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1、后掠翼的空气动力特性一后掠翼的空气动力特性（一）后掠翼的空气动力特性（一） 介绍后掠翼的亚音速介绍后掠翼的亚音速 跨音速空气动力特性跨音速空气动力特性 后掠翼的亚音速后掠翼的亚音速跨音速空气动力特性跨音速空气动力特性后掠翼的亚音速和跨音速空气动力特性后掠翼的亚音速和跨音速空气动力特性 2/54后掠翼的空气动力特性一22 后掠翼的空气动力特性后掠翼的空气动力特性 目前高速飞机很多都是后掠翼。后掠翼与平直翼不目前高速飞机很多都是后掠翼。后掠翼与平直翼不同，其前缘与机体横轴并不平行，而具有大约同，其前缘与机体横轴并不平行，而具有大约3060的前缘后掠角。其气动特性也具有不同于平的前缘后掠角。其气动特
2、性也具有不同于平直翼的特点，下面从亚音速、跨音速和超音速三个直翼的特点，下面从亚音速、跨音速和超音速三个方面讨论后掠翼的空气动力特性。方面讨论后掠翼的空气动力特性。后掠翼的空气动力特性一 一、后掠翼的亚音速空气动力特性一、后掠翼的亚音速空气动力特性 (一一)空气流过后掠翼的情形空气流过后掠翼的情形 空气由前向后流过后掠翼，其流速空气由前向后流过后掠翼，其流速C同机翼同机翼前缘不垂直，可以分解成两个分速。一个是与前前缘不垂直，可以分解成两个分速。一个是与前缘垂直的垂直分速缘垂直的垂直分速 ，另一个是与前缘平行的平，另一个是与前缘平行的平行分速行分速 。如图如图3214所示。垂直分速所示。垂直分速
3、 。和平行分速和平行分速 ，同前缘后掠角的关系是：，同前缘后掠角的关系是： 后掠翼的空气动力特性一 式中式中C为远前方来流速度，即飞行速度，为远前方来流速度，即飞行速度，X为机翼前缘为机翼前缘后掠角。从效果看，垂直分速后掠角。从效果看，垂直分速 与平行分速与平行分速 所起的作所起的作用不一样。因为机翼表面沿平行于前缘的方向没有弯曲，用不一样。因为机翼表面沿平行于前缘的方向没有弯曲，所以，空气在流过机翼表面的过程中，平行分速沿机翼所以，空气在流过机翼表面的过程中，平行分速沿机翼表面基本不发生变化，对机翼压强分布也不起什么作用。表面基本不发生变化，对机翼压强分布也不起什么作用。而垂直分速而垂直分速
4、 则沿途不断改变，好比空气以流速则沿途不断改变，好比空气以流速 。流过一个平直翼一样，自然引起机翼沿翼弦方向的压强流过一个平直翼一样，自然引起机翼沿翼弦方向的压强分布发生变化。分布发生变化。 后掠翼的空气动力特性一可见，只有气流垂直分速可见，只有气流垂直分速 才对机翼压强分布起决才对机翼压强分布起决定性影响，所以，把垂直分速定性影响，所以，把垂直分速 称为有效分速。机称为有效分速。机翼后掠角越大，则有效分速翼后掠角越大，则有效分速 越小，机翼上下表面越小，机翼上下表面各处的有效分速也越大；反之，机翼后掠角越大，各处的有效分速也越大；反之，机翼后掠角越大，则有效分速则有效分速 越小，机翼上下表面
5、各处的有效分速越小，机翼上下表面各处的有效分速也越小。也越小。 空气流过后掠翼，既然平行分速空气流过后掠翼，既然平行分速 基本不变，基本不变，而垂直分速而垂直分速 不断变化，故不象流过平直翼那样径不断变化，故不象流过平直翼那样径直地向后流去，其流线会左右偏斜，如直地向后流去，其流线会左右偏斜，如图图715a所所示。空气从机翼远前方流近机翼前缘，有效分速受示。空气从机翼远前方流近机翼前缘，有效分速受到阻滞而越来越小到阻滞而越来越小(如图如图 中中)；平行分速则不；平行分速则不受影响，保持不变受影响，保持不变 。 后掠翼的空气动力特性一这样一来，越接近前缘，气流速度不仅越来越慢，这样一来，越接近前
6、缘，气流速度不仅越来越慢，而且方向也越来越向翼尖方向偏斜。经过前缘以后，而且方向也越来越向翼尖方向偏斜。经过前缘以后，空气在流向最低压力点空气在流向最低压力点(图中图中C点点)的途中，有效的途中，有效 分分速又逐渐加速又逐渐加 快快 ，平行分速仍保持不变，平行分速仍保持不变 ，所以，局部流速不仅逐渐加快，而且方向也从翼，所以，局部流速不仅逐渐加快，而且方向也从翼尖转向翼根。以后，又因有效分速逐渐减慢，气流尖转向翼根。以后，又因有效分速逐渐减慢，气流方向转向原来方向。于是，整个流线呈方向转向原来方向。于是，整个流线呈“S”形弯曲，形弯曲，如如图图3215b所示。所示。 后掠翼的空气动力特性一 (
7、二二)后掠翼的翼根效应和翼尖效应后掠翼的翼根效应和翼尖效应 空气流过后掠翼，由于流线左右偏斜，会影响空气流过后掠翼，由于流线左右偏斜，会影响机翼的压强分布，从而出现所谓机翼的压强分布，从而出现所谓“翼根效应翼根效应”和和“翼尖效应翼尖效应”。 参看图参看图3215b，在后掠翼翼根部分的上表，在后掠翼翼根部分的上表面前段，流线向外偏斜，流管扩张变粗；而在后面前段，流线向外偏斜，流管扩张变粗；而在后段，流线向内侧偏斜，流管收敛变细。段，流线向内侧偏斜，流管收敛变细。 后掠翼的空气动力特性一在亚音速条件下，前段流管变粗，流速增加在亚音速条件下，前段流管变粗，流速增加较少，压强降低不多，即吸力减小；后
8、段流较少，压强降低不多，即吸力减小；后段流管变细，流速加快，吸力增大。与此同时，管变细，流速加快，吸力增大。与此同时，因流管最细的位置后移，使最低压强点的位因流管最细的位置后移，使最低压强点的位置向后移动，如图置向后移动，如图3216所示。这种现象所示。这种现象称为翼根效应。称为翼根效应。后掠翼的空气动力特性一 至于翼尖部分，情况与翼根相反。因翼尖外侧的至于翼尖部分，情况与翼根相反。因翼尖外侧的气流径直向后流去，而翼尖部分上表面前段流线向外气流径直向后流去，而翼尖部分上表面前段流线向外偏斜，故流管收敛变细，流速加快得多，压强减小得偏斜，故流管收敛变细，流速加快得多，压强减小得多，即吸力增大；在
9、后段，因流线向内侧偏斜，故流多，即吸力增大；在后段，因流线向内侧偏斜，故流管扩张弯粗，流速减慢，吸力减小。与此同时，因流管扩张弯粗，流速减慢，吸力减小。与此同时，因流管最细的位置向前移，故最低压强点向前移动，如管最细的位置向前移，故最低压强点向前移动，如图图3216所示。这种现象称为翼尖效应。所示。这种现象称为翼尖效应。 翼根效应和翼尖效应引起沿翼弦方向的压强分布翼根效应和翼尖效应引起沿翼弦方向的压强分布发生变化，但上表面的前段变化较多。所以，翼根效发生变化，但上表面的前段变化较多。所以，翼根效应使翼根部分的平均吸力减小，升力系数减小。翼尖应使翼根部分的平均吸力减小，升力系数减小。翼尖效应使翼
10、尖部分的平均吸力增大，升力系数增大。后效应使翼尖部分的平均吸力增大，升力系数增大。后掠翼沿展向各剖面的升力系数分布如掠翼沿展向各剖面的升力系数分布如图图3217所示。所示。后掠翼的空气动力特性一 通过以上分析可以看出，造成后掠翼亚音速空气动通过以上分析可以看出，造成后掠翼亚音速空气动力特性不同于一般平直翼的基本原因有两条；一是力特性不同于一般平直翼的基本原因有两条；一是由于后掠翼的空气动力主要取决于有效分速，而有由于后掠翼的空气动力主要取决于有效分速，而有效分速是小于气流速度的；二是由于空气流过后掠效分速是小于气流速度的；二是由于空气流过后掠翼，流线左右偏斜，形成翼根效应和翼尖效应，影翼，流线
11、左右偏斜，形成翼根效应和翼尖效应，影响后掠翼的压强分布。这两点是分析后掠翼亚音速响后掠翼的压强分布。这两点是分析后掠翼亚音速空气动力特性的基本依据。空气动力特性的基本依据。 后掠翼的空气动力特性一 (三三)后掠翼的亚音速升力阻力特性后掠翼的亚音速升力阻力特性 设有一无限展长的平直翼，空气以速度设有一无限展长的平直翼，空气以速度 流流过机翼，如过机翼，如图图3218a所示。若将此机翼向后所示。若将此机翼向后倾斜一个角度倾斜一个角度 ，见，见图图3218b，则气流在，则气流在斜置机翼表面流动情况与前面分析后掠翼的流动斜置机翼表面流动情况与前面分析后掠翼的流动情况一样。下面来分析平直翼与后掠翼的空气
12、动情况一样。下面来分析平直翼与后掠翼的空气动力系数的关系。力系数的关系。后掠翼的空气动力特性一 由前面分析可知后掠幂静空气动力特性只取由前面分析可知后掠幂静空气动力特性只取决于垂直分速，而与平行分速无关。这样在相同决于垂直分速，而与平行分速无关。这样在相同迎角下，后掠翼要产生与平直翼的同等空气动力，迎角下，后掠翼要产生与平直翼的同等空气动力，必须是必须是式中式中 后掠翼升力系数后掠翼升力系数 平直翼升力系数平直翼升力系数 而而 后掠翼的空气动力特性一 所以所以 从上式可以看出后掠翼升力系数比平直翼的小。从上式可以看出后掠翼升力系数比平直翼的小。后掠翼的阻力系数也比平直翼的小。后掠翼的阻力系数也
13、比平直翼的小。 由由图图3-219看出看出 式中式中 后掠翼阻力；后掠翼阻力； 由垂直分速引起的机翼翼型阻力，即由垂直分速引起的机翼翼型阻力，即气流以气流以 流过平直翼时的阻力流过平直翼时的阻力 。后掠翼的空气动力特性一所以所以 式中式中 分别为后掠翼和平直翼的阻力系分别为后掠翼和平直翼的阻力系数。因为数。因为 所以所以 后掠翼的空气动力特性一 对后掠翼通常取来流对后掠翼通常取来流 与平行来流弦线的夹角为与平行来流弦线的夹角为仰角仰角 ,取法向分速取法向分速 与法向剖面弦线的夹角为与法向剖面弦线的夹角为 。由。由图图3-2-20可见可见 式中式中h为前缘比后缘高出量。为前缘比后缘高出量。b 和
14、和 分别为分别为沿来流沿来流 方向和沿垂直分速方向和沿垂直分速 方向翼剖面的弦方向翼剖面的弦长。将长。将 除以除以 ，得，得所以所以 当仰角不大时，上式可改写为当仰角不大时，上式可改写为 后掠翼的空气动力特性一 根据上述可求得后掠翼升力系数斜率与平直翼升根据上述可求得后掠翼升力系数斜率与平直翼升力系数斜率的关系是力系数斜率的关系是 所以所以 根据上式，可由无限翼晨平直翼的升力系数根据上式，可由无限翼晨平直翼的升力系数 、阻力系数、阻力系数 ,升力系数斜率升力系数斜率 求得无限翼展后求得无限翼展后掠翼的升力系数掠翼的升力系数 。阻力系数。阻力系数 ，升力系数率，升力系数率 。 后掠翼的空气动力特
15、性一显然，当无限翼展后掠翼的显然，当无限翼展后掠翼的 、 、 翼型及飞翼型及飞行高度与无限翼展平直翼的都相同时，后掠翼的行高度与无限翼展平直翼的都相同时，后掠翼的 、 、 都比平直翼的小。因此，后掠翼的亚都比平直翼的小。因此，后掠翼的亚音速空气动力特性不如乎直翼的好。音速空气动力特性不如乎直翼的好。 对于有限翼展后掠翼，除翼根和翼尖部分与无对于有限翼展后掠翼，除翼根和翼尖部分与无限翼展的有较大差别外，其余部分则是十分接近限翼展的有较大差别外，其余部分则是十分接近的，所以的，所以,将上述的关系式用来定性地分析后掠角将上述的关系式用来定性地分析后掠角对机翼空气动力特性的影响对机翼空气动力特性的影响
16、, 是有实际意义的。是有实际意义的。后掠翼的空气动力特性一 图图3-2-21为一后掠角为一后掠角 的后掠翼和相同的后掠翼和相同展弦比的平直翼的升力系数曲线。由图看出，同展弦比的平直翼的升力系数曲线。由图看出，同一迎角下，后掠翼的升力系数比平直翼的小。一迎角下，后掠翼的升力系数比平直翼的小。 图图3-2-22为各种不同后掠角的机翼的升力系为各种不同后掠角的机翼的升力系数斜率数斜率 随展弦比随展弦比 的变化曲线。的变化曲线。 由图看出，由图看出，当展弦比一定时，后掠角增大，升力系数斜率减当展弦比一定时，后掠角增大，升力系数斜率减小。当后掠角一定时，展弦比减小，升力系数斜小。当后掠角一定时，展弦比减
17、小，升力系数斜率也减小。这是由于展弦比减小时，翼尖涡流对率也减小。这是由于展弦比减小时，翼尖涡流对机翼上、下表面的均压作用增强的缘故。机翼上、下表面的均压作用增强的缘故。后掠翼的空气动力特性一 (四四)后掠翼在大迎角下的失速特性后掠翼在大迎角下的失速特性 1、翼尖先失速、翼尖先失速 翼尖先失速的原因，有两方面。一方面，在翼尖先失速的原因，有两方面。一方面，在机翼上表面的翼根部分，因翼根效应，平均吸力机翼上表面的翼根部分，因翼根效应，平均吸力较小；在机翼上表面的翼尖部分，因翼尖效应，较小；在机翼上表面的翼尖部分，因翼尖效应，平均吸力较大。于是，沿翼展方向，从翼根到翼平均吸力较大。于是，沿翼展方向
18、，从翼根到翼尖存在压力差。尖存在压力差。后掠翼的空气动力特性一这这个个压压力力差差促促使使附附面面层层内内的的空空气气向向翼翼尖尖方方向向流流动动，以以致致翼翼尖尖部部分分的的附附面面层层变变厚厚，动动能能损损失失较较多多，容容易易产产生生气气流流分分离离。另另一一方方面面，由由于于翼翼尖尖效效应应，在在翼翼尖尖部部分分的的上上表表面面前前段段，流流管管变变细细，吸吸力力增增大大；而而在在上上表表面面后后段段，流流管管变变粗粗，吸吸力力减减小小。于于是是，翼翼尖尖上上表表面面的的后后缘缘部部分分与与最最低低压压强强点点之之间间的的逆逆压压梯梯度度增增大大，这这就就增增强强了了附附面面层层内内空
19、空气气向向前前倒倒流流的的趋趋势势，容容易易形形成成气气流流分分离离。由由于于上上述述两两方方面面原原因因，当当迎迎角角增增大大到到一一定定程程度度，机机翼翼上上表表面面的的翼翼尖尖部部分分首首 先先 产产 生生 气气 流流 分分 离离 ， 形形 成成 翼翼 尖尖 先先 失失 速速 。 后掠翼的空气动力特性一 2、后掠翼的最大升力系数和临界迎角比平直翼小、后掠翼的最大升力系数和临界迎角比平直翼小 对于后掠翼而言，其有效分速与垂直于前缘的翼对于后掠翼而言，其有效分速与垂直于前缘的翼弦所构成的迎角弦所构成的迎角 ，总是大于相对气流速度，总是大于相对气流速度C与与顺气流方向的翼弦所构成的迎角顺气流方
20、向的翼弦所构成的迎角 的的(参看图参看图3220)。而当前一迎角。而当前一迎角 增至与平直翼的临界迎增至与平直翼的临界迎角同一大小时，后掠翼就开始出现气流分离。故角同一大小时，后掠翼就开始出现气流分离。故按后一迎角按后一迎角 计算，后掠翼的临界迎角就比平直计算，后掠翼的临界迎角就比平直翼小。当后掠翼达到临界迎角时，其最大升力系翼小。当后掠翼达到临界迎角时，其最大升力系数就小于平直翼的最大升力系数。参看数就小于平直翼的最大升力系数。参看图图3221，后掠角为，后掠角为 的后掠翼的最大升力系数比平直的后掠翼的最大升力系数比平直翼的减小了翼的减小了20，临界迎角减小了，临界迎角减小了 。后掠翼的空气
21、动力特性一后掠翼在临界迎角附近，升力系数变化比平直翼缓和。后掠翼在临界迎角附近，升力系数变化比平直翼缓和。因为当后掠翼出现翼尖失速之后，翼尖部分的升力系数因为当后掠翼出现翼尖失速之后，翼尖部分的升力系数下降下降(如如图图32-23曲线曲线2)，而机翼的中间部分尚未失速，而机翼的中间部分尚未失速，升力系数仍按线性变化升力系数仍按线性变化(如图如图3-2-23曲线曲线1)。机翼的失。机翼的失速范围较小，未失速的范围较大。失速区升力系数减小速范围较小，未失速的范围较大。失速区升力系数减小是矛盾的次要方面，而未失速区升力系数增大是矛盾的是矛盾的次要方面，而未失速区升力系数增大是矛盾的主要方面，整个机翼
22、的升力系数还是增加的，但已不能主要方面，整个机翼的升力系数还是增加的，但已不能按线性增加了按线性增加了(如图如图3223曲线曲线3)。迎角再增大，失。迎角再增大，失速范围扩大，未失速范围缩小，所以升力系数斜率逐渐速范围扩大，未失速范围缩小，所以升力系数斜率逐渐减小。当迎角增至某一迎角减小。当迎角增至某一迎角(临界迎角临界迎角)时，升力系数达时，升力系数达到最大；再增大迎角，由于机翼的大部分已失速，失速到最大；再增大迎角，由于机翼的大部分已失速，失速区升力系数降低已上升为矛盾的主要方面，于是，升力区升力系数降低已上升为矛盾的主要方面，于是，升力系数开始下降。由于翼根仍有小部分地区尚未失速，所系数
23、开始下降。由于翼根仍有小部分地区尚未失速，所以，升力系数的降低并不剧烈。后掠翼与平直翼比较，以，升力系数的降低并不剧烈。后掠翼与平直翼比较，在临界迎角附近，后掠翼的升力系数变化较缓和。在临界迎角附近，后掠翼的升力系数变化较缓和。后掠翼的空气动力特性一3、现代后掠翼飞机延缓翼尖失速的措施现代后掠翼飞机延缓翼尖失速的措施 后掠翼翼尖先失速，对后掠翼飞机大迎角下后掠翼翼尖先失速，对后掠翼飞机大迎角下的安定性产生不利影响。为了弥补这一点，现代的安定性产生不利影响。为了弥补这一点，现代后掠翼，常采取一系列措施延缓翼尖失速。主要后掠翼，常采取一系列措施延缓翼尖失速。主要措施有如下。措施有如下。 (1)机翼
24、几何扭转。各剖面的翼弦设置不在同机翼几何扭转。各剖面的翼弦设置不在同一平面上，各剖面迎角也就不相同。如果翼尖剖一平面上，各剖面迎角也就不相同。如果翼尖剖面的迎角小于其它部位的迎角，也就不致于过早面的迎角小于其它部位的迎角，也就不致于过早地发生翼尖失速。地发生翼尖失速。 (2)翼尖部分用失速迎角比较大的翼型。比如翼尖部分用失速迎角比较大的翼型。比如适当增大翼尖部面的厚弦比，就有可能延缓翼尖适当增大翼尖部面的厚弦比，就有可能延缓翼尖失速的发生。失速的发生。 后掠翼的空气动力特性一 (3)机翼上表面按装翼刀。它实际是一种附面层机翼上表面按装翼刀。它实际是一种附面层控制，可以阻止附面层气流的横向流动。
25、有了翼控制，可以阻止附面层气流的横向流动。有了翼刀，附面层气流向翼尖方向流动时，受翼刀阻挡，刀，附面层气流向翼尖方向流动时，受翼刀阻挡，会引起翼刀内侧的附面层加厚，致使气流分离现会引起翼刀内侧的附面层加厚，致使气流分离现象先从翼刀内侧象先从翼刀内侧(到飞机重心的前后距离缩短到飞机重心的前后距离缩短)开开始，这就减轻了冀尖失速对俯仰安定性的响。始，这就减轻了冀尖失速对俯仰安定性的响。 (4)减小后掠翼翼尖部分的后掠角，使翼尖部分减小后掠翼翼尖部分的后掠角，使翼尖部分横向流动减弱，廷缓翼尖失速。歼横向流动减弱，廷缓翼尖失速。歼5飞机就是这样。飞机就是这样。 后掠翼的空气动力特性一 (5)在机翼上用
26、前缘锯齿，如在机翼上用前缘锯齿，如图图3-2-24所示。所示。从锯齿处所产生的旋涡，不仅能阻止附面层气流从锯齿处所产生的旋涡，不仅能阻止附面层气流沿展向流动，并能对附面层内空气输入能量，增沿展向流动，并能对附面层内空气输入能量，增大其流速，以延缓翼尖气流分离。大其流速，以延缓翼尖气流分离。 (6)机翼翼尖部分设置前缘缝翼。在大迎角下，机翼翼尖部分设置前缘缝翼。在大迎角下，前缘缝翼会自动打开。这样，可以利用前缘缝翼前缘缝翼会自动打开。这样，可以利用前缘缝翼的气流，增大上表面附面层内空气的动能，从而的气流，增大上表面附面层内空气的动能，从而廷缓翼尖失速的产生。廷缓翼尖失速的产生。后掠翼的空气动力特
27、性一二、后掠翼的跨音速空气动力特性二、后掠翼的跨音速空气动力特性 (一一)后掠翼的临界后掠翼的临界M数数 空气流过后掠翼空气流过后掠翼,其速度和压力的变化主要取决于其速度和压力的变化主要取决于垂直分速垂直分速 的大小。后掠翼的临界的大小。后掠翼的临界M数，指的是当机数，指的是当机翼上表面最大局部垂直分速达到该点的局部音速时，翼上表面最大局部垂直分速达到该点的局部音速时，飞行速度与飞机所在高度音速的比值。与平直翼相比，飞行速度与飞机所在高度音速的比值。与平直翼相比，后掠翼的有效分速总是小于飞行速度后掠翼的有效分速总是小于飞行速度(即相对气流速度即相对气流速度) 的，所以，尽管飞行速度已增大到平直
28、翼的临界速的，所以，尽管飞行速度已增大到平直翼的临界速度；但在后掠翼上还不致于出现最大局部垂直分速等度；但在后掠翼上还不致于出现最大局部垂直分速等于局部音速的等音速点。只有当飞行速度增至更大时；于局部音速的等音速点。只有当飞行速度增至更大时；才会出现最大局部垂直分速等于局部音速的情况；即才会出现最大局部垂直分速等于局部音速的情况；即是说，后掠翼的临界是说，后掠翼的临界M数比相同剖面平直翼的临界数比相同剖面平直翼的临界M数数大。机翼的后掠角越大；其有效分速越小，临界大。机翼的后掠角越大；其有效分速越小，临界M数数也相应越大。也相应越大。 后掠翼的空气动力特性一后掠翼的临界后掠翼的临界M数和平直翼
29、的临界数和平直翼的临界M数的关系可以数的关系可以推导如下：推导如下：由由 得得 即即后掠翼的空气动力特性一 后掠翼的翼根部分和翼尖部分，临界后掠翼的翼根部分和翼尖部分，临界M数的数的大小并不是完全一样的。空气在流过翼根部分接大小并不是完全一样的。空气在流过翼根部分接近前缘的地方，由于有翼根效应，流速增加不多；近前缘的地方，由于有翼根效应，流速增加不多；只有在更大飞行只有在更大飞行M数下，才会达到局部音速，所数下，才会达到局部音速，所以，临界以，临界M数较高，空气在流过翼尖靠近前缘的数较高，空气在流过翼尖靠近前缘的地区，由于有翼尖效应，流速迅速加快，有可能地区，由于有翼尖效应，流速迅速加快，有可
30、能在较小的飞行在较小的飞行M数下就达到局部音速，所以临界数下就达到局部音速，所以临界M数较低。即是说，翼根效应引起翼根部分的临数较低。即是说，翼根效应引起翼根部分的临界界M数有所提高，而翼尖效应引起翼尖部分的临数有所提高，而翼尖效应引起翼尖部分的临界界M数有所降低。数有所降低。 后掠翼的空气动力特性一 但就飞机整体而言，机翼的临界但就飞机整体而言，机翼的临界M数还要受机身的数还要受机身的影响。因为机翼和机身结合地方，流管更加收敛，流影响。因为机翼和机身结合地方，流管更加收敛，流速迅速加快，导致翼根部分的临界速迅速加快，导致翼根部分的临界M数减小。因为这数减小。因为这个缘故，翼根部分的临界个缘故
31、，翼根部分的临界M效甚至可能小于翼尖部分效甚至可能小于翼尖部分的临界的临界M数。数。 临界临界M数受翼尖效应和翼根效应的影响；可用下面数受翼尖效应和翼根效应的影响；可用下面的经验公式计算：的经验公式计算： 式中式中 为前缘后掠角。例如为前缘后掠角。例如 ，后掠翼的临界，后掠翼的临界M数数( )提高提高217。 后掠翼的空气动力特性一(二二)后掠翼的跨音阻力特性后掠翼的跨音阻力特性 如如图图3225所示，不同后掠角的后掠翼同所示，不同后掠角的后掠翼同平直翼相比，阻力系数随飞行平直翼相比，阻力系数随飞行M数的变化是不同数的变化是不同的。从图上可以看出如下几点的。从图上可以看出如下几点: 第一，阻力
32、系数在比较大的第一，阻力系数在比较大的M数下才开始急数下才开始急剧增加。这是因为后掠翼的局部超音速区的局部剧增加。这是因为后掠翼的局部超音速区的局部激波在比较大的激波在比较大的M数下才开始出现的缘故。阻力数下才开始出现的缘故。阻力系数开始急剧增长的飞行系数开始急剧增长的飞行M数，称为阻力临界数，称为阻力临界M数数。有的资料将阻力临界。有的资料将阻力临界M数规定为：当数规定为：当M数增加数增加1，阻力系数增加，阻力系数增加01时的飞行时的飞行M数。数。后掠翼的空气动力特性一 第二，后掠翼的最大阻力系数，只有在超过音速第二，后掠翼的最大阻力系数，只有在超过音速更多的飞行速度下才会出现，而且数值也比
33、较小。对更多的飞行速度下才会出现，而且数值也比较小。对平直翼而言，当飞行平直翼而言，当飞行M数在数在1附近时，其阻力系数达附近时，其阻力系数达到最大。但对后掠翼而言，在飞行速度超过音速不多到最大。但对后掠翼而言，在飞行速度超过音速不多时，有效分速时，有效分速 仍然小于音速，阻力系数尚未达到最仍然小于音速，阻力系数尚未达到最大。只有在更大的飞行速度下，有效分速达到音速左大。只有在更大的飞行速度下，有效分速达到音速左右，阻力系数才达到最大。此时，由有效分速所确定右，阻力系数才达到最大。此时，由有效分速所确定的阻力的阻力 相当于平直翼在音速附近的阻力。它的平行相当于平直翼在音速附近的阻力。它的平行于
34、飞行方向的分力，即后掠翼的阻力，则比平直翼在于飞行方向的分力，即后掠翼的阻力，则比平直翼在音速附近时的阻力小音速附近时的阻力小( )。既然后掠翼此。既然后掠翼此时的阻力比较小，而飞行速度又较大，所以，折算出时的阻力比较小，而飞行速度又较大，所以，折算出的最大阻力系数比平直翼的最大阻力系数小得多。的最大阻力系数比平直翼的最大阻力系数小得多。后掠翼的空气动力特性一 第三，在跨音速阶段，阻力系数随第三，在跨音速阶段，阻力系数随M数增大的趋势比数增大的趋势比较缓和。较缓和。后掠翼只有在更大的后掠翼只有在更大的M数才能出现最大阻力系数，而且数才能出现最大阻力系数，而且其值也较小，所以，阻力系数增长的其值
35、也较小，所以，阻力系数增长的“坡度坡度”小。另外，小。另外，由于后掠翼的翼根效应和翼尖效应，会使机翼产生的翼由于后掠翼的翼根效应和翼尖效应，会使机翼产生的翼尖激波、后激波、前激波的时机有先有后，发展也有快尖激波、后激波、前激波的时机有先有后，发展也有快有慢。所以后掠翼阻力系数随有慢。所以后掠翼阻力系数随M数的变化趋于缓和。数的变化趋于缓和。 后掠角越大，上述三个特点越突出。后掠角越大，上述三个特点越突出。图图3-2-26画出画出了后掠角不同的三种后掠翼飞机的零升阻力系数随飞行了后掠角不同的三种后掠翼飞机的零升阻力系数随飞行M数变化的曲线。这可以大体上看出后掠角大小不同对数变化的曲线。这可以大体
36、上看出后掠角大小不同对飞机阻力系数的影响。但应指出，其中还存在着由展弦飞机阻力系数的影响。但应指出，其中还存在着由展弦比、厚弦比以及机身所带来的影响。比、厚弦比以及机身所带来的影响。 后掠翼的空气动力特性一 (三三)后掠翼的跨音速升力特性后掠翼的跨音速升力特性 后掠翼与平直翼相比，后掠翼的升力系数随后掠翼与平直翼相比，后掠翼的升力系数随M数的数的变化也比较和缓。具体有以下特点：变化也比较和缓。具体有以下特点： 1升力系数在比较大的升力系数在比较大的M数下才开始增大；数下才开始增大； 2随着随着M数的增大，升力系数的增减都比较缓慢；数的增大，升力系数的增减都比较缓慢； 3升力系数在跨音速阶段内的增减幅度较小；升力系数在跨音速阶段内的增减幅度较小； 图图3227给出了后掠角不同的三种后掠翼飞机的给出了后掠角不同的三种后掠翼飞机的升力系数随升力系数随M数的变化曲线。当然，其中还含有展弦比数的变化曲线。当然，其中还含有展弦比和厚弦比不同所带来的影响。和厚弦比不同所带来的影响。后掠翼的空气动力特性一图图3-2-15 空气流过后掠翼的情形空气流过后掠翼的情形后掠翼的空气动力特性一
