【正文】 參看圖 3— 2— 15b，在后掠翼翼根部分的上表面前段，流線向外偏斜，流管擴(kuò)張變粗；而在后段，流線向內(nèi)側(cè)偏斜，流管收斂變細(xì)。下面來分析平直翼與后掠翼的空氣動力系數(shù)的關(guān)系。 ? 圖 3222為各種不同后掠角的機(jī)翼的升力系數(shù)斜率 隨展弦比 的變化曲線。 n??n???3?35? 后掠翼在臨界迎角附近，升力系數(shù)變化比平直翼緩和。 ? (3)機(jī)翼上表面按裝翼刀?？諝庠诹鬟^翼根部分接近前緣的地方，由于有翼根效應(yīng)，流速增加不多；只有在更大飛行 M數(shù)下，才會達(dá)到局部音速，所以，臨界 M數(shù)較高，空氣在流過翼尖靠近前緣的地區(qū)，由于有翼尖效應(yīng)，流速迅速加快，有可能在較小的飛行 M數(shù)下就達(dá)到局部音速，所以臨界M數(shù)較低。此時(shí)，由有效分速所確定的阻力 相當(dāng)于平直翼在音速附近的阻力。具體有以下特點(diǎn)： ? 1．升力系數(shù)在比較大的 M數(shù)下才開始增大； ? 2．隨著 M數(shù)的增大，升力系數(shù)的增減都比較緩慢； ? 3．升力系數(shù)在跨音速階段內(nèi)的增減幅度較??； ? 圖 3— 2— 27給出了后掠角不同的三種后掠翼飛機(jī)的升力系數(shù)隨 M數(shù)的變化曲線。 ? 第二，后掠翼的最大阻力系數(shù)，只有在超過音速更多的飛行速度下才會出現(xiàn)，而且數(shù)值也比較小。與平直翼相比，后掠翼的有效分速總是小于飛行速度 (即相對氣流速度 ) 的，所以，盡管飛行速度已增大到平直翼的臨界速度；但在后掠翼上還不致于出現(xiàn)最大局部垂直分速等于局部音速的等音速點(diǎn)。各剖面的翼弦設(shè)置不在同一平面上，各剖面迎角也就不相同。而當(dāng)前一迎角 增至與平直翼的臨界迎角同一大小時(shí)，后掠翼就開始出現(xiàn)氣流分離。因此，后掠翼的亞音速空氣動力特性不如乎直翼的好。 通過以上分析可以看出，造成后掠翼亞音速空氣動力特性不同于一般平直翼的基本原因有兩條；一是由于后掠翼的空氣動力主要取決于有效分速，而有效分速是小于氣流速度的；二是由于空氣流過后掠翼，流線左右偏斜，形成翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，影響后掠翼的壓強(qiáng)分布。經(jīng)過前緣以后，空氣在流向最低壓力點(diǎn) (圖中 C點(diǎn) )的途中，有效 分速又逐漸加 快 ，平行分速仍保持不變 ，所以，局部流速不僅逐漸加快，而且方向也從翼尖轉(zhuǎn)向翼根。 的前緣后掠角。而垂直分速 則沿途不斷改變，好比空氣以流速 。因翼尖外側(cè)的氣流徑直向后流去，而翼尖部分上表面前段流線向外偏斜，故流管收斂變細(xì)，流速加快得多，壓強(qiáng)減小得多，即吸力增大；在后段，因流線向內(nèi)側(cè)偏斜，故流管擴(kuò)張彎粗，流速減慢，吸力減小。 121121 22 ??????? nnyny bCCbCC ?? 直后?2c o s?? 直后 yy CC?c o s?? 直后 yCX后XnXnC 直X ? 所以 ? 式中 分別為后掠翼和平直翼的阻力系數(shù)。一方面，在機(jī)翼上表面的翼根部分，因翼根效應(yīng)，平均吸力較??；在機(jī)翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應(yīng)，平均吸力較大。當(dāng)迎角增至某一迎角 (臨界迎角 )時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大；再增大迎角，由于機(jī)翼的大部分已失速，失速區(qū)升力系數(shù)降低已上升為矛盾的主要方面，于是，升力系數(shù)開始下降。 ? (5)在機(jī)翼上用前緣鋸齒，如 圖 3224所示。 ? 臨界 M數(shù)受翼尖效應(yīng)和翼根效應(yīng)的影響；可用下面的經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算： ? 式中 為前緣后掠角。另外，由于后掠翼的翼