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作用在飞机上的空气动力 • 升力 — 更大的重量 • 阻力 — 更小发动机功率问题：如何增大升力、减小阻力迎角相对气流方向与翼弦之间的夹角 Angle of Attack (AoA)不同于飞机的姿态升力气流→翼型→上表面流线变密→流管变细 下表面平坦→流线变化不大(与远前方流线相比)连续性定理、伯努利定理→翼型的上表面→流管变细→流管截面积 减小→气流速度增大→故压强减小翼型的下表面→流管变化不大→压强基本不变上下表面产生了压强差→总空气动力RR的方向向后向上→分力：升力L、阻力D 不同迎角对应的压力分布失速q通常，机翼的升力与迎角成正比迎角增加，升力随之 增大(图1、图2)但是，当迎角增大到某一值时，则会 出现相反的情况，即迎角增加升力反而急剧下降这个 迎角就称为临界迎角q当机翼迎角超过临界点时，流经上翼面的气流会出现严 重分离，形成大量涡流，升力大幅下降，阻力急剧增加 飞机减速并抖动，各操纵面传到杆、舵上的外力变轻 ，随后飞机下坠，机头下俯，这种现象称为失速视频演示风洞失速流线空气动力系数q 升力系数 Cy ( CL )q 阻力系数 Cx ( CD )q无因次量升力特性曲线Cy-α曲线的特点qCy=0 的迎角(用α0表示)一般为负值(0º~4º)；qCy-α 曲线在一个较大的范围内是直线段；qCy有一个最大值Cy max，而在接近最大值Cy max 前曲线上升的趋势就已减缓。

弯度和迎角的作用改变后缘弯度的作用增升装置襟翼（前、后缘）简单襟翼富勒襟翼Boeing 727 三缝襟翼Boeing 727 Triple-Slotted Fowler Flap System F-14全翼展的前缘缝翼与后缘襟翼前缘缝翼缝翼和襟翼对升力系数的影响力矩特性及焦点规定：使翼型抬头的力矩为正升力的力矩MzP = -Y1 ( x压 - xP )用力矩系数的形式表示为零升力矩系数 mz0焦点 — mzP不随Cy而变化的点— 升力增量作用点阻力• 摩擦阻力 • 压差阻力 • 干扰阻力•诱导阻力•激波阻力阻力1：摩擦阻力q由空气的粘性造成q附面层 ( 层流附面层 紊流附面层 )q层层流流动动，摩擦阻力小；紊流流动动，摩擦阻力大的 多 -> 尽量使物体表面的流动动保持层层流状态态附面层 阻力2：压差阻力q运动动着的物体前后所形成的压压强差所产生的q同物体的迎风风面积积、形状和在气流中的位置都 有很大的关系迎面阻力• 摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻 力”一个物体究竟哪种阻力占主要部分， 主要取决于物体的形状• 流线体，迎面阻力中主要是摩擦阻力 • 远离流线体的式样，压差阻力占主要部分 ，摩擦阻力则居次要位置，且总的迎面阻 力也较大机翼的三元效应上翼面压强低，下翼面压强高 -> 压差 -> 漩涡 -> 下洗阻力3：诱导阻力q翼尖涡使流过过机翼的气流向下偏转转一个角 度（下洗）。

升力与气流方向垂直（向后倾 斜），产生了向后的分力（阻力）q诱导诱导 阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状 ，展弦比，特别别是同升力有关伴随升力而产生的阻力4：干扰阻力q气流流过翼-身连接处，由于部件形状的关系， 形成了一个气流的通道B处高压区形成气流 阻塞，使气流开始分离，产生旋涡，能量消耗q和飞机不同部件之间的相对位置有关阻力5：激波阻力属于压差阻力激波飞机飞行 -> 对空气产生扰动 扰动(以扰动波的形式)以音速传播,积聚激波形成原理激波照片(M=3)飞行速度小于音速时扰动波的传播速度大于飞机前进速度 传播向四面八方 飞行速度等于或超过音速时扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度 后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在 一起形成较强的波， 空气受到强烈的压缩、而形成了激波波阻能量的观点空气通过激波时，受到薄薄一 层稠密空气的阻滞，使得气流速 度急骤降低，由阻滞产生的热量 来不及散布，于是加热了空气 加热所需的能量由消耗的动能而 来在这里，能量发生了转化-- 由动能变为热能动能的消耗表 示产生了一种特别的阻力这一 阻力由于随激波的形成而来，所 以就叫做“波阻“激波前后气流物理参数的变 化 机翼上压强分布的观点亚音速，最大稀薄度靠前，压强分布沿着与飞行相反的方 向上的合力，不是很大，即阻力不是很大。

超音速情况下，最大稀薄度向后远远地移动到尾部，而且 向后倾斜得很厉害，同时它的绝对值也有增加因此，如 果再考虑机翼头部压强的升高，那么压强分布沿与飞行相 反方向的合力，急剧增大，使得整个机翼的总阻力相应有 很大的增加这附加部分的阻力就是波阻•John Gay拍摄 1999年7月7日 •F/A 18-C Hornet 在航母附近低高度（75英尺）超音速飞行的场面正激波和斜激波Ma=1 正激波 Ma>1 钝头：正激波尖头：斜激波正激波的波阻大， 空气被压缩很厉害 ，激波后的空气压 强、温度和密度急 剧上升，气流通过 时，空气微团受到 的阻滞强烈，速度 大大降低，动能消 耗很大，这表明产 生的波阻很大 斜激波波阻较小， 倾斜的越厉害，波 阻就越小临界马赫数上翼面流管收缩局部流速加快，大于远 前方来流速度 局部流速的加快  局部温度降低 局部音 速下降当翼型上最大速度点的速度增加到等于当地 音速时，远前方来流速度v∞就叫做此翼型 的临界速度（对应临界马赫数）局部激波当M∞>Mcr以后，在翼型上表面 等音速点后面，由于翼型表面 的连续外凸，流管扩张，空气 膨胀加速，出现局部超音速区 。

通常机翼上表面会首先达到当地音速， 局部激波首先出现在上翼面随着速度 的增加，下翼面也会出现局部激波，而 且当速度进一步增加时，机翼上下表面 的局部激波还会向后移动，并且下翼面 的局部激波的移动速度比上翼面的大， 可能一直移到机翼后缘，同时激波的强 度也将增大，激波阻力将增大 阻力q摩擦阻力q压差阻力q诱导阻力q干扰阻力q激波阻力或 零升阻力 和 升致阻力 两大类飞机所受的阻力可以分为。