生增升效果。
（3）噴氣襟翼
噴氣襟翼是直接利用從機翼后緣噴射的高速射流層作為“襟翼”，從而增加機翼的環量，
提高升力。同時，噴氣射流產生的反作用力可增加推力與舉力。
圖6.21 帶噴氣襟翼的機翼的弦向壓力分布
（二）副翼
副翼是布置在機翼后緣兩側的橫向操縱面，其作用是提供足夠大的滾轉力矩，保證滿足對
飛機橫向操縱性的要求。
副翼滾轉力矩系數與其自身的幾何參數及機翼的平面形狀和幾何參數有關，在初步設
計階段，需要選定的參數主要有：
mx
1．副翼面積與機翼面積之比值，即相對面積；
一般
S
S副=0.05～0.07
2．副翼的相對弦長
b
b副
一般取
b
b副=0.20～0.25
3. 副翼的相對展長
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°
副翼參數的取值范圍，下限按能否滿足橫向操縱的性能指標而定，上限則要受到能否進一
步有效增大副翼橫向操縱系數的限制。
副翼最大偏角副δ 的取值。一般當副翼向下偏轉時會增大機翼的迎角，如果此時機翼原來
的迎角α 已相當大，副翼下偏則有可能使這一側機翼的迎角超過臨界迎角，使升力下降而不是
增加。為避免這種現象發生，故副翼采用差動偏轉：向上時副δ =-25°；向下時副δ =+15°
副翼采用鈾式氣動補償時，補償面積與副翼面積之比為，一般取≤0.25～
0.28；采用翼內腔補償時，可�。�0.30～0.31。
補副S / S 補副S / S
補副S / S
為了增大副翼的顫振臨界速度，副翼應該有完全的重量補償，即結構質心位于轉軸上。
四、機翼氣動設計計算
早期機翼設計的氣動分析主要依賴于風洞試驗和簡單的解析估算，直到70 年代機翼的氣
動設計仍然以半經驗方法為主。
現代飛機的設計已廣泛運用計算空氣動力學理論方法(Computational Fluid Dynamics，
縮寫為CFD)。目前飛機設計中主要采用的計算空氣動力學方法如下表：
空氣動力學理論 計算方法 在飛機設計中的應用
經典理論
簡化解析公式，
半經驗公式
細長體理論
面積律
總體概念性設計
無粘線性位流理論 面元法，
升力面理論
總體初步設計和氣動分析，
機翼彎扭設計
無粘非線性位流理論 小擾動位流方程或
全位流方程的數值方法
中等強度激波的跨音速流
粘流理論 附面層方程解
無粘/有粘交互計算
阻力計算，附面層修正，
修正無粘計算結果
無粘有旋流理論 歐拉方程數值方法 包括脫體渦的亞、跨、超音
速流場分析
粘性有旋流理論 N-S 方程數值方法 包括分離流的復雜流場
上述空氣動力學非線性偏微分方程組的數值求解方法，常見的有“有限差分法”和“有限
元素法”。CFD 方法的發展，可以減少飛機設計階段的風洞試驗，目前在飛機設計中已起著相
當重要的作用。尤其在飛機設計選型和初步設計階段，CDF 方法的運用可以大大縮短設計周期，
節省風洞試驗費用。圖6.22 是某飛機應用CFD 方法的三維流場計算網格。
· 86 ·
圖6.22 計算空氣動力學（CFD）方法的三維流場計算網格
以下介紹一些在飛機概念性設計中常用的計算公式：
（一）升力特性
1. 翼型升力線斜率（低速）
1.8 (1 0.8 )
_
Cy = + t ∞ α π （6.2）
其中t 為翼型的相對厚度。
2. 亞音速機翼(飛機)的升力線斜率
· 87 ·
F
S
S
C
t
y ）
參考
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 為機翼的翼型最大厚度線的后掠角，λ為展弦比，
β 2 =1 − M 2
{
0.95
η β 2π
α
∞ = = Cy 當未知時
∞
αy
C
F 為機身升力影響系數：
F = 1.07(1+ d / l)2
其中d 為機身當量直徑，l 為機翼展長。
3. 超音速(三角形)機翼升力線斜率
1
4
2 −
=
M
Cy α
（超音速前緣） （6.4）
1 ( )
2
M 2 E m
Cy m
−
=
α π （亞音速前緣） （6.5）
其中：
tanχ
2−1
m = M
χ為機翼前緣后掠角
φ φ
π
E m = ∫ − − m d
2
0
( ) 1 (1 2 )sin2
4. 機翼最大升力系數
Cy max 0.9(Cy max ) cosχ c / 4 翼型= （6.6）
其中χc/4為機翼1/4 弦線的后掠角。
5. 小展弦比三角翼前緣脫體渦升力(增量)系數
sin 2 α cosα
Cy = Kv 渦 （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
阻力系數
CD = CD + CDi
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