- 相關(guān)推薦
飛行員必知飛行物理常識(shí)
飛行等級(jí)是評(píng)價(jià)飛行人員訓(xùn)練水平和遂行任務(wù)能力的重要標(biāo)志，是激發(fā)飛行員訓(xùn)練動(dòng)力的重要手段。下面是小編整理的飛行員必知飛行物理常識(shí)，歡迎閱讀與收藏。
飛行員必知飛行物理常識(shí) 1
推力
產(chǎn)生推力是飛機(jī)引擎工作的基本目的。這個(gè)力使飛機(jī)能夠克服慣性(阻止物體改變運(yùn)動(dòng)狀態(tài)趨勢(shì)的性質(zhì))。推力使飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)，然后使機(jī)翼產(chǎn)生升力。飛機(jī)的推力/重量比是飛機(jī)的普通度量標(biāo)準(zhǔn)，即飛機(jī)的最大推力與飛機(jī)的總重量之比。推力/重量比大于1表示飛機(jī)可以克服重力。
推力/重量比大于1：1表明飛機(jī)可以克服地球引力，而豎直向上飛行的F-15E雙渦輪噴氣引擎(PW-200型引擎)每個(gè)可產(chǎn)生23450磅的推力。
引擎產(chǎn)生的推力驅(qū)動(dòng)飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)，使得空氣在機(jī)翼上下表面運(yùn)動(dòng)，從而產(chǎn)生壓力，將機(jī)翼向上推。推力也可改變飛機(jī)的速度。
上升
當(dāng)機(jī)翼在空氣中運(yùn)動(dòng)，并將空氣上下一分為二時(shí)，飛機(jī)就會(huì)升起來(lái)。一半空氣流過機(jī)翼上部，另一半空氣從機(jī)翼下部通過。流過機(jī)翼附近的空氣在碰撞點(diǎn)被一分為二(見下圖)，并分別從機(jī)翼上下外表面流過。
機(jī)翼上表面的彎曲度比較大，因此機(jī)翼上表面比下表面長(zhǎng)(參見圖)，流過機(jī)翼上表面的空氣的表面面積要比流過下表面的面積大。從機(jī)翼上部流過的空氣行程長(zhǎng)，因此它的流動(dòng)速度比從機(jī)翼下部流過的氣流要快。機(jī)翼上表面上的較快的氣流對(duì)機(jī)翼上部的壓力要比下表面上的氣流對(duì)機(jī)翼下表面的壓力要小，這樣就產(chǎn)生了壓力差，即機(jī)翼上表面與下表面之間的壓力不平衡，這個(gè)壓力將機(jī)翼向上報(bào)，使得飛機(jī)上升。
攻角
機(jī)翼產(chǎn)生的升力大小隨機(jī)翼碰撞空氣的角度變化而變化，這個(gè)角稱為攻角(AoA角)，不要將攻角與空間方位角或機(jī)頭與水平的傾角相混淆。F15戰(zhàn)機(jī)的攻角以單位數(shù)度量，而空間方位角以度數(shù)度量。
攻角大小不是一成不變，而隨具體情況變化而變化。有時(shí)攻角保持14個(gè)單位，可使飛機(jī)的巡航范圍最大，在轉(zhuǎn)彎時(shí)主要關(guān)注能量的節(jié)省，16-22個(gè)單位有是最佳的。加速時(shí)最好選擇8-10個(gè)單位攻角。如果攻角太大，座艙中音頻聲音會(huì)響起來(lái)，警告你失速即將發(fā)生。觀察平視顯示器左側(cè)指示航速正下方的符號(hào)和數(shù)字來(lái)檢查攻角大小，它是以單位表示的飛機(jī)的攻角�！爸髌揭曪@示器中的符號(hào)”。
阻力
阻力是阻止飛機(jī)沿飛行方向運(yùn)動(dòng)的力。任何一個(gè)物體在流體(空氣也是一種流體)中運(yùn)動(dòng)都會(huì)要產(chǎn)生摩擦力。在飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)，空氣對(duì)機(jī)翼摩擦?xí)r，以及空氣推向飛機(jī)表面引起壓力積聚時(shí)，都會(huì)產(chǎn)生阻力。
產(chǎn)生的阻力是升力向后的分力。機(jī)翼產(chǎn)生的升力越大，阻力也就越大。在飛機(jī)的速度達(dá)到1馬赫時(shí)，聲波阻力也會(huì)產(chǎn)生。機(jī)翼前部產(chǎn)生的壓力比后部大，這樣就產(chǎn)生了向后的阻力。寄生阻力包括風(fēng)力和各種非升力引起的阻力。
不管碰到哪些阻力，飛機(jī)的綜合飛行特性決定于升力系數(shù)和阻力系數(shù)疊加。不同的攻角產(chǎn)生不同的升力和阻力。每一架飛機(jī)都有一個(gè)理想的攻角、推力和阻力組合，在不同航速下，產(chǎn)生的阻力種類也不同。
航速
飛機(jī)在大氣中飛行時(shí)，空氣從飛機(jī)表面上流過，氣流將產(chǎn)生壓力。在較高的高空上，空氣比較稀薄，從飛機(jī)表面上流過的空氣較少。通過測(cè)量氣流的壓力，F(xiàn)-15上的皮托管與計(jì)算機(jī)連機(jī)可計(jì)算航速。
由于大氣的密度不同，計(jì)算出的在某一高度上以不變推力和攻角飛行的飛機(jī)的航速同另一架以相同椎力和攻角在不同高度上飛行的飛機(jī)航速有差別。因此，飛機(jī)有指示航速(根據(jù)當(dāng)前空氣密度和高度計(jì)算出的視航速)和實(shí)際航速(根據(jù)空氣密度和高度變化修正的航速)。
例如，假設(shè)你在一架實(shí)際航速為350節(jié)在5000英尺高度上飛行的飛機(jī)中，第二架飛機(jī)以同樣的實(shí)際航速在30000英尺高度上飛行。由于第二架飛機(jī)在更高的高度上(空氣比較稀薄)飛行，兩架飛機(jī)上的皮托管測(cè)出的指示航速不同。上面那架飛機(jī)測(cè)出的指示航速比下面那架飛機(jī)要小。如果你和另一個(gè)飛行員都想同時(shí)到達(dá)某一個(gè)地方，你們二人需要一個(gè)與高度無(wú)關(guān)而能夠比較的讀數(shù)，這個(gè)修正過的讀數(shù)就是實(shí)際航速。
通過實(shí)際航速的比較，你和另一個(gè)飛行員可計(jì)算出，一架飛機(jī)飛行是否比另一架快。盡管指示航速不同，如果實(shí)際航速相同，那么你們可以同時(shí)到達(dá)目的地。
攻角和航速
雖然推力是決定航速的動(dòng)力，但攻角對(duì)航速影響也很大。如果你想在某一標(biāo)高上飛行，重要的要記住，通過調(diào)節(jié)油門來(lái)改變攻角，使飛機(jī)飛行高度固定。低速時(shí)(即起飛或降落時(shí))，攻角對(duì)航速影響最明顯。
通常先用飛行搖桿選擇攻角，再調(diào)節(jié)油門，一直到飛起來(lái)(在游戲中，當(dāng)前指示航速以指示航速節(jié)(KIAS)或以節(jié)為單位的指示航速顯示在平視顯示器中，以及飛行狀態(tài)指示頁(yè)面的多用途顯示器中)。
高度
飛機(jī)升空后，飛機(jī)到達(dá)某一高度。象表示航速一樣，高度也有幾種表示方法。
指示高度(氣壓表測(cè)出的高度)和雷達(dá)高度是游戲中最重要的兩種高度度量方法。在前上方控制器中，你可讓雷達(dá)高度顯示或不顯示。
氣壓計(jì)高度給出了海拔高度(ASL)。雷達(dá)高度指示距飛行地面的高度(AGL)。高度增高，由于大氣壓低，引擎工作效率降低。隨高度升高，大氣變得稀薄。飛機(jī)的臨界高度是飛機(jī)能夠保持引擎正常功率飛行的高度。飛機(jī)以正常的效率飛行受到高度限制。在25000英尺高度上，飛機(jī)噴氣引擎的功率只有海平面的一半。
G力
升力和飛機(jī)重量關(guān)系可以用“G”術(shù)語(yǔ)來(lái)敘述。1G等于在海平面上某一物體的重力。在海平面上飛行的飛機(jī)受到地球吸引的'1G力的作用。
在快速轉(zhuǎn)彎或突然加速時(shí)，最容易感到G力，它可以是正的9也可以是負(fù)的。在轉(zhuǎn)彎將你推向椅子時(shí)，G力是正值，而拉作用時(shí)，G力是負(fù)值。在高G表演中，你的心臟應(yīng)該工作得快些，將血壓向遠(yuǎn)離拉的方向。
經(jīng)很好訓(xùn)練的飛行員在有限時(shí)時(shí)間內(nèi)約可承受9-10G的正G力，除可能引起隧道幻覺或頭暈外，沒有別的感覺。血向軀干下部和腿部集中，而不向腦部集中。視覺開始發(fā)生“視灰”，最后發(fā)生“視黑”。在飛機(jī)被拉起很大的負(fù)G力時(shí)，會(huì)產(chǎn)生類似的所謂的“視紅”條件，即血集中到軀干的上部，眼部血管膨脹，這將引起你的視野變紅。通常，在以3G或3G以上加速度飛行幾秒鐘后就會(huì)發(fā)生以上現(xiàn)象。
F15E StrikeEagle具有比一般飛行員能承的G力要大得多的高級(jí)飛機(jī)外殼。在游戲中準(zhǔn)確地模擬了“視紅”和“視黑”效果。因此，你應(yīng)該借助于平視顯示器注意當(dāng)前的G值水平。如果你超過可用的G值極限，那么音頻警告就會(huì)響起來(lái)。
飛行包線
飛機(jī)升空是飛機(jī)的航速、高度和攻角作用的結(jié)果。這三個(gè)因素共同使飛機(jī)飛行，在談?wù)擄w機(jī)做機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)，也應(yīng)該同時(shí)考慮這三個(gè)因素。用飛機(jī)。的飛行包線圖來(lái)描述它的極限。F15 StrikeEagle的飛行包線如圖所示。
豎軸為飛行高度，水平軸為以馬赫數(shù)表示的航速。圖中畫出的曲線是1G時(shí)的包線極限范圍。它是F-15E戰(zhàn)機(jī)操作極限的簡(jiǎn)單描述。當(dāng)武器裝備不同時(shí)，由于飛機(jī)的重量和阻力不同，飛行包線也有所變化。
絕對(duì)極限
攻角。攻角是飛行包線中最重要的考慮因素之一。無(wú)論飛機(jī)有什么樣的高度、負(fù)載和航速，但攻角是一個(gè)極限因素。通常，F(xiàn)15E戰(zhàn)機(jī)安全飛行的攻角極限是30個(gè)單位。最大升力對(duì)應(yīng)的攻角是17個(gè)單位。如果攻角太陡，即傾角太大，座艙中900赫茲的聲音會(huì)響起來(lái)。
在飛行包線中，上升的實(shí)線表示亞聲速航速時(shí)可用最大升力。在曲線的上部，飛機(jī)會(huì)產(chǎn)生抖動(dòng)和其它氣流的擾動(dòng)。
在游戲中，當(dāng)前攻角讀數(shù)在乎視顯示器左側(cè)指示航速正下方顯示出來(lái)。
航速。曲線右部分表示了在不同高度下F-15E戰(zhàn)機(jī)的最大航速。高度越高，由于空氣稀薄，產(chǎn)生的阻力小，所以航速越高。超過包線航速邊緣，飛機(jī)可能發(fā)生結(jié)構(gòu)損壞。
F15E戰(zhàn)機(jī)的航速極限約為800節(jié)，馬赫極限為2.5。隨著武器和燃料裝載量的不同，這個(gè)極限值稍有變化。
馬赫數(shù)。曲線右上部位表示最大馬赫速度極限。值得注意的是，飛機(jī)在圖形右部陰影區(qū)域中只能飛行有限的時(shí)間。飛機(jī)在長(zhǎng)于這個(gè)時(shí)間極限內(nèi)仍保持2.5馬赫航速飛行，就會(huì)引起結(jié)構(gòu)過熱。
推力。曲線平頂部分表示飛機(jī)在某一水平飛行航線上最大推力所能獲得的最大航速。在爬高時(shí)會(huì)降低航速，如果攻角太大，飛機(jī)的高度又要損失，又問到飛行包線中。
G力。飛機(jī)能經(jīng)受幾個(gè)G力作用幾十秒鐘，雖然，部分與裝載的武器和燃料量多少有關(guān)。該實(shí)例中的包線是1G力給出的飛行包線。如果經(jīng)受更大的G力作用，包線形狀會(huì)變化。飛機(jī)可經(jīng)受的最大G值和當(dāng)前G值讀數(shù)均顯示在平視顯示器中。
飛行員必知飛行物理常識(shí) 2
1、機(jī)翼的側(cè)剖面是一個(gè)上緣向上拱起，下緣基本平直的形狀。所以氣流吹過機(jī)翼上下表面而且要同時(shí)從機(jī)翼前端到達(dá)后端，從上緣經(jīng)過的氣流速度就要比下緣的快。根據(jù)伯努利方程：同樣是流過某個(gè)表面的流體，速度快的`對(duì)這個(gè)表面產(chǎn)生的壓強(qiáng)要小。因此就得出機(jī)翼上表面大氣壓強(qiáng)比下表面的要小的結(jié)論，這樣子就產(chǎn)生了升力，升力達(dá)到一定程度飛機(jī)就可以離地而起。
2、噴氣式飛機(jī)向后方噴出氣體，給氣體向后的推力，同時(shí)氣體給飛機(jī)向前的推力，提供飛機(jī)飛行的動(dòng)力
3、伯努利原理。即物體表面的流體壓強(qiáng)和流速相關(guān)，一定范圍內(nèi)流速越快壓強(qiáng)越小，所以一般機(jī)翼、旋翼和螺旋槳的上和前表面弧度較大，讓空氣的流過路徑更長(zhǎng)以獲得升力和推力；
4、作用力和反作用力原理，作用力=反作用力。所以飛機(jī)對(duì)空氣或噴氣施加一定的力獲得反作用力，即升力和推力。
飛行員必知飛行物理常識(shí) 3
一、升力的產(chǎn)生
從流線譜可以看出：空氣流到機(jī)翼前緣，分成上、下兩股，分別沿機(jī)翼上、下表面流過，而在機(jī)翼后緣重新匯合向后流去。在機(jī)翼上表面，由于比較凸出，流管變細(xì)，說明流速加快，壓力降低。在機(jī)翼下表面，氣流受到阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大。于是，機(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差，垂直于相對(duì)氣流方向的壓力差的總和，就是機(jī)翼的升力。
機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，即升力作用線和翼弦的交點(diǎn)，叫壓力中心。
機(jī)翼各部位升力的大小是不同的，要想了解機(jī)翼各個(gè)部位升力的大小，就需知道機(jī)翼表面壓力分布的情形。
機(jī)翼表面壓力的頒可通過實(shí)驗(yàn)來(lái)測(cè)定。凡是比大氣壓力低的叫吸力（負(fù)壓力），凡是比大氣壓力高的叫壓力（正壓力）。機(jī)翼表面各點(diǎn)的吸力和正壓力都可用向量表示。向量的長(zhǎng)短表示吸力或正壓力的大小。向量的方向同機(jī)翼表面垂直，箭頭方向朝外，表示吸力；箭頭指向機(jī)翼表面，表示正壓力。將各個(gè)向量的外端用平滑的曲線連接起來(lái)。壓力最低（即吸力最大）的一點(diǎn)，叫最低壓力點(diǎn)。在前緣附近，流速為零，壓力最高的一點(diǎn)，叫駐點(diǎn)。
機(jī)翼壓力分布并不是一成不變的。如果機(jī)翼在相對(duì)氣流中的關(guān)系位置改變了，流線譜就會(huì)改變，機(jī)翼的壓力分布也就隨之而變。
機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠上表面吸力的作用，而不是主要靠下表面的壓力高于大氣壓的情況下，由上表面吸力所形成的升力，一般占總升力的60%到80%左右，而下表面的正壓力所形成的升力只不過占總升力的20%到40%左右。如果下表面的壓力低于大氣壓力產(chǎn)生向下的吸力，則機(jī)翼總升力就等于上表面吸力減去下表面的吸力。在此情況下，機(jī)翼升力就完全由上表面吸力所形成。
二、阻力的產(chǎn)生
阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向相反的空氣動(dòng)力，起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，按其產(chǎn)生的原因可分為摩擦，產(chǎn)生一個(gè)阻止飛機(jī)前進(jìn)的力。這個(gè)力就是摩擦阻力。
摩擦阻力是在“附面層”（或叫邊界層）內(nèi)產(chǎn)生的。所謂附面層，就是指，空氣流過飛機(jī)時(shí)，貼近飛機(jī)表面、氣流速度由層外主流速度逐漸降低為零的那一層空氣流動(dòng)層。附面層是怎樣形成的呢？原來(lái)是，當(dāng)有粘性的空氣流過飛機(jī)時(shí)，緊貼飛機(jī)表面的一層空氣，與飛機(jī)表面發(fā)生粘性摩擦，這一層空氣完全粘附在飛機(jī)表面上，氣流速度降低為零。緊靠這靜止空氣層的外面第二氣流層，因受這靜止空氣層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用要弱些，因此氣流速度不會(huì)降低為零。再往外，第三氣流層又要受第二氣流層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用更弱些，因此氣流速度降低就更少些。這樣，沿垂直于飛機(jī)表面的方向，從飛機(jī)表面向外，由于粘性摩擦作用的減弱，氣流速度就一層一層的逐漸增大，到附面層邊界，就和主流速度相等了。這層氣流速度由零逐漸增大到主流速度的空氣層，就是附面層。附面層內(nèi)，氣流速度之所以越貼近飛機(jī)表面越慢，這必然是由于這些流動(dòng)空氣受到了飛機(jī)表面給它的向前的作用力的作用的結(jié)果。根據(jù)作用和反作用定律，這些被減慢的空氣，也必然要給飛機(jī)表面一個(gè)向后的反作用力，這就是飛機(jī)表面的摩擦阻力。
附面層按其性質(zhì)不同，可分為層流附面層和紊流附面層。就機(jī)翼而言，一般在最大厚度以前，附面層的氣流各層不相混雜而分層的流動(dòng)。這部份叫層流附面層。在這之后，氣流流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無(wú)章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運(yùn)動(dòng)。這部份叫率流附面層。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)叫轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。附面層內(nèi)的摩擦阻力與附面層的性質(zhì)有很大關(guān)系。實(shí)驗(yàn)表明，紊流附面層的摩擦阻力要比層流附面層的摩擦阻力大得多。因此，盡可能在機(jī)翼上保持層流附面層，對(duì)于減小阻力是有利的。所謂層流翼型，就是這樣設(shè)計(jì)的。
總的說來(lái)，摩擦阻力的大小，決定于空氣的粘性，飛機(jī)的表面狀況，以及同空氣相接觸的飛機(jī)的表面積�？諝庹承栽酱螅w機(jī)表面越粗糙，飛機(jī)表面積越大，摩擦阻力就越大。
（二）壓差阻力
人在逆風(fēng)中行走，會(huì)感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力。
空氣流過機(jī)翼時(shí)，在機(jī)翼前緣部分，受機(jī)翼阻擋，流速減慢，壓力增大；在機(jī)翼后緣，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓力減小。這樣，機(jī)翼前后便產(chǎn)生壓力差，形成阻力。這種由前后壓力差形成的阻力叫壓差阻力。機(jī)身、尾翼等飛機(jī)的其它部件都會(huì)產(chǎn)生壓差阻力。
為什么在機(jī)翼后緣會(huì)出現(xiàn)氣流分離呢？其根本原因是空氣有粘性，空氣流過機(jī)翼的過程中，在機(jī)翼表面產(chǎn)生了附面層。附面層中氣流速度不僅要受到粘性摩擦的阻滯作用，而且還要受到附面層外主流中壓力的影響。附面層中，沿垂直于機(jī)翼表面方向的壓力變化很小，可認(rèn)為是相等的，且等于層外主流的壓力。在最低壓力點(diǎn)之前，附面層外主流是從高壓區(qū)流向低壓區(qū)，沿途壓力逐漸降低，即形成順壓，氣流速度是不斷增大的。附面層內(nèi)的氣流雖受粘性摩擦的阻滯作用，使之沿途不斷減速，但在順氣壓的推動(dòng)下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去，但在順氣壓的推動(dòng)下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去，但速度增加不多。在最低壓力點(diǎn)（E）之后情況就不一樣了。主流是從低壓區(qū)流向高壓區(qū)，沿途壓力越來(lái)越大，即形成反壓，主流速度是不斷減小的。附面層內(nèi)的氣流除了要克服粘性摩擦的陰滯作用外，還要克服反壓的作用，因此氣流速度迅速減小，到達(dá)某一位置，附面層底層空氣就會(huì)完全停止下來(lái)，速度降低為零，空氣再不能向后流動(dòng)。在S點(diǎn)之后，附面層底層空氣在反壓作用下開始向前倒流。于是附面層中逆流而上的空氣與順流而下的空氣相頂碰，就使附面層氣流脫離機(jī)翼表面，而卷進(jìn)主流。這時(shí)，就形成大量逆流和旋渦而形成氣流分離現(xiàn)象。這些旋渦一方面在相對(duì)氣流中吹離機(jī)翼，一方面又連續(xù)不斷地在機(jī)翼表面產(chǎn)生，如此周而復(fù)始地變化著，這樣就在分離點(diǎn)之后形成了渦流區(qū)。附面層發(fā)生分離之點(diǎn)（S點(diǎn)），叫做分離點(diǎn)。
這種旋渦運(yùn)動(dòng)的周期性，是引起飛機(jī)機(jī)翼、尾翼和其它部分生產(chǎn)振動(dòng)的重要原因之一。
為什么機(jī)翼后緣渦流區(qū)中壓力會(huì)有所減小呢？道德我們要明確，這里指的渦流區(qū)壓力的大小，是和機(jī)翼前部的'氣流相比而言的。如果空氣流過機(jī)翼上下表面不產(chǎn)生氣流分離，則在機(jī)翼后部，上下表面氣流重新匯合，流速和壓力都會(huì)恢復(fù)到與機(jī)翼前部相等。這樣，機(jī)翼前、后不會(huì)出現(xiàn)壓力差而形成壓差阻力。然而事實(shí)不是這樣，當(dāng)空氣流到機(jī)翼后部會(huì)產(chǎn)生氣流分離而形成渦流區(qū)。渦流區(qū)中，由于產(chǎn)生了旋渦，空氣迅速轉(zhuǎn)動(dòng)，一部分動(dòng)能因摩擦而損耗，即使流速可以恢復(fù)到與機(jī)翼前部的流速相等，而壓力卻恢復(fù)不到原來(lái)的大小，比機(jī)翼前部的壓力要小。例如汽車開過，在車身后的灰塵之所以被吸起，就是由于車身后面渦流區(qū)內(nèi)的空氣壓力小的緣故。
根據(jù)實(shí)驗(yàn)的結(jié)果，渦流區(qū)的壓力與分離點(diǎn)處氣流的壓力，其大小相差不多。這就是說：分離點(diǎn)靠機(jī)翼后緣，渦流區(qū)的壓力比較大；分離點(diǎn)離開機(jī)翼后緣越遠(yuǎn)，渦流區(qū)的壓力就越小�？梢�，分離點(diǎn)在機(jī)翼表面的前后位置，可以表明壓差阻力的大小。
總的說來(lái)，壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積、形狀和物體在氣流中的相對(duì)位置有很大關(guān)系。迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大。象水滴那樣的，前端園鈍，后面尖細(xì)的流線形物體，壓差阻力最小。物體相對(duì)于氣流的角度越大，壓差阻力越大。
由上面的分析可知，摩擦阻力和壓差阻力都是由于空氣的粘性面引起產(chǎn)生的阻力，如果空氣沒粘性，那么上面兩種阻力都將不會(huì)存在。
�。ㄈ┱T導(dǎo)阻力
機(jī)翼上除了產(chǎn)生摩擦阻力和壓差阻力以外，由于升力的產(chǎn)生，還要產(chǎn)生一種附加的阻力。這種由于產(chǎn)生升力而誘導(dǎo)出來(lái)的附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力。可以說，誘導(dǎo)阻力是為產(chǎn)生升力而付出的一種“代價(jià)”。
誘導(dǎo)阻力是怎樣產(chǎn)生的呢？
當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)，機(jī)翼下表面的壓力比上表面的大，而機(jī)翼翼展長(zhǎng)度又是有限的，所以下翼面的高壓氣流會(huì)繞過兩端翼尖，力圖向上翼面的低壓區(qū)流去。當(dāng)氣流繞過翼尖時(shí)，在翼尖部份形成旋渦，這種旋渦的不斷產(chǎn)生而又不斷地向后流去即形成了所謂翼尖渦流。
翼尖渦流使流過機(jī)翼的空氣產(chǎn)生下洗速度，而向下傾斜形成下洗流。氣流方向向下傾斜的角度，叫下洗角。
由翼尖渦流產(chǎn)生的下洗速度，在兩翼尖處最大，向中心逐漸減少，在中心處最小。這是因?yàn)榭諝庥姓承�，翼尖旋渦會(huì)帶動(dòng)它周圍的空氣一起旋轉(zhuǎn)，越靠?jī)?nèi)圈，旋轉(zhuǎn)越快，越靠外圈，旋轉(zhuǎn)越慢。因此離翼尖越遠(yuǎn)，氣流下洗速度越小。
在是常生活中，也可觀察到翼尖渦流的現(xiàn)象。例如大雁南飛，常排成人字或斜一字形，領(lǐng)隊(duì)的大雁排在中間，而幼弱的小雁常排在外側(cè)。這樣使得后雁處于前雁翅梢處所產(chǎn)生的翼尖渦流之中。翼尖渦流中氣流的放置是有規(guī)律的，靠翼尖內(nèi)側(cè)面，氣流向下，靠翼尖外側(cè)，氣流是向上的即上升氣流。這樣后雁就處在前雁翼尖渦流的上升氣流之中，有利于長(zhǎng)途飛行。
從實(shí)驗(yàn)也可看出翼尖渦流的存在。當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生正升力時(shí)，由于機(jī)翼下表面的壓力比上表面的大，故空氣從下翼面繞過翼尖翻到上翼面去世。因而處在兩翼尖處的兩個(gè)葉輪都放置起來(lái)，在左翼尖的向右放置（從機(jī)尾向機(jī)頭看），在右翼尖的向左放置。升力增大，上下翼表面壓力差增大，葉輪放置得更快。升力為零，上下翼面無(wú)壓力差，葉輪不轉(zhuǎn)動(dòng)。若機(jī)翼產(chǎn)生負(fù)升力，則上民辦面的壓力比下翼面大，故兩葉輪就會(huì)反轉(zhuǎn)。
飛行中，有時(shí)從飛機(jī)翼尖的凝結(jié)云也可看到翼尖渦流。因?yàn)橐砑鉁u流的范圍內(nèi)壓力很低，如果空氣中所含水蒸汽黑龍江省膨脹冷卻而凝結(jié)成水珠，便會(huì)看到由翼尖向后的兩道白霧狀的渦流索。
升力是和相對(duì)氣流方向垂直的。既然流過機(jī)翼的空氣因受機(jī)翼的作用而向下華僑，則機(jī)翼的升力也應(yīng)隨之向后華僑。實(shí)際升力是和洗流方向垂直的。把實(shí)際升力分解成垂直于飛行速度方向和平等于飛行速度方向的兩個(gè)分力。垂直于飛行速度方向的分力，仍起著升力的作用，這就是我們經(jīng)常使用的升力。平等于飛行速度方向的分力，則起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，成為一部份附加阻力。而這一部分附加阻力，是同升力的存在分不開的，因此這一部分附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力。
實(shí)踐表明，誘導(dǎo)阻力的大小與機(jī)翼的升力和展弦比有很大關(guān)系。升力越大，誘導(dǎo)阻力越大。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。
�。ㄋ模└蓴_阻力
實(shí)踐表明，飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等，單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和總是小于把它們組成一個(gè)整體時(shí)所產(chǎn)生的阻力。
所謂干擾阻力，就是飛機(jī)各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。
現(xiàn)我們以機(jī)翼和機(jī)身為例，看干擾阻力是怎樣產(chǎn)生的。
氣流流過機(jī)翼和機(jī)身的連接處，在機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合的中部，由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向外凸出，流管收縮，流速迅速加快，壓力很快降低。而在后部由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓力很快增高。這種壓力的變化，就促使氣流的分離點(diǎn)前移，并使機(jī)身和機(jī)翼結(jié)合處后部渦流區(qū)擴(kuò)大，從而產(chǎn)生了一種額外的阻力。這一阻力是因氣流的干擾而產(chǎn)生的，因此叫干擾阻力。
不但機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合處會(huì)產(chǎn)生干擾阻力，而且在機(jī)身和尾翼，機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)知艙，機(jī)翼和副油箱等結(jié)合處，都可能產(chǎn)生。
為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)要考慮飛機(jī)各部分的相對(duì)位置外，在機(jī)翼與機(jī)身、機(jī)身與尾翼等結(jié)合部，可安裝整流包皮。這樣可使連接處較為圓滑，流管不致過分?jǐn)U張，而產(chǎn)生氣流分離。
【飛行員必知飛行物理常識(shí)】相關(guān)文章：
模特必知的禮儀常識(shí)09-27
紋眉必知小常識(shí)07-26
健康新手必知的常識(shí)08-06
藝考必知樂理常識(shí)05-17
女性必知的健身小常識(shí)08-21
美國(guó)留學(xué)必知的法律常識(shí)05-27
初學(xué)者必知的瑜伽常識(shí)07-06