机翼什么形状升力最好

长方形机翼：此种类型的机翼，其前缘和后缘均为直线，且与飞机的纵轴互相垂直常使用於小型飞机。 后掠机翼：详多巨型和高速的飞机，其翼尖设计在机翼中心偏向后的位置，使得机身两侧的机翼，后缘均和机身的中心线，产生小於90度的夹角，其最主要目的为了提供飞机在高速飞行时拥有较佳的性能。 缩减机：此种类型的机翼，自翼根至翼尖，其前后缘机翼均逐渐缩减者，早期的客机和货机均采用此种机翼，由於其与机身接合处的翼剖面最大，故相适用於悬臂式的结构。 机翼形状对升、阻力有很大影响。` 就机翼切面形状来说，相对厚度大，机翼的升力和阻力也大。这是因为，相对厚度大，机翼上表面的弯曲程度也大，一方面使空气流过机翼上表面流速增快得多，压力也降低得多，升力大。另一方面最低压力点的压力小，分离点靠前，涡流区变大，压差阻力大。实验表明，相对厚度在5%-12%的翼型，其升力比较大，相对厚度若超过14%，不仅阻力过大，而且升力会因上表面涡流区的扩大而减小。` 最大厚度位置，对升阻力也有影响。最大厚度位置靠前，机翼前缘势必弯曲得更厉害些，导致流管在前缘变细，流速加快，吸力增大，升力较大。但因后缘涡流区大，阻力也较大。最大厚度位置靠近翼弦中央，升力较小，但其阻力也较小。因为，最大厚度位置靠后，最低压力点，转捩点均向后移，层流附面层加长，紊流附面层减短，使摩擦阻力减小，所以阻力较小。F@ouC] 在相对厚度相同情况下，中弧曲度大，表明上表面弯曲比较厉害，流速大，压力低，所以升力比较大。平凸型机翼比双凸型机翼的升力大，对称型机翼升力最小。中弧曲度大，涡流区大，故阻力也大。 机翼平面形状对升、阴力也有影响。实验表明，椭园形机翼诱导阻力最小，而矩形机翼和菱形机翼诱导阻力最大。展弦比越大，诱导阻力越小。 放下襟翼和前缘缝翼张开，会改变机翼的切面形状，从而会改变机翼的升力和阻力。又如机翼结冰，会破坏机翼流线形外形，从而使升力降低，阻力增大。 三角形机翼：为使飞机能够更高速的飞行，必须使飞机在飞行时能获得更佳的性能，因为机翼为飞机的主升力面，飞机在高速飞行时，当气流流经机翼表面后，在机翼后缘所产生的紊流相当严重，而紊流会减低飞机机翼所产生的升力，进而降低操控性能，故藉由风洞的测试，设计了三角形机翼的无尾机翼，将机翼与水平面合为一体，称为三角翼飞机，多用於战斗机，但有些是使用双三角翼，即是机翼和尾翼均为三角形的翼型。

飞机的原理并不仅仅一个升力问题，还有其他因素。

机翼的形状设计必须全面考虑。比如速度和机身重力分配等问题。流体力学解决了机翼形状设计的思路方向，但是必须考虑空气动力学的其他因素。机翼的前缘厚，后缘薄，使得升力面积大于向下分压力的面积，但是这使得机翼前后的压力不同，这需要由机身重力分配和尾翼来平衡前后压力的差别。

机翼可以大致分成前中后三部分：

前一部分是分流部份，把空气分为上下两部份，这部份根据飞机的设计速度、承载力、灵活性等有很大的差别，这一中份的上缘斜度大，风阻大但相对于下缘垂直向下看的面积较小。下缘的斜度小，风阻小但相对上沿来说垂直向上的面积略大，使上下受到的阻力分量抵消一部份。

中部上面气流速度快，压强小，下边平直，气流速度相对较慢，压强大。这一部份的面积较大，上下产生压力差较大，是主要升力来源。

上面图是一个小实验，用易拉罐剪成这样的形状，用风扇沿轴的方向吹，看看它会朝哪个方向转，就知道是风压影响大还是压强产生的压力差影响大了。

后部是翼襟，用于控制转向或低速度时增强升力。这部份由于向下斜度较大，高速飞行时产生负压区，也是升力的一部份来源。

总体来说，机翼前缘略有一点向下的压力，但是远远小于中部产生的升力。假如飞机只有主机翼并且静止时重心落在机翼上，则飞行时会产生向前翻滚的倾向，如果自己设计过飞机航模，对此就会有很深的体会。所以绝大多数飞机设计有尾翼，尾翼不仅平衡向前翻滚的力量，还提供飞机上前后重力不平衡时的机动调控。

此外，飞机在空中飞行时，机头的俯仰姿态也起很大的作用。

没有升阻比机翼这个说法，应该是机翼的升阻比。升阻比，顾名思义，机翼升力和阻力的比值，在约掉升力面积、动压的系数后，升阻比等于升力系数和阻力系数的比值，表征了机翼最基本的气动性能——都希望获得高升阻比。

机翼展弦比是一个几何参数，是机翼翼展和机翼平均几何弦长的比值，一方面描述了机翼的几何形状，一方面也能推导出机翼的诱导阻力因子。

诱阻系数即是诱导阻力系数（和诱导阻力因子不一样，但有关联），主要描述了机翼在亚音速下受到的主要阻力之一（另外一个是压差阻力）。因为超音速飞行的主要阻力是激波阻力，所以对于战斗机而言，诱导阻力在一定程度上决定了战斗机的巡航速度和航程（当然，其实更关键的是发动机……）。

确切说，除非是风洞试验或者是理论计算，否则，机翼迎角没有任何实际意义。因为，机翼与机身轴线的夹角是安装角，机翼在飞行过程中与来流的夹角是迎角，但显而易见，飞行中随飞行姿态的改变，迎角是在一个范围内变化的，不可能是恒值。

我是北航飞行器设计专业的。

飞机想要升空就必须获得足够大的升力。使飞机获得升力的主要部件就是机翼。当飞机在航空发动机强大的推力下，逐渐加速，飞机同空气就会产生一个相对速度。当速度足够大的时候，机翼才会产生足够的升力，使飞机腾空而起。飞机的机翼虽然形态各有不同，但是，原理都一样。当气流流过机翼时，气流会分成两股，当上翼面的气流比下翼面快时，就会产生正升力。机翼在设计上，侧重点各有不同，如果按照机翼剖面分类可以分为：上凸下平型机翼；双凸型机翼。按照造型分，可以分为：平直翼；后掠翼；三角翼；梯形翼；以及复合型机翼，例如：大边条三角翼；大边条梯形翼。航空设计师都希望飞机获得最大的升力和最小的阻力，以及最轻的结构重量，但是三者之间往往存在矛盾，例如：大展弦比平直翼，适合低速飞机，而高速飞机就必须使用后掠翼，或者三角翼。厚机翼虽然阻力大，但是结构重量最轻。所以，选择翼型和机翼大小的的时候必须有所取舍，很难做到十全十美，因此，所有技术指标都只要求达标，不要求超标。飞机在空中飞行时，通常都会和飞行方向产生一定角度的迎角，正迎角会使流经上翼面的空气加速，所以可以增大升力；而负迎角作用则相反。不同机型，最大可用迎角也不同。在可用迎角内，迎角越大，产生的升力也越大。但是，一旦超过可用迎角，升力则迅速下降，阻力迅速上升。所以，不同的机型，为了安全，都对最大可用迎角进行限制。机翼产生的升力有60%～80%来自上翼面，通常机翼面积越大产生的升力也越大，但是为了减重机翼都会进行优化设计。飞机的飞行速度越大，机翼产生的升力也越大。相应的，机翼产生的阻力也越大。机翼产生的升力和阻力之间的比值叫做：升阻比。升阻比越大，燃油经济性就越好。升力系数越大，机翼升力效率就越高。不同飞机的设计指标不同，采用的机翼也不一样。通常，民航客机都采用大展弦比，小后掠角机翼；战斗机多采用中等展弦比，或者小展弦比，中等后掠角，或者大后掠角的后掠翼，三角翼，梯形翼。

A380客机采用小后掠角大展弦比机翼

全球鹰无人机的机翼效率非常高

歼10采用鸭式布局大三角主翼

F18采用大边条梯形翼

1、背景技术：模型是指对某一物体在外观和空间上的一种实物形体上的再造，“仿真模型”就是对物体的全部和局部进行完全的再现，“仿真模型”就是对这些在外观和空间上、全部和局部上的按照一定的比例关系，放大或缩小了的实物型体。展示用的航模是一种大型的仿真模型，通常机翼仅通过其一侧连接在机身上而无其他支撑，对于翼展较宽的机翼，连接处所要承受的重量相当大，需要足够的结构强度，传统的机翼采用钢架结构，制作成本高，重量大，连接处的负荷大，容易出现机翼下垂甚至断裂脱落的状况，还导致将机翼拼装到机身上时的劳动强度大。

2、技术实现要素：本实用新型所要解决的技术问题和提出的技术任务是对现有技术进行改进，提供一种航模机翼，解决目前技术中传统的航模机翼重量大，制作成本高，连接负荷大，组装难度大劳动强度高的问题。

3、为解决以上技术问题，本实用新型的技术方案是：一种航模机翼，包括肋板，其特征在于，所述的肋板为长条的板材，若干肋板纵横交错拼接成框架结构，肋板相交处的其中一个肋板下侧开缺口，另一个肋板上侧开缺口，两肋板上下卡合连接，同时在肋板构成的框架的一侧设置了连接耳。本实用新型所述的航模机翼结构轻型，组装方便快捷，制作成本低，通过连接耳将机翼连接至航模的机身上，机翼采用全肋板结构，重量轻，连接耳的载重负荷低，能保障机翼的连接稳定性，避免机翼自身变形，也避免出现机翼下垂甚至断裂脱落的状况，提高安全性。进一步的，所述的肋板相交处采用角板加固，提高连接稳定性。进一步的，所述的肋板上开设了若干的通孔，减轻重量，降低连接耳的载重负荷，保障连接稳定性。进一步的，所述的通孔为圆形，并且通孔边缘设置有翻边，减轻肋板重量的同时提高肋板的结构强度，避免肋板弯折变形，保障机翼结构稳定，外形精准。进一步的，所述的肋板构成的框架的一侧还通过转轴连接有机翼舵面。进一步的，所述的肋板构成的框架在连接耳处设置加强条，提高结构强度，避免连接耳与肋板构成的框架之间发生断裂。

4、与现有技术相比，本实用新型优点在于：本实用新型所述的航模机翼结构轻型重量低，降低连接处的载重负荷，保障机翼的连接稳定性，避免机翼自身变形，避免机翼出现下垂甚至断裂脱落的状况，提高安全性，并且机翼制作方便效率高，尺寸精度高，制作成本低。

5、具体实施方式：下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

6、本实用新型实施例公开的一种航模机翼，结构轻型强度高，稳定性好，降低连接处的承重负荷，降低组装难度和劳动强度，降低制作成本。

7、一种航模机翼，包括肋板1，所述的肋板1为长条的板材，若干肋板1纵横交错拼接成框架结构，肋板1相交处的其中一个肋板1下侧开缺口11，另一个肋板1上侧开缺口11，两肋板1通过缺口11上下卡合连接，并且在肋板1相交处采用角板加固，提高连接稳定性，保障机翼尺寸精度，同时在肋板1构成的框架的一侧设置了用于与航模机身连接用的连接耳2，并且在连接耳2处设置了与肋板1连接的加强条6，并且肋板1构成的框架的另外一侧还通过转轴4连接有机翼舵面5。

8、肋板1上开设了若干的通孔3，进一步减轻肋板1的重量，同时，通孔3为圆形，并且通孔边缘设置有翻边31，不易破裂，同时加强肋板1的结构强度，避免肋板1弯曲形变影响机翼外形尺寸。