【正文】 部上 、 下翼面的壓強差 ， 使機翼升力系數(shù)降低 。 同面積的機翼選用大展弦比和梯形比 ， 能減小翼尖的影響程度 。 展弦比和梯形比對升力系數(shù)的影響： 飛機的阻力 飛機阻力的表達式為： 式中 Cx—阻力系數(shù) ， 由實驗得到 。 是機翼翼型 、 平面形狀 、迎角及機身機翼等各部件布局的綜合參數(shù) 。 飛機的總阻力可分為： 摩擦阻力 、 壓差阻力 、 誘導阻力 、干擾阻力和高速飛行時產(chǎn)生的波阻 。 其中摩擦阻力 、 壓差阻力和干擾阻力之和總稱為 ‘ 廢阻 ’ 。 影響飛機阻力的因素：阻力系數(shù)、機翼面積、空氣密度及飛行速度。 221 vSCQx ??摩擦阻力 空氣的粘性是產(chǎn)生摩擦阻力的原因 。摩擦阻力的大小取決于飛機表面面積 、飛機表面的粗糙度及附面層的流動狀態(tài) 。紊流附面層的摩擦阻力較大 ， 在飛行速度較高的飛機上多采用層流翼型 。 壓差阻力 物體在空氣中運動時 ， 在物體前后產(chǎn)生的壓強差引起的阻力 。 壓差阻力的大小取決于飛機的迎風面積 、 外形和飛機的攻角 。 氣流分離會使壓差阻力急劇增大 。 流線型物體可減少后部氣流分離 ，明顯降低壓差阻力 。 機翼采用合適的安裝角和飛機在飛行中進行配平 ， 其目的就是減小壓差阻力提高經(jīng)濟性 。 干擾阻力是由于流經(jīng)飛機各部分之間的氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力 。 圖所示為機身與機翼連接處 ，形成一個先收縮再擴張的流管 ， 使翼根后部形成旋渦造成能量損失 ， 產(chǎn)生干擾阻力情況 。 正確布局飛機各部件之間的相對位置和在各部件連接處加裝合適的 ? 整流片 ? 是減小干擾阻力的有效措施 。 中單翼飛機的干擾阻力最小 ， 下單翼最大 ， 上單翼居中 。 1 干擾阻力 誘導阻力 誘導阻力是伴隨著機翼上的升力產(chǎn)生而產(chǎn)生的一種升力面上特有的阻力。升力愈大（迎角增大），誘導阻力愈大。它是機翼翼尖渦流和機翼上翼面氣流流過翼型后部產(chǎn)生下洗速度，使相對氣流產(chǎn)生下洗角，總氣動力向后傾斜而造成的。為減小下洗的影響，可采取大的展弦比、橢園形或梯形機翼及增設翼尖小翼等措施。 低速飛機各種阻力隨飛行速度和迎角的變化情況 廢阻隨速度提高而增大。高速飛行時廢阻占主導地位。 誘導阻力隨速度提高（迎角減小的過程）而減小。低速飛行時誘導阻力占主導地位。 小迎角飛行時廢阻中的摩擦阻力占主導地位，大迎角飛行時壓差阻力占主導地位。 l1 一 飛機阻力系數(shù)隨迎角的變化 在迎角等于零附近阻力系數(shù)最小，但不為零。 阻力系數(shù)隨迎角的絕對值增大而增大。 升力系數(shù)為零（零升迎角）對應的阻力系數(shù)叫作‘ 零升阻力系數(shù) ’ 。 飛機的升阻比 飛機的升阻比（ K）：升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。 K值的大小表示飛機氣動效率的高低。 在小迎角范圍內(nèi)，升阻比隨迎角的增加而增大 。升阻比的最大值對應的迎角約為 4度左右，遠遠小于臨界迎角。是機翼的安裝角確定的依據(jù)。 超過最大升阻比對應的迎角后，由于阻力系數(shù)隨迎角的增大而迅速增大，使升阻比減小。 飛機的極曲線 飛機的極曲線：在不同迎角下，升力系數(shù)隨阻力系數(shù)的變化關系曲線。 從坐標原點作極曲線的切線，切點即為最大升阻比對應的迎角值。切線的斜率即為最大升阻比值。 曲線的最高點即為最大升力系數(shù)值和對應的臨界迎角。 平行縱坐標作極曲線的切線，可得到最小阻力系數(shù)和對應的迎角。 飛機大攻角失速 在飛機飛行中，機翼攻角大于臨界攻角引起的失速。機翼攻角大于臨界攻角后，氣流嚴重分離，升力系數(shù)迅速下降，并伴隨有阻力劇增。飛行中的飛機就會發(fā)生不能即刻阻止的機頭下沉、飛機滾轉、機翼尾翼抖動，并使飛機的操縱和穩(wěn)定性下降。 各型飛機在使用中都規(guī)定一個 升力系數(shù)（小于最大升力系數(shù)）或迎角（小于臨界迎角）的限制值，并且當飛機迎角探測器探測到其迎角達到限制值（大于失速速度 7％）時，失速警告設備發(fā)出警告：警告喇叭、警告燈、抖桿器。 飛機的失速速度 定義（ CCAR25部）： ‘ 飛機可以操縱的定常飛行的最小速度 ’ 。此時飛機的迎角達到最大迎角的限制值。 使用中影響飛機失速速度的主要因素： 飛機重量：重量愈大失速速度越高。 載荷系數(shù)：載荷系數(shù)愈大失速速度越高。 增升裝置：使用增升裝置可降低失速速度。 向上垂直突風：向上垂直突風引起附加迎角，使失速速度提高。 壓力中心和焦點 壓力中心 ： 作用在飛機上的總空氣動力的作用線與飛機縱軸的交點。在攻角不大的情況下，常近似地把總升力在縱軸上的作用點作為全機的壓力中心。 在一定迎角范圍內(nèi)，壓力中心位置隨迎角的增大而前移。 焦點 （空氣動力中心） 升力增量（迎角變化量引起的升力變化量）作用點。 焦點位置不隨攻角改變，飛機從亞音速進入超音速時焦點位置將后移。 機翼附著物（冰、雪、霜）對翼型的影響 阻力增大： 迎風面加大 —壓差阻力增大。 表面粗糙 —增大摩擦阻力。 升力系數(shù)和臨界迎角減?。? 翼型改變 —同樣迎角對應的升力系數(shù)小，使起飛和著陸速度提高。 兩側機翼翼型不對稱 —使飛機傾鈄，操縱困難。 破壞翼型 臨界迎角減小，使飛機過早出現(xiàn)失速。 高速飛行的一些特點 音速和馬赫數(shù) 音速：當空氣受到擾動時 ， 空氣發(fā)生壓縮和膨脹 ，并以縱波的形式向外傳播 ， 這個傳播速度就是音速 。 空氣中的音速 a≈ √ T 米／秒 。 溫度愈高 ， 壓縮和膨脹過程的傳播速度就愈大 。 音速高低表示空氣本身的可壓縮性 。 馬赫數(shù)：飛機相對氣流的速度 V與當?shù)匾羲?a 的比值 ， 即 M = V/a 。 馬赫數(shù)的意義：馬赫數(shù)的大小表明飛機飛行速度（ 擾動的強度 ） 接近或超過當?shù)匾羲?（ 空氣本身的可壓縮性 ） 的程度 ， 它反映了空氣的可壓縮性對飛機空氣動力影響的嚴重性 。 aV 亞音速流和超音速流的加速、減速特性： 區(qū)別主要是由于氣體在高速流動時的可壓縮性（密度變化）的影響而產(chǎn)生的。據(jù)連續(xù)性方程： 管道形狀 亞音速流動 超音速流動 收縮管道 擴張管道 速度增加，壓強下降 速度下降，壓強增大 速度下降，壓強增大 速度增加，壓強下降 拉瓦爾噴管：管道先收縮使亜音速氣流加速，當達到音速（ M=l）時管道再擴張，使氣流膨脹速度增加，壓強下降，得到超音速氣流。 激波和波阻 激波的形成：激波是由大氣的可壓縮性引起的。當飛機以音速或超音速飛行時，飛機會在飛機前方形成一道擾動區(qū)和未被擾動區(qū)的分界面，即邊界波。無數(shù)道辦界波被疊加在一起，就形成一層受到強烈壓縮的薄薄的空氣層，這就是激波。氣流通過激波時，受到很強的阻滯，參數(shù)發(fā)生突變。速度突然下降，壓強、溫度、密度突然增高。 2 、 激波的分類：正激波和斜激波 （ 1） 正激波：激波波面與相對氣流成垂直的激波 。 氣流穿過正激波后 ， 消耗很大動能 ， 其速度總是降低到亞音速 。 （ 2） 斜激波：激波波面與相對氣流成向后傾斜角的激波 。氣流通過斜激波后 ， 消耗的動能比正激波小 ， 其速度可能降為亞音速 ， 也可能保持超音速 ， 具體情況取決于斜激波的傾斜程度和相對氣流速度 。 M數(shù)和物體形狀對激波形狀的影響： M數(shù)等于或稍大于 1時 ， 在鈍頭或尖頭物體前面形成的都是正激波 。當 M數(shù)超過 1相當多 （ 例 M = ） 時 ， 則在尖頭物體前形成的是斜激波 ， 而在圓鈍形頭部物體前仍形成正激波 。 波阻：氣流通過激波時，能量發(fā)生了轉換，由動能轉化為熱能。動能的消耗表示產(chǎn)生了新的阻力 ——波阻。顯然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。 膨脹波 當超音速氣流流經(jīng)凸角時 ， 其流管切面逐漸擴大 ， 使氣流 M數(shù)增高 、 壓力和密度下降 ， 氣流在轉折點處將形成一個扇形的膨脹區(qū)域 （ 扇形波 ） ， 稱為膨脹波 。 臨界 M數(shù)與局部激波 臨界 M數(shù)：當飛機飛行速度達到某一數(shù)值時 （ M數(shù)小于 ） ， 機翼上表面的局部流速 （ 壓力最低點 ） 達到該處的音速 （ 局部馬赫數(shù)等于 1） 時 ， 對應的飛行速度稱為臨界速度 ， 相應的飛行 M數(shù)稱為臨界 M數(shù) 。 局部激波：當飛機飛行速度達到臨界馬赫數(shù)以后 ， 在機翼上表面局部 M數(shù)等于 1的點的后部形成的正激波 ，稱為 ? 局部激波 ? 。 激波分離與激波失速 。 （ 1） 激波分離：氣流流經(jīng)局部激波后 ， 因局部激波后的高壓而導致機翼上的氣流分離稱為 ? 激波分離 ? 。 （ 2） 激波失速：由激波分離而引起的飛機失速稱為 ? 激波失速 ? 。 臨界 M數(shù)與局部激波 亜音速 、 跨音速和超音速飛行 （ 1） 亞音速： M＜ 。流過機翼表面的流場為亞音速流場 ， 低亞音速范圍內(nèi)可不考慮空氣的壓縮性影響 ，而在高亜音速范圍內(nèi)則必須進行壓縮性的修正和 解決提高臨界馬赫數(shù)的問題 。 （ 2） 跨音速： ≤M ＜ 。流過機翼表面的流場既有亜音速也有超音速流場 。 它的氣動力系數(shù)在飛行過程中會出現(xiàn)上下波動的現(xiàn)象 ， 除造成阻力突增難于加速外 ， 還會出現(xiàn)使飛機難以控制的情況 —音障 。 關