飞机的机翼有哪些用

美国F-14战斗机的机翼：为变后掠中单翼。设计要求是：减少翼载来保证机动能力；用前、后缘空战机动襟翼来改善跨音速机动性；尽量减少停放占用的面积。变后掠机翼外翼段较短，这样就可减轻转轴结构的重量，但增大了罩在中央翼盒上的“翼套”，转轴距机身对称面2.72米。

飞行中机翼后掠角的变化范围为20°～68°，由机载设备根据飞行状态自动调节，最大变化速度为7°/秒。也可以由驾驶员手动调节。停放时后掠角最大可达75°以减少占用面积。可动段具有全翼展两段式前缘缝翼和三段式后缘单缝襟翼，在起降和机动飞行时使用。

每侧上翼面各有3块扰流板，当后掠角小于57°时自动接通，用于辅助横侧操纵和着舰时减速用。为控制机翼后掠角变化时压力中心移动提供俯仰配平升力和降低翼载荷，在机翼固定段前缘设计了可动前置扇翼，最大转动角为15°。

超音速飞机的机体结构，同亚音速飞机相当不同：机翼必须薄得多； 关键因素是相对厚度，即机翼最大厚度处厚度与翼弦的比率。以亚音速的活塞式飞机来说，轰炸机的相对厚度为17%，歼击机是14%；但对超音速飞机来说，相对厚度就很难超过5%，即机翼最大厚度处厚度只有翼弦的二十分之一或更小，机翼的最大厚度可能只有十几个厘米。超音速飞机的翼展(即机翼两端的使离)不能太大，而是趋向于较宽较短，翼弦增大。 设计师们想出的办法之一，是将机翼做成三角形，前缘的后掠角较大，翼根很长，从机头到机尾同机身相接(如幻影-2000)。另一个办法，把超音速机翼做得又薄又短，可以不用后掠角(如F-104)。

你说得是上表面气流速度V1〉0，下表面气流速度V2=0

通常情况是什么？

V1〉0， V2〉0， V1〉V2

1、因为V2=0，所以升力会更高。但是实际不会出现V2=0的情况的。这样的情况属于大风刮过房顶，把房盖掀开的情况。

2、此时阻力大大增加，如果不考虑气流分离，升力在低速时会增加。但是由于没有上升前沿的过渡，气流不能拐弯，会在机翼前缘发生分离，机翼上表面产生湍流，机翼失速，丧失升力。

平直机翼是最原始的机翼，其优点是升力大，气功构型最简单，控制方便，相应的内部结构少，重量轻，载油系数大，缺点就是因为过于原始简易，没有掠角，速度稍高即出现附面层滑动及气流分离现象导致失速，只能低速飞行，无法适应高速状态的气动。外形特点是，水平向外伸展，前后缘均无掠角或掠角非常小，常见于无人机和私人电风扇。

其后开发的是后掠翼，后掠翼是平直翼简易降阻的构型，通过后掠角在尽量保证升力面积的情况下减小阻力和顺应附面层滑动的方向以提高高速性能，最初级的提速方案。缺点是初期设计后缘气动性能差，截面细长，面积小，增大翼面积后又因为过长而产生结构问题，因此可用升力限度较低。外形特征是前后缘均后掠，但由于稳定性较高，多见于轰炸机和战斗轰炸机，现代使用后掠翼的现役制空战斗机仅有Su-27家族和MiG-29家族两种但后缘后掠角较小，因此与宣传不同，这两种飞机的机动性极其拉垮，Su-27曾在外销选型时被希腊飞行员嘲笑为“像喝醉的大象”，而MiG-29在同一次选型的水平盘旋比较中拉出了比F-16大两倍多的渐开线轨迹而落选。但就目前而言，MiG-29依然是形成作战能力的苏系飞机空战飞行性能的天花板。

后掠翼中有一个非常有名的变体，F-14，MiG-23，狂风等飞机采用的可变后掠翼，由于拥有较大的可变角度，因此在飞机设计的新旧交替时期，同时拥有近平直机翼的低速性能和大角度后掠翼的高速性能区间，但由于技术难度大，可靠性低，结构死重，寿命短难维护，载油系数低，不能挂载武器（或需要可旋转的挂架结构导致增重和不可使用重型挂点）等缺陷，已不再在新机型上使用。

基于早期后掠翼的面积问题，第三代解决方案是三角翼，翼型特征为机翼呈典型的三角形，前缘大角度后掠，后缘平直或小角度前掠（但因切尖等修型设计，一部分机翼并不是完全呈三角形），三角翼优点是在保证了和后掠翼同样的低阻性能的前提下增加了升力面积，并且由于三角形几何特点的先天优势以及先天不用处理翼尖气流分离的问题，三角翼的技术要求和控制难度可谓和平直翼一样的低，这也是为何大多数中期二代机和二流三代机都使用三角翼的原因。但是，三角翼由于翼根面积极大，升力中心靠后，因此很容易在一定攻角下出现翼根气流分离而失速，在需要较大攻角的低速飞行状态时难以发挥性能，因此作为中期升级，出现了两种变体机翼，一种是前（后）缘双角度的双三角翼，另一种则以涡流发生器产生脱体涡，以加速机翼上方气流增大升力和在高攻角时防止气流失速而分离（但扩大范围有限），在此之上，又出现了两种分化，一种是在双三角翼的实验中研发的边条翼，由于掠角极大，因此几乎不会失速且能以极低的阻力代价产生干净稳定的脱体涡，是目前最好的涡流发生器类型（但实际效率随气动设计水平变化很大）。另一种是国人最熟悉的前置水平控制面的“鸭翼”，因其主要解决的问题点在于小型飞机由于长度限制在安装大型三角翼后没有空间再安装尾翼，进而产生的无尾三角翼布局的配平缺陷和涡升力问题，升阻比和涡流质量均比边条翼差，且有高攻角比主翼先失速，配平后又会导致主翼失去涡升力失速，以及配平时不可避免地对主翼产生相反的不利扰动和阻力过大等先天缺陷，因此多用于执行有限任务的中型战斗机和重型轰炸机，在此之外使用鸭翼的现役飞机仅有J-20一种。

70年代后期美国的气动设计水准取得重大突破，其代表是计算机辅助设计和各种传感器的优化，使得复杂气动和精确的气动模拟成为可行，在此基础上，前后缘优化角度的梯形翼被设计出来，其外观特征为前缘后掠后缘平直或前掠，由于通过精确推算，可以确定符合设计性能指标的前缘后缘最佳角度和最佳截面，并且翼尖气流分离的现象也通过翼面修型消除和最大化利用机翼面积，不需要依靠三角翼的小翼展来进行回避。因此优秀的梯形翼设计不需要很大的前掠角和面积率即可达成低阻、大升力、各种空速的高度适应性使之成为高配四代机的主流机翼，作为美国新时代战斗机的代表，该技术被应用在F-16和F-18上，成就了两大狗斗怪兽，能量怪兽F-16仅需要9度的攻角即可达成9G以上的小半径持续转弯，而角度怪兽F-18在没有矢量推力的前提下可以做到比Su-35更骚的PSM（过失速机动）也是唯一能进行PSM的四代机。菱形翼是梯形翼的变种，前缘大角度后掠和后缘大角度前掠，目前仅有YF-23采用这一机翼设计，比起传统梯形翼它的面积更大，阻力更小，并且更适合进行隐身化设计，但由于翼根比三角翼还长，最终产生了和三角翼一样坑的攻角问题（甚至更严重），最终YF-23在机动性上严重劣于F-22而落选。在第四代气动设计革命后，由于修型设计，三角翼和梯形翼存在很多中间翼型，一般而言，前缘角度大，翼尖翼根长度区别很大的为切尖三角翼，而较为平直的为梯形翼。三角翼飞机倾向于超音速性能兼顾低速性能，而梯形翼飞机倾向于中低速性能兼顾超音速性能。此外，由于梯形翼高速性能设计难度很大，因此只有美国能设计制空战斗机用的高性能梯形翼，欧中俄日均无该级别的设计能力（枭龙的机翼为美国于80年代末提供，基于F-5）。

前掠翼是一种后掠翼时代被提出的变种机翼，虽然看上去很科幻，但是实际上雏形已经很有历史了，早期大部分活塞式战机的机翼都有点前掠。前掠翼的优点，或者说设计点在于附面层流动方向与后掠翼相反，朝向翼根方向，因此在不会因附面层流动产生翼根失速的前提下，在翼根后方设置延伸翼面可获得高速气流的升力加成，在超音速下显著提高尾翼的操控性，相比后掠翼在同等面积和阻力下拥有更优秀的失速界限，但它实际的高速性能很差——但不是面板差，而是工程特性很差，由于在超音速飞行下翼尖在激波椎体前方，承受极大的动压，稍有攻角就会因为巨大的力矩而损坏，即使没有攻角也会产生严重的气弹现象而震颤，后缘理论最优前掠角是负值，也就是永远达不到最优，并且和后掠翼一样，后缘掠角不能小于前缘掠角，面积硬伤，且由于前面所说的脆弱问题，只能做得很薄，因此升阻比虽然数学上的理论值很大但在实际条件下能产生的升力依然远远不如其他大面积翼型，因此在实验完成后即宣告死刑，束之高阁。当然常有人说，如果结构增强，那岂不是依然可用？但这是一厢情愿的观点，无论在任何技术条件下，提供额外强度永远都要付出额外的结构代价，增重，增加工艺难度，降低整备性，因此在不必要的情况下绝不会产生更多的好处。

此外，还有一种特殊翼型是复合翼型，例如F-15的变弯度变厚度变攻角机翼，F-15的机翼不属于任何单一翼型而是一种结合了各种机翼特点的拼接怪，机翼内侧是三角翼而外侧为小角度后掠翼，翼尖后缘还有前掠角，可以说是集60年代末的数学之所能的设计，当然它的性能也不负众望，在不计入整体升力体带来40%的额外升力（这里要提个梗，F-15拥有隐藏很深的整体升力体设计，在400公里以上速度或手动放下可变进气道口时机身会变成升力体，即使拆除两个机翼也一样可以飞行，历史上曾达成过一次单翼返航），仅有56平米的机翼面积，无任何增升手段的情况下比拥有62平米的机翼面积，仿F-16边条增升和中央升力体的Su-27升力大了整的30%多（实际上Su-27也是偷美国F-X各种构型和苏联三代机机翼的拼接怪，可以说是F-15的流浪在外的私生兄弟），并且以它作为起点，从机翼每处细节单独设计的三变机翼，再到机身各处修型的整体升力体成为了美国五代机的标配。此外，内侧菱形，外侧后掠的复合翼型也见于近年公开的各种新型飞机的草图和X-58无人机上。

倒鸥型的机翼，这就让F4U能够在机翼中容纳一个短而结实的起落架，并且还不至于让螺旋桨碰到甲板。

F4U在数方面都与当时的飞机有很大差别。首先，飞机的机翼采用了倒海鸥翼的布局。第二，F4U采用了当时出力最大的活塞发动机--普惠公司R-2800，功率达到2000马力，而同期的军机多数的引擎只有1000马力。而这些特征也成为了F4U当时其一大瞩目焦点。

1940年10月1日，原型机XF4U-1在一次测试飞行中就创下了当时一项飞行速度纪录，达到405英里/小时(652km/h)，成为第一款超越400英里/小时（640km/h）的美国战斗机（实际上测试中的XP-38在稍早前已经打破这项纪录，不过XF4U-1随即刷新该纪录）。

但机鼻过长却使驾驶员的前向视野不佳，以后屡次的改动几乎都尝试改善此一问题。同时由于机翼的曲位过低，限制了飞行员的判断，使飞行员在降落时若操作不当（例如打开战机降落架之时间有误），很容易发生意外。

武器：6挺0.50（12.7mm）M2机枪（一些型号4门20mm机炮）和2枚1000lb（453.6kg）炸弹或8枚5英寸（127mm）火箭弹。

扩展资料：

F4U“海盗”式战斗机，是美国钱斯·沃特公司设计的一款单座单发倒鸥翼舰载战斗机，其采用的倒欧翼设计和同时期的其他战斗机平直翼的设计大不相同，也成为了F4U最令人印象深刻的外观特点。

F4U是钱斯·沃特公司响应美国海军研发新一代舰载战斗机项目而生的设计，美国海军在太平洋战争爆发之时的主力舰载战斗机是F2A和F4F，虽然这两款战斗机在刚研制完成投入生产之时性能尚属先进。

但是德国、日本等国随后就研制出了性能更佳的战斗机，所以就促使美国在1938年开始寻求研发新一代舰载战斗机。而到太平洋战争爆发之时，面对日本高性能的“零”式战斗机，美国海军的F2A可以说是不堪一击，只能依靠F4F苦苦支撑，所以这就促使美国海军加快对新一代舰载机的研制。

F4U搭载了一台1850马力的R-2800双黄蜂气冷星型发动机，这台发动机是当时世界上马力最强的发动机，而为了能够完美地发挥这台发动机强劲的动力，F4U的很多地方都是围绕这台发动机而设计的。

首先，为了能够将R-2800强劲的马力输出转化为战机的动力，就需要采用大型的汉密尔顿标准螺旋桨，汉密尔顿标准螺旋桨的直径达到4.06米，为了能够安装这种螺旋桨就需要提高机身高度，就需要加长起落架。

而作为一种舰载战斗机，F4U着舰时需要承受很强的冲击力，这就要求采用短而结实的起落架。为了能够既使用短而结实的起落架，又不用缩短螺旋桨的长度。

钱斯·沃特公司的工程师们就设计出了倒鸥型的机翼，这就让F4U能够在机翼中容纳一个短而结实的起落架，并且还不至于让螺旋桨碰到甲板。

除此之外，倒鸥翼的设计还具有良好的空气动力学特性，可以帮助F4U飞得更快。同时为了进一步优化F4U的气动布局，沃特公司采用了“平头钉”和点焊技术，并将发动机的增压器埋在机身中，散热器埋在内侧机翼，起落架也可以完全收入机翼，这些设计让F4U的机身非常光滑简洁。

良好的设计让F4U拥有良好的机动性能，再加上动力强劲的R-2800发动机的加持，最快的F4U-4的最大航速可以达到717千米/小时。

F4U也并非完美无缺，由于需要容纳发动机等原因，F4U的座舱过于靠后，在座舱前有个“长鼻子”，这个“长鼻子”对飞行员的视线有非常不利的影响，而在舰上起飞和降落又对视野有较高的要求。

除此之外，F4U的低速性能也比较差劲，把速度降低到航母着舰速度时其机翼可能会出现不稳定的情况，容易造成着舰失败。这些原因让美国海军认为F4U并不适合在航母上服役，于是作为舰载机设计的F4U被分配给了海军的陆基飞行队，不过F4U在海军陆基飞行队中也取得了很好的战果。

虽然F4U在前期都装备给了海军陆基飞行队，但是英国人还是发明出了F4U可用的降落方法，并且F4U也经过了一系列改善低速性能的改进，最终在1944年，F4U获准重新登上航空母舰，并且也取得了成功。

F4U和F6F一起，改变了美国海军空中装备劣势的局面，沉重地打击了日本“零”式战机的嚣张气焰，为太平洋战争的胜利做出了不可磨灭的贡献。

参考资料：百度百科-F4U战斗机

上反角与翼吊发动机短舱布置有关，且对飞机横向稳定性存在重要影响。上反角产生滚转稳定性，为保证飞机有足够的横向稳定性，且不出现“蹬舵反倾”，在机翼安装时需要上反角或下反角 。

虽然在无上反角时机翼制造更容易，但这可能导致在有侧风条件下飞机飞行的困难。机翼安装在机身上的位置也影响到横向稳定性（上单翼比下单翼更稳定）。

对于常规的无后掠梯形翼，上反角典型数据是：上单翼0°~1°；中单翼2°~4°；下单翼3°~6°。对于下单翼，上反角使机翼稍抬高了些，这样为机翼上安装发动机提供了充分的地面间隙。机翼后掠角自然增加了飞机偏航稳定性。

上反角统计值

上反角的选择一方面取决于机翼与机身的相对位置，一般高置机翼上反效应强，采用下反角，低置机翼选用上反角。另一方面，上反角的选择还与机翼的后掠角有关，一般情况平直翼用上反角，后掠翼采用下反角 。

弧度不偏大，物理的 大气压是飞机的原理。空气流动速度越大，压强越小。所以应该使得飞机机翼的上方凸起，下方扁平。使得飞机机翼下的压强大于飞机机翼上的压强，使大气压把飞机抬起来就OK了、、、一定采用~

是利用了流体力学的原理。

流体运动和固体运动不同。固体碰撞物体是压力，而流体还有粘拉特性。

粘拉的力与流过物体表面的速度有关，速度越快，粘拉力量越大。

机翼上面弓，下面平，结果上面速度快，下面速度慢，所以产生了上拉力。

机翼的上拉力超过飞机重量，也就起飞了。

按机翼平面形状，飞机可分为平直翼飞机，梯形翼飞机，后掠翼飞机，三角翼飞机，变后掠翼飞机，前掠翼飞机，飞翼式飞机。

按尾翼布局形式，飞机可分为正常尾翼飞机和鸭式飞机

平直翼

机翼的1/4弦线后掠角大约在20°以下。平直翼多用在亚音速飞机和部分超音速歼击机上。在亚音速飞机上，展弦比为8～12左右,相对厚度为0.15～0.18。在超音速飞机上,展弦比为3～4,相对厚度为0.03～0.04左右。

代表机型：F9F

后掠翼

机翼1/4弦线后掠角多在25°以上。用于高亚音速飞机和超音速飞机。高亚音速飞机后掠翼的常用参数范围是：后掠角30°～35°，展弦比6～8，相对厚度约 0.10，梢根比0.25～0.3。对于超音速飞机，后掠角超过35°，展弦比3～4，相对厚度0.06～0.08，梢根比小于0.3。

代表飞机：F111（变后掠翼）和F14（变后掠翼）和B1，MIG23/27和SU22和SU24和图-160

三角翼

机翼前缘后掠角约60°，后缘基本无后掠，俯视投影呈三角形状。展弦比约为 2，相对厚度0.03～0.05。多用于超音速飞机，尤以无尾飞机采用最多。

改善机翼气动特性的措施 超音速飞机常用的后掠和三角形薄机翼存在低速大迎角特性不好的缺点。在机翼设计中，除适当选择外形参数外，还经常采用以下附加措施。

代表飞机:j10 幻影2000

前掠翼

前掠翼的结构受力形式后掠翼相同、并同后掠翼一样机翼根部区域的结构和承载方式与直机翼不同。除单梁式机翼以外，与后掠翼结构受力形式比较，前掠翼结构受力形式中的前梁根部和靠近前梁根部壁板承受的载荷较大。身前梁的加载是由于较长（刚度较小）后梁的卸载造成的 。

代表飞机:su47

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------

鸭翼：当然鸭翼只是指鸭式布局中座舱两侧有两个较小的三角（后掠翼）

鸭式布局，是一种十分适合于超音速空战的气动布局。早在二战前，前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前的机头两侧，就可以用较小的翼面来达到同样的操纵效能，而且前翼和机翼可以同时产生升力，而不像水平尾翼那样，平衡俯仰力矩多数情况下会产生负升力。

F22的机翼则被称为蝶型翼