前缘后掠

前缘向后掠的机翼

机翼前缘后掠（Leading edge sweep）就是前缘向后掠的机翼，表征机翼后掠程度的指标是后掠角，即机翼前缘与水平线的夹角。这种翼型设计的气动特点是可增大机翼的临界马赫数，推迟激波的到来，并减小超音速飞行时的阻力。有关于前缘后掠的机翼有后掠翼、三角翼等翼型。

前缘后掠的提出

早期的飞机一般都采用平直翼，但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，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，将其机翼前缘设置成后掠设计方案。

后掠翼

降低飞行阻力

飞机前行的时候，飞机对前方空气产生压力，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，但飞机速度达到声速时，压力波不再可能赶在飞机前面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、进而导致压力差而产生升力的。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）和平行于机翼前缘的分量（展向分量），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。

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。

三角翼

与后掠翼不同，三角翼的前缘后掠，后缘平直，俯视其平面形状为三角形。从空气动力学角度看，三角翼超声速飞行阻力小。从亚声速过渡到超声速飞行时，机翼压力中心向后移动量小，这对舵面平衡能力较差的飞机尤为重要。

三角形机翼一般展弦比小于3，是小展弦比机翼，其流场甚至在不大的迎角下，本质上都是三维的。从下表面通过侧边或前缘（大后掠角）向上表面形成激烈的空气溢流。在这些边缘上形成三维涡面，在机翼上翼面形成顺气流强大涡心，进而与顺气流机翼主涡面形成翼尖涡汇合（右图1）。这样的立体涡系在机翼上表面沿弦向诱导出附加速度，使上表面增加了真空度，从而产生附加升力，足以补偿局部分离而造成的升力损失。小展弦比机翼这种气动效应随迎角增大而加剧，延缓了大迎角下气流分离。但亚声速飞行时升阻比低，在大迎角下才能有足够的升力。过大迎角使着陆时向前视野受到影响，一般采用机头下垂措施来改善驾驶员的视界。

三角翼对结构受力非常有利，半翼气动中心更靠近根部，减小了根部弯曲载荷，同时弦长很长，相对厚度一定时，翼根绝对厚度大，结构重量轻，刚度好，并且内部可有更多的容积，可用以储存燃料或收放起落架等。

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