普通飞机空气动力和力矩系数小结
飞行原理及空气动力学知识
飞行原理及空气动力学知识飞行原理及空气动力学知识飞机的空气动力性能是决定飞机飞行性能的一个重要因素。
飞行员既要熟悉飞机空气动力的产生和变化，同时也要清楚飞机空气动力性能的基本数据。
下面是店铺为大家带来的飞行原理及空气动力学知识，欢迎大家阅读浏览。
一. 滑行飞机不超过规定的速度，在地面所作的直线或曲线运动叫滑行。
对滑行的基本要求是：飞机平稳地开始滑行，滑行中保持好速度和方向，并使飞机能停止在预定的位置。
飞机从静止开始移动，拉力或推力必须大于最大静摩擦力，故飞机开始滑行时应适当加大油门。
飞机开始移动后，摩擦力减小，则应酌量减小油门，以防加速太快，保持起滑平稳。
滑行中，如果要增大滑行速度，应柔和加大油门，使拉力或推力大于摩擦力，产生加速度，使速度增大，要减小滑行速度，则应收小油门，必要时，可使用刹车。
二. 起飞飞机从开始滑跑到离开地面，并升到一定高度的运动过程，叫做起飞。
飞机起飞的操纵原理飞机从地面滑跑到离地升空，是由于升力不断增大，直到大于飞机重力的结果。
而只有当飞机速度增大到一定时，才可能产生足以支持飞机重力的升力。
可见飞机的起飞是一个速度不断增加的加速过程。
;剩余拉力较小的活塞式螺旋桨飞机的起飞过程，一般可分为起飞滑跑、离地、小角度上升(或一段平飞)、上升四个阶段。
对有足够剩余拉力的螺旋桨飞机，或有足够剩余推力的喷气式飞机，因可使飞机加速并上升，故起飞一般只分三个阶段，即起滑跑、离地和上升。
(一)起飞滑跑的目的是为了增大飞机的速度，直到获得离地速度。
拉力或推力愈大，剩余拉力或剩余推力也愈大，飞机增速就愈快。
起飞中，为尽快地增速，应把油门推到最大位置。
1.抬前轮或抬尾轮前三点飞机为什么要抬前轮?前三点飞机的停机角比较小，如果在整个起飞滑跑阶段都保持三点姿态滑跑，则迎角和升力系数较小，必然要将速度增大到很大才能产生足够的升力使飞机离地，这样，滑咆距离势必很长。
因此，为了减小离地速度，缩短滑跑距离，当速度增大到一定程度时就需要抬起前轮作两点姿态滑跑，以增大迎角和升力系数。
机翼的几何外形和气动力和气动力矩
2.2超音速翼型的升力 如图是超音速以小迎角绕双弧翼型的流动
当α ＜δ ，前缘上下均受压缩，形 成强度不同的斜激波；当α＞δ ，上
面形成膨胀波 ，下面形成斜激波；
经一系列膨胀波后，由于在后缘处 流动方向和压强不一致，从而形成 两道斜激波，或一道斜激波一族膨 胀波。由于上翼面压强低于下翼面， 因此形成升力。
垂直于翼面）和摩擦切应力（与翼面相切），它们将产生一 个合力R，合力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分 量为阻力X，在垂直于来流方向的分量为升力Y。
N ( p cos sin )ds A ( cos p sin )ds
R
A2 N 2
1.4
翼型的空气动力系数
1.3 低速翼型的低速气动特性概述
（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前 缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。 （5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一
定是后驻点。
1.5 低速翼型的低速气动特性概述
翼型绕流气动力系数随迎角的变化曲线 一个翼型的气动特性，通常用曲线表示。有升力系数
S c pj c
1. 2 机翼的平面几何参数
展弦比：翼展b和平均几何弦长cpj的比值叫做展弦比，用λ表 示，其计算公式可表示为：
b c pj
展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。
b2 S
展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞 机一般采用小展弦比的机翼。 根梢比：根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长c1的比值，一般用η
表示，
c0 c1
1.2 机翼的平面几何参数
梢根比：梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长c0的比值，一般用ξ 表示，
5.飞机纵向气动力和力矩(4学时)解析
(M )
Cm
(M )( *
0)
/ Cme
(M )
西北工业大学自动化学院李广文
2.2纵向静稳定性概念
➢静稳定性
假定飞机初始作定常直线飞行（外力、外力矩平衡）， 如果受到某种外界瞬时扰动作用后，具有自动恢复(不需人工 干预，不动舵面)到原来平衡状态的初始趋势，则称飞机是静 稳定的；
在外界瞬时扰动作用后，若飞机存在力图扩大偏离平衡 状态的初始趋势，则称飞机是静不稳定的；
定性（安定面名称-stabilizer），使得飞机总的气动焦点ac后移。
西北工业大学自动化学院李广文
2.1.6飞机定常直线飞行时的俯仰操纵力矩
❖ 整个飞机的气动力矩为机翼机身和平尾的气动力矩之和，写
成气动力矩系数的形式为
Cm Cmwb Cmt
Cm
CLw ( X c.g.
X
Fwb
)
CLt
t
表面分离
西北工业大学自动化学院李广文
安定面（平尾）升力组成
❖ 安定面本身和舵偏角产生的升力
V
下洗角：
tan 1
Wt V
Wt
近似满足： /
e
安定面实际攻角为
t (1 )
所以升力为 Lt CLt QS t
St 为安定面面积，CLt 为升力系数。满足
CLt
CLt
t
CLt
Cmwb
CL w ( X c.g.
X ) C Fwb
m0 wb
西北平尾翼产生的俯仰力矩
❖ 水平尾翼在飞机质心之后，其升力对飞机形成低头力矩。设水平尾翼的气动力焦点距
飞机质心距离为 lt，则尾翼升力对飞机质心的力矩为 M tl Ltlt
❖ ❖
普通飞机空气动力和力矩系数小结
纵向:
C
L
CL0
CL
CL
ee
名称பைடு நூலகம்意
升力系数
零升力系数
迎角升力导数
升降舵升力导数
义
符号
+（常数项）
+
+
贡献部件
W/HT/B
W/HT/B
E
Ma对升力系数也有影响；
其他
按贡献部件可写为
CL
CLW
CLb^CLf
Sw
St
SW；
Cd
CD0
CDt
名称/意
阻力系数
零升阻力系数
升致阻力系数
A
R
W/HT/VT
W/HT/VT
上反角
-
a升力
L滚转力矩
L
r丫L
W/HT:pa
升力L
滚转力矩
L
VT:p
Y L
W/HT:
rVw升
力L滚转力
矩L
VT:r Y L
下反角
+
后掠翼
-
前掠翼
+
垂尾在上
-
垂尾在下
+
其他
后两项为动态项；
Vw为机翼相对气流的速度；
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义
符号
-
-
其他
Ma对阻力系数也有影响；
Cm
Cm0
Cm
Cme
第二章 飞机的空气动力
– 剩余压力：翼面各点静压P与大气压P∞之差（△P=P- P∞ ） 称为剩余压力 – 正压：如果翼面上的某点的P> P∞ ，则△P为正值，叫正 压 – 吸力：如果翼面上的某点的P< P∞ ，则△P为负值，叫吸 力（负压）。
51
用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度表示吸力或正压力 的大小。方向与翼面垂直，箭头由翼面指向外表示吸力；箭头指 向翼面表示正压。
顺压：A到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。
逆压：B到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。
B C A
69
二．附面层分离和失速
II.附面层分离
在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流 相 互作用，形成漩涡脱离物体表面的现象。
分离点
70
二．附面层分离和失速
分离区的特点
附面层分离后，涡流区的压强降低
35
飞机的气动力合力R
升力
• 是指与飞机速度方向垂直的力 • 不一定在铅垂面内 • 通常用L或Y表示，与气流坐标系的Y轴重合 • 主要有机翼产生
阻力
• 是与飞行速度相反的力 • 用D或X表示，与气流坐标系的X轴重合
侧向力
• 与气流坐标系的Z轴重合
L V S CL
1 2 2 W
第二章 飞机的空气动力
1
主要研究飞机在飞行时与空气的相互作用力，以及飞 机的气动布局对飞行的影响
2
机翼的组成
机翼分为四个部分：翼跟、前缘、后缘、翼尖
机翼的前缘和后缘架装了很多改善或控制飞机气动力性能的 装置，这些装置包括副翼、襟翼、缝翼和绕流板——控制飞 机气动性能的装置。
3
4
尾翼（Empennage）
空气动力学实验报告
NACA0012翼型气动特性分析报告报告人：一、引言现在，无论是我国还是世界上其他国家，都把航天事业的发展放到了重要的位置，因此航天事业的发展可以说是非常的火热的，在这样的大背景下，我国更应该加大发展力度，要保持在世界上的先进，将就必须从航天领域的大学生抓起。
因此老师知道我们进行了这次NACA0012翼型气动特性的实验，从大处说是为了国家，从小处说也是为了我们莘莘学子，因此这次的实验是非常有意义的。
这份报告主要研究的是NACA0012翼型的气动特性，包括理论分析求出一份气动特性，实验又得出一份气动特性，并将这两者比较观察实验值和理论值之间是否有差异，差别有多大，并分析其中的原因，得出结论。
在具体进行之前首先要引入翼型的定义，翼型就是平行于机翼根部的剖面线剖切机翼得到的剖面。
而翼型的气动特性主要包括翼型表面压强分布，升力系数，力矩系数。
这份报告的主要目的是，1、通过翼型求流函数和验证翼型本身是一条流线。
2、通过理论分析求出翼型的气动特性。
3、通过实验数据求翼型的气动特性。
4、分析这其中的差距及其原因。
5、通过这次报告的写作，体验数据处理的具体过程。
二、实验过程：该实验是在风洞中，用20m/s的速度吹NACA0012翼型，在翼型上布置27个点，用管子将这27个点连接到排管上，通过排管中水柱的高度可得出各点处的压强分布。
变换不同的迎角（0 2 4 6 8 10 20），分别进行实验，记录排管中水柱的高度。
实验过程中的图片如下：本来这儿有四张实验过程的图片，但加入图片后是文件过大无法发送，所以将图片删除。
实验数据：hb=[3.8 4 3.8 3.78 3.8 4.05 3.82 3.88 3.85 3.9 3.85 3.8 3.95 3.8 3.82 3.95 3.85 3.9 3.8 3.85 3.85 3.8 3.8 3.87 3.89 3.81 3.9 3.85];静止时各点水柱高度。
h0=[4.2 4.58 7.32 7.68 7.7 7.78 7.6 7.3 7.4 7.3 7.1 6.95 6.726.7 6.52 6.6 6.8 6.81 6.85 6.927.22 7.42 7.5 7.61 7.657.52 7.5 6.48];有速度迎角为0时水柱高度（以下相同）。
空气动力学总结
空气动力学总结第一章流体的基本属性和流体静力学基础1.连续介质假设：根据空气微团的概念，就可以把空气看做是由空气微团组成的没有间隙的连续体。
2.一般情况下，流体只承受压力，而不承受拉力，在一定的剪切力的作用下，流体会产生连续的变形，因此静止的流体不能承受剪切力。
3.空气微团：指含有很多空气分子的很微小的一团空气，它与飞行器特征尺寸大小相比微不足道的，同时它还要包含足够多的空气分子数目，要使空气密度的平均特征值有确切的含义。
4.在研究飞行器在任何高度飞行所受的空气动力时都可以应用连续介质假设。
（X）原因：只有在对流和平流层可以5.描述流体的主要物理量有密度、温度、压强密度的物理意义：反映流体的稠密程度温度的物理意义：反映分子无规则运动平均动能的大小压强的物理意义：流体单位面积上作用力的大小三者之间的关系：P=ρRT （R 为气体常数）6.理想气体状态方程：P v =RT（对1kg 气体）P V m =R m T（对1kmol 气体）（标准状态下V m =22.414）P v=mRT =nR m T（对mkg 或nkmol 气体）R m 为摩尔气体常数，不仅与气体所处的状态无关，而且还与气体种类无关，又叫通用气体常数。
R 为气体常数，大小为287.06或287，它与所处状态无关，但随气体种类的不同而不同，气体常数和通用气体常数的关系是R m =M·R（M 为物质的摩尔质量）**上述方程中应该使用绝对压力，不能使用直接测量得出的表压****上述方程中的温度应该使用绝对温度（开氏温度）****其中P 的单位是pa 而不是hpa，标准大气压是1013.25hpa**7.不同温度单位、压强单位的换算关系：T F =9/5T+32或T=5/9（T F -32）T K =T C +273.150℃100℃32（华）212（华）273.15K 373.15K **atm 指的是大气压，标准海平面时为1atm**8.流体的压缩性：我们将流体随着压强增大而体积缩小的特性。
机翼几何外形和气动力和气动力矩
展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。
b2 S
展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞 机一般采用小展弦比的机翼。
根梢比：根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长c1的比值，一般用η
表示，
c0 c1
机翼几何外形和气动力和气动力矩
1.2 机翼的平面几何参数
机翼几何外形和气动力和气动力矩
1.3 翼型的几何参数及其发展
美国的莱特兄弟所 使用的翼型与利林塔 尔的非常相似，薄而 且弯度很大。这可能 是因为早期的翼型试 验都在极低的雷诺数 下进行，薄翼型的表 现要比厚翼型好。
机翼几何外形和气动力和气动力矩
1.3 翼型的几何参数及其发展
随后的十多年里，在反复试验的基础上研制出了大量 翼型，有的很有名，如RAF-6， Gottingen 387，Clark Y。 这些翼型成为NACA翼型家族的鼻祖。
机翼几何外形和气动力和气动力矩
1.4 翼型的空气动力系数
1、翼型的迎角与空气动力 在翼型平面上，把来流V∞与翼弦线之间的夹角定义为翼
型的几何迎角，简称迎角。对弦线而言，来流在下为正，在 上为负。
翼型绕流视平面流动，翼型上的气动力视为无限翼展机 翼在展向取单位展长所受的气动力。
机翼几何外形和气动力和气动力矩
梢根比：梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长c0的比值，一般用ξ
表示，
c1 c0
上反角(Dihedral angle) 上反角是指机翼基准面和水平面的
夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。
当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedral angle)。低速
机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性。
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俯仰操纵导数
俯仰阻尼导数
平尾下洗
时差阻尼
力矩导数
升降舵偏转速率贡献
符号
常数项
-（静稳）
-
-
+
-
贡献部件简要机理
B/W/HT
W/HT/B
E
W/HT/B
HT
E
αLM
M
qLM
M
M
其他
后三项为动态力矩导数，当 时，才存在；
阻力、发动机推力不过重心时也会产生俯仰力矩；
其中 为尾翼迎角， 为尾翼升力， 为升降舵迎角， 为升降舵升力；
A
R
W/HT/VT
W/HT/VT
上反角
-
升力L滚转力矩L
YL
W/HT：pα升力L滚转力矩L
VT：pYL
W/HT：r 升力L滚转力矩L
VT：rYL
下反角
+
后掠翼
-
前掠翼
+
垂尾在上
-
垂尾在下
+
其他
后两项为动态项；
为机翼相对气流的速度；
名称/意义
航向力矩系数
航向静稳定性导数
副翼操纵
交叉导数
航向操纵
导数
交叉动导数
航向阻尼
导数
符号
+（静稳）
+
-
+/-
-
贡献部件简要机理
VT/B
A
E
VT/W
VT
ΒYN
升致阻力DN
YN
VT:pYN
+
r N
W
pα
DN
+
pα
LN
-
其他பைடு நூலகம்
后两项为动态项；
为机翼升力， 为机翼相对气流的速度； 为机翼阻力；
普通飞机空气动力和力矩系数小结
纵向：
名称/意义
升力系数
零升力系数
迎角升力导数
升降舵升力导数
符号
+（常数项）
+
+
贡献部件
W/HT/B
W/HT/B
E
其他
Ma对升力系数也有影响；
按贡献部件可写为： ；
名称/意义
阻力系数
零升阻力系数
升致阻力系数
符号
-
-
其他
Ma对阻力系数也有影响；
名称/意义
俯仰力矩系数
零升俯仰力矩系数
横侧向：
名称/意义
侧力系数
侧力导数
方向舵侧力导数
滚转角速度
侧力导数
升降舵贡献
符号
-
+
+（常忽略）
+/-（常忽略）
贡献部件
VT/B
R
VT
VT/机头
其他
后两项是动态项；
名称/意义
滚转力矩系数
滚转静稳定性导数
滚转操纵
导数
方向舵操纵交叉导数
滚转阻尼
导数
交叉动导数
符号
-（静稳）
-
+
-
+
贡献部件简要机理
W/VT