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马格鲁斯滑翔机原理
其中的科学原理：
这个科技小制作的英文名称是“Magnus Glider”，翻译成“马格努斯滑翔机”。因为它利用了“马格努斯效应”。什么是“马格努斯效应”呢？
假设一个圆柱体平稳地向前飞行，那么气流会平稳地从它上下流过，对它只产生阻力，如下图1。如果这个圆柱体同时旋转，它的下表面运动方向与气流方向相反，上表面相同，就会造成圆柱体下表面空气流速低，上表面空气流速高。根据“伯努利定律”，就会产生向上的升力，如下图2。
一边旋转一边向前运动的圆柱体会受到空气的作用力，这就是马格努斯效应说明的内容。大家都知道足球运动里很著名的“香蕉球”，足球运动员把球旋转着踢出去，旋转的球受到空气的动力，会以一个弧线运动，就是这个原理的应用。同样在中国国球乒乓球运动中，也有“弧圈球”这项技术，我们不太熟悉的棒球运动中，也有类似的技术。
当然我们制作的这个“马格努斯滑翔机”不光利用了这种效应，里面还有“陀螺效应”，正是陀螺效应让它飞行的更平稳。另外杯子的形状，两个相对的圆锥形，也增加了它的稳定性。
升力系数、马格努斯力系数
1979年发表的一篇论文使计算流体解析（CFD）就为人所知，本文要讲述的是CFD的概况，其中重点讲述解算弹道（火炮外弹道）的重要解析技术。
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在日本，出现了超大型计算机系统，它们采用日本独特的路线、追求世界一流的技术。1993年，航空宇宙技术研究所与日本企业一起开发出了“数值风洞”技术，后来这项技术得到进一步发展，1997年开发了“地球模拟器”，2002年又开发了“数值模拟器”，现在已正式运转。下面就以计算流体解析用的超大规模计算机系统为参考，谈谈CFD的发展动向。
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7}Pn R7s1oQ 计算流体解析应用软件，主要是计算流体支配方程式－纳维·斯托克斯方程式，它对分割成许多个很小的有限区域进行计算，用有限差分法和有限容积分析法求解。为此，随着迅速发展的超大型计算机系统存储量的增大和演算速度的加快，晶格生成、差分方法、阻尼近似方法、热量和反应的配合有了明显的进步。它将一种解算者的解析评价方式输入计算机，将一部分人工解析程序交给计算机完成，解析结果用实验的时间表示，有试验临场感，更能够明确表示解析者意图。本文主要讨论软件发展动向、近几年进步显著的直接数值仿真和大涡流仿真。通过风洞、弹道靶道、实际射击试验求出炮弹弹道解析用运动系数，但是直接用纳维·斯托克斯方程式通过粘性项的模型（mode）求解的动向越来越显著。于是渐渐开始进行炮弹“数值风洞”试验的尝试。因此还要讲解关于炮弹进行基本风洞试验的最新动向，其中包括炮弹“数值风洞”试验所必需的、作用于飞行炮弹上的无法忽略的“马格努斯力、马格努斯力矩”，高马赫数飞行时显现的“轴向振动衰减、旋转衰减”，约占炮弹全部阻抗一半的“弹底阻力”。这些现象在整个炮弹外弹道中为非稳定现象。除此以外，火炮内弹道、过渡弹道、终点弹道的现象大部分是非也稳定的，本文只涉及炮弹的外弹道现象。&nTQ0Y“z/l
-EK’N zS.i 模计算机系统的动向
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1987年，日本航空技术研究所，在数值仿真技术的发展和普及以及航空航天器的国际共同开发中，引进超大型计算机VP400（已开始工作）确立和提高了日本国的地位，推出第1代数值模拟器NSⅠ。VP400具有1GFLOPS（FLOPS是指1秒钟进行1次的浮点演算的处理功能）的演算功能，首次使3维尾翼的纳维·斯托克斯解析和全弹外形的非粘性解析成为可能。
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nDapJ 1993年，通过引进“数值风洞”（NWT），第2代数值模拟器NSⅡ开始启动。NWT以开展纳维·斯托克斯方程式为基础的 CFD技术的开发为目标，为弄清楚全弹的参数解算，以10进位进行1M（＝100万）栅格的计算，将VP400的性能提高百倍作为目标进行开发。NWT为由1.6 GFLOPS的向量的166台计算机构成的峰值为280 GFLOPS、主存储容量为44.5 GB的分离并行计算机系统。通过引进NWT，武器正式进入了以100 GFLOPS级的计算功率进行并行仿真的时代。NWT的处理性能别具一格，90年代中期后，日本航空技术研究所便处于日本国家计算流体力学的前列。从此，纳维·斯托克斯解析被固定下来。!f!aT5y)YS
{/F\ M7o m5g l,u*} 1997年，日本科学技术厅（现为文部科学省），开始实施通过计算机模拟来明确解释地球变暖和厄尔尼诺等地球现象，而且制定试图明确解释预测地球环境变化为目的的“地球模拟器”计划。为航空技术研究所推出数值模拟器的三好甫氏，担当了由宇宙开发集团、日本原子能研究所、海洋科学技术中心组成的地球模拟器研究开发中心主任之职。“地球模拟器”于2002年开始使用。每1 CPU可将8×8 GFLOPS的向量处理机作为1个节点,连接640个节点。作为最大40 TFLOPS和多种用途，实现了世界最高的计算速度，完成全球大气循环仿真。目前正在使制作的这种 “虚拟地球”研究变为现实。而且就在1997年，东京大学的天文仿真用超大型计算机系统“GRAPE-6”，记录了48 TFLOPS的更快速度。
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gP+l F:z }0V 2002年，航空技术研究所，正式启动第3代新的共用计算机形系统“数值模拟器Ⅲ（NSⅢ）。它开拓、研制和验证最先进、高可靠的计算流体力学技术，并达到利用的目的，提出了如下重点课题：（1）挑战和攻克瓶颈技术；（2）配备可靠性更高的标准设计工具；（3）构筑新一代综合仿真技术。
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这并没有瞄准世界最高速的峰值性能，而是将峰值性能控制在与世界上最高速大致相同的程度，通过反馈第2代超大规模计算机系统的实际使用效果，正在集中改进方向。这些重点课题主要与软件有关，有关软件问题在第3部分再讲。&G OR+g$x rv d
E n.d!|;T 计算机系统称为中央数值仿真系统，就是将14个单元用开关连接在一起。1个单元内装有128个CPU，共有256 GB的最大存储量。为便于使用，可将1个单元分割成几个CPU群体，单元的处理性能总计为665.6 GFLOPS，系统整体有9.3 TFLOPS的处理性能，3 TB的存储量。
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L2e0sA9z z 报告给出了高速计算机的峰值性能的发展图。从中很容易对航空技术研究所的发展历史，即NSⅠ、NSⅡ、NSⅢ 的发展进行比较，开始时的NSⅠ是1G FLOPS，1993年的NSⅡ为280G FLOPS，而2003年的NSⅢ 则达到了约10T FLOPS，15年间约提高了10000倍。与1980年时的预测相比，有了非常大的进步。fX qRL ^3d};a
!ic2ls)]L$dG 时至今日，因计算机的存储量大、演算速度的加快，能对每个要素进行的解析，同时也能够对综合相互影响的各个要素进行解算。最初，解析使用简单的模型，对周边的物理量以比较明确的气流作为对象，进行边界气流 、剪切气流 、冲击波的“数值基础实验”。接着进行以实际风洞和相当性能为目标的“数值风洞试验/数值要素功能试验”，而且也进行对应于试验场试验的“数值飞行试验/数值全体功能试验”。报告给出了超音速飞行体的实际压力解析和航空喷气发动机内部气流解析的例子，也是最近的CFD解析的例子。0`w T,W7y4I1w
j pR]+e(I D q 从上述例证看出，超音速时，也要仔细地求出飞行体和超音速空气进气口的干扰。对航空喷气发动机，利用各段不同总枚数的压缩机翼系列，求出空气被压缩的图形。实际上，用实际飞行体求解时，一是计量仪器不太容易安装，二是由于安装测量仪器会改变气流特性，所以，实际测量受到限制。%^ ?sW _.g’}
^ ^’w*Eu y uO2x)| 要想把以前不能看见的事件也做到可视化，要大幅度地改进良可视化系统。航空技术研究所推出了最新的中央可视化系统。对飞机发动机试验时，几乎可以全尺寸地进行可视化显示。^@;i/U hmN$uE @
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从此，超大型计算机系统终于进入了“虚拟发动机”、“虚拟飞机”“虚拟地球”时代。
2005-08-06 09:00 梅克林格
软件发展动向 7i~-lw4?q%w7h{
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作为解析瓶颈技术的代表性问题，首先列举的是复杂形状周围栅格的生成和对物理现象的建模。:HG k \ y1k#m
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高速飞行的物体表面粘性引起的极薄的界面层很强，如何正确地捕捉界面层，会给整个计算精度带来很大影响。因此，关系到能否正确地捕捉复杂形状表面上的界面层全部计算栅格的高效生成技术很重要。
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今天雷诺平均纳维·斯托克斯（RANS）解析成为CFD的主流，在提高CFD技术的定量关系，在对物理现象建模时，必须确立高精度湍流模型。当RANS以非线性将现象作局部平均时，需另外利用实验辅助方程式。利用辅助方程式中的变量变成0EQN（0方程式模型）、2EQN（2方程式模型）、STRESS（应力方程式模型）。而且适合于不依靠实验近似的湍流狭小领域之前，求出没有变细、没有平均化的湍流，将其变成有效的水平扩张的DNS（直接数值模拟）和以稍大一些的涡流解析的大涡流仿真（LES－Large Eddy Simulation）。物理现象也因流体的特性，即：粘性、压缩性、反应/燃烧、分解的出现与否，状态大不相同。所以，建模的选择依赖于这些流体的特性，也依赖于与其并存的解析对象的尺寸和复杂性、计算机的存储量和运算速度、要求的计算精度、解析技术水平等。由于物理现象解析的发展和计算机技术的显著进步，建模方法按照解析年代会出现很大的不同。将代表包括解析对象在内表示流体特征的无量纲数字称为“解析次元”，把“解析次元”表示在纵轴上，对应于解析对象的复杂性的解析要素表示在横轴上，文中给出了建模简图。这是1996年记录的情况，图中虚线环绕的部分是有关弹道的解析，其中包括内弹道、过渡弹道、炮外弹道、弹道修正弹的流体特性、对象形状的复杂性。与炮弹有关的发射药、发射药燃烧的气体膨胀能量在极短时间内生成和消灭，并产生种种复杂的物理现象，它们涉及到反应、分解、固体内的冲击波现象等广泛领域。
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最近，对于障碍流体仿真研究的一个难题，即对湍流的建模有重大的技术突破。即实现了对膨胀量的计算采用纳维·斯托克斯方程进行直接数值模拟（DNS），对湍流研究有很多见地，作为数值实验，对DNS的适用性有了广泛的认识。报告给出了直接数值仿真计算的实例。
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K W1G!U8E p/d}-h6dI7H?j 从中看出羽状湍流界面层的压力变化、速度造成湍流结构的变化、射流喷射的湍流结构。依此不仅可以预测湍流结构的非线性、不稳定的多个等级,也可进行前文所述的Dean R. Chapman预测，使“将来通过风洞试验中，进一步提高计算流体力学解析（CFD）数据的可靠性。但是，现在是用DNS求解工程直接面对的气流的湍流结构，即使现在具有超大型计算机的发展速度，那也是将来的事，而且流体不留在通常的有限领域，要作为有限领域进行解析，必须明确而精确地给予有限区域的界面条件。非常高速的高雷诺数的湍流界面层极（非常）薄，要进行这种极薄的湍流界面层内的速度分布、变动能量频谱等的DNS解析，重要数据的取得非常不易，而遇到复杂的外形形状，目前还不可能进行DNS解析。
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随着DNS解析的发展，称之为DNS的近似解析模型的LES引出的湍流数值模拟，正式应用于工程学问题。例如作为从2002年度开始的日本文部科学省的研究计划（RR2002）中情报科学技术领域的重点开发研究的一环，实施了以东京大学生产技术研究所为中心的产学合作项目，即“战略基础软件的开发”，在此所完成的“LES流体解析”中，进行了广泛的解析。以热能流动、流体噪声/流体振动、多相流和反应流等复杂的气流现象作为解析对象，完成燃气轮机的预热混合状况、圆柱流产生的噪声频谱预测和计算汽车发动机周期性气流等级的解析。
2005-08-06 09:00 梅克林格
导弹解析的动向－炮弹用“数值风洞”试验尝试
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Xd0|j3B L 正在将“数值风洞”引进导弹研究的工作中。武器、弹药的现象是发射药产生巨大的能量，其中大约有30％用作炮弹的运动能量，剩余的大部分能量作为运动和热能形式出现，比如对炮身、炮弹、周围空气产生冲击，随后在极短的时间内扩散在大气中。所以，在利用“数值风洞”解析这些非稳定炮弹的运动之前，希望今后的计算机软件有更大的进步，通过限定准稳定的范围，使其处于一种能够充分有效利用的状态。Hj Lvv%[y#?!hS’HAZ
1Hb#|g;s/krH ID 在弹道（炮弹外弹道）解析方面，首先要求出阻力、升力、倾侧力矩、纵摆力矩、侧摆衰减力矩、纵摆衰减力矩、旋转衰减力矩等运动系数。通常，因为高速旋转，要求解出有关马格努斯力、马格纳斯力矩的运动系数。然后利用这些运动系数，通过求解模拟刚体弹道方程式，求解弹道。
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`T9N.Z0M ?“G O| 炮弹周围的气流特征是：（1）对弹体底部影响大；（2）对炮弹的高速旋转影响大；（3）摇摆衰减力矩、旋转衰减力矩原因还不明了。本文给出了用数值计算求得的推进器作用时，炮弹周围的气流线。从中可以推断弹体底部的气流对炮弹周围的气流有很大的影响，并且可以预测局部非常复杂的气流。 \:{P \ Y5d
’~XK9m“V“O 报告给出了风洞试验中有无模型支持杆时气流的不同情况和支持杆的粗细造成阻力不同的情况。由此希望没有支持杆时的数据能更有说服力，但是大部分工作尚没开展。进行了有关边界面层的小规模剥离的造型，但是要进行有关大规模剥离的充分的定量预测很难，特别是对大规模3维剥离，还没有完成对实际机体设计能够十分适用的造型。因此，为模拟弹体底部周围的气流，要求开发出能够定量的高精度测定弹体底部影响的试验。其中一种方法是对风洞模型作磁悬挂。报告给出了日本航空技术研究所的60cm×60cm磁悬挂天平装置、模型和螺旋管的配置图。可以测量风洞通风时赋予离轴角的模型3分力、后面流动压力、湍流强度，今后，期望在进行“数值风洞“试验之后能提供分量数据。 Z,P_ Ic Ql,S N(c
C F4N&];D)|x [#_ 炮弹大多采用旋转稳定（陀螺稳定）飞行，因此，飞行中，相对前进方向，炮弹中心轴与弹道形成夹角（离轴角）一边周期性地章动，一边滚动。马格努斯力和马格努斯力矩作用于一边旋转一边飞行的炮弹上。因为远程炮弹旋转数每分钟在1万转以上，所以马格力斯力和马格力斯力矩的影响也很大。为预测这些情况，首先需要收集风洞试验的数据，然后根据收集的数据选择模型。以日本航空技术研究所为中心，大学、公司三方正在为上述目的共同开发风洞试验。文中给出了高速旋转模型在（约1万转）风洞试验的图像，风洞试验装置由磁悬挂装置和模型高速旋转装置组成。高速旋转装置采用磁力、电气、空气动力方式进行。风洞试验时，通常由于模型尺寸比实际炮弹要小，使用风洞试验无法确立与实际射击等值的试验方式，至今大部分都要给出与没有系统数据的马格力斯力和马格力斯模型的重要数据，为进行炮弹“数值风洞”试验，这种试验变得非常重要。
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报告还给出了风洞试验中测量俯仰衰减力矩的装置。它可向模型施加纵摆和起伏振动，通过模型的反作用求出纵摆衰减力矩系数。实际炮弹的振动达几百赫兹，这个试验装置只有2～30Hz左右，不可能覆盖整个的频率范围，所以必须想法通过再现输入输出的相位差得到衰减的定量数据。W*RYl ?1n?
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要高精度地测量摇摆衰减力矩、旋转衰减力矩，必须掌握气流这个要素。从炮弹飞行中的阴影摄影结果看，由炮弹弹带发生的分层湍流再次附着在至弹底稍有倾斜的圆锥表面，这个湍流和主流发生干涉，在弹带附近可观察到冲击波和膨胀波。这在纵摆时会出现上下非对称冲击波/界面层干涉， 有助于作为纵摆衰减力矩，有关涡流生成的粘性影响也很重要，在高速领域粘性影响也很明显。利用实际飞行时的炮弹引信的S/A转换、引信工作时的炮弹姿势等飞行中的振动和旋转的衰减，求解衰减效果很重要，今后，期待充实这种试验的数据。:J pr(F I z/? b{
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炮弹“数值风洞”试验，重点是探讨基础的风洞试验，尚没充分达到数值模拟的阶段。在试验炮弹的风洞试验中，首要的问题是，代表弹体底部和弹带周围的气流的3维大规模分层湍流和与之相随的冲击波/界面层干涉以及气流的高速旋转湍流影响的明确解析。这一点在原来的风洞试验中很难达到高精度的要求，软件也还没达到高精度要求的程度。现在，炮弹“数值风洞”试验的环境越来越完备，期待今后工作者的努力和发展。
2005-08-06 09:01 梅克林格
结论
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6~@6Ty { k 利用发展速度惊人的超大型计算机系统，气流的数值解析不仅可以进行实际现象的模拟，还可以给出不能实际测量的现象，出现了所谓“数值风洞”、“模拟发动机”、“模拟飞机”、“模拟地球”等等。
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在弹道研究领域，正在做炮弹用的“数值风洞”试验的尝试。当务之急是完善作为其基础的风洞试验数据的采集，正在探索磁悬挂超音速风洞、无接触点高速旋转模型、高频强制俯仰/强制偏航试验装置等，并且也已开始对成为炮弹空气动力试验的瓶颈技术进行研究，对弹底阻力的高精度测量、马格纳斯力的测量、摇摆/旋转衰减力矩组合的测量。炮弹用“数值风洞”试验的方法，在实际射击用的机会很少，但对开发高性能、高可靠性、时间更短的炮弹最重要，认识并回顾以前开发的炮弹的空气动力特性也非常重要。炮弹用“数值风洞”试验的实用化包含着各种技术课题，必须通过很多领域中的人们共同工作才能实现。
马格努斯效应公式
马格努斯效应是以他的发现者海因里希·马格努斯命名，是一个流体力学当中的现象，是一个在流体中转动的物体（如圆柱体）受到的力。利用马格努斯效应制造的飞艇可以增加飞艇的升力。公式如下：
F=S（w x v），F为力，w为角速度，v为线速度，都是向量，有大小有方向。x为叉乘。
飞机靠什么起飞
飞机靠升力起飞。在真实且可产生升力的机翼中，气流总是在后缘处交汇，否则在机翼后缘将会产生一个气流速度为无穷大的点。这一条件被称为库塔条件，只有满足该条件，机翼才可能产生升力。
在理想气体中或机翼刚开始运动的时候，这一条件并不 满足，粘性边界层没有形成。通常翼型（机翼横截面）都是上方距离比下方长，刚开始在没有 环流的情况下上下表面气流流速相同，导致下方气流到达后缘点时上方气流还没到后缘，后驻点位于翼型上方某点，下方气流就必定要绕过尖后缘与上方气流汇合。
拓展资料
飞机飞行原理是：飞机是靠机翼的上下气压差来提供升力的，因为只要飞机向前运动(无论是在跑道上滑行还是在空中飞行），机翼下方的气压机会大于机翼上方的气压。
喷气飞机的起飞过程包括三个阶段：地面滑跑、离地和加速爬升。飞机先滑行到起飞线上，刹住机轮，襟翼放到起飞位置，并使发动机转速增加到最大值，然后松开刹车，飞机在推力作用下开始加速滑跑。
随着飞机向高速化、重型化方向发展，离地速度显著增加，跑道长度和起飞距离相应加长。大气温度、压强、跑道状况以及驾驶技术都影响飞机的起飞性能。逆风起飞、增大发动机推力、减小机翼载荷、采用增升装置等，可以缩短滑跑距离和改善起飞性能。
重型飞机有时采用起飞加速器缩短起飞滑跑距离。舰载飞机利用弹射器实现短距起飞。此外，还可直接由动力装置或由动力装置带动旋翼、螺旋桨、风扇来产生推力升力，以支持飞机重量，实现垂直起飞。
飞机(Fixed-wing Aircraft)指具有机翼、一具或多具发动机的靠自身动力驱动前进，能在太空或者大气中自身的密度大于空气的航空器。如果飞行器的密度小于空气，那它就是气球或飞艇。如果没有动力装置，只能在空中滑翔，则被称为滑翔机。
飞机是20世纪初最重大的发明之一，公认由美国人莱特兄弟发明。他们在1903年12月17日进行的飞行作为“第一次重于空气的航空器进行的受控的持续动力飞行”被国际航空联合会（FAI）所认可，同年他们创办了“莱特飞机公司”。
马格努斯效应是怎么样的
马格努斯效应（Magnus Effect），以发现者马格努斯命名， 流体力学当中的现象，是一个在流体中转动的物体(如圆柱体）受到的力。
马格努斯效应在球类运动项目中非常普遍，不仅仅是足球和乒乓球项目，在网球、棒球、排球、篮球等中都有应用，所以对马格努斯效应的产生原因和在球类运动中的应用进行研究，对球类运动的教学水平、训练效果和竞赛成绩有着重要的指导意义和实践意义。
另外马格努斯效应是一种非线性的复杂力学现象，深入研究其机理和规律将对旋转弹丸、导弹的设计、气动性能分析以及制导控制起指导意义。
这个效应是德国科学家H.G.马格纳斯于1852年发现的，故得名。在静止粘性流体中等速旋转的圆柱，会带动周围的流体作圆周运动，流体的速度随着到柱面的距离的增大而减小。这样的流动可以用圆心处有一强度为Γ的点涡来模拟。 于是马格纳斯效应可用无粘性不可压缩流体绕圆柱的有环量流动来解释（见有环量的无旋运动）。马格纳斯效应曾被用来借助风力推动船舶航行，用几个迅速转动的铅直圆柱体代替风帆。试验是成功的，但由于不经济，所以未被采用。足球、排球、网球以及乒乓球等的侧旋球和弧圈球的运动轨迹之所以有那么大的弧度也是起因于马格纳斯效应。
在1852年德国物理学家海因里希·马格努斯（Heinrich Magnus）描述了这种效应。然而早在1672年艾萨克·牛顿（Isaac Newton）在观看了剑桥学院（Cambridge college）网球选手的比赛后描述和正确推断了这种现象的原由。在1742年英国的一位枪炮工程师本杰明·罗宾斯（Benjamin Robins）解释了在马格努斯效应中步枪弹丸（musket balls）运动轨迹的偏差。
飞机是如何起飞的工作原理是什么
1、起飞滑跑
u飞机滑行到起飞线上，驾驶员踩住刹车加大油门到最大转速后，松开刹车使飞机加速滑跑。 u飞机对正跑道后，松刹车，柔和连续地加油门至最大位置，用盘舵保持滑跑方向，随滑跑速度的增加，盘舵效能增强，盘舵量需适当减小。
2、抬前轮
抬前轮的目的是为了增大离地迎角，减小离地速度，缩短起飞滑跑距离。
操纵方法：滑跑速度增加到抬轮速度VR时，柔和一致向后带杆，接近预定姿态时，应回杆保持姿态，待飞机自动离地。飞机离地后，机轮摩擦力消失，飞机有上仰趋势，应回杆保持。
3、初始上升
用杆保持规定的俯仰姿态上升，离地后，当确保飞机有正的上升率，收起落架，在50英尺处飞机加速至大于起飞安全速度V2。继续上升至规定高度，再调整构型和功率。
飞机起飞的原理：
升力的原理就是因为绕翼环量（附着涡）的存在导致机翼上下表面流速不同压力不同。
通常翼型（机翼横截面）都是上方距离比下方长，刚开始在没有环流的情况下上下表面气流流速相同，导致下方气流到达后缘点时上方气流还没到后缘，后驻点位于翼型上方某点，下方气流就必定要绕过尖后缘与上方气流汇合。
由于流体黏性（即康达效应），下方气流绕过后缘时会形成一个低压旋涡，导致后缘存在很大的逆压梯度。随即，这个旋涡就会被来流冲跑，这个涡就叫做起动涡。根
据海姆霍兹旋涡守恒定律，对于理想不可压缩流体在有势力的作用下翼型周围也会存在一个与起动涡强度相等方向相反的涡，叫做环流，或是绕翼环量。
环流是从机翼上表面前缘流向下表面前缘的，所以环流加上来流就导致后驻点最终后移到机翼后缘，从而满足库塔条件。
由满足库塔条件所产生的绕翼环量导致了机翼上表面气流向后加速，由伯努利定理可推导出压力差并计算出升力，这一环量最终产生的升力大小亦可由库塔-茹可夫斯基方程计算：L（升力）=ρVΓ（气体密度×流速×环量值）这一方程同样可以计算马格努斯效应的气动力。
根据伯努利定理——“流体速度越快，其静压值越小（静压就是流体流动时垂直于流体运动方向所产生的压力）。”因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。
扩展资料：
影响起飞滑跑距离和起飞距离的因素
影响因素一般都是通过影响离地速度或起飞滑跑的平均加速度来影响起飞滑跑距离的。
1、油门位置
油门大，拉力大，飞机加速快，起飞滑跑距离和起飞距离就短。一般使用最大油门状态起飞。
2、离地姿态
离地姿态大，离地速度小，起飞滑跑距离短，但升空后安全裕度小，还可导致擦机尾。
3、跑道表面质量
光滑平坦而坚实的跑道表面，摩擦系数小，有利于飞机起飞滑跑的加速，起飞滑跑距离短。反之，跑道表面粗糙不平或松软，起飞滑跑距离就长。
4、风向风速
保持表速一定，逆风滑跑，离地地速小，所以起飞滑跑距离和起飞距离比无风或顺风时短。
5、跑道坡度
上坡起飞，重力的第二分量会减小飞机的加速力，飞机的起飞滑跑距离和起飞距离会增加，下坡反之。
百度百科-飞机
飞机飞行的原理是什么
飞行原理简介（一）
要了解飞机的飞行原理就必须先知道飞机的组成以及功用，飞机的升力是如何产生的等问题。这些问题将分成几个部分简要讲解。
一、飞行的主要组成部分及功用
到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成：
1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。
2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。
3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。
4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。
5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。
飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。
二、飞机的升力和阻力
飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理：
流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。
连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。
伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。
飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。
机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。
飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也需要对它有所了解。按阻力产生的原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。
1.摩擦阻力——空气的物理特性之一就是粘性。当空气流过飞机表面时，由于粘性，空气同飞机表面发生摩擦，产生一个阻止飞机前进的力，这个力就是摩擦阻力。摩擦阻力的大小，决定于空气的粘性，飞机的表面状况，以及同空气相接触的飞机表面积。空气粘性越大、飞机表面越粗糙、飞机表面积越大，摩擦阻力就越大。
2.压差阻力——人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。这种由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。飞机的机身、尾翼等部件都会产生压差阻力。
3.诱导阻力——升力产生的同时还对飞机附加了一种阻力。这种因产生升力而诱导出来的阻力称为诱导阻力，是飞机为产生升力而付出的一种“代价”。其产生的过程较复杂这里就不在详诉。
4.干扰阻力——它是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外阻力。这种阻力容易产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和副油箱之间。
以上四种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。
三、影响升力和阻力的因素
升力和阻力是飞机在空气之间的相对运动中（相对气流）中产生的。影响升力和阻力的基本因素有：机翼在气流中的相对位置（迎角）、气流的速度和空气密度以及飞机本身的特点（飞机表面质量、机翼形状、机翼面积、是否使用襟翼和前缘翼缝是否张开等）。
1.迎角对升力和阻力的影响——相对气流方向与翼弦所夹的角度叫迎角。在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。在小于临界迎角范围内增大迎角，升力增大：超过临界临界迎角后，再增大迎角，升力反而减小。迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多：超过临界迎角，阻力急剧增大。
2.飞行速度和空气密度对升力阻力的影响——飞行速度越大升力、阻力越大。升力、阻力与飞行速度的平方成正比例，即速度增大到原来的两倍，升力和阻力增大到原来的四倍：速度增大到原来的三倍，胜利和阻力也会增大到原来的九倍。空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍，即升力和阻力与空气密度成正比例。
3，机翼面积，形状和表面质量对升力、阻力的影响——机翼面积大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。机翼形状对升力、阻力有很大影响，从机翼切面形状的相对厚度、最大厚度位置、机翼平面形状、襟翼和前缘翼缝的位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大。还有飞机表面光滑与否对摩擦阻力也会有影响，飞机表面相对光滑，阻力相对也会较小，反之则大.
