普通飞机空气动力和力矩系数小结
飞行原理及空气动力学知识
飞行原理及空气动力学知识飞行原理及空气动力学知识飞机的空气动力性能是决定飞机飞行性能的一个重要因素。
飞行员既要熟悉飞机空气动力的产生和变化，同时也要清楚飞机空气动力性能的基本数据。
下面是店铺为大家带来的飞行原理及空气动力学知识，欢迎大家阅读浏览。
一. 滑行飞机不超过规定的速度，在地面所作的直线或曲线运动叫滑行。
对滑行的基本要求是：飞机平稳地开始滑行，滑行中保持好速度和方向，并使飞机能停止在预定的位置。
飞机从静止开始移动，拉力或推力必须大于最大静摩擦力，故飞机开始滑行时应适当加大油门。
飞机开始移动后，摩擦力减小，则应酌量减小油门，以防加速太快，保持起滑平稳。
滑行中，如果要增大滑行速度，应柔和加大油门，使拉力或推力大于摩擦力，产生加速度，使速度增大，要减小滑行速度，则应收小油门，必要时，可使用刹车。
二. 起飞飞机从开始滑跑到离开地面，并升到一定高度的运动过程，叫做起飞。
飞机起飞的操纵原理飞机从地面滑跑到离地升空，是由于升力不断增大，直到大于飞机重力的结果。
而只有当飞机速度增大到一定时，才可能产生足以支持飞机重力的升力。
可见飞机的起飞是一个速度不断增加的加速过程。
;剩余拉力较小的活塞式螺旋桨飞机的起飞过程，一般可分为起飞滑跑、离地、小角度上升(或一段平飞)、上升四个阶段。
对有足够剩余拉力的螺旋桨飞机，或有足够剩余推力的喷气式飞机，因可使飞机加速并上升，故起飞一般只分三个阶段，即起滑跑、离地和上升。
(一)起飞滑跑的目的是为了增大飞机的速度，直到获得离地速度。
拉力或推力愈大，剩余拉力或剩余推力也愈大，飞机增速就愈快。
起飞中，为尽快地增速，应把油门推到最大位置。
1.抬前轮或抬尾轮前三点飞机为什么要抬前轮?前三点飞机的停机角比较小，如果在整个起飞滑跑阶段都保持三点姿态滑跑，则迎角和升力系数较小，必然要将速度增大到很大才能产生足够的升力使飞机离地，这样，滑咆距离势必很长。
因此，为了减小离地速度，缩短滑跑距离，当速度增大到一定程度时就需要抬起前轮作两点姿态滑跑，以增大迎角和升力系数。
机翼的几何外形和气动力和气动力矩
2.2超音速翼型的升力 如图是超音速以小迎角绕双弧翼型的流动
当α ＜δ ，前缘上下均受压缩，形 成强度不同的斜激波；当α＞δ ，上
面形成膨胀波 ，下面形成斜激波；
经一系列膨胀波后，由于在后缘处 流动方向和压强不一致，从而形成 两道斜激波，或一道斜激波一族膨 胀波。由于上翼面压强低于下翼面， 因此形成升力。
垂直于翼面）和摩擦切应力（与翼面相切），它们将产生一 个合力R，合力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分 量为阻力X，在垂直于来流方向的分量为升力Y。
N ( p cos sin )ds A ( cos p sin )ds
R
A2 N 2
1.4
翼型的空气动力系数
1.3 低速翼型的低速气动特性概述
（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前 缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。 （5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一
定是后驻点。
1.5 低速翼型的低速气动特性概述
翼型绕流气动力系数随迎角的变化曲线 一个翼型的气动特性，通常用曲线表示。有升力系数
S c pj c
1. 2 机翼的平面几何参数
展弦比：翼展b和平均几何弦长cpj的比值叫做展弦比，用λ表 示，其计算公式可表示为：
b c pj
展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。
b2 S
展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞 机一般采用小展弦比的机翼。 根梢比：根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长c1的比值，一般用η
表示，
c0 c1
1.2 机翼的平面几何参数
梢根比：梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长c0的比值，一般用ξ 表示，
5.飞机纵向气动力和力矩(4学时)解析
(M )
Cm
(M )( *
0)
/ Cme
(M )
西北工业大学自动化学院李广文
2.2纵向静稳定性概念
➢静稳定性
假定飞机初始作定常直线飞行（外力、外力矩平衡）， 如果受到某种外界瞬时扰动作用后，具有自动恢复(不需人工 干预，不动舵面)到原来平衡状态的初始趋势，则称飞机是静 稳定的；
在外界瞬时扰动作用后，若飞机存在力图扩大偏离平衡 状态的初始趋势，则称飞机是静不稳定的；
定性（安定面名称-stabilizer），使得飞机总的气动焦点ac后移。
西北工业大学自动化学院李广文
2.1.6飞机定常直线飞行时的俯仰操纵力矩
❖ 整个飞机的气动力矩为机翼机身和平尾的气动力矩之和，写
成气动力矩系数的形式为
Cm Cmwb Cmt
Cm
CLw ( X c.g.
X
Fwb
)
CLt
t
表面分离
西北工业大学自动化学院李广文
安定面（平尾）升力组成
❖ 安定面本身和舵偏角产生的升力
V
下洗角：
tan 1
Wt V
Wt
近似满足： /
e
安定面实际攻角为
t (1 )
所以升力为 Lt CLt QS t
St 为安定面面积，CLt 为升力系数。满足
CLt
CLt
t
CLt
Cmwb
CL w ( X c.g.
X ) C Fwb
m0 wb
西北平尾翼产生的俯仰力矩
❖ 水平尾翼在飞机质心之后，其升力对飞机形成低头力矩。设水平尾翼的气动力焦点距
飞机质心距离为 lt，则尾翼升力对飞机质心的力矩为 M tl Ltlt
❖ ❖
普通飞机空气动力和力矩系数小结
纵向:
C
L
CL0
CL
CL
ee
名称பைடு நூலகம்意
升力系数
零升力系数
迎角升力导数
升降舵升力导数
义
符号
+（常数项）
+
+
贡献部件
W/HT/B
W/HT/B
E
Ma对升力系数也有影响；
其他
按贡献部件可写为
CL
CLW
CLb^CLf
Sw
St
SW；
Cd
CD0
CDt
名称/意
阻力系数
零升阻力系数
升致阻力系数
A
R
W/HT/VT
W/HT/VT
上反角
-
a升力
L滚转力矩
L
r丫L
W/HT:pa
升力L
滚转力矩
L
VT:p
Y L
W/HT:
rVw升
力L滚转力
矩L
VT:r Y L
下反角
+
后掠翼
-
前掠翼
+
垂尾在上
-
垂尾在下
+
其他
后两项为动态项；
Vw为机翼相对气流的速度；
CnCnCnaaCn rCnppCnrr
nnnaanrrnp厂nr
by alpha
THANKS !!!
致力为企业和个人提供合同协议， 策划案计划书,
打造全网一站式需求
欢迎您的下载，资料仅供参考
义
符号
-
-
其他
Ma对阻力系数也有影响；
Cm
Cm0
Cm
Cme
第二章 飞机的空气动力
– 剩余压力：翼面各点静压P与大气压P∞之差（△P=P- P∞ ） 称为剩余压力 – 正压：如果翼面上的某点的P> P∞ ，则△P为正值，叫正 压 – 吸力：如果翼面上的某点的P< P∞ ，则△P为负值，叫吸 力（负压）。
51
用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度表示吸力或正压力 的大小。方向与翼面垂直，箭头由翼面指向外表示吸力；箭头指 向翼面表示正压。
顺压：A到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。
逆压：B到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。
B C A
69
二．附面层分离和失速
II.附面层分离
在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流 相 互作用，形成漩涡脱离物体表面的现象。
分离点
70
二．附面层分离和失速
分离区的特点
附面层分离后，涡流区的压强降低
35
飞机的气动力合力R
升力
• 是指与飞机速度方向垂直的力 • 不一定在铅垂面内 • 通常用L或Y表示，与气流坐标系的Y轴重合 • 主要有机翼产生
阻力
• 是与飞行速度相反的力 • 用D或X表示，与气流坐标系的X轴重合
侧向力
• 与气流坐标系的Z轴重合
L V S CL
1 2 2 W
第二章 飞机的空气动力
1
主要研究飞机在飞行时与空气的相互作用力，以及飞 机的气动布局对飞行的影响
2
机翼的组成
机翼分为四个部分：翼跟、前缘、后缘、翼尖
机翼的前缘和后缘架装了很多改善或控制飞机气动力性能的 装置，这些装置包括副翼、襟翼、缝翼和绕流板——控制飞 机气动性能的装置。
3
4
尾翼（Empennage）
空气动力学实验报告
NACA0012翼型气动特性分析报告报告人：一、引言现在，无论是我国还是世界上其他国家，都把航天事业的发展放到了重要的位置，因此航天事业的发展可以说是非常的火热的，在这样的大背景下，我国更应该加大发展力度，要保持在世界上的先进，将就必须从航天领域的大学生抓起。
因此老师知道我们进行了这次NACA0012翼型气动特性的实验，从大处说是为了国家，从小处说也是为了我们莘莘学子，因此这次的实验是非常有意义的。
这份报告主要研究的是NACA0012翼型的气动特性，包括理论分析求出一份气动特性，实验又得出一份气动特性，并将这两者比较观察实验值和理论值之间是否有差异，差别有多大，并分析其中的原因，得出结论。
在具体进行之前首先要引入翼型的定义，翼型就是平行于机翼根部的剖面线剖切机翼得到的剖面。
而翼型的气动特性主要包括翼型表面压强分布，升力系数，力矩系数。
这份报告的主要目的是，1、通过翼型求流函数和验证翼型本身是一条流线。
2、通过理论分析求出翼型的气动特性。
3、通过实验数据求翼型的气动特性。
4、分析这其中的差距及其原因。
5、通过这次报告的写作，体验数据处理的具体过程。
二、实验过程：该实验是在风洞中，用20m/s的速度吹NACA0012翼型，在翼型上布置27个点，用管子将这27个点连接到排管上，通过排管中水柱的高度可得出各点处的压强分布。
变换不同的迎角（0 2 4 6 8 10 20），分别进行实验，记录排管中水柱的高度。
实验过程中的图片如下：本来这儿有四张实验过程的图片，但加入图片后是文件过大无法发送，所以将图片删除。
实验数据：hb=[3.8 4 3.8 3.78 3.8 4.05 3.82 3.88 3.85 3.9 3.85 3.8 3.95 3.8 3.82 3.95 3.85 3.9 3.8 3.85 3.85 3.8 3.8 3.87 3.89 3.81 3.9 3.85];静止时各点水柱高度。
h0=[4.2 4.58 7.32 7.68 7.7 7.78 7.6 7.3 7.4 7.3 7.1 6.95 6.726.7 6.52 6.6 6.8 6.81 6.85 6.927.22 7.42 7.5 7.61 7.657.52 7.5 6.48];有速度迎角为0时水柱高度（以下相同）。
空气动力学总结
空气动力学总结第一章流体的基本属性和流体静力学基础1.连续介质假设：根据空气微团的概念，就可以把空气看做是由空气微团组成的没有间隙的连续体。
2.一般情况下，流体只承受压力，而不承受拉力，在一定的剪切力的作用下，流体会产生连续的变形，因此静止的流体不能承受剪切力。
3.空气微团：指含有很多空气分子的很微小的一团空气，它与飞行器特征尺寸大小相比微不足道的，同时它还要包含足够多的空气分子数目，要使空气密度的平均特征值有确切的含义。
4.在研究飞行器在任何高度飞行所受的空气动力时都可以应用连续介质假设。
（X）原因：只有在对流和平流层可以5.描述流体的主要物理量有密度、温度、压强密度的物理意义：反映流体的稠密程度温度的物理意义：反映分子无规则运动平均动能的大小压强的物理意义：流体单位面积上作用力的大小三者之间的关系：P=ρRT （R 为气体常数）6.理想气体状态方程：P v =RT（对1kg 气体）P V m =R m T（对1kmol 气体）（标准状态下V m =22.414）P v=mRT =nR m T（对mkg 或nkmol 气体）R m 为摩尔气体常数，不仅与气体所处的状态无关，而且还与气体种类无关，又叫通用气体常数。
R 为气体常数，大小为287.06或287，它与所处状态无关，但随气体种类的不同而不同，气体常数和通用气体常数的关系是R m =M·R（M 为物质的摩尔质量）**上述方程中应该使用绝对压力，不能使用直接测量得出的表压****上述方程中的温度应该使用绝对温度（开氏温度）****其中P 的单位是pa 而不是hpa，标准大气压是1013.25hpa**7.不同温度单位、压强单位的换算关系：T F =9/5T+32或T=5/9（T F -32）T K =T C +273.150℃100℃32（华）212（华）273.15K 373.15K **atm 指的是大气压，标准海平面时为1atm**8.流体的压缩性：我们将流体随着压强增大而体积缩小的特性。
机翼几何外形和气动力和气动力矩
展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。
b2 S
展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞 机一般采用小展弦比的机翼。
根梢比：根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长c1的比值，一般用η
表示，
c0 c1
机翼几何外形和气动力和气动力矩
1.2 机翼的平面几何参数
机翼几何外形和气动力和气动力矩
1.3 翼型的几何参数及其发展
美国的莱特兄弟所 使用的翼型与利林塔 尔的非常相似，薄而 且弯度很大。这可能 是因为早期的翼型试 验都在极低的雷诺数 下进行，薄翼型的表 现要比厚翼型好。
机翼几何外形和气动力和气动力矩
1.3 翼型的几何参数及其发展
随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量 翼型，有的很有名，如RAF-6， Gottingen 387，Clark Y。 这些翼型成为NACA翼型家族的鼻祖。
机翼几何外形和气动力和气动力矩
1.4 翼型的空气动力系数
1、翼型的迎角与空气动力 在翼型平面上，把来流V∞与翼弦线之间的夹角定义为翼
型的几何迎角，简称迎角。对弦线而言，来流在下为正，在 上为负。
翼型绕流视平面流动，翼型上的气动力视为无限翼展机 翼在展向取单位展长所受的气动力。
机翼几何外形和气动力和气动力矩
梢根比：梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长c0的比值，一般用ξ
表示，
c1 c0
上反角(Dihedral angle) 上反角是指机翼基准面和水平面的
夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。
当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedral angle)。低速
机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性。
飞机空气动力平衡状态受力分析
飞机的平衡
飞机的平衡是指作用于飞机上的各力 之和为零，各力对飞机重心所构成的各力矩的 代数和也为零。
2022/3/19
气动力的表达式
L
CL
1 2
ρv2
S
D
CD
1 2
ρv2
S
Z
CZ
1 2
ρv2
S
力矩的表达式
M
x
mx
1 2
ρv2
SL
M
y
my
1 2
ρv2
ny
L W
飞 机 在 X 轴 方 向 的 过 载 等 于 发 动 机 推 力
（P）与飞机阻力（D）之差与飞机重量
的比值
nx
PD W
飞 机 在 Z 轴 方 向 的 过Z 载 等 于 飞 机 侧 向 力 （Z）与飞机重量n（z WW）的比值，即
飞机在飞行中，Y 轴方向的过载往往较大，它 是飞机结构设计中的主要指标之一，飞机的结构 强度主要取决于Y方向的过载。而其它两个方向 的过载较小，它们对飞机结构强度的影响也较小。
匀速巡航飞行、等速爬升、等速下滑等都是定 常飞行，它是飞机最经常、最重要的飞行状态。
举例1
等速平飞-巡航
P=D L=W MA=MB
举例2
等速爬升
X P D W sin θ 0 Y L Wcos 0
L Wcos W
P D W sin θ D 有剩余推力才能等速爬升
举例3
等速下滑(零推力)
不平衡受力
考虑离心力
举例1
飞机俯冲拉起
L W cosθ W/g v2 /R W cosθ v2 /gR
是飞行速度矢量与水平线之间的夹角
空气动力学总结
班级：JS001105 学号：2011300092 姓名：程云鹤[注]西北工业大学/空气动力学/前六章的简单总结第一章空气动力学中的基本变量有：①压强，是作用在单位面积上的正压力，该力是由于气体分子在单位时间内对面发生冲击（或穿过该面）而发生的动量变化，0,lim →⎪⎭⎫⎝⎛=dA dA dF p ②密度，定义为单位体积内的质量，密度具有点属性，0,lim →=dv dvdm ρ ③温度，反应平均分子动能，在高速空气动力学中有重要作用。
④速度，流动速度是指当一个非常小的流体微元通过空间某任意一点的速度。
⑤粘性系数，dydv μτ= 空气动力及力矩的来源有两个：①物体表面的压力分布 ②物体表面的剪应力分布。
气动力的描述有两种坐标系：风轴系和体轴系。
力矩与所选的点有关系，抬头为正，低头为负。
气动力系数是比空气动力及力矩更基本且反映本质的无量纲系数，在三维中的力系数与二维中有差别，如：升力系数S q L C L ∞=（3D ），cq L c l ∞='（2D ） 压力中心，作用翼剖面上的空气动力，可简化为作用于弦上某参考点的升力L,阻力D 或法向力N ，轴向力A 及绕该点的力矩M 。
如果绕参考点的力矩为零，则该点称为压力中心，显然压力中心就是总空气动力的作用点。
在等式中，等号左边和等号右边各项的的量纲应相同，某些物理变量可以用一些基本量（组合）来表达，据此有了量纲分析法。
在教材上，通过量纲分析法引出了雷诺数Re 和马赫数M ，这两个参数被称作相似参数。
自由来流的马赫数Re=∞∞∞μρ/c V =惯性力/黏性力，马赫数M=∞∞a /V ，马赫数可以度量压缩性，飞行器飞行的速度越大，M 就越大，飞行器前面的空气就压缩的越厉害，因此M 可以作为判断空气受到压缩程度的指标。
判断流动动力学相似的标准是：①物体的几何外形相似 ②相似参数相同，即马赫数和雷诺数。
流动类型：当分子对物体表面的碰撞很频繁以致于物体不能分辨出单个分子碰撞，这时，对物体表面而言流体是连续介质，这样的流动成为连续流动。
2024年空气动力学总结（2篇）
2024年空气动力学总结____年是一个科技进步迅速的年代，空气动力学领域也在不断发展和创新。
在这篇总结中，我将为您介绍____年空气动力学的最新进展，包括技术发展、应用领域和研究成果。
1. 技术发展1.1 高效翼型设计：____年，在空气动力学领域，一项重要的技术进展是高效翼型的设计和优化。
通过使用先进的计算流体力学模拟和优化算法，工程师们能够设计出更加优化和高效的翼型，以减小飞机的阻力并提高飞机的升力系数。
1.2 翼尖涡减阻技术：翼尖涡是飞机在飞行过程中产生的一种涡旋，会增加飞机的阻力。
____年，工程师们开发出了一项翼尖涡减阻技术，通过在翼尖上安装一种新型的尖状装置，能够有效减小翼尖涡的产生，从而降低飞机的阻力和燃油消耗。
1.3 多孔翼面技术：多孔翼面是一种新型的翼面结构，____年，科研人员取得了一系列突破性进展。
多孔翼面的优点是能够有效减小风阻，提高飞机的升力系数，并且在一定程度上能够吸收和减小噪音。
这项技术在未来有望得到广泛应用。
2. 应用领域2.1 商用航空：商用航空是空气动力学的一个重要应用领域。
____年，随着技术的不断进步，商用航空公司将能够开发出更加高效和环保的飞机，减少对化石燃料的依赖，并降低排放。
2.2 无人机：无人机是近年来迅速发展起来的一种飞行器，广泛应用于农业、测绘、物流等领域。
随着空气动力学技术的不断提高，____年的无人机将具备更长的续航能力、更高的飞行速度和更稳定的飞行性能。
2.3 超音速运输：超音速运输是一个具有巨大潜力的领域，通过超音速运输，人们能够更快速、更高效地到达目的地。
____年，随着技术的进步，科研人员将为超音速飞行器研发出更加高效和稳定的空气动力学设计，推动超音速运输的发展。
3. 研究成果3.1 超轻复合材料：在____年，科研人员取得了重要的突破，开发出了一种超轻复合材料。
这种材料具有高强度、高刚度和低密度的特点，能够极大地降低飞机的重量，提高飞机的燃油效率和航程。
(整理)作用在飞机上的空气动力.
2.3 飞机的几何外形和作用在飞机上的空气动力2.3.1 飞机的几何外形和参数飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼（分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾）等主要部件的几何外形共同构成。
现代飞机的几何外形，必须保证满足空气动力特性和隐身特性等方面的要求。
飞机的几何外形也称为气动外形。
机翼的几何外形当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。
机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。
描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。
a. 机翼翼型的几何参数飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。
翼型具有各种不同的形状，如图2.3.1所示。
图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。
后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状——薄的单凸翼剖面（见图(b)），对升力特性有改进。
随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面（见图(c)），这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。
至于平凸形翼剖面（见图(d)），在构造上和加工上比较方便，同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。
不对称的双凸形翼剖面（见图(e)）的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。
图(f)中是S形翼剖面，这种翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。
对称的双凸形翼剖面（见图(g)），通常用于各种飞机的尾翼面上。
图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。
这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。
机翼的升力,阻力及力矩实验报告
竭诚为您提供优质文档/双击可除机翼的升力,阻力及力矩实验报告篇一：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。
空气动力矩系数及导数
7.1俯仰力矩系数
• 7.1.4纵向静稳定性导数
2. 纵向静稳定度 导数 的绝对值称为纵向静稳定度，由它决定恢 复力矩或翻倒力矩的大小。由于法向力系数与 的关系接近 于线性，所以除了 曲线外，还可以作出 曲线。 偏导数 与导数 一样，可对导弹的纵向静稳 定性给出定性和定量的估计，所以也称为纵向静稳定度。这两 个导数之间有如下关系：
通过改变壳体内部载荷的位置来改变导弹的质心，可使 它的静稳定度变化。 2014-7-2 22
7.2导弹对攻角的焦点
导弹的总法向力由弹身、前升力面和后升力面所产生，所 以除了整个导弹对攻角的焦点的概念以外，引进它的每个部件 对攻角的焦点的概念也是合理的。例如升力面对攻角的焦点， 在这个点上作用有与升力面对应份额的法向力，依次类推。 由力矩公式
• 7.2.1弹身的焦点
当马赫数增大时，弹头部与圆柱部组合体的焦点向后移动， 而且圆柱部的长径比越大，后移越多。
弹尾部焦点可近似取在尾部 长度的中点
2014-7-2
25
7.2导弹对攻角的焦点
• 7.2.2前升力面的焦点
由攻角引起的前升力面的法向力系数 为3项之和。 可表
单独翼的法向力系数
弹身对外露翼干扰产生的法向力系数增量 外露翼对弹身的诱导法向力系数 这些力作用点坐标用 表示。前升力面焦点的坐标
特征面积，一般选取弹身中段的截面积或通过弹身的弹 翼面积；
2014-7-2
特征长度，一般选取弹身长度，有些情况下选取弹的平 均气动弦长； 2
7.1俯仰力矩系数
• 7.1.1一般公式
在给定飞行速度和高度下，俯仰力矩与许多因素有关，其 中首要因素是攻角和舵偏角。此外，导弹的俯仰角速度以及攻 角和舵偏角随时间的变化速度对俯仰力矩也有影响。因此俯仰 力矩表示为
飞机空气动力特性分析分析
(l / d ) l
(4 ) Amax
Amax是部件最大截面积
航空宇航学院
3）干扰因子
短舱： 如果短舱、外挂直接安装在机身上或机翼上，Q = 1.5 如果短舱、外挂安装位置在机身直径之内，Q = 1.3 如果短舱、外挂安装位置在机身直径之外，Q = 1.0 机翼：
如果导弹安装在机翼翼尖上，Q = 1.25
对于机身和座舱盖：
FFi [1.0
60.0 (l / d ) ] 3 (l / d ) 400
航空宇航学院
对于短舱和其它平滑的外挂：
0.35 FFi 1.0 (l / d )
其中:（x/c）m是翼形最大厚度的位置， m是最大厚度线处的后掠角， (t/c)是是翼形相对厚度， （l/d）是部件等效长径比，由下式确定：
2 F 1 . 07 ( 1 d / l ) F为机身升力影响系数：
其中d为机身当量直径，l为机翼展长。
航空宇航学院
超声速 ( M 1.2)
CL 4 M 1
2
（超音速前缘）
• 最大升力系数
襟翼未打开
大展弦比、中等后掠角和翼型前缘半径较大
CL , max 0.9Cl , max cos(1 / 4 )
简化解析公式 半经验公式 细长体理论、面积律
面元法 升力面理论 小扰动位流方程或 全位流方程的数值方法 附面层方程解 无粘/有粘交互计算
无粘非线性位流理论
粘流理论
无粘有旋流理论
欧拉方程数值方法
粘性有旋流理论
N-S方程数值方法
包括分离流的复杂流场
航空宇航学院
气动特性估算公式
• 升力线斜率
亚声速
C L
飞机的空气动力课件
故 CR2＝ CL2+ CD2+CZ2CLLeabharlann 12Lv 2s或CYY
12v 2s
CD12D v 2s或CX
X
12v 2s
CZ
1 2
Z
v2 s
飞机的空气动力
• 气动力系数
➢滚转力矩系数mx ➢偏航力矩系数my
➢俯仰力矩系数mz
mX
MX
1 2
v2 sCA
mY
MY
1 2
v2 sCA
➢ 攻角（迎角）——翼弦和无穷远来流速度V∞（即飞行速度） 的夹角α。图示的α为正。
➢焦点——翼弦上距前缘1/4弦长的点，通常用F表示焦点
飞机的空气动力
➢机翼的平面形状及参数
• 矩形机翼 • 梯形机翼 • 椭圆形机翼 • 后掠翼 • 前掠翼 • 三角翼
飞机的空气动力
飞机的空气动力
飞机的空气动力
✓ 把这些气动力等效平移到重心，然后矢量求和 ✓ 得到合力R和合力矩M
飞机的空气动力
飞机的气动力合力R
➢ 升力
• 是指与飞机速度方向垂直的力 • 不一定在铅垂面内 • 通常用L或Y表示，与气流坐标系的Y轴重合 • 主要有机翼产生
➢阻力
• 是与飞行速度相反的力 • 用D或X表示，与气流坐标系的X轴重合
飞机的空气动力
➢翼型的平面形状及参数
后略角－－焦点线在XOZ平面的投影与OZ轴的夹角， 用∧表示
飞机的空气动力
飞机的空气动力
• 翼型的平面形状及参数
➢上反角
• 焦点线与XOZ平面的夹角，用ψ表示。 • 如果翼低于XOZ平面，则称下反角
飞机的空气动力
飞机的空气动力
空气动力学基础飞机的稳定性和操纵性
空气动力学基础：飞机的稳定性和操纵性概述在航空领域，空气动力学是一个非常重要的领域，它涉及到飞机的设计、性能和控制。
本文将讨论飞机的稳定性和操纵性，这是任何一款飞机都必须具备的基本属性。
空气动力学基础在理解飞机的稳定性和操纵性之前，我们需要了解一些空气动力学的基础知识。
升力和阻力在飞机飞行时，空气会对它产生一个向上的力，这个力被称为升力。
同时，空气也会对飞机产生一个与飞行方向相反的力，这个力被称为阻力。
升力和阻力都与飞机的速度、机翼的形状和机翼倾斜的角度有关。
正常力和重力在飞机飞行时，它受到的重力恒定，它所产生的升力也要与它的重力相平衡。
正常力是垂直于飞机的力，在水平飞行时，正常力等于重力。
弯曲和滑行当飞机进行弯曲飞行时，机翼的形状和倾斜的角度会发生变化，这将改变升力和阻力的大小和方向。
飞机在弯曲时所受到的外部力量有：惯性力、升力和质心的向心力。
飞机的稳定性飞机的稳定性是指在不同的飞行条件下，飞机能够保持平衡，不发生剧烈的变化。
稳定性是一款飞机必须具备的属性，否则它将无法保持安全的飞行。
长itudinal稳定性长纵向稳定性是指飞机绕俯仰轴的稳定性。
当飞机降低鼻部时，空气会产生向上的升力，使得飞机重新上升，保持平衡。
lateral稳定性横向稳定性是指飞机沿横滚轴的稳定性。
当飞机向一侧倾斜时，对应的机翼会受到更多的升力和阻力，使得飞机重新保持平衡。
定常稳定性定常稳定性是指在稳定状态下，飞机可以保持平衡。
这对于飞机的飞行以及操纵来说非常重要。
飞机的操纵性飞机的操纵性是指驾驶员控制飞机时的灵活性和可控性。
飞机的操纵性取决于飞机的设计和飞行控制系统。
增加操纵性的方法增加飞机的操纵性可以通过以下方法实现：•设计更大的机翼•增加襟翼的数量和面积•增加水平尾翼的大小和面积•增加垂直尾翼的面积和高度•使用高性能的飞行控制系统整体飞行性能除了稳定性和操纵性之外，整体飞行性能也是飞机设计中的关键因素。
整体飞行性能包括速度、升限、爬升速率、最大航程以及最大功率等。
机翼的升力,阻力及力矩实验报告
机翼的升力,阻力及力矩实验报告篇一：南京航空航天大学实验空气动力学实验报告南京航空航天大学实验空气动力学实验报告班级：学号：姓名：目录1.实验一:低速风洞全机模型测力实验 ................................................ ............................ - 1 - 1.1实验目的： .............................................. ................................................... .......... - 1 - 1.2实验设备： .............................................. ................................................... .......... - 1 - 1.3实验步骤： .............................................. ................................................... .......... - 1 - 1.4实验数据 ................................................ ................................................... ............ - 2 - 1.5数据处................................................... ................ 3 1.6结果分析: ............................................... ................................................... ................ 5 2.实验二：天平实验观摩实验 ................................................ ............................................. 6 2.1塔式天平的原理图 ................................................ ....................................................6 2.2各类天平的比较 ................................................ ................................................... ..... 6 3.实验三：风洞测绘实验 ................................................ ................................................... ..7 3.1 0.75米低速开口回流风洞 ................................................ ........................................ 7 3.2.二维低速闭口直流风............................................ 7 3.3风洞主要部件的作用 ................................................ (8)1.实验一:低速风洞全机模型测力实验1.1实验目的：全机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
俯仰操纵导数
俯仰阻尼导数
平尾下洗
时差阻尼
力矩导数
升降舵偏转速率贡献
符号
常数项
-（静稳）
-
-
+
-
贡献部件简要机理
B/W/HT
W/HT/B
E
W/HT/B
HT
E
αLM
M
qLM
M
M
其他
后三项为动态力矩导数，当 时，才存在；
阻力、发动机推力不过重心时也会产生俯仰力矩；
其中 为尾翼迎角， 为尾翼升力， 为升降舵迎角， 为升降舵升力；
A
R
W/HT/VT
W/HT/VT
上反角
-
升力L滚转力矩L
YL
W/HT：pα升力L滚转力矩L
VT：pYL
W/HT：r 升力L滚转力矩L
VT：rYL
下反角
+
后掠翼
-
前掠翼
+
垂尾在上
-
垂尾在下
+
其他
后两项为动态项；
为机翼相对气流的速度；
名称/意义
航向力矩系数
航向静稳定性导数
副翼操纵
交叉导数
航向操纵
导数
交叉动导数
航向阻尼
导数
符号
+（静稳）
+
-
+/-
-
贡献部件简要机理
VT/B
A
E
VT/W
VT
ΒYN
升致阻力DN
YN
VT:pYN
+
r N
W
pα
DN
+
pα
LN
-
其他பைடு நூலகம்
后两项为动态项；
为机翼升力， 为机翼相对气流的速度； 为机翼阻力；
普通飞机空气动力和力矩系数小结
纵向：
名称/意义
升力系数
零升力系数
迎角升力导数
升降舵升力导数
符号
+（常数项）
+
+
贡献部件
W/HT/B
W/HT/B
E
其他
Ma对升力系数也有影响；
按贡献部件可写为： ；
名称/意义
阻力系数
零升阻力系数
升致阻力系数
符号
-
-
其他
Ma对阻力系数也有影响；
名称/意义
俯仰力矩系数
零升俯仰力矩系数
横侧向：
名称/意义
侧力系数
侧力导数
方向舵侧力导数
滚转角速度
侧力导数
升降舵贡献
符号
-
+
+（常忽略）
+/-（常忽略）
贡献部件
VT/B
R
VT
VT/机头
其他
后两项是动态项；
名称/意义
滚转力矩系数
滚转静稳定性导数
滚转操纵
导数
方向舵操纵交叉导数
滚转阻尼
导数
交叉动导数
符号
-（静稳）
-
+
-
+
贡献部件简要机理
W/VT