飞机的气动布局与机翼的几何参数
翼型及其气动性能参数的基本概念及应用
翼型及其气动性能参数的基本概念及应用翼型是指飞机、鸟类等载体所采用的具有特定截面形状的部件，它决定了载体的飞行性能。
在飞行器领域，翼型的气动性能参数是设计和优化翼型的基础。
本文将介绍翼型及其气动性能参数的基本概念及其应用。
1. 翼型翼型是由上、下表面、前缘和后缘构成的一个二维曲面，在飞行器领域有着广泛的应用。
翼型的形状对飞行器的气动性能影响非常大，关系着飞行器的升力、阻力、气动失速特性等。
2. 翼型气动性能参数翼型气动性能参数是指翼型概念设计和优化的基础，常见的翼型气动性能参数有：2.1 升力系数升力系数是指翼型受气动力作用产生的升力与翼展面积之比，记为Cl。
在翼型设计中，通常需要通过改变翼型的几何形状、攻角等因素来达到一定的升力系数。
升力系数可以用来评估翼型的升力性能，并与翼型的阻力系数相结合来评估翼型的性能。
2.2 阻力系数阻力系数是指翼型受气动力作用产生的阻力与翼展面积之比，记为Cd。
阻力系数是评估翼型阻力性能的重要参数，与翼型的升力系数一起可以用来评估翼型的综合气动性能。
2.3 气动中心位置气动中心位置是指翼型在气动力作用下产生的力和力矩中心，它是设计翼型和确定飞行器平衡特性的重要参数。
2.4 失速速度失速速度是指翼型在攻角增加到一定程度时失去升力的速度。
失速速度是评估翼型失速性能的关键参数之一。
3. 应用翼型的气动性能参数对于飞行器的设计、优化和性能评估都有着重要的应用价值。
例如，在飞机设计和优化中，可以通过改变翼型几何形状、攻角等因素来达到一定的升力、阻力和失速性能要求。
在飞行器的性能评估中，可以通过分析翼型的气动性能参数来评估飞行器的升力、阻力、气动稳定性等性能特征。
总之，翼型及其气动性能参数是飞行器设计和优化的基础，深入了解和掌握翼型的基本概念和气动性能参数，对于提高飞行器的性能、减小飞行器的阻力和增加飞行器的升力等都具有重要的意义。
飞机翼型的主要几何参数
飞机翼型的主要几何参数
1.翼展：翼展是指飞机两个翼端之间的距离。
它决定了翼的长度和形状，是飞机的重要尺寸参数之一、翼展直接影响了飞机的机动性和操纵性能。
2.翼弦：翼弦是指垂直于机身的尺寸，在飞机翼的前缘和后缘之间的距离。
翼弦的变化会影响翼型的厚度和剖面以及气动性能。
3.翼展梢长：翼展梢长是指翼的后缘从翼根到梢端的长度。
翼展梢长的变化会影响飞机的升力分布和阻力特性，对行驶和进近时的操纵性能具有重要影响。
4.翼面积：翼面积是指飞机翼的总表面积。
它是计算飞机升力的重要参数，也直接影响飞机的起飞和降落性能以及滑行阻力。
5.翼厚：翼厚是指飞机高度方向上翼的厚度。
翼厚对飞机的升力和阻力产生影响。
较厚的翼厚能够提供更大的升力，但也会增加阻力。
6.剖面：飞机翼的剖面是指飞机翼在垂直于翼弦方向上的形状。
这个形状通常由一系列的气动和几何特性参数描述，如前缘、后缘、最大厚度位置等。
剖面的形状决定了飞机在飞行过程中的气动性能和阻力特征。
除了以上主要的几何参数，还有一些次要的几何参数也对飞机翼型的设计和性能产生影响，如后掠角、前掠角、扭曲角等。
这些参数描述了翼的倾斜和变形情况，对飞机的操纵性、稳定性和阻力特性产生影响。
总结起来，飞机翼型的主要几何参数包括翼展、翼弦、翼展梢长、翼面积、翼厚和剖面等。
这些参数共同决定了飞机的机动性、升力和阻力特性，对飞机设计和性能有着重要的影响。
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，
常见飞行器气动参数或气动模型
常见飞行器气动参数或气动模型一、气动参数1. 参考面积（Reference Area）：指飞行器所受气动力和气动力矩计算所采用的参考面积，通常以机翼参考面积为主。
2. 升力系数（Lift Coefficient）：是描述飞行器升力大小的无量纲参数，用CL表示。
它是升力与动压和参考面积的比值，即CL = Lift / (0.5 * ρ * V^2 * S)，其中ρ为空气密度，V为飞行速度，S为参考面积。
3. 阻力系数（Drag Coefficient）：是描述飞行器阻力大小的无量纲参数，用CD表示。
它是阻力与动压和参考面积的比值，即CD = Drag / (0.5 * ρ * V^2 * S)。
4. 升阻比（L/D Ratio）：指飞行器产生升力与阻力的比值，即L/D = Lift / Drag。
升阻比越大，飞行器的滑行距离越短，燃油消耗也越低。
5. 抗阻形状系数（Form Drag Coefficient）：描述飞行器由于外形造成的阻力大小，包括与速度平方成正比的压力阻力和与速度的一次方成正比的摩擦阻力。
6. 诱导阻力系数（Induced Drag Coefficient）：描述飞行器由于产生升力而产生的阻力大小，主要与升力系数和升力分布相关。
诱导阻力主要由翼尖涡引起。
7. 压力阻力系数（Pressure Drag Coefficient）：描述飞行器由于气流压力变化而产生的阻力大小，主要与形状相关。
8. 摩擦阻力系数（Skin Friction Drag Coefficient）：描述飞行器由于气流与飞行器表面摩擦而产生的阻力大小，主要与表面粗糙度相关。
9. 升力线性度（Linearity of Lift）：指飞行器升力系数与迎角之间的线性关系程度。
线性度越好，飞行器的稳定性和控制性能越好。
10. 迎角（Angle of Attack）：指飞行器机身或机翼与飞行方向之间的夹角。
适当的迎角可以增加升力和阻力，但超过一定范围会导致失速。
翼型的几何参数及其发展
翼型的几何参数及其发展1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。
一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。
翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。
通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。
因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。
对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。
第一次最早的机翼是模仿风筝的，在骨架上张蒙布，基本上是平板。
在实践中发现弯板比平板好，能用于较大的迎角范围。
1903年莱特兄弟研制出薄而带正弯度的翼型。
儒可夫斯基的机翼理论出来之后，明确低速翼型应是圆头，应该有上下缘翼面。
圆头能适应于更大的迎角范围。
一战期间，交战各国都在实践中摸索出一些性能很好的翼型。
如儒可夫斯基翼型、德国Gottingen 翼型，英国的RAF 翼型（Royal Air Force 英国空军；后改为RAE 翼型---Royal Aircraft Estabilishment 皇家飞机研究院），美国的Clark-Y 。
三十年代以后，美国的NACA 翼型（National Advisory Committee for Aeronautics ，后来为NASA ，National Aeronautics and Space Administration ），前苏联的ЦАΓИ翼型（中央空气流体研究院）。
2、翼型的几何参数翼型的最前端点称为前缘点，最后端点称为后缘点。
前缘点也可定义为：以后缘点为圆心， 画一圆弧，此弧和翼型的相切点即是前缘点。
前后缘点的连线称为翼型的几何弦。
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。
翼型的几何参数及其发展
翼型的几何参数及其发展1、翼型的定义与研究发展在飞机的各种飞行状态下，机翼是飞机承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的气动部件。
一般飞机都有对称面，如果平行于对称面在机翼展向任意位置切一刀，切下来的机翼剖面称作为翼剖面或翼型。
翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质。
通常飞机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升力大、阻力小、并有小的零升俯仰力矩。
因此，对于不同的飞行速度，机翼的翼型形状是不同的。
对于低亚声速飞机，为了提高升力系数，翼型形状为圆头尖尾形；对于高亚声速飞机，为了提高阻力发散Ma数，采用超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼面平坦、后缘向下凹；对于超声速飞机，为了减小激波阻力，采用尖头、尖尾形翼型。
第一次最早的机翼是模仿风筝的，在骨架上张蒙布，基本上是平板。
在实践中发现弯板比平板好，能用于较大的迎角范围。
1903年莱特兄弟研制出薄而带正弯度的翼型。
儒可夫斯基的机翼理论出来之后，明确低速翼型应是圆头，应该有上下缘翼面。
圆头能适应于更大的迎角范围。
一战期间，交战各国都在实践中摸索出一些性能很好的翼型。
如儒可夫斯基翼型、德国Gottingen翼型，英国的RAF翼型（Royal Air Force英国空军；后改为RAE翼型---Royal Aircraft Estabilishment 皇家飞机研究院），美国的Clark-Y。
三十年代以后，美国的NACA翼型（National AdvisoryCommittee for Aeronautics，后来为NASA，National Aeronautics and Space Administration ），前苏联的ЦАΓИ翼型（中央空气流体研究院）。
2、翼型的几何参数翼型的最前端点称为前缘点，最后端点称为后缘点。
前缘点也可定义为：以后缘点为圆心，画一圆弧，此弧和翼型的相切点即是前缘点。
前后缘点的连线称为翼型的几何弦。
常见飞行器气动参数或气动模型
常见飞行器气动参数或气动模型一、气动参数的概念气动参数是指影响飞行器运动和性能的一系列气动特性和参数。
它们是飞行器设计和性能评估的基础，对于飞行器的飞行稳定性、操纵性、推进性能等方面起着至关重要的作用。
二、常见气动参数1. 升力系数（Cl）：升力系数是指飞行器升力与动压和参考面积之比。
它是衡量飞行器升力产生能力的重要参数，能够反映飞行器的升力性能和操纵性能。
2. 阻力系数（Cd）：阻力系数是指飞行器阻力与动压和参考面积之比。
它是衡量飞行器阻力产生能力的重要参数，能够反映飞行器的阻力性能和耗能情况。
3. 抗力系数（Cm）：抗力系数是指飞行器的阻力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器阻力矩产生能力的重要参数，能够反映飞行器的稳定性和操纵性。
4. 滚转力矩系数（Clp）：滚转力矩系数是指飞行器滚转力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器滚转稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和操纵稳定性。
5. 俯仰力矩系数（Cmq）：俯仰力矩系数是指飞行器俯仰力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器俯仰稳定性的重要参数，能够反映飞行器的姿态控制性能和操纵性。
6. 偏航力矩系数（Cnr）：偏航力矩系数是指飞行器偏航力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器偏航稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和耗能情况。
7. 侧滑力矩系数（Clr）：侧滑力矩系数是指飞行器侧滑力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器侧滑稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和姿态控制性能。
8. 马赫数（M）：马赫数是指飞行器速度与声速之比。
它是衡量飞行器飞行速度的重要参数，能够反映飞行器的超音速飞行能力和空气动力学性能。
9. 攻角（α）：攻角是指飞行器速度矢量与飞行器参考面法线之间的夹角。
它是衡量飞行器相对于气流流向的角度，能够反映飞行器的升力和阻力产生情况。
10. 侧滑角（β）：侧滑角是指飞行器速度矢量与飞行器参考面侧向之间的夹角。
战斗机气动布局设计
八、气动布局的发展趋势
翼 ➢ 最优的空气动力 ➢ 先进的控制技术 ➢ 更好的推进系统 ➢ 新型的结构材料 ➢ 精巧的航电武器
谢 谢！
谢谢大家！29Fra bibliotekF-102
火神 F-106
五、无尾布局
➢ 无尾布局飞机的翼面少，可以减少飞机的重量和阻力。缺点主要是起降性能差和中低空 跨音速机动性差，后逐渐被鸭式布局所取代。但是，随着推力矢量技术的发展和飞机隐 身要求增加，无尾布局的缺陷可以用推力矢量来弥补，无尾布局翼面简洁，利于隐身的 优点将会得到发挥。
六、三翼面布局 在常规布局飞机的机翼前增加一付鸭翼的布局称为“三翼面布局”。
三、常规布局
➢ 机翼后缘布置有内侧襟翼，外侧副翼，或者是内外侧一起偏转的襟副翼；水平尾翼一般 对称偏转，起俯仰操纵与平衡作用。部分飞机因外侧副翼滚转操纵能力不足，采用水平 尾翼差动偏转来补充。
三、常规布局
➢ 机翼位于飞机重心附近，襟翼增升产生的低头力矩较小。 ➢ 梯形机翼居多，亚、跨声速机翼升阻比较好。
七、飞翼布局
早在二战期间，美国和德国就开始研究这种布局的飞机。现代采用飞翼布局最成功的是 美国B－2隐型轰炸机。
七、飞翼布局
➢ 优点是气动力效率高、升阻比大；雷达反射截面积小，隐身性能好。 ➢ 缺点与无尾布局相同，另外还须解决没有垂直尾翼带来的航向稳定性和控制问题。
七、飞翼布局
➢ 飞翼布局目前受限于航向操纵效能低，只适用于机动性要求不高的机种。但将来的发展 前途未可限量。现在掌握的技术中，推力矢量能助其一臂之力。
六、三翼面布局
➢ 三翼面布局集合了常规布局和鸭式布局的优点，提高了飞机的机动性。缺点是增加了一 付翼面，带来阻力、重量和驱动装置增加。
六、三翼面布局
机翼的几何外形和气动力和气动力矩(精品资料)PPT
1.3 翼型的几何参数及其开展
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 鸟翼具有弯度和大展弦比的特征 生更大的升力和效率。
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
1.3 翼型的几何参数及其开展
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
1.3 翼型的几何参数及其开展
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。
t t/ctmax10% 0 c
1.翼型的几何参数及其开展
1、弦长
前后缘点的连线称为翼型的几何弦。但对某些下外表 大局部为直线的翼型，也将此直线定义为几何弦。翼型前、 后缘点之间的距离，称为翼型的弦长，用c表示，或者前、 后缘在弦线上投影之间的距离。
1.1 翼型的几何参数及其开展
2、翼型外表的无量纲坐标
1.5 低速翼型的低速气动特性概述
当迎角大过一定的值之后，就开始弯曲，再大一些，就到达
了它的最大值，此值记为最大升力系数，这是翼型用增大迎
角的方法所能获得的最大升力系数，相对应的迎角称为临界
迎角
。过此再增大迎角，升力系数反而开始下降，这一
cr
现象称为翼型的失速。这个临界迎角也称为失速迎角。
1.5 低速翼型的低速气动特性概述
2.3 翼型的压力分布 ① 矢量表示法
当机翼外表压强低于大气压，称为吸力。
当机翼外表压强高于大气压，称为压力。 用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度为力的大小，方向为
描述飞机机翼的几何参数
描述飞机机翼的几何参数
飞机机翼的几何参数是飞机设计中至关重要的部分，它直接影
响着飞机的飞行性能和稳定性。
以下是一些常见的飞机机翼几何参数：
1. 翼展（Wingspan），翼展是指飞机机翼的两个端点之间的距离。
翼展的大小直接影响着飞机的升力和滑行性能。
通常来说，翼
展越大，飞机的升力越大，但也会增加飞机的阻力。
2. 翼面积（Wing area），翼面积是指机翼上表面积的总和，
通常以平方米或平方英尺来表示。
翼面积的大小直接影响着飞机的
升力和滑行性能。
翼面积越大，飞机的升力越大，但也会增加飞机
的阻力。
3. 翼展比（Aspect ratio），翼展比是指翼展与翼面积的比值。
翼展比的大小直接影响着飞机的升力和阻力特性。
通常来说，翼展
比越大，飞机的升力和滑行性能越好，但也会增加飞机的结构重量。
4. 扫度角（Sweep angle），扫度角是指机翼前缘与飞行方向
的夹角。
扫度角的大小会影响飞机的空气动力特性和稳定性。
通常
来说，扫度角越大，飞机的超音速飞行性能越好，但低速性能会受到影响。
5. 翼型（Wing airfoil），翼型是指机翼横截面的形状。
不同的翼型会影响飞机的升力和阻力特性。
常见的翼型包括对称翼型、凸翼型和凹翼型等。
这些几何参数共同决定了飞机机翼的性能特性，飞机设计师会根据飞机的使用需求和性能要求来选择合适的机翼几何参数，以确保飞机能够达到设计要求的性能表现。
飞机气动布局设计简介
机翼的增升装置
增升装置：如果把机翼的前、后缘做成可活动的舵面，则其可 改变机翼剖面弯度和机翼面积，增加飞机升力，改善飞机飞行 性能。这种可增加飞机升力的活动舵面称为增升装置或襟翼。
襟翼一般分为 •前缘襟翼 •后缘襟翼
机翼的增升装置 增升装置
最主要的缺点: •飞机的纵向操纵和配平仅仅靠机翼后缘的升降舵来实现， 则由于力臂较短，操纵效率不高。 •在起飞着陆时，增加升力需升降舵下偏较大角度，由此带 来下俯力矩，为配平又需升降舵上偏，因而限制了飞机的
起飞着陆性能
三翼面布局
机翼前面有水平前翼 （鸭翼），机翼后面 有水平尾翼
Su-33
S-37
三翼面布局的优缺点
三翼面布局飞机 ny=7 5.2 常规布局飞机 ny=7 6.9
0.9 0.9 0.1
最主要的优点: •气动载荷分配上也更加合 理 •综合常规布局和鸭式布局 的优点
最主要的缺点: •漩涡破裂，产生非线性的 气动力 •小迎角时的阻力比两翼面 的要大
飞翼布局
飞机只有机翼的气动布局形式。
B-2
飞翼布局的优缺点
翼型
翼型：平行于飞机对称面的翼剖面
Y 平凸形
双凸形
对称形
圆弧形 X 菱形
弦长
后缘
前缘
翼弦
弦长
图1-3 翼型的中弧线和翼弦
相对弯度、相对厚度、前缘半径、后缘角
cmax
f max
Xc
Xf
翼型参数的定义
• 弦长：弦线被前、后缘所截线段的长度 • 相对弯度 ：翼型中弧线与翼弦之间的距离叫弯度。最大弯 度与弦长的比值，叫相对弯度。相对弯度的大小表示翼型的不 对称程度。
飞机气动布局设计
• 超声速战斗机/攻击机的相对厚度一般为3.5％左右。
喷气运输机后掠角与平均相对厚度的确定
后掠角与相对厚度对阻力发散马赫的影响
喷气运输机后掠角与相对厚度的确定
后掠角与相对厚度对阻力发散马赫的影响
▲ 对于超声速飞机： A. 采用亚声速前缘 当M=1.21.8时；相应的 = 40 60
• 扭转角（twist)
– 几何扭转：
• 负扭转：从翼根至翼尖， iw 逐渐减小。 • 正扭转：从翼根至翼尖， iw 逐渐增大。
– 气动扭转
• 翼根与翼尖的翼型不同。 • 气动扭转角：翼根翼型零升力攻角与翼根翼型零升力攻角的夹角。
几何扭转角与气动扭转角
机翼扭转角的确定
• 对气动特性的影响
– 负扭转或气动扭转可延缓翼梢气流失速； – 可改变升力分布，影响诱导阻力。
= 2540；可以提高临M界数，延缓激波的产生。
后掠机翼“自动上仰”（pictch up）的边界图
• 给定一个后掠角时，机翼展 弦比存在一个上限，超过这个 上限可能存在“自动上仰”， 这个上限与梯形比有关。 • 机翼后掠角越大，翼展弦比 的上限值越小。
• 机翼梯形比越大，翼展弦比
的上限值越小。
2）对结构重量的影响
▲ λ 减小，可减轻机翼结构重量
3）对内部容积的影响
▲ λ减小，有利于布臵起落架
4）对于翼尖失速的影响
▲ λ 小对防止翼尖失速不利。
5）梯形比的确定实质上也是综合考虑诱导阻力（通过影 响载荷分布）、翼尖失速、结构重量和容积的结果。
飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 公务机 喷气运输机 超声速战斗机
• 如何确定扭转角
- 在概念设计阶段参考同类飞机（类型和布局类似）。
空气动力学基本理论—飞机几何外形参数
小结 机体几何外形和参数
机翼的几何外形和参数
机翼翼型 机翼平面形状和参数 机翼对机身的安装位置
机身的几何外形和参数
小组课内活动1
任务：观察机翼形状 提交作业：一份电子活动报告 作业要求：
• 常规信息（组别、成员及签字、任务名称、日期等） • 2张翼型图（机翼、尾翼各1张，手画后拍照） • 其余： 使用尽可能多的专业参数，清楚展示专业参
2.测量机翼的翼弦是从()
左翼尖到右翼尖。 机身中心线到翼尖。 机翼前缘到后缘. 翼型最大上弧线到基线。
3.翼型的最大厚度与弦长的比值称为()
相对弯度。 相对厚度。 最大弯度。 平均弦长。
1、手动画一个翼型剖面， 2、标注出各自内容和数值并口头描述出以下内容
• 弦线、弦长、 • 相对厚度、最大厚度位置 • 相对弯度、最大弯度位置
机体几何外形参数
§2.3 机体几何外形和参数
2.3.1 机翼的几何外形和参数
机翼翼型 机翼平面形状和参数 机翼对机身的安装位置
2.3.2 机身的几何外形和参数
2.3.1 机翼的几何外形和参数
1. 机翼翼型
➢ 什么是机翼翼型？ 机翼横切面的形状
2.3.1 机翼的几何外形和参数
1. 机翼翼型 ➢ 用什么参数描述机翼翼型？
上反角、下反角 ：机翼底面与垂直机体立轴平
面之间的夹角。从飞机侧面看，如果翼尖上翘，就 叫上反角；反之称下反角。
2023/12/14
上反角机翼
下反角机翼
对现代民用运输机来说，这两个角度在飞机设计 制造中已被确定，飞机投入使用后不能再进行调 整。
为了保证飞机的适航性，在飞机的使用维护过程 中，应保证这两个角度符合要求。
正常使用主观题需2.0以上版本雨课堂
空气动力学第二章第一部分分解
2．翼型的力矩特性
mz , L , E
1 4 Cy
1
4
( A2
A1)
mCy z
Cy
mz 0
mz , L, E
mz0
mCy y
n 1
2
( A0
A1 ) 2
升力和力矩特性（续）
mz
Mz qb2
1 qb2
b
P(x)xdx
0
mz
1 2
(
A0
A1
1 2
A2 )
Cy
2
( A0
A1 ) 2
1
mz 4 C y 4 ( A2 A1 )
A0
An
2
1 dy f (x) d 0 dx
dy f
(x)
cos n
d
0 dx
1．翼型的升力特性
x • y f (x)－弯度函数； f －最大弯度；
• b －翼弦
c －最大厚度位置
－最大弯度位置； f
•
－前缘内切圆半径； －后缘角
r l
翼面方程：
• 对于弯度、厚度不太大的翼型的形面是由弯度分布和厚度分布迭加 而成的，所以上下翼面的方程可写成 ：
yu,l (x) y f (x) yc (x)
§2－1 机翼的几何参数
机翼的几何参数：翼型＋平面形状 机翼的坐标系：
一、翼型的几何参数
• 翼型：平行于机翼纵向对称面的平面与机翼 相截所得到的外形。
①翼弦：
翼型前缘与后缘的连线。其长度叫弦长，用b表示。翼弦上部的机翼表面 为上翼面，翼弦下部机翼表面为下翼面。
②厚度特性：
• 厚度分布 yc (x) ：上下翼面在垂直翼弦方向的距离叫翼型的厚度，
航空航天技术概论第二章飞行环境及飞行原理
（6）无尾式布局
无尾布局通常采用于超音速飞机。例如英 法合作研制了“协和”超音速客机采用的 就是无尾布局。
1、对流层 大气中最低的一层，特点是
其温度随高度增加而逐渐降低。 （0 ～18公里）
2、平流层 位于对流层的上面，特点是该层中的大气主要是水平方向流动，没有上下对流。（18～50公里）
3、中间层 中间层为离地球50到80公里的一层。在该层内，气温随高度升高而下降，且空气有相当强烈的铅
垂方向的运动.
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2.2.2 质量守恒与连续方程
取横截面1，2，3，假设在流管中流动的流体质量既不会穿越流管流出，也不会有其它流 体质量穿越流面流入，则通过流管各截面的质量流量必须相等。
v1
v2
在单位时间内，流过变截面管道中任意截面处的气体质量都应相等，即 该式称为可压缩流体沿管道流动的连续性方程。
1 v 1 A 1 2 v 2 A 2 3 v 3 A 3 常 数
2.4.3 临界马赫数
根据流体的连续性方程，当气流从A点流过机翼时由于机 翼上表面凸起使流管收缩，气流在这里速度增加；当气流 流到机翼最高点B时，流速增加到最大。当B点马赫数为1时， A点马赫数称为临界马赫数。
2.4.4 超音速飞行的空气动力外形及其特点 1、飞机几何外形和参数
飞机的几何外形主要由机身、机翼和尾翼等主要部件的 外形共同来组成。
歼8Ⅱ战斗机
（3）变后掠机翼
变后掠角飞机通过机翼后掠角的变化可以解决高低速性能要求的矛盾。飞机在起飞着陆和低速飞 行时，采用较小后掠角。这时机翼展弦比较大，因而有较高的低速巡航性能和较大的起飞着陆升力。 而在超音速飞行时，采用较大后掠角对于减小超音速飞行的阻力很有利。
（4）边条机翼 解决超音速飞机高速飞行和低速飞行矛盾的
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。
飞机气动性能计算概要
飞机气动估算及飞行性能计算------ 课程设计指导资料西北工业大学航空学院2005.3§1 前言1965年4月9日美国四架F-4B飞机入侵我海南岛，我人民解放军空军英勇迎击。
敌机惊慌失措，仓皇发射导弹，结果击落自己飞机，坠落于海南岛地区。
敌机残骸打捞后，根据上级指示，西北工业大学师生对F-4B的残骸进行了分析研究工作。
本课程设计所列F-4B各项数据均来自该机残骸测绘结果，发动机数据为原航空工业部六院计算结果。
§2 飞机的基本情况和数据F-4为美国麦克唐纳公司为美国海军研制的双座舰载战斗轰炸机，后来美国空军也大量采购，成为美国空海军60～70年代的通用主力战斗机。
1956年开始设计，1958年5月原型机试飞，1961年10月开始交付海军使用，1963年11月进入空军服役。
F-4不但空战能力好，对地攻击能力也很强，是60年代以来美国生产数量最多的战斗机。
至1981年停产为止，美国共生产了5195架各种型号的F-4飞机。
F-4B为舰载全天候型，是生产较多的型号。
F-4的英文名字为Phantom （鬼怪）II。
F-4B飞机采用大后掠角小展弦比的机翼、其外侧可折叠部分有12度上反角，全动水平尾翼下反角为23度。
F-4B装有两台J79-GE-8型涡喷发动机。
飞机上没有机炮，机腹部悬挂有4枚半埋式的麻雀IIIA型中距空空导弹，需要时，可在机翼上增挂2到4枚响尾蛇导弹。
此外，他还有多种外挂方案以执行不同的任务。
F-4B飞机装有AN/APQ-72雷达火控系统，其搜索距离为36～96公里，跟踪距离为10～40公里。
-+以下是F-4B飞机的部分原始数据：表1 飞机的重量数据表2 飞机的载油数据表3 飞机的几何数据表4 J-79-GE-8最大状态可用推力表（单台）表5 J-79-GE-8全加力状态可用推力表（单台）注：11km 以上的推力数据可按公式1111ρρP P H H ⋅=进行计算。
§3 飞机气动特性估算飞机升阻特性是飞机最为重要的原始数据之一，在性能计算、飞行仿真等方面必不可少。
飞机气动及飞行性能计算
飞机气动及飞行性能计算------ 课程设计报告专业：飞行器设计与工程班号：01011203学号：2012300048姓名：李少逸2016.3目录第一章预备知识 (1)1.1 翼型的几何特性 (1)1.2 机翼的几何特性 (2)1.3 机身的几何特性 (3)第二章飞机的基本情况和本文计算方案 (5)2.1 飞机基本情况简介 (5)2.2 本文计算方案 (10)第三章飞机气动特性估算 (11)3.1 升力特性估算 (11)3.1.1 单独机翼升力估算 (12)3.1.2 机身升力估算 (14)3.1.3 翼身组合体的升力估算 (16)3.1.4 尾翼升力估算 (18)3.1.5 合升力线斜率计算 (21)3.2 升阻极曲线的估算 (23)3.2.1 亚音速零升阻力估算 (23)3.2.1.1 全机摩擦阻力估算 (24)3.2.1.2 亚音速压差阻力估算 (26)3.2.2 超音速零升波阻估算 (28)3.2.2.1 临界马赫数的确定 (28)3.2.2.2 M>1时零升阻力系数 (30)3.2.3 亚音速升致阻力估算 (35)3.2.4 超音速升致阻力估算 (36)3.2.5 不同马赫数下的升阻极曲线 (38)3.3 结果汇总 (43)第四章飞机基本飞行性能计算 (44)4.1 速度-高度范围 (44)4.2 定常上升性能 (49)4.3 爬升方式 (54)4.3.1 亚音速等表速爬升 (55)4.3.2 超音速等马赫数爬升 (58)4.3.3 平飞加速段的求解方法 (59)4.3.4 总用时 (60)第五章自主编写的Matlab代码 (61)5.1 RBF径向基函数插值方法实现 (61)5.2 气动计算及性能计算 (63)第六章心得体会 (64)第一章 预备知识1.1 翼型的几何特性参见上图：中弧线 翼型内切圆中心的轨迹，在最前部内切圆（即决定前缘半径的圆）中 心之前，则是由该内切圆中心至切点的半径线段 前缘 翼型中弧线的最前点 后缘 翼型中弧线的最后点 弦线 连接前缘与后缘的直线弦长b(m) 前缘与后缘之间的直线线段长度 厚度c(m) 翼型最大内切圆的直径 相对厚度c b c c /=最大厚度位置c x (m) 翼型最大内切圆的中心在翼型弦线上的投影至翼型前缘 的距离 最大厚度相对位置c x b x x c c /=弯度f(m) 中弧线与弦线之间垂直于弦线的最大线段长度 相对弯度f b f f /=最大弯度位置f x (m) 中弧线与弦线之间垂直于弦线的最大线段至翼型前缘的 距离 最大弯度相对位置f x b x x f f /= 前缘半径0r (m) 翼型最前部内切圆的半径上弧线从前缘到后缘，翼型的上部轮廓曲线，以y1=f1(x)表示下弧线从前缘到后缘，翼型的下部轮廓曲线，以y2=f2(x)表示在后缘处上弧线和下弧线的二切线之间的角度后缘角)(rad1.2 机翼的几何特性参见上图：飞机基准纵轴可以取机身纵轴机翼基准平面包含机翼中央弦线或外露翼根弦线与飞机对称平面垂直的平面外露机翼不包括穿越机身部分的机翼毛机翼包括穿越机身部分的机翼（穿越机身部分通常由左右机翼的前后缘的延长线所构成，如图所示）机翼面积S(m2) 毛机翼在机翼基准平面上的投影面积机翼展长(翼展)l(m) 左右翼梢之间的距离S(m2) 外漏机翼在机翼基准平面上的投影面积外露机翼面积wl毛机翼根弦长b0(m) 毛机翼的根部弦长翼梢弦长b 1(m) 机翼的梢部弦长机翼局部弦长b(z) 机翼展向翼剖面的弦长，是展向位置z 的函数 机翼平均几何弦长)(m b pj l S b pj /=机翼平均气动弦长)(m b A dz z b S b l A ⎰=02)(2机翼展弦比λ S l /2=λ 机翼根梢比η 10/b b =η机翼后掠角)(rad χ 至前缘的距离为弦长一定百分比的点的连线与垂直于中央 弦线的平面之间的夹角。
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飞机的气动布局与机翼的几何参数
人类向往飞行就是从模仿鸟类飞行开始的。
但就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。
而真正促使人们遨游天空的,也许就是受中国风筝的启发,在航空之父凯利的科学理论指导下,将动力与升力面分开考虑,而发明了固定翼飞机。
飞机就是二十世纪人类史最伟大的科学成就。
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、社会与国民经济的发展中占有极其重要的地位。
当年李白受安史之乱蒙冤沦为囚犯,被流放到白帝城后,朝廷大赦天下,她立刻返舟东下,重出三峡,欣喜的心情无法言表:
朝辞白帝彩云间,千里江陵一日还。
两岸猿声啼不住,轻舟已过万重山。
如果李白乘飞机,不知如何写佳作。
就是否同意写成如下:
朝辞白帝彩云间,千里江陵一时还。
两耳风声鸣不住,轻机已过万重山。
人类要想自由飞翔,必须做到:
1、必须有良好的气动外形
2、必须有轻巧的结构
3、必须有相当的动力
4、必须达到一定的速度
5、必须有机敏的操纵机构
6、必须有导航系统
与鸟的飞行不同,飞机在空中能够飞行就是依靠与空气的相对运动,而产生作用在飞机上的力与力矩来实现的。
如对于水平等速直线飞行而言,从飞机受力条件,有 L＝G L V￥ (升力与重力平衡)
F＝D D//V￥ (推力与阻力平衡)
M=0 (俯仰力矩保持守恒)
飞机产生升力必须具备的条件:
(1)有空气(飞机在空中飞行就是靠作用于飞机上的空气动力)。
此外,喷气发动机的氧气也就是取源于空气。
(2)必须存在一定的飞行速度(飞机与空气之间要有一定的相对运动,产生空气动力)。
(3)要有适当的气动外形、受力大小与飞行姿态。
(4)必须存在保持与改变飞行状态的能力。
1、飞机的气动布局
不同类型的飞机、不同的速度、不同的飞行任务,飞机的气动布局就是不同的。
何为飞机的气动布局？
广义而言:指飞机主要部件的尺寸、形状、数量、及其相互位置。
飞机的主要部件有:推进系统、机翼、机身、尾翼(平尾、立尾)、起落架等。
按机翼与机身连接的相互位置分为:
按机翼弦平面有无上反角分为:
按立尾的数量分为
:
按机翼与平尾的相对纵向位置分为
:
2、机翼的形状
机翼的外形五花八门、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,并且使结构重量尽可能的轻。
所谓良好的气动外形,就是指升力大、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
协与号超声速客机(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)
一般而言:
运输机----多数采用上单翼(便于装货)
高亚音速客机---下单翼布局、后掠翼、正常式布局
(升阻比大,运行经济,座舱噪声低,视野宽)
(在机身下半部放置货物)
战斗机----多数采用中或下单翼,三角翼、大后掠翼正常或鸭式布局
(速度快、阻力小、机动灵活、失速迎角大)
3、坐标系定义
x轴:机翼纵轴,沿机翼对称面翼型弦线,向后为正 ;
y轴:机翼竖轴,机翼对称面内,与x轴正交,向上为正;
z轴:机翼横轴,与x、y轴构成右手坐标系,向左为正。
机翼平面形状机翼上反角机翼几何扭转以下就是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数:
翼展:翼展就是指机翼左右翼尖之间的长度,一般用l表示。
机翼面积:就是指机翼在oxz平面上的投影面积,一般用S表示。
翼弦:翼弦就是指机翼沿机身方向的弦长。
除了矩形机翼外,机翼不同地方的翼弦不一样,有翼根弦长b0、翼尖弦长b1。
几何平均弦长b pj定义为
展弦比:翼展l与平均几何弦长b pj的比值叫做展弦比,用λ表示,其计算公式可表示为:
展弦比也可以表示为翼展的平方与翼面积的比值。
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:根梢比就是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值,一般用η表示,
梢根比:就是指翼尖弦长b1与翼根弦长b0的比值,一般用ξ表示。
上反角 ---指机翼弦平面与xoz平面的夹角,当机翼有扭转时,则就是指扭转轴与xoz平面的夹角。
当上反角为负时,就变成了下反角。
低速机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性。
=+70 --- -30。
后掠角:后掠角就是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。
后掠角又包括:
前缘后掠角-------机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角,一般用χ0表示。
后缘后掠角--------机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角,一般用χ1表示。
1/4弦线后掠角------机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角,一般用χ0、25表示。
如果飞机的机翼向前掠,则后
掠角就为负值,变成了前掠角。
几何扭转角:机翼上平行于对称面的翼剖面的弦线
相对于翼根翼剖面弦线的角度称为机翼的几何扭转角;如右图所示。
若该翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角,则扭转角为
正。
沿展向翼剖面的局部迎角从翼根到翼梢就是减少的扭转称为外洗,扭转角为负。
反之成为内洗。
除了几何扭转角之外还有气动扭转角,指的就是平行于机翼对称面任一翼剖面的零升力线与翼根翼剖面的零升力线之间的夹角。
安装角 :机翼安装在机身上时,翼根翼剖面弦线与机身轴线之间的夹角称为安装角。