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飛機(jī)空氣動力性能作用
衡量一架飛機(jī)的空氣動力性能，不能單從升力，或單從阻力一個方面來看，必須把兩者結(jié)合起來，分析升力和阻力之間的對比關(guān)系。下面是小編為大家分享飛機(jī)空氣動力性能作用，歡迎大家閱讀瀏覽。
一、飛機(jī)的升阻比
衡量一架飛機(jī)的空氣動力性能，不能單從升力，或單從阻力一個方面來看，必須把兩者結(jié)合起來，分析升力和阻力之間的對比關(guān)系。
所謂升阻比，就是在同一迎角下升力與阻力之比。升阻比也就是同一迎角下升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小主要隨迎角而變，所以升阻比的大小也主要隨迎角而變。也就是說，升阻比與空氣密度、飛行速度、機(jī)翼面積的磊小無關(guān)。因?yàn)檫@些因素變了，升力和阻力都按同一比例隨之改變，而不影響兩者的比值。
升阻比大，說明在取得同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動力性能越好，對飛行越有利。
二、飛機(jī)的空氣動力性能曲線
(一)升力系數(shù)
升力系數(shù)為零，這個迎角叫無升力迎角。翼型不同，無升力迎角的大小也不同。對稱翼型的無升力迎角為零度，非對稱翼型的無升力迎角一般為負(fù)值。從無升力迎角開始，迎角增加，升力系數(shù)增加，直到最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對應(yīng)的迎角，叫臨界迎角。超過臨界迎角，迎角再增加，升力系數(shù)將急劇降低。迎角從無升力迎角減小，升力系數(shù)將變?yōu)樨?fù)值，也就是升力變成負(fù)升力了。
(二)阻力系數(shù)
小迎角范圍內(nèi)時，迎角增加，阻力系數(shù)增加緩慢;迎角比較大時，迎角增加，阻力系數(shù)增加較快;接近或超過臨界迎角時，迎角增加，阻力系數(shù)急劇增加。應(yīng)當(dāng)注意，阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不會為零，也就是說飛機(jī)上的阻力是始終存在的。
(三)升阻比
升阻比有一個最大值，叫最大升阻比。最大升阻比所對應(yīng)的迎角叫有利迎角。從無升力迎角開始，迎角增加，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)多，所以升阻比是增大的，到有利迎角，升阻比達(dá)到最大值。超過有利迎角，再增大迎角，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)少，所以升阻比減小。飛機(jī)在有利迎角下飛行是有利的，所以一般飛機(jī)飛行的迎角都不大。
(四)空氣動力系數(shù)
前面我們講了，在每一個迎角下，都有一個升力系數(shù)和阻力系數(shù)。所謂飛機(jī)的空氣動力系數(shù)曲線，就是把飛機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角而變化的關(guān)系，綜合地用一條曲線畫出來，這條曲線就是飛機(jī)的空氣動力系數(shù)曲線，簡稱飛機(jī)極線。飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動力性能，在空氣動力計算中很有用處。
從飛機(jī)極線上還可得出各迎角下的升阻比，以及最大升阻比和有利迎角。各迎角下的升阻比，可以由飛機(jī)極線上查出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)計算出來。也榀以從飛機(jī)極線上量得的性質(zhì)角計算出來。所謂性質(zhì)角，就是飛機(jī)的總空氣動力與飛機(jī)升力之間的夾角。性質(zhì)角的大小，表明總空氣動力(沿相對氣流方向)向后傾斜的程度。性質(zhì)角小，說明總空氣動力向后傾斜得少，阻力小�？梢�，性質(zhì)角的大小，表明了升阻比的大小。
迎角由無升力迎角逐漸增大時，性質(zhì)角減小，升阻比增大。性質(zhì)角最小時所對應(yīng)的迎角為有利迎角，此時升阻比最大。
例如飛機(jī)放起落架后，同一迎角下的阻力系數(shù)增大，而升力系數(shù)變化不大，因而性質(zhì)角變大，升阻比減小，曲線向右平稱。顯然有利迎角也變大了。
又如，螺旋槳飛機(jī)，在同樣的飛行速度下，由于螺旋槳的吹風(fēng)(稱為滑流)，使受影響的機(jī)翼部分，實(shí)際相對氣流速度增大，因而飛機(jī)的升力和阻力都要增大。但因受吹風(fēng)影響的機(jī)翼部分一般都位于機(jī)翼中段，盡管升力因上下壓力差增大而增大，而由翼尖渦流引起的誘導(dǎo)阻力卻增加不多，所以阻力增加較少，其結(jié)果升阻比是增大的。發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)不同，螺旋槳吹風(fēng)對空氣動力性能影響程度也不同。
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