橢圓機(jī)翼失速特性良好，因?yàn)檠卣瓜蚋饕砥拭嫱瑫r(shí)出現(xiàn)分離矩形機(jī)翼失速漸進(jìn)，分離首先發(fā)生在翼根部分梯形機(jī)翼失速特性較差，分離首先發(fā)生在翼尖附近，導(dǎo)致最大升力系數(shù)下降和操縱面效率降低綜上所述，大展弦比直機(jī)翼的氣動(dòng)特性和失速特性受到多種因素影響，理論和計(jì)算方法需綜合考慮低速機(jī)翼繞流氣動(dòng)特性答案；飛機(jī)在飛行中由于上下壓差的不同，翼尖附近機(jī)翼下表面空氣會(huì)繞流到上表面，形成翼尖渦，致使翼尖附近區(qū)域同時(shí)，蒙皮的完整性也影響著飛機(jī)整體的氣動(dòng)性能因此，蒙皮的強(qiáng)度關(guān)系到整架飛機(jī)的結(jié)構(gòu)安全數(shù)百年前人們對(duì)自然資源的利用范圍越來(lái)越廣泛，特別是仿生學(xué)方面的任何成就，都來(lái)自生物的某種特性，本文簡(jiǎn)要介紹；飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)中的后掠翼在低速狀態(tài)下展現(xiàn)出獨(dú)特的氣動(dòng)特性，主要涉及繞流流態(tài)無(wú)限翼展斜置翼的分析以及翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)當(dāng)后掠翼以小正迎角置于風(fēng)洞中，流線會(huì)呈現(xiàn)出明顯的quotSquot形，這是由法向分速的變化導(dǎo)致的盡管展向分速不直接影響升力，但它改變低速機(jī)翼繞流氣動(dòng)特性答案了氣流流動(dòng)路徑，使得流線在機(jī)翼上呈現(xiàn)彎曲。

書名空氣動(dòng)力學(xué)上冊(cè)ISBN5作者吳子牛等定價(jià)498元出版日期200741出版社清華大學(xué)出版社 本書涉及空氣動(dòng)力學(xué)的經(jīng)典內(nèi)容和一些非經(jīng)典內(nèi)容經(jīng)典內(nèi)容包括升力產(chǎn)生的無(wú)粘與粘性機(jī)制，低速翼型與機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)，一般亞跨超音速空氣動(dòng)力學(xué)和粘性流動(dòng)的一些內(nèi)容非經(jīng)典內(nèi)容包括非；在雙三角翼橢圓機(jī)身的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局中配置舵面矢量推力裝置，系統(tǒng)研究了該舵面矢量推力裝置引起的縱向矢量噴流和橫向矢量噴流對(duì)機(jī)翼繞流及其氣動(dòng)特性的影響，同時(shí)還研究了舵面矢量噴流的落壓比NPR舵面的縱向和橫向偏角py以及縱向舵面的寬度Wp和舵面的配置等因素對(duì)噴流干擾效應(yīng)的影響；亞聲速機(jī)翼繞流特性與低速不可壓流動(dòng)相比，壓縮性作用更強(qiáng)，擾動(dòng)在豎向上更為顯著，傳播距離更遠(yuǎn)通過(guò)數(shù)學(xué)建模，可將流動(dòng)分為來(lái)流和擾動(dòng)兩部分，簡(jiǎn)化方程為線性二階偏微分方程全速位方程在小擾動(dòng)條件下簡(jiǎn)化，對(duì)于非跨聲速和非高超聲速流動(dòng)，方程分為橢圓型和雙曲型亞聲速可壓流中，機(jī)翼氣動(dòng)特性可；測(cè)力和測(cè)壓實(shí)驗(yàn)是測(cè)定作用于模型或模型部件如飛行器模型中的一個(gè)機(jī)翼等的氣動(dòng)力及表面壓強(qiáng)分布，多用于為飛行器設(shè)計(jì)提供氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)傳熱實(shí)驗(yàn)主要用于研究超聲速或高超聲速飛行器上的氣動(dòng)加熱現(xiàn)象動(dòng)態(tài)模型實(shí)驗(yàn)包括顫振抖振和動(dòng)穩(wěn)定性實(shí)驗(yàn)等 ，要求模型除滿足幾何相似外還能模擬實(shí)物的結(jié)構(gòu)剛度質(zhì)量分布和變形。

小展弦比機(jī)翼在低速飛行中的氣動(dòng)特性與升力面理論是飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)的重要研究?jī)?nèi)容這種機(jī)翼通常指展弦比小于3的翼型，常用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈和超聲速殲擊機(jī)小展弦比機(jī)翼的繞流流態(tài)呈現(xiàn)出獨(dú)特的分離現(xiàn)象在較小迎角下，流體附著于翼面，形成附著繞流然而，當(dāng)迎角增大至約34度時(shí)，翼下高壓氣流繞過(guò)翼側(cè)邊；通俗的說(shuō)，就好比把汽車方向盤打半圈，車頭只轉(zhuǎn)了一點(diǎn)點(diǎn)的就是效率低，車頭已經(jīng)180度大轉(zhuǎn)彎的就是效率高在雙三角翼橢圓機(jī)身的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局中配置舵面矢量推力裝置，系統(tǒng)研究了該舵面矢量推力裝置引起的縱向矢量噴流和橫向矢量噴流對(duì)機(jī)翼繞流及其氣動(dòng)特性的影響，同時(shí)還研究了舵面矢量噴流的。

在達(dá)到音速后，局部氣流速度的增長(zhǎng)較慢，形成的激波較弱，阻力增加也較緩慢超臨界機(jī)翼還可用于減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量如果帶后掠翼的高亞音速飛機(jī)改用超臨界機(jī)翼，在保持飛行速度不變的情況下，可以在機(jī)翼厚度不變時(shí)改用平直機(jī)翼，這樣就可減輕機(jī)翼重量，同時(shí)改善機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性；超音速性能好，波阻小，跨音速配平較小，低速時(shí)升力效率低，起降性能差由于大后掠角的前梁造成各個(gè)掛點(diǎn)的前后位置差別較大，因此投棄載荷的時(shí)候造成重心移動(dòng)較大，需要?dú)鈩?dòng)配平這一點(diǎn)，印度的LCA一直沒(méi)有解決好，因此直到現(xiàn)在副油箱都不能投棄，而副油箱扔不下來(lái)，導(dǎo)彈炸彈自然就扔不下來(lái)應(yīng)該說(shuō)；小擾動(dòng)勢(shì)流方程的非線性簡(jiǎn)化在接近跨聲速時(shí)，方程考慮了馬赫數(shù)接近1帶來(lái)的影響 機(jī)翼幾何參數(shù)如厚度彎度和展弦比，影響翼型的氣動(dòng)特性，如臨界馬赫數(shù) 3 超臨界翼型分析 超臨界翼型惠特科姆博士的創(chuàng)新設(shè)計(jì)，兼具高速與低速性能 幾何設(shè)計(jì)平坦的翼面減少了激波強(qiáng)度，改善了繞流特；11試飛結(jié)果表明，JL8飛機(jī)具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性12為了研究飛行器在縱向大迎角狀態(tài)下的動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象，設(shè)計(jì)了一套用于低速風(fēng)洞的升沉振動(dòng)測(cè)量裝置13研究了在大迎角下，后掠翼對(duì)細(xì)長(zhǎng)體繞流結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)力特性的影響14在飛行狀態(tài)下氣流繞過(guò)翼型時(shí)，大展弦比機(jī)翼的迎角變化范圍。