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图12 菱形机翼的波阻计算图
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表7 非菱形剖面修正因子
图13 机翼最大厚度线后掠角修正因子
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图14 尖拱形头部跨、超音速波阻系数
图15 拱形尾部跨、超音速波阻系数
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§3.2.3 亚音速升致阻力估算
飞机在正常飞行状态下，升力主要由机翼产生，因此，在对飞机进行气动估算时，可以近似采用机翼的升致阻力代替全机的升致阻力。
飞机升致阻力可以由升致阻力因子所描述，对于升力沿展向椭圆分布的机
1翼，A?。实际机翼升力沿展向分布受机翼平面形状影响：
??1A???e
奥斯瓦德因子，是机翼展弦比和后掠角的函数
其中
e 对于直机翼
e?1.78(1?0.045?0.68)?0.64
对于后掠翼
e?4.61(1?0.045?0.68)(cos?)0.15?3.1
通常情况，升致阻力系数可能无法表示为升致阻力因子的形式，则其升致阻力系数可以表示为：
??42cos?1/20.38CL CDi????0.8CL(??1)??4§3.2.4 超音速升致阻力估算
超音速情况下，机翼的升致阻力系数可以表示为
CDi?[C12?k(F)]C L257.3CL?CL其中
CF 2CL
前缘吸力对升致阻力的影响，按图16 修正系数，按图17确定
k
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