2机翼和叶栅的升力理论
机翼和叶栅工作原理
机翼和叶栅工作原理机翼和叶栅是飞行器中最重要的部件之一，它们的工作原理直接影响着飞机的稳定性和飞行性能。
机翼和叶栅的设计和构造非常复杂，需要考虑多种因素，如气动力学、材料力学、热力学等，同时也需要使用高科技的材料和先进的制造工艺。
本文将详细介绍机翼和叶栅的工作原理。
一、机翼的工作原理机翼是飞机最重要的部件之一，它的主要作用是提供升力和推力，让飞机能够飞行。
机翼的基本结构包括大翼板、前缘板、后缘板和翼肋等。
在飞行时，机翼的上表面比下表面更加弯曲，使得上表面的气流速度要比下表面的气流速度更快，从而形成了压力差，产生了升力。
机翼的前缘板和后缘板也起到了非常重要的作用，它们能够使气流保持在合适的角度，避免气流的分离和逆流，从而增加了升力的产生。
机翼的工作原理也与伯努利原理密切相关。
伯努利原理是流体力学中的一个重要原理，它描述了流体在速度和压力之间的关系。
在机翼的上表面，气流的速度更快，压力更小，而在机翼的下表面，气流的速度较慢，压力较大。
这种速度和压力的差异使得机翼产生了升力。
机翼的设计也是非常关键的。
对于不同的飞行器和飞行条件，机翼的设计也需要有所不同。
机翼的形状、厚度、长度、后缘角度等都需要考虑到不同的因素，如飞行速度、气流参数、飞机质量等。
现代飞机的机翼也使用了尖锐的前缘、切削的后缘和复杂的结构，以提高机翼的流线型和气动效率。
二、叶栅的工作原理叶栅是飞机发动机的关键部件之一，它起到了限制和调节气流的作用。
叶栅的主要结构由多个叶片组成，叶栅内有高温高压的气流通过，叶片的开启和关闭可以调节气流的流量和速度。
叶栅的作用除了控制气流外，还可以起到控制噪音和降低引擎的燃油消耗等作用。
叶栅的工作原理也与伯努利原理有关。
在叶栅内，气流的速度和压力也存在着差异。
当叶栅的叶片打开时，气流能够顺畅地通过，气体速度增加，压力下降。
当叶栅的叶片关闭时，气流被限制，气体的速度减小，压力升高。
通过控制叶栅的叶片开合，能够达到有效地控制气流的目的。
翼型与叶栅理论..
故在 b 处：
d d W 1 2 v 01 e 2 i( ) 2 i 2 R ie i( ) i 0
解得：
2R v0sin()
有时称 ( ) 为绝对攻角
二元机翼中：
CL
FL
b
•
v
2 0
2
对于儒可夫斯基翼型：
b 4R
故升力系数为：
C Lv024 R R v 0v s0 2 in /(2 )()
非定常速度的演化－旋转框架下
Ry vx
此为作用在叶型上的力之两个坐标分量，合力大小为：
R Rx2Ry2 v
由于：
R w w y w x w x w y 0
可见两者相垂直，合力方向为将 w 逆环量方向转90度。
如果令两叶片间距无穷大，而环量不变，此时叶型受力？
等价平板叶栅 栅距相同，但叶型不同的两个叶栅，如果对无论怎样的来流，二栅中
2) 同一叶型单独绕流和置于叶栅中在同一攻角下被绕流时，其动力 特性也不同。加速叶栅中叶型，其升力系数大于单独叶型的升力系 数，但减速叶栅中叶型升力系数恒小于单独叶型的升力系数。
离心泵及内流图例
绝对速度分布的变化
压强分布的变化
初始场的非定常模拟
某一时刻的流动
非定常速度的演化－固定框架下
对控制线内流体列出沿坐标方向动量方程
(p' p'')tRx q(wx'' wx' )
Ry q(w'y' w'y)
(a)
由连续性方程得：
qwx' t wx''t 从而： wx' wx'' wx
代入方程(a)： Rx (p' p'')t
04.PDF文档(第四章 轴流式通风机)
第四章 轴流式通风机图4－1为轴流式风机，由集风器1，、叶轮2，、导叶3，、扩散筒4等组成。
叶轮和导叶组成级，轴流通风机，因为压力较低，一般都用单级，例如低压轴流通风机在490Pa 以下，高压轴流通风机一般在4900Pa 以下。
其特点：压力系数低ψ<0.6，流量系数高φ＝0.3～0.6，比转速高n s =18～90(100～500)(单级)全压效率高达η＝90％以上，单向扩散筒的单级风机效率为83～85％。
不过目前轴流风机逐渐向高压发展，例如国际上已造出动叶可调轴流通风机ΔP ＝14210Pa，许多大型离心式风机有被轴流式风机取代的趋势。
图4－1轴流式风机§1 基元级一、基元级上的速度三角形图4－2 轴流式通风机的基元级轴流式通风机的基元级由叶轮和导叶所组成的。
对于不同半径的圆柱面上，由于离心力不同，那么气流的参数是变化的，叶片沿叶高方向(径向)是扭曲的。
为了研究不同半径上的流动，用一圆柱面去切开轴流式通风机，会得到圆柱面上的环形叶删，可以展开成平面叶栅，如图4－2所示，这种平面动叶和导叶所组成的叶栅，称为基元级 与离心通风机一样，在动叶前后形成速度三角形：不过在圆柱面上：u 1 = u 2 = u ，C 1z = C 2z = C z ，ρ1 = ρ2 = ρ(β2 >β1，α2 < α1)对于多级轴流风机，一般要求后导叶出口的流速C 3和气流角α3等于叶轮前的状态C 3 = C 1，α3 =α1可以得出叶流前后平均的相对速度W m 及方向角βmβm = tg(C z / W mu ) (4-1) W mu = u – ΔW u /2 –C 1u (4-2)22muZ W C Wm +=式(5－2)的推导可出图3－2b 时：u = u 1 = u 2 ΔW u = W 1u – W 2u = C 2u - C 1u = ΔC u (4-3) ΔW u 或ΔC u 称为相速。
机翼及叶栅理论共29页PPT
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11、越是没有欢挑剔别人的错儿。——爱尔兰 13、知人者智，自知者明。胜人者有力，自胜者强。——老子 14、意志坚强的人能把世界放在手中像泥块一样任意揉捏。——歌德 15、最具挑战性的挑战莫过于提升自我。——迈克尔·F·斯特利
机翼及叶栅理论
41、实际上，我们想要的不是针对犯 罪的法 律，而 是针对 疯狂的 法律。 ——马 克·吐温 42、法律的力量应当跟随着公民，就 像影子 跟随着 身体一 样。— —贝卡 利亚 43、法律和制度必须跟上人类思想进 步。— —杰弗 逊 44、人类受制于法律，法律受制于情 理。— —托·富 勒
翼型及叶栅理论
换，并进行傅立叶级数展开，可得涡强分布的
积分方程为：
()2v(A0cot2n 1Ansin)
又有：
A0
n1
Ancosnddyx
式中：
解题步骤
——攻角
dy
——x 或 的已知函数
dx
x,关关系系—— x b (1cos)
2
傅立叶系数
A0
1
dyd
0 dx
An
2
0
dycosnd
dx
解题步骤
z c ( 1 2 )c 2 c ( 1 2 ) c 1 2 O (2 ) 2 c c ( 1 2 )
上式表明，在计算中只保留大于ε一次方量级的 各项时，z平面上的变换曲线的弦长为b≈4c。
解题步骤
2.求取变换曲线的方程
设 Rei 为ζ平面圆周上的任一点，则在z平面相
xA ,B 2cco,y sA ,B0
题目
设在ζ平面有一圆心在坐标原点左面的实轴上，圆 周过ζ=c的圆，无穷远来流速度大小为v∞，其方向与 实轴夹角为α。试求其在物理平面z上的流动边界。（
设m<<c）
解题步骤
解：
1. 由于m<<c，故其半径将是a=c+m=c(1+ε)，式中 ε=m/c<<1。此时圆周只过一个变换奇点ζ=c。在z 平面上其对应点z=2c处不保角，故圆弧变换成一 夹角为零的尖角。在圆周上其它各点对应的点在z 平面上将构成一平滑曲线，它与负实轴的交点是
2c 2c
解题步骤
变换曲线的形状如图。
极点分布法
MF2Hg17
题目
设一长为b的平板被一小攻角α的均匀来流v∞绕过， 试用薄翼理论求其表面的速度分布、升力系数及力矩 系数，及其分布曲线。 (xx),,vxx
华北水利水电大学955-工程流体力学2021年考研专业课初试大纲
华北水利水电大学2021年硕士研究生入学考试初试科目考试大纲工程流体力学（科目代码：955）考试大纲一、试卷分值及考试时间考试时间180分钟（3个小时），满分150分。
二、考试基本要求本考试大纲适用于报考华北水利水电大学“动力工程及工程热物理”、“流体机械及工程”、“动力机械及工程”、“水利工程”等学术型硕士和“能源动力（专业学位）”研究生入学考试。
闭卷考试，允许使用计算器，但不得使用带有公式和文本存储功能的计算器。
本科目考试主要测试考生掌握流体力学的基本概念、基本理论的扎实程度，考查考生能熟练运用这些概念与理论分析解决现实生产中流体力学相关问题的能力。
考察范围包括流体静力学、流体运动学、流体动力学、量纲分析、流动测量与显示技术、理想流体运动以及边界层理论、黏性流体流动基础以及流体力学工程应用等方面。
要求考生掌握流体力学的基础概念、基本原理、基本计算方法和基本方程的推导，并具有综合运用所学知识分析问题和解决问题的能力。
三、试卷内容及结构（一）流体的定义和特征（约占5%）1．流体作为连续介质的假设；2．流体的定义和特征；3．作用在流体上的力；4．流体的物理性质。
（二）流体静力学（约占10%）1．流体静压强及其特性；2．流体平衡微分方程式；3．流体静力学基本方程；4．绝对压强，相对压强；5．液柱式测压计；6．静止液体作用在平面、曲面上的总压力；7．液体的相对平衡。
（三）流体运动的基本概念和基本方程（约占15%）1．研究流体流动的两种方法、流动的分类；2．流动概念如迹线与流线、流速、流量、系统与控制体等；3．连续方程、动量方程、能量方程；4．伯努利方程及其意义和应用，动量方程及其应用；5．动量矩方程、叶轮机械欧拉方程、速度三角形及其应用等。
（四）相似原理和量纲分析（约占10%）1．模型试验、量纲分析法；2．相似原理、重要相似准则。
（五）管流损失和水力计算（约占15%）1．粘性流体的两种流动状态：层流、紊流，雷诺数；2．沿程损失、局部损失的实验研究；3．管内流动的能量损失，沿程损失、局部损失的计算；4．圆管中的层流、湍流流动理论分析；5．管道水力计算；6．水击现象；7．管嘴与孔口的出流。
飞机机翼产生升力的原理
飞机机翼产生升力的原理飞机机翼产生升力的原理是基于伯努利定律和牛顿第三定律。
机翼与气流之间存在一个由上下表面之间的压差所产生的升力。
首先，根据伯努利定律，当气流通过机翼上下表面时，由于机翼上表面更加凸起，气流在上表面流动速度较快，而在下表面流动速度较慢。
根据伯努利定律，流动速度较快的区域气流压力较低，而流动速度较慢的区域气流压力较高。
因此，在机翼上表面的气流速度较快，气流压力较低，在机翼下表面的气流速度较慢，气流压力较高。
根据牛顿第三定律，当气流与机翼表面发生相互作用时，产生一个与气流作用方向相反的等大反作用力。
气流在机翼的上表面流动时，由于流动速度快，压力低，从而使机翼表面受到向下的压力。
同样，在机翼的下表面，气流流动速度慢，压力高，因此机翼下表面受到向上的压力。
这两个力的合力即为升力。
此外，还需要考虑机翼形状对升力的影响。
机翼通常采用个人梯形翼型，即厚度向前增大，厚度向后逐渐减小，同时上表面与下表面都呈现出一定的曲率。
这样的设计有利于增加升力的产生。
当气流通过机翼时，由于上表面的曲率较大，气流流速相对较快，导致压力较低。
而下表面的曲率较小，气流流速相对较慢，导致压力较高。
这种形状设计使得机翼上表面产生的压差更大，从而增加了升力的大小。
升力的大小还与机翼的攻角有关。
攻角是机翼与来流气流方向之间的夹角。
当攻角增大时，气流相对机翼的上表面流动的速度也会增大，从而压差增大，升力也会增大。
然而，当攻角过大时，气流会分离并形成气流脱落区域，进而导致升力的减小和失速。
除了上述原理外，还有一种解释机翼产生升力的理论，即“流下假设”。
根据流下假设，机翼上下表面之间的气体流动是分离的。
当空气从机翼上表面流向下表面时，会形成一个叫做流下层的气流。
而在下表面，由于气流速度较慢，流下层会分离并向下流动，形成一个被称为下层的气流。
而在上表面，由于气流速度较快，受到上层气流的引导，附着在机翼上表面，形成一个叫做上层的层流。
02 第二节 机翼与叶栅的升力理论
w∞ ——翼型前后无穷远处未受翼型影响的来流速度。 ▲说明
△如果介质是实际流体，则 F 力的大小与式（6-37）所计算的值有所偏差。
3、升力和阻力 ▲F 力可以看作是垂直于 w∞ 的升力 Fy 和平行于 w∞ 的阻力 Fx 的合力，如图 6-11 所示。
6-2
▲攻角 △来流 w∞ 与翼弦的夹角 α 称为攻角，如图 6-11 所示。
Fy
=
ρ mtw∞z ∆wu cos λ sin(b ∞ + λ)
b
(6 − 47)
由式（6-43）和式（6-47）可得
cy
l t
=
2 cos l sin 2 β ∞ ∆wu sin(β ∞ + l)w∞z
(6 − 48)
根据三角恒等式，上式还可以写成
cy
λ t
=
2∆wu w∞z
sin β ∞ 1 + tan λ / tan β ∞
参数。 ◇其倒数 t/l 称相对栅距。
翼型安放角——翼弦与列线方向之夹角 βb。 进口安放角——翼型前缘点中线的切线与圆周方向之夹角 βb1。 出口安放角——翼型后缘点中线的切线与圆周方向之夹角 βb2。 翼型弯曲角——θ=βb2-βb1。
⑵ 叶栅的动力特性 ▲叶栅绕流如图 6-17 所示。
▲说明 △叶栅绕流与孤立翼型绕流不同，由于栅中翼型有无穷多，因此对流场的扰 动可以传播到无穷远的地方，这样流场中就不再有未受扰动的流动速度 w∞，栅前 栅后足够远处的速度 w1 和 w2 的大小和方向都是不同的。
⑵ 平面直列叶栅 ▲ 圆柱面沿母线割开后，可以展开在平面上。 ▲圆柱面和各叶片相交，其截面(翼型剖面或翼型)在平面上构成一组叶栅。如 图：
飞机升力产生原理
飞机升力产生原理飞机的升力产生原理是航空学中的一个重要概念，它是飞机能够在空中飞行的基础。
飞机的升力是由机翼产生的，机翼的形状和气流的流动状态是产生升力的关键因素。
下面我们将详细介绍飞机升力产生的原理。
首先，我们来了解一下机翼的形状对升力产生的影响。
机翼的上表面比下表面要凸出一些，这种凸出的形状被称为翼型。
当飞机飞行时，空气流经机翼上表面和下表面时，由于翼型的作用，空气在上表面的流速要比下表面快，同时在上表面和下表面的压强也有所不同。
这种压强的差异导致了一个向上的压力，从而产生了升力。
其次，气流的流动状态也对升力产生有着重要的影响。
当飞机在空中飞行时，机翼前部的气流会分开，一部分流经上表面，一部分流经下表面。
这种分离的气流会导致上表面的气流流速加快，从而产生了升力。
同时，机翼的后部也会产生一个向下的气流，这也会对升力产生产生影响。
除了机翼的形状和气流的流动状态，气流的密度也是产生升力的重要因素。
当飞机在不同高度飞行时，空气的密度会有所不同，密度越大，产生的升力也就越大。
因此，飞机在不同高度飞行时，需要根据空气密度的变化来调整飞行姿态，以保持稳定的升力。
另外，飞机的速度也会对升力产生影响。
一般来说，飞机的速度越快，产生的升力也就越大。
这是因为当飞机的速度增加时，机翼上的气流流速也会增加，从而产生更大的升力。
总的来说，飞机的升力产生原理是一个复杂的物理过程，涉及到机翼的形状、气流的流动状态、气流的密度以及飞机的速度等多个因素。
只有充分理解这些因素之间的相互作用关系，才能更好地掌握飞机的升力产生原理，从而更安全、高效地进行飞行操作。
在实际飞行中，飞行员需要根据飞机的性能和飞行环境的变化，灵活地调整飞行姿态，以确保飞机能够产生足够的升力，从而实现安全、平稳的飞行。
同时，航空工程师也需要根据升力产生原理，设计出更加高效的飞机机翼，以提高飞机的性能和燃油利用率。
总之，飞机的升力产生原理是航空学中的重要概念，它是飞机能够在空中飞行的基础。
流体力学与流体机械——第10章(机翼与叶栅理论6-7)
满足条件：
（1）平板叶栅与原叶栅的栅距t相等；
（2）安放角等于原叶栅的无环量绕流角β0（即
零升力方向）；
升力系数
（3）弦长满足：b (Clz / Cl )bz
五、叶栅绕流问题的解法
叶栅绕流的求解分为正命题和反命题。
基本思想是应用保角变换，把给定的叶栅平面 变换到某一辅助平面，使在辅助平面上的绕流 是已知的或容易求解的。这样，在叶栅平面上 的流动就可以逆变换关系求出。
3. 奇点法 用来解任意叶栅正、反命题的现代方法之一。 其实质是在有势流场中置入的点源系与点涡 系替代叶栅中的翼型，以确定流场受叶栅干 扰后的流动。
第六节 叶栅及叶栅特征方程
叶片式水力机械的转轮、导叶轮都由若干 个相同的叶片或翼型按相互等距离排列组 成，叶片或翼型之间将彼此相互影响。 按 照一定规律排列起来而又相互影响的叶片 或翼型的组合，叫做翼栅或叶栅。
叶栅理论的目的在于寻找叶栅与流体之间 相互作用的运动学和动力学规律，以及影 响这些规律的各种因素，是叶片式水力机 械水动力学计算的理论基础。
v1xv2 y 'v2 xv1 y '
v1xv2 y 'v2 xv1 y '
引入新的系数i0
i0
m 1 K
式（3）可写成
v y '' Kv y '(1 K )i0v x （4）
上式两端同时乘以列线长度2πr， r为展 开成平面叶栅的圆柱流面的半径，有
2rv y '' 2rKv y '2r(1 K )i0v x
4. 安放角 翼型的弦线与列线之间的夹角称为安放角， 用βs表示。中弧线在前缘点处的切线与列 线的夹角叫进口安放角，用βs1表示。同样可 定义出口安放角βs2 。
流体力学论文飞机升力产生的原因
机翼升力原理的分析摘要:关于机翼升力产生的原因,一直以来有多种理论与实验来说明,本文我们将通过对几种理论的分析来说明机翼升力产生的真正原因,同时我们也要分析这些弊端,与本文的观点对照,去伪存真。
【关键词】:机翼升力,理论一.飞机升力产生的伯努利原理图1表示机翼与气流的关系,飞机机翼一般前端圆钝,后端尖锐,上表面拱起,下表面较平前端点叫做前缘,后端点叫做后缘,两点之间的连线叫做翼弦。
机翼所产生的升力源于机翼相对于空气的运动。
我们假设以机翼为参考系,空气相对于机翼运动,翼弦与气流方向的夹角叫做迎角。
空气流过机翼前缘,分成上下两股,分别沿机翼上下表面流过。
由于机翼有一定的正迎角,上表面又比较凸出,所以上表面流线弯曲大,流管变细,流速加快,压力减小;下表面流管变粗,流速减慢,压力增大。
于就是机翼上下表面出现压力差,上下表面压力差在垂直于相对气流方向的总与就就是机翼的升力。
流体在流动时,除应遵守质量守恒定律外,还应遵守能量守恒定律。
这条定律在空气动力学中称为伯努利原理,其数学表示为（常量）C V P =+221ρ方程中P 为静压,1/2ρV*2为动压,因此伯努利方程可以表述为:稳定气流中,在同一流管的任一截面上,空气的动压与静压之与保持不变。
即流速变大压强变小,反之流速变小压强变大。
二、对机翼升力的误解1、教材对飞机升力的解释人教版教材就是这样引导学生的:几十吨重的飞机为什么能够腾空而起？秘密在于机翼。
您观察过飞机的机翼不？它的截面就是什么形状？将飞机升力产生的焦点指向机翼的形状。
接着这样解释:飞机前进时,机翼与周围的空气发生相对运动,相当于有气流迎面流过机翼,气流被机翼分成上下两部分,由于机翼横截面的形状上下不对称,在相同的时间内,机翼上方气流流过的路程较长,因而速度较大,它对机翼的压强较小;下方气流通过的路程较短,因而速度较小,它对机翼的压强较大。
因此在机翼的上下表面存在压强差,这就产生了向上的升力。
第四章叶栅理论
第四章 叶栅理论 §4—1 概 论把按照一定规律排列起来的相同机翼之系列，叫做翼栅。
翼栅问题是单个机翼问题的推广。
翼栅理论在工程上得到广泛应用，特别是在叶片式流体机械方面。
因此，翼栅常被称为叶栅，组成它的机翼也就叫做叶片了。
一、叶栅几何参数表征一个叶栅的几何特征的参数，叫做叶栅的几何参数。
叶栅的几何参数主要有下列几个：(一)列线栅中诸叶片上各相应点的联结线，称为叶栅的列线。
通常都以叶片前后缘点的联线表示之。
实际上所遇到的列线，其形状有两种：一为无限长直线；另(见图4一1)。
(二)栅轴垂直于列线的直线叫栅轴。
但对圆周列线的叶栅，把旋转轴定义为其栅轴。
有些文献中，把上述列线叫做栅轴，而不再引用列线这一名词。
(三)叶型叶片与过列线的流面交截出来的剖面形，叫叶栅的叶型。
其一几何参数见翼型。
图4—1直列叶栅与环列叶栅(四)栅距列线上二相邻的相应点间的线段长度，叫叶栅的栅距或栅隔，用字母t 记之。
对圆列线叶栅，不引用此参数，而用角距nπ2(n ——叶片数)代替它。
(五)安放角叶型的弦与列线间之夹角e β，称为叶型在叶栅中之安放角。
叶型中线在前、后缘之切线与列线之夹角'e β、''e β分别叫作叶型的进、出口安放角。
对圆列线叶栅，只引用后二个参数。
（六）疏密度栅中叶型弦长l 与栅距t 之比值t l /，叫做叶栅的疏密度。
而把其倒数l t /，称为相对栅距。
圆列线叶栅不引用此参数。
二、叶栅分类在工程实际当中所遇到叶栅多种多样，为便于分析和讨论问题，可以给这些叶型加以分 类。
但从不同角度又可得出不同的分类，这里仅就水力机械中常用到的分类法，介绍两种。
(一)根据绕流流面分类叶栅1．平面叶栅如能将绕叶栅液流分成若干等厚度流层，这些流层本身为平面或这些流层虽为曲而，但若沿流线切开后，能铺展成一平面者，称这类叶栅为平面叶栅。
绕这类叶栅的流动为平面流动。
例如水轮机的导叶叶栅，低比速水轮机和水泵的转轮叶栅等，绕流这些叶栅的流面本身就是平面；而轴流式水轮机、水泵和风机等转轮叶栅之流面，虽为圆柱面，但顺流线切开后可展成平面。
飞机机翼升力原理：气流在机翼上的作用
飞机机翼升力原理：气流在机翼上的作用飞机机翼升力的原理涉及到气流在机翼上的作用，主要基于空气动力学的原理。
以下是飞机机翼升力产生的基本过程：1. 空气动力学基础：卡门涡：当空气经过机翼表面时，由于机翼形状的变化，会形成卡门涡。
这些涡旋的形成导致了空气的局部流动变化。
升力和气动力：升力是垂直于飞机运动方向的力，是由于气体分子与机翼表面的相互作用而产生的。
气动力是与飞机运动方向平行的力，影响飞机的阻力。
2. 升力产生过程：上表面和下表面：机翼的上表面通常比下表面更为凸起，导致在上表面的气流速度较快。
伯努利定律：根据伯努利定律，气流速度增加时，气压降低。
因此，在机翼上表面，气压较下表面更低。
气压差：由于气压差异，产生了向上的升力。
这种升力是由于上表面的气流快、气压低，下表面的气流慢、气压高造成的。
3. 角度和攻角：攻角：攻角是指飞机机翼相对于飞行方向的角度。
攻角的改变可以影响升力的产生。
最大升力点：在某个特定攻角下，升力达到最大值，称为最大升力点。
过大或过小的攻角都会减小升力。
4. 襟翼和缝翼：襟翼和缝翼：飞机上通常配备有襟翼和缝翼，它们可以在飞机起飞、降落和机动时改变机翼的形状，调整升力的大小和方向。
5. 其他因素：速度和气密度：升力还受到飞机速度和空气密度的影响。
速度越快，升力越大；空气密度越大，升力也越大。
翼展和机翼形状：机翼的翼展和形状也对升力产生有影响。
不同类型的飞机采用不同形状和翼展的机翼，以满足不同的飞行需求。
飞机机翼升力的原理基于气流速度和气压差异，通过机翼形状的设计和攻角的调整来实现。
这一原理是飞机起飞、飞行和降落的基础，对飞行器的设计和性能至关重要。
叶栅理论
Rx , Ry 用 wmx , wmy 表示为： Rx = ρwmy ( w2 y w1 y ) t Ry = ρ wmx ( w2 y w1 y ) t
（7）
下面求绕翼型的环量（设法将式（7）表示成 R = ρ wmΓ 的形式）
Γ = ∫ABCDA wS ds = ∫AB wS ds + ∫BC wS ds + ∫CD wS ds + ∫DA wS ds
1 2 p1 p2 = ρ ( w2 y w12y ) 2
（5）
Rx , Ry 可表示为：
1 2 Rx = ρ ( w2 y w12y ) t 2 Ry = ρ wx ( w2 y w1 y ) t
（6）
现定义一个平均流速
1 wm = ( w1 + w2 ) 2
分量形式为：
1 wmx = ( w1x + w2 x ) = wx 2 1 wmy = ( wy1 + w2 y ) 2
t 叶栅中两相邻翼型上相应点的的距离叫栅距，常用 表示。对环列叶栅不引用 2π 这一参数，而用角距 （ n 表示叶片数）替代。
n
5．安放角 。 叶型的弦和列线的夹角 β S ，称为安放角（叶型的安放角） 叶型的中线在前后缘的切线与列线的夹角 β S 1 、 β S 2 称为进出口安放角。 对环列叶栅，只定义进出口安放角。 6．稠密度 弦长 b 与栅距 t 之比 叫做叶栅的稠密度，把它的倒数称为相对叶栅，对环列 叶栅不引用这一参数。 二、叶栅分类 根据水力机械常用分类方法，介绍如下： 1．平面叶栅 流经叶栅流道的流动是平面流动，如：水轮机导叶叶栅、低比转数水泵、 水轮机转轮叶栅。 对轴流式水泵、水轮机、风机等转轮叶栅可展成平面，即将圆柱面展成平 面，则也可称为平面叶栅。
飞机升力产生的原理
飞机升力产生的原理
好的,我用中文来详细解释飞机升力产生的原理:
一、飞机机翼结构
飞机机翼为不对称翼型,上翼面较下翼面长,前端较厚,后端渐薄。
二、升力原理
1. 机翼迎风而行,上下翼面受到不同速度气流冲击。
2. 上翼面曲率小,气流速度加快,按伯努利原理,上翼面气压下降。
3. 下翼面曲率大,气流速度减小,气压上升。
4. 上下翼面气压差产生向上的空气动力- 升力。
三、影响升力的因素
1. 飞行速度越高,升力越大。
2. 迎角增大到一定值后,失速角使升力减小。
3. 机翼面积越大,可以产生更大升力。
4. 机翼形状的优化设计也能提高升力。
四、提高升力的方法
1. 装置襟翼、缝翼,增加翼面弯曲度,延迟失速。
2. 设置机翼前缘缝翼,优化速度分布。
3. 翼尖小涡发生器,提高近翼尖气动效率。
4. 翼型的数值优化设计。
五、升力与飞行关系
1. 升力平衡飞机重力,使飞机获得支撑。
2. 升力过大会引起过载,太小会导致机头下俯。
3. 调整迎角可以改变升力,控制飞机升降。
4. 转弯时,加大一侧机翼升力,产生转向力矩。
综上所述,升力来源于机翼两侧气压差,通过优化可以提高飞机载重能力和操纵性。
机翼和叶栅工作原理
第十章机翼和叶栅工作原理本章将分别讨论机翼和叶栅最基本的工作原理，讨论机翼工作原理是为叶栅理论奠定基础的。
二者均为叶轮机械(汽轮机，泵与风机及燃气轮机等)流体动力学的基础，同时也是力学理论在解决流体与被绕流物体间相互作用问题的一个重要应用。
§10-1 机翼的几何特性机翼一词常用于航空工程，也可泛指相对于流体运动的各种升力装置。
因此，叶轮机械中的工作轮叶片(汽轮机叶片、轴流泵与风机叶片等)就是一个机翼。
工程上引用机翼主要是为了获取升力。
由于在流体中运动的物体，必然会受到粘性阻力的作用。
因此对机翼提出的技术要求首先就是尽可能大的升力和尽量小的阻力，这就要求机翼采用适当的几何形状。
图10-1是机翼的外形图。
将机翼顺着来流方向切开的剖面形状称为翼型，翼型的周线称为型线，翼型的形状直接决定了翼(或叶片)的空气动力特性。
通常翼型具有：圆滑的头部、尖瘦的尾巴、拱曲的背(上弧)，至于腹(下弧)形状则有凹的、也有凸的，也有半凹半凸及平的。
表征机翼的几何特性基本参数如下(参照图10-2)：(1) 翼型中线翼型型线内切圆心的连线称为翼型中线，或称翼型骨线。
(2) 翼弦b翼型中线与型线的两个交点分别称为前缘点和后缘点，前缘点与后缘点的边线长度b称为翼弦或弦长。
(3) 翼型厚度d翼型型线内切圆的直径d称为翼型厚度，最大厚度d max与翼弦之比d max/b称为最大相对厚度。
(4) 翼型弯度f翼型中线至翼弦的距离f称为翼型弯度，最大弯度f max与翼弦之比f max/b称为最大相对弯度。
若相对弯度等于零，则中线与翼弦重合，称为对称翼型。
(5) 翼展h机翼(或叶片)在垂直于流动方向的最大长度h称为翼展(或叶片高度)。
翼展与翼弦之比h/b称为展弦比。
根据展弦比的大小，可把机翼分为两种：一为无限翼展机翼(大展弦比)，一为有限翼展机翼，如图10-1所示。
实际机翼翼展都是有限的，且翼弦b沿翼展是变化的。
§10-2 翼型升力原理翼型是具有一定的空气动力特性的几何型线。
机翼理论与叶栅理论(叶栅
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在解正问题时，根据边界条件来解积分方程。 求出奇点分布规律，从而获得绕流流场的解。 反问题则是根据对叶栅的要求和经验统计资 料，预先给定奇点分布规律，运用逐次逼近 法以求符合要求绕流条件的叶栅。
解正、反问题均以奇点诱导流场 的计算为基础。
整理ppt
一、奇点所诱导出的流场
平面直列叶栅中无限薄翼型均可以按某一定规律 γ(s)沿叶型弧长s连续分布的旋涡层来代替。
需将s0做无量纲处理，即
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将翼型骨线分成六等分，对各等分点进行计 算积分得：
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§6-1
基本名词术语
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• 1.叶轮轮毂半径 • 2.叶片外缘半径 • 3.基元（基元级）叶片：在叶片的任意半径 r 及 r+dr 处将两个同 心圆柱面切开，则这两个面之间的部分称为基元叶片。 • 4.翼型：设dr很小，基元叶片展开成平面，其中一个叶片的翼型 断面 • 5.工作面：翼型凹面——正压力面 • 6.背面：翼型凸面——负压力面 “三创”教育工作座谈会·张澍 • 7.翼型中线（骨架线、骨线）：翼型两面间内切圆圆心的连线
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Fy C y 1 tg Fx Cx
—滑翔角 升阻比（翼形的质量系数）
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§6-2 机翼和叶栅的升力理论
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“三创”教育工作座谈会·张澍
§6-2 机翼和叶栅的升力理论
二、叶栅 1.速度 已知：Q, A, , D, n 对于等半径的叶栅： 圆周速度 u1 u 2 u 相对速度的轴向分速
2 w dF , dFy C y bdr cos 2 dQT Ztdr c m
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C y l u 2 sin( ) HT w 2 g t cm cos
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§6-1
基本名词术语
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• 8.翼弦和弦长：中线端点的连线，长度L称为弦长 • 9.前缘点和后缘点：中线有两个端点，迎着来流方向的端点另一 端点称为后缘点，翼型前缘是圆滑的，后缘是尖锐的 • 10.前驻点和后驻点：来流接触翼型后开始分离的点称为前驻点 ，绕流翼型后在后端会合的点称为后驻点 • 11.翼型厚度：与骨线垂直的翼形两面间的距离 ， max —最 大厚度。相对厚度 max
基本名词术语
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15.后缘方向角：翼型后缘点处中线的切线与翼弦所形成的夹角 x2 x1 x2 16.翼形弯曲角： 17.叶栅：相同翼型等距排列的翼型系列 18.叶栅列线：叶栅中各翼型的相对应点的连线 19.平面直列叶栅：叶栅列线为直线 t 2r / z 20.栅距：两相邻翼型在叶栅列线方向上的距离t， r—为圆柱切面的半径
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Hale Waihona Puke l• 12.挠度：翼型中线与翼弦的距离f，相对挠度 b • 13.翼展：垂直于纸面的翼型长度称为翼长或翼展b，相对翼展 l • 14.前缘方向角：翼型前缘点处中线的切线与翼弦所形成的夹角 x1
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f f max l
§6-1
• • • • • • •
2
§6-2 机翼和叶栅的升力理论
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2.动力学基本方程式——叶栅 ①作用在基元上的力有升力 dFy ，和阻力 dFx 其合力为 dF ②dF与圆周方向一夹角为 90 ( ) ③dF的圆周分量为 ④使翼型dr转动的推动功率 ⑤叶片数为Z，则所需总功率
dFu dF cos 90 dF sin( )
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dP udFsin( )
ZdP z u uF sin( )
z u dF sin( ) “三创”教育工作座谈会·张澍 ⑥流经dr段的流量为，则功率为 dQT H T
§6-2 机翼和叶栅的升力理论
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l • z—为叶片数 “三创”教育工作座谈会·张澍 • 21.叶栅稠密度：弦长l与栅距t之比 t
§6-1
• • • • •
基本名词术语
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22.冲角：来流 w 与弦的夹角 称为冲角 23.正冲角：冲角在翼弦以下（工作面迎着来流） 24.进口安放角：翼型前缘点处中线的切线与列线的夹角 b1 25.出口安放角：翼型后缘点处中线的切线与列线的夹角 b 2 26.翼形弯曲角： b2 b1
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§6-2 机翼和叶栅的升力理论
一、弧立翼型的升力理论 Fy : 垂直于w ①升力 ②阻力 Fx : 平行于w ③ ④ ⑤
w Fy C y bl 2 2 w Fx C x bl 2
2
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C y — 升力系数 与断面形状，冲角， 表面粗糙度，雷诺数有 关 C x — 阻力系数
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w1 u w 2 u 2
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0101000110010101
轴流式流体机械的叶轮理论 10010101
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•对于轴流式流体机械，同样可采用欧拉方程来分 0101000110010101 析，但由于轴流式流体机械的叶轮数较少，叶片 间的流道较宽，分析其实际能头时，要做很多修 10010101 正。因而，其叶轮理论一般是用机翼理论来分析
2 C y 1 ucm sin( ) HT sin 2 2 g t cm cos
u (cu 2 cu1 ) ucu HT , c m w / sin g g sin cos l 2cu Cy t w sin cos cos sin 2cu 1 w 1 tg / tg