5、 展弦比：翼展 l 和平均几何弦长 bpj 的比值叫做展弦比，用λ

l表示，其计算公式可表示为： ??bpj l6、 展弦比也可以表示为翼展的平方与机翼面积的比值。 ??S7、 展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大。高速飞机

为了减阻一般采用小展弦比的机翼。

8、 根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值，一般用η

表示。

9、 梢根比：梢根比是翼尖弦长 b1 与翼根弦长 b0 的比值，一般用

ξ表示。

10、 上反角(Dihedral angle)：上反角是指机翼基准面和水平面的夹

角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedral angle)。低速机翼采用一定的上反角可改善横向稳定性。

11、 后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠

角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ1表示）及1/4弦线后掠角（机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0.25表示）。

12、 低速机翼采用一定的后掠角可改善横侧向稳定性。如果飞机的

机翼向前掠，则后掠角就为负值，变成了前掠角。

13、 几何扭转角：机翼上平行于对称面的翼剖面的弦线相对于翼根

翼剖面弦线的角度称为机翼的几何扭转角φ扭。若翼剖面的局部迎角大于翼根翼剖面的迎角，则扭转角为正。沿展向翼剖面的局部迎角从翼根到翼梢是减少的扭转称为外洗，扭转角为负。反之称为内洗。

14、 气动扭转角：平行于机翼对称面任一翼剖面的零升力线和翼根

翼剖面的零升力线之间的夹角。

15、 安装角：机翼安装在机身上时，翼根翼剖面弦线与机身轴线之

间的夹角称为安装角。

16、 V∞ 与对称平面处翼剖面(翼根剖面)弦线间的夹角定义为机翼

的迎角α。纵向绕流时作用在机翼上的空气动力仍是升力 L (垂直 V∞ 方向)，阻力 D (平行 V∞ 方向)，纵向力矩 Mz (绕过某参考点 z 轴的力矩)。

17、 机翼的空气动力系数：升力系数、阻力系数、纵向力矩系数。

其中的bA 为平均气动弦长

18、 平均空气动力弦长是一个假想矩形机翼的弦长，这一假想机翼

的面积S和实际机翼的面积相等，它的力矩特性和实际机翼也相同（但不能保证假想机翼的展长与原机翼展长相等）。

19、 因机翼左右对称，而且来流与机翼对称面平行，则机翼的焦点

必位于机翼的对称面上(翼根剖面)。机翼的平面形状给定后，机翼的焦点位置 xF 就可以确定。

20、 飞机焦点的重要意义在于它影响飞机的纵向静稳定性。所谓静

稳定性是指飞机受到阵风扰动后具有自动恢复原有姿态的特性。当飞机在不失速的正常飞行条件下，飞机的纵向静稳定性只取决于全机焦点和重心之间的相对位置。当全机焦点位于重心之后，飞机是纵向静稳定的；当全机焦点位于重心之前，飞机是纵向静不稳定的；当全机焦点和重心重合，飞机是纵向中立静稳定的。

21、 亚声速飞行时机翼焦点一般位于全机重心之前，因此单有机翼

的飞机是静不稳定的，机身升力的影响使焦点前移，因此翼身组合体的纵向静不稳定性更大，加上平尾后全机焦点大大后移位于重心之后。平尾能够对飞机的纵向静稳定性起重要作用的本质原因在于，平尾将整个飞机的焦点大大后移，即平尾的设计使得飞机随迎角增大而产生的升力增量作用点后移。 22、 二维翼型相当于展长无限大的机翼，即λ=∞，而实际机翼的展

长及相应的λ均为有限值，流动必然是三维的。

23、 对于三维机翼，气流以正迎角绕机翼流动时，机翼产生向上的

升力，下翼面的压强必定大于上翼面的压强，下翼面的高压气流有向上翼面流动的倾向。

24、 对于λ= ∞的无限翼展机翼，由于无翼端存在，上下翼面的压差

不会引起展向的流动，展向任一剖面均保持二维翼型的特性。对于有限翼展机翼，由于翼端的存在，在正升力时机翼下表面压强较高的气流将从机翼翼尖翻向上翼面，使得上翼面的流线向对称面偏斜，下翼面的流线向翼尖偏斜，而且这种偏斜从机翼的对称面到翼尖逐渐增大。由于上下翼面气流流线的偏斜，上下翼面气流在机翼后缘会合时尽管压强一样，但展向分速是相反的，所以在后缘处要拖出轴线几乎与来流方向平行的旋涡组成的涡面，这涡面称为自由涡面。

25、 从升力特性看，有限展弦比直机翼与无限展长机翼的主要差别，

或者说三维效应主要体现在以下两点：首先是Γ沿展向是变化；其次是机翼后有一个从后缘拖出的自由尾涡面。

26、 大展弦比直机翼小迎角下的升力特性的位流气动模型，应对翼

型的气动模型进行修改，即附着涡面和自由涡面可用无数条Π 形马蹄涡来模拟：直匀流+附着涡面+自由涡面。

27、 Π形马蹄涡系与直匀流叠加对大展弦比直机翼来说是既合理又

实用的气动模型，这是因为：1. 符合沿一根涡线强度不变且不能在流体中中断的旋涡定理。2. Π形马蹄涡垂直来流那部分是附着涡系，可代替机翼的升力作用。沿展向各剖面上通过的涡线数目不同，中间剖面通过的涡线最多环量最大，翼端剖面无涡线通过环量为零，模拟了环量和升力的展向分布。3. Π 形