机翼升力分析
摘要：为探究机翼在空气中产生升力的基本原因，首先利用空气动力学理论知识对升力进行分析。然后，建立机翼在空气中的模型，采用计算流体动力学专业软件模拟机翼在空气中的飞行情况。通过比较不同模型的升阻力情况，否定了中学教学中的“同时到达”理论。机翼产生升力的原因是基于多种流体原理，包括连续性原理、伯努利原理、附壁效应等。
关键词：机翼计算流体动力学空气动力学伯努利原理
Analysis on airfoil lift
Abstract:In order to explore the basic case of lift force which generated by aircraft wing move in the air, air dynamics theory knowledge was used to make some analysis. Then, wing model is made. A professional computational fluid-dynamics-software is used to simulate the flight situation. By the compassions between different models, the theory of “arrive at the same time”is proven wrong. The case of lift force was based on various fluid theories, such as continuity theory, Bernoulli's principle, COANDA effect and so on.
Key words: wing CFD air-flow mechanics Bernoulli's principle
0前言
人类一直对飞行充满好奇和兴趣，飞行背后的基本原理就是经典的牛顿三定律，飞行器主要在重力、升力、阻力、推进力、浮力等的共同作用下实现飞行[1]，而其中的升力是飞机飞行的最重要的作用力。在中学的物理教学中，讲授流体压强与流速的关系时常用翼型来演示伯努利定律的应用。但是教材常把机翼上下表面气流速度的差异，归结为机翼上表面的弧线长度比下表面的长，而上下气流要同时在机翼尾端汇合，因此上表面的气流速度要快，这就是所谓的“同时达到理论”[2]。这种说法存在很大的错误，它无法解释飞机为何能倒飞，纸飞机与风筝的飞行更是与翼型没有任何关系[3]。风洞的实验结果与计算机的模拟结果都发现：机翼上表面的气流速度要远大于下表面，并不是同时到达。飞机的升力是由机翼的多种因素造成的，其中飞机机翼横截面的形状是产生升力的原因之一。
计算流体力学大范围应用于工业设计，机翼的升力依据的空气动力学原理可以很好的利用计算流体力学实现模拟[4]。计算流体力学成为流体力学、空气动力学领域中发展最快的方向之一。采用计算机可以很直观的获取所需数据，从机理上了解机翼上升的原理，从而为机翼的设计提供一些参考。
本文首先利用基本的流体动力学理论分析了机翼产生升力的原因，论证了普遍认为的“同时到达”理论的错误性。然后采用专业软件，利用计算流体动力学对机翼在空气中的运动进行了模拟，再次细致的分析了机翼子在空气中的受力情况，具有一定的科普意义。
1力学理论分析
1.1连续性原理
理想不可压缩流体作稳定流动时，流体通过同一流管中任何截面的体积流量皆相等。这就是理想流体的连续性原理。它表示流体在流动时，应遵守质量守恒定律。
vS 恒量(1)
方程中，v为流体的流速，S为流管的截面面积。由此公式可得：对于同一流管，截面积越小，流速越大；截面积越大，流速越小[5]。
1.2伯努利原理
在不可压缩和无粘流体中，沿同一流线满足伯努利方程。
2
+2
v
P gh Z ρρ+
= (2)
其中公式中的P 为静态压强，ρ为流体密度，g 为重力加速度，h 为高度，v 流
体流动速度，
2
2
v ρ为流体动态压强，Z 为
一常量。在大多数情况下gh ρ值不变，则可从公式中可以看出在水流或气流里，如果速度小，压力就大，如果速度大，压力就小。 1.3附壁效应
流体（水流或气流）有离开本来的流动方向，改为随著凸出的物体表面流动的倾向。当流体与它流过的物体表面之间存在表面摩擦时，流体的流速会减慢。只要物体表面的曲率不是太大，依据流体力学中的伯努利原理，流速的减缓会导致流体被吸附在物体表面上流动。
图1 附壁效应演示图
如图所示，附壁效应叠加上文丘里效应使得水流一直在汤匙上的凸出表面流动。
1.4机翼升力理论分析
飞机在空中飞行时，在竖直方向上受到竖直向上的升力来克服飞机的重力，当二者平衡时，飞机才能稳定地飞行。流体力学定量计算升力的公式为：
212
Y Y C S v ρ= (3)
式中Y 为升力，Y C 为升力系数，S 为
机翼的特征面积，ρ为空气密度，v 为相对
流动速度。升力系数Y C 与机翼横截面的形状，气流与机翼所成的角度等有关。可见在对飞机升力的贡献中机翼形状只占一部分，机翼形状所产生的伯努利效应只能解释很小的一部分升力。
图2 飞机翼型
机翼与空气相对运动的过程中，机翼的翼线通过附壁效应气流会改变原来的运动方向而沿着曲面流动。气流依附机翼表面流动，流经翼型和向后倾斜的机翼后，流动的方向变为偏下方向，就好像把空气扔下去，从而使空气对机翼产生反作用力，将机翼向上推。这就产生了升力的一部分。
同时，机翼附近的空气区域可近似看作一个流管，也可从连续性原理分析升力。由于机翼上表面比较凸出，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，于是机翼上下表面出现压力差，这也是升力的一部分。
飞机产生升力的一个重要原因还与气流的冲击角度有关。当气流相对于机翼从前下方以一定的角度吹时，会产生气流冲击效应，机翼就会产生向上的升力。狭隘的“漂石理论”将冲击力作为升力的唯一原因。
从以上分析可以看出，飞机的升力是由机翼的多种因素造成的，其中飞机机翼横截面的形状是产生升力的原因之一。
2 “同时达到理论”的实例验证
同时达到理论[6]：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。
当飞机飞行时，机翼上下气流速度有
差别，gh ρ差别不大，则可简化伯努利方
程： 22()2t b u u P ρ
-?= (4)
P ?为机翼上下压差，t u 为机翼上表面
流速，b u 为机翼下表面流速。
波音747-400ER 的最大载重
400000W kg ≈，主翼面积2525A m ≈，
巡航速率910/v km h ≈，空气密度
30.38/kg m ρ=。
设下表面为平面，则下表面的气体流速等于巡航速度，即b u =v =253/m s ，在平稳飞行过程中，升力等于最大载重，根据公式（4）算出t u =323/m s 。根据同时到达理论，则上下速率比等于上下翼线的长度比为323:253 1.28:1=，很明显，机翼不可能出现这样的长度比例，也不符合实际的波音747-400ER 机翼形状。
3 计算流体动力学模拟分析
3.1计算流体动力学基础
早期，流体力学的研究和实践基本是两种方法[7]：理论分析和实验分析。随着现代计算机技术的高速发展，采用数值计算方法及有限元方法的计算流体动力学分析渐渐成为重要的流体分析理论。CFD 的基本思想是：将原来在时间域和空间域上连续的物理量的场，用一系列离散点上的变量值的集合来代替，通过一定的原则和方式建立起离散点上变量之间的关系的代数方程组，然后求解这些代数方程组从而获得场变量的近似
解[8]。CFD 是建立在流体力学的基本控制方程上的，主要方程包括：连续性方程、动量方程、能量方程。实际就是物理学中的三个守恒定律：质量守恒定律、动量守恒定律及
能量守恒定律[9]。
3.2机翼的计算流体动力学分析
根据飞机飞行的实际情况，利用样条插
值理论建立机翼的曲线模型[10]，分别建立了三种不同翼型的飞行模型，如下图所示：
翼型1上表面为样条曲线
翼型2上、下表面为对称的样条曲线
翼型3下表面为样条曲线
图3 机翼形状
空气流场如图所示：
图4 空气流场
通过网格划分对计算域进行离散。由于流体绕过翼型上、下边界时的流动较为复杂,因此在划分网格时对翼型上、下边的网格进
行局部加密。对于计算域本文采用适应性强的三角形非结构化网格。在划分网格后，设定模拟工作环境，其中马赫数0.8Ma =，冲角0
4α=，为验证机翼的飞行特点，将空气来流的方向设为X 轴的正方向，主要为证明飞机机翼可以倒飞。空气设为理想气体，使用非常适合可压缩流动的Sutherland 定律：
1.5000()()S S
T T T
T T T μμ+≈+ (5) 式中，μ是对应温度T 下的空气粘度，
0μ是对应温度0T 下的参考粘性，S T 是萨瑟
兰常数。
湍流模型采用目前工程上广泛应用的标准k ξ-模型[11]：
[()]t i k i i k i
v k k k u v P t x x x εσ???
?+=++-???? (6) 12[()]()t i i i i v u v C C t x x x k
εεεεεεεεσ????+=++-????(7) 湍流黏性系数：
2
t k v C μ
ε= (8)
速度梯度引起的压力生成项： ''i
k i j j
u P u u x ?=-? (9) 模化后，对不可压缩湍流： ()j i i
k t j j j
u u u P v x x x ???=+??? (10) 式中：模型常数为C μ=0.09，1C ε=1.44，
2C ε=1.92，εσ=1.3，k σ=1.0。
边界条件条件设定：空气流场的边界设为Pressure Far-Field ,机翼的上下表面为wall 。
在计算结束以后，输出机翼上下表面的
压力变化情况，压力变化曲线图如图：
模型1
模型2
模型3
图 5 机翼表面压强变化情况
图中黑线为下表面的压强变化曲线，红线为上表面的压强变化曲线，横坐标为迭代
步数，纵坐标为压强值。
从图中可以看出三种模型均是下表面
面压强高于上表面的压强，即均产生了升
力，这进一步说明了“同时到达理论”的错
误性。根据“同时到达理论”，模型2的上
下表面一样，则流速相同，根据伯努利原理
是不会产生升力的；而模型3的下表面是曲
面，则下表面的速度快，根据伯努利方程是产生向下的压力。
在计算稳定后，上下表面的压强如表所示：
表1 稳定后压强压差
模型类别 上表面压强（Pa ） 下表面压强（Pa ） 上下表面的压差（Pa ） 模型1 -3913.07 -207.38 3705.69 模型2
-3775.51
-2300.83
1474.68
模型3 -3267.32 -1870.65 1396.67
从表中可以看出模型1产生的升力最大，模型2的升力急剧下降，模型3的升力较模型2的升力要小。通常翼型的气动性能可以归纳为：附着流区域、高升力区域、完全失速区域[12]。则模型1处在高升力区域，模型2与模型3处在附着流区域。
下面从压强云图来分析飞机机翼在飞行过程中的受力情况，压强云图如图所示：
模型
1
模型
2
模型3 图6 压力云图
压力最大点总是出现在翼型头部,这是
由于来流的冲击损失造成翼型头部的速度最小。随着弯度的增加,上表面的最大速度出现处逐渐往后移,总是出现在弯拱程度最大处,压力最低点也出现在弯拱程度最大处,这是由于弯拱程度大流线拢挤造成 [13]。
模型1只在上表面的最大弧度处出现一个较大的低压区，模型2和模型3则在上下表面均出现了低压区，只是上表面的低压区压强比下表面小，从而也产生了升力。
4 结论
(1)在以往的教学过程中，狭隘的“同时达到理论”与“漂石理论”是错误的，它们不能正确解释机翼产生升力的根本原因。
(2)机翼产生升力是一个非常复杂的过程，它受多个空气动力学理论的影响，包括连续性原理、伯努利原理、附壁效应等。
(3)机翼形状只是影响机翼升力的一个方面的原因，不同的机翼形状会引起不同的空气流场，在机翼设计方面应该综合多种因素。
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xx方程原理以及在实际生活中的运用 67陈高威在我们传输原理学习当中有很多我们实际生活中运用到的原理，其中伯努利方程是一个比较重要的方程。在我们实际生活中有着非常重要广泛的作用，下面就伯努利方程的原理以及其运用进行讨论下。 xx方程 p+ρρv 2=c式中p、ρ、v分别为流体的压强，密度和速度；h为铅垂高度；g 为重力加速度；c为常量。它实际上流体运动中的功能关系式，即单位体积流体的机械能的增量等于压力差说做的功。伯努利方程的常量，对于不同的流管，其值不一定相同。 相关应用 （1）等高流管中的流速与压强的关系 根据xx方程在水平流管中有 ρv 2=常量故流速v大的地方压强p就小，反之流速小的地方压强大。在粗细不均匀的水平流管中，根据连续性方程，管细处流速大，所以管细处压强小，管粗处压强大，从动力学角度分析，当流体沿水平管道运动时，其从管粗处流向管细处将加速，使质元加速的作用力来源于压力差。下面就是一些实例 伯努利方程揭示流体在重力场中流动时的能量守恒。由伯努利方程可以看出，流速高处压力低，流速低处压力高。三、伯努利方程的应用： 1.飞机为什么能够飞上天?因为机翼受到向上的升力。飞机飞行时机翼周围空气的流线分布是指机翼横截面的形状上下不对称,机翼上方的流线密,流速大,下方的流线疏,流速小。由伯努利方程可知,机翼上方的压强小,下方的压强大。这样就产生了作用在机翼上的方向的升力。 2.喷雾器是利用流速大、压强小的原理制成的。让空气从小孔迅速流出,小孔附近的压强小,容器里液面上的空气压强大,液体就沿小孔下边的细管升上来,从细管的上口流出后,空气流的冲击,被喷成雾状。
3.汽油发动机的汽化器,与喷雾器的原理相同。汽化器是向汽缸里供给燃料与空气的混合物的装置,构造原理是指当汽缸里的活塞做吸气冲程时,空气被吸入管内,在流经管的狭窄部分时流速大，压强小，汽油就从安装在狭窄部分的喷嘴流出，被喷成雾状，形成油气混合物进入汽缸。 4.球类比赛中的“旋转球”具有很大的威力。旋转球和不转球的飞行轨迹不同，是因为球的周围空气流动情况不同造成的。不转球水平向左运动时周围空气的流线。球的上方和下方流线对称，流速相同，上下不产生压强差。现在考虑球的旋转，转动轴通过球心且垂直于纸面，球逆时针旋转。球旋转时会带动周围得空气跟着它一起旋转，至使球的下方空气的流速增大，上方的流速减小，球下方的流速大，压强小，上方的流速小，压强大。跟不转球相比，旋转球因为旋转而受到向下的力，飞行轨迹要向下弯曲。
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。
01 引言 飞机为什么能飞? 普通人会问：重400吨的大机器怎么能凌空翱翔? 专业人员会想：没有产生反作用的固定物体哪儿来的升力? 对，飞行员在入门时就要讲解“升力产生”的原理。 长期以来，全世界的飞行员教材绝大多数都错误地引用“伯努利定理”解释升力，导致了许多原可避免的飞行事故。尤其要提到一架双水獭飞机在肯尼迪机场因飞机尾迹湍流引起的事故，如果我们向飞行员和空中交通管理人员正确讲授了升力产生的原理，他们会明白尾迹湍流的危险性，可是竟有人事后在美国《航空周刊》上评论说：“这类所谓尾迹湍流是完全不可预料的”。 虽然早年对升力有过正确的解释（至少在德国和瑞典），但是后来在一些学费昂贵的名牌飞行学院里，甚至在v美国和英国的许多百科全书中，莫名其妙地钻出了许多荒唐的错误解释。最糟糕的是这种谬论竟写在联邦航空局（FAA）权威的《飞行员航空知识手册》和国际民航组织（ICAO）的《商用飞机飞行员培训手册》（1985 年版）中。这种“以讹传讹”使错误的升力解释似乎成了“绝对真理”难以推翻，它还阻碍了正确的教材、图书、影视材料的发行，使错误的解释一直误人子弟。 万幸，我们瑞典有两本书站出来独树一帜：一本是《实用航空技术》，作者是 JA35 和JA37两架歼击机的总设计师；另一本是新版《瑞典大百科》，其“飞机”一节的作者多年任Saab公司飞机部主任，自己是空军的一名飞行员，他们分别在书中阐述了本文中的观点。 在美国，W. Langewiesche在《操纵杆与方向舵》一书中已向“真理”宣战，McGraw Hill公司1979年版《科技百科全书》也开始传播正确的升力表述。 飞机气动升力的产生 使一物体产生某一方向作用力，可以像固定的地面反撑人的双脚那样，也可以用装置将一定的质量朝反方向加速运动。飞机产生升力的原理属于后者，即靠机翼使一定质量的气流向下方加速。1立方米的空气在地面质量为1.25公斤，而一 个边长10米（相当小飞机的翼展）立方体的空气则具有质量l.25吨! 如果强迫质量改变运动状态，因为惯性，结果就要产生反作用力。支配整架飞机和它周围每一空气微团的变化的，仍然是牛顿在1687年提出的惯性和反作用力三定律。 78年前，德国著名科学家普朗特提出旋涡比拟理论，用于估算机翼绕流场和升力。他证明了在理想状态下（即升力沿翼展呈椭圆分布），机翼产生的作用力“仿佛”就象机翼使截面直径等于翼展的空气质量加速的作用（图1）。
机翼升力计算公式滑翔比与升阻比螺旋桨拉力计算公式（静态拉力估算） 2009-04-16 08:02 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（）=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（）=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。1000米以下基本可以取1。 例如：100×50的浆，最大宽度10左右，动力伞使用的，转速3000转/分，合50转/秒，计算可得： 100×50×10×502×1×=公斤。 如果转速达到6000转/分，那么拉力等于： 100×50×10×1002×1×=125公斤 注：仅供参考
伯努利原理和机翼升力 第一节伯努利原理 图1- 两张纸在内外压强差作用下靠拢 飞机机翼地翼剖面又叫做翼型，一般翼型的前端圆钝、后端尖锐，上表面拱起、下表面较平，呈鱼侧形。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。当气流迎面流过机翼时，流线分布情况如图2。原来是一股气流，由于机翼地插入，被分成上下两股。通过机翼后，在后缘又重合成一股。由于机翼上表面拱起，是上方的那股气流的通道变窄。根据气流的连续性原理和伯努利定理可以得知，机翼上方的压强比机翼下方的压强小，也就是说，机翼下表面受到向上的压力比机翼上表面受到向下的压力要大，这个压力差就是机翼产生的升力。 图2- 气流从机翼上下方流过的情况 飞机机翼地翼剖面又叫做翼型，一般翼型的前端圆钝、后端尖锐，上表面拱起、下表面较平，呈鱼侧形。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。当气流迎面流过机翼时，流线分布情况如图2原来是一股气流，由于机翼地插入，被分成上下两股。通过机翼后，在后缘又重合成一股。由于机翼上表面拱起，是上方的那股气流的通道变窄。根据气流的连续性原理和伯努利定理可以得知，机翼上方的压强比机翼下方的压强小，也就是说，机翼下表面受到向上的压力比机翼上表面受到向下的压力要大，这个压力差就是机翼产
第二节翼型各部分名称 翼型的各部分名称如图1 所示。翼弦是翼型的基准线，它是前缘点同后缘点的连线。中弧线是指上弧线和下弧线之间的内切圆圆心的连线。 中弧线最大弯度用中弧线最高点到翼弦的距离来表示。在一定的范围内，弯度越大，升阻比越大。但超过了这个范围，阻力就增大的很快，升阻比反而下降。中弧线最高点到翼弦的距离一般是翼弦长的4%～8％中弧线最高点位置同机翼上表面边界层的特性有很大关系。竞时模型飞机翼型的中弧线最高点到前缘的距离一般是翼弦的25％、50％。翼型的最大厚度是指上弧线同下弧线之间内切圆的最大直径。一般来说，厚度越大，阻力也越大。而且在低雷诺数情况下，机翼表面容易保持层流边界层。因此，竞时模型飞机要采用较薄的翼型。翼型最大厚度一股是翼弦的6％、8％。但是，线操纵特技模型飞机例外，它的翼型最大厚度可以达到翼弦的12％、18％。翼型最大厚度位置对机翼上表面边界层特性也有很大影响。翼型前缘半径决定了翼型前部的“尖”或“钝”，前缘半径小，在大迎角下气流容易分离，使模型飞机的稳定性变坏，前缘半径大对稳定性有好处，但阻力又会增大。
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，
1. 请解释下列术语：（1）相对厚度（厚弦比）（2）相对弯度（中弧曲度）（3）展弦比（4）后掠角 （1）翼型最大厚度与弦长的比值，用百分比表示；（2）最大弧高与翼弦的比值，用百分比表示；（3）机翼翼展与平均弦长的比值；（4）机翼四分之一弦线与机身纵轴垂直线之间的夹角。 2. 请叙述国际标准大气规定。 国际标准大气（International Standard Atmosphere），简称ISA，就是人为地规定一个不变的大气环境，包括大气压温度、密度、气压等随高度变化的关系，得出统一的数据，作为计算和试验飞机的统一标准。国际标准大气由国际民航组织ICAO制定，它是以北半球中纬度地区大气物理特性的平均值为依据，加以适当修订而建立的。 3. 实际大气与国际标准大气如何换算 确定实际大气与国际标准大气的温度偏差，即ISA偏差，ISA偏差是指确定地点的实际温度与该处ISA标准温度的差值，常用于飞行活动中确定飞机性能的基本已知条件。 1. 解释迎角的含义 相对气流方向与翼弦之间的夹角，称为迎角。 2. 说明流线、流管、流线谱的特点。 流线的特点：该曲线上每一点的流体微团速度与曲线在该点的切线重合。流线每点上的流体微团只有一个运动方向。流线不可能相交，不可能分叉。流管的特点：流管表面是由流线所围成，因此流体不能穿出或穿入流管表面。这样，流管好像刚体管壁一样把流体运动局限在流管之内或流管之外。流线谱的特点：流线谱的形状与流动速度无关。物体形状不同，空气流过物体的流线谱不同。物体与相对气流的相对位置（迎角）不同，空气流过物体的流线谱不同。气流受阻，流管扩张变粗，气流流过物体外凸处或受挤压，流管收缩变细。气流流过物体时，在物体的后部都要形成涡流区。 3. 利用连续性定理说明流管截面积变化与气流速度变化的关系。 当流体流过流管时，在同一时间流过流管任意截面的流体质量始终相等。因此，当流管横截面积减小时，流管收缩，流速增大；当流管横截面积增大时，流管扩张，流速增大。 4. 说明伯努利方程中各项参数的物理意义。并利用伯努利定理说明气流速度变化与气流压强变化的关系。 动压，单位体积空气所具有的动能。这是一种附加的压力，是空气在流动中受阻，流速降低时产生的压力。静压，单位体积空气所具有的压力能。在静止的空气中，静压等于当时当地的大气压。总压（全压），它是动压和静压之和。总压可以理解为，气流速度减小到零之点的静压。气流速度增加，动压增加，为了保持总压不变，气流压强即静压必需减小。 5. 解释下列术语（1）升力系数（2）压力中心 （1）升力系数与机翼形状、机翼压力分布有关，它综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。（2）机翼升力的着力点，称为压力中心。 6.机翼的升力是如何产生的利用翼型的压力分布图说明翼型各部分对升力的贡献。 在机翼上表面的压强低于大气压，对机翼产生吸力；在机翼下表面的压强高于大气压，对机翼产生压力。由上下表面的压力差，产生了垂直于（远前方）相对气流方向的分量，就是升力。机翼升力的产生主要是靠机翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正压的作用。 7. 写出飞机的升力公式，并说明公式各个参数的物理意义。 飞机的升力系数，飞机的飞行动压，机翼的面积。
『基础知识系列』飞机的升力是怎样产生的 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
直升机螺旋桨升力计算公式 直升机螺旋桨升力计算公式 一般直升机的旋翼系统是由主旋翼.尾旋翼和稳定陀螺仪组成，如国产直－8，直－9。也有共轴反旋直升机，主旋翼是上下两层反转螺旋桨，无尾翼，如俄罗斯的卡－28。 1.现在的直升机螺旋桨（叫旋翼）的桨叶是由碳纤维和玻璃钢纤维与复合材料制造而成。 有一定的弹性，不转时，桨叶略有下垂弯曲。当螺旋桨旋转时，由于离心力的原理，桨叶会被拉直。打个比方，我们看杂技“水流星”吧，两只水碗栓在一根绳子两端，放着不动时，绳子是支持不了水碗的，当旋转起来后，我们看到水碗和绳子象直线一样， 空中飞舞。 2.直升机的主螺旋桨是怎么支撑飞机的重量？这个问题就是直升机的飞行原理：（以一般直升机为例）直升机能在空中进行各种姿态的飞行，都是由主旋翼（你讲的螺旋桨） 旋转产生的升力并操纵其大小和方向来实现的。升力大于重量时，就上升，反之，就下降。 平衡时，就悬停在空中。直升机的升力大小，不但决定于旋翼的转速， 而且决定于旋翼的安装角（又称桨叶角）。升力随着转速.桨叶角的增大而增大； 随着转速.桨叶角的减小而减小。直升机在飞行时，桨叶在转每一圈的过程中， 桨叶角都是不同的；而且，每片桨叶的桨叶角也是不同的。这才使直升机能够前. 后仰， 左.右倾，完成各种姿态。直升机尾旋翼的转速和桨叶角的变化同主旋翼原理相同，控制直升机的左转弯.右转弯和直飞。不管天空有风无风，直升机要稳定飞行， 不变航向，也要靠稳定陀螺仪控制尾旋翼来完成。总之，直升机旋翼系统非常复杂，我只讲直升机空中姿态变化与旋翼的关系。 １，直接影响螺旋桨性能的主要参数有： a.直径D——相接于螺旋桨叶尖的圆的直径。通常，直径越大，效率越高， 但直径往往受到吃水和输出转速等的限制； b.桨叶数N; c.转速n——每分钟螺旋桨的转数； d.螺距P——螺旋桨旋转一周前进的距离，指理论螺距； e.滑失率——螺旋桨旋转一周，船实际前进的距离与螺距之差值与螺距之比； f.螺距比——螺距与直径的比（P/D），一般在0.6~1.5之间；一般地说来，高速轻载船选取的值比较大，低速重载的船选取的值比较小； g.盘面比——各桨叶在前进方向上的投影面积之和与直径为D的圆面积之比。通常，高转速的螺旋桨所取的比值小，低速、大推力的螺旋桨所取的比值大。例如，拖轮的螺旋桨盘面比大于１.2甚至更大的情况也不少见； 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。
伯努利方程原理以及在实际生活中的运用 67陈高威在我们传输原理学习当中有很多我们实际生活中运用到的原理，其中伯努利方程是一个比较重要的方程。在我们实际生活中有着非常重要广泛的作用，下面就伯努利方程的原理以及其运用进行讨论下。 伯努利方程 p+ρgh+(1/2)*ρv2=c式中p、ρ、v分别为流体的压强，密度和速度；h为铅垂高度；g为重力加速度；c为常量。它实际上流体运动中的功能关系式，即单位体积流体的机械能的增量等于压力差说做的功。伯努利方程的常量，对于不同的流管，其值不一定相同。 相关应用 （1）等高流管中的流速与压强的关系 根据伯努利方程在水平流管中有 p+(1/2)*ρv2=常量故流速v大的地方压强p就小，反之流速小的地方压强大。在粗细不均匀的水平流管中，根据连续性方程，管细处流速大，所以管细处压强小，管粗处压强大，从动力学角度分析，当流体沿水平管道运动时，其从管粗处流向管细处将加速，使质元加速的作用力来源于压力差。下面就是一些实例 伯努利方程揭示流体在重力场中流动时的能量守恒。由伯努利方程可以看出，流速高处压力低，流速低处压力高。三、伯努利方程的应用： 1.飞机为什么能够飞上天?因为机翼受到向上的升力。飞机飞行时机翼周围空气的流线分布是指机翼横截面的形状上下不对称,机翼上方的流线密,流速大,下方的流线疏,流速小。由伯努利方程可知,机翼上方的压强小,下方的压强大。这样就产生了作用在机翼上的方向的升力。 2.喷雾器是利用流速大、压强小的原理制成的。让空气从小孔迅速流出,小孔附近的压强小,容器里液面上的空气压强大,液体就沿小孔下边的细管升上来,从细管的上口流出后,空气流的冲击,被喷成雾状。
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。 例如：100×50的浆，最大宽度10左右，动力伞使用的，转速3000转/分，合50转/秒，计算可得： 100×50×10×502×1×0.00025=31.25公斤。 如果转速达到6000转/分，那么拉力等于： 100×50×10×1002×1×0.00025=125公斤 展弦比： 展弦比即机翼翼展和平均几何弦之比，常用以下公式表示： λ=l/b=l^2/S 这里l为机翼展长，b为几何弦长，S为机翼面积。因此它也可以表述成 翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。 从空气动力学基础理论来说！展弦比越大，诱导阻力会越小，升阻比会提高。 但同时，较大的展弦比会降低飞机的机动能力，因为较大的展弦比会使诱导阻力减小，但同时使翼面切向阻力加大。飞机维持平飞时稳定性极好，但一旦需要机动，则翼载和阻力都很大。加速性和超音速性能都很差。 相反，随着后掠角的加大，展弦比会呈现一次函数线性衰减，此时诱导阻力增加，升阻比降低，但飞机在超音速飞行时的性能明显改善，机动性也提高。 所以，对于要求长航程，稳定飞行的飞机而言，需要大展弦比设计。而战斗机多采用小展弦比设计。例如：B-52轰炸机展弦比为6.5，U-2侦察机展弦比10.6，全球鹰无人机展弦比更是高达25；而小航程、高机动性飞机，如歼-8展弦比为2，Su-27展弦比为3.5，F-117展弦比为1.65。 低速飞机设计的关键一是加大升力面积二是减轻重量，通过降低翼载荷实现低速。加大翼展可获得大升力面积但从结构强度考虑将大大增加重量，而仅仅通过加大翼弦获得大升力面积
“伯努利原理”的误解 伯努利是一位数学家和物理学家，他在1738年发现，当流体的流速提高，表面的静压力会降低。这个现象称为“伯努利原理”，而几乎所有的物理学教材和科普文章，都使用这个原理，讨论机翼升力的产生。为了解释这个原理，通常，他们首先会让你拿出两片纸，并用力在纸的中间吹气，瞧，两张纸像粘在一起了！ 记忆的上表面是拱起的，而下表面是平坦甚至凹进去。当气流通过机翼表面，机翼上方空气流速较快，而下面空气流速较慢。根据“伯努利原理”，下面气流造成的静压力大于上方气流的压力，于是，机翼受到一个向上的作用力，飞机就飞了起来。 遗憾的是，这是完全错误的。而使用“伯努利原理”解释飞机的升空也是“白努力”。 伯努利效应可以解释一部分升力的来源，但这是非常小的一部分。如果飞机仅仅根据“伯努利原理”飞行，机翼形状必须非常“拱起”，或者，必须要飞得非常快才行。 飞机的升力主要由另外两个效应提供。一个是康达效应；另一个是气流冲击效应。 康达效应指的是，气流流经机翼曲面时，气流会紧贴机翼表面（这当然也有一点伯努利效应的含义）。这样，机翼的形状有效地改变了气流的方向，使离开机翼的气流相对飞机作向下的高速运动。机翼推开气流，但这个运动受力的反作用力作用于机翼上，相当于气流也在推开机翼，这个力使得机翼向上举起。 另一个重要的效应是气流冲击效应。当一块平板的方向不是与气流运动方向严格垂直，那么，平板会受到气流的冲击。飞机的机翼与其自身有一定倾角4°左右，特别是，当飞机起飞时，要把机头高高抬起，形成更大的倾角，这样在低速时，也可以获得较大的气流冲击效应，以便使几十吨的飞机起飞。但是，机翼的倾角并不是完全用于提供升力，更多的是为了维持飞机本身的气动布局，以保证飞机在飞行时候的气动平衡。 飞机是一个非常复杂的气动力学系统，设计师必须保证飞机载x,y,z几个方向上受力平衡。这就是飞机为什么需要机翼、尾翼、垂直尾翼的原因（那种像飞碟一样的无尾翼飞机设计起来是非常麻烦的）；此外，为了操控飞机，机翼上都开有活动襟翼，因此要仔细分析飞机的受力很不容易。这也是飞机设计原型为什么要进行风洞试验的原因。 1、根据谐音的方法，写出几组谐音而意思不同的词语 例如：伯努利——白努力 （）——（）（）——（）（）——（）（）——（）2、根据上文所讲述的内容看，“伯努利原理”会造成（）。
伯努利原理讲解 对我们搞流体机械的很重要，此文好懂又有趣！
光德流控
伯努利（Daniel Bernouli,1700～1782） 伯努利，瑞士物理学家、数学家、医学家。 他是伯努利这个数学家族（4 代 10 人）中最杰出的代表， 16 岁时就在巴塞尔大学攻读哲学与逻辑，后获得哲学硕士学位， 17～20 岁又学习医学，于 1721 年获医学硕士学位，成为外科名 医并担任过解剖学教授。但在父兄熏陶下最后仍转到数理科学。
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伯努利成功的领域很广，除流体动力学这一主要领域外，还 有天文测量、引力、行星的不规则轨道、磁学、海洋、潮汐等。
实例篇——伯努利原理 丹尼尔·伯努利在 1726 年首先提出：“在水流或气流里， 如 果 速 度 小 ，压 强 就 大 ；如 果 速 度 大 ，压 强 就 小 ” 。我 们 称 之 为 “伯努利原理”。 我们拿着两张纸，往两张纸中间吹气，会发现纸不但不会向 外飘去，反而会被一种力挤压在了一起。因为两张纸中间的空气 被我们吹得流动的速度快，压力就小，而两张纸外面的空气没有 流动，压力就大，所以外面力量大的空气就把两张纸“压”在了 一起。 这就是“伯努利原理”原理的简单示范。
1 列车(地铁)站台的安全线 在列车（地铁）站台上都划有黄色安全线。
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这是因为列车高速驶来时，靠近列车车厢的空气被带动而快 速运动起来，压强就减小，站台上的旅客若离列车过近，旅客身 体前后会出现明显的压强差，身体后面较大的压力将把旅客推向 列车而受到伤害。
所以，在火车（或者是大货车、大巴士）飞速而来时，你绝 对不可以站在离路轨（道路）很近的地方，因为疾驶而过的火车 （汽车）对站在它旁边的人有一股很大的吸引力。
有人测定过，在火车以每小时 50 公里的速度前进时，竟有 8 公斤左右的力从身后把人推向火车。
看懂“伯努利”原理后，等地铁再也不敢跨过那条黄线了吧 （分享给身边的人哦~~）
2 船吸现象
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關十言
1)流体力学基础 对于亚音速气流，若流管面积减小，则流速增大，而超音速则刚好相反。流体的伯努利原理表明，不管是超音速还是亚音速气流，只要流速增加，则压强就会减小。由于飞机的翼型上表面向上弯曲的稍多一些，因此从整体上来说飞机下表面的流管截面积要大于上表面，使得亚音速飞机的下表面气流流动比上表面慢，压强则比上表面大，从而产生升力。 音速是微弱扰动的传播速度，与气体的种类和温度有关，随温度的升高而增加。飞机的飞行马赫数是飞机真空速大小与飞行高度上音速之比，飞机的临界马赫数是当机翼上翼面低压力点的局部速度达到音速时的来流马赫数。 超音速气流流过外折角，则会在折点处形成膨胀波，使得气流经过膨胀波后的速度增加、压强减小；流过一个折角很小的二维内折翼面，会在折点处形成斜激波，如果折角比较大，则会形成曲面激波或者正激波。超音速气流经过激波后压强、温度和密度会突然增大，速度会突然减小。从飞机阻力增加的程度来讲，三种激波的影响从大到小依次是正激波、曲面激波和斜激波。 静止的流体中不会产生摩擦力（粘性力），只有运动的实际流体才会产生粘性力。物体在流体中运动时所受的惯性力与粘性力之比就是雷诺数，雷诺数越大，说明粘性对飞机的影响就越小。机翼表面受粘性影响比较大的区域叫做附面层，在附面层边界上，粘性使得该处的局部速度受到1%的影响，在附面层内需要考虑粘性的影响，之外则可以不考虑。 2)飞机的升阻力特性 飞机的定常飞行中，升力等于重力，推力等于阻力。飞机的升力与速度、大气密度、机翼面积、升力系数等有关。升力系数随着飞机迎角的增大，起初会线性增加，达到斗振升力后，开始曲线增加，一直到最大升力系数（临界迎角），然后开始减小。在其他条件一定时，飞机的升力系数随粘性增大而减小，随后掠角增大而减小。 临界迎角对应飞机的失速速度。飞机在转弯时，升力的垂直分量需要平衡重力，使得飞机的升力随转弯坡度增加而增加，因此大坡度转弯时飞机的升力系数（迎角）较大，可能会引起飞机的抖动。
飞机攻角 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。 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。 飞机的升力特征是和攻角以及表速连在一起的。当飞机攻角增加到危险数值时，升力也会增加。当攻角不变时增加表速也会增加升力。但是，当攻角和表速增加时机身的诱导阻力也会增加。 当攻角增加到危险数值时，机翼上的气流会被干扰从而损失升力。气流会从左右机翼开始分离引起侧滑，最终导致失速。当进入失速的时候，飞机围绕垂直轴旋转并且不停的损失高度。某些型号的飞机在螺旋时会拌有俯仰。当飞机进入失速状态时，飞行员应集中他所有的注意力来尝试重新控制飞机。有很多种可以让飞机从新恢复控制的方法。一般来说，减少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制装置应该保持在这个 位置直到飞机不再螺旋并且可以控制，将飞机改平，小心不要再在进入螺旋 迎角 迎角（Angle of attack）对于，机翼的前进方向（相当于气流的方向）和（与机身轴线不同）的夹角叫迎角，也称为，它是确定机翼在气流中姿态的。 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。 中文名升力系数外文名lift coefficient 解释动压和面积的乘积之比别名举力系数 属性是一个无量纲量 定义 系数C L的定义为
飞机攻角 编辑 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。 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。 飞机的升力特征是和攻角以及表速连在一起的。当飞机攻角增加到危险数值时，升力也会增加。当攻角不变时增加表速也会增加升力。但是，当攻角和表速增加时机身的诱导阻力也会增加。 当攻角增加到危险数值时，机翼上的气流会被干扰从而损失升力。气流会从左右机翼开始分离引起侧滑，最终导致失速。当进入失速的时候，飞机围绕垂直轴旋转并且不停的损失高度。某些型号的飞机在螺旋时会拌有俯仰。当飞机进入失速状态时，飞行员应集中他所有的注意力来尝试重新控制飞机。有很多种可以让飞机从新恢复控制的方法。一般来说，减少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制装置应该保持在这个位置直到飞机不再螺旋并且可以控制，将飞机改平，小心不要再在进入螺旋
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。 中文名升力系数外文名lift coefficient 解释动压和面积的乘积之比别名举力系数 属性是一个无量纲量 定义 举力系数C L的定义为
飞机机翼原理 机翼各翼面的位置图 图片说明：上图为机翼各翼面的位置图，民航飞机的机翼各翼面位置一般类似。 机翼上各操纵面是左右对称分布，部分由于图片受限未标出 机翼的基本概念 机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。 相关名词解释： 翼型：飞机机翼具有独特的剖面，其横断面（横向剖面）的形状称为翼型，称为翼型 前缘：翼型最前面的一点。 后缘：翼型最后面的一点。 翼弦：前缘与后缘的连线。 弦长：前后缘的距离称为弦长。如果机翼平面形状不是长方形，一般在参数计算时采用制造商指定位置的弦长或平均弦长 迎角(Angle of attack) ：机翼的前进方向(相当与气流的方向)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。 翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。 展弦比：机翼的翼展与弦长之比值。用以表现机翼相对的展张程度。 上（下）反角：机翼装在机身上的角度，即机翼与水平面所成的角度。从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘的角度。同理，向下垂时的角度就叫下反角。 上（中、下）单翼：目前大型民航飞机都是单翼机，根据机翼安装在机身上的部位把飞机分为上（中、下）单翼飞机也有称作高、中、低单翼。 机翼安装在机身上部（背部）为上单翼；机翼安装在机身中部的为中单翼，机翼安装在机身下部（腹部）为下单翼。 上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。中单翼因翼梁与机身难以协调，几乎只存在理论上； 下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型，由于离地面近，便于安装起落架，进行维护工作，使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装。 机翼在使飞机升空飞行中的重要作用 飞机在飞行过程中受到四种作用力： 升力----由机翼产生的向上作用力 重力----与升力相反的向下作用力，由飞机及其运载的人员、货物、设备的重量产生 推力----由发动机产生的向前作用力 阻力----由空气阻力产生的向后作用力，能使飞机减速。 由此可见，机翼的主要功用就是产生升力，以支持飞机在空中飞行。它为什么能产生升力呢？ 首先要从飞机机翼具有独特的剖面说起，前面名词解释已提到，机翼横断面（横向剖面）的形状称为翼型，机翼剖面的集合特性与机翼的空气动力有密切的关系。从侧面看，机翼顶部弯曲，而底部相对较平。机翼在空气中穿过将气流分隔开来。一部分空气从机翼上方流过，另一部分从下方流过。
飞机机翼升力的计算公 式 标准化管理处编码[BBX968T-XBB8968-NNJ668-MM9N]
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k g/m3，S选用m2，V选用m/s。那么C的单位就应该是n·s/kg（C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
应用举例⒈ 飞机为什么能够飞上天?因为机翼受到向上的升力。飞机飞行时机翼周围空气的流线分布是指机翼横截面的形状上下不对称,机翼上方的流线密,流速大,下方的流线疏,流速小。由伯努利方程可知,机翼上方的压强小,下方的压强大。这样就产生了作用在机翼上的方向的升力。 应用举例⒉ 喷雾器是利用流速大、压强小的原理制成的。让空气从小孔迅速流出,小孔附近的压强小,容器里液面上的空气压强大,液体就沿小孔下边的细管升上来,从细管的上口流出后,空气流的冲击,被喷成雾状。 应用举例⒊ 汽油发动机的汽化器,与喷雾器的原理相同。汽化器是向汽缸里供给燃料与空气的混合物的装置,构造原理是指当汽缸里的活塞做吸气冲程时,空气被吸入管内,在流经管的狭窄部分时流速大，压强小，汽油就从安装在狭窄部分的喷嘴流出，被喷成雾状，形成油气混合物进入汽缸。 应用举例⒋ 球类比赛中的＂旋转球＂具有很大的威力。旋转球和不转球的飞行轨迹不同，是因为球的周围空气流动情况不同造成的。不转球水平向左运动时周围空气的流线。球的上方和下方流线对称，流速相同，上下不产生压强差。现在考虑球的旋转，转动轴通过球心且垂直于纸面，球逆时针旋转。球旋转时会带动周围得空气跟着它一起旋转，至使球的下方空气的流速增大，上方的流速减小，球下方的流速大，压强小，上方的流速小，压强大。跟不转球相比，旋转球因为旋转而受到向下的力，飞行轨迹要向下弯曲。 应用举例⒌ 表示乒乓球的上旋球，转动轴垂直于球飞行的方向且与台面平行，球向逆时针方向旋转。在相同的条件下，上旋球比不转球的飞行弧度要低下旋球正好相反，球要向反方向旋转，受到向上的力，比不转球的飞行弧度要高。 应用举例6. 环保空调就是这个原理，一面进风，一面进水，来保持室内的温度的，环保空调又叫“水帘空调”. 应用举例7. 列车候车为啥要设定等候限距线？ 列车进站的时候速度很快，车厢附近的空气被带着也会快起来，越靠近车厢的空气流速越快，越远的地方空气流速越慢。还是根据伯努利原理，靠近车厢的地方压力小，远离车厢的地方压力大，二者之间有压力差，因此，在站台上候车，如果你靠轨道太近，就会感觉后面好像有人推你往前，很可能造成事故，其实是因