第二个问题记得不太清了。超音速飞行重波阻占了很大比例，而超音速气流中流管变小则速度变小，则速度变小，压力大大增强，减小厚度以减小阻力，因为超音速飞行的升力主要是速度而不是迎角产生的
求教机翼有效马赫数和后掠角的关系
有效马赫数就是平行于翼弦的，即来流马赫数沿机翼的法向分量，有效马赫数=来流马赫数*sin后掠角。相对于机翼来说实际上的马赫数是有效马赫数，而临界马赫数指的是机翼上刚出现激波时来流的马赫数。假设平直机翼的临界马赫数是0.8的话，相同翼型后掠角越大，临界马赫数越大 第二个问题记得不太清了。
飞机的后掠角是怎么计算的\/
主要是相同的来流马赫数下后掠角越大沿机翼法向（即垂直方向）的马赫数分量更小，提高属了飞机在高亚音速飞行但又未产生激波的最大马赫数。
飞机要超音速飞行,要具备哪些条件
这个性质只和音速或马赫数有关，不管在什么高度，飞机以相同的马赫数飞行，其经受的气动条件是等同的，而和以公里\/小时计算的实际速度和高度的关系不大，所以高速飞机常用音速而不是实际速度来描述。音速或马赫数随空气条件而改变，但不是单调地改变，也就是说，并不是一路上升或一路下降，而是有升有...
机翼为什么会有后掠角?有什么作用?
机翼后掠角的秘密：提升速度的关键所在 在航空工程的精妙世界中，机翼后掠角并非偶然的设计元素，而是经过深思熟虑的科学决策。这种巧妙的几何设计，如同一把打开飞行速度上限的钥匙，能够显著影响飞机的性能。它的存在，旨在通过巧妙地调整气流，提高飞机的临界马赫数和巡航速度，让飞行如同游刃有余的舞者在音速...
前掠翼、后掠翼
达到临界马赫数是将这个速度加速到音速，所以气流速度会更大。后掠角越大，提高临界马赫数越大。所以超音速飞机可以用大后掠翼。前掠翼推迟激波产生的原理和后掠翼相同。后掠翼的升力系数和阻力系数都减小，低速性能不好。前掠翼升阻比高，低速性能好，它的最大好处在于机动性好。
变后掠翼简介
这种设计旨在解决飞行速度与机翼性能之间的关键矛盾：为了提升超音速飞行时的M数（马赫数），通常需要选择大后掠角、小展弦比的机翼，以降低飞机遭遇激波阻力。然而，这样的机翼在亚音速状态下升力相对较弱，诱导阻力增加，效率不高。从空气动力学的角度来看，理想的解决方案是让机翼能够根据飞行状态变化其...
飞机空气动力学 | 亚声速机翼绕流气动特性
来流马赫数对机翼气动特性有显著影响，升力特性随马赫数增大而增强，最大升力系数与翼型形状相关，通常随马赫数增加而下降。压力中心位置受展弦比和后掠角的综合作用，低速实验表明，展弦比小、后掠角大的情况下，压力中心趋于前移或后移。机翼阻力特性由型阻系数和诱导阻力系数决定，具体计算多采用经验公式...
飞机临界马赫数是指
即提高了临界马赫数Macr)，从而推迟了机翼面上激波的产生。接下来的视频会更清楚地作出解释。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。
求中国“歼 ”系列 战机问题?
4、以及双前缘后掠角的双三角翼 601所对四种机翼平面形状方案均做出了模型,进行了风洞实验。 其中主要是考虑采用后掠翼还是三角翼,后掠翼和三角翼都是采用前缘后掠的方法来增加机翼的临界马赫数。但是如果超音速飞行增加到马赫数为2.0时,要采用亚音速后掠翼方案就必须使前缘后掠角大于60。,但前缘后掠角过大,翼根结构受...
战斗机中的专业术语:迈,前缘后掠角,展弦比
60～70年代，军用后掠翼飞机发展很快。为了满足不同高度、速度飞行和起飞着陆对机翼后掠角的不同要求，又生产出变后掠翼飞机。如美国的F-111战斗轰炸机、苏联的米格-23歼击机。有些变后掠翼飞机机翼的后掠角是用电子计算机自动控制的，如美国的F-14舰载多用途战斗机。这些飞机飞行的最大马赫数多在2.0 ...
