《ATPL地面培训教材13：飞行原理》——第6章：阻力

翻译：Leweslyh；工具：Cursor & Claude 3.7；过程稿

第6章：阻力

目录

• 引言
• 寄生阻力
• 诱导阻力
• 减少诱导阻力的方法
• 升力对寄生阻力的影响
• 飞机总阻力
• 飞机总重量对总阻力的影响
• 高度对总阻力的影响
• 构型对总阻力的影响
• 速度稳定性
• 所需功率（简介）
• 总结
• 问题
• 附件A
• 附件B
• 附件C
• 答案

引言

阻力是阻碍飞机前进运动的力。阻力与相对气流平行且方向相同（与飞行路径方向相反）。请记住，在考虑气流速度时，飞机在空气中移动还是空气流过飞机并不会对气流模式产生任何差异：相对速度才是重要因素。

图6.1

图6.2

飞机暴露在气流中的每个部分都会产生不同类型的前进阻力，这些阻力共同构成总阻力。总阻力分为两种主要类型：

寄生阻力------与升力产生无关，以及

诱导阻力------升力产生的结果。

寄生阻力进一步细分为：

• 表面摩擦阻力

• 形状（压力）阻力，以及

• 干扰阻力

注意：表面摩擦阻力和形状阻力合称为型阻力。

诱导阻力将在后面讨论。我们首先考虑寄生阻力的各个要素。

寄生阻力

如果飞机以零升力攻角飞行，存在的唯一阻力将是寄生阻力。寄生阻力由"表面摩擦"、"形状"和"干扰"阻力组成。

表面摩擦阻力

与表面直接接触的空气粒子被加速到飞机的速度并随之移动。相邻的粒子将通过与下层粒子接触而加速，但由于空气粘度较低，它们的速度将略低于飞机。随着与表面距离的增加，空气层的加速越来越小。因此，在整个表面上将存在一层空气，其相对速度从表面的零到受飞机存在影响的空气边界处的最大值。从表面延伸到无法检测到粘性效应的点的空气层被称为边界层。在飞行中，边界层的性质将决定最大升力系数、失速特性、形状阻力值，以及在某种程度上决定飞机的高速特性。

图6.3

考虑如图6.3所示的空气流过平面表面的情况。边界层将以两种形式存在，即层流或湍流。通常，前部的流动是层流，在一定距离后变为湍流，这个点称为转捩点。湍流中表面速度变化率的增加将产生比层流更大的表面摩擦。湍流边界层也比层流层具有更高的动能水平。

转捩点向前移动将增加表面摩擦，因为湍流区域将更大。转捩点的位置取决于：

• 表面状况 - 薄层流层对表面不规则性极为敏感。飞机前部任何表面粗糙度都会在该点引起向湍流的转捩，并且增厚的湍流边界层将向下游扇形扩散，导致表面摩擦阻力显著增加。

• 不利压力梯度（图6.4）- 当压力在流动方向上升高时，层流层无法存在。在曲面上，如翼型，转捩点通常位于或接近最大厚度点。由于曲面上存在不利压力梯度，转捩点将比平面表面更靠前。

图6.4

注意：上述草图中边界层的垂直比例被大大夸大。通常，边界层厚度从前缘的2毫米增加到后缘约20毫米。

形状（压力）阻力

形状（压力）阻力是由物体前缘的压力大于后缘压力而产生的。总体而言，表面摩擦导致边界层动能随着流动沿表面向后移动而持续减少。转捩点后的不利压力梯度将导致边界层动能进一步减少。如果边界层在不利压力梯度存在的情况下没有足够的动能，边界层的下层将停止移动（停滞）。边界层的上层将在此点（分离点）超越，边界层将在分离点与表面分离。见图6.4。此外，分离点后的表面流动将向前，朝向分离点------流动反转。由于分离，后缘的压力将低于前缘。空气动力学力将朝着较低压力的方向作用------形状阻力。

当边界层在给定的不利压力梯度存在的情况下没有足够的动能时，将发生分离。

边界层动能的损失可能由各种因素引起。

• 随着攻角增加，转捩点移向前缘，不利压力梯度变得更强。这导致分离点向前移动。最终，边界层分离将发生在非常接近前缘的位置，以至于没有足够的机翼面积提供所需的升力， C L C_{L} CL将减小，发生失速。

• 当激波在上表面形成时，通过激波的静压增加将产生极端不利的压力梯度。如果激波足够强，分离将立即发生在激波后面。这将在第13章-高速飞行中详细解释。

层流和湍流分离

已经表明，分离是由气流遇到不利压力梯度引起的，但发现湍流边界层在遇到相同压力梯度时比层流边界层更能抵抗分离。在这方面，湍流边界层比层流边界层更可取，但从阻力角度看，层流更可取。

流线型设计

飞机的每个部分都会受到形状（压力）阻力的影响。为了减少形状阻力，有必要将分离点延迟到尽可能接近后缘的位置。流线型设计增加了物体长度与深度之间的比例，减少了表面的曲率，从而减少了不利压力梯度。细长比是衡量流线型程度的指标。已经发现理想的细长比是3:1，如图6.5所示。

注意：在暴露于气流的组件连接处添加整流罩和填角（见第10页术语表）也被称为"流线型设计"。

图6.5

型阻力

表面摩擦阻力和形状阻力的组合被称为型阻力。可以认为这些阻力是由飞机呈现给相对气流的"型面"（或横截面积）产生的。

干扰阻力

当考虑完整的飞机时，寄生阻力将大于各部分的总和。额外的阻力来自于机翼/机身、机翼/发动机短舱等连接处的边界层"干扰"。需要填角来最小化干扰阻力。

影响寄生阻力的因素

• 指示空速

• 寄生阻力与指示空速(IAS)的平方成正比。

• 如果IAS加倍，寄生阻力将增加四倍；如果IAS减半，寄生阻力将是原来的四分之一。

• 构型

  寄生阻力与呈现给气流的正面面积成正比；这被称为"寄生面积"。如果展开襟翼、放下起落架、选择减速板或操作滚转控制扰流板，"寄生面积"将增加，寄生阻力也将增加。

• 机身污染

  冰、霜、雪、泥或雪泥的污染将增加寄生阻力系数，在严重的机身结冰情况下，还会增加寄生面积。

寄生阻力公式

D p = 1 / 2 ρ V 2 C D p S D_{p}=1/2ρV^{2}C_{Dp}S Dp=1/2ρV2CDpS

其中，

符号	描述
D P D_{P} DP	寄生阻力
1/2 V²	动压 (Q)
C D p \mathrm{C}_{\mathrm{Dp}} CDp	寄生阻力系数
S	面积（寄生面积）

诱导阻力

诱导阻力是升力的不良副产品。翼尖涡流修改了机翼附近的上洗和下洗，产生了升力矢量的后向分量，称为诱导阻力。

IAS越低，攻角越高------涡流越强。

涡流越强------诱导阻力越大。

翼尖涡流

机翼上表面的气流压力低于下表面。后缘和翼尖是气流相互作用的地方，图6.6。压力差异改变了流动方向，在上表面诱导出朝向根部的展向矢量，在下表面诱导出朝向尖端的展向矢量。"常规地"，从后方观察飞机。右翼尖将产生逆时针涡流，左翼尖将产生顺时针涡流，图6.7。在较高的攻角（较低的IAS），减小的弦向矢量将增加合成的展向流动，使涡流更强。

图6.6

图6.7

诱导下洗

翼尖涡流在机翼附近的气流中产生某些垂直速度分量，包括机翼前方和后方，图6.9。这些垂直速度增强了上洗和下洗，减小了有效攻角。涡流越强，有效攻角的减小越大。

由于有效攻角的局部减小，机翼产生的总升力将低于在没有展向压力差的情况下产生的值。升力的产生本身减少了所产生的升力大小。

为了替代因增加的上洗和下洗而损失的升力，机翼必须以比原本必要的更高的攻角飞行。这增加了阻力。这种额外的阻力被称为诱导阻力，图6.10。

图6.8

图6.9

图6.10

影响诱导阻力的因素：

升力大小 - 因为诱导阻力是升力的一个分量，升力越大，诱导阻力就越大。在平飞时升力必须等于重量，所以诱导阻力将取决于飞机的重量。飞机重量越大，诱导阻力越大。某些机动需要升力大于飞机重量。升力与重量的关系被称为"载荷系数"（或"g"）。例如，在稳定转弯期间，升力大于重量，所以在稳定转弯期间的诱导阻力将高于直线平飞时的诱导阻力。因此，随着载荷系数的增加，诱导阻力也会增加。诱导阻力将与升力的平方成正比增加。

飞机的速度 - 诱导阻力随着速度的增加而减小（对于恒定的升力）。这是因为，随着速度增加，由翼尖涡流引起的下洗变得不那么显著，升力的后向倾斜较小，因此诱导阻力较小。诱导阻力与速度的平方成反比变化。（参见第121页详细解释）。

机翼的展弦比 - 高展弦比机翼的翼尖涡流影响的展向比例较小，因此下洗的整体变化将较小，给升力力量的后向倾斜也较小。因此，随着展弦比的增加，诱导阻力减小（对于给定的升力）。诱导阻力系数与展弦比成反比。

从前面三个因素可以推导出以下方程：

C D i = C L 2 A R \mathrm {C}{\mathrm {Di}}=\frac {\mathrm {C}{\mathrm {L}}^{2}}{\mathrm {AR}} CDi=ARCL2

可以看出，诱导阻力系数 ( C D i ) \left(C_{Di}\right) (CDi)的关系强调了对于设计用于在飞行大部分时间内以较高升力系数运行的飞机构型（即传统高速喷气式运输机）需要高展弦比机翼。

展弦比对升力和阻力特性的影响如图6.11和图6.12所示。这些图上显示了基本翼型剖面特性，这些特性仅适用于极高（无限）展弦比的机翼平面形状。当用这种基本剖面构建某个有限展弦比的机翼时，主要差异将在升力和阻力特性上------力矩特性基本保持不变。

增加展弦比对升力曲线的影响，如图6.11所示，是减小产生给定升力系数所需的机翼攻角。较高展弦比的机翼对攻角变化更敏感，但需要较小的攻角才能达到最大升力。

图6.11

从图6.12可以看出，在任何升力系数下，较高的展弦比会给出较低的机翼阻力系数，因为诱导阻力系数与展弦比成反比。当展弦比高时，诱导阻力随升力的变化很小。在高升力系数（低IAS）下，诱导阻力非常高，并且随着升力系数的增加而迅速增加。

图6.12

高展弦比机翼的升力和阻力曲线，图6.11和图6.12，显示 C L \mathrm {C}{\mathrm {L}} CL随 a a a持续强烈增加直至失速，而 C D C{D} CD仅在失速点有较大变化。

继续增加展弦比受到以下考虑的限制。

非常高展弦比的机翼将经历以下情况：

• 过大的机翼弯曲力矩：可以通过在机翼中携带燃油并将发动机安装在机翼下方的吊舱中来减轻。

• 降低滚转速率（特别是在低空速时）：这是由于下降的机翼（仅在实际下降时）经历增加的有效攻角。增加的有效攻角是由于机翼的前向真空速和尖端的角真空速的合成。展弦比越高，对于给定的滚转速率，尖端的垂直真空速越大，导致有效攻角增加越多。尖端处的有效攻角越高，对滚转的阻力越大。这种现象被称为空气动力阻尼，将在后面的章节中更详细地介绍。

• 在起飞和着陆期间滚转时地面间隙减少。

诱导阻力系数 ( C D i ) (C_{Di}) (CDi)

D i = 1 / 2 ρ V 2 C D i S D_{i}=1/2ρ\mathbf {V}^{2}\mathrm {C}_{\mathrm {Di}} S Di=1/2ρV2CDiS

这个方程似乎暗示诱导阻力 ( D , ) (D,) (D,)随速度增加而增加，但诱导阻力系数 ( C D i ) \left(C_{Di}\right) (CDi)与 C L 2 \mathrm {C}{\mathrm {L}}^{2} CL2成正比，与机翼展弦比成反比。随着速度增加，为了保持恒定的升力， C L C{L} CL必须减小。因此，随着速度增加， C D i \mathrm {C}_{\mathrm {Di}} CDi减小：

C D i = C L 2 A R \mathrm {C}{\mathrm {Di}}=\frac {\mathrm {C}{\mathrm {L}}^{2}}{\mathrm {AR}} CDi=ARCL2

以下例子说明了 C D i \mathrm {C}{\mathrm {Di}} CDi随速度变化的情况，这导致了 D i D{i} Di的变化。

如果飞机的速度从80节 ( 41 m / s ) (41m/s) (41m/s)增加到 160 节 ( 82 m / s ) 160节(82m/s) 160节(82m/s)，动压将增加四倍。（在例子中使用了海平面ISA密度，但任何恒定密度都会给出相同的结果）。

Q = 1 / 2 ρ ∼ V 2 \mathrm {Q}=1/2ρ\mathrm {\sim V}^{2} Q=1/2ρ∼V2

Q = 0.5 × 1.225 × 41 × 41 = 1029.6 Q=0.5\times 1.225\times 41\times 41=1029.6 Q=0.5×1.225×41×41=1029.6

Q = 0.5 x 1.225 x 82 x 82 = 4118.4 Q=0.5x1.225x82x82=4118.4 Q=0.5x1.225x82x82=4118.4

参考升力公式： L = Q C L S S L = Q C_L SS L=QCLSS

如果由于速度加倍而动压增加四倍， C L C_{L} CL必须减少到原来的四分之一才能保持恒定的升力。

将原来 C L C_{L} CL的 1 / 4 1/4 1/4应用到 C D i \mathrm {C}_{\mathrm {Di}} CDi公式：

C D i = C L 2 A R \mathrm {C}{\mathrm {Di}}=\frac {\mathrm {C}{\mathrm {L}}^{2}}{\mathrm {AR}} CDi=ARCL2

C D i = ( 1 / 4 ) 2 A R \mathrm {C}{\mathrm {Di}}=\frac {(1/4)^{2}}{\mathrm {AR}} CDi=AR(1/4)2 因为AR是常数 C D i = ( 1 / 4 ) 2 = 1 16 C{Di}=(1/4)^{2}= \frac{1}{16} CDi=(1/4)2=161

如果将原来 C D i \mathrm {C}_{\mathrm {Di}} CDi的 1 / 16 1/16 1/16应用到诱导阻力公式：

D i = ( Q × 4 ) × 1 / 16 = 1 / 4 D_{i}=(Q\times 4)\times 1/16=1/4 Di=(Q×4)×1/16=1/4

结论：如果在平飞中速度加倍：动压将增加四倍， C L C_{L} CL必须减少到原来的 1 / 4 1/4 1/4， C D i \mathrm {C}{\mathrm {Di}} CDi w i wi wi是原来的 1 / 16 1/16 1/16，而 D i D{i} Di将减少到原来的 1 / 4 1/4 1/4。

如果在平飞中速度减半：动压将是原来的 1 / 4 1/4 1/4， C L \mathrm {C}{\mathrm {L}} CL需要增加到原来的四倍， C D i \mathrm {C}{\mathrm {Di}} CDi将是原来的16倍，产生四倍的 D i D_{i} Di。

减少诱导阻力的方法

诱导阻力在高速时较低，但在低速时它占总阻力的一半以上。诱导阻力取决于尾涡的强度，已经表明高展弦比机翼可以减少给定升力下涡流的强度。然而，非常高的展弦比会增加机翼根部弯曲力矩，降低滚转速率，并在起飞和着陆期间滚转时减少地面间隙；因此，展弦比必须保持在实际限制内。以下列表列出了通过减弱翼尖涡流来最小化诱导阻力的其他方法。

• 机翼端板：放置在翼尖的平板将限制翼尖涡流，并具有类似于增加展弦比的效果，但没有额外的弯曲载荷。然而，板本身会产生寄生阻力，在较高速度下可能不会有总体阻力节省。

• 翼尖油箱：放置在翼尖的燃油箱将具有类似于端板的有益效果，将减少诱导阻力，并且还将减少机翼根部弯曲力矩。

• 翼尖小翼：这些是形成翼尖一部分的小型垂直翼型（图6.13）。根据诱导气流的形状和角度，它们产生一个小的前向力（即"负阻力"或推力）。翼尖小翼部分阻挡了从底部流向机翼上表面的空气，减少了翼尖涡流的强度。此外，翼尖小翼产生的小涡流与主翼尖涡流相互作用，进一步减少了主翼尖涡流的强度。

• 翼尖形状：翼尖的形状可以影响翼尖涡流的强度，向下或向上翻转的翼尖等设计已被用来减少诱导阻力。

图6.13

升力对寄生阻力的影响

形状、摩擦和干扰引起的阻力总和被称为"寄生"阻力，因为它与升力的产生没有直接关系。虽然寄生阻力与升力的产生没有直接关系，但实际上它确实随升力而变化。图6.14显示了典型飞机的寄生阻力系数 C D p \mathrm {C}{\mathrm {Dp}} CDp随升力系数 C L C{L} CL的变化。

图6.14

图6.15

然而，零升力以上的寄生阻力部分被包含在诱导阻力系数中。图6.15。

构型的影响

寄生阻力 D p D_{p} Dp不受升力影响，但随动压和面积变化。如果所有其他因素保持不变，寄生阻力随正面面积显著变化。例如，放下起落架和襟翼可能会使寄生面积增加多达 80 % 80\% 80%。在任何给定的IAS下，这架飞机将经历 80 % 80\% 80%的寄生阻力增加。

高度的影响

在大多数飞行阶段，飞机将以恒定的IAS飞行，动压和寄生阻力不会变化。在高空提供相同的IAS时，真空速会更高。

速度的影响

单独速度对寄生阻力的影响是最重要的。如果所有其他因素保持不变，速度加倍将使动压增加四倍，因此寄生阻力增加四倍（或者在原始速度的一半时寄生阻力为原来的四分之一）。寄生阻力随速度的这种变化表明，寄生阻力在高IAS时最为重要，而在低动压时则不那么重要。为了说明这一点，一架在失速速度略高处飞行的飞机可能有的寄生阻力仅占总阻力的 25 % 25\% 25%。然而，这同一架飞机在最大水平飞行速度下的寄生阻力几乎是总阻力的 100 % 100\% 100%。寄生阻力在高飞行速度下的主导地位强调了获得高速性能需要极高的空气动力学清洁度（流线型）。

飞机总阻力

飞行中飞机的总阻力是诱导阻力和寄生阻力的总和。图6.16说明了特定重量和构型下飞机在平飞时总阻力随IAS的变化。

图6.16

图6.16显示了低速时诱导阻力的主导地位和高速时寄生阻力的主导地位。由于寄生阻力和诱导阻力随速度变化的特殊方式，总阻力最小的速度( V M D V_{MD} VMD)出现在诱导阻力和寄生阻力相等时。最小阻力速度是飞机性能许多方面的重要参考。航程、续航时间、爬升、滑翔、机动、着陆和起飞性能都基于与飞机总阻力曲线相关的某种关系。由于在 V M D V_{MD} VMD飞行时产生的总阻力最小（在升力等于重量的情况下），飞机也将处于 L / D M A X \mathrm {L}/\mathrm {D}_{\mathrm {MAX}} L/DMAX迎角（约 4 ∘ 4^{\circ} 4∘）。

重要的是要记住， L / D M A X \mathrm {L}/\mathrm {D}_{\mathrm {MAX}} L/DMAX是在特定迎角获得的，并且最大升阻比是衡量空气动力学效率的指标。

注意：如果飞机在 L / D MAX L/D_{\text {MAX}} L/DMAX迎角下运行，在产生所需升力的同时阻力将最小。任何低于或高于 L / D M A X L/D_{MAX} L/DMAX的迎角都会增加给定升力下的阻力；更大的阻力需要更多的推力，这将是低效且昂贵的。还必须注意，如果IAS变化，L/D也会变化。

图5.7展示了L/D比与迎角的关系图。L/D的另一种表示方法是极坐标图，其中 C L C_{L} CL对 C D C_{D} CD作图，如图6.17所示。

图6.17

图6.17中的 C L / C D \mathrm {C}{\mathrm {L}}/\mathrm {C}{\mathrm {D}} CL/CD整机极坐标图显示 C L C_{L} CL最初增长速度远快于 C D C_{D} CD，但最终 C D C_{D} CD增长更快。最大升阻比的条件可以通过从原点画一条切线到曲线上来确定。

注意：这是显示L/D比的非常常见的方法，因此图6.17中的显示应该被熟知。

飞机总重量对总阻力的影响

飞机总重量变化对总阻力的影响可以从图6.18看出。随着燃油消耗，总重量将减少。随着飞机重量减轻，所需升力减少（较低的 C L C_L CL），这将减少诱导阻力。总阻力将减少， V M D V_{MD} VMD将出现在较低的IAS。

如果飞机以较高的总重量运行，将需要更多的升力。如果产生更多的升力，诱导阻力将更高，总阻力将更大， V M D V_{MD} VMD将出现在较高的IAS。如果飞机机动使得载荷系数增加，结果将类似于总重量增加所造成的影响，即诱导阻力将增加。

图6.18

高度对总阻力的影响

飞机通常在指示空速（IAS）限制范围内运行，因此考虑阻力随IAS的变化是有意义的。如果飞机以恒定IAS飞行，动压将保持恒定。随着密度随高度增加而减小，必须增加真空速（TAS）以保持恒定的IAS（ Q = 1 / 2 ρ ∼ V 2 \mathrm {Q}=1/2ρ\mathrm {\sim V}^{2} Q=1/2ρ∼V2）。如果飞机以恒定IAS飞行，阻力不会随高度变化。

构型对总阻力的影响

放下起落架、空气刹车或襟翼将增加寄生阻力，但不会实质性地影响诱导阻力。增加寄生阻力的效果是增加任何IAS下的总阻力，但与干净构型相比，减小速度 V M D V_{MD} VMD（图6.19）。

图6.19

速度稳定性

为了使飞机处于稳定飞行状态，飞机必须处于平衡状态------不能有不平衡的力或力矩。当飞机调整为以稳定速度飞行时，推力和阻力相等。因此，当飞机处于稳定飞行状态时，可以说"阻力"和"所需推力"这两个术语具有相同的含义。

因此，作为考虑图6.16中阻力与IAS关系的替代方法，可以用"所需推力"替代阻力。

对于处于稳定飞行状态的飞机，如果速度发生变化而油门设置不变（称为"可用推力"），根据调整速度，可用推力将出现过剩或不足。这种现象如图6.20所示。

图6.20

如果飞机在图6.20中的点"A"建立稳定飞行，升力等于重量，可用推力设置为匹配所需推力。如果飞机受到干扰而速度略高于点"A"，将存在推力不足；如果飞机受到干扰而速度略低于点"A"，将存在推力过剩。这种关系使飞机倾向于回到点"A"的平衡状态并恢复原始调整速度。在高于 V M D V_{MD} VMD的速度下的稳定飞行特点是飞机自然地保持调整速度的倾向相对较强；飞机具有速度稳定性。

速度稳定性是一个重要的考虑因素，特别是在 V M D V_{MD} VMD及以下的速度下，这在着陆进近阶段最常遇到。

如果飞机在图6.20中的点"B"建立稳定飞行，升力等于重量，可用推力设置为匹配所需推力。如果飞机受到干扰而速度高于调整速度，阻力将减小，产生推力过剩，导致飞机加速。如果干扰使飞机速度低于调整速度，阻力将增加，产生推力不足，导致飞机进一步减速。这种关系基本上是不稳定的，因为点"B"两侧的推力过剩变化倾向于放大任何原始干扰。在低于 V M D V_{MD} VMD的速度下的稳定飞行特点是飞机倾向于偏离调整速度，飞机速度不稳定。如果干扰减小速度，它自然会继续减小。如果干扰增加速度，它将继续加速直到推力和阻力再次平衡。因此，飞行员必须在进近阶段密切监控IAS。飞机减速的任何趋势必须立即通过"慷慨"地使用推力来迅速回到所需的调整速度。

考虑图6.19。如果飞机在速度不稳定区域保持恒定IAS，通过选择放下起落架或展开襟翼增加寄生阻力的好处是减小 V M D V_{MD} VMD，这可以通过将速度稳定区域向左移动来改善速度稳定性。

在非常接近 V M D V_{MD} VMD的速度下，飞机通常既不表现出速度稳定性也不表现出速度不稳定性------这是中性IAS区域。

所需功率（简介）

现在我们将考虑推力、阻力和功率之间的关系。这些听起来像是发动机方面的考虑，可能更适合在第4册中学习，但已经表明阻力也可以称为"所需推力"，现在你将看到与"所需功率"存在类似的关系------它们都是重要的机体考虑因素。

• 推力是一种力（推或拉），用于抵抗阻力，

  但功率是做功的速率，或 功率 = 功 时间 \text {功率}=\frac {\text {功}}{\text {时间}} 功率=时间功

  且 功 = 力 × 距离 \text {功}=\text {力}×\text {距离} 功=力×距离

  所以功率必须是 力 × 距离 时间 \frac {\text {力}×\text {距离}}{\text {时间}} 时间力×距离

  对于所需功率：

  哪种力？

  阻力。

  距离除以时间是速度。

  哪种速度？

  唯一的速度------飞机穿过空气的速度，真空速（TAS）。

  因此：所需功率 = 阻力 × TAS

• 如果飞机以恒定IAS爬升，阻力将保持恒定，但TAS必须增加------所以所需功率将增加。

在学习飞行原理时有必要考虑所需功率，因为必须对飞机做功才能在爬升时将其"提升"到更高的高度。逻辑上，当发动机提供的可用功率最大且机体所需功率最小时，可以在最短时间内对飞机做最大功。

为便于参考，将"功率"一词与"速率"一词联系起来。例如，在稳定滑翔中，当飞机以最小所需功率速度（ V M P V_{MP} VMP）飞行时，可以达到最小下降率。

这些和其他考虑因素将在第6册的飞机性能研究和本册第12章的飞行力学中更全面地检查。

图6.21

图6.21是为海平面条件绘制的，其中 TAS=IAS \text {TAS=IAS} TAS=IAS，仅适用于一种特定飞机，一种重量，仅在平飞中，显示了如何通过将每个阻力值乘以相应的TAS并将其转换为千瓦来构建TAS与"所需功率"的图表。

最小所需功率的速度称为 V M P V_{MP} VMP，是一个指示空速（IAS）。

注意，对应于最小所需功率的速度（ V M P V_{MP} VMP）比最小阻力速度（ V M D V_{MD} VMD）慢。

高度的影响

以 V M D V_{MD} VMD飞行的飞机在任何高度都将经历恒定的阻力，因为 V M D V_{MD} VMD是一个IAS。在高空，给定IAS的TAS更高，但所需功率也增加，因为所需功率 = 阻力 × TAS。因此，TAS与所需功率的比率不受影响， V M P V_{\mathrm {MP}} VMP将保持比 V M D V_{MD} VMD慢。

这些信息主要涉及飞机性能，但最小所需功率速度（ V M P V_{MP} VMP）和最小阻力速度（ V M D V_{MD} VMD）的关系对于研究稳定滑翔中的下降率和下降角很重要，这在第12章中概述。

总结

寄生阻力由以下组成：

表面摩擦阻力。

形状（压力）阻力。

（表面摩擦阻力加形状阻力称为型阻。）

干扰阻力。

寄生阻力直接随指示空速（IAS）的平方变化------速度加倍，寄生阻力增加四倍。速度减半，寄生阻力减少到四分之一。

设计师可以通过以下方式最小化寄生阻力：

流线型设计。

倒圆角。

使用层流机翼剖面。

机组人员必须确保机体，特别是机翼，不被冰、雪、泥或雪泥污染。

诱导阻力

展向气流产生翼尖涡流。

C L \mathrm {C}_{\mathrm {L}} CL越高（IAS越低），翼尖涡流越强。

翼尖涡流增强下洗。

增强的下洗使机翼升力向后倾斜。

机翼升力向后倾斜越大，诱导阻力越大。

诱导阻力与指示空速（IAS）的平方成反比------速度减半，诱导阻力系数（ C D i C_{Di} CDi）增加16倍，诱导阻力（D）增加4倍。速度加倍， C D i \mathrm {C}{\mathrm {Di}} CDi减少到十六分之一， D i D{i} Di减少到四分之一。

设计师可以通过以下方式最小化诱导阻力：

使用高展弦比机翼平面形状。

使用带有机翼扭转和/或展向弯度变化的锥形机翼平面形状，或者加入机翼端板、翼尖油箱、翼尖小翼或各种翼尖形状。

总阻力

总阻力是寄生阻力和诱导阻力的总和。

当寄生阻力和诱导阻力相等时，总阻力最小。

在低IAS时，诱导阻力占主导地位。

在高IAS时，寄生阻力占主导地位。

寄生阻力和诱导阻力相等的IAS称为最小阻力速度（ V M D V_{MD} VMD）

随着飞行中总重量减少，诱导阻力减少，总阻力减少， V M D V_{MD} VMD减少。

在恒定IAS下，高度对总阻力没有影响，但随着密度随高度增加而减小，TAS将增加。

增加"寄生面积"的构型变化，如起落架、襟翼或减速板，会增加寄生阻力，增加总阻力并减小 V M D V_{MD} VMD。

速度稳定性

以高于 V M D V_{MD} VMD的稳定IAS飞行且油门设置固定的飞机将具有速度稳定性。

以 V M D V_{MD} VMD或更慢的稳定IAS飞行且油门设置固定的飞机通常不具有速度稳定性。

如果以稳定IAS和固定油门设置在非稳定IAS区域飞行的飞机遇到使飞机减速的干扰，飞机将倾向于进一步减速；IAS将倾向于继续减小，总阻力增加。

所需功率

V M P V_{MP} VMP，最小"所需功率"的指示空速比最小阻力速度 V M D V_{MD} VMD慢。

最大TAS/功率比（ 1.32 V M P 1.32V_{\mathrm {MP}} 1.32VMP）出现在 V M D V_{\mathrm {MD}} VMD。

问题

1. 如果飞机在平飞中的空速降低到最大L/D速度以下，对总阻力有什么影响？

   a. 由于诱导阻力增加，阻力增加。

   b. 由于诱导阻力降低，阻力减少。

   c. 由于寄生阻力增加，阻力增加。

   d. 由于寄生阻力降低，阻力减少。

2. 通过改变机翼的迎角，飞行员可以控制飞机的：

   a. 升力和空速，但不能控制阻力。

   b. 升力、总重量和阻力。

   c. 升力、空速和阻力。

   d. 升力和阻力，但不能控制空速。

3. 当总重量增加时，诱导阻力和寄生阻力之间的关系是什么？

   a. 寄生阻力增加比诱导阻力多。

   b. 诱导阻力增加比寄生阻力多。

   c. 寄生阻力和诱导阻力同等增加。

   d. 寄生阻力和诱导阻力同等减少。

4. 理论上，如果飞机在平飞中的空速加倍，寄生阻力将变为：

   a. 两倍大。

   b. 一半大。

   c. 四倍大。

   d. 四分之一大。

5. 当飞机在平飞中的空速降低到最大升阻比速度以下时，飞机的总阻力：

   a. 由于寄生阻力降低而减少。

   b. 由于寄生阻力增加而增加。

   c. 由于诱导阻力增加而增加。

   d. 由于诱导阻力降低而减少。

6. （参考附件'A'）在点B所代表的空速下，在稳定飞行中，飞机将：

   a. 具有最大L/D比。

   b. 具有最小L/D比。

   c. 产生最大升力系数。

   d. 产生最小阻力系数。

7. 关于改变迎角，哪个陈述是正确的？

   a. 迎角减小将增加机翼下方的压力，并减少阻力。

   b. 迎角增加将减少机翼下方的压力，并增加阻力。

   c. 迎角增加将增加阻力。

   d. 迎角减小将减少机翼下方的压力，并增加阻力。

8. 在机翼上，升力作用垂直于，阻力作用平行于：

   a. 飞行路径。

   b. 纵轴。

   c. 弦线。

   d. 纵向基准线。

9. 飞机总阻力中由升力产生引起的部分称为：

   a. 诱导阻力，受空速变化的极大影响。

   b. 诱导阻力，不受空速变化的影响。

   c. 寄生阻力，受空速变化的极大影响。

   d. 寄生阻力，与空速的平方成反比。

10. 飞机的最佳L/D比出现在寄生阻力：

    a. 最小时。

    b. 小于诱导阻力时。

    c. 大于诱导阻力时。

    d. 等于诱导阻力时。

11. 一架飞机在静止空气中以50节速度时的L/D比为15:1。在25节的正面顶风中，L/D比会是多少？

    a. 30:1

    b. 15:1

    c. 25:1

    d. 7.5:1

12. 关于空气动力学阻力，哪一项是正确的？

    a. 诱导阻力是升力的副产品，受空速变化的极大影响。

    b. 所有空气动力学阻力完全由升力的产生创造。

    c. 诱导阻力完全由空气阻力创造。

    d. 寄生阻力是升力的副产品。

13. 在给定真空速下，增加空气密度对飞机的升力和阻力有什么影响？

    a. 升力将增加但阻力将减少。

    b. 升力和阻力将增加。

    c. 升力和阻力将减少。

    d. 升力和阻力将保持不变。

14. 如果飞机的指示空速从50节增加到100节，寄生阻力将是：

    a. 四倍大。

    b. 六倍大。

    c. 两倍大。

    d. 四分之一大。

15. 如果飞机的指示空速从100节减少到50节，诱导阻力将是：

    a. 两倍大。

    b. 四倍大。

    c. 一半大。

    d. 四分之一大。

16. 飞机在给定构型下的最佳L/D比是一个：

    a. 随指示空速变化的值。

    b. 根据所携带的重量而变化的值。

    c. 随空气密度变化的值。

    d. 无论指示空速如何变化都保持恒定的值。

17. 飞机从稳定飞行状态被干扰时，产生使其恢复到原始状态的力的倾向，称为：

    a. 机动性。

    b. 可控性。

    c. 稳定性。

    d. 不稳定性。

18. 随着指示空速在平飞中增加，飞机的总阻力变得大于最大升阻比速度下产生的总阻力，这是因为：

    a. 仅诱导阻力减少。

    b. 诱导阻力增加。

    c. 寄生阻力增加。

    d. 仅寄生阻力减少。

19. 空气粘性导致的阻力或表面摩擦，当空气沿机翼表面流过时，是一种：

    a. 诱导阻力。

    b. 形状阻力。

    c. 寄生阻力。

    d. 干扰阻力。

20. 比较阻力和空速时，哪种关系是正确的？

    a. 寄生阻力与空速的平方成反比。

    b. 诱导阻力随空速的平方增加。

    c. 寄生阻力随升力系数的平方除以展弦比增加。

    d. 诱导阻力与空速的平方成反比。

21. 如果在地面效应中保持与地面效应外相同的迎角，升力将：

    a. 减少，寄生阻力将减少。

    b. 增加，诱导阻力将减少。

    c. 减少，寄生阻力将增加。

    d. 增加，诱导阻力将增加。

22. 关于飞机在L/Dmax下的飞行，哪个陈述是正确的？

    a. 任何不是L/Dmax的迎角都会增加寄生阻力。

    b. 任何不是L/Dmax的迎角都会增加升阻比。

    c. 任何不是L/Dmax的迎角都会增加给定飞机升力的总阻力。

    d. 任何不是L/Dmax的迎角都会增加升力并减少阻力。

23. 机翼的展弦比定义为：

    a. 弦长的平方与翼展的比率。

    b. 翼展与翼根的比率。

    c. 面积的平方与弦长的比率。

    d. 翼展与平均弦长的比率。

24. 一个非常高展弦比的机翼（与低展弦比机翼相比）将有：

    a. 在低空速下的控制品质差。

    b. 在高迎角下的阻力增加。

    c. 较低的失速速度。

    d. 在其连接点上的弯曲力矩减少。

25. 在恒定气流速度下，高展弦比机翼（与低展弦比机翼相比）将有：

    a. 增加的阻力，特别是在低迎角下。

    b. 减少的阻力，特别是在高迎角下。

    c. 增加的阻力，特别是在高迎角下。

    d. 减少的阻力，特别是在低迎角下。

26. （参考附件'B'）哪架飞机具有最高展弦比？

    a. 3。

    b. 4。

    c. 2。

    d. 1。

27. （参考附件'B'）哪架飞机具有最低展弦比？

    a. 4。

    b. 2。

    c. 3。

    d. 1。

28. （参考附件'B'）仅考虑展弦比（其他因素保持不变）。哪架飞机将产生最大升力？

    a. 1。

    b. 2。

    c. 3。

    d. 4。

29. （参考附件'B'）仅考虑展弦比（其他因素保持不变）。哪架飞机将产生最大阻力？

    a. 1。

    b. 4。

    c. 3。

    d. 2。

30. 从 C LMAX \mathbf {C}_{\text {LMAX}} CLMAX加速到最大速度时，总阻力会发生什么变化？

    a. 增加。

    b. 先增加后减少。

    c. 减少。

    d. 先减少后增加。

31. （参考附件 ′ C ′ {}^{\prime }C^{\prime } ′C′），整机 C L C_{L} CL对 C D C_{D} CD极坐标图。点'B'代表：

    1.最佳升阻比。

    2.临界迎角。

    3.推荐进近速度。

    4.永不超越速度 ( V N E ) \left(V_{NE}\right) (VNE)

    a. 1和2。

    b. 仅1。

    c. 2和3。

    d. 仅4。

32. 如果飞机在平飞中的指示空速从 100 k t 100kt 100kt增加到 200 k t 200kt 200kt，(i) TAS (ii) C D i \mathrm {C}{\mathrm {Di}} CDi (iii) D i D{i} Di将变化多少倍？

	(i)	(ii)	(iii)
a.	2	1/4	1/16
b.	0	4	16
c.	4	1/16	1/4
d.	2	1/16	1/4

附件 A

附件 A

附件 B

飞机1. 翼展 22.5 米 弦长 4 米

飞机2. 机翼面积 90 平方米 翼展 45 米

飞机3. 翼展 30 米 弦长 3 米

飞机4. 机翼面积 90 平方米 翼展 40 米

附件 C

附件 C

答案

1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12
a	c	b	c	c	a	c	a	a	d	b	a

13	14	15	16	17	18	19	20	21	22	23	24
b	a	b	d	c	c	c	d	b	c	d	c

25	26	27	28	29	30	31	32
b	c	d	b	a	d	b	d