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低速機(jī)翼繞流氣動(dòng)特點(diǎn)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)；通俗的說(shuō)，就好比把汽車方向盤(pán)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；前緣脫體渦不僅能避免因翼面氣流分離而出現(xiàn)的失速現(xiàn)象，而且還能提供相當(dāng)可觀的非線性升力見(jiàn)機(jī)翼空氣動(dòng)力特性在大迎角下，彈身側(cè)面的分離氣流也會(huì)形成脫體渦，提供彈身的非線性升力為了加強(qiáng)脫體渦并使之穩(wěn)定而不破裂，彈身的橫截面形狀可以做成扁圓的，或在圓彈身兩側(cè)加設(shè)小邊條在邊條翼和拐；其形狀特征是前緣較普通翼型鈍圓，上表面平坦，下表面接近后緣處有反凹見(jiàn)圖，后緣薄，而且向下彎曲氣流繞過(guò)普通翼型前緣時(shí)速度增加較多前緣越尖，迎角越大，增加越多，在翼型上表面流速繼續(xù)增加翼型厚度越大，上表面越向上隆起，速度增加也越多飛行速度足夠高時(shí)相當(dāng)馬赫數(shù)085～09，翼型。

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；失速提力舉力或升力不足無(wú)法支撐飛機(jī)的狀態(tài)因提升速度或縮小AOAADF中AOA的解釋攻角的略稱，指風(fēng)接觸機(jī)翼的角度注意，角度過(guò)會(huì)使機(jī)翼無(wú)法提升揚(yáng)力而導(dǎo)致失速導(dǎo)致的失速可以恢復(fù)飛機(jī)在平飛的時(shí)候，機(jī)翼產(chǎn)生的升力和飛機(jī)的重力是平衡的，舉力的方向總是垂直于機(jī)翼中心平面的而在大角度；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)域機(jī)翼上下表面的壓差降低，從而導(dǎo)致這一區(qū)域產(chǎn)生的升力降低這是產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的根源人們通過(guò)長(zhǎng)期觀察自然界大型鳥(niǎo)類，比如鷹和隼，發(fā)現(xiàn)它們?cè)陲w行中展開(kāi)翅膀向上偏折翅尖羽毛以減小阻力，從而實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離滑翔受此啟發(fā)；對(duì)殲10的分析評(píng)價(jià)總體上看，殲10是一種相當(dāng)不錯(cuò)的飛機(jī)由于采取小后掠度相對(duì)于殲8II大展弦比當(dāng)然這會(huì)犧牲一定的超音速性翼身融合技術(shù)，飛機(jī)的最大升力系數(shù)肯定相當(dāng)不錯(cuò)，甚至?xí)^(guò)“獅”式這一點(diǎn)從其最大載彈量可見(jiàn)一斑估計(jì)其最小飛行速度，會(huì)小于200公里小時(shí)，甚至更??；隨著飛機(jī)放出襟翼度數(shù)的增大，飛行速度便可在保持升力的情況下盡量降低在飛機(jī)起落架接觸到跑道后，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的反推裝置打開(kāi)這個(gè)絕大多數(shù)現(xiàn)代客機(jī)都有，飛機(jī)機(jī)翼上的繞流板其實(shí)就是減速板全部升起，以增大阻力，破壞機(jī)翼升力的產(chǎn)生再加上飛機(jī)起落架上的剎車裝置共同起作用，便可將飛機(jī)的速度在；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。

帶攻角的流動(dòng)，繞角的流動(dòng)3014儒可夫斯基翼型流動(dòng)36141儒可夫斯基對(duì)稱翼型36142一般儒可夫斯基翼型3815庫(kù)塔條件與計(jì)算升力的數(shù)學(xué)理論39151庫(kù)塔條件39152環(huán)量的確定43153儒可夫斯基升力定理44154繞平板與儒可夫斯基翼型的力47155儒可夫斯基翼型的力矩491；保時(shí)捷的價(jià)格是比較貴的，這種高級(jí)的跑車，一般情況下，低速機(jī)翼繞流氣動(dòng)特點(diǎn)他都要在100萬(wàn)往上；在低速空氣動(dòng)力學(xué)中，介質(zhì)密度變化很小，可視為常數(shù)，使用的基本理論是無(wú)粘二維和三維的位勢(shì)流翼型理論升力線理論升力面理論和低速邊界層理論等對(duì)于亞聲速流動(dòng)，無(wú)粘位勢(shì)流動(dòng)服從非線性橢圓型偏微分方程，研究這類流動(dòng)的主要理論和近似方法有小擾動(dòng)線化方法，普朗特格勞厄脫法則卡門(mén)錢(qián)學(xué)森公式。

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，但它改變了氣流流動(dòng)路徑，使得流線在機(jī)翼上呈現(xiàn)彎曲；安裝在翼尖的垂直方向翼片，主要用于削弱翼尖下表面氣流繞流至上表面的效應(yīng)，減少升力損失，改善機(jī)翼性能 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，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。