[科普中国]-零升阻力

飞机阻力

空气动力沿气流方向的分力阻碍飞机在空气中前进的力称为阻力，机翼的阻力包括压差阻力、摩擦阻力和诱导阻力。
**压差阻力：**相对气流流过机翼时，机翼前缘的气流受阻，流速减慢，压力增大；而机翼后缘气流分离，形成涡流区，压力减小。这样，机翼前后产生压力差形成阻力。这个阻力称为 压差阻力。 这点可以作如下理解：高速行驶的汽车后面时常扬起尘土，就是由于车后涡流区的空气压力小，吸起灰尘的缘故。
**摩擦阻力：**在飞行中，空气贴着飞机表面流过，由于空气具有粘性，与飞机表面发生摩擦，产 生了阻止飞机前进的摩擦阻力。
**诱导阻力：**伴随升力的产生而产生的阻力称为诱导阻力。诱导阻力主要来自机翼。当机翼产生升力时，下表面的压力比上表面的压力大，下表面的空气会绕过翼尖向上表面流去，使翼尖气流发生扭转而形成翼尖涡流。翼尖气流扭转，产生下洗速度，气流方向向下倾斜，形成洗流升力亦随之向后倾斜。日常生活中，我们有时可以看到，飞行中的飞机翼尖处拖着两条白雾状的涡流索。这是因为旋转着的翼尖涡流内压力很低，空气中的水蒸汽因膨胀冷却，凝结成水珠，显示出了翼尖涡流的轨迹。
**干扰阻力：**飞机飞行中各部分气流互相干扰所引起的阻力称之为干扰阻力。1

阻力分类诱导阻力机翼上除了产生摩擦阻力和压差阻力以外，由于升力的产生，还要产生一种附加的阻力。这种由于产生升力而诱导出来的附加阻力称为诱导阻力。可以说，诱导阻力是为产生升力而付出的一种"代价"。

当机翼产生升力时，机翼下表面的压力比上表面的大，而机翼翼展长度又是有限的，所以下翼面的高压气流会绕过两端翼尖，向上翼面的低压区流去。当气流绕过翼尖时，在翼尖部份形成旋涡,这种旋涡的不断产生而又不断地向后流去即形成了所谓翼尖涡流。

翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度,而向下倾斜形成下洗流。气流方向向下倾斜的角度，叫下洗角。

由翼尖涡流产生的下洗速度，在两翼尖处最大，向中心逐渐减少，在中心处最小。这是因为空气有粘性，翼尖旋涡会带动它周围的空气一起旋转，越靠内圈，旋转越快，越靠外圈，旋转越慢。因此离翼尖越远，气流下洗速度越小。

实践表明，诱导阻力的大小与机翼的升力和展弦比有很大关系。升力越大,诱导阻力越大。展弦比越大，诱导阻力越小。

零升阻力零升阻力是除诱导阻力之外的所有阻力总和。零升阻力系数是计算零升阻力的关键参数，也是在爬升率经验估算公式中必须用到的参数。一般情况下，在M数0.7以前，飞机零升阻力系数不变；之后随着速度超过临界M数，局部出现基波，零升阻力系数也逐渐增大。

测量方法风洞试验风洞试验作为流体力学研究三大手段之一，在飞行器设计中起到了其他手段无法替代的作用，而且是为飞行器设计提供最终气动参数的惟一途径。但是风洞环境毕竟不同于真实飞行环境，从风洞试验中得到的气动参数与飞行条件下的气动参数之间存在固有的差异，如何消除这种差异正是风洞与飞行相关性研究的目的。

随着国内战术导弹、特别是中远程导弹型号研制的发展，迫切需要得到导弹在飞行条件下零升阻力的准确数据，以提高型号设计的精细程度。从风洞试验测得的零升阻力系数出发预测出飞行条件下的零升阻力系数成为各型号设计部门共同关心的问题。

风洞试验中由于雷诺数低，一般情况下，模型表面边界层状态有较大部分是层流区，不模拟实际飞行情况因此，要作雷诺数修正，就得模拟实际飞行中的全紊流状态一般在离弹体头部10%全弹长度和各弹翼上下表面距前缘10%弦长处，粘贴标准金刚砂粗糙带，以实现人工边界层固定转挽根据已有的经验与计算表明，只要选择合适的转挨带及粘贴位置，可以近似地将粗糙带附加阻力与模拟前缘局部层流变成紊流的阻力差相抵消是合适的。

部件叠加法估算飞机零升阻力系数的方法采用部件叠加法来估算飞机各部件摩擦阻力系数，利用各部件的摩擦阻力系数估算飞机的零升阻力系数。通过参考温度法和Van Direst公式分别估算层流和湍流的摩擦阻力系数，引入层流技术因子确定转挨点的位置，对层流部分的摩擦阻力系数和湍流部分的摩擦阻力系数进行加权求和，得到部件的摩擦阻力系数。再通过飞机零升阻力系数计算飞机零升阻力。2