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World File Search System诱导阻力
翼尖小翼固有效率的定义和讨论
摘要：推导出三个简单方程来定义“翼尖小翼的固有气动效率”，该效率与翼尖小翼的水平延伸和翼尖小翼的（相对）高度无关。该固有气动效率允许快速比较翼尖小翼的纯气动形状，而与为特定飞机安装选择的尺寸无关。固有气动效率分 3 个步骤计算：步骤 1：将翼尖小翼造成的相对总阻力减少量转换为翼尖小翼仅对翼展效率因子的假定贡献。步骤 2：如果翼尖小翼也增加了翼展，则其性能将转换为不受翼展增加影响的性能。步骤 3：将翼尖小翼的诱导阻力减少量与水平机翼延伸进行比较。如果翼尖小翼需要例如比水平延伸长三倍才能实现相同的诱导阻力减少，其固有气动效率是倒数或 1/3。定义的翼尖小翼指标是根据文献输入计算得出的。为了进一步评估翼尖小翼，除了减少飞机水平阻力和燃油消耗外，还估计了翼尖小翼引起的质量增加。
翼梢小翼固有效率的定义及讨论
摘要：推导出三个简单方程来定义“翼尖小翼的固有气动效率”，该效率与翼尖小翼的水平延伸和（相对）高度无关。通过此固有气动效率，可以快速比较翼尖小翼的纯气动形状，而与为某一飞机安装而选择的翼尖小翼尺寸无关。固有气动效率分 3 个步骤计算：步骤 1：将翼尖小翼带来的相对总阻力减少量转化为翼尖小翼仅对翼展效率因子的假定贡献。步骤 2：如果翼尖小翼也增加了翼展，则其性能将转化为不受翼展增加影响的性能。步骤 3：将翼尖小翼的诱导阻力减少量与水平机翼延伸进行比较。如果翼尖小翼需要比水平延伸长三倍才能实现相同的诱导阻力减少量，则其固有气动效率为倒数或 1/3。翼尖小翼指标的定义是根据文献输入计算得出的。为了进一步评估翼尖小翼，除了飞机阻力和燃油消耗的减少外，还估算了翼尖小翼引起的质量增加。
高级机动 | PathFinder Aviation
修改逆偏航及其应对方法。克服逆偏航所需的方向舵量取决于滚转率。通过鼓励平稳的控制输入，将所需的方向舵量保持在最低限度。在低空速时，副翼需要进一步偏转才能达到与较高空速相同的滚转率。这将显著增加诱导阻力，并需要更多的方向舵来抵消逆偏航。这将在滑翔转弯时变得明显。
质量与平衡 | Pilot 18
起飞时，你会注意到，对于给定的升降舵输入，飞机的旋转速度比预期的要快得多。这表明：A) 重心太靠前 B) 压力中心在重心后方 C) 重心可能位于后方极限 D) 飞机超载 重心接近前方极限会产生什么影响？A) 爬升率降低 B) 爬升率能力提高 C) 诱导阻力减小 D) 特定燃油消耗减少 如果重心接近前方极限，飞机将：A) 起飞时倾向于过度旋转 B) 由于攻角减小而受益于阻力减小 C) 在给定空速下需要更少的功率 D) 需要升降舵配平，这会导致燃油消耗增加
质量与平衡 | Pilot 18
起飞时，您会注意到，对于给定的升降舵输入，飞机的旋转速度比预期的要快得多。这表明：A) 重心太靠前 B) 压力中心位于重心后方 C) 重心可能位于后方极限 D) 飞机超载 重心接近前方极限会产生什么影响？A) 爬升率降低 B) 爬升率能力增强 C) 诱导阻力减小 D) 特定燃油消耗减少 如果重心接近前方极限，飞机将：A) 起飞时容易过度旋转 B) 由于攻角减小而受益于阻力减小 C) 在给定空速下需要更少的功率 D) 需要升降舵配平，这会导致燃油消耗增加
具有变形几何形状的 MAV 尾流测量
摘要 本研究重点研究了确定作用于具有自适应机翼几何形状（变形几何形状）的微型飞行器 (MAV) 的空气动力的实验和分析方法。本设计的目标是通过使用智能材料修改机翼的弯曲度和厚度，以在飞行阶段实现最佳自主性或航程。因此，研究了最相关的变形配置。它们由马德里理工大学 (UPM) 通过增材制造设计和制造，并在国家航空航天技术研究所 (INTA) 的低速风洞中进行了测试。粒子图像测速技术用于研究不同变形配置的尾流结构。实验测试以 10 m/s 的自由流速度针对从 0º 到 30º 的几个攻角进行。采用了两种理论方法：横向动能积分和 Maskell 理论；分别用于确定诱导阻力系数和升力系数。对模型后面的尾涡系统进行了完整的定性和定量研究，以了解变形几何的气动行为。
飞机概念设计综合 | aerocastle
可变马赫数爬升预测中使用的诱导阻力系数 [Eq (7.34e)] 阻力系数 (Para.5.1) 升力引起的阻力系数（诱导） [Eq (6.12a)] 零升力下的波阻力系数 [Eq (6.17a)] 零升力阻力系数 [Eq (6.17b)] 波阻力系数函数 [Eq (6.17b)] 爬升条件下的有效零升力阻力系数 [Eq (6.15)] 受阻着陆时的有效零升力阻力系数 [Eq (6.16b)] 升力系数 (Para.5.1) 进近升力系数 (Para.6.2.4) 巡航升力系数 (Para.6.2.4) 大迎角时小展弦比机翼的最大升力系数 (Para.6.2.5.2 和表 6.2) 低速时小展弦比机翼的最大升力系数 (第6.2.5.3 和表 6.2) 机动时可用的最大升力系数 (第6.2.4) 最大升力系数 (第6.2.4) 最小总阻力时的升力系数 [Eq (7.14b)] 起飞脱粘状态下的升力系数 (第6.2.4) 俯仰力矩 c6 系数 (第5.1)
减重力大气控制设计与分析...
轴 a x 重心沿 x B 轴的“局部”(非重力)加速度分量 a z 重心沿 z B 轴的“局部”(非重力)加速度分量 n x 沿 x B 轴的载荷系数，等于 a x /g n z 沿 z B 轴的载荷系数，等于 a z /g g 级 评估局部加速度大小的指数 ¯ c 平均气动弦长 S 机翼面积 AR 展弦比 e 奥斯瓦尔德效率因子 C L 升力系数 C L 0 零迎角时的升力系数 C L α 由于迎角导致的升力系数变化 C L q 由于俯仰速度导致的升力系数变化 C L δe 由于升降舵导致的升力系数变化 C D 阻力系数 C D 0 零升力阻力系数 C D i 诱导阻力系数 C m 俯仰力矩系数 C m 0 零升力俯仰力矩系数 C m α 由于迎角导致的俯仰力矩系数变化
用户飞行手册 - Velocity XL RG N99KT
HE V ELOCITY 是一款现代化、高性能定制远程飞机，采用最新的空气动力学和结构技术，具有良好的实用性、经济性、舒适性、简单性和飞行安全性。该飞机使用两种经过验证的航空发动机之一，即 Lycoming IO540（260HP）和 Lycoming IO540（300HP）。它有一个交流发电机供电的电气系统，并配备电动发动机启动器。其驾驶舱布局旨在补充飞行员的工作负荷，左侧控制台上有油门、混合器、化油器加热、俯仰配平和着陆制动器控制装置，中央控制台上有侧杆控制器。座椅提供合适的扶手、腰部、大腿和头枕支撑，提供传统飞机座椅所不具备的舒适感。这使长时间的飞行变得轻松无疲劳。大型机翼边条的内侧部分被用作行李区，可从前后驾驶舱进入。这些行李区与特殊手提箱和其他储存区相结合，提供了近 20 立方英尺的行李空间。该区域还可用于添加燃料，使总容量超过 90 加仑。Velocity 的设计载荷系数为 +9 G/-7 G，测试机身载荷为 + 6 G。 Velocity 飞机使用美国宇航局开发的翼尖小翼系统，该系统由每个翼尖的弧形表面组成。这旨在抵消翼尖涡流并减少诱导阻力。Velocity 在每个翼尖小翼中使用单向方向舵，利用翼尖弧度来调整方向舵力。这会导致在低速时使用方向舵时产生的力较小，而在高速时不需要方向舵时产生的力较大。