圖 " "機(jī)翼平面形狀及其幾何參數(shù)
& && %& %’平均 %’平均 ()（*）根梢比：機(jī)翼的翼根弦長（ ’+）與翼尖弦長（ ’）之比，稱為機(jī)翼的根梢比，用符號(hào)， "表示，即
’+
" %
’
（,）后掠角：機(jī)翼各翼型離開前緣 -*弦長點(diǎn)的連線與垂直于飛機(jī)對(duì)稱平面的直線之間的夾角，稱為機(jī)翼的后掠角，并用符號(hào) .表示。現(xiàn)代高速飛機(jī)的后掠角 .% /,0 1 2+0。
（2）機(jī)翼的前視形狀：機(jī)翼的前視形狀可用機(jī)翼的上反角來說明。垂直與飛機(jī)對(duì)稱平面的直線與機(jī)翼下表面（有的定義為與機(jī)翼翼弦平面）之間的夾角，稱為機(jī)翼的上反角 。通常規(guī)定上反為正，下反為負(fù)。
以上所述翼型和機(jī)翼的各幾何參數(shù)，對(duì)機(jī)，翼的氣動(dòng)特性影響較大。特別是機(jī)翼面積、展弦比、梯形比、后掠角以及相對(duì)厚度這 ,個(gè)參數(shù)，對(duì)機(jī)翼的空氣動(dòng)力特性有重大的影響。如何合理地選擇這些參數(shù)，以保證獲得良好的空氣動(dòng)力特性，是飛機(jī)設(shè)計(jì)中的一項(xiàng)重要任務(wù)。
第四節(jié) 翼型的升力和阻力
飛機(jī)在空氣中之腫以能飛行，最基本的事實(shí)是，有一股力量克服了它的重量把它 •3•
第一篇 /飛機(jī)原理與構(gòu)造
托舉在空中。而這種力量主要是靠飛機(jī)的機(jī)翼產(chǎn)生的。
一、翼型的升力和壓差阻力
"迎角的概念
相對(duì)氣流方向于翼弦之間的夾角，稱為迎角。根據(jù)氣流指向不同，迎角可分為正
迎角、負(fù)迎角和零迎角。當(dāng)氣流指向下翼面時(shí)，迎角為正；當(dāng)氣流指向上翼面時(shí)，迎角
為負(fù)；當(dāng)氣流方向與翼弦重合時(shí)，迎角為零。
"升力和阻力的產(chǎn)生
根據(jù)我們已經(jīng)討論過的運(yùn)動(dòng)的轉(zhuǎn)換原理，可以認(rèn)為在空中飛行的飛機(jī)是不動(dòng)的，
而空氣以同樣的速度流過飛機(jī)，這樣可以使問題簡化。當(dāng)氣流流過翼型時(shí)，由于翼型
的上表面凸些，這里的流線變密，流管變細(xì)，相反翼型的下表面平坦些，這里的流線變
化不大（與遠(yuǎn)前方流線相比）。根據(jù)連續(xù)性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表
面，由于流管變細(xì)，即流管截面積減小，氣流速度增大，故壓強(qiáng)減小；而翼型的下表面，
由于流管變化不大使壓強(qiáng)基本不變。這樣，翼型上下表面產(chǎn)生了壓強(qiáng)差，形成了總空
氣動(dòng)力只， 的方向向后向上。按平行四邊形法則，根據(jù)它們實(shí)際所起的作用，可把
分成兩個(gè)分力：一個(gè)與氣流速度 %垂直，起支托飛機(jī)重量的作用，就是升力 &；另一
個(gè)與流速 %平行，起阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，就是阻力 ’。此時(shí)產(chǎn)生的阻力除了摩擦阻
力外，還有一部分是由于翼型前后壓強(qiáng)不等引起的，稱之為壓差阻力。總空氣動(dòng)力只
與翼弦的交點(diǎn)叫做壓力中心。好像整個(gè)空氣動(dòng)力都集中在這一點(diǎn)上，作用在機(jī)翼上。
根據(jù)翼型上下表面各處的壓強(qiáng)，可以繪制出機(jī)翼的壓強(qiáng)分布圖（壓力分布圖）。
圖中自表面向外指的箭頭，代表吸力；指向表面的箭頭，代表壓力。箭頭都與表面垂
直，其長短表示負(fù)壓（與吸力對(duì)應(yīng)）或正壓（與壓力對(duì)應(yīng)）的大小。由圖可看出，上表
面的吸力占升力的大部分。靠近前緣處稀薄度最大，即這里的吸力最大。
在迎角為零時(shí)，上下表面雖然都受到吸力，但總的空氣動(dòng)力合力 并不等于零。
隨著迎角的增加，上表面吸力逐漸變大，下表面由吸力變?yōu)閴毫Γ谑强諝鈩?dòng)力合力
迅速上升，與此同時(shí)，翼型上表面后緣的渦流區(qū)也逐漸擴(kuò)大。在一定迎角范圍內(nèi)，
是隨著迎角。的增加而上升的。但當(dāng)。大到某一程度，再增加迎角，升力不但不增加
反而迅速下降，這種現(xiàn)象我們叫做“失速”。失速對(duì)應(yīng)的迎角就叫做“臨界迎角”或“失速迎角”。
由于 是隨 (的增加而上升的，那么它在垂直迎面氣流方向上的分力 )一一升
力，也應(yīng)具有相似的變化規(guī)律。為了研究問題方便，我們采用無因次的升力系數(shù) *(，
即
*)+ & （ - -） %,
•.•
來表示其與。的關(guān)系。由 " 曲線上可以發(fā)現(xiàn)幾個(gè)特點(diǎn)：（）" %&的迎角（以 &表示）一般為負(fù)值（&’( )’）；（*）" +曲線在一個(gè)較大的范圍內(nèi)是直線段；（,）"有一個(gè)最大值 "-./（約為 0 (01），而在接近 "-./前曲線的上升趨勢就
已減慢。
二、翼型的力矩特性及焦點(diǎn)
當(dāng)氣流流過翼型時(shí)，可以把作用在翼型上的空氣動(dòng)力 2分解為垂直翼弦的法向力 3和平行于翼弦的切向力 4。我們規(guī)定力矩使翼型抬頭為正，則空氣動(dòng)力對(duì) 5點(diǎn)的力矩可寫為
675 % 3壓）
（ //5
或 678 3（ /壓 /8）
改用力矩系數(shù)的形式表示為
-75 % 678 % 3 壓 /8 ) <
"9* ;< "9*
: :;/(
**
所以-75%"壓 /5（ * ,）
（/）
式中 /壓和 /8。分別是壓力中心和任意點(diǎn) 5到翼型前緣距離與弦長比的百分?jǐn)?shù)。 不但影響 2的大小，同時(shí)還改變其作用點(diǎn)，為此，變換不同的迎角作實(shí)驗(yàn)，求出各個(gè)迎角下對(duì)應(yīng)的升力系數(shù) "和力矩系數(shù) -75，畫出 -75與 "曲線，如圖 * ,所
示。由該圖可見，當(dāng) "不太大時(shí)曲線近似呈直線，不同的 /8，可得到不同的斜率。因此總能找到一點(diǎn)，其 -75幾乎不隨 "而變化，這樣的點(diǎn)在空氣動(dòng)力學(xué)中稱之為焦點(diǎn)
（或空氣動(dòng)力中心）。低速時(shí)，焦點(diǎn)一般在 *1=機(jī)翼弦長附近。焦點(diǎn)距前緣的相對(duì)位置用 /焦（ %/焦 +<）表示，繞該點(diǎn)的力矩系數(shù)用 -7&表示。對(duì)于已選定的翼型，它們都是定值（見圖 * ,），代人（ * ,）式可得
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