第三章 機(jī)翼-氣動(dòng)設(shè)計(jì)-第3講

1、開課單位：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

2、機(jī)總體布局 。根據(jù)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)。

3、 應(yīng)滿足動(dòng)強(qiáng)度、熱強(qiáng)度和氣動(dòng)彈性品質(zhì)要求； 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

4、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) ，將飛機(jī)作為一個(gè)整體來進(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

5、阻力系數(shù)。NACA 5位數(shù)字翼型NACA 23012如今在低速飛機(jī)上廣泛應(yīng)用。對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

6、紋度對轉(zhuǎn)捩沒有明顯影響，但高空 冰晶云和低空昆蟲在前緣的積聚將導(dǎo)致提前轉(zhuǎn)捩。 （3）高升力翼型 GAW-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

7、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 在一定來流速度下，氣流流過翼型表面各點(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)來流速度超過臨界馬赫數(shù)，翼型表面形成局部超 聲速區(qū)，對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

8、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

9、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、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)主要通過減小翼型相對厚度來減小波阻 ，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)

10、 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、梢弦長、展長、前后緣或1/4弦線的

11、后掠角。 機(jī)翼的平面幾何參數(shù) 機(jī)翼的平面參數(shù)與其對氣動(dòng)特性影響 （1）展弦比 展弦比對升力的影響 升力線斜率 隨展弦比 增大而增大 1 2 i L Di A C C 對于直機(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 . 1M 2 . 1M 對于后掠機(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)?在跨聲速時(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，

12、翼尖部分升力減小使飛 機(jī)產(chǎn)生上仰的趨勢。因此對于大展弦比機(jī)翼常采取 措施防止翼尖失速。 展弦比對機(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增加，根部剖面的絕 對高度增加，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)，尖削比對零升阻力影響較小，而對誘導(dǎo)阻力影響較 大 在超聲速時(shí)，主要是波阻隨有效

13、后掠角增大而降低，故對直機(jī)翼 而言 對后掠翼則相反 maxDL maxDL （3）后掠角 2 cos n LnL CC cos , n LL CC 2 cos n DnD CC 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) 后掠角對機(jī)翼氣動(dòng)特性有重要影響，尤其對超聲速和跨 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)

14、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 無尾“上仰”邊界 機(jī)翼后掠角和展弦比綜合在 一起對機(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 矩形機(jī)翼 梯形

15、機(jī)翼 1.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)翼的相對厚度對飛機(jī)的氣動(dòng)阻 力影響比較小，所以低速飛機(jī)一般采用相對厚度 比較大的翼型，機(jī)翼內(nèi)部空間比較大，絕對高度 相對而言也比較大，便于機(jī)翼內(nèi)部的裝載布置， 工藝簡單，結(jié)構(gòu)布置、強(qiáng)度、剛度等問題也比較 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冶仍酱螅?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

16、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， 而且在很小的相對厚度時(shí)，機(jī)翼內(nèi)部容積利用困難。 可用機(jī)翼邊條來改進(jìn)氣動(dòng)特性 “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。 邊條對氣動(dòng)特性的影響 邊條在大迎角的增升

17、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，幾乎無增升作用。 (a) (b) （C） M=0.8 （e） M=2.04 （d） M=1.2 3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

18、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?、后掠角和相對厚度，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)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

19、 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。這樣， 可以在根部絕對高度不增大條件下，減小 相對厚度，改善氣動(dòng)性能；或者，保持相 對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

20、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 持相對厚度不變而增 加根部弦長，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，對氣動(dòng) 性能不利。 可變后掠機(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 為小后掠角，大展弦比。而當(dāng)飛機(jī)要求 良好的高速特性 （如跨音速

21、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)展過程中，已解決了 轉(zhuǎn)軸結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，變后掠過程中飛機(jī)氣動(dòng) 中心的移動(dòng)過大等主要設(shè)計(jì)問題。 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，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，小相對厚度。很多超音速飛機(jī)采用三角機(jī)翼， 尤其是無尾型式和鴨式飛機(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)角度來看，三角翼的優(yōu)點(diǎn) 是超音速阻力小。 從亞音速過渡到超音速時(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