第三章 機(jī)翼-氣動(dòng)設(shè)計(jì)-第3講

1、開(kāi)課單位：飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所主講教師：焦起祥 機(jī)翼是飛機(jī)的重要部件之一。 由于機(jī)翼是飛機(jī)的主要升力面，它對(duì)飛機(jī)性能和飛行品質(zhì)有重要影響。 機(jī)翼設(shè)計(jì)包括機(jī)翼的氣動(dòng)力設(shè)計(jì)和機(jī)翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)兩部分。 機(jī)翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是互相聯(lián)系、互相制約、密切相關(guān)的。 氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)在機(jī)翼設(shè)計(jì)中地位。 機(jī)翼的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與其它部件外形密切相關(guān) 機(jī)翼的結(jié)構(gòu)形式和結(jié)構(gòu)布局應(yīng)考慮全機(jī)的受力 系統(tǒng) 機(jī)翼結(jié)構(gòu)的主要特點(diǎn) 機(jī)翼設(shè)計(jì)必須采用綜合設(shè)計(jì)方法 機(jī)翼部件設(shè)計(jì)的特點(diǎn)和原則 :機(jī)翼部件設(shè)計(jì)的主要依據(jù) :飛機(jī)型式和氣動(dòng)布局 。根據(jù)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)給出飛機(jī)型式、飛機(jī)三面圖和機(jī)翼主要參數(shù)進(jìn)行機(jī)翼詳細(xì)而具體的氣動(dòng)設(shè)計(jì)。飛機(jī)總體布局 。根據(jù)

2、飛機(jī)總體布局的部位安排圖，進(jìn)行機(jī)翼結(jié)構(gòu)布局和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。 強(qiáng)度、剛度規(guī)范及技術(shù)設(shè)計(jì)指標(biāo) ，總體設(shè)計(jì)要求；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中所遵循的強(qiáng)度、剛度、疲勞、耐久性和損傷容限設(shè)計(jì)規(guī)范以及適航條例等。飛機(jī)總體設(shè)計(jì)對(duì)機(jī)翼部件設(shè)計(jì)的具體要求，如機(jī)翼面積、機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量、機(jī)翼使用壽命等。舵面面積及要求（前、后緣襟翼，副翼，擾流片等）機(jī)翼部件設(shè)計(jì)的主要要求 : 空氣動(dòng)力外形和表面質(zhì)量應(yīng)滿足氣動(dòng)布局、飛機(jī)性能和飛行品質(zhì)要求； 符合飛機(jī)總體布局要求，受力構(gòu)件布置合理，傳力路線短，結(jié)構(gòu)重量最輕，滿足飛機(jī)總體設(shè)計(jì)重要指標(biāo)要求； 按飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱進(jìn)行機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度、疲勞和損傷容限設(shè)計(jì)。 應(yīng)滿足動(dòng)強(qiáng)度、熱強(qiáng)度和氣動(dòng)彈性品質(zhì)要求；

3、 應(yīng)滿足安裝和制造工藝性、使用性、經(jīng)濟(jì)性和成本要求。機(jī)翼外形和幾何參數(shù)確定 增升裝置設(shè)計(jì) 副翼設(shè)計(jì) 與機(jī)身、尾翼、鴨翼等氣動(dòng)外形和位置協(xié)調(diào)設(shè)計(jì) 機(jī)翼部件設(shè)計(jì)內(nèi)容 （氣動(dòng)部分） 選擇結(jié)構(gòu)受力形式，根據(jù)飛機(jī)總體布置圖進(jìn)行主要受力系統(tǒng)布局，并布置機(jī)翼的主要受力構(gòu)件，確定主要構(gòu)件材料 機(jī)翼內(nèi)部空間布置和外掛物位置確定，布置集中受力構(gòu)件位置 外載荷計(jì)算，繪制控制切面力圖 機(jī)翼蒙皮分塊，確定維護(hù)檢查口蓋，進(jìn)行機(jī)翼縱向和橫向元件布置，繪制機(jī)翼的理論圖 進(jìn)行完整性分析和試驗(yàn)，并對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行打樣設(shè)計(jì)和詳細(xì)設(shè)計(jì) 優(yōu)化設(shè)計(jì)得到的結(jié)構(gòu)尺寸進(jìn)行生產(chǎn)圖紙繪制 機(jī)翼部件設(shè)計(jì)內(nèi)容 （結(jié)構(gòu)部分）機(jī)翼部件設(shè)計(jì)方法 一體化設(shè)計(jì)

4、，將飛機(jī)作為一個(gè)整體來(lái)進(jìn)行氣動(dòng)設(shè)計(jì)，機(jī)翼設(shè)計(jì)是飛機(jī)整體氣動(dòng)設(shè)計(jì)的一部分，以整體性能優(yōu)化作為設(shè)計(jì)目標(biāo)。 多學(xué)科綜合優(yōu)化設(shè)計(jì) ，氣動(dòng)/隱身一體化設(shè)計(jì)，氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)；結(jié)構(gòu)/工藝一體化設(shè)計(jì)； 廣泛采用CFD方法 經(jīng)驗(yàn)和判斷起重要作用 打樣設(shè)計(jì)和詳細(xì)設(shè)計(jì)交叉進(jìn)行 系統(tǒng)化+并行化設(shè)計(jì)+智能化設(shè)計(jì)翼型的選擇與設(shè)計(jì) 幾何參數(shù)：前緣半徑，后緣角，彎度，厚度 氣動(dòng)參數(shù)：升力，阻力，力矩翼型的類型與特征 早期的翼型 層流翼型 高升力翼型 跨聲速翼型 超聲速翼型 典型翼型 （1）早期的翼型翼型具有薄的很大彎度，可以得到較高的升力系數(shù)和較小的阻力系數(shù)。NACA 5位數(shù)字翼型NACA 23012如今在低速飛機(jī)上廣

5、泛應(yīng)用。對(duì)NACA五位數(shù)字翼型進(jìn)一步修改前緣半徑和最大厚度后移的NACA0012-64 翼型目前在高速飛機(jī)上使用。（2）層流翼型 低升力時(shí)翼型阻力主要是摩阻，層流翼型的阻力比普通紊流翼型的阻力可以減小一倍以上。為獲得較寬的層流范圍，將最小壓力點(diǎn)后移，此種翼型最大升力系數(shù)較低。實(shí)踐得出下列結(jié)論：自然層流可以在一個(gè)相當(dāng)大的范圍內(nèi)存在，飛行環(huán)境擾動(dòng)對(duì)附面層影響不大，在相當(dāng)大的雷諾數(shù)范圍內(nèi)附面層較穩(wěn)定；層流的消失會(huì)引起飛機(jī)性能和操穩(wěn)特性的重大變化，巡航阻力將增加24%，配平最大升力將下降27%；機(jī)翼表面波紋度對(duì)轉(zhuǎn)捩沒(méi)有明顯影響，但高空冰晶云和低空昆蟲(chóng)在前緣的積聚將導(dǎo)致提前轉(zhuǎn)捩。（3）高升力翼型GAW-

6、1翼型是首次由計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)方法設(shè)計(jì)的先進(jìn)的高升力翼型，其幾何特點(diǎn)為：具有大的上表面前緣半徑，以減小大迎角下負(fù)壓峰值，并因此推遲翼型失速；翼型的上表面較平坦，當(dāng)迎角 時(shí)，上表面載荷分布均勻；翼型在靠近后緣處下表面有較大彎度，并具有上、下表面斜率近似相等的鈍后緣。 0這類翼型的升力和阻力特性均達(dá)到設(shè)計(jì)要求，最大升力比NACA翼型顯著提高，而巡航阻力相當(dāng)，爬升升阻比大。其主要缺點(diǎn)為：失速特性差，在迭速臨界迎角附近，上表面分離面積迅速擴(kuò)大，導(dǎo)致升力系數(shù)突然大幅度下降，低頭力矩很快增加；低頭力矩較大，增加配平阻力。（4）跨聲速翼型在一定來(lái)流速度下，氣流流過(guò)翼型表面各點(diǎn)的流速不同，當(dāng)翼型表面最大速度達(dá)到

7、聲速時(shí)，相應(yīng)自由流馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)。當(dāng)來(lái)流速度超過(guò)臨界馬赫數(shù)，翼型表面形成局部超聲速區(qū)，對(duì)普通翼型而言超聲速區(qū)以激波而告終，隨流速增加，激波高度增加、強(qiáng)度增加，激波引起翼型阻力增加，通常將阻力急聚上升時(shí)對(duì)應(yīng)的自由流馬赫數(shù)稱阻力發(fā)散馬赫數(shù)。 此時(shí)升力也聚降，力矩猛烈波動(dòng)，并發(fā)生抖振。阻力發(fā)散馬赫數(shù)一般高于臨界馬赫數(shù)，阻力發(fā)散馬赫數(shù)愈高對(duì)應(yīng)的超臨界特性愈好。普通翼型的跨聲速流動(dòng) 尖峰翼型 Liebeck 翼型的壓力分布圖 尖峰翼型該翼型的特點(diǎn)是使翼型上表面的前部具有明顯的負(fù)壓峰，故稱尖峰翼型 。臨界馬赫數(shù)并不高，主要提高了阻力發(fā)散馬赫數(shù)。使翼型在這個(gè)超臨界狀態(tài)區(qū)域內(nèi)可以很好的使用。超臨界翼型和

8、壓力分布 超臨界翼型 超臨界翼型的頭部比較豐滿，以消除前緣的負(fù)壓峰，避免氣流過(guò)早達(dá)到聲速。翼型上表面中部比較平坦，上表面大約在5%弦向位置直到靠近后部的弱激波位置有均勻的超聲速速度分布，超聲速區(qū)以等熵或接近等熵壓縮的方式恢復(fù)到亞聲速區(qū)，壓力分布比較平坦，激波強(qiáng)度降低。 下表面有一個(gè)向里凹進(jìn)去的反曲段，使后部升力增加，稱為后加載，以彌補(bǔ)上表面平坦而引起升力不足。 超臨界翼型比尖峰翼型有更大臨界馬赫數(shù)；激波后的壓力平臺(tái)有穩(wěn)定附面層作用，提高了抖振邊界； 超臨界翼型的后加載特性引起較大低頭力矩，配平阻力增加。超臨界翼型的非設(shè)計(jì)點(diǎn)的特性較差。超聲速翼型 （5）超聲速翼型 超聲速翼型通常有雙弧形、菱形、

9、四角形和六面形四種。雙弧形翼型氣動(dòng)效果好，結(jié)構(gòu)剛度較好，已被采用。但飛機(jī)均存在低速飛行階段，超聲速翼型前緣易分離，升力系數(shù)小，故一般應(yīng)用較少。超聲速飛機(jī)主要通過(guò)減小翼型相對(duì)厚度來(lái)減小波阻，而不采用尖頭翼型。翼型的氣動(dòng)特性 升力和失速特性 升力線斜率 零升力迎角 最小阻力系數(shù) 升致阻力 力矩特性 翼型的選擇 設(shè)計(jì)任務(wù)和要求 飛機(jī)設(shè)計(jì)M數(shù) 翼型選擇和設(shè)計(jì)雷諾數(shù) 翼型飛機(jī)一體化流程圖 翼型的設(shè)計(jì) 翼型沿展向配置與彎扭設(shè)計(jì)在機(jī)翼上為改善某些氣動(dòng)特性常采用幾何扭轉(zhuǎn)或氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)。氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)是指展向剖面弦線共面，無(wú)幾何扭轉(zhuǎn)，但沿展向采用不同翼型，各剖面零升力線不一致而形成氣動(dòng)上的扭轉(zhuǎn)角。當(dāng)機(jī)翼任一展向位置處翼剖

10、面弦線與翼根剖面弦線間的夾角稱幾何扭轉(zhuǎn)角。 機(jī)翼的平面形狀是指機(jī)翼在XZ平面投影的形狀。按平面形狀的不同，機(jī)翼可分為矩形機(jī)翼、橢圓形機(jī)翼、梯形機(jī)翼、后（前）掠機(jī)翼和三角形機(jī)翼等。 機(jī)翼的平面形狀通常用三個(gè)參數(shù)，即展弦比 、尖削比 和后掠角 來(lái)描述，用這樣三個(gè)參數(shù)可確定一系列幾何相似的機(jī)翼平面形狀，當(dāng)機(jī)翼面積確定以后，則可確定機(jī)翼根弦長(zhǎng)、梢弦長(zhǎng)、展長(zhǎng)、前后緣或1/4弦線的后掠角。機(jī)翼的平面幾何參數(shù)機(jī)翼的平面參數(shù)與其對(duì)氣動(dòng)特性影響（1）展弦比 展弦比對(duì)升力的影響升力線斜率 隨展弦比 增大而增大12iLDiACC對(duì)于直機(jī)翼和三角翼，展弦比減小可以顯著的減小跨聲速的激波阻力和提高臨界M數(shù)M數(shù)。 2 .

11、 1M2 . 1M對(duì)于后掠機(jī)翼：減小展弦比則減小機(jī)翼的激波強(qiáng)度跨聲速區(qū)，展弦比減小反而增加阻力，因?yàn)樵诳缏曀贂r(shí)減小波阻的最有效措施是增大機(jī)翼后掠角，而后掠機(jī)翼的翼根和翼尖效應(yīng)都降低后掠的作用，對(duì)小展弦比機(jī)翼這種不利影響更大，降低了后掠機(jī)翼的減阻作用。 對(duì)大展弦比的后掠機(jī)翼，在大迎角時(shí)，翼尖氣流分離，會(huì)使機(jī)翼提早失速，翼尖部分升力減小使飛機(jī)產(chǎn)生上仰的趨勢(shì)。因此對(duì)于大展弦比機(jī)翼常采取措施防止翼尖失速。 展弦比對(duì)機(jī)翼零阻的影響 展弦比與耗油量關(guān)系（2）尖削比 尖削比增大對(duì)于直機(jī)翼升力線斜率稍有增大尖削比影響機(jī)翼的展向升力分布，當(dāng)=0.5翼載分布接近于橢圓形，因此誘導(dǎo)阻力降低。尖削比加大可以減小氣動(dòng)中

12、心從亞聲速到超聲速時(shí)的移動(dòng)量尖削比減小不但減小翼尖載荷并且翼根弦長(zhǎng)增加，根部剖面的絕對(duì)高度增加，從而使機(jī)翼抗彎扭剛度增加，結(jié)構(gòu)質(zhì)量降低。但尖削比大小還應(yīng)考慮副翼和操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)空間，外掛物的固定等結(jié)構(gòu)因素。在亞聲速時(shí)，尖削比對(duì)零升阻力影響較小，而對(duì)誘導(dǎo)阻力影響較大 在超聲速時(shí)，主要是波阻隨有效后掠角增大而降低，故對(duì)直機(jī)翼而言 對(duì)后掠翼則相反maxDLmaxDL（3）后掠角2cosnLnLCCcos,nLLCC2cosnDnDCC斜置翼流譜沿展向不同剖面上壓強(qiáng)系數(shù)沿展向各剖面上升力系數(shù) 后掠角對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性有重要影響，尤其對(duì)超聲速和跨聲速飛機(jī)有明顯優(yōu)點(diǎn)，后掠角可降低機(jī)翼的波阻，減小氣動(dòng)中心從亞聲

13、速到超聲速的移動(dòng)量，使氣動(dòng)中心變化和緩。但后掠角增大使升力線斜率降低，亞聲速的巡航特性和起落性能變差。另外翼尖分離使誘導(dǎo)阻力增加和誘發(fā)俯仰力矩的上仰。故后掠角選擇在機(jī)翼設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)和展弦比及尖削比綜合考慮確定。 機(jī)翼后掠角經(jīng)驗(yàn)曲線后掠角使機(jī)翼上氣流向外側(cè)流，使翼尖載荷增大，要保持橢圓形升力分布需減小尖削比 后掠角和尖削比相互關(guān)系無(wú)尾“上仰”邊界機(jī)翼后掠角和展弦比綜合在一起對(duì)機(jī)翼的俯仰力矩特性有很大影響，特別是引起俯仰力矩不安定性。 從氣動(dòng)中心位置看，在亞聲速時(shí)，后掠角增大使氣動(dòng)中心后移，超聲速時(shí)趨勢(shì)相反。氣動(dòng)中心變化從亞聲速到超聲速的變化隨后掠角增大而變得和緩，并減小氣動(dòng)中心后移量。在亞聲速時(shí)，后

14、掠角增大使翼尖分離嚴(yán)重，力矩曲線的上仰更嚴(yán)重。機(jī)翼前視圖的形狀參數(shù)1、機(jī)翼的上（下）反角2、機(jī)翼的安裝角 機(jī)翼的平面形狀和布局平直機(jī)翼后掠機(jī)翼，變后掠 前掠機(jī)翼 三角機(jī)翼一、平直機(jī)翼 1.矩形機(jī)翼 2.梯形機(jī)翼 3.平面橢圓形機(jī)翼 1矩形機(jī)翼特點(diǎn)氣動(dòng)方面：這樣的機(jī)翼主要適用于較低的亞音速飛機(jī)。對(duì)于大展弦比矩形機(jī)翼，其低速氣動(dòng)特性良好，誘導(dǎo)阻力小，升阻比大，機(jī)翼根部先失速，不影響副翼效率。 結(jié)構(gòu)方面：低速機(jī)翼的相對(duì)厚度對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)阻力影響比較小，所以低速飛機(jī)一般采用相對(duì)厚度比較大的翼型，機(jī)翼內(nèi)部空間比較大，絕對(duì)高度相對(duì)而言也比較大，便于機(jī)翼內(nèi)部的裝載布置，工藝簡(jiǎn)單，結(jié)構(gòu)布置、強(qiáng)度、剛度等問(wèn)題也比

15、較好解決。2 梯形機(jī)翼特點(diǎn) 大展弦比梯形機(jī)翼：比矩形直機(jī)翼有較小的重量，因?yàn)楦冶仍酱?，在其它同等條件下機(jī)翼的重量就越小，而其剛度就越大。 根梢比越大時(shí)，由于翼尖失速而使副翼的效率下降，Cy值減小。 廣泛地應(yīng)用于亞音速飛機(jī)上。翼根為矩形而接著外翼為帶翼尖倒圓的梯形機(jī)翼，其空氣動(dòng)力性能與橢圓形機(jī)翼近似，但制造非常簡(jiǎn)便。 小展弦比梯形機(jī)翼：小展弦比直機(jī)翼的氣動(dòng)特性適合于超音速飛行，在大M數(shù)時(shí)阻力較小。 具有一定后掠角的小展弦比梯形機(jī)翼的重量及剛度特性一般介于后掠翼與三角機(jī)翼之間。 缺點(diǎn)是跨音速性能不好，波阻大而焦點(diǎn)變化劇烈，而且在很小的相對(duì)厚度時(shí)，機(jī)翼內(nèi)部容積利用困難?？捎脵C(jī)翼邊條來(lái)改進(jìn)氣動(dòng)特性“

16、邊條”是前緣尖銳，后掠角很大（達(dá)70度以上）的渦流控制面。前緣邊條進(jìn)行渦流控制可大大提高升力、降低阻力和改善操縱性。 邊條對(duì)氣動(dòng)特性的影響 邊條在大迎角的增升作用主要是邊條渦提高機(jī)翼的吸力，增加機(jī)翼附面層的能量，緩和機(jī)翼的分離。邊條渦與機(jī)翼渦的相互干擾增強(qiáng)了渦系的強(qiáng)度，推遲渦的破裂，使大迎角時(shí)升力增加。在超聲速時(shí)邊條的增升作用只限在邊條本身的升力，幾乎無(wú)增升作用。(a)(b)（C） M=0.8（e） M=2.04（d） M=1.23平面橢圓形機(jī)翼 與其它形狀的機(jī)翼相比具有更好的環(huán)量分布，這就保證了這種機(jī)翼具有較好的空氣動(dòng)力性能。 這樣的機(jī)翼因其非線性的形狀使生產(chǎn)很復(fù)雜，縱向構(gòu)件剖面的形狀沿翼展

17、變化較大。 現(xiàn)代飛機(jī)較少采用這種型式的機(jī)翼平面形狀。 二、后掠機(jī)翼 機(jī)翼的后掠角主要用于減緩跨音速、超音速的不利影響。 高亞音速飛機(jī)選用后掠機(jī)翼型式是為了提高機(jī)翼的臨界M數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生，避免在主要飛行狀態(tài)下出現(xiàn)很大的波阻，從而提高飛機(jī)性能。因此，后掠機(jī)翼型式已成為高亞音速飛機(jī)的典型型式。 問(wèn)題： 高亞音速飛機(jī)為何會(huì)產(chǎn)生激波？ 超音速飛機(jī)選用后掠機(jī)翼型式可改善跨音速性能，即減少最大波阻系數(shù)的峰值Cxmax，并使Cx-M曲線變化較為平緩，配合適當(dāng)?shù)恼瓜冶取⒑舐咏呛拖鄬?duì)厚度，可以保證有好的氣動(dòng)特性。 機(jī)翼正的后掠角增加了飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性。提高橫向穩(wěn)定性會(huì)妨礙后掠翼飛機(jī)達(dá)到高的機(jī)動(dòng)性能。為了改善機(jī)

18、動(dòng)性能使后掠機(jī)翼具有下反角。 后掠機(jī)翼的主要缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)重量較大，剛度特性較差。同時(shí)在大后掠及大梯形比情況下，容易引起翼梢氣流分離，使飛機(jī)安定操縱性變壞。所以當(dāng)選用大后掠 、大梯形比機(jī)翼時(shí)，需考慮能改善翼梢分離的有效措施。例如在機(jī)翼的上表面上安裝翼刀，做成（鋸痕）縫隙，以防止附面層沿展向流動(dòng) ，或者采用機(jī)翼幾何扭轉(zhuǎn)。為了改進(jìn)后掠機(jī)翼的缺點(diǎn)，即為了減輕結(jié)構(gòu)重量和增加剛度，改進(jìn)氣動(dòng)特性，可以有很多種方案: 多后掠角機(jī)翼 (圖a) 機(jī)翼根部后掠較大，同時(shí)根弦較長(zhǎng)。這樣，可以在根部絕對(duì)高度不增大條件下，減小相對(duì)厚度，改善氣動(dòng)性能；或者，保持相對(duì)厚度不變而增加根部結(jié)構(gòu)高度，改善重量及剛度特性。 根部保持良

19、好的后掠效應(yīng)，而適當(dāng)減小機(jī)翼外段后掠角，以改進(jìn)翼稍分離現(xiàn)象。缺口三角形后掠機(jī)翼 (圖b) 這是介于三角機(jī)翼和后掠機(jī)翼之間的一種型式，可以看作是將三角翼后緣中部后移，這樣使操縱面后掠而機(jī)翼平均氣動(dòng)力弦前移，增加了平尾力臂，改善了操縱性。 也可以看作是切去后掠機(jī)翼外部后緣而形成，和一般后掠機(jī)翼比較，其誘導(dǎo)阻力較低，且便于采用翼尖副翼，扭轉(zhuǎn)變形較小變梯形比后掠機(jī)翼(圖c) 為了增加機(jī)翼根部結(jié)構(gòu)高度，可以保持相對(duì)厚度不變而增加根部弦長(zhǎng)，以改善重量及剛度特性和根部利用。但如果根部后掠角減小，對(duì)氣動(dòng)性能不利?？勺兒舐訖C(jī)翼(圖d) 當(dāng)飛機(jī)要求良好的低速特性（如起降性能，亞音速巡航性能等）時(shí)，要求機(jī)翼為小后掠

20、角，大展弦比。而當(dāng)飛機(jī)要求良好的高速特性 （如跨音速加速，超音速飛行等）時(shí)，要求機(jī)翼為大后掠角，小展弦比。在選用固定翼外形時(shí)，只能折中地選擇參數(shù)以照顧兩方面矛盾的要求。 可變后掠機(jī)翼能在平面形狀 、機(jī)翼參數(shù)上完全滿足上述的矛盾要求。機(jī)翼在飛行中可繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)以改變后掠角。實(shí)際上，在改變后掠角的同時(shí)，機(jī)翼的展弦比也相應(yīng)改變。 可變后掠機(jī)翼在發(fā)展過(guò)程中，已解決了轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，變后掠過(guò)程中飛機(jī)氣動(dòng)中心的移動(dòng)過(guò)大等主要設(shè)計(jì)問(wèn)題。 主要缺點(diǎn)為由于增加了轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)及變后掠操縱機(jī)構(gòu)，增大了機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量。三、三角機(jī)翼型式 高速飛機(jī)為了進(jìn)一步減小波阻，提高飛行速度，要求進(jìn)一步增大后掠角和減小相對(duì)厚度。這就使得機(jī)翼的強(qiáng)度、剛度特性更加惡化，結(jié)構(gòu)越來(lái)越重。解決這一矛盾的有效措施是采用三角機(jī)翼。 三角機(jī)翼可以看成在后掠翼的后緣添補(bǔ)一塊三角面積演變而來(lái)，其后緣平直，或前掠，或略微后掠。三角機(jī)翼的外形特征是：大后掠角，小展弦比， 大梯形比，小相對(duì)厚度。很多超音速飛機(jī)采用三角機(jī)翼，尤其是無(wú)尾型式和鴨式飛機(jī)，多數(shù)是三角機(jī)翼。 三角機(jī)翼具有小展弦比大后掠機(jī)翼的特性，跨音速性能好。從氣動(dòng)力學(xué)角度來(lái)看，三角翼的優(yōu)點(diǎn)是超音速阻力小。 從亞音速過(guò)渡到超音速時(shí)，機(jī)翼壓力中心后移量小，即機(jī)翼焦點(diǎn)移動(dòng)較小，可以大大改善飛機(jī)跨音速飛行的操縱性，這對(duì)舵面平衡能力比較差的飛機(jī)尤為重要。 缺點(diǎn)是亞音速飛行時(shí)升阻比低，亞音