康定师专-学生学年鉴定表

飞机为什么能够像鸟一样在天空中滑翔？其实很早人们都在惊奇鸟的飞翔了。《诗经》在大
雅中就有“鸢飞戾天，鱼跃于水”的诗句。显示出人对飞鸟游鱼的羡慕以及人类的无奈。

一、翼型

航空先驱们正是从研究鸟的飞行原理开始学习飞翔的。人们发现，鸟的翅 膀在飞行使羽毛能
够展开，并且翅膀下面是内凹而上方是凸起的。
1903年，美国的莱恃兄弟研制的有人动力飞机、 1908年法国的昂利·法尔门操纵的巴然·法< br>尔门飞机都是双冀机，机翼也都是蒙布的并且具有薄的带有正弯度的翼型，它们都很象鸟翼
的截面 。现在所研制的飞机基本上也是这种截面，都具有一定的向上凸起弧度，为什么机翼
要做成这种形状呢？




图2-5 翼型与机翼的剖面

机翼横截面的轮廓叫翼型或翼剖面。截面取法有的和飞机对称平面平行，有的垂直于机翼横< br>梁。直升机的旋翼和螺旋桨叶片的截面也叫翼型。

翼型的特性对飞机性能有很大影响 ，选用最能满足设计要求，其中也包括结构、强度方面要
求的翼型．是非常重要的。

为了适应各种不同的需要，航空前辈们发展了各种不同的翼型，从适用超音速飞机到手掷滑
翔机的翼型 都有。
100年来有相当多的单位及个人作有系统的研究，与模型有关的方面比较重要的发展机构及< br>个人有：

1、NACA：国家航空咨询委员会即美国太空总署（NASA）的前身， 有一系列之翼型研究，
比较有名的翼型是”四位数”翼型及”六位数”翼型，其中”六位数”翼型是层流 翼。
2、易卜拉：易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型。
3、渥特曼：渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献。
4、哥庭根：德国一次大战后被禁 止发展飞机，但滑翔机没在禁止之列，所以哥庭根大学对
低速（低雷诺数）飞机翼型有一系列的研究，对 遥控滑翔机及自由飞（无遥控）模型非常适
用。
5、班奈狄克：匈牙利的班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择。


图2-6 翼型各部分的名称

翼型各部分的名称如图2-6所示。一般翼型的前端圆钝，后 端尖锐，下表面较平，呈鱼侧形。
前端点叫做前缘，后端点叫做后缘，两端点之间的连线叫做翼弦。 < br>其中影响翼型性能最大的是中弧线的形状、翼型的厚度的分布。中弧线是翼型上弧线与下弧
线之间 的内切圆圆心的连线。翼弦是指连接翼型中弧线前后端点的直线，它是翼型的一条基
准线。
翼 型前缘半径决定了翼型前部的“尖”或“钝”，前缘半径小，在大迎角下气流容易分离，使模
型飞机的稳 定性变坏；前缘半径大对稳定性有好处，但阻力又会增加。

如果中弧线是一根直线，与翼弦 重合，那就表示这翼型上表面和下表面的弯曲情况完全一样，
这种翼型称为对称翼型。普通翼型的中弧线 总是弯的，S翼型的中弧线是横放的S型
(图2-7 a)。

翼型的厚度、中弧线的弯度、翼型最高点在什么地方等通常都是用翼弦长度的百分数来表示< br>的。中弧线最大弯度用中弧线最高点到翼弦的距离来表示。中弧线最高点的翼弦的距离一般
是翼弦 长的4%~8%。中弧线最高点位置同机翼上表面边界的特性有很大关系。竞速模型飞
机翼型的中弧线最 高点到前缘的距离一般是翼弦的25%~50%。
翼型的最大厚度是指上弧线同下弧线之间内切圆的最 大直径，一般来说，厚度越大，阻力也
越大。而且在低雷诺数情况下，机翼表面容易保持层流边界层。因 此，竞速模型要采用较薄
的翼型。翼型最大厚度一般是翼弦的6%~8%。但是，线操纵特技模型飞机例 外，它的翼型
最大厚度可以达到翼弦的12%~18%。翼型最大厚度位置对机翼上表面边界层特性也有 很大
影响。
翼型命名：

适合于模型飞机上使用的翼型现在已有百种以上 ，每种翼型的形状都各不相同。为了确切地
表示出每种翼型的形状，现在都用外形座标表表示。如NAC A2412，第一个数字2代表中
弧线最大弧高是2%，第二个数字4代表最大弧高在前缘算起40%的 位置，第三、四数字12
代表最大厚度是弦长的12%，所以NACA0010，因第一、二个数字都是 0，代表对称翼，最
大厚度是弦长的10%，但要注意每家命名方式都不同，有些只是单纯的编号。

因为翼型实在太多种类了，一般人如只知编号没有座标也搞不清楚到底长什么样，所以在模< br>型飞机界称呼翼型一般常分成以下几类





1
、全对称翼：图
2-7 b
，上下弧线均凸且对称。
3D
花样特技模型直升机的旋翼模型就是这样
的。



2
、半对称翼：图
2-7 d
，上下弧线均凸但不对称。有的
3D
花 样特技模型直升机的旋翼模
型也是这样的。

3
、克拉克
Y
翼：图
2-7 a
，下弧线为一直线，其实应叫平凸翼 ，有很多其他平凸翼型，
只是克拉克
Y
翼最有名，故把这类翼型都叫克拉克
Y
翼，但要注意克拉克
Y
翼也有好几种。

4
、
S
型翼：图
2-7 e
，中弧线是一个平躺的
S
型，这类翼型因攻角改变时，压力中心较
不变动，常用于无尾翼机。

5
、内凹翼：图
2-7 c
，下弧线在翼弦线上，升力系数大，常见于早期飞机及牵引 滑翔机，
所有的鸟类除蜂鸟外都是这种翼型。

6
、其他特种翼型。如图
2-7 f
、
g
的最大厚度点在
6 0%
弦长处的
“
层流翼型
“
，下表面后缘
下弯翼增大机翼升 力的
“
弯后缘翼型
”
，；图
2-7 h
的为了改善气流流过 机翼尾部的情况，而将翼
型尾部做成一块平板的
“
平板式后缘翼型
”
，；图
2-7 I
的头部处比一般翼型多出一偏薄片，作为
扰流装置以改善翼型上表面 边界层状态的
“
鸟嘴式前缘翼型
”
，；以及图
2-7 j
的 下表面有凸出部

分以增加机翼刚度的
“
增强翼型
”
等 。

以上的分类只是一个粗糙的分类，在观察一个翼型的时候，最重要的是找出它的中弧线，然
后再看它中弧线两旁厚度分布的情形，中弧线弯曲的方式、程度大至决定了翼型的特性，弧
线越 弯升力系数就越大，但一般来说光用眼睛看非常不可靠，克拉克
Y
翼的中弧线就比很多
内凹翼还弯。


二、升力的产生

当气流迎面流过机翼的时候，机 翼同气流方向平行，原来是一股气流，由于机翼的插入，被
分成上下两股。在翼剖面前缘附近，气流开始 分为上、下两股的那一点的气流速度为零，其
静压值达到最大。这个点在空气动力学上称为驻点。对于上 下弧面不对称的翼剖面来说，这
个驻点通常是在翼剖面的下表面。在驻点处气流分差后，上面的那股气流 不得不想要绕过前
缘，所以它需要以更快的速度流过上表面。由于机翼上表面拱起，使上方部那股气流的 通道
变窄，机翼上方的气流截面要比机翼前方的气流截面小，流线比较密，所以机翼上方的气流
速度大于机翼前方的气流速度；而机翼下方是平的，机翼下方的流线疏密程度几乎没有变化，
所以机翼下 方那个的气流速度和机翼前方基本相同。通过机翼以后，气流在后缘又重新合成
一股。根据气流连续性原 理和伯努利定理可以得知，机翼下表面受到向上的压力比机翼上表
面受到向下的压力要大，这个压力差就 是机翼产生的升力。







图
2-8
升力的产生



设法使机翼上部空气 流速较快，静压力则较小，机翼下部空气流速较慢，静压力较大，两边
互相较力（如图
2-9< br>），于是机翼就被往上推去，飞机就飞起来。以前的理论认为两个相邻的空
气质点同时由机翼的前 端往后走，一个流经机翼的上缘，另一个流经机翼的下缘，两个质点
应在机翼的后端相会合（如图
2-10
），经过仔细的计算后发觉如依上述理论，上缘的流速不够
大，机翼应该无法产生那 么大的升力，现在经风洞实验已证实，两个相邻空气的质点中流经
机翼上缘的质点会比流经机翼的下缘质 点先到达后缘（如图
2-11
）。

图
2-9
机翼上下两面受力



图
2-10
早期理论的气流质点流过机翼的情况



图
2-11
风洞试验得到的气流质点流过机翼的情况


在某杂志上曾经有某位作者说飞机产生升力是因为机翼有攻角，当气流通过时机翼的上缘产

生
“
真空
”
，于是机翼被真空吸上去（如图
2-12
）， 可是真空为什么只把飞机往上吸，而不会把机
翼往后吸呢？还有另一个常听到的错误理论有时叫做子弹理 论，这理论认为空气的质点如同
子弹一般打在机翼下缘，将动量传给机翼，这动量分成一个往上的分量于 是产生升力，另一
个分量往后于是产生阻力（如图
2-12
），可是克拉克
Y
翼及内凹翼在攻角零度时也有升力，而
照这子弹理论该二种翼型没有攻角时只有上面
“
挨子弹
”
，应该产生向下的力才对啊，所以说机
翼不是风筝当然上面也没有所 谓真空。


图
2-12
错误的
“
真空理论

”


图
2-13
错误的
“
子弹理论
”



三、升力的计算

一般采用如下公式计算升力：
C

式中是机翼的升力，单位是千克力；是空气密度，在海平面或低空飞行的情况 下，近似取；
是机翼同气流的相对速度，单位是，是机翼面积，单位是，是纸机翼上部向下看的机翼的投
影面积，而不是翼剖面面积，也不是整个机翼外表面面积。是升力系数，没有单位，它同机
翼的 翼剖面形状、机翼的迎角等因素有关。它的数值用实验法求出，计算时可以从升力系数
曲线中查到。



图
2-14
迎角与无升力迎

角


图
2-15
升力系数曲线必须指出，伯努利定理和 以上计算升力的公式，只有对完全没有粘性的
流体来说才比较准确。事实上，空气也是由粘性的，由于粘 性的作用，机翼的升力会受到影
响，飞机飞行不仅会产生升力，而且会产生阻力。

升力系数曲线一般如图所示。从图上可看到，曲线的横座标代表迎角，纵座标 代表升力系数，
提据一定的迎角便可查出它的升力系数。
ɑ
如果是机翼前缘稍上抬， 翼弦同气流有一个不大的迎角，如图所示。机翼产生的升力会更大
些。所谓迎角就是相对气流与翼弦所成 的角度。翼弦是指翼型前缘与后缘连成的直线。

一般上下不对称的翼型在迎角等于
0
度时，仍然产生一定的升力，因此升力系数在
0
度迎角时
不为零，只有到负迎 角时才使升力系数为零。对称翼型在
0
度迎角时不产生升力，升力系数为
0
。 升力系数为零的迎角就是无升力迎角。从这个迎角开始，迎角于升力系数成正比，升力系
数曲线称为一根 向上斜的直线。当迎角加大到一定程度以后，如图中
16
度时升力系数就开始
下降。升 力系数达到最大值的迎角称为临界迎角。这时的升力系数称为最大升力系数，用符
号表示。飞机飞行时， 如果迎角超过临界迎角，便会因为升力突然减少以至下坠，这种情况
称为失速。