气流流速为亚音速，对降低气动阻力有利。
按满足亚音速前缘的要求，当飞行M 数等于1.2～1.8 时，机翼尖点扰动锥的半顶角
= ° °
−
= 56.5 ~ 33.5
1
1
M2
μ arctg ，则机翼前缘的后掠角应取为χ = 45° ~ 60° 。
图6.12 亚音速前缘的后掠机翼
由以上的分析可知，当M ＞2 以后，要保持亚音速前缘，则χ 值要求很大。对后掠翼而
言，χ 值过大，对结构设计极为不利，机翼结构重量将显著增加。因此，这时可以采用后掠角
较小的超音速前缘，以避开波阻最大的音速前缘。美国的F -15、苏联的МИГ-25 超音速飞机
机翼前缘的后掠角分别为45°和40°。
机翼后掠角加大，可以改善其高速的气动特性，但对其低速特性是不利的，尤其是在最
大升阻比和最大的可用升力系数方面差别很明显。它们的变化规律如图6.13 和图6.14 所示。
图6.13 K ~ M 曲线 图6.14 Cy ~ α 曲线
为了使飞机能在低速和高速时都具有良好的气动性能，许多飞机采用了可变后掠翼。
采用可变后掠翼的飞机，能够在飞行使用过程中，根据不同飞行状态的需要，来改变机翼
可动部分后掠角的大小。显然，在改变机翼后掠角的同时，机翼的展弦比和顺气流方向的翼型
相对厚度等一些其它参数也相应改变，结果对机翼气动力特性的影响是很显著的。例如美国的
F -111 多用途战斗机，当其后掠角变化时，其机翼的主要几何参数和气动力系数的变化情况
· 79 ·
如表6.2 所示。
表6.2 F-111 飞机机翼的数据
前缘 M=0.85 M=2.5
后掠角
前χ
翼展
l（m）
机翼
面积
S（m2）
展弦比
λ
顺气流
相对厚度
C (%) Cx0 Kmax Cx0 Kmax
Cy着陆
16° 19.2 64 5.75 7.2 / / / / ≈2
50° 14.6 60 3.56 6.0
0.014
～0.016
13.4
～12.5
/ / /
72.5° 9.74 57 1.66 4.0 / / 0.025 4.22 /
从表6.2 中可以看出，当机翼的后掠角变大时，机翼的展弦比λ 、顺气流的翼型相对厚度
C 随之也明显地减小。因此，也就使超音速的波阻减小，使飞机的高速性能得到改善，而当
飞机在低速飞行时，机翼的后掠角变小，则可以改善飞机的低速特性，使诱导阻力减小，
提高。在起飞着陆时，机翼采用小后掠角并与襟翼一起使用，可以显著地改善飞机的起飞着陆
性能，降低着陆速度，缩短滑跑距离。
Cy max
F-111 起飞时， 前χ =16°，着陆及亚音速巡航飞行时， 前χ =26°，高、低空超音速飞行时，
可选用72.5°以下的适当的后掠角，机翼采用NACA 64A 系列的翼型，带有常规机翼的负扭转，
并布置有前缘缝翼及后缘开缝襟翼。因此，其所适用的速度范围是比较宽的。
(四)机翼边条
大后掠角机翼前缘在迎角不大时就能
产生自前缘卷起的脱体涡，从而产生非线
性的涡升力,如图6.15 所示。但是机翼后
掠角太大，其低速性能较差。
鉴于从大后掠角细长机翼会产生脱体
涡升力和小后掠机翼低速升力大的两方面
考虑。70 年代，一种中等后掠机翼前加上
大后掠细长边条的设计新布局就出现了。
边条的气动影响主要有两方面，一是边条
前缘产生强的脱体涡，可以直接产生涡升
力；二是边条脱体涡对机翼流场的有利干
扰会推迟机翼表面的气流分离。边条机翼
的布局特别适于改进飞机大迎角气动性
能，如图6.16 所示。
80 ·
图6.15 细长机翼的涡升力（低速，后掠角75O）
无边条
有边条
有边条
有边条
·
升力系数 力矩系数 极曲线
图6.16 有无边条机翼的气动特性的比较
F-16，F-18，米格29，苏27 等战斗机都采用边条机翼的布局形式。边条与近距鸭翼有相
似的对机翼有利干扰作用，而边条在大迎角时比鸭式布局在升力特性上有更大的优势。鸭翼在
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