飞机攻角 迎角 升力系数 阻 力系数
直升飞机攻角飞行+受力分析
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]"。
飞行原理(升力和阻力)
D
23
阻力3：诱导阻力
伴随升力而产生的
翼尖涡使流过机翼的气流向下偏转一个角度
（下洗）。升力与气流方向垂直（向后倾 斜），产生了向后的分力（阻力）
诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状， 展弦比，特别是同升力有关。
D
24
阻力4：干扰阻力
气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系， 形成了一个气流的通道。B处高压区形成气流 阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗
D
12
简单襟翼
D
13
富勒襟翼
D
14
Boeing 727 三缝襟翼
Boeing 727 Triple-Slotted Fowler Flap System
D
15
F-14全翼展的前缘缝翼与后缘襟翼
D
16
前缘缝翼
D
17
缝翼和襟翼对升力系数的影响
D
18
阻力
• 摩擦阻力 • 压差阻力 • 干扰阻力
D
激波前后气流物理参数的变
化
29
机翼上压强分布的观点
亚音速，最大稀薄度靠前，压强分布沿着与飞行相反的方 向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。
超音速情况下，最大稀薄度向后远远地移动到尾部，而且
向后倾斜得很厉害，同时它的绝对值也有增加。因此，如
果再考虑机翼头部压强的升高，那么压强分布沿与飞行相
反方向的合力，急剧增大，使得整个机翼的总阻力相应有
减小→气流速度增大→故压强减小
翼型的下表面→流管变化不大→压强基本不变
上下表面产生了压强差→总空气动力R
R的方向向后D向上→分力：升力L、阻力D
3
不同迎角对应的压力分布
D
常见飞行器气动参数或气动模型
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
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。
风洞实验报告
3.实验模型：NACA0012翼型，弦长0.15米，展长0.2米，安装于风洞两侧壁间。模型表面的测压孔，前缘孔编号i=0，上、下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为i=1、2、3……16。I<4, 测压孔间距为5毫米，i>4，间距为10毫米。(见图2)
-1.1
-0.4
-0.1
0.3
0.1
0.7
0.9
14
上截面
3.7
3.8
3.8
3.8
3.7
1.8
3.7
2.2
CP（上）
3.4
3.6
3.6
3.6
3.4
0.7
3.4
1.3
下截面
1.3
0.4
0.8
1.1
1.5
1.3
1.7
1.8
CP（下）
0.0
-1.3
-0.7
-0.3
0.3
0.0
0.6
0.7
16
上截面
3.7
3.7
0.3
1.1
1.3
0.1
0.3
1.7
2.0
20
上截面
3.6
2.4
3.8
3.7
3.7
3.6
3.5
1.5
CP（上）
3.7
1.7
4.0
3.8
3.8
3.7
3.5
0.2
下截面
1.9
1.5
2.1
2.2
1.4
1.4
2.6
2.8
飞机性能——飞行的升阻力
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。
战斗机升力公式
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
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。
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迎角
迎角（Angle of attack）对于固定翼飞机，机翼的前进方向（相当 于气流的方向）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。
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
在计算飞机的升力时，特征长度一般用面积表示，此时，
Y=1/2ρCSv 其中C是升力系数，和机翼的形状和迎角有关。它没有计算公式，各种 不同机翼形状的升力系数和迎角的关系是用试验的方法得到一个图线， 供使用。 S是机翼的面积。 v是飞机的速度。 ρ是大气密度。
阻力系数
阻力系数，指的是物体（如飞机、导弹）所受到 的阻力与气流动压和参考面积之比，是一个无量纲 量。
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。
阻力系数又指钢丝绳通过滑车时会产生绳索的刚 性阻力和滑轮轴承的摩擦阻力，这些阻力通常用一 个系数值加以修正，此系数称为阻力系数，用ω或f
来表示。
中文名 阻力系数
公式 Cx = X/(qS)
计算式 Fr=△PG/△PW
表示 用ω或f
Cx = X/(qS) 式中， Cx：阻力系数 X ：阻力（阻力与来流速度方向相同，向后为正） q ：动压，q=ρv*v/2 (ρ为空气密度，v为气流相对于物体的流速） S ：参考面积（飞机一般选取机翼面积为参考面积）
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ent
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CL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。将茹科夫斯基公式代入式(3)，可得举力系数的表达式。在—定马
赫数下，举力系数CL随飞行器的攻角α而变化，当α不大时，CL随α的变 化是线性的。