飛行原理考試部分知識點整理-待續(xù)

1、知識總結(jié)第一章飛機和大氣6第一節(jié)飛機大多數(shù)飛機主要組成部分：機身、機翼、尾翼、起落架和發(fā)動機。1 .機身飛機主體部分，主要包括：駕駛艙、客艙 或貨倉?，F(xiàn)代民航客機大部分為桶 狀。主要功能：裝載客、貨、機組人員及設(shè)備；將其他部件連接成一體（如機翼、 尾翼等）。客艙考慮人的舒適和安全；貨倉考慮通暢和便利。機身一氣動方面：迎風(fēng)面積最小，表面最光滑，外形流線化，無凸角縫隙目的減小阻力。機身必須有足夠強度和剛度來承受集中載荷和局部空氣動力。2 .機翼飛機重要部件之一。主要功能：產(chǎn)生升力，飛行中起一定的 穩(wěn)定性和操縱性。前緣有前緣襟翼、縫翼：移動縫翼提高升力；襟翼縫翼作用大致相同，統(tǒng)稱增開裝置。機翼上操縱

2、面:后緣有副翼和后緣襟翼：副翼使飛機繞著縱軸滾轉(zhuǎn)；放 下襟翼升力增加提高起降性能。上表面擾流板：較接翼面上，只能向上打開，降落時可 增加阻力降低滑跑速度。機翼還可安裝發(fā)動機、起落架、油箱。飛機按機翼數(shù)量分：單翼機、雙翼機和多翼機等。機翼的平面形狀：矩形翼、后掠翼、梯形翼和三角翼等。飛機按安裝部位和形式分：上單翼、中單翼和下單翼。機翼與機身干擾阻力：中單翼上單翼（下單翼。機身內(nèi)部容積率：上單翼最優(yōu)。（目前民航運輸機大部分為下單翼?，F(xiàn)代飛機一般為單翼機。小型低速飛機常采用矩形翼或梯形翼。）3 .尾翼主要功能：操縱飛機俯仰及偏轉(zhuǎn)；保持飛機穩(wěn)定性 重要組成部分。尾翼包括：水平尾翼組成-水平安定面：作用

3、-保持飛機飛行縱向穩(wěn)定性。升降舵：作用-控制飛機的俯仰運動。注：某些高速飛機為了提高俯仰操縱效率， 采用全動平尾即水平尾翼是整體活動面。垂直尾翼組成-固定的垂直安定面：作用-保持飛機側(cè)向穩(wěn)定。方向舵：作用-使飛機向左右偏轉(zhuǎn)。垂直尾翼分類：單垂尾、雙垂尾、多垂尾等多種形式。目前客機 多為但垂尾。單垂尾優(yōu)點：結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量小。立于機身中線上方。注：升降舵后緣較接一塊可動翼片，即配平調(diào)整片，用來減小飛行中飛行員 進(jìn)行俯仰操縱時的操縱力。4 .起落架作用：用于飛機起飛、著陸滑跑、地面滑行和停放時支撐飛機。其中著陸時 吸收撞擊能量?，F(xiàn)代起落架包括：起落架艙、減震裝置和收放裝置等。起落架配置分類：后三點式

4、-飛機重心位于兩主輪起落架之后。轉(zhuǎn)彎不靈活 剎車過猛容易“拿大頂”所以現(xiàn)代飛機很少用前三點式-飛機重心位于兩主輪起落架之前。穩(wěn)定性好， 著陸容易操縱，前輪有轉(zhuǎn)彎機構(gòu)比較靈活，所以廣泛應(yīng)用。5 .發(fā)動機發(fā)動機是飛機心臟。主要作用：1、產(chǎn)生拉力或推力進(jìn)而克服飛機的慣性和 空氣阻力。2、為飛機上用電設(shè)備提供電源，為用氣設(shè)備提供氣源。分類：渦輪式、活塞式。低速小型短程用活塞式。高速大中型遠(yuǎn)中程飛機用噴氣式。第二節(jié)大氣飛行環(huán)境飛機在大氣層內(nèi)飛行時所處的環(huán)境條件稱為大氣飛行環(huán)境。1 .大氣組成地球周圍的一層氣體稱為大氣。大氣是混合氣體由干空氣、水分及粉塵顆粒 組成。干空氣組成包括：78%-氮氣，21%率氣

5、，1%況他氣體。水汽是低層大氣的重要成分，含量不多，占大氣總?cè)莘e0-4%,是大氣中含量變化最大的氣體。大氣雜質(zhì)對太陽輻射和地面輻射具有一定吸收和散射作用，影響大氣溫度變 化，雜質(zhì)大部分有吸濕性，稱為水汽凝結(jié)的核心。2 .大氣特性空氣密度：p=m/V,單位：kg/m3,密度大說明單位體積空氣分子多。大氣 層空氣密度隨高度增加而減小，在 10Km高度下，空氣密度相當(dāng)于海平面空氣密 度的1/3。空氣密度小發(fā)動機功率相應(yīng)減小并產(chǎn)生其他方面變化?？諝鉁囟龋嚎諝獾睦錈岢潭取？諝鉁囟鹊母叩?，實質(zhì)上表明了空氣分子做 不規(guī)則熱運動的平均速度大小。空氣獲得熱量分子運動的平均速度增大， 平均動 能增加，氣溫也就升高

6、。氣溫3種標(biāo)定方法：攝氏溫度、華氏溫度和絕對溫度。攝氏溫度0C-100 c分一百份每份1C。華氏溫度32oF-212oF分180份。華氏溫度和攝氏溫度換算公式：tc= (tF-32) *5/9熱力學(xué)溫度和攝氏溫度換算公式：Tk= t c+273.15在大約11km高度以下的大氣層內(nèi)，隨高度增加，大氣溫度下降，近似按線性變 化?？諝鈮毫Γ嚎諝獾膲簭娂次矬w單位面積上所承受的空氣的垂直作用力。大 氣壓力是物體在單位面積上所承受的大氣柱的重量。大氣壓強計量單位：Pa, mmHgmbar (毫巴)，hPa (百帕)或磅力每平方 英寸(1bf/in 2)。換算關(guān)系：1bar=105Pa1atm=10132

7、5Pa=760mmHg=14.69591bf/in1mbar=100Pa=1hPa大氣黏性：一種物理性質(zhì)，大氣粘性力是相鄰大氣之間相互運動時產(chǎn)生的 牽扯作用力，也叫作大氣的內(nèi)摩擦力?？諝饩哂叙ば灾饕蚴强諝夥肿拥牟灰?guī)則運動?？諝庹承源笮∪Q于以下幾個方面：(1)速度梯度速度梯度越大，相鄰兩層空氣做不規(guī)則運動所引起的棟梁變化越大， 兩層間空氣牽扯力越大，黏性力越大。(2)空氣溫度溫度越高，空氣分子不規(guī)則運動速度越大，空氣層間交換的分子數(shù) 越多，黏性越大。(3)氣體性質(zhì)氣體性質(zhì)不同，粘性力就不同?？諝怵ば员妊鯕怵ば粤Υ?，因為空 氣的平均運動速度比氧氣分子的平均運動速度大。(4)接觸面積空氣層間接

8、觸面積越大，相互交換的空氣分子就越多，黏性力就越 大。不考慮黏性的流體稱為理想流體或無黏流體。而飛機比較快摩擦阻力已 不能忽略因此必須考慮?？諝饪蓧嚎s性：空氣壓縮性指一定量的空氣，當(dāng)其壓力或溫度改變時，其密度或體積也 要發(fā)生相應(yīng)變化的物理性質(zhì)。不同狀態(tài)的物質(zhì)壓縮性不同，液體壓縮性小忽略不 計，氣體為可壓縮物質(zhì)。低速時空氣壓縮性可忽略，高速時壓縮性不可忽略。3.大氣的分層大氣層位于地球最外層，無明顯上限。大氣層劃分：對流層、平流層、中間層、電離層、散逸層。其中飛機飛行環(huán)境是對流層和平流層。對流層位于大氣層最底層，下界與地面相接，上界高度隨地理緯度和季節(jié)變化而變 化。對流層大約每升高1000m溫度

9、下降6.5 C。對流層集中了全部大氣質(zhì)量3/4, 水蒸氣基本集中在這一層。最明顯特點：強烈的對流運動。對飛行影響最重要的層次。平流層位于對流層上，頂界伸展到50-55km。高度增加溫度基本不變，約-56.5 C, 20km以上氣溫升高較快，因為臭氧直接吸收太陽輻射，平流層頂氣溫 升高至0-20 C。氣體占大氣質(zhì)量1/4左右。平流層空氣流動只有水平方向，沒有垂直方向，基本無水汽適合飛機飛行。中間層位于平流層上，距地球50-85km,空氣稀薄，質(zhì)量為大氣質(zhì)量1/3000。特征：氣溫隨高度增加迅速降低，頂部溫度降低到160-190K,幾乎為大氣層中最低溫度，垂直對流強烈。電離層中間層之上是電離層，頂

10、端距離地平面大約 800kmi大氣十分稀薄，直接吸 收紫外線輻射，溫度高，稱為暖層。空氣處于部分電離或完全電離。能反射無線 電波。散逸層在電離層上，是地球大氣最外層，由帶電粒子組成。質(zhì)量為大氣質(zhì)量10-11引力小，大氣分子不斷逃逸星際，大氣外側(cè)頂界 2000-3000km=4.國際標(biāo)準(zhǔn)大氣由于大氣狀態(tài)受緯度、季節(jié)、時間、高度影響所以要有統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)，為此國際 民航組織制定了國際標(biāo)準(zhǔn)大氣ISA。人為規(guī)定大氣溫度、密度、壓力隨高度變化 的關(guān)系，得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù)作為計算結(jié)果加以比較。國際標(biāo)準(zhǔn)大氣由國際民航組織依據(jù)北半球中緯度地區(qū)（北緯 35C-60C）。大氣狀態(tài)的平均值加以適當(dāng)修訂而制成。國際標(biāo)準(zhǔn)大氣主要

11、規(guī)定大氣被看成完全氣體，即服從氣體狀態(tài)方程。設(shè)海平面高度為0,在海平面上空氣的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)是：氣壓:101325Pa (1013.2mbar);氣溫：15 c (59°F、288K);密度：1.225kg/m3聲速：341m/s(661kn)對流層高度為11km (36089ft),在對流層，每升高1km溫度降低6.5 C , 或每增加1000ft溫度降低2C, 11-20km平流層底部氣體溫度為常值-56.5 Co 氣壓、空氣密度、氣溫和聲速隨高度變化。ISA偏差實際大氣和國際標(biāo)準(zhǔn)大氣相互換算的主要目的是確定實際大氣與國際標(biāo)準(zhǔn) 大氣的溫度偏差，即ISA偏差。知識總結(jié)第二章飛機的低速空氣

12、動力基礎(chǔ)在此處鍵入第一節(jié)空氣流動的基本規(guī)律一、相對運動原理只要空氣和物體有相對運動，就會對物體產(chǎn)生空氣動力。飛機上產(chǎn)生的空氣動力就是空氣和飛機之間有了相對運動的結(jié)果。事實證明：只要空氣與物體之間的相對速度相同， 所產(chǎn)生的空氣動力也就相 同，這個就叫作相對運動原理。空氣相對于物體的流動就是相對氣流。相對氣流的方向與物體運動方向相反。 影響空氣動力的重要因素是飛機同空氣之間的相對速度，只要相對氣流速度相同， 飛機產(chǎn)生的空氣動力就相同。風(fēng)洞試驗就是建立在相對運動原理上，即讓模型固定不動，讓氣流吹過模型， 可簡化試驗技術(shù)。二、流場、流線、流管流體流動所占據(jù)的空間稱為 流場。大氣層就是一個很大的流場。流

13、場用來描 述表示流體運動特征的物理量，如速度、密度、壓力。流場中任一點處的流體微團(tuán)的物理量不隨時間而變化，這種情形稱為定常流 動。流場中任一點處的流體微團(tuán)的物理量隨時間而變化，這種情形稱為非定常流 動。在空氣流動的流場中，在某一瞬時繪制出許多稱為 流線的空間曲線，每一條 曲線的各個點上，它的切線方向就是該點處空氣微團(tuán)的流動速度方向。流線是空氣微團(tuán)流動的路線，流線不能相交，也不能轉(zhuǎn)折，只能是一條光滑 曲線。因為流線上每一點只能有一個運動方向，如果相交則交點處空氣微團(tuán)將有 兩個方向。流線譜：許多流線所組成的流動圖形。流線譜真實地反映了空氣流動全貌， 可以看出流場中各點運動方向，以及流動速度快慢。疏

14、密程度反映了該時刻流場 中速度的不同。流管：在流場中取一條不為流線的封閉曲線， 經(jīng)過曲線上每一點作流線，這 些流線集合構(gòu)成的管狀曲面稱為流管。流體不能穿過流管，因為流管表面由流線圍成 。流管截面積為A,流體密度為p ,流速為v,則單位時間內(nèi)流過A的流體體積為Av,稱為流體的體積流量。單位時間內(nèi)流過A的流體質(zhì)量稱為流體的質(zhì)量流量用 q表示，q= p Av物體的形狀不同，空氣流向物體相對位置不同，空氣流過物體的流線譜就不 同。當(dāng)空氣流向受到阻擋，流管擴張變粗，當(dāng)空氣流過物體外凸地方，流管就要 收縮變細(xì)。空氣流過物體時，物體后部要形成一定的渦流區(qū)。三、連續(xù)性定理實質(zhì)就是質(zhì)量守恒定律在空氣流動過程中的

15、應(yīng)用。 空氣流動也遵守質(zhì)量守恒 定律，這條定律在空氣動力學(xué)中稱為連續(xù)性定理。根據(jù)質(zhì)量守恒定律，同一時間，流過 流管任意截面的流體質(zhì)量應(yīng)相等。設(shè)流過截面1的速度為vi,空氣密度pi,截面積A,空氣流過截面2的速度為V2,空氣密度為P 2,截面積 A 根據(jù)質(zhì)量守恒有：P 1 Ai v 1= P 2 A2V2稱為可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程?？諝獾退倭鲃有∮?.4馬赫則不考慮空氣壓縮性，P可消掉，得。Ai v i= A 2V2不可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程。 證明：流體流過管道，截面積大流 速低，截面積小，流速高。四、伯努利定理伯努利定理是能量守恒定律在流體流動中的應(yīng)用， 其數(shù)學(xué)表達(dá)式稱為伯

16、努利 方程?？諝夥€(wěn)定流動時有4種能量：動能，熱能，壓力能，重力勢能。不可壓縮，理想流體來說流動中不會產(chǎn)生熱量，可不考慮。流管高度變化小，可認(rèn)為流體的重力勢能不變。所以在流動空氣中參與轉(zhuǎn)換的能量有：動能和壓力能。設(shè)流過截面1的動能為E動1,壓力能我E壓i.截面2為E動2 E壓201/2 p v2+P=P1/2 pv2為動壓，流體流動時在流動方向上鎖產(chǎn)生的壓強，它是單位體積空 氣所具有的動能。P為靜壓，即流體流動時其本身實際具有的壓強，它是單位體積空氣所具有 的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當(dāng)?shù)氐拇髿鈮?。Po為總壓即全壓，是靜壓動壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃闅饬魉俣葴p小到零點時的靜壓。穩(wěn)定氣流中，同一

17、流管的各切面上流體動壓和靜壓之和不變，這個不變的數(shù) 值就是全壓。動壓大，靜壓小，動壓小，靜壓大。伯努利適用條件：1.氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的。2.流動中的空氣與外界沒有能量 交換。3.空氣沒有黏性，即不考慮氣流中的摩擦。4.空氣不可壓縮，密度是不變 的。綜合連續(xù)性定理和伯努利定理得出結(jié)論： 流體在變截面管道中流動時，凡是 截面積小的地方，流速就大，壓強就小。反之亦然。五、空速管的測速原理空速管用來測量飛機飛行速度的裝置。原理就是伯努利定理?？账俟艿墓茌S與來流方向一致。空速管上有兩種孔，其中前端針對來流方向 小孔叫總壓孔，測總壓。管側(cè)壁上有一排孔叫靜壓孔。測得是大氣靜壓。由伯努利方程可得F0=1/2

18、p v2+P6第二節(jié)升力空氣動力：空氣作用在與之有相對運動物體上的力稱為空氣動力。一、機翼形狀作用在飛機上的空氣動力主要由機翼產(chǎn)生，而大小受機翼形狀影響。其中，機翼形狀主要是指機翼的剖面形狀、平面形狀、機翼相對于機身的安 裝位置。1、機翼的剖面形狀（翼型）機翼的剖面形狀簡稱翼型。用于平行于對稱平面的切平面切割機翼所得的剖 面。平凸形和雙凸形：翼型的空氣動力特性不錯，加工也較方便，是現(xiàn)代低速飛 機廣泛采用的翼型。對稱形翼型：前緣比較尖，最大厚度位置靠后，阻力小，這種翼型常用于各 種飛機的尾翼和某些高速飛機的機翼。層流形翼型：前緣較尖，最大厚度一般在 50360%玄長位置，可推遲附面 層轉(zhuǎn)按點，減

19、小摩擦阻力常用于速度較高的飛機。圓弧形和菱形翼型：常用在超聲速飛機上特點是前端很尖，相對厚度很小。超聲速飛行時阻力很小，很有利，但在低速飛行時的空氣動力特性不好， 使飛機 的起落性能變差。翼型形狀特點的數(shù)據(jù)統(tǒng)稱翼型參數(shù)弦線：翼型最前端的點叫前緣，最后端的點叫后緣，前緣和后緣之間的連線 叫弦線，也叫翼弦。弦長：弦線的長度叫弦長。用b表示，是一個基準(zhǔn)長度。翼型厚度：上下翼面在垂直于翼弦防線的距離叫翼型的厚度。厚度：上下翼面在垂直于翼弦方向的距離叫翼型的厚度。最大厚度：厚度最大處稱為最大厚度。相對厚度（厚弦比）：最大厚度與翼弦的比值。（用百分比表示）中弧線：垂直弦線的直線在上下翼面所截線段中點的連線

20、。弧高（彎度）：翼型中弧線與翼弦之間的距離相對彎度：最大弧高與翼弦的比值。大小表示翼型的彎曲程度。2、機翼的平面形狀機翼的平面形狀指從上往下看機翼在平面上的投影形狀， 是決定飛機性能的 重要因素。矩形機翼：制造簡單，阻力大一舊式飛機和現(xiàn)代小飛機。橢圓翼：阻力（誘導(dǎo)阻力）最小，制造復(fù)雜，成本高只有少數(shù)飛機采用。梯形機翼：結(jié)合了矩形翼和橢圓形機翼的優(yōu)缺點，阻力小，制造簡單，活塞 式發(fā)動機飛機用的多。后掠翼、三角翼、S形前緣翼一高速噴氣式飛機。機翼平面形狀參數(shù)：機翼面積：機翼在水平面上的投影面積，用 S表示。翼展：翼展指機翼左右翼尖之間的長度，用l表示。梢根比：翼梢弦長和翼根弦長之比。展弦比：翼展與

21、平均弦長之比。平均弦長：機翼面積與翼展比值。隨著飛機速度提高展弦比將逐漸減小。后掠角：機翼各剖面在縱向的相對位置，即機翼向后傾斜的角度。機翼翼型1/4弦長點線（或前緣）與飛機橫軸的夾角來表示機翼 后掠角（或機翼前緣后掠角），用符號X表示。通常Xo表示前緣 后掠角，X0.25表示1/4弦線后掠角，先5表示中弦線后掠角，Xl.0表 示后緣后掠角。不特別指明，后掠角通常指 1/4弦線后掠角，現(xiàn) 代民航運輸機后掠角在30o左右。3、機翼相對機身的安裝位置機翼相對于機身中心線的高度位置：上單翼，下單翼，中單翼。®機翼相對機身角度一用機翼的安裝角和上反角來表示。安裝角：機翼弦線與機身中心線之間的

22、夾角叫安裝角。機翼翼面與垂直于飛機對稱平面的平面之間的夾角稱為機翼的上反角或 下反角，其中上反角為正，下反角為負(fù)，機翼上反角一般不超過100。、升力的產(chǎn)生1、迎角迎角：翼弦與相對氣流速度之間的夾角，用 口表示。迎角分正負(fù)，相對氣流方向與翼弦平面下表面的夾角為正迎角， 與翼弦平面上表面的夾角為負(fù)迎角。相對氣流與翼弦重合則迎角為 0。注意：迎角不同產(chǎn)生的升力也不同。2、升力的產(chǎn)生飛機上機翼、尾翼、機身都會產(chǎn)生升力，但同機翼相比飛機其他 部位升力很小，所以通常用機翼升力來代表整個飛機的升力。升力產(chǎn)生原理：當(dāng)空氣接近機翼前緣時，氣流開始轉(zhuǎn)折，一部分 流過上表面，一部分流過下表面，最后在機翼后緣后方匯合

23、并恢復(fù)到 未受擾動時的均勻流動狀態(tài)。由于上表面凸起較多，下表面凸起少， 機翼有一定迎角，上表面流管面積減小，流速增大。下表面氣流受阻 流管面積增大流速減小。由 伯努利定理可知，機翼上表面壓力降低， 下表面則增加。上下表面產(chǎn)生壓力差，從而產(chǎn)生翼型表面空氣動力， 各處空氣動力合成一處得到翼型的總空氣動力 R R的方向向上并向 后傾斜。將R分解為垂直于相對氣流方向和 平行于相對氣流方向兩個 分力。垂直于相對氣流方向上的分量就是機翼升力 L,平行方向阻礙 飛機前進(jìn)的力叫阻力，用 D表示。升力和阻力的作用點叫 壓力中心 升力L方向取決于相對流速方向。3、翼型壓力分布知識總結(jié)第二章飛機的低速空氣動力基礎(chǔ)在

24、此處鍵入機翼表面壓力分布通過實驗來測定。比大氣壓力低的叫吸力（負(fù) 壓力），凡是比大氣壓力高的叫壓力（正壓力）。用向量表示吸力和壓 力，長短表示大小，箭頭代表方向。吸力：向量方向與機翼表面垂直，箭頭方向朝外。壓力：向量方向與機翼表面垂直，箭頭方向朝內(nèi)。將各向量外端用平滑曲線連接得到機翼表面壓力分布圖。吸力最大的點叫最低壓力點；前緣附近流速為 0壓力最高的 點叫駐點。機 翼壓力流線譜隨機翼在相對氣流中位置的變化而變化。機翼產(chǎn)生升力主要靠上表面的壓強減少產(chǎn)生吸力，而不是靠下表 面壓強增大。上表面吸力所形成升力占總升力 60%-80%下表面壓強 形成的升力只占到20%-40%注意：如果下表面壓強低于大

25、氣壓強產(chǎn)生向下吸力，機翼升力完全由上表面吸力產(chǎn)生。7知識總結(jié)第二章飛機的低速空氣動力基礎(chǔ)在此處鍵入第三節(jié)阻力產(chǎn)生的原理及影響一、氣流在機體表面的流動狀態(tài)1、附面層產(chǎn)生原理：當(dāng)氣流流過物體表面，由于空氣具有黏性，緊貼物體 表面的一層氣流與飛機表面發(fā)生黏性摩擦，這一層空氣完全黏附在飛 機表面上，氣流速度降低為0。緊靠靜止空氣層外的空氣層，受靜止空 氣層黏性摩擦作用，氣流速度降低，但作用弱，速度不會降為0。再往 外，逐層相互間均產(chǎn)生黏性摩擦作用，但阻滯作用逐步減弱。所以在物 體表面上就形成一層空氣層，流速由0逐漸增大，到一定距離后，流速 才與迎面氣流速度近乎相等。定義：我們把物體表面這一層氣流流速從

26、 0逐漸增加到99%2 面氣流流速的很薄的流動空氣層稱為附面層。注意：附面層的厚度很薄（機翼上一般為幾厘米），與物面長度成正 比。2 、層流附面層與紊流附面層附面層中氣流的流動情況不同按其性質(zhì)分為層流附面層和紊流 附面層。層流附面層：在機翼的最大厚度之前，附面層的氣流各層不相混 雜而保持平行的分層流動，且底層的速度梯度較小，這部分叫層流附 面層。紊流附面層：在最大厚度之后，氣流運動變得雜亂無章，并出現(xiàn)旋 渦和橫向運動，而且貼近翼面的速度梯度也較大，這部分叫紊流附面層。轉(zhuǎn)撥點：從層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥哪且稽c叫做轉(zhuǎn)撥點。注意：紊流附面層內(nèi)空氣微團(tuán)的運動是紊亂的，但整個附面層仍然附 著在機翼表面。層流附面層變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥脑颍菏菍恿鞅旧淼牟环€(wěn)定和物體 表面的擾動作用。3、附面層分離附面層分離是指附面層內(nèi)的氣流無法繼續(xù)沿著物體表面流動而發(fā)生倒流，脫離物體表面，形成大量旋渦的現(xiàn)象。附面層分離的內(nèi)因是空氣具有黏性，外因是物體表面彎曲而出現(xiàn) 的逆壓梯度。附面層發(fā)生分離的點叫作分離點。二、阻力的產(chǎn)生1、摩擦阻力空氣具有黏性，流過機翼時，會有一層很薄的氣流被“粘”在機翼 表面。這是由于 流動的空氣受到機翼表面給它向前的阻滯力的結(jié)果。 根據(jù)牛頓第三定律，受阻滯的空氣必然會給機翼一個大小相等的向后 的作用力，這個作