流体力学（第二版）

有限翼展机翼绕流是三维流动：在上、下压强差作用下，流体从下表面绕过翼尖翻转到上表面，翼尖处压强差被抹平、环量等于零。升力和环量沿翼展的分布由中间最大值往外面逐渐减低，到翼尖处下降到零。

由于翼剖面由中间向两端推延时环量不断减少，根据旋涡不生不灭性质，在每个剖面的后缘点上有涡旋离开并延伸到机翼外面的流体中，形成涡带，在整个有限翼展机翼的后面形成连续的延伸到无穷远处的涡面（尾涡区）。尾涡区本质是切向速度间断面，即涡层。

升力线理论用一条附着涡线（升力线）代替机翼，用马蹄形涡系模拟有限翼展机翼的涡系。升力线理论用在展弦比 λ>3 的直机翼时相当成功。

诱导阻力：有限翼展机翼下游产生的下洗速度使升力矢量后倾，产生诱导阻力。具有最小诱导阻力的机翼平面形状应是椭圆形的，椭圆形机翼在空气动力学上最有利，但在结构与加工上不太有利；梯形机翼与椭圆机翼气动特性差别不大，且结构加工有利，故低速飞机常采用梯形机翼。

诱导阻力系数为 $C_{D_i}=\frac{C_L^2}{\pi\lambda}(1+\delta)$，其中 δ 是任意形状机翼的诱导阻力相对于椭圆机翼的修正值，λ 为展弦比。对椭圆机翼 δ=0。

对于小展弦比机翼，翼弦相对于翼展已相当大，已不能用升力线理论来计算，此时必须用升力面理论或其他更准确的理论进行计算。