飞机阻力和升力公式，飞机的升力和阻力
飞机阻力和升力公式，飞机的升力和阻力如果我们选择总表面积，则计算的系数具有与我们选择机翼平面区域时不同的值，但是升力是相同的，并且系数与区域的比率相关。 由于升力系数通过实验确定，通过测量升力和测量面积并进行必要的数学运算来产生系数，我们可以自由地使用任何易于测量的区域。 在开发升力方程中使用的参考区域时，有几个不同的区域可供选择。由于大部分升力是由机翼产生的，而升力是垂直于飞行方向的力，因此合乎逻辑的选择是机翼平面区域。 平面区域是从机翼上方观察的机翼区域，沿着“升力”方向看。它是一个平面，并不是整个机翼的总表面积（顶部和底部），尽管它几乎是大多数机翼的一半。 理论上，我们可以使用总表面积作为参考区域。总表面积与机翼平面区域成比例。
注意：以下文章特干～～～
升力
机翼产生的升力取决于机翼的形状，机翼面积和飞机速度。
升力方程的参考区域
在开发升力方程中使用的参考区域时，有几个不同的区域可供选择。由于大部分升力是由机翼产生的，而升力是垂直于飞行方向的力，因此合乎逻辑的选择是机翼平面区域。
平面区域是从机翼上方观察的机翼区域，沿着“升力”方向看。它是一个平面，并不是整个机翼的总表面积（顶部和底部），尽管它几乎是大多数机翼的一半。
理论上，我们可以使用总表面积作为参考区域。总表面积与机翼平面区域成比例。
由于升力系数通过实验确定，通过测量升力和测量面积并进行必要的数学运算来产生系数，我们可以自由地使用任何易于测量的区域。
如果我们选择总表面积，则计算的系数具有与我们选择机翼平面区域时不同的值，但是升力是相同的，并且系数与区域的比率相关。
上图显示了两架不同飞机的投影表面积。左侧的飞机以巡航状态显示，而右侧的飞机以起飞或着陆状态显示。起飞和着陆的速度相对较低，因此要保持升力高（避开地面！）设计师试图增加机翼面积。
这是通过沿金属轨道向后滑动襟翼并向前移动板条以增加翼面积来完成的。下次你乘坐客机飞行时，在起飞和着陆时可以观察机翼，看看机翼区域的变化。
由于飞机有多种形状和尺寸，因此空气动力学家必须能够计算出许多不同形状的机翼区域。大多数这些技能都是在中学学习的。在另一片文章也有讲到机翼区域如何定义的，详情请阅读飞机机翼几何定义。
阻力
对象生成的阻力量取决于对象的大小。阻力也是一种空气动力 ，因此取决于身体在空气中移动时身体周围空气的压力变化。
总的空气动力等于压力乘以身体周围的表面积。阻力是沿着飞行方向力的组成部分。像其他气动力一样，升力阻力与物体的面积成正比。加倍该区域使阻力增加倍。
阻力方程中是用的参考区域
在阻力方程中使用的参考区域时，有几个不同的区域可供选择。如果我们认为阻力是由空气和机身之间的摩擦引起的，那么合理的选择就是机身的总表面积（As）。
如果我们将阻力视为对流动的阻力，则更合乎逻辑的选择将是垂直于流动方向的身体的前视区域（Af）。即是图中蓝色的区域。
最后，如果我们想要与升力常数进行比较，我们应该使用相同的面积来推导升力常数，即机翼面积（Aw）。各个区域中的每一个都与其他区域成比例，如图中的“〜”符号所示。由于阻力常数通过实验确定，通过测量阻力并测量面积，然后进行必要的数学运算来产生常数，我们可以自由使用任何易于测量的区域。如果我们选择机翼面积，计算出的常数与我们选择截面面积的值不同，但是阻力是相同的，常数与面积的比率相关。在实践中，基于各种各样的对象区域报告阻力常数。
形状对阻力的影响
阻力系数是一个数字，其空气动力学使用模型中的所有的复杂的依赖关系的 拖动上形状，倾斜度，和一些流动条件。阻力系数Cd等于阻力D除以密度 r乘以参考面积A乘以速度V平方的一半 。
Cd = D /(0.5 * r * V ^ 2 * A）
上图显示了各种形状的阻力系数的一些典型值。这里显示的值是通过将模型放置在风洞中并测量阻力值，速度和密度的隧道条件，以及模型的参考区域来实验确定的。
然后使用上面给出的阻力方程来计算阻力系数。每个物体的投影正面区域用作参考区域。
平板具有Cd = 1.28，楔形棱镜，楔形面向下游具有Cd = 1.14，球形具有从0.07变化到0.5的Cd，子弹Cd = 0.295，以及典型的翼型Cd =0.045。
我们可以通过比较任意两个对象的阻力系数值来研究形状对阻力的影响，只要使用相同的参考区域并匹配马赫数和雷诺数。
除了球体之外，该滑块上的所有阻力系数都是在低速（亚音速）风洞和类似的雷诺数下产生的。
一个快速的对比表明，平板产生最高的阻力，流线型的对称翼型产生最低的阻力。
形状对产生的阻力有很大影响。比较平板和棱镜，球体和子弹，我们看到可以修改形状以减少阻力。球体的阻力系数由一系列值给出，因为球体上的阻力高度依赖于雷诺数。
雷诺数一种可用来表征流体流动情况的无量纲数。Re=ρ*v*d/μ，其中v、ρ、μ分别为流体的流速、密度与黏性系数，d为一特征长度。例如流体流过圆形管道，则d为管道的当量直径（当量直径即水力半径，水力半径是水力学中的一个专有名称，指某输水断面的过流面积与水体接触的输水管道边长（即湿周）之比，与断面形状有关，常用于计算渠道隧道的输水能力。）。利用雷诺数可区分流体的流动是层流或湍流，也可用来确定物体在流体中流动所受到的阻力。
当机翼在空中移动时，机翼以一定角度向飞行方向倾斜。弦线与飞行方向之间的角度称为迎角，并且对机翼产生的阻力有很大影响 。
物体产生的阻力大小取决于物体的形状以及物体在空气中的移动方式。
对于薄翼型，阻力几乎恒定在小角度（ /- 5度）。当角度增加到5度以上时，由于前部面积增加和边界层厚度增加，阻力迅速上升。
当物体在空中移动时，空气分子会粘住到表面。这在表面附近产生一层空气，称为边界层，实际上改变了物体的形状。流体在边界层的边缘改变方向，就像它是物体的物理表面一样。
边界层可以上抬起或“分离”并产生与物理形状大不相同的有效形状。当边界层分离时，机翼被认为是停转的，并且阻力和升力都变得不稳定。在失速条件下确定阻力是非常困难的。
在上图中，两个翼型的流动条件显示在左侧。两个翼型的形状是相同的，下部翼型与进入的流动倾斜10度，而上部翼型倾斜20度。在上部翼型上，边界层已分离并且机翼停止。预测失速点，机翼失速的角度，在数学上是非常困难的。工程师通常依靠风洞测试来确定失速点。但必须非常仔细地进行测试，匹配所有重要的相似性参数。实际的飞行硬件。
该图右侧的图显示了阻力如何随着典型的薄翼型的迎角而变化。在低角度时，阻力几乎是恒定的。注意在该图上，在零角度时，由于表面摩擦和翼型形状而产生少量阻力。在曲线的右侧，阻力突然变化，曲线停止。实际上，您可以将翼型设置为您想要的任何角度。然而，一旦机翼失速，流动变得非常不稳定，并且阻力值随时间快速变化。
由于零角度产生的阻力量和失速点的位置通常必须通过实验确定，因此空气动力学家包括阻力系数的倾斜效应。但这提出了另一个问题。还有另一个因素影响有限翼产生的阻力。该效应被称为由于升力引起的诱导阻力或阻力。有限翼的翼尖周围的流动在尖端附近的翼上产生“诱导”的迎角。随着角度的增加，升力系数增大并且这改变了诱导阻力的量。
为了区分迎角对阻力的影响和由于升力引起的阻力，空气动力学家经常使用两个机翼模型。用于确定迎角效果的机翼模型是长而薄的，并且可以跨越整个隧道以产生“二维”翼型。另一个模型用于确定翼尖对阻力的影响。
以下简单介绍机翼增升装置。其在机翼上用来改善气流状况和增加升力的活动面板。可在飞机起飞、着陆或低速机动飞行时增加机翼剖面的弯曲度及迎角，从而增加升力。目前飞机上采用的增升装置，根据其增升原理可以归纳为以下四种：襟翼；前缘缝翼；附面层控制；喷气襟翼。
前缘襟翼
前缘襟翼通常指无缝道的简单可下偏的前缘（Plian Leading-edge Flap）。它增大了机翼的弯度，使前缘吸力增加，从而提高了升力，同时也使失速迎角有所增加。
襟翼和板条沿着内置于机翼的金属轨道移动。向后移动襟翼（朝向尾部）并向前移动板条会增加机翼面积。向下旋转板条的前缘和翼板的后缘增加了有效弯度翼型，增加升力。此外，襟翼的大的后投射区域增加了飞机的阻力。这有助于飞机的降落。
前缘缝翼
1. 固定式缝翼
2. 两位置缝翼
3. 三位置缝翼
前缘上的部分称为前缘襟翼，而后缘上的部分称为后缘襟翼。
附面层控制（BLC）
此种增升装置可以控制机翼上的附面层 推迟气流的不利分离 可以增大机翼的升力系数。该技术将发动机高压压气机中的气流引出，并使其流过襟翼和副翼，为飞机低速飞行提供足够的升力。
喷气襟翼
喷气襟翼是超音速飞机的一种特殊增升装置，它的基本原理是利用涡轮喷气发动机引出的压缩空气或燃气流，通过机翼后缘的缝隙沿整个翼展向后下方以高速喷出，形成一片喷气的“幕”，从而起襟翼的增升作用。喷气襟翼一方面改变了机翼周围的流场，增加了上下压力差；另一方面，喷气的反作用力在垂直方向上的分力也使机翼升力大大增加。所以，这种装置的增升效果极好。
