叶片翼型,失速,升力计算
[讲解]机翼升力计算公式
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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
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。
第三课-翼型与升力
亚音速飞机的λ约为6~12，超音速飞机的λ则为2~4。 .⑤ 后掠角：机翼各剖面距前缘1/4弦长点的连线与机 身轴线间的夹角。 .⑥ 安装角：机翼翼根弦线与纵轴之间的夹角。 .⑦ 上（下）反角：一侧的机翼弦线平面和横轴的夹 角。翼尖向上翘的叫上反角，向下的叫下反角。 图2-2-19 机翼的上（下）反角
翼型与升力
第三课
一、模型飞机的机翼
1、翼型
对称翼型的中弧线和翼弦重合，上弧线和下弧线对称。这种翼型阻力系数比较小， 但升阻比也小。一般用在线操纵或遥控特技模型飞机上。
双凸翼型的上弧线和下弧线都向外凸，但上弧线的弯度比下弧线大。这种翼型比 对称翼型的升阻比大。一般用在线操纵竞速或遥控特技模型飞机上
C X V 2 S X 2
X——机翼的阻力，单位是千克力， Cx——阻力系数 ρ——空气密度，单位是千克力秒2/米2，
V——机翼相对于气流的速度，单位是米/秒
S——机翼面积
4.模型飞机上的阻力
(3)诱导阻力 在机翼的两端，机翼下表面压力大的气流绕过翼尖，向机翼上表 面的低压区流动，于是在翼端形成一股涡流。它改变了翼端附近 流经机翼的气流方向，引起了附加的阻力。因为它的阻力是诱导 出来的，所以叫诱导阻力。 减少诱导阻力的办法是增大展弦比。 梯形或椭圆形机翼的诱导阻力比矩形机的诱导阻力小。
2. 流过机翼的气流
双凸和平凸翼型的流线谱
3. 升力产生的原因 处于流动的空气中的机 翼各个表面上有着不同 的压力，由于机翼上表 面和下表面存在着垂直 翼弦方向的压力差，压 差的作用效果对机翼产 生了升力。升力垂直于 相对气流，指向气流流 速增大的一侧。
பைடு நூலகம்
4.模型飞机上的阻力
阻力
翼型理论
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
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教学文案
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。
机翼升力计算公式
图16
1936年法国制造的46C-1战斗机，翼形是鸟翼的变形结构
图17
我国生产的运－12多用途运输机翼形为拱型结构
图18
这是一架通用飞机从翼尖可以清楚地看到拱型机翼结构
随着航空技术的发展及飞行气动力需要，飞机的翼型已发展有多种形式，下图列举的十种是有了实际应用的翼型剖面。
请注意：上述图7所示的迎角升力与图8所示的翼形升力并不是单独产生的，这两个力可能同时出现在翼面上，也可能交替产生，鸟在飞行中根据飞行要求实时改变飞行姿态而获得所需升力。
飞机机翼结构和升力产生的机理与鸟翼的结构及产生升力的原理基本上是一致的。
图9，机翼剖面示意图
图10，机翼升力原理图
图19，翼型剖面图
图中（1）是平板形翼剖面，它相当于风筝的剖面，靠迎角产生升力；（2）是典型的鸟翼剖面，多用在早期的飞机上，如图15；（3）（4）（5）及（6）为上拱下略平的翼剖面，气动力特性好，升力大，多用于亚音速以下的飞机；其余的翼剖面多为上下翼面对称的翼型剖面，能做成薄形机翼，对超音速飞行很有好处，多用于超音速飞机或飞机的尾翼上。
图7，迎角状态的鸟翼升力
当鸟翅膀有向上的迎角时，翅膀下部在气流的作用下，产生正压力，翅膀上部是负压力，因此使翅膀产生一个向上的升力。
图8，平飞状态的鸟翼升力
这是鸟翅膀在平飞时的空气动力图，由于鸟翅膀呈拱形结构，上翼面弯曲呈拱形，下翼面平直，在鸟向前飞行时，鸟翼前缘切开气流，使气流分上下两路流过翼面。由于上翼面呈拱形，气流流速要比下翼面快，按流体力学“流速快，压强小”的定理上翼面压力小，下翼面压力大，这个压力差就是鸟翼在平飞时产生的升力。
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。
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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α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。
对称翼型的升力与失速
对称翼型的升力与阻力等气动特性与有弯度翼型类似，但对称翼型在攻角为零时升力为零，因为此时翼面与下面气流速度相同。
下面是对称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。
在升力型垂直轴风力机中较多使用对称翼型。
对称翼型的压力中心在不失速时在1/4弦长位置，不随攻角变化而移动。
比较有弯度的薄翼与对称翼型两个曲线图，两曲线相似，可近似认为在对称翼型中升力曲线经过0点，翼型弯度增加升力曲线向左方移动。
同时也近似认为在翼型失速前升力曲线的斜率是个常数，其值为0.1/度或5.73/弧度。
以上这些曲线都是在理想状态下的曲线，也就是翼型的雷诺数较大时的曲线。
雷诺数小时最大升力系数小、失速攻角会减小、阻力系数也会增大。
叶片升力的计算示例
知道一个叶片的升力曲线，知道气体的流速与叶片的攻角就可以算出该叶片受到的升力，根据空气动力型在不失速状态下的升力计算公式如下：
Fl=0.5*ρ*Cl*v*v*c*l
式中Fl 是升力，单位是N（牛顿）
ρ是空气密度，在低海拔、常温下约为1.23kg/m3
Cl是升力系数
v是气体的流速，单位是m/s
c是翼型弦长，单位是m
l是叶片长度，单位是m
计算示例1：有一个低阻型叶片，长度为8m，宽度（弦长）为1m，空气流动速度是20m/s，攻角为8其升力：
根据低阻型叶片曲线当攻角为8度时Cl为1.2，
Fl=0.5*ρ*Cl*v*v*c*l
Fl=0.5*1.23*1.2*20*20*1*8=2361.6
计算出升力为2361.6牛顿
计算示例2：有一个叶片为对称翼型，长度为8m，宽度（弦长）为1m，空气流动速度是25m/s，攻角度，求其升力：
对于对称翼型可根据攻角直接算出升力系数
Cl=10*0.1=1.0
Fl=0.5*ρ*Cl*v*v*c*l
Fl=0.5*1.23*1.0*25*25*1*8=3075
计算出升力为3075牛顿。