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World File Search System升力系数
飞机概念设计综合 | aerocastle
可变马赫数爬升预测中使用的诱导阻力系数 [Eq (7.34e)] 阻力系数 (Para.5.1) 升力引起的阻力系数（诱导） [Eq (6.12a)] 零升力下的波阻力系数 [Eq (6.17a)] 零升力阻力系数 [Eq (6.17b)] 波阻力系数函数 [Eq (6.17b)] 爬升条件下的有效零升力阻力系数 [Eq (6.15)] 受阻着陆时的有效零升力阻力系数 [Eq (6.16b)] 升力系数 (Para.5.1) 进近升力系数 (Para.6.2.4) 巡航升力系数 (Para.6.2.4) 大迎角时小展弦比机翼的最大升力系数 (Para.6.2.5.2 和表 6.2) 低速时小展弦比机翼的最大升力系数 (第6.2.5.3 和表 6.2) 机动时可用的最大升力系数 (第6.2.4) 最大升力系数 (第6.2.4) 最小总阻力时的升力系数 [Eq (7.14b)] 起飞脱粘状态下的升力系数 (第6.2.4) 俯仰力矩 c6 系数 (第5.1)
减重力大气控制设计与分析...
轴 a x 重心沿 x B 轴的“局部”(非重力)加速度分量 a z 重心沿 z B 轴的“局部”(非重力)加速度分量 n x 沿 x B 轴的载荷系数，等于 a x /g n z 沿 z B 轴的载荷系数，等于 a z /g g 级 评估局部加速度大小的指数 ¯ c 平均气动弦长 S 机翼面积 AR 展弦比 e 奥斯瓦尔德效率因子 C L 升力系数 C L 0 零迎角时的升力系数 C L α 由于迎角导致的升力系数变化 C L q 由于俯仰速度导致的升力系数变化 C L δe 由于升降舵导致的升力系数变化 C D 阻力系数 C D 0 零升力阻力系数 C D i 诱导阻力系数 C m 俯仰力矩系数 C m 0 零升力俯仰力矩系数 C m α 由于迎角导致的俯仰力矩系数变化
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空气风洞测试的测试程序...
1.1 本规程涵盖了确定透气、刚性、不连续屋顶系统的风特性的程序。此处的测试程序提供了在不同风速下，在由木板、底层和透气、刚性、不连续屋顶系统组成的测试样本中，仪表组件的顶部和底部表面上的压力分布。此处的计算确定了仪表组件顶部和底部表面上的压力系数 (CP )、升力系数 (CL )、力矩系数 (C Ma ) 和气动乘数 (1)。
使用 SOAR（轨道空气动力学研究卫星）进行在轨空气动力学系数测量
轨道空气动力学研究卫星 (SOAR) 是一项立方体卫星任务，预计于 2021 年发射，用于研究极低地球轨道 (VLEO) 上不同材料与大气流动状态之间的相互作用。提高对这些高度的气体-表面相互作用的了解以及识别可以最大限度减少阻力或改善空气动力学控制的新型材料，对于设计未来可以在低高度轨道运行的航天器非常重要。这类卫星可能更小、开发成本更低，或者可以提供改进的地球观测数据或通信链路预算和延迟。为了实现这些目标，SOAR 具有两种有效载荷：i) 一组可操纵的翼片，能够将不同的材料或表面处理暴露给具有不同入射角的迎面而来的气流，同时还提供可变的几何形状以研究空气稳定性和空气动力学控制；以及 ii) 具有飞行时间能力的离子和中性质谱仪，可以精确测量原位流动成分、密度和速度。利用精确的轨道和姿态确定信息以及测得的大气流动特性，可以研究卫星在轨道上受到的力和扭矩，并计算出气动系数的估计值。本文介绍了 SOAR 任务的科学概念和设计。描述了使用最小二乘轨道确定和自由参数拟合过程从测得的轨道、姿态和原位大气数据中恢复气动系数的方法，并估计了解析的气动系数的实验不确定度。结果表明，卫星设计和实验方法的结合能够清楚地说明阻力和升力系数随不同表面入射角的变化。阻力系数测量的最低不确定度位于约 300 公里处，而升力系数测量的不确定性随着轨道高度降低至 200 公里而提高。
涡格法对人力飞行器分析的适用性评估
对飞机进行了研究。使用 VLAERO+ （一种涡格法商用计算机程序）计算了 Gossamer Albatross 的升力系数、阻力系数和力矩系数等气动数据，并将其与飞行试验数据进行了比较。对差异进行了分析和解释。尽管计算结果显示出与实验数据相似的趋势，但仍存在一些差异，这些差异可以用该方法的固有局限性来解释，例如线性和无粘性。不过，该程序允许通过加法和乘法因子进行某些校准。Gossamer 模型一旦校准，就可以放心地用于计算马赫数在 0.016 到 0.0248 之间、攻角在 -2 到 10 度之间的气动特性和稳定性分析。
高亚音速客机的弯曲襟翼 - Icas.org
当前运输飞机的固定弯度机翼设计用于实现最佳巡航升力系数，并通过阶梯式巡航爬升飞行剖面实现高效飞行。未来的污染立法可能会禁止此类飞行，并且可能需要采用其他升力/阻力优化方法。固定弯度几何形状对于使用通用机翼的客机系列的开发也可能是不利的。机翼对于中程衍生飞机可能是最佳的，但对于较大和较小的变体则不是。一种解决方案是使用可变弯度襟翼用于巡航以及起飞和降落。本文将介绍克兰菲尔德大学在该领域的 15 年相关研究计划。这些研究表明，在某些情况下，此类系统可以带来成本效益，并提供操作灵活性，这是可变弯度概念的主要驱动力。
具有变形几何形状的 MAV 尾流测量
摘要 本研究重点研究了确定作用于具有自适应机翼几何形状（变形几何形状）的微型飞行器 (MAV) 的空气动力的实验和分析方法。本设计的目标是通过使用智能材料修改机翼的弯曲度和厚度，以在飞行阶段实现最佳自主性或航程。因此，研究了最相关的变形配置。它们由马德里理工大学 (UPM) 通过增材制造设计和制造，并在国家航空航天技术研究所 (INTA) 的低速风洞中进行了测试。粒子图像测速技术用于研究不同变形配置的尾流结构。实验测试以 10 m/s 的自由流速度针对从 0º 到 30º 的几个攻角进行。采用了两种理论方法：横向动能积分和 Maskell 理论；分别用于确定诱导阻力系数和升力系数。对模型后面的尾涡系统进行了完整的定性和定量研究，以了解变形几何的气动行为。