第一章飞行力学基础2
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弯度：f=max yf , , 0<x<CA; NACA系列翼型，四位数字翼型和五位数字翼型
3、机翼术语
（1）机翼展长b，机翼两侧翼尖之间的距离；
（2）机翼面积
： Q
1 2
V2
✓ 参考面积：机翼在水平面的投影面积；
✓ 表面积：露在外面的机翼的表面面积，又称浸润 面积；
参考面积决定升力大小 ，浸润面积决定摩擦
T 288.15 0.0065* High
0 * (1 0.225577e4 * High)4.25588
A 20.0648* T g 9.80665 /(1 High / 6.356766e6 )2
2、马赫数M
马赫数定义为气流速度（V）和当地音速 （a）之比， M=V/A。 马赫数M的大小表示空气受压缩的程度。
0
cr 因为机翼有正弯
度。
CLW CLWmax 时的迎角称为零升迎角 cr，
一般为负值。
临界迎角 为使 时的 CLW aw ( 0 )
cr
aw
CLw
迎角；
时，机翼上表面气流严重
分离并形成大漩涡，故升力不再
增加。
CLb ab时，与呈线性关系（正
C 比）。且
Lb
b
C Lb
机身的升力系数。只有在迎角较大的情况下，机
3、机翼术语
沿着与飞机对称面平行 的平面在机翼上切出的 剖面称为机翼的翼型， 又叫翼剖面
b bmax /CA
弦线：前缘和后援的连线称为弦线，距离称为弦长 CA。
厚度分布函数：yc=y上(x)-y下(x) 中弧线： yf=y上(x)+y下(x) 机翼厚度：bmax=max(yc(x)) , 0<x<CA; 相对厚度：
个作用于飞机质心的合力矢量和一 个合力矩矢量。
Q 1 V 2
2
作用在飞机上的合力F延气流坐标系各轴的 分机力量翼系分面数C别积DC，为l QCLSAw：bY，成XCAL正，。Y比通A，。常ZA比。表例与示系动成数压升称力Cm 为LQ（SM空wCA-ZA气、）动、 阻力D（-X)和侧力Y。
Cn
速小的地方静压大。
大气地面值
在海平面，地理纬度为 4532'33"时的大气地面值 为：气压 p0 101.325kpa 气温 T0 288.15k ； 密度 0 1.225kg / m3 ； 声速 A0 340.294m / s 。 随着飞行高度的变化，气温、密度、重力加速度、 音速的计算公式为：
t
St SW
CLe
M
CLt
e
为零迎角升力系数;
e
为升力系数对 D CDQSW的导数;
St SW
身的圆锥形头部才产生升力。机身部分不产生升
力。t 与迎角有关，且 CLt，
为
机身升力线斜率 。
为平尾升力系数。平尾产生的升力由两部分
组成：平尾迎角和升降舵偏角升力。平尾迎角 t(1)
比机翼迎角 要小一个下洗角 CLtMFra bibliotekCLt t
CLt e
e
。 即：
则
CL0 M W0
CL
M
W
b
Sb SW
1
大气的静压强实质上就是这一点以上的空气的 单位面积上的重量。
P R ,R T 2J 8 /k (7 K g )
动压：单位体积空气流动的动能。
P1
1 2
V
2
伯努利方程 （适用于低速流）
p 1 V 2 C 常数
2
含义：静压p与动压之和沿流管不变。 动压：单位体积空气流动的动能。 意义：在同一流管中，流速大的地方静压小，流
驾驶员通过驾驶杆、脚蹬和操纵杆系操纵舵面
驾驶杆位移e
:
前推驾驶杆e〉0 e 左倾驾驶杆e〉0 a
0 0
M 0低头 L 0左滚
脚蹬位移r : 左脚蹬向前r〉0 r 0 N 0左偏
操纵机构与运动参数间调整关系：
e
H
V
a
Y
r
Y
T
H
V
1.2.2 空气动力与力矩
空气性质包括一定飞行高度上的压力、温度、 密度、黏度、声速。 一、基本概念 1、压强
阻力大小。浸润面积与参考面积之比越小，则升
阻比就越大。
2 c y db2 2A
b2 SW
弦长
：弦长是机翼前缘与后缘之间的距离。
平均气动弦长：
展弦比：
后掠角 Sw ：前缘或者某条连接翼根与翼尖的直线与z轴
的夹角；
动压头
c(z)
4、空气动力和空气动力系数 作用在飞机上的空气动力归为一
1.2.1 操纵机构
被控量：三个姿态角、高度、速度及侧偏 利用升降舵、副翼、方向舵、油门杆来控制
升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正 e〉0 M<0 副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉0 L<0 方向舵偏转角r：方向舵后缘向左偏为正 r〉0 N<0 油门杆位置T：向前推油门杆为正 T〉0 加大油门、推力
NA
QS wb
作用在飞机上的和力矩矢量是延机体轴分解成滚转 力矩 L、俯仰力矩 M、偏航力矩N。
滚转力矩系数（绕x轴）：
；
俯仰力矩系数（绕y轴）：L＝Lw Lb Lt
偏航力矩系数（绕z轴）： L w
对于飞机，参考面积取机翼平面的面积， 滚动和偏航的特征长度取机翼的翼展，对 俯仰方向取平均气动弦长。
临界马赫数：当翼面上最大速度处的流速 等于当地音速时，远前方的迎面气流速度 与远前方空气的音速之比。
马赫数Ma区间划分： 亚声速(subsonic speeds), Ma 0.8
跨声速(transonic speeds), 0.8 Ma 1.2
超声速(supersonic speeds), 1.2 Ma 5.0 高超声速(hypersonic speeds), 5.0 Ma
第一章 飞行力学基础 二
1.2、作用于飞机的力和力矩
飞机在空气中飞行时，其表面分布着空气动力： ✓ 作用于飞机质心处的合力； ✓ 一个绕质心的合力矩；
在空气动力学，常常将总空气动力在气流坐标 轴系内分解为升力(L)、阻力(D)、侧力(Y)，总空气 动力矩在机体坐标系内分解为俯仰力矩(M)、偏航 力矩(N)和滚转力矩(L)。
Lb
1、升力L
机翼、平尾、机身（少量）均产生升力
Lt
L：总升力
：机翼升力
L＝CLQSw ：机身升力
CL ：平尾升力
Q 1 S2 w
V 2
C CLW 升力系数， Lb 动压头，CLt 机翼面积；
CLW 0
其中： CLCLwCLbCLt 为举力系数（机翼升力系数）
为机身的升力系数
0时，CLW0 为平尾升力系数
3、机翼术语
（1）机翼展长b，机翼两侧翼尖之间的距离；
（2）机翼面积
： Q
1 2
V2
✓ 参考面积：机翼在水平面的投影面积；
✓ 表面积：露在外面的机翼的表面面积，又称浸润 面积；
参考面积决定升力大小 ，浸润面积决定摩擦
T 288.15 0.0065* High
0 * (1 0.225577e4 * High)4.25588
A 20.0648* T g 9.80665 /(1 High / 6.356766e6 )2
2、马赫数M
马赫数定义为气流速度（V）和当地音速 （a）之比， M=V/A。 马赫数M的大小表示空气受压缩的程度。
0
cr 因为机翼有正弯
度。
CLW CLWmax 时的迎角称为零升迎角 cr，
一般为负值。
临界迎角 为使 时的 CLW aw ( 0 )
cr
aw
CLw
迎角；
时，机翼上表面气流严重
分离并形成大漩涡，故升力不再
增加。
CLb ab时，与呈线性关系（正
C 比）。且
Lb
b
C Lb
机身的升力系数。只有在迎角较大的情况下，机
3、机翼术语
沿着与飞机对称面平行 的平面在机翼上切出的 剖面称为机翼的翼型， 又叫翼剖面
b bmax /CA
弦线：前缘和后援的连线称为弦线，距离称为弦长 CA。
厚度分布函数：yc=y上(x)-y下(x) 中弧线： yf=y上(x)+y下(x) 机翼厚度：bmax=max(yc(x)) , 0<x<CA; 相对厚度：
个作用于飞机质心的合力矢量和一 个合力矩矢量。
Q 1 V 2
2
作用在飞机上的合力F延气流坐标系各轴的 分机力量翼系分面数C别积DC，为l QCLSAw：bY，成XCAL正，。Y比通A，。常ZA比。表例与示系动成数压升称力Cm 为LQ（SM空wCA-ZA气、）动、 阻力D（-X)和侧力Y。
Cn
速小的地方静压大。
大气地面值
在海平面，地理纬度为 4532'33"时的大气地面值 为：气压 p0 101.325kpa 气温 T0 288.15k ； 密度 0 1.225kg / m3 ； 声速 A0 340.294m / s 。 随着飞行高度的变化，气温、密度、重力加速度、 音速的计算公式为：
t
St SW
CLe
M
CLt
e
为零迎角升力系数;
e
为升力系数对 D CDQSW的导数;
St SW
身的圆锥形头部才产生升力。机身部分不产生升
力。t 与迎角有关，且 CLt，
为
机身升力线斜率 。
为平尾升力系数。平尾产生的升力由两部分
组成：平尾迎角和升降舵偏角升力。平尾迎角 t(1)
比机翼迎角 要小一个下洗角 CLtMFra bibliotekCLt t
CLt e
e
。 即：
则
CL0 M W0
CL
M
W
b
Sb SW
1
大气的静压强实质上就是这一点以上的空气的 单位面积上的重量。
P R ,R T 2J 8 /k (7 K g )
动压：单位体积空气流动的动能。
P1
1 2
V
2
伯努利方程 （适用于低速流）
p 1 V 2 C 常数
2
含义：静压p与动压之和沿流管不变。 动压：单位体积空气流动的动能。 意义：在同一流管中，流速大的地方静压小，流
驾驶员通过驾驶杆、脚蹬和操纵杆系操纵舵面
驾驶杆位移e
:
前推驾驶杆e〉0 e 左倾驾驶杆e〉0 a
0 0
M 0低头 L 0左滚
脚蹬位移r : 左脚蹬向前r〉0 r 0 N 0左偏
操纵机构与运动参数间调整关系：
e
H
V
a
Y
r
Y
T
H
V
1.2.2 空气动力与力矩
空气性质包括一定飞行高度上的压力、温度、 密度、黏度、声速。 一、基本概念 1、压强
阻力大小。浸润面积与参考面积之比越小，则升
阻比就越大。
2 c y db2 2A
b2 SW
弦长
：弦长是机翼前缘与后缘之间的距离。
平均气动弦长：
展弦比：
后掠角 Sw ：前缘或者某条连接翼根与翼尖的直线与z轴
的夹角；
动压头
c(z)
4、空气动力和空气动力系数 作用在飞机上的空气动力归为一
1.2.1 操纵机构
被控量：三个姿态角、高度、速度及侧偏 利用升降舵、副翼、方向舵、油门杆来控制
升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正 e〉0 M<0 副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉0 L<0 方向舵偏转角r：方向舵后缘向左偏为正 r〉0 N<0 油门杆位置T：向前推油门杆为正 T〉0 加大油门、推力
NA
QS wb
作用在飞机上的和力矩矢量是延机体轴分解成滚转 力矩 L、俯仰力矩 M、偏航力矩N。
滚转力矩系数（绕x轴）：
；
俯仰力矩系数（绕y轴）：L＝Lw Lb Lt
偏航力矩系数（绕z轴）： L w
对于飞机，参考面积取机翼平面的面积， 滚动和偏航的特征长度取机翼的翼展，对 俯仰方向取平均气动弦长。
临界马赫数：当翼面上最大速度处的流速 等于当地音速时，远前方的迎面气流速度 与远前方空气的音速之比。
马赫数Ma区间划分： 亚声速(subsonic speeds), Ma 0.8
跨声速(transonic speeds), 0.8 Ma 1.2
超声速(supersonic speeds), 1.2 Ma 5.0 高超声速(hypersonic speeds), 5.0 Ma
第一章 飞行力学基础 二
1.2、作用于飞机的力和力矩
飞机在空气中飞行时，其表面分布着空气动力： ✓ 作用于飞机质心处的合力； ✓ 一个绕质心的合力矩；
在空气动力学，常常将总空气动力在气流坐标 轴系内分解为升力(L)、阻力(D)、侧力(Y)，总空气 动力矩在机体坐标系内分解为俯仰力矩(M)、偏航 力矩(N)和滚转力矩(L)。
Lb
1、升力L
机翼、平尾、机身（少量）均产生升力
Lt
L：总升力
：机翼升力
L＝CLQSw ：机身升力
CL ：平尾升力
Q 1 S2 w
V 2
C CLW 升力系数， Lb 动压头，CLt 机翼面积；
CLW 0
其中： CLCLwCLbCLt 为举力系数（机翼升力系数）
为机身的升力系数
0时，CLW0 为平尾升力系数