飛行器翼型設(shè)計(jì)

1、1、翼型的定義與研究發(fā)展 在飛機(jī)的各種飛行狀態(tài)下，機(jī)翼是飛機(jī)承受升力的主要部件，而立尾和平尾是飛機(jī)保持安定性和操縱性的氣動(dòng)部件。一般飛機(jī)都有對(duì)稱面，如果平行于對(duì)稱面在機(jī)翼展向任意位置切一刀，切下來的機(jī)翼剖面稱作為翼剖面或翼型。翼型是機(jī)翼和尾翼成形重要組成部分，其直接影響到飛機(jī)的氣動(dòng)性能和飛行品質(zhì)。 通常飛機(jī)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼和尾翼的盡可能升力大、阻力小、并有小的 零升俯仰力矩。因此，對(duì)于不同的飛行速度，機(jī)翼的翼型形狀是不同的。 對(duì)于低亞聲速飛機(jī)，為了提高升力系數(shù)，翼型形狀為圓頭尖尾形； 對(duì)于高亞聲速飛機(jī)，為了提高阻力發(fā)散Ma數(shù)，采用超臨界翼型，其特點(diǎn)是前緣豐滿、上翼面平坦、后緣向下凹； 對(duì)于超聲速

2、飛機(jī)，為了減小激波阻力，采用尖頭、尖尾形翼型。3、 NACA翼型編號(hào) NACA四位數(shù)翼族： 其中第一位數(shù)代表f，是弦長的百分?jǐn)?shù)；第二位數(shù)代表p，是弦長的十分?jǐn)?shù)；最后兩位數(shù)代表厚度，是弦長的百分?jǐn)?shù)。例如NACA 0012是一個(gè)無彎度、厚12%的對(duì)稱翼型。有現(xiàn)成實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的NACA四位數(shù)翼族的翼型有6%、8%、9%、10%、12%、15%、18%、21%、24 五位數(shù)翼族的厚度分布與四位數(shù)翼型相同。不同的是中弧線。具體的數(shù)碼意義如下：第一位數(shù)表示彎度，但不是一個(gè)直接的幾何參數(shù)，而是通過設(shè)計(jì)升力系數(shù)來表達(dá)的，這個(gè)數(shù)乘以3/2就等于設(shè)計(jì)升力系數(shù)的十倍。第二、第三兩位數(shù)是2p，以弦長的百分?jǐn)?shù)來表示。最后兩

3、位數(shù)仍是百分厚度。 例如NACA 23012這種翼型，它的設(shè)計(jì)升力系數(shù)是（2）×3/20=0.30；p=30/2,即中弧線最高點(diǎn)的弦向位置在15%弦長處，厚度仍為12%。 一般情況下的五位數(shù)編號(hào)意義如下 有現(xiàn)成實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的五位數(shù)翼族都是230-系列的，設(shè)計(jì)升力系數(shù)都是0.30，中弧線最高點(diǎn)的弦向位置p都在15%弦長處，厚度有12%、15%、18%、21%、24%五種。其它改型的五位數(shù)翼型在此就不介紹了。1、低速翼型繞流圖畫 低速圓頭翼型在小迎角時(shí)，其繞流圖畫如下圖示。總體流動(dòng)特點(diǎn)是（1）整個(gè)繞翼型的流動(dòng)是無分離的附著流動(dòng)，在物面上的邊界層和翼型后緣的尾跡區(qū)很薄；（2）前駐點(diǎn)位于下翼面距

4、前緣點(diǎn)不遠(yuǎn)處，流經(jīng)駐點(diǎn)的流線分成兩部分，一部分從駐點(diǎn)起繞過前緣點(diǎn)經(jīng)上翼面順壁面流去，另一部分從駐點(diǎn)起經(jīng)下翼面順壁面流去，在后緣處流動(dòng)平滑地匯合后下向流去。（3）在上翼面近區(qū)的流體質(zhì)點(diǎn)速度從前駐點(diǎn)的零值很快加速到最大值，然后逐漸減速。根據(jù)Bernoulli方程，壓力分布是在駐點(diǎn)處壓力最大，在最大速度點(diǎn)處壓力最小，然后壓力逐漸增大（過了最小壓力點(diǎn)為逆壓梯度區(qū)）。而在下翼面流體質(zhì)點(diǎn)速度從駐點(diǎn)開始一直加速到后緣，但不是均加速的。NACA2412在迎角a7.40時(shí)的壓強(qiáng)分布曲線（4）隨著迎角的增大，駐點(diǎn)逐漸后移，最大速度點(diǎn)越靠近前緣，最大速度值越大，上下翼面的壓差越大，因而升力越大。（5）氣流到后緣處，

5、從上下翼面平順流出，因此后緣點(diǎn)不一定是后駐點(diǎn)。 當(dāng)迎角大過一定的值之后，就開始彎曲，再大一些，就達(dá)到了它的最大值，此值記為最大升力系數(shù)，這是翼型用增大迎角的辦法所能獲得的最大升力系數(shù)，相對(duì)應(yīng)的迎角稱為臨界迎角。過此再增大迎角，升力系數(shù)反而開始下降，這一現(xiàn)象稱為翼型的失速。這個(gè)臨界迎角也稱為失速迎角。歸納起來，翼型升力系數(shù)曲線具有的形狀為3、翼型失速 隨著迎角增大，翼型升力系數(shù)將出現(xiàn)最大，然后減小。這是氣流繞過翼型時(shí)發(fā)生分離的結(jié)果。翼型的失速特性是指在最大升力系數(shù)附近的氣動(dòng)性能。翼型分離現(xiàn)象與翼型背風(fēng)面上的流動(dòng)情況和壓力分布密切相關(guān)。 在一定迎角下，當(dāng)?shù)退贇饬骼@過翼型時(shí)，從上翼面的壓力分布和速度

6、變化可知：氣流在上翼面的流動(dòng)是，過前駐點(diǎn)開始快速加速減壓到最大速度點(diǎn)（順壓梯度區(qū)），然后開始減速增壓到翼型后緣點(diǎn)處（逆壓梯度區(qū)）。小迎角翼型附著繞流 隨著迎角的增加，前駐點(diǎn)向后移動(dòng)，氣流繞前緣近區(qū)的吸力峰在增大，造成峰值點(diǎn)后的氣流頂著逆壓梯度向后流動(dòng)越困難，氣流的減速越嚴(yán)重。這不僅促使邊界層增厚，變成湍流，而且迎角大到一定程度以后，逆壓梯度達(dá)到一定數(shù)值后，氣流就無力頂著逆壓減速了，而發(fā)生分離。這時(shí)氣流分成分離區(qū)內(nèi)部的流動(dòng)和分離區(qū)外部的主流兩部分。 在分離邊界（稱為自由邊界）上，二者的靜壓必處處相等。分離后的主流就不再減速不再增壓了。分離區(qū)內(nèi)的氣流，由于主流在自由邊界上通過粘性的作用不斷地帶走質(zhì)

7、量，中心部分便不斷有氣流從后面來填補(bǔ)，而形成中心部分的倒流。大迎角翼型分離繞流不同迎角下翼型的繞流實(shí)驗(yàn)結(jié)果根據(jù)大量實(shí)驗(yàn)，大Re數(shù)下翼型分離可根據(jù)其厚度不同分為：（1）后緣分離（湍流分離），升力曲線如左圖(a)；（2）前緣分離（前緣短泡分離），如(b)；（3）薄翼分離（前緣長氣泡分離）， 如(c)。（1）后緣分離（湍流分離） 這種分離對(duì)應(yīng)的翼型厚度大于12%-15%，翼型頭部的負(fù)壓不是特別大，分離從翼型上翼面后緣近區(qū)開始，隨著迎角的增加，分離點(diǎn)逐漸向前緣發(fā)展，起初升力線斜率偏離直線，當(dāng)迎角達(dá)到一定數(shù)值時(shí)，分離點(diǎn)發(fā)展到上翼面某一位置時(shí)（大約翼面的一半），升力系數(shù)達(dá)到最大，以后升力系數(shù)下降。后緣分離

8、的發(fā)展是比較緩慢的，流譜的變化是連續(xù)的，失速區(qū)的升力曲線也變化緩慢，失速特性好。NACA4412后緣分離（湍流分離）（2）前緣分離（前緣短泡分離） 對(duì)于中等厚度的翼型（厚度6%-9%），前緣半徑較小，氣流繞前緣時(shí)負(fù)壓很大，從而產(chǎn)生很大的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣附近發(fā)生流動(dòng)分離，分離后的邊界層轉(zhuǎn)捩成湍流，從外流中獲取能量，然后在附到翼面上，形成分離氣泡。起初這種短氣泡很短，只有弦長的0.5 1%，當(dāng)迎角達(dá)到失速角時(shí)，短氣泡突然打開，氣流不能再附，導(dǎo)致上翼面突然完全分離，使升力和力矩突然變化。（3）薄翼分離（前緣長氣泡分離）對(duì)于薄的翼型（厚度4%-6%），前緣半徑更小，氣流繞前緣時(shí)負(fù)壓更大

9、，從而產(chǎn)生很大的逆壓梯度，即使在不大迎角下，前緣附近引起流動(dòng)分離，分離后的邊界層轉(zhuǎn)捩成湍流，從外流中獲取能量，流動(dòng)一段較長距離后再附到翼面上，形成長分離氣泡。起初這種氣泡不長，只有弦長的2%-3%；隨著迎角增加，再附點(diǎn)不斷向下游移動(dòng)；當(dāng)達(dá)到失速迎角時(shí)，氣泡不再附著，上翼面完全分離之后，升力達(dá)到最大值；迎角繼續(xù)增加，升力逐漸下降。（4）除上述三種分離外，還可能存在混合分離形式，氣流繞翼型是同時(shí)在前緣和后緣發(fā)生分離。 按產(chǎn)生阻力的原因分類，低速飛行時(shí)飛機(jī)上的阻力有：摩擦阻力，壓差阻力，誘導(dǎo)阻力和干擾阻力等。摩擦阻力 空氣也具有粘性。當(dāng)氣流流過飛機(jī)表面時(shí)，由于粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦,阻滯了

10、氣流的流動(dòng)，由此而產(chǎn)生的阻力就叫做“摩擦阻力"。 當(dāng)氣流流殺機(jī)表面與機(jī)體相接觸的那后空氣,做團(tuán)粘附在機(jī)體表面上。于是這匡氣流的流動(dòng)速度降低為零。緊靠這層空氣的外面層空氣雖然沒有直接受機(jī)體表面的影響,但由于其相鄰的空氣層的速度為零,由于粘性,該層空氣的流動(dòng)速度也被減小到很小。這樣層層影響,各層空氣的流動(dòng)速度逐漸加大,機(jī)體表面的阻滯作用逐漸刷、,一直到速度與外界自由流速相等;這樣一種流速有變化的空氣稱之為“附面層"。附面層內(nèi),每相鄰兩薄層空氣之間由于存在速度差便產(chǎn)生摩擦力。這種摩擦力的總和就是飛機(jī)的摩擦阻力。 在機(jī)翼上形成的附面層一般都是很薄的，厚度大的只有幾厘米，螺旋槳上的附

11、面層更薄，只有幾毫米。可是巨型飛船和海輪船舷上的附面層，其厚度可以達(dá)幾十厘米，甚至半米，卻是相當(dāng)厚了。 附面層中氣流的流動(dòng)情況也是不同的。一般機(jī)翼大約在最大厚度以前，附面層的氣流各層不相混雜而成層地流動(dòng)。這部分叫“層流附面層,'。在這以后,氣流的活動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無章,并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運(yùn)動(dòng)。這部分就叫做“紊流附面層"。雖然紊流附面層內(nèi)空氣,傲團(tuán)的運(yùn)動(dòng)是紊亂的,但是整個(gè)附面層仍然附著在機(jī)翼表面。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)叫“轉(zhuǎn)缺點(diǎn)"?在紊流盹面層之后,附面層脫離了翼面幣形成大量宏觀的旋渦。這就是“尾跡"。附面層開始分離的一點(diǎn)叫“分離點(diǎn)".附面層內(nèi)的摩擦

12、阻力同流動(dòng)情況有很大關(guān)系。實(shí)踐證明,層流附面層的摩擦阻力小,而紊流附面層的摩擦阻力大。因此,盡可能在機(jī)翼和飛視其他部件表面保持層流流動(dòng)是有利的。層流翼型聲擦阻力要低得多。 為了降低飛機(jī)的摩擦匪時(shí)使飛機(jī)表面盡量光滑。壓差阻力 “壓差阻力,它成的壓強(qiáng)差。如果把塊平板垂直地豎立在氣流中;強(qiáng)大大增大,后面壓強(qiáng)減小。前后形成了巨大的壓強(qiáng)差i了巨大的咀力。五差阻力。如果把平板平行于氣流方向置于氣流中則產(chǎn)生的壓差阻力就微乎其微。 由此可見,壓差阻力同物體的迎風(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都有很大關(guān)系。所謂迎風(fēng)面積,就是物體上垂直于氣流方向的最大截面面積。從經(jīng)驗(yàn)得知物體的迎風(fēng)面面積越大,壓差阻力也就越大。 物體

13、的形狀對(duì)壓差阻力也有很大影響。由風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)可知，如果一個(gè)短圓柱體的軸向阻力為單位1的話,那末同樣的短圓柱體頭部加上因錐,頭部裝一表面均勻彎曲的凸頭,以及頭部裝凸頭同時(shí)尾部再裝一逐漸變尖的凸頭,形成所謂“流線體"時(shí)。它們的阻力分別是短圓柱體的25,1/5和1/25?？梢娢矬w的形狀對(duì)壓差阻力影響之大。 流線體所以能大幅度降低壓差阻力,實(shí)際上是流線體的頭部占據(jù)了物體前面的氣流滯止所形成的高壓區(qū)同時(shí)流線體的尾部又填滿了物體后面氣流分離后充滿旋渦的低壓區(qū),使氣流能平滑地流過物體表面來降低物體前后的壓力差。因此,為了降低壓差阻力,飛機(jī)的迎風(fēng)面積要盡可能小同時(shí)所有飛機(jī)部件都要加以整流形成流線體形狀。

14、誘導(dǎo)阻力 機(jī)翼上也有摩擦阻力和壓差阻力。對(duì)機(jī)翼而言,這二者合稱“翼型阻力"。但機(jī)翼上除翼型阻力外還有“誘導(dǎo)阻力"(又叫“感應(yīng)阻力,)。這是機(jī)翼所獨(dú)有的一種阻力。(當(dāng)然,尾翼上也有)。因?yàn)檫@種阻力是伴隨著機(jī)翼上升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的。也許可以說它是為 了產(chǎn)生升力而付出的一種“代價(jià)”。 當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí),下翼面壓強(qiáng)大、上翼面壓強(qiáng)小。由于翼展的長度是有限的,所以上下翼面的壓強(qiáng)差使得氣流從下翼面繞過兩端翼尖,向上翼面流動(dòng)。當(dāng)流繞過翼尖時(shí),在翼尖處不斷形成旋渦。這種旋渦,從飛機(jī)的正前方看去,右邊(飛機(jī)的左機(jī)翼)是逆時(shí)針方向的,左邊(飛機(jī)的右機(jī)翼)是順時(shí)針方向的。隨著飛機(jī)向前方飛行,旋渦就從翼

15、尖向后方流去并產(chǎn)生了向下的下洗速度。下就速度在兩個(gè)翼尖處最大,向中心逐漸減小。在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)減到最小。 這種下洗現(xiàn)象，常被候鳥一雁群所利用。當(dāng)雁群隨著氣候的變化而遷徙時(shí)，常常排成人字形成或斜一字形。領(lǐng)隊(duì)的大雁排在最前面,幼弱的小雁常排布后外側(cè)。這樣就使后雁處于前雁翼尖所形成的旋渦中。由于翼尖旋渦中的氣流在翼尖外側(cè)是向上流動(dòng)的,形成上升氣流。后雁在上升氣流中飛仨較省力,對(duì)長途不著陸飛行是很有利的。 在機(jī)翼中任取某一剖面來研究。由于下洗,流過該剖面的氣流除了原來的相對(duì)速度v之外又產(chǎn)生了垂直向下的下洗速度。由v和“合成的合速度u是氣流流經(jīng)該翼剖面的真正相對(duì)速度。u與v的夾角E稱為下洗角。升力Y是定義

16、為總空氣動(dòng)力在垂直于相對(duì)速度v的方向上的分力,可是氣流流過機(jī)翼以后,由于下洗速度仙的作用,使v的方向改變,向下轉(zhuǎn)折一個(gè)下洗角E,而成為u和方向。因此,升力Y也隨之偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度E,而與u垂直成為Yl。然而飛機(jī)的飛行方向仍然是原來v的方向,因此Y1就產(chǎn)生一個(gè)與飛機(jī)前進(jìn)方向相反的水平分力Q1。這是阻止飛機(jī)前進(jìn)的阻力,這種阻力是由升力的誘導(dǎo)而產(chǎn)生的,因此叫做“誘導(dǎo)阻力"。它是由于氣流下洗使原來的升力偏轉(zhuǎn)而引起的附加阻力并不包含在翼型阻力之內(nèi)。誘導(dǎo)阻力同機(jī)翼的平面形狀、翼剖面形狀和展弦比有關(guān),所以為了減小機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力,應(yīng)該選取隨圓形的機(jī)翼平面形狀,并盡可能力日大機(jī)翼的展長即增加展弦比使翼尖處

17、下洗嚴(yán)重區(qū)在機(jī)翼展樂中所占的比重下降。干擾阻力飛機(jī)上除了摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力以外,還有一種“干擾阻力"值得我們注意。 實(shí)踐表明,飛機(jī)的各個(gè)部件如機(jī)翼、r機(jī)身、尾翼等,單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和并不等于,而往往是小于組成一架飛機(jī)時(shí)的阻力。所謂“干擾阻力"就是飛機(jī)各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。 現(xiàn)在我們以機(jī)翼和機(jī)身為例,看看這種額外阻力是怎樣產(chǎn)生的。 如圖所示,氣流流過機(jī)翼和機(jī)身的連接處,由于機(jī)翼和機(jī)身二者形狀的關(guān)系,在這里形成了一個(gè)截面由大到小,再由小到大的氣流通道。在A處截面比較大,到C點(diǎn)翼面最高點(diǎn),氣流通道收縮到最小,隨后到B處又逐漸擴(kuò)大。

18、根據(jù)流體的流動(dòng)特性,C處的速度大而壓強(qiáng)小,B處的速度小而壓強(qiáng)大,所以在CB一段通道中氣流有從高壓區(qū)B回流到低壓區(qū)C的趨勢(shì)。 這就形成了一股逆流。但飛機(jī)前進(jìn)時(shí)不斷有氣流沿通道向后流，遇到了后面這股逆流就形成了氣流的阻塞現(xiàn)象，使氣流開始分離并產(chǎn)生很多的旋渦。這些旋渦表明氣流的動(dòng)能有了消耗，因而產(chǎn)生了一種額外的阻力。這一阻力是氣流相互干擾而產(chǎn)生的，所以叫做“干擾阻力”。 不但在機(jī)翼和機(jī)身之間可能產(chǎn)生干擾阻力，而且在機(jī)身和尾翼連接處，機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙連接處，也都可能產(chǎn)生。 從干擾阻力產(chǎn)生的原因來看，它顯然和飛機(jī)不同部件之間的相對(duì)位置有關(guān)。如果在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)，仔細(xì)考慮它們的相對(duì)位置，使得連接處壓強(qiáng)的增加不

19、大也不急劇，干擾阻力就可以減小。 另外還可采取不同部件連接處加裝流線型的“整流片”的辦法，使連接處圓滑過度，盡可能減少旋渦的產(chǎn)生，也可減少“干擾阻力”。 以上我們把飛機(jī)低速飛行時(shí)所產(chǎn)生的四種阻力摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力，都簡單介紹了一下。這是從產(chǎn)生阻力的原因的觀點(diǎn)來談的。至于高速飛行時(shí)，飛機(jī)上還會(huì)產(chǎn)生波阻，關(guān)于波阻，我們?cè)诩げㄒ还?jié)中再討論。 如果從產(chǎn)生阻力的飛機(jī)部件的觀點(diǎn)來談，則飛機(jī)總阻力中包括機(jī)翼阻力、機(jī)身阻力、起落架阻力、尾翼阻力、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙阻力以及暴露在氣流中的各種零件的阻力。除機(jī)翼阻力之外的所有飛機(jī)部件和零件所產(chǎn)生的阻力的總和叫做“廢阻力”（廢阻力中包括干擾阻力）。實(shí)驗(yàn)表

20、明，廢阻力在飛機(jī)總阻力中占很大比例，一般約為總阻力的百分之六十到七十，必須予以充分的重視。 但是，在某些情況下，飛機(jī)阻力不但無害，而且是完全必需的。這時(shí)，應(yīng)當(dāng)采取措施迅速增加阻力。例如,當(dāng)殲擊機(jī)同敵機(jī)在空中格斗時(shí),為了提高機(jī)動(dòng)性,有時(shí)突然打開阻力板(又叫減速板),來迅速增大阻力,降低速度,繞到敵機(jī)后方有利位置進(jìn)行攻擊。另外某些高速飛機(jī)在著陸時(shí)、為了增大阻力、降低著陸速度,縮短滑跑距離,打開阻力傘就可達(dá)到目的。 阻力同升力一樣,也是總空氣動(dòng)力的一部分,所以同樣可以得出“阻力公式":式中Cx為阻力系數(shù),也由風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)求得。參考面積S視為該公式使用的部件不同而不同,對(duì)于機(jī)翼仍然是機(jī)翼平面面積

21、,而對(duì)于機(jī)身則取為機(jī)身的最大橫截面積。如果用該公式來計(jì)算全機(jī)阻力。那末在選定的參考面積下由風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)得阻力系數(shù)Cx,使用該阻力系數(shù)和相應(yīng)的參考面積來計(jì)算阻力。 阻力系數(shù)也與飛機(jī)的攻角有關(guān),白開、阻力曲線中可以看出在某一攻角下阻力達(dá)到最小值，該攻角稱為最小阻力攻角。而其他攻角的阻力都要比該攻角的阻力大。 與鳥的飛行不同，飛機(jī)在空中能夠飛行是依靠與空氣的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，而產(chǎn)生作用在飛機(jī)上的力和力矩來實(shí)現(xiàn)的。如對(duì)于水平等速直線飛行而言，從飛機(jī)受力條件，有 LG LV￥ （升力與重力平衡） FD D/V￥ （推力與阻力平衡） M=0 (俯仰力矩保持守恒）飛機(jī)產(chǎn)生升力必須具備的條件：（1）有空氣（飛機(jī)在空中飛

22、行是靠作用于飛機(jī)上的空氣動(dòng)力）。此外，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的氧氣也是取源于空氣。（2）必須存在一定的飛行速度（飛機(jī)和空氣之間要有一定的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，產(chǎn)生空氣動(dòng)力）。（3）要有適當(dāng)?shù)臍鈩?dòng)外形、受力大小和飛行姿態(tài)。（4）必須存在保持和改變飛行狀態(tài)的能力。1、飛機(jī)的氣動(dòng)布局 不同類型的飛機(jī)、不同的速度、不同的飛行任務(wù)，飛機(jī)的氣動(dòng)布局是不同的。 何為飛機(jī)的氣動(dòng)布局？廣義而言：指飛機(jī)主要部件的尺寸、形狀、數(shù)量、及其相互位置。飛機(jī)的主要部件有：推進(jìn)系統(tǒng)、機(jī)翼、機(jī)身、尾翼（平尾、立尾）、起落架等。按機(jī)翼和機(jī)身連接的相互位置分為：按機(jī)翼弦平面有無上反角分為：按立尾的數(shù)量分為：按機(jī)翼與平尾的相對(duì)縱向位置分為：2、機(jī)翼的形狀機(jī)

23、翼的外形五花八門、多種多樣，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不論采用什么樣的形狀，設(shè)計(jì)者都必須使飛機(jī)具有良好的氣動(dòng)外形，并且使結(jié)構(gòu)重量盡可能的輕。所謂良好的氣動(dòng)外形，是指升力大、阻力小、穩(wěn)定操縱性好。美國戰(zhàn)術(shù)運(yùn)輸機(jī)C-130上單翼、平直機(jī)翼、4發(fā)翼下吊布置、正常式布局F-22猛禽當(dāng)今世界最先進(jìn)的第四代戰(zhàn)斗機(jī)中單翼、雙發(fā)、梯形翼、雙立尾正常式噴火戰(zhàn)斗機(jī)英國第二次世界大戰(zhàn)名機(jī)下單翼、橢圓形機(jī)翼、正常式布局B-52遠(yuǎn)程戰(zhàn)略轟炸機(jī)（同溫層堡壘）上單翼、4發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局協(xié)和號(hào)超聲速客機(jī)（Ma=2.04）雙發(fā)三角形機(jī)翼布局 S37前掠翼戰(zhàn)斗機(jī)（三翼面布局） A380客機(jī)遠(yuǎn)程寬身運(yùn)輸機(jī)下單翼、四發(fā)翼下吊、后掠翼、正常式布局一般而言：運(yùn)輸機(jī)-多數(shù)采用上單翼（便于裝貨）高亞音速客機(jī)-下單翼布局、后掠翼、正常式布局（升阻比大，運(yùn)行經(jīng)濟(jì)，座艙噪聲低，視野寬）（在機(jī)身下半部放置貨物）戰(zhàn)斗機(jī)-多數(shù)采用中或下單翼，三角翼、大后掠翼正?；蝤喪讲季郑ㄋ俣瓤?、阻力小、機(jī)動(dòng)靈活、失速迎角大）簡單襟翼簡單襟翼的形狀與副翼相似，其構(gòu)造比較簡單。簡單襟翼在不偏轉(zhuǎn)時(shí)形成機(jī)翼后緣的一部分，當(dāng)放下(即向下偏轉(zhuǎn))時(shí)，相當(dāng)于增大了機(jī)翼翼型的彎度，從而使升力增大。當(dāng)它在著陸偏轉(zhuǎn)5060度時(shí)，大約能使升力系數(shù)增大65%75%。分裂襟翼分裂襟翼（也稱為開裂襟翼）象一塊薄板，緊貼于機(jī)