升力与阻力的关系共75页
飞机升力和阻力的产生
飞机在空气中运动或者空气流过飞机时，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机各部分所受到的空气动力的总和，叫总空气动力，通常用R表示。
一般情况，这个力是向上并向后倾斜的，根据它所起的作用，可将它分解为垂直于相对气流方向和平等于相对气流方向的两个分力。
垂直方向的力叫升力，用Y表示。
升力通常是起支托飞机的作用。
平等方向阻碍飞机前进的力叫阴力，用X表示。
飞机的升力绝大部份是机翼产生的，尾翼通常产生负升力，飞机其它部份产生的升力很小，一般都不考虑。
至于飞机的阻力，只要是暴露在相对气流中的任何部件，都是要产生的。
一、升力的产生从流线谱可以看出:空气流到机翼前缘，分成上、下两股，分别沿机翼上、下表面流过，而在机翼后缘重新汇合向后流去。
在机翼上表面，由于比较凸出，流管变细，说明流速加快，压力降低。
在机翼下表面，气流受到阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。
于是，机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和，就是机翼的升力。
机翼升力的着力点，即升力作用线和翼弦的交点，叫压力中心。
机翼各部位升力的大小是不同的，要想了解机翼各个部位升力的大小，就需知道机翼表面压力分布的情形。
机翼表面压力的颁可通过实验来测定。
凡是比大气压力低的叫吸力(负压力)，凡是比大气压力高的叫压力(正压力)。
机翼表面各点的吸力和正压力都可用向量表示。
向量的长短表示吸力或正压力的大小。
向量的方向同机翼表面垂直，箭头方向朝外，表示吸力;箭头指向机翼表面，表示正压力。
将各个向量的外端用平滑的曲线连接起来。
压力最低(即吸力最大)的一点，叫最低压力点。
在前缘附近，流速为零，压力最高的一点，叫驻点。
机翼压力分布并不是一成不变的。
如果机翼在相对气流中的关系位置改变了，流线谱就会改变，机翼的压力分布也就随之而变。
机翼升力的产生主要是靠上表面吸力的作用，而不是主要靠下表面的压力高于大气压的情况下，由上表面吸力所形成的升力，一般占总升力的60%到80%左右，而下表面的正压力所形成的升力只不过占总升力的20%到40%左右。
升力阻力公式
升力阻力公式
在空气中飞行的物体，如飞机、鸟类等，都有升力和阻力的作用。
升力是一种垂直于物体运动方向的力，使物体产生向上的运动。
而阻力则是与运动方向相反的力，阻碍物体的运动。
升力阻力公式可以表示为：
L = Cl * 1/2 * ρ * V^2 * A
D = Cd * 1/2 * ρ * V^2 * A
其中，L表示升力，D表示阻力，Cl和Cd分别为物体的升力系数和阻力系数，ρ为空气密度，V为物体的速度，A为物体的横截面积。
这个公式可以用来计算物体在不同速度下的升力和阻力大小，对于设计飞行器、优化飞行性能等方面有很大的应用价值。
- 1 -。
升力阻力侧力
升力阻力侧力的概念
升力、阻力、侧力是飞行力学中的三个基本概念，它们分别描述飞行器飞行过程中力的作用方向。
升力：升力是一种向上的力，它会使飞行器升起。
升力的大小取决于飞行器的形状、速度和角度。
阻力：阻力是一种向下的力，它会阻碍飞行器的前进。
阻力的大小取决于飞行器的形状、速度和环境条件。
侧力：侧力是一种向侧面的力，它会使飞行器偏离飞行轨迹。
侧力的大小取决于飞行器的形状、速度和角度。
希望这些信息能帮到你。
飞机升力与阻力产生因素
飞机升力与阻力产生因素飞机升力与阻力产生因素当升力和阻力是在飞机与空气之间的相对运动(相对气流)中产生的。
影响升力和阻力的基本因素是，机翼在气流台的相对位置(迎角)、气流的速度和空气密度(空气的动压以及飞机本身的特点(飞机表面质量、机翼形状机翼面积、是否使用襟翼和前缘缝翼是否张开等)。
下面是店铺为大家分享飞机物理相关知识，欢迎大家阅读浏览。
一、迎角对升力和阻力的影响(一)迎角相对气流方向(飞机运动方向)与翼弦所夹的角度，叫迎角。
相对气流方向指向机翼下表面，为正迎角;相对气流方向指向机翼上表面，为负迎角。
飞行中，飞行员可通过前后移动驾驶盘来改变迎角的大小或者正负。
飞行中经常使用的是正迎角。
飞行状态不同，迎角的正、负、大、小一般也不同。
在水平飞行中，飞行员可根据机头的高低来判断迎角的大小，机头高，迎角大。
机头低，迎角小。
其它飞行状态，单凭机头的高低就很难判断迎角的大小和正负，只有根据迎角本身的含义去判断。
例如，飞机俯冲中。
机头虽然很低，但迎角并不为负的，气流仍从下表面吹向机翼，因此迎角是正的。
又如在上升中，机头虽然比较高，但迎角却不一定很大，在改出上升时，若推杆过猛，也可能会出现负迎角。
(二)迎角对升力的影响在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。
在小于临界迎角的范围内增大迎角，升力增大;超过临界边角后，再增大迎角，升力反而减小。
这是因为，迎角增大时，一方面在机翼上表面前部，流线更为弯曲，流管变细，流速加快，压力降低，吸力增大。
与此同时，在机翼下表面，气流受到阻挡，流管变粗，流速减慢，压力增大，要使升力增大。
但是，另一方面迎角增大时，由于机翼上表面最低压力点的压力降低。
因此，后缘部分的压力比最低压力点的压力大得更多，于是在上表面后部的附面层中，空气向前倒流的趋势增强，气流分离点向前移动，涡流区扩大，就会破坏空气的平顺流动，从而使升力降低。
在中、小迎角，增大迎角时，分离点前移缓慢，涡流区只占机翼后部的不大的一段范围，这对机翼表面空气的平顺流动影响不大，前一方面起着主要作用，因此，在小于临界迎角的范围内，迎角增大，升力是增大的。
升力和阻力的产生
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。
波阻的大小同激波的形状有关，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。
2．诱导阻力 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。
升力的产生
四.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。
1．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。
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。
3．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”。
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。
阻力定律与升力定律
阻力定律和升力定律想要把风力的动能转化成电能，首先要先把动能转化成机械能，然后再将机械能转化成电能。
第一步转化，是通过风电机叶片来实现的。
从动能到机械能的转化，有两个定律：阻力定律和升力定律。
阻力定律风会对切割它移动方向上的任意面积A 形成一个力，这个力就是阻力。
图：阻力作用为推动力阻力根下面的参数成比例关系：风速v 的平方切割面积 f该面积的阻力系数cw空气密度ρ阻力系数cW (W是德语里“阻力”的第一个字母) 也叫做阻力附加值或者直接称为cW-值。
这个值是用来表示某个物体对空气形成阻力的大小的，可以在风洞里进行测定。
cW 值越小，空气阻力也就越小。
比如一个圆盘横向对风的Cw 值大约是1.11，而方盘大约是1.10，球体大约是0.45。
在汽车工业中，工程师们都在研究如何将汽车的cW 值变的更小，这样汽车在行进时的阻力就会最小化。
比如丰田的Prius的cW值是0.26，而大众的Golf是0.325，雪铁龙的2CV阻力系数是0.50，一辆普通的卡车阻力系数是0.8。
古老的波斯风车（世界上最早的风车）是通过利用阻力来运作的。
如上图所示，风车建在墙内，当风吹过开口，就会推动暴露的叶片，从而带动整个风车旋转。
风速计也是利用阻力原理来实现的。
风杯风速计上风杯的cW-值分别是1.33和0.33（迎风时和背风时）。
风杯迎风时的阻力要比背风时的阻力大很多，所以风杯风速计才会迎风旋转。
通过阻力定律来运动的转子无法转动的比风速更快（增速值小于1），属于亚风速转子。
这种转子能量损失较大，效率系数（流体动力学上的作用参数）非常小。
（波斯风车大概0.17，风杯风速计大概0.08）升力定律现代风电机的叶片是通过升力定律来实现转动的，升力是推动力。
图：升力作为动力Auftrieb：浮力；schnelle Luftbewegung：速度快的空气运动；langsame Luftbewegung：速度慢的空气运动飞机、直升机或者风电机的叶片顶部的面积要大于底部的面积。
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
飞行学院 FLIGHT TECHNOLOGY COLLEGE
南京航空航天大学
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
南京航空航天大学
飞行原理
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
南京航空航天大学
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
叶片的升力系数和阻力系数曲线
叶片的升力系数和阻力系数曲线叶片的升力系数和阻力系数曲线导语：本文将从叶片的升力系数和阻力系数曲线的基本概念入手，逐步深入探讨其原理、影响因素以及实际应用。
通过对这一主题的全面分析，读者将能够更好地理解叶片在空气中产生升力和阻力的机理，并在实践中灵活应用这些知识。
一、升力和阻力的基本概念升力和阻力是涉及到物体在流体中运动的基本力学特性。
在航空工程中，叶片是发动机、风力发电机以及其他旋转机械中的重要构件，其升力和阻力性能直接影响着设备的效率和稳定性。
1. 升力：叶片在空气中运动时，由于形状和角度的改变，周围流体对其产生了垂直于运动方向的力，即升力。
升力决定了叶片的承载能力和推进效率。
2. 阻力：与升力相对，阻力是叶片在运动过程中所受到的阻碍力，它可以视为对于运动方向的相反力。
阻力的大小与叶片的形状、表面状况以及运动速度等因素有关。
二、升力系数和阻力系数的计算与曲线为了更好地评估叶片的性能，我们需要引入升力系数和阻力系数这两个维度的指标。
通过归一化处理，我们可以将叶片的升力和阻力与流体速度、密度等因素消除，将其转化为与叶片本身特性相关的无量纲数值。
1. 升力系数（Cl）：升力系数是升力与流体动压乘积及叶片平面积的比值，即Cl = L / (0.5 * ρ * V^2 * A)。
其中L为升力力值，ρ为流体密度，V为叶片运动速度，A为叶片平面积。
2. 阻力系数（Cd）：阻力系数是阻力与流体动压乘积及叶片平面积的比值，即Cd = D / (0.5 * ρ * V^2 * A)。
其中D为阻力力值。
根据实验测量和理论计算，我们可以得到叶片在不同运动状态下的升力系数-阻力系数曲线。
通过绘制这样的曲线，我们可以清晰地了解叶片在不同条件下的性能表现。
三、升力系数和阻力系数曲线的特征升力系数和阻力系数曲线的形状和特征对叶片的设计和性能评估起着重要的作用。
以下是其中几个常见的特征：1. 攻角：攻角是指流体入射方向与叶片上法线之间的夹角。
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。
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CL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 ），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CL max ，然后又转折开始下降。
升力系数曲线的斜率CLCL表示了升力系数CL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（0）（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（0）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（0 ），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））。
飞行原理(升力和阻力)
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
阻力5：激波阻力
属于压差阻力
.
激波
飞机飞行 -> 对空气产生扰动 扰动(以扰动波的形式)以音速传播,积聚
激波形成原理
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。
通常机翼上表面会首先达到当地音速， 局部激波首先出现在上翼面。随着速度 的增加，下翼面也会出现局部激波，而 且当速度进一步增加时，机翼上下表面 的局部激波还会向后移动，并且下翼面 的局部激波的移动速度比上翼面的大， 可能一直移到机翼后缘，同时激波的强 度也将增大，激波阻. 力将增大。
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。
阻力
总结一下：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
.
飞机的俯仰、滚转和转弯
Pitch– elevators in motion
.
飞机的俯仰、滚转和转弯
Roll– Ailerons in motion
.
飞机的俯仰、滚转和转弯
Yaw—Rudder in motion
.
激波前后气流物理参数的变 化
机翼上压强分布的观点
航空概论2-12 升力和阻力的产生
相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓， 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， 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。 的飞行原理。 当飞机的机翼为对称形状， 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 机翼对称轴流动时， 形状一样，因而气流速度一样， 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。 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） 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， 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。 面的压力不一致，从而也会产生升力。
• •
上反角与下反角
具有上反角布局的F 具有上反角布局的F-86
下反角布局的伊尔－76 下反角布局的伊尔－76
可变后掠角飞机－F111 可变后掠角飞机－F111
变后掠角飞机F 变后掠角飞机F－14
前掠角布局的必须产生大于 自身重力的升力才能升空飞行， 自身重力的升力才能升空飞行， 航空器飞行的基本原理。 这是 航空器飞行的基本原理。前 面我们提到， 面我们提到，航空器可分为轻于 空 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 两大类，轻于空气的航空器如气球、飞艇等， 要部分是一个大大的气囊， 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 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， 时候的玩具氢气球一样，可以依靠空气的静浮力升 上空中。 上空中。 然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠 然而，对于重于空气的航空器如飞机， 什么力量飞上天空的呢？ 什么力量飞上天空的呢？
飞机升力和阻力
.
7
2、附面层的分类：
附面层按其性质不同，可分为：层流附面层和紊流附面层 。
就机翼而言，一般在最大厚度以前的部份叫层流附面层。 在这之后的部份是紊流附面层。
紊流附面层的摩擦阻力要比层流附面层的摩擦阻力大得多。因此 ，尽可能在机翼上保持层流附面层，对于减小阻力是有利的。层流 翼型，就是这样设计的。
.
8
影响摩擦阻力的因素
– 摩擦阻力的大小取决于飞机浸润面积、飞机表面的 粗糙度及附面层的流动状态。
– 紊流附面层的摩擦阻力较大，在飞行速度较高的飞 机上多采用层流翼型。
– 使用推力矢量技术的飞机，发动机推力直接用于飞 行控制，飞机的尾翼可以减小或者去除，这样就可 以大大地减小摩擦阻力。
.
9
二、压差阻力
（一）诱导阻力的产生
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，并在翼尖处不断形成旋涡。
随着飞机向前方飞行，旋涡就从翼尖向后方流动，产生下 洗速，使相对气流产生下洗角。
.
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实际升力是和洗流方向垂直的。把实际升力分解成垂直于飞行速度方向
和平等于飞行速度方向的两个分力。垂直于飞行速度方向的分力，仍起着升 力的作用,这就是我们经常使用的升力。平行于飞行速度方向的分力，则起着 阻碍飞机前进的作用,成为一部份附加阻力，这一部分附加阻力称为诱导阻力。
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机翼的升力
伯努利定律：随着流体流速的增加，其 压力减小。
在机翼上表面,流速快,压力降低，产生吸力。 在机翼下表面,流速慢,压力增大，产生正压力。
凡是比大气压力低的叫吸力(负压力)， 凡是比大气压力高的叫压力(正压力)。
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机翼升力 的产生主要是靠 上表面吸力的作 用，而不是主要 靠下表面的压力 高于大气压的情 况下，由上表面 吸力所形成的升 力,一般占总升力 的60%到80%左 右。
绕流阻力与升力
绕流阻力与升力一、绕流阻力水流绕过物体（如机翼、桥墩和水文测量中的铅鱼以及水泵叶片和冷却管的绕流问题等）或物体在流体中以一定的速度前进（也相当于流体绕过物体）时，物体都将受到水流对物体的作用力。
这个作用力可以分为两分量：一个是它在水流方向的分力，该力是水流中物体（桥墩、铅鱼）受到水流方向的作用力，或者说在流体中运动物体（如机翼）所受到的阻力；另一个是垂直于流动方向的横向作用力，称为升力。
研究绕流阻力与升力问题对水文、水力机械和水工等专业有其实用价值。
为确定物体的绕流阻力，现观察垂直于水流方向上设置的圆柱体，如图4-22所示。
图4-22由于水流对称绕着圆柱体边界流动，则在圆柱边界的任一点上都存在着法向应力p 和切应力τ。
从图上可以看出，在圆柱面上取一微小面积dA ，作用在微小边界面上的动水压力dP PdA =，摩擦阻力0dT dAτ=。
则作用在圆柱面上的绕流阻力，就是水流作用在圆柱面上各微小动水压力和摩擦阻力在水流方向投影总和。
因此，绕流阻力有两部分组成，即由表面切应力形成的部分成为摩擦阻力或表面阻力；由动水压强形成的称为压强阻力或形状阻力。
当实际液体绕物体流动，由于粘性作用，在物体表面形成边界层。
沿物体表面流动的液体质点，因能量损失，失去动能，而被迫离开物体表面(被外部质点带向物体后部)，从而在物体尾部形成漩涡区。
所以物体的形状及物体与水流的相对位置都影响到漩涡区的大小、漩涡的强弱，对绕流阻力的影响极大。
如平板平行水流放置，就不易形成水流与边界脱离，产生的绕流阻力也最小；若平板垂直水流放置，则最易形成水流与边界脱离，产生的绕流阻力也最大，如图4-23（a）所示。
因此，在流体中运动的物体（如飞机、船舶等），或在水流中固定的物体（桥墩、闸墩、铅鱼等）都应设计成曲线型，以避免产生水流脱离现象，减少绕流阻力。
图4-23如图4-23所示，物体在迎水面上存在一个流线的终止点（停滞点O ），该点的流速为零，压强最大，停滞点的动水压强水头202P g υγ=，即2002P ρυ=。
人力驱动飞机
人力驱动飞机直升机升力与阻力运算公式升力和阻力公式依照升力、阻力与上述诸因素的关系,升力、阻力公式如下:升力:Y=Cy 1/2 ρv2s阻力:X=Cx 1/2 ρv2s式中:Y—升力;X—阻力;ρ—空气密度;s—机翼面积;Cy—升力系数;Cx—阻力系数;v—气流速度Cy、Cx是翼型、迎角、机翼形状、飞机表面光滑和流线性对升力、阻力大小的阻碍。
其数值通过实验测得。
飞行中,机翼翼型、面积和形状及飞机状况等一样是不变的。
在同一高度飞行时,空气密度也可看成相对不变。
那么,升力和阻力的大小就取决于速度和迎角。
在飞行中,是用改变速度、改变迎角来改变升力和阻力。
更多资料： :// xmatc /atcdata/html/46039.html升力公式升力公式原圖片取自：NASA Glenn Research Center, Learning Technology Project升力取決於空氣的密度，速度的平方，空氣的黏性以及空氣的可壓縮性，空氣流經物體的表面積，物體的形狀，以及物體與氣流的夾角。
一样來說，升力與物體外形，氣流夾角，空氣的黏性，以及空氣的可壓縮性這幾項的關聯是专门複雜的。
其中一種討論這些複雜的關聯性的方法是用一個單一的變數來決定這些關聯。
在升力這方面，這個變數稱為升力係數，記為"Cl"。
這讓我們能夠將所有無論是簡單或複雜的變因都整合進一個單一的公式。
升力公式描述的是升力L等於升力係數Cl乘以密度r乘以速度V的平方乘以翼面積A再除以二。
L = Cl * A * .5 * r * V^2對於已知的空氣條件，物體外形，以及物體與空氣的夾角，我們必須決定出Cl的值來得知升力的大小。
對於一些單純的氣流狀況，物體外形，以及小範圍的夾角時，空氣動力學專家能够算出Cl的值。
然而，通常差不多上經由實驗來求出升力係數。
藉由上面給予的公式，密度由字母"r"來表示。
我們不使用"d"來表示密度，因為"d"通常用來表示距離。