主要参数翼型前缘半径的影响

前缘半径小，则前缘处在小迎角时气流就开始分离，附着迎角增大再附着。前缘半径越小越易分离，最大升力系数小，但波阻也小。圆前缘翼型从后缘开始分离失速，随着迎角增加分离前移，其失速迎角大，最大升力系数大，但超声速波阻也大。所以一般亚声速飞机采用圆前缘翼型，超声速飞机采用较尖的前缘翼型。1

翼型相对厚度的影响翼型相对厚度直接影响飞机的阻力(特别是波阻)、最大升力系数、失速特性和结构重量。

相对厚度变化对亚声速影响不大，但对超声速阻力影响很大，对于超声速战斗机相对厚度丁必须小，一般在4%～6%，如果太小会影响结构高度及机翼的可用容量。相对厚度对机翼结构重量的影响是随丁的平方根成反比变化。最大厚度位置在弦长40%～45%处，有利于减阻。

翼型弯度的影响弯度的确定通常是保证翼型在正常巡航速度飞行时处在设计升力系数状态。设计升力系数是指具有最小阻力时的升力系数。最大弯度点靠前可得到高的最大升力系数，但弯度引起翼型有较大的零升力矩系数，而且随马赫数Ma增大而激增，造成飞机配平载荷和阻力增加，因此高速飞机一般不用有弯度的翼型。为了构造简单，对于薄机翼往往采用机翼弯扭措施，如采用锥形扭转来改善巡航状态的升阻特性，增加航程，但牺牲一部分超声速性能。

表面粗糙度的影响翼型表面粗糙度，特别是前缘粗糙度对翼型最大升力特性有重要影响。研究表明，粗糙表面总是使最大升力系数有所减小。粗糙度对不同类型的翼型最大升力系数影响是不一样的，对NACA 4位数字和5位数字翼型的影响要比NACA 6系列翼型大，对现代高升力翼型影响很小，对相对厚度很小的对称翼型几乎没有影响。

翼型表面粗糙度是影响阻力特性的最主要因素之一，因为粗糙度使翼型表面的边界层从层流转捩成湍流，使摩擦阻力有很大增加。湍流边界层的摩擦阻力与表面粗糙度有关，湍流粗糙度尺度完全大于湍流边界层的厚度时，使湍流边界层的阻力有更大增加。

雷诺数的影响雷诺数对翼型性能有重要影响，是确定翼型设计指标的前提。

当雷诺数忍小的时候，前缘分离气泡的存在、发展和破裂对雷诺数十分敏感，使最大升力系数随雷诺数的变化可能有某种不确定性。当雷诺数较大时，翼型的最大升力系数随雷诺数增加而增加。雷诺数对新的高升力翼型最大升力系数的影响大于经典的NACA翼型。此外，对新的高升力翼型，在Re6 X 106以后最大升力系数随雷诺数的增加趋于平缓。1

作用翼型特性在风轮叶片的性能及可靠性方面发挥着重要的作用。风轮叶片本质上是一束以翼型作为横截面的有限长度，这样可以在上风侧和下风侧产生压力差，从而产生升力。叶片尖端的空隙使叶尖周围的气流从下侧到上侧流动。换句话说．叶片匕面的气流线会偏向内侧，叶片下面的气流线会偏向外侧。这种情况下片尾部的切向速度会发生跳变，然后紧贴机翼的背面会产生持续成片的旋涡流。这些成片的旋涡流被称为尾涡。

经典空气动力学原理表明，只要任何风环境下攻角不超过5.7°，一定强度的涡丝可以把流过翼型的气流看作一个小的攻角。对于很小的攻角来说，这是因为气流主要是非黏性的和可以通过线性拉普拉斯方程控制的。在这种假设下，一个翼型可以表示成一个有限强度的涡丝，三维风产生的升力可以表示成很小的攻角，这些攻角由一系列朝向展向升力分布方向的涡丝(绑定漩涡)组成。

总之，涡丝的方向和尾涡决定了叶片的性能。然而，当攻角超过5.7°时，如果旋转叶片的科里奥利力和离心力没有得到控制，叶片的性能就得不到提升。当存在较大攻角(大于12°)时，气流就不能附着在翼型的表面，从而会产生湍流效应，这种效应会导致翼型的失速。空气动力学专家指出，当攻角的大小保持在7.5°以下时，翼型的效率最高。但是，大多数的风力机设计者设计的攻角小于7.5°是另有原因的，为了避免失速及保证各种风条件下风轮的可靠性，翼型的设计和叶片的相对厚度一定要慎重考虑。保持产生最佳叶片功率时的最高相对速度需要一个推力，切向力要小于这个推力。2

有限翼展机翼特性在亚声速流中，有限翼展机翼处于三维气流流动之中，三维流包括涡面、下洗流场和沿着机翼表面的局部诱导速度；而在超声速流动中却不是这样，沿着翼尖马赫锥之间的机翼上的压力与无限长的翼型上的压力相同，在翼尖马赫锥之间产生的涡流使压力从翼型值降到翼尖处的零。在翼尖区域内，升力面上的平均压力是翼型值的一半，因此，超声速流中翼尖的影响要远远小于在亚声速流中的情况。由于翼尖的影响，升力导致的阻力会略微增加，大于它的翼型值。

如果机翼采用矩形以外的平面形状，那么，翼尖的损失就可以消除。三角形的机翼平面形状可以达到此目的，并且可通过三角翼上的两种可能的压力分布进行图解说明。这两种可能的压力分布取决于自由流马赫数和机翼前缘后掠角之间的关系。

虽然自由气流是超声速的，但垂直于前缘的速度分量是亚声速的。沿着前缘升力面上的压力最大，而机翼中部的压力急剧地下降。平均升力系数比亚声速流中的同样翼型要小。

在另一种分布中，机翼前缘位于冀尖马赫锥的前方。最大的升力面上的压力仍然存在于机翼前缘：此时，在前缘和马赫锥之间的区域，升力面上的压力保持为常值，达到峰值压力；在马赫锥内部，升力面上的压力再次降低。但是，机翼的平均升力系数能高到同样横截面翼型所能达到的数值。当前缘位于马赫锥之外时，波阻要小于翼型的波阻；当马赫锥位于机翼前缘时，机翼的波阻达到最大值。

下面讨论对三角形平面形状进行修正带来的影响。如果在后缘增加面积使其变成菱形平面，那么，增加部分自身的升力系数小。在此情况下，机翼的平均升力系数小于三角形平面形状的升力系数；反之，若在后缘切掉部分面积就会得到一个箭形平面，这会增加机翼的平均升力系数。3