作用在飞机上的空气动力word资料22页
空气动力学探索飞机在空气中的飞行原理
空气动力学探索飞机在空气中的飞行原理飞机的飞行原理是基于空气动力学的研究，它涉及到空气的流动、力的作用和物体的运动。
通过了解空气动力学的基本概念和原理，可以更好地理解飞机在空中的飞行过程。
一、空气的流动空气动力学研究的基础是空气的流动。
空气是由大量分子组成的，分子之间存在着运动和撞击。
当空气受到外力的作用时，它会产生流动。
在飞机飞行过程中，空气的流动十分重要。
在飞机飞行时，机翼上方的气流速度较快，而下方的气流速度较慢。
这是由于机翼上方的气流被弯曲并加速，而下方的气流则被挡住减速。
这种气流的流动差异产生了升力，是飞机能够在空中飞行的重要原理之一。
二、升力的产生升力是飞机在空中得以飞行的重要力量。
它是垂直方向上的力量，支持着飞机的重量，使得飞机能够克服重力并保持稳定的飞行。
在空气动力学中，升力的产生主要与机翼的设计有关。
机翼的上表面相对平坦，而下表面则更为曲线。
当空气流经机翼时，上表面的气流速度较快，下表面的气流速度较慢，同时由于曲率的存在，气流的压力也不同。
根据伯努利定律，速度较快的气流具有较低的压力，速度较慢的气流则具有较高的压力。
而机翼上下表面气流的差异产生的压力差，就形成了升力。
这个升力可以用来克服飞机的重力，使得飞机能够悬浮在空中。
三、阻力的产生在空气动力学中，阻力是飞机飞行中必然要面对的一种力量。
阻力产生的原因有很多，如空气的摩擦、飞机表面的阻力和空气的压力阻力等。
为了减少阻力，飞机在设计上需要尽量降低阻力产生的因素。
例如，飞机的机身通常呈流线型，这样可以减少空气摩擦的阻力。
而飞机的机翼也会采用相对平坦的上表面设计和流线型的下表面设计，来减少气流的阻力。
此外，飞行速度的选择也会影响到阻力的大小。
一般来说，低速飞行时，阻力较小；而高速飞行时，阻力则较大。
因此，飞机在飞行时需要根据实际需求和飞行条件选择合适的速度，以降低阻力的影响。
四、操纵飞行姿态除了了解升力和阻力的产生原理，还需要了解如何操纵飞机的飞行姿态。
2第二章-飞机飞行时的气动力
第二章 飞机飞行时的气动力2.1 机翼上空气动力的产生2.1.1 机翼上产生升力的原因图2-1 机翼上升力的产生下面我们应用伯努利定理来解释机翼上产生升力的原因。
在机翼周围沿着空气经过的路径取出一个假想的矩形截面的流动管道，如图2-1所示。
由伯努利定理可知，机翼上表面的静压比机翼前方的气流静压小得多。
但翼型下表面的流管面积与机翼前方的流管面积相比反而增大，因此机翼下表面的静压比机翼前方的气流静压大。
由于机翼前方未受扰动的气流静压是一致的，所以上下表面之间就产生了一个压强差，下表面的静压比上表面的静压大，这个静压差在垂直于气流方向上的分量就是机翼产生的升力。
从图2-1翼剖面流线图中所示的作用在机翼上的力可见，除了升力Y 外还有与飞行方向平行且方向相反的阻力Q ，两者的合力就是机翼上的总空气动力R 。
总空气动力R 与翼弦的交点称为“压力中心”。
实验证明： 221v S C Y y ρ= （2-1） 式中：y C 为升力系数，与机翼形状及攻角等因素有关，由试验取得。
S 为机翼面积。
2.1.2 失速和失速攻角随着攻角的增加，机翼上产生的升力也逐渐增大。
气流从机翼前缘就开始分离，尾部有很大的涡流区。
这时升力突然大大降低，阻力迅速增大。
这种现象称为“失速”，如图2-2所示。
图中翼剖面上的弯折的箭头表示突然降低的升力。
飞机刚刚出现失速时的攻角称为失速攻角，也称临界攻角。
失速攻角一般为15°—16°，有时可达20°。
飞机一旦进入失速，就会发生螺旋(也称尾旋)下降的现象，造成危险；同时，还会使飞机发生抖振。
因此，飞机不应以大于或接近“失速攻角”的攻角飞行。
图2-2 失速1— 升力突然下降；2—翼弦失速是一种具有潜在危险的反常飞行现象。
不论飞行速度大小，过多、过猛地拉杆，只要飞机的攻角超过临界攻角，就会发生失速。
失速速度是判断飞机是否失速的重要标志。
每一种飞机都规定了各种飞行状态的失速速度，飞行速度都不能小于相应的失速速度。
(整理)作用在飞机上的空气动力.
2.3 飞机的几何外形和作用在飞机上的空气动力2.3.1 飞机的几何外形和参数飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼（分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾）等主要部件的几何外形共同构成。
现代飞机的几何外形，必须保证满足空气动力特性和隐身特性等方面的要求。
飞机的几何外形也称为气动外形。
机翼的几何外形当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。
机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。
描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。
a. 机翼翼型的几何参数飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。
翼型具有各种不同的形状，如图2.3.1所示。
图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。
后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状——薄的单凸翼剖面（见图(b)），对升力特性有改进。
随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面（见图(c)），这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。
至于平凸形翼剖面（见图(d)），在构造上和加工上比较方便，同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。
不对称的双凸形翼剖面（见图(e)）的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。
图(f)中是S形翼剖面，这种翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。
对称的双凸形翼剖面（见图(g)），通常用于各种飞机的尾翼面上。
图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。
这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。
飞机在空气中的运动资料课件
机身是飞机的主体结构，用于容纳乘 客、货物和机载设备等。
尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，用于 控制飞机的俯仰、偏航和滚转等运动 。
发动机是飞机产生推力的主要部件， 为飞机提供前进的动力。
起落架用于支撑飞机在地面的移动和 起降，包括轮子和减震装置等。
飞机的飞行原理
飞机通过机翼的特殊形状产生 升力，使飞机能够升空飞行。
飞机的飞行方向、高度和速度 等通过飞行员的操作和控制来 实现。
飞机的稳定性由机翼、尾翼和 其他部件的协同作用来保证， 使飞机在飞行中保持稳定。
飞机的动力来源
飞机的动力来源主要 有两种：燃油发动机 和电动机。
电动机通过电力驱动 螺旋桨或风扇产生推 力，为飞机提供动力 。
燃油发动机通过燃烧 燃油产生推力，为飞 机提供前进的动力。
02
CATALOGUE
飞机在空气中的运动
飞机的起飞
滑行加速
飞机在跑道上滑行，逐 渐加速至起飞速度。
离地
随着速度的增加，机翼 产生的升力克服重力，
使飞机离地。
爬升
飞机起飞后，逐渐爬升 高度，直至达到巡航高
度。
姿态调整
在起飞过程中，飞行员 会根据需要调整飞机的 姿态，如抬机头、收起
落架等。
飞机的飞行
飞行员培训
飞行员应接受严格的培训和考核，确保他们具备足够的技能和知识来 安全驾驶飞机。
安全管理体系
航空公司应建立完善的安全管理体系，包括安全政策、风险评估、应 急预案等，以减少事故发生的可能性。
空中交通管制
空中交通管制员应密切监视飞行器的动态，确保飞机之间的安全距离 和飞行高度，防止相撞事故的发生。
着陆
飞机接触跑道并减速，完成着 陆过程。
第三章 作用在飞机上的空气动力
发动机
驾驶舱 襟翼
水平尾翼
副翼 机身
机翼
3.1 飞机各部件及其功用
2. 飞机各部件的功能 • 机翼 • 尾翼 • 舵面 • 机身 • 起落架 • 动力系统 • 操纵系统 • 机载设备 — 产生升力 — 稳定和操纵 — 升降舵、方向舵、副翼、扰流片 升降舵、方向舵、副翼、扰流片…… — 装载、连接其他部件 装载、 — 起降滑跑、地面支撑 起降滑跑、 — 产生推力。包括发动机及其附件系统。 产生推力。包括发动机及其附件系统。 — 操纵飞机。 操纵飞机。 — 飞行仪表、通讯、导航、环境控制、生命 飞行仪表、通讯、导航、环境控制、 保障、能源供给等等。 保障、能源供给等等。
3.5 高速飞行的特点
（1）波阻：由激波阻滞气流而产生的阻力叫做激波阻力，简 波阻：由激波阻滞气流而产生的阻力叫做激波阻力， 称波阻。因为激波是一种强压缩波， 称波阻。因为激波是一种强压缩波，当气流通过激波时产生 的波阻也特别大。 的波阻也特别大。气流通过正激波时产生的波阻都要比通过 斜激波时产生的波阻大。激波强度不同， 斜激波时产生的波阻大。激波强度不同，产生的波阻也不一 物体的形状对气流的阻滞作用越强，产生的激波越强， 样。物体的形状对气流的阻滞作用越强，产生的激波越强， 波阻就越大。 波阻就越大。 属于压差阻力 属于压差阻力 空气通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞， 空气通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流 薄薄一层稠密空气的阻滞 速度急骤降低，由阻滞产生的热量来不及散布， 速度急骤降低，由阻滞产生的热量来不及散布，于是加热了 空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里， 空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里，能量发 生了转化--由动能变为热能。 --由动能变为热能 生了转化--由动能变为热能。动能的消耗表示产生了一种特 别的阻力。这一阻力由于随激波的形成而来，叫做"波阻" 别的阻力。这一阻力由于随激波的形成而来，叫做"波阻"
飞机和空气动力学为什么飞机可以在空中飞行
飞机和空气动力学为什么飞机可以在空中飞行飞机的飞行绝非是凭空发生的奇迹，背后隐藏着空气动力学的科学原理。
空气动力学是研究物体在气体流动中的力学行为的学科，它解释了飞机在空中飞行的原因。
本文将以飞机和空气动力学为主题，探讨飞机在空中飞行的原理。
一、概述空气动力学与飞机飞行的关系空气动力学研究了当物体在空气中移动时所受到的各种力和力矩。
这些力和力矩包括阻力、升力、推力和重力等。
在飞机的设计和飞行中，空气动力学的原理起着至关重要的作用。
二、空气动力学的基本原理1. 空气动力学的基本力阻力是空气动力学中的一个重要概念。
当飞机在空中飞行时，空气对其施加的阻力会使它受到阻碍。
通过合理设计飞机外形、减小表面粗糙度等手段，可以降低飞机的阻力，提高飞行效率。
升力是使飞机在空中飞行的主要力量。
它是由于飞机翼面上下方流经的气流速度不同而产生的。
翼面上方气流速度快，下方气流速度慢，从而产生了向上的升力。
推力是驱动飞机前进和克服阻力的力量。
飞机的推力通常来自于发动机，它通过产生高速气流或喷气推动飞机向前飞行。
重力是指地球对飞机施加的向下的力。
在飞行平衡状态下，升力等于重力，从而保持飞机在空中飞行的稳定。
2. 升力的产生与翼型翼型是飞机翼面的横截面形状，也是产生升力的重要因素。
常见的翼型有对称翼型和非对称翼型。
对称翼型在上下表面的曲率和厚度相等，而非对称翼型上下表面的曲率和厚度不相等。
非对称翼型能产生更大的升力，因为它在气流流过时会产生上下表面之间的压差，使飞机产生向上的升力。
3. 推力与阻力的平衡在飞机的飞行中，推力和阻力的平衡非常重要。
当飞机的推力大于阻力时，飞机会获得加速度，增加飞行速度；当推力小于阻力时，飞机速度减小，类似于刹车效果。
三、飞机在空中飞行的关键因素1. 外形设计飞机的外形设计非常重要，合理的外形设计可以减小阻力，降低飞行能耗。
流线型外形可以减小飞机在空气中移动时的阻碍，提高飞行速度。
2. 翼型设计翼型是决定飞机升力大小的关键因素。
航空器空气动力
航空器空气动力航空器空气动力是航空工程领域中不可或缺的重要内容之一。
它研究飞机在飞行过程中所受到的空气力学效应以及相应的工程设计和优化方法。
在航空工业的发展过程中，航空器空气动力的不断革新与提升，为飞机的飞行和飞行性能带来了巨大的进步。
本文将从飞行原理、气动力学基础、空气动力设计方法三个方面展开论述。
一、飞行原理飞行原理是航空器空气动力研究的基础。
它涉及到飞机在飞行中所受到的各种力和力矩，以及这些力和力矩对飞行性能的影响。
飞机的飞行原理可以简单地分为平直飞行、升降飞行和转弯飞行三个方面。
在平直飞行中，飞机需要克服重力和风阻，保持平衡飞行。
在升降飞行中，飞机需要通过控制升降舵和发动机推力来控制飞机的爬升和下降。
在转弯飞行中，飞机需要通过侧向舵和配平来改变航向。
二、气动力学基础气动力学是研究飞机在空气中受力的学科。
它主要涉及到空气的流动和流体力学方程的运用。
在航空器空气动力中，研究的对象是飞机表面所受到的气动力。
这些气动力主要包括升力、阻力、推力和侧向力等。
升力是保持飞机在空中飞行的主要力量，它是由飞机的机翼产生的。
阻力是飞机在飞行过程中所受到的阻碍飞行的力量，它来自于飞机的飞行速度、空气密度和飞机形状等因素。
推力是飞机的动力来源，它是由发动机产生的。
侧向力是在飞机转弯飞行中产生的力，它主要来自于飞机的垂直尾翼。
三、空气动力设计方法空气动力设计方法是对航空器的气动性能进行改进和优化的一系列方法和技术。
在航空工业发展的过程中，空气动力设计方法的不断改进和创新，为飞机的飞行性能和节能减排方面提供了很大的帮助。
目前常用的空气动力设计方法包括数值模拟方法、试验方法和经验设计法。
数值模拟方法通过对飞机的气动力进行数值计算和模拟，评估飞机的飞行性能和稳定性。
试验方法通过在试验风洞中对飞机模型进行气动力试验，获取飞机的气动特性参数。
经验设计法则是通过对已有飞机的气动性能数据进行整理和总结，提供给设计师进行参考。
总之，航空器空气动力是航空工程中的重要内容之一，对于飞机的飞行和性能提升具有重要的意义。
飞机机电设备维修《空气动力、升力和阻力》
作用在飞机上的空气动力空气动力、升力和阻力飞机能在空中飞行最根本的事实是有一股力量克服了重力把飞机托举在空中，我们称这股力量叫升力。
飞机在空中能向前飞行，还必须有动力装置推力，克服阻力使之向前运动。
无论是升力还是阻力，都是飞机飞行时空气作用在飞机上的力。
空气作用在与之有相对运动物体上的力成为空气动力。
飞机飞行时，作用在飞机各部件上的空气动力的合力叫做飞机的总空气动力。
用R表示。
总空气动力R的作用点叫压力中心，总空气动力在垂直来流方向上的分量好叫升力，用L表示，在平行来流方向上的分量叫阻力，用D表示〔见图3-14〕。
图3-14 飞机的总空气动力、升力和阻力升力的产生飞机的升力主要由机翼来产生。
气流流过机翼外表时，在机翼上。
下外表形成的压力差产生了升力。
图3-15所示为用流线描述气流流过机翼的情况，相对气流与机翼弦线之间的夹角叫做迎角，用α来表示〔见图3-15〕。
图3-15 小迎角α下翼剖面上的空气动力1—压力中心；2—前缘；3—后缘；4—翼弦相对气流从机翼弦线的下方吹来，当迎角为正；相对气流从机翼弦线上方吹来，迎角为负。
在从3-15中可以看出，当气流以一定的正迎角流过具有一定翼型的机翼时，在机翼上外表流管变细，流线分布较密，在机翼下外表流管变粗，流线分布较疏。
在低速流动中，忽略了空气的压缩性和粘性，根据前面阐述的流体流动的根本规律可以得出：机翼上外表的气流速度要大，大于前方气流的速度，同时，静压力要下降，低于前方气流的大气压力：相反，机翼下外表的气流速度要减小，小于前方气流的速度，同时，静压力要上升，高于前方气流的大气压力。
因此，在机翼外表形成了如图3-16所示的压力分布情况。
机翼上外表各点的静压小于大气压力是吸力，叫做负压，用垂直机翼外表箭头方向外的矢量表示。
机翼下外表各点的静压大于大气压力是压力，叫做正压，用垂直机翼外表箭头向内的矢量表示。
将各矢量的外端点用光滑曲线连接起来就得到了机翼外表的压力分布图。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2.3 飞机的几何外形和作用在飞机上的空气动力2.3.1 飞机的几何外形和参数飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼（分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾）等主要部件的几何外形共同构成。
现代飞机的几何外形，必须保证满足空气动力特性和隐身特性等方面的要求。
飞机的几何外形也称为气动外形。
机翼的几何外形当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。
机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。
描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。
a. 机翼翼型的几何参数飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。
翼型具有各种不同的形状，如图2.3.1所示。
图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。
后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状——薄的单凸翼剖面（见图(b)），对升力特性有改进。
随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面（见图(c)），这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。
至于平凸形翼剖面（见图(d)），在构造上和加工上比较方便，同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。
不对称的双凸形翼剖面（见图(e)）的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。
图(f)中是S形翼剖面，这种翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。
对称的双凸形翼剖面（见图(g)），通常用于各种飞机的尾翼面上。
图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。
这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。
菱形（见图(i)）和双弧形（见图(j)）翼剖面常用在超音速飞机上，它们的特点是前端很尖，相对厚度很小，也就是很薄，超音速飞行时阻力很小，比较有利，然而它在低速时的升力和阻力特性不好，使飞机的起落性能变坏。
图2.3.1 不同的翼型和翼型的几何参数翼型的主要几何参数有弦长、相对厚度、最大厚度位置等，见图2.3.1(k)。
弦长连接翼型前缘(翼型最前面的点)和后缘(翼型最后面的点)的直线段称为翼弦（也称为弦线），其长度称为弦长，用c表示。
相对厚度翼型的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段长度。
翼型最大厚度t max与弦长c之比，称为翼型的相对厚度t/c或t，并常用百分数表示，即%100/max ⨯==ct c t t 低速飞机机翼的相对厚度大致为12~18%，亚音速飞机机翼的相对厚度大致为10~15%，超音速飞机机翼的相对厚度大致为3~5%。
最大厚度位置 翼型最大厚度离开前缘的距离x t ，称为最大厚度位置，通常也用弦长的百分数表示，即%100⨯=cx x t t 现代飞机翼型的最大厚度位置约为30%～50%。
b. 机翼平面形状的几何参数基本机翼在机翼基本平面上的投影形状称为机翼的平面形状。
基本机翼是指包括穿越机身部分但不包含边条等辅助部件的机翼，其穿越机身部分通常是由左右机翼的前缘和后缘的延长线构成，也可以由左右外露机翼根弦的前缘点连线和后缘点的连线构成。
机翼基本平面是指垂直于飞机参考面且包含中心弦线（位于飞机参考面上的局部弦线）的平面。
所谓飞机参考面就是机体的左右对称面，飞机的主要部件对于此面是左右对称布置的。
按照俯视平面形状的不同，机翼可分为平直翼、后掠/前掠翼和三角翼等3种基本类型，如图2.3.2所示。
(a)(b)(c)(d)图2.3.2 机翼的平面形状(a) 平直翼 (b) 后掠翼 (c) 三角翼 (d) 平面形状参数表示机翼平面形状的主要参数有：机翼面积、翼展、展弦比、梯形比和后掠角等。
机翼面积 基本机翼在机翼基本平面上投影面积，称为机翼面积，用S 表示。
翼展 在机翼之外刚好与机翼轮廓线接触，且平行与机翼对称面（通常是飞机参考面）的两个平面之间的距离称为机翼的展长，简称翼展，用b 表示。
展弦比 机翼翼展的平方与机翼面积之比，或者机翼翼展与机翼平均几何弦长（机翼面积S 除以翼展b ）之比，称为机翼的展弦比A ，即Sb A 2梯形比机翼翼尖弦长与中心弦长之比，称为机翼的梯形比，又称尖削比，用λ表示。
后掠角描述翼面特征线与参考轴线相对位置的夹角称为后掠角。
机翼上有代表性的等百分比弦点连弦同垂直于机翼对称面的直弦之间的夹角称为机翼的后掠角，用Λ表示。
通常Λ0表示前缘后掠角，Λ0.25表示1/4弦线后掠角，Λ0.5表示中弦线后掠角，Λ1.0表示后缘后掠角。
后掠角表示机翼各剖面在纵向的相对位置，也即表示机翼向后倾斜的程度。
后掠角为负表示翼面有前掠角。
如果不特别指明，后掠角通常指1/4弦线后掠角。
平直翼的1/4弦线后掠角大约在20º以下，多用于亚音速飞机和部分超音速飞机上；后掠掠翼1/4弦线后掠角大多在25º以上，用于高亚音速和超音速飞机上；三角翼前缘后掠角约在60º左右，后缘基本无后掠，多用于超音速飞机，尤以无尾式飞机采用较多。
c. 机翼的前视形状机翼的前视形状通常用机翼的上反角来说明。
翼面基准（如翼弦平面）与垂直于飞机对称平面的平面之间的夹角，称为机翼的上反角Г（图2.3.3）。
通常规定上反为正，下反为负。
机翼上反角一般不大，通常不超过10º。
图2.3.3 上反角图2.3.4 机身参数以上所述翼型和机翼的各几何参数，对机翼的气动特性影响较大。
特别是机翼面积、展弦比、梯形比、后掠角以及相对厚度这五个参数，对机翼的空气动力特性有重大的影响。
如何合理地选择这些参数，以保证获得良好的空气动力特性，乃是飞机设计中的一项重要任务尾翼的几何外形及其参数与机翼相似。
不再赘述。
机身的几何外形机身的功用是装载有效载荷（旅客、货物等）、乘员、各种系统和设备等，并把组成飞机的各部件有效地连接在一起。
与机翼相比，机身的形状要复杂的多（图2.3.4）。
；(2) 最大当量直表示机身几何特征的参数主要有：(1) 机身长度LF径d：把机身看成是当量旋成体，其横截面积对应的当量旋成体的直径称F为机身当量直径，其中最大横截面积对应的当量旋成体的直径称为机身最：机身长度与机身最大当量直径之比。
大当量直径；(3) 长细比λF机身的主要空气动力是阻力，升力很小。
2.3.2 低速、亚音速飞机的空气动力翼型的升力和阻力飞机之所以能在空中飞行，最基本的事实是，有一股力量克服了它的重量把它托举在空中。
而这种力量主要是靠飞机的机翼与空气的相对运动产生的。
迎角的概念飞行速度（飞机质心相对于未受飞机流场影响的空气的速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线（一般取机翼翼根弦线或机身轴线）之间的夹角，称为迎角(图2.3.5(a))，用α表示。
当飞行速度沿机体坐标系（见2.4.1节）竖轴的分量为正时，迎角为正。
如果按照相对气流（未受飞机流场影响的气流）方向，则相对气流速度（未受飞机流场影响的空气相对于飞机质心的运动速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线之间的夹角就是迎角，且当相对速度沿机体坐标系竖轴的分量为负时，迎角为正(图2.3.5(b))。
图2.3.5 迎角图2.3.6小迎角α下翼剖面上的空气动力1—压力中心 2—前缘 3—后缘 4—翼弦升力和阻力的产生根据我们已经讨论过的运动的转换原理，可以认为在空中飞行的飞机是不动的，而空气以同样的速度流过飞机。
如图2.3.6所示，当气流流过翼型时，由于翼型的上表面凸些，这里的流线变密，流管变细，相反翼型的下表面平坦些，这里的流线变化不大(与远前方流线相比)。
根据连续性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减小；而翼型的下表面，由于流管变化不大使压强基本不变。
这样，翼型上下表面产生了压强差，形成了总空气动力R，R的方向向后向上。
根据它们实际所起的作用，可把R分成两个分力：一个与气流速度v垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力L；另一个与流速v平行，起阻碍飞机前进的作用，就是阻力D。
此时产生的阻力除了摩擦阻力外，还有一部分是由于翼型前后压强不等引起的，称之为压差阻力。
总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心(见图2.3.6)。
好像整个空气动力都集中在这一点上，作用在翼型上。
根据翼型上下表面各处的压强，可以绘制出翼型的压强分布图(压力分布图)，如图2.3.7(a)所示。
图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。
箭头都与表面垂直，其长短表示负压(与吸力对应)或正压(与压力对应)的大小。
由图可看出，上表面的吸力占升力的大部分。
靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。
(a) 翼型上的压力分布1—翼型 2—吸力 3—压力(b) 不同迎角下翼型压力分布的变化1—尾部漩涡图2.3.7 翼型的压强分布图(压力分布图)由图2.3.7(b)可见，机翼的压强分布与迎角有关。
在迎角为零时，上下表面虽然都受到吸力，但总的空气动力合力R 并不等于零。
随着迎角的增加，上表面吸力逐渐变大，下表面由吸力变为压力，于是空气动力合力R 迅速上升，与此同时，翼型上表面后缘的涡流区也逐渐扩大。
在一定迎角范围内，R 是随着迎角α的增加而上升的。
但当α大到某一程度，再增加迎角，升力不但不增加反而迅速下降，这种现象我们叫做“失速”。
失速对应的迎角就叫做“临界迎角”或“失速迎角”(见图2.3.8)。
图2.3.8翼型的L -α曲线 图2.3.9翼型的C L -α曲线R 随α的变化而变化，它在垂直于迎面气流方向上的分力L ——升力，也随α的变化而变化。
为了研究问题方便，我们采用无因次的升力系数C L 来表示升力与迎角的关系，即S v LC L 221ρ=升力系数C L 随迎角变化的曲线称为升力曲线（图2.3.9）。
在一定飞行速度下，在迎角较小的范围内，升力系数C L 由随迎角α的呈线性变化；随着迎角的继续增加，升力曲线逐渐变弯，到临界迎角时，升力系数达到最大值C Lmax ；之后再增大迎角，升力系数反而减小。
翼型的力矩特性及焦点图2.3.10气动合力及力矩 图2.3.11 C m -C L 曲线当气流流过翼型时，可以把作用在翼型上的空气动力R 分解为垂直翼弦的法向力L 1和平行于翼弦的切向力D 1(图2.3.10)。
我们规定使翼型抬头的力矩为正，则空气动力对F 点的力矩可写为M yP ＝－L 1 (x P -x F )≈－L (x P -x F )改用力矩系数的形式表示为 )()(221221F P L F P yPm x x C c x x S v L Sc v M C --=--==ρρ 式中P x 和F x 分别是压力中心和任意点F 到翼型前缘距离与弦长比的百分数(见图2.3.9)。