——驻点处分叉成上下两股的气流，在绕过圆球后，不能够在圆球后端再汇合在一起向后平滑的流去，于是产生气流分离的现象。
压差阻力与物体的形状，物体在气流中的姿态以及物体的最大迎风面积等有关，其中最主要的是同物体的形状有关。如果在那块垂直于气流的平板前面和后面都加上尖球形的罩，成为流线型的形状。它的压差阻力就可以大大减少，有时可以减少80%。所以，一般模型飞机的部件都采用流线型的。
压差阻力还与物体表面的边界层状态也有很大的关系。如果边界层是层流的。边界层内的空气质点动能较小，受到影响后容易停留下来，这样气流就比较容易分离，尾流区的范围就比较大，压差阻力也就很大。如果边界层是紊流的，那么由于边界层内空气质点的动能比较大，所以气流流动时就不太容易停顿下来，使气流分离得比较晚，尾流区就比较小，压差阻力也就比较小。所以从减少压差阻力的观点看，边界层最好是紊流的。
(a) 层流 (b) 紊流
图2-21 物体表面状态对气流的影响
在通常的情况下，机翼的阻力主要就是压差阻力和摩擦阻力。两者之和几乎都是总的阻力，叫做翼形阻力。计算机翼阻力的公式如下：Cx
1X?Cx??2S
2其中X是机翼的阻力，单位是Kgf，Cx是阻力系数
对于流线型物体，如模型飞机的机身所产生的阻力中，摩擦阻力占总阻力的大部分，而对于不流线型的物体，如平板、圆球等，压差阻力在总阻力中占主要成分。这两种阻力在总阻力中所占的比例随物体形状的不同而有所变化。
（3）诱导阻力：在机翼的两端，机翼下表面流速小而压力大，压力大的气流就会绕过翼尖，向机翼上表面的低压区流动，于是在翼端形成一股涡流，如图所示。它改变了翼端附近流经机翼的气流方向，引起了附加的阻力。因为它是升力诱导出来的，所以叫做诱导阻力。升力越大，诱导阻力也越大。但机翼升力为0时，这种阻力也减少到0，所以又称为升致阻力。
(a) (b)
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图2-22 诱导阻力
图2-23 NASA的照片
这种现象在飞行表演时，飞机翼端如有喷烟时可看得非常清楚，你可以注意涡流旋转的方向（如图2-22 b），图2-23是NASA的照片，可看见壮观的涡流，因为这种涡流延伸至水平尾翼时，从水平尾翼的观点气流是从上往下吹，因此会减小水平尾翼的攻角，也就是说水平尾翼的攻角实际会比较小，图2-23只不过是一架小飞机，如像类似747这种大家伙起飞降落后，小飞机要隔一阵子才能起降，否则飞入这种涡流，后果不堪设想，这种阻力是因为涡流产生，所以也称涡流阻力。
减小诱导阻力的方法是增大展弦比。一般把机翼两翼端之间的距离叫做翼展。不论机翼的平面形状如何，是长方形的还是后掠形的，两翼尖端的最远距离就是翼展。翼展同翼弦的比叫做展弦比，如果机翼又细又长，即它的展弦比大。展弦比也大，诱导阻力也就越小。另外，还可以把机翼形状做成梯形或椭圆形，这两种形状机翼的诱导阻力比矩形机翼的诱导阻力小。
图2-24 改变机翼形状改善诱导阻力
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（4）干扰阻力
对于整架模型飞机来说，产生升力的除机翼外，还有尾翼，产生阻力的除机翼外，还有机身、尾翼、起落架、发动机等部分。另外，飞机各个部件之间不同程度的相互衔接处也会产生附加阻力。整架飞机阻力于单独部件阻力总和之间的差值称为干扰阻力。
例如，在机翼与机身连接处气流容易发生分离，产生很大的干扰阻力，如果在翼身连接处加整流包皮，将二者的表面连成圆滑的过渡，就可以避免分离，这部分的干扰阻力也就大大减少。
干扰阻力
图2-25 干扰阻力
一般情况下，整架飞机的阻力总和要比各个部件阻力的总和来的大。但个别设计得好得飞机，其整机阻力身子有可能比各部件阻力的总和还小。前一种情况称为不利干扰，干扰阻力为正值，后一种情况称为有利干扰，干扰阻力是负值。
干扰的类型根据引起部件干扰作用的特点大致可以分为：涡流干扰、尾流干扰和压力干扰三种。
（1）涡流干扰 是指能产生升力的物体对它后面部件的影响。例如螺旋桨滑流对滑流区域内部件的影响。由于涡流干扰的干扰源是产生升力的物体，所以它可以认为是一种升力干扰。升力干扰一般表现为不利干扰。但有时会表现为有利干扰。
大雁编队飞行就是利用有利干扰的一个例子。成群的大雁在飞行时常常编成人字形或者斜一字形，领队的大雁排在最前头，幼弱的小雁则在最外侧或最末尾，后面一只雁的翅膀正好处在前一只雁翅膀所形成的翼尖涡流中（这种涡流与前面讲诱导阻力是提到的翼尖涡流相类似），由于涡流呈螺旋形，它对于后面那只大雁的影响恰恰与诱导阻力的作用相反，能够产生助推的作用。因此领队的雁的体力消耗比较大，都是成年的强壮大雁担当。
（2）尾流干扰 任何突出在飞机表面上的物体或多或少的都有形状阻力，也就是压差阻力。压差阻力与物体后面的尾流区有关。这种尾流区不仅给这个物体本身带来压差阻力，而且尾流还会顺流而下影响它后面物体的气流流动情况。由于尾流与压差阻力是密切相关的，所以这种干扰也可称为阻力干扰。很显然，阻力干扰总是一种不利干扰。
（3）压力干扰 气流流过物体时，在物体表面上会受到分布的空气压力，这种
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压力分布于物体形状密切相关。所以在飞行中，飞机各个部件表面的压力分布是各不相同的。在飞机上任何两个互相连接的部件(例如：机身与机翼，机身与尾翼等)的接合处，不同部件的压力分布会互相影响，从而影响到部件结合部位附近的流动状态，严重的还会导致气流分离。
一般模型飞机，水平尾翼产生的升力只有机翼的5%左右，可以忽略不计。整架飞机的阻力可以通过把各部分的阻力系数综合成一个总的阻力系数，在考虑诱导阻力和由于干扰造成的附加阻力而估算出来。由于估算不是十分准确的，还需要通过试飞才能确定下来。尽量改善模型飞机各部件之间的配置，争取把这种干扰影响减到最小。
4、升阻比
阻力系数的大小与物体的形状、表面状况以及它与相对气流之间的相对位置等因素有关。
评价一架飞机或者一个机翼的好坏，不能只看升力有多大，还要看它的阻力有多大。升力大，阻力小，才是好的。为此，引入升阻比这个概念，升阻比用K表示，它是升力Y同阻力X的比：
YK?
X对于一个机翼来说，升阻比还可以表示成升力系数同阻力系数的比：
1CY(??2S)YC2K???Y XC(1??2S)CXX2飞机的机翼，其弧线在一定范围内，弯度越大，升阻比越大。但超过这个范围，阻力增加很快，升阻比反而下降。
5、失速
在机翼迎角较小的范围内，升力随着迎角的加大而增加，但当迎角加大到某一定值时，升力就不再增加了。这时的迎角叫做临界迎角。超过临界迎角后，迎角在加大，阻力增加，升力反而减小，就产生了失速现象。
图2-26 正常流经翼面的气流
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图2-27 失速时流经翼面的气流
图2-28 失速时气流在机翼表面的分离
产生失速的原因是：由于迎角的增加，机翼上表面从前缘到最高点压强减小和从最高点到后缘压强增大的情况更加突出。空气在向后流动的过程中，边界层内的空气质点的流速将随着气流减速而开始减慢，加上粘性的影响，又会在机翼上表面附近消耗一部分动能，而且越靠近机翼表面动能消耗得越多。这样流动的结果，是边界层内最靠近机翼表面的那部分空气质点在没有到达后缘以前已经流不动了。特别是超过临界迎角以后，气流在流过机翼的最高点不远就从翼表面上分离了。于是外面的气流为了填补“真空”，发生反流现象，边界层外的气流也不再按着机翼上表面形状流动了。在这些气流与机翼上表面之间，气体翼面打转形成漩涡，翼面向后流动，在翼面后半部分产生很大的涡流，造成阻力增大，升力减小。边界层内空气质点刚开始停止运动，并出现反流现象的那一点，称为分离点。
图2-29 可克服高度和应克服高度
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航模基础知识 原理与结构 - 图文
