[拼音]：jiyi

[外文]：wing

飛機上用來產(chǎn)生升力的主要部件。一般分為左右兩個翼面，對稱地布置在機身兩邊。機翼的一些部位（主要是前緣和后緣）可以活動。駕駛員操縱這些部分可以改變機翼的形狀，控制機翼升力或阻力的分布，以達(dá)到增加升力或改變飛機姿態(tài)的目的。機翼上常用的活動翼面（圖1 ）有各種前后緣增升裝置、副翼、擾流片、減速板、升降副翼等。機翼內(nèi)部經(jīng)常用來放置燃油。在機翼厚度允許的情況下，飛機主起落架也經(jīng)常是全部或部分地收在機翼內(nèi)。此外，許多飛機的發(fā)動機或是直接固定在機翼上，或是吊掛在機翼下面。

機翼外形

描述機翼外形的主要幾何參數(shù)有翼展、翼面積（機翼俯仰投影面積）、后掠角（主要有前緣后掠角、1/4 弦后掠角等）、上反角、翼剖面形狀(翼型)等（圖2a）。常用基本翼型有低速翼型、尖峰翼型、超臨界翼型和前緣較尖銳的超音速翼型。此外還有以下一些重要的相對參數(shù)：

（1）展弦比：機翼翼展與平均弦長（機翼面積被翼展除）之比；

（2）梢根比：機翼翼梢弦長與翼根弦長之比；

（3）翼型相對厚度：翼型最大厚度與弦長之比。

這些參數(shù)對機翼的空氣動力特性、機翼受載和結(jié)構(gòu)重量都有重要影響。

飛機的機翼按照俯視平面形狀的不同，可劃分為三種基本機翼（圖2b）。

平直翼

機翼的1/4弦線后掠角大約在20°以下。平直翼多用在亞音速飛機和部分超音速殲擊機上。在亞音速飛機上，展弦比為8～12左右，相對厚度為0.15～0.18。在超音速飛機上，展弦比為3～4，相對厚度為0.03～0.04左右。

后掠翼

機翼1/4弦線后掠角多在25°以上。用于高亞音速飛機和超音速飛機。高亞音速飛機后掠翼的常用參數(shù)范圍是：后掠角30°～35°，展弦比6～8，相對厚度約 0.10，梢根比0.25～0.3。對于超音速飛機，后掠角超過35°，展弦比3～4，相對厚度0.06～0.08，梢根比小于0.3。

三角翼

機翼前緣后掠角約60°，后緣基本無后掠，俯視投影呈三角形狀。展弦比約為 2，相對厚度0.03～0.05。多用于超音速飛機，尤以無尾飛機采用最多。

改善機翼氣動特性的措施

超音速飛機常用的后掠和三角形薄機翼存在低速大迎角特性不好的缺點。在機翼設(shè)計中，除適當(dāng)選擇外形參數(shù)外，還經(jīng)常采用以下附加措施。

翼刀

在機翼上表面順氣流方向設(shè)置的具有一定高度的垂直薄片（圖3a）。翼刀主要裝在后掠機翼上，它可以阻止機翼表面低能量氣流（附面層）向翼梢聚集，同時也改變機翼升力沿展向的分布，因而能夠避免在大迎角時翼梢先開始失速的缺點。后掠機翼的翼梢部分在飛機重心之后，大迎角時翼梢先失速不僅會引起飛機傾斜（實際飛行中左右翼不大可能同時失速），而且還會引起飛機抬頭，使飛機更進一步失速而失去控制，所以需要盡力避免。翼刀的高度、長度和數(shù)量，以及沿展向、弦向的位置需要通過試驗來確定。

扭轉(zhuǎn)

各翼剖面翼弦不在同一平面內(nèi)的機翼叫扭轉(zhuǎn)機翼。在后掠機翼上，通常是將翼梢剖面相對根部剖面向下扭轉(zhuǎn)，使翼梢剖面迎角減?。ㄘ?fù)扭轉(zhuǎn)）。這樣，使翼梢部分升力降低，可防止翼梢先開始失速，稱為幾何扭轉(zhuǎn)。在有的機翼上，雖然各剖面翼弦在同一平面上（無幾何扭轉(zhuǎn)），但是沿展向采用了不同彎度的非對稱翼型。從空氣動力的角度來看，它實際上與幾何扭轉(zhuǎn)的作用相同，也起控制機翼展向升力分布的作用。這種情況稱為氣動扭轉(zhuǎn)。在實際機翼上，常見的是氣動扭轉(zhuǎn)，或兩者兼有。

前緣缺口

多開在后掠翼和三角翼半翼展中間前緣處，缺口長度約為弦長的5％（圖3b）。在大迎角時缺口處氣流產(chǎn)生強烈的旋渦，改變機翼升力沿展向的分布，同時也起防止翼梢氣流分離的作用。

前緣鋸齒

外翼的翼弦向前延伸10％左右，使機翼前緣呈鋸齒狀（圖3c）。它多用于后掠和三角薄機翼，作用與翼刀類似。在很多前緣較尖的薄機翼上，前伸部分的前緣適當(dāng)修圓一些，并像前緣襟翼那樣下偏一個角度(前緣下垂)。它可以改善外翼氣流流動狀況，改善機翼在大迎角時的縱向穩(wěn)定性。

錐形扭轉(zhuǎn)

機翼的前緣部分從翼根到翼梢逐漸增加下垂的范圍和角度，使前緣部分的弦面成為錐面的一部分（圖3d）。錐形扭轉(zhuǎn)多用于超音速三角翼飛機。錐形扭轉(zhuǎn)可以推遲尖銳前緣機翼的氣流分離，并且使前緣吸力向前傾斜，因而可以降低飛行中的誘導(dǎo)阻力（見空氣動力特性）。

機翼受載

飛行中作用在機翼上的主要載荷是空氣動力（氣動載荷）。它可分解為升力和阻力。機翼阻力比升力小得多，且機翼弦向剛性很大，由阻力引起的機翼變形和內(nèi)力很小。對機翼來說，主要的氣動載荷是升力。

在穩(wěn)定平飛時，如果忽略平尾上較小的升力，則飛機的重力全由機翼升力來平衡。這時的升力還不算太大，但是飛機在飛行中要經(jīng)常變換姿態(tài)。如由平飛轉(zhuǎn)向爬升，由下滑中拉起，水平轉(zhuǎn)彎以及空中翻筋斗等，都具有曲線機動飛行的特點。其離心力（慣性力）是由機翼提供的額外升力來平衡的。這時機翼的升力就大于飛機重力。機翼升力與飛機重力之比稱為過載系數(shù)n。常用n表示飛機的受載情況。在穩(wěn)定平飛狀態(tài)時n＝1（或稱1g飛行）。飛機從俯沖中拉起或平飛中遇到垂直向上的陣風(fēng)時n＞1（圖4），機翼升力等于nG（G為飛機重力）。當(dāng)n為負(fù)值時表示飛機處于負(fù)升力狀態(tài)。對于需要作劇烈機動飛行的殲擊機，其最大過載系數(shù)可達(dá)6～9；對于運輸機，n＝2.5左右。機翼在升力、重力和慣性力作用下向上彎曲，并在結(jié)構(gòu)內(nèi)部引起內(nèi)力(彎曲應(yīng)力)。機翼上表面受壓，下表面受拉，因而在翼剖面上產(chǎn)生一個平衡外載的彎矩和垂直向上的切力。它們沿翼展方向的變化見圖5 。此外機翼的外載荷常與結(jié)構(gòu)彎曲中心不一致，還會引起機翼的扭轉(zhuǎn)變形。由于機翼剖面為扁平狀，對于承受扭轉(zhuǎn)非常不利。

機翼結(jié)構(gòu)

機翼由表面的蒙皮和內(nèi)骨架組成。機翼結(jié)構(gòu)的基本作用是構(gòu)成機翼的流線外形，同時將外載荷傳給機身。機翼結(jié)構(gòu)在外載荷作用下應(yīng)具有足夠的強度、剛度和壽命。足夠的剛度既指蒙皮在氣動載荷作用下保持翼型形狀的能力，也包含機翼抵抗扭轉(zhuǎn)和彎曲變形的能力（圖6 ）。

蒙皮

是構(gòu)成并保持機翼形狀不可缺少的結(jié)構(gòu)元件。早期飛機上的布質(zhì)蒙皮(蒙布)僅起維持外形的作用，機翼上的氣動力通過蒙布的張力傳遞給機翼骨架。隨著飛機飛行速度的提高，氣動載荷增大，蒙布因難以保持外形而漸被淘汰。采用金屬鋁蒙皮后，開始用它與骨架一起作為主要受力構(gòu)件，首先是用來傳遞扭矩載荷。由于蒙皮沿機翼外廓分布，所以能提高機翼扭轉(zhuǎn)剛度。后來氣動載荷進一步增大，要求提高機翼扭轉(zhuǎn)剛度，蒙皮厚度不斷增加，同時為了提高蒙皮的剛度又用桁條加強，因此蒙皮在承受機翼彎矩方面起越來越大的作用。

縱向骨架

指沿翼展方向布置的構(gòu)件，包括翼梁、縱墻和桁條。在蒙布機翼上，翼梁是承受彎矩的唯一構(gòu)件。翼梁有上、下緣條和腹板（在桁架梁中腹板由支柱和斜支柱取代）組成。上、下緣條以受拉、受壓的方式承受彎矩載荷。如機翼受到向上的彎矩，則上緣條受壓、下緣條受拉。緣條內(nèi)的拉、壓應(yīng)力（軸向正應(yīng)力）組成平衡彎矩載荷的力偶。腹板則以受剪的方式傳遞切力載荷?？v墻與翼梁構(gòu)造相似，但緣條要細(xì)得多，它多布置在靠近前后緣處，用于傳遞切力載荷，增加機翼扭轉(zhuǎn)剛度。桁條是沿展向與蒙皮內(nèi)表面相連的型材（其剖面有角形、T形、Z形和∏形等）。桁條可增加蒙皮承受局部氣動載荷的剛度，在蒙皮受剪時提供支持，并與蒙皮一起組成承彎的主要受力構(gòu)件。

橫向骨架

是指機翼弦向構(gòu)件，由普通翼肋和加強翼肋組成。普通翼肋的作用是維持機翼剖面形狀，將蒙皮傳來的氣動載荷以剪流的形式傳給腹板。加強翼肋的作用是將副翼、襟翼、起落架接頭傳來的集中力分散傳遞給翼梁、縱墻和蒙皮等構(gòu)件。

機翼按其主要承彎結(jié)構(gòu)元件的不同分為梁式機翼和單塊式機翼。

梁式機翼

由翼梁承受大部或全部彎矩載荷的機翼。其結(jié)構(gòu)特點是翼梁緣條粗大，有的用高強度合金鋼制造，蒙皮較薄，桁條較少或根本無桁條。按翼梁的數(shù)目可分為單梁式、雙梁式和多梁式機翼（圖7 ）。梁式機翼在輕型飛機上應(yīng)用較多。

單塊式機翼

較厚的蒙皮和桁條組成機翼上下壁板，壁板以沿展向受拉壓的方式承受彎矩載荷。前、后翼梁都比較弱。在機翼的前后緣裝有前緣襟翼、后緣襟翼和副翼等活動翼面，所以單塊式機翼僅在前后梁之間的中央部分為受力的上下壁板，形成一個翼盒，稱為盒形梁（圖7）。

超音速殲擊機常用小展弦比的薄機翼。由于機翼厚度小，氣動載荷大，為了保證一定的扭轉(zhuǎn)剛度，需要用厚蒙皮，將上下桁條連成一體，構(gòu)成多梁（或多腹板）結(jié)構(gòu)的機翼。這種機翼可以取消普通翼肋。在三角機翼上，由于弦向尺寸很大，也多采用類似的多梁結(jié)構(gòu)。

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標(biāo)簽：機翼

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文章名稱：《機翼》

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