生增升效果。
（3）喷气襟翼
喷气襟翼是直接利用从机翼后缘喷射的高速射流层作为“襟翼”，从而增加机翼的环量，
提高升力。同时，喷气射流产生的反作用力可增加推力与举力。
图6.21 带喷气襟翼的机翼的弦向压力分布
（二）副翼
副翼是布置在机翼后缘两侧的横向操纵面，其作用是提供足够大的滚转力矩，保证满足对
飞机横向操纵性的要求。
副翼滚转力矩系数与其自身的几何参数及机翼的平面形状和几何参数有关，在初步设
计阶段，需要选定的参数主要有：
mx
1．副翼面积与机翼面积之比值，即相对面积；
一般
S
S副=0.05～0.07
2．副翼的相对弦长
b
b副
一般取
b
b副=0.20～0.25
3. 副翼的相对展长
l
l副
一般取
l
l副=0.３0～0.40
4．副翼的偏角副δ
· 85 ·
通常，副翼的最大偏角副δ ＝25°～30°
副翼参数的取值范围，下限按能否满足横向操纵的性能指标而定，上限则要受到能否进一
步有效增大副翼横向操纵系数的限制。
副翼最大偏角副δ 的取值。一般当副翼向下偏转时会增大机翼的迎角，如果此时机翼原来
的迎角α 已相当大，副翼下偏则有可能使这一侧机翼的迎角超过临界迎角，使升力下降而不是
增加。为避免这种现象发生，故副翼采用差动偏转：向上时副δ =-25°；向下时副δ =+15°
副翼采用铀式气动补偿时，补偿面积与副翼面积之比为，一般取≤0.25～
0.28；采用翼内腔补偿时，可取＝0.30～0.31。
补副S / S 补副S / S
补副S / S
为了增大副翼的颤振临界速度，副翼应该有完全的重量补偿，即结构质心位于转轴上。
四、机翼气动设计计算
早期机翼设计的气动分析主要依赖于风洞试验和简单的解析估算，直到70 年代机翼的气
动设计仍然以半经验方法为主。
现代飞机的设计已广泛运用计算空气动力学理论方法(Computational Fluid Dynamics，
缩写为CFD)。目前飞机设计中主要采用的计算空气动力学方法如下表：
空气动力学理论 计算方法 在飞机设计中的应用
经典理论
简化解析公式，
半经验公式
细长体理论
面积律
总体概念性设计
无粘线性位流理论 面元法，
升力面理论
总体初步设计和气动分析，
机翼弯扭设计
无粘非线性位流理论 小扰动位流方程或
全位流方程的数值方法
中等强度激波的跨音速流
粘流理论 附面层方程解
无粘/有粘交互计算
阻力计算，附面层修正，
修正无粘计算结果
无粘有旋流理论 欧拉方程数值方法 包括脱体涡的亚、跨、超音
速流场分析
粘性有旋流理论 N-S 方程数值方法 包括分离流的复杂流场
上述空气动力学非线性偏微分方程组的数值求解方法，常见的有“有限差分法”和“有限
元素法”。CFD 方法的发展，可以减少飞机设计阶段的风洞试验，目前在飞机设计中已起着相
当重要的作用。尤其在飞机设计选型和初步设计阶段，CDF 方法的运用可以大大缩短设计周期，
节省风洞试验费用。图6.22 是某飞机应用CFD 方法的三维流场计算网格。
· 86 ·
图6.22 计算空气动力学（CFD）方法的三维流场计算网格
以下介绍一些在飞机概念性设计中常用的计算公式：
（一）升力特性
1. 翼型升力线斜率（低速）
1.8 (1 0.8 )
_
Cy = + t ∞ α π （6.2）
其中t 为翼型的相对厚度。
2. 亚音速机翼(飞机)的升力线斜率
· 87 ·
F
S
S
C
t
y ）
参考
外露翼(
)
tan
2 4 (1
2
2
max
2
2
2 2
β
χ
η
λ β
α πλ
+ + +
= （6.3）
其中：χmax t 为机翼的翼型最大厚度线的后掠角，λ为展弦比，
β 2 =1 − M 2
{
0.95
η β 2π
α
∞ = = Cy 当未知时
∞
αy
C
F 为机身升力影响系数：
F = 1.07(1+ d / l)2
其中d 为机身当量直径，l 为机翼展长。
3. 超音速(三角形)机翼升力线斜率
1
4
2 −
=
M
Cy α
（超音速前缘） （6.4）
1 ( )
2
M 2 E m
Cy m
−
=
α π （亚音速前缘） （6.5）
其中：
tanχ
2−1
m = M
χ为机翼前缘后掠角
φ φ
π
E m = ∫ − − m d
2
0
( ) 1 (1 2 )sin2
4. 机翼最大升力系数
Cy max 0.9(Cy max ) cosχ c / 4 翼型= （6.6）
其中χc/4为机翼1/4 弦线的后掠角。
5. 小展弦比三角翼前缘脱体涡升力(增量)系数
sin 2 α cosα
Cy = Kv 涡 （6.7）
其中：
⎪ ⎪
⎩
⎪ ⎪
⎨
⎧
≤ ≤
−
−
=
= ≤ ≤
1.25 4.0
4 1.25
4
1 0.75 1.25
λ
λ
λ
Kv
· 88 ·
（二）阻力特性
阻力系数
CD = CD + CDi
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