XP-80战斗机（F-80的前身）

随着人们对飞行速度的进一步要求，单纯模仿鸟类的行为就显得力不从心了，要知道哪怕是飞行速度最快的雨燕，也不会超过100m/s，而那时的战斗机面临的是340m/s声速的障碍。上一节我们知道，当飞机表面局部气流速度达到声速时会产生激波，那么我们能不能采用被动的方式来延迟激波的产生？人们想到了一个好方法，后掠翼也应运而生。

F-80E战斗机，后掠翼改型

首先，我们来介绍一个耳熟能详的无量纲参数，马赫数（或作Ma，即Mach Number）。我们将通过马赫数，从空气压缩性的角度出发来对速度进行分区。

马赫数是气流速度和当地声速的比值。由此可见1马赫就等于1倍当地声速，马赫数小于1就是亚声速，大于1则是超声速。由于当地音速和当地温度（高度）有关，因此不同地方的马赫数不一定表示相同的速度。

马赫数表征了流场压缩性大小，马赫数越大气体的压缩性越大。此外马赫数还代表单位质量气体的动能和内能之比。

1、当Ma<0.3时，气体密度变化很小，研究中可将其作为不可压缩流体处理。最高的17级飓风“咆哮西风”风速高达61.2m/s（220km/h），也在这个范围之内。

2、0.3<Ma<0.8，被定义为亚声速区（subsonic）。亚声速区流场可压缩但无激波。布加迪威龙16.4时速达到430km/h ，0.35Ma。

3、0.8<Ma<1.2，为跨声速区（transonic），跨声速可能出现激波，将会在之后做具体介绍。

4、Ma>1，为超声速区（supersonic）。做超声速飞行的飞机，升力合力的作用点后移，激波波阻成为阻力的主要部分。

5、Ma>5，为高超声速（hypersonic）。高超声速流动的特点有强激波、高温、振动激励，并且伴随着化学反应和辐射。

此外，液体通常被可以视作不可压处理，20Mpa才能引起小于1%的密度变化，而我们所了解的高压水枪，其压强通常是8Mpa。

临界马赫数

在对机翼升力产生的认知中，我们了解到气流流经机翼表面时，不同位置的速度也是不尽相同的。在伯努利定理中，我们知道可以通过提高流速来减小静压，即增大吸力。机翼上也有这样的提速区，这意味着飞机真实的飞行速度可能还没到声速时，机翼上就出现了超声速流场，从而产生局部激波。

当机翼上的最大速度点C处的气流速度Mac达到1时，此时的飞行速度就被定义为临界马赫数Macr。

人们希望能提高临界马赫数Macr，即提高飞行速度，推迟局部激波的来临，由此诞生了后掠翼。

后掠翼与变后掠翼

后掠翼是一种斜置的机翼，机翼后掠的程度用后掠角χ的大小来表示，为锐角。

对于机翼来说产生升力的有效速度方向是垂直于翼展方向的，即法向速度Vn。平直翼由于机翼的翼展方向垂直于飞行方向，其来流速度V∞（即飞机的飞行速度）就是Vn。

后掠翼的Vn则是V∞的速度分量（见下图），Vn=V∞*Cosχ。

由于有效速度Vn低于V∞，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Macr)，从而推迟了机翼面上激波的产生。

同时，由于有效速度减小，和平直翼相比，在同样的飞行速度下，后掠机翼获得的升力也会减小，并且后掠角越大，升力的损失也就越大。这一切使得飞机在起飞，着陆，空速限制等指标上都不理想。

而变后掠翼飞机则可以配合飞行速度改变机翼的后掠角。在起飞，着陆和低速飞行时，使用较小的后掠角，使机翼前缘升力增加，机翼效率提高；高亚音速和超音速飞行时使用大后掠角，提高飞机的加速性能和高速飞行能力。（ 柯基米德）

我们时常在早期的战争纪录片或者年代剧中见到老爷战斗机的身影，它们的外形基本符合人们对飞机的最初印象，舒展的平直双翼就如同大鸟一般翱翔。

责任编辑：实习编辑 王婵

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