图 " "机翼平面形状及其几何参数
& && %& %’平均 %’平均 ()（*）根梢比：机翼的翼根弦长（ ’+）与翼尖弦长（ ’）之比，称为机翼的根梢比，用符号， "表示，即
’+
" %
’
（,）后掠角：机翼各翼型离开前缘 -*弦长点的连线与垂直于飞机对称平面的直线之间的夹角，称为机翼的后掠角，并用符号 .表示。现代高速飞机的后掠角 .% /,0 1 2+0。
（2）机翼的前视形状：机翼的前视形状可用机翼的上反角来说明。垂直与飞机对称平面的直线与机翼下表面（有的定义为与机翼翼弦平面）之间的夹角，称为机翼的上反角 。通常规定上反为正，下反为负。
以上所述翼型和机翼的各几何参数，对机，翼的气动特性影响较大。特别是机翼面积、展弦比、梯形比、后掠角以及相对厚度这 ,个参数，对机翼的空气动力特性有重大的影响。如何合理地选择这些参数，以保证获得良好的空气动力特性，是飞机设计中的一项重要任务。
第四节 翼型的升力和阻力
飞机在空气中之肿以能飞行，最基本的事实是，有一股力量克服了它的重量把它 •3•
第一篇 /飞机原理与构造
托举在空中。而这种力量主要是靠飞机的机翼产生的。
一、翼型的升力和压差阻力
"迎角的概念
相对气流方向于翼弦之间的夹角，称为迎角。根据气流指向不同，迎角可分为正
迎角、负迎角和零迎角。当气流指向下翼面时，迎角为正；当气流指向上翼面时，迎角
为负；当气流方向与翼弦重合时，迎角为零。
"升力和阻力的产生
根据我们已经讨论过的运动的转换原理，可以认为在空中飞行的飞机是不动的，
而空气以同样的速度流过飞机，这样可以使问题简化。当气流流过翼型时，由于翼型
的上表面凸些，这里的流线变密，流管变细，相反翼型的下表面平坦些，这里的流线变
化不大（与远前方流线相比）。根据连续性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表
面，由于流管变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减小；而翼型的下表面，
由于流管变化不大使压强基本不变。这样，翼型上下表面产生了压强差，形成了总空
气动力只， 的方向向后向上。按平行四边形法则，根据它们实际所起的作用，可把
分成两个分力：一个与气流速度 %垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力 &；另一
个与流速 %平行，起阻碍飞机前进的作用，就是阻力 ’。此时产生的阻力除了摩擦阻
力外，还有一部分是由于翼型前后压强不等引起的，称之为压差阻力。总空气动力只
与翼弦的交点叫做压力中心。好像整个空气动力都集中在这一点上，作用在机翼上。
根据翼型上下表面各处的压强，可以绘制出机翼的压强分布图（压力分布图）。
图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。箭头都与表面垂
直，其长短表示负压（与吸力对应）或正压（与压力对应）的大小。由图可看出，上表
面的吸力占升力的大部分。靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。
在迎角为零时，上下表面虽然都受到吸力，但总的空气动力合力 并不等于零。
随着迎角的增加，上表面吸力逐渐变大，下表面由吸力变为压力，于是空气动力合力
迅速上升，与此同时，翼型上表面后缘的涡流区也逐渐扩大。在一定迎角范围内，
是随着迎角。的增加而上升的。但当。大到某一程度，再增加迎角，升力不但不增加
反而迅速下降，这种现象我们叫做“失速”。失速对应的迎角就叫做“临界迎角”或“失速迎角”。
由于 是随 (的增加而上升的，那么它在垂直迎面气流方向上的分力 )一一升
力，也应具有相似的变化规律。为了研究问题方便，我们采用无因次的升力系数 *(，
即
*)+ & （ - -） %,
•.•
来表示其与。的关系。由 " 曲线上可以发现几个特点：（）" %&的迎角（以 &表示）一般为负值（&’( )’）；（*）" +曲线在一个较大的范围内是直线段；（,）"有一个最大值 "-./（约为 0 (01），而在接近 "-./前曲线的上升趋势就
已减慢。
二、翼型的力矩特性及焦点
当气流流过翼型时，可以把作用在翼型上的空气动力 2分解为垂直翼弦的法向力 3和平行于翼弦的切向力 4。我们规定力矩使翼型抬头为正，则空气动力对 5点的力矩可写为
675 % 3压）
（ //5
或 678 3（ /压 /8）
改用力矩系数的形式表示为
-75 % 678 % 3 压 /8 ) <
"9* ;< "9*
: :;/(
**
所以-75%"压 /5（ * ,）
（/）
式中 /压和 /8。分别是压力中心和任意点 5到翼型前缘距离与弦长比的百分数。 不但影响 2的大小，同时还改变其作用点，为此，变换不同的迎角作实验，求出各个迎角下对应的升力系数 "和力矩系数 -75，画出 -75与 "曲线，如图 * ,所
示。由该图可见，当 "不太大时曲线近似呈直线，不同的 /8，可得到不同的斜率。因此总能找到一点，其 -75几乎不随 "而变化，这样的点在空气动力学中称之为焦点
（或空气动力中心）。低速时，焦点一般在 *1=机翼弦长附近。焦点距前缘的相对位置用 /焦（ %/焦 +<）表示，绕该点的力矩系数用 -7&表示。对于已选定的翼型，它们都是定值（见图 * ,），代人（ * ,）式可得
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