機(jī)翼的幾何外形和氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩.ppt

作用在翼型上的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,1.飛機(jī)機(jī)翼的幾何外形和幾何參數(shù)2.升力和阻力的產(chǎn)生機(jī)理和影響因素3.影響升力、阻力的因素,一、機(jī)翼的幾何外形,當(dāng)飛機(jī)在空中飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的升力主要是由機(jī)翼產(chǎn)生；同時(shí)機(jī)翼上也會(huì)產(chǎn)生阻力。機(jī)翼上的空氣動(dòng)力的大小和方向，在很大程度上又決定于機(jī)翼的外形，即機(jī)翼翼型（或翼剖面）幾何形狀、機(jī)翼平面幾何形狀等。描述機(jī)翼的幾何外形，主要從這兩方面加以說(shuō)明。,1.機(jī)翼翼型的幾何參數(shù),后緣角,弦長(zhǎng)連接翼型前緣(翼型最前面的點(diǎn))和后緣(翼型最后面的點(diǎn))的直線(xiàn)段稱(chēng)為翼弦（也稱(chēng)為弦線(xiàn)），其長(zhǎng)度稱(chēng)為弦長(zhǎng)，用c表示。相對(duì)厚度翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之間的直線(xiàn)段長(zhǎng)度。翼型最大厚度tmax與弦長(zhǎng)c之比，稱(chēng)為翼型的相對(duì)厚度t/c或，并常用百分?jǐn)?shù)表示，即,1.翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1、弦長(zhǎng),前后緣點(diǎn)的連線(xiàn)稱(chēng)為翼型的幾何弦。但對(duì)某些下表面大部分為直線(xiàn)的翼型，也將此直線(xiàn)定義為幾何弦。翼型前、后緣點(diǎn)之間的距離，稱(chēng)為翼型的弦長(zhǎng)，用c表示，或者前、后緣在弦線(xiàn)上投影之間的距離。,1.1翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,2、翼型表面的無(wú)量綱坐標(biāo),翼型上、下表面曲線(xiàn)用弦線(xiàn)長(zhǎng)度的相對(duì)坐標(biāo)的函數(shù)表示：,1.1翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,3、彎度,彎度的大小用中弧線(xiàn)上最高點(diǎn)的y向坐標(biāo)來(lái)表示。此值通常也是相對(duì)弦長(zhǎng)表示的。,翼型上下表面y向高度中點(diǎn)的連線(xiàn)稱(chēng)為翼型中弧線(xiàn)。,如果中弧線(xiàn)是一條直線(xiàn)（與弦線(xiàn)合一），這個(gè)翼型是對(duì)稱(chēng)翼型。,如果中弧線(xiàn)是曲線(xiàn)，就說(shuō)此翼型有彎度。,1.1翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,中弧線(xiàn)y向坐標(biāo)（彎度函數(shù)）為：,相對(duì)彎度,最大彎度位置,1.1翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,厚度分布函數(shù)為：,相對(duì)厚度,最大厚度位置,4、厚度,以下是用來(lái)衡量機(jī)翼氣動(dòng)外形的主要幾何參數(shù)：,翼展：翼展是指機(jī)翼左右翼尖之間的長(zhǎng)度，一般用b表示。,翼弦：翼弦是指機(jī)翼沿機(jī)身方向的弦長(zhǎng)。除了矩形機(jī)翼外，機(jī)翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長(zhǎng)c0、翼尖弦長(zhǎng)梢k弦c1。,1.2機(jī)翼的平面幾何參數(shù),機(jī)翼面積：是指機(jī)翼在oxz平面上的投影面積，一般用S表示。,幾何平均弦長(zhǎng)cpj定義為,展弦比：翼展b和平均幾何弦長(zhǎng)cpj的比值叫做展弦比，用表示，其計(jì)算公式可表示為：,展弦比也可以表示為翼展的平方于機(jī)翼面積的比值。,展弦比越大，機(jī)翼的升力系數(shù)越大，但阻力也增大。高速飛機(jī)一般采用小展弦比的機(jī)翼。,1.2機(jī)翼的平面幾何參數(shù),根梢比：根梢比是翼根弦長(zhǎng)c0與翼尖弦長(zhǎng)c1的比值，一般用表示，,梢根比：梢根比是翼尖弦長(zhǎng)c1與翼根弦長(zhǎng)c0的比值，一般用表示，,上反角(Dihedralangle)上反角是指機(jī)翼基準(zhǔn)面和水平面的夾角，當(dāng)機(jī)翼有扭轉(zhuǎn)時(shí)，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。當(dāng)上反角為負(fù)時(shí)，就變成了下反角(Cathedralangle)。低速機(jī)翼采用一定的上反角可改善橫向穩(wěn)定性。,1.2機(jī)翼的平面幾何參數(shù),后掠角：后掠角是指機(jī)翼與機(jī)身軸線(xiàn)的垂線(xiàn)之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角（機(jī)翼前緣與機(jī)身軸線(xiàn)的垂線(xiàn)之間的夾角，一般用0表示）、后緣后掠角（機(jī)翼后緣與機(jī)身軸線(xiàn)的垂線(xiàn)之間的夾角，一般用1表示）及1/4弦線(xiàn)后掠角（機(jī)翼1/4弦線(xiàn)與機(jī)身軸線(xiàn)的垂線(xiàn)之間的夾角，一般用0.25表示）。,1.2機(jī)翼的幾何參數(shù),如果飛機(jī)的機(jī)翼向前掠，則后掠角就為負(fù)值，變成了前掠角。,1.2機(jī)翼的幾何參數(shù),幾何扭轉(zhuǎn)角：機(jī)翼上平行于對(duì)稱(chēng)面的翼剖面的弦線(xiàn)相對(duì)于翼根翼剖面弦線(xiàn)的角度稱(chēng)為機(jī)翼的幾何扭轉(zhuǎn)角；如右圖所示。若該翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，則扭轉(zhuǎn)角為正。沿展向翼剖面的局部迎角從翼根到翼梢是減少的扭轉(zhuǎn)稱(chēng)為外洗，扭轉(zhuǎn)角為負(fù)。反之成為內(nèi)洗。除了幾何扭轉(zhuǎn)角之外還有氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)角，指的是平行于機(jī)翼對(duì)稱(chēng)面任一翼剖面的零升力線(xiàn)和翼根翼剖面的零升力線(xiàn)之間的夾角。,安裝角：機(jī)翼安裝在機(jī)身上時(shí)，翼根翼剖面弦線(xiàn)與機(jī)身軸線(xiàn)之間的夾角稱(chēng)為安裝角。,安裝角,1949年2月18日,試飛員威廉米勒駕駛473號(hào)XF7U-1，消失在試驗(yàn)區(qū)上空2100米高度的云層中,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,對(duì)于不同的飛行速度，機(jī)翼的翼型形狀是不同的。如對(duì)于低亞聲速飛機(jī)，為了提高升力系數(shù)，翼型形狀為圓頭尖尾形；而對(duì)于高亞聲速飛機(jī)，為了提高阻力發(fā)散Ma數(shù)，采用超臨界翼型，其特點(diǎn)是前緣豐滿(mǎn)、上翼面平坦、后緣向下凹；對(duì)于超聲速飛機(jī)，為了減小激波阻力，采用尖頭、尖尾形翼型。,通常飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小。,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,對(duì)翼型的研究最早可追溯到19世紀(jì)后期，那時(shí)的人們已經(jīng)知道帶有一定安裝角的平板能夠產(chǎn)生升力，有人研究了鳥(niǎo)類(lèi)的飛行之后提出，彎曲的更接近于鳥(niǎo)翼的形狀能夠產(chǎn)生更大的升力和效率。,鳥(niǎo)翼具有彎度和大展弦比的特征,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,1884年，H.F.菲利普使用早期的風(fēng)洞測(cè)試了一系列翼型，后來(lái)他為這些翼型申請(qǐng)了專(zhuān)利。,早期的風(fēng)洞,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,與此同時(shí)，德國(guó)人奧托利林塔爾設(shè)計(jì)并測(cè)試了許多曲線(xiàn)翼的滑翔機(jī)，他仔細(xì)測(cè)量了鳥(niǎo)翼的外形，認(rèn)為試飛成功的關(guān)鍵是機(jī)翼的曲率或者說(shuō)是彎度，他還試驗(yàn)了不同的翼尖半徑和厚度分布。,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,美國(guó)的萊特兄弟所使用的翼型與利林塔爾的非常相似，薄而且彎度很大。這可能是因?yàn)樵缙诘囊硇驮囼?yàn)都在極低的雷諾數(shù)下進(jìn)行，薄翼型的表現(xiàn)要比厚翼型好。,1.3翼型的幾何參數(shù)及其發(fā)展,隨后的十多年里，在反復(fù)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上研制出了大量翼型，有的很有名，如RAF-6，Gottingen387，ClarkY。這些翼型成為NACA翼型家族的鼻祖。,1.4翼型的空氣動(dòng)力系數(shù),1、翼型的迎角與空氣動(dòng)力,在翼型平面上，把來(lái)流V與翼弦線(xiàn)之間的夾角定義為翼型的幾何迎角，簡(jiǎn)稱(chēng)迎角。對(duì)弦線(xiàn)而言，來(lái)流在下為正，在上為負(fù)。,翼型繞流視平面流動(dòng)，翼型上的氣動(dòng)力視為無(wú)限翼展機(jī)翼在展向取單位展長(zhǎng)所受的氣動(dòng)力。,1.4翼型的空氣動(dòng)力系數(shù),當(dāng)氣流繞過(guò)翼型時(shí)，在翼型表面上每點(diǎn)都作用有壓強(qiáng)p（垂直于翼面）和摩擦切應(yīng)力（與翼面相切），它們將產(chǎn)生一個(gè)合力R，合力的作用點(diǎn)稱(chēng)為壓力中心，合力在來(lái)流方向的分量為阻力X，在垂直于來(lái)流方向的分量為升力Y。,1.4翼型的空氣動(dòng)力系數(shù),翼型升力和阻力分別為,空氣動(dòng)力矩取決于力矩點(diǎn)的位置。如果取矩點(diǎn)位于壓力中心，力矩為零。如果取矩點(diǎn)位于翼型前緣，前緣力矩；如果位于力矩不隨迎角變化的點(diǎn)，叫做翼型的氣動(dòng)中心，為氣動(dòng)中心力矩。規(guī)定使翼型抬頭為正、低頭為負(fù)。薄翼型的氣動(dòng)中心為0.25c，大多數(shù)翼型在0.23c-0.24c之間，層流翼型在0.26c-0.27c之間。,2、空氣動(dòng)力系數(shù),1.4翼型的空氣動(dòng)力系數(shù),翼型無(wú)量綱空氣動(dòng)力系數(shù)定義為,升力系數(shù),阻力系數(shù),俯仰力矩系數(shù),1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,1、低速翼型繞流圖畫(huà),低速圓頭翼型在小迎角時(shí)，其繞流圖畫(huà)如下圖示。,總體流動(dòng)特點(diǎn)是,（1）整個(gè)繞翼型的流動(dòng)是無(wú)分離的附著流動(dòng)，在物面上的邊界層和翼型后緣的尾跡區(qū)很薄；,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,（2）前駐點(diǎn)位于下翼面距前緣點(diǎn)不遠(yuǎn)處，流經(jīng)駐點(diǎn)的流線(xiàn)分成兩部分，一部分從駐點(diǎn)起繞過(guò)前緣點(diǎn)經(jīng)上翼面順壁面流去，另一部分從駐點(diǎn)起經(jīng)下翼面順壁面流去，在后緣處流動(dòng)平滑地匯合后下向流去。,（3）在上翼面近區(qū)的流體質(zhì)點(diǎn)速度從前駐點(diǎn)的零值很快加速到最大值，然后逐漸減速。根據(jù)Bernoulli方程，壓力分布是在駐點(diǎn)處壓力最大，在最大速度點(diǎn)處壓力最小，然后壓力逐漸增大（過(guò)了最小壓力點(diǎn)為逆壓梯度區(qū)）。,1.3低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,（5）氣流到后緣處，從上下翼面平順流出，因此后緣點(diǎn)不一定是后駐點(diǎn)。,（4）隨著迎角的增大，駐點(diǎn)逐漸后移，最大速度點(diǎn)越靠近前緣，最大速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,翼型繞流氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線(xiàn),一個(gè)翼型的氣動(dòng)特性，通常用曲線(xiàn)表示。有升力系數(shù)曲線(xiàn)，阻力系數(shù)曲線(xiàn)，力矩系數(shù)曲線(xiàn)。,Clw=0的迎角(用0表示)一般為負(fù)值(04)；Clw-曲線(xiàn)在一個(gè)較大的范圍內(nèi)是直線(xiàn)段；Clw有一個(gè)最大值Clwmax，而在接近最大值Clwmax前曲線(xiàn)上升的趨勢(shì)就已減緩。,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,對(duì)于有彎度的翼型升力系數(shù)曲線(xiàn)是不通過(guò)原點(diǎn)的，通常把升力系數(shù)為零的迎角定義為零升迎角0，而過(guò)后緣點(diǎn)與幾何弦線(xiàn)成0的直線(xiàn)稱(chēng)為零升力線(xiàn)。一般彎度越大，0越大。,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,當(dāng)迎角大過(guò)一定的值之后，就開(kāi)始彎曲，再大一些，就達(dá)到了它的最大值，此值記為最大升力系數(shù)，這是翼型用增大迎角的辦法所能獲得的最大升力系數(shù)，相對(duì)應(yīng)的迎角稱(chēng)為臨界迎角。過(guò)此再增大迎角，升力系數(shù)反而開(kāi)始下降，這一現(xiàn)象稱(chēng)為翼型的失速。這個(gè)臨界迎角也稱(chēng)為失速迎角。,1.5低速翼型的低速氣動(dòng)特性概述,小迎角翼型附著繞流,大迎角翼型分離繞流,2.飛機(jī)的升力,氣流翼型上表面流線(xiàn)變密流管變細(xì)下表面平坦流線(xiàn)變化不大(與遠(yuǎn)前方流線(xiàn)相比)連續(xù)性定理、伯努利定理翼型的上表面流管變細(xì)流管截面積減小氣流速度增大故壓強(qiáng)減小翼型的下表面流管變化不大壓強(qiáng)基本不變上下表面產(chǎn)生了壓強(qiáng)差總空氣動(dòng)力R，R的方向向后向上分力：升力L、阻力D升力方向垂直于來(lái)流速度方向，阻力，方向沿速度方向,如圖是超音速以小迎角繞雙弧翼型的流動(dòng),當(dāng)，前緣上下均受壓縮，形成強(qiáng)度不同的斜激波；當(dāng)，上面形成膨脹波，下面形成斜激波；經(jīng)一系列膨脹波后，由于在后緣處流動(dòng)方向和壓強(qiáng)不一致，從而形成兩道斜激波，或一道斜激波一族膨脹波。由于上翼面壓強(qiáng)低于下翼面，因此形成升力。,2.2超音速翼型的升力,2.3翼型的壓力分布,當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱(chēng)為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱(chēng)為壓力。,用矢量來(lái)表示壓力或吸力，矢量線(xiàn)段長(zhǎng)度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较颉?矢量表示法,駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn),B點(diǎn)，稱(chēng)為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。,A點(diǎn)，稱(chēng)為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。,坐標(biāo)表示法,從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。,2.4不同迎角對(duì)應(yīng)的壓力分布,壓力中心隨迎角增大會(huì)向前移動(dòng),2.5翼型的跨音速升力特性,考慮空氣壓縮性，上表面密度下降更多，產(chǎn)生附加吸力,升力系數(shù)CL增加，且由于出現(xiàn)超音速區(qū)，壓力更小，附加吸力更大；下翼面出現(xiàn)超音速區(qū)，且后移較上翼面快，下翼面產(chǎn)生較大附加吸力，CL減小；當(dāng)激波增強(qiáng)到一定程度，阻力系數(shù)急劇增大,升力系數(shù)迅速減小,這種現(xiàn)象稱(chēng)為激波失速下翼面擴(kuò)大到后緣，而上翼面超音速區(qū)還能后緣，上下翼面的附加壓力差增大，CL增加。,升力系數(shù)隨飛行數(shù)的變化,臨界M數(shù)，機(jī)翼上表面達(dá)到音速,下表面達(dá)到音速,下表面激波移至后緣,上表面激波移至后緣,2.6彎度和迎角的作用,改變后緣彎度的作用,增升裝置,襟翼（前、后緣）,簡(jiǎn)單襟翼,富勒襟翼,Boeing727三縫襟翼,Boeing727Triple-SlottedFowlerFlapSystem,F-14全翼展的前緣縫翼與后緣襟翼,前緣縫翼,縫翼和襟翼對(duì)升力系數(shù)的影響,2.7力矩特性及焦點(diǎn),規(guī)定：使翼型抬頭的力矩為正升力的力矩MzP=-N(x壓-xP)xP翼型轉(zhuǎn)動(dòng)中心,用力矩系數(shù)的形式表示為,焦點(diǎn)mzP不隨Cl而變化的點(diǎn)升力增量作用點(diǎn),零升力矩系數(shù)mz0,繞焦點(diǎn)的力矩系數(shù)，不隨Cl而變化，升力為零時(shí)的俯仰力矩系數(shù),焦點(diǎn)、壓力中心,壓力中心和焦點(diǎn)不是同一個(gè)點(diǎn)，由于摩擦力始終存在，零升力矩系數(shù)不等于0焦點(diǎn)，又稱(chēng)氣動(dòng)中心，是這樣的一個(gè)點(diǎn)當(dāng)迎角發(fā)生變化時(shí)，氣動(dòng)力對(duì)該點(diǎn)的力矩始終不變，因此它可以理解為氣動(dòng)力增量的作用點(diǎn)。焦點(diǎn)的位置是決定飛機(jī)穩(wěn)定性的重要參數(shù)。焦點(diǎn)不隨迎角變化。壓力中心，作用于翼型上的空氣動(dòng)力與翼弦線(xiàn)的交點(diǎn)，這個(gè)空氣動(dòng)力包含升力、誘導(dǎo)阻力、壓差阻力等。隨著迎角增大，壓力中心向前移動(dòng)，越來(lái)越靠近焦點(diǎn),零升力矩系數(shù)主要和翼型的摩擦力有關(guān),焦點(diǎn)會(huì)隨M數(shù)增加而后移,焦點(diǎn)位置與機(jī)翼上下表面的壓力分布有密切關(guān)系，也與下洗角的大小和機(jī)身機(jī)翼的彈性形變有關(guān)，在亞音速氣流中，機(jī)翼上下表面的壓力分布前部壓力絕對(duì)值大，后部較小，其增量分布也是如此，焦點(diǎn)位于約距前緣的1/4翼弦處；在超音速氣流中，機(jī)翼上下表面壓力分布是均勻的，其增量也均勻分布，此時(shí)的焦點(diǎn)在約50%氣動(dòng)弦長(zhǎng)處。,三、阻力,摩擦阻力壓差阻力干擾阻力,誘導(dǎo)阻力,激波阻力,阻力相關(guān)資料,阻力1：摩擦阻力,由空氣的粘性造成附面層(層流附面層紊流附面層)層流流動(dòng)，摩擦阻力?。晃闪髁鲃?dòng)，摩擦阻力大的多-盡量使物體表面的流動(dòng)保持層流狀態(tài),附面層,附面層（邊界層）控制問(wèn)題,阻力2：壓差阻力,運(yùn)動(dòng)著的物體前后所形成的壓強(qiáng)差所產(chǎn)生的同物體的迎風(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都有很大的關(guān)系,迎面阻力,摩擦阻力和壓差阻力合起來(lái)叫做“迎面阻力”一個(gè)物體究竟哪種阻力占主要部分，主要取決于物體的形狀流線(xiàn)體，迎面阻力中主要是摩擦阻力遠(yuǎn)離流線(xiàn)體的式樣，壓差阻力占主要部分，摩擦阻力則居次要位置，且總的迎面阻力也較大,機(jī)翼的三元效應(yīng),上翼面壓強(qiáng)低，下翼面壓強(qiáng)高-壓差-漩渦-下洗,阻力3：誘導(dǎo)阻力,翼尖渦使流過(guò)機(jī)翼的氣流向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度（下洗）。升力與氣流方向垂直（向后傾斜），產(chǎn)生了向后的分力（阻力）誘導(dǎo)阻力同機(jī)翼的平面形狀，翼剖面形狀，展弦比，特別是同升力有關(guān)。,伴隨升力而產(chǎn)生的,誘導(dǎo)阻力,由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。,翼尖渦的形成,正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面。,這樣形成的漩渦流稱(chēng)為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）,正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線(xiàn)由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。,翼尖渦的形成,翼尖渦的形成,由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。,翼尖渦形成的進(jìn)一步分析,注意旋轉(zhuǎn)方向,翼尖渦的立體形態(tài),翼尖渦的形態(tài),下洗流（DownWash）和下洗角,由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場(chǎng)，稱(chēng)為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。,下洗角,下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過(guò)翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱(chēng)為下洗流，下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱(chēng)為下洗角。,下洗速度沿翼展分布,不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。,影響誘導(dǎo)阻力的因素,機(jī)翼平面形狀：橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。,展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響,大展弦比飛機(jī),空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響,空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大,空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小,翼梢小翼,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力,翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。,阻力4：干擾阻力,氣流流過(guò)翼-身連接處，由于部件形狀的關(guān)系，形成了一個(gè)氣流的通道。B處高壓區(qū)形成氣流阻塞，使氣流開(kāi)始分離，產(chǎn)生旋渦，能量消耗和飛機(jī)不同部件之間的相對(duì)位置有關(guān),阻力5：激波阻力,屬于壓差阻力,波阻,能量的觀點(diǎn)空氣通過(guò)激波時(shí)，受到薄薄一層稠密空氣的阻滯，使得氣流速度急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱量來(lái)不及散布，于是加熱了空氣。加熱所需的能量由消耗的動(dòng)能而來(lái)。在這里，能量發(fā)生了轉(zhuǎn)化-由動(dòng)能變?yōu)闊崮?。?dòng)能的消耗表示產(chǎn)生了一種特別的阻力。這一阻力由于隨激波的形成而來(lái)，所以就叫做波阻,激波前后氣流物理參數(shù)的變化,機(jī)翼上壓強(qiáng)分布的觀點(diǎn)亞音速，最大稀薄度靠前，壓強(qiáng)分布沿著與飛行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。超音速情況下，最大稀薄度向后遠(yuǎn)遠(yuǎn)地移動(dòng)到尾部，而且向后傾斜得很厲害，同時(shí)它的絕對(duì)值也有增加。因此，如果再考慮機(jī)翼頭部壓強(qiáng)的升高，那么壓強(qiáng)分布沿與飛行相反方向的合力，急劇