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文档简介

1、 YF-23 变弯机翼变弯机翼 YF-23 变弯机翼 通常，机翼翼型的上表面凸起较多而下表面通常，机翼翼型的上表面凸起较多而下表面 比较平直，再加上有一定的迎角。这样，从前缘比较平直，再加上有一定的迎角。这样，从前缘 到后缘，上翼面的气流流速就比下翼面的流速快；到后缘，上翼面的气流流速就比下翼面的流速快； 上翼面的静压也就比下翼面的静压低，上下翼面上翼面的静压也就比下翼面的静压低，上下翼面 间形成压力差，此静压差称为作用在机翼上的空间形成压力差，此静压差称为作用在机翼上的空 气动力。气动力。 垂直于相对气流方向的压力差的总和，就是垂直于相对气流方向的压力差的总和，就是 升力。升力。 空气动力是

2、分布力，其合力的作用点叫做压力中心。空气动力合空气动力是分布力，其合力的作用点叫做压力中心。空气动力合 力在垂直于气流速度方向上的分量就是机翼的升力力在垂直于气流速度方向上的分量就是机翼的升力。 图图2.15 2.15 用向量法表示机翼压力分布用向量法表示机翼压力分布 A A B 空气动力的分空气动力的分 布随迎角的不同而布随迎角的不同而 变化，压力中心发变化，压力中心发 生前后移动，因此，生前后移动，因此， 飞机升力的大小也飞机升力的大小也 随迎角的改变而变随迎角的改变而变 化。化。 压力中心压力中心 Y Y =0=0 压力中心压力中心 Y Y （B B） （A A） Y Y （流线谱）（流

3、线谱） 图图2.16 2.16 不同迎角下的机翼升力不同迎角下的机翼升力 压力中心压力中心 Y Y 压力中心压力中心 Y Y （C C） （D D） 图图2.16 2.16 不同迎角下的机翼升力不同迎角下的机翼升力 a a a a 升力的计算公式升力的计算公式： SvCY y ）（ 2 2 1 式中：式中： 为飞机所在高度处的空气密度；为飞机所在高度处的空气密度； v为飞机的飞行速度；为飞机的飞行速度； (1/2v2)为动压；为动压； S为机翼的面积为机翼的面积(包括机身内的部分包括机身内的部分)； Cy为升力系数。为升力系数。 图2-4 圆柱体的流线谱 图2.3 翼剖面的流线谱 一般翼型 升

4、力增加 机翼受力变形 变弯度机翼受力情况 飞机横滚时的副翼 副翼 飞机横滚时的变弯度机翼 升力大 升力小 在起飞和着陆时，前襟下偏 24，后襟下偏20 中速机动时，前襟下 偏24，后襟下偏8 在M=0.95以下的亚音速巡航 时，前襟下偏0，后襟下偏 8 超音速时，前后襟翼都处于 0状态 F-5E 机动襟翼 歼十起飞 前缘襟翼 前缘襟翼 后缘襟翼 歼十透视图 枭龙降落枭龙降落 前缘襟翼 后缘襟翼 飞豹飞豹 襟翼 歼十 翼身融合 歼十 翼身融合 F-16 翼身融合 苏-27 翼身融合 B-1 翼身融合 B-2 火神轰炸机 阵风 鸭子的翅膀在主翼 的前面带有小翼。航空 界把主翼(机翼)前配置 有小翼(尾翼)的气动布 局称为鸭式布局，前面 的尾翼称前翼或鸭翼。 协和 小鸭翼 XB-70 图2-20 翼尖涡流 鸭翼

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