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三角翼飞机飞行原理三角翼飞机，一种翼形呈等腰直角三角形的飞行器。
它的设计理念是通过独特的翼型和气动特性，实现较高的升力和较低的阻力，从而提升飞机的性能。
下面我将详细介绍三角翼飞机的飞行原理。
首先，让我们来了解一下翼型对飞机性能的影响。
翼型是飞机上的主要升力产生器，它通过空气的流动来产生升力。
不同的翼型具有不同的气动特性，影响着飞机的升力和阻力。
传统的翼型通常采用NACA翼型，其上表面是弯曲的，下表面是平直的。
由于翼面上表面的流动速度较快，下表面较慢，这使得飞机产生了较大的升力和较大的阻力。
而三角翼飞机采用的是光顺翼型，其上表面和下表面都是平直的，使得飞机产生较小的升力和较小的阻力。
其次，让我们来了解一下三角翼飞机的翼型对升力和阻力的影响。
由于三角翼飞机的光顺翼型较为特殊，它在较低的飞行速度下仍然能够产生较大的升力，而且在高速飞行时能减小阻力。
当飞机处于较低的飞行速度时，由于较缓慢的气流，光顺翼型的上表面将产生更多的绕流，而下表面产生的绕流较少。
这种不对称的绕流分布将导致飞机产生较大的升力。
此外，由于翼型的特殊设计，三角翼飞机在低速飞行时具有较好的操控性能。
当飞机处于较高的飞行速度时，由于气流速度较快，光顺翼型的上表面和下表面上的气流流动速度相当。
这使得飞机产生的升力较小，但同时也减小了阻力。
因此，三角翼飞机在高速飞行时具有较低的阻力和较好的速度性能。
此外，三角翼飞机的翼面积相对较小，翼展相对较宽，这使得其在飞行时更加稳定。
它的小翼面积和大翼展减小了飞机的气动阻力，提高了飞机的速度性能。
同时，较宽的翼展也增加了飞机的滚转稳定性，使得飞机更容易操纵。
综上所述，三角翼飞机通过其独特的翼型和气动特性，实现了较高的升力和较低的阻力。
这使得它在低速飞行时具有较好的操控性能，而在高速飞行时具有较低的阻力和较好的速度性能。
同时，其稳定的飞行特性也提高了飞机的飞行安全性。
因此，三角翼飞机在某些特定的应用领域具有独特的优势。
飞行器设计基础知识飞行器设计是一门复杂而又精密的工程学科，涉及到多个学科领域的知识和技术。
本文将介绍一些飞行器设计的基础知识，包括飞行器类型、主要构件、气动力学原理以及相关设计要点。
一、飞行器类型飞行器主要可以分为两大类：固定翼飞行器和旋翼飞行器。
1. 固定翼飞行器：固定翼飞行器通常以翼面固定不动为特点，主要包括飞机和滑翔机。
飞机是一种通过利用翼面产生升力来实现飞行的飞行器，其构造复杂，可以分为多种类型，如单翼飞机、双翼飞机、多翼飞机等。
滑翔机则是一种没有发动机的飞行器，通过利用气流和重力来保持飞行。
2. 旋翼飞行器：旋翼飞行器主要包括直升机和倾转旋翼飞机。
直升机通过旋转的主旋翼产生升力和推进力，实现垂直起降和飞行。
倾转旋翼飞机是一种结合了固定翼和旋翼的飞行器，通过倾转机身上的旋翼来实现垂直起降和平稳飞行。
二、主要构件不同类型的飞行器构造各异，但都包含一些基本构件，如下所示：1. 机翼：机翼是固定翼飞行器的主要构件，负责产生升力。
机翼通常具有对称的空气动力学翼型截面，并通过襟翼、副翼等可控构件调整升力和阻力，以实现飞行姿态控制。
2. 机身：机身是飞行器的主要结构，用于容纳乘员、货物和各种系统设备。
机身的设计一般考虑到重量、刚度和空气动力学等因素，同时还要满足人员安全和舒适性的要求。
3. 推进系统：推进系统用于提供飞行器的推力。
对于固定翼飞机，推进系统通常是发动机和推进器，而直升机和倾转旋翼飞机则通过旋翼提供推力。
4. 控制系统：控制系统用于控制飞行器的运动，包括姿态控制、舵面控制和发动机油门控制等。
不同类型的飞行器会采用不同的控制方式，如操纵杆、脚蹬、液压系统等。
三、气动力学原理飞行器的设计离不开气动力学原理的应用。
以下是几个基本的气动力学概念：1. 升力：升力是垂直向上的力，通过翼面产生，使得飞行器能够克服重力而保持在空中飞行。
升力的大小与翼面的几何形状、攻角以及气动特性有关。
2. 阻力：阻力是与运动方向相反的力，其大小与飞行器的速度、翼面形状以及雷诺数等因素密切相关。
串列翼飞机设计1. 介绍串列翼飞机是一种特殊的飞行器，其独特的设计使其在空气中得到了良好的稳定性和操控性。
串列翼飞机的设计理念源自鸟类的翅膀结构，在飞行原理上与传统的固定翼飞机有所不同。
本文将介绍串列翼飞机的设计原理、结构特点以及设计过程。
2. 设计原理串列翼飞机的设计原理基于串列翼的结构。
它采用了一系列平行的翅膀（串列翼）来提供升力和稳定性。
相比于传统的固定翼飞机，串列翼飞机在飞行中表现出更好的操控性和稳定性。
其设计原理主要包括：（1）串列翼结构：串列翼飞机通常由两个或多个串列翼组成，这些翼片平行排列，并且相互之间有着一定的间隔。
这种结构可以提供更大的升力和更好的空气动力学性能。
（2）翼片设计：每个翼片的设计包括翼型、翼展、翼面积等参数的选择。
合理的翼片设计可以影响串列翼飞机的飞行性能和稳定性。
（3）控制系统：串列翼飞机的控制系统需要考虑到多翼片结构所带来的复杂性，确保在飞行中能够保持稳定和可控。
3. 结构特点串列翼飞机的结构特点主要表现在以下几个方面：（1）低速飞行性能：由于串列翼结构可以提供更大的升力和稳定性，因此串列翼飞机在低速飞行时表现出色，适合用于特定的应用场景，如搜救、农业喷洒等。
（2）垂直起降能力：一些串列翼飞机设计中采用了垂直起降的结构，使得飞机可以在较小的空间内起降，这在一些特殊环境下具有优势。
（3）稳定性和操控性：串列翼飞机由于翼片数量较多，结构较为复杂，可以提供更好的稳定性和操控性，适合用于执行一些特殊任务。
4. 设计过程串列翼飞机的设计过程包括初步设计、详细设计和飞行测试等阶段。
（1）初步设计：在初步设计阶段，需要确定串列翼飞机的使用需求、飞行性能指标和结构布局，选择合适的翼型、翼展、机翼载荷等重要参数。
（2）详细设计：在详细设计阶段，需要进行结构设计、动力学设计、控制系统设计等工作，确定串列翼飞机的具体结构和系统布局。
（3）飞行测试：设计完成后，需要进行飞行测试，验证串列翼飞机的飞行性能和操控性能，同时对设计进行优化和改进。
课程设计(论文)院（系）名称航空科学与工程学院专业名称飞行器设计与工程题目名称襟翼结构初步设计学生姓名班级/学号指导教师王立峰成绩2012年9 月北京航空航天大学本科生课程设计（论文）任务书Ⅰ、课程设计（论文）题目：襟翼结构初步设计Ⅱ、课程设计（论文）使用的原始资料（数据）及设计技术要求：图11 机翼翼型参数（翼型，根弦长度br ，尖弦长度bt ，展长l ，后掠角A ）2 襟翼基本参数(相对弦长b 襟翼/b 机翼，相对展长 l 襟翼/l 机翼，偏角 As) 襟翼离翼根均为30cm ；3 襟翼设计载荷（前缘气动载荷P ，载荷分布直线，最大载荷点距襟翼前缘5cm ）Ⅲ、课程设计（论文）工作内容：2、分析和确定襟翼的运动方式，画出运动图3、根据给定的设计载荷设计襟翼结构。
4、选择3个以上关键部件进行强度分析。
重量估算。
5、根据设计结果，绘制襟翼的装配图。
选择3个以上的零件画出零件图。
图纸必须 6、符合规范。
序号翼型根弦长度br 尖弦长度bt 展长l 后掠角A （25度弦线） 相对弦长b 襟翼/b 机翼 相对展长 l 襟翼/l 机翼 偏转角 As 前缘气动载荷P （襟翼展向 根部） 前缘气动载荷P （襟翼展向 尖部） 8 230162.41.518100.300.2535850750襟翼型式及载荷分布示意图7、完成课程设计报告。
一、襟翼的常见结构和载荷情况：1.1 襟翼的常见结构：图2简单襟翼：简单襟翼与副翼形状相似,放下简单襟翼,相当于改变了机切面形状,使机翼更加弯曲。
这样,空气流过机翼上表面,流速加快,压力降低;而流过机翼下表面,流速减慢,压力提高。
因而机翼上、下压力差增大,升力增大。
可是,襟翼放下之后,机翼后缘涡流区扩大,机翼前后压力差增大,故阻力同时增大。
襟翼放下角度越大,升力和阻力也增大得越多。
分裂襟翼这种襟翼本身象一块薄板,紧贴于机翼后缘。
放下襟翼,在后缘和机翼之间,形成涡流区,压力降低,对机翼上表面的气流有吸引作用,使其流速增大,上下压差增大,既增大了升力,同时又延缓了气流分离。
飞行器大气动力学中的翼型设计与流动分析研究飞行器是一种复杂的机械系统，由许多组成部分组成，其中翼型是飞行器性能的关键部分之一。
翼型的设计和流动分析对于飞行器的飞行效率和安全性具有决定性的影响。
因此，翼型的设计和流动分析已经成为了飞行器设计中的一个重要研究领域。
本文将从翼型设计和流动分析两个方面来论述。
一、翼型设计翼型设计是指为了实现特定的性能，根据飞行器型号、客户需求、空气动力学特性等要求，以一定的几何形状和流场参数，设计出适合特定工作条件，能够实现客户需求，优化飞行器性能的翼型。
为了实现这一目标，翼型设计需要考虑的因素有很多，例如翼面积、翼展、翼面载荷、翼型厚度、翼型扭曲程度、翼型平均气动中心、翼型迎角、翼型绕流影响和翼型结构等。
这些因素都会对翼型的气动力和控制性能产生影响。
为了达到这些要求，翼型设计需要进行一系列的计算和实验研究。
通常来说，翼型设计的过程可以分为以下几个步骤：1.基本要求确定。
首先需要确定翼型需要满足的基本要求，包括工作条件、客户需求和空气动力学要求等。
这些基本要求将为翼型设计提供指导方向。
2. 选型研究。
选型研究的目的是在满足基本要求的前提下，选择最优的翼型。
这一步需要进行翼型库的选择和比较研究，从而找到最适合的翼型。
3. 初步设计。
在选定翼型后，需要进行初步设计。
这一步需要考虑翼型几何参数和流场参数等，设计出具有合适性能的翼型。
4. 模拟分析。
在进行初步设计后，需要进行模拟分析，得出翼型在特定工况的气动力和控制性能特性等。
5. 翼型仿真实验。
在进行模拟分析后，需要进行翼型仿真实验，通过实验数据验证分析得到的气动力和控制性能特性。
6. 不断修改和优化。
通过以上步骤，我们可以得出初始翼型设计参数。
但实际上，这样的初始设计往往需要经过多次修改和优化，才能真正满足工况要求、控制性能要求和客户要求等。
二、流场分析流场分析是指对飞行器周围的流场进行分析，了解流场的特性和变化规律，预测气动力、燃烧和传热等过程。
1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。
一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。
翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。
通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。
因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。
对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。
3、NACA翼型编号NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。
例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。
有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。
不同的是中弧线。
具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。
第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。
最后两位数仍是百分厚度。
例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。
一般情况下的五位数编号意义如下有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。
其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。
1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。
三维翼型优化设计方案
在三维翼型优化设计方案中，我们将使用多种方法来提高翼型的性能。
首先，我们将采用参数化建模的方法来实现翼型的快速设计和优化。
通过调整翼型的关键控制参数，如前缘弯度、后缘形状等，我们可以获得不同的翼型形状。
接下来，我们将使用计算流体力学（CFD）模拟来评估不同翼型的气动性能。
CFD模拟可以提供详细的气动力和气动特性的分析，包括升力系数、阻力系数等。
通过在CFD模拟中对不同翼型进行比较，我们可以找到最佳的翼型形状。
在优化设计过程中，我们将使用遗传算法等智能优化算法来搜索最优的翼型参数组合。
通过不断改变参数，并在CFD模拟中进行评估，我们可以找到最佳的翼型形状，以实现最小的阻力和最大的升力。
此外，我们还将考虑其他因素，如结构强度、重量和生产成本等。
通过结合不同的约束条件，我们可以进一步优化翼型的设计，以实现最佳的综合性能。
最后，我们将利用实验数据对所优化的翼型进行验证。
通过在风洞中进行试验，我们可以验证CFD模拟的准确性，并对优化结果进行验证。
通过以上的综合优化设计方案，我们可以获得拥有良好气动性能的三维翼型。
这将有助于提高飞行器的飞行性能和效率。
飞行器设计中的气动原理与技术挑战随着科技的发展，空中交通逐渐成为人们出行的主要方式之一。
而要让飞机能够在高空中稳定飞行、准确降落，离不开气动原理的应用。
本文将从飞行器结构设计、气动载荷等多个方面，探讨飞行器设计中的气动原理与技术挑战。
飞行器结构设计气动原理在飞行器结构设计中占据了重要的地位。
飞机起飞、飞行、降落都需要通过气动载荷来产生足够的升力和阻力。
因此，飞机的翼型设计成为一个永恒的主题。
翼型，即翼面的截面形状，直接影响飞机的气动特性。
在翼型设计中，气动性能如升力系数、阻力系数等常用指标是必须要考虑的。
而一个良好的翼型不仅需要在常规飞行状态下得到优秀的气动特性，还需要在极端状态下（如爬升、急转弯、失速等）仍能保持较好的稳定性。
此外，机身、机翼等构件的设计也需要考虑气动特性，如光滑的表面和细长的形状都有助于减小气动阻力，提高飞机的速度和机动性。
气动载荷气动载荷对飞机结构的稳定性和安全性有着决定性的影响。
在飞行过程中，飞机受到气流的作用，会产生升力、阻力、侧力、滚转力、俯仰力和偏航力等主要气动载荷。
为了保证飞机的飞行正常并且能够适应不同的飞行状态，必须合理设计结构，满足气动载荷要求。
由于飞行状态、气流情况等因素的不同，产生的气动载荷也是多变的。
尤其是在靠近地面的飞行过程中，空气密度和气动流场对飞行器的气动特性产生了很大的影响。
如飞机降落时，由于空气密度增大，气流紊乱，飞行器所承受的气动载荷更大，需要特别加强结构的耐力性。
气动原理与技术挑战对于飞行器设计来说，气动原理和结构设计、材料选择、工艺等技术面临的挑战日益增多。
尤其是在飞行器发展进入了高速化、高精度、高频率等领域后，对于气动技术的要求也越来越高。
一方面，高速飞行要求翼型具有优良的气动特性，如能够在高速状态下保持稳定性，具有较高的升力系数和较低的阻力系数等。
要达到这个目标，需要进行大量的气动力学研究，通过波形设计、翼型优化等方式不断提升气动性能。
1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。
一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。
翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。
通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。
因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。
对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。
3、NACA翼型编号NACA四位数翼族：其中第一位数代表f，是弦长的百分数；第二位数代表p，是弦长的十分数；最后两位数代表厚度，是弦长的百分数。
例如NACA 0012是一个无弯度、厚12%的对称翼型。
有现成实验数据的NACA四位数翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24五位数翼族的厚度分布与四位数翼型相同。
不同的是中弧线。
具体的数码意义如下：第一位数表示弯度，但不是一个直接的几何参数，而是通过设计升力系数来表达的，这个数乘以3/2就等于设计升力系数的十倍。
第二、第三两位数是2p，以弦长的百分数来表示。
最后两位数仍是百分厚度。
例如NACA 23012这种翼型，它的设计升力系数是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧线最高点的弦向位置在15%弦长处，厚度仍为12%。
一般情况下的五位数编号意义如下有现成实验数据的五位数翼族都是230-系列的，设计升力系数都是0.30，中弧线最高点的弦向位置p都在15%弦长处，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五种。
其它改型的五位数翼型在此就不介绍了。
1、低速翼型绕流图画低速圆头翼型在小迎角时，其绕流图画如下图示。
总体流动特点是（1）整个绕翼型的流动是无分离的附着流动，在物面上的边界层和翼型后缘的尾迹区很薄；（2）前驻点位于下翼面距前缘点不远处，流经驻点的流线分成两部分，一部分从驻点起绕过前缘点经上翼面顺壁面流去，另一部分从驻点起经下翼面顺壁面流去，在后缘处流动平滑地汇合后下向流去。
（3）在上翼面近区的流体质点速度从前驻点的零值很快加速到最大值，然后逐渐减速。
根据Bernoulli方程，压力分布是在驻点处压力最大，在最大速度点处压力最小，然后压力逐渐增大（过了最小压力点为逆压梯度区）。
而在下翼面流体质点速度从驻点开始一直加速到后缘，但不是均加速的。
NACA2412在迎角 7.40时的压强分布曲线（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。
（5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一定是后驻点。
当迎角大过一定的值之后，就开始弯曲，再大一些，就达到了它的最大值，此值记为最大升力系数，这是翼型用增大迎角的办法所能获得的最大升力系数，相对应的迎角称为临界迎角。
过此再增大迎角，升力系数反而开始下降，这一现象称为翼型的失速。
这个临界迎角也称为失速迎角。
归纳起来，翼型升力系数曲线具有的形状为3、翼型失速随着迎角增大，翼型升力系数将出现最大，然后减小。
这是气流绕过翼型时发生分离的结果。
翼型的失速特性是指在最大升力系数附近的气动性能。
翼型分离现象与翼型背风面上的流动情况和压力分布密切相关。
在一定迎角下，当低速气流绕过翼型时，从上翼面的压力分布和速度变化可知：气流在上翼面的流动是，过前驻点开始快速加速减压到最大速度点（顺压梯度区），然后开始减速增压到翼型后缘点处（逆压梯度区）。
小迎角翼型附着绕流随着迎角的增加，前驻点向后移动，气流绕前缘近区的吸力峰在增大，造成峰值点后的气流顶着逆压梯度向后流动越困难，气流的减速越严重。
这不仅促使边界层增厚，变成湍流，而且迎角大到一定程度以后，逆压梯度达到一定数值后，气流就无力顶着逆压减速了，而发生分离。
这时气流分成分离区内部的流动和分离区外部的主流两部分。
在分离边界（称为自由边界）上，二者的静压必处处相等。
分离后的主流就不再减速不再增压了。
分离区内的气流，由于主流在自由边界上通过粘性的作用不断地带走质量，中心部分便不断有气流从后面来填补，而形成中心部分的倒流。
大迎角翼型分离绕流不同迎角下翼型的绕流实验结果根据大量实验，大Re数下翼型分离可根据其厚度不同分为：（1）后缘分离（湍流分离），升力曲线如左图(a)；（2）前缘分离（前缘短泡分离），如(b)；（3）薄翼分离（前缘长气泡分离），如(c)。
（1）后缘分离（湍流分离）这种分离对应的翼型厚度大于12%-15%，翼型头部的负压不是特别大，分离从翼型上翼面后缘近区开始，随着迎角的增加，分离点逐渐向前缘发展，起初升力线斜率偏离直线，当迎角达到一定数值时，分离点发展到上翼面某一位置时（大约翼面的一半），升力系数达到最大，以后升力系数下降。
后缘分离的发展是比较缓慢的，流谱的变化是连续的，失速区的升力曲线也变化缓慢，失速特性好。
NACA4412——后缘分离（湍流分离）（2）前缘分离（前缘短泡分离）对于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前缘半径较小，气流绕前缘时负压很大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近发生流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，然后在附到翼面上，形成分离气泡。
起初这种短气泡很短，只有弦长的0.5 ~ 1%，当迎角达到失速角时，短气泡突然打开，气流不能再附，导致上翼面突然完全分离，使升力和力矩突然变化。
（3）薄翼分离（前缘长气泡分离）对于薄的翼型（厚度4%-6%），前缘半径更小，气流绕前缘时负压更大，从而产生很大的逆压梯度，即使在不大迎角下，前缘附近引起流动分离，分离后的边界层转捩成湍流，从外流中获取能量，流动一段较长距离后再附到翼面上，形成长分离气泡。
起初这种气泡不长，只有弦长的2%-3%；随着迎角增加，再附点不断向下游移动；当达到失速迎角时，气泡不再附着，上翼面完全分离之后，升力达到最大值；迎角继续增加，升力逐渐下降。
（4）除上述三种分离外，还可能存在混合分离形式，气流绕翼型是同时在前缘和后缘发生分离。
按产生阻力的原因分类，低速飞行时飞机上的阻力有：摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力和干扰阻力等。
摩擦阻力空气也具有粘性。
当气流流过飞机表面时，由于粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦,阻滞了气流的流动，由此而产生的阻力就叫做“摩擦阻力"。
当气流流杀机表面与机体相接触的那后空气,做团粘附在机体表面上。
于是这匡气流的流动速度降低为零。
紧靠这层空气的外面←层空气虽然没有直接受机体表面的影响,但由于其相邻的空气层的速度为零,由于粘性,该层空气的流动速度也被减小到很小。
这样层层影响,各层空气的流动速度逐渐加大,机体表面的阻滞作用逐渐刷、,一直到速度与外界自由流速相等;这样一种流速有变化的空气称之为“附面层"。
附面层内,每相邻两薄层空气之间由于存在速度差便产生摩擦力。
这种摩擦力的总和就是飞机的摩擦阻力。
在机翼上形成的附面层一般都是很薄的，厚度大的只有几厘米，螺旋桨上的附面层更薄，只有几毫米。
可是巨型飞船和海轮船舷上的附面层，其厚度可以达几十厘米，甚至半米，却是相当厚了。
附面层中气流的流动情况也是不同的。
一般机翼大约在最大厚度以前，附面层的气流各层不相混杂而成层地流动。
这部分叫“层流附面层,'。
在这以后,气流的活动转变为杂乱无章,并且出现了旋涡和横向运动。
这部分就叫做“紊流附面层"。
虽然紊流附面层内空气,傲团的运动是紊乱的,但是整个附面层仍然附着在机翼表面。
层流转变为紊流的那一点叫“转缺点"?在紊流盹面层之后,附面层脱离了翼面币形成大量宏观的旋涡。
这就是“尾迹"。
附面层开始分离的一点叫“分离点".附面层内的摩擦阻力同流动情况有很大关系。
实践证明,层流附面层的摩擦阻力小,而紊流附面层的摩擦阻力大。
因此,尽可能在机翼和飞视其他部件表面保持层流流动是有利的。
层流翼型「声擦阻力要低得多。
为了降低飞机的摩擦匪时使飞机表面尽量光滑。
压差阻力“压差阻力,,它成的压强差。
如果把→块平板垂直地竖立在气流中;强大大增大,后面压强减小。
前后形成了巨大的压强差i了巨大的咀力。
五差阻力。
如果把平板平行于气流方向置于气流中则产生的压差阻力就微乎其微。
由此可见,压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大关系。
所谓迎风面积,就是物体上垂直于气流方向的最大截面面积。
从经验得知物体的迎风面面积越大,压差阻力也就越大。
物体的形状对压差阻力也有很大影响。
由风洞实验可知，如果一个短圆柱体的轴向阻力为单位1的话,那末同样的短圆柱体头部加上因锥,头部装一表面均匀弯曲的凸头,以及头部装凸头同时尾部再装一逐渐变尖的凸头,形成所谓“流线体"时。
它们的阻力分别是短圆柱体的25,1/5和1/25。
可见物体的形状对压差阻力影响之大。
流线体所以能大幅度降低压差阻力,实际上是流线体的头部占据了物体前面的气流滞止所形成的高压区同时流线体的尾部又填满了物体后面气流分离后充满旋涡的低压区,使气流能平滑地流过物体表面来降低物体前后的压力差。
因此,为了降低压差阻力,飞机的迎风面积要尽可能小同时所有飞机部件都要加以整流形成流线体形状。
诱导阻力机翼上也有摩擦阻力和压差阻力。
对机翼而言,这二者合称“翼型阻力"。
但机翼上除翼型阻力外还有“诱导阻力"(又叫“感应阻力,,)。
这是机翼所独有的一种阻力。
(当然,尾翼上也有)。
因为这种阻力是伴随着机翼上升力的产生而产生的。
也许可以说它是为了产生升力而付出的一种“代价”。
当飞机飞行时,下翼面压强大、上翼面压强小。
由于翼展的长度是有限的,所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖,向上翼面流动。
当流绕过翼尖时,在翼尖处不断形成旋涡。
这种旋涡,从飞机的正前方看去,右边(飞机的左机翼)是逆时针方向的,左边(飞机的右机翼)是顺时针方向的。
随着飞机向前方飞行,旋涡就从翼尖向后方流去并产生了向下的下洗速度。
下就速度在两个翼尖处最大,向中心逐渐减小。
在飞机对称面内减到最小。
这种下洗现象，常被候鸟一雁群所利用。
当雁群随着气候的变化而迁徙时，常常排成人字形成或斜一字形。
领队的大雁排在最前面,幼弱的小雁常排布后外侧。
这样就使后雁处于前雁翼尖所形成的旋涡中。
由于翼尖旋涡中的气流在翼尖外侧是向上流动的,形成上升气流。
后雁在上升气流中飞仨较省力,对长途不着陆飞行是很有利的。
在机翼中任取某一剖面来研究。
由于下洗,流过该剖面的气流除了原来的相对速度v之外又产生了垂直向下的下洗速度。
