篇一：飞机升力与阻力详解(图文)
飞行基础知识①升力与阻力详解(图文)
升力是怎样产生的
任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行，这是航空器飞行的基本原理。前面我们提到，航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类，轻于空气的航空器如气球、飞艇等，其主要部分是一个大大的气囊，中间充以比空气密度小的气体（如热空气、氢气等），这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样，可以依靠空气的静浮力升上空中。远在一千多年以前，我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具，可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。
然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠什么力量飞上天空的呢？
相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓，这两种小小的玩意构造十分简单，但却蕴含着深刻的飞行原理。飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种，风筝的升空原理与滑翔机有一些类似，都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力，但与固定翼的飞机有一定的差别；而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙，都是靠旋翼旋转产生向上的升力。
机翼是怎样产生升力的呢？
让我们先来做一个小小的试验：手持一张白纸的一端，由于重力的作用，白纸的另一端会自然垂下，现在我们将白纸拿到嘴前，沿着水平方向吹气，看看会发生什么样的情况。哈，白纸不但没有被吹开，垂下的一端反而飘了起来，这是什么原因呢？流体力学的基本原理告诉我们，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，白纸上面的空气被吹动，流动较快，压强比白纸下面不动的空气小，因此将白纸托了起来。这一基本原理在足球运动中也得到了体现。大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”，在发角球时，脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员，直接飞入球门，由于足球的飞行路线是弯曲的，形似一只香蕉，因此叫做“香蕉球”。这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差，由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转，因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同，所受到的空气的压力也不同，是空气的压力差蒙蔽了守门员。
对于固定翼的飞机，当它在空气中以一定的速度飞行时，根据相对运动的原理，机翼相对于空气的运动可以看作是机翼不动，而空气气流以一定的速度流过机翼。空气的流动在日常生活中是看不见的，但低速气流的流动却与水流有较大的相似性。日常的生活经验告诉我们，当水流以一个相对稳定的流量流过河床时，在河面较宽的地方流速慢，在河面较窄的地方流速快。流过机翼的气流与河床中的流水类似，由于机翼一般是不对称的，上表面比较凸，而下表面比较平，流过机翼上表面的气流就类似于较窄地方的流水，流速较快，而流过机翼下表面的气流正好相反，类似于较宽地方的流水，流速较上表面的气流慢。根据流体力学的
基本原理，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，这样机翼下表面的压强就比上表面的压强高，换一句话说，就是大气施加与机翼下表面的压力(方向向上)比施加于机翼上表面的压力(方向向下)大，二者的压力差便形成了飞机的升力。
当飞机的机翼为对称形状，气流沿着机翼对称轴流动时，由于机翼两个表面的形状一样，因而气流速度一样，所产生的压力也一样，此时机翼不产生升力。但是当对称机翼以一定的倾斜角（称为攻角或迎角）在空气中运动时，就会出现与非对称机翼类似的流动现象，使得上下表面的压力不一致，从而也会产生升力。
飞机的阻力
凡是懂得物理知识的人都知道，飞机在飞行的过程中,机体上所受的力是平衡的。飞机的重力与飞机产生的升力平衡，而飞机的发动机的作用则是克服飞机所受的阻力，推动飞机前进，使得飞机相对于空气运动，从而产生升力。大家肯定要想，飞机发动机的功率那么大，难道飞机上所受的阻力有那么大吗？的确，飞机在高速飞行的同时，会因为不同原因受到非常大的阻力。从产生阻力的不同原因来说，飞机所受的阻力可以分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力等。
摩擦阻力
当两个物体相互滑动的时候，在两个物体上就会产生与运动方向相反的力，阻止两个物体的运动，这就是物体之间的摩擦阻力。当飞机在空气中飞行时，飞机也会受到空气的摩擦阻力，飞机的摩擦阻力是因为空气的粘性造成的。当气流流过物体时，由于粘性，空气微团与物体表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，这就是物体对空气的摩擦阻力，反之，空气对物体也给予了摩擦阻力。摩擦阻力是在边界层中产生的。所谓边界层就是紧贴物体表面，流速由外部流体的自由流速逐渐降低到零的那一层薄薄的空气层。边界层中气流的流动情况是不同的。一般机翼大约在最大厚度之前，边界层的气流各层不相混杂而成层地流动，这部分叫做“层流边界层”。在这之后，气流的活动转变为杂乱无章，并且出现了漩涡和横向流动，这部分叫做“紊流边界层”。从“层流边界层”转变为“紊流边界层”的那一点叫做“转捩点”。
边界层中的摩擦阻力大小与流动情况有很大关系，从大量的实践证明，对于层流流动，物体表面受到的摩擦阻力小，而紊流流动对物面的摩擦阻力大的多。在普通的机翼表面，既有层流边界层，又有紊流边界层，所以为了减小摩擦阻力，人们就千方百计地使物体表面的流动保持层流状态，例如通过在机翼表面上钻孔，吸除紊流边界层，这样就可以达到减阻的目的。另外，提高加工精度，使层流边界层尽量的长，延缓转捩点的出现，甚至抑制它的出现，也可以起到很好的效果。这些都是飞机设计中的层流机翼的概念。物体表面受到的摩擦阻力还跟物体的表面积有关系，面积越大，阻力也越大。因此在人们试图减小飞行阻力的时
候，减小飞机的尾翼或者机翼的面积也是一个有效的方法。当然前提条件是保证产生足够的升力和控制力。例如使用推力矢量技术的飞机，由于有了发动机推力直接用于飞行控制，这样飞机的尾翼就可以减小或者去除，这样就可以大大的减小摩擦阻力。
诱导阻力
机翼同一般物体相似，也有摩擦阻力和压差阻力。对于机翼而言，这二者合称“翼型阻力”。机翼上除翼型阻力外，还有“诱导阻力”（又叫“感应阻力”）。这是机翼所独有的一种阻力。因为这种阻力是伴随着机翼上举力的产生而产生的。也许可以说它是为了产生举力而付出的一种代价。
如果有一架飞机以某一正迎角a作水平飞行，它的机翼上面的压强将降低，而下面的压强将增高，加上空气摩擦力，于是产生了举力Y。这是气流作用到机翼上的力，根据作用和反作用定律，必然有一个反作用力即负举刀力（-Y），由机翼作用到气流上，它的方向向下，所以使气流向下转折一个角度a，这一角度叫“下洗角”。随着下洗角的出现，同时出现了气流向下的速度。这一速度叫做“下洗速（w）”。下洗的存在还可由风洞实验观察出来。
由实验可知：
当飞机飞行时，下翼面压强大、上翼面压强小。由于翼展的长度是有限的，所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖，向上翼面流动。当气流绕流过翼尖时，在翼尖那儿不断形成旋涡。旋涡就是旋转的空气团。随着飞机向前方飞行，旋涡就从翼尖向后方流动，并产生了向下的下洗速（w）。下洗速在两个翼尖处最大，向中心逐渐减小，在中心处减到最小。这是因为旋涡可以诱导四周的空气随之旋转，而这又是由于空气粘性所起的作用。空气在旋转时，越靠内圈，旋转得越快，越靠外圈，旋转得越慢。因此，离翼尖越远，气流垂直向下的下洗速就越小。
图示的就是某一个翼剖面上的下洗速度。它与原来相对速度v组成了合速度u。u与v的夹角就是下洗角a1。下洗角使得原来的冲角a减小了。根据举力Y原来的函义，它应与相对速度v垂直，可是气流流过机翼以后，由于下洗速w的作用，使v的方向改变，向下转折一个下洗角a1，而成为u。因此，举力Y也应当偏转一角度a1，而与u垂直成为y1。此处下洗角很小，因而y与y1一般可看成相等。回这时飞机仍沿原来v的方向前进。y1既不同原来的速度v垂直，必然在其上有一投影为Q；。它的方向与飞机飞行方向相反，所起的作用是阻拦飞机的前进。实际上是一种阻力。这种阻力是由举力的诱导而产生的，因此叫做“诱导阻力”。它是由于气流下洗使原来的举力偏转而引起的附加阻力，并不包含在翼型阻力之内。
图中机翼前面的一排小箭头表示原来的流速，后面的一排小箭头则表示流过机翼后偏转一个角度的流速。诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状，展弦比，特别是同举力有关。
压差阻力
“压差阻力”的产生是由于运动着的物体前后所形成的压强差所形成的。压强差所产生的阻力、就是“压差阻力”。压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大的关系。
用刀把一个物体从当中剖开，正对着迎风吹来的气流的那块面积就叫做“迎风面积”。如果这块面积是从物体最粗的地方剖开的，这就是最大迎风面积。从经验和实验都不难证明：形状相同的物体的最大迎风面积越大，压差阻力也就越大。
物体形状对压差阻力也有很大的作用。把一块圆形的平板，垂直地放在气流中。它的前后会形成很大的压差阻力。平板后面会产生大量的涡流，而造成气流分离现象。如果在圆形平板的前面加上一个圆锥体，它的迎风面积并没有改变，但形状却变了。平板前面的高压区，这时被圆锥体填满了。气流可以平滑地流过，压强不会急剧升高，显然这时平板后面仍有气流分离，低压区仍然存在，但是前后的压强差却大为减少，因而压差阻力降低到原来平板压差阻力的大约五分之一。
如果在平板后面再加上一个细长的圆锥体，把充满旋涡的低压区也填满，使得物体后面只出现很少的旋涡，那么实验证明压差阻力将会进一步降低到原来平板的大约二十到二十五分之象这样前端圆纯、后面尖细，象水滴或雨点似的物体，叫做“流线形物体”，简称“流线体”。在迎风面积相同的条件下，它的压差阻力最小。这时阻力的大部分是摩擦阻力。除了物体的迎风面积和形状外，物体在气流中的位置也影响到压差阻力的大小。
物体上的摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”。一个物体，究竟哪一种阻力占主要部分，这要取决于物体的形状和位置。如果是流线体，那么它的迎面阻力中主要部分是摩擦阻力。如果形状远离流线体的式样，那么压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，而且总的迎面阻力也较大。
干扰阻力
飞机上除了摩擦阻力，压差阻力和诱导阻力以外，还有一种“干扰阻力”值得我们注意，实践表明，飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼等，单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于、而是往往小于把它们组成一个整体时所产生的阻力。所谓“干扰阻力”就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。
如图所示，气流流过机翼和机身的连接处，由于机翼和机身二者形状的关系，在这里形成了一个气流的通道。在A处气流通道的截面积比较大，到c点翼面最圆拱的地方，气流通道收缩到最小，随后到b处又逐渐扩大。根据流体的连续性定理和伯努利定理，c处的速度大而压强小，b处的速度小而压强大，所以在cb一段通道中，气流有从高压区b回流到低压区c的趋势。这就形成了一股逆流。但飞机前进不断有气流沿通道向后流，遇到了后面的这股逆流就形成了气流的阻塞现象，使得气流开始分离，而产生了很多旋涡。这些旋涡表明气流的动能有了消耗，因而产生了一种额外的阻力，这一阻力是气流互相干扰而产生的，所以叫做“干扰阻力”。不但在机翼和机身之间可能产生干扰阻力，而且在机身和尾翼连接处，机翼和发动机短舱连接处，也都可能产生。
从干扰阻力产生的原因来看，它显然和飞机不同部件之间的相对位置有关。如果在设计飞机时，仔细考虑它们的相对位置，使得它们压强的增加不大也不急剧，干扰阻力就可减小。另外，还可以采取在不同部件的连接处加装流线型的“整流片”的办法，使连接处圆滑过渡，尽可能减少漩涡的产生，也可减少“干扰阻力”。
激波阻力
篇二：南京航空航天大学实验空气动力学实验报告
南京航空航天大学
实验空气动力学实验报告
班级：学号：姓名：
目录
1.实验一:低速风洞全机模型测力实验............................................................................-1-1.1实验目的：...........................................................................................................-1-1.2实验设备：...........................................................................................................-1-1.3实验步骤：...........................................................................................................-1-1.4实验数据...............................................................................................................-2-1.5数据处理...................................................................................................................31.6结果分析:..................................................................................................................52.实验二：天平实验观摩实验.............................................................................................62.1塔式天平的原理图....................................................................................................62.2各类天平的比较........................................................................................................63.实验三：风洞测绘实验.....................................................................................................73.10.75米低速开口回流风洞........................................................................................73.2.二维低速闭口直流风洞............................................................................................73.3风洞主要部件的作用................................................................................................8
1.实验一:低速风洞全机模型测力实验
1.1实验目的：
全机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。本次实验仅作飞机模型纵向实验，即实验时侧滑角=0°，改变迎角，测量cL、cD、mZ随迎角的变化规律。
1.2实验设备：回流开口低速风洞（包括控制器）、六分量应变天平、皮托管、标准飞机模型、尾撑机构、信号放大器、信号采集器、数模转换器、计算机
（内含数据处理软件）、电源、攻角机构
1.3实验步骤：
1）安装模型，将标准飞机模型安装于测力天平上。对模型做姿态调
整，将模型的迎角、侧滑角调整为0°（实验前已做好）。2）检查相关设备之间的连线是否连接正确（实验前已做好）。3）通过信号放大器显示屏检测各分量数据是否正常（实验前已做好）。
4）开始测量，开启自动控制系统，开启风洞，记录数据。5）数据处理与分析6）结果分析1.4实验数据
模型参数
1.5数据处理：测量得到的数据为飞机体轴系下的数据，要计算升力系数和阻力系数应该先把数据换算到风轴系下。
因为侧滑角始终为0°，所以体轴系到风轴系的转换公式如下：xw=xb*cosα+Yb*sinα（kg）Yw=-xb*sinα+Yb*cosα（kg）
阻力D=xw*g（n）升力L=Yw*g（n）g=9.8m/s2
下标w表示风轴系，下标b表示体轴系，因为弹性角很小，在此不进行迎角的修正。
因为模型参考中心与天平校心不重合，古要对俯仰力矩进行修正：
△mzb=Yb*△xb=Yb*(-0.010)mzw=mzb+△mzb
升力系数cL=L/(q*s)阻力系数cD=D/(q*s)
俯仰力矩系数mz=mzw*g/(q*s*L)L—机翼展长L=0.4156mq=0.5*R*V2R—空气密度（kg/m3）R=1.225kg/m3=0.5*1.225*21.822V—气流速度（m/s）V=21.82m/s=291.619（kg/(m*s2)）s—机翼参考面积（m
2）s=0.0576m2处理后得到结果：
篇三：低速机翼的气动特性实验指导书(学生实验报告)
低速机翼绕流气动特性实验
（一）实验目的
1、了解测定物体表面压力分布的方法。
2、测定在不同的迎角下，机翼表面的压强分布。
3、从多管压力计上观察机翼失速时的压力分布状态。4、计算机翼的升力系数，压差阻力系数。
5、了解低速风洞及测试设备，了解翼型的基本几何特性及实验用模型的构造。（二）实验原理
实验是在低速风洞中进行的，当气流绕过展弦比很大的巨型机翼时，其中间部分的流动可当作二维流动来看待。翼型表面上各点的压强是不相等的，压强通过机翼模型各点的测压孔由连通管接到多管测压计上测量，根据液柱差可算出压强。
p???h
i
i
一般表示为无因次的压强系数
c
式中p?和V
p
?
p
12
i
?
p
?2?
?V
?
表示来流的均匀压强和速度。
作用在机翼单位展长上的升力和阻力（压差阻力），可由翼型表面上作用的压力合力求得。
由几何关系，可知
R?
表示为无量纲的法向力系数
?
dR??(p
?
b
L
?
p
u
)dx
c
?
式中：
_
b
n
?
R?
12
?V
xb
2?
b
(pL?pu)dx??
1
(cpL?cpu
)d()?
?
1
(cpL?cpu
)d
x
x
?
xb
，表示无量纲化后的坐标。c
pL
pu
、c
pL
分别表示翼型上、下表面压强系数。
曲线与x轴所围
由此可见，法向力系数cn的值即为c
曲线与x轴所围的面积减去c
pu
的面积之差。
翼型可在最大厚度点作翼弦的垂线，将翼型分为前段（靠近前缘部分）及后段（靠近后缘部分）。
由翼型前段表面和后段表面纵向（Y方向）压强分布，可求出翼型的压差阻力。
取dY微段翼型，所对应前段及后段的表面弧长分别为dsf,ds，其上压强分别为pf及pb。
b
该微段翼型上的合力x向量为：
d
R
x
??pbds
u
cos(x,nb)?p
f
d
s
f
cos(x,nf)
由几何关系，可知
d
s
b
cos(x,nb)?d
d
s
f
cos(x,nf)?dY
R
d
x
?(pf?
x
p
b
)dY
R
x
?
R
?
?
yumax
ylmax
(pf?p
b
)dY
积分限yumax
、ylmax为最大厚度处的上、下表面的纵向坐标。
1
类似地，弦向力系数表示为
_
c
A
?
?
Yu
_
_
YL
(cpf?cpb)dY
式中：
_
Y
?
Yb
，为无量纲坐标。
cpf
、
cpb
分别表示翼型前、后表面压强系数。、
YuY
L
分别表
示yumax/b、ylmax/b，为无量纲化后的坐标。
c的数值等于cpf（Y）曲线与Y轴所围的面积减去cpb（Y）曲线与Y轴所围的面积之差。
A
当翼型的迎角α=0时，上述法向力和弦向力即为翼型的升力和压差阻力。
当迎角不为零时，升力L是合力RA在垂直于气流方向上的分量，压差阻力D是合力RA在平行于气流方向上的分量(如图4所示)。由体轴系到风轴系的坐标转换公式，可得：
L?RYcos??Rxsin?
D?
R
Y
sin??
R
x
cos?
所以：c?ccos??csin?LnA
cD?cnsin??cAcos?升力系数及压差阻力系数确定后，升力及压差阻力可按下式计算：
L?
12
?V
2?
b?c
L
D?
12
?V
2?
b?c
D
在实际流体中，由于流体具有粘性，故流体与物面摩擦还将引起摩擦阻力。翼型的压差阻力与摩擦阻力之和，称为翼型的型阻。翼型型阻的测定，可用气动力天平测量，也可通过测量翼型尾迹（尾流）中动压的损失来测定翼型的型阻。
1、实验模型：nAcA6321翼型，
实验模型弦长b=150mm，展长l=700mm。实验模型安装在风洞实验段，翼弦方向与来流方向之间夹角即为迎角α，可通过迎角机构改变迎角α。在机翼的中间剖面上，沿翼弦方向在上、下表面各开有12个测压孔(其坐标分别见表1、表2)，测压孔与机翼表面垂直。各测压孔由埋在机翼模型中间的铜管通到模型外面，再用塑料管依次接到多管压力计上，多管压力计的倾斜角度β可调，以便提高读数精度，多管压力计的工作介质为水(γ=9796
nm
3
)或酒精(γ=8730～9030
nm
3
)，多管压力计共有
25根测压管，前面24根用于测量模型表面静压，第25根测压管通大气。由于此风洞为开口式风洞，来流静压就是大气压。于是，如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度高Δhi，则表明测到的压力pi是负值，且pi-p∞=-γΔhisinβ。如果第i根测压管液柱比第25根测压管液柱高度低Δhi，则
2
表明测到的压力pi是正值，且pi-p∞=γΔhisinβ。
(四)实验方法与步骤
1、熟悉实验设备及模型，了解模型测压孔号与压力计的测压管号之间的对应关系。同时，仔细检查各测压管路是否畅通以及是否漏气。
2、调整机翼模型的迎角α为指定值。调节多管压力计倾斜角β，并使第25根测压管液面与刻度线“0”基本齐平。
3、记录大气压强和温度及各测压管液面初读数。
4、按照风洞操作规程启动风洞进行实验。达到指定风速V?后，记录各测压管末读数。
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c～x，cp～Y曲线，计算升力系数cL，压差阻力系数
p
c。并绘制cL～α曲线，cD～α曲线。
(五)实验数据处理
设第i根测压管的初读数为li0，末读数为lie，则液柱升高lie-li0。液柱升高表明该测压点压力下降，所以有：
D
pi-p∞=γΔhisinβ=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ
式中：pi为第i根测压孔的静压，p∞为来流静压，γ为介质重度，l0和le为第25根测压管初读数和末读数，β为多管压力计的倾斜角度。
因此，机翼表面各点的压力系数为：p?p?c1
?V2
=γ[(le-l0)-(lie-li0)]sinβ/(1?)
i
?
p
2?
2
V
2
?
由于前缘和后缘无测压点，应分别根据附近若干点压强系数外推出该点压强系数。1、已知数据
翼型型号：nAcA6321,模型弦长b=150mm，展长=700mm。2、记录实验条件数据
大气压强????=Kpa，t=℃，多管压力计的倾斜角度β=°，γ=计算出大气密度??
paRTa
nm
3
=kg/m3
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?hi，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°)
3
_
x
?xb
p
4、以压力系数cp为纵坐标，以为横坐标，以
_
为横坐标作不同迎角下的压力系数分布图。以压力系数c
Y
?
Yb
为纵坐标作不同迎角下的压力系数分布图。作图时应根据上、下翼面靠近前
p
缘和后缘的若干点的cp值外推出前缘和后缘的c，从而画成一条封闭曲线。用图解法计算机翼上表面压力系数c
pu
曲线与x轴围成的面积减去机翼下表面压力系数
_
4
cpL
曲线与x轴围成的面积，两面积之差就是法向力系数c。而弦向力系数cA的数值等于
n曲线与Y轴所围的面积减去
_
_
cpf
曲线与轴所围的面积之差。
_
6、计算风轴系气动力系数cD和cL。
（六）、思考题
1、在压力分布图上是否必有cp=1的测压点？为什么？是否有>+1？
2、升力系数cL随迎角?是否呈直线变化？如果是，其斜率是多少？
3、你认为实验中存在什么问题，应怎样改进？谈谈本次实验的体会。
5
《机翼的升力,阻力及力矩实验报告》相关文档：
机翼的升力,阻力及力矩实验报告06-25
机翼的升力,阻力及力矩实验报告06-25
机翼的升力,阻力及力矩实验报告11-28
机翼的升力,阻力及力矩实验报告02-09
