图 " 后掠翼各剖面升力系数沿翼展方向的分布
综上所述，后掠翼的绕流有两个特点。首先，后掠翼部分地起到无限翼展后掠翼的作用，它的气动特性取决于法向分速，而法向分速是小于来流速度的；其次，由于后掠翼存在翼根效应和翼尖效应，故影响了后掠翼的压力分布。
二、后掠翼的气动特性
后掠翼气动特性主要取决于法向流动，而法向流动速度是小于来流速度 %&的。所以当来流马赫数不断增加，达到平直翼的临界马赫数时，在后掠翼上还不致出现局部法向分速等于音速的点。只有当 ’(&再继续增大时，才会出现局部法向分速等于音速的情况。亦即后掠翼的临界马赫数总比具有同样翼型和展弦比的平直翼的临界马赫数要高。显然后掠角越大，法向分速越小，则临界马赫数越高。
图 " )后掠角对 *+, ’(影响图 " )表示了各种后掠角的机翼的零升阻力系数 *+-随来流马赫数 ’(& •."•
的变化曲线。由图可见，与平直翼相比，后掠翼所对应的临界马赫数较高；而且在跨音速范围内，在同一来流马赫数 "下，后掠角越大，阻力系数值越小，后掠翼的阻力系数随 "的变化较和缓。
对于升力系数，因为它是由法向分速的作用产生的，因此可写为
% &’( )* +*(, % &’( )* +* ,-./* "（) 01 0)2）
而垂直前缘方向测量的迎角和沿对称面度量的迎角之间又存在如下关系
( 34 43 % &5 65-./" % -./" （) 0 1 0 )7）
因此
&’ % )* 8* , % &’( -./* "
&" ’ % 9&’ 9 % 9&’( 9 -./* " % 9&’( 9( 9( 9 -./* "
所以
&" ’ %（&" ’）( -./" （) 0 1 0 ):）
其中（&" ）(表示法向流场中机翼的升力线斜率。可见无限翼展后掠翼的升力线
’
斜率较无限翼展平直翼的升力系数斜率要小 -./"倍，同样迎角下的升力系数值亦小。后掠角越大，上述情况越显著。对于有限翼展后掠翼来说，亦部分地反映了上述的效果。
后掠机翼虽然在空气动力特性方面有上述一些优点，但也存在一定缺点。例如在大迎角下飞行时，容易在翼尖处引起气流分离。其原因主要有两个方面。一方面，在机翼上表面，因翼根效应，翼根部分平均吸力较小；因翼尖效应，翼尖部分吸力较大，如图 ) 01 0))所示。于是，沿翼展方向，从翼根到翼尖存在压力差，这个压力差促使附面层内气流向翼尖方向流动。翼尖附面层逐渐增厚，使后缘容易分离。另一方面，由于翼尖效应，在翼尖部分上表面前段，吸力增加，造成弦向反压梯度的增大，增强了附面层内气流向前的倒流作用。由于上述两个原因，当迎角增加到一定程度时，后掠翼翼尖部分就会首先产生气流分离，称为翼尖失速。
后掠翼的翼尖处于较后的位置，翼尖失速，局部升力减小，使得飞机附加一个抬头力矩，这将给飞机的纵向平衡带来影响。此外副翼往往是置于机翼外侧后缘，因此翼尖过早失速，还将影响副翼在大迎角飞行时的效能。
为了延缓后掠机翼的翼尖失速，通常采取下列措施。（)）使机翼沿展向具有一定的几何扭转，减小翼尖部分的迎角，推迟翼尖的气流分离。 •;;•
（）在翼尖部分选用临界迎角比较大的翼型。（"）在机翼上翼面装置翼刀、机翼前缘锯齿以防止附面层气流的横向流动。（）在机翼翼尖部分，设置前缘缝翼。
后掠翼的许多优点在高速飞行时才能体现出来，而其缺点主要是针对低速飞行的。
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第四章 飞机的飞行性能
第一节 飞行性能计算的原始数据和基本定义
飞机的飞行性能主要是由动力装置特性和飞机的空气动力特性所决定；而动力装置特性和飞机的空气动力特性又与大气状况有很大关系。因此，了解大气的物理特性、动力装置特性和飞机的气动力特性是飞行性能计算的基础。另外，飞机的飞行性能还与飞机的重量有关，而飞机的重量则因飞机的装载不同和燃油的消耗而改变。上述两种特性和飞机重量是进行飞行性能计算所必需的基本原始数据。
飞行速度是表征飞机飞行性能的基本参数之一。在本节也将给出飞行速度的定义。
一、国际标准大气
飞机上的空气动力及发动机所能提供的推力都与大气特性有关，因此计算飞行性能时必须利用国际标准大气。
二、飞行速度
制定国际标准大气时假定大气是静止的，而实际上大气是运动的。通常，大气的垂直运动显著地小于水平运动，所以一般把风理解为空气的水平运动，并认为风速的大小和方向在一定时间内是不变的，即是常值风。
空气相对于飞机质心的运动速度定义为真实空速，简称真速或空速，用 "表示。而飞机质心相对于空气的速度，称为飞行速度，它与真实空速大小相等、方向相反。飞机质心相对于地面的运动速度称为对地速度，简称地速，用 "表示。
显然，有风时真速和地速的关系为 " "%&（’ () (’）式中 &表示风速，如图 ’() (’所示。只有在平静大气中，即无风时（ & *）空速才等于地速。
•)+•
图 " "真速、地速和风速的关系
三、动力装置的特性
现代超音速飞机主要采用两种类型的发动机，即涡轮喷气式和涡轮风扇式发动机。现代飞机的动力装置除了包括发动机以外，还包括进气装置和排气装置。动力装置的特性主要与飞机所采用的发动机类型有关。
评定发动机的主要指标有推力 %、耗油率 &’( )（或 *+）和推重比 ,-。推力是衡量发动机效率的主要指标。耗油率是衡量发动机经济性的重要指标，它表示单位时间（一般以小时计）内产生单位推力（.）的燃油消耗量，单位是 )/ （0.•’）。推重比是指发动机的推力与其自身重量之比，是评定发动机性能的又一重要指标。一般希望发动机的推力大、推重比高而耗油率低。
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