1) flat-plate wing
平板机翼
2) flat wing
平板翼
1.
After studying the liquid characteristics and principles of the Weis-Fogh mechanism,the equation of lifting force for a flat wing was derived,and a function for lifting force in terms of rotational angular velocity and angular acceleration was determined.
通过对Weis-Fogh机构原理与流体特性的深入研究,从理论上推导出平板翼的升力表达式,确定了升力与旋转角速度及角加速度之间的函数关系。
3) flat wing-type
平板翼型
1.
In order to find a method to construct a wing-type air-flow measuring device with greater output differential pressure signal,steady characteristic and lower resistance loss,we installed separately a flat wing-type and a three-curved wing-type air-flow measuring devices into the inlet duct of boiler s forced draft fan of two steam power plants.
为寻求风量准确的测量方法和输出压差信号大，特性稳定且阻力损失小的机翼型风量测量装置，我们将平板翼型和三曲线翼型风量测量装置分别安装在两个电厂锅炉送风机入口风道上，进行了实际测试和分析，结果表明平板翼型风量测量装置的特性更好一些，输出压差信号大，阻力损失较小，稳定性好。
4) rectangular wing
平直机翼
1.
By solving the unsteady Euler/Navier-Stokes(NS) equation with Finite Volume Method and incorporating the grid velocity to take account of the gust influence,the gust responses on a rigid airfoil and rectangular wings are effectively calculated.
最后针对攻角突然增大的阵风,对不同马赫数下不同展弦比平直机翼的阵风响应进行了数值模拟,得出的计算结果与文献中的计算结果一致。
6) flat-plate delta wing
平板三角翼
1.
A sharp-edged flat-plate delta wing of 82.
5°具有尖削前缘的细长平板三角翼以及加上背鳍高度分别为hL/s=0。
2.
A force measurement experimental study was performed on a flat-plate delta wing of 82.
对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验,三角翼后掠角82。
3.
For the flat-plate delta wing at zero sideslip, the theory is that the vortices over the wing are conical, symmetric, and stable for all angles of attack, but adding a low dorsal fin to the wing would destabilize the vortices and the vortex pair is unstable and become non-conical, or non-stationary, or asymmetric, or all of them.
该文指出平板三角翼在无侧滑、大迎角下其前缘涡在不破裂的情况下是稳定的、锥型的和对称的。
补充资料：超临界机翼
采用特殊翼剖面（翼型）的机翼。它能提高机翼的临界马赫数，使机翼在高亚音速时阻力急剧增大的现象推迟发生。它的翼型被称为超临界翼型，由美国R.T.惠特科姆于 1967年首先提出。 其形状特征是前缘较普通翼型钝圆，上表面平坦,下表面接近后缘处有反凹(见图)，后缘薄,而且向下弯曲。气流绕过普通翼型前缘时速度增加较多(前缘越尖，迎角越大，增加越多），在翼型上表面流速继续增加。翼型厚度越大，上表面越向上隆起，速度增加也越多。飞行速度足够高时(相当马赫数0.85～0.9),翼型上表面的局部流速可达到音速。这时的飞行马赫数称为临界马赫数。飞行速度再增加，上表面便会出现强烈的激波，引起气流分离，使机翼阻力急剧增加。为了保持飞机飞行的经济性，飞行马赫数不宜超过临界马赫数。想要提高飞行速度就要设法提高机翼临界马赫数。减小机翼厚度或采用后掠机翼（见后掠翼飞机）可以提高临界马赫数，但是这样会增加机翼重量。采用超临界机翼可提高临界马赫数，同时不必付出增加机翼重量的代价。超临界翼型的前缘钝圆，气流绕流时速度增加较少，平坦的上表面又使局部流速变化不大。这样，只有在飞行马赫数较高时，上表面局部气流才达到音速，即其临界马赫数较高。在达到音速后，局部气流速度的增长较慢，形成的激波较弱，阻力增加也较缓慢。超临界机翼还可用于减轻飞机结构重量。如果带后掠翼的高亚音速飞机改用超临界机翼，在保持飞行速度不变的情况下，可以在机翼厚度不变时改用平直机翼，这样就可减轻机翼重量，同时改善机翼的低速气动特性。如维持后掠角不变而采用厚机翼，同样可降低机翼重量，还可增加机翼内的容积，用以放置燃油或其他设备。超临界机翼由于前缘钝圆，低速和跨音速的升力特性比较好，有可能应用在超音速飞机上。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条