叶片翼型,失速,升力计算
[讲解]机翼升力计算公式
![[讲解]机翼升力计算公式](https://img.taocdn.com/s3/m/3c1c5c79b94ae45c3b3567ec102de2bd9605de73.png)
机翼升力计算公式机翼升力计算公式动力三角翼 2009-06-18 02:00 阅读463 评论0字号：大大中中小小机翼升力计算公式机翼升力计算公式升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数（N）机翼升力系数曲线如下注解：在小迎角时曲线斜率是常数。
在标识的1位置是抖振点，2位置是自动上仰点， 3位置是反横操纵和方向发散点，4位置是失速点。
对称机翼在0角时升力系数=0（由图）非对称一在机身水平时升力系数大于0，因此机身水平时也有升力滑翔比与升阻比升阻比是飞机飞行速度不同的情况下升力与阻力的比值，跟飞行速度成曲线关系，一般升阻比最大的一点对应的速度就是飞机的有利速度和有利迎角。
滑翔比是飞机下降单位距离所飞行的距离，滑翔比越大，飞机在离地面相同高度飞的距离越远，这是飞机固有的特性，一般不发生变化。
如果有两台飞行器，有着完全相同的气动外形，一台大量采用不锈钢材料的，另一台大量采用碳纤维材料，那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。
这个在SU-27和歼11-B身上就能体现出来，歼11-B应该拥有更大的滑翔比。
螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算）你的飞行器完成了，需要的拉力与发动机都计算好了，但螺旋桨需要多大规格呢？下面我们就列一个估算公式解决这个问题螺旋桨拉力计算公式：直径（米)×螺距(米）×浆宽度（米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.25）=拉力（公斤）或者直径（厘米)×螺距(厘米）×浆宽度（厘米）×转速²（转/秒）×1大气压力（1标准大气压）×经验系数（0.00025）=拉力（克）前提是通用比例的浆，精度较好，大气压为1标准大气压，如果高原地区，要考虑大气压力的降低，如西藏，压力在0.6-0.7。
1000米以下基本可以取1。
naca0012 升力系数
naca0012 升力系数（原创版）目录1.升力系数的定义与计算2.升力系数的重要性3.影响升力系数的因素4.升力系数的实际应用正文1.升力系数的定义与计算升力系数（Lift Coefficient）是一种用于描述飞行器产生升力的能力的无量纲参数。
它是通过实验和理论计算得出的，计算公式为：升力系数 = 升力 / (0.5 * 空气密度 * 速度^2 * 翼展面积)。
升力系数可以反映飞行器在特定条件下产生升力的大小，是飞行器设计和性能分析的重要参数。
2.升力系数的重要性升力系数在航空航天领域具有极高的重要性。
它直接影响飞行器的飞行性能、稳定性和安全性。
对于飞行器设计者来说，合理调整升力系数，可以优化飞行器的气动性能，提高燃油效率，降低飞行噪音，提升飞行舒适度等。
此外，升力系数还可以用于飞行器的飞行模拟和飞行控制系统的设计。
3.影响升力系数的因素升力系数受多种因素影响，主要包括以下几个方面：（1）翼型：翼型是影响升力系数最主要的因素。
不同的翼型在产生升力方面有显著差异，如椭圆翼、矩形翼、梯形翼等。
（2）迎角：飞行器的迎角（即飞行器机身与飞行方向的夹角）对升力系数也有很大影响。
在特定范围内，迎角增加，升力系数随之增大；但超过临界迎角后，升力系数会急剧下降，导致失速。
（3）空气密度：空气密度是影响升力系数的环境因素。
空气密度越大，升力系数越大。
反之，空气密度越小，升力系数越小。
（4）速度：飞行速度对升力系数的影响也很明显。
速度越快，升力系数越大；速度越慢，升力系数越小。
4.升力系数的实际应用升力系数在航空航天领域有着广泛的应用。
在飞行器设计阶段，设计师需要根据飞行器的用途和性能要求，合理选择翼型、迎角等参数，以达到理想的升力系数。
在飞行器飞行过程中，飞行员需要根据飞行条件和任务需求，调整迎角等参数，以保持合适的升力系数，确保飞行器的稳定飞行。
此外，升力系数还用于飞行模拟、飞行控制系统设计和飞行性能分析等方面。
第三课-翼型与升力
亚音速飞机的λ约为6~12，超音速飞机的λ则为2~4。 .⑤ 后掠角：机翼各剖面距前缘1/4弦长点的连线与机 身轴线间的夹角。 .⑥ 安装角：机翼翼根弦线与纵轴之间的夹角。 .⑦ 上（下）反角：一侧的机翼弦线平面和横轴的夹 角。翼尖向上翘的叫上反角，向下的叫下反角。 图2-2-19 机翼的上（下）反角
翼型与升力
第三课
一、模型飞机的机翼
1、翼型
对称翼型的中弧线和翼弦重合，上弧线和下弧线对称。这种翼型阻力系数比较小， 但升阻比也小。一般用在线操纵或遥控特技模型飞机上。
双凸翼型的上弧线和下弧线都向外凸，但上弧线的弯度比下弧线大。这种翼型比 对称翼型的升阻比大。一般用在线操纵竞速或遥控特技模型飞机上
C X V 2 S X 2
X——机翼的阻力，单位是千克力， Cx——阻力系数 ρ——空气密度，单位是千克力秒2/米2，
V——机翼相对于气流的速度，单位是米/秒
S——机翼面积
4.模型飞机上的阻力
(3)诱导阻力 在机翼的两端，机翼下表面压力大的气流绕过翼尖，向机翼上表 面的低压区流动，于是在翼端形成一股涡流。它改变了翼端附近 流经机翼的气流方向，引起了附加的阻力。因为它的阻力是诱导 出来的，所以叫诱导阻力。 减少诱导阻力的办法是增大展弦比。 梯形或椭圆形机翼的诱导阻力比矩形机的诱导阻力小。
2. 流过机翼的气流
双凸和平凸翼型的流线谱
3. 升力产生的原因 处于流动的空气中的机 翼各个表面上有着不同 的压力，由于机翼上表 面和下表面存在着垂直 翼弦方向的压力差，压 差的作用效果对机翼产 生了升力。升力垂直于 相对气流，指向气流流 速增大的一侧。
பைடு நூலகம்
4.模型飞机上的阻力
阻力
翼型理论
第十二章机翼理论课堂提问：雁群迁徙时为什么呈”人字形”飞行?机翼理论：研究支持飞机升空,水翼船飞腾的机翼理论。
在航空，舰船等工程上应用最多，舵、螺旋桨，减摇鳍、水翼、扫雷展开器，研究船舶的操纵性时可以把船体的水下部分看作是一个机翼（短翼）。
此外在风扇，鼓风机，压缩机，水上运动器械如帆板，脚蹼等都与机翼理论有关。
本章内容：1.几何特性2. 流体动力特性3.有限翼展机翼（三元机翼）本章重点：1. 机翼几何特性。
2. 机翼几何特性对流体动力特性的影响。
3. 下洗速度形成的概念及计算，自由涡、附着涡形成的概念。
4．升力线理论的概念。
5. 诱导阻力的概念，诱导阻力的计算。
6. 展弦比换算的思路及计算。
本章难点：1. 机翼几何特性对流体动力特性的影响。
2. 升力线理论的概念。
3. 展弦比换算。
§１２-１机翼的几何特性一、翼型（profile）翼剖面的重要参数：中线（center line），翼弦（chord）b，拱度（camber）f，相对拱度f/b，展长l，厚度t，相对厚度t/b，（thicheness），攻角（angle of attach）α，翼型面积S，展弦比λ等。
根据工程应用的需要，机翼的平面形状多样。
展弦比2lS λ=对于矩形机翼S lb =, 所以 2l llb bλ== 无限翼展机翼：12λ=∞: 短翼：λ<2， 大展弦比机翼：λ>2 船用舵0.5 1.5λ=:， 水翼57λ=: 战斗机24λ=:，轰炸机712λ=:，风洞试验一般采用标 准机翼56λ=:。
机翼的攻角又分为：几何攻角α：来流速度0U 与弦线之间的夹角。
基本形状：后缘总是尖的（产生环量） 圆前缘：减小形状阻力尖前缘：减小压缩性所引起的激波阻力或自由 表面所引起的兴波阻力翼型：几种常见的翼型ＮＡＣＡ翼型（美国国家航空咨询委员会（National Advisori committee for Aeronautics ，简称NACA ）设计发表的）目前在舰船的舵、螺旋桨上用得较多的是NACA 翼型系列。
翼载荷与失速速度、起飞速度的大致推算
翼载荷与失速速度、起飞速度的大致推算1、翼载荷与失速速度实际失速速度会随载荷的变化而改变。
1g失速速度（VS1g）和FAR失速速度（VSFAR），是指通过在翼型、机翼水平、起落架型态、飞机重量和重心位置一定的情况下经试飞得到，并作为该机型计算各种保护速度的标准。
它们在相应机型中都用VS来表示。
1g失速速度（VS1g）和FAR失速速度（VSFAR）分别是在载荷因子为1和小于1的条件下测得，也就是说实际飞行只有不但要严格满足测试此失速速度机体型态、重心位置、重量等要求，而且还必须严格保持平飞才不至于在此速度失速。
实际飞行状态和载荷因子、高度的改变会影响失速速度值。
* 载荷因子和平飞失速速度的关系：根据升力公式推得机动飞行失速速度V机动和同机型的平飞失速速度VS的关系为：V机动= √nyVSny：机翼载荷因子结论：不同飞行状态下的失速速度是平飞失速速度的√ny倍。
即飞机水平转弯或盘旋时，坡度增加、机翼载荷因子增加、对应实际飞行状态下的失速速度增加。
下表列出了盘旋转弯坡度、机翼载荷因子和平飞失速速度的对应关系转弯坡度0度15度25度30度40度45 度53度60度翼载荷因子 1 1.04 1 1 1.16 1.3 1.41 1.69 2平飞失速速度VS盘旋失速速度1VS 1.02VS 1.04VS 1.1VS 1.VS 1.2VS 1.3VS 1.4VS从上图看出，不同坡度导致不同翼载因子，又导致产生不同的失速速度。
为实际使用方便，为防止飞机机动失速，一般规定飞行中飞机的最小机动（选择）速度VLS,是目前情况下平飞失速速度VS的某一倍数。
如VLS=1.3VS意味着以此VLS速度飞行，当坡度达到50度时飞机开始接近失速。
2、翼载荷与起飞速度经过推导，最终公式为（海拔为0的情况下）：V = √（10X翼载荷) 其中，翼载荷单位为千克/平方米，速度单位为米/秒，用10做参数时，可以认为是失速速度。
V = √（12.3X翼载荷) 其中，翼载荷单位为千克/平方米，速度单位为米/秒，用12.3做参数时，可以认为是起飞速度。
飞机升力系数公式
飞机升力系数公式飞机升力系数是描述飞机机翼产生升力效果的一个重要参数，通常用于飞行动力学和气动力学的研究。
飞机升力系数公式可以用来计算飞机的升力系数，从而评估飞机的升力性能。
飞机升力系数公式可以表示为：CL = L / (1/2 * ρ * V^2 * S)其中，CL表示飞机的升力系数，L表示飞机产生的升力，ρ表示空气密度，V表示飞机的飞行速度，S表示飞机机翼的参考面积。
升力是指垂直向上的力，它是飞机能够在空中飞行的关键。
飞机通过机翼产生升力，机翼的形状和飞行速度会影响升力的大小。
在飞机升力系数公式中，空气密度ρ是指单位体积空气中的空气质量，它受到温度、压力和湿度等因素的影响。
空气密度越大，飞机产生的升力也就越大。
飞行速度V是指飞机相对于空气的速度，它对升力的影响非常重要。
当飞行速度增加时，升力也会增加，但是当速度过大时，升力反而会减小。
飞机机翼的参考面积S是指机翼的有效面积，它是计算升力的重要参量。
机翼的形状、面积和操纵方式会对飞机的升力系数产生影响。
飞机升力系数公式的意义在于通过改变飞机的设计和参数，来优化飞机的升力性能。
例如，通过改变机翼的形状和面积，可以增加飞机产生的升力，提高飞机的升力系数，从而使飞机具有更好的升力性能。
飞机升力系数公式的应用不仅可以用于飞机的设计和优化，还可以用于飞机的性能评估和飞行控制。
通过计算升力系数，可以评估飞机在不同飞行状态下的升力性能，从而指导飞机的飞行控制和操纵。
飞机升力系数公式是描述飞机升力性能的重要工具，它可以通过计算飞机的升力系数来评估飞机的升力性能。
通过优化飞机的设计和参数，可以提高飞机的升力系数，从而使飞机具有更好的升力性能。
飞机升力系数公式的应用范围广泛，可以用于飞机的设计、优化、性能评估和飞行控制等方面。
NACA0012翼型的截面与升力阻力曲线图教学文案
NACA0012翼型的截面与升力阻力曲线图NACA0012翼型是垂直轴风力机的优选翼型，这里根据美国网站提供的技术资料绘制了翼型截面图与升力曲线图，还有根据技术书籍描绘的升力阻力曲线图，供大家参考。
NACA0012翼型的截面图由于NACA0012是对称翼型，在下图左侧数据表中仅列出了单边的数据，表中c是弦长（弦长为1.00）；x是弦长坐标（单位是x/c）；y是对应x位置的翼面与弦的距离（单位是y/c）。
图1 NACA0012翼型数据与截面图NACA0012翼型的升力曲线图图2是根据美国的技术资料数据绘制的NACA0012翼型的升力曲线图，在这张图中有多根升力曲线，显示了当雷诺数不同时翼型的最大升力系数与失速攻角都有较大的变化。
图2 NACA0012翼型升力系数曲线图NACA0012翼型的大攻角升力、阻力曲线图图3是根据“21世纪能源与动力工程类创新型应用人才培养规划教材“风力机空气动力学””一书图7.29描绘的NACA0012翼型的大攻角升力、阻力曲线图，供大家参考。
图3 NACA0012翼型大攻角升力、阻力曲线图该图显示了翼型攻角从-5度到180度的升力与阻力系数的变化，攻角在0度至10度升力系数随攻角增大而增大，阻力系数很小；超过12度时升力系数下降，阻力系数上升；攻角到40度后升力与阻力系数先是相同，然后阻力系数继续上升，升力系数下降。
NACA0012翼型的升/阻比变化曲线在图3中显示了翼型的升力与阻力随攻角的变化曲线，在实际应用中更关心的是在正常工作时的阻力情况，图4是根据“风能技术”（美Tony Burton，武鑫译）一书图3.100描绘，图中显示了NACA0012翼型在不同攻角时的升力/阻力系数比变化曲线。
图3 NACA0012翼型升/阻比变化曲线可见在失速前有最大的升力/阻力系数比值，升力约为阻力的50多倍。
当然这是一个光滑的翼型在较高雷诺数时的状态，多数情况会比该比值低一些。
附:叶片雷诺数计算示例从图2看到翼型的升力曲线受雷诺数影响较大，下面给出了叶片雷诺数的简单计算方法。
机翼升力计算公式
图16
1936年法国制造的46C-1战斗机，翼形是鸟翼的变形结构
图17
我国生产的运－12多用途运输机翼形为拱型结构
图18
这是一架通用飞机从翼尖可以清楚地看到拱型机翼结构
随着航空技术的发展及飞行气动力需要，飞机的翼型已发展有多种形式，下图列举的十种是有了实际应用的翼型剖面。
请注意：上述图7所示的迎角升力与图8所示的翼形升力并不是单独产生的，这两个力可能同时出现在翼面上，也可能交替产生，鸟在飞行中根据飞行要求实时改变飞行姿态而获得所需升力。
飞机机翼结构和升力产生的机理与鸟翼的结构及产生升力的原理基本上是一致的。
图9，机翼剖面示意图
图10，机翼升力原理图
图19，翼型剖面图
图中（1）是平板形翼剖面，它相当于风筝的剖面，靠迎角产生升力；（2）是典型的鸟翼剖面，多用在早期的飞机上，如图15；（3）（4）（5）及（6）为上拱下略平的翼剖面，气动力特性好，升力大，多用于亚音速以下的飞机；其余的翼剖面多为上下翼面对称的翼型剖面，能做成薄形机翼，对超音速飞行很有好处，多用于超音速飞机或飞机的尾翼上。
图7，迎角状态的鸟翼升力
当鸟翅膀有向上的迎角时，翅膀下部在气流的作用下，产生正压力，翅膀上部是负压力，因此使翅膀产生一个向上的升力。
图8，平飞状态的鸟翼升力
这是鸟翅膀在平飞时的空气动力图，由于鸟翅膀呈拱形结构，上翼面弯曲呈拱形，下翼面平直，在鸟向前飞行时，鸟翼前缘切开气流，使气流分上下两路流过翼面。由于上翼面呈拱形，气流流速要比下翼面快，按流体力学“流速快，压强小”的定理上翼面压力小，下翼面压力大，这个压力差就是鸟翼在平飞时产生的升力。
如果有两台飞行器，有着完全相同的气动外形，一台大量采用不锈钢材料的 ，另一台大量采用碳纤维材料，那么碳纤维材料的滑翔比肯定优于不锈钢材料的。这个在SU-27和歼11-B身上就能体现出来，歼11-B应该拥有更大的滑翔比。
飞机发动机升力计算公式
飞机发动机升力计算公式飞机发动机升力计算公式是飞机设计和工程中的重要参数之一。
它用于计算飞机发动机产生的升力，从而确定飞机的起飞和飞行性能。
本文将介绍飞机发动机升力计算公式的原理和应用。
飞机发动机升力计算公式的原理是基于伯努利定律和牛顿第三定律。
根据伯努利定律，流体在速度增加的情况下，压力会降低。
飞机发动机通过喷射高速气流来产生推力，这个喷射气流在发动机后方形成了一个高速气流区域。
根据牛顿第三定律，这个高速气流会对发动机产生一个反作用力，即升力。
飞机发动机升力计算公式可以用以下方式表示：L = ρ * A * V^2 * CL其中，L代表升力，ρ代表空气密度，A代表发动机喷气口的面积，V代表飞机相对于空气的速度，CL代表升力系数。
在实际应用中，飞机发动机升力计算公式可以用来确定飞机的起飞速度、爬升速度和巡航速度等重要参数。
根据公式，我们可以看出，升力与空气密度、喷气口面积、飞机速度和升力系数都有关。
当飞机起飞时，需要产生足够的升力以克服重力，因此需要较大的喷气口面积和较高的速度。
在飞机巡航时，需要保持稳定的升力以维持飞机的平衡，因此需要调整升力系数。
飞机发动机升力计算公式的应用不仅局限于飞机设计和工程中，还可以用于飞机性能测试和飞行模拟等领域。
通过计算发动机产生的升力，我们可以评估飞机的性能，优化飞行参数，提高飞机的效率和安全性。
然而，需要注意的是，飞机发动机升力计算公式只是一个理论模型，实际应用中还需要考虑其他因素的影响，如气流湍流、飞机结构和气动力的变化等。
因此，在使用该公式进行飞机设计和工程时，需要结合实际情况进行综合考虑和分析。
飞机发动机升力计算公式是飞机设计和工程中的重要工具，它基于伯努利定律和牛顿第三定律，用于计算飞机发动机产生的升力。
通过应用该公式，我们可以确定飞机的起飞和飞行性能，优化飞行参数，提高飞机的效率和安全性。
然而，在实际应用中需要考虑其他因素的影响，综合考虑和分析，以确保飞机设计和工程的准确性和可靠性。
翼型动态失速的非定常模拟方法
翼型动态失速的非定常模拟方法作者：于佳鑫陈江涛王晓东吴晓军康顺来源：《计算机辅助工程》2022年第01期摘要：为探究翼型动态失速的高可信非定常模拟方法，以FFA-W3-241翼型为研究对象，采用开源计算流体动力学求解器OpenFOAM开展翼型动态失速下的流动模拟。
研究重叠网格和滑移网格2种不同网格运动形式、2种不同时间步长、2种不同计算周期和OpenFOAM 默认湍流模型与修正的k-ω SST湍流模型对动态失速过程中翼型气动力的模拟精度，并对流场结构进行分析。
结果表明：修正模型预测的翼型气动力和流场特征与实验值更接近;重叠网格在翼型的动态失速模拟中更具优势。
关键词： OpenFOAM; 动态失速; 湍流模型; 风力机; 翼型; 重叠网格中图分类号： V211.41; TK83文献标志码： BUnsteady simulation method for airfoil dynamic stallYU Jiaxin CHEN Jiangtao WANG Xiaodong WU Xiaojun KANG Shun（1. Key Laboratory of Power Station Energy Transfer Conversion and System（Ministry of Education）， North ChinaElectric Power University， Beijing 102206， China;2. China Aerodynamics Research and Development Center， Mianyang 621000， Sichuan，China）Abstract： To explore the highly reliable unsteady simulation method of airfoil dynamic stall，the flow of airfoil under dynamic stall is simulated using the open source computational fluid dynamics（CFD） solver OpenFOAM taking the FFA-W3-241 airfoil as the research object. The accuracy of the aerodynamic simulation of airfoil during dynamic stall is studied under different conditions， that includes two different mesh motion forms（overlapping mesh and sliding mesh），two different time steps， two different calculation cycles， and OpenFOAM defaulted turbulence model and modified k-ω SST turbulence model. The flow field structure is analyzed. The results shows that the aerodynamic and flow field characteristics predicted by the modified turbulence model are closer to the experimental value. The overset mesh is more advantageous in the dynamic stall simulation of airfoil.Key words： OpenFOAM; dynamic stall; turbulence model; wind turbine; airfoil; overset mesh-基金項目：国家数值风洞工程项目（NNW2018-ZT7B14）;国家自然科学基金（51876063）作者简介：于佳鑫（1993—），女，辽宁建昌人，博士研究生，研究方向为CFD可信度分析和不确定性方法，（E-mail）****************通信作者：王晓东（1979—），男，北京人，教授，博导，研究方向为海上风电机组设计，（E-mail）****************.cn0引言翼型失速分为静态失速和动态失速。
叶片失速原理
1叶片产生升力的原因及失速原理
在二维低速流场中，气体的压力与速度存在下列关系，伯努利公式Po=P+PV。
／2
式中Po一为总压P为静压,PV/2动压叶片产生升力的原因是叶片上下翼面的形状不同，上翼面较突出而使得流过上翼面的空气流速加快，因而压力较低，下翼面较平缓而使得流过下翼面的空气流速较慢，故而压力较高，升力由此而产生。
失速产生的根本原因是由于边界层的分离。
所谓边界层是指气体绕翼面流动时，由于粘滞性的作用，在翼面附近一定范围内的气层其流速将小于主流区的流速，我们把这层流速小于主流区流速的气层称为边界层。
边界层分离是在翼面由突出变成平缓之后产生的，此时边界层内部的流动是减速扩压，在靠近壁面处的流体由于要克服相当大的摩擦阻力而消耗掉的动能较多，在这种双重的阻滞作用下，靠近壁面附近的流体的速度很快减小以至于停止前进，在正压强梯度的作用下，壁面附近的流体作逆向运行。
构成了倒流，因而形成了边界层的分离现象，分离使边界层急剧增厚，并形成一个旋涡区，气体的一部分机械能将在涡流运动中由于摩擦面不可逆转地变成流体的内能，造成很大的总压损失．
由于气流发生分离，流动失去翼型效应，与未分离时情况相比，翼型上侧气流速度下降，因而压力上升，上下表面压力差减小，因而升力下，降，叶片失速。
无人机技术-升力公式
相对气流速度的影响
空气密度的影响
机翼面积的影响
升力公式
=
1.一架飞机在飞入青藏高原时，机翼升力如何变化？
空气密度减小，升力减小
2.一架飞机在飞行时遇到强逆风，机翼升力如何变化？
相对气流速度增大，升力增大
3.若相对气流速度变为原来2倍，机翼升力是否增大2倍？
相对气流速度增大2倍，升力增大4倍
Technology
Base
UAV(unmanned aerial vehicle)
Temperature
升力公式
=
式中：
为升力(N)
为相对气流速度(m/s)
为升力系数
为空气密度(kg/m3)
为机翼面积(m2)
升力公式
=
影响升力的因素主要有：
升力公式
=
升力系数的影响
对某一翼型，通过实验获得
升力系数与迎角的关系曲线：
CL—α曲线
零升迎角：升力系数为零
失速/临界迎角：升力系数最
不对称翼型
对称翼型
升力公式
=
升力系数的影响
失速：升力急剧下降
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。
aiaa学习资料-机翼翼载荷的初步确定计算说明
翼载荷的初步确定：下面我将根据失速速度要求、起飞性能要求、爬升率要求和过载要求初步确定翼载荷。
失速速度要求：根据FAA 规定，失速速度应该不超过45knot2max 145 1.688/2L W v C v ft s S ρ=≤⨯失速失速， 根据下图，我们可以确定最大升力系数54max 41400.447 1.21.6,Re 5.2110,0.14410/0.14410L Vl C v m s v --⨯⨯====⨯=⨯⨯ 考虑到5000ft ISA + 10℃的起降要求，则3=0.00189/slugs ft ρ2210.00189(45 1.688) 1.68.72/2W lb ft S ≤⨯⨯⨯⨯= 起飞性能要求：我们假设飞机的起飞距离（包括越障飞行距离）为1000ft ，根据现代飞机设计p66图5.4我们可以确定起飞参数为120，根据p65我们可知正常起飞的离地速度为失速速度的1.1倍，所以max =()=1.322L L v C C v 失速起飞起飞 根据式（5.8）()()101,1258L W hp TOP C hp W S Wσ===起飞，得 20.001891011.32212010.114/0.002381258W lb ft S ≤⨯⨯⨯= 3=0.00238slugs/ft σρ为密度比，即空气在起飞高度的密度除以海平面的密度（）爬升速度要求：假设爬升时的飞行速度为70kts ，所以动压216.6/q lb ft = 5501500/605500.81010.212,0.298770 1.68970 1.6891258p v V T hp G V W V W η⨯======⨯⨯W Sq Ae π≤00.02,0.8,,611D C e A == 为展弦比取计算结果均大于210/lb ft过载要求：/L qC n W S= 正过载时， 1.66L C n ==，负过载时，0.55L C n ==， 计算得：222.06/W lb ft S≤ 我们选取最低值：22212588.7/,144.68.7/W lb lb ft S ft S lb ft ===。
翼型升力的题目
翼型升力的题目
题目：翼型升力的计算
翼型升力是飞机飞行力学中的重要概念，它是指飞机在飞行过程中，机翼上下表面空气压力差所产生的升力。
翼型升力的计算公式为：
L = 1/2 rho V^2 Cl S
其中，L表示翼型升力，rho表示空气密度，V表示飞行速度，Cl表示升力
系数，S表示机翼面积。
根据这个公式，我们可以知道翼型升力与空气密度、飞行速度、升力系数和机翼面积等因素有关。
其中，升力系数是翼型形状、攻角和马赫数等因素的函数，是计算翼型升力的关键参数。
在计算翼型升力时，需要考虑攻角的影响。
攻角是指机翼与相对气流的夹角，它会影响翼型上下表面的气流速度和方向，进而影响升力系数的大小。
一般来说，当攻角较小时，升力系数随攻角的增大而增大；当攻角增大到某一值时，升力系数达到最大值；当攻角继续增大时，升力系数开始减小。
此外，机翼的形状、面积和展弦比等因素也会影响翼型升力的大小。
机翼的形状会影响气流在机翼上的流动特性，进而影响升力系数的大小；机翼面积和展弦比会影响机翼上下表面的气流速度和压力分布，从而影响升力的大小。
综上所述，翼型升力的计算需要考虑多种因素的影响。
在实际应用中，需要根据具体情况综合考虑各种因素，以获得准确的翼型升力值。
无人机升力公式及各项的含义
无人机升力公式及各项的含义
升力是飞行器区别于别的物体运动的一个很重要的物理量，“升力”顾名思义就是指使飞机离开地面，飞向空中的力，而“升力”的产生大部分来自机翼本身，本篇主要介绍机翼的升力是如何产生的。
了解“升力”需要知道三个一，一则定律，一个形状和一条公式。
一、一个形状——机翼翼型
当我们从上向下俯视飞机时，机翼是个长方形，而翼型，是指我们从向右或从右向左的机翼剖面形状
翼型更像个水滴形状，最右端的点为翼型的前缘点，最左端的点为翼型的后缘点，两点之间的连线为翼弦，翼弦决定升力体或机翼的宽度，翼弦将翼型分成上下两部分，上部分为翼型的上弧线，下部分为翼型的下弧线，连接上下弧面做翼弦的垂线，为翼型的宽度，最后连接前缘点与后缘点，并经过垂线中点，为翼型的弯度，弯度越大，翼型越不对称。
二、一则定律——伯努利定律
伯努利定律是描述有关流体连续性介质的运动规律，其实质是机械能守恒，简单来说，就是在环境一定的情况下，流速快的地方，压力小，流速慢的地方压力大。
空气在经流机翼后，会在前缘点处分成两股分流，经流上弧面的气流，因相较于下弧面流速快。
根据伯努利定律，上弧面的压力要小于下弧面，因此产生由下而上的托举力，也就是升力。
叶片失速原理
1叶片产生升力的原因及失速原理
在二维低速流场中，气体的压力与速度存在下列关系，伯努利公式Po=P+PV。
／2
式中Po一为总压P为静压,PV/2动压叶片产生升力的原因是叶片上下翼面的形状不同，上翼面较突出而使得流过上翼面的空气流速加快，因而压力较低，下翼面较平缓而使得流过下翼面的空气流速较慢，故而压力较高，升力由此而产生。
失速产生的根本原因是由于边界层的分离。
所谓边界层是指气体绕翼面流动时，由于粘滞性的作用，在翼面附近一定范围内的气层其流速将小于主流区的流速，我们把这层流速小于主流区流速的气层称为边界层。
边界层分离是在翼面由突出变成平缓之后产生的，此时边界层内部的流动是减速扩压，在靠近壁面处的流体由于要克服相当大的摩擦阻力而消耗掉的动能较多，在这种双重的阻滞作用下，靠近壁面附近的流体的速度很快减小以至于停止前进，在正压强梯度的作用下，壁面附近的流体作逆向运行。
构成了倒流，因而形成了边界层的分离现象，分离使边界层急剧增厚，并形成一个旋涡区，气体的一部分机械能将在涡流运动中由于摩擦面不可逆转地变成流体的内能，造成很大的总压损失．
由于气流发生分离，流动失去翼型效应，与未分离时情况相比，翼型上侧气流速度下降，因而压力上升，上下表面压力差减小，因而升力下，降，叶片失速。
叶片的空气动力学基础
叶片的空气动力学基础在风力机基础知识一节中介绍过叶片的升力与阻力基本知识，本节将进一步介绍相关理论知识。
在风力机基础知识一节中已作介绍的不再重复，仅介绍有关内容的提高部分。
常用叶片的翼型由于平板叶片攻角略大就易产生气流分离，阻力增大；平板的强度也很低，所以正式的叶片截面都是流线型的，即使有一定厚度阻力也很小。
图1是一幅常见翼型的几何参数图，该翼型的中弧线是一条向上弯曲的弧线，称这种翼型为不对称翼型或带弯度翼型,比较典型的带弯度翼型为美国的NACA4412。
图1--翼型的几何参数当弯度等于0时，中弧线与弦线重合，称这种翼型为对称翼型，图2是一个对称翼型,比较典型的对称翼型为美国的NACA0012。
图2--对称翼型的几何参数图3是一个性能较好的适合风力机的低阻翼型，是带弯度翼型，在水平轴风力机中应用较多。
图3--带弯度的低阻翼型翼型的升力原理有关翼型的升力原理解释有多种，归纳起来主要依据是基于牛顿定律的气流偏转产生反作用力与基于伯努利原理的气流速度不同产生压差两个原理，我们结合这两个原理对翼型的升力作通俗的解释。
带弯度翼型在攻角为0度时的升力与阻力图4是一个带弯度翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图，左图是该翼型的流线图，由于翼型上下面不对称，气流在上下面的流动状态也不同。
翼型上表面是凸起的，通道截面减小，气流的流速会加快，另一个原因是凸起的表面使翼型后面的气压有所减小，前后的压差使得气流速度加快，特别是翼型上表面前端流速较快。
翼型下表面较平，多数气流基本是平稳流过，由于由于上表面前端高速气流产生低压的吸引，翼型前端气流都向上表面流去，造成靠下表面的气流通道加宽，导致靠近下表面的气流速度有所下降。
这样流过上表面的气流速度要比下表面快，根据伯努利原理，流速快的地方压力比流速慢的地方压力小，也就是说翼型下方压力大于上方，压力差使翼型获得一个向上的力Fl，所以说带弯度翼型在攻角为0度时也会有升力。
图4--翼型在攻角为0度时的流线图与压强分布图图4右图是该翼型的压力分布图，图中翼型上部分浅绿色区域内的绿色箭头线是上表面的压力分布，箭头线的长短与方向表示该点的压力值大小与方向，当压力与周围气压相同时值为0，比周围气压低是负值，比周围气压高是正值。
- 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)。
叶片的空气动力学基础
鹏芃
在风力机基础知识一节中介绍过叶片的升力与阻力基本知识，本节将进一步介绍相关理论知识。
在风力础知识一节中已作介绍的不再重复，仅介绍有关内容的提高部分。
常用叶片的翼型
下面是一幅常见翼型的几何参数图，该翼型的中弧线是一条向上弯曲的弧线，称这种翼型为不对称翼型弯度翼型。
当弯度等于0时，中弧线与弦线重合，称这种翼型为对称翼型，下图为一个对称翼型。
下图是一个性能较好的低阻翼型，是带弯度翼型，在水平轴风力机中应用较多。
带弯度翼型的升力与失速
下面为一个低阻翼型的气流动力图，翼型弦线与气流方向的夹角（攻角）为α，正常运行时气流附着翼面流过，靠近翼型上方的气流速度比下面的气流速度快，根据流体力学的伯努利原理，翼型受到一个上力Fl，当然翼型也会受到气流的阻力Fd。
这是正常的工作状态，有较大的升力且阻力很小。
但翼型并不是在任何情况下都能产生大的升力。
如果α大到一定程度，气体将不再附着翼型表面流过，在翼型上方气流会发生分离，翼型前缘后方会产生涡致阻力急剧上升升力下降，这种情况称为失速。
见下图
翼型什么时候开始失速，下面是这种翼型的升力系数与阻力系数随攻角的变化曲线参考图，图中绿色的力曲线、棕色的是阻力曲线。
在曲线中可看出，攻角α在11度以下时升力随α增大而增大，当攻角α大
度时进入失速状态，升力骤然下降，阻力大幅上升，在α等于45度时升力与阻力基本相等。
翼型开始失攻角α的值称为失速角。
大多数有弯度的薄翼型与该曲线所示特性相近。
在曲线图中看出翼型在攻角为0时依然有升力，这是因使攻角为0，翼型上方气流速度仍比下方快，故有升力，当攻角为一负值时，升力才为0，此时的攻角称升攻角或绝对零攻角。
翼型在失速前阻力是很小的，在近似计算中可忽略不计。
当攻角为0时，有弯度的翼型的压力中心在翼型的中部，随着攻角的增加（不大于失速角）压力中心向动到1/4弦长位置。
对称翼型的升力与失速
对称翼型的升力与阻力等气动特性与有弯度翼型类似，但对称翼型在攻角为零时升力为零，因为此时翼面与下面气流速度相同。
下面是对称翼型的升力系数与阻力系数随攻角的变化曲线参考图，图中绿色的力曲线、棕色的是阻力曲线。
在升力型垂直轴风力机中较多使用对称翼型。
对称翼型的压力中心在不失速时在1/4弦长位置，不随攻角变化而移动。
比较有弯度的薄翼与对称翼型两个曲线图，两曲线相似，可近似认为在对称翼型中升力曲线经过0点，翼型弯度增加升力曲线向左方移动。
同时也近似认为在翼型失速前升力曲线的斜率是个常数，其值为0.1/度或5.73/弧度。
以上这些曲线都是在理想状态下的曲线，也就是翼型的雷诺数较大时的曲线。
雷诺数小时最大升力系数小、失速攻角会减小、阻力系数也会增大。
叶片升力的计算示例
知道一个叶片的升力曲线，知道气体的流速与叶片的攻角就可以算出该叶片受到的升力，根据空气动力型在不失速状态下的升力计算公式如下：
Fl=0.5*ρ*Cl*v*v*c*l
式中Fl 是升力，单位是N（牛顿）
ρ是空气密度，在低海拔、常温下约为1.23kg/m3
Cl是升力系数
v是气体的流速，单位是m/s
c是翼型弦长，单位是m
l是叶片长度，单位是m
计算示例1：有一个低阻型叶片，长度为8m，宽度（弦长）为1m，空气流动速度是20m/s，攻角为8其升力：
根据低阻型叶片曲线当攻角为8度时Cl为1.2，
Fl=0.5*ρ*Cl*v*v*c*l
Fl=0.5*1.23*1.2*20*20*1*8=2361.6
计算出升力为2361.6牛顿
计算示例2：有一个叶片为对称翼型，长度为8m，宽度（弦长）为1m，空气流动速度是25m/s，攻角度，求其升力：
对于对称翼型可根据攻角直接算出升力系数
Cl=10*0.1=1.0
Fl=0.5*ρ*Cl*v*v*c*l
Fl=0.5*1.23*1.0*25*25*1*8=3075
计算出升力为3075牛顿。