不一致，只能
借助于实验方法来确定。
对翼型前缘点的力矩系数（抬头为正）
" %&’压（( ) (*）应用式（( ) +）在，超音速飞行时此力矩系数可写为
"
-., / ( 1(/
-./ / (（( ) (2）
0
0
三、高速翼型特点
综合上述各点可知，在 -.0 3-.临后，流过机翼的气流参数变化特点与亚音速时大不相同，它使得机翼的升力、阻力、力矩特性都发生了很大的变化。
为了适应这些变化，在高速飞机的翼型外形上采用了相应的措施。对于亚音速飞行的飞机，主要设法尽量提高翼型的 -.临以延迟机翼气动力的急剧变化；对于主要在跨音速飞行的飞机，主要设法缓和 %’的增长幅度，减少 %&的波动幅度及缩短 -.临和 -.上临之间的范围；对于主要在超音速飞行的飞机，则尽量设法减少波阻。
提高翼型 -.临的措施，是使翼型的压力分布（或速度分布）均匀化，以推迟超音速区的出现从而使翼型 -.临得到提高。为此，一般翼型可采用对称或小弯度薄翼，最大厚度位置靠近翼弦的中部。对于喷气式运输机，则可以选用相对厚度较大，但临界 -.数相当高的超临界翼型。为了减少翼型头部的激波强度，高速翼型的头部不像低速翼型那样钝，以防止脱体激波和正激波的产生。
减少 4是缩短 -临和 -上临之间范围的有效办法。很明显 4 5时的平板（ 6 5）， -.临和 -上临间距离趋于 5，也就是没有跨音速范围。实际上 4是不能等于 5的，所以当 4较小时， -和 -临之间距离较小， 74& 8 （或 %&）随 -数的变化曲线没有多大
临上7
变动，在跨音速范围内几乎是平滑、单调地由亚音速过渡到超音速。
第四节 9后掠机翼
为了改善机翼在跨音速和超音速飞行时的气动特性，除了在机翼剖面形状上采取适当措施外，在机翼的平面形状方面也有相应变化。为了改善跨音速飞机的飞行性能，现代高速飞机广泛采用了后掠机翼。
一、绕后掠机翼的流动和展向载荷分布特点
设后掠机翼翼展是无限长的情况，如图 ( ) (5所示。当空气流过此机翼时，可以将 :0分解为两个分速，一个是垂直于前缘的法向流动分速 :; :04<="，一个是 •,(•
平行于前缘的展向流动分速 " %&’。如果此无限翼展的机翼由同一翼型所组成，若不考虑气流黏性，则展向流动对于翼面上的压力分布无影响，而垂直于前缘的法向气流则好像是流过一个平直机翼一样。也就是说，此无限翼展机翼的气动特性仅取决于法向流动，而与展向流动无关。
图 ( )* )(+,空气流过后掠翼时速度的分解
当气流流过此机翼时，由于展向分速不变而法向分速不断改变，使得流线会产生倾斜。空气从远前方流近前缘，法向分速受到阻滞而越来越慢，展向分速保持不变
（"-"）。这样，越靠近前缘，不仅速度越来越慢，而且气流方向越来越向左偏斜。经前缘后，空气流向最小压力点的途中，法向分速又逐渐增加（ ’. / 0’1），而展向分速不变（". "1），所以局部流速渐渐增加且方向转向右边。以后，又因法向分速减小，气流又转回原来方向。
对于有限翼展的后掠翼，由于翼根和翼尖的影响，使它与无限翼展后掠翼情况有一定的差别。但在后掠翼的中间部分与无限翼展后掠翼是十分接近的。
后掠翼由于翼根和翼尖的存在，将引起所谓翼根效应和翼尖效应。在根部上表面前段，流线偏离对称面，流管扩张变粗；而在后段流线向内偏斜，流管收缩变细。在亚音速条件下，前段变粗，于是流速减慢，压力升高；后段变细，流速加快，压力降低
（即吸力增大）。流管的最小截面位置后移，故最小压力点后移（相对于后掠翼中段）
至于翼尖部分，情况正好相反，翼尖外侧气流是径直向后流动。而翼尖部分的前段流线向外偏斜，故流管收缩变细，流速加快，压力降低（即吸力增加）；而在后段，因流线向内偏斜，故流管扩张变粗，流速减慢，压力升高。因流管最小截面位置前移（相对于后掠翼的中段来讲），虽然在翼尖部分下翼面压力大于上翼面，造成向上翻的气流，增加了一些上翼面的压力。但由于流线偏斜的影响是主要的，最低压力点还是前移。这种现象称为翼尖效应。
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