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乘波飞行器构型方法研究 被引量：26
1
作者 王发民 李立伟 +1 位作者 姚文秀 雷麦芳 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第5期513-519,共7页
高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行... 高超声速飞行中,随着马赫数的升高,波阻和摩阻增加,就会形成升阻比“屏障”,而乘波飞行器构型是克服这一升阻比屏障的有效方法.本文提出了一种变楔角楔/椭圆锥乘波体构型方法,并基于前体/进气道一体化设计思想,生成了高超声速乘波飞行器构型.经数值计算与实验验证,与传统锥形流场生成的乘波体相比,该方法生成的乘波体不仪具有高升阻比,而且能为发动机提供所需的高温高压均匀来流. 展开更多
关键词 乘波飞行器 乘波体 升阻比 高超声速 进气道 马赫数 一体化设计 构型 椭圆锥 实验验证
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基于升阻比变化规律的再入高超声速滑翔飞行器轨迹预测算法 被引量：25
2
作者 王路 邢清华 毛艺帆 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2015年第10期2335-2340,共6页
针对高超声速滑翔飞行器再入拉起后升阻比呈近线性增长的特点,提出一种基于升阻比变化规律的轨迹预测算法。首先对目标运动方程进行分析,发现轨迹预测算法的关键在于能否预测升阻比的大小;然后通过对目标进攻轨迹的仿真得到了升阻比呈... 针对高超声速滑翔飞行器再入拉起后升阻比呈近线性增长的特点,提出一种基于升阻比变化规律的轨迹预测算法。首先对目标运动方程进行分析,发现轨迹预测算法的关键在于能否预测升阻比的大小;然后通过对目标进攻轨迹的仿真得到了升阻比呈近线性增长的规律,给出了升阻比变化函数的形式及拟合方式,并在此基础上设计了轨迹预测算法,最后通过仿真验证了算法的有效性。该算法对反助推-滑翔无动力跳跃飞行器指挥决策问题的研究具有重要意义。 展开更多
关键词 升阻比 高超声速滑翔飞行器 轨迹预测
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一体化外形的高超声速飞行器升阻特性研究 被引量：22
3
作者 罗金玲 徐敏 刘杰 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1478-1481,共4页
针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生... 针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生负升力,后体产生正升力,发动机的合升力为负值;介绍了气动/发动机力的界面划分的两种方法及其应用,给出了研究推力-阻力平衡、升力-重力平衡、升阻比特性时应采用的划分方法;利用Bruguet航程公式研究了飞行器的航程与升阻比的关系,证明高超声速飞行器的航程存在极限值。 展开更多
关键词 高超声速 吸气式飞行器 升力 阻力 升阻比
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风力机组叶片的先进翼型族设计 被引量：18
4
作者 黎作武 陈江 +1 位作者 陈宝 陈大斌 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期130-136,共7页
大型风力机组叶片设计需要专用的翼型族,以满足风力机组运行的环境要求。高升阻比、低粗糙度影响是该翼型族的气动性能特点。为了发展我国具有自主知识产权的风力机专用翼型族,在科技部863项目的支持下,北京航空航天大学联合国内气动研... 大型风力机组叶片设计需要专用的翼型族,以满足风力机组运行的环境要求。高升阻比、低粗糙度影响是该翼型族的气动性能特点。为了发展我国具有自主知识产权的风力机专用翼型族,在科技部863项目的支持下,北京航空航天大学联合国内气动研究单位,通过理论分析、数值模拟和风洞试验等技术途径,开发了两个适用于大型风力机组叶片的先进翼型族。理论分析和风洞试验表明,设计结果基本达到了预先设定的气动性能指标。 展开更多
关键词 风力机翼型 翼型设计 升阻比 粗糙度 风洞实验
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改型尾缘对翼型流场影响的数值模拟 被引量：10
5
作者 夏商周 申振华 《沈阳航空工业学院学报》 2005年第5期1-3,共3页
建立了NACA23012翼型后缘加装Gurney襟翼模型和高度为2%弦长的Gurney襟翼翼型的后缘表面曲率进行修改的模型,并利用FLUENT软件对其进行数值模拟,得到不同模型在不同风速,不同攻角下的空气动力学性能(C l、Cd)以及翼型表面压力、速度、... 建立了NACA23012翼型后缘加装Gurney襟翼模型和高度为2%弦长的Gurney襟翼翼型的后缘表面曲率进行修改的模型,并利用FLUENT软件对其进行数值模拟,得到不同模型在不同风速,不同攻角下的空气动力学性能(C l、Cd)以及翼型表面压力、速度、马赫数的分布等。计算结果表明:四种单纯的加装Gurney襟翼的模型中,高度为2%弦长的Gurney襟翼模型具有最高的升阻比。而与单纯加装Gurney襟翼的模型相比,修改下表面后缘曲率的模型的升阻比可提高14%左右。在0.5度攻角以下及负攻角时,与NACA23012原型相比,各改型的升阻比都有所提高。 展开更多
关键词 GURNEY襟翼 数值模拟 FLUENT 气动特性 升阻比
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带Gurney襟翼翼型改型的气动性能的数值研究 被引量：14
6
作者 申振华 夏商周 +1 位作者 桂巧昳 申鸿烨 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第9期988-991,共4页
对NACA4424翼型及其对应的带有Gurney襟翼翼型修改后的翼型进行了数值计算,针对风力机应用,来流风速为2～16m/s,迎角为0°～20°;计算结果表明,在研究的所有条件下,修改后的钝尾缘翼型对流场有强烈的下洗作用,明显修改了翼型压... 对NACA4424翼型及其对应的带有Gurney襟翼翼型修改后的翼型进行了数值计算,针对风力机应用,来流风速为2～16m/s,迎角为0°～20°;计算结果表明,在研究的所有条件下,修改后的钝尾缘翼型对流场有强烈的下洗作用,明显修改了翼型压力面和吸力面的压力分布,压力面压力更高,吸力面压力更低,因此翼型升力及升阻比均比翼型原型及单纯的Gurney襟翼翼型得到显著增加。 展开更多
关键词 翼型 Gumey襟翼 升力 升阻比 风力机
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基于转捩模型的风力机涡流发生器气动特性分析 被引量：15
7
作者 赵振宙 李涛 +4 位作者 王同光 陈景茹 许波峰 郑源 魏媛 《中国电机工程学报》 EI CSCD 北大核心 2016年第10期2721-2727,共7页
加装涡流发生器有助于大型风力机叶片根部部位厚翼型表面边界层气流分离的控制。以安装涡流发生器的DU-W2-250叶片段为研究对象,采用?-Reθt转捩模型和SST湍流模型,从叶片表面的摩阻系数、法向速度型以及压力分布规律3个方面进行气动特... 加装涡流发生器有助于大型风力机叶片根部部位厚翼型表面边界层气流分离的控制。以安装涡流发生器的DU-W2-250叶片段为研究对象,采用?-Reθt转捩模型和SST湍流模型,从叶片表面的摩阻系数、法向速度型以及压力分布规律3个方面进行气动特性分析和比较,并与Delft的试验数据对比。研究结果表明转捩模型计算结果与试验值更加吻合,湍流模型的升力系数最大误差达21.3%,升阻比最大误差达51.8%。转捩模型可以准确捕捉叶片的转捩现象,在小迎角下转捩点发生在VGs下游,随着迎角增大转捩点向VGs上游过渡。在转捩效应的影响下,叶片近壁面流体具有高能量而使流速更高。转捩模型计算得到的叶片上表面压力系数高于湍流模型,在20°大攻角下更加明显。 展开更多
关键词 涡流发生器 转捩模型 风力机 摩阻系数 升力系数 压力系数 升阻比
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串列翼布局前后翼相对位置对气动特性影响研究 被引量：14
8
作者 李永泽 孙传杰 卢永刚 《飞机设计》 2016年第6期32-36,共5页
针对串列翼布局前后翼不同相对位置的布局形式,在保持前后翼轴向相对距离不变的情况下,研究了前后翼均为上单翼,前翼上单翼、后翼下单翼及前后翼均为下单翼3种典型布局方案,在不同迎角下,前后翼和全机的升阻特性,以最大升阻比为评价参数... 针对串列翼布局前后翼不同相对位置的布局形式,在保持前后翼轴向相对距离不变的情况下,研究了前后翼均为上单翼,前翼上单翼、后翼下单翼及前后翼均为下单翼3种典型布局方案,在不同迎角下,前后翼和全机的升阻特性,以最大升阻比为评价参数,对比分析了三种布局间的升阻特性差异,初步得出了前后翼不同相对位置对升阻特性及前后翼失速特性均有显著影响的结论。 展开更多
关键词 巡飞器 串列翼 气动布局 升阻比
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电动式磁悬浮列车金属板轨道结构的研究 被引量：13
9
作者 王厚生 杜玉梅 +1 位作者 夏平畴 金能强 《中国电机工程学报》 EI CSCD 北大核心 2005年第7期162-165,共4页
该文提出了一种新型的电动式磁悬浮列车的金属轨道方案,由多层相互绝缘的金属片取代传统的单层整体金属板轨道,进行了理论分析和实验研究,证明分层结构在不影响悬浮力大小的情况下能有效削弱电磁阻力,对提高磁悬浮系统的浮阻力比是有效的。
关键词 电动式磁悬浮列车 金属板轨道结构 电导率 涡流损耗 电磁阻力
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进气道工作状态对吸气式高超声速飞行器气动力特性影响的实验研究 被引量：12
10
作者 张红英 孙姝 +1 位作者 程克明 伍贻兆 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1488-1493,共6页
对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1... 对一种吸气式高超声速飞行器/内流道一体化构形进行了马赫数7一级的风洞实验研究。结合测力、测压以及纹影照片等结果,分析了进气道处于关闭状态、通气起动状态及通气不起动状态时,飞行器的内外流特征和全机气动力特性。研究结果表明:(1)进气道的工作状态对飞行器的气动力特性有着显著影响。进气道处于通气起动状态时的升阻力系数最小,升阻比最大,进气道处于通气不起动状态时的升阻力系数随时间显著波动,但大小与进气道关闭状态接近。(2)升阻力系数骤增、进口附近及内流道收缩段时均静压突升、外压缩波系往复振荡等是高超声进气道不起动时的主要特征,可作为实验上判别内流道起动/不起动状态的依据。 展开更多
关键词 吸气式高超声速飞行器 机体/推进系统一体化 进气道 内流道 起动/不起动 风洞试验
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新型机翼后缘变弯运动机构仿真及其气动影响研究 被引量：12
11
作者 沈广琛 白俊强 +1 位作者 刘南 刘睿 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期578-586,共9页
采用计算流体力学方法和CATIA DMU Kinematics机构仿真，对一套可用于目前及未来民用客机机翼后缘变弯的增升装置系统进行研究，主要包括襟翼运动机构和扰流板下偏。通过运动学分析，采用的襟翼机构可保证巡航阶段后缘变弯过程中机构上... 采用计算流体力学方法和CATIA DMU Kinematics机构仿真，对一套可用于目前及未来民用客机机翼后缘变弯的增升装置系统进行研究，主要包括襟翼运动机构和扰流板下偏。通过运动学分析，采用的襟翼机构可保证巡航阶段后缘变弯过程中机构上下表面无缝，同时满足起降过程对襟翼的运动轨迹的要求。相比简单铰链机构，应用该机构的起飞构型线性段升力系数增加0．05，升阻比的增加量在0．2％～3％范围内；着陆阶段扰流板下偏，较未偏转扰流板的最大升力系数增加1．14％，且线性段上移0．15，显示了该机构具有较高的增升效率。在二维翼型上应用该机构实现后缘变弯度，升阻比有较大提升，且根据来流马赫数的不同改变后缘弯度可以有效地提高阻力发散马赫数。在某远程宽体客机翼身组合体构型上应用该机构实现巡航阶段后缘变弯度，巡航升阻比的增加量在0．345％～2．28％范围内。综上所述，在不增加机构复杂性和重量的前提下，研究的新型机翼后缘变弯运动机构能够有效地提高气动效率。 展开更多
关键词 增升装置 空气动力学 机构 后缘变弯度 计算流体力学 气动构型 升阻比 马赫数
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带鸭舵滑翔增程炮弹方案弹道研究 被引量：11
12
作者 易文俊 王中原 +1 位作者 史金光 李岩 《南京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期322-326,共5页
为了获得鸭式气动布局滑翔增程炮弹的最佳滑翔效果,研究了相应的滑翔策略及其方案弹道特性问题。通过动力学分析建立了滑翔增程炮弹的各飞行段的弹道模型。由数值分析得到采用最大升阻比的滑翔策略可获得最佳滑翔增程效果。采用该弹道... 为了获得鸭式气动布局滑翔增程炮弹的最佳滑翔效果,研究了相应的滑翔策略及其方案弹道特性问题。通过动力学分析建立了滑翔增程炮弹的各飞行段的弹道模型。由数值分析得到采用最大升阻比的滑翔策略可获得最佳滑翔增程效果。采用该弹道模型和最大升阻比滑翔方案,分析了滑翔起控点、火炮射角参数等对滑翔方案弹道特性的影响,通过计算给出了滑翔增程弹方案弹道的轨迹曲线、飞行速度变化规律曲线、方案攻角曲线和方案舵偏角输出曲线。研究结果可为滑翔增程炮弹的弹道设计提供理论依据。 展开更多
关键词 滑翔增程炮弹 升阻比 舵偏角 弹道特性
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助推-滑翔无动力跳跃飞行器轨迹预测 被引量：12
13
作者 王路 邢清华 毛艺帆 《空军工程大学学报（自然科学版）》 CSCD 北大核心 2015年第1期24-27,共4页
针对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后升阻比大小较为稳定的特点,设计了基于稳定升阻比的轨迹预测算法。首先对目标的弹道特性进行了分析,鉴于其再入后特有的跳跃拉升现象,将再入拉起时刻确定为轨迹预测算法的起始时刻;其次,根据防... 针对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后升阻比大小较为稳定的特点,设计了基于稳定升阻比的轨迹预测算法。首先对目标的弹道特性进行了分析,鉴于其再入后特有的跳跃拉升现象,将再入拉起时刻确定为轨迹预测算法的起始时刻;其次,根据防御方已知信息和未知信息对飞行器跳跃段运动方程进行了转化,给出了转化后运动方程中未知参量的计算方法,并设计了基于转化后运动方程的轨迹预测流程及算法;最后对算法进行了仿真验证,仿真结果表明所设计预测算法对助推-滑翔无动力跳跃飞行器再入拉起后的轨迹具有较好的预测能力。 展开更多
关键词 助推-滑翔 临近空间 无动力跳跃 轨迹预测 升阻比
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一种新型浮升一体化排式飞翼的设计与研究 被引量：12
14
作者 李峰 叶正寅 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第6期850-858,共9页
设计既有较大的内部容积、又有高气动效率的新型浮升一体化气动布局对此类低速飞行器的发展具有重要的科学研究价值和工程应用前景。以NACA0030翼型为基础,构造了具有较高体积率(体积/表面积)的排式飞翼气动布局。对不同排列形式的排式... 设计既有较大的内部容积、又有高气动效率的新型浮升一体化气动布局对此类低速飞行器的发展具有重要的科学研究价值和工程应用前景。以NACA0030翼型为基础,构造了具有较高体积率(体积/表面积)的排式飞翼气动布局。对不同排列形式的排式飞翼进行了详细的计算和评估分析,并提出了具有更好操纵性和稳定性的排式后掠飞翼气动布局。数值模拟结果表明:通过排式飞翼中后翼对前翼下方气流的阻滞作用,排式直飞翼和排式后掠飞翼的升阻比分别增大40%和20%,整个飞行器的气动效率显著提高;同时,浮升一体化排式飞翼的弦向尺寸较小,可有效降低材料的表面张力,这为高空飞行器表面柔性材料提供了较宽的选择范围。 展开更多
关键词 数值模拟 浮升一体 排式飞翼 气动布局 升阻比
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翼型进行钝尾缘修改后气动性能的数值研究 被引量：11
15
作者 李秋悦 申振华 《沈阳航空工业学院学报》 2007年第1期1-5,共5页
对NACA4424翼型、NACA4424翼型和加装2%弦长Gurney襟翼的NACA4424翼型以及对应的尾缘厚度为2%弦长的钝尾缘翼型进行了数值计算。针对风力机应用,对应于以弦长定义的雷诺数为1.27×105到1.02×106;迎角为0-32度;计算结果表明,在... 对NACA4424翼型、NACA4424翼型和加装2%弦长Gurney襟翼的NACA4424翼型以及对应的尾缘厚度为2%弦长的钝尾缘翼型进行了数值计算。针对风力机应用,对应于以弦长定义的雷诺数为1.27×105到1.02×106;迎角为0-32度;计算结果表明,在研究范围内的所有工作状态下,修改后的钝尾缘翼型对流场产生了强烈的下洗作用,明显地改变了翼型压力面和吸力面的压力分布,并使翼型升力及升阻比比原翼型有显著增加;大大推迟了翼型的失速的出现,甚至直到32度时,尚未发现有失速的迹象。 展开更多
关键词 翼型 GURNEY襟翼 升力 升阻比 失速
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小展弦比机翼低雷诺数升阻特性试验研究 被引量：7
16
作者 李志国 朱鹏程 李锋 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期78-82,共5页
研究的主要目的是确定微型飞行器小展弦比机翼的低雷诺数升阻特性。通过风洞试验测量了几种不同外形机翼的升力系数和阻力系数。研究主要涉及了矩形、椭圆、齐莫曼和反齐莫曼四种平面形状的机翼,并对每种外形机翼分别进行了展弦比为1.0... 研究的主要目的是确定微型飞行器小展弦比机翼的低雷诺数升阻特性。通过风洞试验测量了几种不同外形机翼的升力系数和阻力系数。研究主要涉及了矩形、椭圆、齐莫曼和反齐莫曼四种平面形状的机翼,并对每种外形机翼分别进行了展弦比为1.0、1.5、2.0的比较试验,文中以矩形翼为例分析了展弦比对机翼升阻特性的影响。为了研究前缘后掠角对机翼升阻特性的影响,进行了后掠角分别为20°、30°和45°梯形机翼的气动试验。试验结果表明:在大部分迎角范围内,同其它外形机翼相比矩形翼具有更高的升力系数,反齐莫曼翼的升阻比最理想;在小展弦比范围内对于平板翼型的机翼,较大的展弦比不会给升力系数提高带来更明显的效果;后掠角20°和30°梯形翼的升阻特性相差不大,后掠角45°梯形翼具有较大的升力系数和阻力系数。 展开更多
关键词 低雷诺数 小展弦比机翼 升阻特性 升阻比 风洞试验
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一种计及静气动弹性变形影响的跨声速机翼气动优化设计方法研究 被引量：10
17
作者 熊俊涛 乔志德 +1 位作者 杨旭东 朱标 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第2期154-159,共6页
耦合流场控制方程和结构静平衡方程求解得到大展弦比跨声速弹性机翼气动性能,分析研究了结构静弹性变形对气动载荷的影响。在此基础上以机翼典型剖面外形和机翼型架外形为设计变量进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动优化设计方法研... 耦合流场控制方程和结构静平衡方程求解得到大展弦比跨声速弹性机翼气动性能,分析研究了结构静弹性变形对气动载荷的影响。在此基础上以机翼典型剖面外形和机翼型架外形为设计变量进行了基于控制理论的跨声速弹性机翼气动优化设计方法研究,实现了在真实飞行条件下考虑静气动弹性变形影响的大展弦比跨声速弹性机翼一体化优化设计。优化设计算例结果表明所发展的方法是成功的,优化得到的弹性机翼在满足升力系数约束条件下提高了升阻比。 展开更多
关键词 弹性机翼 控制理论 优化设计 升阻比
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永磁EDS型磁悬浮列车结构计算与应用 被引量：8
18
作者 李云钢 常文森 +1 位作者 张晓 程虎 《机车电传动》 2005年第5期29-32,共4页
介绍永磁EDS型磁悬浮列车悬浮所用的Halbach结构,分析得出永磁EDS的悬浮力和阻力公式,简单介绍基于永磁EDS的Magplane和GA城市磁悬浮列车的情况。
关键词 磁悬浮列车 EDS 浮阻比 Magplane GA
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水翼表面布置射流水孔抑制空化 被引量：9
19
作者 王巍 羿琦 +2 位作者 林茵 徐瑞铎 王晓放 《排灌机械工程学报》 EI CSCD 北大核心 2016年第10期872-877,共6页
为研究水翼表面布置射流水孔对空化的抑制效果,采用RNG k-ε湍流模型结合全空化模型对8°攻角NACA0066(MOD)水翼进行二维非定常空化流场计算,分析当射流比分别为0.1,0.2和0.3时的水翼表面空化流场结构及其演化过程的流动特性,得到... 为研究水翼表面布置射流水孔对空化的抑制效果,采用RNG k-ε湍流模型结合全空化模型对8°攻角NACA0066(MOD)水翼进行二维非定常空化流场计算,分析当射流比分别为0.1,0.2和0.3时的水翼表面空化流场结构及其演化过程的流动特性,得到了不同射流条件下水翼升阻力系数的变化趋势.计算结果表明:布置射流水孔可以有效阻挡回射流从翼型尾部向翼型头部的运动,使得空泡脱落现象明显减弱,从而抑制了片空化向云空化的发展,且随射流比增加,射流对回射流和云空化的抑制作用更加显著;射流的注入同时使得升力系数和阻力系数的波动幅度明显降低,有效减弱了升阻力的周期性振荡;虽然时均升力和时均阻力受射流的影响有下降趋势,但升阻比呈上升趋势,水翼升阻比由无射流孔时的6.11增加到射流比为0.3时的7.06,布置射流孔还起到了减阻的作用. 展开更多
关键词 水翼 射流比 云空化 空化抑制 升阻比
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高雷诺数下机翼表面层流段长度对减阻量的影响 被引量：8
20
作者 马玉敏 张彦军 《航空工程进展》 2014年第4期448-454,共7页
层流减阻技术是提高飞机经济性的重要手段,开展可应用于工程实践的层流减阻研究具有重要的意义。针对某民用飞机翼身组合体构型,采用数值模拟法分别研究雷诺数为1.0×107和1.8×107时全湍流以及机翼弦向保持7%、15%、20%、30%、... 层流减阻技术是提高飞机经济性的重要手段,开展可应用于工程实践的层流减阻研究具有重要的意义。针对某民用飞机翼身组合体构型,采用数值模拟法分别研究雷诺数为1.0×107和1.8×107时全湍流以及机翼弦向保持7%、15%、20%、30%、40%层流段长度范围的减阻特性。结果表明:与全湍流情况相比,层流段长度的增加可以有效减小飞机阻力,增加升阻比;当层流段长度保持在40%时,飞机的减阻量可以达到11.0%左右,而升阻比可增加12.3%左右,且在较小雷诺数下有着更大的减阻收益;层流范围增加可有效减小摩擦阻力系数。 展开更多
关键词 自然层流 层流减阻 层流段长度 摩擦阻力系数 升阻比 高雷诺数
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