空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)ppt精選課件

第二章,低速空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ),第二章第頁(yè),2,本章主要內(nèi)容,2.1低速空氣動(dòng)力學(xué)2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理,2.1空氣流動(dòng)的描述,第二章第頁(yè),4,空氣動(dòng)力是空氣相對(duì)于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動(dòng)的基本規(guī)律。,第二章第頁(yè),5,2.1.1流體模型化,理想流體，不考慮流體粘性的影響。不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma0.4。絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma0.4。,第二章第頁(yè),6,2.1.2相對(duì)氣流,運(yùn)動(dòng)方向,相對(duì)氣流方向,自然風(fēng)方向,第二章第頁(yè),7,飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度方向相反,只要相對(duì)氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就相同。,第二章第頁(yè),8,對(duì)相對(duì)氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用,直流式風(fēng)洞,回流式風(fēng)洞,第二章第頁(yè),9,風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?第二章第頁(yè),10,風(fēng)洞的其它功用,第二章第頁(yè),11,2.1.3迎角,迎角就是相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角。,第二章第頁(yè),12,相對(duì)氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向,第二章第頁(yè),13,相對(duì)氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù),平飛中，可以通過機(jī)頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。,第二章第頁(yè),14,水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角,上升,平飛,下降,第二章第頁(yè),15,迎角探測(cè)裝置,第二章第頁(yè),16,2.1.4流線和流線譜,空氣流動(dòng)的情形一般用流線、流管和流線譜來(lái)描述。,流線：流場(chǎng)中一條空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。對(duì)于定常流，流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。,第二章第頁(yè),17,流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。,第二章第頁(yè),18,流線和流線譜,流線譜是所有流線的集合。,第二章第頁(yè),19,流線和流線譜的實(shí)例,第二章第頁(yè),20,流線的特點(diǎn),該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。,流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。,流線不可能相交，不可能分叉。,第二章第頁(yè),21,流線譜的特點(diǎn),流線譜的形狀與流動(dòng)速度無(wú)關(guān)。,物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。,物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。,氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細(xì)。,氣流流過物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。,第二章第頁(yè),22,2.1.5連續(xù)性定理,流體流過流管時(shí)，在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。,質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。,第二章第頁(yè),23,連續(xù)性定理,1,2,A1,v1,A2,v2,單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體體積為,單位時(shí)間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為,同理，單位時(shí)間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為,則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：,即,結(jié)論：空氣流過一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。,第二章第頁(yè),24,山谷里的風(fēng)通常比平原大,河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢,日常的生活中的連續(xù)性定理,高樓大廈之間的對(duì)流通常比空曠地帶大,第二章第頁(yè),25,2.1.6伯努利定理,同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動(dòng)壓之和保持不變。,能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。,第二章第頁(yè),26,伯努利定理,空氣能量主要有四種：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢(shì)能。低速流動(dòng)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢(shì)能可忽略不計(jì)。,因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動(dòng)能+壓力能=常值。公式表述為：,上式中第一項(xiàng)稱為動(dòng)壓，第二項(xiàng)稱為靜壓，第三項(xiàng)稱為總壓。,第二章第頁(yè),27,伯努利定理,第二章第頁(yè),28,深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓,同一流線：總壓保持不變。動(dòng)壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。,第二章第頁(yè),29,同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。,深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓,第二章第頁(yè),30,伯努利定理適用條件,氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動(dòng)是定常的。,流動(dòng)的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的。,空氣沒有粘性，即空氣為理想流體。,空氣密度是不變，即空氣為不可壓流。,在同一條流線或同一條流管上。,第二章第頁(yè),31,2.1.7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用,用文邱利管測(cè)流量,文邱利管測(cè)流量,第二章第頁(yè),32,空速管測(cè)飛行速度的原理,第二章第頁(yè),33,與動(dòng)壓、靜壓相關(guān)的儀表,第二章第頁(yè),34,空速表,第二章第頁(yè),35,升降速度表,第二章第頁(yè),36,高度表,第二章第頁(yè),37,本章主要內(nèi)容,2.1空氣流動(dòng)的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5增升裝置的增升原理,2.2升力,第二章第頁(yè),39,升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，克服飛機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔。,第二章第頁(yè),40,2.2.1升力的產(chǎn)生原理,相同的時(shí)間，相同的起點(diǎn)和終點(diǎn)，小狗的速度和人的速度哪一個(gè)更快？,第二章第頁(yè),41,升力的產(chǎn)生原理,前方來(lái)流被機(jī)翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。,由連續(xù)性定理或小狗與人速度對(duì)比分析可知，流過機(jī)翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。,第二章第頁(yè),42,升力的產(chǎn)生原理,第二章第頁(yè),43,上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對(duì)氣流方向的分量，就是升力。,機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱為壓力中心(CenterofPressure),升力的產(chǎn)生原理,第二章第頁(yè),44,2.2.2翼型的壓力分布,當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱為壓力。,用矢量來(lái)表示壓力或吸力，矢量線段長(zhǎng)度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较颉?矢量表示法,第二章第頁(yè),45,駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn),B點(diǎn)，稱為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。,A點(diǎn)，稱為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。,第二章第頁(yè),46,坐標(biāo)表示法,從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。,第二章第頁(yè),47,2.2.3升力公式,飛機(jī)的升力系數(shù),飛機(jī)的飛行動(dòng)壓,機(jī)翼的面積。,第二章第頁(yè),48,升力公式的物理意義,飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來(lái)流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比。,升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)升力的影響。,第二章第頁(yè),49,本章主要內(nèi)容,2.1空氣流動(dòng)的描述2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理,2.3阻力,第二章第頁(yè),51,阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒有阻力飛機(jī)又無(wú)法穩(wěn)定飛行。,第二章第頁(yè),52,阻力的分類,對(duì)于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：,摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag),廢阻力(ParasiteDrag),升力,粘性,第二章第頁(yè),53,2.3.1低速附面層,附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動(dòng)層。,附面層的形成,第二章第頁(yè),54,附面層厚度較薄,第二章第頁(yè),55,無(wú)粘流動(dòng)和粘性流動(dòng),附面層的形成是受到粘性的影響。,第二章第頁(yè),56,附面層的特點(diǎn),附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。,只要測(cè)出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點(diǎn)的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義。,第二章第頁(yè),57,附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。,l,第二章第頁(yè),58,附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。,l,第二章第頁(yè),59,附面層的特點(diǎn)三,附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。,第二章第頁(yè),60,層流的不穩(wěn)定性,第二章第頁(yè),61,層流附面層和紊流附面層的速度型,第二章第頁(yè),62,2.3.2阻力的產(chǎn)生,摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag),廢阻力(ParasiteDrag),升力,粘性,第二章第頁(yè),63,摩擦阻力,由于緊貼飛機(jī)表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。,第二章第頁(yè),64,影響摩擦阻力的因素,紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機(jī)的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大。,摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的表面狀況。,第二章第頁(yè),65,摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大,第二章第頁(yè),66,壓差阻力,壓差阻力是由處于流動(dòng)空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。,第二章第頁(yè),67,順壓梯度與逆壓梯度,順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。,A,B,C,第二章第頁(yè),68,附面層分離,在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。,分離點(diǎn),第二章第頁(yè),69,分離區(qū)的特點(diǎn)一,分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動(dòng)。,第二章第頁(yè),70,分離區(qū)的特點(diǎn)二,分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。,P分離點(diǎn),P1,P2,P3,P4,P分離點(diǎn)=P1=P2=P3=P4,第二章第頁(yè),71,分離區(qū)的特點(diǎn)三,附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。,A,B,C,第二章第頁(yè),72,分離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置,A,B,C,最小壓力點(diǎn),分離點(diǎn),第二章第頁(yè),73,分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別,層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。,第二章第頁(yè),74,壓差阻力的產(chǎn)生,氣流流過機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。,第二章第頁(yè),75,分離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系,分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。,A,B,C,C,第二章第頁(yè),76,影響壓差阻力的因素,總的來(lái)說，飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。壓差阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。,第二章第頁(yè),77,干擾阻力,飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。,第二章第頁(yè),78,干擾阻力的消除,干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小。,飛機(jī)各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。,第二章第頁(yè),79,誘導(dǎo)阻力,由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。,第二章第頁(yè),80,翼尖渦的形成,正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面。,這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）,第二章第頁(yè),81,正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。,翼尖渦的形成,第二章第頁(yè),82,翼尖渦的形成,由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。,第二章第頁(yè),83,翼尖渦形成的進(jìn)一步分析,注意旋轉(zhuǎn)方向,第二章第頁(yè),84,翼尖渦的立體形態(tài),第二章第頁(yè),85,翼尖渦的形態(tài),第二章第頁(yè),86,下洗流（DownWash）和下洗角,由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場(chǎng)，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。,第二章第頁(yè),87,下洗角,下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱為下洗角。,第二章第頁(yè),88,下洗速度沿翼展分布,不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。,第二章第頁(yè),89,誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生,有限展長(zhǎng)機(jī)翼與無(wú)限展長(zhǎng)機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場(chǎng)，導(dǎo)致前者的總空氣動(dòng)力較后者更加后斜，即前者總空氣動(dòng)力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對(duì)氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。,第二章第頁(yè),90,影響誘導(dǎo)阻力的因素,機(jī)翼平面形狀：橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。,展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,第二章第頁(yè),91,展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響,第二章第頁(yè),92,展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響,第二章第頁(yè),93,高展弦比飛機(jī),第二章第頁(yè),94,空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響,空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大,空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小,第二章第頁(yè),95,翼梢小翼,第二章第頁(yè),96,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,第二章第頁(yè),97,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。,第二章第頁(yè),98,翼梢小翼可以減小總阻力,第二章第頁(yè),99,阻力公式,飛機(jī)的阻力系數(shù),飛機(jī)的飛行動(dòng)壓,機(jī)翼的面積。,第二章第頁(yè),100,回顧阻力組成,摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag),廢阻力(ParasiteDrag),第二章第頁(yè),101,阻力相關(guān)資料,第二章第頁(yè),102,總空氣動(dòng)力,升力和阻力之和稱為總空氣動(dòng)力。,第二章第頁(yè),103,本章主要內(nèi)容,2.1空氣流動(dòng)的描述2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理,2.5增升裝置的增升原理,第二章第頁(yè),105,迎角與速度的關(guān)系,飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時(shí)，則要求較大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持飛行。,第二章第頁(yè),106,為什么要使用增升裝置,用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機(jī)的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。,增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。,第二章第頁(yè),107,主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼,第二章第頁(yè),108,2.5.1前緣縫翼,前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開前緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。,第二章第頁(yè),109,前緣縫翼,下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。,第二章第頁(yè),110,前緣縫翼對(duì)壓強(qiáng)分布的影響,較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。,第二章第頁(yè),111,2.5.2后緣襟翼,分裂襟翼（TheSplitFlap）簡(jiǎn)單襟翼（ThePlainFlap）開縫襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）,放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。,第二章第頁(yè),112,分裂襟翼（TheSplitFlap）,分裂襟翼是一塊從機(jī)翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。,第二章第頁(yè),113,放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。,此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。,分裂襟翼（TheSplitFlap）,第二章第頁(yè),114,簡(jiǎn)單襟翼（ThePlainFlap）,簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡(jiǎn)單襟翼使得壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。,第二章第頁(yè),115,大迎角下放簡(jiǎn)單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動(dòng)力性能降低），臨界迎角降低。,簡(jiǎn)單襟翼（ThePlainFlap）,第二章第頁(yè),116,TB200的簡(jiǎn)單襟翼,第