基本內容
英文
wing
簡介
機翼飛機上用來產生升力的主要部件。一般分為左右兩個翼面，
對稱地布置在機身兩邊。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布，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。
機翼圖片欣賞機翼的作用是產生升力，以支持飛機在空中飛行。它還起一定的穩定和操縱作用。機翼的平面形狀多種多樣，常用的有矩形翼、梯形翼、後掠翼、三角翼、雙三角翼、箭形翼、邊條翼等。現代飛機一般都是單翼機，但歷史上也曾流行過雙翼機(兩副機翼上下重疊)、三翼機和多翼機。 根據單翼機的機翼與機身的連線方式，可分為下單翼、中單翼、上單翼和
傘式上單翼(即機翼在機身的上方，由一組撐桿將機翼和機身連線在一起)。
分類
簡介
機翼描述機翼外形的主要幾何參數有翼展、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參數：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。
這些參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。
機翼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。
平直翼
機翼的1/4弦線後掠角大約在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弦線後掠角多在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參數範圍是：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，除適當選擇外形參數外，還經常採用以下附加措施。
前掠翼
前掠翼的結構受力形式後掠翼相同、並同後掠翼一樣機翼根部區域的結構和承載方式與直機翼不同。除單梁式機翼以外，與後掠翼結構受力形式比較，前掠翼結構受力形式中的前梁根部和靠近前梁根部壁板承受的載荷較大。身前梁的載入是由於較長（剛度較小）後梁的卸載造成的 。
部件
翼刀
機翼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布，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布的作用。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
機翼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
的鏇渦，改變機翼升力沿展向的分布，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）。
結構
簡介
機翼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。
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布，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
指沿翼展方向布置的構件，包括翼梁、縱牆和桁條。在蒙布機翼上，翼梁是承受彎矩的唯一構件。翼梁有上、下緣條和腹板（在桁架梁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。縱牆與翼梁構造相似，但緣條要細得多，它多布置在靠近前後緣處,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局部氣動載荷的剛度，在蒙皮受剪時提供支持，並與蒙皮一起組成承彎的主要受力構件。
橫向骨架
機翼是指機翼弦向構件，由普通翼肋和加強翼肋組成。普通翼肋的作用
是維持機翼剖面形狀，將蒙皮傳來的氣動載荷以剪流的形式傳給腹板。加強翼肋的作用是將副翼、襟翼、起落架接頭傳來的集中力分散傳遞給翼梁、縱牆和蒙皮等構件。
機翼按其主要承彎結構元件的不同分為梁式機翼和單塊式機翼。
梁式機翼
由翼梁承受大部或全部彎矩載荷的機翼。其結構特點是翼梁緣條粗大，有的用高強度合金鋼製造，蒙皮較薄，桁條較少或根本無桁條。按翼梁的數目可分為單梁式、雙梁式和多梁式機翼（圖7 ）。梁式機翼在輕型飛機上套用較多。 機翼
單塊式機翼
較厚的蒙皮和桁條組成機翼上下壁板，壁板以沿展向受拉壓的方式承受彎矩載荷。前、後翼梁都比較弱。在機翼的前後緣裝有前緣襟翼、後緣襟翼和副翼等活動翼面，所以單塊式機翼僅在前後梁之間的中央部分為受力的上下壁板，形成一個翼盒，稱為盒形梁（圖7）。
超音速殲擊機常用小展弦比的薄機翼。由於機翼厚度小，氣動載荷大，為了保證一定的扭轉剛度，需要用厚蒙皮，將上下桁條連成一體，構成多梁（或多腹板）結構的機翼。這種機翼可以取消普通翼肋。在三角機翼上，由於弦向尺寸很大，也多採用類似的多梁結構。
機翼模型
圖示：
機翼上的主要操作面機翼上的操縱面與附屬裝置
翼尖小翼
上圖所示1位置。
安裝在翼尖的垂直方向翼片，主要用於削弱翼尖下表面氣流繞流至上表面的效應，減少升力損失，改善機翼性能。
副翼
上圖所示2位置：低速副翼。
上圖所示3位置：高速副翼
通常安裝在機翼後緣外側的活動翼面，用以控制航空器的滾轉姿態。某些高速飛機為減小副翼偏轉所引起的機翼扭轉變形，還裝有內側副翼。
襟翼
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
在機翼前緣或後緣安裝的可以活動的翼面，用以增加機翼面積和彎度，提高機翼的升力係數，起到增加升力的作用。襟翼大多安裝在機翼後緣，安裝在前緣的襟翼特稱為前緣襟翼。
前緣縫翼
上圖所示6位置：前緣縫翼
正常工作時與機翼主體產生縫隙，可使機翼下表面部分空氣流經上表面從而推遲氣流分離的出現，增加機翼的臨界迎角。
襟副翼
上圖所示7位置：內側襟翼
上圖所示8位置：外側襟翼
機翼後緣內側的活動翼面，常見於大型飛機，巡航飛行時與副翼功能一致，以減少副翼的氣動彈性影響，降低滾轉操縱功效，低速飛行時同襟翼聯動。
擾流板
上圖所示9位置：擾流板
上圖所示10位置：擾流板-減速板
安裝在機翼上表面可被操縱打開的平板，可用於減小升力、增加阻力和增強滾轉操縱。當兩側機翼的擾流板對稱打開時，此時的作用主要是增加阻力和減小升力，從而達到減小速度、降低高度的目的，因此也被稱為減速板；而當其不對稱打開時（通常由駕駛員的滾轉操縱而引發），兩側機翼的升力隨之不對稱，使得滾轉操縱功效大幅度增加，從而加速航空器滾轉。
配平片：是安裝在操縱面上可相對操縱面運動的裝置，通常用於平衡作用在操縱面上的氣動力矩。當達到力矩平衡狀態時，傳統操縱系統上將感受不到來自相應操縱面上的氣動作用力
注1：以上機翼僅為示意圖，在具體機型上，各位置上部件因設計理念的不同，其實際構型、功能和名稱也有可能不同。
注2：圖中7和8所反映的是襟翼的三個不同工作位置，而非三層襟翼。
附屬裝置
翼刀：垂直安裝在機翼上表面並平行於機身方向薄板，用於阻滯氣流沿機翼展向的運動，以及防止整個機翼沿展向同時失速。常見於後掠翼飛機。
渦流發生器：在機翼上表面產生渦流，推遲氣流分離的出現。
升力原理
機翼產生升力的原理可通過牛頓第三定律和伯努利定律來解釋。對於圖示情況的翼型，當平行於翼弦方向的氣流（在此將其視為不可壓流）流經機翼時，由於機翼的阻礙導致流管截面變小，而導致機翼上下表面的空氣流速均增加。但由於機翼上表面的彎度大於下表面彎度，根據伯努利定律可知上表面氣流的流速整體上要高於下表面氣流速度，也就是說氣流作用在機翼上表面的靜壓整體上小於作用在下表面上的靜壓。由於上下表面壓差的存在，使得機翼最終受到向上的合力，亦即升力。
當然隨著機翼相對氣流迎角的變化，翼型周圍的空氣流場也會發生明顯變化。當機翼攻角增大時，由於翼型對氣流的阻礙作用致使氣流下洗，使得前緣附近氣流駐點相對於前緣位置下移，從而導致更為明顯的升力效應。而當機翼攻角減小甚至為負值時，翼型彎度的作用將被削弱，即升力減小直至產生負升力。
