【簡(jiǎn)介：】一、飛機(jī)機(jī)翼升力計(jì)算？不好意思修改一下Y=1/2ρCSv2其中C是升力系數(shù)，和機(jī)翼的形狀和迎角有關(guān)。它沒(méi)有計(jì)算公式，各種不同機(jī)翼形狀的升力系數(shù)和迎角的關(guān)系是用試驗(yàn)的方法得到一
一、飛機(jī)機(jī)翼升力計(jì)算？
不好意思修改一下Y=1/2ρCSv2其中C是升力系數(shù)，和機(jī)翼的形狀和迎角有關(guān)。它沒(méi)有計(jì)算公式，各種不同機(jī)翼形狀的升力系數(shù)和迎角的關(guān)系是用試驗(yàn)的方法得到一個(gè)圖線，供使用。
S是機(jī)翼的面積。v是飛機(jī)的速度。ρ是大氣密度。
二、飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生升力的原理？
機(jī)翼升力原理是機(jī)翼上下表面氣流的速度差導(dǎo)致的氣壓差，在真實(shí)且可產(chǎn)生升力的機(jī)翼中，氣流總是在后緣處交匯，否則在機(jī)翼后緣將會(huì)產(chǎn)生一個(gè)氣流速度為無(wú)窮大的點(diǎn)。
這一條件被稱為庫(kù)塔條件，只有滿足該條件，機(jī)翼才可能 產(chǎn)生升力。
三、固定翼飛機(jī)機(jī)翼升力公式？
升力公式就是L=Cl*q*S，就是升力=升力系數(shù)*動(dòng)壓*機(jī)翼參考面積。 q是動(dòng)壓。動(dòng)壓=(1/2)*空氣密度*真空速^2。
不過(guò)值得注意的是，升力系數(shù)是一個(gè)變化的值。
就是第二個(gè)公式，這是定常飛行狀態(tài)下，平飛需用推力的推導(dǎo)。直接看第二個(gè)就行，W是重力。
四、飛機(jī)機(jī)翼是怎樣產(chǎn)生升力的？
1.飛機(jī)機(jī)翼的產(chǎn)生升力來(lái)源于機(jī)翼上方的氣流速度比下方的氣流速度更快，因此機(jī)翼上方的氣流壓力要小于下方的氣流壓力，這就形成了垂直于機(jī)翼的升力。2.具體來(lái)說(shuō)，流經(jīng)上翼面的氣流速度快，靠近機(jī)翼的拱形表面彎曲后就變緩，從而使得它被"擠到"機(jī)翼下表面，而下表面的氣流因?yàn)闄C(jī)翼的斜度，在機(jī)翼后部匯合時(shí)需要從下面竄到上面，這就使得下表面氣流速度加快、壓力降低，而上表面的氣流速度變慢，壓力增加，最終形成了機(jī)翼產(chǎn)生升力的狀態(tài)。3.除此之外，飛機(jī)機(jī)翼的升力與機(jī)翼的設(shè)計(jì)、角度、面積大小、氣流速度等因素都有關(guān)系，這也是飛機(jī)設(shè)計(jì)中需要考慮的重要因素。
五、飛機(jī)起飛全靠機(jī)翼帶來(lái)升力嗎？
飛機(jī)是靠機(jī)翼的上下氣壓差來(lái)提供升力的，因?yàn)橹灰w機(jī)向前運(yùn)動(dòng)(無(wú)論是在跑道上滑行還是在空中飛行），機(jī)翼下方的氣壓機(jī)會(huì)大于機(jī)翼上方的氣壓。
伯努利方程就是飛機(jī)飛行的原理，而機(jī)翼就是根據(jù)這個(gè)原理設(shè)計(jì)的 發(fā)動(dòng)機(jī)的作用是給飛機(jī)提供向前的動(dòng)力，也就是前面說(shuō)的使飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)，但不是向上的動(dòng)力。 飛機(jī)不是直接靠發(fā)動(dòng)機(jī)推力升起來(lái)的。而且，發(fā)動(dòng)機(jī)之所以可以產(chǎn)生推力，主要是因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)向后高速噴出的燃?xì)饨o了發(fā)動(dòng)機(jī)（也就是飛機(jī)）反沖力，就是動(dòng)量守恒原理。
六、飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生升力的影響因素有？
機(jī)翼剖面
飛機(jī)的升力絕大部分是由機(jī)翼產(chǎn)生，尾翼通常產(chǎn)生負(fù)升力，飛機(jī)其他部分產(chǎn)生的升力很小，一般不考慮．從機(jī)翼剖面圖中我們可以看到：空氣流到機(jī)翼前緣，分成上、下兩股氣流，分別沿機(jī)翼上、下表面流過(guò)，在機(jī)翼后緣重新匯合向后流去．機(jī)翼上表面比較凸出，流管較細(xì)，說(shuō)明流速加快，壓力降低．而機(jī)翼下表面，氣流受阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大．這里我們就引用到了上述兩個(gè)定理．于是機(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差，垂直于相對(duì)氣流方向的壓力差的總和就是機(jī)翼的升力．這樣重于空氣的飛機(jī)借助機(jī)翼上獲得的升力克服自身因地球引力形成的重力，從而翱翔在藍(lán)天上了．
機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正壓力的作用，一般機(jī)翼上表面形成的吸力占總升力的60-80%左右，下表面的正壓形成的升力只占總升力的20-40%左右．
七、機(jī)翼升力公式？
公式為: Y=1/2ρCSv2
其中C是升力系數(shù),和機(jī)翼的形狀和迎角有關(guān).它沒(méi)有計(jì)算公式,各種不同機(jī)翼形狀的升力系數(shù)和迎角的關(guān)系是用試驗(yàn)的方法得到一個(gè)圖線,供使用. S是機(jī)翼的面積. v是飛機(jī)的速度. ρ是大氣密度.
八、飛機(jī)機(jī)翼升力的計(jì)算公式是什么呢？
L = Lift 升力
CL = Co-efficient of Lift 升力系數(shù)
1/2 p = half rho (rho relates to air density) ?空氣密度
V2 = velocity squared (velocity is a vector quantity made up of speed and direction) 速度的平方
s = surface area of the wing 機(jī)翼表面積
九、科學(xué)小實(shí)驗(yàn)：飛機(jī)機(jī)翼是怎樣產(chǎn)生升力的？
飛機(jī)機(jī)翼產(chǎn)生升力的的原理： 雙手各拿一張紙板，并以較近的距離平行垂下。從上端向兩張紙中間吹一口氣，兩個(gè)紙板就會(huì)靠近，甚至合到一起。這是由于紙中間氣流速度大，壓強(qiáng)低；紙外側(cè)空氣靜止、壓強(qiáng)較大，從而產(chǎn)生向內(nèi)的壓力使它們靠近。這就是人們熟知的伯努利原理：水與空氣等流體，流速大的地方，壓強(qiáng)??；流體流速小的地方，壓強(qiáng)大。 把機(jī)翼縱向剖開(kāi)，會(huì)形成一個(gè)翼截面或翼剖面，在航空上稱翼型。當(dāng)空氣流過(guò)機(jī)翼時(shí)，氣流會(huì)沿上下表面分開(kāi)，并在后緣處匯合。上表面彎曲，氣流流過(guò)時(shí)走的路程較長(zhǎng)，下表面下表面較平坦，氣流的行程較短。上下氣流最后要在一處匯合，因而上表面的氣流必須速度較快，才能與下表面氣流同時(shí)到達(dá)后緣。根據(jù)伯努利原理，上表面高速氣流對(duì)機(jī)翼的壓力較小，下表面低速氣流對(duì)機(jī)翼壓力較大，這就產(chǎn)生了一個(gè)壓力差，也就是向上的升力。在實(shí)際的飛機(jī)機(jī)翼上，升力來(lái)自兩部分，一是機(jī)翼下面的氣流高壓產(chǎn)生的向上的沖頂力，一是機(jī)翼上面的高速氣流的低壓產(chǎn)生的吸力。簡(jiǎn)單地說(shuō)，升力是氣流對(duì)機(jī)翼“上吸、下頂”共同作用的結(jié)果。在全部升力中，機(jī)翼上表面的吸力比下表面的沖力更大。
十、機(jī)翼什么形狀升力最好？
長(zhǎng)方形機(jī)翼：此種類型的機(jī)翼，其前緣和后緣均為直線，且與飛機(jī)的縱軸互相垂直常使用於小型飛機(jī)。
后掠機(jī)翼：詳多巨型和高速的飛機(jī)，其翼尖設(shè)計(jì)在機(jī)翼中心偏向后的位置，使得機(jī)身兩側(cè)的機(jī)翼，后緣均和機(jī)身的中心線，產(chǎn)生小於90度的夾角，其最主要目的為了提供飛機(jī)在高速飛行時(shí)擁有較佳的性能。
縮減機(jī)：此種類型的機(jī)翼，自翼根至翼尖，其前后緣機(jī)翼均逐漸縮減者，早期的客機(jī)和貨機(jī)均采用此種機(jī)翼，由於其與機(jī)身接合處的翼剖面最大，故相適用於懸臂式的結(jié)構(gòu)。
機(jī)翼形狀對(duì)升、阻力有很大影響。
` 就機(jī)翼切面形狀來(lái)說(shuō)，相對(duì)厚度大，機(jī)翼的升力和阻力也大。
這是因?yàn)?，相?duì)厚度大，機(jī)翼上表面的彎曲程度也大，一方面使空氣流過(guò)機(jī)翼上表面流速增快得多，壓力也降低得多，升力大。
另一方面最低壓力點(diǎn)的壓力小，分離點(diǎn)靠前，渦流區(qū)變大，壓差阻力大。
實(shí)驗(yàn)表明，相對(duì)厚度在5%-12%的翼型，其升力比較大，相對(duì)厚度若超過(guò)14%，不僅阻力過(guò)大，而且升力會(huì)因上表面渦流區(qū)的擴(kuò)大而減小。
` 最大厚度位置，對(duì)升阻力也有影響。
最大厚度位置靠前，機(jī)翼前緣勢(shì)必彎曲得更厲害些，導(dǎo)致流管在前緣變細(xì)，流速加快，吸力增大，升力較大。
但因后緣渦流區(qū)大，阻力也較大。
最大厚度位置靠近翼弦中央，升力較小，但其阻力也較小。
因?yàn)?，最大厚度位置靠后，最低壓力點(diǎn)，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)均向后移，層流附面層加長(zhǎng)，紊流附面層減短，使摩擦阻力減小，所以阻力較小。
F@ouC] 在相對(duì)厚度相同情況下，中弧曲度大，表明上表面彎曲比較厲害，流速大，壓力低，所以升力比較大。
平凸型機(jī)翼比雙凸型機(jī)翼的升力大，對(duì)稱型機(jī)翼升力最小。
中弧曲度大，渦流區(qū)大，故阻力也大。
機(jī)翼平面形狀對(duì)升、陰力也有影響。
實(shí)驗(yàn)表明，橢園形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，而矩形機(jī)翼和菱形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最大。
展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。
放下襟翼和前緣縫翼張開(kāi)，會(huì)改變機(jī)翼的切面形狀，從而會(huì)改變機(jī)翼的升力和阻力。
又如機(jī)翼結(jié)冰，會(huì)破壞機(jī)翼流線形外形，從而使升力降低，阻力增大。
三角形機(jī)翼：為使飛機(jī)能夠更高速的飛行，必須使飛機(jī)在飛行時(shí)能獲得更佳的性能，因?yàn)闄C(jī)翼為飛機(jī)的主升力面，飛機(jī)在高速飛行時(shí)，當(dāng)氣流流經(jīng)機(jī)翼表面后，在機(jī)翼后緣所產(chǎn)生的紊流相當(dāng)嚴(yán)重，而紊流會(huì)減低飛機(jī)機(jī)翼所產(chǎn)生的升力，進(jìn)而降低操控性能，故藉由風(fēng)洞的測(cè)試，設(shè)計(jì)了三角形機(jī)翼的無(wú)尾機(jī)翼，將機(jī)翼與水平面合為一體，稱為三角翼飛機(jī)，多用於戰(zhàn)斗機(jī)，但有些是使用雙三角翼，即是機(jī)翼和尾翼均為三角形的翼型。
