整机的总阻力系数、整机的最大升阻比的估算方法

整架飞机的的阻力

（一）飞机各部分的阻力系数

飞机各部分的阻力系数通常可利用风洞试验测出。根据资料，我们把常见的各种物体阻力系数列出来。

利用上表的阻力系数来计算飞机的阻力时，仍用公式： ，但利用这个公式计算各部件的阻力时，必须注意式中的面积一定要用表中所规定的计算面积。

（二）整架飞机的废阻力系数

整架飞机的阻力可以分为两部分计算再相加起来，一部分是飞机各部件的废阻力，还有一部分是机翼的诱导阻力。

整架飞机的废阻力就是飞机所有与升力无关的各部件的阻力与各部件之间的干扰阻力的总和。干扰阻力最好通过试验求得，在没有更确切的数据前可以假设它占全部废阻力的10％左右。

因为每部件计算所用的参考面积不同，我们求整架飞机废阻力系数时，应先求出各部件阻力再相加（包括机翼的废阻力），再乘上1.1，得出总的废阻力，然后用总的废阻力除以 就可得到全机的废阻力系数，参考面积是机翼面积。

通过实际计算可以看到，飞机的废阻力中最主要部分是机翼翼型阻力，机身、尾翼等所占比重不大。要减小阻力应从选择良好翼型着手，机身的形状、大一点小一点影响很微小。

（三）整架飞机的总阻力系数

知道整架飞机的总废阻力系数后，再加上机翼的诱导阻力系数，便是整架飞机的总阻力系数

式中：

——飞机的总阻力系数；

——飞机的总废阻力系数；

——飞机的诱导阻力系数。

利用总阻力系数计算飞机的总阻力时只要乘上机翼面积 和 即可。

飞机在滑翔时升力系数很大，往往达到0.8或更大，所以诱导阻力在总阻力中占很大的比重。例如，机翼展弦比是10，那么诱导阻力系数 = 0.8²/(3.14×10)＝0.020。所以设法减小诱导阻力（例如合理地加大展弦比）是很必要的。

整架飞机的极曲线

在绘制整架飞机的极曲线之前，必须先根据飞机的展弦比依照前面介绍的方法对翼型的极曲线进行修正，得到机翼的极曲线。

假如我们已经知道机翼的极曲线，那么利用这条极曲线便可以很容易地得到整架飞机的极曲线，如上图左边所示为机翼的极曲线。我们算出飞机的总废阻力系数，然后将曲线的纵坐标向左移一段距离等于（），是机翼的废阻力系数。

这样，对应于新的纵坐标，这条曲线便是整架飞机的极曲线了。这种情况就相当于在机翼极典线上各点加上其他部分的阻力系数（），所以得到的是整架飞机的极曲线，如上图右边所示。

从坐标原点对极曲线作切线时，切点所对应的迎角就是有利迎角。在这个迎角飞行，飞机的升阻比最大。现在我们从图上可以看到，加上飞机其他部分的阻力系数以后，机翼的有利迎角就改变了，本来的有利迎角变为 ，而且 要大于 。

例如，机翼本来有利迎角是6°，装在飞机上以后，有利迎角便要改为8°或10°，总之要比6°大。机身等部分的阻力愈大，增加的角度便愈多。

确定飞机最大升阻比的近似方法

利用飞机的极曲线，也可以用计算方法求出有利迎角和最大升阻比 。计算的主要假设是飞机的废阻力系数不随迎角的改变而改变。这样一来极曲线就是一条抛物线（因为阻力系数与成比例），如图所示。

抛物线的特点是，如果从坐标原点作切线与曲线相切，切点的垂足（图中的B点）到坐标原点O的距离，等于原点到曲线与横轴交点（即C点）距离的两倍，如图中的OC＝CB。

飞机的极曲线是一条抛物线，A点便相当于极曲线上有利迎角的位置，OC等于全飞机的废阻力系数。CB等于诱导阻力系数。这样一来，可将这个关系列出来并算出最大升阻比的数值。

因为OC＝CB，所以。

又因为

所以

移相得

为有利迎角时的升力系数。

最大升阻比

化简得

如果考虑到其他一些原因，如果机翼平面形状不很理想（不是椭圆形），废阻力系数会随着迎角加大而稍微加大等，这个公式可修改一下变为

利用上式可以很简单地估计出飞机的最大升阻比。如果想求有利迎角，可以根据式 先求出有利迎角时的升力系数 ，然后从机翼极曲线上查到有利迎角的大小。

从以上公式可看到，要想加大飞机的最大升阻比，可增大机翼展弦比或者减小飞机的废阻力系数，而采用后一种办法时，应选择良好的翼型以便减小（翼型阻力系数）；同时要减小机身、尾翼等的阻力，使各部分互相连接时很密合，没有裂缝以免增大干扰阻力。

比如：一架滑翔机机身最大截面积为50 cm²，尾翼面积为1000 cm²，机翼面积4000 cm²，用NACA-6412翼型，展弦比12，求飞机的最大升阻比。

查表得出机身阻力系数为0.13，尾翼阻力系数为0.021，＝0.025。

所以＝（0.025＋50/4000×0.13＋1000/4000×0.021）×1.1＝0.0351

最大升阻比 =14.8

这时的升力系数为

=1.15

从机翼极曲线上查到有利迎角大约是8°，飞机在滑翔时机翼迎角应该保持在比有利迎角稍大的角度下飞行。这个例子就是说应该用10°左右的迎角来滑翔。

写在最后

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