飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能是決定飛機(jī)飛行性能的一個(gè)重要因素。飛行員既要熟悉飛機(jī)空氣動(dòng)力的產(chǎn)生和變化，同時(shí)也要清楚飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的基本數(shù)據(jù)。這對(duì)于更好地認(rèn)識(shí)飛機(jī)的飛行性能，正確處理飛行中遇到的有關(guān)問(wèn)題，非常重要。

所謂飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，其中包括飛機(jī)的最大升力系數(shù)、最小阻力系數(shù)和最大升阻比等。

應(yīng)該注意：升力系數(shù)或阻力系數(shù)僅僅是影響升力或阻力的因素之一，系數(shù)本身并不就是升力或阻力。確定升、阻力的大小，不僅要看升力系數(shù)、阻力系數(shù)的大小，而且還要看影響升、阻力大小的其它因素，空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積是否變化和如何變化。因此，不能把升力系數(shù)同升力、阻力 力系數(shù)同阻力混為一談。我們?cè)诜治鲇菍?duì)升力或阻力的影響時(shí)，之所以常用升力系數(shù)或阻力系數(shù)來(lái)表達(dá)這種影響，而不直接用升力或阻力來(lái)表達(dá)，其優(yōu)點(diǎn)是可以撇開空氣密度。飛行速度和翼面積對(duì)升、阻力的影響。這樣就突出了迎角對(duì)升、阻力的影響，對(duì)分析問(wèn)題和計(jì)算都帶來(lái)很大方便。

一、飛機(jī)的升阻比

衡量一架飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，不能單從升力，或單從阻力一個(gè)方面來(lái)看，必須把兩者結(jié)合起來(lái)，分析升力和阻力之間的對(duì)比關(guān)系。

所謂升阻比，就是在同一迎角下升力與阻力之比。升阻比也就是同一迎角下升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小主要隨迎角而變，所以升阻比的大小也主要隨迎角而變。也就是說(shuō)，升阻比與空氣密度、飛行速度、機(jī)翼面積的磊小無(wú)關(guān)。因?yàn)檫@些因素變了，升力和阻力都按同一比例隨之改變，而不影響兩者的比值。

升阻比大，說(shuō)明在取得同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好，對(duì)飛行越有利。

二、飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能曲線

(一)升力系數(shù)

升力系數(shù)為零，這個(gè)迎角叫無(wú)升力迎角。翼型不同，無(wú)升力迎角的大小也不同。對(duì)稱翼型的無(wú)升力迎角為零度，非對(duì)稱翼型的無(wú)升力迎角一般為負(fù)值。從無(wú)升力迎角開始，迎角增加，升力系數(shù)增加，直到最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的迎角，叫臨界迎角。超過(guò)臨界迎角，迎角再增加，升力系數(shù)將急劇降低。迎角從無(wú)升力迎角減小，升力系數(shù)將變?yōu)樨?fù)值，也就是升力變成負(fù)升力了。

(二)阻力系數(shù)

小迎角范圍內(nèi)時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)增加緩慢;迎角比較大時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)增加較快;接近或超過(guò)臨界迎角時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)急劇增加。應(yīng)當(dāng)注意，阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不會(huì)為零，也就是說(shuō)飛機(jī)上的阻力是始終存在的。

(三)升阻比

升阻比有一個(gè)最大值，叫最大升阻比。最大升阻比所對(duì)應(yīng)的迎角叫有利迎角。從無(wú)升力迎角開始，迎角增加，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)多，所以升阻比是增大的，到有利迎角，升阻比達(dá)到最大值。超過(guò)有利迎角，再增大迎角，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)少，所以升阻比減小。飛機(jī)在有利迎角下飛行是有利的，所以一般飛機(jī)飛行的迎角都不大。

(四)空氣動(dòng)力系數(shù)

前面我們講了，在每一個(gè)迎角下，都有一個(gè)升力系數(shù)和阻力系數(shù)。所謂飛機(jī)的空氣動(dòng)力系數(shù)曲線，就是把飛機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角而變化的關(guān)系，綜合地用一條曲線畫出來(lái)，這條曲線就是飛機(jī)的空氣動(dòng)力系數(shù)曲線，簡(jiǎn)稱飛機(jī)極線。飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，在空氣動(dòng)力計(jì)算中很有用處。

從飛機(jī)極線上還可得出各迎角下的升阻比，以及最大升阻比和有利迎角。各迎角下的升阻比，可以由飛機(jī)極線上查出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)計(jì)算出來(lái)。也榀以從飛機(jī)極線上量得的性質(zhì)角計(jì)算出來(lái)。所謂性質(zhì)角，就是飛機(jī)的總空氣動(dòng)力與飛機(jī)升力之間的夾角。性質(zhì)角的大小，表明總空氣動(dòng)力(沿相對(duì)氣流方向)向后傾斜的程度。性質(zhì)角小，說(shuō)明總空氣動(dòng)力向后傾斜得少，阻力小?？梢?，性質(zhì)角的大小，表明了升阻比的大小。

迎角由無(wú)升力迎角逐漸增大時(shí)，性質(zhì)角減小，升阻比增大。性質(zhì)角最小時(shí)所對(duì)應(yīng)的迎角為有利迎角，此時(shí)升阻比最大。

例如飛機(jī)放起落架后，同一迎角下的阻力系數(shù)增大，而升力系數(shù)變化不大，因而性質(zhì)角變大，升阻比減小，曲線向右平稱。顯然有利迎角也變大了。

又如，螺旋槳飛機(jī)，在同樣的飛行速度下，由于螺旋槳的吹風(fēng)(稱為滑流)，使受影響的機(jī)翼部分，實(shí)際相對(duì)氣流速度增大，因而飛機(jī)的升力和阻力都要增大。但因受吹風(fēng)影響的機(jī)翼部分一般都位于機(jī)翼中段，盡管升力因上下壓力差增大而增大，而由翼尖渦流引起的誘導(dǎo)阻力卻增加不多，所以阻力增加較少，其結(jié)果升阻比是增大的。發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不同，螺旋槳吹風(fēng)對(duì)空氣動(dòng)力性能影響程度也不同。