升力与机翼图解

定理定义

伯努利定理：流体运动时对能量守恒定律的遵循

伯努利方程

沿流线速度增大则压强减小、速度减小则压强增大；P+½ρv²=Pt；同一流线总压不变，动压越大静压越小

适用条件

气流连续稳定（定常）、绝热、无黏性、不可压，且在同一条流线或流管上

连续性定理

定常流同一时间流过流管任意截面的流体质量相等；不可压时 v1A1=v2A2，流速大小与截面积成反比

注 · 驻点：流速为零处，驻点压力即总压（流速降到零时的静压）。动压 = 单位体积空气的动能，是空气流动受阻、流速降低时产生的压力。

翼型

机翼的剖面形状

翼弦

翼型前、后缘的连线

弯度

中线到翼弦的最大垂直距离；中弧线在翼弦上方为正弯度

相对弯度

最大弧高与弦长之比（%）

厚度

翼型内切圆直径，最大内切圆直径即最大厚度；相对厚度（厚弦比）= 最大厚度与弦长之比（%）

展弦比 λ

翼展与几何平均弦长之比；高展弦比低速阻力小（滑翔机、低速机），低展弦比高速阻力小（战斗机、高速机）

后掠角 ∧

机翼 1/4 弦线与横轴的夹角

上反角 ψ

机翼 1/4 弦线与横轴、纵轴所在平面的夹角

扭转

几何扭转 = 各剖面翼弦不在同一平面；气动扭转 = 各剖面翼型不同

注 · 翼型参数决定压强差怎么分布：弯度越大、厚度越大，上表面流速越快、吸力越强，升力系数也就越大。

压力中心 CP

机翼剖面压力分布集中到的一点；机翼空气动力作用线与翼弦的交点

焦点 AC

迎角改变时附加升力合力的着力点（气动中心）

重心 CG

飞机各部分重力合力的作用点

相对气流

假设飞机不动，气流以同样速度沿运动反方向流过

迎角 AOA

相对气流与翼弦的夹角 α

附面层

空气有黏性在飞机表面形成；分层流附面层和紊流附面层：层流在前、紊流在后，过渡区叫转捩区；层流附面层厚度和动能都小于紊流附面层

注 · 压力中心 CP 随迎角变化而移动；焦点 AC 不随迎角变化，是"附加升力"合力的着力点。升力主要靠上表面吸力（约 60%–80%），下表面正压力只占 20%–40%。

升力公式

L=½ρV²S·CL：½ρV² = 动压 q（飞行动压），S = 机翼面积，CL = 升力系数

升力系数

CL=f(α)，综合表达机翼形状与迎角的影响

阻力公式

D=½ρV²S·CD：阻力同理由 CD 表达

低速流动

升力 L、阻力 D 都与密度 ρ、速度 V、迎角 α、机翼面积 S 有关

理想条件

低速理想条件下可忽略马赫数 M、雷诺数 Re 的影响；气流无黏性、不可压且构型不变时 CL、CD 只随迎角变

注 · 升力与升力系数、飞行动压、机翼面积有关；阻力同理由 CD 表达。这一页把翼型参数（02）和迎角（03）打包成了一个系数 CL。

CL-α

α＜αcr 升力系数随迎角增大；α＝αcr 升力系数最大 CLmax（临界迎角＝失速迎角）；α＞αcr 减小，进入失速区

CD-α

小迎角缓慢增大 → 超最小阻力迎角快速增大 → 超临界迎角急剧增大

升阻比 K

K = 升力系数/阻力系数，随迎角先增后减；最大值对应最小阻力迎角（有利迎角）

极曲线

横坐标阻力系数、纵坐标升力系数，可确定零升迎角、有利迎角、临界迎角

弯度影响

同迎角下，翼型弯度越大升力系数越大

展向分布

椭圆翼处处相等；矩形翼根部大翼尖小；梯形翼中间大；后掠翼中间靠翼尖大

注 · 超临界迎角：升力系数急剧下降、升力丧失、高度减小；阻力系数剧增、速度减小。这就是失速区里的表现。

增升装置

增大最大升力系数、降低起降速度、改善起降性能和安全性的装置

增升三法

① 改翼型加大弯度；② 增大机翼面积；③ 控制附面层推迟气流分离

前缘缝翼

大迎角打开：下翼面高压气流贴流上翼面，延缓分离，增大 CLmax 和临界迎角；中小迎角打开会减小上下翼面压强差、减小 CL，反而不利

翼尖前缘缝翼

只在靠近翼尖、副翼之前装；作用 = 延缓翼尖气流分离、提高副翼效能、改善横侧稳定性和操纵性

翼尖涡

上下翼面压强差使空气绕翼尖流动形成的旋涡，向下游延伸；两条集中尾涡间隔约 0.8 倍翼展

尾涡强度

随过载 ny 增大增强、随速度增大减弱；随重量增大增强、随翼展增大减弱

尾涡消散

下沉 2.0–2.5 m/s，到轨迹以下 210–270 m 趋于水平；一般 2 分钟 消散，5000 ft 以下消散快慢完全取决于风速

尾流组成

滑流 + 紊流 + 喷流 + 翼尖涡，其中翼尖涡影响最大

注 · 失速的完整机理见本站《失速图解》。正后方进入尾涡：上升率降低、下降率增大、飞机颠簸；进入尾涡中心承受很大滚转力矩；旁边遭遇则被上升气流向外推出尾流。