這將迅速減小升力和突然增大阻力。為了提高臨界馬赫數，減弱激波強度，60 年代后期，一
種新的稱之為“超臨界翼型”被人們設計出來。這種翼型的特征是，上表面較平坦，下表面后
段彎曲較大，并向上內凹，頭部半徑較大，如圖6.6 所示。
圖6.5 翼型的跨音速流場與激波
超臨界翼型的氣動特性從圖上可看出，在跨音速流時，激波強度明顯減弱，并靠近翼型的
后緣位置。超臨界翼現已廣泛應用于現代運輸機和客機上。這種翼型也被用于設計超臨界機動
戰斗機的試驗中。 附面層加厚與分離
M∞> M臨界
超臨界
普通
超臨界翼型
普通翼型
圖6.6 普通翼型與超臨界翼型的外形及跨音速壓力分布的比較
二、機翼的平面形狀設計
機翼平面幾何形狀參數有機翼的面積、展弦比、根梢比、后掠角等，如圖6.7 所示。
（一）展弦比λ
機翼的展弦比λ = l 2 / S 。l ——機翼的展長， S ——機翼的面積。
λ 的大小，對機翼的誘導阻力系數、零升阻力系數和升力線斜率等方面的氣動
特性都有影響。
xi C 0 x C αy
C
對于低速飛機誘導阻力在機翼阻力中占一定的比例，不可忽視。Cxi 與λ 成反比，增大機
翼的展弦比可以降低誘導阻力和增大升阻比，這對提高飛機的升限和加大飛機的航程都是有利
的。
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圖6.7 機翼平面形狀的幾何參數定義
機翼的面積— S
機翼的展長— l
展弦比λ = l 2 / S
根梢比η
后掠角χ
l /2
高速飛機的阻力中，波阻占很大的比例。減小機翼的展弦比，可使阻力系數明顯降低。
Cx ~ M 曲線隨λ 的變化如圖6.8 所示。
因此，對于超音速飛機，應采用較小的展弦比。這主要是因為，減小λ 可以使臨界M 數提
高，延緩激波的產生，減弱激波的強度，從而使波阻降低。
λ 對機翼升力系數曲線的斜率也有明顯的影響。αy
C λ 減小， 也減小。如αy
C Cy ~α 曲線
隨λ 的變化圖6.9 所示。
圖6.8 不同展弦比機翼的Cx ~ M 曲線 圖6.9 不同展弦比機翼的Cy ~ α 曲線
由圖6.9 也可以看出，當機翼的λ 減小時，臨界攻角和著陸攻角也隨之增大很多。因此，
實際上要在著陸時利用其所能提供的值是比較困難的，要受到起落架高度的限制。
Cxmax
λ 減小，可以防止大攻角時翼尖失速，減小從亞音速到超音速過程中，氣動焦點的移動量，
這對改善高速飛機的縱向穩定性和操縱性是有利的。但減小λ ，由于降低了飛機橫滾阻尼特性，
又對飛機的橫向穩定性和操縱性產生不利的影響。
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此外，減小展弦比，會使機翼根部的彎矩減小，結構重量減輕，并且在機翼面積相同的情
況下，機翼的弦長和厚度的絕對尺寸加大，使機翼的結構高度增大，這對承力構件的布置和內
部容積的利用都是有利的。
總的來說，對于亞音速飛機宜采用較大的λ ，一般在6～8 左右，最大甚至超過10。對于
超音速飛機，約在3～5 左右，有的小到2 左右。
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