内容发布更新时间 : 2024/11/16 21:39:57星期一 下面是文章的全部内容请认真阅读。
记住这些涡流的旋转方向，可以看到他们在翼尖之外引入一个向上的气流，在机翼尾缘之后产生一个向下的气流。这个诱导的下洗气流和产生升力所需的下洗气流没有关系。实际上是诱导阻力的来源。涡流和后面的机翼上净气流分量越大越强，诱导阻力效应也就越强。这个机翼顶部的下洗流在翼尖处有相同的使向后的升力矢量弯曲的效果，因此升力和相对气流的蒸饺稍微向后，产生一个后向升力分量。这就是诱导阻力。
要记住为了在机翼上表面产生较大的负压力，机翼可以倾斜获得更大的迎角；如果不对称机翼的迎角为零，也就没有压力差，继而没有下洗分量，因此也就没有诱导阻力。无论如何，只要迎角增加，诱导阻力相应的增加。
换一种说法就是，较低的空速时就要求更大的迎角来产生等于飞机重量的升力，因而诱导阻力也就更大。总诱导阻力和空速的平方成反比变化关系。 从前面的讨论知道寄生阻力随空速的平方增加，诱导阻力随空速的平方反比变化。当空速降低到接近失速速度时，总阻力变的更大，主要由于诱导阻力的快速
升高。类似的，当空速达到飞机的终速时，因为寄生阻力的飞速增加使得总阻力再次快速增加。从图3－5可以看到，在某些空速上，总阻力处于最大值。在计算最大续航力和航程时这是非常重要的；阻力最小时，克服阻力所需要的动力也是最小的。
为理解飞行中飞机的升力和阻力的影响，需要结合考虑两者以及升阻比L/D(升力/阻力)。对于稳定的非加速状态的飞机，用不同空速时升力和阻力的数据，可以计算每一具体迎角时的升力系数CL和阻力系数CD。升阻比对迎角的结果图显示升阻比增加到一最大值，在较高的升力系数和迎角阶段开始下降，如图3－6。注意最大升阻比(L/D Max)出现在一个特定的迎角和升力系数处。如果飞机在最大升阻比处稳定飞行，总阻力为最小。任何比最大升阻比(L/D Max)处更大或者更小的迎角，升阻比降低继而在给定飞机升力时总阻力增加。
重心(CG)的位置在每一具体飞机的总体设计阶段确定。设计者要确定压力中心(CP)会移动多大距离。他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。
一架飞机的配置也对升阻比有很大的影响。高性能滑翔机会有极高的升阻比，超音速飞机在亚音速飞行时好像升阻比低，那可是超音速飞行(高马赫数时高升阻比)需要的飞机配置导致这样的情况。
重力
重力是趋向把所有物体朝地球中心拽的拉力。重心可以看成是飞机的所有重量都集中于所在的一点。如果飞机的重心恰好得到支持，飞机就会平衡在任何姿态。也会注意到重心占飞机的主导重要性，因为它的位置对稳定性有极大的影响。重心的位置通过每个飞机的总体设计来确定。设计者要确定压力中心(CP)会移动多大距离。他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。
重力和升力有明确的关系，推力对应于拉力。这个关系简单，但是对于理解飞行动力学很重要。升力是作用于机翼上的向上的力，和相对风方向垂直。需要的升力是用来克服飞机的重力(由作用于飞机物质的地球引力导致)。这个重力通过飞机的重心向下作用。在稳定的平飞中，此时升力大小等于重力，飞机处于平衡状态，高度不增加也减少。如果升力变得小于重力，飞机将会降低高度。当升力大于重力时，飞机飞行高度增加。
升力
飞行员可以控制升力。随时控制轮子向前或者向后一点，迎角就会改变。当迎角增加时，升力增加(假设其他因素不变)。当飞机到达最大迎角时，升力开始快速变小。这就是失速迎角，或者叫紊流点。
在继续深入讨论升力和如何控制它之前，必须先说一下速度。机翼的外形不会有效，除非它持续不断的冲击新的空气。飞机若要保持飞行，它必须持续移动。升力和飞机速度成相应的比例。例如，如果迎角和其他因素不变的话，以200节速度飞行的飞机所得的升力是它在100节速度飞行时升力的四倍。
实际上，如果迎角增加，飞机就不能保持继续保持同一迎角而高度不变的平飞；升力会增加，结果升力增加使飞机爬升。因此，为了维持升力和重力的平衡，和为了保持飞机平直的平衡飞行状态，只要速度增加，升力必须减小。这通常是通过减小迎角来实现的，如降低机头。相反的，当飞机速度减慢时，降低的速度要求增加迎角来维持足够的升力以保持飞行。当然，如果要避免失速的话，迎角可以增加的范围是有限制的。
所以，如果所有其他因素不变的话，可以得出一个结论，对于每一个迎角，有一个要求的对应指示空速来维持稳定的高度－非加速飞行。记住，这只适用于维持水平飞行。由于机翼在一个相同的迎角上总会失速，如果增加重量，升力必须也要增加，如果迎角保持恒定且恰好在临界迎角，这样做的唯一方法是增加速度。 升力和阻力也随空气密度直接变化。好几个因素会影响密度，如压力，温度和湿度。记住，在18000英尺高度，空气密度是海平面上密度的一半。因此，为了在较高的高度维持升力，对于任何迎角都必须以更高的真实空速来飞行。 此外，暖空气密度比冷空气密度低，潮湿空气密度小于干燥空气的密度。这样，在热的潮湿天气，对于任何给定迎角都必须以比干冷天气下更大的真实空速飞行。
如果密度因素降低，总升力必须等于总重量才能维持飞行，它遵循其他因素之一必须增加。通常那些增加的因素是空速或者迎角，因为这些因素可以由飞行员直接控制。
也要指出，升力随机翼的面积直接变化，机翼的平面图没有改变。如果机翼有相同的比例和机翼剖面，迎角相同时，200平方英尺平面面积的机翼升力是100平方英尺面积机翼的两倍。
如你所见，从飞行员角度的两个主要因素是升力和速度，因为这两个因素的控制是最容易的和准确的。当然，飞行员可以通过调整来控制密度，如果机翼恰好有可以扩大机翼面积的襟翼，那么也可以控制机翼面积。但是，对大多数情况，飞行员控制升力和速度来操纵飞机。例如，在平直飞行状态，以恒定高度巡航时，调整升力以匹配飞机速度或者巡航速度来保持高度，而当升力等于重力时就可以维持平衡状态。在着陆进近中，当飞行员希望以实用的慢速着陆时，增加升力到接近最大以维持升力等于飞机的重量是有必要的。
翼尖涡流
对机翼的作用力提供升力的同时也产生了诱导阻力。当机翼以正迎角飞行时，机翼的上下表面有压力差是确定的，上表面的压力比大气压力低，下表面压力等于或者大于大气压力。由于空气总是从高压区域向低压区域流动，阻力最小的路径是朝飞机的翼尖，从机翼下方来的空气顺机身翼展方向向外绕翼尖运动。这个气流导致在翼尖溢出，所以产生了称为涡流的漩涡。同时，机翼上表面的空气趋于流向机身和机翼的尾缘。这个气流在机翼尾缘的内侧形成一个类似的涡流，但是由于机身阻止了向内的流动，这个涡流不是很重要。从而，翼尖的气流方向偏差是最大的，在未受限制的侧面气流是最强的。气流在翼尖处向上弯曲，它和机翼的下洗气流结合形成了更快的旋转的尾部涡流。这些漩涡增加了阻力，因为能量消耗在产生紊流上。接着可以看到无论何时机翼产生升力，诱导阻力就会产生，翼尖涡流随之出现。
就像升力随迎角增加而增加，诱导也随之增加。这是因为迎角增加后，机翼上下表面的压力差更大，空气的侧向流动也就更强；进而，这导致了更强烈的涡流的形成，结果紊流更多，诱导阻力也更多。
翼尖涡流的强度或者力度直接的和飞机的重量成正比，和翼展及飞机速度成反比。较重和慢速的飞机，迎角越大，翼尖涡流越强。因此，飞机在飞行的起飞爬升和着陆阶段会产生最大强度的翼尖涡流。
地面效应
飞机在畅通的地面以稍微低于高空平飞要求的空速来飞行是可能的。这样的结果源于一种现象，甚至对一些有经验的飞行员来说，知道这个比理解它更重要。 当飞行的飞机离地面几英尺时，飞机周围的三个方向的气流模式开始发生改变，因为机翼周围气流的垂直分量受地面限制。这就改变了机翼的升流和翼尖涡流，如图3－这些由于地面而导致的基本影响称为“地面效应”。地面效应时由于飞机飞行时气流模式受地面或者水面的干扰导致的。
当尾部表面和机身的空气动力学特性因地面效应改变时，由于接近地面受到的主要影响是机翼的空气动力学特性的变化。当机翼遇到地面效应且维持在恒定的升力系数时，那么上升流和下洗流和翼尖涡流随之减少。
诱导阻力是支持飞机的机翼导致的，机翼通过加速空气向后来获得飞机的升力。机翼上表面压力的降低是升力的主要基础，这样说是对的，但是这只是推动空气向后的总效果的其中之一。下洗流越多，机翼推动空气向下的难度就越大。大迎角时，总的诱导阻力就大，在实际的飞行中就相应于较低的空速，以可以这么说，低速飞行时诱导阻力是主导地位。
然而，由于地面效应导致的翼尖涡流减少改变了翼展方向的升力分布，降低了诱导迎角和诱导阻力。所以，在地面效应中机翼只要较小的迎角就能产生相同的升力系数，或者如果维持迎角不变，将导致升力系数的增加。如图