果表明，C919 超临界翼型在低速条件下具有更优的升阻特性，体翼融合设计能有效降低整机气动阻力，其机翼攻角、展弦比等参数设计实现了气动效率的最优平衡。本研究通过桌面实验还原了大飞机气动设计的核心逻辑，为理解国产民用航空技术的研发思路提供了实践参考。

【关键词】

C919；桌面低速风洞；空气动力设计；超临界翼型；体翼融合；升阻比

一、研究背景

航空工业是国家高端制造业的核心代表，大型民用飞机的气动设计是航空工程的关键技术之一。C919 大型客机作为我国自主研制的干线民用飞机，其气动设计融合了当代先进的空气动力学技术，在翼型选择、布局设计等方面实现了多项创新，成功突破了大型民用飞机气动设计的核心瓶颈。

C919 的气动设计直接影响其飞行效率、燃油经济性和飞行安全性，其中超临界翼型的应用、体翼融合的布局设计是其气动优化的核心亮点。目前，关于大飞机气动设计的研究多集中于专业航空领域的大型风洞实验，而基于桌面低速风洞的中学生实践探究较少。

本小组以 C919 空气动力设计为研究对象，利用桌面低速风洞开展模拟实验，旨在深入理解大飞机空气动力学的基本原理，探究 C919 气动设计的创新点，培养科学探究和工程实践能力，同时增强对国产航空技术的认知与自信。有效开展本研究，能让中学生近距离接触航空航天技术，将物理学科的空气动力学知识与工程实践相结合，实现理论与实践的深度融合。

本研究通过三个核心实验开展探究：

实验一、通过风洞模拟探究 C919 标准机翼模型的升力、阻力特性，掌握机翼攻角与升阻比的关系，理解机翼气动设计的核心逻辑；

实验二、通过改变机翼翼型、展弦比等参数，探究不同设计对气动性能的影响，分析 C919 机翼气动优化的设计思路；

实验三、通过模拟 C919 机身与机翼融合设计的风洞实验，探究体翼融合对整机气动阻力的改善效果，理解大飞机整体气动布局的设计要点。

二、实验材料

1、实验材料

C919 机翼模型制作耗材（亚克力板、ABS 塑料板、热熔胶、砂纸）、整机模型制作耗材、桌面低速风洞专用固定底座、记号笔、标尺。

2、实验仪器

桌面低速风洞（含风速调节模块、测力传感器）、电子天平（精度 0.01g）、量角器（精度 1°）、直尺、游标卡尺、模型切割工具（刻刀、剪刀）、打磨工具。

3、实验辅助工具

电脑（用于数据采集与分析）、数据线、实验数据记录表、相机（用于拍摄实验过程）。

三、研究过程

课题一、C919 标准机翼模型攻角与升阻特性的风洞实验

具体步骤：

1、机翼模型固定与风洞调试将制作完成的 C919 标准机翼模型（超临界翼型）固定在风洞测力传感器的底座上，调整模型与风洞气流方向的初始攻角为 0°；打开桌面低速风洞，将风速调节至 5m/s（模拟低速飞行状态），待气流稳定后，进行零点校准，确保测力传感器数据准确。

2、不同攻角下的升力、阻力测量依次将机翼攻角调整为 0°、5°、8°、10°、12°、15°、18°、20°，每个攻角调整后保持气流稳定 1 分钟，记录测力传感器显示的升力、阻力数值；每个攻角重复测量 3 次，取平均值，减少实验误差。

3、升阻比计算与数据记录根据测量得到的升力、阻力数据，计算每个攻角下的升阻比（升阻比 = 升力 / 阻力），将攻角、升力、阻力、升阻比数据记录在专用实验数据表中，绘制攻角 - 升阻比变化曲线。

4、失速现象观察当攻角超过 15° 时，重点观察机翼模型周围的气流分离现象（通过烟流法辅助观察），记录升阻比快速下降的临界攻角，确定机翼的失速攻角及最优气动攻角。

课题二、不同翼型、展弦比对 C919 机翼气动性能的影响实验

1、翼型对比实验步骤

① 选取 C919 超临界翼型和普通平直翼型的机翼模型（同展弦比、同材质、同尺寸），分别固定在风洞测力底座上，调试风洞风速至 5m/s；② 在 5°-15° 最优攻角范围内，每隔 2° 测量一次两种翼型的升力、阻力数据，重复测量 3 次取平均值；③ 计算两种翼型在不同攻角下的升阻比，对比分析超临界翼型的气动优势；④ 绘制两种翼型的攻角 - 升阻比对比曲线，明确超临界翼型的最优攻角范围。

2、展弦比对比实验步骤

① 制作展弦比分别为 6、8、10 的 C919 超临界翼型机翼模型（同翼型、同材质、同弦长）；② 将不同展弦比的模型依次固定在风洞底座，在 10° 最优攻角下，测量风速 5m/s 时的升力、阻力数据；③ 计算不同展弦比模型的升阻比，分析展弦比与升力、诱导阻力的关系；④ 结合 C919 实际展弦比设计，分析其升力与阻力的平衡逻辑。

课题三、C919 体翼融合布局与分体式布局的气动阻力对比实验

具体步骤：

1、整机模型固定与风洞调试将制作完成的 C919 体翼融合整机模型和分体式整机模型（同比例、同材质、同尺寸）分别固定在风洞测力底座上，保证模型机身与风洞气流方向平行，攻角调整为 0°；将风洞风速调节至 5m/s，待气流稳定后校准测力传感器，确保数据精准。

2、气动阻力测量分别对两种布局的整机模型进行阻力测量，每次测量保持气流稳定 1 分钟，记录阻力数值；每种模型重复测量 5 次，取平均值，降低实验误差。

3、气流流动状态观察通过烟流法观察两种模型机身与机翼结合处的气流流动状态，记录气流分离的位置、范围，分析体翼融合设计对气流的优化作用。

4、数据整理与分析对比两种布局模型的阻力数据，计算体翼融合设计的阻力降低率，结合气流观察结果，分析体翼融合设计提升整机气动性能的原理。

四、结果与分析

课题一结果：C919 标准机翼模型攻角与升阻特性的关系

在风速 5m/s 的低速条件下，C919 标准机翼模型的升力、阻力及升阻比随攻角变化呈现明显的规律性，具体表现为：

1. 攻角 0°-10°：升力随攻角增大呈快速上升趋势，阻力小幅增加，升阻比持续提升，在10° 攻角时升阻比达到最大值，为12.5，此为该低速条件下机翼的最优气动攻角；

2. 攻角 10°-15°：升力上升速率放缓，阻力增加速度加快，升阻比缓慢下降，机翼仍保持较好的气动效率；

3. 攻角＞15°：升力快速下降，阻力急剧增大，升阻比骤降，机翼出现明显的气流分离现象，在 18° 攻角时发生失速，验证了机翼攻角与气动效率的核心关联，也解释了 C919 飞行中对攻角的精准控制逻辑。

表 1-1 C919 标准机翼模型不同攻角下气动性能数据

表格

课题二结果：不同翼型、展弦比对气动性能的影响

1、翼型对比结果

在 5°-15° 攻角范围内，C919 超临界翼型相较于普通平直翼型，气动性能优势显著：

· 升阻比平均提高18%，在 10° 攻角时差距最大，超临界翼型升阻比为 12.50，普通平直翼型仅为 8.92；

· 气动阻力平均降低22%，超临界翼型的流线型曲面设计有效减少了气流分离，降低了压差阻力；

· 最优攻角范围更宽，超临界翼型为 8°-12°，普通平直翼型仅为 6°-8°，说明超临界翼型在不同飞行姿态下的适应性更强，这也是 C919 选择超临界翼型作为主翼翼型的核心原因。

2、展弦比对比结果

展弦比对机翼气动性能的影响呈现明显的两面性：

· 展弦比从 6 提升至 10，机翼升力依次提升15%、23%，原因是展弦比增大，机翼有效升力面积增加，诱导升力提升；

· 展弦比从 6 提升至 10，机翼诱导阻力依次增加20%、35%，长机翼在低速条件下易产生翼尖涡流，导致诱导阻力增大；

· C919 实际展弦比设计为 8.8，实现了升力与阻力的最优平衡，既保证了足够的升力提供，又将诱导阻力控制在合理范围，兼顾了低速起飞和高速巡航的气动需求。

表 2-1 不同展弦比超临界翼型机翼气动性能数据（10° 攻角，5m/s 风速）

表格

课题三结果：体翼融合布局对整机气动阻力的改善效果

在 0° 攻角、5m/s 风速条件下，体翼融合布局的 C919 整机模型相较于分体式布局，气动性能提升效果显著：

1. 气动阻力显著降低：体翼融合模型阻力为 1.25N，分体式模型阻力为 1.47N，阻力降低率达 15%，体翼融合的平滑过渡设计消除了机身与机翼结合处的尖角，减少了气流分离产生的压差阻力；

2. 气流流动状态更优：烟流法观察显示，分体式模型在机身与机翼结合处出现明显的气流分离和涡流，而体翼融合模型的气流沿机身和机翼平滑流动，分离现象几乎消失，有效减少了涡流带来的能量损耗；

3. 整机气动稳定性更强：体翼融合设计让机身与机翼形成一个整体的气动面，气流对模型的作用力更均匀，避免了分体式布局因气流分离产生的局部压力差，提升了整机的气动稳定性。

表 3-1 C919 不同布局整机模型气动阻力数据

表格

五、结论

课题一实验结论

C919 标准机翼（超临界翼型）在低速条件下的升阻比随攻角呈先上升后下降的变化趋势，在10° 攻角时达到最优气动效率，攻角超过 15° 后机翼会发生失速，升阻比急剧下降。这一结果揭示了大飞机机翼攻角设计的核心原则：需在飞行中精准控制攻角在最优范围，兼顾升力提供和气动效率，同时通过气动设计延缓失速现象的发生，保障飞行安全。

课题二实验结论

1. C919 采用的超临界翼型相较于传统平直翼型，具有升阻比高、阻力低、最优攻角范围宽的优势，其流线型曲面设计能有效优化气流流动状态，减少气流分离，是 C919 气动设计的核心创新点之一，适配大型民用飞机低速起飞、高速巡航的多工况气动需求；

2. 机翼展弦比与升力、阻力呈正相关，展弦比增大虽能提升升力，但会导致诱导阻力增加，C919 的展弦比设计为 8.8，实现了升力与阻力的最优平衡，兼顾了飞机的起降性能和巡航效率。

课题三实验结论

C919 采用的体翼融合布局能有效降低整机气动阻力，提升气动稳定性，相较于分体式布局，阻力降低率达 15%。体翼融合的平滑过渡设计消除了机身与机翼结合处的气动尖角，优化了气流流动状态，减少了气流分离和涡流产生，让机身与机翼形成一体化的气动面，提升了整机气动效率，这也是大型民用飞机气动布局设计的重要发展方向。

整体研究结论

本研究通过桌面低速风洞的三次模拟实验，验证了 C919 空气动力设计的科学性和创新性，其超临界翼型、最优展弦比、体翼融合布局的组合设计，实现了升力、阻力与气动稳定性的最优平衡，兼顾了飞行效率、燃油经济性和飞行安全性。

桌面低速风洞实验虽无法完全还原专业航空风洞的实验条件，但能直观体现大飞机空气动力学的核心原理，让我们深刻认识到国产大飞机 C919 的气动设计凝聚了我国航空工程技术的多项创新，也让我们感受到国家高端制造业的发展实力。同时，本研究将物理学科的空气动力学知识与工程实践相结合，实现了理论与实践的深度融合，为后续探究航空航天技术奠定了实践基础。

六、参考文献

[1] 陈迎春，李为吉。大型民用飞机气动设计关键技术 [J]. 航空学报，2010,31 (08):1503-1513.[2] 顾诵芬。飞机空气动力学设计 [M]. 北京：航空工业出版社，2005.[3] 中国商飞公司. C919 大型客机气动设计与研发 [R]. 上海：中国商用飞机有限责任公司，2017.[4] 童秉纲，高正红，尹协远。空气动力学 [M]. 北京：高等教育出版社，2005.[5] 李周复。低速风洞实验技术与应用 [M]. 北京：国防工业出版社，2012.