機(jī)翼的根梢比_機(jī)翼根梢比過大

使用梯形翼的飛機(jī)主要是小型或者輕型飛機(jī)機(jī)翼的根梢比，F(xiàn)5和F18都是典型的梯形翼機(jī)翼的根梢比，其好處不是載重，而是較低的誘導(dǎo)阻力和較便宜的制作成本當(dāng)然，誘導(dǎo)阻力最低的還是橢圓形機(jī)翼，但從加工成本要比梯形翼高2，三角翼沒有一統(tǒng)天下超聲速飛行時，機(jī)翼只要“躲”在激波錐的鋒面之后，就可以避免產(chǎn)生激波阻力也就是；你所說性能主要和升力有關(guān)，升力L=12*ρ*S*Cl*v^2，其中，S為機(jī)翼面積，ρ為空氣密度，Cl為機(jī)翼升力系數(shù)這個與翼型以及迎角有關(guān)，v為與來流的相對速度展弦比AR以及另外一個總體參數(shù)根梢比共同決定機(jī)翼的根梢比了機(jī)翼面積以及繞流的其它屬性，進(jìn)而影響升力系數(shù)此外，根據(jù)阻力公式D=L=12*ρ*S。

7 根梢比根梢比是翼根弦長b0與翼尖弦長b1的比值，用η表示，η＝b0b18 相對厚度相對厚度是機(jī)翼翼型的最大厚度與翼弦b的比值9 上反角或下反角機(jī)翼在安裝時可能帶有上反角或下反角；這兩個手段均被用于Il30飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì) 與相同面積的大根梢比機(jī)翼相比，小根梢比機(jī)翼的采用，與其翼梢弦長的增大和翼根弦長的適當(dāng)縮小相關(guān)由于Il30飛機(jī)機(jī)翼的相對厚度不大，小根梢比導(dǎo)致翼根負(fù)載部件的制造難度降低，并出現(xiàn)了一些與確保所需的機(jī)翼強(qiáng)度和剛度相關(guān)的問題，結(jié)果證明，這些問題的解決取決于結(jié)構(gòu)重量。

再具體討論展弦比根梢比和尾翼容積的話，應(yīng)該視具體情況來分析例如對于超音速飛機(jī)和亞音速飛機(jī)來說，展弦比和根梢比的要求是相反的，而對于戰(zhàn)斗機(jī)和運(yùn)輸機(jī)，機(jī)身長度的要求也不完全一樣同時，告訴bd562，你的說法是不確切的升力并不只是升力面積的函數(shù)，還和機(jī)翼平面形狀機(jī)翼翼型以及飛行速度；根梢比根梢比是翼根弦長b0與翼尖弦長b1的比值，一般用η表示，η＝b0b1相對厚度相對厚度是機(jī)翼翼型的最大厚度與翼弦b的比值除此之外，機(jī)翼在安裝時還可能帶有上反角或者下反角。

機(jī)翼的根梢比是

1、根梢比是翼面的翼梢即較細(xì)的那端長度與翼根靠近彈體或飛機(jī)那邊，較寬的長度之比，展弦比也不是像jg27說的那樣它是翼展兩翼尖的距離與機(jī)翼平均幾何弦長之比在數(shù)值上等于翼展的平方機(jī)翼面積展弦比越大，機(jī)翼的升力系數(shù)越大，但阻力也增大小展弦比機(jī)翼導(dǎo)致大誘導(dǎo)阻力，進(jìn)而使。

2、其實(shí)你想的方向沒錯，只有大根梢比的梯形翼才會翼梢先失速，合適根梢比的梯形翼一般會從兩翼中部開始失速，小根梢比的話都是從翼根開始失速的，至于這個根梢比界限是多少估計(jì)跟會因翼型而有所區(qū)別另外翼尖翼梢失速這個跟機(jī)翼的剖面最大可能升力系數(shù)有關(guān)，當(dāng)機(jī)翼沿展長的翼型是相同時，展長上每個。

3、但是美國人沒有料到鋸齒和前緣襟翼的相互作用會導(dǎo)致兩側(cè)機(jī)翼分離流動的不對稱造成急劇的掉翼尖現(xiàn)象，這個現(xiàn)象成為FA18EF飛機(jī)試飛過程中的主要問題，后來通過加裝折疊鉸鏈多孔整流罩才解決襟副翼FC1飛機(jī)的根梢比較大，翼梢的導(dǎo)彈掛架正好可以作為防顫桿，但是在弦長和厚度都很小的翼梢布置掛架估計(jì)。

4、這和能量機(jī)動理論中減阻增升的要求是一致的當(dāng)然，展弦比增大，超音速零升阻力系數(shù)也增大，增大了跨超音速的波阻這個缺點(diǎn)，則利用強(qiáng)大的發(fā)動機(jī)推力和其它方面的設(shè)計(jì)來彌補(bǔ)機(jī)翼采用高達(dá)3的展弦比，配合為5的根梢比，有利于推遲翼尖分離，明顯減小了機(jī)翼誘導(dǎo)阻力同時較大的展弦比提高了機(jī)翼升力線。

5、根梢比根梢比是翼根弦長b0與翼尖弦長b1的比值，一般用η表示，η＝b0b1相對厚度相對厚度是機(jī)翼翼型的最大厚度與翼弦b的比值除此之外，機(jī)翼在安裝時還可能帶有上反角或者下反角上反角是指機(jī)翼基準(zhǔn)面和水平面的夾角，當(dāng)機(jī)翼有扭轉(zhuǎn)時，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角當(dāng)上反角為負(fù)時，就變成。

6、機(jī)翼的氣動布局，包括機(jī)翼的外形參數(shù)和機(jī)翼一機(jī)身的相對位置等外形參數(shù)主要有展弦比λ機(jī)翼展長L，翼型相對厚度c后掠角χ和根梢比η一般說λ小η和c大，有利于減輕機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量后掠機(jī)翼的z越大，則機(jī)翼的彎曲剛度扭轉(zhuǎn)剛度與減輕重量之間的矛盾將越大由總體設(shè)計(jì)所決定的機(jī)翼一機(jī)身相對。

機(jī)翼根梢比多大合適

機(jī)翼根梢比η等于機(jī)翼翼根弦長與翼梢弦長之比，其倒數(shù)稱為尖削比該參數(shù)影響機(jī)翼的升力沿展向分布的規(guī)律一般的平直機(jī)翼你提到的三種構(gòu)型都屬于平直機(jī)翼，當(dāng)η=22時可以產(chǎn)生接近誘導(dǎo)阻力最小的橢圓升力分布從結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)觀點(diǎn)考慮，用大η有利所以，理論上講，梯形翼的升力分布比矩形翼矩形。

由于機(jī)翼的根梢比，后掠角，翼展和翼弦不同，因此不同飛機(jī)的MAC的位置和長度都不一樣世界上絕大多數(shù)飛機(jī)的重心都位于mac15%~35%之間，一般來說民航機(jī)和運(yùn)輸機(jī)靠前一點(diǎn)，戰(zhàn)斗機(jī)靠后一點(diǎn)機(jī)翼產(chǎn)生的升力是分布在整個機(jī)翼表面的，但是我們可以把分布的升力換算成一個單獨(dú)的合力一般情況下這個合力的。

長度2060米翼展1330米高度430米翼面積88平方米空重14，970千克負(fù)載重量23，327千克最大起飛重量29，000千克發(fā)動機(jī)2具通用電氣YF120或普惠YF119渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)推力2156千牛最大速度超過22馬赫巡航速度16馬赫實(shí)用升限19，800米最大航程超過4，500千米作戰(zhàn)半徑1，380。

垂尾面積與F16一致，但在其根部加裝了阻力傘，前緣后掠角為475°，展弦比為129，根梢比為0437F2還在機(jī)身后部增加了兩個腹鰭，每個展長0699米，面積075平方米，前緣后掠為30°，向外傾斜15°，展弦比065，根梢比0653上述數(shù)據(jù)采自新軍事網(wǎng)站在此說明一下，每個機(jī)翼下的6個掛點(diǎn)中都有兩對外接點(diǎn)在一次。