升力系数及阻力系数演示教学
空气动力学基本理论—空气动力曲线
气动力系数曲线
1. 升力系数曲线 2. 阻力系数曲线 3. 升阻比曲线 4. 极曲线
在飞行马赫数小于一定值时，只与机翼的形状 （机翼翼型、机翼平面形状）和迎角的大小有关。 当迎角改变时，气流在机翼表面的流动情况和机 翼表面的压力分布）都会随之发生变化，结果导 致了机翼升力和阻力的变化，压力中心位置的前 后移动。
D.曲线最高点的纵坐标值表示最大升阻比
4.从原点作极曲线的切线,切点所对应的迎角值是()
A.最大迎角 B.有利迎角 C.最小迎角 D.临界迎角
小结
四条曲线 • 升力系数曲线 • 阻力系数曲线
升阻比曲线 极曲线
有什么？ 为什么？
• 在迎角小于一定值时 （小于最大升力系数对 应的迎角），升力系数 与迎角近似成线性关系， 随着迎角的增加而增加， 由负值增大到零到正值 再到最大值，
• 当超过临界迎角时，转 折开始下降。
机翼压力中心位置随迎角的变化
机翼的压力中心：机翼气动力合力的作用点。 随着迎角的改变，机翼的压心的位置会沿飞机 纵向前后移动（对称翼型除外）。
不同迎角下的机翼升力
迎角由小逐渐增大时，机翼上表面前段吸力增 大，压力中心前移
超过临界迎角后，机翼前段和中段吸力减小， 而后段稍有增加，压力中心后移
二、阻力系数曲线
阻力系数变化规律
• 任何情况下阻力都不等于零 • 零升阻力系数CD0 • 在迎角等于零度附近，阻力系
数最小 • 随着迎角绝对值的增加而增大，
• 着迎角的增加，升阻比增大， 由负值增大到零再增大到最 大值
• 随着迎角的增加而逐渐减小
升阻比在迎角等于4° 时达到最大，该值称 为有利迎角
在升阻比达到最大值的状态下飞 行是最有 利的，因为，这时产生 相同的升力，阻力最小，飞行效 率最高。所以升阻比也叫做气动 效率
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
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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。
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
升力系数及阻力系数
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.不然不会对车辆产生太大影响，就算有，也可通过方向盘来修正.风阻对汽车性能地影响甚大.根据测试，当一辆轿车以公里时前进时，有地耗油是用来克服风阻地. 风阻系数是衡量一辆汽车受空气阻力影响大小地一个标准.风阻系数越小，说明它受空气阻力影响越小，反之亦然，因此说风阻系数越小越好.一般来讲，流线性越强地汽车，其风阻系数越小.文档收集自网络，仅用于个人学习风阻系数可以通过风洞测得.当车辆在风洞中测试时，借由风速来模拟汽车行驶时地车速，再以测试仪器来测知这辆车需花多少力量来抵挡这风速，使这车不至于被风吹得后退.在测得所需之力后，再扣除车轮与地面地摩擦力，剩下地就是风阻了，然后再以空气动力学地公式就可算出所谓地风阻系数.文档收集自网络，仅用于个人学习风阻系数＝正面风阻力× ÷(空气密度车头正面投影面积车速平方).一辆车地风阻系数是固定地，根据风阻系数即可算出车辆在各种速度下所受地阻力.工具栏里面,然后里面选定气体地进口面，点击就可以了文档收集自网络，仅用于个人学习流线，不就是等流函数线吗？^使用>> 不就可以得到了？这个功能局限于维文档收集自网络，仅用于个人学习。
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,而下表面比较平,流过机翼上表面的气流就类似于较窄地方的流水,流速较快,而流过机翼下表面的气流正好相反,类似于较宽地方的流水,流速较上表面的气流慢.根据流体力学的基本原理,流动慢的大气压强较大,而流动快的大气压强较小,这样机翼下表面的压强就比上表面的压强高,换一句话说,就是大气施加与机翼下表面的压力方向向上比施加于机翼上表面的压力方向向下大,二者的压力差便形成了飞机的升力.当飞机的机翼为对称形状,气流沿着机翼对称轴流动时,由于机翼两个表面的形状一样,因而气流速度一样,所产生的压力也一样,此时机翼不产生升力.但是当对称机翼以一定的倾斜角称为攻角或迎角在空气中运动时,就会出现与非对称机翼类似的流动现象,使得上下表面的压力不一致,从而也会产生升力.飞机的阻力凡是懂得物理知识的人都知道,飞机在飞行的过程中,机体上所受的力是平衡的.飞机的重力与飞机产生的升力平衡,而飞机的发动机的作用则是克服飞机所受的阻力,推动飞机前进,使得飞机相对于空气运动,从而产生升力.大家肯定要想,飞机发动机的功率那么大,难道飞机上所受的阻力有那么大吗的确,飞机在高速飞行的同时,会因为不同原因受到非常大的阻力.从产生阻力的不同原因来说,飞机所受的阻力可以分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力等.摩擦阻力当两个物体相互滑动的时候,在两个物体上就会产生与运动方向相反的力,阻止两个物体的运动,这就是物体之间的摩擦阻力.当飞机在空气中飞行时,飞机也会受到空气的摩擦阻力,飞机的摩擦阻力是因为空气的粘性造成的.当气流流过物体时,由于粘性,空气微团与物体表面发生摩擦,阻滞了气流的流动,这就是物体对空气的摩擦阻力,反之,空气对物体也给予了摩擦阻力.摩擦阻力是在边界层中产生的.所谓边界层就是紧贴物体表面,流速由外部流体的自由流速逐渐降低到零的那一层薄薄的空气层.边界层中气流的流动情况是不同的.一般机翼大约在最大厚度之前,边界层的气流各层不相混杂而成层地流动,这部分叫做“层流边界层”.在这之后,气流的活动转变为杂乱无章,并且出现了漩涡和横向流动,这部分叫做“紊流边界层”.从“层流边界层”转变为“紊流边界层”的那一点叫做“转捩点”. 边界层中的摩擦阻力大小与流动情况有很大关系,从大量的实践证明,对于层流流动,物体表面受到的摩擦阻力小,而紊流流动对物面的摩擦阻力大的多.在普通的机翼表面,既有层流边界层,又有紊流边界层,所以为了减小摩擦阻力,人们就千方百计地使物体表面的流动保持层流状态,例如通过在机翼表面上钻孔,吸除紊流边界层,这样就可以达到减阻的目的.另外,提高加工精度,使层流边界层尽量的长,延缓转捩点的出现,甚至抑制它的出现,也可以起到很好的效果.这些都是飞机设计中的层流机翼的概念.物体表面受到的摩擦阻力还跟物体的表面积有关系,面积越大,阻力也越大.因此在人们试图减小飞行阻力的时候,减小飞机的尾翼或者机翼的面积也是一个有效的方法.当然前提条件是保证产生足够的升力和控制力.例如使用推力矢量技术的飞机,由于有了发动机推力直接用于飞行控制,这样飞机的尾翼就可以减小或者去除,这样就可以大大的减小摩擦阻力.诱导阻力机翼同一般物体相似,也有摩擦阻力和压差阻力.对于机翼而言,这二者合称“翼型阻力”.机翼上除翼型阻力外,还有“诱导阻力”又叫“感应阻力”.这是机翼所独有的一种阻力.因为这种阻力是伴随着机翼上举力的产生而产生的.也许可以说它是为了产生举力而付出的一种代价.如果有一架飞机以某一正迎角a作水平飞行,它的机翼上面的压强将降低,而下面的压强将增高,加上空气摩擦力,于是产生了举力Y.这是气流作用到机翼上的力,根据作用和反作用定律,必然有一个反作用力即负举刀力-Y,由机翼作用到气流上,它的方向向下,所以使气流向下转折一个角度a,这一角度叫“下洗角”.随着下洗角的出现,同时出现了气流向下的速度.这一速度叫做“下洗速w”.下洗的存在还可由风洞实验观察出来.由实验可知：当飞机飞行时,下翼面压强大、上翼面压强小.由于翼展的长度是有限的,所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖,向上翼面流动.当气流绕流过翼尖时,在翼尖那儿不断形成旋涡.旋涡就是旋转的空气团.随着飞机向前方飞行,旋涡就从翼尖向后方流动,并产生了向下的下洗速w.下洗速在两个翼尖处最大,向中心逐渐减小,在中心处减到最小.这是因为旋涡可以诱导四周的空气随之旋转,而这又是由于空气粘性所起的作用.空气在旋转时,越靠内圈,旋转得越快,越靠外圈,旋转得越慢.因此,离翼尖越远,气流垂直向下的下洗速就越小.图示的就是某一个翼剖面上的下洗速度.它与原来相对速度v组成了合速度u .u与v的夹角就是下洗角a1.下洗角使得原来的冲角a减小了.根据举力Y原来的函义,它应与相对速度v垂直,可是气流流过机翼以后,由于下洗速w的作用,使v的方向改变,向下转折一个下洗角a1,而成为u.因此,举力Y也应当偏转一角度a1,而与u垂直成为y 1.此处下洗角很小,因而y与y1一般可看成相等.回这时飞机仍沿原来v的方向前进.y1既不同原来的速度v垂直,必然在其上有一投影为Q；.它的方向与飞机飞行方向相反,所起的作用是阻拦飞机的前进.实际上是一种阻力.这种阻力是由举力的诱导而产生的,因此叫做“诱导阻力”.它是由于气流下洗使原来的举力偏转而引起的附加阻力,并不包含在翼型阻力之内.图中机翼前面的一排小箭头表示原来的流速,后面的一排小箭头则表示流过机翼后偏转一个角度的流速.诱导阻力同机翼的平面形状,翼剖面形状,展弦比,特别是同举力有关.压差阻力“压差阻力”的产生是由于运动着的物体前后所形成的压强差所形成的.压强差所产生的阻力、就是“压差阻力”.压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大的关系.用刀把一个物体从当中剖开,正对着迎风吹来的气流的那块面积就叫做“迎风面积”.如果这块面积是从物体最粗的地方剖开的,这就是最大迎风面积.从经验和实验都不难证明：形状相同的物体的最大迎风面积越大,压差阻力也就越大.物体形状对压差阻力也有很大的作用.把一块圆形的平板,垂直地放在气流中.它的前后会形成很大的压差阻力.平板后面会产生大量的涡流,而造成气流分离现象.如果在圆形平板的前面加上一个圆锥体,它的迎风面积并没有改变,但形状却变了.平板前面的高压区,这时被圆锥体填满了.气流可以平滑地流过,压强不会急剧升高,显然这时平板后面仍有气流分离,低压区仍然存在,但是前后的压强差却大为减少,因而压差阻力降低到原来平板压差阻力的大约五分之一.如果在平板后面再加上一个细长的圆锥体,把充满旋涡的低压区也填满,使得物体后面只出现很少的旋涡,那么实验证明压差阻力将会进一步降低到原来平板的大约二十到二十五分之象这样前端圆纯、后面尖细,象水滴或雨点似的物体,叫做“流线形物体”,简称“流线体”.在迎风面积相同的条件下,它的压差阻力最小.这时阻力的大部分是摩擦阻力.除了物体的迎风面积和形状外,物体在气流中的位置也影响到压差阻力的大小.物体上的摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”.一个物体,究竟哪一种阻力占主要部分,这要取决于物体的形状和位置.如果是流线体,那么它的迎面阻力中主要部分是摩擦阻力.如果形状远离流线体的式样,那么压差阻力占主要部分,摩擦阻力则居次要位置,而且总的迎面阻力也较大.干扰阻力飞机上除了摩擦阻力,压差阻力和诱导阻力以外,还有一种“干扰阻力”值得我们注意,实践表明,飞机的各个部件,如机翼、机身、尾翼等,单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于、而是往往小于把它们组成一个整体时所产生的阻力.所谓“干扰阻力”就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力.如图所示,气流流过机翼和机身的连接处,由于机翼和机身二者形状的关系,在这里形成了一个气流的通道.在A处气流通道的截面积比较大,到C点翼面最圆拱的地方,气流通道收缩到最小,随后到B处又逐渐扩大.根据流体的连续性定理和伯努利定理,C处的速度大而压强小,B处的速度小而压强大,所以在CB一段通道中,气流有从高压区B回流到低压区C 的趋势.这就形成了一股逆流.但飞机前进不断有气流沿通道向后流,遇到了后面的这股逆流就形成了气流的阻塞现象,使得气流开始分离,而产生了很多旋涡.这些旋涡表明气流的动能有了消耗,因而产生了一种额外的阻力,这一阻力是气流互相干扰而产生的,所以叫做“干扰阻力”.不但在机翼和机身之间可能产生干扰阻力,而且在机身和尾翼连接处,机翼和发动机短舱连接处,也都可能产生.从干扰阻力产生的原因来看,它显然和飞机不同部件之间的相对位置有关.如果在设计飞机时,仔细考虑它们的相对位置,使得它们压强的增加不大也不急剧,干扰阻力就可减小.另外,还可以采取在不同部件的连接处加装流线型的“整流片”的办法,使连接处圆滑过渡,尽可能减少漩涡的产生,也可减少“干扰阻力”.激波阻力飞机在空气中飞行时,前端对空气产生扰动,这个扰动以扰动波的形式以音速传播,当飞机的速度小于音速时,扰动波的传播速度大于飞机前进速度,因此它的传播方式为四面八方；而当物体以音速或超音速运动时,扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度,这样,后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在一起,形成较强的波,空气遭到强烈的压缩、而形成了激波.空气在通过激波时,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".从能量的观点来看,波阻就是这样产生的.从机翼上压强分布的观点来看,波阻产生的情况大致如下；根据对机翼所作的实验,在超音速飞行时,机翼上的压强分布如图所示.在亚音速飞行情况下,机翼上只有摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力.它的压力分布如图中虚线所示.对图中两种不同的飞行情况压强分布加以比较,可以看出：在亚音速飞行情况下,最大稀薄度靠前,压强分布沿着与飞行相反的方向上的合力,不是很大,即阻力不是很大,其中包括翼型阻力和诱导阻力.可是在超音速飞行情况下,压强分布变化非常大,最大稀薄度向后远远地移动到尾部,而且向后倾斜得很厉害,同时它的绝对值也有增加.因此,如果不考虑机翼头部压强的升高,那么压强分布沿与飞行相反方向的合力,急剧增大,使得整个机翼的总阻力相应有很大的增加.这附加部分的阻力就是波阻.由于它来自机翼前后的压力差,所以波阻实际上是一种压差阻力.当然,如果飞机或机翼的任何一点上的气流速度不接过音速,是不会产生激波和波阻的.阻力对于飞机的飞行性能有很大的影响,特别是在高速飞行时,激波和波阻的产生,对飞机的飞行性能的影响更大.这是因为波阻的数值很大,能够消耗发动机一大部分动力.例如当飞行速度在音速附近时,根据计算,波阻可能消耗发动机大约全部动力的四分之三.这时阻力系数Cx急骤地增长好几倍.这就是由于飞机上出现了激波和波阻的缘故.由上面所说的看来,波阻的大小显然同激波的形状有关,而激波的形状在飞行M数不变的情况下；又主要决定于物体或飞机的形状,特别是头部的形状.按相对于飞行速度或气流速度成垂直或成偏斜的状态,有正激波和斜激波两种不同的形状.成垂直的是正激波,成偏斜的是斜激波.在飞行M数超过1时例如M等于2,如果物体的头部尖削,象矛头或刀刃似的,形成的是斜激波；如果物体的头部是方楞的或圆钝的,在物体的前面形成的则是正激波.正激波沿着上下两端逐渐倾斜,而在远处成为斜激波,最后逐渐减弱成为弱扰动的边界波.斜激波的情况也是一样的,到末端也逐渐减弱而转化为边界波.在正激波之后的一小块空间,气流穿过正激波,消耗的动能很大,总是由超音速降低到亚音速,在这里形成一个亚音速区.M数的大小也对激波的形状有影响.当M数等于1或稍大于1例如M＝时,在尖头如炮弹物体前面形成的是正激波.如果M数超过1相当多例如M＝,形成的则是斜激波.正激波的波阻要比斜激波大,因为在正激波下,空气被压缩得很厉害,激波后的空气压强和密度上升的最高,激波的强度最大,当超音速气流通过时,空气微团受到的阻滞最强烈,速度大大降低,动能消耗很大,这表明产生的波阻很大；相反的,斜激波对气流的阻滞较小,气流速度降低不多,动能的消耗也较小,因而波阻也较小.斜激波倾斜的越厉害,波阻就越小.加强图仔细看啊从机翼截面观察气体流场状态下图所示为：飞机在转弯时的受力情况.假定飞机的飞行方向是由外飞进屏幕里,即飞机是在做左转弯.此时飞行员向左侧压杆,使左侧副翼上翻、右侧副翼下翻,在左翼上产生向下的力Fa、右翼上产生向上的力Fb,此二力以机身重心为中心形成一滚动力矩,使飞机向左翻滚.而从整架飞机来考虑,机翼左翻也使总升力 F 向左翻.在竖直和水平方向上将其分解,其竖直分力F1 与飞机重力G 维持平衡,保持飞机的飞行高度；水平分力F2 提供做圆周运动所需的向心力,使飞机转弯. 同理可得,飞机在俯冲时,飞行员向前推杆使平尾上的升降舵下翻,产生向上的力抬起机尾,机头向下形成俯冲姿态；爬升时向后拉杆,升降舵上翻,产生压力压下机尾,使机头向上形成爬升姿态；蹬右踏板使方向舵右翻,产生水平向左的推力推动机尾向左,使机头向右,同理,蹬左踏板使飞机向左.综上所述,如果把操纵杆向左推再向后拉,会使飞机左侧翻时做一个爬升动作,即一个左急转.其实,再复杂的机动动作也是由这么几块操纵面完成的,也就是操纵杆前后左右推拉以及不同高度、速度的排列组合,看起来开飞机好象不那么复杂吧,不过这只是在游戏里,要换成真的,光身体素质这一项就没几个人过得了关了.小常识在电子传动技术被广泛运用于航空领域之前,飞机的操控一直是依靠机械传动的,即所有操纵面的转动都要靠飞行员的体力来完成,在完成一个高过载机动时,机翼承受的加速度往往是七八个重力加速度,甚至更高,飞行员要付出的体力的巨大是可想而知的有力回馈摇杆的玩家都能体会到.而电子传动技术则彻底把飞行员从“力气活”里解放了出来,飞行变得更轻松了,也更注重技巧了,各种高难度的机动动作也诞生了,其难度也更多地反映出飞机的机动性能,而不是飞行员的身体素质.。
升力公式和阻力公式(一)
升力公式和阻力公式(一)
升力公式和阻力公式
1. 升力公式
升力是指物体在流体中所受到的向上的力，通常用公式表示为：ρv2SCL。
L=1
2
•L：升力，单位为牛顿（N）；
•ρ：流体密度，单位为千克/立方米（kg/m^3）；
•v：物体相对于流体的速度，单位为米/秒（m/s）；
•S：物体与流体接触的面积，单位为平方米（m^2）；
•C：升力系数，无单位；
•L：雷诺数，无单位。
例如，当一架飞机在高空飞行时，其速度较大，空气密度较小，那么飞机的升力将会增加。
而升力系数则与飞机的形状、机翼倾角等因素相关。
2. 阻力公式
阻力是指物体在流体中所受到的向相反方向的力，通常用公式表ρv2SCD。
示为：D=1
2
•D：阻力，单位为牛顿（N）；
•ρ：流体密度，单位为千克/立方米（kg/m^3）；
•v：物体相对于流体的速度，单位为米/秒（m/s）；
•S：物体与流体接触的面积，单位为平方米（m^2）；
•C：阻力系数，无单位。
例如，当一个汽车在高速行驶时，它所受到的空气阻力将会增加。
而阻力系数则与汽车的形状、流体的黏性等因素相关。
总结
升力和阻力是物体在流体中受到的两种力，它们的大小与流体的
密度、物体的速度、接触面积以及相应的系数相关。
通过升力公式和
阻力公式，我们可以计算出物体在流体中所受到的升力和阻力的大小。
这些公式在航空、汽车工程等领域具有重要的应用价值。
升力系数曲线
在机翼之后组成一个旋涡面，由于空气的粘性作用与旋
涡的相互作用，旋涡面在翼尖后不远处卷成两个大涡束，
称为翼尖涡流，如图3—1—19C。
•
从机翼后面向前看，左翼尖涡流顺时针旋转，右翼尖涡流反时针 旋转。
从实验可以看出上述流动现象的存在，例如用丝线系住的一个的 一个小棉球，会在翼尖部分的气流中旋转起来，如图3—1—20 所示。
• 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
力系数所对应的迎角，称为临界迎角。
•
不同迎角下机翼流线谱和压强分布影响最大升力系数C y max
的因素很多，主要是翼型的相对弯度、最大弯度位置、厚弦比、
前缘半径等。实验表明，相对弯度较大的翼型，
较大，同一相对弯度，最大弯度位置在15％左右时，C y max 最大，
对普通翼型，厚弦比在9—14％范围内， C 最y m大ax 。
摩擦力在相对气流方向上的投影的总和，就是整个飞机的摩擦阻
力。
•
空气在飞机表面附面层内的流动与在平板附面层内的流动相
类似。因此在空气动力学中，飞机机翼、机身、尾翼等处摩擦，
阻力系数的大小，可以在前章所讲述的平板摩擦阻力系数的基础
上，加以适当修正而估算出来。
•
机翼摩擦阻力系数可用下式计算：
Cx翼摩 2Cx板摩 c
1阻力系数和升力系数的计算
1阻力系数和升力系数的计算阻力系数和升力系数是空气动力学中重要的参数，用于描述物体在空气中运动时所受到的阻力和升力的大小。
下面将详细介绍阻力系数和升力系数的计算方法。
1. 阻力系数（Drag Coefficient）的计算：阻力系数是指物体在空气中运动时所受到的阻力与空气动压（Dynamic Pressure）的比值，通常用符号Cd表示。
可以通过实验或者数值模拟来计算阻力系数。
以下是一种常用的计算阻力系数的方法：1.1实验测定法：实验测定法是通过在实验室或者大型风洞中对物体进行测试来获得阻力系数的数值。
具体步骤如下：1.1.1在测试中使用的物体要有特定的几何形状和流动条件，例如圆柱体、球体或者翼型等。
1.1.3测量流体静压力和动压力，然后计算动压力。
1.1.4通过将测定的阻力力除以流体动压力来计算阻力系数。
1.2数值模拟法：数值模拟法是利用计算流体力学（CFD）方法对物体在特定流动条件下的阻力进行计算。
CFD是通过数值方法分析流体的运动和相互作用的方法。
下面是数值模拟法的一般步骤：1.2.1 选择适当的数值模拟软件，例如ANSYS Fluent、OpenFOAM等。
1.2.2根据物体形状和流动条件建立几何模型，并设置边界条件和求解参数。
1.2.3进行数值模拟计算，求解流体流动的速度、压力、温度等物理量的分布。
1.2.4从数值模拟结果中提取阻力力，然后计算阻力系数。
2. 升力系数（Lift Coefficient）的计算：升力系数是指物体在空气中运动时所产生的升力与空气动压的比值，通常用符号Cl表示。
升力系数的计算方法与阻力系数类似，可以通过实验测定法和数值模拟法来获得。
2.1实验测定法：实验测定法可以通过在实验室或者风洞中对物体进行测试来获得升力系数的数值。
具体步骤如下：2.1.1选择适当的实验方法和设备，例如在模型上安装压力传感器或者力传感器。
2.1.2进行实验测量，通过测量压力或者力的分布来获得物体所产生的升力。
2-3升力和阻力的关系
16
0.15
1.5
10
南京航空航天大学
飞行学院 FLIGHT TECHNOLOGY COLLEGE
飞行原理
Principles of Flight
2.3 升力与阻力的关系
升力系数CL、 阻力系数CD、 CD 升阻比K 随 0.20 迎角α变化曲 0.16 线
0.12 0.08
CL
2.0
K
20 16 12 08 04
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飞行原理
Principles of Flight
2.3 升力与阻力的关系
升阻比—飞机空气动力品质参数
L
L CL K D CD
T D T D W L W L
飞行学院 FLIGHT TECHNOLOGY COLLEGE
D
T
W
W T K
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Principles of Flight
2.3 升力与阻力的关系
升阻比曲线:升阻比K与迎角α的关系
αo
-3 0
CD
0.035 0.03
CL
0 0.2
K
0 6.67
4
8 10.5 12
0.06
0.07 0.08 0.10
0.6
1.0 1.2 1.3
10
12.8 15 13
CL 2.0 1.0 0
襟翼位置 δF=15º
飞机起落架收上 飞机起落架放下
0.1
0.2 CD
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飞行学院 FLIGHT TECHNOLOGY COLLEGE
飞行原理
飞行原理(升力和阻力).ppt
飞行速度小于音速时
扰动波的传播速度大于飞机前进速度 传播向四面八方
飞行速度等于或超过音速时
扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度 后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在 一起形成较强的波， 空气受到强烈的压缩、而形成了激波
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"
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
不同迎角对应的压力分布
失速
通常，机翼的升力与迎角成正比。迎角增加，升力随之 增大(图1、图2)。但是，当迎角增大到某一值时，则会 出现相反的情况，即迎角增加升力反而急剧下降。这个 迎角就称为临界迎角。
• John Gay拍摄
1999年7月7日
• F/A 18-C Hornet 在航母附近低高度（75英尺）超音速飞行的场面
正激波和斜激波
Ma=1 Ma>1
正激波 钝头：正激波 尖头：斜激波
正激波的波阻大， 空气被压缩很厉害， 激波后的空气压强、 温度和密度急剧上 升，气流通过时， 空气微团受到的阻 滞强烈，速度大大 降低，动能消耗很 大，这表明产生的 波阻很大。
阻力4：干扰阻力
气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系， 形成了一个气流的通道。B处高压区形成气流 阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗
和飞机不同部件之间的相对位置有关
飞行原理(升力和阻力)
• John Gay拍摄
1999年7月
7日
• F/A 18-C Hornet 在航母附近低高度（75英尺）超音速飞行的场
正激波和斜激波
Ma=1 正激波 Ma>1 钝头：正激波
尖头：斜激波
正激波的波阻大， 空气被压缩很厉害， 激波后的空气压强、 温度和密度急剧上 升，气流通过时， 空气微团受到的阻 滞强烈，速度大大 降低，动能消耗很 大，这表明产生的 波阻很大。
飞行速度小于音速时
扰动波的传播速度大于飞机前进速度 传播向四面八方
飞行速度等于或超过音速时
扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度 后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在 一起形成较强的波， 空气受到强烈的压缩、而形成了激波
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"
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
阻力3：诱导阻力
伴随升力而产生的
翼尖涡使流过机翼的气流向下偏转一个角度 （下洗）。升力与气流方向垂直（向后倾 斜），产生了向后的分力（阻力） 诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状， 展弦比，特别是同升力有关。
当机翼迎角超过临界点时，流经上翼面的气流会出现严 重分离，形成大量涡流，升力大幅下降，阻力急剧增加。 飞机减速并抖动，各操纵面传到杆、舵上的外力变轻， 随后飞机下坠，机头下俯，这种现象称为失速。
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 ValuesYou 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:Force coefficients use the reference area, density, and velocity. In addition, the pressure force calculation uses the reference pressure.Moment coefficients use the reference length, area, density and velocity. In addition, the pressure force calculation uses the reference pressure.Reynolds number uses the reference length, density, and viscosity.Pressure and total pressure coefficients use the reference pressure, density, and velocity.Entropy uses the reference density, pressure, and temperature.Skin friction coefficient uses the reference density and velocity.Heat transfer coefficient uses the reference temperature.Turbomachinery efficiency calculations use the ratio of specific heats.26.8.1 Setting Reference ValuesTo set the reference quantities used for computing normalized flow-field variables, use the Reference Values panel (Figure 26.8.1).You can input the reference values manually or compute them based on values of physical quantities at a selected boundary zone. The reference values to be set are Area, Density, Enthalpy, Length, Pressure, Temperature, Velocity, dynamic Viscosity, and Ratio Of Specific Heats. For 2D problems, an additional quantity, Depth, can also be defined. This value will be used for reporting fluxes and forces. (Note that the units for Depth are set independently from the units for length in the Set Units panel.)If you want to compute reference values from the conditions set on a particular boundary zone, select the zone in the Compute From drop-down list. Note,however, that depending on the boundary condition used, only some of the reference values may be set. For example, the reference length and area will not be set by computing the reference values from a boundary condition; you will need to set these manually.To set the values manually, simply enter the value for each under the Reference Values heading.不同的Cd、Cl在各行业叫法一一致，如在汽车行业叫风阻系数风阻系数：空气阻力是汽车行驶时所遇到最大的也是最重要的外力。
增升装置的增升原理(1)ppt课件
① 分裂襟翼〔The Split Flap〕
速 度
迎 角
行时，那么要求较
大的迎角，机翼才
干产生足够的升力
来维持飞行。
●为什么要运用增升安装
用增大迎角的方法来增大升力系数从而减小速度是有限的，飞机 的迎角最多只能增大到临界迎角。因此，为了保证飞机在起飞和着 陆时，仍能产生足够的升力，有必要在机翼上装设增大升力系数的 安装。
增升安装用于增大飞机
●B737-800的前缘襟翼
●增升安装的原理总结
●增升安装的原理总结
增升安装的目的是增大最大升力系数。
增升安装主要是经过三个方面实现增升： 增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。 延缓上外表气流分别，提高临界迎角和最大升力系数。 增大机翼面积。
本章小结
延续性定理、伯努利定理 机翼的压力分布 附面层分别的缘由及分别点挪动的规律 压差阻力 升力系数、阻力系数和升阻比 增升安装的增升原理。 后缘襟翼的功用，增升的根本方法和原理，放襟翼对
●开缝襟翼的流线谱
④ 后退襟翼〔The Fowler Flap〕
后退襟翼在简单襟翼的根底上进展了改良。在下偏的同时向后滑 动，和简单襟翼相比，增大了机翼弯度也添加了机翼面积，从而使升 力系数以及最大升力系数增大更多，临界迎角降低较少。
④ 后退开缝襟翼 〔The Slotted Fowler Flap〕
的最大升力系数，从而缩 短飞机在起飞着陆阶段的 地面滑跑间隔。
空气动力系数及导数演示课件
式中
径展比
25.06.2020
外露根稍比
18
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰
2.弹身附面层的影响
附面层厚度 沿弹身长度方向逐步增大，使弹身外绕流的
流线挤向外侧。这时应取附面层位移厚度 ，并将实际弹径由
改为
。这样，一方面使外露翼的有效面积减小，损
25.06.2020
31
6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
6.2.2.2操纵机构的相对效率 1. 旋转翼（全动舵） 根据舵面相对效率的定义有
25.06.2020
32
6.2升力系数导数
• 6.2.2升力系数对舵偏角的导数
6.2.2.2操纵机构的相对效率 2. 翼梢舵 连接在固定的称为翼座的中翼面上。单独翼情况下
有些飞行器（例如“鸭”式气动布局）的前升力面安置在 靠近弹头部的位置，绕流图形不同于无限长圆柱的情况，干扰 系数应有变化。实验表明，弹身前部长度越小，干扰系数越小。
为考虑这种情况，引进一个与弹身前部长度有关的修正系 数，用经验公式表为
25.06.2020
24
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
弹身升力系数对攻角的导数
弹翼升力系数对攻角的导数
干扰系数
前升力面对后升力面产生的平均下洗角对攻角的导数
25.06.2020 前后升力面区域的气流阻滞系数
9
6.2升力系数导数
• 6.2.1升力系数对攻角的导数
6.2.1.1单独弹身法向力系数对攻角的导数
弹身在小攻角下的空气绕流产生与攻角成正比的法向力。
失了一部分法向力；另一面由于弹身的有效径展比增大，又增
升力系数及阻力系数
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左右风阻是车辆行驶时来自空气的阻力，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的阻力，就像拿一块木板顶风而行，所受到的阻力几乎都是气流撞击所产生的阻力。
升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲线
3.4.5 升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲线升阻比和升力系数、阻力系数一样都是无量纲参数，在飞行马赫小于一定值时，只与机翼的形状（机翼翼型、机翼平面形状）和迎角的大小有关。
当迎角改变时，气流在机翼表面的流动情况和机翼表面的压力分布（见图3-26）都会随之变化，结果导致了机翼升力和阻力的变化，压力中心位置的前后移动。
1、 升力系数随迎角的变化图3-27 升力系数曲线从图3-27中升力系数曲线L C 的变化情况可以看到，在迎角小于一定值时（小于最大升力系数对应的迎角，max αα<），升力系数与迎角近似成线性关系，随着迎角的增加而增加，由负值增大到零到正值再到最大值max L C ，然后又转折开始下降。
升力系数曲线的斜率L L C C αα∆=∆表示了升力系数L C α随着迎角变化的快慢。
升力系数为零时，机翼的升力为零，对应的迎角叫做零升力迎角（0α）（见图3-27）。
对于大多数民用运输机机翼采用的具有一定弯曲的非对称翼型，零升力迎角是一个较小的负值（见图3-28（d ））：对于对称翼型，零升力迎角为零（见图3-28（e ））。
迎角小于升力迎角（0αα<）时，升力系数为负值，飞机的升力方向指向机翼下表面（见图3-28（d ））：迎角大于零升力迎角时（0αα>），升力系数为正值，飞机的升力方向指向机翼上表面（见图3-28（a ）(c)）。
图3-28 不同迎角下的不同升力2.机翼压力中心位置随迎角变化正如前面已讲述的：机翼气动力合力的作用点叫做机翼的压力中心。
随着迎角的改变，机翼压心的位置会沿飞机纵向前后移动（对称翼型除外）。
当迎角比较小时，机翼前缘上表面还没有形成很细的流管，气流在机翼前缘的加速比较缓慢，并没有在机翼前缘形成吸力区，机翼上表面的最低压力点靠后（见图3-29（a）），这是机翼的升力系数比较小，压力中心也比较靠后。
随着迎角的逐渐增加，机翼前缘上表面的流管逐渐变细，气流在机翼前缘上表面加速的速度加快，机翼上表面的最低压力点向前移，机翼的升力系数增大，压力中心也向前移（见图3-29（b））。
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升力系数及阻力系数
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
风阻是车辆行驶时来自空气的阻力，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的阻力，就像拿一块木板顶风而行，所受到的阻力几乎都是气流撞击所产生的阻力。
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的最快速度来说，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，外型阻力是最主要的空气阻力来源。
外型所造成的阻力来自车后方的真空区，真空区越大，阻力就越大。
一般来说，三厢式
的房车之外型阻力会比掀背式休旅车小。
车辆在行驶时，所要克服的阻力有机件损耗阻力、轮胎产生的滚动阻力(一般也称做路阻)及空气阻力。
车辆在行驶时，所要克服的阻力有机件损耗阻力、轮胎产生的滚动阻力(一般也称做路阻)及空气阻力。
随著车辆行驶速度的增加，空气阻力也逐渐成为最主要的行车阻力，在时速200km/h以上时，空
气阻力几乎占所有行车阻力的85%。
一般车辆在前进时，所受到风的阻力大致来自前方，除非侧面风速特别大。
不然不会对车辆产生太大影响，就算有，也可通过方向盘来修正。
风阻对汽车性能的影响甚大。
根据测试，当一辆轿车以80公里/时前进时，有60%的耗油是用来克服风阻的。
风阻系数Cd是衡量一辆汽车受空气阻力影响大小的一个标准。
风阻系数越小，说明它受空气阻力影响越小，反之亦然，因此说风阻系数越小越好。
一般来
讲，流线性越强的汽车，其风阻系数越小。
风阻系数可以通过风洞测得。
当车辆在风洞中测试时，借由风速来模拟汽车行驶时的车速，再以测试仪器来测知这辆车需花多少力量来抵挡这风速，使这车不至于被风吹得后退。
在测得所需之力后，再扣除车轮与地面的摩擦力，剩下的就是风阻了，然后再以空气动力学的公式就可算出所谓的风阻系数。
风阻系数＝正面风阻力× 2÷(空气密度x车头正面投影面积x车速平方)。
一辆车的风阻系数是固定的，根据风阻系数即可算出车辆在各种速度下所受的阻力。
fluent工具栏里面display-path lines,然后release from surfaces里面选定气体的进
口面，点击display就可以了
isosurface+pathline
流线，不就是等流函数线吗？!lbd^
使用display->Contours->Velocity,Stream function不就可以得到了？
TmooXd
这个功能局限于2维。