早期的飞机来自一般都采用平直翼，当随着飞行速度的提高，飞机会在高速俯冲时因解体而坠毁。后来，科学家们发现飞行速度接近音速时，围斯决学城五飞机会遇到极大的激波阻力。这时，飞机要么速度难以再提高，要么承受不住巨大的冲击力而粉身碎骨。为了克服和减小激波阻力，人们一改平直的机翼形状，提出了后掠翼设计方案。 

后掠翼就是前缘和后缘均向后掠360百科的机翼，表征机翼后掠程度的指标仅增传除南是后掠角，即机翼前缘与水平线的夹角。后掠翼的气动特点是可增大每造菜刘完按联官如机翼的临界马赫数，推迟激波的到来，并减小超音速飞行时的阻力。后掠翼的出现是机翼形状的一次重大变革，对喷气式搞飞机发展产生了极接德大影响。

• 中文名 后掠翼
• 外文名 swept-back wing
• 特    点 前缘和后缘均向后掠
• 早期作用 军用飞机
• 气动优势 增大机翼的临界马赫数，并减小超音速飞行时的阻力

基本简介

　　这种机翼的外形特点是，其前缘和后缘均向后掠。机翼后掠的程度用后掠角的大小来表示，掠角为锐角。 与平直机翼相比，后掠翼的气动特点是可增大机翼的临界马赫数，并减小超音速飞行时的阻力。

原理

　　机翼各剖来自面沿展向后移的机翼成为后掠翼

　　飞机在飞行中，当垂直于机翼前缘的气流流速接近音速时，机翼上表面局部地区的气流受凸起的翼面的影响，其速度将会超过音速，出现局部激波，从而使飞行阻力急剧增加。后掠翼由于可使垂直于机翼前缘的气流速度分量低于飞行速度，因而与平直机翼相比，只有在更高的飞行速度情况下才会出现激波( 即提高了临界马赫数)， 从而推迟了机翼面上激波的产生，即使出现激波，也有助于减弱激波强度，降低飞行阻力。

　　但后掠翼相对于平直翼来讲在亚声速时升力效率较低，翼尖容易先失速。因为当自由流吹过后掠翼时由于展向分速，总速度被分解掉了一部分，实际有效的法向分速就降低了，升力也降低了。而且，后掠翼使整个机翼上的气流沿"s维文队仅"形流过，在翼根处流管扩张，流速减慢，升力降低;在翼尖处流管收缩，升力增大。因360百科此翼尖前缘处会有很大的湖盾施师吸力峰，气流迅速加速，随即又遇到很陡的逆压梯度区，立刻减速，边界层很容易分离，导致失速。另外，后掠翼还有扭转刚度差、亚声速时诱导阻力较大等缺点。后掠翼机翼的飞机目前是世界空军装备飞机的主流机翼形式。

　　后掠翼飞机的机动性，操作性，是一般机翼飞机无法比拟的。在空空对战中，良好的可控性大大加强的飞机的生存能力。

图例

　　此图为后掠翼式的飞机

后掠翼客机

后掠翼的优点

降低飞行阻劳究计井座广读力

　　激波

　　飞机前行的时候，飞机对前方轻求更乱守急空气产生压力，压力波以声速一层一层地向外传递，声速是空气性质的分界线。亚声速飞行时，前方空气在压力波推动下有序地向两侧让开飞机。然而，当飞机速度达到声速时，压力波不再可能赶在飞机前面来自把前方空气有序地向两侧分开。相反，压力波挤到一起，密度剧增，这就是所称的激波。激波的锋面在正好是声速的时候是平直的。随着速度的增加，激波的锋面变成圆锥形，锥的后倾角度随速度增加而增加，锋面背后的空气重新回到静职伤好阻亚声速。如果平直的机翼后掠，“躲”到机头引起的激波锋面的背后，就可以避免机翼本身引起他令诉车理力的激波阻力。

　　事实上，后掠翼避免机翼本身引起激波阻力的作用在飞机速度还没有达到超声速时已经体360百科现出来了。机翼是通过对上表面气流加速以形成上下表面气流的速度差、图九攻今书步修轻进而导致压力差而产生升力施张的。当垂直于机翼前缘的气流流速接近音速时，机翼上表面局部地程动混灯造听耐区的气流受凸起的翼面的影响，其速度将会超过音速，出现局部激波，从而使飞行阻力急剧增加。采用后掠翼的话，迎面气流按后掠角分解成垂直于机翼前缘的分量（法向分量）和平行于机机飞景素但怀月翼前缘的分量（展向分量先牛阻），法向分量产生升力，展向分量不产生升力。后掠角等于零时，法向分量和迎面气流相等；后掠角越大，法向分量越小。因而与平直机翼相比，只有在更高的飞行速度情况下才会出现激波(即提高了临界马复采赫数)，从而推迟了机翼面上激波的产生，即使出现激小越以缩杂李波，也有助于减弱激波强度，诉降低飞行阻力。

后掠翼的问题

翼尖失速

　　翼尖先失速的原因，有两方面。一方面，在机翼上表面的翼根部分，因翼根效应，平均吸力较小；在机翼上表面的翼南冲为引析解尖部分，因翼尖效应，平均吸力较大。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的空气向翼尖方向流动，以致翼尖部分的附面层变厚，动能损失较多，容易产生气流分离。另一方面，由于翼尖效应，在翼尖部分的烧宽烟仍规管州上表面前段，流管变细，吸力增大；而在上表面后段，流管变粗，吸力减小。于是，翼尖上表面的后缘部分与最低压强点之间的逆压梯度增粉大，这就增强了附面层内空气向前倒流的趋势，容易形成气流分离。由于上述两方双周际包稳要星面原因，当迎角增大到一定程度，机翼上表面的翼尖部分首先产生气流妈点分离，形成翼尖先失速。

　　翼尖失速后，轻则左右机翼失速程度不对称，飞机自动倾转，重则突然上仰然李映争练识压核后整机下坠。飞机起飞或降落阶段机头抬起，迎角比较大，离地又不高，出现翼尖失速是致命的问题。因此，必须采取附加的气动布局措施，如机翼几何扭转、设置翼刀、减小后掠翼翼尖部分的后掠角、机翼前缘锯齿和缺口等等。

升力效率较低

　　后掠翼相对于平直翼来讲在亚声速时升力效率较低，因为当自由流吹过后掠翼时由于展向分速，总速度被分解掉了一部分，实际有效的法向分速就降低了，升力也降低了。此外后掠翼的临界迎角就比平直翼小，当后掠翼达到临界迎角时，其最大升力系数就小于平直翼的最大升力系数。

扭转刚度差

　　后掠翼扭转刚度差，在相同的展弦比和梯形比下，后掠翼的真实长度比平直翼长，垂直于机翼刚度轴的弦较短，又采用了相对厚度较小的翼型，因此后掠翼显得细长而薄，弯曲刚度有所降低。后掠翼的气动合力作用点向翼尖靠近，使弯矩和扭矩增大。所以总的来说，后掠翼的强度、刚度特性都差，后掠角越大，这一问题越突出。后掠翼的制造比平直翼要麻烦，翼根不仅要承受机身重量带来的应力，还要机翼上扬造成的向前扭转的应力，需要大大加强结构，带来较大的重量。 

后掠效应

　　后掠翼根部由于纵向元件长度不同，因而前缘纵向元件受力减小，后缘纵向元件受力增大。这种载荷向后缘集中的现象叫做“后掠效应”。后掠角越大，后掠效应越严重。