【簡(jiǎn)介：】一、飛機(jī)升力系數(shù)？飛機(jī)升力的計(jì)算公式是：L（升力）=ρVΓ（氣體密度×流速×環(huán)量值）。飛行動(dòng)壓＝1/2 × 空氣密度 × 飛行速度的平方 等時(shí)間論：當(dāng)氣流經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面和下表面時(shí)，由于上表
一、飛機(jī)升力系數(shù)？
飛機(jī)升力的計(jì)算公式是：L（升力）=ρVΓ（氣體密度×流速×環(huán)量值）。
飛行動(dòng)壓＝1/2 × 空氣密度 × 飛行速度的平方
等時(shí)間論：當(dāng)氣流經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面和下表面時(shí)，由于上表面路程比下表面長(zhǎng)，則氣流要在相同時(shí)間內(nèi)通過(guò)上下表面，根據(jù)S=VT，上表面流速比下表面大，
再根據(jù)伯努利定理：由不可壓、理想流體沿流管作定常流動(dòng)時(shí)的伯努利定理知，流動(dòng)速度增加，流體的靜壓將減小；反之，流動(dòng)速度減小，流體的靜壓將增加。但是流體的靜壓和動(dòng)壓之和，稱(chēng)為總壓始終保持不變。從而產(chǎn)生壓力差，形成升力。
二、飛機(jī)升力系數(shù)排名？
中國(guó)殲-20戰(zhàn)機(jī)的“升力體邊條翼鴨式布局”外觀設(shè)計(jì)，獲得了中國(guó)外觀設(shè)計(jì)金獎(jiǎng)，這引起了外界的高度關(guān)注。作為世界第三款已經(jīng)投入現(xiàn)役的五代隱身戰(zhàn)機(jī)，殲-20戰(zhàn)機(jī)從來(lái)就不缺乏關(guān)注度，時(shí)不時(shí)的還有專(zhuān)家，會(huì)拿殲-20戰(zhàn)機(jī)去與F-22戰(zhàn)機(jī)和F-35戰(zhàn)機(jī)進(jìn)行比較。而在比較的過(guò)程中，專(zhuān)家就普遍認(rèn)為，殲-20戰(zhàn)機(jī)的綜合實(shí)力要高于F-35戰(zhàn)機(jī)，并與F-22戰(zhàn)機(jī)不分伯仲，甚至在某些地方，還要更勝一籌。
大家都知道，F(xiàn)-35戰(zhàn)機(jī)就是美國(guó)洛馬公司推出的一個(gè)圈錢(qián)項(xiàng)目，其所采用的技術(shù)與F-22戰(zhàn)機(jī)比起來(lái)，要差很多。許多國(guó)家之所以會(huì)購(gòu)買(mǎi)F-35戰(zhàn)機(jī)，主要就是因?yàn)樵搼?zhàn)機(jī)，是世界上唯一在售的五代隱身戰(zhàn)機(jī)，如果F-22戰(zhàn)機(jī)能參與售賣(mài)，那么F-35戰(zhàn)機(jī)根本就引不起其他國(guó)家的興趣。所以殲-20戰(zhàn)機(jī)的綜合實(shí)力超過(guò)F-35戰(zhàn)機(jī)，并沒(méi)有什么意外。
而在殲-20戰(zhàn)機(jī)獲得外觀設(shè)計(jì)金獎(jiǎng)之后，專(zhuān)家便對(duì)殲-20戰(zhàn)機(jī)和F-22戰(zhàn)機(jī)，進(jìn)行了更深入的對(duì)比，認(rèn)為殲-20戰(zhàn)機(jī)的升力系數(shù)優(yōu)于F-22，排名全世界第一！殲-20戰(zhàn)機(jī)使用的升力體機(jī)身、鴨翼、邊條、機(jī)翼、后機(jī)身邊條、外傾雙腹鰭和外傾全動(dòng)雙垂尾多重耦合的一體化鴨式布局，產(chǎn)生了巨大的升力收益和減阻效果，這使得該戰(zhàn)機(jī)的升力系數(shù)不小于2.1-2.2，位于世界第一的水平。
根據(jù)資料顯示，F(xiàn)-22戰(zhàn)機(jī)公開(kāi)升力系數(shù)約為1.7，超聲速巡航零升阻力系數(shù)約為0.035。與殲-20比起來(lái)，F(xiàn)-22戰(zhàn)機(jī)的升力、阻力系數(shù)都要落后于后者。而在以往的飛行表演中，其實(shí)就已經(jīng)證明了這個(gè)事情。2018年珠海航展上，殲-20戰(zhàn)機(jī)進(jìn)行了飛行表演，在超低空通場(chǎng)后，殲-20戰(zhàn)機(jī)以超過(guò)60度迎角拉起，接一個(gè)半滾倒轉(zhuǎn)，僅在3秒之內(nèi)，就將機(jī)頭指向改變了180度。同時(shí)，殲-20戰(zhàn)機(jī)的速度還沒(méi)有發(fā)生任何變化。
要知道，F(xiàn)-22戰(zhàn)機(jī)在完成同樣動(dòng)作的時(shí)候，飛行速度有明顯下降，而且高度增加較慢，兩者比較起來(lái)，有著明顯的差距。為什么中國(guó)殲-20戰(zhàn)機(jī)的外形設(shè)計(jì)會(huì)如此優(yōu)秀？這主要就是因?yàn)?，我?guó)發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力不足，想在性能上追趕F-22戰(zhàn)機(jī)，就得被迫設(shè)計(jì)更加優(yōu)秀的外形。而隨著我國(guó)新款發(fā)動(dòng)機(jī)的小批量投產(chǎn)，未來(lái)殲-20戰(zhàn)機(jī)還將裝備上動(dòng)力更加強(qiáng)勁的發(fā)動(dòng)機(jī)，這會(huì)使得該戰(zhàn)機(jī)的升力系數(shù)大幅飆升，殲-20將是5代機(jī)里的一匹黑馬。
三、飛機(jī)的升力系數(shù)是什么？
飛機(jī)的升力系數(shù)是什么？飛機(jī)的升力系數(shù) c =L/(q.s)其中,L表示飛機(jī)的升力,q在空氣動(dòng)力學(xué)中表示動(dòng)壓,它的計(jì)算公式為 q = ρv^2/2 (^表示平方)即 q = ρ×v×v/2 ,ρ表示飛機(jī)的飛行狀態(tài)的空 氣密度,(與海拔高度有關(guān),海拔越高,其值越小,一般由查相應(yīng)的表可以找到),v表示飛機(jī)的飛行速度. s 表示的是參考面積,一般情況下,可以只取飛機(jī)的機(jī)翼面積. 另外,在空氣動(dòng)力學(xué)中,根據(jù)這個(gè)公式,以及力的平衡原理,推導(dǎo)出了一個(gè)由積分方法計(jì)算的公式,由于它需要清楚的知道飛機(jī)表面?zhèn)€部分的壓力和摩擦力分布,且用到積分,所以比這個(gè)公式復(fù)雜得多.表示出來(lái)也很麻煩.
四、飛機(jī)升力系數(shù)什么意思？
在飛行器的仿真計(jì)算中，升力求解的一般表達(dá)式是 Y=Cx*q*S，其中q為動(dòng)壓，S為參考面積，Cx即為升力系數(shù) 升力系數(shù)一般通過(guò)理論計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)得到。是馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等的函數(shù)，其大小與參考面積的選取有直接關(guān)系（飛機(jī)一般選取機(jī)翼面積為參考面積），升力系數(shù)是一個(gè)無(wú)量綱的值，具體的數(shù)值不好說(shuō)，個(gè)人給個(gè)參考范圍0.1到10.0。
五、飛機(jī)升力系數(shù)高的好處？
升力系數(shù)高代表著在相同的條件下，升力系數(shù)高的這一組飛機(jī)能夠獲得更大的升力，升力越高，則推力所需要克服的重力就較正常飛機(jī)小，飛機(jī)可以用更小的速度獲得足夠的升力，或者在相同的速度下升力系數(shù)高的飛機(jī)可以更經(jīng)濟(jì)，更省油飛得更遠(yuǎn)。
六、怎么測(cè)飛機(jī)的升力系數(shù)？
機(jī)升力的計(jì)算公式是：L（升力）=ρVΓ（氣體密度×流速×環(huán)量值）。
飛行動(dòng)壓＝1/2 × 空氣密度 × 飛行速度的平方
等時(shí)間論：當(dāng)氣流經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面和下表面時(shí)，由于上表面路程比下表面長(zhǎng)，則氣流要在相同時(shí)間內(nèi)通過(guò)上下表面，根據(jù)S=VT，上表面流速比下表面大，
再根據(jù)伯努利定理：由不可壓、理想流體沿流管作定常流動(dòng)時(shí)的伯努利定理知，流動(dòng)速度增加，流體的靜壓將減?。环粗?，流動(dòng)速度減小，流體的靜壓將增加。但是流體的靜壓和動(dòng)壓之和，稱(chēng)為總壓始終保持不變。從而產(chǎn)生壓力差，形成升力
七、飛機(jī)的升力系數(shù)和矩陣系數(shù)是什么？
首先飛機(jī)沒(méi)有矩陣系數(shù)這個(gè)概念，你應(yīng)該問(wèn)的是力矩系數(shù)吧？
飛機(jī)的升力系數(shù)是在飛行器的仿真計(jì)算中，升力求解的一般表達(dá)式是 Y=Cx*q*S，其中q為動(dòng)壓，S為參考面積，Cx即為升力系數(shù) 升力系數(shù)一般通過(guò)理論計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)得到。是馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等的函數(shù)，其大小與參考面積的選取有直接關(guān)系（飛機(jī)一般選取機(jī)翼面積為參考面積），升力系數(shù)是一個(gè)無(wú)量綱的值，具體的數(shù)值不好說(shuō)，個(gè)人給個(gè)參考范圍0.1到10.0。
零迎角俯仰力矩系數(shù)是指迎角為零時(shí)，作用于飛機(jī)或其他部件的俯仰力矩系數(shù)。
迎角（Angle of attack）對(duì)于固定翼飛機(jī)，機(jī)翼的前進(jìn)方向（相當(dāng)于氣流的方向）和翼弦（與機(jī)身軸線不同）的夾角叫迎角，也稱(chēng)為攻角，它是確定機(jī)翼在氣流中姿態(tài)的基準(zhǔn)。
俯仰力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生的繞機(jī)體oy軸的力矩。包括氣動(dòng)力矩和發(fā)動(dòng)機(jī)推力向量因不通過(guò)飛機(jī)質(zhì)心而產(chǎn)生的力矩，亦稱(chēng)縱向力矩。
八、升力系數(shù)越大升力越高嗎？
答:升力系數(shù)越大，升力不一定越高。因?yàn)?決定升力的因數(shù)主要有四個(gè)方面:第一，空氣的密度。
在大氣層中，空氣密度是不一樣的，對(duì)流層，平流層不同；
第二，空氣流動(dòng)速度。
這里要考慮飛行的速度；
第三，機(jī)翼的面積。因?yàn)闄C(jī)翼的面積越大，升力越大；
第四，升力系數(shù)。所以，升力系數(shù)只是升力的其中一個(gè)因數(shù)。
九、升力過(guò)載系數(shù)計(jì)算？
機(jī)升力的計(jì)算公式是：L（升力）=ρVΓ（氣體密度×流速×環(huán)量值）。
飛行動(dòng)壓＝1/2 × 空氣密度 × 飛行速度的平方
等時(shí)間論：當(dāng)氣流經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面和下表面時(shí)，由于上表面路程比下表面長(zhǎng)，則氣流要在相同時(shí)間內(nèi)通過(guò)上下表面，根據(jù)S=VT，上表面流速比下表面大，
再根據(jù)伯努利定理：由不可壓、理想流體沿流管作定常流動(dòng)時(shí)的伯努利定理知，流動(dòng)速度增加，流體的靜壓將減??；反之，流動(dòng)速度減小，流體的靜壓將增加。但是流體的靜壓和動(dòng)壓之和，稱(chēng)為總壓始終保持不變。從而產(chǎn)生壓力差，形成升力。
十、升力系數(shù)怎么檢測(cè)？
不同物體的升力系數(shù)不同，可用下公式計(jì)算：
Cy = Y/(qS)
式中，
Cy：升力系數(shù)
Y ：升力（升力垂直于氣流速度方向，向上為正）
q ：動(dòng)壓，q=ρv*v/2 (ρ為空氣密度，v為氣流相對(duì)于物體的流速）
S ：參考面積（飛機(jī)一般選取機(jī)翼面積為參考面積）
