圖 " "機翼平面形狀及其幾何參數
& && %& %’平均 %’平均 ()（*）根梢比：機翼的翼根弦長（ ’+）與翼尖弦長（ ’）之比，稱為機翼的根梢比，用符號， "表示，即
’+
" %
’
（,）后掠角：機翼各翼型離開前緣 -*弦長點的連線與垂直于飛機對稱平面的直線之間的夾角，稱為機翼的后掠角，并用符號 .表示。現代高速飛機的后掠角 .% /,0 1 2+0。
（2）機翼的前視形狀：機翼的前視形狀可用機翼的上反角來說明。垂直與飛機對稱平面的直線與機翼下表面（有的定義為與機翼翼弦平面）之間的夾角，稱為機翼的上反角 。通常規定上反為正，下反為負。
以上所述翼型和機翼的各幾何參數，對機，翼的氣動特性影響較大。特別是機翼面積、展弦比、梯形比、后掠角以及相對厚度這 ,個參數，對機翼的空氣動力特性有重大的影響。如何合理地選擇這些參數，以保證獲得良好的空氣動力特性，是飛機設計中的一項重要任務。
第四節 翼型的升力和阻力
飛機在空氣中之腫以能飛行，最基本的事實是，有一股力量克服了它的重量把它 •3•
第一篇 /飛機原理與構造
托舉在空中。而這種力量主要是靠飛機的機翼產生的。
一、翼型的升力和壓差阻力
"迎角的概念
相對氣流方向于翼弦之間的夾角，稱為迎角。根據氣流指向不同，迎角可分為正
迎角、負迎角和零迎角。當氣流指向下翼面時，迎角為正；當氣流指向上翼面時，迎角
為負；當氣流方向與翼弦重合時，迎角為零。
"升力和阻力的產生
根據我們已經討論過的運動的轉換原理，可以認為在空中飛行的飛機是不動的，
而空氣以同樣的速度流過飛機，這樣可以使問題簡化。當氣流流過翼型時，由于翼型
的上表面凸些，這里的流線變密，流管變細，相反翼型的下表面平坦些，這里的流線變
化不大（與遠前方流線相比）。根據連續性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表
面，由于流管變細，即流管截面積減小，氣流速度增大，故壓強減小；而翼型的下表面，
由于流管變化不大使壓強基本不變。這樣，翼型上下表面產生了壓強差，形成了總空
氣動力只， 的方向向后向上。按平行四邊形法則，根據它們實際所起的作用，可把
分成兩個分力：一個與氣流速度 %垂直，起支托飛機重量的作用，就是升力 &；另一
個與流速 %平行，起阻礙飛機前進的作用，就是阻力 ’。此時產生的阻力除了摩擦阻
力外，還有一部分是由于翼型前后壓強不等引起的，稱之為壓差阻力。總空氣動力只
與翼弦的交點叫做壓力中心。好像整個空氣動力都集中在這一點上，作用在機翼上。
根據翼型上下表面各處的壓強，可以繪制出機翼的壓強分布圖（壓力分布圖）。
圖中自表面向外指的箭頭，代表吸力；指向表面的箭頭，代表壓力。箭頭都與表面垂
直，其長短表示負壓（與吸力對應）或正壓（與壓力對應）的大小。由圖可看出，上表
面的吸力占升力的大部分。靠近前緣處稀薄度最大，即這里的吸力最大。
在迎角為零時，上下表面雖然都受到吸力，但總的空氣動力合力 并不等于零。
隨著迎角的增加，上表面吸力逐漸變大，下表面由吸力變為壓力，于是空氣動力合力
迅速上升，與此同時，翼型上表面后緣的渦流區也逐漸擴大。在一定迎角范圍內，
是隨著迎角。的增加而上升的。但當。大到某一程度，再增加迎角，升力不但不增加
反而迅速下降，這種現象我們叫做“失速”。失速對應的迎角就叫做“臨界迎角”或“失速迎角”。
由于 是隨 (的增加而上升的，那么它在垂直迎面氣流方向上的分力 )一一升
力，也應具有相似的變化規律。為了研究問題方便，我們采用無因次的升力系數 *(，
即
*)+ & （ - -） %,
•.•
來表示其與。的關系。由 " 曲線上可以發現幾個特點：（）" %&的迎角（以 &表示）一般為負值（&’( )’）；（*）" +曲線在一個較大的范圍內是直線段；（,）"有一個最大值 "-./（約為 0 (01），而在接近 "-./前曲線的上升趨勢就
已減慢。
二、翼型的力矩特性及焦點
當氣流流過翼型時，可以把作用在翼型上的空氣動力 2分解為垂直翼弦的法向力 3和平行于翼弦的切向力 4。我們規定力矩使翼型抬頭為正，則空氣動力對 5點的力矩可寫為
675 % 3壓）
（ //5
或 678 3（ /壓 /8）
改用力矩系數的形式表示為
-75 % 678 % 3 壓 /8 ) <
"9* ;< "9*
: :;/(
**
所以-75%"壓 /5（ * ,）
（/）
式中 /壓和 /8。分別是壓力中心和任意點 5到翼型前緣距離與弦長比的百分數。 不但影響 2的大小，同時還改變其作用點，為此，變換不同的迎角作實驗，求出各個迎角下對應的升力系數 "和力矩系數 -75，畫出 -75與 "曲線，如圖 * ,所
示。由該圖可見，當 "不太大時曲線近似呈直線，不同的 /8，可得到不同的斜率。因此總能找到一點，其 -75幾乎不隨 "而變化，這樣的點在空氣動力學中稱之為焦點
（或空氣動力中心）。低速時，焦點一般在 *1=機翼弦長附近。焦點距前緣的相對位置用 /焦（ %/焦 +<）表示，繞該點的力矩系數用 -7&表示。對于已選定的翼型，它們都是定值（見圖 * ,），代人（ * ,）式可得
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