圖  " 后掠翼各剖面升力系數沿翼展方向的分布
綜上所述，后掠翼的繞流有兩個特點。首先，后掠翼部分地起到無限翼展后掠翼的作用，它的氣動特性取決于法向分速，而法向分速是小于來流速度的；其次，由于后掠翼存在翼根效應和翼尖效應，故影響了后掠翼的壓力分布。
二、后掠翼的氣動特性
后掠翼氣動特性主要取決于法向流動，而法向流動速度是小于來流速度 %&的。所以當來流馬赫數不斷增加，達到平直翼的臨界馬赫數時，在后掠翼上還不致出現局部法向分速等于音速的點。只有當 ’(&再繼續增大時，才會出現局部法向分速等于音速的情況。亦即后掠翼的臨界馬赫數總比具有同樣翼型和展弦比的平直翼的臨界馬赫數要高。顯然后掠角越大，法向分速越小，則臨界馬赫數越高。

圖  " )后掠角對 *+, ’(影響圖  " )表示了各種后掠角的機翼的零升阻力系數 *+-隨來流馬赫數 ’(& •."•
 
的變化曲線。由圖可見，與平直翼相比，后掠翼所對應的臨界馬赫數較高；而且在跨音速范圍內，在同一來流馬赫數 "下，后掠角越大，阻力系數值越小，后掠翼的阻力系數隨 "的變化較和緩。
對于升力系數，因為它是由法向分速的作用產生的，因此可寫為
 % &’( )*  +*(, % &’( )*  +* ,-./* "（) 01 0)2）
 
而垂直前緣方向測量的迎角和沿對稱面度量的迎角之間又存在如下關系
( 34 43 % &5 65-./"  %  -./" （) 0 1 0 )7）
因此 
&’  %  )*    8*  ,  % &’( -./* " 
&" ’  % 9&’ 9  % 9&’( 9 -./* " %  9&’( 9( 9( 9 -./* "
所以 
&" ’  %（&" ’）( -./" （) 0 1 0 ):）

其中（&" ）(表示法向流場中機翼的升力線斜率。可見無限翼展后掠翼的升力線
’
斜率較無限翼展平直翼的升力系數斜率要小 -./"倍，同樣迎角下的升力系數值亦小。后掠角越大，上述情況越顯著。對于有限翼展后掠翼來說，亦部分地反映了上述的效果。
后掠機翼雖然在空氣動力特性方面有上述一些優點，但也存在一定缺點。例如在大迎角下飛行時，容易在翼尖處引起氣流分離。其原因主要有兩個方面。一方面，在機翼上表面，因翼根效應，翼根部分平均吸力較小；因翼尖效應，翼尖部分吸力較大，如圖 ) 01 0))所示。于是，沿翼展方向，從翼根到翼尖存在壓力差，這個壓力差促使附面層內氣流向翼尖方向流動。翼尖附面層逐漸增厚，使后緣容易分離。另一方面，由于翼尖效應，在翼尖部分上表面前段，吸力增加，造成弦向反壓梯度的增大，增強了附面層內氣流向前的倒流作用。由于上述兩個原因，當迎角增加到一定程度時，后掠翼翼尖部分就會首先產生氣流分離，稱為翼尖失速。
后掠翼的翼尖處于較后的位置，翼尖失速，局部升力減小，使得飛機附加一個抬頭力矩，這將給飛機的縱向平衡帶來影響。此外副翼往往是置于機翼外側后緣，因此翼尖過早失速，還將影響副翼在大迎角飛行時的效能。
為了延緩后掠機翼的翼尖失速，通常采取下列措施。（)）使機翼沿展向具有一定的幾何扭轉，減小翼尖部分的迎角，推遲翼尖的氣流分離。 •;;•
 
（）在翼尖部分選用臨界迎角比較大的翼型。（"）在機翼上翼面裝置翼刀、機翼前緣鋸齒以防止附面層氣流的橫向流動。（）在機翼翼尖部分，設置前緣縫翼。
后掠翼的許多優點在高速飛行時才能體現出來，而其缺點主要是針對低速飛行的。
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第四章 飛機的飛行性能
第一節 飛行性能計算的原始數據和基本定義
飛機的飛行性能主要是由動力裝置特性和飛機的空氣動力特性所決定；而動力裝置特性和飛機的空氣動力特性又與大氣狀況有很大關系。因此，了解大氣的物理特性、動力裝置特性和飛機的氣動力特性是飛行性能計算的基礎。另外，飛機的飛行性能還與飛機的重量有關，而飛機的重量則因飛機的裝載不同和燃油的消耗而改變。上述兩種特性和飛機重量是進行飛行性能計算所必需的基本原始數據。
飛行速度是表征飛機飛行性能的基本參數之一。在本節也將給出飛行速度的定義。
一、國際標準大氣
飛機上的空氣動力及發動機所能提供的推力都與大氣特性有關，因此計算飛行性能時必須利用國際標準大氣。
二、飛行速度
制定國際標準大氣時假定大氣是靜止的，而實際上大氣是運動的。通常，大氣的垂直運動顯著地小于水平運動，所以一般把風理解為空氣的水平運動，并認為風速的大小和方向在一定時間內是不變的，即是常值風。
空氣相對于飛機質心的運動速度定義為真實空速，簡稱真速或空速，用 "表示。而飛機質心相對于空氣的速度，稱為飛行速度，它與真實空速大小相等、方向相反。飛機質心相對于地面的運動速度稱為對地速度，簡稱地速，用 "表示。
顯然，有風時真速和地速的關系為 " "%&（’ () (’）式中 &表示風速，如圖 ’() (’所示。只有在平靜大氣中，即無風時（ & *）空速才等于地速。
•)+•
 

圖  " "真速、地速和風速的關系
三、動力裝置的特性
現代超音速飛機主要采用兩種類型的發動機，即渦輪噴氣式和渦輪風扇式發動機。現代飛機的動力裝置除了包括發動機以外，還包括進氣裝置和排氣裝置。動力裝置的特性主要與飛機所采用的發動機類型有關。
評定發動機的主要指標有推力 %、耗油率 &’( )（或 *+）和推重比 ,-。推力是衡量發動機效率的主要指標。耗油率是衡量發動機經濟性的重要指標，它表示單位時間（一般以小時計）內產生單位推力（.）的燃油消耗量，單位是 )/ （0.•’）。推重比是指發動機的推力與其自身重量之比，是評定發動機性能的又一重要指標。一般希望發動機的推力大、推重比高而耗油率低。
　
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