[拼音]：jiyi

[外文]：wing

飞机上用来产生升力的主要部件。一般分为左右两个翼面，对称地布置在机身两边。机翼的一些部位（主要是前缘和后缘）可以活动。驾驶员操纵这些部分可以改变机翼的形状，控制机翼升力或阻力的分布，以达到增加升力或改变飞机姿态的目的。机翼上常用的活动翼面（图1 ）有各种前后缘增升装置、副翼、扰流片、减速板、升降副翼等。机翼内部经常用来放置燃油。在机翼厚度允许的情况下，飞机主起落架也经常是全部或部分地收在机翼内。此外，许多飞机的发动机或是直接固定在机翼上，或是吊挂在机翼下面。

机翼外形

描述机翼外形的主要几何参数有翼展、翼面积（机翼俯仰投影面积）、后掠角（主要有前缘后掠角、1/4 弦后掠角等）、上反角、翼剖面形状(翼型)等（图2a）。常用基本翼型有低速翼型、尖峰翼型、超临界翼型和前缘较尖锐的超音速翼型。此外还有以下一些重要的相对参数：

（1）展弦比：机翼翼展与平均弦长（机翼面积被翼展除）之比；

（2）梢根比：机翼翼梢弦长与翼根弦长之比；

（3）翼型相对厚度：翼型最大厚度与弦长之比。

这些参数对机翼的空气动力特性、机翼受载和结构重量都有重要影响。

飞机的机翼按照俯视平面形状的不同，可划分为三种基本机翼（图2b）。

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。

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。

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。

翼刀

在机翼上表面顺气流方向设置的具有一定高度的垂直薄片（图3a）。翼刀主要装在后掠机翼上，它可以阻止机翼表面低能量气流（附面层）向翼梢聚集，同时也改变机翼升力沿展向的分布，因而能够避免在大迎角时翼梢先开始失速的缺点。后掠机翼的翼梢部分在飞机重心之后，大迎角时翼梢先失速不仅会引起飞机倾斜（实际飞行中左右翼不大可能同时失速），而且还会引起飞机抬头，使飞机更进一步失速而失去控制，所以需要尽力避免。翼刀的高度、长度和数量，以及沿展向、弦向的位置需要通过试验来确定。

扭转

各翼剖面翼弦不在同一平面内的机翼叫扭转机翼。在后掠机翼上，通常是将翼梢剖面相对根部剖面向下扭转，使翼梢剖面迎角减小（负扭转）。这样，使翼梢部分升力降低，可防止翼梢先开始失速，称为几何扭转。在有的机翼上，虽然各剖面翼弦在同一平面上（无几何扭转），但是沿展向采用了不同弯度的非对称翼型。从空气动力的角度来看，它实际上与几何扭转的作用相同，也起控制机翼展向升力分布的作用。这种情况称为气动扭转。在实际机翼上，常见的是气动扭转，或两者兼有。

前缘缺口

多开在后掠翼和三角翼半翼展中间前缘处，缺口长度约为弦长的5％（图3b）。在大迎角时缺口处气流产生强烈的旋涡，改变机翼升力沿展向的分布，同时也起防止翼梢气流分离的作用。

前缘锯齿

外翼的翼弦向前延伸10％左右，使机翼前缘呈锯齿状（图3c）。它多用于后掠和三角薄机翼，作用与翼刀类似。在很多前缘较尖的薄机翼上，前伸部分的前缘适当修圆一些，并像前缘襟翼那样下偏一个角度(前缘下垂)。它可以改善外翼气流流动状况，改善机翼在大迎角时的纵向稳定性。

锥形扭转

机翼的前缘部分从翼根到翼梢逐渐增加下垂的范围和角度，使前缘部分的弦面成为锥面的一部分（图3d）。锥形扭转多用于超音速三角翼飞机。锥形扭转可以推迟尖锐前缘机翼的气流分离，并且使前缘吸力向前倾斜，因而可以降低飞行中的诱导阻力（见空气动力特性）。

机翼受载

飞行中作用在机翼上的主要载荷是空气动力（气动载荷）。它可分解为升力和阻力。机翼阻力比升力小得多，且机翼弦向刚性很大，由阻力引起的机翼变形和内力很小。对机翼来说，主要的气动载荷是升力。

在稳定平飞时，如果忽略平尾上较小的升力，则飞机的重力全由机翼升力来平衡。这时的升力还不算太大，但是飞机在飞行中要经常变换姿态。如由平飞转向爬升，由下滑中拉起，水平转弯以及空中翻筋斗等，都具有曲线机动飞行的特点。其离心力（惯性力）是由机翼提供的额外升力来平衡的。这时机翼的升力就大于飞机重力。机翼升力与飞机重力之比称为过载系数n。常用n表示飞机的受载情况。在稳定平飞状态时n＝1（或称1g飞行）。飞机从俯冲中拉起或平飞中遇到垂直向上的阵风时n＞1（图4），机翼升力等于nG（G为飞机重力）。当n为负值时表示飞机处于负升力状态。对于需要作剧烈机动飞行的歼击机，其最大过载系数可达6～9；对于运输机，n＝2.5左右。机翼在升力、重力和惯性力作用下向上弯曲，并在结构内部引起内力(弯曲应力)。机翼上表面受压，下表面受拉，因而在翼剖面上产生一个平衡外载的弯矩和垂直向上的切力。它们沿翼展方向的变化见图5 。此外机翼的外载荷常与结构弯曲中心不一致，还会引起机翼的扭转变形。由于机翼剖面为扁平状，对于承受扭转非常不利。

机翼结构

机翼由表面的蒙皮和内骨架组成。机翼结构的基本作用是构成机翼的流线外形，同时将外载荷传给机身。机翼结构在外载荷作用下应具有足够的强度、刚度和寿命。足够的刚度既指蒙皮在气动载荷作用下保持翼型形状的能力，也包含机翼抵抗扭转和弯曲变形的能力（图6 ）。

蒙皮

是构成并保持机翼形状不可缺少的结构元件。早期飞机上的布质蒙皮(蒙布)仅起维持外形的作用，机翼上的气动力通过蒙布的张力传递给机翼骨架。随着飞机飞行速度的提高，气动载荷增大，蒙布因难以保持外形而渐被淘汰。采用金属铝蒙皮后，开始用它与骨架一起作为主要受力构件，首先是用来传递扭矩载荷。由于蒙皮沿机翼外廓分布，所以能提高机翼扭转刚度。后来气动载荷进一步增大，要求提高机翼扭转刚度，蒙皮厚度不断增加，同时为了提高蒙皮的刚度又用桁条加强，因此蒙皮在承受机翼弯矩方面起越来越大的作用。

纵向骨架

指沿翼展方向布置的构件，包括翼梁、纵墙和桁条。在蒙布机翼上，翼梁是承受弯矩的唯一构件。翼梁有上、下缘条和腹板（在桁架梁中腹板由支柱和斜支柱取代）组成。上、下缘条以受拉、受压的方式承受弯矩载荷。如机翼受到向上的弯矩，则上缘条受压、下缘条受拉。缘条内的拉、压应力（轴向正应力）组成平衡弯矩载荷的力偶。腹板则以受剪的方式传递切力载荷。纵墙与翼梁构造相似，但缘条要细得多，它多布置在靠近前后缘处，用于传递切力载荷，增加机翼扭转刚度。桁条是沿展向与蒙皮内表面相连的型材（其剖面有角形、T形、Z形和∏形等）。桁条可增加蒙皮承受局部气动载荷的刚度，在蒙皮受剪时提供支持，并与蒙皮一起组成承弯的主要受力构件。

横向骨架

是指机翼弦向构件，由普通翼肋和加强翼肋组成。普通翼肋的作用是维持机翼剖面形状，将蒙皮传来的气动载荷以剪流的形式传给腹板。加强翼肋的作用是将副翼、襟翼、起落架接头传来的集中力分散传递给翼梁、纵墙和蒙皮等构件。

机翼按其主要承弯结构元件的不同分为梁式机翼和单块式机翼。

梁式机翼

由翼梁承受大部或全部弯矩载荷的机翼。其结构特点是翼梁缘条粗大，有的用高强度合金钢制造，蒙皮较薄，桁条较少或根本无桁条。按翼梁的数目可分为单梁式、双梁式和多梁式机翼（图7 ）。梁式机翼在轻型飞机上应用较多。

单块式机翼

较厚的蒙皮和桁条组成机翼上下壁板，壁板以沿展向受拉压的方式承受弯矩载荷。前、后翼梁都比较弱。在机翼的前后缘装有前缘襟翼、后缘襟翼和副翼等活动翼面，所以单块式机翼仅在前后梁之间的中央部分为受力的上下壁板，形成一个翼盒，称为盒形梁（图7）。

超音速歼击机常用小展弦比的薄机翼。由于机翼厚度小，气动载荷大，为了保证一定的扭转刚度，需要用厚蒙皮，将上下桁条连成一体，构成多梁（或多腹板）结构的机翼。这种机翼可以取消普通翼肋。在三角机翼上，由于弦向尺寸很大，也多采用类似的多梁结构。