展弦比
机翼的几何外形和气动力和气动力矩
2.2超音速翼型的升力 如图是超音速以小迎角绕双弧翼型的流动
当α ＜δ ，前缘上下均受压缩，形 成强度不同的斜激波；当α＞δ ，上
面形成膨胀波 ，下面形成斜激波；
经一系列膨胀波后，由于在后缘处 流动方向和压强不一致，从而形成 两道斜激波，或一道斜激波一族膨 胀波。由于上翼面压强低于下翼面， 因此形成升力。
垂直于翼面）和摩擦切应力（与翼面相切），它们将产生一 个合力R，合力的作用点称为压力中心，合力在来流方向的分 量为阻力X，在垂直于来流方向的分量为升力Y。
N ( p cos sin )ds A ( cos p sin )ds
R
A2 N 2
1.4
翼型的空气动力系数
1.3 低速翼型的低速气动特性概述
（4）随着迎角的增大，驻点逐渐后移，最大速度点越靠近前 缘，最大速度值越大，上下翼面的压差越大，因而升力越大。 （5）气流到后缘处，从上下翼面平顺流出，因此后缘点不一
定是后驻点。
1.5 低速翼型的低速气动特性概述
翼型绕流气动力系数随迎角的变化曲线 一个翼型的气动特性，通常用曲线表示。有升力系数
S c pj c
1. 2 机翼的平面几何参数
展弦比：翼展b和平均几何弦长cpj的比值叫做展弦比，用λ表 示，其计算公式可表示为：
b c pj
展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。
b2 S
展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞 机一般采用小展弦比的机翼。 根梢比：根梢比是翼根弦长c0与翼尖弦长c1的比值，一般用η
表示，
c0 c1
1.2 机翼的平面几何参数
梢根比：梢根比是翼尖弦长c1与翼根弦长c0的比值，一般用ξ 表示，
空气动力学复习(1)
空气动力学复习一.大气物理构成成分：主要是氮气和氧气；按体积计算：氮气约78％；氧气约21％；其它约1％。
物理参数：温度、压力、密度；与飞行有关的其它参数：粘性、压缩性、湿度、音速；1.密度单位：公斤/平方米;大气密度随高度的变化规律:高度升高,密度下降;近似指数变化;2.温度单位：摄氏温度C、华氏温度F、绝对温度K;不同温度单位的对应公式：C=(F-32)*5/9; K=C+273.15大气温度与高度的关系，对流层每上升1000M，温度下降6.5摄氏度。
3.大气压力单位:毫米汞柱,帕,平方英寸磅,平方厘米千克,国际计量单位:帕.海平面15摄氏度时的大气压力:几种表示单位,数值;29.92inHg,760mmHg,1013.25hPa,14.6959psi,1.03323kg/cm2.4.粘性：特性;流体内两个流层接触面上或流体与物体接触面上产生相互粘滞和牵扯的力。
大气粘性主要是由于大气中各种气体分子不规则运动造成的.气体的粘度系数随温度升高而增大；没有粘性的流体称为理想流体。
5.可压缩性：一定量的空气在压力或温度变化时，其体积和密度发生变化的特性；6.湿度：相对湿度：大气中所含水蒸汽的量与同温度下大气能含有的水蒸气最大量之比。
温度越高，能含有的最大量越大，露点温度：大气中相对湿度为100%时的温度；7.音速：在同一介质中，音速的速度只与介质的温度有关；大气中的音速：V=20.1（T)1/2 M/S从地球表面到外层空间。
气层依次是：对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层；对流层的高度：极地8KM，中纬度11KM，赤道12KM.二、空气动力学1基本概念1.1相对运动原理：1.2.连续性假设：1.3.流场、定流场、非定流场：流场：流体流动所占据的空间；定常流：流动微团流过时的流动参数（速度、压力、温度、密度等）不随时间变化的流动；非定常流：流动微团流过时的流动参数（速度、压力、温度、密度等）随时间变化的流动；与之对应的流场称为定流场和非定流场。
航空概论总复习题讲解
航空概论总复习题讲解航空概论总复习题（说明：⿊体字题⽬系分析题和简答题，其余为选择题和填空题）⼀、绪论部分1.飞⾏器⼀般分为⼏类？分别是什么？三类：航空器；航天器；⽕箭和导弹2.⼤⽓层如何分层，各有什么特点？适合飞机飞⾏的⼤⽓层是哪层？以⼤⽓中温度随⾼度的分布为主要依据，可将⼤⽓层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层。
（ 1 ）对流层温度随⾼度⽽降低，空⽓对流明显，集中了全部⼤⽓质量的约 3/4 和⼏乎全部的⽔⽓，是天⽓变化最复杂的层次，其厚度随纬度和季节⽽变化，低纬度地区平均 16-18km ，中纬度地区平均10-12km ，⾼纬度地区平均 8-9km 。
（ 2 ）平流层位于对流层之上，顶部到50-55km ，随着⾼度增加，起初⽓温不变或者略有升⾼；到 20-30km 以上，⽓温升⾼很快，可到 270k-290k ；平流层内⽓流⽐较稳定，能见度好。
（ 3 ）中间层， 50-55km 伸展到 80-85km ，随着⾼度增加，⽓温下降，空⽓有相当强烈的铅垂⽅向的运动，顶部⽓温可低⾄ 160k-190k 。
（ 4 ）热层，从中间层延伸到 800km ⾼空，空⽓密度级⼩，声波已难以传播，⽓温随⾼度增加⽽上升，空⽓处于⾼度电离状态。
（ 5 ）散逸层，是地球⼤⽓的最外层，空⽓极其稀薄，⼤⽓分⼦不断向星际空间逃逸。
飞机主要在对流层上部和同温层下部活动。
3.第⼀架飞机诞⽣的时间是哪⼀天，由谁制造的？1903年12⽉17⽇美国莱特兄弟（奥维尔·莱特和维尔伯·莱特）4.何谓国际标准⼤⽓？因为⼤⽓物理性质（温度、密度、压强等）是随所在地理位置、季节和⾼度⽽变化的，为了在进⾏航空器设计、试验和分析时所⽤⼤⽓物理参数不因地⽽异，也为了能够⽐较飞机的飞⾏性能，所建⽴的统⼀标准。
它也是由权威机构颁布的⼀种“模式⼤⽓”。
叫做国际标准⼤⽓。
5.⽬前世界上公认的第⼀个提出固定机翼产⽣升⼒理论的⼈是谁？哪个国家的？丹尼尔·伯努利· 瑞⼠6.率先解决滑翔机的稳定和操纵⽅法的⼈是谁？哪个国家的？李林达尔,德国7.我国飞机和发动机主要设计、制造单位有哪些？成都，沈阳，上海，西安8.⽬前国际上著名的航空发动机和民⽤飞机制造企业及其⽣产的产品型号。
【空气动力学】为什么大展弦比机翼的诱导阻力相对较小？
【空⽓动⼒学】为什么⼤展弦⽐机翼的诱导阻⼒相对较⼩？5 个回答默认排序39 ⼈赞同了该回答作为⼀名飞⾏器⼯程师，这⾥好好来回答⼀下这个问题。
⾸先来了解⼀下升⼒原理假设⽓流吹过机翼表⾯，⽓流对于机翼表⾯，有两个⼒：⼀个由于空⽓压⼒垂直于机翼表⾯的压⼒F，⼀个因为空⽓黏性，产⽣的切向⼒F。
所有机翼表⾯S，受到的⼒加起来，等于：⼀个⼒F，和⼀个⼒矩M。
⼒F + ⼒矩M = 作⽤⼀特定点p的⼒F这个特定点p，被称作：⽓动中⼼。
⼒F平⾏于“来流”的分⼒，称作“机翼阻⼒”Fx，垂直于“来流”的分⼒，称作“机翼升⼒”Fl。
以“来流”的⽅向为x轴正⽅向，建⽴x-y坐标系，称作“来流坐标系”，⼒F就可以表⽰成 F（F_x,Fl）。
F总是相对于“来流坐标系”⽽⾔的。
理解这⼀点，理解升阻⼒的本质，是理解诱导阻⼒的关键。
对于有限长的机翼，因为机翼上下表⾯的压⼒差（下⾼尚低），在机翼翼尖会形成⼀个“翼尖涡”。
翼尖涡，会影响整个流场，造成下洗。
来流的⽅向，相对地也就改变了。
⽓动⼒F，是相对于“来流坐标系”的，这样因为下洗，来流坐标系旋转，原本升⼒的分量Fl，⼀部分就变成了阻⼒——这就是诱导阻⼒！因为空⽓黏性，翼尖涡流的强度，靠近翼尖附近强度最⼤，越往机翼中⼼，下洗越弱，相应的诱导阻⼒越弱。
⼤展弦⽐机翼，整块机翼，受到翼尖涡流的影响，⽐起⼩展弦⽐，受到的影响相对要轻。
所以⼤展弦⽐的诱导阻⼒要⼩。
诱导阻⼒，不仅跟展弦⽐有关，还跟机翼整体的形状有关。
低⾳速下（<0.3Ma），诱导阻⼒的估算公式是：λ就是飞机的展弦⽐，c是修正系数。
飞⾏速度⼤于0.3Ma，亚⾳速，超⾳速，诱导阻⼒会减少，具体值要⽤3D CFD⽅法仔细计算。
诱导阻⼒，在总阻⼒中，占到50-70%。
为了减少机翼阻⼒，在机翼强度……各⽅⾯允许的情况下，⼀般都会尽可能提⾼展弦⽐，采⽤梯形或者椭圆机翼（制作难度⾼）。
（注：只有飞机是这样，⽔下航⾏体基本摩擦阻⼒占70%-90%）、 话题的优秀回答者2 ⼈赞同了该回答既然是“科普”，极端例⼦就是展弦⽐趋于⽆限的情况，根据诱导阻⼒产⽣的原因可得诱导阻⼒等于零。
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。
船舶舵的设计
船舶超纵性及船舶舵的设计 一、 船舶超纵性（一）什么是船舶操纵性1、船舶操纵性是船舶保持或改变航向的能力⑴小舵角下的航向保持性； ⑵中等舵角的航向改变性；⑶大舵角的船舶回转性。
2、船体、螺旋桨、舵之间的相互影响（1）舵位于船体和螺旋桨后方，受到船体伴流和螺旋桨尾流影响，舵的存在及舵角变化也影响船体及桨的受力。
（2）把舵臵于桨的尾流内，不仅可吸收旋转尾流能量，还可减少涡能损失，从而提高推进效率。
有时从快速性角度把舵和桨一起作为推进系统的一部分。
（3）舵、桨需得到船体的有效的保护。
3、舵受力分析P — 舵力（N ）； P n — 法向力（N ）；P t — 摩擦力（N ）； P y — 升力（N ）； P x — 阻力（N ）； δ（α） — 舵角（°），也叫舵的攻角；； A R — 舵叶浸水面积（m 2）；V R — 舵叶对水速度（m/s ） 4、影响舵力大小的因素（1）、舵与船体间相互干扰：尾部船体两侧，相当于增加了舵叶面积，从而使舵力增加。
舵与船尾越近，增加越明显。
（2）、伴流的影响：船体周围部分水追随船运动而形成的水流称伴流。
它使舵力下降。
伴流的特点：近大远小、上大下小、左右对称。
船前进时，首部为零，自首至尾逐渐扩大，船尾最大；倒航时船尾为零。
单车单舵船，前进中突然停车，因伴流过强造成舵力极度下降，可出现无舵效现象。
（3）、螺旋桨排出流影响：因螺旋桨排出流比船速高得多，大大提高了舵叶与水的相对速度，极大地增加了舵力。
注意：双车单舵船因排出流对舵力几乎不产生作用，当船舶在靠离泊作业、船速很低时几乎没有舵效。
（4）、船舶回转中的舵力下降：船舶绕回转圈中心进行回转时，在舵叶处存在一个漂角，2576.2sin N R RP A V α=⋅⋅使水流的有效流入角减小。
船舶在回转中绕自身转心运动时，使舵叶附近的水流对舵的冲角减小。
（5）、使舵力减小的流动现象失速现象：当达失速舵角或临界舵角时，舵升力骤然下降。
几何外形和参数
几何外形和参数
飞机主要构件
机翼垂直安定面水平安定面起落架
飞机外形的演变过程
从空气动力角度看，飞机的几何外形由机翼、机身和尾翼（分水平尾翼——简称平尾和垂直尾翼——简称立尾）等主要部件的外形共同来构成。
机翼是飞机产生升力和阻力的主要部件。
描述机翼的几何外形，将从机翼平面几何形状和翼剖面几何外形两方面来加以说明。
平面几何形状中最重要的几何尺寸有：翼展，表征机翼左右翼梢之间最大的横向距离。
外露根弦长和翼梢弦长以及前缘后掠角（机翼前缘线同垂直于翼根对称平面的直线之间的夹角）。
另外还有两个重要的平面参数，即机翼的展弦比和梢根比（又称梯形比）。
展弦比是指机翼展长与平均几何弦长之比，。
c类客机转弯半径
c类客机转弯半径C类客机转弯半径C类客机是指载客量在100至200人之间的中型客机。
在飞行中，转弯是常见的动作之一，而转弯半径是衡量飞机机动性能的重要指标之一。
C类客机的转弯半径受多种因素影响，包括飞机的设计、机翼的展弦比、飞机的速度以及飞行员的操作等。
飞机的设计对转弯半径有着重要的影响。
C类客机的设计通常追求较高的机动性能，以满足航空公司和乘客对于飞行速度和舒适性的要求。
设计上的一些特点，如机翼的后掠角和翼展，能够减小飞机的气动阻力，使其更具机动性。
相比之下，机翼的前掠角较小，能够增加飞机的升力系数，提高飞机的机动性能。
这些设计特点能够使C类客机在转弯时更加灵活敏捷，减小转弯半径。
机翼的展弦比也对转弯半径有影响。
展弦比是指机翼的翼展与翼弦之比。
较高的展弦比能够提高机翼的升力系数，增加飞机的升力。
在转弯过程中，机翼的升力会提供向心力，使飞机能够保持在曲线轨迹上。
因此，较高的展弦比能够减小C类客机的转弯半径。
飞机的速度也会影响转弯半径。
在飞行中，飞机的速度越大，其转弯半径越大。
这是因为在较高的速度下，飞机需要更大的向心力才能保持在曲线轨迹上。
因此，在飞行中，飞机的速度需要根据转弯半径进行适当调整，以保证飞行安全。
飞行员的操作也对转弯半径有影响。
飞行员在进行转弯时，可以通过控制方向舵和副翼来改变飞机的转弯半径。
在实际操作中，飞行员需要根据飞机的特性和飞行要求，灵活运用操纵杆和脚踏板，适时调整飞机的姿态，以达到预期的转弯半径。
C类客机的转弯半径受到多种因素的影响。
飞机的设计、机翼的展弦比、飞机的速度以及飞行员的操作都会对转弯半径产生影响。
通过合理的设计和操作，C类客机能够在转弯时保持灵活敏捷，减小转弯半径，提高飞行的安全性和效率。
在未来，随着科技的不断发展和飞机设计的进步，C类客机的转弯半径将会进一步优化，为乘客带来更加舒适和快速的飞行体验。
大展弦比前掠翼气动弹性分析和优化
大展弦比前掠翼气动弹性分析和优化高性能长航时飞机最近得到了足够的重视，这类的飞机有着很大的展弦比，且要求重量非常的低，这类飞机飞行时候变形很大，气动弹性问题是越来越突出了在高的展弦比和地的重量下，所以，注意气动弹性问题和进行足够分析是很重要的。
为了得到更好的气动性能，前掠翼就被注意到了再高性能长航时飞机的设计中，相应的研究已经在进行了。
相比于后掠翼和平直翼，前掠翼又更好的气动性能，但是呢，却又低的发散速度，研究表明，这是后好处的对于长航时飞机的重量和气动变性的要求，当复合材料被足够好的使用在设计中的时候。
好性能长航时飞机的气动弹性问题变得更加容易解决因为前掠布局和复合材料的应用。
对于复合材料的机翼，掠角，和蒙皮又非常大的影响对其气动弹性和结构的优化来说。
这两个是结构设计中药考虑的，有非常多的研究在这个方面最近。
为了在气动弹性上面获得满意的结果，需要用合适的钥匙。
过去，气动弹性的优化方法研究主要是面向常规的敏感的算法，但是，这个只能得到部分的最好的解，分析结果也是非常的局限的。
最近，作者和他的小组开始了对遗传的/敏感的方法进行了气动弹性的优化研究，已经用在了中等展弦比的前掠翼飞机上面了，结果是令人满意的。
气动弹性建模和相应的计算被执行用不同的前掠角和蒙皮轴取向，去分析前掠角和蒙皮轴取向对前掠翼的静气动弹性和动气动弹性的影响。
在这个基础上，为了为飞机总体的设计提供借鉴参考，遗传的/敏感的算法被应用，为了研究前掠角、蒙皮趋向角对最后重量的影响，几何非线性气动弹性分析和优化的影响被几乎忽略，由于弯曲和扭转变形分析的对象都比较小，几何非线性较轻。
1理论基础气动弹性分析是基于矩阵为基础的，通过矩阵的分解，组合和变换完成的了。
为了方便地管理矩阵的操作，定义位移向量集是必要的，并为每一位移矢量集指定的自由度。
事实上，不同的位移矢量集出现在不同的分析阶段。
1.1静气动弹性动态方程静气动弹性的动态方程一般可以表示为K aa为结构刚度矩阵。
航模的基本原理和基本知识
一、航空模型的根本原理与根本知识1)航空模型空气动力学原理1、力的平衡飞行中的飞机要求手里平衡，才能平稳的飞行。
假如手里不平衡，依牛顿第二定律就会产生加速度轴力不平衡那么会在合力的方向产生加速度。
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，重力由地心引力产生，阻力由空气产生，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一样方向相反，故x方向合力为零，飞机速度不变，y方向升力与重力大小一样方向相反，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。
弯矩不平衡那么会产生旋转加速度，在飞机来说，X轴弯矩不平衡飞时机滚转，Y轴弯矩不平衡飞时机偏航、Z轴弯矩不平衡飞时机俯仰﹝如图1-2﹞。
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，流体一般是指空气或水，在这里当然是指空气，设法使机翼上部空气流速较快，静压力那么较小，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﹞，于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﹞，经过仔细的计算后觉察如依上述理论，上缘的流速不够大，机翼应该无法产生那么大的升力，如今经风洞实验已证实，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﹞。
3、翼型的种类１全对称翼：上下弧线均凸且对称。
２半对称翼：上下弧线均凸但不对称。
３克拉克Y翼：下弧线为一直线，其实应叫平凸翼，有很多其它平凸翼型，只是克拉克Y翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克Y翼，但要注意克拉克Y翼也有好几种。
４S型翼：中弧线是一个平躺的S型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较不变动，常用于无尾翼机。
飞行原理
飞行原理飞行原理:要在空中飞行，需要考虑的不外乎空力的问题，要制造具有优越的空力的飞机就必须考虑到重量、升力、阻力、推力四个基本要素。
◆谈重量除去机体重量、燃料乘坐的人之外还包括货物的撘载量。
◆升力就是飞机胜过重量的力量。
◆阻力就是种种气流交织在一起把飞机引向后方的力量。
◆推力就是胜过抗力在空气中使飞机前进的力量。
鸟类和飞机的升力，主要是借着气流流过机翼表面的气流所造成的。
航空界以前有句俗语说: 只要有强力的引擎即使是门板也一定能飞。
这句话虽然是夸张了点，但并非不切实际，因为只要给予螺旋桨强大的马力，任何笨拙的机翼也能强拉飞起来。
但是要在空中飞的更有效率分法是调整机体的形状。
换句话说，要最大限度的发挥升力，最小限度的抑制阻力。
飞机在前进的时候，机翼上面的气流比机翼下面低，也就是说，飞行中的飞机就是在空气中气流插进去的异物，促使气流把飞机往上推挤。
升力大小因为种种的因素而被决定。
其中之一就是机翼的面积，被气流吹打的面积越大，产生的升力越大。
第二个要素是速度，流经过机翼的的空气越快，上下的压力差也就越大。
第三个要素是冲角，也就是说，对气流的机翼的倾斜度在某一定界线内，使得机翼上面的气流通路较长，速度便增加，与机翼下的流速差增加，升力也就变大，因此冲角越大升力也越大。
随着升力的作用与飞机的前进便产生了所谓的阻力，阻力主要有三种，那就是摩擦力、形状阻力和诱导阻力，前两种是因为飞机通过空气发生的，可以借着航空科学的进步和机体流线形调整而减小，我们可以想象一个方盒子跟一个圆球在空气中前进的阻力差别。
诱导阻力则是机翼所产生的升力的副产物，可以说这是发生升力必然引起的代价。
因为升力是由于气压差所产生，但是同时也发生吹下或伴流之类的情势。
这主要是在翼的尖端引起的，随着飞机的前进，机翼尖端便会产生螺旋状的气尾，将飞机拉向后，这就是所谓的诱导阻力。
一个机翼不可能无限长，一定有端点，我们现在知道翼端是很多问题的根源，翼前缘有点后掠的飞机，因几何形状的关系，翼前缘的气流不但往后走而且往外流，使翼端气流更复杂。
大展弦比柔性机翼气动特性分析
大展弦比柔性机翼气动特性分析随着我国经济、科技的迅猛发展，我国越来越重视高空长航时飞机，为使其在侦察监控、环境监测、通信中继等军用和民用中有良好的应用创造条件。
但因目前高空长航时飞机普遍采用大展弦比机翼，容易受到气动载荷作用，使大展弦比机翼扭曲变形，进而影响飞机的正常飞行。
所以，面对此种情况，应当基于相关理论，对飞机大展弦比柔性机翼气动和结构这两方面进行分析，进而优化飞机大展弦比柔性机翼气动特性，为提升高空长航时飞机的飞行效果创造条件。
1 大展弦比机翼气动弹性理论说明1.1 考虑几何非线性的结构振动分析大展弦比机翼属于几何非线性结构，那么其结构振动就与刚度矩阵、几何位置有很大关系，并容易受这两种因素影响，使几何非线性结构应用性不佳。
因此，为了提高几何非线性结构的大展弦比机翼的应用性，就需要利用平衡方程式对结构的刚度矩阵及几何位置进行分析。
基于此点，可以说明结构的刚度矩阵是几何变形的函数，利用平衡方程可以表示为：F（u）-R=0注：u表示为结点位移；F（u）表示为结点内力；R表示为外部节点载荷。
为了进一步了解结构受载荷影响情况，依据虚位移原理，首先给出结构受载荷平衡时影响的外力虚功，即：注：？啄u表示为虚位移；？椎表示为内外力向量的总和；？啄？着表示为虚应变；？滓表示为结构应力。
基于以上关系式，可以描述出位移与应变的关系式，即：注：B表示为结构应变矩阵。
由此，可以得到关于结构非线性问题的平衡方程式，即：注：BO表示为线性分析的应变矩阵项；BL表示为有非线性变性引起的应变矩阵项。
对此平衡方程式作进一步的计算，得到关于位移u的线性函数，即：注：K表示为线性刚度矩阵；KL表示为几何非线性结构的切线刚度矩阵。
由于理论分析是相对理想化的，所以这里对振动分析建立在无阻结构上，基于以上公式对大展弦比机翼非线性几何结构的刚性矩阵、几何位置进行分析，可以确定结构刚度矩阵的变化与几何位移均会影响非线性几何结构，基于动力学特性来设置非线性几何结构是非常必要的。
机翼升阻比范围
机翼升阻比范围1. 什么是机翼升阻比机翼升阻比（Lift-to-drag ratio，简称L/D）是描述飞机机翼产生升力与阻力之比的一个重要参数。
机翼升阻比越高，表示飞机在飞行时所获得的升力越大，阻力越小，对飞行性能的影响越小。
2. 机翼升阻比的意义机翼升阻比是评估飞机性能的重要指标之一。
高机翼升阻比可以使飞机在相同马赫数下获得更大的升力，降低飞机的最小速度和起飞距离，提高飞机的爬升率和高度表现。
同时，高机翼升阻比还能使飞机在巡航时获得更高的燃油效率，延长飞行时间和航程。
在设计和改进飞机的机翼形状、横截面、材料和飞机的结构等方面，优化机翼升阻比是一个重要的目标。
通过提高机翼升阻比，可以减轻飞机的结构重量，降低发动机功率需求，并减少飞机的推力需求，从而提高整体的飞行效率和经济性。
3. 机翼升阻比的影响因素机翼升阻比受到多种因素影响，包括机翼的形状、展弦比、厚度比、激流损失、气动阻力等。
3.1 机翼形状机翼的形状对机翼升阻比有着重要的影响。
常见的机翼形状有矩形翼、椭圆翼和箭形翼等。
椭圆翼的机翼升阻比最高，而箭形翼的机翼升阻比相对较低。
选择合适的机翼形状是提高机翼升阻比的关键。
3.2 展弦比展弦比是机翼前缘到后缘的长度与翼弦的比值。
展弦比越大，机翼升阻比通常越高。
这是因为高展弦比的机翼具有较低的气动阻力和较小的激流损失。
3.3 厚度比厚度比是机翼最大厚度与机翼弦长的比值。
较小的厚度比通常可以提高机翼升阻比。
这是因为较小的厚度比可以减小机翼的湍流阻力和压力分布的非均匀性。
3.4 激流损失激流损失是指在机翼表面以及翼尖处由于机翼的剪切层和尖角效应导致的升力损失。
减小激流损失可以提高机翼升阻比。
通过适当的翼型选择和翼型修形，可以减小激流损失。
3.5 气动阻力气动阻力是阻碍飞机前进的力量，也会对机翼升阻比产生影响。
减小气动阻力可以提高机翼升阻比。
常见的减小气动阻力的方法包括减小湍流阻力、减小表面阻力和减小剪切阻力等。
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展弦比还影响机翼产生的升力，如果机翼面积相同，那么只要飞机没有接近失速状态，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，因而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性。
这里l为机翼展长，b为几何弦长，S为机翼面积。因此它也可以表述成
翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。
展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能，所以亚音速飞机一般选用大展弦比机翼；而超音速战斗机展弦比一般选择2.0～4.0。
展弦比
科技名词定义
中文名称：
展弦比
英文名称：
aspect ratio
定义：
机翼或其他升力面的翼展平方与翼面积的比值。
应用学科：
航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科）
本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布
机翼展弦比计算用图
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展弦比即机翼翼展和平均几何弦之比，常用以下公式表示：
λ=l/b=l^2/S