机翼理论
ＣL与相对厚度 t 的关系：
t<12%:
t
Ｃ L
t＝12～15%:
Ｃ 值最大
L
t > 15%: t ＣLx
ＣL与雷诺数Re的关系： Re ＣLmax , 增大Re,可推迟边界 层分离。
f ＣL , 但CD
襟翼:一种调节（可增可减）拱度的翼型。 变动部分称襟翼
用Π形涡系代替单一的Π 形涡，附着涡在翼展上迭 合在一起形成升力线，Π 形涡系的自由涡连成一整 体而形成涡面。
每根Π形涡环量不变，沿翼展不同截面，数目不 同的Π形涡，所以环量是变化的。
二 下滑速度,下滑角 诱导阻力
矩形机翼上任一点Ａ，坐标为ｙ，用半无穷直 线涡公式得左自由涡在该点所诱导的速度:
vz
工程实际中应用的一些翼型的基本形状：
后缘总是尖的（产生环量）
圆前缘:减小形状阻力 尖前缘:减小压缩性所引起的激波阻力或自由表面
所引起的兴波阻力
翼型的几何参数：
中线（center line):翼型内各圆弧中点的连线 翼弦（chord): 中线两端的连线,常作为翼型基线
对称翼型：中线与弦线重合
厚度（thicheness)ｔ：翼弦的垂线与翼型上下表
失速产生的原因：边界层分离
临界攻角：一般由实验确定，翼剖面的失速角 一般在10°～20°之间。
零攻角α０ ：升力为零时的攻角，一般为负值 f 越大，α０的绝对值也越大。 对称翼型:α０＝0
数多翼型：
α０＝- f100%
(12-22)
Ｃ与相对拱度 f 的关系：
f 升力曲线平行上移 而αcr保持不变。
yf
(1
f xf
)2
[(1 2x f ) 2x f x x2 )]
x>x f
（12-2）
其厚度方程为：
yt t(1.8485 x 0.6300x 1.7580x2 1.4215x3 0.5075x4
（12-3）
例如
ＮＡＣＡ２４１２
最大拱度为 弦长的百分几
即 f 2%
最大拱度位置 离前缘为弦长 的十分之几，
2 l l y 2 l l
2 l l1 l
试验给出l１≈１.04l，代入上式得
w 2
l
（12－27）
左、右翼端涡在机翼下面产生的平均诱导速度，
方向向下，称为下洗速度，或称下滑速度。
来流速度与下洗速两速度矢相加：
Vk V0 w
（12－28）
实际（有效）来流速度
方向与翼弦的夹角为： k
引入两点假定：
(1)自由涡面是平面，延伸至无穷远而不翻卷成 两股大涡，自由涡面旋涡角速度矢量平行来流
(2)翼面上横向流动很小，任一剖面处可作平面流
动处理，三元效应仅考虑各翼剖面处下洗速度和
下洗角的不同。
这就是“简单的切片理论”方法。
η处强度为
d d d的涡丝在升力线上ｙ点产生
d
的下洗速度为
dW 1 ()d 4 y
yｕ,l (x)＝ｙf (x) ± ｙｔ(x)
中线弧的ｙ方向坐标
局部厚度之半
1.NACA翼型
１）NACA四位数字翼型（National Advisori committee for Aeronautics 的简称）
由两段抛物线相切点于最高点处组成中线弧，
其方程是：
yf
f
x
2 f
(2xf
x
x2)
x xf
研究目的：借助于机翼原理来产生升力（例如飞 机、风筝等）、或推力（例如螺旋桨等），因此 机翼理论的研究对船舶工程有重要意义。
§12-1 机翼的几何特性
一、翼型（profile) 翼型：机翼剖面的基本形状
翼型具有产生的升力与阻力之比（升阻比） 尽可能大的体形， 整体上是优良流线形，使流 体能顺着其表面尽可能无分离地向尖后缘流去。
启动前流体周线上＝0， 且始终为零。
突然启动，速度很快达Vo， 此时流动处处无旋,绕翼型 ＝0
驻点B在翼背 而不在后缘上
流体绕过后缘尖点流 向翼背，
尖点T附近流速大， 压力很低，
T
Ｂ处速度为零，压 力很高，
Ｔ流向Ｂ遇很大逆压梯度，使边界层发生分离， 形成反时针旋涡，即启动涡。
起动涡流向下游，由汤姆逊定理知必产生一 等值反向的涡（附作涡）。
翼型的厚度与翼弦相比小得多，许多实用场合 中翼展比翼弦大得多。
翼型无分离地绕流
前缘或导边（leading edge）: 迎流的一端 后缘或随边（trailing edge）： 翼面: 迎向来流的一面，形状可凸可凹 翼背: 背向来流的一面 攻角（angle of attack）: 来流与弦之间的夹角
即 x 40%
最大厚度是弦 长的百分之几
即 t 12%
２）NACA五位数字翼型
例如
NACA2 3 0 1 2
最大拱度为 弦长的百分几
即 f 2%
最大拱度的相对 位置的百分之半
2x f 30%
相对厚度 t 12%
五位数字翼型的厚度分布仍（１２-３）式
３)NACA层流翼型
翼面上最低压力点位置尽可能后移，以延长
诱导阻力 Di R sin L tan L
诱导阻力系数
CDi
Di
1 2
V02 A
CL
CL2
可见： , 0, CDi 0
在翼端装上当板，限制绕流，可减小诱导阻力
三、有限翼展机翼的升力线理论 λ＞２: 大展弦比机翼 λ＜２:小展弦比机翼或短翼
λ＞２时机翼的附着涡系可用一根涡丝来代替， 这根涡丝通常称为升力线（liftline）。 升力线理论: 以升力线为理想模型的计算机 翼动力特性的理论。
流动是三维的。
对于船舶，舵的展弦比为０.５~１.５，水翼的 展弦比为５ ~７。
一、有限翼展机翼的理想模型
1.用Π形涡模型建立有限翼展机翼理论
2.用Π形涡系的理想模型，建立升力线理论
无限翼展机翼：近似用一根无限长的涡线（涡 线有Γ）来代替，称附着涡。
有限翼展机翼：不能用有限长附着涡来代替机翼
因为旋涡在流体内终止
二、机翼的平面图形 机翼的常见平面图形：
展长L
展弦比λ=翼展的平方/翼面积Ｓ
对于矩形机翼:
l2
S l2 l
lb b
（12-6）
水翼λ＝５～７
船用舵λ＝0.5～1.5
λ＜２称小展弦比机翼
λ＞３称大展弦比机翼
λ＝∞，即为二元机翼
§１２-２ 库塔——儒可夫斯基定理 一、定理的证明 单位翼展上的升力 L U0
4 y
（12－24） 双曲线分布
方向向下
左自由涡产生的沿翼展的 平均诱导速度为：
w 1 l
le
l vzdy
(12-25)
左右因对称，整个机翼下的平均诱导速度为：
w 2 l
le
l vzdy
将（12-24）式代入上式得
(12-26)
w le dy ln l e ln l1 l
合速度大小 Vk V02 W 2
对于小攻角，下洗角Δα为小量，有 tan W V0
宽度为dy的一段机翼的二维升力为 dL Vk( y)dy
按定义升力垂直于来流 dL dL cos V ( y)dy
诱导阻力 dDi dL tan W ( y)( y)dy 整个机翼的升力和诱导阻力
0
(C)
将(a), (b), (c)代入动量方程得:
－Ｌ－πｒVsρＶｏ＝ρＶｏVsｒπ
所以
Ｌ=－２πｒVsρＶｏ = ΓｃｒρＶｏ
＝－２πｒVs 为Cr上顺时针向的速度环量
对于无旋流： Γｃｒ= Γc = Γ
儒可夫斯基定理得证：
绕翼剖面周线
Ｌ＝ρＶｏΓ
二、机翼绕流环量形成的物理过程
静止流场中的机翼加速到Ｖｏ的过程中， 环量产生的机理。 包围机翼并伸向充分 远的封闭流体周线
方向：顺来流逆环流转90°
控制面Ｃ(物面)上的动量为零.
通过控制面Cr的动量为:
2
rd (Vo cos vr )(vr sin vs cos )
0 忽略Vr和Vs二阶以上小量，积分 得通过Cr边界在ｙ方向动量变化为:
VoVs r
包围翼的无限大 半径的圆周
(a)
作用于Ｃ上ｙ方向分力为翼型的反作用力: -L
由于附着的作用，Ｂ向T移动，在达T点之前， 不断启动涡流向下游，Γ也不断增大，B不断向 T点推移，直至T点为止。
机翼以Ｖｏ继续，后缘不 再有涡脱落，Γ也不再 变化，Γ只与翼面的几 何形状及Ｖｏ的大小与方 向有关。
最终，翼型上、下两股流体将在后缘汇合。
翼剖面上、下两股流体将在翼剖面的后 缘处汇合，流动图案如下：
附着涡
自由涡与附着涡联成 Π形涡
由海姆霍兹定理已知 Π形涡Γ＝常数
自由涡
下翼面压力大于上翼面
上翼面
下翼面
上 下
上翼面流线向中间偏移，下翼面流线相反 上下压差作用下产生自由涡
三元机翼绕流（集中自由涡）
三元机翼（翼端绕流）
自由涡
实际有限翼展机翼沿翼展方向的剖面的形状， 安装角度有变化，各个截面环量也变化。
作用于Cr上流体压力在ｙ方向分量的积分为:
2
pr sin d
( b)
0
由柏努利方程确定:
p
1 2
[(Vo
cos
vr )2
(Vo
sin
vs )2
po
1 2
Vo2
忽略扰动速度的二阶以上小量得:
p p0 V0Vr cos V0Vs sin
Cr上受力（ｙ向） 2
pr sin d rvs Vo
第十二章 机 翼 理 论(wing ~ )
根据伯努利定律解释机翼产生升力的原理
根据伯努利定律解释机翼产生升力的原理伯努利定律是流体力学中的一个重要定律，它描述了液体在流动过程中压力和速度之间的关系。
根据伯努利定律，当液体在流动过程中速度增加时，其压力就会减小；反之，当速度减小时，压力就会增大。
这一定律的应用非常广泛，不仅在液体的流体力学中有着重要作用，同样可以应用于空气的流动，尤其在解释飞机机翼产生升力的原理时，伯努利定律发挥了非常重要的作用。
机翼是飞机的一部分，其主要功能是产生升力，使飞机能够腾空而起，并在空中飞行。
在机翼上方流经的气流要比下方的快，根据伯努利定律，上方的气压就会减小，下方的气压就会增大。
由此产生的压力差就会使飞机产生升力，这是飞机能够在空中飞行的重要原理之一。
了解了伯努利定律对机翼产生升力的影响之后，我们可以进一步探究机翼的结构和工作原理。
一个标准的机翼通常由翼型、前缘、后缘、襟翼、副翼等部分组成。
翼型决定了机翼的气动特性，前缘和后缘则是机翼的两个边缘，它们的形状和角度会影响到机翼的气动性能。
而襟翼和副翼则是用来控制机翼的升力和阻力，以及调整飞行姿态的。
在机翼的工作原理方面，流场理论和边界层理论是更为深入的分析手段。
流场理论通过研究气流的运动规律和受力情况来分析机翼的气动性能，而边界层理论则是研究气流和机翼表面之间的摩擦和影响。
这些理论为我们理解机翼的工作原理提供了更为深入、全面的分析手段。
另外还有一个重要的概念是卡门涡。
在机翼前缘流场中，气流由于翼型的作用会产生旋转，形成一个叫做卡门涡的结构。
卡门涡的产生会导致气流速度增加，从而根据伯努利定律产生压力降，最终形成升力。
因此，卡门涡是机翼产生升力不可忽视的一个重要因素。
需要指出的是，伯努利定律虽然是解释机翼产生升力的原理中的一个关键因素，但并不是唯一的因素。
还有很多其他的因素，比如失速、结构强度、飞机速度等等，都会影响机翼的升力产生。
因此，我们在理解机翼产生升力的原理时，要对伯努利定律进行全面、深入的分析，并结合其他因素进行综合考量。
飞机机翼原理
飞机机翼原理与功能图文详解2006年11月14日星期二上午 10:48机翼各翼面的位置图图片说明：上图为机翼各翼面的位置图，民航飞机的机翼各翼面位置一般类似。
机翼上各操纵面是左右对称分布，部分由于图片受限未标出机翼的基本概念机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。
是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。
另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。
相关名词解释：翼型：飞机机翼具有独特的剖面，其横断面（横向剖面）的形状称为翼型，称为翼型前缘：翼型最前面的一点。
后缘：翼型最后面的一点。
翼弦：前缘与后缘的连线。
弦长：前后缘的距离称为弦长。
如果机翼平面形状不是长方形，一般在参数计算时采用制造商指定位置的弦长或平均弦长迎角(Angle of attack) ：机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。
展弦比：机翼的翼展与弦长之比值。
用以表现机翼相对的展张程度。
上（下）反角：机翼装在机身上的角度，即机翼与水平面所成的角度。
从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘的角度。
同理，向下垂时的角度就叫下反角。
上（中、下）单翼：目前大型民航飞机都是单翼机，根据机翼安装在机身上的部位把飞机分为上（中、下）单翼飞机也有称作高、中、低单翼。
机翼安装在机身上部（背部）为上单翼；机翼安装在机身中部的为中单翼，机翼安装在机身下部（腹部）为下单翼。
上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。
中单翼因翼梁与机身难以协调，几乎只存在理论上；下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型，由于离地面近，便于安装起落架，进行维护工作，使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装。
根据伯努利定律解释机翼产生升力的原理
根据伯努利定律解释机翼产生升力的原理伯努利定律是流体动力学中的一个基本定律，可以用来解释机翼产生升力的原理。
该定律表明了在流体中，速度较快的流体将会产生较低的压力，而速度较慢的流体将产生较高的压力。
在飞机的机翼上方，飞机的速度相对较快，因此压力相对较低，而在机翼下方，速度相对较慢，压力相对较高。
这种压力差导致了机翼上方产生了较低的气压，下方产生了较高的气压，从而形成了一个向上的力，即升力。
为了更好地理解机翼产生升力的原理，我们可以从以下几个方面来分析：1.伯努利定律的基本原理伯努利定律是流体动力学中的一个基本定律，它表明了流体的速度与压力之间存在着反比的关系。
在定常不可压缩流体中，沿着流线的总动压保持不变。
伯努利定律的公式可以表示为：P + 0.5ρv^2 + ρgh = constant其中，P表示压力，ρ表示密度，v表示流体的速度，g表示重力加速度，h表示流体元素的高度。
这个公式表明了在流体流动过程中，压力项、动能项和势能项之和保持不变。
2.机翼上下表面气流速度的差异在飞机的飞行过程中，机翼上下表面的气流速度存在差异。
由于机翼的特殊形状和飞行速度，机翼上表面的气流速度要比下表面的气流速度快。
这意味着根据伯努利定律，在机翼上表面产生了较低的气压，而在机翼下表面产生了较高的气压。
3.机翼形状和安装角度的影响机翼的形状和安装角度会影响机翼产生升力的效果。
通常，机翼的上表面是凸起的，下表面是平坦的，这种形状使得上表面的气流距离比下表面更长，从而导致上表面的气流速度更快。
另外，机翼的安装角度也会影响气流的速度分布，进而影响机翼产生升力的效果。
4.综合作用导致升力的产生当机翼飞行时，由于机翼的形状和安装角度的影响，以及周围气流的作用，机翼上下表面存在气压差，根据伯努利定律，这种气压差将导致产生一个向上的力，即升力。
同时，机翼产生升力的过程也受到了维诺定律和牛顿第三定律的影响，综合多种流体动力学原理共同作用，最终导致了机翼的升力产生。
机翼及翼型的基本知识翼型绕流图画ppt课件
中弧线上最高点的y向坐标f来表示，通常取相对值，其弦
向位置用xf来表示 ff c
xf xf c
翼型的弯度反映了上下翼面外凸程度差别的大。
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
引言
按其几何形状，翼型分为两大类：一类是圆头尖 尾的，用于低速、亚音速和跨音速飞行的飞机机 翼，以及低超音速飞行的超音速飞机机翼；另一 类是尖头尖尾的，用于较高超音速飞行的超音速 飞机机翼和导弹的弹翼。
本章中，围绕低速翼型 的气动特性，主要介绍， 翼型的几何参数和翼型 的绕流图画和实用翼型 的一般气动特性等内容。
前缘
最大厚度
最大中弧高 上表面
中弧线
后缘
前缘半 径
Байду номын сангаас
翼弦
下表面 弦长
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
翼面的无量纲坐标
➢ 坐标原点位于前缘，x轴沿弦线向后，y轴向上，翼型上下
引言
机翼一般都有对称面。平行于机翼的对称面截得 的机翼截面，称为翼剖面，通常也称为翼型。
翼型的几何形状是机翼的基本几何特性之一。翼 型的气动特性，直接影响到机翼及整个飞行器的 气动特性，在空气 动力学理论和飞行 器中具有重要的地位。
经营者提供商品或者服务有欺诈行为 的，应 当按照 消费者 的要求 增加赔 偿其受 到的损 失，增 加赔偿 的金额 为消费 者购买 商品的 价款或 接受服 务的费 用
第一位数字2—— f 2%
A320+飞机机翼的设计+大纲
A320 飞机机翼的设计1 引言1.1 机翼的作用1.2 机型介绍2 机翼的应用2.1 机翼的原理2.1.1 机翼的飞行理论2.1.2 机翼的组成部分2.2 机翼的效率2.2.1 机翼的气动效率2.2.2 机翼的结构效率2.3 机翼的形状2.3.1 机翼的形状种类2.3.2 机翼的形状选择3 机翼的结构受力分析3.1机翼的受力3.1.1 机翼的基本受力分析3.1.2 机翼自身的强度受力分析3.2机翼的负载3.2.1 机身3.2.2 发动机3.3机翼的结构3.3.1 机翼的基本结构分析3.3.2 机翼的结构受力分析4.3机翼的材料4.3.1 机翼的基本材料选择4.3.2 机翼的材料受力分析5 结论6 参考文献7 致谢简述A320系列是欧洲空中客车工业公司研制一种创新的飞机，为单过道，中短程飞机建立了新的标准。
A320系列飞机双发150座级客机，是第一款应用全数字电传操纵（fly-by-wire）飞行控制系统的民航客机，第一款放宽静稳定度设计的民航客机。
A320系列飞机在设计上提高客舱适应性和舒适性。
A320系列飞机包括A318、A319、A320和A321在内组成了单通道飞机系列。
旨在满足航空公司低成本运营中短程航线的需求，为运营商提供了100至220座级飞机中最大的共通性和经济性。
A320飞机自1988年4月投入运营以来，迅速在中短程航线上设立了舒适性和经济性的行业标准。
A320系列的成功也奠定了空中客车公司在民航客机市场中的地位。
A320项目自1982年3月正式启动，第一个型号是A320 ——1001987年2月22日首飞，1988年2月获适航证并交付使用。
1994年A321投入服务，1996年A319投入服务，2003年A318投入服务。
最初的法国航空公司的A320在航空展上飞行表演时坠毁，3名机组成员死亡，事故是由于飞行员对新型电传操纵系统操作不当引起的，调查显示还有大量未解决的问题，但是随着飞机技术的成熟完善，那次事故的影响慢慢消退，不再会影响到其优良的声誉了。
飞机机翼原理
飞机机翼原理与功能图文详解机翼各翼面的位置图图片说明：上图为机翼各翼面的位置图，民航飞机的机翼各翼面位置一般类似。
机翼上各操纵面是左右对称分布，部分由于图片受限未标出机翼的基本概念机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。
是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。
另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。
相关名词解释：翼型：飞机机翼具有独特的剖面，其横断面（横向剖面）的形状称为翼型，称为翼型前缘：翼型最前面的一点。
后缘：翼型最后面的一点。
翼弦：前缘与后缘的连线。
弦长：前后缘的距离称为弦长。
如果机翼平面形状不是长方形，一般在参数计算时采用制造商指定位置的弦长或平均弦长迎角(Angle of attack) ：机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。
展弦比：机翼的翼展与弦长之比值。
用以表现机翼相对的展张程度。
上（下）反角：机翼装在机身上的角度，即机翼与水平面所成的角度。
从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘的角度。
同理，向下垂时的角度就叫下反角。
上（中、下）单翼：目前大型民航飞机都是单翼机，根据机翼安装在机身上的部位把飞机分为上（中、下）单翼飞机也有称作高、中、低单翼。
机翼安装在机身上部（背部）为上单翼；机翼安装在机身中部的为中单翼，机翼安装在机身下部（腹部）为下单翼。
上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。
中单翼因翼梁与机身难以协调，几乎只存在理论上；下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型，由于离地面近，便于安装起落架，进行维护工作，使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装。
飞行必备知识：详解飞机机翼原理与功能图文
机翼各翼面的位置图图片说明：上图为机翼各翼面的位置图，民航飞机的机翼各翼面位置一般类似。
机翼上各操纵面是左右对称分布，部分由于图片受限未标出机翼的基本概念机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；同时也起一定的稳定和操纵作用。
是飞机必不可少的部件，在机翼上一般安装有飞机的主操作舵面：副翼，还有辅助操纵机构襟翼、缝翼等。
另外，机翼上还可安装发动机、起落架等飞机设备，机翼的主要内部空间经密封后，作为存储燃油的油箱之用。
相关名词解释：翼型：飞机机翼具有独特的剖面，其横断面（横向剖面）的形状称为翼型，称为翼型前缘：翼型最前面的一点。
后缘：翼型最后面的一点。
翼弦：前缘与后缘的连线。
弦长：前后缘的距离称为弦长。
如果机翼平面形状不是长方形，一般在参数计算时采用制造商指定位置的弦长或平均弦长迎角(Angleofattack)：机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
翼展：飞机机翼左右翼尖间的直线距离。
展弦比：机翼的翼展与弦长之比值。
用以表现机翼相对的展张程度。
上（下）反角：机翼装在机身上的角度，即机翼与水平面所成的角度。
从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘的角度。
同理，向下垂时的角度就叫下反角。
上（中、下）单翼：目前大型民航飞机都是单翼机，根据机翼安装在机身上的部位把飞机分为上（中、下）单翼飞机也有称作高、中、低单翼。
机翼安装在机身上部（背部）为上单翼；机翼安装在机身中部的为中单翼，机翼安装在机身下部（腹部）为下单翼。
上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。
中单翼因翼梁与机身难以协调，几乎只存在理论上；下单翼的飞机是目前民航飞机常见的类型，由于离地面近，便于安装起落架，进行维护工作，使用下单翼的飞机一般采用上反角的安装。
机翼在使飞机升空飞行中的重要作用飞机在飞行过程中受到四种作用力：升力----由机翼产生的向上作用力重力----与升力相反的向下作用力，由飞机及其运载的人员、货物、设备的重量产生推力----由发动机产生的向前作用力阻力----由空气阻力产生的向后作用力，能使飞机减速。
基于机翼理论的新型水轮发电机
新型水轮发电装置， 如图 １ 和图２ 所 示， 它包括
上盖板 、 下底板 、 左 升 力 型转 子 ７ 、 右升力型转子 １ ２
其轴线对称、 并外凸的流线型的弧线组成。如图 ２ 所 和 由左 升力 型转 子与 右 升力 型 转 子驱 动 的变 速箱 和 变速箱和发电机位于承载板上方。上盖板与 示鱼尾转舵板 、 分水体 、 上盖板与下底板之间构成的 发 电机 ，
图 ２为沿图 １ 中Ａ — Ａ向的剖视示意图。如 图 ２ 连转子为 ‘ 七型多叶片转子 ，其能量来源为水流 下 力及其经过叶片时所激发的升力 。其叶片转子 由 幽的立式机翼型小叶片和其 内侧 的大型薄翼叶片 组成 。所述流线型分水体沿其轴线对称的两侧边及 底边为外 凸的弧线。其 中两个转子的驱动轴输出端
电机 ， 其特征是 ： 所述上盖板与下底板各有一个 ， 变 转子的相同端分别 固定安装有等半径 的齿轮 ，所述 上盖板与下底板之 间位 于升力型转子的进水端 固定
收稿 日期 ： ２ ０ １ ２ — ０ ７ — ０ ５
安装有外凸流线型的分水体 ，逆水端 固定安装有鱼
作 者简 介 ： 林康 ， （ １ ９ ９ １ 一 ） 年生， 陕西安康 人 ， 本科 在读 ， 主要 研究方
１ ． １ 新 型水轮 发 电装置 整体 结构
轴， １ 卜承载板 图 １ 水轮 发电装置的主视结构 示意圈
图ｌ 为水流发电装置的主视结构示意 图。新型 水轮发电装置 ， 它包括上盖板 、 下底板 、 承载板 、 升力 速箱和发 电机位于上盖板的上方 ，上盖板与下底板 型转子 、鱼尾转舵机构及 由转子驱动 的变速箱和发 之 间 固定有 两个 逆 向转 动 的升 力 型转 子 ，各 升 力 型
升力面理论
本章目录 本节目录
6.5.3 纵向力矩特性
机翼在中小迎角下的纵向力矩特性，和翼
型一样是使用升力增量作用点 — 焦点的纵
向位置 xF
xF bA
和过F点z轴的零升力矩系数mz0
来表示的。
mz mz0 xFCy
本章目录 本节目录
第六章 机翼低速气动特性
6.1 机翼的几何参数 6.2 涡定理及下洗 6.3 升力线理论 6.4 升力面理论及涡格法 6.5 低速机翼一般气动特性
6.1 机翼的几何参数
6.1.1 平面形状和平面几何参数 6.1.2 几何扭转角 6.1.3 上（下）反角
本章目录
机体坐标系
• X轴： 机翼纵轴，沿机翼对称面内翼型弦线，向 后为正
6.5.4 阻力系数
机翼阻力系数= 零升阻力系数 + 升致阻力系数
Cx Cx0 Cx升
1. 零升阻力系数Cx0
2. 升致阻力系数 Cx升 Cxi Cx粘压
=诱导阻力系数 + 粘性压阻系数
a)
诱导阻力系数的计算 Cxi
C
2 y
1
b) 粘性压阻系数的计算 Cx粘压 kCy2
c) 升致阻力因子和有效展弦比
6.4.1升力面理论 6.4.2 涡格法
本章目录
6.4.1升力面理论
1.升力面气动模型 解大后掠角或中小展弦比 机翼的迎角-弯度问题虽然
仍可用 形马蹄涡作为基
本解来与直均流叠加，但应 抛弃使用一条附着涡线来代 替机翼附着涡系的假设，而 是将机翼改用附着涡面来代 替，此时涡密度是面密 度 , ；单位是速度单 位。这是升力面模型。
本章目录 本节目录
薄翼理论资料重点
，再按dy f
dx
A0
1
dy f d
0 dx
An
2 dy f cos(n )d , n 0 0 dx
可求得
1 dy f (cos 1)d 0 dx
1.09o
A1 0.0954, A2 0.0792
22
零升攻角、零升力矩系数、压力中心
L0
1 dy f (1 cos( ))d 0 dx
1.09 o
cm,ac 4 ( A2 A1) 0.0127
1910年: Joukowski用保角变换得到了一系列儒可夫斯基 翼型的解和升力
1931年：T Theodorsen发表了任意厚翼精确解的方法，但 不能给出简单表达式
基于这些不足，M.Munk才探讨薄翼理论。
26
作业：
与132页题5-4类似，翼型不同
习题：NACA4412 翼型的中弧线坐标为:
5.4 薄翼理论
薄翼的意义
攻角太大或者翼型太厚时，流动会出现分离，导致压差阻 力增大，升力也与理论值偏差太大。
为了减小阻力保证升力，大部分飞机都采用薄翼和小攻角， 弯度也不大。
在这种前提下，存在薄翼理论，利用在翼型上布置涡元， 可以导出一些一般性结论（如升力系数、力矩、压力中心 与焦点位置等等）。
39
波音公布新六代机方案 战机首用鸭翼布局
（2013年4月9日）波音公司本周在海军联盟主办的海空航天博览会上 推出了最新版本的“F/A-XX第六代战斗机”概念图。新版的F/A-XX战 斗机采用双发，无垂尾外形，并且在机头有美国海军舰载机从未有过 的鸭翼布局。从波音公司在展会上公开的数据看，这款第六代战斗机 除了具备全向隐形，超音速巡航等特征外，还采用了DSI进气道，以 及有人机/无人机双模式操纵。如果这款战机顺利服役，它将是美国海 军首款带鸭翼的战斗机。