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機翼上除了產(chǎn)生摩擦阻力和壓差阻力以外诽怨，由于升力的產(chǎn)生，還要產(chǎn)生一種附加的阻力吭匀。這種由于產(chǎn)生升力而誘導出來的附加阻力稱為誘導阻力食云。可以說螺城，誘導阻力是為產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”痒池。

物理簡介

機翼同一般物體相似，也有摩擦阻力和壓差阻力躬伐。對于機翼而言凉陌，這二者合稱“翼型阻力”。機翼上除翼型阻力外吵墅，還有“誘導阻力”（又叫“感應阻力”）埠浩。這是機翼所*的一種阻力。因為這種阻力是伴隨著機翼上升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的公遭。升力的產(chǎn)生來源于機翼上屠伴、下表面的壓強差，即下表面的壓強大于上表面禁灼。翼尖附近的氣流在壓差的作用下會由下向上繞管挟，這樣既減小了升力，又產(chǎn)生了阻力弄捕，這就是誘導阻力僻孝。因此可以說它是為了產(chǎn)生升力而付出的一種代價。 [2] 

產(chǎn)生因素

當機翼產(chǎn)生升力時守谓，機翼下表面的壓力比上表面的大,而機翼翼展長度又是有限的穿铆，所以下翼面的高壓氣流會繞過兩端翼尖,向上翼面的低壓區(qū)流去您单。當氣流繞過翼尖時,在翼尖部分形成旋渦,這種旋渦的不斷產(chǎn)生而又不斷地向后流去即形成了所謂翼尖渦流。 [2] 

翼尖渦流使流過機翼的空氣產(chǎn)生下洗速度,而向下傾斜形成下洗流悴务。氣流方向向下傾斜的角度,叫下洗角睹限。

由翼尖渦流生的下洗速度,在兩翼尖處大,向中心逐漸減少,在中心處小。這是因為空氣有粘性,翼尖旋渦會帶動它周圍的空氣一起旋轉,越

氣流流過機翼后下折一個角度

靠內(nèi)圈,旋轉越快,越靠外圈,旋轉越慢讯檐。因此離翼尖越遠,氣流下洗速度越小羡疗。

圖示的就是某一個翼剖面上的下洗速度。它與原來相對速度v組成了合速度u 别洪。u與v的夾角就是下洗角a1叨恨。下洗角使得原來的沖角a減小了。根據(jù)舉力Y原來的函義敏栽，它應與相對速度v垂直去弹，可是氣流流過機翼以后，由于下洗速w的作用瓦轧，使v的方向改變毛溅，向下轉折一個下洗角a1，而成為u够堆。因此关灰，升力Y也應當偏轉一角度a1，而與u垂直成為y1吩秫。此處下洗角很小犬岔，因而y與y1一般可看成相等〕氨粒回這時飛機仍沿原來v的方向前進把赢。y1既不同原來的速度v垂直，必然在其上有一投影為Q耽效；钝尸。它的方向與飛機飛行方向相反，所起的作用是阻攔飛機的前進搂根。實際上是一種阻力蝶怔。這種阻力是由升力的誘導而產(chǎn)生的，因此叫做“誘導阻力”兄墅。它是由于氣流下洗使原來的升力偏轉而引起的附加阻力，并不包含在翼型阻力之內(nèi)澳叉。 [2] 

相關資料

在日常生活中,也可觀察到翼尖渦流的現(xiàn)象隙咸。例如大雁南飛,常排成人字或斜一字形,領隊的大雁排在中間,而幼弱的小雁常排在外側。這樣使得后雁處于前雁翅梢處所產(chǎn)生的翼尖渦流之中成洗。翼尖渦流中氣流的放置是有規(guī)律的,靠翼尖內(nèi)側面,氣流向下,靠翼尖外側,氣流是向上的即上升氣流五督。這樣后雁就處在前雁翼尖渦流的上升氣流之中,有利于長途飛行。 [2] 

實驗驗證

從實驗也可看出翼尖渦流的存在。當機翼產(chǎn)生正升力時,由于機翼下表面的壓力比上表面的大,故空氣從下翼面繞過翼尖翻到上翼面射赛。因而處在兩翼尖處的兩個葉輪都放置起來,在左翼尖的向右放置(從機尾向機頭看),在右翼尖的向左放置山析。升力增大,上下翼表面壓力差增大,葉輪放置得更快。升力為零,上下翼面無壓力差,葉輪不轉動基矮。若機翼產(chǎn)生負升力,則上翼面的壓力比下翼面大,故兩葉輪就會反轉淆储。

機翼氣流的運動方式

　飛行中,有時從飛機翼尖的凝結云也可看到翼尖渦流。因為翼尖渦流的范圍內(nèi)壓力很低,如果空氣中所含水蒸汽膨脹冷卻而凝結成水珠,便會看到由翼尖向后的兩道白霧狀的渦流索熬慎。

升力是和相對氣流方向垂直的恍像。既然流過機翼的空氣因受機翼的作用而向下傾斜,則機翼的升力也應隨之向后傾斜。實際升力是和洗流方向垂直的鳖建。把實際升力分解成垂直于飛行速度方向和平等于飛行速度方向的兩個分力常携。垂直于飛行速度方向的分力,仍起著升力的作用,這就是我們經(jīng)常使用的升力。平行于飛行速度方向的分力,則起著阻礙飛機前進的作用,成為一部份附加阻力淌窄。而這一部分附加阻力,是同升力的存在分不開的,因此這一部分附加阻力稱為誘導阻力础呈。

實踐表明,誘導阻力的大小與機翼的升力和展弦比有很大關系。升力越大,誘導阻力越大权炫。展弦比越大,誘導阻力越小矛枚。

發(fā)展簡史

誘導阻力是飛機產(chǎn)生的阻力中的一部分。早在20世紀20年代,Mur火等人對翼型的誘導阻力進行了理論研究焙恬。20世紀50年代,Robert等人基于Mukn理論研究了在給定機翼上升力和彎曲力矩的情況誘導阻力與機翼沿展向升力分布之間的關系硝荚。隨著主動控制技術以及傳感器、舵機技術的發(fā)展琢窗，以美國發(fā)起的主動氣動彈性機翼(AAW)工程和歐洲各國聯(lián)合發(fā)起的主動氣動彈性飛機結構(3AS)充分利用結構的彈性效應焙蹭，通過智能結構、主動控制技術提高機翼的操縱效率嫂伞、改變機翼的載荷分布孔厉、減小誘導阻力等，從而*地提高飛機的整體性能帖努。又由于誘導阻力對于商用運輸機以及長航時無人機具有非常重要的影響撰豺，因此，減小誘導阻力的實驗以及理論方法研究成為研究的熱點拼余。 [1] 

應用領域

誘導阻力是阻力中的一部分污桦，在有動力飛行初期就引起了航空界的關注，隨著主動控制技術以及傳感器匙监、舵機技術的發(fā)展凡橱，美國主動氣動彈性機翼(AAW)工程和歐洲主動氣動彈性飛機結構計劃(3AS)充分利用結構的彈性效應，通過智能結構亭姥、主動控制技術提高機翼的操縱效率稼钩、改變機翼的載荷分布顾稀、減小誘導阻力等，從而*地提高飛機的整體性能猛糯。

減小誘導阻力對高空長航時無人機以及大型飛機具有重要意義陋沫。誘導阻力在巡航時約占總阻力的 40%，在爬升時會占總阻力的一半還多轨府，有時達70%岁之；根據(jù) Breguet 關系式，誘導阻力的減小可以提高升阻比峦爪，降低燃油消耗率嫁慌，減少飛機的質(zhì)量，從而增加飛機的航程辅蜡，降低飛行成本爆始。因此，降低誘導阻力為大型飛機研制的關鍵技術迅撑。近门贫，美國猶他州立大學的 Phillips 采用展向環(huán)量控制減小誘導阻力，并已取得相關專驼功。