| ·空气动力学： | 研究空气(或其它气体)的运动规律、空气与物体相对运动时的相互作用规律，以及相互作用过程中
伴随发生的物理、化学现象。空气动力学是流体力学的一个分支。 |
| ·标准大气： | 根据实测数据，由国家权威机构制定并发布的大气温度、密度、压力等物理参数随高度的变化规律的
标准。 |
| ·空气压力(p)： | 习惯上压力用压强表示，即作用在单位面积上的力。 |
| ·空气温度(T)： | 表征空气冷热程度的物理量。 |
| ·空气密度(ρ)： | 单位体积内的空气质量。 |
| ·状态方程： | 描述热力学平衡态系统中各热力学状态变量之间所应满足的关系，例如完全气体状态方程为：
|
| ·气体常数(R)： | 完全气体状态方程中与气体种类有关的-个常数。
|
| ·粘性： | 描述流体剪切应力和变形速率之间关系的-种属性。 |
| ·粘性系数(μ)： | 度量流体粘性大小的物理量，又称动力粘性系数。
|
| ·运动粘性系数(V： | 流体粘性系数与密度之比。
|
| ·粘性流动： | 粘性效应不可忽略的流体流动。 |
| ·粘性干扰： | 在高超声速流动中，边界层与外部无粘流动之间的相互作用。 |
| ·粘性干扰参数(x)： | 在高超声速流动中修正粘性干扰影响的参数。
|
| ·理想气体： | 忽略粘性影响和不考虑传热的-种气体模型。 |
| ·完全气体： | 满足克拉珀龙状态方程且比热比为常数的一种简化气体模型。 |
| ·量热完全气体： | 气体的定压比热和定容比热随温度变化，但比热比仍为常数的气体模型。 |
| ·真实气体： | 实际存在的不能当作完全气体处理的气体。 |
| ·真实气体效应： | 在高超声速流动中，气体性质因高焓偏离完全气体特性的现象及其对飞行器气动特性的影响。 |
| ·比热比(γ)： | 气体的定压比热与定容比热之比。
|
| ·气体压缩性： | 气体微团因压力或温度变化而改变其体积或密度的特性 |
| ·流场： | 流体微团所具有的全部物理量在空间的分布区域，流场中每一点都对应一组物理量，如压力、温度、
速度、密度等，分别构成压力场、温度场、速度场、密度场等，这些场的总和称流场。 |
| ·流线： | 在某一时刻，与流场中一系列流体质点的瞬时速度方向相切的曲线。 |
| ·流管： | 流场中经过一条非流线且不自身相交的封闭曲线各点的流线所构成的管状曲面 |
| ·声速(α)： | 声波在介质中传播的速度。 |
| ·自由流： | 物体扰动区外的流动。在亚声速流动中，指离开物体无限远处的流动；在超声速和高超声速流动中，
指物体头激波前面的流动。 |
| ·不可压缩流动： | 忽略气体密度变化影响的流动。 |
| ·可压缩流动： | 气体密度变化不可忽略的流动，如当自由流马赫数大于0.3时，气体呈现明显的压缩性效应。 |
| ·低速流动： | 通常指自由流马赫数M∞ <0.3的流动。 |
| ·亚声速流动： | 通常指自由流马赫数0.3 |
| ·跨声速流动： | 通常指自由流马赫数0.8 |
| ·超声速流动： | 通常指自由流马赫数1.4 |
| ·高超声速流动： | 通常指自由流马赫数M∞ >5的流动 |
| ·均匀流： | 流体的参数保持均匀的流动。 |
| ·速度势： | 描述无粘、无旋流动的一个标量函数。若可为速度矢量，且满足V =▽ Φ 的函数关系，式中φ是速
度势。 |
| ·势(位)流： | 流体质点不发生转动，其角速度处处为零的流动。 |
| ·有旋流： | 流体微团发生旋转运动的流动。 |
| ·流函数(ψ )： | 二维定常流动中与连续性方程相联系的沿流线为常数的标量函数和速度的关系为：
|
| ·源流： | 无粘位流中一种理想化的基本流动。三维源流是指流体从空间某一点以一定流量均匀地向所有方
向流出的流动，点源位于该空间点。 |
| ·汇流： | 无粘位流中一种理想化的基本流动，汇流沿源流的相反方向流动。三维汇流是指流体从空间所有方
向以一定流量均匀地流入一点的流动，点汇位于该空间点。 |
| ·偶极子： | 无粘位流中一种理想化的基本流动，是等强度的点源和点汇无限接近并保持强度和距离乘积为常数
的一种组合。 |
| ·二维流动： | 又称平面流动。所有流动参数只取决于两个空间坐标的流动。 |
| ·三维流动： | 所有流动参数都取决于三个空间坐标的流动。 |
| ·两相流： | 流体中包含有气相物质和液相(或固相)物质在一起的流动。 |
| ·自由分子流： | 忽略气体分子间相互作用力，通常指努曾数大于10的流动。 |
| ·锥型流： | 在均匀的超声速流场中，从特定点每一条射线上的所有流动参数(不包括扰动速度势)均保持不变的
流动。 |
| ·射流： | 由孔口、喷咀或管道等流出的流体喷射成束与周围流体掺混并带动周围流体的流动。 |
| ·附着流： | 附着在物面上无分离的流动。 |
| ·松弛现象： | 在热力学平衡态系统中，若系统能量或外部状态参数发生变化，系统失去平衡，但经过一段时间后达
到另一个新的平衡态，这种现象称为松弛现象。这一时间间隔称为松弛特征时间。 |
| ·平衡流： | 气体宏观运动特征时间远大于微观物理、化学过程特征时间的流动。通常用达姆克勒数Da来区分。
|
| ·非平衡流： | 气体宏观运动特征时间与微观物理、化学过程特征时间相当的流动。非平衡流动时，Dα≈1。 |
| ·冻结流： | 气体宏观运动特征时间远小于微观物理、化学过程特征时间的流动。冻结流动时，Dα《1。 |
| ·等熵流： | 每个流体质点在运动过程中都保持熵不变的流动。 |
| ·羽流： | 在中、高空稀薄气体流动中，喷流落压比很大的发动机排气流高度膨胀成羽毛状的流动。 |
| ·连续流： | 一种假设的介质流动模型。它认为介质占据的空间连续无空隙地充满着质点，质点具有宏观物理量
(如速度、压力、温度)，且满足它们应遵循的物理定律。 |
| ·定常流： | 流场中任一点的物理量(如速度、压力、密度等)不随时间变化的流动。 |
| ·非定常流： | 流场中任一点的物理量(如速度、压力、密度等)随时间变化的流动。 |
| ·层流： | 粘性流体质点的层状流动。在这种流动中，流体质点互不掺混，流线有条不紊，层次分明。 |
| ·湍流： | 局部流动参数(如速度、压力、温度)在时间和空间中发生不规则脉动的流动。又称紊流。湍流在高
雷诺数下发生，其基本特征是流体微团运动的随机性。 |
| ·湍流度(ε)： | 度量流动中速度脉动的相对强度。
|
| ·雷诺应力： | 由于湍流脉动的动量输运所引起的附加应力。 |
| ·湍流度因子(TF)： | 同一试验模型在大气条件下的临界雷诺数Re。与在风洞中的临界雷诺数crwRe 之比。
|
| ·转捩： | 流动状态从层流过渡为湍流的过程。 |
| ·静压(p)： | 运动流体中质点实际具有的压强，即流场中的当地压强。 |
| ·动压(q)： | 单位体积流体所具有的动能。
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| ·总压(Po)： | 气流速度等熵滞止到零时的压力。
|
| ·焓(h)： | 热力学中表示物质系统能量的-个状态变量。
|
| ·静焓(h)： | 运动流体中质点实际具有的焓值，即流场中的当地焓值。 |
| ·总焓(Ho)： | 气流速度等熵滞止到零时的焓值。 |
| ·总温(To)： | 气流速度等熵滞止到零时的温度。 |
| ·静温(T)： | 气流本身实际具有的温度，是观察者随气流以同样速度运动所测得的温度。 |
| ·边界层： | 流体绕固体流动时，紧贴物面的-粘性流动薄层。 |
| ·层流边界层： | 边界层内的流动状态呈层流的边界层。 |
| ·湍流边界层： | 边界层内的流动状态呈湍流的边界层 |
| ·边界层厚度(δ)： | 又称速度边界层厚度，边界层内沿物面法线向外，从物面到速度为99.5％势流速度处的距离。 |
| ·位移厚度(δ*)： | 边界层内流体流动受到粘性阻滞，相当于把边界层外势流从物面向外推移的距离。
|
| ·动量厚度(θ)： | 流体在边界层内损失的动量，按边界层外势流折算所对应的厚度。
|
| ·温度边界层厚度(Tδ )： | 边界层内沿物面法线向外，从物面到温度为99.5％势流静温或焓值为99.5％势流静焓处的距离。 |
| ·边界层转捩： | 由层流边界层转变成湍流边界层的过程。 |
| ·边界层分离： | 边界层流动从物面边界上分离的现象。 |
| ·边界层控制： | 控制边界层发展，从而影响边界层转捩或分离的技术。 |
| ·分离流： | 边界层流动从物面分离，且其后的流动出现回流或旋涡的流动。 |
| ·再附流： | 流动从物体表面分离后再在表面附着的流动。 |
| ·压缩波： | 流体力学中，波是扰动区和未扰动区的分界面，若流体粒子穿过此界面使流体压力、密度、温度增大，
流体速度减小的波称为压缩波。 |
| ·膨胀波： | 流体力学中，波是扰动区和未扰动区的分界面，若流体粒子穿过此界面使流体压力、密度、温度减小，
流体速度增大的波称为膨胀波。 |
| ·普朗特-迈耶流动： | 绕外钝角(θ>180o)膨胀加速的二维等熵超声速流动。 |
| ·马赫锥： | 在超声速均匀流动中，以某微弱点扰动源为顶点，将受扰动区和未扰动区分开的锥面。 |
| ·马赫角(μ)： | 马赫锥的半顶角。 |
| ·马赫波： | 超声速均匀流动中，以某微弱点扰动源为顶点，将受扰动区和未扰动区分开的波阵面。 |
| ·激波： | 一系列压缩波前后相继向一个方向传播，后面波的传播速度大于前面的波，这些压缩波最终叠合在
一起所形成的强间断面，波阵面两边的流动参数发生跃变。 |
| ·正激波： | 波阵面与来流方向垂直的激波。 |
| ·斜激波： | 波阵面与来流方向有-定倾角的激波。 |
| ·曲线(面)激波： | 波阵面形状为曲线或曲面形的激波。 |
| ·激波层： | 在高超声速流动中，激波和物面之间的薄层。 |
| ·熵层： | 高超声速气流流过钝头物体时产生弯曲弓形激波，在头部区域存在强烈的熵梯度，熵梯度很大的区
域称为熵层。 |
| ·熵吞： | 高熵气体进入边界层的现象。 |
| ·旋涡： | 流体微团的旋转运动。 |
| ·速度环量(Γ )： | 速度矢量沿封闭曲线的线积分。可表征封闭曲线内流场旋涡强度的物理量。
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| ·涡量(Ω)： | 又称涡矢量。流体力学中定量描述有旋运动的物理量。
|
| ·涡线： | 流场中处处与涡矢量(即涡量)相切的曲线。 |
| ·涡管： | 流场中经过一条非涡线且不自身相交的封闭曲线各点的涡线所构成的管状曲面。 |
| ·涡破裂： | 因外流场压力梯度、涡环量等因素而造成的分离涡面结构突然破坏的现象。 |
| ·自由涡： | 在流场中自由运动的旋涡。 |
| ·脱体涡： | 从物体表面分离出来的涡。 |
| ·马蹄涡： | 一条附着涡和从它两端向下游拖出的两条自由涡的组合。 |
| ·卡门涡街： | 一定条件下流动绕过某些物体时，在物体两侧会周期性地脱落出旋转方向相反、排列成有规则的双
列旋涡。 |
| ·翼梢涡： | 因翼梢上下表面压差而在翼稍形成的涡。 |
| ·体涡： | 细长体背风侧拖出的对称或不对称涡。 |
| ·连续方程： | 流体运动过程中，描述流体质量守恒定理的基本方程。非定常、可压缩的连续方程为：
|
| ·动量方程： | 流体运动过程中，描述流体动量守恒定理的基本方程。粘性流体动量方程为纳维-斯托克斯方程
|
| ·能量方程： | 流体运动过程中，描述流体能量守恒定理的基本方程
|
| ·伯努利方程： | 在不可压定常流中，表达沿流线无粘流体总能量为常数的能量守恒方程。
|
| ·小扰动位势方程： | 当流场中各个扰动分速度与来流速度之比为一阶小量，而且扰动速度导数也为一阶小量时，流场总
速度势可表示为来流速度势和扰动速度势之和。 |
| ·薄翼理论： | 求解薄翼气动特性的理论。当机翼很薄、弯度和迎角很小时，用弦平面或中弧面代替机翼，并在其上
面布置满足边界条件的涡，求解涡函数分布而得到气动特性的理论。 |
| ·卡门-钱公式： | 由卡门和钱学森提出的关于亚声速匀直流绕二维物体时，考虑流体压缩性对压力分布影响
的公式为：
|
| ·儒科夫斯基定理： | 阐明机翼升力产生机理的定理。单位展长机翼在无粘流中的升力是密度、自由流速度和翼面速度环
量三者的乘积。 |
| ·线化理论： | 气动计算中，使非线性微分方程线性化的理论 |
| ·升力线理论： | 用一条附着在翼面上的集中涡线和从翼面顺流延伸到无穷远的尾涡线来代替翼面作用的一种理论。 |
| ·升力面理论： | 用附着涡面和尾涡面来代替翼面作用的-种理论。 |
| ·马赫数独立原理： | 当马赫数趋于无限大时，激波前后参数比受马赫数影响很小或不受马赫数影响，称之马赫数独立原
理。 |
| ·高超声速等效原理： | 定常高超声速细长体绕流等效于一维空间非定常流，又称非定常比拟。 |
| ·爆炸波理论： | 当高超声速细长体通过某一固定平面时，飞行器对气体做功，气体突然获得能量。这就和炸弹突然
爆炸气体获得能量一样。这种比拟方法叫爆炸波理论。 |
| ·牛顿流： | 在高超声速流动中，气体可看成由没有相互作用的粒子组成，只有粒子与物体非弹性碰撞作用的流
动，叫牛顿流。 |
| ·修正牛顿流： | 对牛顿流压力系数进行修正的流动模型。修正牛顿流压力系数为：
|
| ·内伏牛顿流： | 局部压力修正的牛顿公式和爆炸波比拟的头部效应相结合的计算压力分布的方法。 |
| ·实验空气动力学： | 空气动力学的一个分支。用试验的方法研究空气或其它气体的流动特性，气体和物体之间相对运动
时的相互作用规律以及其它空气动力学问题。 |
| ·气动热力学： | 研究高超声速飞行器作高超声速飞行时所产生的高温气体特性以及高温气体与飞行物体相互作用
规律的学科，是空气动力学的一个分支。 |
| ·高温气体动力学： | 研究高温气体流动规律及伴有热化学效应的分支学科。 |
| ·气动光学： | 研究飞行器周围高温气体流动对飞行器内光学信号传输影响的分支学科。 |
| ·气动声学： | 研究流动气体中声音发生和传播规律的声学分支。 |
| ·相对性原理： | 气体和运动物体之间的相互作用只取决于它们之间的相对速度的原理。 |
| ·相似理论： | 研究如何保证模型试验与真实现象相似并将试验结果应用到实物上去的理论。 |
| ·相似定理： | 相似理论包括三个定理：
(1) 相似现象用相同的方程式描述；它们的各相似参数相等；
(2) 描述一个物理量的关系式可化为相似参数之间的关系式，即π定理；
(3) 单值条件(包括几何条件、初始条件、边界条件、以及对研究现象有重大影响的物理条件等)相
似，而且从它导出的相似参数数值相等是现象彼此相似的充分和必要条件。 |
| ·相似原理： | 缩小(或放大)模型上所产生的物理、力学现象与真实现象完全相似的原理。 |
| ·相似准则： | 又称相似参数。两个物理现象相似，在对应点上由一些特征物理量组合而成的无量纲参数相同。用
这些无量纲参数判断两个流动现象是否相似的方法称为相似准则。 |
| ·几何相似： | 两个物体几何图形所有对应线段的长度之比相等，即其中一个物体经过均匀变形(每个尺寸都扩大
或缩小同一倍数)后能和另一个物体完全重合。 |
| ·运动学相似： | 两个运动相似的流场在对应时间的瞬间，在任意对应的几何相似点上，速度的方向相同、大小之比相
等。 |
| ·动力学相似： | 两个运动相似的流场在对应时间的瞬间，在任意对应的几何相似点上，流体微团所受外力合力的方
向相同、大小之比相等。 |
| ·热力学相似： | 两个运动相似的流场在对应时间的瞬间，在任意对应的几何相似点上，两个温度之比相等。 |
| ·密度场相似： | 两个运动相似的流场在对应时间的瞬间，在任意对应的几何相似点上，两个密度之比相等。 |
| ·高超声速相似律： | 绕高超声速细长体流动中，若比热比y和相似参数K(K=Moo臼)相同，则两个高超声速流场相似。口
为气流偏转角。 |
| ·雷诺数(Re)： | 表征流体惯性力与粘性力相对大小的一个无量纲相似参数。
|
| ·普朗特数(Pr)： | 表征流体动量交换与热交换相对重要性的一个无量纲相似参数。
|
| ·斯特劳哈尔数(Sr)： | 表征流体非定常周期性影响的-个无量纲相似参数。
|
| ·弗劳德数(Fr)： | 表征流体惯性力和重力相对大小的一个无量纲相似参数。
|
| ·努赛尔数(Nu)： | 表征流体与传热有关的-个无量纲相似参数。
|
| ·马赫数(M)： | 表征流体压缩性影响的-个无量纲相似参数。
|
| ·斯坦顿数(St)： | 表征流体与传热有关的-个无量纲相似参数。
|
| ·努曾数(Kn)： | 表征气体稀薄程度的-个无量纲相似参数。
|
| ·路易斯数(Le)： | 表征气体输运性质的无量纲相似参数。
|
| ·临界马赫数(Mcr)： | 物体表面上最大流速达到当地声速时所对应的自由流马赫数。 |
| ·临界雷诺数(Recr)： | 流动从层流开始向湍流过渡的雷诺数。 |
| ·有效雷诺数(Ree)： | 风洞试验段气流湍流度因子TF与模型名义雷诺数Rem的乘积。 |
| ·风工程： | 研究地球大气边界层内的风与人类在地球表面的活动及人类所创造物体之间的相互作用的学科。 |
| ·气动弹性： | 飞行器弹性结构在空气动力作用下引起的颤振、抖振、操纵反效及阵风效应等现象。 |
| ·飞行器参考面(ZRxR)： | 又称飞行器对称面。对左右对称的飞行器，取通过模型纵轴且垂直于横轴的平面为参考面。 |
| ·飞行器参考线(XR)： | 固定于飞行器参考面内的一条直线。通常取飞行器的水平基准线为参考线。 |
| ·飞行器参考点(0R)： | 固定于飞行器参考面内的一个点，通常取飞行器重心(质心)或前端为参考点。 |
| ·飞行器参考轴系(RRRox yz)： | 固定于飞行器上的一个正交坐标轴系，其原点O为参考点，纵轴Rx 与参考线平行，指向前方；横轴
yR垂直于参考面，指向右方；竖轴RZ 位于参考面内，垂直纵轴Rx ，指向下方。 |
| ·飞行器参考面积(S)： | 定义飞行器气动力系数和各种无因次量时使用的面积。在一份给定文件中的同一类量，应选取统一
的值。通常取机翼面积作为参考面积。 |
| ·飞行器参考长度(z)： | 又称特征长度。定义飞行器气动力矩系数和各种无因次量时使用的长度。在一份给定文件中的同
一类量，应选取统一的值。通常对纵向运动的量取机翼平均气动弦长，对横向运动的量取机翼展长为参
考长度。 |
| ·飞行器总长度(l )： | 在飞行器外刚好接触其表面，且垂直于纵轴xR的两个平面之间的距离。通常不包括空速管。 |
| ·飞行器总宽度(6R)： | 在飞行器外刚好接触其表面，且平行于参考面的两个平面之间的距离。 |
| ·飞行器总高度(Rh )： | 在飞行器外刚好接触其表面，且垂直于竖轴Rz 的两个平面之间的距离。 |
| ·机身(弹体)： | 机身或弹体包括布置在机身或弹体上的某些其它部件，如：机头受油管、进气道。 |
| ·机身(弹体)长度( ()FBl l)： | 在机身(弹体)外刚好接触其表面，且垂直于纵轴Rx 的两个平面之间的距离。通常不包括空速管。 |
| ·弹体头段长度(BNl )： | 刚好接触到弹体头部两端，且垂直于纵轴z。的两个平面之间的距离。 |
| ·尖拱形长度(Al )： | 从弹头最前面端点到拱型曲线和圆柱体相切之切点间的距离。 |
| ·弹体柱段长度(ZBC)： | 刚好接触到弹体圆柱段两端，且垂直于纵轴Rx 的两个平面之间的距离。 |
| ·弹体尾段长度(BAl )： | 刚好接触到弹体尾段两端，且垂直于纵轴Rx 的两个平面之间的距离。 |
| ·机身(弹体)最大横截面积(AF(AB))： | 以垂直于机身(弹体)纵轴Rx 的平面切割机身(含进气道)或弹体所得到的最大机身截面积。 |
| ·机身当量直径(dF)： | 面积等于机身最大截面积的当量圆之直径。
|
| ·弹体直径(dB)： | 弹体最大横截面的直径。 |
| ·机身(弹体)长细比： | 机身(弹体)长度与机身当量直径(弹体直径)之比。
|
| ·机身(弹体)底部面积(AFB(ABB))： | 机身(弹体)尾端面的面积在飞行器参考轴系RRy Z平面上的投影面积。 |
| ·弹体底部直径(dBB)： | 弹体底部的直径。 |
| ·弹体头部顶角(θBN)： | 在同一子午面上，弹体头段母线通过顶点的切线和弹身轴线的夹角 |
| ·钝锥体半锥角： | 锥表面和锥轴线之间的夹角。 |
| ·弹体头部半径： | 球钝锥弹头头部球体半径。 |
| ·尖拱形曲率半径： | 在同一子午面上，弹体尾段通过柱段母线与尾段母线交点的切线和弹身轴线的夹角。 |
| ·弹体尾部收缩角： | 在同一子午面上，弹体尾段通过柱段母线与尾段母线交点的切线和弹身轴线的夹角。 |
| ·弹体浸润面积(SBW)： | 弹体浸没在气流中的面积。 |
| ·翼型： | 平行于飞行器对称面所取的翼剖面形状，是确定翼面空气动力特性的重要因素。 |
| ·中弧线： | 翼型上下表面内切圆圆心光滑连接起来的曲线。在前缘，最小内切圆与翼型周线的切点是中弧线的
起点；在后缘，最小内切圆与翼型周线的切点是中弧线的终点。有时定义为上下表面之间垂直于弦线的
线段的中点之轨迹。 |
| ·前缘： | 翼型中弧线的最前点。 |
| ·后缘： | 翼型中弧线的最后点。 |
| ·弦线： | 连接前缘与后缘的直线。 |
| ·弦长(c)： | 弦线的长度。 |
| ·上弧线： | 从前缘到后缘，翼型的上部轮廓曲线。 |
| ·下弧线： | 从前缘到后缘，翼型的下部轮廓曲线。 |
| ·厚度(t)： | 垂直于翼型中弧线测得的上下弧线间的距离。通常指最大厚度，即翼型的最大内切圆的直径。 |
| ·相对厚度(t )： | 最大厚度与弦长之比。
|
| ·弯度(f)： | 中弧线与弦线之间垂直于弦线的线段长度。通常指最大弯度，即最大线段长度。 |
| ·相对弯度( f )： | 最大弯度与弦长之比。
|
| ·前缘半径(r )： | 翼型前部最小内切圆的半径。 |
| ·前缘相对半径(r )： | 前缘半径与弦长之比。
|
| ·后缘角(τ )： | 翼型后缘处上下两弧线切线的夹角。 |
| ·机翼： | 飞行器的主要升力面，包括布置在机翼上的辅助部件，如：边条、填角、翼刀、锯齿、翼梢小翼等。 |
| ·基本机翼： | 包括穿越机身部分但不包括辅助部件的机翼。 |
| ·机翼基本平面： | 包含中央翼弦线且垂直于飞行器参考面的平面。 |
| ·机翼基本轴系： | 固定于机翼的一个正交坐标轴系，其原点O在中央翼弦线的最前点；Wx 轴包含中央翼弦线指向前；
Wy 轴位于机翼基本平面内，且垂直于Wx 轴指向右方；Wz 轴垂直于基本平面指向下。 |
| ·机翼平面形状： | 机翼外形轮廓线在机翼基本平面上的投影。 |
| ·机翼展长(b)： | 在机翼外侧刚好与机翼轮廓线接触，且平行于飞行器参考面的两个平面之间的距离。 |
| ·机翼当地弦长(f)： | 在机翼展向给定位置，平行于飞行器参考面的平面内的翼剖面的弦长。 |
| ·弦面： | 由沿翼展方向各当地弦组成的面。 |
| ·翼根弦长(cr)： | 在机翼翼根位置平行于飞行器参考面的平面内的翼剖面的弦长 |
| ·翼稍弦长(ct)： | 在机翼翼梢位置平行于飞行器参考面的平面内的翼剖面的弦长。 |
| ·平均几何弦长(cG)： | 机翼弦长的几何平均值。
|
| ·平均气动弦长(cA)： | 表征整个机翼空气动力特性的-个特征弦长。
|
| ·机翼面积(Sw： | 基本机翼在机翼基本平面上的投影面积。
|
| ·机翼展弦比(A)： | 机翼展长与平均几何弦长之比。
|
| ·机翼梢根比(λ)： | 又称梯形比。机翼翼梢弦长与翼根弦长之比。
|
| ·机翼后掠角( Λw )： | 机翼等百分比弦点之连线在飞行器参考轴系的RRx y平面中的投影与RRy z平面之间的夹角。通常
以1／4弦长点的连线或机翼前缘来代表机翼的后掠特性，分别称为1／4弦线后掠角，或前缘后掠角。 |
| ·机翼上反角( Γ w)： | 对于半翼展的弦平面在一个平面内的机翼，其等百分比弦点之连线在飞行器参考轴系的RRy z平面
中的投影与平面RRx y之间的夹角。通常以1／4弦长点的连线或机翼前缘来代表机翼的上反特性。
分别称为1／4弦线上反角，或前缘上反角。 |
| ·机翼几何扭转角(wτ )： | 机翼翼梢弦线与其在机翼基本轴系wwx y平面之间的夹角。以机翼基本平面xWyW为准，当前缘点
高于后缘点时，该角为正。 |
| ·机翼安装角(ψ )： | 机翼中央翼弦线与飞行器参考轴系纵轴xR之间的夹角。以纵轴xR为准，当中央翼弦前缘点高于后
缘点时，该角为正。 |
| ·水平尾翼： | 飞行器的纵向安定面，包括固定面与活动面(例如升降舵和调整片)；也有全活动的水平尾翼，
称为全动平尾。 |
| ·水平尾翼基本平面： | 包括水平尾翼根弦线，且垂直于飞行器参考面的平面。 |
| ·水平尾翼根弦长： | 在水平尾翼展向根部位置，且平行于飞行器参考面的平面内之翼剖面弦长。 |
| ·水平尾翼全展长： | 在水平尾翼外刚好与水平尾翼轮廓线接触，且平行于飞行器参考面的两个平面之间的距离。 |
| ·水平尾翼面积： | 外露水平尾翼在水平尾翼基本平面中的投影面积。 |
| ·水平尾翼尾臂： | 飞机重心至外露水平尾翼平均气动弦的1／4弦点的距离在体轴系bby x平面上的投影。 |
| ·水平尾翼尾容量： | 水平尾翼面积和尾臂的乘积与机翼面积和平均气动弦长乘积之比。
|
| ·垂直尾翼： | 飞行器的航向安定面，包括固定面与活动面(例如方向舵和调整片)。 |
| ·垂直尾翼基本平面： | 包括垂直尾翼根弦线，且平行于飞行器参考面的平面。对于单垂尾的飞行器，垂直尾翼基本平面与
飞行器参考面重合。 |
| ·垂直尾翼根弦长： | 在垂直尾翼根部位置，且在平行于飞行器参考轴系的RRx y平面的平面内的翼剖面弦长。 |
| ·垂直尾翼高度(Hv)： | 在分别包括垂直尾翼根弦和垂直尾翼顶点(或尖弦)的两个平行于飞行器参考轴系的RRx y平面的平
面之间的距离。 |
| ·垂直尾翼面积(Sv)： | 垂直尾翼在垂直尾翼基本平面内的投影面积。 |
| ·垂直尾翼展弦比(Av)： | 两倍垂直尾翼高度与垂直尾翼平均几何弦长之比。
|
| ·垂直尾翼尾臂(Lv)： | 飞行器重心至垂直尾翼平均气动弦的1／4弦点的距离在飞行器参考轴系的RRx y平面上的投影。 |
| ·垂直尾翼尾容量(Vv： | 垂直尾翼面积和尾臂的乘积与机翼面积和机翼展长的乘积之比。
|
| ·升降舵： | 铰接于水平尾翼后部，用于飞行器纵向操纵的可动翼面。 |
| ·升降舵偏角： | 升降舵绕其铰链轴偏转的角度，以后缘向下为正。 |
| ·方向舵： | 铰接于垂直尾翼后部，用于飞行器航向操纵的可动翼面。 |
| ·方向舵偏角： | 方向舵绕其铰链轴偏转的角度，以后缘向左为正。 |
| ·副翼： | 铰接于机翼外侧后部，用于飞行器横向操纵的可动翼面。 |
| ·左副翼偏角： | 左副翼绕其铰链轴偏转的角度，以后缘向下为正。 |
| ·右副翼偏角： | 右副翼绕其铰链轴的偏转角，以后缘向下为正。 |
| ·副翼偏角： | 由左副翼偏角和右副翼偏角决定的综合量。
|
| ·襟翼： | 铰接于机翼内侧后部，用于飞行器增升操纵的活动翼面。 |
| ·襟翼偏角： | 襟翼相对于收起位置的偏转角。对后缘襟翼，以襟翼后缘向下为正；对前缘襟翼，以襟翼前缘向下为
正。 |
| ·机身襟翼： | 铰接于航天飞机机身下面的翼面，用于配平飞行的控制面。 |
| ·机身襟翼偏角： | 航天飞机机身襟翼相对于收起位置的偏转角，襟翼后缘向下为正。 |
| ·全动(或可动)平尾偏角(A)： | 全动(或可动)平尾绕其铰链轴所偏转的角度，以后缘向下为正。 |
| ·旋翼桨盘面积： | 又称扫掠面积。旋翼旋转时桨叶所扫掠的面积。
|
| ·旋翼实度： | 桨叶总面积与旋翼桨盘面积之比。
|
| ·桨叶总距角： | 旋翼旋转时桨叶的平均桨距角，通常指桨叶0.7R处剖面的安装角。使桨叶剖面抬头为正。 |
| ·桨叶方位角： | 顺旋翼的旋转方向，桨叶与旋翼基本轴系纵轴xr，的负向(旋翼正后方)之间的夹角。 |
| ·桨叶挥舞角(bβ )： | 桨叶挥舞运动中，偏离旋翼构造旋转平面向上抬起的角度，向上为正。 |
| ·桨叶摆振角： | 桨叶在旋转平面内前后摆动的角度，与桨叶旋转方向相反者为正。 |
| ·桨叶主轴倾角： | 旋翼旋转轴与气流坐标系纵轴负向之间的夹角，向前倾为正。 |
| ·级间高度： | 上面级火箭底部到下面级外圆柱体顶部之间的距离。 |
| ·级间开口面积比： | 级间开口面积Ae和级间总面积A之比。 |
| ·返回舱高度： | 在返回舱外刚好接触到返回舱的两个垂直于返回舱纵轴线的平面之间距离。 |
| ·返回舱底部直径： | 返回舱底部舱口直径。 |
| ·返回舱截球体直径： | 返回舱大头截球体直径 |
| ·拐角半径： | 返回舱由截球体过渡到锥面处的拐角的半径 |
| ·返回舱半锥角： | 返回舱圆锥部分的锥表面和轴线之间的夹角。 |
| ·风洞： | 在一个按一定要求设计的管道内，用气体作试验介质产生可控制流动参数的人工气流，用于空气动
力试验的设备。 |
| ·连续式风洞： | 能连续长时间(几十分钟至数小时)运行的风洞 |
| ·暂冲式风洞： | 又称间隙式风洞。用有限体积气源给风洞供气，作有限时间(几十秒至数千秒)运行的风洞。 |
| ·脉冲型风洞： | 在极短时间(几十毫秒至1秒)内产生脉冲试验气流的风洞。 |
| ·直流式风洞： | 气流通过试验段后全部排出风洞外，不再流回试验段的风洞。 |
| ·半回流式风洞： | 气流通过试验段后，一部分排出风洞外，另一部分仍流回试验段的风洞。 |
| ·回流式风洞： | 气流在风洞内-直循环流动的风洞。 |
| ·立式风洞： | 试验段气流方向从下向上垂直于地面的风洞。 |
| ·下吹式风洞： | 气体从高压端-直向低压端流动的风洞。 |
| ·引射式风洞： | 在试验段下游，通过气流引射增加风洞运行所需压力比的风洞。 |
| ·真空吸入式风洞： | 在试验段下游，通过真空系统抽真空增加风洞运行所需压力比的风洞。 |
| ·自由射流式风洞： | 经喷管加速后的气体直接自由进入周围空间的气体中，不受洞体约束的风洞。 |
| ·全尺寸风洞： | 进行实物或与实物尺寸相同的模型试验的风洞。 |
| ·水洞： | 在一个按一定要求设计的管道内，用水作为试验介质，产生可控制流动参数的人工水流，用于水动力
试验的设备。 |
| ·烟风洞： | 用空气和烟混合物作为试验介质的风洞。 |
| ·二维翼型风洞： | 用于二维翼型空气动力特性试验的风洞。 |
| ·低速风洞： | 通常指试验段气流速度小于100m／s或气流马赫数小于0.3的风洞。 |
| ·亚声速风洞： | 通常指试验段气流马赫数在0.3～0.8之间的风洞。 |
| ·跨声速风洞： | 通常指试验段气流马赫数在0.8～1.4之间的风洞。 |
| ·超声速风洞： | 通常指试验段气流马赫数在1.4～5.0之间的风洞。 |
| ·跨、超声速风洞： | 通常指试验段气流马赫数在0.8～5.0的风洞。 |
| ·三声速风洞： | 试验段气流马赫数从亚声速、跨声速到超声速的风洞。 |
| ·高超声速风洞： | 通常指试验段气流马赫数大于5.0的风洞。习惯上把高超声速风洞分成为常规高超声速风洞和其
它高超声速风洞两类。常规高超声速风洞试验段气流马赫数在6.0～11之间；其它高超声速风洞试验段
气流马赫数在6.0～35之间。 |
| ·结冰风洞： | 又称冰风洞。用于研究飞行器部件在飞行中的结冰规律以及结冰对飞行器气动特性影响的风洞。 |
| ·激波风洞： | 利用激波管中运动激波压缩和加热气体，经喷管膨胀后，获得高超声速气流的风洞。 |
| ·激波膨胀管风洞： | 利用膨胀管中非定常等熵压缩和膨胀过程，获得比激波风洞气体流动速度更高的风洞。 |
| ·自由活塞激波风洞： | 用自由活塞等熵或绝热压缩驱动气体，获得高压滞止压力，高焓试验气流的风洞。 |
| ·炮风洞： | 用活塞等熵或绝热压缩驱动气体，获得高超声速气流的风洞。 |
| ·热射风洞： | 用电弧短时间放电加热驱动气体的风洞。 |
| ·长射风洞： | 用重活塞等熵压缩驱动气体，获得高雷诺数、高超声速气流的风洞。 |
| ·高雷诺数风洞： | 用增加气流总压，降低气流总温或增大模型尺寸等方法，使试验雷诺数接近于飞行器实际飞行雷诺
数的风洞。高雷诺数通常指风洞试验段单位雷诺数。
|
| ·高雷诺数、高马赫数风洞： | 风洞试验段单位雷诺数Rec>4×107和试验段气流马赫数M>12的高超声速风洞。 |
| ·低温风洞： | 用喷注液氮等方法将气流温度冷却到100K以下，以提高试验雷诺数的风洞。 |
| ·热结构风洞： | 用燃气(或燃油)加热气体，进行热结构性能试验的风洞 |
| ·低湍流度风洞： | 风洞试验段气流的湍流度e≤0.0896(0.05％)的风洞 |
| ·电弧加热风洞： | 用电弧长时间放电加热气体的亚声速或超声速风洞 |
| ·氦风洞： | 用氦气作试验介质的高超声速风洞。 |
| ·高频感应加热风洞： | 用高频感应加热气体的亚声速或超声速风洞。 |
| ·低密度风洞： | 通过降低前室总压和采用真空吸人法使试验段气流马赫数M与试验雷诺数Re的平方根之比M／Re >10-2的高超声速风洞。 |
| ·推进风洞： | 用于推进系统(火箭或超燃发动机)性能试验研究的超声速或高超声速风洞。 |
| ·变密度风洞： | 试验段气流密度可以改变的风洞。 |
| ·大气边界层风洞： | 又称环境风洞或气象风洞。用于模拟大气边界层流动的一种低速风洞。 |
| ·声学风洞： | 通过消声的方法降低试验段背景噪声，用于进行气动声学试验研究的风洞。 |
| ·自适应壁风洞： | 又称自修正风洞或自流线风洞。通过调整试验段柔壁壁面倾角或壁面开孔率，使边界面上测量的流
动参数之间(如扰动速度分量、压力、密度等)满足自由流动的函数关系的风洞。 |
| ·路德维斯希管风洞： | 根据路德维斯希管原理而运行的高超声速或跨声速风洞。 |
| ·激波管： | 在一根一端封闭、一端开口(或封闭)的等截面管子中间用膜片隔开，两边充以不同压力的气体，膜片
破裂后运动激波压缩和加热气体，产生高压、高温气流的设备。 |
| ·高温激波管： | 通过氢氧燃烧或电容器(或电感)放电加热驱动气体，使气流达到高温的激波管。 |
| ·粉末激波管： | 在气体中均匀混合固体或液体粒子的激波管。 |
| ·脉冲羽流试验装置： | 用火药燃烧或氢氧燃烧驱动气体进行推进羽流试验的脉冲型设备。 |
| ·电弧加热器： | 又称作低温等离子体发生器。用电弧长时间放电加热气体，使其达到高温的设备。 |
| ·管式电弧加热器： | 由管状体制成的前后电极和弧室组成，能产生高压、中焓和低焓气流的电弧加热器。 |
| ·迭片式电弧加热器： | 由很多相互绝缘、厚度很小(约1～2cm)的水冷金属圆盘(约束片)组成约束管，在各片间注入二级冷
旋气流，能产生高焓、高压和中压气流的电弧加热器。 |
| ·磁旋式电弧加热器： | 用外磁场和电弧等离子体相互作用产生的洛伦兹力推动电弧弧根沿电极表面作旋转运动，能产生中
压、中焓或高焓、低压气流的电弧加热器。 |
| ·段式电弧加热器： | 由数段相互绝缘的约束段组成约束管，在各段间注入二级冷旋气流，能产生高压、高焓气流的电弧加
热器。 |
| ·片、段混合式电弧加热器： | 由约束段和约束片混合组成约束管，在各片、段间注入二级冷旋气流，能产生高压、高焓气流的电弧
加热器。 |
| ·自由飞弹道靶： | 用发射器把模型发射到一定速度，并在气体静止的靶室中作自由飞行的试验设备。 |
| ·物理靶： | 主要用于高超声速飞行器气动物理现象试验研究的自由飞弹道靶。 |
| ·兵器靶： | 主要用于兵器气动特性试验研究的自由飞弹道靶。 |
| ·碰撞靶： | 主要用于超高速碰撞所产生的物理现象试验研究的自由飞弹道靶。 |
| ·逆向靶： | 两座逆向发射模型，在试验段中两模型发生超高速(7～16kin／S)碰撞的弹道靶。 |
| ·逆向流设备： | 由激波风洞和自由飞弹道靶逆向组成的极高马赫数(20～40)的试验设备。 |
| ·冲压加速器： | 高速运动模型进入可燃性气体混合物，靠物体头部激波加热引起混合物燃烧而加速模型运动的试验
设备。 |
| ·阻尼网： | 在风洞中用于降低试验段气流湍流度，提高气流均匀性而安置的网状装置。 |
| ·蜂窝器： | 在风洞中用于降低试验段气流湍流度和偏角，提高气流均匀性而安置的蜂窝状装置。 |
| ·实壁： | 无开孔或开槽的试验段洞壁。 |
| ·通气壁： | 四壁(或上下壁)呈开孔或开槽状态的试验段洞壁。 |
| ·开闭比(r)： | 风洞试验段通气壁板的通气面积Ap与壁板面积Aw之比。
|
| ·阻塞度： | 风洞试验模型最大截面积Am与试验段有效截面积At之比。
|
| ·收缩段： | 位于试验段前端，截面积呈单调收缩，以增加气流速度和均匀度的风洞部件。 |
| ·前室： | 超声速/高超声速风洞进气流在这里被滞止(或减速)，接近滞止压力和滞止温度的部分。又称稳定
室(或稳定段)。 |
| ·喷管： | 又称拉瓦尔喷管。通过改变通道截面积，使气流加速到超声速或高超声速的风洞部件。 |
| ·固定喷管： | 型面几何形状不能调整的喷管。 |
| ·柔壁喷管： | 型面几何形状可以通过液压或机械系统进行调整的二维喷管。 |
| ·锥形喷管： | 喷管喉道后段为圆锥型的喷管。 |
| ·型面喷管： | 型面几何形状的坐标是按特征线法计算并加上壁面边界层位移厚度修正而得到的三维喷管。 |
| ·半椭圆喷管： | 横截面几何形状为半椭圆的直母线喷管。 |
| ·水冷喷管： | 用冷却水进行冷却的喷管。 |
| ·试验段： | 用于安置模型进行风洞试验的部件。 |
| ·开口试验段： | 和环境大气相连通的试验段。 |
| ·闭口试验段： | 和环境大气不连通的试验段。 |
| ·驻室： | 风洞试验段中喷管壁(或试验段)外的空间或前室。 |
| ·扩压段： | 在亚声速风洞试验段下游，通过增大截面积以降低气流速度，提高气流静压的部件。 |
| ·超声速扩压器： | 在超声速或高超声速风洞试验段下游，通过截面积先收缩后扩张的通道，以降低气流速度、提高气流
静压的部件。 |
| ·引射器： | 利用高压气流引射低压气流，并带动低压气流一起运动的风洞部件。 |
| ·发射器： | 自由飞弹道靶中将模型发射到-定速度的弹道靶部件。 |
| ·二级轻气炮： | 一级用火药燃烧推动活塞，二级用运动活塞压缩压缩管中轻气体，高压轻气体驱动模型。高速飞行
的弹道靶发射器 |
| ·单级气炮： | 用火药或气体驱动的单级弹道靶发射器。 |
| ·靶室： | 自由飞弹道靶的试验段，用于测量自由飞模型运动姿态及其它飞行参数的部件。 |
| ·膨胀段： | 在弹道靶模型发射器的下游，用于模型和弹托分离，以及搜集发射器排出废气的部件。 |
| ·驱动段： | 激波管中充高压气体，并驱动激波管运行的部件。 |
| ·被驱动段： | 激波管中充低压气体，当膜片破裂后通过运动激波压缩和加热气体，产生高压、高温气流的部件。 |
| ·膜片： | 用于隔开激波管驱动段和被驱动段，并在表面上刻有沟槽(或刻痕)的金属板(或非金属薄膜)。 |
| ·弧室： | 连接后电极和约束管(或前电极)并注入试验气体的电弧加热器部件。 |
| ·流场品质： | 风洞流场各参数(如压力、温度、密度和气流方向等)分布的均匀程度。 |
| ·空气动力合力(R)： | 作用在飞行器或其部件上的空气动力合力矢量。 |
| ·空气动力合力矩(M)： | 空气动力合力矢量对力矩参考点的力矩。 |
| ·气动中心(F)： | 又称焦点，飞行器或其部件上的一个点，绕该点的俯仰力矩在一定的迎角范围内不随迎角改变。 |
| ·压力中心(CP)： | 作用在飞行器或其部件上的空气动力合力的作用点。 |
| ·迎角(α)： | 气流速度矢量在飞行器对称面上的投影与机体坐标轴系纵轴xb之间的夹角。当气流速度沿机体
坐标轴系纵轴bx 的分量为正时，迎角为正，迎角的范围为－π≤α≤π。 |
| ·侧滑角(β)： | 气流速度矢量与飞行器对称面之间的夹角。当气流速度沿机体坐标轴系横轴yb的分量为正时，侧
滑角为正。侧滑角范围为 π / 2≤β≤π/2 |
| ·俯仰角(θ)： | 机体坐标轴系纵轴bx 和地面固定坐标轴系水平面之间的夹角。当纵轴的正半轴位于过原点的水平
面之上时，俯仰角为正。俯仰角的范围为 π / 2≤θ≤π/2。 |
| ·偏航角(ψ )： | 机体坐标轴系纵轴bx 在水平面上的投影与地面固定坐标轴系纵轴gx 之间的夹角。当纵轴bx 正半
轴的投影位于纵轴xg的右侧时，偏航角为正。偏航角的范围为 π ≤ψ≤π。 |
| ·滚转角： | 机体坐标轴系竖轴bz 与通过纵轴bx 的铅垂平面之间的夹角。当竖轴bz 的正半轴位于该铅垂平面
之左时，滚转角为正。滚转角的范围为 π ≤ ≤π。 |
| ·升力(L)： | 空气动力合力在气流坐标轴系竖轴az 上的分量，与az 轴方向相反为正。 |
| ·升力系数(CL)： | 
|
| ·法向力(N)： | 空气动力合力在机体坐标轴系竖轴zb上的分量。与zb轴方向相反为正。 |
| ·法向力系数(CN)： | 
|
| ·轴向力(A)： | 空气动力合力在体轴系纵轴bz 上分量，与bx 方向相反为正。 |
| ·轴向力系数： | 
|
| ·升致阻力： | 由升力而产生的阻力。 |
| ·阻力(D)： | 空气动力合力在风洞坐标轴系纵轴w上分量，与Wx 方向相反为正。 |
| ·阻力系数： | 
|
| ·摩擦阻力： | 由粘性气流与飞行器表面摩擦而产生的阻力。 |
| ·诱导阻力(Di)： | 由机翼尾涡而诱导的阻力。 |
| ·波阻力(Ds)： | 飞行器超声速飞行时，由激波而产生的阻力。 |
| ·压差阻力(Dp)： | 因飞行器不同部位压力差而产生的阻力。 |
| ·底部阻力(Db)： | 因飞行器底部气流分离而产生的阻力。 |
| ·翼型阻力(Ds)： | 单位长度翼剖面所产生的阻力。 |
| ·诱导阻力因子(Ai)： | 
|
| ·阻力发散： | 飞行器跨声速飞行时，由局部激波而产生的阻力急剧增加的现象。 |
| ·阻力发散马赫数(MD)： | 阻力系数CY随自由流马赫数MD变化中，当 C M∞D/ =0.1时所对应的马赫数。 |
| ·侧力(C)： | 空气动力合力在气流坐标轴系横轴ya上的分量，与ya轴方向相同为正。 |
| ·侧力系数(Cc)： | 
|
| ·横向力(y)： | 空气动力合力在机体坐标轴系纵轴yb上的分量，与yb轴方向相反为正。 |
| ·横向力系数(CY)： | 
|
| ·升阻比(K)： | 升力与阻力之比或升力系数与阻力系数之比。
|
| ·极曲线： | 描述升力系数与阻力系数关系的曲线。 |
| ·俯仰力矩(M)： | 气动力合力矩在机体坐标轴系中绕横轴yb轴的分量。使飞行器抬头时为正。 |
| ·俯仰力矩系数(Cm)： | 
|
| ·偏航力矩(N)： | 气动力合力矩在机体坐标轴系中绕竖轴zb的分量，使飞行器向右偏转时为正。 |
| ·偏航力矩系数(Cn)： | 
|
| ·滚转力矩(L)： | 气动力合力矩在机体坐标轴系中绕纵轴xb的分量，使飞行器向右滚转时为正。 |
| ·滚转力矩系数： | 
|
| ·气动铰链力矩(Mh)： | 作用在飞行器操纵面上的气动力绕其铰链轴的力矩，使操纵面产生正向偏转时为正。 |
| ·气动铰链力矩系数(Ch)： | 
|
| ·临界迎角： | 升力系数为最大值时所对应的迎角。 |
| ·上洗角： | 气流受升力面的作用向上偏转的角度，向下偏转为正。 |
| ·下洗角： | 气流受升力面的作用向下偏转的角度，向下偏转为正。 |
| ·侧洗角： | 气流受升力面的作用向侧向偏转的角度，向右偏转为正。 |
| ·旋翼转速： | 旋翼旋转的速度，即每分钟的转数。 |
| ·旋翼角速度： | 旋翼旋转的速度，即每秒的弧度数。 |
| ·旋翼拉力： | 旋翼沿主轴方向所产生的力，向上为正。 |
| ·旋翼拉力系数： | 
|
| ·旋翼垂向力： | 旋翼产生的垂直于来流方向上的力，向上为正。 |
| ·旋翼垂向力系数(Cw)： | 
|
| ·旋翼水平力(Hr)： | 旋翼产生的平行于来流方向上的力，向前为正。 |
| ·旋翼水平力系数(CH)： | 
|
| ·旋翼后向力(Hs： | 旋翼产生的平行于来流方向上的力，向后为正。 |
| ·旋翼后向力系数： | 
|
| ·桨叶挥舞力矩： | 旋翼旋转时在桨叶根部产生的挥舞方向上的弯矩。 |
| ·桨叶摆振力矩： | 旋翼旋转时在桨叶根部产生的摆振方向上的弯矩。 |
| ·旋翼扭矩： | 旋翼旋转时主轴上的扭转力矩。 |
| ·旋翼扭矩系数： | 
|
| ·桨尖马赫数： | 旋翼桨尖处的周向速度与当地声速之比。
|
| ·旋翼前进比(μ)： | 来流速度在旋翼构造轴系纵轴z，上的分量与桨尖处的周向速度之比。
|
| ·旋翼入流比(λr)： | 相对气流速度在旋翼构造轴系竖轴zr上的分量与桨尖处的周向速度之比。
|
| ·旋翼悬停效率(oη )： | 旋翼理想旋停功率与实际旋停功率之比。
|
| ·周期变距： | 通过自动倾斜器周期的改变桨叶绕变距轴的桨距，用于操纵和配平。 |
| ·纵向周期变距： | 引起旋翼桨盘前倾或后倾的提前90。操纵的桨距值(由不动环倾斜操纵)。 |
| ·横向周期变距： | 引起旋翼桨盘倾斜的提前90o操纵的桨距值(由不动环倾斜操纵)。 |
| ·升力系数对迎角的导数： | 
|
| ·阻力系数对迎角的导数： | 
|
| ·法向力系数对迎角的导数： | 
|
| ·轴向力系数对迎角的导数： | 
|
| ·俯仰力矩系数对迎角的导数： | 
|
| ·横向力系数对侧滑角的导数： | 
|
| ·偏航(方向)力矩系数对侧滑角的导数(： | 
|
| ·滚转力矩系数对侧滑角的导数： | 
|
| ·俯仰力矩系数对升力系数的导数： | 
|
| ·俯仰静稳定裕量： | 
|
| ·旋转角速度： | 飞行器绕气流坐标系轴系纵轴xa的旋转角速度。 |
| ·旋转参数： | 飞行器无因次旋转角速度。
|
| ·减缩频率参数(K)： | 
|
| ·无因次迎角变化率(a&)： | 
|
| ·无因次侧滑角变化率( β )： | 
|
| ·无因次滚转角速度(P)： | 
|
| ·无因次俯仰角速度(q)： | 
|
| ·无因次偏航角速度： | 
|
| ·俯仰力矩系数对无因次俯仰角速度的导数： | 
|
| ·滚转力矩系数对无因次滚转角速度的导数： | 
|
| ·偏航力矩系数对无因次偏航角速度的导数： | 
|
| ·俯仰力矩系数对无因次迎角变化率的导数： | 
|
| ·滚转力矩系数对无因次侧滑角变化率的导数： | 
|
| ·偏航力矩系数对无因次侧滑角变化率的导数： | 
|
| ·滚转力矩系数对无因次偏航角速度的导数： | 
|
| ·偏航力矩系数对无因次滚转角速度的导数： | 
|
| ·俯仰力矩系数对无因次偏航角速度的导数： | 
|
| ·滚转力矩系数对无因次俯仰角速度的导数： | 
|
| ·偏航力矩系数对无因次俯仰角速度的导数： | 
|
| ·俯仰力矩系数对无因次滚转角速度的导数： | 
|
| ·俯仰力矩系数对升降舵(平尾)偏角的导数： | 
|
| ·偏航力矩系数对方向舵偏角的导数： | 
|
| ·滚转力矩系数对副翼偏转角的导数： | 
|
| ·迎角机构： | 风洞中用来调整试验模型位置及模型姿态角机构的总称。可以全部或部分调整模型在z、y、z方向
上的位置和α，β，γ姿态角。 |
| ·模型支撑型式： | 风洞中试验模型的支撑型式。风洞中支撑型式主要有：尾部支撑、腹部支撑、背部支撑、对称面支撑、
张线支撑和磁悬挂支撑等。 |
| ·风洞天平： | 在风洞测力试验中用来确定模型空气动力的测力装置。 |
| ·应变天平： | 通过测量天平元件表面应变来确定模型空气动力的测力装置。 |
| ·应变计(电阻应变计)： | 能将被试件的应变量换成电阻变化量的检测元件。 |
| ·微量天平： | 测量微小气动载荷的应变天平。 |
| ·应力波天平： | 测量脉冲载荷应力波在固体中传播时而产生的应变，用反卷积积分方法得到模型气动载荷的天平。 |
| ·机械天平： | 通过机械构件作力的分解、传递，用机械元件或传感器进行平衡测量的测力装置。 |
| ·塔式天平： | 利用塔形机构和平移平台来分解、传递力和力矩的机械式天平。 |
| ·台式天平： | 利用悬挂的平移平台来分解、传递力和力矩的机械式天平。 |
| ·盒式天平： | 外形呈盒状型式，其各天平元件为并联布局的浮框式应变天平。 |
| ·环形天平： | 外形呈环状型式的应变天平。 |
| ·高频底座天平： | 测量风载作用在模型上的广义力谱，得到模型动态响应特性的应变天平。 |
| ·压电天平： | 通过其测力元件材料的压电效应来确定模型空气动力的测力装置。 |
| ·摩阻天平： | 测量模型表面摩擦阻力的天平。 |
| ·磁悬挂天平： | 利用磁力将模型悬挂在风洞中，通过电流、位置测量或应变天平来确定模型空气动力的测力装置。 |
| ·天平单元校准方法： | 通过对天平各分量单独加载和两两组合加载静校，分别求取天平校准公式、弹性角修正公式和单分
量加载精度，再经各分量综合加载静校，检定天平静校综合加载精度和准度的校准方法。 |
| ·天平多元校准方法： | 通过对天平各分量施加综合载荷静校，求取天平校准公式，再经检查载荷组综合加载静校，检定天平
静校精度和准度的校准方法。 |
| ·定常测力试验： | 在风洞中，测量模型在定常气动力作用下的测力试验。 |
| ·非定常测力试验： | 在风洞中，测量模型在非定常气动力作用下的气动力试验。 |
| ·标准模型试验： | 在风洞中，用标准模型对风洞流场品质和测试系统进行评估的试验。 |
| ·全模试验： | 在风洞中，用整个飞行器模型进行气动特性的试验。 |
| ·半模试验： | 在风洞中，用有对称面的半个飞行器模型进行气动特性的试验。 |
| ·部件试验： | 在风洞中，用飞行器部件(如机翼、机身、控制面等)实物或模型进行气动特性的试验。 |
| ·大迎角试验： | 在风洞中，测量飞行器模型在临界迎角附近或大于临界迎角时的气动特性的试验。 |
| ·风载试验： | 测量运载火箭(或导弹)在地面风作用下所受到的气动载荷的试验。 |
| ·外挂物干扰试验： | 在风洞中，测量飞行器外挂物对飞行器气动特性的干扰和飞行器对外挂物气动特性影响的试验。 |
| ·铰链力矩试验： | 在风洞中，测量作用飞行器操纵面上的气动力对转轴的力矩的试验。 |
| ·马格纽斯力试验： | 在风洞中，测量自旋转飞行器模型绕其纵轴旋转时所产生的侧向力(即马格纽斯力)的试验。 |
| ·降落伞试验： | 在风洞中，测量降落伞实物或模型的气动特性和开伞时的动态特性的试验。 |
| ·投放模型试验： | 在风洞中，测量从母机上的投放物(如副油箱、炸弹、导弹等)离开母机初期时的姿态角、运动轨迹，来
确定母机和投放物的相互干扰特性的试验。 |
| ·捕获轨迹试验： | 在风洞中，用捕获轨迹试验装置，测量飞行器外挂物投放轨迹及研究投放过程中外挂物和飞行器之
间相互干扰的气动特性的试验。 |
| ·翼型试验： | 在风洞中，用翼剖面模型测量翼型气动特性的试验。 |
| ·阵风效应试验： | 在风洞中，研究阵风对飞行器或建(构)筑物气动特性影响的试验。 |
| ·结冰模拟试验： | 在冰风洞中，研究飞行器表面结冰规律及其影响的试验。 |
| ·地面效应试验： | 在风洞中，用固定地板或活动地板模拟地面对飞行器气动特性影响的试验。 |
| ·弹射救生系统试验： | 在风洞中，测量弹射救生系统(救生舱或弹射座椅)实物或模型的气动特性及弹射过程对飞行器气动
特性影响的试验。 |
| ·滚转共振试验： | 在电弧加热气流中，测量因烧蚀而产生的端头小不对称和表面有沟槽、花纹模型滚转速率和横向气
动载荷的试验。 |
| ·旋转机械试验： | 在风洞中，测量旋转机械(如风力发电装置)实物或模型在风作用下的气动载荷、功率特性等的试验。 |
| ·车辆试验： | 在风洞中，测量车辆实物或模型的气动特性、绕流特性、气动噪声及通风散热特性等的试验。 |
| ·桥梁试验： | 在风洞中，测量桥梁全桥模型或节段模型在风作用下的气动载荷和抗风稳定性的试验。 |
| ·建筑物试验： | 在大气边界层风洞中，测量建筑物模型在风作用下的气动载荷和动态响应特性的试验 |
| ·环境试验： | 在大气边界层风洞中，研究风环境和风扩散的试验。 |
| ·声环境试验： | 在声学风洞中，测量声环境的试验。 |
| ·声激励试验： | 在风洞中，研究声波扰动对物体绕流影响的试验。 |
| ·颤振： | 飞行器(或机构物)在空气动力、弹性力和惯性力耦合作用下产生的结构自激振动。 |
| ·颤振试验： | 在风洞中，测量飞行器模型(或结构物)的颤振临界速度(或动压)、颤振频率、颤振模态等颤振特性的
试验。 |
| ·抖振： | 飞行器(或结构物)受气流的分离激励而发生的结构强迫振动。 |
| ·抖振试验： | 在风洞中，测量飞行器模型的抖振边界和抖振载荷的试验。 |
| ·嗡鸣： | 飞行器在跨声速飞行时出现的操纵面绕其绞链轴的单自由度周期性低频等幅振荡。 |
| ·嗡鸣试验： | 在风洞中，测量飞行器模型的嗡鸣发生马赫数范围和嗡鸣类型的试验。 |
| ·动导数试验： | 在风洞中，用自由振动方法、强迫振动方法及自由翻滚方法，测量作用在飞行器模型上的空气动力和
力矩系数对姿态角时间变化率的导数的试验。 |
| ·旋转天平试验： | 在风洞中，使用旋转天平试验装置使飞行器模型绕某一轴旋转运动，测量气流作用在旋转模型上的
气动力的试验。 |
| ·风洞模型自由飞试验： | 模型在风洞气流作用下自由飞行时，测量模型运动轨迹、姿态角及角速度的时间历程，得到模型气动
力和气动导数的试验。 |
| ·弹道靶模型自由飞试验： | 在自由飞弹道靶中，测量高速飞行模型的飞行姿态及飞行速度，得到模型气动力和气动导数的试验。 |
| ·小不对称构型测力试验： | 在烧蚀试验过程中，测量因烧蚀引起的构型小不对称而诱导出的法向力和俯仰力矩的试验。 |
| ·烧蚀滚转试验： | 在烧蚀试验过程中，测量因烧蚀引起模型烧蚀图谱等外形变化而诱导出的滚转力矩，及滚转速度变
化的试验。 |
| ·洞壁干扰： | 由于风洞壁的存在，使绕模型的流场发生变化从而导致模型气动特性的改变。 |
| ·支架干扰： | 由于模型支架的存在，使绕模型的流场发生变化从而导致模型气动特性的改变。 |
| ·流场校测试验： | 测量风洞试验段流场的压力场、速度场、温度场和气流方向场等参数，以确定风洞流场品质的试验。 |
| ·定常测压试验： | 在风洞中，测量气流或模型表面定常压力的试验。 |
| ·非定常测压试验： | 在风洞中，测量气流或模型表面非定常压力的试验。 |
| ·轴向压力分布测量： | 用总压探针(或皮托压力探针)、总压一静压探针测量沿风洞试验段纵轴线上各点处的压力分布，得到
试验段轴向压力分布，并以此确定轴向马赫数分布。 |
| ·截面压力分布测量： | 用总压探针(或皮托压力探针)、总压一静压探针测量风洞试验段横截面上各点压力分布，由此确定试
验段截面马赫数分布。 |
| ·气流偏角测量： | 用气流方向探针或总压一静压探针测量风洞试验段截面上各点处探针上相对应的静压孔压力差，以
确定试验段截面上各点处的气流方向。 |
| ·气流不稳定性测量(η)： | 在低速风洞中，测量模型区动压在一分钟时间内的最大值与最小值，以动压最大值与最小值之差除
以动压的最大值与最小值之和来表示气流的不稳定性。即：
|
| ·风速管： | 能同时测量气流总压一静压，并由此得到气流速度的测量装置。 |
| ·风速管校准试验： | 在风洞中用设计的风速管与标准的风速管进行比较，以确定其校正系数。 |
| ·前室总压： | 风洞前室(或稳定段)中气流的总压。 |
| ·皮托压力(Po)： | 超声速/高超声速气流正激波后等熵滞止的压力。 |
| ·驻室压力(p′o)： | 风洞驻室中的气流静压。驻室通常指风洞的前室或喷管外的空间。 |
| ·激波管驱动压力(p
4
)： | 激波管驱动段(高压段)充气后的气体静压。 |
| ·激波管被驱动压力(p5)： | 激波管被驱动段(低压段)充气后的气体静压。 |
| ·激波管P5压力(p5)： | 激波管反射激波后5区的总压。当激波管用于激波风洞时，P5相当于激波风洞的前室总压。 |
| ·弧室压力(po)： | 电弧加热器弧室中的气流静压。弧室静压近似于弧室总压 |
| ·引射器压力： | 引射器喷管的气流总压。 |
| ·靶室压力： | 弹道靶靶室的压力。 |
| ·驻点压力(Ps)： | 弓形激波垂直部分下游气体沿流线等熵滞止到物面上速度为零时那一点的压力。 |
| ·非定常压力： | 随时间变化的压力。 |
| ·底部压力(Pb)： | 模型或飞行器底部的压力。 |
| ·脉动压力： | 非定常且带有-定周期性的压力 |
| ·脉冲压力： | 脉冲型风洞(或设备)产生的阶跃压力。 |
| ·容腔效应： | 压力传感器前空腔对传感器测量脉冲压力的影响称容腔效应。 |
| ·峰值压力： | 高超声速气流中，因激波边界层干扰或激波／激波干扰使局部很小区域产生大于正常值几倍至几十
倍的压力。 |
| ·动压测量： | 通过测量气流的速度和密度或测量气流总压和静压间接确定动压。 |
| ·总压探针： | 测量气流总压的压力测量装置。 |
| ·皮托压力探针： | 在超声速和高超声速气流中测量驻点压力的压力测量装置。 |
| ·气流方向探针： | 测量气流偏角的测量装置。 |
| ·湍流球： | 在低速风洞中，通过测量球体前、后压力差或球体阻力系数随雷诺数的变化得到试验段湍流度的测
量装置。 |
| ·压敏涂料： | 利用金属铂等的络合物对氧分压敏感的特性，制成一种对压力敏感的涂料。涂在模型表面，测量模
型表面压力分布。 |
| ·应变压力传感器： | 用应变计作为压力信号变换元件而制成的压力传感器。 |
| ·固态压力传感器： | 用硅片上的半导体镀膜作为压力信号变换元件而制成的压力传感器。 |
| ·压电压力传感器： | 用压电晶体或压电陶瓷作为压力信号变换元件而制成的压力传感器。 |
| ·机械扫描阀： | 用机械切换装置把不同压力分别依次接人压力传感器的装置 |
| ·电子扫描阀： | 由许多电子元件组成的对各个压力传感器进行扫描测量的装置。 |
| ·振膜计： | 利用在真空中膜片振动受气体粘性阻滞特性而制成的真空压力传感器。 |
| ·气动加热： | 高超声速气流绕飞行器表面流动时，因表面摩擦和激波压缩，飞行器周围空气达到高温，高温空气对
飞行器表面加热的现象称作气动加热。 |
| ·传热分布试验： | 在高超声速风洞中，测量模型表面传热分布的试验。 |
| ·平动温度(T)： | 根据能量均分定理，由气体粒子热运动的平均动能所确定的温度。 |
| ·转动温度(Tr)： | 根据气体分子转动自由度内能的玻尔兹曼分布所确定的温度。 |
| ·振动温度(Tv)： | 根据气体分子振动自由度内能的玻尔兹曼分布所确定的温度。 |
| ·电子温度(Te)： | 根据能量均分定理，由自由电子热运动的平均动能所确定的温度。 |
| ·单温模型： | 用一个温度作为热力学的温度状态变量来描述高温气体热力学状态的方法。 |
| ·多温模型： | 用多个温度(例如分子的平动、转动、振动和电子温度)作为热力学的温度状态变量来描述高温气体
热力学状态的方法。 |
| ·输运性质： | 由于气体中存在浓度梯度、速度梯度和温度梯度而产生的质量、动量和能量的迁移、传递现象称输运
过程。在输运过程中的有关性质，如扩散、粘性、热传导等称为输运性质。 |
| ·热导率(λ)： | 表示介质的热传导能力。
|
| ·扩散： | 多组元混合气体中由浓度梯度、压力梯度、外力影响和温度梯度等产生的质量迁移现象称为扩散，前
三者产生的扩散称为多组元扩散，后者产生的扩散称为热扩散。 |
| ·扩散系数(DAB)： | 物理量扩散通量JA正比于扩散梯度A Y的比例系数。
|
| ·多组元扩散系数(Dim)： | 多组元气体混合物中，如果有气体对存在，则其互扩散系数Dim可以根据二元组合扩散理论来确定。
Dim为多元扩散系数。
|
| ·传热系数(α)： | 气体传递到固壁上的热流率除以恢复温度(或焓)和表面温度(或焓)之差。
|
| ·温度恢复系数(r)： | 物面上实际温度增量(与边界层外缘当地温度比)与没有粘性和热传导时理想温度增量之比值。
|
| ·扩散边界层： | 紧靠物面处浓度有激烈变化的流体薄层。 |
| ·气动热载荷： | 高超声速飞行器飞行时，周围高温空气传给飞行器的热量。 |
| ·离解能： | 气体组元离解时所需要的能量。 |
| ·层流传热： | 层流边界层向物面传递热量。 |
| ·湍流传热： | 湍流边界层向物面传递热量。 |
| ·辐射传热： | 高温气体以发射辐射形式向物面传递热量。 |
| ·平衡热辐射： | 平衡高温气体所发射的热辐射。 |
| ·非平衡热辐射： | 非平衡高温气体所发射的热辐射。 |
| ·激波边界层干扰： | 激波和边界层之间的相互作用。 |
| ·激波-激波干扰： | 飞行器前体部分产生的激波和后体部分产生的激波之间的相互作用。 |
| ·底部加热： | 飞行器或火箭发动机底部区域回流及热辐射对底部的加热。 |
| ·羽流干扰加热： | 发动机羽流和飞行器外流相互作用对飞行器局部表面的加热。 |
| ·表面催化试验： | 在具有纯净高温气流的超高速试验设备中，测量不同物性材料模型表面催化对传热影响的试验。 |
| ·催化效应： | 飞行器物面材料性质对原子复合成分子过程的影响，通常用催化反应速率常数Kw来衡量。 |
| ·完全催化壁： | 原子能完全复合成分子的物体壁面。 |
| ·非催化壁： | 原子不能复合成分子或复合率很小的物体壁面。 |
| ·热流密度(q)： | 单位面积单位时间所传递的热量。
|
| ·绝热壁： | 与气体无热交换的物体壁面。 |
| ·驻点速度梯度： | 驻点区域边界层外缘气流沿表面方向的速度增量，在高超声速气流中，利用修正牛顿公式，驻点速度
梯度表达式为：
|
| ·紫外荧光热图： | 用紫外光激发涂在物面上的荧光材料，并测量荧光辐射强度分布，得到物面上温度或热流率分布的
方法。 |
| ·相变漆热图： | 在有色绝热材料制成的物面上涂上受热发生相变的相变涂料，根据相变线得到物面上等温线分布的
方法。 |
| ·色变漆热图： | 在物面涂上颜色随温度变化的变色漆，根据颜色图谱得到物面上温度或传热分布的方法。 |
| ·液晶热图： | 在物面上涂上颜色随温度变化的液晶，根据颜色图谱得到物面上温度或传热分布的方法。 |
| ·红外热图： | 用红外热像仪测量物面上的红外辐射强度，得到物面上温度分布的方法。 |
| ·薄壁量热计： | 采用薄壁模型，用热电偶测量壁面温度一时间历程，得到壁面上传热分布的方法。 |
| ·薄膜温度计： | 在热绝缘体(如玻璃)表面镀上一层对温度敏感的金属薄膜(如铂)而制成的温度传感器。 |
| ·烧蚀： | 高速运动物体在高温气体作用下，由热化学作用引起物面上质量损失的现象。 |
| ·烧蚀试验： | 在烧蚀试验设备中，测量质量烧蚀率、线烧蚀率，有效烧蚀热与烧蚀外形变化的试验。 |
| ·质量烧蚀率： | 单位时间烧蚀损失的质量
|
| ·有效烧蚀热： | 单位时间内烧蚀损失的单位质量所带走的热量。
|
| ·线烧蚀率： | 单位时间内因烧蚀而损失的轴向长度。
|
| ·驻点烧蚀试验： | 在高温气流中用球头或平头模型进行材料驻点区烧蚀的试验。 |
| ·大面积烧蚀试验： | 在高温气流中，用代表飞行器除驻点以外的大面积区域防热材料做成的平板模型所进行的烧蚀试
验。 |
| ·材料筛选试验： | 在相同试验条件下，对相同几何形状不同种类的防热材料模型进行防热性能对比的试验。 |
| ·防热性能试验： | 测量材料烧蚀时的有效烧蚀热、质量烧蚀率和线烧蚀速率，或试件背部温度时间历程，以此评估材料
防热性能的试验。 |
| ·热结构性能试验： | 利用防热试验设备，对飞行器全部防热结构或部件防热结构加热载，测量结构在长时间加热条件下
热防护系统结构部件内热应力、应变、密封、温度场及热结构强度等的试验。 |
| ·材料退化性能试验： | 测量防热材料在长时间加热和氧化性气体的重复作用下，结构材料性能退化和质量损失情况的试
验。 |
| ·平板试验： | 用平板模型在低超声速气流中进行的烧蚀试验。 |
| ·导管试验： | 用平板模型在导管中进行的烧蚀试验。 |
| ·钝楔试验： | 用钝锲的高温边界层流，进行防热材料性能的平板模型的烧蚀试验。 |
| ·包罩试验： | 用和模型外形相似的包罩喷管进行烧蚀外形变化或烧蚀滚转特性的试验。 |
| ·冷气罩流试验： | 用较大外径的冷气流包住经电弧加热器加热的核心热气流，从而获得能做大尺度模型烧蚀的大功率
电弧射流试验。 |
| ·发汗冷却： | 用从多孔材料毛细孔中渗出的发汗剂，在物面形成液膜，靠液膜汽化、流动、化学反应吸收和带走热
量，从而冷却飞行器壁面的防热方法。 |
| ·烧蚀端头： | 用烧蚀材料制成的钝锥体球头部分及其附近区域。 |
| ·烧蚀端头转捩试验： | 测量烧蚀端头边界层转捩时的转捩压力、转捩位置和烧蚀表面粗糙度的试验。 |
| ·烧蚀端头外形变化试验： | 测量烧蚀过程中烧蚀端头外形变化和烧蚀图谱的试验。 |
| ·烧蚀图谱： | 烧蚀过程中，表面上出现与外流流态及材料等因素有关的沟槽、棱形花纹、鱼鳞坑等表面图象。 |
| ·小不对称外形： | 因非对称或随机烧蚀而使烧蚀端头几何形状呈现小不对称的构型。 |
| ·侵蚀： | 高速运动物体与固态或液态粒子发生高速碰撞引起物面上质量损失的现象。 |
| ·侵蚀试验： | 在侵蚀试验设备中，测量质量侵蚀率及侵蚀后外形变化的试验。 |
| ·雨滴侵蚀试验： | 用包囊雨滴技术或喷水技术所形成液态粒子与高速运动模型相碰撞测量质量侵蚀率的试验。 |
| ·雪侵蚀试验： | 用自然或人工雪场的雪(或冰晶)与高速运动模型相碰撞测量质量侵蚀率的试验。 |
| ·前光照相： | 迎着模型飞行方向照相的技术。 |
| ·临界覆盖度( θ *)： | 侵蚀模型上粒子撞击所形成的弹坑面积和表面面积之比称为覆盖度。当质量侵蚀率不再随覆盖度
增加而增加时的覆盖度称为临界覆盖度。 |
| ·质量侵蚀率(em&)： | 单位时间内因侵蚀而损失的质量 |
| ·烧蚀／侵蚀试验： | 烧蚀和侵蚀过程同时存在，测量材料质量损失率、有效烧蚀热等的试验。 |
| ·粒子数密度： | 单位体积中的粒子数。 |
| ·热流传感器： | 测量热流率的传感器。 |
| ·零点量热计： | 根据在侧面理想绝热，端面受热的半无限圆柱体内的零点放置热电偶而不扰动圆柱体内的温度场的
原理制成的测量瞬态热流率的传感器。 |
| ·戈登计： | 根据和铜圆柱热沉体焊接一起的薄康铜圆盘，在入射热流作用下，从中心向外缘径向传热形成温度
差的原理而制成的热流传感器。 |
| ·塞式量热计： | 根据长度为1，侧面和背面绝热的圆柱体，在入射热流作用下，背面的温度一时问历程和入射热流率
的关系符合一维热传导方程的原理而制成的热流传感器。 |
| ·定态焓探针： | 根据能量平衡原理或双平衡声速喉道原理而制成的测量定态气流总焓的探针。 |
| ·瞬态焓探针： | 根据薄壁取样管取样时，薄壁管因吸收高温气体的热量而发生电阻值变化的原理，测量薄壁管阻值
变化及取样管出口处气体焓值，确定样品气体瞬态焓值的探针。 |
| ·平衡声速流测焓方法： | 根据电弧加热器内高温气流在喷管喉道处达到声速的条件，测量加热器弧室的总压和气体流量确定
弧室气体平均总焓的方法。 |
| ·热应力： | 材料和结构被加热后，在材料内部所产生的应力。 |
| ·比冲量(Ip)： | 发动机单位燃料质量流量所产生的推力。 |
| ·进气道试验： | 在风洞中用进气道模型测量进气道总压恢复、流场畸变、内外阻力、压力分布和喘振边界等气动特性
的试验。 |
| ·进气道总压恢复系数(σ)： | 进气道出口截面的平均总压 P o与来流总压Po之比。
|
| ·进气道流量比： | 实际进人进气道的气体流量G与以进气道人口面积为参考面积的自由流流量G一之比。
|
| ·进气道出口不均匀度( D )： | 进气道出口截面的总压最大值Pomax和最小值Pomin之差与出口截面的平均总压Gmax之比。
|
| ·进气道出口畸变指数(DC60)： | 进气道出口截面上任―60o扇形截面的平均总压最小值和出口截面总压平均值之差与出口截面的平
均动压之比。 |
| ·进气道出口动态畸变指数(T)： | 进气道出口截面总压脉动的均方根值 P oms与进气道出口截面的平均总压之比。
|
| ·进气道喘振： | 进气道在亚临界小流量时，正激波在进气道进口内外作周期往复运动(移动)，气流发生激烈振动的
一种低频不稳定流动现象。 |
| ·喷流干扰试验： | 研究发动机喷流与外流场之间的相互作用及对飞行器气动特性影响的试验。 |
| ·膨胀边界： | 发动机羽流场与外流场之间的界面。 |
| ·喷流压力比： | 发动机喷管出口截面的平均总压与自由流的平均总压之比。 |
| ·推力(F)： | 作用在发动机内表面上的燃烧产物的压力和作用在发动机外表面上的周围介质的压力的轴向合力。 |
| ·推力系数(Cf)： | 
|
| ·推力比： | 实际推力与理论推力之比。 |
| ·推力性能试验： | 测量燃烧室燃料燃烧后所产生的推力性能的试验。 |
| ·推力矢量： | 由发动机推力的大小及方向构成的力矢量。 |
| ·涡轮(涡扇)动力模拟试验： | 在风洞中用涡轮(涡扇)动力模拟器模拟发动机进、排气对飞行器气动特性影响的试验。 |
| ·涵道比： | 涡轮(涡扇)发动机外涵道出口面积和内涵道出口面积之比。 |
| ·螺旋桨试验： | 在风洞中测量气流对螺旋桨气动特性影响的试验。 |
| ·螺旋桨动力模拟试验： | 在风洞中，用螺旋桨动力模拟器测量螺旋桨滑流对飞行器气动特性影响的试验。 |
| ·发动机模块： | 组成超燃发动机的单元矩形燃烧室。 |
| ·单模态燃烧室： | 单-超声速燃烧室。 |
| ·双模态燃烧室： | 由超声速燃烧和亚声速燃烧组成的混合燃烧室。 |
| ·垂直引射： | 引射器将燃料从垂直气流方向引射到燃烧室。 |
| ·旋转引射： | 引射器将燃料以与气流流动方向有一定角度切向引射到燃烧室。 |
| ·同轴平行旋转引射： | 引射器和燃烧室轴线相同，通过引射器底部切向孔将燃料旋转引射到燃烧室。 |
| ·湍流混合： | 燃料和气流在湍流状态下混合。 |
| ·激波混合增强： | 利用激波的反射、折射、绕射与气流之间的相互作用，产生涡和熵，再由涡和熵来增强燃料和气流混
合的方法。 |
| ·旋转混合增强： | 利用旋转气流来增强燃料和气流混合的方法。 |
| ·自由射流试验： | 在风洞自由射流中测量超燃发动机模型性能参数的试验。 |
| ·直连式试验： | 试验设备(如电弧加热器)产生的高温气流经与之相联的隔离段直接进入燃烧室进行性能试验。 |
| ·级间分离试验： | 研究火箭级间分离时对上、下两级火箭气动特性影响的试验。 |
| ·羽流干扰试验： | 研究羽流和外流之间的相互作用对飞行器气动特性影响的试验。 |
| ·喷流堵塞试验： | 研究因喷流引起风洞流动堵塞的试验。 |
| ·外部燃烧减阻试验： | 通过燃料在飞行器外部(特别是底部)燃烧，降低飞行器阻力的试验。 |
| ·气动物理： | 研究在高超声速气流中物体周围的物理、化学现象的分支学科。 |
| ·气动物理试验： | 在高超声速试验设备中，测量飞行器周围高温气体引起的光辐射特性、低温等离子体特性、雷达散
射、尾迹流场结构及气动光学等试验。 |
| ·尾流： | 运动物体后面的流动。 |
| ·近尾区： | 飞行器底部到尾流颈部区的尾流区域。 |
| ·远尾区： | 飞行器尾流颈部区下游的尾迹流动区域。 |
| ·底部回流区： | 飞行器运动物体底部出现回流的区域。 |
| ·尾激波： | 运动物体尾流颈部区下游后面因尾流增长而产生的激波。 |
| ·后驻点区： | 底部回流区下游速度接近于零的区域。 |
| ·湍流尾迹： | 由层流转捩并完全发展成湍流的尾迹。 |
| ·驻点光辐射： | 飞行器驻点区高温气体所发射的光辐射。 |
| ·可见光辐射： | 波长在可见光波段内的辐射。 |
| ·红外辐射： | 波长在红外波段内的辐射。 |
| ·辐射强度： | 单位时间、单位立体角、单位面积上所发射的能量。 |
| ·微波干涉仪： | 利用两束微波干涉原理制成的测量等离子体特性的仪器。 |
| ·微波谐振腔： | 微波能在腔内谐振的金属空腔，可用于测量较低的电子数密度 |
| ·低温等离子体： | 通常指温度约在20000K以下的部分电离的等离子体。 |
| ·等离子体鞘层： | 高超声速流动中紧邻物体的等离子体薄层。 |
| ·电子数密度： | 单位体积中的电子数。 |
| ·静电探针： | 在等离子体中插入电极，并施加直流电压，用来测量等离子体电子数密度和电子温度等的装置。 |
| ·通信中断： | 因等离子体和无线电波相互作用，发生地面和飞行器无线电通讯中断的现象。 |
| ·雷达散射截面： | 产生雷达波散射的截面积。
|
| ·流动显示： | 把流体不可见的流动特征变成可见图象的方法。 |
| ·迹线： | 流场中同一流体质点在一定的时间区间内所形成的轨迹。 |
| ·染色线： | 通过流场中某一空间点的所有流体质点在某一瞬时观察到的轨迹。 |
| ·示踪法： | 利用示踪物(固态、液态和气态)来显示流体流动特征的方法。 |
| ·气泡法： | 在流场中采用气泡作为示踪物(如氢气泡、氦气泡)来显示流动的方法。 |
| ·染色液法： | 在流场中采用染色液作为示踪物来显示流动的方法。 |
| ·烟流法： | 在流场中采用烟流作为示踪物来显示流动的方法。 |
| ·电火花法： | 在流场中采用高压脉冲放电产生电火花线来显示流动的方法。 |
| ·辉光放电法： | 在低密度流场中，利用高压电激发气体产生辉光来显示流动的方法。 |
| ·电子束荧光法： | 利用电子束激发气体产生荧光来显示流动的方法。 |
| ·表面示踪法： | 利用物面上的示踪物在流动中发生变化来显示流动的方法。 |
| ·油流法： | 利用物面上的油膜或油滴的流动来显示流动的方法。 |
| ·电化学法： | 在电解液中，利用电解原理在物面上留下电解痕迹来显示流动的方法。 |
| ·丝线法： | 利用物面上粘贴的丝线随气流运动来显示流动的方法。 |
| ·荧光丝线法： | 利用物面上粘贴经荧光处理后的丝线随气流运动来显示流动的方法。 |
| ·升华法： | 利用物面上的升华物质的变化来显示边界层转捩的方法。 |
| ·阴影法： | 光线通过变密度流场产生光偏折，利用象屏上图像的光强变化反映光线偏折位移量来显示流动的方
法，该方法能检测密度二阶导数的积分。 |
| ·阴影仪： | 根据阴影原理制成的光学仪器。 |
| ·纹影法： | 光线通过变密度流场产生光偏折，利用象屏上图像的光强变化反映光线偏角来显示流动的方法，该
方法能检测密度梯度的积分。 |
| ·纹影仪： | 根据纹影原理制成的光学仪器。 |
| ·彩色纹影仪： | 利用彩色部件在像屏上能形成彩色图象的纹影仪 |
| ·干涉法： | 物光和参考光相互叠加产生干涉，利用像屏上图像干涉条纹的位移量反映两束光位相差来检测密度
分布的方法。 |
| ·M-Z干涉仪： | 用马赫―曾德尔命名的，根据干涉原理制成的光学仪器。 |
| ·片光技术： | 利用薄光片(通常为激光片光)照明流场某一剖面内的示踪物来显示流动的技术。 |
| ·片光层析技术： | 利用不同方位的片光对流场进行显示，建立三维流动图像并进行分析处理的技术。 |
| ·全息干涉法： | 利用全息照相获得变密度流场前后的光波波阵面相互干涉所形成的干涉条纹图来显示和测量流场
的方法。 |
| ·莫尔偏折法： | 在变密度流场中，利用光栅产生莫尔条纹，通过条纹的变形来显示和测量流场的方法。 |
| ·激光诱导荧光(LIF)： | 利用高能单色激光激发气体发出荧光，通过测量荧光强度及其分布来获得气体速度、密度、压力、温
度和浓度等参数，并可显示流场的方法。 |
| ·激光蒸汽屏法： | 在气流中用人工方法形成一定浓度的雾，并利用片光技术来显示流动的方法 |
| ·粒子成象测速(PⅣ)： | 利用已知时间间隔的两次或多次曝光所获得的片光内粒子的像来测量流体速度的方法。 |
| ·激光多普勒测速(LDV)： | 以激光作光源，利用多普勒频移效应来测量流体速度的方法。 |
| ·热线风速仪(HWA)： | 在气流中利用被加热的金属丝热量损失与气流速度相关的原理来测量流体速度的装置。 |
| ·流动显示图象处理： | 将流动显示获得的模拟图像变成数字图像后，用计算机进行处理以改善流动图像或获取流场信息。 |
| ·地面固定坐标轴系： | 相对于地面固定不动的坐标轴系。其竖轴zg为铅垂向下，纵轴x′g和横轴y′g在水平面内，其方向可
任意选定。 |
| ·机体坐标轴系： | 固定在飞行器上的坐标轴系。其原点O通常位于飞行器质心；纵轴xb平行于机身轴线或翼根弦线，
指向前方；横轴yb垂直于飞行器对称面，指向右方；竖轴zb在飞行器对称面内，垂直于纵轴xb，
指向下方。 |
| ·半机体坐标轴系： | 介于气流坐标轴系与机体坐标轴系之间的坐标轴系。其原点O通常位于飞行器质心；纵轴x；沿飞
行器速度矢量在飞行器对称面内的投影；横轴yi垂直于飞行器纵对称平面，指向右方；竖轴xi
在飞行器纵向对称平面内，垂直于纵轴zi，指向下方。 |
| ·稳定性坐标轴系： | 在受扰运动中固连于飞行器的坐标轴系。其原点O通常位于飞行器质心；纵轴xi沿未扰动
运动中飞行器飞行速度矢量在飞行器纵对称面上的投影；横轴ys垂直于飞行器纵对称平
面，指向右方；竖轴zs在飞行器纵向对称平面内，垂直于纵轴xs，指向下方。 |
| ·风洞坐标轴系： | 在风洞试验使用的坐标轴系。其原点。在风洞试验段纵轴上的某一点；纵轴wx 沿风洞试验段纵轴，逆气流方向；竖轴zw
在试验段纵对称平面内，垂直于纵轴，指向下方；横轴yw垂直于试验段纵向对称平面，沿顺气流方向看，指向左方。 |
| ·气流坐标轴系： | 由飞行器飞行速度(相对于空气的速度)矢量决定的坐标轴系。其原点O通常位于飞行器质心；纵
轴xa沿飞行器飞行速度矢量；竖轴za在飞行器纵向对称平面内，垂直于纵轴xa，指向下方；横轴ya
垂直于纵轴xa和竖轴za，指向右方。 |
| ·旋翼构造轴系： | 固定于旋翼的一个正交坐标轴系。其原点O在桨毂中心；纵轴rx 沿旋翼的构造旋转平面与机身纵
向对称平面的交线方向指向前方；竖轴rz 沿旋翼的构造旋转轴指向前上方；横轴ry 与纵轴rx 和竖轴rz
垂直指向，指向 ψ = 90°方向。 |