机翼压力系数计算升力系数
低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)
2、记录不同迎角下各测压管读数(单位cm)，计算各测压孔的静压与来流的静压差 ，从而计算出各测压点压强系数
表3实验数据表(来流风速 = 20m/s，迎角 4°)
i
Y(mm)
i
Y(mm)
1
3.75
8.25
0.025
0.055
13
3.75
-5.4
0.025
-0.036
2
7.5
18
45
-6.75
0.3
-0.045
7
60
24
0.4
0.16
19
60
-6.45
0.4
-0.043
8
75
22.2
0.5
0.148
20
75
-5.7
0.5
-0.038
9
90
19.35
0.6
0.129
21
90
-4.65
0.6
-0.031
10
105
15.75
0.7
0.105
22
105
-3.6
0.7
-0.024
5、调节机翼的迎角α，再次记录数据，直到各迎角下数据均记录完毕。
6、如果需要测定其它风速下的气动力数据，回到步骤4继续进行实验。
7、缓慢增大迎角，观看机翼失速时的压力分布的变化。
8、风洞停车。
9、实验完毕，整理实验数据，绘制 ～ ， ～ 曲线，计算升力系数 ，压差阻力系数 。并绘制 ～α曲线， ～α曲线。
用图解法计算机翼上表面压力系数 曲线与 轴围成的面积减去机翼下表面压力系数 曲线与 轴围成的面积，两面积之差就是法向力系数 。而弦向力系数 的数值等于 曲线与 轴所围的面积减去 曲线与 轴所围的面积之差。
fluent升力系数曲线
Fluent升力系数曲线1. 引言在流体力学中，升力系数是描述物体在流体中产生升力的重要参数。
在航空领域，了解升力系数曲线对于设计飞机的机翼以及预测飞机性能非常重要。
Fluent软件是一种常用的计算流体力学（CFD）软件，可以用于模拟流体流动和计算升力系数曲线。
本文将介绍如何使用Fluent软件计算飞机机翼的升力系数曲线。
首先，我们将对升力系数的定义和计算方法进行简要介绍。
然后，我们将详细说明使用Fluent软件进行计算的步骤，包括建模、网格划分、设置边界条件、求解和后处理。
最后，我们将分析和讨论计算结果，并总结本文的主要内容。
2. 升力系数的定义和计算方法升力系数（Coefficient of Lift）是描述物体在流体中产生升力的无量纲系数，通常用Cl表示。
它的计算公式如下：其中，Lift为升力，rho为流体的密度，V为物体在流体中的速度，A为物体的参考面积。
在Fluent软件中，可以通过计算求解流场的压力分布，进而得到物体的升力。
然后，通过将升力除以相应的参数，即可得到升力系数。
3. 使用Fluent软件进行计算的步骤3.1 建模在使用Fluent软件进行计算之前，首先需要进行建模。
对于飞机机翼的升力系数曲线计算，需要建立一个包含机翼的三维模型。
可以使用CAD软件进行建模，然后将模型导入Fluent软件中。
3.2 网格划分在建模完成后，需要对模型进行网格划分。
网格划分的质量将直接影响计算结果的准确性和计算速度。
在划分网格时，需要注意在机翼表面和周围流场中都要有足够的网格密度，以捕捉流场的细节。
Fluent软件提供了多种网格划分方法和工具，可以根据实际情况选择合适的方法进行网格划分。
3.3 设置边界条件在网格划分完成后，需要设置边界条件。
对于飞机机翼的升力系数曲线计算，需要设置入口边界条件、出口边界条件和机翼表面边界条件。
入口边界条件可以设置为流速和流向角，出口边界条件可以设置为压力或出口速度。
[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。
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。
升力
3
●升力的产生原理
前方来流被机翼分为 了两部分，一部分从 上表面流过，一部分 从下表面流过。 由连续性定理和伯努力定理可知，
① 在翼型的上表面，由于正迎角和翼面外凸的影响， 流管收缩，流速增大，压力降低；
② 在翼型的下表面，气流受阻，流管扩张，流速减 慢，压力增大。 ③
4
推导？
●升力的产生原理
P v P 1 0
10
4.2.3 升力公式
L C V S
1 L 2 2
C
1 2
L
—飞机的升力系数
V
S
2
—飞机的飞行动压
—机翼的面积。
11
●升力公式的物理意义
L C V S
1 L 2 2
飞机的升力与升力系数、来流动压和机翼面积成正比。 升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升 力的影响。
驻点，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流流速为零。
最低压力点，是机翼上表面负压最大的点。
9
② 坐标表示法
压力系数： Cp
P 1 2 v 2
PP 1 2 v 2
•压力系数是无量纲参数。 •翼面各点的压力系数主要取决于迎 角和翼型的形状，与动压（流速） 无关。 •Cp=1的点就是驻点，Cp最小的点 就是最低压力点。 •从右图可以看出，机翼升力的产生 主要是靠机翼上表面吸力的作用， 尤其是上表面的前段，而不是主要 靠下表面正压的作用。
29
翼型分离现象与翼型背风面上的流动情况和压力分布密切相关。
小迎角翼型附着绕流
30
大迎角翼型分离绕流
分析翼型的失速：
上翼面的流动，过前驻点开始快速加速减压到最大速度点（顺压）， 然后减速增压到翼型后缘点处（逆压），随着迎角的增加，前驻点 向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增大，造成峰值点后的气流 顶着逆压梯度向后流动越困难，气流的减速越严重。 边界层增厚，变成湍流，迎角大到一定程度后，逆压梯度达到一定 数值，气流无力顶着逆压减速而发生分离。这时气流分成分离区内 部的流动和分离区外部的主流两部分。 在分离边界（称为自由边界）上，二者的静压必处处相等。分离后 的主流就不再减速不再增压了。分离区内的气流，由于主流在自由 边界上通过粘性的作用不断地带走质量，中心部分便不断有气流从 后面来填补，而形成中心部分的倒流。
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。
飞机机电设备维修《升力系数曲线、阻力系数曲线和升阻比曲线、极曲线》
1临界迎角和飞机失速
对应最大升力系数〔CLma〕的迎角叫做临界迎角，也叫失速迎角。从图2-31中的升力系数曲线和阻力系数曲线可以看到，当迎角大于临界迎角时，升力系数急剧下降，阻力系数急剧增加，这种现象叫做失速。
飞机失速主要是由于迎角过大，造成机翼上翼面的附面层大局部别离，形成了大面积的涡流区〔见图3-29〔d〕〕，上、下翼面的压力差合成的气动力对升力奉献很小，却产生了很大的压差阻路。大面积涡流区的出现不但使升力和阻力发生急剧的变化，导致飞机的速度减小，高度降低，机头下沉：又因为气流的别离不稳定，周期性地形成别离漩涡，使升力忽大忽小，从而引起机翼、尾翼的震动，飞机的稳定性和操纵性下降，使飞机难以保持正常的飞行。这对飞机的飞行是很危险的。这种迎角过大造成的飞机失速也叫做大迎角失速，在任何空速和飞行姿态下，只要迎角超过飞机的临界迎角都可能发生失速。飞机的临界迎角一般为16°左右。通常在飞行中不会到达最大升力系数和临界迎角的飞行状态，因为在到达这个状态之前，由于附面层别离区域的扩大，已经出现了震动、稳定性变坏等失速现象。为了保证飞行平安，防止飞机失速，规定了一个小于最大升力系数的升力系数值和一个小于临界迎角的迎角值，这两个值是在飞行中可以到达但不能超过的平安值。
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，气流在机翼外表的流动情况和机翼外表的压力分布〔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
在其他的飞行状态下，飞机的升力并不等于飞机的重力，而是等于飞机重力乘以一个系数ny。这个系数叫做载荷系数
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。
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机翼压力系数计算升力系数
机翼压力系数（Coefficient of Pressure）是指机翼表面上各点的
压力与大气静压的比值。
通过计算机翼压力系数可以得到机翼的升力系数（Coefficient of Lift），进而了解机翼的升力性能。
在计算机翼压力系数之前，需要知道机翼的气动力基本原理。
机翼的
升力产生是由于流过机翼上下表面的气流速度差异引起的。
当空气经过机
翼上表面时，由于机翼的弯曲形状，流速增大，压力减小，从而产生向上
的升力。
而空气经过机翼下表面时，则是相反的情况，流速减小，压力增大，从而产生向下的压力。
机翼升力系数（CL）表示单位翼展上的升力与动压系数（q）的比值，可以用下式表示：
CL = Lift / (1/2 * ρ * V^2 * S)
其中，Lift是机翼的升力，ρ是空气密度，V是飞行速度，S是机翼
的参考面积。
机翼升力系数与机翼压力系数的关系可以通过下面的公式计算：
CP=(1-(1-CL)^2)*(c/2)
其中，CP是机翼上特定点的压力系数，CL是机翼的升力系数，c是
机翼的弦长。
要计算机翼压力系数，可以按照以下步骤进行：
1.首先，选取机翼上的一个点作为参考点，通常选择机翼前缘中点或
上表面最靠近前缘的点。
2.根据机翼的气动特性和流场计算方法，确定选取点处的气流速度。
3.计算选取点处的升力系数CL。
4.根据给定的机翼几何参数，计算机翼在选取点处的弦长c。
5.根据上述公式，计算选取点处的压力系数CP。
6.重复以上步骤，计算机翼上其他点的压力系数。
通过计算机翼压力系数，可以得到机翼在不同位置上的气动压力分布情况。
通常，机翼上表面的压力系数在前缘附近较小，随着流动的绕过机翼和分离，逐渐增大并形成峰值，然后逐渐减小到后缘附近。
而机翼下表面的压力系数则是相反的曲线变化趋势。
总之，机翼压力系数的计算可以通过分析机翼表面上各点的压力分布情况，得到机翼的升力系数。
这对于飞行器的设计和性能分析具有重要的意义。