飞机攻角迎角升力系数阻力系数
飞机攻角
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对于飞机来说，攻角是指飞机的升力方向矢量与飞机纵轴之间的夹角。[2]
升力矢量指示在西方战机HUD上很常见的。它也叫做飞行航径指示
（FPM），它指示出了飞机实际的运动方向，而不是相应的机头所指。如
果你将升力矢量对准地面，最后飞机将会飞到那一点去。这个指示对飞行
员来说是很重要的工具，可以在战斗机动和进场落地时使用。
现代高机动性的飞机像F15，可以执行高攻角（AOA）机动-当飞机
飞向一个方向时纵轴（水平线）却指向另外一个方向。
升力矢量也许不会和飞机的纵轴（水平线）重叠。升力矢量指示和
飞机纵轴之间的夹角叫攻角。当飞行员向后拉杆时，通常会增加飞机的攻角。如果在平飞时飞行员减少引擎推力，飞机会开始掉高度，为了保持平飞，飞行员会拉杆，因此也会增加攻角。
飞机的升力特征是和攻角以及表速连在一起的。当飞机攻角增加到危险数值时，升力也会增加。当攻角不变时增加表速也会增加升力。但是，当攻角和表速增加时机身的诱导阻力也会增加。
当攻角增加到危险数值时，机翼上的气流会被干扰从而损失升力。气流会从左右机翼开始分离引起侧滑，最终导致失速。当进入失速的时候，飞机围绕垂直轴旋转并且不停的损失高度。某些型号的飞机在螺旋时会拌有俯仰。当飞机进入失速状态时，飞行员应集中他所有的注意力来尝试重新控制飞机。有很多种可以让飞机从新恢复控制的方法。一般来说，减少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制装置应该保持在这个
位置直到飞机不再螺旋并且可以控制，将飞机改平，小心不要再在进入螺旋
迎角
迎角（Angle of attack）对于固定翼飞机，机翼的前进方向（相当于气流的方向）和翼弦（与机身轴线不同）的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
基准迎角的计算公式为W/Cl*Q*S
升力系数
一个无量纲量，指物体所受到的升力与气流动压和参考面积的乘积之比。
中文名升力系数外文名lift coefficient 解释动压和面积的乘积之比别名举力系数
属性是一个无量纲量
定义
举力系数C L的定义为
式中L为特征尺度，在圆柱和翼型问题中分别是圆柱直径和弦长。将茹科夫斯基公式代入式(3)，可得举力系数的表达式。在—定马赫数下，举力系数C L随飞行器的攻角α而变化，当α不大时，C L随α的变化是线性的。
在计算飞机的升力时，特征长度一般用面积表示，此时，
Y=1/2ρCSv
其中C是升力系数，和机翼的形状和迎角有关。它没有计算公式，各种不同机翼形状的升力系数和迎角的关系是用试验的方法得到一个图线，供使用。
S是机翼的面积。
v是飞机的速度。
ρ是大气密度。
阻力系数
阻力系数，指的是物体（如飞机、导弹）所受到的阻力与气流动压和参考面积之比，是一个无量纲量。
阻力系数又指钢丝绳通过滑车时会产生绳索的刚性阻力和滑轮轴承的摩擦阻力，这些阻力通常用一个系数值加以修正，此系数称为阻力系数，用ω或f来表示。
中文名
阻力系数
公式
Cx = X/(qS)
计算式
Fr=△PG/△PW
表示
用ω或f
Cx = X/(qS)
式中，
Cx：阻力系数
X ：阻力（阻力与来流速度方向相同，向后为正）
q ：动压，q=ρv*v/2 (ρ为空气密度，v为气流相对于物体的流速）S ：参考面积（飞机一般选取机翼面积为参考面积）
升力系数及阻力系数
答：首先要在－里设置参考速度和长度 然后－－中设置监测，就可以了 阻力和升力是可以得到地，得到之后再除以**就可以了 问题：中升阻力系数如何定义？ 答：升力系数定义： 地升力系数是将升力除以参考值计算地动压(**(**)***(**)*)，可以说只是对作用力进行了无量纲化，对自己有用地升力系数还需要动手计算一下，一下积分地面积和力，自己计算.文档收集自网络，仅用于个人学习 其实本身系数就是一个无量纲化地过程，不同地系数有不同地参考值，就像计算数时地参考长度，是一个特征长度，反应特征即可 作为、也是具有特定含义地系数，参考面积地取法是特定地，比如投影面积等等，但是这个在里是没有体现地 里面你不做设置，就是照上面地帖子这样计算出来地， 并不是你所期望地参考值，自己需要设定，对需要地参考值要做在里面设定文档收集自网络，仅用于个人学习 风阻系数：空气阻力是汽车行驶时所遇到最大地也是最重要地外力.空气阻力系数，又称风阻系数，是计算汽车空气阻力地一个重要系数.它是通过风洞实验和下滑实验所确定地一个数学参数, 用它可以计算出汽车在行驶时地空气阻力.文档收集自网络，仅用于个人学习空气阻力是汽车行驶时所遇到最大地也是最重要地外力.风阻系数是通过风洞实验和下滑实验所确定地一个数学参数,用它可以计算出汽车在行驶时地空气阻力.风阻系数地大少取决于汽车地外形.风阻系数愈大,则空气阻力愈大.现代汽车地风阻系数一般在之间. 文档收集自网络，仅用于个人学习 下面是一些物体地风阻： 垂直平面体风阻系数大约 球体风阻系数大约 一般轿车风阻系数 好些地跑车在 赛车可以达到 飞禽在 飞机达到 目前雨滴地风阻系数最小 在左右 风阻是车辆行驶时来自空气地阻力，一般空气阻力有三种形式，第一是气流撞击车辆正面所产生地阻力，就像拿一块木板顶风而行，所受到地阻力几乎都是气流撞击所产生地阻力. 第二是摩擦阻力，空气与划过车身一样会产生摩擦力，然而以一般车辆能行驶地最快速度来说，摩擦阻力小到几乎可以忽略.第三则是外型阻力(下图可说明何谓外型阻力)，一般来说，车辆高速行驶时，外型阻力是最主要地空气阻力来源.外型所造成地阻力来自车后方地真空区，真空区越大，阻力就越大. 一般来说，三厢式地房车之外型阻力会比掀背式休旅车小.文档收集自网络，仅用于个人学习 车辆在行驶时，所要克服地阻力有机件损耗阻力、轮胎产生地滚动阻力(一般也称做路阻)及空气阻力. 车辆在行驶时，所要克服地阻力有机件损耗阻力、轮胎产生地滚动阻力(一般也称做路阻)及空气阻力. 随著车辆行驶速度地增加，空气阻力也逐渐成为最主要地行车阻力，在时速以上时，空气阻力几乎占所有行车阻力地. 文档收集自网络，仅用于个人学习一般车辆在前进时，所受到风地阻力大致来自前方，除非侧面风速特别大.不然不会对
V1VRV2飞机起飞速度与飞机升力和阻力详细讲解
V1 VR V2飞机起飞速度与飞机升力和阻力详解 V1 VR V2飞机起飞速度详解 V1 VR V2的概念： 首先捡容易的来说。Vr,这个r就是rotate的缩写，所以Vr可以叫做抬前轮速度或者抬头速度。只有当飞机加速到Vr的时候，飞行员才可以带杆让飞机抬头离地，如果小于这个速度，很容易造成擦机尾。 再说V1。这个速度，我们通常称其为决断速度。我们知道，飞机发生机械故障是不会分时候的，任何状态下都可能出现某个部件失效的情况。如果故障发生在天上，那么就靠机组的处理；如果发生在地面上，那就比较简单了，干脆不起飞了，滑回去，让机务人员来处理。可是，如果这个故障发生在起飞滑跑这个“地面——空中”的临界状态下呢？这就比较难办了。 显然，这时候我们有两种选择——不起飞了，让飞机继续留在地面上，或者继续起飞，让飞机到空中去再说。其实无论是否继续起飞，我们都不能一概而论。因为如果这时候飞机速度已经很大，很接近抬前轮的速度了，虽然还没有离地，但此时刹车可能已经无法确保飞机能在剩余的跑道上停住了。如果在这种大速度下贸然中断起飞，从而导致飞机冲出跑道，也许造成的损失比那个故障本身造成的损失会大得多。反过来说，如果这时候速度并不是很大，我们只要及时采取必
要的措施，完全可以让飞机在跑道上安全得停下来，我们依然决定继续起飞的话，那显然也不合适，因为毕竟在地面上处理故障要比在空中处理故障更安全更有效。这时候大家应该差不多有了这么个印象——如果在滑跑速度比较小的时候出问题了，我们就停下来；如果在滑跑速度很大的时候出问题了，我们就继续起飞。可是，到底多大算是“大”速度，多小算是“小”速度呢？V1的出现就解决了这个问题。我们在每次飞行前，都要确定一个V1速度，假如问题出现在V1之前，我们就停下来（这时候是完全能够停下来的）；如果问题出现在V1之后，那就说明现在刹车已经来不及了，只能继续起飞。所以，这个V1我们叫决断速度——在这个速度我们要做决断——起飞，还是不起飞！ 再说V2。这个V2我们通常叫做起飞安全速度，或者干脆就叫安全速度。当飞机离地后速度达到了V2，我们就认定飞机已经成功的起飞了，转而进入爬升状态。 嗯，这下大家知道这三个速度对于一次起飞来说，是相当重要的，可是这三个速度到底怎么确定是多少呢？这就要说到《起飞分析手册》了。 在每次起飞过程中，影响这三个速度的因素大概有以下这么几个：飞机的全重、跑道长度、道面情况（是湿的还是干的）、跑道的坡度、风速的情况、机场周围的障碍物情况、外界温度……等等。这里面有的因素是固定的，例如跑道长度、坡度这些，有的因素是变量，每次飞行都不一样，例如飞机全重、温度等几项。航空公司会利用一
机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式
机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算） 2009-04-16 08:02 机翼升力计算公式 升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数（N） 机翼升力系数曲线如下注解：在小迎角时曲线斜率是常数。 在标识的1位置是抖振点，2位置是自动上仰点， 3位置是反横操纵和方向发散点，4位置是失速点。对称机翼在0角时升力系数=0（由图）非对称一在机身水平时升力系数大于0，因此机身水平时也有升力 滑翔比与升阻比
升阻比是飞机飞行速度不同的情况下升力与阻力的比值，跟飞行速度成曲线关系，一般升阻比最大的一点对应的速度就是飞机的有利速度和有利迎角。滑翔比是飞机下降单位距离所飞行的距离，滑翔比越大，飞机在离地面相同高度飞的距离越远，这是飞机固有的特性，一般不发生变化。 如果有两台飞行器，有着完全相同的气动外形，一台大量采用不锈钢材料的，另一台大量采用碳纤维材料，那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。这个在SU-27和歼11-B 身上就能体现出来，歼11-B应该拥有更大的滑翔比。 螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算） 你的飞行器完成了，需要的拉力与发动机都计算好了，但螺旋桨需要多大规格呢下面我们就列一个估算公式解决这个问题 螺旋桨拉力计算公式：直径（米)×螺距(米）×浆宽度（米）×转速2（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（）=拉力（公斤）或者直径（厘米)×螺距(厘米）×浆宽度（厘米）×转速2（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（）=拉力（克） 前提是通用比例的浆，精度较好，大气压为1标准大气压，如果高原地区，要考虑大气压力的降低，如西藏，压力在。1000米以下基本可以取1。 例如：100×50的浆，最大宽度10左右，动力伞使用的，转速3000转/分，合50转/秒，计算可得： 100×50×10×502×1×=公斤。 如果转速达到6000转/分，那么拉力等于： 100×50×10×1002×1×=125公斤 注：仅供参考
飞机升力与阻力详解(图文)
飞行基础知识①升力与阻力详解(图文) 升力是怎样产生的 任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行，这是航空器飞行的基本原理。前面我们提到，航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类，轻于空气的航空器如气球、飞艇等，其主要部分是一个大大的气囊，中间充以比空气密度小的气体（如热空气、氢气等），这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样，可以依靠空气的静浮力升上空中。远在一千多年以前，我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具，可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。 然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠什么力量飞上天空的呢？ 相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓，这两种小小的玩意构造十分简单，但却蕴含着深刻的飞行原理。飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种，风筝的升空原理与滑翔机有一些类似，都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力，但与固定翼的飞机有一定的差别；而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙，都是靠旋翼旋转产生向上的升力。 机翼是怎样产生升力的呢？ 让我们先来做一个小小的试验：手持一张白纸的一端，由于重力的作用，白纸的另一端会自然垂下，现在我们将白纸拿到嘴前，沿着水平方向吹气，看看会发生什么样的情况。哈，白纸不但没有被吹开，垂下的一端反而飘了起来，这是什么原因呢？流体力学的基本原理告诉我们，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，白纸上面的空气被吹动，流动较快，压强比白纸下面不动的空气小，因此将白纸托了起来。这一基本原理在足球运动中也得到了体现。大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”，在发角球时，脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员，直接飞入球门，由于足球的飞行路线是弯曲的，形似一只香蕉，因此叫做“香蕉球”。这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差，由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转，因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同，所受到的空气的压力也不同，是空气的压力差蒙蔽了守门员。 对于固定翼的飞机，当它在空气中以一定的速度飞行时，根据相对运动的原理，机翼相对于空气的运动可以看作是机翼不动，而空气气流以一定的速度流过机翼。空气的流动在日常生活中是看不见的，但低速气流的流动却与水流有较大的相似性。日常的生活经验告诉我们，当水流以一个相对稳定的流量流过河床时，在河面较宽的地方流速慢，在河面较窄的地方流速快。流过机翼的气流与河床中的流水类似，由于机翼一般是不对称的，上表面比较凸，
升力系数及阻力系数演示教学
升力系数及阻力系数
精品文档 问题：圆柱绕流在fluent中如何得到阻力系数和升力系数？具体的设置是怎样的？是要监测得到阻力和 升力吗？它们分别怎么设置来得到？ 答：首先要在report－reference value里设置参考速度和长度 然后solve－monitor－force中设置监测drag，lift就可以了 阻力和升力是可以得到的，得到之后再除以1/2pV**2S就可以了 问题：fluent中升阻力系数如何定义？ 答：升力系数定义： FLUENT的升力系数是将升力除以参考值计算的动压 (0.5*density*(velocity**2)*area=0.5*1.225*(1**2)*1=0.6125)，可以说只是对作用力进行了无量纲化，对自 己有用的升力系数还需要动手计算一下，report一下积分的面积和力，自己计算。 其实本身系数就是一个无量纲化的过程，不同的系数有不同的参考值，就像计算Re数时的参考长度，是 一个特征长度，反应特征即可 作为Cl、Cd也是具有特定含义的系数，参考面积的取法是特定的，比如投影面积等等，但是这个在 Fluent里是没有体现的 Fluent里面你不做设置，就是照上面的帖子这样计算出来的， 并不是你所期望的参考值，自己需要设定，对需要的参考值要做在里面设定 风阻系数：空气阻力是汽车行驶时所遇到最大的也是最重要的外力。空气阻力系数，又称风阻系数，是计算汽车空气阻力的一个重要系数。它是通过风洞实验和下滑实验所确定的一个数学参数, 用它可 以计算出汽车在行驶时的空气阻力。 空气阻力是汽车行驶时所遇到最大的也是最重要的外力.风阻系数是通过风洞实验和下滑实验所确定的一个数学参数,用它可以计算出汽车在行驶时的空气阻力.风阻系数的大少取决于汽车的外形.风阻系数愈大,则空气阻力愈大.现代汽车的风阻系数一般在0.3-0.5之间. 下面是一些物体的风阻： 垂直平面体风阻系数大约1.0 球体风阻系数大约0.5 一般轿车风阻系数0.28-0.4 好些的跑车在0.25 赛车可以达到0.15 飞禽在0.1-0.2 飞机达到0.08 目前雨滴的风阻系数最小 在0.05左右 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除
阻力系数
五、数据处理 由于实验中的水温变化较小，平均温度为27.2，查得 ρ水= 995.7 kg/m3 μ水= 0.8545 mPa·s 局部阻力管径d：20.0 mm 测量长度l:95 cm 光滑管径d：20.0 mm 测量长度l:100 cm 粗糙管径d：21.0 mm 测量长度l:100 cm 1.估算粗管的相对粗糙度和绝对粗糙度 由 hf = △p f/ρ = λlu2/2d 得：λ= 2d△p f/ρlu2 将粗糙管的第一组数据代入得; u = 1.3÷3600÷(3.14×0.01052) = 1.0431 m/s λ = (2×0.021×1.52×1000)÷(995.7×1×1.04312) = 0.0589 同理可得: 由 Re = duρ/μ得（粗糙管的第一组数据）： Re =0.021×1.0431×995.7÷（0.8545÷1000） = 25525 同理可得： 由此可以作出λ- Re曲线，如下所示：
由趋势线可以知道，λ- Re 曲线近似于一条平行于Re 轴线的直线，且在一定范围内无论Re 取何值，其λ都接近于0.059。 所以经过查表可知，此粗管的相对粗糙度近似为： ε/d = 0.03 则绝对粗糙度为 ε = 0.03×0.021 = 0.00063 2. 根据光滑管实验结果，对照柏拉修斯方程，计算误差： 同第一步计算λ值一样，由公式 λ= 2d △p f /ρlu 2 可根据实验数据计而根据柏拉修斯方程 λ= 0.3164/Re 0.25 ,以第一组数据为例计算如下： Re = du ρ/μ =0.020×1.1500×995.7÷（0.8545÷1000） =26801 则 λ= 0.3164/Re 0.25 =0.3164÷26801 0.25 =0.0247 误差为 （0.0179 - 0.0247）÷0.0247 = -27.5 % 同理可计算其他各组数据的误差为：
升力系数
升力係數 原圖片取自：NASA Glenn Research Center, Learning Technology Project 升力係數是一個空氣動力學家用來模擬所有關於物體外形、氣流夾角，以及一些氣流狀態等等對升力造成影響的複雜相關因素的數字。下面我們藉由其他變數來表示升力係數的公式僅將升力公式重新整理得到的。升力係數Cl等於升力L除以下面這一項：密度r乘以速度平方的一半乘以翼面積A。 Cl = L / (A * .5 * r * V^2) 密度的一半乘以速度的平方這個量值稱為動壓q。因此： Cl = L / (q * A) 那麼升力係屬表示的就是升力與動壓產生的升力乘以面積的比值。 這裡有個方法可以決定出升力係數的值。在一個可控制的環境〈如風洞〉裡，我們可以決定速度，密度，以及面積並測量產生的升力大小。藉由運算，我們可以先求得一個升力係數數值。再藉由升力公式，我們就可以得知在不同的速度，密度(高度)，以及面積等狀態
下的升力大小。 升力係數包含了物體外形對升力產生的複雜影響。對於立體空間的機翼，翼端附近產生的下洗流會減小機翼整體的升力係數。升力係數也包含了空氣黏性與可壓縮性的影響。要能夠讓升力係數在正確的情況下使用，我們必須確保我們測量值與預測值兩種狀況下，其空氣黏性與可壓縮性的情況是一樣的。否則預測出來的升力值就會不精確。 對於非常低速的氣流〈時速小於200英里〉，空氣可壓縮性的影響可以忽略。在較高的速度時，兩種狀況的馬赫數要一致就顯的重要許多。馬赫數是速度與音速之間的比值。因此，如果將在低速(如時速200英里)下測量到的升力係數應用在兩倍音速(接近時速1400英里，也就是2.0馬赫)的情形，當然是完全不對的。空氣的可壓縮性將使得這兩種情況下的物理特性有重大的改變。 同樣地，我們必須讓空氣黏性的效應也一致，但這非常的困難。討論黏性上一個需要一致的重要參數就是雷諾數。雷諾數是慣性力與黏力之間的比值。如果實驗時的雷諾數與飛行時的雷諾數這兩者很接近，那麼我們適當地模擬了黏性相對於慣性力產生的效應。如果這兩者差的很遠，我們就沒有正確的模擬真實情況的物理情形，並且無法得出正確的升力數據。
fluent中升力系数,阻力系数和压力系数定义
问题：圆柱绕流在fluent中如何得到阻力系数和升力系数？具体的设置是怎样的？是要监测得到阻力和升力吗？它们分别怎么设置来得到？ 答：首先要在report－reference value里设置参考速度和长度 然后solve－monitor－force中设置监测drag，lift就可以了 阻力和升力是可以得到的，得到之后再除以1/2pV**2S就可以了 问题：fluent中升阻力系数如何定义？ 答：升力系数定义： FLUENT的升力系数是将升力除以参考值计算的动压 (0.5*density*(velocity**2)*area=0.5*1.225*(1**2)*1=0.6125)，可以说只是对作用力进行了无量纲化，对自己有用的升力系数还需要动手计算一下，report一下积分的面积和力，自己计算。 其实本身系数就是一个无量纲化的过程，不同的系数有不同的参考值，就像计算Re数时的参考长度，是一个特征长度，反应特征即可 作为Cl、Cd也是具有特定含义的系数，参考面积的取法是特定的，比如投影面积等等，但是这个在Fluent里是没有体现的 Fluent里面你不做设置，就是照上面的帖子这样计算出来的， 并不是你所期望的参考值，自己需要设定，对需要的参考值要做在里面设定 另外：参考值的改变不影响迭代计算的过程，只是在后处理一些参数的时候应用到 user guide 的相关内容 26.8 Reference Values You can control the reference values that are used in the computation of derived physical quantities and nondimensional coefficients. These reference values are used only for postprocessing. Some examples of the use of reference values include the following:
管道阻力损失计算
管道的阻力计算 风管内空气流动的阻力有两种，一种是由于空气本身的粘滞性及其与管壁间的摩擦而产生的沿程能量损失，称为摩擦阻力或沿程阻力；另一种是空气流经风管中的管件及设备时，由于流速的大小和方向变化以及产生涡流造成比较集中的能量损失，称为局部阻力。通常直管中以摩擦阻力为主，而弯管以局部阻力阻力为主（图6-1-1）。 图6-1-1 直管与弯管 （一）摩擦阻力 1．圆形管道摩擦阻力的计算 根据流体力学原理，空气在横断面形状不变的管道内流动时的摩擦阻力按下式计 算： （6-1-1） 对于圆形风管，摩擦阻力计算公式可改为： （6-1-2） 圆形风管单位长度的摩擦阻力（又称比摩阻）为：
（6-1-3） 以上各式中 λ——摩擦阻力系数； v——风秘内空气的平均流速，m/s； ρ——空气的密度，kg/m3； l——风管长度，m； Rs——风管的水力半径，m； f——管道中充满流体部分的横断面积，m2； P——湿周，在通风、空调系统中即为风管的周长，m； D——圆形风管直径，m。 摩擦阻力系数λ与空气在风管内的流动状态和风管管壁的粗糙度有关。在通风和空调系统中，薄钢板风管的空气流动状态大多数属于紊流光滑区到粗糙区之间的过渡区。通常，高速风管的流动状态也处于过渡区。只有流速很高、表面粗糙的砖、混凝土风管流动状态才属于粗糙区。计算过渡区摩擦阻力系数的公式很多，下面列出的公式适用范围较大，在目前得到较广泛的采用： （6-1-4） 式中 K——风管内壁粗糙度，mm； D——风管直径，mm。 进行通风管道的设计时，为了避免烦琐的计算，可根据公式（6-1-3）和（6-1-4）制成各种形式的计算表或线解图，供计算管道阻力时使用。只要已知流量、管径、流速、阻力四个参数中的任意两个，即可利用线解图求得其余的两个参数。线解图是按过渡区的λ值，在压力B0=101.3kPa、温度t0=20℃、宽气密度ρ0=1.204kg/m3、运动粘度v0=15.06×10－6m2/s、管壁粗糙度K=0.15mm、圆形风管等条件下得出的。当实际使用条件下上述条件不相符时，应进行修正。 （1）密度和粘度的修正
飞机结构和组成
飞行的主要组成部分及功用 到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成： 1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。 2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。 4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。 5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。 二、飞机的升力和阻力 飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理： 流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。 连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。 伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力
流体阻力系数
流体阻力系数 一个物体在流体（液体或气体）中和流体有相对运动时，物体会受到流体的阻力。阻力的方向和物体相对于流体的速度方向相反，其大小和相对速度的大小有关。 在相对速率v 较小时，阻力f的大小与v 成正比： f = kv 式中比例系数k 决定于物体的大小和形状以及流体的性质. 在相对速率较大以致于在物体的后方出现流体漩涡时,阻力的大小将与v平方成正比。对于物体在空气中运动的情形,阻力 f = CρAvv/2 式中，ρ是空气的密度,A 是物体的有效横截面积，C 为阻力系数。 物体在流体中下落时，受到的阻力随速率增大而增大，当阻力和重力平衡时，物体将以匀速下落。物体在流体中下落的最大速率称为终极速率，又称为收尾速率。对在空气中下落的物体，它的终极速率为： 如图
关键字：2.2.4 流体流动阻力的计算 流动阻力的大小与流体本身的物理性质、流动状况及壁面的形状等因素有关。 化工管路系统主要由两部分组成，一部分是直管，另一部分是管件、阀门等。相应流体流动阻力也分为两种： 直管阻力：流体流经一定直径的直管时由于内摩擦而产生的阻力； 局部阻力：流体流经管件、阀门等局部地方由于流速大小及方向的改变而引起的阻力。 1. 流体在直管中的流动阻力 如图1-24所示，流体在水平等径直管中作定态流动。 在1-1′和2-2′截面间列柏努利方程， 因是直径相同的水平管， 若管道为倾斜管，则 由此可见，无论是水平安装，还是倾斜安装，流体的流动阻力均表现为静压能的减少，仅当水平安装时，流动阻力恰好等于两截面的静压能之差。 把能量损失表示为动能的某一倍数。 令 则（2-19） 式（2-19）为流体在直管内流动阻力的通式，称为范宁（Fanning）公式。式中为无因次系数，称为摩擦系数或摩擦因数，与流体流动的Re及管壁状况有关。 根据柏努利方程的其它形式，也可写出相应的范宁公式表示式： 压头损失（2-20） 压力损失 (2-21) 值得注意的是，压力损失是流体流动能量损失的一种表示形式，与两截面间的压力差意义不同，只有当管路为水平时，二者才相等。 应当指出，范宁公式对层流与湍流均适用，只是两种情况下摩擦系数不同。以下对层流与湍流时摩擦系数分别讨论。 （1）层流时的摩擦系数 流体在直管中作层流流动时摩擦系数的计算式： （2-22） 即层流时摩擦系数λ是雷诺数Re的函数。 （2）湍流时的摩擦系数
飞机升力实验报告
飞机升力演示实验报告 【实验目的】：通过实验了解飞机升力是如何产生的。 【实验仪器】：飞机升力演示仪。 【实验原理】：一般翼型的前端圆钝、后端尖锐，上表面拱起、下表面较平，呈鱼侧形。当气流迎面流过机翼时，流线分布情况如图。原来是一股气流，由于机翼的插入，被分成上下两股。通过机翼后，在后缘又重合成一股。由于机翼上表面拱起，使上方的那股气流的通道变窄，流速加快。 流体流动时，同一水平流面上的压强P和流速V根据伯努利原理 可以得知满足下面关系：流速大的地方压强小。机翼上方的压强比机翼下方的压强小，也就是说，机翼下表面受到向上的压力比机翼上表面受到向下的压力要大，这个压力差就是机翼产生的升力。 【实验装置】飞机升力演示仪
【实验步骤】打开电扇开关，让气流流过机翼，模拟飞机向前飞行。观察两种形状机翼的不同运动情况：流线型机翼向上升起，平直机翼纹丝不动。 实验时，模拟流动空气的出口与机翼调整好一定的方向和角度，否则现象不明显。 【实验结论】机翼的形状是上凸下平的
飞机前进时，机翼与周围的空气发生相对运动，相当于有气流迎面流过机翼。气流被机翼分成上下两部分，由于机翼横截面的形状上下不对称，在相同时间内，机翼上方气流通过的路程较长，因而速度较大，它对机翼的压强较小；下方气流通过的路程较短，因而速度较小，它对机翼的压强较大 飞机上下表面的压强差产生了飞机向上的升力。 【实验原理的应用】 了解了飞机升力的原理后，我们发现伯努利原理在我们现实生活中的应用还有很多。 （1）弧圈香蕉——能转弯。 （2）火车站台——安全线。
（3）汽车疾驶——叶随迁； （4）水翼船儿——跑得欢。 （5）龙卷风旋——水上天； （6）台风过后——屋顶翻。 （7）赛车风翼——增安全； （8）两船并行——不靠近。 （9）非洲鼠洞——空调鲜； （10）烟囱风起——顺排烟 案例1：“香蕉球” 为什么球在自西向东旋转时，西侧的空气流速快呢？ 一方面空气迎着球向后流动，另一方面，由于空气与球之间的摩擦，球周围的空气又会被带着一起旋转，这时，球旋转的方向与球前进方向相同一侧相对于空气的速度比另一侧小。
飞机升力与阻力详解
升力是怎样产生的 任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行，这是航空器飞行的基本原理。前面我们提到，航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类，轻于空气的航空器如气球、飞艇等，其主要部分是一个大大的气囊，中间充以比空气密度小的气体（如热空气、氢气等），这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样，可以依靠空气的静浮力升上空中。远在一千多年以前，我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具，可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。 然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠什么力量飞上天空的呢？ 相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓，这两种小小的玩意构造十分简单，但却蕴含着深刻的飞行原理。飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种，风筝的升空原理与滑翔机有一些类似，都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力，但与固定翼的飞机有一定的差别；而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙，都是靠旋翼旋转产生向上的升力。 机翼是怎样产生升力的呢？ 让我们先来做一个小小的试验：手持一张白纸的一端，由于重力的作用，白纸的另一端会自然垂下，现在我们将白纸拿到嘴前，沿着水平方向吹气，看看会发生什么样的情况。哈，白纸不但没有被吹开，垂下的一端反而飘了起来，这是什么原因呢？流体力学的基本原理告诉我们，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，白纸上面的空气被吹动，流动较快，压强比白纸下面不动的空气小，因此将白纸托了起来。这一基本原理在足球运动中也得到了体现。大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”，在发角球时，脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员，直接飞入球门，由于足球的飞行路线是弯曲的，形似一只香蕉，
飞机起降过程物理过程分析
飞机起降过程物理过程分析 摘要：随着经济的发展，人们生活水平的提高，越来越多的人选择方便快捷的飞机作为主要出行方式。中国低空领域的开放，将会进一步促进整个行业的大发展。人们的生活也越来越离不开飞机。飞机涉及到非常多的知识和原理。文章将对飞机的原理和相关的运行规定进行整理分析，以及理想情况下飞机降落过程的受力分析来展示飞机降落的整个过程。 关键词：飞机；着陆；起飞；标准降落；受力分析 1 起飞着陆具体过程 在飞机的整个飞行中起飞着陆是最复杂、最危险的阶段，在这一阶段发生事故的概率最高。 当飞机得到起飞命令以后，飞行员加大飞机的油门开始滑跑，当滑跑速度达到一定数值（离地速度）时，飞行员向后拉驾驶杆使飞机的迎角增加，这样飞机的升力就随着滑跑速度和迎角的增加而增大。当升力增加到大于飞机的重力时，飞机便开始离开地面。以后，飞机继续加速爬升，当飞机爬升到离地面10～15米时，飞行员便开始收起落架以减小飞行阻力。当飞机爬升到安全高度以后，起飞阶段就结束了。
飞机着陆过程是指飞机从安全高度以3度下降角下降，发动机慢车，飞机近似等速直线飞行。在离地6到12米时，开始将飞机拉平。飞机减速平飞，继续增加迎角接近护尾迎角，速度继续降低。当升力小于重力时，飞机飘落主轮接地后，保持两点滑跑，利用空气阻力减速到一定速度后，飞机前轮接地，三点滑跑并开始刹车直到停止。整个过程可概括为：下降、拉平、平飘、接地、滑跑。 2 升力产生的物理过程 空气在机翼迎风时的流向图。如图1所示。 空气在机翼上方要随机翼的形状走过更多的行程，于是机翼上方的流速小于机翼下方，根据气体性质，那么机翼上方的气体压强要小于机翼下方，于是形成了上下的气压差，飞机的升力本质上由此产生。 3 起飞性能参数 提高飞机起飞时的加速度，使它尽快地达到离地速度，以缩短起飞滑跑距离。飞机起飞是一个直线加速运动，它分两个阶段，即最大功率地面滑跑阶段，以及加速爬升阶段。飞机起跑速度继续增加到一定数值时，机翼的升力和重量大致相等，驾驶员拉杆向后，飞机抬起机头，前轮离地，这个速度称为抬前轮速度。这时飞机开始升空，起飞的第一阶段滑跑完成，转入第二阶段即飞机飞到规定的高度，起飞阶段结束。
飞行升力与阻力详解
1. 升力是怎样产生的： 任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行，这是航空器飞行的基本原理。前面我们提到，航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类，轻于空气的航空器如气球、飞艇等，其主要部分是一个大大的气囊，中间充以比空气密度小的气体（如热空气、氢气等），这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样，可以依靠空气的静浮力升上空中。远在一千多年以前，我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具，可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。 然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠什么力量飞上天空的呢？ 相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓，这两种小小的玩意构造十分简单，但却蕴含着深刻的飞行原理。飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种，风筝的升空原理与滑翔机有一些类似，都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力，但与固定翼的飞机有一定的差别；而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙，都是靠旋翼旋转产生向上的升力。 2. 机翼是怎样产生升力的呢？ 让我们先来做一个小小的试验：手持一张白纸的一端，由于重力的作用，白纸的另一端会自然垂下，现在我们将白纸拿到嘴前，沿着水平方向吹气，看看会发生什么样的情况。哈，白纸不但没有被吹开，垂下的一端反而飘了起来，这是什么原因呢？流体力学的基本原理告诉我们，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，白纸上面的空气被吹动，流动较快，压强比白纸下面不动的空气小，因此将白纸托了起来。这一基本原理在足球运动中也得到了体现。大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”，在发角球时，脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员，直接飞入球门，由于足球的飞行路线是弯曲的，形似一只香蕉，因此叫做“香蕉球”。这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差，由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转，因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同，所受到的空气的压力也不同，是空气的压力差蒙蔽了守门员。 对于固定翼的飞机，当它在空气中以一定的速度飞行时，根据相对运动的原理，机翼相对于空气的运动可以看作是机翼不动，而空气气流以一定的速度流过机翼。空气的流动在日常生活中是看不见的，但低速气流的流动却与水流有较大的相似性。日常的生活经验告诉我们，当水流以一个相对稳定的流量流过河床时，在河面较宽的地方流速慢，在河面较窄的地方流速快。流过机翼的气流与河床中的流水类似，由于机翼一般是不对称的，上表面比较凸，
飞机攻角迎角升力系数阻力系数
飞机攻角 对于飞机来说，攻角是指飞机的升力方向矢量与飞机纵轴之间的夹角。[2] 升力矢量指示在西方战机HUD上很常见的。它也叫做飞行航径指示 （FPM），它指示出了飞机实际的运动方向，而不是相应的机头所指。如 果你将升力矢量对准地面，最后飞机将会飞到那一点去。这个指示对飞行 员来说是很重要的工具，可以在战斗机动和进场落地时使用。 现代高机动性的飞机像F15，可以执行高攻角（AOA）机动-当飞机 飞向一个方向时纵轴（水平线）却指向另外一个方向。 升力矢量也许不会和飞机的纵轴（水平线）重叠。升力矢量指示和 飞机纵轴之间的夹角叫攻角。当飞行员向后拉杆时，通常会增加飞机的攻角。如果在平飞时飞行员减少引擎推力，飞机会开始掉高度，为了保持平飞，飞行员会拉杆，因此也会增加攻角。 飞机的升力特征是和攻角以及表速连在一起的。当飞机攻角增加到危险数值时，升力也会增加。当攻角不变时增加表速也会增加升力。但是，当攻角和表速增加时机身的诱导阻力也会增加。 当攻角增加到危险数值时，机翼上的气流会被干扰从而损失升力。气流会从左右机翼开始分离引起侧滑，最终导致失速。当进入失速的时候，飞机围绕垂直轴旋转并且不停的损失高度。某些型号的飞机在螺旋时会拌有俯仰。当飞机进入失速状态时，飞行员应集中他所有的注意力来尝试重新控制飞机。有很多种可以让飞机从新恢复控制的方法。一般来说，减少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制装置应该保持在这个 位置直到飞机不再螺旋并且可以控制，将飞机改平，小心不要再在进入螺旋 迎角 迎角（Angle of attack）对于，机翼的前进方向（相当于气流的方向）和（与机身轴线不同）的夹角叫迎角，也称为，它是确定机翼在气流中姿态的。 基准迎角的计算公式为W/Cl*Q*S 升力系数 一个无量纲量，指物体所受到的升力与气流动压和参考面积的乘积之比。 中文名升力系数外文名lift coefficient 解释动压和面积的乘积之比别名举力系数 属性是一个无量纲量 定义 系数C L的定义为
1阻力系数和升力系数的计算
目录 1 阻力系数和升力系数的计算...................................................................................................1 2 俯仰力矩系数的计算...............................................................................................................1 3 法向力系数对攻角导数的计算...............................................................................................1 4 俯仰阻尼力矩系数的计算.......................................................................................................2 5 俯仰阻尼力矩系数的推导. (2) 1 阻力系数和升力系数的计算 n C —法向力系数；a C —轴向力系数； d C —阻力系数；L C —升力系数。 α—攻角。 cos sin L n a C C C αα=? sin cos d n a C C C αα=+ 2 俯仰力矩系数的计算 ()m n cp cg C C x x =? 3 法向力系数对攻角导数的计算 1(|1)(180)0(180)0o o o n n o n C C C ααπαα πα=?×=?=?×≠??
飞机攻角 迎角 升力系数 阻力系数
飞机攻角 编辑 对于飞机来说，攻角是指飞机的升力方向矢量与飞机纵轴之间的夹角。[2] 升力矢量指示在西方战机HUD上很常见的。它也叫做飞行 航径指示（FPM），它指示出了飞机实际的运动方向，而不是相 应的机头所指。如果你将升力矢量对准地面，最后飞机将会飞到 那一点去。这个指示对飞行员来说是很重要的工具，可以在战斗 机动和进场落地时使用。 现代高机动性的飞机像F15，可以执行高攻角（AOA）机动 -当飞机飞向一个方向时纵轴（水平线）却指向另外一个方向。 升力矢量也许不会和飞机的纵轴（水平线）重叠。升力矢量指示和飞机纵轴之间的夹角叫攻角。当飞行员向后拉杆时，通常会增加飞机的攻角。如果在平飞时飞行员减少引擎推力，飞机会开始掉高度，为了保持平飞，飞行员会拉杆，因此也会增加攻角。 飞机的升力特征是和攻角以及表速连在一起的。当飞机攻角增加到危险数值时，升力也会增加。当攻角不变时增加表速也会增加升力。但是，当攻角和表速增加时机身的诱导阻力也会增加。 当攻角增加到危险数值时，机翼上的气流会被干扰从而损失升力。气流会从左右机翼开始分离引起侧滑，最终导致失速。当进入失速的时候，飞机围绕垂直轴旋转并且不停的损失高度。某些型号的飞机在螺旋时会拌有俯仰。当飞机进入失速状态时，飞行员应集中他所有的注意力来尝试重新控制飞机。有很多种可以让飞机从新恢复控制的方法。一般来说，减少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制装置应该保持在这个位置直到飞机不再螺旋并且可以控制，将飞机改平，小心不要再在进入螺旋
升力系数 一个无量纲量，指物体所受到的升力与气流动压和参考面积的乘积之比。 中文名升力系数外文名lift coefficient 解释动压和面积的乘积之比别名举力系数 属性是一个无量纲量 定义 举力系数C L的定义为
飞机机翼升力的计算公式
飞机机翼升力的计算公 式 标准化管理处编码[BBX968T-XBB8968-NNJ668-MM9N]
飞机机翼升力的计算公式中C是升力系数，S是机翼的面积。v是飞机的速度。ρ是大气密度。那么各个数据的单位是什么？ Y=1/2ρCSv2 等式两边的单位肯定相同的。 但是我要说，这个公式中各个量采用什么单位都是无所谓的，因为里面含有一个C（升力系数）的量，这个量的单位会随着别的量选用的单位而变化，来保证等式两边的单位是统一的。等式两边的单位肯定相同的。 例如，各个物理量都采用国际单位制，即等式左边升力Y单位选用N，等式右边ρ选用k g/m3，S选用m2，V选用m/s。那么C的单位就应该是n·s/kg（C绝对不是没有单位的，这点楼上两位说错了），这样才能保证左边运算结果的单位是N。这个单位很奇怪，而且这个单位并没有什么物理意义，只是为了平衡等式两边的单位。 上面只是举了一个例子，而公式采用哪一套单位制都可以。事实上，飞机领域都是西方国家占主导地位，他们采用的单位并不是国际单位制，而是英制单位，长度单位是英寸、英尺、英里等，面积单位可能就是平方英尺等，重量单位是磅，速度单位是英里/小时，等等。而采用这一套单位，升力系数C的单位又不同了，还是要平衡两边的单位。 而对于这个公式，我们没有必要追求他到底用什么单位，只要知道这个数量关系就可以了。而如果你要应用这个公式的话，也是有难度的，因为C这个系数并不像普通公式里的系数一样固定不变，它是随着机翼迎角、机翼形状等因素而变化的，其值也应该由实验测量得出，而不能计算得出。所以，除非做很严谨的科学研究，应用此公式的现实意义并不大。 Y=1/2ρCSv2
管道的阻力计算
6.1.1 管道的阻力计算 [ 2007-9-4 14:50:31 | By: rsjang ] 风管内空气流动的阻力有两种，一种是由于空气本身的粘滞性及其与管壁间的摩擦而产生的沿程能量损失，称为摩擦阻力或沿程阻力；另一种是空气流经风管中的管件及设备时，由于流速的大小和方向变化以及产生涡流造成比较集中的能量损失，称为局部阻力。通常直管中以摩擦阻力为主，而弯管以局部阻力阻力为主（图6-1-1）。 图6-1-1 直管与弯管 （一）摩擦阻力 1．圆形管道摩擦阻力的计算 根据流体力学原理，空气在横断面形状不变的管道内流动时的摩擦阻力按下式计算： （6-1-1）对于圆形风管，摩擦阻力计算公式可改为： （6-1-2）圆形风管单位长度的摩擦阻力（又称比摩阻）为：
（6-1-3） 以上各式中 λ——摩擦阻力系数； v——风秘内空气的平均流速，m/s； ρ——空气的密度，kg/m3； l——风管长度，m； R s——风管的水力半径，m； f——管道中充满流体部分的横断面积，m2； P——湿周，在通风、空调系统中即为风管的周长，m； D——圆形风管直径，m。 摩擦阻力系数λ与空气在风管内的流动状态和风管管壁的粗糙度有关。在通风和空调系统中，薄钢板风管的空气流动状态大多数属于紊流光滑区到粗糙区之间的过渡区。通常，高速风管的流动状态也处于过渡区。只有流速很高、表面粗糙的砖、混凝土风管流动状态才属于粗糙区。计算过渡区摩擦阻力系数的公式很多，下面列出的公式适用范围较大，在目前得到较广泛的采用： （6-1-4） 式中 K——风管内壁粗糙度，mm； D——风管直径，mm。 进行通风管道的设计时，为了避免烦琐的计算，可根据公式（6-1-3）和（6-1-4）制成各种形式的计算表或线解图，供计算管道阻力时使用。只要已知流量、管径、流速、阻力四个参数中的任意两个，即可利用线解图求得其余的两个参数。线解图是按过渡区的λ值，在压力B0=101.3kPa、温度t0=20℃、宽气密度ρ0=1.204kg/m3、运动粘度 v0=15.06×10－6m2/s、管壁粗糙度K=0.15mm、圆形风管等条件下得出的。当实际使用条件下上述条件不相符时，应进行修正。 （1）密度和粘度的修正 （6-1-5）