1，中文名称：超临界翼型英文名称：supercritical aerofoil profile定义：一种上翼面中部比较平坦，下翼面后部向里凹的翼型，在超过临界M数飞行时，虽有激波但很弱，接近无激波状态，故称超临界翼型。

超临界翼型（Supercritical airfoil）是一种高性能的超音速翼型。

它是由美国国家航空航天局（NASA）兰利研究中心的理查德.惠特科姆（Richard T.Whitcomb 1921-）在1967年提出的。

这种翼型属于双凸翼型的一种，但样子看起来像一个倒置的层流翼型，即下表面鼓起，而上表面较为平坦。

超临界翼型的最大优势是可以将临界马赫数大大提高，一般可以提高0.06-0.1，因此可以获得较好的跨音速和超音速飞行性能。

20世纪70年代以来，超临界翼型开始在大型运输机上进行试验。

现在主要用于大型客机和超音速轰炸机上。

关于在战斗机上使用超临界翼型的研究也早已展开。

2，中文名称：展弦比英文名称：aspect ratio定义：机翼或其他升力面的翼展平方与翼面积的比值。

展弦比即机翼翼展和平均几何弦之比，常用以下公式表示：λ=l/b=l^2/S这里l为机翼展长，b为几何弦长，S为机翼面积。

因此它也可以表述成翼展（机翼的长度）的平方除以机翼面积，如圆形机翼就是直径的平方除以圆面积，用以表现机翼相对的展张程度。

展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。

展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能，所以亚音速飞机一般选用大展弦比机翼；而超音速战斗机展弦比一般选择2.0～4.0。

如大航程、低机动性飞机——B-52轰炸机展弦比为6.5，U-2侦察机展弦比10.6，全球鹰无人机展弦比25；小航程、高机动性飞机——J-8展弦比2，Su-27展弦比3.5，F-117展弦比1.65。

展弦比还影响机翼产生的升力，如果机翼面积相同，那么只要飞机没有接近失速状态，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，因而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性。

3，中文名称：压力中心英文名称：pressure center定义：作用在物体上的空气动力合力的作用点。

4中文名称：临界马赫数英文名称：critical Mach number定义：物体表面上最大流速达到当地声速时所对应的自由流的马赫数。

当来流以亚声速度v∞（相应的流动马赫数Ma∞，比如小于0.6）流过翼型时，上翼面的最大速度点c的vc>v∞，因为有可压缩性的影响，点c处的温度最低，该点处的声速也最小，故点c的局部马赫数Mac是流场中最大的，比如说现在Mac<1.0。

这时全流场都是亚声速流动。

随着来流速度v∞或来流马赫数Ma∞的增加，Mac也会跟着增加。

当Mac=1.0相应此时的来流马赫数Ma∞就称为该翼型的临界马赫数，用符号Macr表示5，中文名称：高超声速激波层英文名称：hypersonic shock layer定义：在钝头体的高超声速绕流流场中，在钝头体前方形成一个脱体的弓形激波，该激波和物面边界层之间存在的一个受到强烈压缩并有一定厚度的高温气体层。

6，科安达效应(Coanda Effect)又称康达效应、柯恩达效应 ,亦称附壁作用。

1.原理流体（水流或气流）有离开本来的流动方向，改为随著凸出的物体--流动的倾向。

当流体与它流过的物体表面之间存在面摩擦时，流体的流速会减慢。

只要物体表的曲率不是太大，依据流体力学中的伯努利原理，流速的减缓会导致流体被吸附在物的表面上流动。

这种作用是以罗马尼发明家亨利·康达为名。

2.事件亨利·康达发明的一架飞机（康达-1910）曾经因这种效应堕毁，之徕他便致力这方面的研究。

3.实验打开水龙头，放出小小的水流。

把汤匙的背放在流动的旁边。

水流会被吠引，流到汤匙的背上。

这是附壁作用和文丘里效应 (Venturi Effect)共同作用的结果。

文丘里效应使汤匙和水流之间的压力降低，进而把水流引向汤匙之上。

当水流附在汤匙上以后，附壁作用使水流一直在汤匙上的凸出表面流。

4.应用在空气动力学中的应用附壁作用是大部分飞机机翼的主要运作原理。

附壁作用的突然消失是飞机失速的主要原因。

部分飞机特别使用引挤吹出的气流来增加附壁作用，用来提高升力。

美国的波音YC-14 及前苏联的安-72 都是把喷射发动机装在机翼上方的前面，配合襟翼，吹出的气流可以提高低速时机翼的升力。

波音的 C-17运输机亦有透过附壁作用增加升力，但所产生的升力较少。

直升机的「无尾螺旋」(NOTAR) 技术，亦是透过吹出空气在机尾引起附壁作用，造成推力平衡旋翼的作用力。

7，中文名称：爬升英文名称：climb定义：在飞行中，当发动机推力大于空气阻力，利用剩余的那部分推力做功，使航空器增加高度的飞行。

8，中文名称：无限翼展机翼英文名称：infinite span wing定义：翼展无限长的机翼，实质指机翼处于二维流动。

9，中文名称：旋翼拉力英文名称：rotor thrust定义：旋翼工作时沿旋转轴向的气动合力投影。

在直升机上，旋翼拉力相当于飞机上的机翼的升力；在各种飞行状态其值都基本上等于气动合力。

10，附面层流体力学术语，英文为Boundary layer，又称为边界层。

水、空气或其它低粘滞性流体沿固体表面流动或固体在流体中运动时，在高雷诺数情况下，附于固体表面的一层流体称为边界层。

以空气为例，空气流过物体时, 由于物体表面不是绝对光滑的, 加之空气具有粘性, 所以, 紧贴物体表面的一层空气受到阻滞, 流速减小为零。

这层流速为零的空气又通过粘性作用影响上一层空气的流动, 使上层空气流速减小。

如此一层影响一层，在紧贴物体表面的地方，就出现了流速沿物面法线方向逐渐增大的薄层空气，通常将这一薄层空气称为附面层。

边界层内的流速沿垂直于运动方向连续变化,该速度连续下降直到边界上流体质点相对静止为止。

11，中文名称：流场品质英文名称：flow quality定义：评价风洞实验段气流品质的一些重要指标。

包括气流速度(马赫数)均匀性、气流偏角、轴向静压梯度、湍流度、噪声等。

12，中文名称：迎角英文名称：angle of attack其他名称：攻角定义：翼弦与来流矢量在飞机对称面内投影的夹角。

对于固定翼飞机，机翼的前进方向(相当于气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。

迎角大小与飞机的空气动力密切相关。

飞机的升力与升力系数成正比；阻力与阻力系数成正比。

升力系数和阻力系数都是迎角的函数。

在一定范围内，迎角越大，升力系数与阻力系数也越大。

但是，当迎角超过某一数值（称为临界迎角），升力系数与阻力系数反而减小。

这时飞机就可能失速。

因此，迎角是重要的飞行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的迎角范围内飞行。

所以有的飞机有一块专门指示迎角的仪表——迎角表。

有的飞机还有失速警告系统。

当实际迎角接近临界迎角而使飞机有失速的危险时，失速警告系统即发出各种形式的告警信号。

对于直升机和旋翼机，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。

13，中文名称：边条英文名称：strake定义：飞机机翼根部前缘向前延伸且后掠角很大的狭长翼片。

边条是指附加于机身或机翼机身结合处的小翼面，包括机身边条和机翼边条两种。

机身边条位于机身左右两侧，宽度相等；而机翼边条则是位于机翼机身结合处近似三角形的小翼面。

采用边条翼结构可以减少阻力，改善飞机的操作性。

飞机机身头部两侧或机翼根部前缘向前延伸的水平狭长翼片。

前者称为机身边条，用来控制机身头部在大迎角时的涡流,改善飞机的横侧稳定性;后者称为机翼边条。

边条通常指机翼边条，主要用在展弦比为3～4的薄机翼上。

它可改善机翼在大迎角时的气动特性,特别是升力特性。

边条好像一个前缘尖锐、大后掠角(70°～80°)的细长三角翼。

在大迎角下，在边条的前缘将形成强烈的涡流，它向后流经机翼的上方时，能延缓机翼的气流分离，增加机翼升力，改善飞机在大迎角时的稳定性。

机翼边条能提高飞机的机动性，在超音速歼击机上得到广泛应用。

边条的缺点是使飞机在小迎角下的阻力增加。

但适当设计边条的形状，使边条带有一定曲度，可减小这种不利影响。

14，中文名称：升力英文名称：lift;lift force定义：作用于航空器上垂直于航迹的气动力分量。

升力，就是向上的力。

使你上升的力。

有很多种了。

一般都是说在空气中。

也就是向上的力大于向下的力，其合力可以使物体上升。

这个力就是升力。

从翼型流线谱中看出：相对气流稳定而连续地流过翼型时，上下表面的流线情况不同。

上表面流线密集流管细，其气流流速快、压力小；而下表面流线较稀疏，流管粗，其气流流速慢，压力较大。

因此，产生了上下压力差。

这个压力差就是空气动力(R)，它垂直流速方向的分力就是升力(Y)。

流过各个剖面升力总合就是机翼的升力。

升力维持飞机在空中飞行。

飞机的升力和阻力简述飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。

在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。

流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理：流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。

连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。

流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。

伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。

伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。

小结飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。

从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。

机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。

而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。

这里我们就引用到了上述两个定理。

于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。

这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。

机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。