1、上圖所示2位置低速副翼上圖所示3位置高速副翼通常安裝在機(jī)翼后緣外側(cè)的活動(dòng)翼面機(jī)翼的總體構(gòu)型，用以控制航空器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)某些高速飛機(jī)為減小副翼偏轉(zhuǎn)所引起的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形，還裝有內(nèi)側(cè)副翼 上圖所示4位置襟翼滑軌整流罩上圖所示5位置前緣襟翼－克魯格襟翼在機(jī)翼前緣或后緣安裝的可以活動(dòng)的翼面，用以增加。

2、機(jī)翼采用全金屬五梁抗扭盒形結(jié)構(gòu)，其鋁合金上下蒙皮之厚度約5毫米在主起落架艙處采用波紋板夾層結(jié)構(gòu)的壁板蒙皮，左右兩側(cè)的機(jī)翼在機(jī)身中線的中央翼肋處對(duì)接翼盒的內(nèi)側(cè)為整體油箱，外側(cè)則為主起落架艙機(jī)翼上的副翼呈長方形，具備“角式補(bǔ)償”，并位于機(jī)翼外側(cè)平直后緣上，和機(jī)身的縱軸垂直，利用。

3、一般的平直機(jī)翼你提到的三種構(gòu)型都屬于平直機(jī)翼，當(dāng)η=22時(shí)可以產(chǎn)生接近誘導(dǎo)阻力最小的橢圓升力分布從結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)觀點(diǎn)考慮，用大η有利所以，理論上講，梯形翼的升力分布比矩形翼矩形翼的根梢比最小，η=1要有利但為機(jī)翼的總體構(gòu)型了防止過大的根梢比造成翼尖失速，一般ηlt5此外，梯形翼的前緣后。

4、在飛行器多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)MDO背景下，氣動(dòng)性能結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和總體方案之間存在緊密的耦合關(guān)系每個(gè)機(jī)翼構(gòu)型都會(huì)影響飛行性能和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，進(jìn)而影響整個(gè)飛行器的優(yōu)化現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)趨勢(shì)正朝著更復(fù)雜的機(jī)翼構(gòu)型發(fā)展從ONREA M6到通用研究模型CRM，可以看出機(jī)翼設(shè)計(jì)越來越注重性能的綜合優(yōu)化，以實(shí)現(xiàn)更高效更安全。

5、所以懸停誘導(dǎo)功率就比平飛時(shí)的 誘導(dǎo)功率更大些，而型阻功率損失主要取決于旋翼轉(zhuǎn)速和槳葉構(gòu)型由于旋翼轉(zhuǎn)速和槳葉構(gòu) 型很少隨飛行狀態(tài)的變化而變化，因此型阻功率隨直升機(jī)的飛行狀態(tài)變化也較小總的來說，懸停狀態(tài)的需用功率在直升機(jī)的各種飛行狀態(tài)中是較高的垂直上升直升機(jī)在四周有較高障礙物的狹小場地懸停起飛后。

6、這是無腦沈吹，詆毀成飛的說法 實(shí)際上仔細(xì)看，J10和獅差異很大 首先，獅是近鴨翼，J10是中距離全動(dòng)鴨翼 其次，請(qǐng)看機(jī)翼構(gòu)型，J10是中單翼偏下，略略上翹，翼身融一，獅是中單翼，平直 第三，請(qǐng)看機(jī)體大小和起落架位置 第四，請(qǐng)看座艙位置和背脊，也完全不同 J10實(shí)際上是J9的親兒子，和獅有點(diǎn)。

7、迎角翼型當(dāng)氣流經(jīng)過機(jī)翼上表面和下表面時(shí)，由于上表面路程比下表面長，則氣流要在相同時(shí)間內(nèi)通過上下表面，根據(jù)S=VT，上表面流速比下表面大再根據(jù)伯努利定理由不可壓理想流體沿流管作定常流動(dòng)時(shí)的伯努利定理知，流動(dòng)速度增加，流體的靜壓將減小反之，流動(dòng)速度減小，流體的靜壓將增加。

8、無尾飛機(jī)設(shè)計(jì)，如quot幻影quot2000，采用了獨(dú)特的三角機(jī)翼構(gòu)型這種機(jī)翼的后緣與飛機(jī)重心位置相對(duì)較遠(yuǎn)，提升了升降副翼的平衡操縱性能對(duì)于超音速飛機(jī)，小展弦比三角翼的優(yōu)勢(shì)在于氣動(dòng)中心變化較小，這對(duì)于平衡控制能力有限的無尾飛機(jī)至關(guān)重要為了改善起飛和降落的性能，無尾飛機(jī)傾向于使用較大機(jī)翼面積，以降低。

9、未來民航客機(jī)的形態(tài)正逐漸朝著更加“圓潤”的翼身融合體設(shè)計(jì)發(fā)展自波音707開創(chuàng)的筒體機(jī)翼構(gòu)型以來，航空界的改進(jìn)主要集中在局部優(yōu)化上然而，美國波音和中國都在積極探索新的航空設(shè)計(jì)，如波音的X48B無人驗(yàn)證機(jī)項(xiàng)目和中國的“靈雀”系列縮比驗(yàn)證機(jī)，它們的共同點(diǎn)是翼身融合設(shè)計(jì)Blended Wing Body。

10、而雙尾撐結(jié)構(gòu)的機(jī)身就可以短些，這對(duì)輕型飛機(jī)來說降低了設(shè)計(jì)難度雙尾撐結(jié)構(gòu)的第二個(gè)好處是整個(gè)機(jī)身從“干”字形變成了“卉”字形，機(jī)身受力更分散，從滑竿變成了四抬大轎，可以變得更結(jié)實(shí)基于這兩個(gè)好處，很多無人機(jī)采用雙尾撐構(gòu)型京東這架無人機(jī)的雙尾撐理論上這三個(gè)優(yōu)勢(shì)都能兼顧到，特別。

11、機(jī)翼采用高達(dá) 3 的展弦比，配合較小的根梢比，有利于推遲翼尖分離，明顯減小了機(jī)翼誘導(dǎo)阻力同時(shí)較大的展弦比提高了機(jī)翼升力線斜率，改善了機(jī)翼升力特性這和能量機(jī)動(dòng)理論中減阻增升的要求是一致的當(dāng)然，展弦比增大，超音速零升阻力系數(shù)也增大，增大了跨超音速的波阻這個(gè)缺點(diǎn)，則利用強(qiáng)大的發(fā)動(dòng)機(jī)。

12、運(yùn)用物理學(xué)原理，由于機(jī)翼上表面突起，空氣經(jīng)過它時(shí)比經(jīng)過機(jī)翼下方的相對(duì)速度更大，于是空氣給飛機(jī)向上的升力，飛機(jī)就飛起來了學(xué)過物理的人都知道。

13、飛機(jī)的迎角迎角越大升力越大，到達(dá)極限迎角后，再增大迎角會(huì)減小升力，機(jī)翼構(gòu)型放了襟翼升力好會(huì)變大，飛行速度。

14、運(yùn)20采用常規(guī)布局，機(jī)翼為懸臂式上單翼，主翼為大展弦比中等后掠翼，機(jī)翼的前緣后掠角恒定14弦線后掠角大約在24~26度左右，機(jī)翼的后緣采用兩種后掠方式中外翼段的后緣后掠角要大一些，而機(jī)翼內(nèi)翼段的后掠角明顯減少，無翼梢小翼 懸臂式T形尾翼垂直安定面與機(jī)身連接處向前伸有小背鰭，嵌入式方向舵分為。

15、此外在部分操縱裝置失效的情況下，剩下的操縱裝置需要實(shí)時(shí)重新構(gòu)型， 并且需要實(shí)時(shí)地采用新的控制律，即所謂“重構(gòu)系統(tǒng)”這些都是無尾飛機(jī)設(shè)計(jì)中需要 加以解決的問題 常規(guī)機(jī)翼的設(shè)計(jì)采用由操縱面產(chǎn)生操縱力操縱力矩的方式控制飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)因?yàn)闄C(jī)翼 的剛度不足而帶來的氣動(dòng)彈性效應(yīng)將減弱操縱面的效能，同時(shí)使機(jī)翼的。

16、1939年春，美國的伊戈?duì)?8226西科斯基完成了VS300直升機(jī)的全部設(shè)計(jì)工作，同年夏天制造出一架原型機(jī)這種單旋翼帶尾槳直升機(jī)構(gòu)型成為現(xiàn)在最常見的直升機(jī)構(gòu)型20世紀(jì)40年代，美國沃特西科斯基公司研制的一種2座輕型直升機(jī)R4，它是世界上第1種投入批量生產(chǎn)的直升機(jī)，也是美國陸軍航空兵海軍海岸警衛(wèi)。