後掠機翼

後掠機翼就是前緣和後緣均向後掠的機翼，表征機翼後掠程度的指標是後掠角，即機翼前緣與水平線的夾角。後掠機翼的氣動特點是可增大機翼的臨界馬赫數，推遲激波的到來，並減小超音速飛行時的阻力。後掠翼的出現是機翼形狀的一次重大變革，對飛機發展產生了極大影響。

基本介紹

• 中文名：後掠機翼
• 外文名：sweepback wing
• 結構特點：前緣和後緣均向後掠
• 氣動優勢：增大機翼的臨界馬赫數
• 使用對象：現代跨聲速和超聲速飛機
• 缺點：誘導阻力大

簡介

後掠機翼是現代跨聲速和超聲速飛機最普遍採用的機翼形式，主要因為後掠機翼可以提高臨界馬赫數，減小跨聲速和超聲速飛行時波阻。適當的選擇後掠角和展弦比可綜合考慮超聲速性能和跨聲速機動性。又如中等後掠角和中等展弦比機翼是亞聲速和超聲速性能的一種較好的折中方案，在跨聲速時採用對翼根和翼尖翼型的修形而使其保持大範圍的超臨界流，激波分離減至最小。

後掠機翼在高速時具有優良性能，但失去了原來直機翼的良好的低速性能。如誘導阻力大，達到高升力時需要很大迎角，襟翼效率低，翼尖提前失速，副翼效率降低。迎角增大到一定程度，俯仰力矩發生不穩定轉折，即產生“上仰”現象。

後掠機翼的激波特性

機翼激波的形成和發展對機翼的氣動特性有重要影響。由於三維效應，後掠機翼的翼根和翼尖沿弦向壓力分布不同，翼尖上表面的吸力峰更靠前，翼尖的流速較高，最大流速位置更靠前，因此在進入超臨界狀態時首先在翼尖產生激波（如圖1所示），激波垂直於自由流，馬赫數增大促使它向後移動，翼尖的激波強度不大，在馬赫數稍大於1.0以後即消失。

後掠機翼的激波發展

幾乎在翼尖激波產生同時，在後掠機翼靠近前緣的上表面，垂直前緣的局部流速大於自由流的垂直分量，因此使流線發生向內彎曲，但機翼根部受機身限制，在靠近翼根的後部產生一系列壓縮波，它們在外翼某處匯合形成後激波，隨馬赫數增加，後激波沿展向擴大並後移。翼根處機身形狀對後激波的形成和發展有重要影響，機身按面積律修形改善局部流線，可推遲後激波的形成並降低其強度，減小激波阻力。迎角增大，後激波的強度增加，將導致其後的附面層分離，可能引起抖振。

當迎角增大到一定程度，外翼前緣局部達到超聲速，因而產生前激波。前激波產生的迎角及位置與翼型的頭部形狀和機翼的後掠角有關。隨馬赫數增加，前激波向後移並向展向擴展。迎角增加會產生相同效果。當前激波的強度足夠大時，會引起其後面的附面層分離，形成分離渦。

前激波和後激波相交在機翼外側形成一個外激波，外激波的強度最大，經常誘導附面層分離。外激波位置受前激波和後激波影響，當迎角增大，外激波向前移並向內擴大，激波強度增加，誘導分離加劇。外激波誘導的分離不但引起阻力增大，並且可能引起抖振和副翼效率降低。外激波的產生與機翼平面形狀有關，小展弦比機翼的後激波產生較遲，後緣平直的後掠翼，外激波位置靠後，分離造成影響較小。

後掠機翼的“上仰”

後掠機翼與平直機翼相比，機翼後掠使機翼上載荷分布變化，內翼載荷降低，翼尖載荷增加，翼尖剖面的吸力峰靠前，吸力峰值也高，故後掠機翼一般是翼尖首先發生分離。另外，後掠機翼的兩個相鄰剖面前後有錯位，在有升力時表面弦向壓力分布沿展向產生壓差，引起附面層向外翼流動，導致翼尖附面層增厚而更容易產生分離。

翼尖氣流分離引起翼尖失速，而後掠機翼翼尖在飛機重心之後，翼尖失速使升力下降並引起抬頭力矩導致俯仰力矩的上仰。即後掠機翼的“上仰”問題是當迎角增大到一定程度，俯仰力矩發生不穩定的轉折。上仰限制飛機使用迎角，在飛行中如進入嚴重的上仰，則可能引起俯仰失控。

後掠角增加，上仰發生的迎角提早，而且上仰的嚴重性也增大。展弦比增大也使上仰提早發生並且更為嚴重。後掠機翼的上仰特性與機翼的後掠角和展弦比密切相關。在後掠機翼設計中，儘可能地將後掠角和展弦比的組合處在上仰邊界線以內的範圍(如圖1所示)。但是，實際上由於其他因素要求選擇比較大的後掠角和展弦比，這時就要採取措施消除上仰，或將其減輕到可接受的程度。主要途徑為將平尾安置在合適位置，使平尾在大迎角時產生低頭力矩，使飛機變為縱向穩定的。或者在機翼上採取措施，推遲翼尖分離的發生。

對於後掠較大的後掠機翼，氣流從前緣分離形成旋渦，後掠角大並且翼型前緣小，則分離更易形成旋渦，而且旋渦的強度也大。前緣分離首先在翼尖形成，隨迎角增大，分離渦直徑和強度的增大，並且向機翼內側移動。前緣分離旋渦旋轉方向阻止後掠機翼附面層向外側流動，可以控制翼尖分離防止上仰的發生，因此往往在後掠機翼上採取措施有意的產生分離渦。例如採用前緣鋸齒或前緣槽口，在鋸齒和槽口處氣流形成旋渦。

防止後掠機翼產生“上仰”現象措施較多，但最簡單的方法是在機翼上表面安置翼刀。翼刀可以阻止附面層向外翼流動，從而緩和翼尖分離，但不能消除因上仰發生可以延長俯仰力矩的線性段。由於翼刀使內側翼面先發生分離，而且分離向內側發展比無翼刀情況早，因而整個機翼的失速提前，故C_Lmax降低。