这将迅速减小升力和突然增大阻力。为了提高临界马赫数，减弱激波强度，60 年代后期，一
种新的称之为“超临界翼型”被人们设计出来。这种翼型的特征是，上表面较平坦，下表面后
段弯曲较大，并向上内凹，头部半径较大，如图6.6 所示。
图6.5 翼型的跨音速流场与激波
超临界翼型的气动特性从图上可看出，在跨音速流时，激波强度明显减弱，并靠近翼型的
后缘位置。超临界翼现已广泛应用于现代运输机和客机上。这种翼型也被用于设计超临界机动
战斗机的试验中。 附面层加厚与分离
M∞> M临界
超临界
普通
超临界翼型
普通翼型
图6.6 普通翼型与超临界翼型的外形及跨音速压力分布的比较
二、机翼的平面形状设计
机翼平面几何形状参数有机翼的面积、展弦比、根梢比、后掠角等，如图6.7 所示。
（一）展弦比λ
机翼的展弦比λ = l 2 / S 。l ——机翼的展长， S ——机翼的面积。
λ 的大小，对机翼的诱导阻力系数、零升阻力系数和升力线斜率等方面的气动
特性都有影响。
xi C 0 x C αy
C
对于低速飞机诱导阻力在机翼阻力中占一定的比例，不可忽视。Cxi 与λ 成反比，增大机
翼的展弦比可以降低诱导阻力和增大升阻比，这对提高飞机的升限和加大飞机的航程都是有利
的。
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图6.7 机翼平面形状的几何参数定义
机翼的面积— S
机翼的展长— l
展弦比λ = l 2 / S
根梢比η
后掠角χ
l /2
高速飞机的阻力中，波阻占很大的比例。减小机翼的展弦比，可使阻力系数明显降低。
Cx ~ M 曲线随λ 的变化如图6.8 所示。
因此，对于超音速飞机，应采用较小的展弦比。这主要是因为，减小λ 可以使临界M 数提
高，延缓激波的产生，减弱激波的强度，从而使波阻降低。
λ 对机翼升力系数曲线的斜率也有明显的影响。αy
C λ 减小， 也减小。如αy
C Cy ~α 曲线
随λ 的变化图6.9 所示。
图6.8 不同展弦比机翼的Cx ~ M 曲线 图6.9 不同展弦比机翼的Cy ~ α 曲线
由图6.9 也可以看出，当机翼的λ 减小时，临界攻角和着陆攻角也随之增大很多。因此，
实际上要在着陆时利用其所能提供的值是比较困难的，要受到起落架高度的限制。
Cxmax
λ 减小，可以防止大攻角时翼尖失速，减小从亚音速到超音速过程中，气动焦点的移动量，
这对改善高速飞机的纵向稳定性和操纵性是有利的。但减小λ ，由于降低了飞机横滚阻尼特性，
又对飞机的横向稳定性和操纵性产生不利的影响。
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此外，减小展弦比，会使机翼根部的弯矩减小，结构重量减轻，并且在机翼面积相同的情
况下，机翼的弦长和厚度的绝对尺寸加大，使机翼的结构高度增大，这对承力构件的布置和内
部容积的利用都是有利的。
总的来说，对于亚音速飞机宜采用较大的λ ，一般在6～8 左右，最大甚至超过10。对于
超音速飞机，约在3～5 左右，有的小到2 左右。
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