叶片翼型,失速,升力计算

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（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。

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。