超音速客机的机翼

请问后掠翼有什么用啊?是不是速度

后掠式机翼可以使飞机在翼展面积不变的情况下大幅降低飞机正面投影面积,从而降低阻力。 早在1939年，德国空气动力学家布斯曼就率先提出，通过机翼后掠设计可以推迟因为 局部超音速气流引起的空气压缩性问题。 同时德国对后掠角为45°的后掠翼的试验研究结 果也表明，它能把临界M数提高到接近M0。9，把阻力快速增长的速度点由M0。8推迟到M0。9 5。 　　 二战期间德国曾在高度保密情况下进行了几种后掠翼飞机的研制和试验工作。 由于 当时尚没有喷气发动机，这种研究只停留在风洞试验阶段，但却积累了一批宝贵的后掠翼 飞机的高速试验数据。 　　 二战后，波音公司根据从德国获得的实验数据，把他原先提出的...全部

  后掠式机翼可以使飞机在翼展面积不变的情况下大幅降低飞机正面投影面积,从而降低阻力。 早在1939年，德国空气动力学家布斯曼就率先提出，通过机翼后掠设计可以推迟因为 局部超音速气流引起的空气压缩性问题。
  同时德国对后掠角为45°的后掠翼的试验研究结 果也表明，它能把临界M数提高到接近M0。9，把阻力快速增长的速度点由M0。8推迟到M0。9 5。 　　 二战期间德国曾在高度保密情况下进行了几种后掠翼飞机的研制和试验工作。
  由于 当时尚没有喷气发动机，这种研究只停留在风洞试验阶段，但却积累了一批宝贵的后掠翼 飞机的高速试验数据。 　　 二战后，波音公司根据从德国获得的实验数据，把他原先提出的一种准备竞争美国新式喷 气轰炸机计划的直机翼设计方案改成了后掠翼方案，从而研制出美国第一架后掠翼轰炸机 B-47（1947年首飞），为现代喷气客机的后掠翼布局奠定了基础。
  虽然在早期设计理论和 实验条件相对落后的情 况下，后掠翼也随之带来了一些问题，但确实明显的"软化"了阻力的剧增，提高了气动效 率。 　　 在客机设计中，采用后掠机翼代替直机翼的最直接气动力效果，是能够提高阻力发 散M数和降低阻力（波阻）剧增的量值。
   　　 根据简单的后掠翼概念，无限翼展斜置机翼的临界M数提高到1/cosΛ倍（Λ为机翼 前缘后掠角），从而推迟相应的阻力发散M数。由于机翼的有效速度低于飞行速度，作用 到翼面上的压力值亦减小（约按cosΛ规律减小），因此后掠机翼有"软化"阻力剧增的优 点。
   　　 实际上，飞机采用的是有复杂三元绕流的有限翼展后掠机翼，特别是翼根和翼尖的 挠流情况，其临界M数的提高量仅相当于理论值的50%左右，但这对提高高亚音速客机的速 度来说依然是很值得的。
   　　早期后掠翼的代价 　　由于早期采用的后掠机翼仅有很小的弯扭，其基本几何形状通常都是按照在特定使用 情况下获得良好性能的目的设计的，因此当时采用后掠翼设计在气动力设计中也需要付出 一系列的代价。
  包括减小给定迎角时机翼的升力、降低了后缘襟翼的效率、产生翼尖失速 和上仰现象，增加了飞 机横向安定性和存在较严重的气动弹性问题等。 　　 降低升力线斜率 　　 与直机翼比较，后掠翼由于降低了升力线斜率，使飞机在起降时必须用较大的迎角才能获 得足够的升力，这不仅会影响驾驶员在起降时的观察视界，而且当飞机起落架长度确定时 ，因受后机身擦地角的影响，还可能出现飞机无法达到获得足够起降升力的起降迎角问题 ；相应地如果增加起落 架的长度，不但增加自身重量，而且增大其收置舱空间，导致飞机增重。
   　　 波音707在设计时采用较大后掠角（1/4弦线后掠角为35°）的机翼，升力线斜率低 ，起落架又不太长，受起降迎角的制约无法加长机身，因而影响了增加载客量的改型潜力 。而DC-8选用30°后掠角的机翼，又有足够长的起落架，则具有相当的加长机身潜力。
   　　 产生较大的诱导阻力 　　 飞机的诱导阻力（并非诱导阻力系数）主要是展向载荷（飞机重量/翼展）平方的函 数，而展向载荷又随飞机翼载的增加而增大，随机翼展弦比的增加而减小。 　　 在提出机翼方案设计时，设计师面临的主要任务之一就是通过改变气动力参数对机 翼面积和展长进行对比研究，以设计出既安全性好又经济的飞机。
  这时控制的主要参数是 展向载荷和翼载。 　　 据统计，与20世纪50年代采用直机翼的螺旋桨客机比较，采用后掠机翼的波音和道格拉斯 公司各型高亚音速喷气客机的平均翼载提高了近40%，因此诱导阻力都较大。
  根据波音飞 机公司设计B-47喷气轰炸机的经验，客机应选用较大的机翼展弦比，以降低展向载荷（B -47的机翼展弦比为9。43，展向载荷为2600千克/米）。 　　 降低最大升力 　　 在相当厚的大展弦比后掠机翼上，最大升力系数按cosΛ规律降低。
  20世纪40年代后期的 风洞试验表明，对于后掠机翼可能达到的高亚音速M数，最大升力系数甚至降到了使飞机 在高空平飞时都有可能进入失速的程度。B-47飞机就是受这种影响的早期例子，它在某一 飞行重量和高度组合情况 下，很容易达到"不适合飞行的死角"，即不论以高速还是低速平飞都要进入失速状态。
   　　 降低增升装置效率 　　 在后掠机翼上形成的气流展向流动会导致降低后缘增升装置效率，而襟翼的前缘后掠角是 影响其效率的主要参数。通常在机翼内侧将后缘转折以减小机翼后缘和襟翼前缘后掠角， 这不但使机翼有足够空间容纳收起的起落架，而且也能提高内侧襟翼的效率。
  20世纪60和 70年代为达到可接受的 飞机起落性能，一般都采用较复杂的增升系统，其重量的增加在为保证起落性能所需付出 的成本代价中占了很大比例。 　　 现代飞机得益于各种先进翼型设计和制造技术的进步，增升系统反而比较简单。
   　　早期喷气客机的翼型研究 　　基本翼型的主要气动设计目标是：在整个飞行范围内，具有较高的最大升力系数和较 高的抖振开始边界；没有明显的阻力增加，在尽可能低的阻力基础上推迟阻力发散，尽可 能达到最小零升俯仰力矩，并具有良好的非设计状态特性。
   　　 20世纪50年代早期还没有计算三元后掠翼在可压缩流中的压力分布方法，设计师只 能根据在NACA风洞中高速试验测出的后掠翼压力分布和二元翼型在不可压缩流（低速）中 的对应数据建立的经验关系式，并考虑M数、后掠角、翼根和翼尖干扰影响等因素来进行 设计。
   　　 尽管德国在20世纪40年代进行的研究就已经表明，降低翼型厚度对高速飞行具有重 要意义。薄翼型不但能降低波阻，还能推迟阻力发散，这一研究结果后来成为高速飞机的 首选（三角翼是后掠翼的另一种表现形式）。
   　　 但对于客机来说，为了减小诱导阻力和提高气动效率，通常需要采用大展弦比机翼。如果 采用薄机翼结构，会为满足结构强度要求带来很大的重量代价，因此通常还是采用较厚的 机翼翼型。虽然用增加后掠角的方法可推迟在厚翼型上激波的过早出现，但选用大展弦比 、大后掠机翼将产生难 以克服的飞机上仰问题。
  而选用常规厚度通常即可保证高升力系数，又利于前、后缘增升 装置的安装，并为收起落架提供空间和增加燃油容量。 　　 对于20世纪50年代出现的后掠翼客机，波音和道格拉斯飞机公司在设计初期曾根据 掌握的各种翼型系列数据（大多数是NACA试验得到的风洞试验数据），用经验方法研究了 不同翼型的阻力发散M数和最大升力系数。
   　　 早期喷气客机普遍采用在NACA老翼型基础上改进的高速翼型。这些翼型由于在临界M数时 ，在翼型前部上表面的压力呈屋顶形分布而推迟了临界M数。当稍高于此M数时将出现大面 积超音速流，在翼型的脊顶或其后出现相应的吸力。
  超音速区以较强的激波结束，产生迅 速的阻力增长。法国在2 0世纪50年代研制的"快帆"客机就采用了NACA65系列的翼型。 　　机翼总体设计 　　机翼设计中要综合考虑采用先进技术带来的飞机气动力性能的改善和采用先进技术带 来的重量增加代价对飞机直接运营成本增加的影响。
  例如，1973年燃油价格约为15美分/ 美制加仑，燃油成本占亚音速远程客机直接使用成本（DOC）的20～25%，采用1973年前的 技术设计的机翼能使当时飞机的巡航升阻比提高10%，但同时由于增重原因反而会使DOC增 加1%；1983年燃油价格 涨到超过1美元/美制加仑，燃油成本上升到占DOC的50～55%，同样为了使巡航升阻比提高 10%，通过采用先进技术机翼设计，提高了飞机燃油效率，DOC却下降1%。
   　　 另外，值得注意的是，在机翼设计中要考虑飞行状态对气动性能的影响，例如，由于空中 交通管制分配的巡航高度和着陆前等待空域高度层的变化，以及飞行中由于耗油引起飞机 减重，使飞机巡航升力系数典型的变化±0。
  1，这个变化范围对于战斗机完全可以忽略， 但对客机设计却一定要考虑。 　　 对于高亚音速客机，设计跨音速机翼的一般准则是：在巡航M数的升力系数范围内（ ±0。1），具有良好的阻力（型阻、诱导阻力和压缩性阻力）特性；对M 0。
  75～0。85，升力系数为0。4～0。6的整个设计范围，在保持巡航参数ML/D（L/D升阻比） 特性情况下达到高的最大巡航参数值；安装发动机吊挂短舱时不要付出过大气动性能代价 ；具有足够高的抖振边界值，允许以高设计升力系数巡航（高空飞行）时留有0。
  3g过载的 余量；接近失速和抖振开始时无上仰趋势；保持操纵面效率；有足够的容纳收起主起落架 和增升装置的空间，提供必要的燃油容积；结构必须有效（达到最小重量）；要适应飞机 放宽静安定度的设计；生产成本合理；在机身/机翼结合处、外侧副翼等处要有足够的厚 度，以使结构重量轻、提高颤振速度和保持操纵效率。
   　　 机翼的气动力设计包括确定机翼面积、选择平面形状（后掠角、展弦比、尖削比）和剖面 分布（翼型、弯扭），以及选择增升装置型式及其几何形状。当机翼的总平面形状、翼型 、近似的平均相对厚度、设计升力系数和所希望的巡航M数等基本确定后，则开始详细的 气动力设计工作，其目标是保证获得最小的机翼重量、使机翼的大部分区域尽量保持二元 翼型特性、尽量减小型阻和诱导阻力，以及满足其它要求等。
   　　 为优选机翼参数，一般要反复进行多次风洞试验，现在已广泛采用计算与风洞试验 相结合的方法。 　　飞机各部件阻力 　　对于高亚音速客机，进行跨音速气动设计时，可以分开处理机翼设计、机翼/吊挂/发 动机短舱干扰、机翼/机身干扰、机身后体/尾翼干扰和机身头部设计等。
  一架设计良好的 客机，由于将除机翼外的各部件设计和布置成阻力发散M数比机翼的高，当显著减小部件 间的干扰阻力时，达到可接受飞机压缩性阻力的关键部件是机翼。比较各部件阻力，机翼 阻力达到全机阻力的60 %以上。
  由于大部分机身采用等截面圆柱形和为满足起落时擦地角要求后机身要上翘等， 导致机身不可能完全按流线形设计。另外，由于采用增压客舱，机身表面产生波纹和漏气 ，也会导致阻力增加。（ 波音公司对720样机的研究表明，客舱增压使机身增阻5%左右）。
   。收起