第十二章 机翼理论
水翼船与机翼理论
水翼船与机翼理论1. 引论水翼船在翼载状态通常有良好的耐波性，所产生的余波小，由于入射波引起的速度损失也小。
对于全浸式水翼系统，这些优点尤为显著。
水翼的设计工况一般是亚空泡状态，然而，空泡产生的可能性仍然是一个重要的问题。
讨论中，架设水翼无空泡。
Johnston指出，在选择全浸式水翼系统中的水翼和支柱的结构布局时，有如下一些重要的方面：（1）保持航向稳定性和横摇稳定性。
（2）当水翼露出水面时，能够稳定的恢复到浸没状态。
（3）恶劣海况下航行性能温和的趋向恶化。
（4）安全性。
设计者力图使水翼的升阻比和空泡初生时的航速最大化。
而满足结构要求的条件下，必须实现支柱—水翼系统质量的最小化。
以下首先描述水翼船的主要特征和重要的物理特性。
其次是对机翼理论进行详细讨论。
想用数值方法预报水翼船在波浪中以及在启航和操纵过程中的定常特性和非定常特性，机翼理论是一个必要的基础。
机翼理论的描述，将从介绍基于源，汇和偶极分子的边界元方法开始；这个方法可以考虑非线性理论，三维流动，水翼和支柱的相互作用以及自由表面效应。
再次讨论线性理论，线性理论的优越性是，可以更容易地看出攻角，拱度，襟翼和三维流动，如何影响水翼的升力和阻力。
此外，还要讨论自由表面和水翼的相互作用如何影响水翼的定常升力和阻力；这项分析有实验结果的论证。
最后讨论由于入射波浪引起的非定常情况；这将用于计算一个翼载状态的水翼船，在遭遇迎浪规则波或规则波时的垂荡和纵摇运动。
2.水翼船的主尺度图1.1还给出了一个带襟翼的全浸型水翼系统的例子:前支柱用于转向操纵，喷水推进则和后翼布置组合在一起。
喷水系统有一个喷压式的入水口，内部的管道经过内支柱，然后水从船尾喷到空气中，许多现有的水翼船都装有襟翼，它们用于控制纵倾和图1.2给出了各种类型的水翼布局。
表1.1和表1.2分别给出了单体划割自由面型和全浸型水翼船的主要尺度。
3.物理特征3.1 水翼航行状态的静态平衡在翼载状态下，船的重量由水翼系统提供的定常升力来平衡。
第十二章 机 翼 理 论
（１２－３６）
沿展向积分得整个自由涡在y 处的诱导速度：
W 1
l 2
( )d
4 l2 y
（１２－３７）
当y=, 上式为旁义积分,取主值为：
l 2
( )d
lim[
y ()d
l 2
()d ]
l2 y
y 0 l 2
y y
上式近似有 Vk V0
1 (W )2 V0
V0
矢径的斜率，为该
攻角下的升阻比 Ｋ＝CL/CD
四、俯仰力矩系数
定义为：
CM 0
1 2
M0
V02lAb
由Ｃmo～α和CL/CD
求压力中心位置
（合力与翼弦交点）
Ｃmo～α曲线 Ｃm1/4～α曲线
优良翼型压力中心位置随攻角改变变化不大， 否则机翼稳定性较差。
§１２-５ 有限翼展机翼 有限翼展机翼：实际上机翼的展弦比均为有限值
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
l
L V0
2 ( y)dy
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
物理机翼知识点总结大全
物理机翼知识点总结大全在航空航天领域，机翼是飞机的重要部件，它不仅能提供升力，还能影响飞机的稳定性和操控性能。
本文将对机翼的诸多知识点进行全面总结，包括机翼的结构、气动力学原理、机翼设计及影响因素等内容，以期为读者提供全面深入的了解。
一、机翼的结构1. 机翼的基本结构机翼是飞机上最重要的部件之一，其主要结构包括翼型、翼剖面、前缘后缘、翼梁、翼肋、翼壁等。
翼型是机翼的横截面形状，其设计影响着机翼的气动性能，通常采用NACA翼型。
前缘是机翼前部的边，通常是圆滑的弧形，以减小气流的阻力。
后缘是机翼后部的边，通常是锐利的切割，以减小气流的漩涡。
2. 机翼的组成部件机翼由翼梁、翼肋、翼翼壁、前后翼轮、边缘各种部件组成，翼梁是机翼的骨架，用于承受飞行中产生的各种荷载，翼肋则用于连接翼壁和翼梁，起到支撑和定位作用。
3. 机翼的操纵系统机翼的操纵系统包括副翼、襟翼、缝翼以及襟翼。
副翼用于控制飞机在横滚轴的转向，襟翼用于控制飞机在俯仰轴的转向，缝翼和襟翼用于增加机翼的升力。
二、气动力学原理1. 升力和阻力在飞行过程中，机翼产生的升力能够支持飞机的飞行，而阻力则是机翼在空气中运动时产生的摩擦力。
升力和阻力是机翼气动力学特性的重要指标，其大小与机翼的气动外形、攻角、翼面积等因素有关。
2. 机翼的气动性能机翼的气动性能由其空气动力学特性决定，包括升力系数、阻力系数和升力阻力比等参数。
升力系数和阻力系数是描述机翼升力和阻力大小的参量，升力阻力比是衡量机翼气动性能优劣的重要指标。
3. 攻角和失速攻角是指机翼载荷方向与机体坐标系的夹角，攻角的变化会直接影响机翼的升力和阻力。
失速是机翼在攻角过大时突然丧失升力的现象，会导致飞机失去升力支撑而坠机。
三、机翼设计及影响因素1. 翼型设计翼型设计是机翼设计的核心内容之一，通常采用数学模型对翼型进行优化设计，以实现最佳的气动性能。
NACA翼型是机翼设计中经常采用的标准翼型，其曲线的参数能够有效地描述翼型的气动特性。
空气动力学与飞行原理课件：机翼空气动力学
2mg v
S CL
它表明在相同翼型下，翼载荷越大，则定直平飞速度越快。从另一个方面来看
vmin
2mg
S CL max
即，最小平飞速度为机翼接近失速迎角飞行。在翼型失速迎角一定的情况下，翼载荷越 大，最小平飞速度也越大。
5
壹 翼面负载
下面是典型的无人机的翼面负载。
无人机机型 全球鹰 长空-1 捕食者 徘徊者
贰 目录
一、
翼面负载
二、
展弦比
三、
后掠角
四、
根梢比
7
贰 展弦比 展弦比λ定义为翼展L除以平均翼弦b(λ=L/b)。 展弦比对机翼升力的影响为：当机翼产生升力时，下表面压强向上，上表面压强向下，且下表面压强值 大于上表面。则在翼尖处，下表面的高压气流流向上表面，减小了翼尖附近的升力。同时，如上节所述，有 限展长机翼也是诱导阻力产生的重要来源。 因此，展弦比越大，则翼尖效应对机翼升力的影响越小。理想情况是和翼型升阻特性一样。对于低速和 亚声速无人机，机翼展弦比越大，则升力线斜率和升阻比都较大。 展弦比的另外一个特性是翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角，增大了翼尖处的失速迎角。因此，在机翼展 向各翼型扭转角相同的情况下，翼根比翼尖较易失速，这也是要设计机翼扭转的作用。一般翼尖剖面翼型与 翼根剖面翼型的扭转角在±3度左右。另外，相同情况下，展弦比越大则机翼滚转方向转动惯量越大，滚转机 动性越差。
这对无人机结构设计产生一定影响。即后掠 翼无人机翼梢处气动力增大，需要适当加强梢部 结构强度。
后掠机翼升力分布
15
肆 目录
第一章
翼面负载
第二章
展弦比
第三章
后掠角
第四章
根梢比
16
肆 根梢比
机翼的伯努利原理
机翼的伯努利原理机翼的伯努利原理是描述了在流体流动时，流速增大，流体压力就会降低的物理原理。
机翼的伯努利原理是基于流体动力学的基本原理之一，它解释了飞机如何产生升力并保持在空中飞行。
伯努利原理是由丹尼尔·伯努利于18世纪初提出的。
伯努利原理可以总结为以下公式：P + 1/2ρv²+ ρgh = 常数其中P为流体的压力，ρ为流体的密度，v为流体的速度，g为重力加速度，h 为流体的高度。
根据这个公式，伯努利原理说明了当流体的速度增加时，它的压力就会降低，从而产生向上方向的力。
在机翼上方的空气速度较快，而下方的速度相对较慢。
根据伯努利原理，上方的气压较低，下方的气压较高，这就产生了一个力，即升力。
升力使得飞机能够克服重力并保持在空中飞行。
机翼上的升力产生的机制主要有两个：曲率效应和上反效应。
首先是曲率效应。
机翼的上表面比下表面更加曲率，这使得上表面的气流速度要比下表面的气流速度快。
根据伯努利原理，上表面的气压较低，而下方的气压较高。
这种气压差导致了向上的力，即升力。
其次是上反效应。
机翼的上表面比下表面更加上翘，这导致上表面的气流流动距离比下表面的气流流动距离更长。
根据伯努利原理，气流流动距离越长，速度越快，气压就越低。
因此，上方的气压较低，下方的气压较高，产生向上的力，即升力。
此外，机翼的形状和角度也会影响升力的产生。
机翼的翼角越大，升力越大；机翼的形状越窄长，升力越大。
这是因为越大的翼面积和越大的翼角都会导致气流流动距离增加，从而增加气压差，进而增加升力。
总结起来，机翼的伯努利原理是由流体动力学中的伯努利原理解释的。
通过使得上方气流速度大于下方气流速度，机翼在上表面形成了低气压区，从而产生了升力。
机翼的形状、角度等因素也会影响升力的产生。
机翼的伯努利原理是飞机能够在空中飞行的重要原理之一。
机翼理论
L = ρU 0 Γ l
2)
Γ=
L 98000 = = 80(m 2 / s ) ρU 0 l 1.225 × 100 × 10
当α=60时, 升力系数为 0.5， 阻力系数为 0.04， 几何
5. 一矩形机翼, 翼展 24m, 翼弦 6m,
攻角不变, 机翼剖面形状不变。求：弦长为 4m时的升力系数和阻力系数。
11.一飞机自重 28000KN, 翼型为NACA23012,机翼面积 40m2展弦比 6 飞行速度为 360km/h， 空气密度位为 1.225kg/m3. 设机翼形状为矩形。 求：1）升力系数 2）下洗角 解：1）升力系数 3）诱导阻力系数.
CL12
CL 2 2
6. 已 知 某 矩 形 机 翼 的 展 弦 比 λ1 =
l = 5 的 机 翼 , 升 力 系 数 为 CL = 0.6 ， 绝 对 攻 角 b l α a1 =10o ,机翼剖面形状、几何攻角不变，当 λ2 = = 4 时， b
求：1）机翼的升力系数， 2）绝对攻角 3）诱导阻力系数， 解：1）根据展弦比换算条件，相似翼型升力系数相同
展长 10m的矩型机翼, 攻角为 8o时, 阻力系数为 0.075, 升力系数为 1.0, 对于
同样形状的机翼，当展弦比为 6 时， 求：1）升力系数 2）阻力系数 3）几何攻角
解: 1）展弦比很接近，不计升力系数的变化，当 λ =6 时仍取 CL = 1.0 2） λ =5 对于 λ =∞ 对于 λ =6 诱导阻力系数
CDi =
C 2L
πλ
三元机翼的总阻力： 又摩擦阻力，形状阻力，诱导阻力三部分组成。 机翼的展弦比换算： 换算条件：在相似条件下进行换算，即要求两机翼的翼型相同、有效冲角相等，雷 诺数相等，则有两机翼的升力系数相等，阻力系数相等。
机翼升力与伯努利方程
机翼升力与伯努利方程摘 要:本文首先介绍连续性方程和伯努利方程的基本原理，然后对于飞机靠机翼能够产生升力的原因进行理论分析，并使用一些物理方法和公式进行简化和计算，最后使用歼-10的相关数据进行验证。
另外还介绍了机翼升力的逆应用。
关键词：机翼升力 伯努利方程 连续性方程人类自古以来就梦想着能像鸟一样在天空中飞翔。
作为二十世纪最重大的发明之一，飞机使得人类的这个梦想得以实现。
而飞天成功与流体力学的发展有着分不开的联系。
流体力学，是研究流体的力学运动规律及其应用的学科。
其中的伯努利方程从经典力学的能量守恒出发，表述了流体定常运动下的流速、压力、管道高程之间的关系，为如今的固定翼飞机飞行提供了理论基础。
一、伯努利方程在介绍伯努利方程之前，不得不先说明一下连续性方程。
理想流体作稳定流动时，流体通过同一流管中任何截面的体积流量皆相等。
这就是理想流体的连续性原理。
它表示流体在流动时，应遵守质量守恒定律，其数学表示为t Sv cos = （1）其中，v 为流速，S 为流管的截面面积。
由此方程我们可以得到这样一个结论：对于同一流管，截面积越小，流速越大；截面积越大，流速越小。
通过连续性原理和功能守恒原理推导出的伯努利方程揭示了液体流动过程中的能量变化规律。
它表示理想流体作定常流动时，应遵守能量守恒定律，其数学表示为t gh v p cos 212=++ρρ （2） 其中，p 为此处流体的压强，ρ为此处流体的密度，v 为此处流体的流速，h 为此处距基准面的高度，g 为重力加速度。
由此方程可以得到一个结论：同一流管等高处两点，流速大的地方压强小，流速小的地方压强大。
二、机翼升力1.理论分析飞机飞行时候主要靠机翼提供升力。
机翼的设计参照了大鸟滑翔飞行机理，使得机翼在快速移动时候获得升力，带动飞机升天。
飞机的机翼横截面一般前端圆钝、后端尖锐，上表面拱起、下表面较平。
气流在机翼前端被分成上、下两股，在机翼后端再重新汇合。
机翼理论
旋涡起因： (1) 粘性：均匀流体经过物体（边界层）时运动变为有旋； (2) 非正压流场：大气和海洋中的密度分层形成旋涡； (3) 非有势力场：地球哥氏力使气流生成旋涡（旋风）；
(4) 流场的间断（非连续）：曲面激波后形成有旋流动。
Helmholtz定理 - 涡线和涡管保持定理
Th.3 如果流体理想、正压、质量力有势， 则组成涡线的流体质点永远组成此涡线。 Th.4 如果流体理想、正压、质量力有势， 则组成涡管的流体质点始终组成此涡管，且 涡管的强度不随时间而变。 综上所述，Kelvin、Lagrange及Helmholtz定理全面 地描述了理想正压流体在有势场中运动时涡量演化的规 律：若流体理想、正压、质量力有势，无旋运动永远无 旋，有旋运动永远有旋；涡线、涡面、涡管及涡管强度 具有保持性。若不满足Kelvin任一条件，则运动过程中 会产生新的旋涡，无旋变成有旋；不具备保持性。
有限长直涡线L 在M点处诱导速度:
d l sin V 2 sin d 4 r 4R 2 L
V cos 2 cos 1 4 R
1
d rd
R M L Γ
2
V 的方向指向纸里。
⑦ 有限长度直涡线：V
cos 2 cos 1 4 R
将机翼的弦线方向取为X方向（从 前缘指向尾缘），由于翼型的厚度很 小，将机翼表面的边界条件近似在x 轴上得到满足。
V
y
yu yd
x
r V n n
上表面：
On SB
V iU cos jU sin
r y U sin yuU cos
r y r x yu Vy Vx yu
0 c
机翼空气动力学原理
机翼空气动力学原理1. 哇塞,机翼空气动力学原理这玩意儿听起来就高大上啊!不过别怕,让我用大白话给你们讲讲,保证听得懂!2. 你们想象一下,机翼就像是一片巨大的薄饼,只不过上面比下面更圆润一些。
当这片薄饼在空中飞行的时候,周围的空气就会分成两股,一股从上面过,一股从下面过。
3. 这下有意思了!因为上面比较圆,空气要绕一个更长的路径,就得跑得快一些。
下面相对平一些,空气就能慢悠悠地过去。
这就像是跑步比赛,上面的空气选手得加速冲刺,下面的空气选手就能悠哉游哉地溜达。
4. 结果呢?上面的空气因为跑得快,压力就变小了。
下面的空气慢悠悠的,压力反而大。
这一上一下的压力差,就像是有一只看不见的大手,把整个机翼往上推。
这个向上的力,我们就管它叫"升力"。
5. 你们可能会问:"这么神奇吗?空气还能这么玩儿?"没错!这就是伯努利定律在耍花样。
简单来说就是:速度快,压力低;速度慢,压力高。
这不就跟我们打篮球时快速运球一样吗?球动得快,周围的空气压力就小,球就能浮在空中不掉下来。
6. 但是等等,光有升力还不够哦!飞机要想在天上自由自在地飞,还得克服重力和阻力。
重力大家都懂,就是地球妈妈总想把飞机拽回家。
阻力呢?就是空气不太配合,总想把飞机往后推。
7. 这时候,发动机就要出场了!它就像是飞机的超级推进器,给飞机一个强劲的向前的力,帮助飞机战胜阻力。
发动机的推力加上机翼产生的升力,才能让飞机在天空中快乐地遨游。
8. 有趣的是,机翼的角度也很重要。
飞行员可以通过调整机翼和水平面的夹角(我们管这个叫"攻角"),来改变升力的大小。
就像是调整你的雨伞角度来抵挡不同方向的风雨一样。
攻角增大,升力就会变大,但是要小心,角度太大反而会失去升力,这就像是把雨伞完全竖起来,雨水就会直接往你头上浇了。
9. 还有一个有意思的现象叫"机翼尖涡流"。
因为机翼两端的压力差,高压区的空气会往低压区窜,形成一个小漩涡。
机翼的应用技术原理及应用
机翼的应用技术原理及应用引言机翼是飞行器的重要组成部分，其应用技术原理和设计对于飞行器的飞行性能具有重要影响。
本文将介绍机翼的应用技术原理及其在不同类型飞行器上的具体应用。
1. 机翼的基本原理机翼是飞行器上安装的产生升力的主要部件之一，其主要原理如下： - 升力产生机理：机翼通过颠翼、翼型设计等方式，在飞行中产生升力，使飞行器能够克服重力并保持在空中飞行。
- 气动力学效应：机翼在飞行过程中受到气动力学效应的影响，包括升力、阻力、升力分布等，这些效应直接影响飞行器的稳定性和操控性。
- 材料选择：机翼的材料选择对其性能有重要影响，包括强度、刚度、重量等。
2. 机翼在不同类型飞行器上的应用机翼根据飞行器类型的不同，具有不同的设计要求和应用技术。
2.1 固定翼飞机的机翼应用技术固定翼飞机的机翼设计要求具有良好的升力产生能力和操纵性能，因此应用技术上有以下方面： - 翼型选择：固定翼飞机的机翼往往采用对称翼型，以保证机翼上下表面的升力分布相等，提高飞机的操纵性。
- 襟翼设计：襟翼是固定翼飞机上常见的辅助设备，可通过改变机翼的有效面积和翼型来调节升力分布，提高飞机的性能。
- 机翼结构：固定翼飞机的机翼结构采用高强度、轻质的材料，以提高结构的强度和刚度，并减少飞机的自重。
2.2 直升机的旋翼应用技术直升机的旋翼是实现升力产生和操纵的关键部件，其应用技术上有以下特点：- 主旋翼设计：直升机的主旋翼采用可变翼型设计，以在不同飞行阶段具有不同的升力特性，提高飞行器的性能。
- 尾旋翼设计：直升机的尾旋翼用于抵消主旋翼产生的反扭矩，并提供横向稳定和操纵。
尾旋翼采用小翼面积和高速旋转，以提高操纵性能。
- 旋翼材料：直升机的旋翼材料选择轻质、高强度的复合材料，以提高飞行器的性能和寿命。
2.3 无人机的机翼应用技术无人机是近年来发展迅速的飞行器类型，其机翼应用技术上有以下方面： - 折叠机翼设计：为了提高无人机的便携性，一些无人机采用折叠机翼设计，以便于运输和存储。
机翼理论
3）过 c 的二曲线1c, 2c 与 轴的夹角分别为1 、1 1 ，点1, 2
与2 c 的连线与实轴夹角为2，2 ，近似2 0 ，2 对于z 平面，设z1, z2 为1, 2 的对应点，z12 c,
2 。 x
z2 2 c 与
v2 b
4．空气动力学特性曲线 1）升力系数Cl 与攻角 关系曲线Cl ~
Cl ~ 曲线在实用范围内，近似成一直线，在较大攻角时，略向下弯 曲，当达到最大值后，则突然下降。飞机如在飞行时遇到这种情况，则有 坠毁的危险，这一现象称为“失速”。
“失速”与机翼上表面的气流在前缘附近发生分离现象有关。对一般的 翼型最大升力系数约1.2 ~ 1.5 ，相应角度10 ~ 15 ，飞机的起飞，降落性能与这 个值有关。
第三节 保角变换法
保角变换法（映射）方法的基本思想可简述如下：
将 平面的圆域C 借助于解析函数z f ( ) 变换到z 平面的域Cz ，C 的外区
域对应于Cz 的外区域。由于圆柱绕流问题的解是已知的，于是任意物体绕 流问题的解也可求出来。
这一变换的目的是由 平面的已知流动求z 平面的未知流动。
1
，
点 z1, z2 与 2 c 的连线与实轴夹角为2，2 ，近似2 0 ，2 2 。
由（3）式可得：
1 2 2(1 2 ) 1 2 2(12) 将2 0，2 2 ，2 0 ，2 2 代入，得：
翼型前、后缘的曲率半径，分别以rl ，rt 表示。
相对值：
rl
rl b
rt
rt b
如尾部非圆形而是尖的，以上下弧在尾缘的切线交角 表示，叫后缘角。
以上是表示翼型几何特性的几个主要参数，它们决定了翼型剖面的几 何特性。
运十二机翼传力分析张庶
运十二机翼传力分析张庶运十二飞机机翼的传力分析运十二飞机机翼带斜撑杆双梁式结构。
平面形状为矩形。
翼型GA-0417，相对厚度17%，弦长2米，机翼安装角4°，上反角1°41′。
机翼中段6肋到17肋的前后梁之间为整体油箱，后段内侧装有后退式富勒襟翼，外侧为副翼，右副翼上装有调整片。
机翼的作用：1.产生升力。
由于运十二的机翼拥有一定的上反角，故可以提供一定的横侧向的稳定性。
2.有横向操作作用的副翼，可以改善空气的动力效用。
3.在机翼的前后缘使用襟翼缝翼等增升装置，提高了飞机的起降性能。
4.机翼上安装起落架，发动机等装置，使得受到了冲击载荷等。
：机翼质量力是机翼结构重量和它在飞行中产生的惯性力的总称，即机翼结构重量和变速运动惯性力。
机翼在外部载荷作用下像一根固定在机身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。
气动力分布载荷机身反作用力机翼质量力分布载荷发动机集中载荷机翼主要受两种类型的载荷：1.一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结构质量力的分布载荷；2.另一种是由各连接点传来的集中载荷，这些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身提供的支反力取得平衡。
3.此外，由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩对飞机结构受力影响较小，在受力分析时只分析垂直剪力、扭矩和垂直弯矩。
垂直剪力垂直弯矩水平弯矩水平剪力扭矩一．平直机翼各截面的剪力，弯矩和扭矩图:①如果机翼上只有空气动力和机翼结构质量力，则越靠近机翼根部，横载面上的剪力、弯矩和扭矩越大。
②当机翼上同时作用有部件集中质量力时，上述力图会在集中质量力作用处产生突变或转折。
由运十二机翼的受力简图我们可以看出，运十二飞机机翼是平直翼，作用在机翼上的集中载荷使机翼剪力在集中载荷作用截面发生突变；弯矩发生转折。
集中载荷作用截面以内机翼各截面上的剪力和弯矩减少；使机翼扭矩在集中载荷作用截面上发生突变。
机翼的应用技术原理
机翼的应用技术原理1. 简介机翼是飞机的重要部件之一，起到支撑机身和提供升力的作用。
它的设计和应用技术原理决定了飞机的飞行性能和稳定性。
本文将介绍机翼的应用技术原理及其在飞行中的作用。
2. 机翼的基本结构机翼的基本结构由以下几个部分组成： - 前缘：机翼前沿弧形结构，用于减小阻力和优化气流分布。
- 翼面：机翼上表面、下表面以及机翼的厚度和形状决定了机翼的升力和阻力特性。
- 后缘：机翼后沿，可以分为襟翼、升降舵等控制面。
- 主翼桁架：支撑整个机翼的骨架结构，通常由多条翼肋和螺纹桁组成。
3. 机翼升力的生成原理机翼的主要作用之一是产生升力，其生成原理可归结为以下几个方面： - 气动凸度：机翼的上表面通常比下表面弯曲，这种凸出的形状能够使得上表面气流速度大于下表面，从而产生侧向上的气动力。
- 单侧比压差：机翼上表面气压比下表面低，就形成了上表面的压力较低，下表面的压力较高，由此产生的压差同样能够产生升力。
- 吸附效应：当飞机在低速飞行或起飞、着陆时，流经机翼的空气会受到粘性效应，紧贴在机翼上，从而产生吸附效应，增加了主翼产生升力的能力。
- 翼尖涡：机翼的翼尖会产生一股旋涡，这个涡流会减小机翼尖部的上表面面积，使尖部的气流速度增加，从而增加了升力。
4. 机翼在飞行中的作用•提供升力：机翼通过产生升力支撑整个飞机，使得飞机能够在空中滞留和飞行。
•控制机动：通过改变翼面形状的控制面如襟翼和升降舵，机翼能够控制飞机的姿态和方向，实现机动操作。
•分流流场：机翼的形状和结构能够影响空气流动，包括减小阻力和减小机翼表面的湍流，提高飞机的飞行效率。
•储存燃油：某些机型的机翼内部设计有燃油储存空间，能够为长途飞行提供足够的燃油容量。
•降低噪音：通过优化机翼设计，减小机翼表面和翼尖的湍流和空气震荡，降低飞机的噪音污染。
5. 机翼的改进和发展趋势随着飞机制造技术的不断发展，机翼的设计和制造也在不断改进。
以下是一些机翼发展的趋势和新技术： - 复合材料：传统的金属机翼通常比较重，而采用复合材料制造的机翼可以减轻重量，提高飞机的燃油效率和性能。
机翼原理 (3)
机翼原理引言机翼是飞机最重要的组成部分之一，它起着提供升力和稳定飞行的关键作用。
了解机翼原理对于理解飞机的飞行特性以及机翼设计的重要性至关重要。
本文将介绍机翼的基本原理、不同类型的机翼以及机翼设计的考虑因素。
机翼的基本原理机翼的基本原理是根据伯努利原理和牛顿第三定律来解释的。
根据伯努利原理，当空气在翼型上方通过时，由于翼型上方曲率较大，气流速度较快，气流压力较低；而在翼型下方通过时，气流速度较慢，气流压力较高。
这导致了一个由高压到低压的压力差，从而产生升力。
牛顿第三定律解释了机翼产生升力的原因。
当气流通过机翼时，气流与机翼发生相互作用，产生一个向下的作用力，即重力。
根据牛顿第三定律，机翼也会受到一个向上的等大小反作用力，即升力。
机翼的形状和类型机翼的形状和类型因飞机的用途和性能要求而异。
以下是几种常见的机翼类型：直线翼直线翼是最基本的机翼类型之一。
它的翼梢和翼根之间是直线而不是弯曲的。
直线翼适用于低速飞行的飞机，具有较高的升力系数和稳定性。
椭圆翼椭圆翼的翼型是由一个椭圆形截面旋转而成的。
椭圆翼的设计可以最大程度地减少阻力，提供较高的升力和较好的飞行性能。
由于制造复杂和成本较高，椭圆翼在实际应用中并不常见。
双翼双翼是由两个独立的翼面构成的，中间通过支柱连接在一起。
双翼适用于低速飞行和短距离起降的飞机，具有较大的升力和较好的操纵性。
翼尖翼翼尖翼是一种长且窄的翼型，翼尖翼的尖端往往更窄，翼根较宽。
翼尖翼适用于高速飞行，能够减少阻力并提高效率。
机翼设计的考虑因素机翼的设计需要考虑多个因素，包括以下几个方面：升力和阻力机翼的设计需要平衡升力和阻力。
较大的升力可以提供更好的飞行性能，但也会增加阻力。
因此，设计者需要根据飞机的性能需求，在升力和阻力之间取得平衡。
稳定性和机动性机翼的设计也需考虑飞机的稳定性和机动性。
稳定性使得飞机在飞行中能够自动保持平衡，而机动性则使飞机能够快速变向和操纵。
设计者需要权衡这两个因素，确保飞机在不同飞行条件下都能有良好的飞行性能。
双翼是如何保持平衡的？
双翼是如何保持平衡的？一、机翼的气动力学特性机翼是飞机的重要组成部分，它的形状和表面特性对飞行的稳定性和操纵性起着决定性作用。
机翼的气动力学特性使其能够保持平衡。
1. 翼型设计机翼的翼型是在飞行器设计过程中的关键要素之一。
通常，翼型是根据气动原理和飞机的任务需求而设计的。
一个好的翼型可以提供升力和阻力之间的良好平衡，使得飞机在不同的速度范围内都能保持平衡。
2. 升力和重力之间的平衡升力是机翼产生的一个重要力量，它使得飞机能够克服重力并保持飞行。
机翼的设计要使得升力和重力之间能够保持一个平衡，这样飞机才能在空中保持稳定的飞行状态。
3. 阻力的控制机翼产生的阻力对飞机的飞行性能和燃油消耗有重要影响。
为了保持平衡，机翼的设计要尽量减小阻力。
采用流线型设计、翼尖的圆滑处理和减少表面粗糙度等措施，可以有效地控制阻力。
二、自动平衡控制系统飞机的双翼平衡还得依赖于自动平衡控制系统的支持。
这个系统能够实时地对飞机姿态进行调整和控制，保持飞行的平衡性。
1. 传感器的作用自动平衡控制系统依靠各种传感器来获取飞机的姿态信息，包括加速度、角速度、姿态角等数据。
这些信息会被传输给平衡控制系统，从而对飞机的姿态进行实时调整。
2. 控制系统的反馈机制自动平衡控制系统通过反馈机制来保持飞机的平衡。
一旦飞机出现偏离平衡的情况，控制系统就会根据传感器的数据进行调整，通过控制副翼、升降舵等来保持飞机的平衡。
三、飞行员的操控技巧飞行员的操作对双翼平衡也起着重要作用。
他们利用操纵杆、脚蹬等飞行操纵设备，通过调整机翼的姿态和控制力量来保持飞行的平衡。
1. 航向控制飞行员通过控制方向舵来调整飞机的航向，保持飞行的稳定性。
他们会根据风向、目标航线等因素来进行调整，确保飞机在空中保持正确的航向。
2. 仰俯控制飞行员可以通过控制升降舵来调整飞机的仰俯姿态，保持飞行的平衡。
飞行员需要根据飞机的气动性能和姿态信息，适时地应用合适的控制力量，确保飞机的仰俯角度保持稳定。
航模固定冀理论
飞机各部名词力的平衡作用於飞机的力要刚好平衡，如果不平衡就是合力不为零，依牛顿第二定律就会產生加速度，为了分析方便我们把力分为X、Y、Z三个轴力的平衡及绕X、Y、Z三个轴弯矩的平衡。
轴力不平衡则会在合力的方向產生加速度，飞行中的飞机受的力可分为升力、重力、阻力、推力﹝如图1-1﹞，升力由机翼提供，推力由引擎提供，重力由地心引力產生，阻力由空气產生，我们可以把力分解为两个方向的力，称x 及y 方向﹝当然还有一个z方向，但对飞机不是很重要，除非是在转弯中﹞，飞机等速直线飞行时x方向阻力与推力大小相同方向相反，故x方向合力为零，飞机速度不变，y方向升力与重力大小相同方向相反，故y方向合力亦为零，飞机不升降，所以会保持等速直线飞行。
弯矩不平衡则会產生旋转加速度，在飞机来说，X轴弯矩不平衡飞机会滚转，Y轴弯矩不平衡飞机会偏航、Z轴弯矩不平衡飞机会俯仰﹝如图1-2﹞。
伯努利定律伯努利定律是空气动力最重要的公式，简单的说流体的速度越大，静压力越小，速度越小，静压力越大，这裡说的流体一般是指空气或水，在这裡当然是指空气，设法使机翼上部空气流速较快，静压力则较小，机翼下部空气流速较慢，静压力较大，两边互相较力﹝如图1-3﹞，於是机翼就被往上推去，然后飞机就飞起来，以前的理论认为两个相邻的空气质点同时由机翼的前端往后走，一个流经机翼的上缘，另一个流经机翼的下缘，两个质点应在机翼的后端相会合﹝如图1-4﹞，经过仔细的计算后发觉如依上述理论，上缘的流速不够大，机翼应该无法產生那麼大的升力，现在经风洞实验已证实，两个相邻空气的质点流经机翼上缘的质点会比流经机翼的下缘质点先到达后缘﹝如图1-5﹞。
我曾经在杂誌上看过某位作者说飞机產生升力是因为机翼有攻角，当气流通过时机翼的上缘產生”真空”，於是机翼被真空吸上去﹝如图1-6﹞，他的真空还真听话，只把飞机往上吸，为什麼不会把机翼往后吸，把你吸的动都不能动，还有另一个常听到的错误理论有时叫做子弹理论，这理论认为空气的质点如同子弹一般打在机翼下缘，将动量传给机翼，这动量分成一个往上的分量於是產生升力，另一个分量往后於是產生阻力﹝如图1-7﹞，可是克拉克Y翼及内凹翼在攻角零度时也有升力，而照这子弹理论该二种翼型没有攻角时只有上面”挨子弹”，应该產生向下的力才对啊，所以机翼不是风箏当然上缘也没有所谓真空。
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一、升力系数 攻角α 升力系数ＣＬ线性
到临界攻角α ｃｒ，升力系 数达最大值ＣLmax
若再 α ＣＬ突 伴随CD 突 称为“失速”
§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。
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）：
厚度（thicheness)ｔ：翼弦的垂线与翼型上下表
面交点之间的最大距离 t 相对厚度 t b ：翼厚与弦长之比
厚度t
翼弦b
拱度ｆ（camber）：中线至翼弦距离的最大值
相对拱度：拱度与翼弦之比 f f / b 对称翼型相对拱度为零 最大拱度位置至前缘的距离：x f
最大拱度的相对位置：x f
附着涡
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。 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。
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：
流线较密，速度大。
流线稀，压力大。
机翼一部分是由流过上表面的空气把它吸
起来的，且上表面产生的负压对全部升力的
贡献大于下表面的贡献。
压力系数分布曲线 吸力
压力
§１２-４
机翼的流体动力特性
在流体力学中，通常测出不同攻角下的升 力Ｌ、阻力D、对前缘的俯仰力矩Ｍ，并整理 成无量纲数：
3 4
2
（12-3）
例如
最大拱度为 弦长的百分几 即 f 2%
ＮＡＣＡ２４１２
最大拱度位置 离前缘为弦长 的十分之几， 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
相对厚度 t 12%
最大拱度为 弦长的百分几 即 f 2%
其方程是：
f 2 y f 2 (2 x f x x ) xf
yf
x xf
（12-2）
x >x f
f [(1 2 x f ) 2 x f x x 2 )] (1 x f ) 2
其厚度方程为：
yt t (1.8485 x 0.6300 x 1.7580 x 1.4215 x 0.5075 x
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
增大面积的襟翼：同时增大f和S，故增大升力。
带襟翼翼型的临 界攻角一般约减 小2°～5°
射流襟翼：更好地提高升力，增大临界攻角。
喷出流体
二、阻力系数 翼型粘性阻力：表面摩擦阻力和压差阻力（形 状阻力）两部分。 ＣＬ CD Re ＣＬ
第十二章
机 翼 理 论(wing ~ )
课堂提问：雁群迁徙时为什么呈”人字形”飞行?
本章内容： 1.机翼地几何特性 2库塔－茹可夫斯基定理 3机翼流体动力特性 4.有限翼展机翼
机翼理论: 流体力学最引人注目的应用课题之一
研究对象：飞机机翼、水翼、船用舵、减摇鳍、 扫雷展开器、螺旋桨、风帆、研究船舶操纵性时 可将船体的水下部分视为一机翼（短翼）。此外 还有透机械的叶片，电风扇、水泵的叶片，风筝 等等都是机翼。 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。
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， Ｂ处速度为零，压 力很高，
T
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）。
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。
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
0
2
(C)
将(a), (b), (c)代入动量方程得:
－Ｌ－πｒVsρＶｏ＝ρＶｏVsｒπ
所以
Ｌ=－２πｒVsρＶｏ = ΓｃｒρＶｏ
为Cr上顺时针向的速度环量
ｃｒ=
＝－２πｒVs
对于无旋流： Γ
Γ c = Γ 绕翼剖面周线 Ｌ＝ρ ＶｏΓ
儒可夫斯基定理得证：
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 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
因为Ｗ向下故为负值 或
（12－ 3１）
1 因为 L V0l CL V02 A, 2
所以
CLV0 A 2l
所以
CL C 2 CLV0 A L 2 lV0 2l lA
（12－ 3２）
因下洗角，作用于机翼上的合力在来流向有分量：
诱导阻力 Di R sin L tan L
诱导阻力系数 CDi
1 2
2 Di CL CL 2 V0 A
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。
0 2
( b)
由柏努利方程确定:
1 1 2 2 p [(Vo cos vr ) (Vo sin vs ) po Vo2 2 2
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）
pr sin d rvs Vo
（12-6）
水翼λ＝５～７ 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
船用舵λ＝0.5～1.5
§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 U 0 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 (V
在实际应用中，出现机翼或水翼突然丧失了支 承力，舵失去操纵作用，这种现象称为“失速”。
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，α 的绝对值也越大。 ０
对称翼型:α
０＝0
数多翼型：
α０＝-
f 100%
xf b
翼剖面型值: 翼型上下表面的坐标
型值ｙｕ和yl 可由如下关系式表示： 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，
最大拱度的相对 位置的百分之半
2 x f 30%
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 顺压梯度段长度，使其边界层为层流状态，降低 翼型总摩阻。 NACA层流翼型系列应用较多 例如
设计CL＝0.2
NACA6 4 - 2 0 8
层流
相对厚度 t 8%
2 l e w vz dy l l
(12-26)
将（12-24）式代入上式得
l1 l l e dy l e w l y 2 l ln l 2 l ln l1 l 2 l
试验给出l１≈１.04l，代入上式得
2 w l
（12－27）
左、右翼端涡在机翼下面产生的平均诱导速度，
ＣＬ=0时ＣD取极小值
三、极曲线 对应一个α ， 对应CD，CL
矢径的斜率，为该 攻角下的升阻比 Ｋ＝CL/CD
四、俯仰力矩系数 定义为：
CM 0 M0 1 V02lAb 2
Ｃmo～α 曲线
由Ｃmo～α 和CL/CD 求压力中心位置 （合力与翼弦交点）
Ｃm1/4～α 曲线
优良翼型压力中心位置随攻角改变变化不大， 否则机翼稳定性较差。
§１２-５
有限翼展机翼
有限翼展机翼：实际上机翼的展弦比均为有限值 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。