飞机阻力升力系数估算
直升机升力计算公式
直升机升力计算公式
直升机升力计算公式
直升机的升力计算公式指的是通过直升机性能参数及飞行状况来算出直升机所受升力的方法。
它是飞行力学中用来计算机动翼平飞时机翼所受升力的一类公式。
一、直升机升力计算公式
1. 巡航升力：L = ρCDoV^2
2. 由机体旋转获得的升力：L = 2πρ n^2D^3
3. 前进涡轮螺旋桨的升力：L = ρV^2A/2
二、直升机升力计算公式的基本概念
1. 密度：即为流体（空气）的密度，表示为ρ
2. 阻力系数：即CDo，表示飞机穿越流体而产生的阻力或升力系数
3. 速度：用V表示，其有纵向速度和水平速度
4. 旋转角速度：用n表示，单位是rad/s
5. 翼径：用D表示，表示机身等翼水平延长面的投影面积
6. 涡轮叶片面积：用A表示，表示涡轮叶片的总面积
三、直升机升力计算公式的实际使用
1. 在直升机设计过程中，使用此计算公式确定升力及各种激活装置的结构尺寸。
2. 可以用它来估算出指定条件下直升机的实际可用升力，从而以此作为计算机翼分析或计算机动翼飞行能力的基础。
3. 也可用它来计算指定的翼的最大升力系数以及改变航空参数是升力的变化情况。
四、直升机升力计算公式的局限性
1. 由于直升机的结构和性能复杂，直升机的升力计算公式只能对其大致的参数作
出预估，实际升力受环境条件影响很大，一般只能作为直升机设计及飞行性能编程性能分析参考。
2. 直升机升力计算公式只适用于直升机，不适用于固定翼或滑翔机。
飞机升力知识点总结大全
飞机升力知识点总结大全一、飞机升力的基本概念1. 飞机升力是指飞机在飞行过程中受到的向上的支撑力，使其能够在空中保持飞行状态。
2. 飞机升力的产生是由于飞机翼面上下气压差所引起的，气流在翼面上产生了向下的作用力，根据牛顿第三定律，飞机获得了向上的升力。
3. 飞机升力的大小取决于飞机的速度、翼面的形状、气流的密度和翼面的倾角等因素。
二、飞机升力的计算公式1. 飞机升力的计算公式为：L=0.5*ρ*V^2*S*CL其中，L为升力，ρ为空气密度，V为飞机的速度，S为翼面的面积，CL为升力系数。
2. 升力系数CL可以通过试验和计算得到，它是一个与机翼形状和飞行状态相关的参数，是计算升力的重要参数。
三、影响飞机升力的因素1. 飞机速度：飞机速度的增加会导致升力的增加，但过大的速度也会使翼面受到过大的气动力而失去稳定。
2. 翼面形状：翼面的形状对升力的大小和稳定性有着重要影响，常见的翼面形状有对称翼面和非对称翼面。
3. 空气密度：空气密度越大，产生的升力也越大，因此在高海拔地区，飞机需要更大的速度和升力才能维持飞行。
4. 翼面倾角：翼面的倾角对升力的大小和稳定性有着重要影响，常见的翼面倾角有攻角和迎角。
5. 翼面面积：翼面的面积决定了产生的升力的大小，面积越大，产生的升力也越大。
四、飞机升力的控制1. 飞机升力可以通过控制飞机的速度、翼面倾角和机头的姿态等方式来进行调节，以实现飞机的升降。
2. 飞机的升力控制是飞行员的重要技能之一，在飞行中需要根据飞机的动态状态和气流的情况来进行灵活的控制。
3. 飞机的升力控制对于起飞、飞行和着陆都有着重要的作用，是飞行安全的关键之一。
五、飞机升力的应用1. 飞机升力的应用包括飞机的起飞、飞行、转弯、攀升、下降和着陆等各个阶段，是飞机飞行过程中保持稳定状态的基础。
2. 飞机升力的应用还涉及到飞机的设计、研发、改进和维护等方方面面，是飞机工程领域的重要内容。
3. 飞机升力的应用还包括飞机性能的优化、燃油消耗的减少、飞机的负载能力和适航性等方面，对飞机的经济效益和安全性有着重要的影响。
飞机上升率计算公式
飞机上升率计算公式在飞行学中，掌握飞机上升率计算公式是非常重要的。
飞机上升率是指飞机在一个特定的时间内上升的高度。
这个高度通常是以英尺或米为单位的垂直高度。
计算飞机的上升率可以帮助飞行员判断飞机的性能和技术问题，并在飞行中做出相应的调整。
下面我将为大家介绍如何计算飞机的上升率。
首先，我们需要知道飞机的一些基本参数，例如飞行速度、重量和发动机输出功率等。
这些数据通常可以从飞机的飞行手册或技术手册中找到。
假设我们有以下数据：飞行速度：100海里/小时飞机重量：9000磅发动机输出功率：500马力接下来，我们需要使用以下公式来计算飞机的上升率：上升率 = （发动机输出功率 ×存力系数）÷（重量 ×重力加速度） - 飞机阻力存力系数和飞机阻力是两个非常重要的参数，它们对于确定飞机的上升率起着至关重要的作用。
存力系数是一个贡献系数，它描述了飞机提供给飞行的升力数量。
飞机阻力则是反向的，它描述了飞机在飞行中所面临的阻力。
在计算上升率时，这两个参数需要考虑进去。
存力系数的计算方法是：存力系数 = （2 ×飞机重量）÷（空气密度 ×翼展面积 ×飞行速度 ^ 2）其中，翼展面积是指飞机机翼的总面积，是整个飞机上最大的表面面积，单位为平方英尺或平方米。
空气密度在不同的高度和温度下会有所不同。
一般情况下，它可以通过国际标准大气模型（ISA）来计算。
飞机阻力的计算方法是：飞机阻力 = （空气密度 ×翼展面积 ×存力系数 ×飞行速度 ^ 2 ）/ 2在上面的公式中，可以看出飞机阻力是由飞行速度、翼展面积、存力系数和空气密度等因素共同决定的。
所以，在实际操作中，需要考虑到这些参数的可能变化，尤其是空气密度。
如果飞机高度太高，空气密度就会减小，这将影响到存力系数和飞机阻力的计算结果。
使用上述公式，我们可以计算出飞机的上升率，具体方法如下：上升率 = （发动机输出功率 ×存力系数）÷（重量 ×重力加速度） - 飞机阻力= （500 ×存力系数）/（9000 × 32.17） - 飞机阻力= （500 ×（2 × 9000）÷（1.225 × 1250 × 100 ^ 2））/（9000 ×32.17） - （1.225 × 1250 ×（2 × 9000）÷（1.225 × 1250 × 100^ 2））/2= 0.015 - 617.92= -617.905由于飞机阻力的存在，我们通常会得到一个负数的结果。
飞行动力学公式总结
飞行动力学第二章公式总结空气动力：X=C x qS阻力公式Y=C y qS升力公式Z=C z qS侧向力公式动压公式q=ρV22升力：C y=f(Ma,α,δ)升力系数函数C y=C y0+C yαα+C yδzδz升力系数在攻角和舵偏角不大的情况下的表达式C y=C yαα+C yδzδz轴对称时Y=Y0+Yαα+Yδzδ升力在攻角和舵偏角不大的情况下的表达式α攻角不大情况下攻角变化引起的升力Yα=C yαρV22Yδ=C yδzρV2δz舵偏角不大的情况下舵偏角变化引起的升力2侧向力：C z=C zββ+C zδzδz侧向力因数在侧滑角和舵偏角不大的情况下的表达式-C zβ=C yα轴对称下成立（不大）-C yδz=C zδz轴对称下成立（不大）阻力：X= X0+X i阻力的组成由零升阻力和诱导阻力构成C x=C x0+C x i阻力因数由零升阻力因数和诱导阻力因数构成气动力矩：M x1=m x1qSL滚转力矩M y1=m y1qSL偏航力矩M z1=m z1qSL俯仰力矩M z =f(M a ,H,α,δz ,,ωz ,α̇, δz ) 俯仰力矩的函数M z = M z 0+M z αα+M z δz δz+ M z ωz ωz+ M z αα̇+M z δz δz参数不大的情况下升力表达式 m z = m z 0+m z αα+m z δz δz+ m z ωz ̅̅̅̅ωz ̅̅̅̅+ m z α̅α̇̅+m z δz ̅̅̅̅δz̅ 无量纲力矩因数表达式 δz ̅=δzL/V 舵偏角角速度对应的无量纲参数 α̇̅=α̇L/V 攻角角速度对应的无量纲参数 ωz ̅̅̅̅=ωzL/V 俯仰角角速度对应的无量纲参数M z α=C z αSqα(x g −x F )=m z αSqαL 升力力矩和里表达式之间的关系m z α=C z α(X g ̅̅̅−X F ̅̅̅̅) 攻角升力系数和攻角升力力矩系数之间的关系 m z δz =C z δz (X g ̅̅̅−X r ̅̅̅) 舵偏角升力系数和舵偏角升力力矩系数之间的关系 m z =m z αα+m z δz δz 轴对称定常直线飞行下的升力力矩系数表达式m z ααb +m z δz δz=0 "瞬时平衡假设"下的升力力矩平衡状态方程C b y =C b ααb +C b δz δzb =（C b α−C b δz m z αm z δz ）αb “瞬时平衡”状态下平衡升力的表达式m z α|α=αb <0 纵向静稳定条件m z C y =ðm zðC y =(X g ̅̅̅−X F ̅̅̅̅) 稳定性的定量表示——静稳定度 ∆α=arctanrωz V 俯仰角角速度引起的下洗角度 M z ωz =M z ω̅z ω̅z qSL 俯仰阻尼力矩表达式t t t αεεαα•∆（）=（（）-）实际下洗角 偏航力矩：m y =m y ββ+m y δy δy +m y ω̅y ω̅y +m y ω̅x ω̅x +m y δ̅y δy +m y β̅β 偏航力矩系数表达式 ω̅y =ωy L/V偏航角速度对应的无纲量因数 δy=δy L/V 航向舵偏角速度对应的无纲量因数 β=βL/V 偏航角角速度对应的无量纲因数m x =m x0+m x ββ+m x δy δy +m x δx δx +m x ω̅x ω̅x +m x ω̅y ω̅y 滚转力矩因数的表达式 m x ββ<0 横向静稳定性的条件M ℎ=m ℎq t S t b t 铰链力矩模式表达式M ℎ=−Y t ℎcos(α+δz ) 铰链力矩实际表达式M ℎ≈M ℎαα+M ℎδz δz 铰链力矩的近似表达式 推力：P =m s μe +S a (P a −P ℎ) 推力的表达式 M p =R p ×P 推力力矩表达式重力：G=G 1+F e 重力表达式F e =mR e Ωe 2cosψe 离心惯性力的表达式 g =g 0R e 2(R e +H e )2 重力加速度随高度变化的表达式导弹建模基础：m dV dt =F质心移动的动力学公式 dH dt =M 绕质心转动的动力学公式导弹质心移动的动力学方程：m dV dt =m (ðV ðt +Ω×V)=F 用相对坐标系表示以绝对坐标系为基准的矢量变化率表示-力 ρ=V θ 曲率半径的计算公式a y2=Vθ 弹道法线加速度 导弹绕质心转动的动力学方程：dH dt =ðH ðt +ω×H =M用相对坐标系表示以绝对坐标系为基准的矢量变化率表示-力矩 H =J ∙ω动量矩M =J ∙α力矩 J ={J x1−J x1y1−J z1x1−J x1y1J y1−J y1z1−J z1x1−J y1z1J z1} 三维空间下转动惯量矩阵 dm dt =−m s (t)导弹质量流率方程 m =m 0−∫m s (t)dt tf t0 导弹质量方程角度几何关系：cosφ=cosα1cosα2+cosβ1cosβ2+cosγ1cosγ2 余弦定理α=ϑ−θ 无滚转无侧滑角度关系时β=ψ−ψv 无攻角无滚转时角度关系操纵关系方程：N =P +R 控制力为空气动力与推力的合力N =N n +N τ 控制力的切向与法向的分解N τ=P τ−X 切向控制力分解 N n =P n +Y +Z 法向控制力分解导弹飞行的运动方程组（轴对称型导弹，以地面为绝对坐标系）： 质心移动的动力学方程（弹体->弹道坐标系）：m dV dt =Pcosαcosβ−X −mgsinθ切向运动的动力学方程 mV dθdt =P (sinαcosγv +cosαsinβsinγv )+Ycosγv −Zsinγv −mgcosθ 竖直法向运动的动力学方程 −mVcosθdψv dt =P (sinαsinγv −cosαsinβcosγv )+Ysinγv +Zcosγv 水平法向运动的动力学方程 绕质心转动的动力学方程（弹体坐标系）：J xdωx dt +(J z −J y )ωy ωz =M x 弹体x 轴力矩表达式 J ydωy dt +(J x −J z )ωz ωx =M y 弹体y 轴力矩表达式 J z dωz dt +(J y −J x )ωx ωy =M z 弹体z 轴力矩表达式质心移动的运动学方程（弹道->地面坐标系）：dxdt=Vcosθcosψv地面坐标系x轴方向运动学方程dydt=Vsinθ地面坐标系y轴方向运动学方程dxdt=−Vcosθsinψv地面坐标系z轴方向运动学方程绕质心转动的运动学方程（弹体->地面坐标系）：dϑdt=ωy sinγ+ωz cosγ俯仰角角速度表达式dψdt =1cosϑ(ωy cosγ+ωz sinγ)偏航角角速度表达式dγdt=ωx−tanϑ(ωy cosγ+ωz sinγ)滚转角角速度表达式质量方程：dmdt=−m s角度转换：sinβ=cosθ[cosγsin(ψ−ψv)+sinϑsinγcos(ψ−ψv)]−sinθcosϑsinγ侧滑角用其他角的表达关系cosα=[cosϑcosθcos(ψ−ψv)+sinϑsinθ]/cosβ俯仰角用其他角进行表示cosγv=[cosγcos(ψ−ψv)−sinϑsinγsin(ψ−ψv)]/cosβ速度滚转角的表示控制方程：ε1=0 俯仰方向的控制方程ε2=0 滚转方向的控制方程ε3=0 偏航方向的控制方程ε4=0 速度大小的控制方程描述导弹纵向运动的方程组（忽略z、β、ψ、ψv、ωy、γ、γv、ωx）：质心移动的动力学方程：m dVdt=Pcosα−X−mgsinθ纵向平面内沿速度方向的动力学方程mV dθdt=Psinα+Y−mgcosθ纵向平面内速度纵法线方向的动力学方程绕质心转动的动力学方程：J z dωzdt=M z纵向平面内绕弹体z轴旋转的动力学方程质心移动的运动学方程：dxdt=Vcosθ纵向平面水平运动学方程dydt=Vsinθ纵向平面竖直运动学方程绕质心转动的运动学方程：dϑdt=ωz弹体绕z轴的转动质量方程：dmdt=−m s质量变化方程几何关系方程：α=ϑ−θ纵向平面俯仰角、弹道倾角、攻角之间的关系控制方程：ε1=0 俯仰方向的控制方程ε4=0 速度大小的控制方程侧向运动方程组（基于纵向运动方程组）：质心移动的动力学方程：−mVcosθdψvdt=P(sinα+Y)sinγv−(Pcosαsinβ−Z)cosγv速度侧法向方向动力学方程绕质心转动的动力学方程：J x dωxdt=M x−(J z−J y)ωzωy绕弹体x轴转动的力矩守恒J y dωydt=M y−(J x−J z)ωxωz绕弹体y轴转动的力矩守恒质心移动的运动学方程：dzdt=−Vcosθsinψv地面坐标系下z轴方向的运动绕质心转动的运动学方程：dψdt =1cosϑ(ωy cosγ−ωz sinγ)偏航方向转动方程dγ=ωx−tanϑ(ωy cosγ−ωz sinγ)滚转方向转动方程dt几何关系方程：sinβ=cosθ[cosγsin(ψ−ψv)+sinϑsinγcos(ψ−ψv)]−sinθcosϑsinγ侧滑角用其他角的表达关系cosγv=[cosγcos(ψ−ψv)−sinϑsinγsin(ψ−ψv)]/cosβ速度滚转角的表示控制方程：ε2=0 侧滑角的控制方程ε3=0 滚转角的控制方程有侧滑无倾斜的水平运动方程组：条件：θ=0弹道倾角为零γ=γv=0滚转角为零ωx=0滚转角速度为零质心移动的动力学方程（弹体->弹道坐标系）：=Pcosαcosβ−X切向运动的动力学方程m dVdtPsinα+Y=mg竖直法向运动的动力学方程−mVcosθdψv=−Pcosαsinβ+Z水平法向运动的动力学方程dt绕质心转动的动力学方程（弹体坐标系）：=M y弹体y轴力矩表达式J y dωydt=M z弹体z轴力矩表达式J z dωzdt质心移动的运动学方程（弹道->地面坐标系）：dx=Vcosψv地面坐标系x轴方向运动学方程dtdx=−Vsinψv地面坐标系z轴方向运动学方程dt绕质心转动的运动学方程（弹体->地面坐标系）：dϑdt=ωz俯仰角角速度表达式dψdt =ωycosϑ偏航角角速度表达式质量方程：dmdt=−m s角度转换：α=ϑ俯仰方向角度关系β=ψ−ψv偏航方向角度关系控制方程：ε2=0 偏航方向的控制方程ε4=0 速度大小的控制方程导弹的质心运动：条件：m zααb+m zδzδzb=0攻角方向的力矩守恒m yββb+m yδyδyb=0侧滑角方向的力矩守恒ε1=0 ε2=0 ε3=0 ε4=0 俯仰、侧滑、滚转、速度方向上实现理想控制质心移动的动力学方程（弹体->弹道坐标系）：m dVdt=Pcosαb cosβb−X b−mgsinθ切向运动的动力学方程mV dθdt=P(sinαb cosγv+cosαb sinβb sinγv)+Y b cosγv−Z b sinγv−mgcosθ竖直法向运动的动力学方程−mVcosθdψvdt=P(sinαb sinγv−cosαb sinβb cosγv)+Y b sinγv+Z b cosγv水平法向运动的动力学方程质心移动的运动学方程（弹道->地面坐标系）：dxdt=Vcosθcosψv地面坐标系x轴方向运动学方程dydt=Vsinθ地面坐标系y轴方向运动学方程dxdt=−Vcosθsinψv地面坐标系z轴方向运动学方程质量方程：dmdt=−m s描述导弹质心铅锤平面内运动方程组：质心移动的动力学方程：m dVdt=Pcosα−X−mgsinθ纵向平面内沿速度方向的动力学方程mV dθdt=Psinα+Y−mgcosθ纵向平面内速度纵法线方向的动力学方程质心移动的运动学方程：dxdt=Vcosθ纵向平面水平运动学方程dydt=Vsinθ纵向平面竖直运动学方程质量方程：dmdt=−m s质量变化方程几何关系方程：δzb=−m zαm zδzαb控制方程：ε1=0 俯仰方向的控制方程ε4=0 速度大小的控制方程导弹质心在水平面内的运动方程组：条件：θ=0弹道倾角为零γ=γv=0滚转角为零ωx=0滚转角速度为零α->0攻角很小β->0侧滑角很小质心移动的动力学方程（弹体->弹道坐标系）：=P−X b切向运动的动力学方程m dVdtPαb+Y=mg竖直法向运动的动力学方程−mVcosθdψv=−Pβb+Z b水平法向运动的动力学方程dt质心移动的运动学方程（弹道->地面坐标系）：dx=Vcosψv地面坐标系x轴方向运动学方程dtdz=−Vsinψv地面坐标系z轴方向运动学方程dt质量方程：dm=−m sdt角度转换：ψ=ψv+βb偏航角、速度滚转角、侧滑角水平飞行时的几何关系ϑ=α水平飞行时俯仰角和攻角之间的几何关系m zααb+m zδzδzb=0攻角方向的力矩守恒m yββb+m yδyδyb=0侧滑角方向的力矩守恒控制方程：ε2=0 滚转方向的控制方程ε4=0 速度大小的控制方程过载：过载矢量的定义n=NGF i=nG i通过过载来求导弹任意部分的外力大小过载的投影：(Pcosαcosβ−X)速度坐标系x轴方向过载的投影n x3=1Gn y3=1(Psinα+Y)速度坐标系y轴方向过载的投影Gn z3=1G(Pcosαcosβ+Z)速度坐标系z轴方向过载的投影n x2=1G(Pcosαcosβ−X)弹道坐标系x轴方向过载的投影n y2=1G(cos(γv) (sin(α) P + Y) − sin(γv) (−sin(β) cos(α) P + Z))弹道坐标系y轴方向过载的投影n z2=1G(sin(γv) (sin(α) P + Y) + cos(γv) (−sin(β) cos(α) P + Z))弹道坐标系z轴方向过载的投影过载表示动力学方程：m dVdt=N x2+G x2沿速度方向的动力学方程mV dθdt=N y2+G y2沿速度法向纵向对称面内的动力学方程−mVcosθdψvdt=N z2+G z2沿速度法向横向动力学方程用V、θ、ψv来表示过载：n x2=1gdVdt+sinθn y2=Vgdθdt+cosθn z2=−Vgdψvdtcosθ根据过载判断飞行状态：n x2=sinθ等速飞行n y2=cosθ不做上下拐弯n z2=0不做左右拐弯曲率半径与过载之间的关系：ρy2=V2g(n y2−cosθ)竖直转弯曲率半径与过载之间的关系ρz2=V2cosθg(n z2)水平转弯曲率半径与过载之间的关系n L=1G(PsinαL+qSC ymax)极限过载表达式n L>n P>n R(LIMIT>P ASSABLE>REQUIRE)ε1=α−α∗=0 给定攻角下的理想控制关系式ε1=n y2−n y2∗=0 给定法向过载下的理想控制关系式α=n y2−(n y2b )α=0n y2αb 给定过载下小攻角的表达式式ε1=θ−θ∗=0 给定弹道倾角下的理想控制关系式ε1=ϑ−ϑ∗=0 给俯仰角下的理想控制关系式δz =K ϑ(ϑ−ϑ∗) 给定俯仰角下升降舵的偏转控制律θ=arcsin (1VdH ∗dt ) 给定弹道倾角的方案飞行可按给定高度飞行的方案弹道 α=mg P+Y α←[Psinα+Y =mg] 等高飞行下小攻角的表达式δz =−m z0+mgm zαP+Y αm z δz 等高飞行小攻角瞬时平衡假设下舵偏角表达式δz =δz0+K H (H −H 0)+K H ΔH等高飞行下升降舵的偏转控制律（微分项消除震荡） 侧滑转弯飞行情况下的飞行方案：3303()=y y b y b n n n ααα=- 平衡状态下的攻角的法向过载表达式303()1=y b y b n n ααα=- 平衡状态下无倾斜的攻角的法向过载表达式3031/cos ()=y v b y b n n αααγ=- 平衡状态下无侧滑的攻角的法向过载表达式水平面内给定弹道偏角下侧滑转弯飞行情况下的飞行方案： 2*0v v 给定弹道偏角的理想控制关系式dV dt =P−X m 切向方程303()1=y b y b n n ααα=- 竖直法向方程 −V gdψv dt n z3 b β=β 水平法向方程 dx dt=Vcosψv x 轴方向方程*()V V t 给定弹道倾角水平面内给定侧滑角或偏航角下侧滑转弯飞行情况下的飞行方案： φ：2*0v v 给定弹道偏角的理想控制关系式β：2*0v v 给定侧滑角的理想关系式dV dt =P−X m 切向方程303()1=y b y b n n ααα=- 竖直法向方程 dψv dt=1mV (Pβ−Z) 水平法向方程 dx dt=Vcosψv x 轴方向方程 dz dt =−Vsinψv z 轴方向方程φ：*()t 给定偏航角v =-水平飞行下侧滑、偏航、弹道偏角之间的几何关系 β：（）*=t 给定侧滑角水平面内给定侧向过载下侧滑转弯飞行情况下的飞行方案：222*=n n ()0x x t 给定过载下的控制方程dV dt =P−X m 切向方程303()1=y b y b n n ααα=- 竖直法向方程 dψv dt=−g V n z2 水平法向方程dz dt =−Vsinψv z 轴方向方程 22b z z n n β角度和过载间关系 22*()z z n n t 给法向过载自动瞄准的相对运动方程组（极坐标系）： cos cos T T drV V dt导弹与目标之间的矢径方向关系式 sin sin T T dq rV V dt 导弹与目标之间的角度方向关系式 q 导弹自身角度关系式q T T 目标角度关系式=0 导引关系式遥控导引的运动学方程组：d cos RV dt基站与导弹之间矢径方向关系式 sindR V dt 速度垂直于目标线方向上的关系式 航天器的开普勒轨道推导：3r r r 万有引力下的动力学方程 const h r r单位质量的角动量守恒 r rv h L 拉普拉斯常量-守恒 22v E const r 能量守恒 222=+2L Eh 三个守恒量之间的关系。
飞机机翼升力的计算公式
飞机机翼升力的计算公式中C是升力系数,S是机翼的面积;v是飞机的速度;ρ是大气密度;那么各个数据的单位是什么
Y=1/2ρCSv2
等式两边的单位肯定相同的;
但是我要说,这个公式中各个量采用什么单位都是无所谓的,因为里面含有一个C升力系数的量,这个量的单位会随着别的量选用的单位而变化,来保证等式两边的单位是统一的;等式两边的单位肯定相同的;
例如,各个物理量都采用国际单位制,即等式左边升力Y单位选用N,等式右边ρ选用kg/m 3,S选用m2,V选用m/s;那么C的单位就应该是n·s/kgC绝对不是没有单位的,这点楼上两位说错了,这样才能保证左边运算结果的单位是N;这个单位很奇怪,而且这个单位并没有什么物理意义,只是为了平衡等式两边的单位;
上面只是举了一个例子,而公式采用哪一套单位制都可以;事实上,飞机领域都是西方国家占主导地位,他们采用的单位并不是国际单位制,而是英制单位,长度单位是英寸、英尺、英里等,面积单位可能就是平方英尺等,重量单位是磅,速度单位是英里/小时,等等;而采用这一套单位,升力系数C的单位又不同了,还是要平衡两边的单位;
而对于这个公式,我们没有必要追求他到底用什么单位,只要知道这个数量关系就可以了;而如果你要应用这个公式的话,也是有难度的,因为C这个系数并不像普通公式里的系数一样固定不变,它是随着机翼迎角、机翼形状等因素而变化的,其值也应该由实验测量得出,而不能计算得出;所以,除非做很严谨的科学研究,应用此公式的现实意义并不大;
Y=1/2ρCSv2
C 没有单位.
S m2
V m/s
ρ kg/m3标准状况为：m3。
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。
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。
固定翼 升力系数 参考面积
固定翼升力系数参考面积
机的参考面积一般指的是机翼参考面积，具体公式：飞机升力系数x(1/2)x大气密度x飞机相对周围大气速度的平方x机翼参考面积=升力但是此公式不适用于超音速。
第一，航空工程上的飞机升力计算公式是：升力=升力系数×动压×机翼面积。
其中动压=0.5×当地空气密度×速度²，所有量的单位都是国际标准单位。
第二，升力系数受机翼几何形状，安装角，飞行仰角，翼型等诸多参数影响，一般情况下，升力系数在0和1之间波动，飞机空中飞行时升力系数大致在0.6和0.8之间，起飞降落的时候由于襟翼的作用升力系数在1和1.2之间。
升力公式就是L=Cl*q*S，就是升力=升力系数*动压*机翼参考面积。
q是动压。
动压=(1/2)*空气密度*真空速^2。
不过值得注意的是，升力系数是一个变化的值。
就是第二个公式，这是定常飞行状态下，平飞需用推力的推导。
直接看第二个就行，W是重力。
战斗机升力公式
战斗机的升力公式是描述飞机在空气中飞行时所受升力与各种因素之间关系的数学模型。
以下是关于战斗机升力公式的详细介绍：
战斗机的升力主要产生于机翼。
当飞机向前飞行时，机翼的形状使得下表面的气流速度较低，而上表面的气流速度较高，导致下表面的压力大于上表面的压力。
这种压力差即为升力。
升力公式为：L = 1/2 * Cl * A *ρ* V²
其中，L表示升力，Cl表示升力系数，A表示机翼面积，ρ表示空气密度，V表示飞行速度。
升力系数Cl是描述机翼形状对升力影响的系数，其值取决于机翼的形状、攻角和后掠角等因素。
在一定范围内，增加攻角可以增加升力系数，但过大的攻角会导致失速，影响飞机的稳定性和安全性。
机翼面积A也是影响升力的重要因素。
较大的机翼面积可以提供更大的升力，但同时也会增加飞机的阻力，影响飞行速度和机动性。
空气密度ρ和飞行速度V也是影响升力的因素。
在高原等高海拔地区，空气密度较低，会影响飞机的升力生成。
同时，在飞行速度较低时，也会影响升力的生成。
以上信息仅供参考，建议查阅航空类书籍或咨询专业人士。
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。
升力系数和阻力系数公式
升力系数和阻力系数公式升力系数（Coefficient of Lift，CL）是指单位翼展面积上产生的升力与气动力学特性参数之一、通常用Cl表示，其计算公式为：CL=L/(0.5*ρ*V^2*S)其中L是翼面上产生的升力，ρ是流体的密度，V是飞行速度，S是翼展。
升力系数的数值越大，说明翼型产生的升力越大。
阻力系数（Coefficient of Drag，CD）是指单位翼展面积上产生的阻力与气动力学特性参数之一、通常用Cd表示，其计算公式为：CD=D/(0.5*ρ*V^2*S)其中D是翼面上的阻力。
阻力系数的数值越小，说明翼型产生的阻力越小。
升力系数和阻力系数是通过实验或数值模拟进行测量和计算的。
常见的实验方法包括空气动力学隧道实验和风洞试验。
数值模拟方法主要有计算流体力学（CFD）方法，通过对流体的运动方程进行离散和求解，获取翼型的升力系数和阻力系数。
升力系数和阻力系数的数值会受到多种因素的影响，主要包括翼型的几何形状、攻角和翼型表面特性等。
攻角是指风的流动方向与翼面法线之间的夹角，它对翼型产生的升力和阻力有显著影响。
在较小的攻角范围内，升力系数随攻角的增加而增加，而阻力系数随攻角的增加而减小。
当攻角进一步增加时，升力系数会出现下降，阻力系数会急剧增加。
此时，发生失速现象，翼型不再产生升力，阻力急剧增加。
此外，翼型表面的湍流程度和粗糙度也会对升力系数和阻力系数产生影响。
通常情况下，翼型表面光滑并且湍流程度较小，可以减小阻力系数，提高升力系数。
升力系数和阻力系数是评估翼型气动性能的重要指标。
当前航空航天工程中使用的翼型都经过严格的测试和验证，以确保其升力系数和阻力系数符合设计要求。
在实际设计中，工程师会以升力系数为主要参考指标，通过优化翼型的几何形状和其他参数，实现期望的升力和阻力性能。
总之，升力系数和阻力系数是翼型气动性能的重要参数，通过实验或数值模拟可以测量和计算得到。
它们代表了翼型的升力和阻力水平，对航空航天工程的设计和优化具有重要意义。
机翼升力计算公式
机翼升力计算公式好的，以下是为您生成的文章：咱来聊聊机翼升力计算公式这回事儿。
你有没有想过，飞机那么大个儿，咋就能在天上飞起来呢？这可多亏了机翼产生的升力。
那这升力咋算出来的呢？这就得提到机翼升力计算公式啦。
咱们先得搞清楚几个关键的概念。
比如说，空气的流速、机翼的形状和面积，这些可都对升力大小有着重要影响。
机翼的形状一般都是上凸下平的，就像一个弯弯的月牙。
当飞机向前飞的时候，空气在机翼上方和下方流动的速度可不一样。
上方的空气流速快，下方的流速慢。
这就好比在一条窄路上和一条宽路上跑步，窄路上的人跑起来就显得快些。
而升力的大小呢，和空气流速的差、机翼的面积等等都有关系。
具体的计算公式是：升力 = 1/2 ×空气密度 ×流速差的平方 ×机翼面积 ×升力系数。
这里面每一项都有它的讲究。
空气密度会随着高度和温度变化。
在高空中，空气稀薄，密度就小；天气冷的时候，密度也会有点不一样。
流速差就更关键啦。
就像我之前说的，机翼的形状决定了上下方流速的差别。
机翼面积也好理解，越大的机翼，理论上能产生的升力也就越大。
还有那个升力系数，这可有点复杂，它和机翼的形状、表面的光滑程度等等都有关。
给您说个我自己的经历吧。
有一次我坐飞机出差，坐在靠窗的位置。
起飞的时候，我看着窗外的机翼，就在想这小小的机翼到底是怎么产生那么大的升力把整个飞机托起来的呢？我盯着机翼看了好久，脑子里一直在琢磨着这些关于升力的知识。
回到咱们的机翼升力计算公式，要想准确算出升力，就得把这些因素都考虑进去，而且测量和计算都得特别精确。
哪怕一点点的误差，都可能对结果产生很大的影响。
在实际应用中，工程师们可费了不少心思。
他们要通过风洞实验，不断地调整机翼的设计，找到最优的形状和参数，以确保飞机能安全、稳定地飞行。
比如说，新型飞机的研发过程中，设计师们就得根据这个公式反复计算和测试。
有时候，为了提高一点点的升力，可能就得对机翼的形状做细微的调整，或者改变一些材料，让表面更光滑，减少空气阻力。
模型飞机各项计算公式
1、雷诺数Re=pvb/μ（空气密度p-kg/m^3;标准状态下为1.226，与气流相对速度v-m/s，翼型弦长b-m，黏度μ=0.0000178）：雷诺数的大小决定该翼型所做机翼的性能，如边界层是湍流边界层还是层流边界层，普通翼型的极限雷诺数（边界层从层流变为湍流）大约是50000，雷诺数还决定了机翼的与来流迎角（攻角）范围，在不失速的情况下，同一翼型，同一表面粗糙程度，同展弦比，同平面形状的机翼，雷诺数越大，则不失速攻角的范围越大，《《重点！通过观察风洞实验所得曲线，在雷诺数大于50000的情况下，两翼型雷诺数相差几万但升力系数曲线基本重合，也就是说，模友在选择翼型时在雷诺数大于50000时，计算出最大雷诺数（v 取最大值），然后直接用最大雷诺数的那个翼型数据计算即可，不同的是雷诺数大的助力系数要小一些，由此结论还能得出雷诺数大于50000时，翼型升力性能与速度的改变和翼型弦长的大小关系微小，在航模上可忽略。
》》2、升力计算：Y=1/2V^2pSCl(升力Y-单位N，气流相对速度V-m/s，空气密度P-kg/^3;，S翼面积-m^2，Cl-翼型的升力系数）改公式计算的是翼型理想升力，即在展弦比为无穷大时，不受翼尖涡流影响时的升力，升力系数代翼型数据，设计航模时应该对其进行修改，后面会讲到。
3、阻力计算：D=1/2V^2PSCd（阻力D-单位N，Cd-阻力系数，其它与升力计算相同）实际情况下机翼的阻力为翼型理想阻力+涡流诱导阻力，该公式计算的是翼型理想阻力，阻力系数代翼型数据。
4、涡流诱导阻力：D=1/2V^2PSCdi，（D为诱导阻力，Cdi为诱导阻力系数——Cdi=Cl^2/3.142A,展弦比A后面再详细介绍，Cdi计算公式中升力系数用翼型数据），非圆形或梯形机翼须乘以修正系数（1.05-1.1）圆形或梯形部分越多修正系数越小。
5、展弦比：A=L^2/S（L翼展，S翼面积，计算比值时L与S用同一单位，L厘米则S 用cm^2）展弦比大则不失速迎角范围小，小则反之，因为小展弦比时翼尖涡流大产生抑制边界层与机翼分力的作用力大。
飞机升力公式及其含义
飞机升力公式及其含义
飞机的升力公式详解
Y=1/2ρCSv²式中：Y是总升力，（单位是：牛顿，即N，1千克力约等于10牛顿）
C是升力系数，是个不名数，没有单位，是通过风洞实验测出的系数，但一般可按1进行粗略计算，升力系数和机翼的翼型（就是机翼断面的形状，一般前圆后尖、上曲下平、较厚的，例如达到弦长的15%的翼型具有较大的升力系数）、迎角（就是翼弦与气流的夹角，升力系数与迎角正相关，较厚的机翼允许迎角较大，例如10～12°，较薄的机翼不允许大迎角，只能6～8°，太大就会因升力系数迅速减小而失速）、展弦比（展弦比越大，升力系数越大）、机翼表面的光滑程度（越光滑升力系数越大）有关。
S是机翼的面积（单位是：平方米，即m2）。
v是飞机的速度（单位是：米/秒，即m/s，如果的公里/小时就要除以3.6，换算成米/秒；如果是顶风，就要用飞机的速度加风速，如果是顺风，就要用飞机的速度减风速，单位都用米/秒）。
注意，公式里是平方。
速度大三倍，升力大九倍。
ρ是大气密度（和当地海拔高度、气温、湿度有关，海拔500米之下可按1.2计算，单位是：千克/立方米，即Kg/m3）。
最后计算的结果，单位是牛顿（N），1公斤重=9.8牛顿。
机翼升力公式计算
机翼升力公式计算机翼升力公式，这可是个挺有意思的话题！咱们先来说说机翼升力是咋回事儿。
想象一下，飞机在天空中翱翔，那巨大的翅膀可不是随便长着好看的，这里面可藏着科学的奥秘。
机翼升力的产生，简单来说，是因为空气在机翼上下表面流动的速度不同，从而产生了压力差，这个压力差就形成了升力。
而计算这个升力，就得用到机翼升力公式啦。
机翼升力公式通常可以表示为：L = 1/2 ρV²SCL 。
这里面的 L 代表升力，ρ是空气密度，V 是飞机相对空气的速度，S 是机翼的面积，CL 是升力系数。
咱们一个一个来看看这些参数。
先说空气密度ρ，这就好比是在不同的“空气海洋”里游泳。
在干燥的天气和潮湿的天气里，空气密度可不一样。
就像有一天我去爬山，山顶的空气感觉特别稀薄，呼吸都有点费劲，这其实就是空气密度小了。
飞机相对空气的速度 V 呢，那可太关键啦。
飞得越快，一般来说升力就越大。
我记得有一次在高速公路上开车，车速快起来的时候，能明显感觉到风的阻力在变大，这和飞机速度影响升力的道理有点类似。
机翼的面积S 也不难理解。
大机翼和小机翼产生的升力肯定不一样。
就像大扇子扇风比小扇子更有力一样。
升力系数 CL 就有点复杂了，它和机翼的形状、迎角等都有关系。
不同形状的机翼，CL 可不同。
有一回我看到一个航模比赛，有的选手的航模机翼设计得特别独特，估计就是为了获得更好的升力系数。
那在实际应用中，怎么用这个公式呢？比如说，要设计一架新飞机，工程师们就得根据飞机的预期用途、飞行速度等，来计算需要多大的机翼面积，选择什么样的机翼形状和迎角，以获得足够的升力。
再比如，在分析飞机飞行性能的时候，通过测量实际的飞行速度、空气密度等参数，代入公式，就能计算出实际产生的升力是否符合设计要求。
总之，机翼升力公式虽然看起来有点复杂，但只要咱们弄清楚每个参数的含义和作用，就能更好地理解飞机是怎么飞起来的。
说不定以后咱们自己也能设计出能飞的小玩意儿呢！希望通过我这样的讲解，能让您对机翼升力公式有更清楚的认识。
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
直升机螺旋桨提升力计算
直升机螺旋桨的提升力（升力）是直升机能够垂直起降和飞行的关键。
以下是对直升机螺旋桨提升力的详细计算和分析：一、螺旋桨提升力的基本原理直升机螺旋桨的提升力来源于桨叶在空气中旋转时产生的动力。
当螺旋桨旋转时，桨叶会切割空气，产生向下的推力，根据牛顿第三定律，直升机就会获得向上的提升力。
二、螺旋桨提升力的计算公式直升机螺旋桨的提升力可以通过以下公式进行估算：拉力（或提升力）T = 升力系数CL ×π× (旋翼直径D/2)2其中：升力系数CL：是一个与螺旋桨设计和空气动力学特性有关的系数，通常通过实验或计算流体动力学（CFD）分析获得。
π：圆周率，取值3.14159。
旋翼直径D：螺旋桨桨叶的直径，单位通常为米。
空气密度ρ：空气在标准大气压和温度下的密度，一般取值为1.225 kg/m³（在20摄氏度，海平面处）。
旋翼转速ω：螺旋桨的旋转速度，单位通常为弧度/秒（rad/s），可以通过将转速（转/分，rpm）转换为弧度/秒来计算，即ω = 2πn/60，其中n为转速（转/分）。
三、影响螺旋桨提升力的因素旋翼直径：旋翼直径越大，螺旋桨切割空气的面积就越大，产生的提升力也就越大。
旋翼转速：旋翼转速越高，桨叶切割空气的速度就越快，产生的提升力也就越大。
但需要注意的是，过高的转速可能会导致桨叶失速或产生过大的振动和噪音。
升力系数：升力系数与螺旋桨的设计、材料和空气动力学特性有关。
优化螺旋桨设计可以提高升力系数，从而增加提升力。
空气密度：空气密度越大，螺旋桨切割空气时受到的阻力就越大，产生的提升力也就越大。
但需要注意的是，空气密度随海拔和温度的变化而变化，因此在实际应用中需要考虑这些因素。
四、实际应用中的注意事项安全性：在计算螺旋桨提升力时，需要确保直升机在飞行过程中的安全性。
因此，需要综合考虑螺旋桨的设计、材料、转速和空气动力学特性等因素，以确保直升机在飞行过程中具有足够的稳定性和安全性。
升力系数计算
升力系数计算
机升力的计算公式是：L（升力）=ρVΓ（气体密度×流速×环量值）。
飞行动压＝1/2 ×空气密度×飞行速度的平方
等时间论：当气流经过机翼上表面和下表面时，由于上表面路程比下表面长，则气流要在相同时间内通过上下表面，根据S=VT，上表面流速比下表面大，
再根据伯努利定理：由不可压、理想流体沿流管作定常流动时的伯努利定理知，流动速度增加，流体的静压将减小；反之，流动速度减小，流体的静压将增加。
但是流体的静压和动压之和，称为总压始终保持不变。
从而产生压力差，形成升力。
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L M ac D
a.c.
LH DH
xa.c xC Figure 4
Mechanics of Flight
{file: ml_3l_en.odt }
4/9
The Faculty of Power and Aeronautical Engineering
Mechanics Division
L −m⋅g =0 ,
∑ C D j⋅S j
S
n
C L = j= 1
∑ C L j⋅S j
S
n
C m C = j=1
∑ C m C j⋅S j⋅l j
S⋅c a ,
n
CD j , CL j , Cm C j , denotes aerodynamic coefficients of particular parts or the airplane, Sj , lj, ca are: reference area and reference length of each part, and mean aerodynamic chord of the wing respectively. Remark: Drag forces of parts of the airplane other than the wing are usually called as parasite drag. 3.2. Drag coefficients of parts of the airplane A. Fuselage and nacelles For all aircraft with the engines mounted on the wing or for well designed single engine jet aircrafts the drag coefficient of the fuselage at CL=0 can be calculated using following Ostoslavsky formula: S C D f =C friction⋅ f⋅ Ma⋅ wet Sf
The Faculty of Power and Aeronautical Engineering
Mechanics Division
MECHANICS OF FLIGHT I Project no. 2 – Aerodynamic Characteristics of the Airplane 3.1 Introduction Estimation of the aerodynamic characteristics of an airplane usually requires computation of characteristics of main parts of the aircraft, excluding of course the wing. Following parts of the aircraft should be taken into account: fuselage, horizontal and vertical tailplane nacelles of engines mounted on wing crew canopy undercarriage external tanks and weapon Experiments in wind tunnel shows that lift, drag and pitching moment of the complete aircraft can be with enough accuracy expressed as a sum of forces and moments of all parts of airplane: D =∑ D j
2
- a square of relationship of mean flow speed close to the horizontal tail to the speed of undisturbed flow far before the aircraft; one of the following values should be assumed according to the vertical position of tailplane: • 0.98 for T-type of horizontal tail (mounted on the top of vertical tail), • 0.90 for horizontal tail mounted on lower part of the fuselage, • 0.85 for tail mounted in the centerline of fuselage.
Mechanics of Flight
{file: ml_3l_en.odt }
2/9
The Faculty of Power and Aeronautical Engineering
Mechanics Division
C_friction (MRe) for fuselage
0,007
0,006
D − P s= 0 ,
M a.c. L⋅ x c − x a.c.− L H⋅l H =0 .
After transferring above equations into non-dimensional form, third equation we can obtain as:
' C m a.c.C L⋅ xC − x a.c. =H⋅C L H
xC =
' H
S *l V H H * H S * c a V
S H , l H - horizontal tail area and the distance of the tail from center of mass
V H V
j= 1 n
L= ∑ L j
j=1
n
M C =∑ M C
j=1
n
j
,Hale Waihona Puke where “n” is the number of main parts of the airplane including the wing. According to the definition of the non dimensional aerodynamic coefficients of the airplane MmC D L C D= C L= Cm C= , 1 1 1 2 2 2 ⋅V ⋅S ⋅V ⋅S ⋅V ⋅S⋅c a 2 2 2 we obtain aerodynamic coefficients of the aircraft as follows: C D= j = 1 where
C friction - friction coefficient due to viscosity of the air flowing around the fuselage body, given as a function of the Reynolds number (see fig. 2), f - correctional coefficient adding the influence of shape of the fuselage, given as a function of so called fuselage aspect ratio defined bellow, see fig. 3, Ma - influence of the compressibility on body drag; for airplanes with maximum speed up to 500 km/h assume Ma=1.0 , for faster (but subsonic) airplanes assume Ma=1.05 , S wet - so called “wet area” - external area of the fuselage body in contact with the air flow; the area should be calculated based on the accurate geometrical data and drawings of the fuselage; for less accuracy calculations following formula can be used: S wet =2.8⋅l f⋅ S f , l f - total length of the fuselage, S f - largest cross section area of the fuselage measured at ln f from nose of the fuselage, f - aspect ratio of the fuselage defined as: lf f= , 4⋅S f
where:
C m a.c.
-
pitching moment coefficient of the wing measured in aerodynamic center of the wing
x a.c. =
x a.c. ca xC ca
2
- relative coordinate of the aerodynamic center (same as for wing section) - relative coordinate of the center of mass ot the airplane - horizontal tail volume ratio
eta_f
1,5 1,4 1,3 1,2 1,1 1,0 2 4 6 8 10 12 14 16