空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)

第二章低速空氣動(dòng)力學(xué)根底

1整理課件本章主要內(nèi)容2.1低速空氣動(dòng)力學(xué)2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理2整理課件2.1空氣流動(dòng)的描述3整理課件空氣動(dòng)力是空氣相對(duì)于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動(dòng)的根本規(guī)律。4整理課件2.1.1

流體模型化理想流體，不考慮流體粘性的影響。不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma<0.4。絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma<0.4。5整理課件2.1.2

相對(duì)氣流運(yùn)動(dòng)方向相對(duì)氣流方向自然風(fēng)方向6整理課件飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度方向相反只要相對(duì)氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就相同。7整理課件對(duì)相對(duì)氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用直流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞8整理課件風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?整理課件風(fēng)洞的其它功用10整理課件2.1.3

迎角迎角就是相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角。11整理課件相對(duì)氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向12整理課件相對(duì)氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)平飛中，可以通過(guò)機(jī)頭上下判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，那么不可以采用這種判斷方式。13整理課件水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角上升平飛下降14整理課件迎角探測(cè)裝置15整理課件2.1.4流線和流線譜空氣流動(dòng)的情形一般用流線、流管和流線譜來(lái)描述。流線：流場(chǎng)中一條空間曲線，在該曲線上流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。對(duì)于定常流，流線是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線。16整理課件流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。17整理課件流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。18整理課件流線和流線譜的實(shí)例19整理課件流線的特點(diǎn)該曲線上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。流線每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。流線不可能相交，不可能分叉。20整理課件流線譜的特點(diǎn)流線譜的形狀與流動(dòng)速度無(wú)關(guān)。物體形狀不同，空氣流過(guò)物體的流線譜不同。物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置〔迎角〕不同，空氣流過(guò)物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過(guò)物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細(xì)。氣流流過(guò)物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。21整理課件2.1.5

連續(xù)性定理

流體流過(guò)流管時(shí)，在同一時(shí)間流過(guò)流管任意截面的流體質(zhì)量相等。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的根底。22整理課件連續(xù)性定理12A1,v1A2,v2單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面1的流體體積為單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面1的流體質(zhì)量為同理，單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面2的流體質(zhì)量為那么根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：即結(jié)論：空氣流過(guò)一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。23整理課件山谷里的風(fēng)通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的對(duì)流通常比空曠地帶大24整理課件2.1.6伯努利定理

同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動(dòng)壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的根底。25整理課件伯努利定理

空氣能量主要有四種：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢(shì)能。低速流動(dòng)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢(shì)能可忽略不計(jì)。

因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動(dòng)能+壓力能=常值。公式表述為：

上式中第一項(xiàng)稱(chēng)為動(dòng)壓，第二項(xiàng)稱(chēng)為靜壓，第三項(xiàng)稱(chēng)為總壓。26整理課件伯努利定理—?jiǎng)訅?，單位體積空氣所具有的動(dòng)能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動(dòng)中受阻，流速降低時(shí)產(chǎn)生的壓力?！o壓，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)時(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮??！倝海ㄈ珘海?，它是?dòng)壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃?，氣流速度減小到零之點(diǎn)的靜壓。27整理課件深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓同一流線：總壓保持不變。動(dòng)壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。28整理課件同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓29整理課件伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動(dòng)是定常的。流動(dòng)的空氣與外界沒(méi)有能量交換，即空氣是絕熱的?？諝鉀](méi)有粘性，即空氣為理想流體?？諝饷芏仁遣蛔?，即空氣為不可壓流。在同一條流線或同一條流管上。30整理課件2.1.7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用用文邱利管測(cè)流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管測(cè)流量31整理課件空速管測(cè)飛行速度的原理32整理課件與動(dòng)壓、靜壓相關(guān)的儀表空速表高度表升降速度表33整理課件空速表34整理課件升降速度表35整理課件高度表36整理課件本章主要內(nèi)容2.1空氣流動(dòng)的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力特性2.5增升裝置的增升原理37整理課件2.2升力38整理課件升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，克服飛機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔。39整理課件2.2.1升力的產(chǎn)生原理起點(diǎn)終點(diǎn)

相同的時(shí)間，相同的起點(diǎn)和終點(diǎn)，小狗的速度和人的速度哪一個(gè)更快？40整理課件升力的產(chǎn)生原理前方來(lái)流被機(jī)翼分為了兩局部，一局部從上外表流過(guò)，一局部從下外表流過(guò)。由連續(xù)性定理或小狗與人速度比照分析可知，流過(guò)機(jī)翼上外表的氣流，比流過(guò)下外表的氣流的速度更快。41整理課件P1v1P2v2升力的產(chǎn)生原理42整理課件上下外表出現(xiàn)的壓力差，在垂直于〔遠(yuǎn)前方〕相對(duì)氣流方向的分量，就是升力。機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱(chēng)為壓力中心(CenterofPressure)升力的產(chǎn)生原理43整理課件2.2.2翼型的壓力分布當(dāng)機(jī)翼外表壓強(qiáng)低于大氣壓，稱(chēng)為吸力。當(dāng)機(jī)翼外表壓強(qiáng)高于大氣壓，稱(chēng)為壓力。

用矢量來(lái)表示壓力或吸力，矢量線段長(zhǎng)度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较?。矢量表示?4整理課件駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn)B點(diǎn)，稱(chēng)為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上外表負(fù)壓最大的點(diǎn)。

A點(diǎn)，稱(chēng)為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。45整理課件坐標(biāo)表示法從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)翼上外表吸力的作用，尤其是上外表的前段，而不是主要靠下外表正壓的作用。46整理課件2.2.3升力公式—飛機(jī)的升力系數(shù)—飛機(jī)的飛行動(dòng)壓—機(jī)翼的面積。47整理課件升力公式的物理意義飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來(lái)流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比。

升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)升力的影響。

48整理課件本章主要內(nèi)容2.1空氣流動(dòng)的描述2.2升力2.3阻力2.4增升裝置的增升原理49整理課件2.3阻力50整理課件

阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒(méi)有阻力飛機(jī)又無(wú)法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag51整理課件阻力的分類(lèi)

對(duì)于低速飛機(jī)，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性52整理課件2.3.1低速附面層

附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動(dòng)層。速度不受干擾的主流附面層邊界物體表面附面層的形成53整理課件附面層厚度較薄54整理課件無(wú)粘流動(dòng)沿物面法線方向速度一致粘性流動(dòng)沿物面法線方向速度不一致“附面層”無(wú)粘流動(dòng)和粘性流動(dòng)附面層的形成是受到粘性的影響。55整理課件附面層的特點(diǎn)附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。P1P2

只要測(cè)出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點(diǎn)的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義。56整理課件附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。l57整理課件附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。l58整理課件附面層的特點(diǎn)三

附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過(guò)渡區(qū)稱(chēng)為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)層流附面層紊流附面層59整理課件層流的不穩(wěn)定性123abc60整理課件層流附面層和紊流附面層的速度型61整理課件2.3.2阻力的產(chǎn)生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性62整理課件摩擦阻力由于緊貼飛機(jī)外表的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱(chēng)為摩擦阻力。63整理課件影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機(jī)的外表積越大，摩擦阻力越大。飛機(jī)外表越粗糙，摩擦阻力越大。摩擦阻力的大小與附面層的類(lèi)型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的外表狀況。64整理課件摩擦阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機(jī)25-30%大型運(yùn)輸機(jī)40%小型公務(wù)機(jī)50%水下物體70%船舶90%65整理課件壓差阻力壓差阻力是由處于流動(dòng)空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層別離，從而產(chǎn)生的阻力。66整理課件順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上外表前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上外表后段。ABC67整理課件附面層別離在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體外表的現(xiàn)象。別離點(diǎn)68整理課件別離區(qū)的特點(diǎn)一別離區(qū)內(nèi)漩渦是一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動(dòng)。69整理課件別離區(qū)的特點(diǎn)二別離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于別離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。P別離點(diǎn)P1P2P3P4P別離點(diǎn)=P1=P2=P3=P470整理課件別離區(qū)的特點(diǎn)三附面層別離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體外表彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。ABC71整理課件別離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置ABC最小壓力點(diǎn)別離點(diǎn)72整理課件別離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳌厕D(zhuǎn)捩〕，順流變?yōu)榈沽鳌矂e離〕。別離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和別離的物理含義完全不同。73整理課件壓差阻力的產(chǎn)生氣流流過(guò)機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣局部產(chǎn)生附面層別離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣局部，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。74整理課件別離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系別離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。別離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。ABCC’75整理課件影響壓差阻力的因素

總的來(lái)說(shuō)，飛機(jī)壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。壓差阻力在飛機(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。76整理課件干擾阻力

飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱(chēng)為干擾阻力。77整理課件干擾阻力的消除干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小。

飛機(jī)各部件之間的平滑過(guò)渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。78整理課件誘導(dǎo)阻力

由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。79整理課件翼尖渦的形成

正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱(chēng)為翼尖渦?！沧⒁庑D(zhuǎn)方向〕80整理課件

正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機(jī)翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼尖渦的形成81整理課件翼尖渦的形成

由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。82整理課件翼尖渦形成的進(jìn)一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向83整理課件翼尖渦的立體形態(tài)84整理課件翼尖渦的形態(tài)85整理課件下洗流〔DownWash〕和下洗角

由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場(chǎng)，稱(chēng)為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。86整理課件下洗角

下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過(guò)翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱(chēng)為下洗流，下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱(chēng)為下洗角ε。87整理課件下洗速度沿翼展分布

不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。88整理課件誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生有限展長(zhǎng)機(jī)翼與無(wú)限展長(zhǎng)機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場(chǎng)，導(dǎo)致前者的總空氣動(dòng)力較后者更加后斜，即前者總空氣動(dòng)力沿飛行速度方向〔即遠(yuǎn)前方相對(duì)氣流方向〕的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。LL’D89整理課件影響誘導(dǎo)阻力的因素機(jī)翼平面形狀：橢圓形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力90整理課件低展弦比使翼尖渦變強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力增加。高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變小。展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響91整理課件展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)翼展弦比倒數(shù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變92整理課件高展弦比飛機(jī)93整理課件空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響阻力誘導(dǎo)阻力空速空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小94整理課件翼梢小翼95整理課件翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力96整理課件翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力

翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。97整理課件翼梢小翼可以減小總阻力98整理課件阻力公式—飛機(jī)的阻力系數(shù)—飛機(jī)的飛行動(dòng)壓—機(jī)翼的面積。99整理課件回憶阻力組成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)100整理課件阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱(chēng)亞音速運(yùn)輸機(jī)超音速戰(zhàn)斗機(jī)單旋翼直升機(jī)摩擦阻力45%23%25%誘導(dǎo)阻力40%29%25%干擾阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%101整理課件總空氣動(dòng)力

升力和阻力之和稱(chēng)為總空氣動(dòng)力。102整理課件本章主要內(nèi)容2.1

空氣流動(dòng)的描述2.2

升力2.3

阻力2.4增升裝置的增升原理103整理課件2.5增升裝置的增升原理104整理課件迎角與速度的關(guān)系速度迎角飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時(shí)，那么要求較大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持飛行。105整理課件為什么要使用增升裝置

用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機(jī)的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。

增升裝置用于增大飛機(jī)的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。106整理課件主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼107整理課件2.5.1

前緣縫翼前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下翻開(kāi)前緣縫翼，可以延緩上外表的氣流別離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下翻開(kāi)前緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。108整理課件前緣縫翼下翼面高壓氣流流過(guò)縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流別離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強(qiáng)差，減小升力系數(shù)。109整理課件前緣縫翼對(duì)壓強(qiáng)分布的影響

較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。110整理課件2.5.2

后緣襟翼分裂襟翼〔TheSplitFlap〕簡(jiǎn)單襟翼〔ThePlainFlap〕開(kāi)縫襟翼〔TheSlottedFlap〕后退襟翼〔TheFowlerFlap〕后退開(kāi)縫襟翼〔TheSlottedFowlerFlap〕

放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。111整理課件分裂襟翼〔TheSplitFlap〕分裂襟翼是一塊從機(jī)翼后段下外表向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。112整理課件放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)降低，吸引上外表氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流別離。

此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。分裂襟翼〔TheSplitFlap〕113整理課件簡(jiǎn)單襟翼〔ThePlainFlap〕

簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡(jiǎn)單襟翼使得壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。114整理課件大迎角下放簡(jiǎn)單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低〔即