航模基础知识原理与结构精品版.docx
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航模基础知识原理与结构精品版
第二章模型的原理与结构
第一节概述
能够离开地面飞行的装置总称飞行器，飞行是航空模型的主要特征。
飞行器可以分为外层空间的飞行器和大气层的飞行器两大类。
外层空间的飞行器叫做宇宙飞行器，如人造卫星、宇宙飞船等。
大气层的飞行器叫做航空器，它包括轻航空器和重航空器。
轻航空器和重航空器虽然都可以在大气层内飞行，但是它们的飞行历史截然不同的。
1、轻航空器
轻航空器是指它的重量比同体积空气轻的航空器。
它是依靠空气的浮力而升空的。
根据阿基米德定律，任何物体在空气中都会受到向上的浮力，这个浮力的大小等于被物体排开的空气的重量。
如果航空器的重量等于它所排开的空气的重量，它所受到的浮力就会大于重力，航空器就会像上升起，正像放在水底的木块回向上浮起一样。
常见的轻航空器有气球和飞艇。
气球和飞艇都充入比空气轻的气体，如氢气和氦气。
有些气球还充入热空气。
气球是没有动力装置的，靠自然风运动。
飞艇使用发动机做动力，发动机带动螺旋桨，推动飞艇前进。
飞艇一般造成流线形，以减少阻力。
飞艇还装有尾翼，以保证它前进时的稳定性，并且通过尾翼操纵飞艇的飞行方向。
图2-1气球与飞艇
气球的球囊一般都用不透气的布，而模型气球则用纸。
轻航空器的升空条件。
要设计和制作一个轻航空器，必须要考虑它所受的浮力和重力。
只有当浮力大于重力的时候，轻航空器才能升空。
为了计算方便，我们引入比重这个概念。
比重是指某种物质在单位体积内的重量。
下面以热气球为例，介绍计算浮力和重力的方法。
2、重航空器
重航空器是指它的质量比同体积空气重的航空器。
飞机、火箭、导弹等都属于重航空器。
显然，重航空器所受到的浮力比重力小得多，不可能依靠浮力升空。
飞机可以利用空气动力升空。
火箭和导弹直接利用反作用力升空。
重航空器的飞行原理要比轻航空器复杂得多。
第二节空气动力学基本原理
当一个物体在空气中运动，或者空气从物体表面流过的时候，空气对物体都会产生作用力。
我们把空气这种作用在物体上的力叫做空气动力。
空气动力作用在物体的整个表面上。
它既可以产生对飞机飞行有用的力，也可以产生对飞机飞行不利的力。
升力是使飞机克服自身重量保持在空气重飞行的力；阻力是阻碍飞机前进的力。
为了使飞机能够在空机中飞行，就要在飞机中安装发动机，产生向前的拉力区克服阻力，飞机和空气发生相对运动，产生升力区克服重力。
为了进一步讨论飞机的升力和阻力，我们需要简单介绍一下空气动力学的几个基本原理。
1、相对性原理
在运动学中，把运动的相对性叫做相对性原理或者叫做可逆性原理。
相对性原理对于研究飞机的飞行是很有意义的。
飞机和空气做相对运动，无论是飞机运动而空气静止，还是飞机静止而空气向飞机运动，只要相对运动速度一样，那么作用在飞机上的空气动力就是一样的。
根据这个原理，在做实验的时候，可以采用一种叫风洞的实验设备。
这种设备利用风向或其他方法在风洞中产生稳定的气流。
把模型放在风洞里，进行吹风实验，用来研究飞机的空气动力问题，模型在风洞里测出的数据和模型在空气中以相同的速度飞行时测出的数据是相近似的。
2、连续性原理
为了一目了然地描述流体的流动情况，需要引入流线的概念。
流体微团流动时所经过的路径叫做流线。
图2-2稳定流体的流线
图2-2是稳定流体流过某一个通道的流线。
从图中可以看到，截面宽的地方流线系，截面窄的地方流线密。
由于流线只能在通道中流动，在单位时间内通过通道上任何截面的流体质量都是相等的。
因此，连续性原理可以用下式表示：
假设流体是不可压缩的，也就是说流体密度
保持不变，截面1的面积是
，截面2的面积是
，通过截面1时流体速度是
，通过截面2时流体速度是
，于是有：
由公式和图可以看到，截面窄、流线密的地方，流体的流速快，截面宽、流线稀的地方，流体的流速慢。
通过以上分析就很容易解释窄水流快，路面窄风速大的现象了。
3、伯努利定律
如果两手各拿一张薄纸，使它们之间的距离大约4~6厘米。
然后用嘴向这两张薄纸中间吹起，如图2-3所示。
你会看到，这两张纸不但没有分开，反而相互靠近了，而且用最吹出来的气体速度越大，两张纸就越靠近。
这是为什么呢？
这就是由于伯努利定律的作用。
简单的说流体的速度越大，静压力越小，速度越小，静压力越大，这里说的流体一般是指空气或水，这就是伯努利定律。
伯努利定律是空气动力最重要的公式。
图2-3伯努利定律
从这个现象可以看出，当两张纸中间有空气流过的时候，中间空气流动的速度快，压强便小了，纸外压强比纸内大，内外的压强差就把两张纸往中间压去，中间空气流动的速度越快，纸内纸外的压强也就越大。
伯努利定理是能量守恒定律在流体中的应用。
当气体水平运动的时候，它包括两种能量：
一种是垂直作用在物体表面的静压强的能量，另一种是由于气体运动而具有的动压强的能量，这两种能量的和是一个常数。
静压强度就是通常讲的压强，用
表示，单位是
，动压强用
表示，其中
是空气密度，单位是
（因为密度
和比重
的单位关系是
，重力的单位是
，
的单位是
，
的单位是
，所以空气密度的单位是
）。
如果忽略气体的压缩性以及温度变化的影响，伯努利定理可以用下式表示：
ρ
用伯努利定理研究前述截面情况，就有：
从上式可以得知，在
不变的情况下，由于截面2处的流速
大于截面1处的流速
，所以阶面2处的静压强
小于截面1处的静压强
。
伯努利定律在日常生活上也常常应用，最常见的可能是喷雾器（如图2-4），当压缩空气朝A点喷去，A点附近的空气速度增大静压力减小，B点的大气压力就把液体压到出口，刚好被压缩空气喷出成雾状，读者可以在家里用杯子跟吸管来试验，压缩空气就靠你的肺了，表演时吸管不要成90度，倾斜一点点，以免空气直接吹进管内造成皮托管效应，效果会更好。
图2-4伯努利定律的应用
第三节机翼的翼型和升力
飞机为什么能够像鸟一样在天空中滑翔？
其实很早人们都在惊奇鸟的飞翔了。
《诗经》在大雅中就有“鸢飞戾天，鱼跃于水”的诗句。
显示出人对飞鸟游鱼的羡慕以及人类的无奈。
一、翼型
航空先驱们正是从研究鸟的飞行原理开始学习飞翔的。
人们发现，鸟的翅膀在飞行使羽毛能够展开，并且翅膀下面是内凹而上方是凸起的。
1903年，美国的莱恃兄弟研制的有人动力飞机、1908年法国的昂利·法尔门操纵的巴然·法尔门飞机都是双冀机，机翼也都是蒙布的并且具有薄的带有正弯度的翼型，它们都很象鸟翼的截面。
现在所研制的飞机基本上也是这种截面，都具有一定的向上凸起弧度，为什么机翼要做成这种形状呢？
图2-5翼型与机翼的剖面
机翼横截面的轮廓叫翼型或翼剖面。
截面取法有的和飞机对称平面平行，有的垂直于机翼横梁。
直升机的旋翼和螺旋桨叶片的截面也叫翼型。
翼型的特性对飞机性能有很大影响，选用最能满足设计要求，其中也包括结构、强度方面要求的翼型．是非常重要的。
为了适应各种不同的需要，航空前辈们发展了各种不同的翼型，从适用超音速飞机到手掷滑翔机的翼型都有。
100年来有相当多的单位及个人作有系统的研究，与模型有关的方面比较重要的发展机构及个人有：
1、NACA：
国家航空咨询委员会即美国太空总署（NASA）的前身，有一系列之翼型研究，比较有名的翼型是”四位数”翼型及”六位数”翼型，其中”六位数”翼型是层流翼。
2、易卜拉：
易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型。
3、渥特曼：
渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献。
4、哥庭根：
德国一次大战后被禁止发展飞机，但滑翔机没在禁止之列，所以哥庭根大学对低速（低雷诺数）飞机翼型有一系列的研究，对遥控滑翔机及自由飞（无遥控）模型非常适用。
5、班奈狄克：
匈牙利的班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择。
图2-6翼型各部分的名称
翼型各部分的名称如图2-6所示。
一般翼型的前端圆钝，后端尖锐，下表面较平，呈鱼侧形。
前端点叫做前缘，后端点叫做后缘，两端点之间的连线叫做翼弦。
其中影响翼型性能最大的是中弧线的形状、翼型的厚度的分布。
中弧线是翼型上弧线与下弧线之间的内切圆圆心的连线。
翼弦是指连接翼型中弧线前后端点的直线，它是翼型的一条基准线。
翼型前缘半径决定了翼型前部的“尖”或“钝”，前缘半径小，在大迎角下气流容易分离，使模型飞机的稳定性变坏；前缘半径大对稳定性有好处，但阻力又会增加。
如果中弧线是一根直线，与翼弦重合，那就表示这翼型上表面和下表面的弯曲情况完全一样，这种翼型称为对称翼型。
普通翼型的中弧线总是弯的，S翼型的中弧线是横放的S型（图2-7a）。
翼型的厚度、中弧线的弯度、翼型最高点在什么地方等通常都是用翼弦长度的百分数来表示的。
中弧线最大弯度用中弧线最高点到翼弦的距离来表示。
中弧线最高点的翼弦的距离一般是翼弦长的4%~8%。
中弧线最高点位置同机翼上表面边界的特性有很大关系。
竞速模型飞机翼型的中弧线最高点到前缘的距离一般是翼弦的25%~50%。
翼型的最大厚度是指上弧线同下弧线之间内切圆的最大直径，一般来说，厚度越大，阻力也越大。
而且在低雷诺数情况下，机翼表面容易保持层流边界层。
因此，竞速模型要采用较薄的翼型。
翼型最大厚度一般是翼弦的6%~8%。
但是，线操纵特技模型飞机例外，它的翼型最大厚度可以达到翼弦的12%~18%。
翼型最大厚度位置对机翼上表面边界层特性也有很大影响。
翼型命名：
适合于模型飞机上使用的翼型现在已有百种以上，每种翼型的形状都各不相同。
为了确切地表示出每种翼型的形状，现在都用外形座标表表示。
如NACA2412，第一个数字2代表中弧线最大弧高是2%，第二个数字4代表最大弧高在前缘算起40%的位置，第三、四数字12代表最大厚度是弦长的12%，所以NACA0010，因第一、二个数字都是0，代表对称翼，最大厚度是弦长的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是单纯的编号。
因为翼型实在太多种类了，一般人如只知编号没有座标也搞不清楚到底长什么样，所以在模型飞机界称呼翼型一般常分成以下几类
（g）
（h）
（d）
（c）
（b）
（a）
图2-7翼型的分类
1、全对称翼：
图2-7b，上下弧线均凸且对称。
3D花样特技模型直升机的旋翼模型就是这样的。
2、半对称翼：
图2-7d，上下弧线均凸但不对称。
有的3D花样特技模型直升机的旋翼模型也是这样的。
3、克拉克Y翼：
图2-7a，下弧线为一直线，其实应叫平凸翼，有很多其他平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好几种。
4、S型翼：
图2-7e，中弧线是一个平躺的S型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较不变动，常用于无尾翼机。
5、内凹翼：
图2-7c，下弧线在翼弦线上，升力系数大，常见于早期飞机及牵引滑翔机，所有的鸟类除蜂鸟外都是这种翼型。
6、其他特种翼型。
如图2-7f、g的最大厚度点在60%弦长处的“层流翼型“，下表面后缘下弯翼增大机翼升力的“弯后缘翼型”，；图2-7h的为了改善气流流过机翼尾部的情况，而将翼型尾部做成一块平板的“平板式后缘翼型”，；图2-7I的头部处比一般翼型多出一偏薄片，作为扰流装置以改善翼型上表面边界层状态的“鸟嘴式前缘翼型”，；以及图2-7j的下表面有凸出部分以增加机翼刚度的“增强翼型”等。
以上的分类只是一个粗糙的分类，在观察一个翼型的时候，最重要的是找出它的中弧线，然后再看它中弧线两旁厚度分布的情形，中弧线弯曲的方式、程度大至决定了翼型的特性，弧线越弯升力系数就越大，但一般来说光用眼睛看非常不可靠，克拉克Y翼的中弧线就比很多内凹翼还弯。
二、升力的产生
当气流迎面流过机翼的时候，机翼同气流方向平行，原来是一股气流，由于机翼的插入，被分成上下两股。
在翼剖面前缘附近，气流开始分为上、下两股的那一点的气流速度为零，其静压值达到最大。
这个点在空气动力学上称为驻点。
对于上下弧面不对称的翼剖面来说，这个驻点通常是在翼剖面的下表面。
在驻点处气流分差后，上面的那股气流不得不想要绕过前缘，所以它需要以更快的速度流过上表面。
由于机翼上表面拱起，使上方部那股气流的通道变窄，机翼上方的气流截面
要比机翼前方的气流截面
小，流线比较密，所以机翼上方的气流速度
大于机翼前方的气流速度
；而机翼下方是平的，机翼下方的流线疏密程度几乎没有变化，所以机翼下方那个的气流速度和机翼前方基本相同。
通过机翼以后，气流在后缘又重新合成一股。
根据气流连续性原理和伯努利定理可以得知，机翼下表面受到向上的压力比机翼上表面受到向下的压力要大，这个压力差就是机翼产生的升力。
图2-8升力的产生
设法使机翼上部空气流速较快，静压力则较小，机翼下部空气流速较慢，静压力较大，两边互相较力（如图2-9），于是机翼就被往上推去，飞机就飞起来。
以前的理论认为两个相邻的空气质点同时由机翼的前端往后走，一个流经机翼的上缘，另一个流经机翼的下缘，两个质点应在机翼的后端相会合（如图2-10），经过仔细的计算后发觉如依上述理论，上缘的流速不够大，机翼应该无法产生那么大的升力，现在经风洞实验已证实，两个相邻空气的质点中流经机翼上缘的质点会比流经机翼的下缘质点先到达后缘（如图2-11）。
图2-9机翼上下两面受力
图2-10早期理论的气流质点流过机翼的情况
图2-11风洞试验得到的气流质点流过机翼的情况
在某杂志上曾经有某位作者说飞机产生升力是因为机翼有攻角，当气流通过时机翼的上缘产生“真空”，于是机翼被真空吸上去（如图2-12），可是真空为什么只把飞机往上吸，而不会把机翼往后吸呢？
还有另一个常听到的错误理论有时叫做子弹理论，这理论认为空气的质点如同子弹一般打在机翼下缘，将动量传给机翼，这动量分成一个往上的分量于是产生升力，另一个分量往后于是产生阻力（如图2-12），可是克拉克Y翼及内凹翼在攻角零度时也有升力，而照这子弹理论该二种翼型没有攻角时只有上面“挨子弹”，应该产生向下的力才对啊，所以说机翼不是风筝当然上面也没有所谓真空。
“真空”
图2-12错误的“真空理论”
空气质点
升力
阻力
图2-13错误的“子弹理论”
三、升力的计算
一般采用如下公式计算升力：
C
式中
是机翼的升力，单位是千克力；
是空气密度，在海平面或低空飞行的情况下，
近似取
；
是机翼同气流的相对速度，单位是
，
是机翼面积，单位是
，是纸机翼上部向下看的机翼的投影面积，而不是翼剖面面积，也不是整个机翼外表面面积。
是升力系数，没有单位，它同机翼的翼剖面形状、机翼的迎角等因素有关。
它的数值用实验法求出，计算时可以从升力系数曲线中查到。
图2-14迎角与无升力迎角
图2-15升力系数曲线
必须指出，伯努利定理和以上计算升力的公式，只有对完全没有粘性的流体来说才比较准确。
事实上，空气也是由粘性的，由于粘性的作用，机翼的升力会受到影响，飞机飞行不仅会产生升力，而且会产生阻力。
升力系数曲线一般如图所示。
从图上可看到，曲线的横座标代表迎角
，纵座标代表升力系数
，提据一定的迎角便可查出它的升力系数。
ɑ
如果是机翼前缘稍上抬，翼弦同气流有一个不大的迎角
，如图所示。
机翼产生的升力会更大些。
所谓迎角就是相对气流与翼弦所成的角度。
翼弦是指翼型前缘与后缘连成的直线。
一般上下不对称的翼型在迎角等于0度时，仍然产生一定的升力，因此升力系数在0度迎角时不为零，只有到负迎角时才使升力系数为零。
对称翼型在0度迎角时不产生升力，升力系数为0。
升力系数为零的迎角就是无升力迎角
。
从这个迎角开始，迎角于升力系数成正比，升力系数曲线称为一根向上斜的直线。
当迎角加大到一定程度以后，如图中16度时升力系数就开始下降。
升力系数达到最大值的迎角称为临界迎角。
这时的升力系数称为最大升力系数，用符号
表示。
飞机飞行时，如果迎角超过临界迎角，便会因为升力突然减少以至下坠，这种情况称为失速。
第四节飞行的阻力
飞机飞行时机翼上不仅有升力产生，同时还会由于空气的粘性会产生阻力。
1、空气的粘性和边界层与雷诺数
用两个非常接近，但有没有接触的圆盘做实验，其中一个用电动机带动，使它高速旋转；另一个用线吊起来，经过一段时间以后，那个用线吊起来的远方也会慢慢的旋转起来，这个实验可以证实空气是有粘性的。
图2-16空气的粘度
由于空气粘性的影响，当空气流过物体表面的时候，贴近物体表面的空气质点粘附在物体表面上，它们的运动速度为零，随着同物体表面距离的增加，空气质点的速度也逐渐增大。
远到一定的距离后，空气粘性的作用就不那么明显了。
这一薄层空气叫做边界层或附面层。
在模型飞机机翼表面，边界层大约有2~3毫米厚，在边界层内，如果空气流动是一层一层有规律的，叫做层流边界层；如果空气流动是杂乱无章的，叫做紊流边界层。
图2-17层流和紊流
层流边界层的空气质点的流动可以认为使一层一层的，很有层次也很有规律。
各层的空气都以一定的速度在流动，层与层之间的空气质点不会互相乱窜。
所以在层流边界层空气粘性所产生的影响也较小。
而紊流边界层却不然。
在紊流边界层空气质点的运动规律正好与层流相反，是杂乱无章的。
靠近最上面的那层速度比较大的空气质点可能会跑到底下速度比较慢的地方来，而底下的质点也会跑到上面去。
边界层内空气质点流动的这些规律，也反映在这两种边界层内速度变化方面。
虽然这两种边界层在最靠近物体得到那一点气流速度都是零，即相当于空气“粘”在物体表面一样；而在边界层外边的气流速度，都与没有粘性的情况相同。
但是在从0变化到边界外边的速度之间，边界层内部的速度变化规律确实不同的。
从图中可以看到，层流边界层内的速度变化比较激烈；而紊流边界层除了十分贴近物体表面的范围外，在其他地方速度变化并不大，所以紊流边界层内的空气质点具有的动能也比较大。
当物体表面上形成紊流边界层时，空气质点的运动就很不容易停顿下来，层流边界层则相反。
刚才讲了边界层内空气质点运动速度的变化情况，那么边界层内的压强有没有变化呢？
要注意，前面讲过的伯努利定理在边界层内已不再适用。
因为伯努利定理中假定气流在通道中的能量是不变的。
而在边界层中，由于粘性的影响消耗了空气质点的一部分动能，在物体表面上，由于粘性影响最大，空气质点的动能全部消耗殆尽。
研究表明，尽管沿着边界层厚度方向空气质点的速度不同，但它们的静压确是相同的。
空气流过物体表面时，什么时候会产生层流边界层或者紊流边界层呢？
产生不同边界层与哪些因素有关呢？
气流在刚开始作用于的物体时，在物体表面所形成的边界层是比较薄的，边界层内的流动也比较有层次。
所以一般是层流边界层。
空气质点流过的物体表面越长，边界层也越厚，这时边界层内的流动便开始混乱起来了。
由于气流流过物体表面受到扰乱（不管物体表面多么光滑，对于空气质点来说，还是很粗糙的）。
结果是空气质点的活动越来越活跃，边界层内的气流不再很有层次，边界层内的空气质点互相攒动，互相影响，物体表面的边界层也就变成了紊流边界层。
决定物体表面边界层到底是层流或是紊流，主要根据五个因素：
（1）气流的相对速度；
（2）气流流过的物体表面长度；（3）空气的粘性和密度；（4）气流本身的紊乱程度；（5）物体表面的光滑程度和形状。
气流的流速越大，流过物体表面的距离越长，或空气的密度越大（即每单位体积的空气分子越多），层流边界层变越容易变成紊流边界层。
相反，如果气体的粘性越小，流动起来变越稳定，越不容易变成紊流边界层。
在考虑层流边界层是否会变成紊流时，这些有关的因素都要估计在内。
空气同物体的相对速度
越大，空气流过物体表面的距离
（模型飞机的翼弦长）越长，空气的密度越大，层流边界层就越容易变成紊流边界层。
这三个因素相乘后同空气的粘性系数
相比，比值就叫做雷诺数，用
表示：
0.00000182Kgs/m2
式中
的单位是
，
的单位是
，
近似取
，
可取
。
这样，雷诺数可以简化成：
在空气动力学上，将层流边界层变成紊流边界层的雷诺数，称为临界雷诺数。
如果空气流过物体时的雷诺数小于临界雷诺数，那么在物体表面形成的边界层都是层流边界层；如果空气流过同一物体时的雷诺数超过临界雷诺数，那么在这个物体表面的层流边界层就开始变成紊流边界层。
因此，临界雷诺数表示流体从层流向紊流过渡的转折点。
一般模型飞机机翼翼型的临界雷诺数大约是50000。
必须指出，上式是对应于气温为15℃的海平面国际标准大气的条件下的。
气温对空气粘性的影响比较大啊，加之模型飞机的飞行雷诺数本来就不大，所以气温对模型飞机的雷诺数的影响就显得更加严重。
图2-18雷诺数随气温变化
做模型的风洞试验时，如果能使模型试验的雷诺数与实际飞行的雷诺数相等，那么仅就空气粘性这个因素而言，模型流场的流型与实物流场便相似了。
这是流体力学的相似法之一。
作低速实验时，这样取得的阻力系数便与实际飞行的相等了。
2、飞行的阻力
只要物体同空气有相对运动，必然有空气阻力作用在物体上。
作用在模型飞机上的阻力主要有摩擦阻力，压差阻力和诱导阻力以及干扰阻力。
（1）摩擦阻力，当空气流过机翼表面的时候，由于空气的粘性作用，在空气和机翼表面之间会产生摩擦阻力。
如果机翼表面的边界层是层流边界层，空气粘性所引起的摩擦阻力比较小；如果机翼表面的边界层是紊流边界层，空气粘性所引起的摩擦阻力就比较大。
摩擦阻力的大小和粘性影响的大小、物体表面的光滑程度以及物体与空气接触面积（称为浸润面积）等因素有关。
模型飞机暴露在空气中的面积越大、摩擦阻力也愈大。
为了减少摩擦阻力，可以减少模型飞机同空气的接触面积，也可以把模型表面做光滑些，使表面产生层流层。
但不是越光滑越好，因为表面太光滑，容易引起层流边界层，在模型飞机的低雷诺数条件下，层流边界层的气流容易分离，会使压差阻力大大增加。
而对于不产生升力的部件，还是设法把它的表面打磨得比较光滑一些，以减少它的摩擦阻力。
（2）压差阻力。
一块平板，平行于气流运动阻力比较小，垂直于气流运动阻力比较大，如图所示。
因为这种阻力是由于平板前后存在压力差而引起的，所以，我们把这种阻力叫做压差阻力。
如果进行进一步的研究，可以看到，产生这个压力差的根本原因还是由于空气的粘性。
图2-19压差阻力
图2-20驻点与粘度对气流的流动影响
以圆球为例，当空气流动，假设空气没有粘性，则圆球前后、上下的压力分布分别相同，所以也没有上下方向的压力差——升力，也没有前后方向的压力差——压差阻力。
只有当空气有粘性时，气流流过圆球表面会损失一些能量，使得在圆球的前端——驻点处分叉成上下两股的气流，在绕过圆球后，不能够在圆球后端再汇合在一起向后平滑的流去，于是产生气流分离的现象。
压差阻力与物体的形状，物体在气流中的姿态以及物体的最大迎风面积等有关，其中最主要的是同物体的形状有关。
如果在那块垂直于气流的平板前面和后面都加上尖球形的罩，成为流线型的形状。
它的压差阻力就可以大大减少，有时可以减少80%。
所以，一般模型飞机的部件都采用流线型的。
压差阻力还与物体表面的边界层状态也有很大的关系。
如果边界层是层流的。
边界层内的空气质点动能较小，受到影响后容易停留下来，这样气流就比较容易分离，尾流区的范围就比较大，压差阻力也就很大。
如果边界层是紊流的，那么由于边界层内空气质点的动能比较大，所以气流流动时就不太容易停顿下来，使气流分离得比较晚，尾流区就比较小，压差阻力也就比较小。
所以从减少压差阻力的观点看，边界层最好是紊流的。
（a）层流（b）紊流
图2-21物体表面状态对气流的影响
在通常的情况下，机翼的阻力主要就是压差阻力和摩擦阻力。
两者之和几乎都是总的阻力，叫做翼形阻力。
计算机翼阻力的公式如下：
Cx
其中X是机翼的阻力，单位是
，
是阻力系数
对于流线型物体，如模型飞机的机身所产生的
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