飞机机翼参数
飞机的气动布局和机翼几何参数
与机翼的几何参数往飞行是从模仿鸟类飞行开始的。
但是由于鸟类飞行机理的复杂性，至今未能对扑翼机模仿成功。
促使人们遨游天空的，也许是受中国风筝的启发，在航空之父凯利的科学理论指导下，将动力和升力面分开考虑，而发明了固定翼飞机。
二十世纪人类史最伟大的科学成就。
是人类最快捷、舒适、高效、安全的交通运输工具，在国家安全、社会和国民经济的发展中占有极其重要的地位。
史之乱蒙冤沦为囚犯，被流放到白帝城后，朝廷大赦天下，他立刻返舟东下，重出三峡，欣喜的心情无法言表：帝彩云间，千里江陵一日还。
两岸猿声啼不住，轻舟已过万重山。
白乘飞机，不知如何写佳作。
是否同意写成如下：帝彩云间，千里江陵一时还。
两耳风声鸣不住，轻机已过万重山。
飞翔，必须做到：的气动外形的结构的动力定的速度的操纵机构系统同，飞机在空中能够飞行是依靠与空气的相对运动，而产生作用在飞机上的力和力矩来实现的。
如对于水平等速直线飞行而言，从飞机受力条件，有L V￥（升力与重力平衡）D//V￥（推力与阻力平衡）(俯仰力矩保持守恒）必须具备的条件：飞机在空中飞行是靠作用于飞机上的空气动力）。
此外，喷气发动机的氧气也是取源于空气。
一定的飞行速度（飞机和空气之间要有一定的相对运动，产生空气动力）。
的气动外形、受力大小和飞行姿态。
保持和改变飞行状态的能力。
布局型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务，飞机的气动布局是不同的。
机的气动布局？飞机主要部件的尺寸、形状、数量、及其相互位置。
件有：推进系统、机翼、机身、尾翼（平尾、立尾）、起落架等。
连接的相互位置分为：有无上反角分为：分为：的相对纵向位置分为：花八门、多种多样，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。
然而，不论采用什么样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形，并且使良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。
美国战术运输机C-130上单翼、平直机翼、4发翼下吊布置、正常式布局F-22猛禽—当今世界最先进的第四代战斗机中单翼、双发、梯形翼、双立尾正常式喷火战斗机—英国第二次世界大战名机下单翼、椭圆形机翼、正常式布局B-52远程战略轰炸机（同温层堡垒）上单翼、4发翼下吊、后掠翼、正常式布局协和号超声速客机（Ma=2.04）双发三角形机翼布局A380客机远程宽身运输机下单翼、四发翼下吊、后掠翼、正常式布局S37前掠翼战斗机（三翼面布局）数采用上单翼（便于装货）--下单翼布局、后掠翼、正常式布局运行经济，座舱噪声低，视野宽）部放置货物）数采用中或下单翼，三角翼、大后掠翼正常或鸭式布局力小、机动灵活、失速迎角大），沿机翼对称面翼型弦线，向后为正；，机翼对称面内，与x轴正交，向上为正；，与x、y轴构成右手坐标系，向左为正。
机翼设计公式
机翼设计公式
飞机翼的设计公式是航空工程的基础，它关系到飞机的安全性、性能和飞行性能。
飞机翼的设计计算公式是由有效升力系数CL、实际升力L和气动力学加速度
γ所确定的：CL=2L/γV2S，其中γ是空气或其他速度膜的流体动力学加速度，V
是飞机阵风前后壁面的速度，S是单位表面积。
在飞行动力学中，翼型性能主要体现在有效升力、有效推力和有效尾抗三个方面。
有效升力系数CL是应用计算中最重要的参数。
根据力学方程，CL的取值范围
可以从0到翼型的升力系数最大值Cmax。
有效升力系数CL的增加能够提高飞机的
升力场而减小滑行比。
有效推力系数CD是研究飞机滑行性能的另一个重要参数，
它由飞机实际推力和飞行速度所决定。
有效尾抗系数Cm可以用来表征飞机滑行时
气动结构对飞行器姿态的影响。
当翼型设计出来后，通过试验测量得到翼型的三个动力学参数，并与计算值进行对比，以评价计算的精度和可靠性。
在有限的迭代过程中，不断改进翼型，确定最终的设计参数。
以确保飞机翼形
性能满足要求，并能兼顾一定的安全限制，以满足飞行运行要求。
总之，飞机翼设计公式是设计航空器翼型的重要依据，它由有效升力系数CL、实际升力L和气动力学加速度γ确定，根据力学方程，经过反复迭代，得出翼型
的最终设计参数，以确保飞机翼形性能符合预期安全要求，从而满足飞行运行要求。
最新飞机机翼知识
最新飞机机翼知识飞机机翼介绍一：平直翼C-130这样带一点锥度的机翼也算平直翼最简单的机翼是平直翼，机翼前后缘和机身垂直，机翼从里到外一样宽。
这样的机翼结构简单，制造容易，产生升力的效率较高，但阻力也较大。
升力的力臂使得翼根的受力很是不利。
为了均衡升力的分布，并改善机翼的受力设计和降低重量，平直翼可以带一点锥度，从里到外逐渐变窄，改善升力分布，是更多的升力产生在靠近翼根的部位，缩短力臂，降低翼根应力。
低速、简单的小飞机可以用简单平直翼以降低制造成本，但稍微有点追求的平直翼飞机大多带一定的锥度。
带锥度的平直翼可以前缘略带后掠，也可以后缘略带前掠，两者在气动上有一点差别，但不改变都是平直翼的本质。
当速度大幅度提高后，平直翼阻力大的缺点就比较明显，尤其在速度接近声速的时候。
飞机前行的时候，飞机对前方空气产生压力，就好像船行时船首在前方推开波浪一样。
压力波以声速一层一层地向外传递，声速是空气性质的分界线。
亚声速飞行时，前方空气在压力波推动下有序地向两侧让开飞机。
然而，但飞机速度达到声速时，压力波不再可能赶在飞机前面把前方空气有序地向两侧分开。
相反，压力波挤到一起，密度剧增，像坚硬的石墙一样。
跨声速飞行的飞机顶着一大片看不见的石墙飞行，难怪阻力激增，这就是声障的由来。
飞机机翼介绍二：后掠翼英国“闪电”、美国 F-100、苏联米格-19 是第一代后掠翼的超声速战斗机这看不见的石墙也称激波。
激波的锋面在正好是声速的时候是平直的。
随着速度的增加，激波的锋面变成圆锥形，锥的后倾角度随速度增加而增加，锋面背后的空气重新回到亚声速。
如果平直的机翼像燕子的翅膀一样后掠，“躲”到机头引起的激波锋面的背后，就可以避免机翼本身引起的激波阻力。
德国人阿道夫布斯曼在30年代就提出了后掠翼，只是没有引起当时人们的重视而已。
事实上，后掠翼避免机翼本身引起激波阻力的作用在飞机速度还没有达到超声速时已经体现出来了。
机翼是通过对上表面气流加速以形成上下表面气流的速度差、进而导致压力差而产生升力的。
固定翼无人机技术-机翼空气动力特性
脱体涡的法洗效应和切洗效应
涡升力的产生及对升力系数的影响
展弦比为1，迎角为20°的三角翼各个横截面上的压力分布图。从图上可以看出， 机翼上表面在脱体涡覆盖的区域内，吸力很大。。
4.4
翼型的亚声速气动特性
机翼高速气动特性
翼型的跨声速气动特性 翼型的超声速气动特性
后掠翼和三角翼的高速气动特性
翼型的亚声速气动特性
机翼的有关角度
01
后掠角（χ）
后掠角是指机翼上有代 表性的等百分弦线在xOz 平面上的投影与Oz轴之 间的夹角。后掠角的大 小表示机翼向后倾斜的 程度。称为前缘后掠角 ，称为1/4弦线后掠角， 称为后缘后掠角。
02
03
04
几何扭转角（φ） 上（下）反角（Ψ）
机翼安装角
机翼展向任一剖面处翼型 弦线与翼根剖面处弦线的 夹角称为几何扭转角。上 扭为正，下扭为负。除了 几何扭转角以外还有气动 扭转角，指平行于机翼对 称面的任一翼剖面的零升 力线与翼根剖面零升力线 之间的夹角。
空气流过后掠翼的流动情形
通过实验可以看到，空气流过后掠翼，流线将左右偏斜呈“S”形。
经过前缘以后，空气在流向最低压力 点的途中，有效分速又逐渐加快，平 行分速仍保持不变，气流方向又从翼 尖转向翼根。随后，又因有效分速逐 渐减慢，气流方向转向原来方向。于 是，整个流线呈“S”形弯曲。
后掠翼的翼根效应和翼尖效应
CL
d CL d
d(CL n cos2 ) d(n cos)
dCL n dn
cos
(CL )n
cos
后掠翼升阻特性
各种不同后掠角的机翼升力系数斜率（Cy ）随展弦比（λ）的变化曲线。由图 可以看出，当λ一定时，后掠角增大，Cy 减小。而当后掠角一定时，λ减小，Cy 也减小。这是由于展弦比减小时，翼尖涡对机翼上下表面均压作用增强的缘故。
机翼种类与特点
细节题2：机翼的种类有哪些？各有哪些优缺点？主要飞行参数以及主要应用机型。
（民用、军用等）按机翼数量分为单翼机、双翼机和三翼机。
双翼机和三翼机在航空发展的初期很常见，双翼机：双翼机是有上下并列配置的两副机翼的飞机。
两副机翼前后配置的飞机称串翼机。
双翼机的上下机翼用支柱和张线连成一个承力的整体，组成一个空间桁架结构。
双翼机是旧式飞机。
在现代的飞机中，除对载重量和低速性能有特殊要求的小型飞机外，双翼机已不多见。
优点：在飞机发展初期，发动机功率低、重量大，建造机体的材料大多是木材和蒙布。
为解决升空问题，需要较大面积的机翼，以便在低速条件下产生足够的升力。
双翼机有两个翼面，机翼总面积较大。
人们吸取桥梁建造方面的经验，把上下机翼通过支柱和张线联成一个桁架梁，增加结构受力高度机翼刚度，减轻结构重量。
缺点：随着飞机速度的不断提高，双翼机支柱和张线的阻力越来越大，成为提高速度的主要障碍。
高强度铝合金问世后，人们已有可能制造出结构重量不太大而又能承受大载荷的薄机翼。
从20世纪30年代起，双翼机逐渐被单翼机取代。
在现代的飞机中，除对载重量和低速性能有特殊要求的小型飞机外，双翼机已不多见。
主要应用机型：Go145教练机，霍克III战斗机，别－2舰载侦察机，伊15驱逐机三翼机：由于双翼机的下部机翼在飞行中会自行折断，而且且这种飞机经常闹出此类故障，因此福克最先设计出了Dr-I三翼机，由于翼展相对较窄的三层机翼飞机具有极佳的机动飞行性能，最适宜于与敌机进行近距离格斗，所以获得了许多艺高胆大的尖子飞行员的青睐。
主要应用机型: 福克Dr.1单翼机还可细分为上单翼机、中单翼机和下单翼机。
上单翼机优点：结构比较单一，机翼可以就是机翼，甚至可以完全做成一个整体，机身只是悬吊在其下面的一个部件，结构设计计算是最简单的一种，梁和框架的布局也非常容易和灵活，空气动力学方面，上单翼上表面和机身上表面基本平齐，飞机流场的低压区没有相互干扰，不易出现分离，天生就有身翼融合的优势，容易形成高升阻比的构型，此外，上单翼最重要的特点还在于飞机重心悬吊于机翼下，重心和升力中心的垂线距离最远，可以达到最大的自然滚转稳定性，飞机具有较强的自动恢复的飞行姿态稳定性。
翼型与机翼的气动特性
机翼和导弹的弹翼。
历史回顾：飞机翼型的发展
对翼型的研究最早可追溯到19世纪后 期，那时的人们已经知道带有一定安装 角的平板能够产生升力，有人研究了鸟 类的飞行之后提出，弯曲的更接近于鸟 翼的形状能够产生更大的升力和效率。 鸟翼具有弯度和大展弦比的特征
NACA翼型族
在上世纪三十年代初期，美国国家航空咨询委员会（National
Advisory Committee for Aeronautics，缩写为NACA，后来为NASA，
National Aeronautics and Space Administration）对低速翼型进行了
系统的实验研究。他们发现当时的几种优秀翼型的折算成相同厚度时，
6.2 低速翼型及机翼气动特性
6.2.1 低速翼型
Airfoil characteristics(experiment)
翼型的低速绕流图画
翼型的低速绕流图画 起动涡：尾缘 附着涡：由绕整个翼型的环量形成 驻点位置变化：下翼面距前缘不远处；迎角越小，驻点离前缘越近
；迎角增大，驻点位置后移；压强最大点 压强与速度变化
平板翼型效率较低，失速迎角很小
将头部弄弯以后的平板翼型， 失速迎角有所增加
1884年，H.F.菲利普使用早期的风洞测试了一系列翼型， 后来他为这些翼型申请了专利。
早期的风洞
与此同时，德国人奥托·利林塔尔设计并测试了许多曲线翼 的滑翔机，他仔细测量了鸟翼的外形，认为试飞成功的关键 是机翼的曲率或者说是弯度，他还试验了不同的翼尖半径和 厚度分布。
yf xff2(2xf xx2)
yf
f
(1xf
飞机性能——飞行的升阻力
1.2 飞行的升阻力1.2.1机翼的形状机翼的平面形状机翼的几何参数翼展：左右两翼翼尖之间的距离。
平均几何弦长：机翼面积与翼展之比。
对于矩形机翼：是前缘到后缘的直线距离。
展弦比（aspect ratio）：翼展与平均几何弦长之比，或翼展平方与翼面积之比。
根梢比（梯形比）：翼根弦长和翼尖弦长之比。
前掠角、后掠角机翼前缘同垂直于机身中心线的直线之间所夹的角度。
是机翼与机身夹角的余角。
机翼前缘位于机身中心线垂直线前面，称为前掠角；机翼前缘位于机身中心线垂直线后面，称为后掠角。
在俯视图上，机翼有代表性的基准线(一般取25%等百分比弦线)与飞机对称面法线之间的夹角。
基准线向后折转时为后掠角。
后掠角是指从飞机的俯仰方向看，机翼平均气动弦长连线自翼根到翼尖向后歪斜的角度。
如果是机翼前缘线的歪斜角，则称前缘后掠角。
上反角、下反角机翼的底面同垂直于飞机立轴的平面之间的夹角。
从飞机侧面看，翼尖上翘是上反角；翼尖下垂是下反角。
机翼的铅垂剖面——翼型翼型的几何特征机翼的铅垂剖面又叫做翼型。
翼型的前端圆钝、后端尖锐，上表面拱起、下表面较平，呈鱼侧形。
前缘和后缘翼型前端点叫做前缘，后端点叫做后缘。
翼弦和弦长前缘和后缘之间的连线称为翼弦。
翼弦的长度称为弦长。
翼型的弯度分布和厚度分布迎角对于翼型和固定翼飞机，来流方向和翼弦的夹角称为迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。
对于直升机和旋翼机，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。
1.2.2升力的产生气体的管流特性理想低速气体的管流特性——Bernoulli 定理气流流经光滑管路，不计摩擦及其它损失，满足理想流体的伯努利定理：气体总压保持不变：总压=静压+速压，并且：气流通过等截面管路，处处流速相等，静压相等；气流通过收敛管路，速度加大，静压下降；气流通过扩张管路，速度降低，静压提高；低速和亚声速气流在变截面管道中的流动低速气流在变截面管道中流动时，由于气流密度变化不大，可视为不可压缩流体：亚声速气流在变截面管道中流动超声速气流在变截面管道中的流动在低速飞行中，机翼周围的空气由于压力变化所引起的空气密度变化量很小，其影响可以略去不计；而在高速飞行中，气流速度变化所引121212121212;;;;P P A A P P A A <><><>υυυυ121212121212121212121212;;;;;;;;;;Ma Ma P P T T A A Ma Ma P P T T A A ><><<<<><>>>υυρρυυρρ起的空气密度变化，会引起空气动力发生很大的变化，甚至会引起空气流动规律的改变，因此它的影响就不能忽略了。
飞翼90涵道参数
飞翼90涵道参数全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：飞翼90涵道参数是飞行器设计中不可或缺的重要参数之一，涵道参数是指飞翼机翼截面的形状和尺寸。
在设计飞机机翼时，涵道参数的选择对飞机的飞行性能、气动效率和操纵性能等方面都有着重要的影响。
飞翼90是一种经典的涵道参数，具有较好的气动性能和结构强度，被广泛应用于各种飞行器中。
飞翼90的涵道参数取名为90，是因为其前缘后缘之间的夹角为90度，这种设计可以减小机翼的阻力，提高飞机的升力系数和升阻比。
飞翼90的设计还具有很好的空中稳定性和操纵性能，使得飞机在飞行时更加稳定和灵活。
飞翼90的设计还可以提高机翼的承载能力和减小结构重量，使得飞机具有更好的载荷能力和燃油效率。
在飞翼90的设计中，设计师需要考虑涵道参数对飞机性能的影响，包括机翼的升力和阻力特性、气动效率、速度范围和荷载分布等因素。
设计师可以通过数值模拟和实验测试来优化飞翼90的设计，以确保飞机的性能符合设计要求。
飞翼90的设计还需要考虑飞机的使用环境和任务需求，以确定最佳的涵道参数设置。
飞翼90的设计不仅适用于民用飞机，也适用于军用飞机、运载飞机和无人机等各种类型的飞机。
飞翼90的设计可以适用于不同类型的发动机和飞机结构，具有很好的通用性和适用性。
飞翼90的设计还可以结合其他飞机设计技术，如复合材料、螺旋桨等，进一步优化飞机的性能和效率。
飞翼90是一种经典的涵道参数设计，具有优越的气动性能、操纵性能和结构强度。
在飞机设计中，设计师可以根据具体需求选择飞翼90的设计，以满足飞机的性能和飞行要求。
飞翼90的设计可以为各种类型的飞机提供优化的设计方案，是飞机设计领域中的重要技术之一。
【2000字已达到】第二篇示例：首先我们来了解一下飞翼90的涵道参数是什么意思。
涵道参数是指风力发电机叶片的设计参数，涵盖了叶片的长度、形状、截面等多个方面的参数。
飞翼90的意思是指叶片采用了独特的设计形状，其涵道弧度为90度。