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航空航天概論
第四章 飛機飛行的基本原理
4.2.3(6)
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第四章 飛機飛行的基本原理
4.2.3(7)
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第四章 飛機飛行的基本原理
4.2.4(1)4.2.4 飛機的阻力
作用在飛機上的空氣動力在平行于氣流速度方向上的分力就是飛機的阻力。按阻力產生的原因，飛機低速飛行時的阻力一般可分為：摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力、干擾阻力。
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第四章 飛機飛行的基本原理
摩擦阻力當氣流流過飛機表面時，由于空氣存在粘性，空氣微團與飛機表面發生摩擦，阻滯了氣流的流動，由此而產生的阻力叫做摩擦阻力。摩擦阻力是在附面層中產生的。
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第四章 飛機飛行的基本原理
附面層(1)所謂附面層就是緊貼物體表面，流速由外部流體的自由流速逐漸降低到零的那一層薄薄的空氣層。
附面層中氣流的流動情況也是不同的，可分為層流附面層 和紊流附面層 。
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附面層(2)􀂾層流附面層：氣流各層不相混雜而成層流流動，其摩擦阻力較小。􀂾紊流附面層：氣流活動雜亂無章，并出現漩渦和橫向運動，但整個附面層仍然附著于翼面，其摩擦阻力較大。􀂾尾跡：附面層脫離了翼面而形成大量宏觀的漩渦。􀂾轉捩點：層流附面層轉變為紊流附面層的點。􀂾分離點：附面層開始脫離翼面的點。
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壓差阻力運動著的物體前后由于壓力差而形成的阻力叫做壓差阻力。
壓差阻力與物體的迎風面積、物體的形狀以及物體在氣流中的位置都有很大關系。
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誘導阻力誘導阻力是翼面所獨有的一種阻力，它是伴隨著升力的產生而產生的，因此可以說它是為了產生升力而付出的一種“代價”。
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干擾阻力干擾阻力就是飛機各部分之間由于氣流相互干擾而產生的一種額外的阻力。
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4.2.4(2)阻力的計算公式：回目錄頁SvCXx）ρ（221=與計算升力時不同的是：􀂙Cx為阻力系數。對某一翼型、某一平面形狀的機翼而言，阻力系數Cx不僅與迎角α有關，而且還與速度v的大小有很大關系。阻力系數曲線同樣也由試驗獲得。􀂙S為參考面積，計算時應視使用的部件不同而不同。
§4.3 高速飛行的一些特點
4.3.1 音速和馬赫數4.3.2 高速氣流的特性4.3.3 激波回目錄頁
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4.3.1(1)4.3.1 音速和馬赫數􀂘音波：聲源在空氣中震動，會使周圍空氣形成周期性的壓強和密度變化的疏密波。傳播聲音的空氣疏密波叫做音波。􀂘音速：音波在空氣中傳播的速度。
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4.3.1(2)􀂘馬赫數：
􀂙馬赫數簡稱M數，用以描述空氣受壓縮的程度。
􀂙馬赫數的數學表達式為：
M= v / a
式中：v表示飛機在一定高度上的飛行速度，a表示當時飛機所在位置處的音速。
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4.3.1(3)􀂙簡單地劃分：M＜1：亞音速飛行M ＞1：超音速飛行M ＝1：等音速飛行􀂙航空上劃分：亞音速區：M＜0.75跨音速區：0.75≤M＜1.2超音速區：1.2≤M＜5.0高超音速區：M≥5.0
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4.3.2(1)4.3.2 高速氣流的特性當氣流速度接近和高于音速時，大氣呈現出強烈的壓縮和膨脹現象，壓力、密度和溫度都會發生顯著的變化，氣流特性會出現一些不同于低速流動的質的差別。
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4.3.2(2)在高速流動時，一維流管中氣流速度v和所流過的流管截面積s之間的關系為：式中，M為氣流的馬赫數，ds為流管截面積s的變化量；dv為氣流速度v的變化量。vdvMsds)1(2−=回目錄頁
4.3.3激波4.3.3.1 擾動波的傳播4.3.3.2 激波及其分類4.3.3.3 局部激波和臨界馬赫數回目錄頁回§4.34.3目錄頁4.3.3.4 提高臨界馬赫數的措施
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4.3.3.1(1)
4.3.3.1 擾動波的傳播
擾動源在靜止的空氣中以速度v作等速直線運動，根據擾動源的不同運動速度，會出現四種可能的情況：􀀩擾動源靜止不動：M＝0􀀩擾動源以亞音速運動：0 ＜M＜1􀀩擾動源以等音速運動：M＝1􀀩擾動源以超音速運動：M＞1回目錄頁
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M=0由于擾動源靜止不動，所以擾動波以音速a向四周傳播，形成以擾動源為中心的同心球面波。
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0＜M＜1
由于擾動源以亞音速運動，所以擾動源總是落后于擾動波，形成偏向擾動源前進方向的不同心球面波。
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M=1
由于擾動源以音速運動，所以擾動波總是與擾動源同時到達某一點，擾動波都迭聚在擾動源處，形成一個垂直于擾動源前進方向的波面。此波面成為受擾和未受擾空氣的分界面。
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M＞1由于擾動源以超音速運動，所以擾動波總是落后于擾動源，在擾動源后面形成一個圓錐面，所有擾動波都被局限在這個錐面內�；啬夸涰撋弦豁撛撳F面稱為馬赫錐，馬赫錐的半頂角稱為馬赫角μ。顯然，M數越大，馬赫錐就越尖銳。
　
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