飛行員必知飛行物理常識

　　飛行等級是評價飛行人員訓練水平和遂行任務(wù)能力的重要標志，是激發(fā)飛行員訓練動力的重要手段。下面是小編整理的飛行員必知飛行物理常識，歡迎閱讀與收藏。

　　飛行員必知飛行物理常識 1

　　推力

　　產(chǎn)生推力是飛機引擎工作的基本目的。這個力使飛機能夠克服慣性(阻止物體改變運動狀態(tài)趨勢的性質(zhì))。推力使飛機向前運動，然后使機翼產(chǎn)生升力。飛機的推力/重量比是飛機的普通度量標準，即飛機的最大推力與飛機的總重量之比。推力/重量比大于1表示飛機可以克服重力。

　　推力/重量比大于1：1表明飛機可以克服地球引力，而豎直向上飛行的F-15E雙渦輪噴氣引擎(PW-200型引擎)每個可產(chǎn)生23450磅的推力。

　　引擎產(chǎn)生的推力驅(qū)動飛機向前運動，使得空氣在機翼上下表面運動，從而產(chǎn)生壓力，將機翼向上推。推力也可改變飛機的速度。

　　上升

　　當機翼在空氣中運動，并將空氣上下一分為二時，飛機就會升起來。一半空氣流過機翼上部，另一半空氣從機翼下部通過。流過機翼附近的空氣在碰撞點被一分為二(見下圖)，并分別從機翼上下外表面流過。

　　機翼上表面的彎曲度比較大，因此機翼上表面比下表面長(參見圖)，流過機翼上表面的空氣的表面面積要比流過下表面的面積大。從機翼上部流過的空氣行程長，因此它的流動速度比從機翼下部流過的氣流要快。機翼上表面上的較快的氣流對機翼上部的壓力要比下表面上的氣流對機翼下表面的壓力要小，這樣就產(chǎn)生了壓力差，即機翼上表面與下表面之間的壓力不平衡，這個壓力將機翼向上報，使得飛機上升。

　　攻角

　　機翼產(chǎn)生的升力大小隨機翼碰撞空氣的角度變化而變化，這個角稱為攻角(AoA角)，不要將攻角與空間方位角或機頭與水平的傾角相混淆。F15戰(zhàn)機的攻角以單位數(shù)度量，而空間方位角以度數(shù)度量。

　　攻角大小不是一成不變，而隨具體情況變化而變化。有時攻角保持14個單位，可使飛機的巡航范圍最大，在轉(zhuǎn)彎時主要關(guān)注能量的節(jié)省，16-22個單位有是最佳的。加速時最好選擇8-10個單位攻角。如果攻角太大，座艙中音頻聲音會響起來，警告你失速即將發(fā)生。觀察平視顯示器左側(cè)指示航速正下方的符號和數(shù)字來檢查攻角大小，它是以單位表示的飛機的攻角。“主平視顯示器中的符號”。

　　阻力

　　阻力是阻止飛機沿飛行方向運動的力。任何一個物體在流體(空氣也是一種流體)中運動都會要產(chǎn)生摩擦力。在飛機向前運動，空氣對機翼摩擦時，以及空氣推向飛機表面引起壓力積聚時，都會產(chǎn)生阻力。

　　產(chǎn)生的阻力是升力向后的分力。機翼產(chǎn)生的升力越大，阻力也就越大。在飛機的速度達到1馬赫時，聲波阻力也會產(chǎn)生。機翼前部產(chǎn)生的壓力比后部大，這樣就產(chǎn)生了向后的阻力。寄生阻力包括風力和各種非升力引起的阻力。

　　不管碰到哪些阻力，飛機的綜合飛行特性決定于升力系數(shù)和阻力系數(shù)疊加。不同的攻角產(chǎn)生不同的升力和阻力。每一架飛機都有一個理想的攻角、推力和阻力組合，在不同航速下，產(chǎn)生的阻力種類也不同。

　　航速

　　飛機在大氣中飛行時，空氣從飛機表面上流過，氣流將產(chǎn)生壓力。在較高的高空上，空氣比較稀薄，從飛機表面上流過的空氣較少。通過測量氣流的壓力，F(xiàn)-15上的皮托管與計算機連機可計算航速。

　　由于大氣的密度不同，計算出的在某一高度上以不變推力和攻角飛行的飛機的航速同另一架以相同椎力和攻角在不同高度上飛行的飛機航速有差別。因此，飛機有指示航速(根據(jù)當前空氣密度和高度計算出的視航速)和實際航速(根據(jù)空氣密度和高度變化修正的航速)。

　　例如，假設(shè)你在一架實際航速為350節(jié)在5000英尺高度上飛行的飛機中，第二架飛機以同樣的實際航速在30000英尺高度上飛行。由于第二架飛機在更高的高度上(空氣比較稀薄)飛行，兩架飛機上的皮托管測出的指示航速不同。上面那架飛機測出的指示航速比下面那架飛機要小。如果你和另一個飛行員都想同時到達某一個地方，你們二人需要一個與高度無關(guān)而能夠比較的讀數(shù)，這個修正過的讀數(shù)就是實際航速。

　　通過實際航速的比較，你和另一個飛行員可計算出，一架飛機飛行是否比另一架快。盡管指示航速不同，如果實際航速相同，那么你們可以同時到達目的地。

　　攻角和航速

　　雖然推力是決定航速的動力，但攻角對航速影響也很大。如果你想在某一標高上飛行，重要的要記住，通過調(diào)節(jié)油門來改變攻角，使飛機飛行高度固定。低速時(即起飛或降落時)，攻角對航速影響最明顯。

　　通常先用飛行搖桿選擇攻角，再調(diào)節(jié)油門，一直到飛起來(在游戲中，當前指示航速以指示航速節(jié)(KIAS)或以節(jié)為單位的指示航速顯示在平視顯示器中，以及飛行狀態(tài)指示頁面的多用途顯示器中)。

　　高度

　　飛機升空后，飛機到達某一高度。象表示航速一樣，高度也有幾種表示方法。

　　指示高度(氣壓表測出的高度)和雷達高度是游戲中最重要的兩種高度度量方法。在前上方控制器中，你可讓雷達高度顯示或不顯示。

　　氣壓計高度給出了海拔高度(ASL)。雷達高度指示距飛行地面的高度(AGL)。高度增高，由于大氣壓低，引擎工作效率降低。隨高度升高，大氣變得稀薄。飛機的臨界高度是飛機能夠保持引擎正常功率飛行的高度。飛機以正常的效率飛行受到高度限制。在25000英尺高度上，飛機噴氣引擎的功率只有海平面的一半。

　　G力

　　升力和飛機重量關(guān)系可以用“G”術(shù)語來敘述。1G等于在海平面上某一物體的重力。在海平面上飛行的飛機受到地球吸引的1G力的作用。

　　在快速轉(zhuǎn)彎或突然加速時，最容易感到G力，它可以是正的9也可以是負的。在轉(zhuǎn)彎將你推向椅子時，G力是正值，而拉作用時，G力是負值。在高G表演中，你的心臟應(yīng)該工作得快些，將血壓向遠離拉的方向。

　　經(jīng)很好訓練的飛行員在有限時時間內(nèi)約可承受9-10G的正G力，除可能引起隧道幻覺或頭暈外，沒有別的感覺。血向軀干下部和腿部集中，而不向腦部集中。視覺開始發(fā)生“視灰”，最后發(fā)生“視黑”。在飛機被拉起很大的負G力時，會產(chǎn)生類似的'所謂的“視紅”條件，即血集中到軀干的上部，眼部血管膨脹，這將引起你的視野變紅。通常，在以3G或3G以上加速度飛行幾秒鐘后就會發(fā)生以上現(xiàn)象。

　　F15E StrikeEagle具有比一般飛行員能承的G力要大得多的高級飛機外殼。在游戲中準確地模擬了“視紅”和“視黑”效果。因此，你應(yīng)該借助于平視顯示器注意當前的G值水平。如果你超過可用的G值極限，那么音頻警告就會響起來。

　　飛行包線

　　飛機升空是飛機的航速、高度和攻角作用的結(jié)果。這三個因素共同使飛機飛行，在談?wù)擄w機做機動動作時，也應(yīng)該同時考慮這三個因素。用飛機。的飛行包線圖來描述它的極限。F15 StrikeEagle的飛行包線如圖所示。

　　豎軸為飛行高度，水平軸為以馬赫數(shù)表示的航速。圖中畫出的曲線是1G時的包線極限范圍。它是F-15E戰(zhàn)機操作極限的簡單描述。當武器裝備不同時，由于飛機的重量和阻力不同，飛行包線也有所變化。

　　絕對極限

　　攻角。攻角是飛行包線中最重要的考慮因素之一。無論飛機有什么樣的高度、負載和航速，但攻角是一個極限因素。通常，F(xiàn)15E戰(zhàn)機安全飛行的攻角極限是30個單位。最大升力對應(yīng)的攻角是17個單位。如果攻角太陡，即傾角太大，座艙中900赫茲的聲音會響起來。

　　在飛行包線中，上升的實線表示亞聲速航速時可用最大升力。在曲線的上部，飛機會產(chǎn)生抖動和其它氣流的擾動。

　　在游戲中，當前攻角讀數(shù)在乎視顯示器左側(cè)指示航速正下方顯示出來。

　　航速。曲線右部分表示了在不同高度下F-15E戰(zhàn)機的最大航速。高度越高，由于空氣稀薄，產(chǎn)生的阻力小，所以航速越高。超過包線航速邊緣，飛機可能發(fā)生結(jié)構(gòu)損壞。

　　F15E戰(zhàn)機的航速極限約為800節(jié)，馬赫極限為2.5。隨著武器和燃料裝載量的不同，這個極限值稍有變化。

　　馬赫數(shù)。曲線右上部位表示最大馬赫速度極限。值得注意的是，飛機在圖形右部陰影區(qū)域中只能飛行有限的時間。飛機在長于這個時間極限內(nèi)仍保持2.5馬赫航速飛行，就會引起結(jié)構(gòu)過熱。

　　推力。曲線平頂部分表示飛機在某一水平飛行航線上最大推力所能獲得的最大航速。在爬高時會降低航速，如果攻角太大，飛機的高度又要損失，又問到飛行包線中。

　　G力。飛機能經(jīng)受幾個G力作用幾十秒鐘，雖然，部分與裝載的武器和燃料量多少有關(guān)。該實例中的包線是1G力給出的飛行包線。如果經(jīng)受更大的G力作用，包線形狀會變化。飛機可經(jīng)受的最大G值和當前G值讀數(shù)均顯示在平視顯示器中。

　　飛行員必知飛行物理常識 2

　　1、機翼的側(cè)剖面是一個上緣向上拱起，下緣基本平直的形狀。所以氣流吹過機翼上下表面而且要同時從機翼前端到達后端，從上緣經(jīng)過的氣流速度就要比下緣的快。根據(jù)伯努利方程：同樣是流過某個表面的流體，速度快的.對這個表面產(chǎn)生的壓強要小。因此就得出機翼上表面大氣壓強比下表面的要小的結(jié)論，這樣子就產(chǎn)生了升力，升力達到一定程度飛機就可以離地而起。

　　2、噴氣式飛機向后方噴出氣體，給氣體向后的推力，同時氣體給飛機向前的推力，提供飛機飛行的動力

　　3、伯努利原理。即物體表面的流體壓強和流速相關(guān)，一定范圍內(nèi)流速越快壓強越小，所以一般機翼、旋翼和螺旋槳的上和前表面弧度較大，讓空氣的流過路徑更長以獲得升力和推力；

　　4、作用力和反作用力原理，作用力=反作用力。所以飛機對空氣或噴氣施加一定的力獲得反作用力，即升力和推力。

　　飛行員必知飛行物理常識 3

　　一、升力的產(chǎn)生

　　從流線譜可以看出：空氣流到機翼前緣，分成上、下兩股，分別沿機翼上、下表面流過，而在機翼后緣重新匯合向后流去。在機翼上表面，由于比較凸出，流管變細，說明流速加快，壓力降低。在機翼下表面，氣流受到阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大。于是，機翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差，垂直于相對氣流方向的壓力差的總和，就是機翼的升力。

　　機翼升力的著力點，即升力作用線和翼弦的交點，叫壓力中心。

　　機翼各部位升力的大小是不同的，要想了解機翼各個部位升力的大小，就需知道機翼表面壓力分布的情形。

　　機翼表面壓力的頒可通過實驗來測定。凡是比大氣壓力低的叫吸力（負壓力），凡是比大氣壓力高的叫壓力（正壓力）。機翼表面各點的吸力和正壓力都可用向量表示。向量的長短表示吸力或正壓力的大小。向量的方向同機翼表面垂直，箭頭方向朝外，表示吸力；箭頭指向機翼表面，表示正壓力。將各個向量的外端用平滑的曲線連接起來。壓力最低（即吸力最大）的一點，叫最低壓力點。在前緣附近，流速為零，壓力最高的一點，叫駐點。

　　機翼壓力分布并不是一成不變的。如果機翼在相對氣流中的關(guān)系位置改變了，流線譜就會改變，機翼的壓力分布也就隨之而變。

　　機翼升力的產(chǎn)生主要是靠上表面吸力的作用，而不是主要靠下表面的壓力高于大氣壓的情況下，由上表面吸力所形成的升力，一般占總升力的60%到80%左右，而下表面的正壓力所形成的升力只不過占總升力的20%到40%左右。如果下表面的壓力低于大氣壓力產(chǎn)生向下的吸力，則機翼總升力就等于上表面吸力減去下表面的吸力。在此情況下，機翼升力就完全由上表面吸力所形成。

　　二、阻力的產(chǎn)生

　　阻力是與飛機運動方向相反的空氣動力，起著阻礙飛機前進的作用，按其產(chǎn)生的原因可分為摩擦，產(chǎn)生一個阻止飛機前進的力。這個力就是摩擦阻力。

　　摩擦阻力是在“附面層”（或叫邊界層）內(nèi)產(chǎn)生的。所謂附面層，就是指，空氣流過飛機時，貼近飛機表面、氣流速度由層外主流速度逐漸降低為零的那一層空氣流動層。附面層是怎樣形成的呢？原來是，當有粘性的空氣流過飛機時，緊貼飛機表面的'一層空氣，與飛機表面發(fā)生粘性摩擦，這一層空氣完全粘附在飛機表面上，氣流速度降低為零。緊靠這靜止空氣層的外面第二氣流層，因受這靜止空氣層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用要弱些，因此氣流速度不會降低為零。再往外，第三氣流層又要受第二氣流層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用更弱些，因此氣流速度降低就更少些。這樣，沿垂直于飛機表面的方向，從飛機表面向外，由于粘性摩擦作用的減弱，氣流速度就一層一層的逐漸增大，到附面層邊界，就和主流速度相等了。這層氣流速度由零逐漸增大到主流速度的空氣層，就是附面層。附面層內(nèi)，氣流速度之所以越貼近飛機表面越慢，這必然是由于這些流動空氣受到了飛機表面給它的向前的作用力的作用的結(jié)果。根據(jù)作用和反作用定律，這些被減慢的空氣，也必然要給飛機表面一個向后的反作用力，這就是飛機表面的摩擦阻力。

　　附面層按其性質(zhì)不同，可分為層流附面層和紊流附面層。就機翼而言，一般在最大厚度以前，附面層的氣流各層不相混雜而分層的流動。這部份叫層流附面層。在這之后，氣流流動轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運動。這部份叫率流附面層。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c叫轉(zhuǎn)捩點。附面層內(nèi)的摩擦阻力與附面層的性質(zhì)有很大關(guān)系。實驗表明，紊流附面層的摩擦阻力要比層流附面層的摩擦阻力大得多。因此，盡可能在機翼上保持層流附面層，對于減小阻力是有利的。所謂層流翼型，就是這樣設(shè)計的。

　　總的說來，摩擦阻力的大小，決定于空氣的粘性，飛機的表面狀況，以及同空氣相接觸的飛機的表面積�？諝庹承栽酱�，飛機表面越粗糙，飛機表面積越大，摩擦阻力就越大。

　　（二）壓差阻力

　　人在逆風中行走，會感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力。

　　空氣流過機翼時，在機翼前緣部分，受機翼阻擋，流速減慢，壓力增大；在機翼后緣，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓力減小。這樣，機翼前后便產(chǎn)生壓力差，形成阻力。這種由前后壓力差形成的阻力叫壓差阻力。機身、尾翼等飛機的其它部件都會產(chǎn)生壓差阻力。

　　為什么在機翼后緣會出現(xiàn)氣流分離呢？其根本原因是空氣有粘性，空氣流過機翼的過程中，在機翼表面產(chǎn)生了附面層。附面層中氣流速度不僅要受到粘性摩擦的阻滯作用，而且還要受到附面層外主流中壓力的影響。附面層中，沿垂直于機翼表面方向的壓力變化很小，可認為是相等的，且等于層外主流的壓力。在最低壓力點之前，附面層外主流是從高壓區(qū)流向低壓區(qū)，沿途壓力逐漸降低，即形成順壓，氣流速度是不斷增大的。附面層內(nèi)的氣流雖受粘性摩擦的阻滯作用，使之沿途不斷減速，但在順氣壓的推動下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去，但在順氣壓的推動下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去，但速度增加不多。在最低壓力點（E）之后情況就不一樣了。主流是從低壓區(qū)流向高壓區(qū)，沿途壓力越來越大，即形成反壓，主流速度是不斷減小的。附面層內(nèi)的氣流除了要克服粘性摩擦的陰滯作用外，還要克服反壓的作用，因此氣流速度迅速減小，到達某一位置，附面層底層空氣就會完全停止下來，速度降低為零，空氣再不能向后流動。在S點之后，附面層底層空氣在反壓作用下開始向前倒流。于是附面層中逆流而上的空氣與順流而下的空氣相頂碰，就使附面層氣流脫離機翼表面，而卷進主流。這時，就形成大量逆流和旋渦而形成氣流分離現(xiàn)象。這些旋渦一方面在相對氣流中吹離機翼，一方面又連續(xù)不斷地在機翼表面產(chǎn)生，如此周而復始地變化著，這樣就在分離點之后形成了渦流區(qū)。附面層發(fā)生分離之點（S點），叫做分離點。

　　這種旋渦運動的周期性，是引起飛機機翼、尾翼和其它部分生產(chǎn)振動的重要原因之一。

　　為什么機翼后緣渦流區(qū)中壓力會有所減小呢？道德我們要明確，這里指的渦流區(qū)壓力的大小，是和機翼前部的氣流相比而言的。如果空氣流過機翼上下表面不產(chǎn)生氣流分離，則在機翼后部，上下表面氣流重新匯合，流速和壓力都會恢復到與機翼前部相等。這樣，機翼前、后不會出現(xiàn)壓力差而形成壓差阻力。然而事實不是這樣，當空氣流到機翼后部會產(chǎn)生氣流分離而形成渦流區(qū)。渦流區(qū)中，由于產(chǎn)生了旋渦，空氣迅速轉(zhuǎn)動，一部分動能因摩擦而損耗，即使流速可以恢復到與機翼前部的流速相等，而壓力卻恢復不到原來的大小，比機翼前部的壓力要小。例如汽車開過，在車身后的灰塵之所以被吸起，就是由于車身后面渦流區(qū)內(nèi)的空氣壓力小的緣故。

　　根據(jù)實驗的結(jié)果，渦流區(qū)的壓力與分離點處氣流的壓力，其大小相差不多。這就是說：分離點靠機翼后緣，渦流區(qū)的壓力比較大；分離點離開機翼后緣越遠，渦流區(qū)的壓力就越小�？梢�，分離點在機翼表面的前后位置，可以表明壓差阻力的大小。

　　總的說來，壓差阻力與物體的迎風面積、形狀和物體在氣流中的相對位置有很大關(guān)系。迎風面積越大，壓差阻力越大。象水滴那樣的，前端園鈍，后面尖細的流線形物體，壓差阻力最小。物體相對于氣流的角度越大，壓差阻力越大。

　　由上面的分析可知，摩擦阻力和壓差阻力都是由于空氣的粘性面引起產(chǎn)生的阻力，如果空氣沒粘性，那么上面兩種阻力都將不會存在。

　�。ㄈ�）誘導阻力

　　機翼上除了產(chǎn)生摩擦阻力和壓差阻力以外，由于升力的產(chǎn)生，還要產(chǎn)生一種附加的阻力。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�？梢哉f，誘導阻力是為產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”。

　　誘導阻力是怎樣產(chǎn)生的呢？

　　當機翼產(chǎn)生升力時，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，所以下翼面的高壓氣流會繞過兩端翼尖，力圖向上翼面的低壓區(qū)流去。當氣流繞過翼尖時，在翼尖部份形成旋渦，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。

　　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。氣流方向向下傾斜的角度，叫下洗角。

　　由翼尖渦流產(chǎn)生的下洗速度，在兩翼尖處最大，向中心逐漸減少，在中心處最小。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(zhuǎn)，越靠內(nèi)圈，旋轉(zhuǎn)越快，越靠外圈，旋轉(zhuǎn)越慢。因此離翼尖越遠，氣流下洗速度越小。

　　在是常生活中，也可觀察到翼尖渦流的現(xiàn)象。例如大雁南飛，常排成人字或斜一字形，領(lǐng)隊的大雁排在中間，而幼弱的小雁常排在外側(cè)。這樣使得后雁處于前雁翅梢處所產(chǎn)生的翼尖渦流之中。翼尖渦流中氣流的放置是有規(guī)律的，靠翼尖內(nèi)側(cè)面，氣流向下，靠翼尖外側(cè)，氣流是向上的即上升氣流。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。

　　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去世。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。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(zhuǎn)動。若機翼產(chǎn)生負升力，則上民辦面的壓力比下翼面大，故兩葉輪就會反轉(zhuǎn)。

　　飛行中，有時從飛機翼尖的凝結(jié)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黑龍江省膨脹冷卻而凝結(jié)成水珠，便會看到由翼尖向后的兩道白霧狀的渦流索。

　　升力是和相對氣流方向垂直的。既然流過機翼的空氣因受機翼的作用而向下華僑，則機翼的升力也應(yīng)隨之向后華僑。實際升力是和洗流方向垂直的。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。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。平等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。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。

　　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(guān)系。升力越大，誘導阻力越大。展弦比越大，誘導阻力越小。

　�。ㄋ模└蓴_阻力

　　實踐表明，飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼等，單獨放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和總是小于把它們組成一個整體時所產(chǎn)生的阻力。

　　所謂干擾阻力，就是飛機各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。

　　現(xiàn)我們以機翼和機身為例，看干擾阻力是怎樣產(chǎn)生的。

　　氣流流過機翼和機身的連接處，在機翼和機身結(jié)合的中部，由于機翼表面和機身表面都向外凸出，流管收縮，流速迅速加快，壓力很快降低。而在后部由于機翼表面和機身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴張，流速減慢，壓力很快增高。這種壓力的變化，就促使氣流的分離點前移，并使機身和機翼結(jié)合處后部渦流區(qū)擴大，從而產(chǎn)生了一種額外的阻力。這一阻力是因氣流的干擾而產(chǎn)生的，因此叫干擾阻力。

　　不但機翼和機身結(jié)合處會產(chǎn)生干擾阻力，而且在機身和尾翼，機翼和發(fā)動機知艙，機翼和副油箱等結(jié)合處，都可能產(chǎn)生。

　　為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計飛機時要考慮飛機各部分的相對位置外，在機翼與機身、機身與尾翼等結(jié)合部，可安裝整流包皮。這樣可使連接處較為圓滑，流管不致過分擴張，而產(chǎn)生氣流分離。

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