機翼

要：為減輕無人機機翼結(jié)構(gòu)的質(zhì)量，從而提升無人機性能和飛行效率，文章考慮應(yīng)用變截面鋪層優(yōu)化設(shè)計方法從結(jié)構(gòu)尺寸和鋪層設(shè)計兩方面對機翼結(jié)構(gòu)進行結(jié)構(gòu)-材料一體化優(yōu)化設(shè)計。首先，對某三梁多肋式機翼結(jié)構(gòu)進行了仿真分析，確定了優(yōu)化方向。其次，結(jié)合優(yōu)化區(qū)域，采用變截面鋪層優(yōu)化方案，確定了變截面尺寸結(jié)構(gòu)和變截面最優(yōu)鋪層方案。最后，對優(yōu)化前后的機翼結(jié)構(gòu)仿真結(jié)果對比分析，發(fā)現(xiàn)機翼質(zhì)量降低了30.43%，最大應(yīng)力降低了27.61%、失效指數(shù)降低了54.72%，翼尖最大變形量增大了

0 引言多槳傾轉(zhuǎn)機翼飛行器綜合利用分布式旋翼與傾轉(zhuǎn)機翼概念,氣動布局采用傾轉(zhuǎn)機翼布局,多個分布式電驅(qū)動的旋翼單元分布于前后機翼。該構(gòu)型兼顧直升機垂直起降、定點懸停與固定翼高速前飛能力,飛行速度和作戰(zhàn)半徑相對常規(guī)直升機可提高一倍以上,是未來高速新構(gòu)型旋翼飛行器的重要發(fā)展方向之一。美國NASA、波音,法國空客等研究機構(gòu)已經(jīng)開始提前布局和占位,針對該構(gòu)型飛行器開展了氣動、飛行力學(xué)、試驗等方面的大量預(yù)先研究工作[1-5],并研制了LEAPTech、SCEPTOR、

帶吊艙的大展弦比機翼的氣彈動力學(xué)問題是太陽能飛行器、重型傾轉(zhuǎn)旋翼機、分布式多槳機翼和分布式推進垂直起降飛行器設(shè)計研究中需要重點關(guān)注研究的。分析機翼的氣彈響應(yīng)時，其結(jié)構(gòu)幾何非線性效應(yīng)不能忽視。對于分布式吊艙機翼，在吊艙的集中質(zhì)量及慣量和飛行氣動載荷作用下，機翼會有更大的彎曲和扭轉(zhuǎn)變形[1]，結(jié)構(gòu)上的變形又對飛行載荷產(chǎn)生較大影響，形成結(jié)構(gòu)/氣動耦合現(xiàn)象，使得機翼氣彈特性產(chǎn)生顯著變化[2]。自20世紀70年代開始，國內(nèi)外就有大量科研人員對大變形懸臂梁變形和動特性

中證明了自由傾轉(zhuǎn)機翼具有極好的起降能力以及對于陣風(fēng)的緩解能力[5-6]。但自由翼多采用后緣反轉(zhuǎn)的翼型，使得機翼后緣出現(xiàn)較大的氣動損失，降低了飛行器的氣動性能。而對于排式雙翼布局，近年來也得到了越來越多的關(guān)注，西北工業(yè)大學(xué)的華如豪等通過研究排式布局飛行器證明排式布局在低速情況下可以通過機翼間氣流的加速來延緩流動的分離[7-9]。張慶等通過研究排式雙翼布局低雷諾數(shù)氣動特性表明排式布局能通過前后翼之間的氣動干擾延緩或抑制機翼后緣處的流動分離，從而提高整體氣動效率

分析。建立了該型機翼的三維模型，根據(jù)復(fù)合材料力學(xué)理論建立了該機翼層壓板實體單元的有限元模型，基于Tsai-Wu張量強度準則和顯式動力學(xué)有限元方法對翼面進行沖擊力學(xué)分析，得出了沖擊作用下層壓板翼面結(jié)構(gòu)力學(xué)特性，為翼面針對性的損傷檢測定位分析提供了技術(shù)方法。關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；顯式動力學(xué)；機翼Keywords：composite；implicit dynamics；wing0 引言某型飛機機翼翼面為纖維增強復(fù)合材料層壓板結(jié)構(gòu)，在飛機起飛、降落過程中易受到石子、飛

飛機的飛行效果和機翼的設(shè)計息息相關(guān)。在之前的文章里，我們介紹過水平尾翼設(shè)置在主機翼之前的殲十戰(zhàn)斗機，正是由于這種獨特的設(shè)計，它的飛行性能發(fā)生了改變。除了這種前后變化，機翼在機身上下位置的改變也會產(chǎn)生不同的飛行效果。最初的螺旋槳飛機大多采用雙翼設(shè)計。設(shè)計師們?yōu)榱颂岣唢w機的升力，將機翼設(shè)計成兩層。后來，隨著飛機速度的增加，單層機翼也能夠提供足夠的升力了，于是單層機翼的設(shè)計便成了主流。按上下位置的不同，單層機翼大致可分為上單翼和下單翼兩種類型。目前世界上大多數(shù)噴

型折疊翼無人機的機翼進行有限元分析。首先建立了該新型折疊翼無人機機翼的三維模型，并將其模型導(dǎo)入到 ANSYS Workbench 中，分別對該機翼做了靜力分析和模態(tài)分析。根據(jù)無人機的起飛重量、安全系數(shù)及過載系數(shù)計算無人機飛行過程中需要提供的升力，簡化機翼受力模型，進行靜力學(xué)仿真，然后對比無人機機翼理論能夠提供的升力，對折疊翼無人機的機翼進行優(yōu)化。無人機在飛行過程中機翼可以簡化為懸臂梁，機翼會發(fā)生振顫現(xiàn)象，所以需要對機翼做模態(tài)分析，研究其振動特性。為無人機機

提升了整體性能。機翼作為無人機上的主要承力部件之一，其設(shè)計技術(shù)一直是國內(nèi)外研究的重點，大量學(xué)者針對復(fù)合材料機翼進行了探索研究［4?7］。羅楚養(yǎng)等［8?9］采用多級優(yōu)化方法設(shè)計并制造了蒙皮?夾芯、蒙皮?加筋、C 型梁、工字梁4 種結(jié)構(gòu)形式的機翼，探索了整體成型技術(shù)在復(fù)合材料機翼上的可行性，并通過有限元分析與三點彎曲試驗對優(yōu)選設(shè)計方案進行了強度驗證。胡江波等［10］針對給定外形的機翼模型和加載方式，結(jié)合有限元計算、工藝性分析與加載試驗，對比了3 種機翼結(jié)構(gòu)方案

飛航機翼也能變油箱？1. 機翼儲油有利于載重平衡飛機飛行時載重平衡是非常重要的，機艙內(nèi)的乘客座位和貨物的分布都要平衡。為了使飛機俯仰平衡，我們就必須保持飛機的重心在機翼附近。如果只把油箱設(shè)計在機頭或機尾附近，隨著飛行過程中燃油的消耗，飛機的重心就會前后大幅移動，所以除了中央油箱外，機翼還要承擔(dān)儲油的任務(wù)。2. 機翼儲油能夠增加飛機的載運空間為了能在狹長的機身中裝下更多的人員和物資，燃油存儲的空間就要受限。此時，機翼就成了裝載燃油的最佳空間。機翼幾乎是中空的

的要求，因此變形機翼應(yīng)運而生.變形機翼的氣動外形通過在不同飛行狀態(tài)中自適應(yīng)變化，來保持最優(yōu)的氣動性能.隨著智能材料結(jié)構(gòu)的不斷發(fā)展，越來越多的學(xué)者們傾向于使用形狀記憶合金(shape memory alloys,SMA)、壓電材料、形狀記憶聚合物等智能材料進行變形機翼設(shè)計.這些新型智能材料質(zhì)量輕，相對于傳統(tǒng)的驅(qū)動結(jié)構(gòu)具有更好的適用性，已成為國內(nèi)外學(xué)者研究的熱點.2005年，Lim等[1]將LIPCA壓電驅(qū)動器布置于機翼后緣結(jié)構(gòu)上，通過實驗發(fā)現(xiàn)，作用300 V

普遍采用大展弦比機翼布局形式[1，2]。復(fù)合材料在飛機上的使用占比逐年增加，如復(fù)合材料在A350XWB客機的使用比例超過波音B787的用量高達52%[3]。國內(nèi)外很多學(xué)者研究了復(fù)合材料在機翼上的應(yīng)用。田坤黌等[4]利用Hamilton變分原理推導(dǎo)得到機翼的運動方程，再使用MATLAB進行仿真，結(jié)果表明與復(fù)合材料機翼相比，全鋁合金機翼的固有頻率明顯減小；史旭東等[5]基于遺傳算法，對大展弦比復(fù)合材料機翼的結(jié)構(gòu)進行了優(yōu)化設(shè)計，采用復(fù)合材料代替金屬材料達到了減重

構(gòu)，例如，機身、機翼和起落架都是由成千上萬個零件組成，力學(xué)特性復(fù)雜。如果用經(jīng)典的工程分析方法對某一結(jié)構(gòu)進行結(jié)構(gòu)強度分析，花費時間長、耗費資源多，并且分析具有局部性。機翼是飛機上的重要部件，其主要作用是產(chǎn)生升力，可以布置油箱、掛載武器等。機翼在構(gòu)造上主要包括蒙皮和骨架結(jié)構(gòu)[1，2]。本文提供一種機翼建模及有限元分析方法，分析結(jié)果可為機翼優(yōu)化設(shè)計提供參考。2 機翼有限元建模2.1 機翼外形建模機翼建模首先要確定機翼的截面和整體規(guī)格。機翼剖面選擇NACA 63-

縱效能。但是，當(dāng)機翼攻角增大到一定程度后，機翼上表面開始發(fā)生流動分離現(xiàn)象，使得翼型升力系數(shù)急劇下降，而阻力系數(shù)卻不斷增大，出現(xiàn)失速現(xiàn)象，若此時進一步增大攻角，則容易使飛機陷入失速甚至深失速狀態(tài)而無法改出。機翼進入失速甚至深失速狀態(tài)后，難以僅通過改變機翼攻角及舵面操縱改出的原因在于此時機翼上下表面壓力差值過大，機翼尤其是翼尖區(qū)域結(jié)構(gòu)彈性恢復(fù)力弱，無法通過結(jié)構(gòu)本身的恢復(fù)力改變失速狀態(tài)。另一方面，通過觀察一些鳥類的著陸動作發(fā)現(xiàn)，其可利用深失速狀態(tài)完成著陸動作，通

廣泛[1]。仿生機翼的應(yīng)用提高了機翼的氣動效率[2-3]，大展弦比輕質(zhì)機翼的應(yīng)用使得機翼的升阻比提高，但同時機翼的柔性也會增大，機翼不再是線性化的小變形，嚴重影響了飛行性能[4]。因此對機翼氣動彈性的研究被提上議程。目前，研究氣動彈性問題的方法主要有3種，即：風(fēng)洞實驗，飛行試驗和數(shù)值模擬[5]。風(fēng)洞實驗的成本過高，而且由于邊界效應(yīng)的干擾與真實流場有一定差距，使結(jié)果不準確。飛行試驗的危險性較大,而數(shù)值模擬成本低廉，在計算條件設(shè)置上更加便捷，因此是氣動彈性研究

言下一代飛行器的機翼具有大展弦比和高空飛行的特點，這使得氣動彈性問題變得突出，為了保證其能在極端環(huán)境下安全飛行，需要對機翼的顫振問題進行研究與分析。顫振是典型的氣動彈性問題，是彈性結(jié)構(gòu)在均勻流體中受到流體動力、慣性力和彈性力的耦合作用而發(fā)生的一種不衰減振動。機翼的顫振問題是飛行器系統(tǒng)中一個備受重視的問題，機翼顫振問題具有復(fù)雜性和不可預(yù)知性，若飛行器的機翼發(fā)生顫振，其帶來的后果往往是毀滅性的[1]。國外早期的大多數(shù)研究主要采用風(fēng)洞實驗方法。Garrick推導(dǎo)

王雪臣傳統(tǒng)飛機的機翼一般是粗壯、厚實和堅固的，只有襟翼和副翼或者特殊設(shè)計的可變后掠翼可以活動，但未來的飛機可能完全不是這樣。美國有線電視新聞網(wǎng)（CNN）近日報道稱，由美國國家航空航天局（NASA）牽頭的科研團隊發(fā)明了一種新型靈活機翼，能夠在飛行中“變形”，這一創(chuàng)新將可能從根本上改變飛機設(shè)計。報道稱，新型機翼寬14英尺，由數(shù)千個組件模塊組成，基于鳥翼的仿生學(xué)原理設(shè)計。NASA工程師尼克·克雷默介紹，禿鷹在飛行時，一般會把翅膀關(guān)節(jié)調(diào)整為適合滑翔的姿態(tài)，如果要做

科技的關(guān)注重點。機翼是構(gòu)成飛機整體結(jié)構(gòu)的重要部件之一，它使飛機能夠獲得升力從而保持飛行，故而翼型性能對飛行器整體的氣動性能有著重要的影響，需要采用恰當(dāng)?shù)囊硇蛥?shù)化方法來生成所需要的翼型幾何體。用來進行翼型參數(shù)化的方法有很多，比如形函數(shù)線性擾動法，該方法的翼型形狀是由基準翼型和擾動函數(shù)線性疊加構(gòu)成的[1]。特征參數(shù)描述法則是通過一系列特征參數(shù)來確定解析函數(shù)，進而得到所求翼型坐標的方法[2]。正交基函數(shù)法利用正交基系數(shù)作為翼型設(shè)計的變量，通過正交基函數(shù)描述翼型

程，這種方法需要機翼彈性變形數(shù)據(jù)以確定隨機模型參數(shù)。文獻[4]將機翼撓曲變形建模成二階馬爾可夫過程，加入到速度加角速度匹配傳遞對準模型中，將撓曲變形角及撓曲變形角速度擴展為狀態(tài)變量進行濾波。但模型的有關(guān)參數(shù)全憑經(jīng)驗設(shè)定，缺乏適用性。文獻[5]使用主、子慣導(dǎo)的測量數(shù)據(jù)差值作為撓曲變形建模的隨機過程序列，但這種方法忽略了主、子慣導(dǎo)測量數(shù)據(jù)中包含的其他誤差。文獻[6]利用激光測量數(shù)據(jù)獲取撓曲變形隨機過程序列，并利用最小二乘法辨識模型參數(shù)，但該方法工程實施復(fù)雜。文

快動起手來做一個機翼模型吧，當(dāng)它在空中升起時，你就能找到答案啦！科學(xué)解秘：飛機機翼上下兩側(cè)的形狀不一樣，是因為當(dāng)飛機滑行時，機翼在空氣中移動，空氣就沿機翼流動。在同樣的時間內(nèi)，機翼上側(cè)的空氣要比下側(cè)的空氣流過的路程長（曲線長于直線），這樣機翼上側(cè)的空氣流動得比下側(cè)的空氣快。當(dāng)飛機滑動時，機翼上側(cè)的空氣壓力要小于下側(cè)，這就使飛機產(chǎn)生了一個向上的浮力，飛機就能在空中翱翔了。

300300）機翼動態(tài)變形與顫振特性是飛機性能和安全的重點考慮因素，也是氣動彈性變形分析、飛行試驗科目和顫振適航認證的重點測試內(nèi)容之一[1-3]。因此需要獲得盡可能多的機翼變形和顫振測量數(shù)據(jù)，為飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和適航認證測試及應(yīng)用提供足夠的試驗分析數(shù)據(jù)，以確保飛機飛行安全。機翼顫振是機翼動態(tài)變形的極端表現(xiàn)形式，它是機翼在氣流中受到氣動力、彈性力和慣性力的耦合作用而發(fā)生的一種動態(tài)氣動彈性現(xiàn)象，極端條件下將使飛機結(jié)構(gòu)在極短的時間內(nèi)遭到破壞，嚴重影響飛機飛行安全。

操縱面對大展弦比機翼氣動彈性的影響張大千，楊 兵，鐘林林，孔祥意 (沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136)以大展弦比機翼為典型構(gòu)型的高空長航時飛機越來越受到重視，機翼操縱面對飛機性能有著重要的影響。針對是否考慮操縱面建立某飛機兩種大展弦比機翼模型，通過有限元分析軟件NASTRAN進行顫振分析，并將計算結(jié)果與機翼縮比模型的風(fēng)洞試驗結(jié)果進行對比。結(jié)果表明：對于該飛機機翼，如果在顫振分析中加入操縱面，會使機翼模態(tài)頻率降低，但顫振臨界速度增

36)仿駝背鯨鰭機翼流動特性分析祁武超，李東偉，田素梅(沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136)為研究前緣突節(jié)對機翼流動特性的影響，基于NACA0018標準翼型，對具有光滑前緣的標準機翼和具有不同前緣突節(jié)的仿生機翼分別進行了流動特性分析。結(jié)果表明，標準機翼在20°攻角之后，升力系數(shù)急劇下降，失速特性表現(xiàn)明顯。而仿生機翼的升力系數(shù)也會在某一特定角度出現(xiàn)不同程度的下降，但下降趨勢比較緩和。在大攻角下，仿生機翼的升力系數(shù)普遍大于標準機翼，可

277011)“機翼升力”原理演示器的創(chuàng)新設(shè)計呂 元(棗莊市第二十中學(xué) 山東 棗莊 277011)圖1 自制口吹薄紙機翼在現(xiàn)行新人教版初中八年級物理“流體壓強與流速關(guān)系”一節(jié)中，有關(guān)“機翼升力原理”的教學(xué)是通過學(xué)生“口吹自制薄紙機翼”的分組實驗來感知機翼升力的原理(圖1)．實驗過程中，由于學(xué)生僅能觀察到“薄紙機翼”在吹氣時翹起來的現(xiàn)象，而對機翼上升的直觀現(xiàn)象沒能夠建立感性認識，因此，對機翼升力原理的理解存在困惑和迷茫．鑒于此，在實際教學(xué)中，創(chuàng)新設(shè)計了“機翼

呢？原來，飛機的機翼就像兩個大風(fēng)箏一樣，上面是鼓起來的，下面卻是平的。這樣，風(fēng)迎著飛機吹過來，機翼上面的空氣流動快些，對機翼的壓力小，而機翼下面的空氣流動慢，對機翼向上的推力很大，因此下面的空氣就會給飛機一個向上升的力，將飛機向上抬高。另外，飛機上還裝有強大的發(fā)動機，發(fā)動機能產(chǎn)生一種向前的巨大推動力。飛機靠著發(fā)動機的力量向前飛跑，一股強勁的風(fēng)吹到機翼上，身軀龐大的飛機就能像鳥一樣飛上藍天了。

0003)帶外掛機翼顫振分析的傳遞函數(shù)方法段靜波1,2， 江 濤2(1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072；2. 軍械工程學(xué)院 無人機工程系， 石家莊 050003)將傳遞函數(shù)方法應(yīng)用于帶外掛機翼的顫振分析。利用干凈機翼的彎扭振動微分方程和Therdorson非定常氣動力模型建立了機翼顫振方程。將外掛視為與機翼連接的具有質(zhì)量及轉(zhuǎn)動慣量的剛體，且考慮機翼與外掛間的俯仰聯(lián)接剛度，通過變形協(xié)調(diào)和內(nèi)力平衡等連接條件引入機翼顫振模型。運用傳遞函數(shù)方法，將

A計劃研發(fā)飛行中機翼折疊技術(shù)美國國家航空航天局（NASA）的研究人員計劃開發(fā)一種能夠使飛機機翼在飛行過程中自由折疊的技術(shù)，以提高飛機的飛行效率和能力。NASA將這種機翼稱為翼展方向自適應(yīng)機翼（SAW）。這種可折疊機翼能夠在飛行過程中減少或消除飛機在飛行過程中對垂直尾翼的使用，有效減小飛機所要承受的阻力和重力，從而減少燃料消耗量。目前，得益于更加先進的制動器，這種可折疊機翼所需的接合更小、控制更精準，還能實現(xiàn)動態(tài)的位置改變，可根據(jù)不同的飛行條件，混合使用升降

710072充氣機翼的褶皺與失效行為研究李斌*， 董楠楠， 馮志壯， 牛文超西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072在經(jīng)典工程梁理論的基礎(chǔ)上，結(jié)合張力薄膜的應(yīng)力狀態(tài)分析，提出充氣機翼褶皺失穩(wěn)的判據(jù)。計入表面薄膜褶皺引起的剛度退化效應(yīng)，將機翼等效處理為一個變截面剛度的梁，建立了充氣懸臂機翼的等效梁模型，并采用微分求積法進行充氣機翼彎曲變形分析。計算結(jié)果與充氣機翼的靜力彎曲試驗結(jié)果相吻合，驗證了充氣機翼彎曲變形分析方法的有效性。應(yīng)用片條理論引入氣動力模型，

的大展弦比大柔性機翼顫振分析段靜波1,2, 周洲1, 江濤2(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.軍械工程學(xué)院 無人機工程系, 河北 石家莊 050003)提出一種大展弦比大柔性機翼顫振分析的方法。該方法首先引入準模態(tài)假設(shè)，將氣動載荷作用下發(fā)生大靜變形的大展弦比大柔性機翼視為一根變曲率曲梁，并將其離散為一系列常曲率曲梁單元，利用機翼靜變形結(jié)果，通過多項式插值獲得各曲梁單元的平均曲率。其次，在曲梁單元內(nèi)，利用曲梁振動微分方程和The

040）輕型飛機機翼折疊機構(gòu)研究張 春 陶秋萍（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040）輕型飛機，無論是單翼機還是雙翼機，為了方便運輸和存儲，機翼通常都做成可折疊的。準備飛行時，將機翼展開，鎖銷插好；飛行完畢后，將鎖銷拆下，機翼折疊到與機身平行的狀態(tài)，大大減小了機身的寬度，方便了運輸和存放。輕型飛機；機翼；折疊1 引言輕型飛機多是私人用戶使用，在家里面存放時一般只有車庫這樣的空間，或者直接露天放在院子里，平時運輸都是自己用一個小拖車在路上拖著走，

◎文/張文機翼上的航天科技◎文/張文機翼也要用航天科技了？看來，強大的航天技術(shù)已經(jīng)深入到我們生活的各個角落了。美國航空航天局就把自己多年創(chuàng)新出來的機翼技術(shù)，傳授給了美國航空業(yè)最主要的飛機生產(chǎn)商—波音公司，波音公司已經(jīng)對很多大飛機的機翼進行了改裝。看看這項技術(shù)應(yīng)用后的成果吧：在全球范圍內(nèi)已經(jīng)節(jié)省了20億加侖的航空燃油。相當(dāng)于省下40億美元或者是少排放2150萬噸二氧化碳！這一應(yīng)用既節(jié)省了大量燃油，又對環(huán)保做出了巨大貢獻，看來這項機翼技術(shù)真是“功在當(dāng)代，立在千

國上空勻速巡航，機翼保持水平，飛行高度不變。由于地磁場的作用，金屬機翼上有電勢差。設(shè)飛行員左方機翼末端處的電勢為U1，右方機翼末端的電勢為U2，則（ ）A.若飛機從西往東飛，U1比U2高B.若飛機從東往西飛，U2比U1高C.若飛機從南往北飛，U1比U2高D.若飛機從北往南飛，U2比U1高本題是地磁場與生活實際相聯(lián)系的題目，在電磁感應(yīng)中的切割磁感線問題大部分學(xué)生都是用右手定則進行分析的，但當(dāng)飛機在地球上空巡航時，機翼要作切割磁感線運動，兩端就存在一定的電勢差

賈浦濤一、機翼升力實驗改進在教學(xué)初中物理流體壓強與流速時，飛機升力作為伯努利原理的應(yīng)用來分析，教材一般設(shè)計飛機升力實驗以增加學(xué)生的感性認識。如人教版教材中，將紙按照圖1甲尺寸剪下，折成圖乙形狀并用小段膠帶固定，就制好了紙質(zhì)機翼模型，MN是固定在機翼前端的細線。把細線拉平繃緊，用嘴對著“機翼”前端的位置用力水平吹氣，可以看到“機翼”在氣流的作用下向上翹起(如圖1丙所示)。教材以此現(xiàn)象說明機翼能產(chǎn)生升力。筆者在教學(xué)中發(fā)現(xiàn)，用這種方法產(chǎn)生的效果是“機翼”產(chǎn)生轉(zhuǎn)動

鉆石背型四片矩形機翼重疊置放于在機身上，機翼展開后，四片機翼近似呈菱形分布于機身上，其中兩片機翼后掠，另兩片機翼前掠。機翼與機翼以及機翼與機身之間通過軸承連接。機翼根部通過滑塊與機身接觸。在由折疊向展開轉(zhuǎn)換的過程中，滑塊沿機身滑動，直至機翼完全展開。機翼與滑塊的運動可以簡化成曲柄滑塊機構(gòu)的運動，結(jié)構(gòu)簡單可靠。2.普通布局型在該布局中，機翼為矩形，機翼收起時，旋轉(zhuǎn)90°并向后折疊與機身貼合；機翼展開的過程與之相反。該布局機翼布置靈活，可以根據(jù)重心位置的變化進

飛機能上天，這是機翼產(chǎn)生升力的結(jié)果。但是飛機上天后，機翼也產(chǎn)生阻力，影響飛機前進，所以機翼的形狀、大小關(guān)系到飛機的速度。隨著氣動理論的完善、制造工藝的提高以及新材料的不斷應(yīng)用，機翼的性能經(jīng)過多次改進，已今非昔比。早期的飛機機翼都是平直的。最初是矩形機翼，很容易制作。但由于其翼端寬，會給飛機帶來阻力，嚴重地影響了飛機的飛行速度。為此，人們曾設(shè)計了一種橢圓形機翼。這種新機翼的翼端雖然窄了，但其制作工藝卻十分復(fù)雜，很難制作。后來，人們又設(shè)計出了梯形機翼。梯形機翼

行而言，最理想的機翼形狀是極窄的箭頭形后掠翼。但是大后掠翼的飛機存在著這樣一個主要問題，當(dāng)飛機處于著陸或起飛姿態(tài)的時候，為了不使翼尖與地面相碰，起落架要很高，甚至高到難以實現(xiàn)的程度。這一矛盾很自然地促使人們產(chǎn)生了這樣一種想法：在不同的飛行狀態(tài)下，使機翼處于不同的位置。經(jīng)過多年的研究和實驗，目前已有人設(shè)計出了機翼位置可改變的飛機。如圖1所示，機翼的根部與機身固接不能改變位置，機翼的可動部分與機翼的根部之間是鉸接。低速飛行(起飛或著陸飛行)時，機翼向前移動，成