本溪鋼鐵公司

[拼音]：jiyi

[英文]：wing

飛機上用來產生升力的主要部件。一般分為左右兩個翼面，對稱地佈置在機身兩邊。機翼的一些部位（主要是前緣和後緣）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佈，以達到增加升力或改變飛機姿態的目的。機翼上常用的活動翼面（圖1 ）有各種前後緣增升裝置、副翼、擾流片、減速板、升降副翼等。機翼內部經常用來放置燃油。在機翼厚度允許的情況下，飛機主起落架也經常是全部或部分地收在機翼內。此外，許多飛機的發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引數有翼展、翼面積（機翼俯仰投影面積）、後掠角（主要有前緣後掠角、1/4 弦後掠角等）、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引數：

（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。

這些引數對機翼的空氣動力特性、機翼受載和結構重量都有重要影響。

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絃線後掠角大約在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。

後掠翼

機翼1/4絃線後掠角多在25°以上。用於高亞音速飛機和超音速飛機。高亞音速飛機後掠翼的常用引數範圍是：後掠角30°～35°，展弦比6～8，相對厚度約 0.10，梢根比0.25～0.3。對於超音速飛機，後掠角超過35°，展弦比3～4，相對厚度0.06～0.08，梢根比小於0.3。

三角翼

機翼前緣後掠角約60°，後緣基本無後掠，俯視投影呈三角形狀。展弦比約為 2，相對厚度0.03～0.05。多用於超音速飛機，尤以無尾飛機採用最多。

改善機翼氣動特性的措施

超音速飛機常用的後掠和三角形薄機翼存在低速大迎角特性不好的缺點。在機翼設計中，除適當選擇外形引數外，還經常採用以下附加措施。

翼刀

在機翼上表面順氣流方向設定的具有一定高度的垂直薄片（圖3a）。翼刀主要裝在後掠機翼上，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佈，因而能夠避免在大迎角時翼梢先開始失速的缺點。後掠機翼的翼梢部分在飛機重心之後，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、長度和數量，以及沿展向、弦向的位置需要通過試驗來確定。

扭轉

各翼剖面翼弦不在同一平面內的機翼叫扭轉機翼。在後掠機翼上，通常是將翼梢剖面相對根部剖面向下扭轉，使翼梢剖面迎角減小（負扭轉）。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。在有的機翼上，雖然各剖面翼弦在同一平面上（無幾何扭轉），但是沿展向採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的作用相同，也起控制機翼展向升力分佈的作用。這種情況稱為氣動扭轉。在實際機翼上，常見的是氣動扭轉，或兩者兼有。

前緣缺口

多開在後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生強烈的旋渦，改變機翼升力沿展向的分佈，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）。它多用於後掠和三角薄機翼，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修圓一些，並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定性。

錐形扭轉

機翼的前緣部分從翼根到翼梢逐漸增加下垂的範圍和角度，使前緣部分的弦面成為錐面的一部分（圖3d）。錐形扭轉多用於超音速三角翼飛機。錐形扭轉可以推遲尖銳前緣機翼的氣流分離，並且使前緣吸力向前傾斜，因而可以降低飛行中的誘導阻力（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力很小。對機翼來說，主要的氣動載荷是升力。

在穩定平飛時，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常變換姿態。如由平飛轉向爬升，由下滑中拉起，水平轉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於飛機重力。機翼升力與飛機重力之比稱為過載係數n。常用n表示飛機的受載情況。在穩定平飛狀態時n＝1（或稱1g飛行）。飛機從俯衝中拉起或平飛中遇到垂直向上的陣風時n＞1（圖4），機翼升力等於nG（G為飛機重力）。當n為負值時表示飛機處於負升力狀態。對於需要作劇烈機動飛行的殲擊機，其最大過載係數可達6～9；對於運輸機，n＝2.5左右。機翼在升力、重力和慣性力作用下向上彎曲，並在結構內部引起內力(彎曲應力)。機翼上表面受壓，下表面受拉，因而在翼剖面上產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構彎曲中心不一致，還會引起機翼的扭轉變形。由於機翼剖面為扁平狀，對於承受扭轉非常不利。

機翼結構

機翼由表面的蒙皮和內骨架組成。機翼結構的基本作用是構成機翼的流線外形，同時將外載荷傳給機身。機翼結構在外載荷作用下應具有足夠的強度、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和彎曲變形的能力（圖6 ）。

蒙皮

是構成並保持機翼形狀不可缺少的結構元件。早期飛機上的布質蒙皮(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。採用金屬鋁蒙皮後，開始用它與骨架一起作為主要受力構件，首先是用來傳遞扭矩載荷。由於蒙皮沿機翼外廓分佈，所以能提高機翼扭轉剛度。後來氣動載荷進一步增大，要求提高機翼扭轉剛度，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

指沿翼展方向佈置的構件，包括翼樑、縱牆和桁條。在蒙布機翼上，翼樑是承受彎矩的唯一構件。翼樑有上、下緣條和腹板（在桁架樑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。緣條內的拉、壓應力（軸向正應力）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。縱牆與翼樑構造相似，但緣條要細得多，它多佈置在靠近前後緣處，用於傳遞切力載荷，增加機翼扭轉剛度。桁條是沿展向與蒙皮內表面相連的型材（其剖面有角形、T形、Z形和∏形等）。桁條可增加蒙皮承受區域性氣動載荷的剛度，在蒙皮受剪時提供支援，並與蒙皮一起組成承彎的主要受力構件。