5 个回答
默认排序
hao apple39 人赞同了该回答
作为一名飞行器工程师，这里好好来回答一下这个问题。
首先来了解一下升力原理
假设气流吹过机翼表面，气流对于机翼表面，有两个力：一个由于空气压力垂直于机翼表面的压力F，一个因为空气黏性，产生的切向力F。所有机翼表面S，受到的力加起来，等于：一个力F，和一个力矩M。
力F + 力矩M = 作用一特定点p的力F
这个特定点p，被称作：气动中心。力F平行于“来流”的分力，称作“机翼阻力”Fx，垂直于“来流”的分力，称作“机翼升力”Fl。以“来流”的方向为x轴正方向，建立x-y坐标系，称作“来流坐标系”，力F就可以表示成 F（F_x,Fl）。
F总是相对于“来流坐标系”而言的。理解这一点，理解升阻力的本质，是理解诱导阻力的关键。
对于有限长的机翼，因为机翼上下表面的压力差（下高尚低），在机翼翼尖会形成一个“翼尖涡”。翼尖涡，会影响整个流场，造成下洗。来流的方向，相对地也就改变了。
气动力F，是相对于“来流坐标系”的，这样因为下洗，来流坐标系旋转，原本升力的分量Fl，一部分就变成了阻力——这就是诱导阻力！
因为空气黏性，翼尖涡流的强度，靠近翼尖附近强度最大，越往机翼中心，下洗越弱，相应的诱导阻力越弱。
大展弦比机翼，整块机翼，受到翼尖涡流的影响，比起小展弦比，受到的影响相对要轻。所以大展弦比的诱导阻力要小。
诱导阻力，不仅跟展弦比有关，还跟机翼整体的形状有关。低音速下（<0.3Ma），诱导阻力的估算公式是：
λ就是飞机的展弦比，c是修正系数。
飞行速度大于0.3Ma，亚音速，超音速，诱导阻力会减少，具体值要用3D CFD方法仔细计算。
诱导阻力，在总阻力中，占到50-70%。为了减少机翼阻力，在机翼强度……各方面允许的情况下，一般都会尽可能提高展弦比，采用梯形或者椭圆机翼（制作难度高）。（注：只有飞机是这样，水下航行体基本摩擦阻力占70%-90%）
计算流体力学（CFD）、流体力学 话题的优秀回答者
2 人赞同了该回答
既然是“科普”，极端例子就是展弦比趋于无限的情况，根据诱导阻力产生的原因可得诱导阻力等于零。
航空工程师的老师/乐队键盘手/没了 这条为了凑齐三条。。
3 人赞同了该回答
传统的教材中，对于诱导阻力的解释总是从翼尖涡开始，我也一直在课上这么讲，但是最近写东西的时候思考过一个问题。事实上，不考虑前面的原因时，这个问题应该是从下洗说起，下洗引发升力偏转，偏转后向后分量为诱导阻力。那么再从下洗往前看，是翼尖涡单独引起了下洗吗？不是，我们找一个翼型流场就会发现，二维流场绕过翼型后就会发生下洗。而安德森的Understanding Flight中讲过，正是因为翼型给了空气向下的力，空气才有可能偏转下洗（牛一），而这个力的反作用力就是升力。而二维流场中的翼型是不是就可以看做无限长的平直翼呢？这里不是也有下洗吗？所以我认为也会有诱导阻力。
所以我现在也略有疑惑，请大家讨论一下，我认为有两种可能，一是教材中对于诱导阻力的定义不够完善，不应是“升力诱导出的阻力”，而应该是翼尖涡诱导出的阻力。二是人们在编写教材时由于之前升力定义的复杂化而忽略了产生升力而形成的下洗。事实上，这种下洗应该比翼尖涡引起的下洗更大。
关于大展弦比的问题，我想说这里的“诱导阻力”概念可能不准确，是否应该是诱导阻力系数，因为气动力系数抛弃了面积的干扰，所以大展弦比中翼尖涡所带来的诱导阻力平摊下来应该会更小。
不好意思，应该发提问的，但是看这里行家多，所以拿出来讨论。
喜欢画画的工科狗……
诱导阻力之所以称为诱导阻力是因为它是由诱导速度产生的
诱导速度是机翼后方自由涡诱导产生的
自由涡究其原因是就是有流体可以从有限长机翼稍部绕过去产生的（
说了，无限长没有诱导阻力，就是因为没有流体翼稍 ，就没有自由涡）
所以，当然展弦比越大，稍部效应对整体的影响越小了～
赞同11 条评论
分享