飞机攻角 迎角 升力系数 阻力系数
飞机攻角 迎角 升力系数 阻 力系数
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
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。
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。
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
迎角
机翼前沿在离地以后要要3度的迎角其实就是在地面，用一根绳子从尾翼拉到机翼，然后让机翼前沿高出来3度就可以了机翼弦线与机身中心线之间的夹角叫安装角。
（就是从侧面的角度来看，机翼翼弦和飞机纵轴的夹角，不明白的话想象一下迎角风标）。
以巡航姿态为主的运输机安装角一般在4度。
冲角飞机起飞时的迎角是怎么回事？用一条直线把飞机机翼最前端的点和最后端的点连起来，这条线叫翼弦。
飞机飞行中，相对气流和翼弦的夹角就叫迎角。
迎角为正（飞机抬着头），在机翼上下表面才能产生压力差，从而产生升力，飞机才能飞行。
升力是和迎角有关系的。
迎角从负的开始增大时，飞机升力系数先增大，后减小。
对应最大升力系数的那个迎角就叫临界迎角，对应升力系数为0的迎角就叫零升力迎角。
所以飞机增大迎角，升力会上升。
但是超过临界迎角，飞机就会失速坠毁。
飞机起飞要放襟翼以增加升力，加大离地迎角，来增大升力系数，从而减小离地速度，缩短起飞滑跑距离。
冲角（Angle of attack）又称“攻角”、“迎角”。
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）的夹角叫冲角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
目录1冲角的概念2大冲角? 概念? 意义1冲角的概念编辑冲角大小与飞机的空气动力密切相关。
飞机的升力与升力系数成正比；阻力与阻力系数成正比。
升力系数和阻力系数都是冲角的函数。
在一定范围内，冲角越大，升力系数与阻力系数也越大。
但是，当冲角超过某一数值（称为临界冲角），升力系数与阻力系数反而减小。
这时飞机就可能失速。
因此，冲角是重要的飞行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的冲角范围内飞行。
所以有的飞机有一块专门指示冲角的仪表——冲角表。
有的飞机还有失速警告系统。
当实际冲角接近临界冲角而使飞机有失速的危险时，失速警告系统即发出各种形式的告警信号。
对于直升机和旋翼机，冲角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。
直升机上几种常用的传感器介绍剖析
直升机上几种常用的传感器介绍直升机作为20世纪航空技术极具特色的创造之一，极大地拓展了飞行器的应用范围。
它不仅可以作低速、低空和机头方向不变的机动飞行，还可以小场地进行垂直升降。
这些优点使得直升机具有广阔的前景和使用价值。
作为一个复杂的系统，直升机内部安装了大量的传感器来保证直升机的安全、平稳、正确地飞行，其中包括了测量攻角的归零压差式攻角传感器，保证直升机平稳飞行的姿态传感器，测量油箱油位的变介电常数电容传感器，以及测量高度的高度传感器。
1 归零压差式攻角传感器攻角，也称迎角，是指气流与直升机旋翼之间的夹角。
飞机的火力控制系统、巡航控制系统以及失速警告系统都离不开飞机的攻角信息，攻角可以校正静压和动压，而静压和动压可以进一步计算气压高度和空速，因此获得精确的攻角对于飞机的大气数据系统具有十分重要的意义[1]。
美国等一些国家将其用于运输机、轰炸机、战斗机和导弹上，我国也曾将其应用在歼5战斗机和运1运输机上。
1.1 工作原理传感器的结构如图1-1所示，主要包括：敏感部分——探头；变换传动部分——气道、气室和桨叶；输出部分——电位器；温控部分——加热器和恒温器[2]。
归零压差式攻角传感器是一种空气动力装置，探头纵轴与飞行器纵轴相垂直，其上有两排互成90度的测压口，根据柏努利定理，圆柱表面的压力分布与该点径线相对气流的夹角有关。
因此，其压力分布系数θ2sin 41-=P当攻角不变时，两排测压口的气压是相等的。
而当攻角改变时，测压口在流场中敏感的压力差为()1212212sin sin 2θθρ-=-=V p p p d该压差经过气道、气室变换传动为压差力矩，推动浆叶，带动探头转动，直到压差为零；同时，探头转动时，与探头同轴的电刷便在电位计的绕组上产生角位移，从而电位计产生与攻角成比例的电信号，其原理图如图1-2所示。
整个过程均是自动调整的。
为保证在各种使用条件（速度、高度、温度…）下传感器仍能正常工作，传感器内配有恒温器，探头内有加热器。
飞机性能——飞行的升阻力
1.2 飞行的升阻力1.2.1机翼的形状机翼的平面形状机翼的几何参数翼展：左右两翼翼尖之间的距离。
平均几何弦长：机翼面积与翼展之比。
对于矩形机翼：是前缘到后缘的直线距离。
展弦比（aspect ratio）：翼展与平均几何弦长之比，或翼展平方与翼面积之比。
根梢比（梯形比）：翼根弦长和翼尖弦长之比。
前掠角、后掠角机翼前缘同垂直于机身中心线的直线之间所夹的角度。
是机翼与机身夹角的余角。
机翼前缘位于机身中心线垂直线前面，称为前掠角；机翼前缘位于机身中心线垂直线后面，称为后掠角。
在俯视图上，机翼有代表性的基准线(一般取25%等百分比弦线)与飞机对称面法线之间的夹角。
基准线向后折转时为后掠角。
后掠角是指从飞机的俯仰方向看，机翼平均气动弦长连线自翼根到翼尖向后歪斜的角度。
如果是机翼前缘线的歪斜角，则称前缘后掠角。
上反角、下反角机翼的底面同垂直于飞机立轴的平面之间的夹角。
从飞机侧面看，翼尖上翘是上反角；翼尖下垂是下反角。
机翼的铅垂剖面——翼型翼型的几何特征机翼的铅垂剖面又叫做翼型。
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。
前缘和后缘翼型前端点叫做前缘，后端点叫做后缘。
翼弦和弦长前缘和后缘之间的连线称为翼弦。
翼弦的长度称为弦长。
翼型的弯度分布和厚度分布迎角对于翼型和固定翼飞机，来流方向和翼弦的夹角称为迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
对于直升机和旋翼机，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。
1.2.2升力的产生气体的管流特性理想低速气体的管流特性——Bernoulli 定理气流流经光滑管路，不计摩擦及其它损失，满足理想流体的伯努利定理：气体总压保持不变：总压=静压+速压，并且：气流通过等截面管路，处处流速相等，静压相等；气流通过收敛管路，速度加大，静压下降；气流通过扩张管路，速度降低，静压提高；低速和亚声速气流在变截面管道中的流动低速气流在变截面管道中流动时，由于气流密度变化不大，可视为不可压缩流体：亚声速气流在变截面管道中流动超声速气流在变截面管道中的流动在低速飞行中，机翼周围的空气由于压力变化所引起的空气密度变化量很小，其影响可以略去不计；而在高速飞行中，气流速度变化所引121212121212;;;;P P A A P P A A <><><>υυυυ121212121212121212121212;;;;;;;;;;Ma Ma P P T T A A Ma Ma P P T T A A ><><<<<><>>>υυρρυυρρ起的空气密度变化，会引起空气动力发生很大的变化，甚至会引起空气流动规律的改变，因此它的影响就不能忽略了。
空气动力学原理
空气动力学原理空气动力学是研究空气在物体表面流动时所产生的力学行为的学科。
它是飞行器设计与研究的重要基础，对于飞行器的性能和安全具有重要影响。
本文将简要介绍空气动力学原理的基本概念和应用。
一、气动力与气动特性空气动力学研究中的核心概念是气动力和气动特性。
气动力指的是空气对物体施加的作用力和力矩，它通常分为升力和阻力两种。
升力是垂直于物体运动方向的力，使飞行器能够克服重力飞行；阻力是沿着物体运动方向的力，阻碍飞行器的前进速度。
气动特性是指空气动力学中涉及到的一些重要参数，如攻角、迎角、升力系数和阻力系数等。
攻角是指物体前进方向与气流的夹角，迎角是指物体前缘与气流的夹角。
升力系数是升力与流体密度、速度和物体参考面积的比值，阻力系数是阻力与密度、速度和参考面积的比值。
二、气流的流动状态空气动力学研究中的另一个重要概念是气流的流动状态。
根据空气流动的速度和流动性质，气流可以分为层流和湍流。
层流是指气流顺着固定方向，流速均匀稳定，流线整齐；湍流则是气流速度不规则，流线混乱，表现为涡旋、涡流和气流分离等。
气流的流动状态直接影响着物体所受到的气动力。
层流状态下，气动力较小，表面摩擦阻力小；而湍流状态下，气动力较大，摩擦阻力较大。
因此，在飞行器设计中，需要合理选择气动外形和控制飞行器表面气流状态，以减小气动阻力，提高飞行性能。
三、空气动力学的应用空气动力学原理在飞行器设计和研究中具有广泛应用，以下是一些常见的应用领域：1. 飞机设计与改进：空气动力学原理为飞机的气动外形设计和改进提供了理论基础。
通过对气流状态和物体形状的研究，可以减小飞机的阻力、提高升力，使飞机能够更高效地飞行。
2. 目标识别与伪装：空气动力学原理也被应用于军事领域的目标识别和伪装。
通过改变目标表面的形状或表面材料，可以减小目标的雷达反射截面，从而降低目标被探测和追踪的概率。
3. 车辆运输与能源效益：空气动力学原理在汽车和列车设计中也有广泛应用。
战斗机升力公式
战斗机的升力公式是描述飞机在空气中飞行时所受升力与各种因素之间关系的数学模型。
以下是关于战斗机升力公式的详细介绍：
战斗机的升力主要产生于机翼。
当飞机向前飞行时，机翼的形状使得下表面的气流速度较低，而上表面的气流速度较高，导致下表面的压力大于上表面的压力。
这种压力差即为升力。
升力公式为：L = 1/2 * Cl * A *ρ* V²
其中，L表示升力，Cl表示升力系数，A表示机翼面积，ρ表示空气密度，V表示飞行速度。
升力系数Cl是描述机翼形状对升力影响的系数，其值取决于机翼的形状、攻角和后掠角等因素。
在一定范围内，增加攻角可以增加升力系数，但过大的攻角会导致失速，影响飞机的稳定性和安全性。
机翼面积A也是影响升力的重要因素。
较大的机翼面积可以提供更大的升力，但同时也会增加飞机的阻力，影响飞行速度和机动性。
空气密度ρ和飞行速度V也是影响升力的因素。
在高原等高海拔地区，空气密度较低，会影响飞机的升力生成。
同时，在飞行速度较低时，也会影响升力的生成。
以上信息仅供参考，建议查阅航空类书籍或咨询专业人士。
迎角
机翼前沿在离地以后要要3度的迎角其实就是在地面，用一根绳子从尾翼拉到机翼，然后让机翼前沿高出来3度就可以了机翼弦线与机身中心线之间的夹角叫安装角。
（就是从侧面的角度来看，机翼翼弦和飞机纵轴的夹角，不明白的话想象一下迎角风标）。
以巡航姿态为主的运输机安装角一般在4度。
冲角飞机起飞时的迎角是怎么回事？用一条直线把飞机机翼最前端的点和最后端的点连起来，这条线叫翼弦。
飞机飞行中，相对气流和翼弦的夹角就叫迎角。
迎角为正（飞机抬着头），在机翼上下表面才能产生压力差，从而产生升力，飞机才能飞行。
升力是和迎角有关系的。
迎角从负的开始增大时，飞机升力系数先增大，后减小。
对应最大升力系数的那个迎角就叫临界迎角，对应升力系数为0的迎角就叫零升力迎角。
所以飞机增大迎角，升力会上升。
但是超过临界迎角，飞机就会失速坠毁。
飞机起飞要放襟翼以增加升力，加大离地迎角，来增大升力系数，从而减小离地速度，缩短起飞滑跑距离。
冲角（Angle of attack）又称“攻角”、“迎角”。
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）的夹角叫冲角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
目录1冲角的概念2大冲角? 概念? 意义1冲角的概念编辑冲角大小与飞机的空气动力密切相关。
飞机的升力与升力系数成正比；阻力与阻力系数成正比。
升力系数和阻力系数都是冲角的函数。
在一定范围内，冲角越大，升力系数与阻力系数也越大。
但是，当冲角超过某一数值（称为临界冲角），升力系数与阻力系数反而减小。
这时飞机就可能失速。
因此，冲角是重要的飞行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的冲角范围内飞行。
所以有的飞机有一块专门指示冲角的仪表——冲角表。
有的飞机还有失速警告系统。
当实际冲角接近临界冲角而使飞机有失速的危险时，失速警告系统即发出各种形式的告警信号。
对于直升机和旋翼机，冲角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。
飞行原理(升力和阻力)
波阻
能量的观点
空气通过激波时，受到薄薄一 层稠密空气的阻滞，使得气流速 度急骤降低，由阻滞产生的热量 来不及散布，于是加热了空气。 加热所需的能量由消耗的动能而 来。在这里，能量发生了转化-由动能变为热能。动能的消耗表 示产生了一种特别的阻力。这一 阻力由于随激波的形成而来，所 以就叫做"波阻"
激波前后气流物理参数的变 化
迎面阻力
• 摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻 力”一个物体究竟哪种阻力占主要部分， 主要取决于物体的形状
• 流线体，迎面阻力中主要是摩擦阻力 • 远离流线体的式样，压差阻力占主要部分， 摩擦阻力则居次要位置，且总的迎面阻力 也较大
机翼的三元效应
上翼面压强低，下翼面压强高 -> 压差 -> 漩涡 -> 下洗
作用在飞机上的空气动力
• 升力 — 更大的重量 • 阻力 — 更大发动机功率
问题：如何增大升力、减小阻力
迎角
Angle of Attack (AoA)
相对气流方向与翼弦之间的夹角
不同于飞机的姿态
升力
气流→翼型→上表面流线变密→流管变细 下表面平坦→流线变化不大(与远前方流线相比) 连续性定理、伯努利定理→翼型的上表面→流管变细→流管截面积 减小→气流速度增大→故压强减小 翼型的下表面→流管变化不大→压强基本不变 上下表面产生了压强差→总空气动力R R的方向向后向上→分力：升力L、阻力D
临界马赫数
上翼面流管收缩局部流速加快，大于远 前方来流速度 局部流速的加快 局部温度降低 局部音 速下降
当翼型上最大速度点的速度增加到等于当地 音速时，远前方来流速度v∞就叫做此翼型 的临界速度（对应临界马赫数）
局部激波
当M∞>Mcr以后，在翼型上表面 等音速点后面，由于翼型表面 的连续外凸，流管扩张，空气 膨胀加速，出现局部超音速区。
模型飞机各项计算公式
1、雷诺数Re=pvb/μ（空气密度p-kg/m^3;标准状态下为1.226，与气流相对速度v-m/s，翼型弦长b-m，黏度μ=0.0000178）：雷诺数的大小决定该翼型所做机翼的性能，如边界层是湍流边界层还是层流边界层，普通翼型的极限雷诺数（边界层从层流变为湍流）大约是50000，雷诺数还决定了机翼的与来流迎角（攻角）范围，在不失速的情况下，同一翼型，同一表面粗糙程度，同展弦比，同平面形状的机翼，雷诺数越大，则不失速攻角的范围越大，《《重点！通过观察风洞实验所得曲线，在雷诺数大于50000的情况下，两翼型雷诺数相差几万但升力系数曲线基本重合，也就是说，模友在选择翼型时在雷诺数大于50000时，计算出最大雷诺数（v 取最大值），然后直接用最大雷诺数的那个翼型数据计算即可，不同的是雷诺数大的助力系数要小一些，由此结论还能得出雷诺数大于50000时，翼型升力性能与速度的改变和翼型弦长的大小关系微小，在航模上可忽略。
》》2、升力计算：Y=1/2V^2pSCl(升力Y-单位N，气流相对速度V-m/s，空气密度P-kg/^3;，S翼面积-m^2，Cl-翼型的升力系数）改公式计算的是翼型理想升力，即在展弦比为无穷大时，不受翼尖涡流影响时的升力，升力系数代翼型数据，设计航模时应该对其进行修改，后面会讲到。
3、阻力计算：D=1/2V^2PSCd（阻力D-单位N，Cd-阻力系数，其它与升力计算相同）实际情况下机翼的阻力为翼型理想阻力+涡流诱导阻力，该公式计算的是翼型理想阻力，阻力系数代翼型数据。
4、涡流诱导阻力：D=1/2V^2PSCdi，（D为诱导阻力，Cdi为诱导阻力系数——Cdi=Cl^2/3.142A,展弦比A后面再详细介绍，Cdi计算公式中升力系数用翼型数据），非圆形或梯形机翼须乘以修正系数（1.05-1.1）圆形或梯形部分越多修正系数越小。
5、展弦比：A=L^2/S（L翼展，S翼面积，计算比值时L与S用同一单位，L厘米则S 用cm^2）展弦比大则不失速迎角范围小，小则反之，因为小展弦比时翼尖涡流大产生抑制边界层与机翼分力的作用力大。
飞机攻角迎角升力系数阻力系数
飞机攻角迎角升力系数阻力系数文件排版存档编号：[UYTR-OUPT28-KBNTL98-UYNN208]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。
阻力系数和迎角的关系
阻力系数和迎角的关系标题：阻力系数与迎角的关系简介：本文将探讨阻力系数与迎角之间的关系，分析不同迎角对阻力的影响，并提供相关实例与数据支持。
正文：阻力系数与迎角是飞行器设计和气动学中重要的参数，它们之间的关系对于飞行器性能的优化至关重要。
在本文中，我们将深入研究这两个参数之间的联系。
阻力系数是指单位参考面积上的阻力大小，通常用C_D表示。
它是一个无量纲的数值，表示了飞行器运动过程中受到的空气阻力大小。
而迎角则是飞行器运动方向与飞行器前进方向之间的夹角。
在理想情况下，当飞行器迎角为零时，即飞行器与前进方向平行时，阻力系数也应为零。
这是因为在这种情况下，空气流经飞行器的表面时没有被迫改变方向，从而减小了阻力。
然而，当迎角增大时，飞行器表面与空气流动方向之间的夹角也增加。
这导致空气流动受到阻碍，产生更大的阻力。
因此，随着迎角的增加，阻力系数也会相应地增加。
为了更好地理解阻力系数与迎角的关系，我们可以观察一架飞行器在不同迎角下的阻力变化。
通过实验和数据收集，我们可以得到一组数据，用于分析并绘制阻力系数与迎角之间的变化曲线。
实验结果显示，随着迎角的增加，阻力系数呈现出一个非线性的增长趋势。
当迎角较小时，阻力系数的增加速度较缓慢；而当迎角较大时，阻力系数的增加速度则加快。
这是因为在较小的迎角下，空气流动的改变较小，而在较大的迎角下，空气流动的改变更为显著。
因此，设计飞行器时，需要综合考虑迎角对阻力系数的影响。
在实际应用中，通常会选择一个合理的迎角范围，以保证飞行器在不同飞行状态下都能够获得较低的阻力系数。
总之，阻力系数与迎角之间存在着密切的关系。
通过深入研究这种关系，我们可以更好地理解飞行器在不同迎角下的阻力特性，从而优化设计，提高飞行性能。
这对于航空工程和气动学的发展具有重要意义。
飞机基本参数数据
飞机基本参数数据引言概述飞机基本参数数据是指描述飞机性能和特性的关键信息，对于飞行员、航空工程师和飞机制造商来说，这些数据至关重要。
了解和掌握飞机基本参数数据可以帮助飞行员进行飞行计划、飞行操作和应急处理，同时也是设计和改进飞机的重要依据。
一、飞机气动参数1.1 升力系数：升力系数是描述飞机升力大小的参数，它与机翼形状、机翼面积和攻角等因素密切相关。
升力系数的大小直接影响着飞机的升力性能和飞行性能。
1.2 阻力系数：阻力系数是描述飞机阻力大小的参数，它与飞机外形、气动特性和飞行速度等因素有关。
阻力系数的大小影响着飞机的飞行阻力和燃油消耗。
1.3 升阻比：升阻比是描述飞机升力和阻力之间的比值，它是评价飞机气动性能的重要参数。
升阻比越大，飞机的飞行性能越好。
二、飞机动力参数2.1 推力：推力是描述飞机发动机推力大小的参数，它直接影响着飞机的加速性能和爬升性能。
推力大小取决于发动机的设计和性能。
2.2 飞行速度：飞行速度是描述飞机飞行速度的参数，它包括巡航速度、最大速度和最小速度等。
飞机在不同速度下的飞行性能和稳定性会有所不同。
2.3 燃油消耗：燃油消耗是描述飞机燃油消耗量的参数，它与飞机的设计、发动机效率和飞行方式等有关。
燃油消耗对于飞机的航程和航空运营成本有重要影响。
三、飞机结构参数3.1 机翼面积：机翼面积是描述飞机机翼大小的参数，它直接影响着飞机的升力和阻力。
机翼面积的大小会对飞机的稳定性和操纵性产生影响。
3.2 机身长度：机身长度是描述飞机机身大小的参数，它与客舱容量、货舱容量和飞机总重量有关。
机身长度对于飞机的载重能力和飞行性能有影响。
3.3 平尾面积：平尾面积是描述飞机尾翼大小的参数，它影响着飞机的稳定性和操纵性。
平尾面积的大小会对飞机的飞行特性产生影响。
四、飞机性能参数4.1 爬升率：爬升率是描述飞机爬升速度的参数，它表示飞机在单位时间内爬升的高度。
爬升率直接影响着飞机的爬升性能和高空性能。
naca0012 升力系数
naca0012 升力系数
摘要：
1.引言
2.升力系数的定义
3.升力系数的影响因素
4.升力系数的测量方法
5.升力系数在航空领域的重要性
6.我国在升力系数研究方面的进展
7.总结
正文：
升力系数是一个描述飞机或飞行器在飞行过程中产生升力的参数。
它是飞行器升力与气动弦长之比，通常用符号“CL”表示。
升力系数的大小决定了飞行器在飞行中所受的升力大小，进而影响了飞行器的飞行性能。
升力系数的大小受多种因素影响，其中最重要的是攻角。
攻角是飞行器飞行方向与气流方向之间的夹角，当攻角增大时，升力系数也会随之增大。
另外，升力系数还与飞行速度、飞行高度、气动弦长等因素有关。
在实验室中，升力系数的测量方法通常是通过风洞实验来进行的。
在风洞实验中，会将模型飞机或飞行器放置在风洞中，通过改变风洞中的气流速度和方向，以及模型飞机或飞行器的攻角和侧滑角等参数，来测量升力系数的大小。
升力系数在航空领域中具有非常重要的作用。
在飞机设计中，升力系数的
大小是评估飞机性能的重要指标之一。
在飞行过程中，飞行员也需要密切关注升力系数的变化，以便调整飞行状态，保证飞行的安全和稳定。
我国在升力系数研究方面也取得了一些进展。
近年来，我国航空工业在飞机设计和制造方面取得了长足的进步，升力系数的研究也得到了更多的重视。
在实验室中，我国已经建立了较为完善的升力系数测量系统，并取得了一些重要的研究成果。
升力系数是一个非常重要的参数，它对飞机的飞行性能和安全性都有着重要的影响。
翼型迎角阻力计算公式
翼型迎角阻力计算公式翼型迎角阻力计算公式是飞行器设计和工程中非常重要的一部分。
翼型迎角阻力是指当飞机在飞行中受到空气阻力时，由于翼型的迎角而产生的阻力。
在飞行器设计和工程中，了解翼型迎角阻力计算公式可以帮助工程师和设计师更好地优化飞机的设计，提高其性能和效率。
翼型迎角阻力计算公式可以通过流体力学和空气动力学的理论来推导和计算。
在飞行中，飞机的翼型迎角是指飞机机身与水平线之间的夹角。
当飞机改变姿态或者飞行速度时，翼型迎角也会发生变化，从而影响飞机受到的阻力大小。
因此，了解翼型迎角阻力计算公式对于飞机的设计和飞行性能优化至关重要。
翼型迎角阻力计算公式一般可以表示为以下形式：D = 0.5 ρ V^2 S CD。
其中，D表示翼型迎角阻力，ρ表示空气密度，V表示飞机的速度，S表示翼型的参考面积，CD表示翼型的阻力系数。
在这个公式中，翼型迎角阻力与空气密度、飞机速度、翼型参考面积和翼型阻力系数都有关系。
空气密度是指空气的密度，它随着海拔高度的变化而变化。
飞机的速度是指飞机在飞行中的速度，它也会影响翼型迎角阻力的大小。
翼型的参考面积是指翼型的表面积，它也会影响翼型迎角阻力的大小。
翼型阻力系数是一个与翼型形状和空气动力学性能有关的参数，它是通过实验和理论计算得出的。
通过翼型迎角阻力计算公式，我们可以看到翼型迎角阻力与多个因素有关，这也说明了在飞机设计和工程中需要综合考虑多个因素来优化飞机的性能和效率。
在实际的飞机设计和工程中，工程师和设计师需要通过实验和计算来确定翼型迎角阻力的大小，从而指导飞机的设计和改进。
除了翼型迎角阻力计算公式外，还有一些其他的因素也会影响飞机的阻力，比如飞机的机身形状、尾翼的设计、飞机的表面光滑度等。
因此，在飞机设计和工程中，需要综合考虑多个因素来优化飞机的性能和效率。
总之，翼型迎角阻力计算公式是飞机设计和工程中非常重要的一部分。
通过翼型迎角阻力计算公式，可以帮助工程师和设计师更好地了解飞机在飞行中受到的阻力大小，从而指导飞机的设计和改进。
飞机攻角迎角升力系数阻力系数
飞机攻角迎角升力系数阻Final revision on November 26, 2020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。
::: 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E机在螺旋时会拌有俯仰。
当飞机进入失速状态时，E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E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/C1*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汗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G的定义为式中厶为特征尺度，在圆柱和翼型问题中分别是圆柱直径和弦长。
升力系数曲线
• 式中 Cx0 称为零升阻力系数，定义为C y 0 时的飞机阻力系数。
三、阻力系数曲线
•
飞机在不同迎角下的阻力系数，可通过风洞实验测得，根据
实验结果绘成曲线如图3—1—23所示。图中曲线表明：阻力系
数是随着迎角的增大而不断增大的。在小迎角下，阻力系数较小，
且增大得较慢；在大迎角下，阻力系数增大得较快；超过临界迎
0.318
梯形
0.318
0.318
矩形
0.375
0.375
菱形
0.363
0.363
批注
0
2~3
5~8
二、阻力公式
•
飞机的阻力主要包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。阻力
和升力一样，都是空气动力，影响阻力的因素与影响或力的基本
相同，所以飞机的阻力可由下式来计算：
X
Cx
1 2
C 2S
• 式中2Cx板摩 为低速平板双面摩擦阻力系数， c 为翼型厚弦比对摩
擦阻力系数影响的修正系数，可由图3—1—17查得，图中 C 是
机翼的平均厚弦比，X
厚度位置 X C 代替。
T
为转捩点相对位置，初步估算可用最大
•
(二)压差阻力
•
空气流过机翼的过程中，在机翼前缘受到阻挡，流速减慢，
压强增大；在机翼后缘，压强减少，特别是在较大迎角下，由于
较大时,后缘涡流区增大到开始影响流线谱和压强分布.
升力系数随迎角增得比较缓慢，当迎角等于临界
迎角( 临)时，后缘涡流区迅速扩大，气流已不能平顺地
流过机翼上表面；压力系数(绝对值)急剧减少，升力系 数下降。
•
(二)表征飞机升力特征的几个参数
•
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。
风洞实验报告
3.实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.2米，安装于风洞两侧壁间。模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。(见图2)
-1.1
-0.4
-0.1
0.3
0.1
0.7
0.9
14
上截面
3.7
3.8
3.8
3.8
3.7
1.8
3.7
2.2
CP（上）
3.4
3.6
3.6
3.6
3.4
0.7
3.4
1.3
下截面
1.3
0.4
0.8
1.1
1.5
1.3
1.7
1.8
CP（下）
0.0
-1.3
-0.7
-0.3
0.3
0.0
0.6
0.7
16
上截面
3.7
3.7
0.3
1.1
1.3
0.1
0.3
1.7
2.0
20
上截面
3.6
2.4
3.8
3.7
3.7
3.6
3.5
1.5
CP（上）
3.7
1.7
4.0
3.8
3.8
3.7
3.5
0.2
下截面
1.9
1.5
2.1
2.2
1.4
1.4
2.6
2.8
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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
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
α而变化，当α不大时，C L随α的变化是线性的。
数C
L随飞行器的攻角
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）。