1、1 确定机翼面积 2 确定翼型 3 确定副翼面积 4 确定机翼安装角 5 确定机翼上反角 6 确定重心位置 7确定机身和机头长度 8 确定垂直尾翼和方向舵的面积 9 确定水平尾翼和升降舵的面积型飞机设计步骤及要点翼型类型 翼型优点 翼型缺点 适用范围平凸翼型 升力大 阻力中庸且不太适合倒飞 练习机 像真机双凸翼型 一定迎角下产生升 零度迎角时不产生升力 特技机凹凸翼型 翼型升力较大 阻力也较大 滑翔机 特种飞机飞机类型 翼载荷滑翔机 滑翔机的翼载荷在 35 克/平方分米以下普通固定翼飞机 普通固定翼飞机的翼载荷为 35-100 克/平方分米像真机 像真机的翼载荷在 100 克/平方分米甚至更多
2、副翼面积 副翼面积应占机翼面积的 20%左右其长度应为机翼的 30-80%之间。 安装角 机翼安装角应在正 0 -3 度之间 上反角 上反角越大飞机的横向稳定性就越好反之就越差。重心 重心在机翼前缘后的 25% -30%平均气动弦长处机身长度 翼展和机身的比例一般是 70%-80%机头长度 机头的长度指机翼前缘到螺旋浆后平面的之间的距离等于或小于翼展的 15%垂直尾翼面积 垂直尾翼面积占机翼的 10% 方向舵的面积 方向舵面积约为垂直尾翼面积的 25%水平尾翼 水平尾翼的面积应为机翼面积的 20-25% 升降舵的面积 升降舵的面积约为水平尾翼积的 20-25%确定水平尾翼的安装位置 从机翼前缘
3、到水平尾翼之间的距离就是尾力臂的长度大致等于翼弦长的 3 倍确定发动机 一般讲滑翔机的功重比为 0.5 左右。普通飞机的功重比为 0.81 左右。特技机功重比大于 1 以上飞机要实现飞行，首先依靠机翼的升力。那么升力是怎样产生的呢？我们可以做一个试验。双手各拿一张纸板，并以较近的距离平行垂下。从上端向两张纸中间吹一口气，两个纸板就会靠近，甚至合到一起。这是由于纸中间气流速度大，压强低；纸外侧空气静止、压强较大，从而产生向内的压力使它们靠近。这就是人们熟知的伯努利原理：水与空气等流体，流速大的地方，压强小；流体流速小的地方，压强大。同样，把机翼纵向剖开，会形成一个翼截面或翼剖面，在航空上称翼型。
4、当空气流过机翼时，气流会沿上下表面分开，并在后缘处汇合。上表面弯曲，气流流过时走的路程较长，下表面下表面较平坦，气流的行程较短。上下气流最后要在一处汇合，因而上表面的气流必须速度较快，才能与下表面气流同时到达后缘。根据伯努利原理，上表面高速气流对机翼的压力较小，下表面低速气流对机翼压力较大，这就产生了一个压力差，也就是向上的升力。在实际的飞机机翼上，升力来自两部分，一是机翼下面的气流高压产生的向上的冲顶力，一是机翼上面的高速气流的低压产生的吸力。简单地说，升力是气流对机翼“上吸、下顶”共同作用的结果。在全部升力中，机翼上表面的吸力比下表面的冲力更大。襟翼有什么用？ 飞机停在机场上或在高空飞行时
5、，机翼看起来好像是一个整体。可一旦飞机进入起飞或着陆阶段，机翼就会出现奇妙的变化：它的前缘、后缘会伸出一些长短、宽度不同的翼片，有的向下偏转，有的向前伸出，有的向后滑退，五花八门，如同随风摆动的衣服下襟，所以这些翼片有一个十分形象的名称“襟翼” 。飞机为什么要装襟翼呢？ 我们知道，飞机飞上天需要足够的升力。加大机翼面积，或是飞行速度提高，都能增大升力。但是，飞机在起降时，为了缩短起降距离和保证起降安全，一般不能提高速度，而增大机翼面积则会增加飞机重量，消耗大量能量。因此，为了既增加飞机在起降等低速阶段的升力，又达到载重、速度、阻力和油耗等方面综合性最佳化，襟翼应运而生。 可襟翼为什么能增加升力
6、呢？襟翼能够改变翼型弯度、增加机翼面积、保持层流流动，按照理论，这在速度一定的情况下，能够大大增加低速阶段的升力。襟翼在现代飞机中被普遍采用，而且不同飞机根据自身要求，要选择不同襟翼或几种襟翼的组合。小型军用机采用后缘襟翼较多，大型飞机则同时采用前缘和后缘襟翼的组合，且往往是多缝翼。襟翼的设计和布置也十分考究，要经过大量的风洞试验才能确定。什么是层流流动? 层流流动示意图 各空气层之间没有混合 流体运动分为层流和湍流两种状态。层流流动是指流体微团互不掺混、运动轨迹有条不紊地流动。比如，水在玻璃管中流动时，注入少许有色液体，可以看到管中的层流状态。在流速较低时，有色液体形成一条纤细的直丝，水和有
7、色液体互不混杂，这种流动就是层流。当流速增加到某一值时，这条丝在入口后的某处破碎，有色液体就会迅速扩散到整个管内，这表明，流动从层流转为湍流。从层流到湍流的转变现象称为转捩。 从层流转为湍流与雷诺数有关。雷诺数是反映流体惯性力与粘性力之比的一个无量纲参数。它是英国物理学家雷诺于1883年首先提出研究的一个参数，但它的重要性一直未被注意，直到1908年这个参数才被命名为雷诺数，它是空气动力学研究中最重要的参数之一。流体的流动速度越大，线性尺度越大，粘性系数越小，雷诺数就越大。雷诺通过研究指出，当这个参数超过一定数值时，流动可由层流转捩为湍流。层流一般比湍流的摩擦阻力小，当飞机机翼周围的气流是层流
8、时，飞机就飞得平稳；当飞机机翼周围的气流是湍流时，飞机就飞得颠簸。因而在飞行器设计中，应尽量使边界层流动保持层流状态。同时，如果能使飞机的边界层在较长时期内保持层流，还可以减小总加热量。飞机是怎样实现转弯的？ 汽车等陆上交通工具的操纵比较容易，利用方向盘控制前轮偏转即可实现转弯。飞机的运动自由度多，在空中无依无靠，操纵的复杂性和难度要大得多。飞机的操纵必须通过操纵机构控制三个气动操纵面（升降舵、方向舵和副翼）的偏转来实现。依据空气动力作用原理，三个气动操纵面基本一样，都是改变舵面上的空气动力，产生附加力和相对于飞机重心的操纵力矩，达到改变飞机飞行状态的目的。飞机转弯主要是通过方向舵和副翼来实现
9、。方向舵位是位于垂直尾翼后缘的可动翼面，一般可左右偏转30。飞行员踩左脚蹬时，传动机构可使方向舵向左偏转。这时正面吹来的气流使方向舵产生一个附加力，方向向右，这个力与重心共同作用产生使飞机向左偏航的力矩，飞机飞行方向向左偏转。操纵飞机向右偏航则相反，但原理一样。 不过仅操纵方向舵会引起侧向滑行，不能使飞机转弯，还必须同时操纵副翼。转弯时，飞机必须倾斜，也就是左右主翼一高一低。如果飞行员向左压驾驶杆，左边副翼向上偏，右边副翼向下偏。左副翼上偏使迎角减小，左翼升力降低；右副翼下偏使迎角增大，右翼升力增大。左右机翼产生的升力差相对于飞机纵轴产生一个横滚力矩，进而使飞机向左方倾斜，飞机实现左转弯。反之
10、亦然。尾翼主要功能是什么？ 飞机尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的主要功能是操纵飞机升降和偏转，并保证飞机平稳飞行。 水平尾翼后缘的升降舵用来实现飞机升降。驾驶杆通过传动机构，使升降舵向下或向上偏转，升降舵偏转产生的附加空气动力和力矩打破了原来的平衡。升降舵向下偏转，正面气流自下吹向升降舵产生一个向上的附加力，这个力作用点位于重心后面，产生一个使飞机机尾上升的力矩，飞机实现下俯。 水平尾翼的固定面是保证纵向稳定的基本部件，其主要功能是保持飞机的稳定性和实现飞行的纵向力矩平衡，因而又叫作水平安定面。当外力使
11、机头抬起时，机翼和尾翼的迎角增大，尾翼可产生很大的、与机头抬起的力矩相反的低头力矩。飞机在这个过程中会经历短时间上下摇摆，但很快能恢复原来的水平状态。垂直尾翼后缘的方向舵用于实现左右偏转。当方向舵向左偏转时，正面吹来的气流使方向舵产生一个附加的力，方向指向右，这个力与重心共同作用产生使飞机向左偏航的力矩，使飞机飞行方向向左偏转。垂直尾翼的固定面主要用于保证飞机水平方向上的稳定性。其工作原理与水平安定面相似。副翼主要功能是什么？ 位于机翼后缘外侧的可动翼片就是副翼 位于机翼后缘外侧的可动翼片就是副翼副翼就是飞机机翼外侧后缘一块比较狭而长的可动翼面。它的主要功能是控制飞机机身围绕纵轴旋转，实现水平
12、方向上的转弯。 左右副翼对称地安装在左右机翼上，其偏转是由驾驶员控制的。左右两个副翼总是差动偏转，即一个向上偏，一个向下偏。左副翼上偏时，右副翼向下偏。这样，左右机翼升力不等而构成一个使飞机向左滚转的力矩。反之，就会产生使飞机向右滚转的力矩。飞机要实现一定的滚转速度或要制止滚转，都需要由副翼提供必要的力矩。我们有时看飞机特技表演的影片，会看到表演的飞机一面高速飞行，一面沿纵轴旋转，这就是差动操纵两个副翼实现的。 大后掠角机翼在迎角很大时，翼尖容易首先失速，从而降低副翼的作用，在高速时甚至会引起滚转力矩的反向。为了防止这一现象，可采取在机翼上加装两三片直立翼刀的方法，阻止翼尖气流过早分离。翼刀不
13、仅能提高副翼效率，还能改善横向稳定和侧向操纵。有些飞机在机翼内侧增设一对副翼，低速时用外侧副翼，高速时用内侧副翼。有时可将副翼与升降舵合二为一，形成升降副翼，使它同时具有副翼和升降舵的功能。有时则在机翼翼面上装设扰流片，用以辅助副翼增加滚转力矩。 什么是音障？ 音障是飞机的飞行速度接近音速时，进一步提高速度所遇到的障碍。空气是可以压缩的。飞机在飞行过程中，不断对空气产生新的扰动，这些扰动引起的压强变化会在飞机前方积累，从而导致空气密度发生变化。密度增加的幅度在不同的飞行速度下是不同的。在0.3倍音速以下，它的增加约在5%左右，因此可忽略不计。当速度进一步提高以至于接近音速时，由于飞机对前方空气
14、扰动导致的压强变化会层层积累，于是在飞机前面，空气密度会急剧增大。而当飞机以音速飞行时，由于扰动的传播与飞机运动速度相同，这样每一个扰动相对飞机来说就不再向前传播，而是依次叠加在飞机头部，造成扰动波的集中，形成一个波面。这时飞机与前面的空气骤然相遇，引起剧烈的碰撞，空气遭到强烈的压缩，密度急剧增大，仿佛一面致密的空气墙壁挡在飞机的面前。这就是所谓的激波。空气在通过激波时，会产生一种特别的阻力，即激波阻力。 飞行速度在音速附近时，激波阻力最大，它可能消耗发动机全部功率的3/4，这时再提高飞行速度就十分困难。当飞机超过音速时，这些阻力便会大大衰减。为了突破音障，人们采取了后掠翼、面积律等先进的气动
15、布局；同时喷气发动机的改进也获得了更大的推力。1947年，美国的X-1火箭飞机首次实现了超音速飞行。20世纪50年代初，美国、前苏联、英国等研制出了实用超音速战斗机。什么是热障？ 1 2 飞机的飞行速度超过一定界限时因高速气流引起机体表面温度急剧升高而遇到的障碍。飞机在飞行时，机体表面与空气强烈摩擦会产生热量。如果速度低于一定值，产生的热量不大，很容易散发掉。当速度超过这个值时，产生的大量气动热来不及散发，于是引起机体表面温度急剧升高，并因此产生许多新问题。飞机的飞行速度越高，加热越严重，导致机体材料结构强度减弱，刚度降低，使飞机外形受到破坏，甚至发生灾难性的颤振。一般认为，飞机出现热障的速度
16、段在马赫数2.2（即2.2倍音速）以上。对于要突破热障的飞机，必须采取防热措施，如采用耐热材料、加装隔热设备，安装冷却系统等。 热障的出现使空气动力学诞生了一个新的分支学科气动热力学。它主要研究气动外形、飞行速度、边界层、大气环境等因素对飞机加热的影响，并为突破热障提供飞机外形设计指导。1956年9月27日，美国的X-2火箭飞机在试飞中首次突破了3倍音速大关，达到3.2马赫，首次突破热障，但不幸出现了事故导致坠毁。目前，突破热障的代表机型主要有前苏联米高扬设计局研制的米格-25战斗机和美国洛克希德公司研制的RS-71“黑鸟”战略侦察机。什么是旋涡？ 波音747飞行时机翼后缘和翼尖形成的旋涡海岸
17、附近自然形成涡街海岸附近自然形成涡街 旋涡是半径很小的圆柱在静止流体中旋转引起周围流体作圆周运动的流动现象。一般旋涡内部有一涡量的密集区域，成为涡核，其运动类似于刚体旋转。在涡核的外部，流体的圆周速度与半径成反比；在内部，则与半径成正比，涡心上的圆周速度为零。在自然界中，旋涡是一种极其普遍的现象。小至分子、原子尺度上的量子涡，大至光年量级的银河系螺旋结构。在我们日常生活中，也可以见到许许多多人们熟悉的旋涡：下落树叶的旋转飘落、河水遇到障碍物形成的旋涡以及小旋风、台风、龙卷风等。 旋涡也是飞行器绕流中的重要流动现象，对飞行器的飞行有重要影响。在定常流动中，涡轴与气流速度方向一致的涡线为自由涡，否
18、则为附着涡。旋涡在飞机气动部件的外部绕流中经常出现：围绕机翼的环流是旋涡；翼尖自由涡是一种旋涡；湍流边界层内包含大量的小旋涡；机身后部绕流中也存在大量旋涡。有的旋涡中蕴含着很大能量，中心区压力很低，会导致奇特的向上吸力效果，从而可产生升力。有记录显示，龙卷风可把人提升到100米高，一捆谷物被提升400米高，小物体被提升的高度甚至可达65千米。于是，人们开始研究如何利用旋涡能量产生升力，由此也形成了空气动力学的一个新分支涡动力学。英法联合研制的“协和” 式超音速客机就是利用涡升理论的实际成果。 什么是面积率？ 首页 1 2 3 尾页 面积率是指飞机在跨音速或超音速飞行时，零升力激波阻力（简称波阻
19、）与飞行器横截面积之间的关系。根据这种关系，人们就有可能通过改变机体截面积降低波阻，从而提高飞机的飞行性能。因此，面积率在跨音速和超音速飞机的设计中得到了广泛的应用。跨音速面积率是美国科学家惠特科姆于1952年首次提出来的。他指出：飞行器的飞行速度接近1倍音速时，零升力波阻是飞行器横截面积分布的函数，而且近似等于具有相同横截面积分布的旋成体的零升力波阻。因此可根据最小波阻旋成体的截面积分布来调整飞行器的横截面积，以减小波阻。具体的应用是缩小机翼、尾翼与机身连接区的机身横截面积，做成向内凹的形状，俗称“蜂腰” 形机身。跨音速面积率的发现对飞机顺利突破音障起到了重要作用。 在跨音速面积率的基础上，
20、美国空气动力学家琼斯于1953年提出了超音速面积率。与跨音速面积率相比，决定超音速飞行的飞行器零升力波阻的截面积不是飞行器的横截面积，而是在给定飞行马赫数下通过机身纵轴上某点的后马赫锥的切平面所切割的飞行器截面积。由于面积率能大幅度减小跨音速波阻，因而后来在许多高亚音速和超音速作战飞机上获得广泛应用。中国的歼8和轰6就采用了面积率设计，形成了蜂腰形机身。法国的“幻影” 2000、“ 超军旗”、“阵风”战斗机，以色列的“ 幼狮”战斗机等也都采用了面积率设计。什么是地面效应？ 地面效应是运动物体贴近地面运行时，地面对物体产生的空气动力干扰。当飞行器接近地面飞行或运行时，地面影响到空气绕飞行器的流动
21、特性。地面效应可产生于低空飞行的飞机或直升机，汽车和汽艇也存在这种效应。高速行驶的小骄车由于地面效应和特殊的外形，会产生升力，引起汽车“打飘” ，对汽车的驾驶和安全有严重影响。因而高速行驶的小汽车都要尽量减小地面效应，对速度极高的赛车更是如此。常用的方法之一是在赛车的前部和尾部装上一段小翼面，安装的方式与机翼相反，上表面较平，下表面弯曲，它在高速行驶时会产生向下的气动力，从而把汽车紧紧地压在地面上。 同时，利用地面效应可以设计出全新的飞行器地效飞机。地效飞机贴近地面飞行，能够获取更大的升力，消耗更少的功率。20世纪六七十年代，美、苏、法、德、英、日等国都研制过地效飞机。其中，前苏联的地效飞机最
22、为成功，60年代研制的“母鹞”式地效飞机最大速度可达550千米/小时，离地高715米，可载人800900名。地效飞机的应用前景十分广阔，既可用于反潜反舰、扫雷布雷、军用运输等军事领域，也可用于货物运输、污染监测、资源调查等民用领域。什么是后掠翼？ 后掠翼就是前、后缘向后伸展的机翼，呈锥形。表征机翼后掠程度的指标是后掠角，即机翼前缘与水平线的夹角。通常所说的后掠翼飞机，机翼后掠角多在25度以上。后掠翼的出现是机翼形状的一次重大变革，对飞机发展产生了极大影响。今天我们所看到的高亚音速和超音速飞机，无一例外都采用后掠翼或有其改进的后掠三角翼。 早期的飞机一般都采用平直翼，但随着飞行速度的提高，飞机会
23、在高速俯冲时因解体而坠毁。后来，科学家们发现飞行速度接近音速时，飞机会遇到极大的激波阻力。这时，飞机要么速度难以再提高，要么承受不住巨大的冲击力而粉身碎骨。为了克服和减小激波阻力，人们一改平直的机翼形状，提出了后掠翼设计方案。后掠翼可以推迟激波的到来，减弱阻力强度。第二次世界大战后，采用喷气发动机和后掠式机翼的飞机迅速成为作战飞机的主流，如前苏联的米格-15、美国的F-86“佩刀” 等。这表明了后掠翼对高速飞行是极为有利的。后掠翼的主要缺点是机翼的扭转刚度比较差，会降低副翼操纵效率；而且在大迎角时会使飞机自动上仰和滚转，从而影响飞行安全。因此，必须采取附加的气动布局措施，如设置翼刀、机翼前缘锯
24、齿和缺口等。 什么是可变后掠翼？ 可变后掠翼指机翼后掠角在飞行中可以改变的机翼。它的产生主要是为了应对采用后掠翼出现的问题。后掠翼使作战飞机的最大速度提高很快，但低速时气动效率低，升力较小。事实上，人们既希望飞机有很高的速度，又希望起降速度低，减少起降距离。解决这一问题的办法之一是使机翼的面积和形状可变，这就是可变后掠翼。可变后掠翼的一部分或全部可前后偏转，在向前偏转时，后掠角减小，展弦比增大，因而升力增加；向后偏转并收起时，后掠角增大，升力和阻力都减小。这样飞机通过改变机翼后掠角，使机翼面积和展弦比发生变化，适应了起飞和着陆阶段以及高速飞行阶段对升阻比的不同要求。变后掠翼飞机在起飞和着陆时，
25、机翼是展开的，而在高空巡航飞机时，机翼是收拢的。 1951年6月20日，美国贝尔公司研制的世界第一架可变后掠翼试验机X-5进行了首次飞行。试飞表明，采用可变后掠翼可增加航程35%，起飞着陆速度可降低20%，起降性能大为改善。20世纪60年代美国通用动力公司借鉴了可变后掠翼试验机的技术成果，研制出世界上第一种实用可变后掠翼战斗/攻击机F-111，于1964年12月21日首次试飞。由于可变后掠翼兼有良好的低速和高速性能，所以许多战斗机、轰炸机都采用了可变后掠翼。 什么是层流翼型？ 翼型指飞机机翼或尾翼的横剖面形状。层流翼型是一种为使翼表面保持大范围的层流，以减小阻力而设计的翼型。与普通翼型相比，层
26、流翼型的最大厚度位置更靠后缘，前缘半径较小，上表面比较平坦，能使翼表面尽可能保持层流流动，从而可减少摩擦阻力。层流翼型基本原理是在气流达到接近机翼后缘升压区之前，尽可能在更长的距离上继续加速，就可以推迟由层流向湍流的转捩。层流翼型是翼型发展的重要里程碑。从20世纪30年代末开始，一批空气动力学家在理论和试验研究基础上提出了层流翼型设计方法。美国航空咨询委员会(NACA)在40年代中期发布了新的翼型族NACA1系7系翼型，其中NACA6系层流翼型最为成功，在高速飞机上得到广泛应用。 层流翼型的设计方法有重大改进，它不是按中弧线和厚度分布进行设计，而是按所希望的压力分布形态设计，以获得较宽的层流范
27、围。NACA6系层流翼型的基本厚度分布是按所要求的阻力、临界马赫数和最大升力特性导出的，中弧线是按预定的载荷分布设计的。其设计思想是尽量使翼型上的最低压力点向后靠，以加长顺压梯度段长度，努力保持其边界层为层流，以达到降低翼型总摩阻为目的。NACA6和改进的NACA6A系层流翼型后来广泛用于高亚速飞机和超音速飞机上。 什么是超临界翼型？ 超临界翼型是一种为提高临界马赫数而采取的特殊翼型，能够使机翼在接近音速时阻力剧增的现象推迟发生。当气流绕过普通翼型前缘时，上表面流速增加较快。当飞行速度接近高亚音速时，翼型上表面的局部流速可以达到音速。这时的飞行马赫数成为临界马赫数。当飞行速度继续增加，就会遇到
28、强烈的激波阻力。这时如果继续增加速度，发动机的功率会被大量消耗，甚至会发生飞行事故。因此，提高飞行速度就需要提高机翼的临界马赫数。 1967年，美国著名航空科学家惠特科姆提出超临界翼型。与普通翼型相比，超临界翼型的特点是前缘钝圆，上表面平坦，下表面在后缘处有反凹，且后缘较薄并向下弯曲。1969年美国人科恩运用理论方法设计出超临界翼型，在巡航状态下上表面大部分区域为超音速区。20世纪70年代的几次飞机试验表明，这种机翼非常成功，逐渐被跨音速飞机所采用，广泛用于大型民航机上和一些战斗机上。超临界翼型有利于防止出现激波和减小附面层分离的程度，进而提高临界马赫数。它还有利于减轻飞机的结构重量，同时改善
29、低速飞行的性能。但它由于上表面平坦，在减缓气流加速的同时，也会减小升力，为克服这一缺点，可增加下翼面后缘部分的弯曲来弥补升力的不足。什么是空气动力干扰？ 空气动力干扰是一种普遍力学现象，不仅存在于相互分离的物体之间，也会出现在相互连接的物体之间，指同一流场中两个或多个物体的扰动使作用于某一物体的空气动力与该物体单独存在时的值不同，如飞机起降时地面对飞机的干扰会增加升力。飞机由机身、机翼、尾翼、发动机等部件所组成，因此作用在飞机整体上的空气动力并不简单地等于孤立时各部件所产生的空气动力之和，还必须考虑相互之间空气动力干扰所产生的增量。 对于一般飞机，空气动力干扰主要包括机翼与机身之间的干扰、机翼
30、与尾翼之间的干扰、尾翼与机身之间的干扰，发动机喷流对机身的干扰以及其他部件的相互干扰。以机翼与机身之间的干扰为例，既会产生有用的升力，也会产生额外的阻力。机身使外露机翼处的迎角增大，进而增加这部分机翼的升力；同时外露机翼上下面的压强传送到机身上，使机身升力增加，也会产生干扰阻力。当机翼与机身组合在一起时，连接处形成一个先收缩后扩张的通道，因逆压梯度的作用使附面层产生分离，出现额外的干扰阻力。空气动力干扰是不可避免的。在飞机设计过程中需要千方百计减小干扰阻力。例如，必须科学安排各个部件的相互位置，必要时在这些部件之间加装整流片。 什么是机动飞行？ 机动飞行是指飞机的飞行速度、高度和航向等状态随时
31、间变化的飞行动作。单位时间内改变飞行状态的能力称机动性。飞行状态改变的范围越大，改变状态所需的时间越短，飞机的机动性就越好。机动性是评价军用飞机特别是战斗机性能优劣的主要指标之一。从飞机运动轨迹看，分为垂直面内、水平面内和三维空间的机动飞行。垂直面内的机动飞行主要包括平飞加减速和俯冲、跃升、筋斗等。俯冲是迅速降低高度，并增大速度的机动飞行，跃升是迅速增加高度的动作，筋斗则要经过跃升、倒飞和俯冲等一组动作。水平面内机动飞行的典型动作是水平盘旋，即飞机连续转弯不小于360度的飞行。随着速度的提高，飞机盘旋性能逐步退化，现代战斗机盘旋半径一般都在数千米。 三维空间的机动飞行是同时改变飞行速度、高度和
32、方向的飞行，适用于空战，常见的有斜筋斗、战斗转弯、横滚、战斗半滚等。斜筋斗是在斜平面上的筋斗，战斗转弯是同时改变飞行方向和增加飞行高度的机动飞行，横滚是飞机绕机体纵轴滚转的机动飞行动作，战斗半滚是飞机先作筋斗动作，到达顶点时做半滚而转入正常飞行。现代一些优秀战斗机可以做出超机动飞行动作，如苏-27的“普加乔夫眼镜蛇” 动作、苏-37的“库尔彼特筋斗” 。 一般来讲，机翼的最大厚度在 30%处，层流翼型退后至 40%出左右的位置，翼型指飞机机翼或尾翼的横剖面形状。层流翼型是一种为使翼表面保持大范围的层流，以减小阻力而设计的翼型。与普通翼型相比，层流翼型的最大厚度位置更靠后缘，前缘半径较小，上表面
33、比较平坦，能使翼表面尽可能保持层流流动，从而可减少摩擦阻力。层流翼型基本原理是在气流达到接近机翼后缘升压区之前，尽可能在更长的距离上继续加速，就可以推迟由层流向湍流的转捩。层流翼型是翼型发展的重要里程碑。从 20 世纪 30 年代末开始，一批空气动力学家在理论和试验研究基础上提出了层流翼型设计方法。美国航空咨询委员会(NACA)在 40 年代中期发布了新的翼型族 NACA1 系7 系翼型，其中 NACA6 系层流翼型最为成功，在高速飞机上得到广泛应用。 层流翼型的设计方法有重大改进，它不是按中弧线和厚度分布进行设计，而是按所希望的压力分布形态设计，以获得较宽的层流范围。NACA6 系层流翼型的基本厚度分布是按所要求的阻力、临界马赫数和最大升力特性导出的，中弧线是按预定的载荷分布设计的。其设计思想是尽量使翼型上的最低压力点向后靠，以加长顺压梯度段长度，努力保持其边界层为层流，以达到降低翼型总摩阻为目的。NACA6 和改进的 NACA6A 系层流翼型后来广泛用于高亚速飞机和超音速飞机上。
