空氣動力沿氣流方向的分力阻礙飛機在空氣中前進的力稱為阻力，機翼的阻力包括壓差阻力、摩擦阻力和誘導阻力。
零升阻力是除誘導阻力之外的所有阻力總和。零升阻力係數是計算零升阻力的關鍵參數，也是在爬升率經驗估算公式中必須用到的參數。一般情況下，在M數0.7以前，飛機零升阻力係數不變；之後隨著速度超過臨界M數，局部出現激波，零升阻力係數也逐漸增大。
基本介紹
飛機阻力,阻力分類,誘導阻力,零升阻力,測量方法,風洞試驗,部件疊加法,
飛機阻力
空氣動力沿氣流方向的分力阻礙飛機在空氣中前進的力稱為阻力，機翼的阻力包括壓差阻力、摩擦阻力和誘導阻力。
壓差阻力：相對氣流流過機翼時，機翼前緣的氣流受阻，流速減慢，壓力增大；而機翼後緣氣流分離，形成渦流區，壓力減小。這樣，機翼前後產生壓力差形成阻力。這個阻力稱為 壓差阻力。 這點可以作如下理解：高速行駛的汽車後面時常揚起塵土，就是由於車後渦流區的空氣壓力小，吸起灰塵的緣故。
摩擦阻力：在飛行中，空氣貼著飛機表面流過，由於空氣具有粘性，與飛機表面發生摩擦，產 生了阻止飛機前進的摩擦阻力。
誘導阻力：伴隨升力的產生而產生的阻力稱為誘導阻力。誘導阻力主要來自機翼。當機翼產生升力時，下表面的壓力比上表面的壓力大，下表面的空氣會繞過翼尖向上表面流去，使翼尖氣流發生扭轉而形成翼尖渦流。翼尖氣流扭轉，產生下洗速度，氣流方向向下傾斜，形成洗流升力亦隨之向後傾斜。日常生活中，我們有時可以看到，飛行中的飛機翼尖處拖著兩條白霧狀的渦流索。這是因為旋轉著的翼尖渦流內壓力很低，空氣中的水蒸汽因膨脹冷卻，凝結成水珠，顯示出了翼尖渦流的軌跡。
干擾阻力：飛機飛行中各部分氣流互相干擾所引起的阻力稱之為干擾阻力。
阻力分類
誘導阻力
當機翼產生升力時，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，向上翼面的低壓區流去。當氣流繞過翼尖時，在翼尖部份形成旋渦,這種旋渦的不斷產生而又不斷地向後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，越靠內圈，旋轉越快，越靠外圈，旋轉越慢。因此離翼尖越遠，氣流下洗速度越小。
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係。升力越大,誘導阻力越大。展弦比越大，誘導阻力越小。
零升阻力
測量方法
風洞試驗
風洞試驗作為流體力學研究三大手段之一，在飛行器設計中起到了其他手段無法替代的作用，而且是為飛行器設計提供最終氣動參數的惟一途徑。但是風洞環境畢竟不同於真實飛行環境，從風洞試驗中得到的氣動參數與飛行條件下的氣動參數之間存在固有的差異，如何消除這種差異正是風洞與飛行相關性研究的目的。
隨著國內戰術飛彈、特別是中遠程飛彈型號研製的發展，迫切需要得到飛彈在飛行條件下零升阻力的準確數據，以提高型號設計的精細程度。從風洞試驗測得的零升阻力係數出發預測出飛行條件下的零升阻力係數成為各型號設計部門共同關心的問題。
風洞試驗中由於雷諾數低，一般情況下，模型表面邊界層狀態有較大部分是層流區，不模擬實際飛行情況因此，要作雷諾數修正，就得模擬實際飛行中的全紊流狀態一般在離彈體頭部10%全彈長度和各彈翼上下表面距前緣10%弦長處，貼上標準金剛砂粗糙帶，以實現人工邊界層固定轉挽根據已有的經驗與計算表明，只要選擇合適的轉挨帶及貼上位置，可以近似地將粗糙帶附加阻力與模擬前緣局部層流變成紊流的阻力差相抵消是合適的。
部件疊加法
估算飛機零升阻力係數的方法採用部件疊加法來估算飛機各部件摩擦阻力係數，利用各部件的摩擦阻力係數估算飛機的零升阻力係數。通過參考溫度法和Van Direst公式分別估算層流和湍流的摩擦阻力係數，引入層流技術因子確定轉挨點的位置，對層流部分的摩擦阻力係數和湍流部分的摩擦阻力係數進行加權求和，得到部件的摩擦阻力係數。再通過飛機零升阻力係數計算飛機零升阻力。
