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1、YF-23變彎機翼變彎機翼YF-23變彎機翼通常，機翼翼型的上表面凸起較多而下表面通常，機翼翼型的上表面凸起較多而下表面比較平直，再加上有一定的迎角。這樣，從前緣比較平直，再加上有一定的迎角。這樣，從前緣到后緣，上翼面的氣流流速就比下翼面的流速快；到后緣，上翼面的氣流流速就比下翼面的流速快；上翼面的靜壓也就比下翼面的靜壓低，上下翼面上翼面的靜壓也就比下翼面的靜壓低，上下翼面間形成壓力差，此靜壓差稱為作用在機翼上的空間形成壓力差，此靜壓差稱為作用在機翼上的空氣動力。氣動力。垂直于相對氣流方向的壓力差的總和，就是垂直于相對氣流方向的壓力差的總和，就是升力。升力。 空氣動力是分布力，其合力的作用點叫

2、做壓力中心。空氣動力合空氣動力是分布力，其合力的作用點叫做壓力中心?？諝鈩恿狭υ诖怪庇跉饬魉俣确较蛏系姆至烤褪菣C翼的升力力在垂直于氣流速度方向上的分量就是機翼的升力。 圖圖2.15 2.15 用向量法表示機翼壓力分布用向量法表示機翼壓力分布A AB空氣動力的分空氣動力的分布隨迎角的不同而布隨迎角的不同而變化，壓力中心發(fā)變化，壓力中心發(fā)生前后移動，因此，生前后移動，因此，飛機升力的大小也飛機升力的大小也隨迎角的改變而變隨迎角的改變而變化。化。壓力中心壓力中心Y Y=0=0壓力中心壓力中心 Y Y（B B）（A A）Y Y（流線譜）（流線譜） 圖圖2.16 2.16 不同迎角下的機翼升力不同迎角

3、下的機翼升力壓力中心壓力中心Y Y壓力中心壓力中心Y Y（C C）（D D）圖圖2.16 2.16 不同迎角下的機翼升力不同迎角下的機翼升力a aa a升力的計算公式升力的計算公式：SvCYy）（221式中：式中： 為飛機所在高度處的空氣密度；為飛機所在高度處的空氣密度； v為飛機的飛行速度；為飛機的飛行速度； (1/2v2)為動壓；為動壓； S為機翼的面積為機翼的面積(包括機身內(nèi)的部分包括機身內(nèi)的部分)； Cy為升力系數(shù)。為升力系數(shù)。圖2-4 圓柱體的流線譜圖2.3 翼剖面的流線譜一般翼型升力增加機翼受力變形變彎度機翼受力情況飛機橫滾時的副翼副翼飛機橫滾時的變彎度機翼升力大升力小在起飛和著陸時，前襟下偏24，后襟下偏20 中速機動時，前襟下偏24，后襟下偏8 在M=0.95以下的亞音速巡航時，前襟下偏0，后襟下偏8 超音速時，前后襟翼都處于0狀態(tài) F-5E 機動襟翼殲十起飛前緣襟翼前緣襟翼后緣襟翼殲十透視圖梟龍降落梟龍降落前緣襟翼后緣襟翼飛豹飛豹襟翼殲十翼身融合殲十翼身融合F-16翼身融合蘇-27翼身融合B-1翼身融合B-2火神轟炸機陣風(fēng) 鴨子的翅膀在主翼的前面帶有小翼。航空界把主翼(機翼)前配置有小翼(尾翼)的氣動布局稱為鴨式布局，前面的尾翼稱前翼或鴨翼。 協(xié)和小鴨翼XB-70圖2-20

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