好像最早是德國人開始研制后掠機翼,但是二戰后的F-80沒有用后掠機翼,而后面的米格-15和F-86就用了.到底后掠機翼起什么作用啊?
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上面的朋友下載得也太多了吧,我簡單的說一下吧.飛機的后掠角度越大其同樣速度飛行時阻力越小,但其起飛速度和降落速度都比較高,因此對跑道要求也高,后掠角度越小阻力就大,起飛降落速度比較低,對跑道要求較低,象美海軍的F-14就是可變后掠翼飛機,超音速飛行時減少后掠角度獲得很高的機動性能.降落時增大后掠角度減少降落速度.順便說下,因為當時技術限制,采用可變后掠翼使飛機重量大大增加,在高速飛行時的機動性能不是很明顯的提高.但現在隨著復合材料的應用這個問題已經解決了.
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平直翼（除超薄平直翼外）有利于低速飛行。但當飛行速度接近音速時，會產生激波使阻力劇增。人們轉向后掠翼（包括三角翼），后掠翼不但可以延遲激波產生，而且超音速時產生的激波強度比平直翼小得多。但是大后掠翼飛機的低速性能很差，需很長的滑跑距離才能起降，經濟性和安全性都不好。變后掠翼技術解決了這一問題，一般的變后掠翼由固定的內翼和活動的外翼兩部分組成，內翼外側裝有貫穿機翼厚度的轉軸，外翼通過轉軸與內翼相連接且可在機械力的驅動下圍繞轉軸前后掠動。可變后掠翼變化范圍通常在 20 到 75 度之間，在此范圍內，由飛行員操縱調節后掠角，也可由電腦進行自動調節。變后掠翼解決了高低速飛行之間的矛盾。高速飛行時用大后掠角，飛機的阻力小，加速性好；低速飛行時使用小后掠角，機翼展弦比大，續航時間長，飛機的經濟好且起降安全，缺點是使得飛機結構變得復雜，重量增加，可靠性下降。
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不是.后掠角度越小阻力就大,起飛降落速度比較低
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不是.后掠角度越小阻力就大,起飛降落速度比較低.
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減少阻力,
熱心網友
后掠式機翼可以使飛機在翼展面積不變的情況下大幅降低飛機正面投影面積,從而降低阻力。早在1939年，德國空氣動力學家布斯曼就率先提出，通過機翼后掠設計可以推遲因為局部超音速氣流引起的空氣壓縮性問題。同時德國對后掠角為45°的后掠翼的試驗研究結果也表明，它能把臨界M數提高到接近M0。9，把阻力快速增長的速度點由M0。8推遲到M0。95。 二戰期間德國曾在高度保密情況下進行了幾種后掠翼飛機的研制和試驗工作。由于當時尚沒有噴氣發動機，這種研究只停留在風洞試驗階段，但卻積累了一批寶貴的后掠翼飛機的高速試驗數據。 二戰后，波音公司根據從德國獲得的實驗數據，把他原先提出的一種準備競爭美國新式噴氣轟炸機計劃的直機翼設計方案改成了后掠翼方案，從而研制出美國第一架后掠翼轟炸機B-47（1947年首飛），為現代噴氣客機的后掠翼布局奠定了基礎。雖然在早期設計理論和實驗條件相對落后的情況下，后掠翼也隨之帶來了一些問題，但確實明顯的"軟化"了阻力的劇增，提高了氣動效率。 在客機設計中，采用后掠機翼代替直機翼的最直接氣動力效果，是能夠提高阻力發散M數和降低阻力（波阻）劇增的量值。 根據簡單的后掠翼概念，無限翼展斜置機翼的臨界M數提高到1/cosΛ倍（Λ為機翼前緣后掠角），從而推遲相應的阻力發散M數。由于機翼的有效速度低于飛行速度，作用到翼面上的壓力值亦減小（約按cosΛ規律減小），因此后掠機翼有"軟化"阻力劇增的優點。 實際上，飛機采用的是有復雜三元繞流的有限翼展后掠機翼，特別是翼根和翼尖的撓流情況，其臨界M數的提高量僅相當于理論值的50%左右，但這對提高高亞音速客機的速度來說依然是很值得的。 早期后掠翼的代價 由于早期采用的后掠機翼僅有很小的彎扭，其基本幾何形狀通常都是按照在特定使用情況下獲得良好性能的目的設計的，因此當時采用后掠翼設計在氣動力設計中也需要付出一系列的代價。包括減小給定迎角時機翼的升力、降低了后緣襟翼的效率、產生翼尖失速和上仰現象，增加了飛機橫向安定性和存在較嚴重的氣動彈性問題等。 降低升力線斜率 與直機翼比較，后掠翼由于降低了升力線斜率，使飛機在起降時必須用較大的迎角才能獲得足夠的升力，這不僅會影響駕駛員在起降時的觀察視界，而且當飛機起落架長度確定時，因受后機身擦地角的影響，還可能出現飛機無法達到獲得足夠起降升力的起降迎角問題；相應地如果增加起落架的長度，不但增加自身重量，而且增大其收置艙空間，導致飛機增重。 波音707在設計時采用較大后掠角（1/4弦線后掠角為35°）的機翼，升力線斜率低，起落架又不太長，受起降迎角的制約無法加長機身，因而影響了增加載客量的改型潛力。而DC-8選用30°后掠角的機翼，又有足夠長的起落架，則具有相當的加長機身潛力。 產生較大的誘導阻力 飛機的誘導阻力（并非誘導阻力系數）主要是展向載荷（飛機重量/翼展）平方的函數，而展向載荷又隨飛機翼載的增加而增大，隨機翼展弦比的增加而減小。 在提出機翼方案設計時，設計師面臨的主要任務之一就是通過改變氣動力參數對機翼面積和展長進行對比研究，以設計出既安全性好又經濟的飛機。這時控制的主要參數是展向載荷和翼載。 據統計，與20世紀50年代采用直機翼的螺旋槳客機比較，采用后掠機翼的波音和道格拉斯公司各型高亞音速噴氣客機的平均翼載提高了近40%，因此誘導阻力都較大。根據波音飛機公司設計B-47噴氣轟炸機的經驗，客機應選用較大的機翼展弦比，以降低展向載荷（B-47的機翼展弦比為9。43，展向載荷為2600千克/米）。 降低最大升力 在相當厚的大展弦比后掠機翼上，最大升力系數按cosΛ規律降低。20世紀40年代后期的風洞試驗表明，對于后掠機翼可能達到的高亞音速M數，最大升力系數甚至降到了使飛機在高空平飛時都有可能進入失速的程度。B-47飛機就是受這種影響的早期例子，它在某一飛行重量和高度組合情況下，很容易達到"不適合飛行的死角"，即不論以高速還是低速平飛都要進入失速狀態。 降低增升裝置效率 在后掠機翼上形成的氣流展向流動會導致降低后緣增升裝置效率，而襟翼的前緣后掠角是影響其效率的主要參數。通常在機翼內側將后緣轉折以減小機翼后緣和襟翼前緣后掠角，這不但使機翼有足夠空間容納收起的起落架，而且也能提高內側襟翼的效率。20世紀60和70年代為達到可接受的飛機起落性能，一般都采用較復雜的增升系統，其重量的增加在為保證起落性能所需付出的成本代價中占了很大比例。 現代飛機得益于各種先進翼型設計和制造技術的進步，增升系統反而比較簡單。 早期噴氣客機的翼型研究 基本翼型的主要氣動設計目標是：在整個飛行范圍內，具有較高的最大升力系數和較高的抖振開始邊界；沒有明顯的阻力增加，在盡可能低的阻力基礎上推遲阻力發散，盡可能達到最小零升俯仰力矩，并具有良好的非設計狀態特性。 20世紀50年代早期還沒有計算三元后掠翼在可壓縮流中的壓力分布方法，設計師只能根據在NACA風洞中高速試驗測出的后掠翼壓力分布和二元翼型在不可壓縮流（低速）中的對應數據建立的經驗關系式，并考慮M數、后掠角、翼根和翼尖干擾影響等因素來進行設計。 盡管德國在20世紀40年代進行的研究就已經表明，降低翼型厚度對高速飛行具有重要意義。薄翼型不但能降低波阻，還能推遲阻力發散，這一研究結果后來成為高速飛機的首選（三角翼是后掠翼的另一種表現形式）。 但對于客機來說，為了減小誘導阻力和提高氣動效率，通常需要采用大展弦比機翼。如果采用薄機翼結構，會為滿足結構強度要求帶來很大的重量代價，因此通常還是采用較厚的機翼翼型。雖然用增加后掠角的方法可推遲在厚翼型上激波的過早出現，但選用大展弦比、大后掠機翼將產生難以克服的飛機上仰問題。而選用常規厚度通常即可保證高升力系數，又利于前、后緣增升裝置的安裝，并為收起落架提供空間和增加燃油容量。 對于20世紀50年代出現的后掠翼客機，波音和道格拉斯飛機公司在設計初期曾根據掌握的各種翼型系列數據（大多數是NACA試驗得到的風洞試驗數據），用經驗方法研究了不同翼型的阻力發散M數和最大升力系數。 早期噴氣客機普遍采用在NACA老翼型基礎上改進的高速翼型。這些翼型由于在臨界M數時，在翼型前部上表面的壓力呈屋頂形分布而推遲了臨界M數。當稍高于此M數時將出現大面積超音速流，在翼型的脊頂或其后出現相應的吸力。超音速區以較強的激波結束，產生迅速的阻力增長。法國在20世紀50年代研制的"快帆"客機就采用了NACA65系列的翼型。 機翼總體設計 機翼設計中要綜合考慮采用先進技術帶來的飛機氣動力性能的改善和采用先進技術帶來的重量增加代價對飛機直接運營成本增加的影響。例如，1973年燃油價格約為15美分/美制加侖，燃油成本占亞音速遠程客機直接使用成本（DOC）的20～25%，采用1973年前的技術設計的機翼能使當時飛機的巡航升阻比提高10%，但同時由于增重原因反而會使DOC增加1%；1983年燃油價格漲到超過1美元/美制加侖，燃油成本上升到占DOC的50～55%，同樣為了使巡航升阻比提高10%，通過采用先進技術機翼設計，提高了飛機燃油效率，DOC卻下降1%。 另外，值得注意的是，在機翼設計中要考慮飛行狀態對氣動性能的影響，例如，由于空中交通管制分配的巡航高度和著陸前等待空域高度層的變化，以及飛行中由于耗油引起飛機減重，使飛機巡航升力系數典型的變化±0。1，這個變化范圍對于戰斗機完全可以忽略，但對客機設計卻一定要考慮。 對于高亞音速客機，設計跨音速機翼的一般準則是：在巡航M數的升力系數范圍內（±0。1），具有良好的阻力（型阻、誘導阻力和壓縮性阻力）特性；對M 0。75～0。85，升力系數為0。4～0。6的整個設計范圍，在保持巡航參數ML/D（L/D升阻比）特性情況下達到高的最大巡航參數值；安裝發動機吊掛短艙時不要付出過大氣動性能代價；具有足夠高的抖振邊界值，允許以高設計升力系數巡航（高空飛行）時留有0。3g過載的余量；接近失速和抖振開始時無上仰趨勢；保持操縱面效率；有足夠的容納收起主起落架和增升裝置的空間，提供必要的燃油容積；結構必須有效（達到最小重量）；要適應飛機放寬靜安定度的設計；生產成本合理；在機身/機翼結合處、外側副翼等處要有足夠的厚度，以使結構重量輕、提高顫振速度和保持操縱效率。 機翼的氣動力設計包括確定機翼面積、選擇平面形狀（后掠角、展弦比、尖削比）和剖面分布（翼型、彎扭），以及選擇增升裝置型式及其幾何形狀。當機翼的總平面形狀、翼型、近似的平均相對厚度、設計升力系數和所希望的巡航M數等基本確定后，則開始詳細的氣動力設計工作，其目標是保證獲得最小的機翼重量、使機翼的大部分區域盡量保持二元翼型特性、盡量減小型阻和誘導阻力，以及滿足其它要求等。 為優選機翼參數，一般要反復進行多次風洞試驗，現在已廣泛采用計算與風洞試驗相結合的方法。 飛機各部件阻力 對于高亞音速客機，進行跨音速氣動設計時，可以分開處理機翼設計、機翼/吊掛/發動機短艙干擾、機翼/機身干擾、機身后體/尾翼干擾和機身頭部設計等。一架設計良好的客機，由于將除機翼外的各部件設計和布置成阻力發散M數比機翼的高，當顯著減小部件間的干擾阻力時，達到可接受飛機壓縮性阻力的關鍵部件是機翼。比較各部件阻力，機翼阻力達到全機阻力的60%以上。由于大部分機身采用等截面圓柱形和為滿足起落時擦地角要求后機身要上翹等，導致機身不可能完全按流線形設計。另外，由于采用增壓客艙，機身表面產生波紋和漏氣，也會導致阻力增加。（波音公司對720樣機的研究表明，客艙增壓使機身增阻5%左右）。 。