配平阻力係數是為平衡飛機在飛行中繞重心的俯仰力矩和操縱力所需的空氣動力引起的阻力係數。
根據計算公式，當已知某一平尾偏角的極曲線，就可以得到與之對應的配平升力係數下的阻力係數，即為該狀態下的配平阻力係數。將各平尾偏角狀態下的配平升力係數與配平阻力係數所對應的點連線起來，即可得到全機配平狀態的極曲線。具體的計算方法是：利用計算得到配平升力係數，通過數據插值求得該升力係數對應的配平阻力係數。
基本介紹
- 中文名：配平阻力係數
- 外文名：trim drag coefficient
- 套用：空氣動力學
- 來源：飛行中繞重心的俯仰力矩和操縱力
- 數據來源：風洞試驗
- 計算方法：數據插值
背景,定義,計算公式,配平升力係數,
背景
在早期的飛機設計中，作為飛行力學的兩個分支—質點飛行力學和剛體飛行力學的工作是相互獨立地進行的，二者都不考慮它們之間的任何依賴關係。然而在現代飛機的設計中，已經得到充分地證明：通過降低對飛機的固有靜安定度的要求，並且由加裝一個匹配可靠的穩定增益系統來保證飛機的飛行安全，可以獲得很大的經濟和戰術性能方面的收益。因此，放寬飛機靜安定度的設計，採用主動控制技術獲得了廣泛的重視和套用。
對於後平尾飛機通過進一步向後移動它的重心位置可以使總阻力下降這一結論已被公認。飛機重心位置向後移動可以使配平狀態下的尾翼負升力（或稱負載荷）下降，甚至可能產生正的平尾升力，由此可以使飛機的總配平阻力下降，這樣的設計稱之放寬靜安定度的設計。放寬飛機的靜安定度並以不大的反饋增益系統的重量為代價所帶來的好處，一個是在給定戰術技術指標情況下，可以降低平尾、機翼和機身的重量，從而降低飛機的造價。再就是通過降低飛機的配平阻力來提高飛機的飛行性能。尤其是對於作戰飛機.提高它的機動性能一直是飛機設計師們所追求的目標。
在對後平尾布局飛機的誘導阻力的研究中，其最小誘導阻力出現在平尾具有正升力的情況，已經得到了證實。對於這一結論，在很長一段時間都沒有得到公認，其主要原因是人們只考慮了在具有負升力的平尾處的機翼下洗會產生一個“尾翼推力”，因而使總誘導阻力下降這一事實，而忘記了尾翼的負升力還會在機翼上產生一個下洗，從而產生一個附加阻力的緣故。
事實上，當後平尾飛機的尾翼升力為正時，由機翼邊緣渦所產生的下洗會增加尾翼的誘導阻力，但是尾翼上的正升力的環量渦系對機其來說將產生一個上洗，這一上洗會產生一個“機翼推力”分量、它抵消機翼在尾翼上的下洗所產生的阻力增量，而使飛機總誘導阻力減小。
由於提高戰鬥機飛行性能一直是設計師們所追求的目標，所以如何降低飛機在配平狀態的阻力間題始終是他們的研究課題。其中翼-身組合體和尾翼的型阻的下降會直接降低配平阻力，對於這項工作，氣動力設計師們已經作了很大的努力。而另外一項阻力，儘管它所占比例可能較小，可以通過對翼一身組合體和尾翼之間巧妙的升力分配而得到.以便使總阻力最小的誘導阻力得到權衡。這就是所謂的配平阻力問題。
定義
配平阻力係數是為平衡飛機在飛行中繞重心的俯仰力矩和操縱力所需的空氣動力引起的阻力係數。
計算公式
上式為飛機配平阻力係數的計算式，其中
為零升阻力係數。當已知某一平尾偏角的極曲線，就可以得到與之對應的配平升力係數下的阻力係數，即為該狀態下的配平阻力係數。將各平尾偏角狀態下的配平升力係數與配平阻力係數所對應的點連線起來，即可得到全機配平狀態的極曲線。具體的計算方法是：利用計算得到配平升力係數，通過數據插值求得該升力係數對應的配平阻力係數。
配平升力係數
上式為飛機配平升力係數的計算式，其中
是平尾偏角為零時剛性飛機的升力係數。當已知某一平尾偏角下飛機的升力曲線，就可以得到與之對應的配平機身迎角的升力係數，即為該狀態下的配平升力係數。將各平尾偏角狀態下的配平機身迎角與配平升力係數所對應的點連線起來，即可得到全機配平狀態的升力曲線。具體的計算方法是:利用計算得到配平機身迎角，通過數據插值求得該迎角對應的配平升力係數。
