氣流流速為亞音速，對降低氣動阻力有利。
按滿足亞音速前緣的要求，當飛行M 數(shù)等于1.2～1.8 時，機翼尖點擾動錐的半頂角
= ° °
−
= 56.5 ~ 33.5
1
1
M2
μ arctg ，則機翼前緣的后掠角應取為χ = 45° ~ 60° 。
圖6.12 亞音速前緣的后掠機翼
由以上的分析可知，當M ＞2 以后，要保持亞音速前緣，則χ 值要求很大。對后掠翼而
言，χ 值過大，對結(jié)構(gòu)設(shè)計極為不利，機翼結(jié)構(gòu)重量將顯著增加。因此，這時可以采用后掠角
較小的超音速前緣，以避開波阻最大的音速前緣。美國的F -15、蘇聯(lián)的МИГ-25 超音速飛機
機翼前緣的后掠角分別為45°和40°。
機翼后掠角加大，可以改善其高速的氣動特性，但對其低速特性是不利的，尤其是在最
大升阻比和最大的可用升力系數(shù)方面差別很明顯。它們的變化規(guī)律如圖6.13 和圖6.14 所示。
圖6.13 K ~ M 曲線 圖6.14 Cy ~ α 曲線
為了使飛機能在低速和高速時都具有良好的氣動性能，許多飛機采用了可變后掠翼。
采用可變后掠翼的飛機，能夠在飛行使用過程中，根據(jù)不同飛行狀態(tài)的需要，來改變機翼
可動部分后掠角的大小。顯然，在改變機翼后掠角的同時，機翼的展弦比和順氣流方向的翼型
相對厚度等一些其它參數(shù)也相應改變，結(jié)果對機翼氣動力特性的影響是很顯著的。例如美國的
F -111 多用途戰(zhàn)斗機，當其后掠角變化時，其機翼的主要幾何參數(shù)和氣動力系數(shù)的變化情況
· 79 ·
如表6.2 所示。
表6.2 F-111 飛機機翼的數(shù)據(jù)
前緣 M=0.85 M=2.5
后掠角
前χ
翼展
l（m）
機翼
面積
S（m2）
展弦比
λ
順氣流
相對厚度
C (%) Cx0 Kmax Cx0 Kmax
Cy著陸
16° 19.2 64 5.75 7.2 / / / / ≈2
50° 14.6 60 3.56 6.0
0.014
～0.016
13.4
～12.5
/ / /
72.5° 9.74 57 1.66 4.0 / / 0.025 4.22 /
從表6.2 中可以看出，當機翼的后掠角變大時，機翼的展弦比λ 、順氣流的翼型相對厚度
C 隨之也明顯地減小。因此，也就使超音速的波阻減小，使飛機的高速性能得到改善，而當
飛機在低速飛行時，機翼的后掠角變小，則可以改善飛機的低速特性，使誘導阻力減小，
提高。在起飛著陸時，機翼采用小后掠角并與襟翼一起使用，可以顯著地改善飛機的起飛著陸
性能，降低著陸速度，縮短滑跑距離。
Cy max
F-111 起飛時， 前χ =16°，著陸及亞音速巡航飛行時， 前χ =26°，高、低空超音速飛行時，
可選用72.5°以下的適當?shù)暮舐咏牵瑱C翼采用NACA 64A 系列的翼型，帶有常規(guī)機翼的負扭轉(zhuǎn)，
并布置有前緣縫翼及后緣開縫襟翼。因此，其所適用的速度范圍是比較寬的。
(四)機翼邊條
大后掠角機翼前緣在迎角不大時就能
產(chǎn)生自前緣卷起的脫體渦，從而產(chǎn)生非線
性的渦升力,如圖6.15 所示。但是機翼后
掠角太大，其低速性能較差。
鑒于從大后掠角細長機翼會產(chǎn)生脫體
渦升力和小后掠機翼低速升力大的兩方面
考慮。70 年代，一種中等后掠機翼前加上
大后掠細長邊條的設(shè)計新布局就出現(xiàn)了。
邊條的氣動影響主要有兩方面，一是邊條
前緣產(chǎn)生強的脫體渦，可以直接產(chǎn)生渦升
力；二是邊條脫體渦對機翼流場的有利干
擾會推遲機翼表面的氣流分離。邊條機翼
的布局特別適于改進飛機大迎角氣動性
能，如圖6.16 所示。
80 ·
圖6.15 細長機翼的渦升力（低速，后掠角75O）
無邊條
有邊條
有邊條
有邊條
·
升力系數(shù) 力矩系數(shù) 極曲線
圖6.16 有無邊條機翼的氣動特性的比較
F-16，F(xiàn)-18，米格29，蘇27 等戰(zhàn)斗機都采用邊條機翼的布局形式。邊條與近距鴨翼有相
似的對機翼有利干擾作用，而邊條在大迎角時比鴨式布局在升力特性上有更大的優(yōu)勢。鴨翼在
中國航空網(wǎng) m.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機總體設(shè)計(27)
