前緣後掠

早期的飛機一般都採用平直翼，但隨着飛行速度的提高，飛機會在高速俯衝時因解體而墜毀。後來，科學家們發現飛行速度接近音速時，飛機會遇到極大的激波阻力。這時，飛機要麼速度難以再提高，要麼承受不住巨大的衝擊力而粉身碎骨。為了克服和減小激波阻力，人們一改平直的機翼形狀，將其機翼前緣設置成後掠設計方案。

飛機前行的時候，飛機對前方空氣產生壓力，壓力波以聲速一層一層地向外傳遞，聲速是空氣性質的分界線。亞聲速飛行時，前方空氣在壓力波推動下有序地向兩側讓開飛機。然而，但飛機速度達到聲速時，壓力波不再可能趕在飛機前面把前方空氣有序地向兩側分開。相反，壓力波擠到一起，密度劇增，這就是所稱的激波。激波的鋒面在正好是聲速的時候是平直的。隨着速度的增加，激波的鋒面變成圓錐形，錐的後傾角度隨速度增加而增加，鋒面背後的空氣重新回到亞聲速。如果平直的機翼後掠，“躲”到機頭引起的激波鋒面的背後，就可以避免機翼本身引起的激波阻力。

事實上，後掠翼避免機翼本身引起激波阻力的作用在飛機速度還沒有達到超聲速時已經體現出來了。機翼是通過對上表面氣流加速以形成上下表面氣流的速度差、進而導致壓力差而產生升力的。當垂直於機翼前緣的氣流流速接近音速時，機翼上表面局部地區的氣流受凸起的翼面的影響，其速度將會超過音速，出現局部激波，從而使飛行阻力急劇增加。採用後掠翼的話，迎面氣流按後掠角分解成垂直於機翼前緣的分量（法向分量）和平行於機翼前緣的分量（展向分量），法向分量產生升力，展向分量不產生升力。後掠角等於零時，法向分量和迎面氣流相等；後掠角越大，法向分量越小。因而與平直機翼相比，只有在更高的飛行速度情況下才會出現激波(即提高了臨界馬赫數)，從而推遲了機翼面上激波的產生，即使出現激波，也有助於減弱激波強度，降低飛行阻力。 ^[1] 

翼尖先失速的原因，有兩方面。一方面，在機翼上表面的翼根部分，因翼根效應，平均吸力較小；在機翼上表面的翼尖部分，因翼尖效應，平均吸力較大。於是，沿翼展方向，從翼根到翼尖存在壓力差。

這個壓力差促使附面層內的空氣向翼尖方向流動，以致翼尖部分的附面層變厚，動能損失較多，容易產生氣流分離。另一方面，由於翼尖效應，在翼尖部分的上表面前段，流管變細，吸力增大；而在上表面後段，流管變粗，吸力減小。於是，翼尖上表面的後緣部分與最低壓強點之間的逆壓梯度增大，這就增強了附面層內空氣向前倒流的趨勢，容易形成氣流分離。由於上述兩方面原因，當迎角增大到一定程度，機翼上表面的翼尖部分首先產生氣流分離，形成翼尖先失速。

翼尖失速後，輕則左右機翼失速程度不對稱，飛機自動傾轉，重則突然上仰然後整機下墜。飛機起飛或降落階段機頭抬起，迎角比較大，離地又不高，出現翼尖失速是致命的問題。因此，必須採取附加的氣動佈局措施，如機翼幾何扭轉、設置翼刀、減小後掠翼翼尖部分的後掠角、機翼前緣鋸齒和缺口等。 ^[1] 

與後掠翼不同，三角翼的前緣後掠，後緣平直，俯視其平面形狀為三角形。從空氣動力學角度看，三角翼超聲速飛行阻力小。從亞聲速過渡到超聲速飛行時，機翼壓力中心向後移動量小，這對舵面平衡能力較差的飛機尤為重要。

三角形機翼一般展弦比小於3，是小展弦比機翼，其流場甚至在不大的迎角下，本質上都是三維的。從下表面通過側邊或前緣（大後掠角）向上表面形成激烈的空氣溢流。在這些邊緣上形成三維渦面，在機翼上翼面形成順氣流強大渦心，進而與順氣流機翼主渦面形成翼尖渦匯合（右圖1）。這樣的立體渦系在機翼上表面沿弦向誘導出附加速度，使上表面增加了真空度，從而產生附加升力，足以補償局部分離而造成的升力損失。小展弦比機翼這種氣動效應隨迎角增大而加劇，延緩了大迎角下氣流分離。但亞聲速飛行時升阻比低，在大迎角下才能有足夠的升力。過大迎角使着陸時向前視野受到影響，一般採用機頭下垂措施來改善駕駛員的視界。

三角翼對結構受力非常有利，半翼氣動中心更靠近根部，減小了根部彎曲載荷，同時弦長很長，相對厚度一定時，翼根絕對厚度大，結構重量輕，剛度好，並且內部可有更多的容積，可用以儲存燃料或收放起落架等。 ^[2]