总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心(见图2.3.6)。好像整个空气动力都集中在这一点上,作用在翼型上。 根据翼型上下表面各处的压强,可以绘制出翼型的压强分布图(压力分布图),如图2.3.7(a)所示。图中自表面向外指的箭头,代表吸力;指向表面的箭头,代表压力。箭头都与表面垂直,其长短表示负压(与吸力对应)或正压(与压力对应)的大小。由图可看出,上表面的吸力占升力的大部分。靠近前缘处稀薄度最大,即这里的吸力最大。 (a) 翼型上的压力分布 1—翼型 2—吸力 3—压力	(b) 不同迎角下翼型压力分布的变化 1—尾部漩涡	图2.3.7 翼型的压强分布图(压力分布图)	由图2.3.7(b)可见,机翼的压强分布与迎角有关。在迎角为零时,上下表面虽然都受到吸力,但总的空气动力合力R并不等于零。随着迎角的增加,上表面吸力逐渐变大,下表面由吸力变为压力,于是空气动力合力R迅速上升,与此同时,翼型上表面后缘的涡流区也逐渐扩大。在一定迎角范围内,R是随着迎角α的增加而上升的。但当α大到某一程度,再增加迎角,升力不但不增加反而迅速下降,这种现象我们叫做“失速”。失速对应的迎角就叫做“临界迎角”或“失速迎角”(见图2.3.8)。	图2.3.8翼型的L-α曲线	图2.3.9翼型的CL-α曲线	R随α的变化而变化,它在垂直于迎面气流方向上的分力L——升力,也随α的变化而变化。为了研究问题方便,我们采用无因次的升力系数CL来表示升力与迎角的关系,即 升力系数CL随迎角变化的曲线称为升力曲线(图2.3.9)。在一定飞行速度下,在迎角较小的范围内,升力系数CL由随迎角α的呈线性变化;随着迎角的继续增加,升力曲线逐渐变弯,到临界迎角时,升力系数达到最大值CLmax;之后再增大迎角,升力系数反而减小。 翼型的力矩特性及焦点	图2.3.10气动合力及力矩	图2.3.11 Cm-CL曲线	当气流流过翼型时,可以把作用在翼型上的空气动力R分解为垂直翼弦的法向力L1和平行于翼弦的切向力D1(图2.3.10)。我们规定使翼型抬头的力矩为正,则空气动力对F点的力矩可写为 MyP=-L1 (xP-xF)≈-L (xP-xF) 改用力矩系数的形式表示为 式中和分别是压力中心和任意点F到翼型前缘距离与弦长比的百分数(见图2.3.9)。 α不但影响R的大小,同时还改变其作用点(压力中心)。为此,变换不同的迎角作实验,求出各个迎角下对应的升力系数CL和力矩系数Cm,画出Cm与CL曲线,如图2.3.10所示。由该图可见,当CL不太大时曲线近似呈直线,不同的F可得到不同的斜率。因此总能找到一点,其Cm几乎不随CL而变化,这样的点在空气动力学中称之为焦点(或空气动力中心)。 由于升力增加时,升力对焦点的力矩不变,因此,焦点实质上是迎角增加时升力增量的作用点。 低速时,焦点一般在25%机翼弦长附近(见图2.3.11)。焦点距前缘的相对位置用,绕该点的力矩系数用Cm0表示。对于已选定的翼型,它们都是定值(见图2.3.11), 可见压力中心并非焦点,它是随CL的增大而前移,并逐渐接近焦点。 附面层与摩擦阻力 由于空气是有粘性的,所以当它流过翼型时,就会有一层很薄的气流被“粘”在机翼表面上。这个流速受到阻滞的空气流动层就叫做附面层。通常取流速达到0.99v∞处为附面层边界,由翼型表面到该处的距离被认为是附面层的厚度。受阻滞的空气必然会给翼型一个与飞行方向相反的作用力,这就是摩擦阻力。 附面层中气流的流动情况是不同的(见图2.3.12)。一般翼型大约在最大厚度以前,附面层的气流不相混淆而成层地流动,而且底层的速度梯度较小,这部分叫做层流附面层。在这之后,气流的流动转变成杂乱无章,并且出现了旋涡和横向流动,而且贴近翼面的速度梯度也较大,这部分叫做紊流附面层。层流转变为紊流的那一点称为转捩点。在紊流之后,由于分离,附面层脱离了翼面而形成大量的旋涡,这就是尾迹。	图2.3.12附面层	摩擦阻力的大小,取决于空气的粘性、飞机的表面状况以及同空气接触的飞机表面面积等。空气的粘性越大、飞机的表面状况越差、同空气接触的飞机表面面积越大,摩擦阻力也就越大。 为了减小摩擦阻力,就希望尽量延长层流段,因为附面层内的摩擦阻力同流动情况关系密切,层流的摩擦阻力小,紊流的摩擦阻力大。选用最大厚度位置靠后的层流翼型,就有可能使转捩点位置后移。但是转捩点的位置不是固定不变的,随着气流速度、翼型制造误差及表面粗糙度的增加等因素,都将使转捩点前移而导致摩擦阻力的增加。