飞机攻角 迎角 升力系数 阻 力系数

目录一、直升飞机飞行原理 (2)1.1伯努利定理 (2)1.2直升机与普通飞机区别及飞行简单原理： (4)二、平衡分析（对单旋翼式） (4)三、飞行动作受力分析 (5)3.1垂直飞行 (5)3.2前飞 (6)3.2.1前飞时的受力分析 (6)3.2.2过渡升力 (6)3.2.3升力不对称 (6)3.3侧飞 (7)3.3.1、侧飞时的受力 (7)3.4、倒飞 (8)3.4.1倒飞时的受力 (8)3.5、转弯 (8)3.5.1转弯时的受力 (8)四、攻角飞行 (9)4.1攻角的概念 (9)五、固定翼原理 (11)六、固定翼机翼的受载 (12)七、直升机与固定翼飞机的力学分析 (14)文章编号：1000-4650直升机与固定翼飞行状态研究姚刚1(1.合肥学院机械工程系，合肥，安徽230601；)摘要：二十世纪最重大的发明之一就是飞机；人类自古以来就梦想着能像鸟儿一样在天空中翱翔。

而两千多年前中国人发明的风筝虽然不能把人带上天空，但它也应该算飞机的鼻祖了。

现在随着科技的不断发展，飞上天空早已成为常见的事了，飞机也有直升机和固定翼飞机两种。

飞机为人类的进步与发展插上了翅膀，将人们的活动范围从陆地、海洋扩展到天空，并且越飞越高、越飞越快、越飞越远，创造了人类历史上一个又一个辉煌，并对社会生活的各个方面产生了和正在产生着极其巨大的影响。

本文对直升飞机的攻角、迎角阻力、平稳飞行力学状态进行了分析，对固定翼飞行器的攻角飞行、飞行阻力进行分析，并用这些参数描述主要战技指标，评价战机的优越性性。

关键词：特征参数；螺旋桨；固定翼；流体；伯努利原理；载荷中图分类号：TU358 文献标志码：AHelicopter and fixed-wing flight statusY AO Gang(Hefei University, Hefei 230601, China)Abstract:one of the great inventions of the 20th century was the airplane;Human beings have long dreamed of flying in the sky like birds.More than two thousand years ago, a kite invented by the Chinese could not bring people to the sky, but it should also be the granddaddy of the airplane.Now, with the development of technology, flying into the sky has become commonplace, with helicopters and fixed-wing aircraft.Aircraft plug in the wings for human progress and development, to expand the activities of the people from the land, sea to the sky, and the fly higher and higher and faster, the fly far, created the human history one after another brilliant, and on every aspect of social life and is having a huge impact.In this paper, the Angle of attack of the helicopter, Angle of attack resistance, steady state of flight mechanics are analyzed, and the Angle of attack of the fixed wing aircraft flight, flight resistance is analyzed, and these parameters describe the technical indicators, evaluate the superiority of aircraft.Keywords:feature parameters;Propellers.Fixed wing;Fluid;Bernoulli principle;load一、直升飞机飞行原理1.1伯努利定理直升机能飞上天的原理是什么? 要想理解它必须先理解1600年伯努利发现的"[color=Blue]伯努利原理[/color]"。

常见飞行器气动参数或气动模型一、气动参数1. 参考面积（Reference Area）：指飞行器所受气动力和气动力矩计算所采用的参考面积，通常以机翼参考面积为主。

2. 升力系数（Lift Coefficient）：是描述飞行器升力大小的无量纲参数，用CL表示。

它是升力与动压和参考面积的比值，即CL = Lift / (0.5 * ρ * V^2 * S)，其中ρ为空气密度，V为飞行速度，S为参考面积。

3. 阻力系数（Drag Coefficient）：是描述飞行器阻力大小的无量纲参数，用CD表示。

它是阻力与动压和参考面积的比值，即CD = Drag / (0.5 * ρ * V^2 * S)。

4. 升阻比（L/D Ratio）：指飞行器产生升力与阻力的比值，即L/D = Lift / Drag。

升阻比越大，飞行器的滑行距离越短，燃油消耗也越低。

5. 抗阻形状系数（Form Drag Coefficient）：描述飞行器由于外形造成的阻力大小，包括与速度平方成正比的压力阻力和与速度的一次方成正比的摩擦阻力。

6. 诱导阻力系数（Induced Drag Coefficient）：描述飞行器由于产生升力而产生的阻力大小，主要与升力系数和升力分布相关。

诱导阻力主要由翼尖涡引起。

7. 压力阻力系数（Pressure Drag Coefficient）：描述飞行器由于气流压力变化而产生的阻力大小，主要与形状相关。

8. 摩擦阻力系数（Skin Friction Drag Coefficient）：描述飞行器由于气流与飞行器表面摩擦而产生的阻力大小，主要与表面粗糙度相关。

9. 升力线性度（Linearity of Lift）：指飞行器升力系数与迎角之间的线性关系程度。

线性度越好，飞行器的稳定性和控制性能越好。

10. 迎角（Angle of Attack）：指飞行器机身或机翼与飞行方向之间的夹角。

适当的迎角可以增加升力和阻力，但超过一定范围会导致失速。

阻力系数和迎角的关系标题：阻力系数与迎角的关系简介：本文将探讨阻力系数与迎角之间的关系，分析不同迎角对阻力的影响，并提供相关实例与数据支持。

正文：阻力系数与迎角是飞行器设计和气动学中重要的参数，它们之间的关系对于飞行器性能的优化至关重要。

在本文中，我们将深入研究这两个参数之间的联系。

阻力系数是指单位参考面积上的阻力大小，通常用C_D表示。

它是一个无量纲的数值，表示了飞行器运动过程中受到的空气阻力大小。

而迎角则是飞行器运动方向与飞行器前进方向之间的夹角。

在理想情况下，当飞行器迎角为零时，即飞行器与前进方向平行时，阻力系数也应为零。

这是因为在这种情况下，空气流经飞行器的表面时没有被迫改变方向，从而减小了阻力。

然而，当迎角增大时，飞行器表面与空气流动方向之间的夹角也增加。

这导致空气流动受到阻碍，产生更大的阻力。

因此，随着迎角的增加，阻力系数也会相应地增加。

为了更好地理解阻力系数与迎角的关系，我们可以观察一架飞行器在不同迎角下的阻力变化。

通过实验和数据收集，我们可以得到一组数据，用于分析并绘制阻力系数与迎角之间的变化曲线。

实验结果显示，随着迎角的增加，阻力系数呈现出一个非线性的增长趋势。

当迎角较小时，阻力系数的增加速度较缓慢；而当迎角较大时，阻力系数的增加速度则加快。

这是因为在较小的迎角下，空气流动的改变较小，而在较大的迎角下，空气流动的改变更为显著。

因此，设计飞行器时，需要综合考虑迎角对阻力系数的影响。

在实际应用中，通常会选择一个合理的迎角范围，以保证飞行器在不同飞行状态下都能够获得较低的阻力系数。

总之，阻力系数与迎角之间存在着密切的关系。

通过深入研究这种关系，我们可以更好地理解飞行器在不同迎角下的阻力特性，从而优化设计，提高飞行性能。

这对于航空工程和气动学的发展具有重要意义。

1.2 飞行的升阻力1.2.1机翼的形状机翼的平面形状机翼的几何参数翼展：左右两翼翼尖之间的距离。

平均几何弦长：机翼面积与翼展之比。

对于矩形机翼：是前缘到后缘的直线距离。

展弦比（aspect ratio）：翼展与平均几何弦长之比，或翼展平方与翼面积之比。

根梢比（梯形比）：翼根弦长和翼尖弦长之比。

前掠角、后掠角机翼前缘同垂直于机身中心线的直线之间所夹的角度。

是机翼与机身夹角的余角。

机翼前缘位于机身中心线垂直线前面，称为前掠角；机翼前缘位于机身中心线垂直线后面，称为后掠角。

在俯视图上，机翼有代表性的基准线(一般取25%等百分比弦线)与飞机对称面法线之间的夹角。

基准线向后折转时为后掠角。

后掠角是指从飞机的俯仰方向看，机翼平均气动弦长连线自翼根到翼尖向后歪斜的角度。

如果是机翼前缘线的歪斜角，则称前缘后掠角。

上反角、下反角机翼的底面同垂直于飞机立轴的平面之间的夹角。

从飞机侧面看，翼尖上翘是上反角；翼尖下垂是下反角。

机翼的铅垂剖面——翼型翼型的几何特征机翼的铅垂剖面又叫做翼型。

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。

前缘和后缘翼型前端点叫做前缘，后端点叫做后缘。

翼弦和弦长前缘和后缘之间的连线称为翼弦。

翼弦的长度称为弦长。

翼型的弯度分布和厚度分布迎角对于翼型和固定翼飞机，来流方向和翼弦的夹角称为迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。

对于直升机和旋翼机，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。

1.2.2升力的产生气体的管流特性理想低速气体的管流特性——Bernoulli 定理气流流经光滑管路，不计摩擦及其它损失，满足理想流体的伯努利定理：气体总压保持不变：总压=静压+速压，并且：气流通过等截面管路，处处流速相等，静压相等；气流通过收敛管路，速度加大，静压下降；气流通过扩张管路，速度降低，静压提高；低速和亚声速气流在变截面管道中的流动低速气流在变截面管道中流动时，由于气流密度变化不大，可视为不可压缩流体：亚声速气流在变截面管道中流动超声速气流在变截面管道中的流动在低速飞行中，机翼周围的空气由于压力变化所引起的空气密度变化量很小，其影响可以略去不计；而在高速飞行中，气流速度变化所引121212121212;;;;P P A A P P A A <><><>υυυυ121212121212121212121212;;;;;;;;;;Ma Ma P P T T A A Ma Ma P P T T A A ><><<<<><>>>υυρρυυρρ起的空气密度变化，会引起空气动力发生很大的变化，甚至会引起空气流动规律的改变，因此它的影响就不能忽略了。

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。

常见飞行器气动参数或气动模型一、气动参数的概念气动参数是指影响飞行器运动和性能的一系列气动特性和参数。

它们是飞行器设计和性能评估的基础，对于飞行器的飞行稳定性、操纵性、推进性能等方面起着至关重要的作用。

二、常见气动参数1. 升力系数（Cl）：升力系数是指飞行器升力与动压和参考面积之比。

它是衡量飞行器升力产生能力的重要参数，能够反映飞行器的升力性能和操纵性能。

2. 阻力系数（Cd）：阻力系数是指飞行器阻力与动压和参考面积之比。

它是衡量飞行器阻力产生能力的重要参数，能够反映飞行器的阻力性能和耗能情况。

3. 抗力系数（Cm）：抗力系数是指飞行器的阻力矩与动压、参考面积和参考长度之比。

它是衡量飞行器阻力矩产生能力的重要参数，能够反映飞行器的稳定性和操纵性。

4. 滚转力矩系数（Clp）：滚转力矩系数是指飞行器滚转力矩与动压、参考面积和参考长度之比。

它是衡量飞行器滚转稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和操纵稳定性。

5. 俯仰力矩系数（Cmq）：俯仰力矩系数是指飞行器俯仰力矩与动压、参考面积和参考长度之比。

它是衡量飞行器俯仰稳定性的重要参数，能够反映飞行器的姿态控制性能和操纵性。

6. 偏航力矩系数（Cnr）：偏航力矩系数是指飞行器偏航力矩与动压、参考面积和参考长度之比。

它是衡量飞行器偏航稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和耗能情况。

7. 侧滑力矩系数（Clr）：侧滑力矩系数是指飞行器侧滑力矩与动压、参考面积和参考长度之比。

它是衡量飞行器侧滑稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和姿态控制性能。

8. 马赫数（M）：马赫数是指飞行器速度与声速之比。

它是衡量飞行器飞行速度的重要参数，能够反映飞行器的超音速飞行能力和空气动力学性能。

9. 攻角（α）：攻角是指飞行器速度矢量与飞行器参考面法线之间的夹角。

它是衡量飞行器相对于气流流向的角度，能够反映飞行器的升力和阻力产生情况。

10. 侧滑角（β）：侧滑角是指飞行器速度矢量与飞行器参考面侧向之间的夹角。

飞机基本参数数据引言概述飞机基本参数数据是指描述飞机性能和特性的关键信息，对于飞行员、航空工程师和飞机制造商来说，这些数据至关重要。

了解和掌握飞机基本参数数据可以帮助飞行员进行飞行计划、飞行操作和应急处理，同时也是设计和改进飞机的重要依据。

一、飞机气动参数1.1 升力系数：升力系数是描述飞机升力大小的参数，它与机翼形状、机翼面积和攻角等因素密切相关。

升力系数的大小直接影响着飞机的升力性能和飞行性能。

1.2 阻力系数：阻力系数是描述飞机阻力大小的参数，它与飞机外形、气动特性和飞行速度等因素有关。

阻力系数的大小影响着飞机的飞行阻力和燃油消耗。

1.3 升阻比：升阻比是描述飞机升力和阻力之间的比值，它是评价飞机气动性能的重要参数。

升阻比越大，飞机的飞行性能越好。

二、飞机动力参数2.1 推力：推力是描述飞机发动机推力大小的参数，它直接影响着飞机的加速性能和爬升性能。

推力大小取决于发动机的设计和性能。

2.2 飞行速度：飞行速度是描述飞机飞行速度的参数，它包括巡航速度、最大速度和最小速度等。

飞机在不同速度下的飞行性能和稳定性会有所不同。

2.3 燃油消耗：燃油消耗是描述飞机燃油消耗量的参数，它与飞机的设计、发动机效率和飞行方式等有关。

燃油消耗对于飞机的航程和航空运营成本有重要影响。

三、飞机结构参数3.1 机翼面积：机翼面积是描述飞机机翼大小的参数，它直接影响着飞机的升力和阻力。

机翼面积的大小会对飞机的稳定性和操纵性产生影响。

3.2 机身长度：机身长度是描述飞机机身大小的参数，它与客舱容量、货舱容量和飞机总重量有关。

机身长度对于飞机的载重能力和飞行性能有影响。

3.3 平尾面积：平尾面积是描述飞机尾翼大小的参数，它影响着飞机的稳定性和操纵性。

平尾面积的大小会对飞机的飞行特性产生影响。

四、飞机性能参数4.1 爬升率：爬升率是描述飞机爬升速度的参数，它表示飞机在单位时间内爬升的高度。

爬升率直接影响着飞机的爬升性能和高空性能。

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。

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L C 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 αα<），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max L C ，然后又转折开始下降。

升力系数曲线的斜率L L C C αα∆=∆表示了升力系数L C α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（0α）（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（0αα<）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（0αα>），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））。

飞机升力系数公式飞机升力系数公式是描述飞机升力与各种因素关系的数学表达式。

在飞行器设计和性能分析中，升力系数是一个重要的参数，它可以帮助工程师们更好地理解和优化飞机的升力性能。

本文将详细介绍飞机升力系数公式及其相关内容。

一、概述飞机升力系数公式是描述飞机升力与速度、气动参数、几何形状等因素之间关系的数学表达式。

在飞机设计和性能分析中，升力系数是一个十分重要的参数。

通过研究飞机升力系数公式，可以更好地理解和优化飞机的升力性能，从而提高飞机的飞行性能和效率。

飞机升力系数公式的基本形式如下：CL = L / (0.5 * ρ * V^2 * S)其中，CL表示升力系数，L表示升力大小，ρ表示空气密度，V表示飞机的速度，S表示机翼参考面积。

三、影响飞机升力系数的因素飞机升力系数与多种因素密切相关，下面将介绍其中几个重要的因素。

1. 飞机速度飞机速度是影响升力系数的重要因素之一。

升力系数随着飞机速度的增加而增加，但是当速度过高时，升力系数可能会出现下降的趋势。

2. 空气密度空气密度是另一个影响升力系数的关键因素。

空气密度越大，升力系数越大；空气密度越小，升力系数越小。

3. 机翼参考面积机翼参考面积是飞机升力系数的重要几何参数。

机翼参考面积越大，升力系数越大；机翼参考面积越小，升力系数越小。

四、飞机升力系数公式的应用飞机升力系数公式在飞机设计和性能分析中有着广泛的应用。

1. 飞机设计在飞机设计过程中，工程师们可以利用升力系数公式来评估不同设计参数对升力性能的影响。

通过调整机翼参考面积、改变机翼的几何形状等方式，可以优化飞机的升力性能。

2. 飞机性能分析在飞机性能分析过程中，升力系数公式可以帮助工程师们预测飞机在不同速度和高度下的升力大小。

这对于确定飞机的最大起飞重量、最大爬升率等关键性能参数具有重要意义。

3. 飞机操纵性能研究升力系数公式还可以用于研究飞机的操纵性能。

通过分析不同操纵输入对升力系数的影响，可以评估飞机的操纵特性，并优化飞机的操纵系统设计。

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。

升力系数计算（ 1）升力系数的定义：是指飞机在空中被抬高相同的单位面积时所产生的升力，即机翼升力与机身重量之比。

（ 2）计算公式：式中，表示翼型； V表示机翼剖面弦长； b 表示机翼翼展； h表示机翼平均厚度； a表示机翼平均后掠角。

（ 3）升力系数的大小表明了飞机能够升多高。

这个值越大，飞机飞行的高度就越高。

（ 4）根据升力系数的定义，升力系数可以用来推算飞机在起飞、降落或航行中需要提供的功率大小。

一般而言，升力系数越大，则起飞、降落或航行所需的功率越小；反之，升力系数越小，则起飞、降落或航行所需的功率越大。

（ 5）机翼面积大的飞机，升力系数大，因此升力大，即飞得高；而机翼面积小的飞机，升力系数小，因此升力小，即飞得低。

1、做功总和法。

即利用飞机所做的总功除以它获得升力的效率求出升力系数。

但是由于飞机的机械效率和气动效率各不相同，故用此方法求得的升力系数也不相同。

2、质量分析法。

即通过计算某一瞬间飞机的功率，将其转化为质量。

然后通过飞机所获得的升力乘以飞机质量，便可求得升力系数。

此法需要知道每一瞬间飞机的动能和势能，并且要求飞机有一定的剩余动能。

这种方法较繁琐，对飞机的尺寸及重量的精确度要求较高，应用范围较小。

3、升力系数分配法。

此法利用飞机起飞、着陆或着舰时需要克服的重力，从飞机的重量中分配出相应的部分作为升力。

将总重量与升力之比作为升力系数，用来推算飞机在起飞、降落或航行中需要提供的功率大小。

2、质量分析法。

即通过计算某一瞬间飞机的功率，将其转化为质量。

然后通过飞机所获得的升力乘以飞机质量，便可求得升力系数。

此法需要知道每一瞬间飞机的动能和势能，并且要求飞机有一定的剩余动能。

这种方法较繁琐，对飞机的尺寸及重量的精确度要求较高，应用范围较小。

3、升力系数分配法。

此法利用飞机起飞、着陆或着舰时需要克服的重力，从飞机的重量中分配出相应的部分作为升力。

将总重量与升力之比作为升力系数，用来推算飞机在起飞、降落或航行中需要提供的功率大小。

飞机攻角迎角升力系数阻力系数文件排版存档编号：[UYTR-OUPT28-KBNTL98-UYNN208]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的定义为式中L为特征尺度，在圆柱和翼型问题中分别是圆柱直径和弦长。

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（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。

【书信】致爸爸的一封信_1500字亲爱的爸爸：您好！我是您的儿子，今天我想给您写封信，表达我对您的感激之情和深深的爱。

爸爸，我知道您一直默默地为我们全家付出着。

您每天早早起床，走出家门，为了给我们提供更好的生活条件而努力工作。

您长时间的工作对身体造成了很大压力，但您总是坚持不懈地工作。

我知道您为了家庭，您为了让我和妈妈过上更好的生活，您努力地承受着一切。

您是一位伟大的父亲，您的努力和付出让我深深地敬佩和感激。

爸爸，您对我的关爱我感到十分温暖。

每当我遇到困难或遇到压力时，您总是在我身边给我力量和支持。

您不厌其烦地听我的倾诉，给我建议和帮助，让我觉得生活充满希望和勇气。

您总是给我无私的爱和无尽的关注，我感到很幸福，我很庆幸有您做我的父亲。

爸爸，我也想对您说声抱歉。

我知道我的成长过程中，我曾经带给您很多烦恼和困扰。

我明白您的期望和对我要求的苛刻，您是为了我能够成为一个优秀的人。

您对我的期望是无限的，您希望我能够成为一个有责任心和目标的人。

我知道我曾经不够好，曾经给您带来过痛苦和失望。

但是爸爸，请相信我，我会努力改变，让您骄傲和自豪。

爸爸，您的教导让我变得更加坚强和勇敢。

您教会我如何为人处事，如何正确地看待和应对生活中的困难。

您教我如何坚守人生的原则和道义。

您的言传身教，让我懂得了什么是真正的忍耐与坚持。

您的力量和勇气成为我前行的动力，激励我去追求更好的自己。

爸爸，感谢您的谅解和包容。

我明白，您作为长辈，有时会不理解我们的想法和决定。

但您总是包容和理解我们的选择。

您从不强求我们做你想要的人，而是尊重我们的个性和选择。

您的包容和理解让我感到内心的平静和安宁。

爸爸，我想对您说一声，“爸爸，我爱您！”这是我内心最真挚的感受，也是最真实的表达。

无论我将来身在何处，您永远是我心中最重要的人。

我会时刻牢记您的教诲和关怀，不辜负您对我的期望和爱。

愿您健康快乐，永远幸福安康！您的儿子XXX。

飞机六分量气动力学计算一、引言飞机六分量气动力学计算是航空领域中一项重要的工作，它关乎到飞机的性能、稳定性和安全性。

气动力学计算是为了获取飞机在各种飞行状态下的气动力特性，为飞机设计、飞行控制系统以及飞行安全性评估提供理论依据。

本文将介绍飞机六分量气动力学的基本概念、计算方法以及在飞机设计中的应用，并探讨气动力学计算的发展趋势与展望。

二、飞机六分量气动力学基本概念1.气动力气动力是指飞机在飞行过程中，由于空气阻力和压力分布所产生的力。

气动力包括升力、阻力、侧力和力矩等四个基本分量。

2.六分量气动力学参数六分量气动力学参数是指描述飞机气动力特性的六个基本参数，分别为升力系数、阻力系数、侧力系数、力矩系数、俯仰稳定性和偏航稳定性。

3.气动力的计算方法气动力的计算方法主要有理论分析、数值模拟和实验验证等。

理论分析是基于空气动力学原理，建立数学模型进行计算；数值模拟是利用计算机技术，对流场进行数值求解；实验验证是在风洞等实验环境中进行实际测试。

三、飞机六分量气动力学计算步骤1.确定计算模型根据飞机的气动外形、飞行状态等条件，选择合适的计算模型，如lifting-surface 模型、body-in-ground 模型等。

2.获取气动参数通过理论分析、数值模拟或实验验证等方法，获取飞机的气动参数。

3.计算气动力根据所选模型和获取的气动参数，进行气动力计算。

4.分析气动力特性对计算结果进行分析，评价飞机的气动性能。

四、影响气动力计算的因素1.飞行状态飞行状态包括飞行速度、高度、攻角等，这些因素都会影响气动力的计算。

2.气动参数的准确性气动参数的准确性直接关系到气动力计算的结果，因此需要不断提高气动参数的获取方法和技术。

3.计算模型的准确性计算模型的准确性对气动力计算结果有很大影响，需要不断优化和验证计算模型。

五、气动力学计算在飞机设计中的应用1.飞机性能预测通过气动力学计算，可以预测飞机的飞行性能，如最大升力、最小阻力等。