UCN5829在前面講到的為了保持層流附面層而采用的層流翼型(見圖2-21),前緣半徑比較小,最大厚度的位置靠后9 Xc約為40%~50%,上翼面氣流加速比較緩慢,壓力分布比較平坦,對提高臨界馬赫數也有作用。所以層流翼型比較適合高亞音速飛行,是高亞音速飛機采用較多的翼型。

對提高臨界馬赫數有效并在跨音速區域中有較好空氣動力特性的翼型是超臨界翼型。這種翼聲速線 型有較大的前緣半徑,~L翼面比較平坦,后部略較大。一旦出現局部超音速區,超音速氣流的膨脹加速也比較平緩,這就使得局部激波強度大大降低,并且局部激波的位置靠后,可以緩和激波誘導的附面層分離,從而大大減小跨音速激波的阻力。與層流翼型相比,它的跨音速氣動特性也比較好。

超音速飛機的機翼翼型應該采用前緣尖削、相對厚度更小即更薄的翼型(見圖2-8(i)、(j)。超音速飛行時在尖削的前緣會形成斜激波,有利于減小波阻。翼型相對厚度的減小也會使波阻大大減小。圖中的菱形翼型減小波阻的效果最好。

后掠機翼的作用，采用后掠機翼可以提高飛機的臨界馬赫數,并可以減小波阻。

我們可以把后掠機翼想象成將一個平直機翼向后掠一個角度(x)安裝在機身上(見圖2-44)。氣流以速度″流過平直機翼時,速度鑼垂直機翼前緣,整個速度r都沿著翼弦方向流過,速度的大小發生變化羅以用來產生升力。所以整個速度″對產生升力都是有效的。但對后掠機翼情況就不同了。由于氣流速度秒的方向不與機翼前緣垂直,可以將速度v分解為垂直機翼前緣的速度鈔1和平行機翼前緣的速度v2。%=v cos X;v2=v six/(見圖2=44)。o2沿機翼前緣平行的方向流動,速度大小不發生變化,對產生升力不起作用。只有速度o1在流過機翼的過程中,速度的大小不斷地發生變化,引起機翼表面壓力分布的變化,是產生升力的有效速度。這樣9經翼型加速的速度只是氣流速度的一部分色)CosX 9使這部分速度加速到當地的音速,氣流的速度v就可以比平直機翼更提高一些。所以,后掠機翼可以提高飛機的臨界馬赫數。后掠角越大9提高臨界馬赫數的效果越明顯。x=30°時。臨界馬赫數大約可提高8%。

流過平直機翼和后掠機翼的氣流速,(a)平直機翼;(b)后掠機翼,采用后掠杌翼還可以改善機翼的跨音速空氣動力特性,減小波阻。由于機翼向后掠一個角度,在機翼前緣和后緣形成的激波相對氣流也向后傾斜一個角度,整個激波波而像一個箭頭,以銳角對著氣流(見圖2-45),這種形狀的激波產生的波阻要比平直機翼上

激波產生的波阻小一些。能起到減小波阻作用的后掠機翼后掠角都比較大,一般在35°~50°之間。

采用后掠機翼帶來的問題,首先,后掠機翼的低速特性不好。與平直機翼相比,后掠機翼用來嚴生升力的有效速度減小了9升力系數和阻力系數也都減的箭頭形斜激波面著陸的速度大,滑跑距離長。

后掠機翼的失速特性不好。氣流流過后掠機翼時夕由于平行機翼前緣的分速度沿著展向的流動,使翼梢部位的附面層比翼根部位的厚,造成附面層分離首先在翼稍部位發生。附面層翼分離首先發生在翼梢部位,會帶來兩個主要的問題,首先,由于機翼具有一定的后掠角,翼梢部位的附面層分離后”而翼根部位的附面層還沒有分離,就會使機翼壓力中.

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