俗話說,，百人百態(tài),，千人千面。飛機(jī)和人一樣,，也是各式各樣的,，其中最引人注目的差別就是不同形狀的機(jī)翼。說起來,，飛機(jī)的奧妙就在于機(jī)翼,。從萊特兄弟到現(xiàn)在，除了航空動(dòng)力外,，幾乎每一次航空技術(shù)的重大突破都離不開在機(jī)翼上作文章,。


最簡單的機(jī)翼上平直翼


C-130這樣帶一點(diǎn)錐度的機(jī)翼也算平直翼


錐度可以使前緣略帶后掠，像DC-3,；也可以使后緣略帶前掠,，像C-130

最簡單的機(jī)翼是平直翼，機(jī)翼前后緣和機(jī)身垂直,，機(jī)翼從里到外一樣寬,。這樣的機(jī)翼結(jié)構(gòu)簡單，制造容易,，產(chǎn)生升力的效率較高,，但阻力也較大。升力的力臂使得翼根的受力很是不利,。為了均衡升力的分布,，并改善機(jī)翼的受力設(shè)計(jì)和降低重量，平直翼可以帶一點(diǎn)錐度,，從里到外逐漸變窄,，改善升力分布，是更多的升力產(chǎn)生在靠近翼根的部位,，縮短力臂,，降低翼根應(yīng)力。低速,、簡單的小飛機(jī)可以用簡單平直翼以降低制造成本,，但稍微有點(diǎn)追求的平直翼飛機(jī)大多帶一定的錐度。

帶錐度的平直翼可以前緣略帶后掠,，也可以后緣略帶前掠,，兩者在氣動(dòng)上有一點(diǎn)差別，但不改變都是平直翼的本質(zhì),。當(dāng)速度大幅度提高后,，平直翼阻力大的缺點(diǎn)就比較明顯，尤其在速度接近聲速的時(shí)候,。

飛機(jī)前行的時(shí)候,，飛機(jī)對前方空氣產(chǎn)生壓力，就好像船行時(shí)船首在前方推開波浪一樣,。壓力波以聲速一層一層地向外傳遞,，聲速是空氣性質(zhì)的分界線。亞聲速飛行時(shí),，前方空氣在壓力波推動(dòng)下有序地向兩側(cè)讓開飛機(jī),。然而，但飛機(jī)速度達(dá)到聲速時(shí),，壓力波不再可能趕在飛機(jī)前面把前方空氣有序地向兩側(cè)分開,。相反，壓力波擠到一起,，密度劇增,，像堅(jiān)硬的石墻一樣,。跨聲速飛行的飛機(jī)頂著一大片看不見的石墻飛行,，難怪阻力激增,，這就是聲障的由來。


亞聲速到超聲速飛行的區(qū)別在于壓力波,，壓力波擠壓到一起正好發(fā)生在聲速的時(shí)候,，所以形成聲障


在風(fēng)洞里，激波的形成清晰可見


不平整表面引起額外的斜激波


斜激波的角度大于平面轉(zhuǎn)角,，這是兩者的關(guān)系圖


機(jī)翼后掠使速度分量在翼展和法向上分解,，法向分量小于原來的速度，得以推遲激波的產(chǎn)生


米格-15和F-86是第一代采用后掠翼的戰(zhàn)斗機(jī),，兩者都是高亞聲速戰(zhàn)斗機(jī)




英國“閃電”,、美國F-100、蘇聯(lián)米格-19則是第一代后掠翼的超聲速戰(zhàn)斗機(jī)

這看不見的石墻也稱激波,。激波的鋒面在正好是聲速的時(shí)候是平直的,。隨著速度的增加，激波的鋒面變成圓錐形,，錐的后傾角度隨速度增加而增加,，鋒面背后的空氣重新回到亞聲速。如果平直的機(jī)翼像燕子的翅膀一樣后掠,，“躲”到機(jī)頭引起的激波鋒面的背后,，就可以避免機(jī)翼本身引起的激波阻力。德國人阿道夫布斯曼在30 年代就提出了后掠翼,，只是沒有引起當(dāng)時(shí)人們的重視而已,。

事實(shí)上，后掠翼避免機(jī)翼本身引起激波阻力的作用在飛機(jī)速度還沒有達(dá)到超聲速時(shí)已經(jīng)體現(xiàn)出來了,。機(jī)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(jìn)而導(dǎo)致壓力差而產(chǎn)生升力的。在高亞聲速時(shí),，機(jī)翼上表面氣流速度可以超過聲速,。采用后掠翼的話，迎面氣流按后掠角分解成垂直于機(jī)翼前緣的分量（法向分量）和平行于機(jī)翼前緣的分量（展向分量）,，法向分量產(chǎn)生升力,，展向分量不產(chǎn)生升力。后掠角等于零時(shí),，法向分量和迎面氣流相等,；后掠角越大，法向分量越小,。也就是說,，通過使用合適的后掠角,，高亞聲速飛機(jī)的機(jī)翼上表面氣流在法向可以降低到聲速以下，避免激波阻力,。后掠翼大量使用在跨聲速（0.8-1.2倍聲速范圍內(nèi)）和高亞聲速飛機(jī)上,，像殲-6戰(zhàn)斗機(jī)、各種波音和空客客機(jī),。

后掠翼的制造比平直翼要麻煩，翼根不僅要承受機(jī)身重量帶來的應(yīng)力,，還要機(jī)翼上揚(yáng)造成的向前扭轉(zhuǎn)的應(yīng)力,，需要大大加強(qiáng)結(jié)構(gòu)，帶來較大的重量,。但如果把后掠翼 “鏤空”的后半填起來,，機(jī)翼后緣拉直，變成三角翼,，翼根的受力情況就接近于平直翼,，容易處理多了。在同樣翼展下,，三角翼的翼面積更大,，升力更大；翼根更長,，結(jié)構(gòu)上需要的加強(qiáng)越少,，同樣翼面積時(shí)重量更輕。另一方面,，機(jī)翼的阻力特征由相對厚度決定,，也就是機(jī)翼的實(shí)際厚度和弦長（機(jī)翼前后緣之間的距離）之比。實(shí)際機(jī)翼的厚度和弦長隨不同翼展位置而變化,，所以一般取1/4翼展處的厚度和弦長之比,。三角翼的翼弦較長，在相對厚度不變的情況下,，實(shí)際厚度較厚,，既簡化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造，有利于減重,；又增加翼內(nèi)容積,，有利于增加機(jī)內(nèi)燃油容量。50年代后,，超聲速飛機(jī)采用大后掠翼的越來越少了,，大多采用三角翼。殲-8II,、殲-10都是三角翼,，歐洲的“臺(tái)風(fēng)”,、“陣風(fēng)”、“鷹獅”也是三角翼,。


把后掠翼機(jī)翼后緣的“鏤空”部分填補(bǔ)起來,，就成為三角翼，這是美國F-106


但采用短粗的梯形翼也可以達(dá)到超聲速減阻的作用,，這是美國F-5


巴基斯坦空軍同時(shí)裝備有后掠翼的殲-6,、梯形翼的F-104和三角翼的幻影III，這張圖較好地同時(shí)展示了三者的特征

但是三角翼沒有一統(tǒng)天下,。超聲速飛行時(shí),，機(jī)翼只要“躲”在激波錐的鋒面之后，就可以避免產(chǎn)生激波阻力,。也就是說,，翼展較短的機(jī)翼也同樣可以達(dá)到降阻的作用。為了盡量增加翼面積以保證提供足夠的升力,，機(jī)翼的弦長可以增加,，甚至把平直的后緣前掠，形成粗短的梯形翼,。后掠翼靠后掠角減阻,，但大后掠角帶來較大的展向分量，造成升力損失,，尤其在低速的時(shí)候,，大后掠角使很大一部分迎面氣流都“溜肩”損失掉了，造成低速時(shí)升力不足的問題,，所以大后掠翼飛機(jī)的起飛,、著陸速度一般比較高，機(jī)動(dòng)性不夠好,。三角翼也有同樣的問題,。相比之下，梯形翼不靠后掠角減阻,，所以機(jī)翼前緣的后掠角可以較小,，在性質(zhì)上更加接近同樣翼展下的平直翼，升力較好,。不過梯形翼的翼展受到限制,，所以最后結(jié)果并不一定優(yōu)于大后掠翼或者三角翼。和三角翼相比,，梯形翼的使用比較少,，但還是有一些忠實(shí)的信徒，尤其是諾斯羅普，F(xiàn)-5和F-18都是梯形翼,。洛克希德的F-104也是梯形翼,，但F-22已經(jīng)超出傳統(tǒng)梯形翼，而是介于梯形翼和三角翼之間了,。



可變后掠角的變后掠翼可以適合不同情況的需要,，但重量和復(fù)雜性大大增肌，這是美國F-14


俄羅斯的圖-160是世界上最大的變后掠翼飛機(jī),，也是最后一種變后掠翼飛機(jī)

大后掠翼,、三角翼、梯形翼的起飛,、著陸速度和機(jī)動(dòng)性都不及平直翼,，但平直翼的高速飛行阻力太大，那通過機(jī)械手段,，使機(jī)翼的后掠角可以在飛行中按需要隨意改變,，豈不兩全其美,？這就是變后掠翼的由來,。變后掠翼的概念看似簡單，實(shí)現(xiàn)起來問題一大堆,。首先有飛行穩(wěn)定性的問題,。隨著機(jī)翼后掠角的增加，升力中心逐步后移,，很快就有升力中心遠(yuǎn)離重心的問題,，即使超級巨大的平尾能壓住，也將帶來巨大的阻力,，得不償失,。為了減小升力中心的移動(dòng)，變后掠翼只能一分兩段,，鉸鏈設(shè)置在固定的內(nèi)段外側(cè),，而活動(dòng)的外段減小，犧牲變后掠翼的效果來簡化工程設(shè)計(jì),。蘇-17為了最大限度地減小飛行穩(wěn)定性問題,，活動(dòng)段只占翼展的一半；F-14 的活動(dòng)段比例大一點(diǎn),，但依然有一個(gè)很大的固定段,。變后掠翼還有很多具體問題：翼下起落架不容易找地方生根，活動(dòng)段內(nèi)無法設(shè)計(jì)翼內(nèi)油箱使總的翼內(nèi)油箱空間大減,，翼下武器掛架需要隨活動(dòng)段同步轉(zhuǎn)動(dòng)才能保持掛載的武器指向前方,，加上變后掠翼固有的機(jī)械問題，變后掠翼最后會(huì)變的很重,，極大地抵消了變后掠翼的氣動(dòng)優(yōu)勢,。在60-70年代曇花一現(xiàn)之后,，變后掠翼現(xiàn)在很少采用了，1981年首飛的圖-160是最后一種新投產(chǎn)的變后掠翼飛機(jī),。

大后掠翼和三角翼通過后掠角減阻,，但空氣其實(shí)只對這個(gè)斜掠的角度感興趣，對機(jī)翼是后掠還是前掠是不在乎的,。那前掠翼有什么好處呢,？前掠翼上氣流的展向流動(dòng)是向內(nèi)的，機(jī)體將最終自然阻止展向流動(dòng),，提高機(jī)翼產(chǎn)生升力的效率,。更重要的是，前掠翼極大地推遲了翼尖失速的問題,?？諝馐怯姓承缘模@個(gè)粘性在機(jī)翼表面形成一個(gè)邊界層（也稱附面層）,，在邊界層內(nèi)氣流呆滯,，產(chǎn)生升力的效果受到損失。在大迎角飛行時(shí),，氣流沿后掠翼的展向流動(dòng),，導(dǎo)致邊界層向翼尖堆積，造成翼尖首先失速,，引起升力中心向翼根方向移動(dòng),，造成機(jī)頭進(jìn)一步上揚(yáng)，最終導(dǎo)致整個(gè)機(jī)翼失速,。前掠翼則不同,，翼尖處于“干凈”的氣流中，邊界層堆積發(fā)生在翼根,，升力損失小,，而且副翼保持有效的橫滾控制。前掠翼要到差不多整個(gè)機(jī)翼都失速的時(shí)候,，才有翼尖失速的問題,，比后掠翼進(jìn)入失速要晚很多，有利于增強(qiáng)機(jī)動(dòng)性,。


空氣只對機(jī)翼的“掠”感興趣,，前掠還是后掠并不重要，所以機(jī)翼也可以前掠,，這是俄羅斯的S-37研究機(jī)


美國X-29是另一種前掠翼研究機(jī)


但反向的展向流動(dòng)導(dǎo)致翼尖彈性氣動(dòng)發(fā)散的問題

不過前掠翼也有一個(gè)本質(zhì)缺陷：就是氣動(dòng)彈性發(fā)散問題,。機(jī)翼不是剛性的，是有一定的彈性的。氣流流過翼面產(chǎn)生升力,，升力作用于機(jī)翼,，因此翼尖有一個(gè)以翼根為支點(diǎn)上扭的趨勢。由于前掠翼的支點(diǎn)在翼尖之后,，前掠翼的翼尖有一個(gè)天然的向后上方扭轉(zhuǎn)的趨勢,，上揚(yáng)導(dǎo)致局部機(jī)翼迎角增加，產(chǎn)生更大的升力,，進(jìn)一步加劇向后上方的扭轉(zhuǎn),。如果不加控制，結(jié)構(gòu)很快會(huì)由于過度扭曲而損壞,。后掠翼的支點(diǎn)在翼尖之前,，翼尖在升力作用下有一個(gè)天然的向前上方扭轉(zhuǎn)的趨勢，局部迎角減小,，就沒有這個(gè)問題,。在早期，由于材料的限制,，前掠翼無法解決氣動(dòng)彈性發(fā)散問題,，后掠翼成為唯一的選擇。復(fù)合材料出現(xiàn)之后,，可以通過所謂“氣動(dòng)彈性剪裁”,，也就是通過纖維走向的巧妙安排,，使結(jié)構(gòu)剛性在法向高于展向,，巧妙地克服氣動(dòng)彈性發(fā)散引起的問題。

后掠翼和前掠翼都是對稱的,，要么兩側(cè)一起后掠,，要么兩側(cè)一起前掠。但從減阻的角度來說,，沒有理由不可以一側(cè)前掠,，一側(cè)后掠，形成不對稱的斜翼,。和后掠翼,、前掠翼相比，斜翼沿機(jī)身軸線的總橫截面積分布比較均勻,，有利于滿足跨聲速面積律,，降低跨聲速阻力。固定的斜翼有優(yōu)越性,，但變后掠的斜翼才是閃光點(diǎn),。傳統(tǒng)的變后掠翼很為鉸鏈位置而苦惱，但變后掠的斜翼的鉸鏈只有一個(gè)理想位置：正中間，其他位置都是畫蛇添足,。由于兩側(cè)的重量是平衡的,，變后掠的斜翼在機(jī)械設(shè)計(jì)上還簡單了一點(diǎn)，這就好比兩手向外平伸直接提桶和肩上挑擔(dān)的差別,。在氣動(dòng)上,，斜掠角的變化也使升力中心的移動(dòng)大體不變，簡化了飛行穩(wěn)定性的設(shè)計(jì),。


既然前掠,、后掠都沒有關(guān)系，那一邊前掠,、一邊后掠也是可以的,，這就是斜翼，這是美國的AD-1研究機(jī)


斜翼的生命力在于和飛翼結(jié)合,，還可以自然是實(shí)現(xiàn)可變后掠角


飛翼用機(jī)翼結(jié)構(gòu)承載載荷,，最大限度地提高了結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)效率，免除了翼根應(yīng)力問題,，這是美國的B-2

斜翼意外地解決了變后掠翼的難題,，但斜翼更能體現(xiàn)優(yōu)越性的地方是飛翼。傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)翼和機(jī)身是分開的,，機(jī)翼產(chǎn)生升力,，機(jī)身裝載人員和貨物。但機(jī)身不產(chǎn)生升力,，是“死重”,，這個(gè)問題使翼根的受力很高，從結(jié)構(gòu)上講效率不高,。最好的辦法是所有的載重都在機(jī)翼內(nèi),，那樣結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求最低。從理論上講,，要是在機(jī)翼上每一點(diǎn)升力和重力都正好抵消,，用紙做飛機(jī)都可以，最大限度地降低結(jié)構(gòu)重量,。當(dāng)然這在實(shí)際上這不可能,，還沒有上天，重量已經(jīng)把紙蒙皮壓穿了,。不過這說明,，沒有機(jī)身、只有機(jī)翼的飛翼的大方向正確,。

用可以轉(zhuǎn)動(dòng)的發(fā)動(dòng)機(jī)將斜翼,、飛翼,、變后掠翼結(jié)合起來，可以充分發(fā)揮三者的優(yōu)點(diǎn),，而且取消斜翼與機(jī)身連接的變后掠的鉸鏈,。當(dāng)然，這樣的飛機(jī)的飛行控制會(huì)很有挑戰(zhàn)性,。飛翼本身就有氣動(dòng)控制面的作用力臂短的問題,，對飛行穩(wěn)定性不利。斜翼在斜掠角較小的時(shí)候也有這樣的問題,。在斜掠角較大的時(shí)候,，斜翼兩側(cè)的襟翼、副翼不對稱,，對飛控的挑戰(zhàn)也比較大,。另外，有人駕駛的斜翼飛翼除非座艙像發(fā)動(dòng)機(jī)一樣隨斜翼的斜掠角而偏轉(zhuǎn),，否則飛行員和旅客總有很多角度要側(cè)對著飛行方向,，很是別扭。


翼尖的氣流要產(chǎn)生繞流,，導(dǎo)致升力損失


英國“噴火”戰(zhàn)斗機(jī)那著名的橢圓形機(jī)翼就是按照減少翼尖繞流和最優(yōu)升力分布設(shè)計(jì)的


更加極端的當(dāng)然就是飛碟,，這是加拿大Avrocar，這是為美國空軍設(shè)計(jì)的,，所以是美國空軍涂裝


不用橢圓形機(jī)翼或者飛碟的話,，翼梢小翼可以有效地降低翼尖繞流的影響


翼梢小翼不光有向上翻的，還可以向下垂,，這是A320的小翼

平直翼,、后掠翼、前掠翼,、斜翼,，這些都是直邊緣的機(jī)翼形狀,。機(jī)翼的一個(gè)大問題是翼尖繞流,。由于機(jī)翼靠下翼面壓力高于上翼面壓力產(chǎn)生升力，翼尖作為機(jī)翼的盡頭,，下翼面的高壓氣流可以側(cè)向繞過翼尖,，向上翼面卷過來。這個(gè)“漏氣”的通道不僅造成升力損失,，還形成拖在飛機(jī)后面的渦流,。如果不產(chǎn)生推力，飛機(jī)傳遞到空氣中的一切能量都形成阻力,，翼尖渦流就是飛行阻力的一個(gè)很重要的部分,。合理設(shè)計(jì)升力分布,，使靠近翼尖的地方較少產(chǎn)生升力，翼尖繞流產(chǎn)生的阻力就自然減小,，橢圓形機(jī)翼就是這么一個(gè)思路,，二戰(zhàn)中英國“噴火”式戰(zhàn)斗機(jī)那著名的橢圓形機(jī)翼就是這么來的。橢圓翼的一個(gè)自然延伸就是圓形翼,。圓形翼不僅使升力產(chǎn)生的部位向翼根集中,，還更加符合面積律，尤其是在沒有機(jī)身的圓形飛翼的情況下,。這種飛盤不僅在理論上適合從懸停到超聲速的所有速度范圍,，還是科幻人士的最愛，是飛機(jī)設(shè)計(jì)中難以釋懷的一個(gè)理想設(shè)計(jì),，不過飛行控制的問題比較難解決,，不僅控制力臂很短，發(fā)動(dòng)機(jī),、噴口,、控制面的設(shè)計(jì)都要重新考慮。

解決翼尖繞流的另一個(gè)方法是用翼梢小翼,，這是豎立在翼尖的垂直小翼,，直接阻止翼尖繞流。在氣動(dòng)上,，翼梢小翼相當(dāng)于延長了有效翼展,，增加了升力。設(shè)計(jì)得當(dāng)?shù)脑?，翼梢小翼可以達(dá)到超過實(shí)際“翼展”的有效翼展,，但翼梢小翼也增加了阻力和重量，還帶來了翼面轉(zhuǎn)接處的氣動(dòng)干擾阻力,。翼梢小翼可以同時(shí)往上下延伸,，也可以只往上延伸，兩者之間的選取自然是增升和減重,、減阻之間的權(quán)衡,。在老設(shè)計(jì)挖潛的情況下，或者在翼展受到機(jī)場條件限制情況下,，翼梢小翼是很有效的作法,。但全新設(shè)計(jì)機(jī)翼時(shí)，增加翼展常常更加簡潔有效,。

翼梢小翼實(shí)際上也是有翼尖繞流的問題的,，不過繞流發(fā)生在翼梢小翼的頂尖上而已，強(qiáng)度遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于通常的翼尖繞流,。為了削弱這個(gè)繞流的影響,，翼梢小翼可以進(jìn)一步發(fā)展成為C形翼,，也就是加大翼梢小翼，在頂尖上再向內(nèi)側(cè)水平延伸,，好像健美人士卷起雙臂展示肌肉一樣,。C形翼的翼梢小翼部分可以兼作垂尾，具有可動(dòng)的垂直控制面,，而頂上的水平部分則可兼作平尾,，具有水平的控制面。當(dāng)然,，由于距離飛機(jī)重心的力臂較短,，控制效果不如真正在機(jī)尾的垂尾和平尾。C形翼的效果和問題都比翼梢小翼更加放大一點(diǎn),，還是一個(gè)增升和減重,、減阻之間權(quán)衡的問題。


翼梢小翼也是有翼尖繞流的,，把小翼頂端折起來,，就形成了C形翼


這是C形翼客機(jī)的想象圖


把C形翼的頂端連接起來，就成為矩形翼,，這已經(jīng)有點(diǎn)回歸雙翼的意思了


矩形翼的上下翼還可以一個(gè)前掠,，一個(gè)后掠，這就是所謂的搭接翼了,，也可以稱為菱形翼


搭接翼的組合就多了,，可以搭接到垂尾頂端


也可以在機(jī)身上搭接。用于運(yùn)輸機(jī),，可以同時(shí)兼顧上單翼翼下凈空大,，簡易跑道起飛著陸是發(fā)動(dòng)機(jī)不易吸進(jìn)沙土的好處，也有下單翼起落架短,、橫距寬大的好處


還可以從機(jī)翼中段搭接


甚至搭接了再用小翼

如果把C形翼向內(nèi)的水平延伸部分連接起來,，就形成了閉合的矩形翼。從某種意義上說,，這就是把早年的雙翼在翼尖處用端板連接起來,。即使不算端板相當(dāng)于翼梢小翼的增升作用，雙翼的翼面積比單翼大一倍,，自然提供更大的升力,。但上下翼面在機(jī)身和兩翼翼尖三點(diǎn)連接，在受力上比懸臂的單翼和雙翼更加有利,，減少了為加強(qiáng)結(jié)構(gòu)所帶來的重量，所以重量上最后的增加并不成倍,。但阻力增加了,，不僅由于增大的迎風(fēng)阻力和濕面積帶來的磨擦阻力,，還有繁多的氣動(dòng)面之間的交互阻力。

矩形翼的上下機(jī)翼可以是同樣的平面形狀,，也可以有所不同,，其中一個(gè)比較有意思的特例是所謂搭接翼。搭接翼的下機(jī)翼是安裝在機(jī)身上的常規(guī)的后掠翼,，上機(jī)翼是安裝在垂尾頂上,、帶較大下反（也就是倒V形）的前掠翼，翼梢小翼取消,，上下機(jī)翼在翼尖直接搭接,，或者在下機(jī)翼的翼展一半的中部某處搭接。搭接翼的上機(jī)翼也產(chǎn)生升力,，并具有前掠翼的一切好處,，但還有一些額外的好處。由于上機(jī)翼的翼尖和下機(jī)翼搭接,，翼尖的氣動(dòng)彈性發(fā)散不再成為問題,，大大簡化了前掠的上機(jī)翼的設(shè)計(jì)和制造；后掠翼翼根不僅承受向上的升力,，還承受向后的阻力,，搭接的上機(jī)翼正好頂住下機(jī)翼，使受力情況大大改善,，有利于減重,。另外，上機(jī)翼和下機(jī)翼搭接后,，全機(jī)在縱向上總的橫截面積分布更加平順,，而沒有后掠翼翼尖之后出現(xiàn)截面積劇減的不連續(xù)，還有利于降低跨聲速阻力,。波音曾經(jīng)提議過采用搭接翼的新型預(yù)警機(jī)的設(shè)計(jì),，在前掠和后掠的四個(gè)機(jī)翼結(jié)構(gòu)里分別安裝相控陣?yán)走_(dá)天線，分別向側(cè)前,、側(cè)后凝視,，既消除機(jī)背圓盤天線由于機(jī)身、機(jī)翼引起的盲點(diǎn),，又不增加阻力,。搭接翼還是增升還是減阻、減重之間權(quán)衡的老問題,。有意思的是,，上機(jī)翼在翼尖和下機(jī)翼搭接的話，自然形成翼梢小翼,，降低翼尖繞流,，但上機(jī)翼的重量和阻力較大,；上機(jī)翼在下機(jī)翼中部搭接的話，沒有了翼梢小翼的作用,，但重量和阻力相抵,，常常得大于失。


但機(jī)翼也可以是環(huán)形的,，這是法國C-450研究機(jī)


這個(gè)角度可以清楚地看到環(huán)形翼


這東西不是空想,，真有這東西的


C-450成功地飛起來過


這是航空史上一架驚世駭俗的怪飛機(jī)，有很大的潛力,，也有太多的問題


地面停放和上下飛機(jī)很麻煩


要是機(jī)體不放在環(huán)形的圓心,，要損失一些環(huán)形翼的優(yōu)點(diǎn)，但也避免了很多實(shí)用中的問題,，這是環(huán)形翼客機(jī)的構(gòu)想


這是洛克希德的環(huán)形翼客機(jī)的概念,，把垂尾、環(huán)形翼,、搭接翼的概念都融合到一起了


矩形翼和環(huán)形翼之間當(dāng)然就是橢圓形翼


橢圓形翼也可以用于客機(jī)

翼梢小翼,、C形翼、矩形翼,、搭接翼都已經(jīng)超出了傳統(tǒng)的平面翼范疇,，古老的雙翼（還有三翼）也是一樣，不過最特別的非平面翼或許是環(huán)形翼,。環(huán)形翼像一個(gè)短粗的空心筒子,，上下圓弧部分產(chǎn)生升力，左右圓弧部分阻隔翼尖繞流,，并提供方向穩(wěn)定性,。環(huán)形翼不存在橫滾穩(wěn)定性的問題，但環(huán)形翼最大的特別之處在于轉(zhuǎn)彎,。常規(guī)平面翼的飛機(jī)需要先橫滾到一定的角度,，然后拉高迎角，通過斜向升力的向心水平分量實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎,。環(huán)形翼不需要橫滾,，可以直接指向所需要的迎角，實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎,。這不光是操作習(xí)慣上的一個(gè)改變,，也省卻了橫滾的步驟，在理論上可以提高機(jī)動(dòng)性,。另外一個(gè)特別的是,，平面翼飛機(jī)需要急轉(zhuǎn)彎時(shí)，需要拉很大的橫滾角，并增大迎角以補(bǔ)償升力損失,。環(huán)形翼不管怎么轉(zhuǎn)彎,，在橫向指向的同時(shí),，一方面產(chǎn)生斜向升力的向心水平分量力用于轉(zhuǎn)彎,，另一方面上下的圓弧段依然在提供升力，不會(huì)因?yàn)槠矫嬉盹w機(jī)在急轉(zhuǎn)彎時(shí)機(jī)翼幾乎側(cè)立而導(dǎo)致嚴(yán)重升力損失和失速的問題,，也就是說,，可以放心大膽地急轉(zhuǎn)彎，增加機(jī)動(dòng)性的容限,。但環(huán)形翼的翼展不容易增加,，否則將成為大而無當(dāng)?shù)木薮髨A筒，在設(shè)計(jì)和制造上帶來很多陌生的問題,；水平起落時(shí)起落架的設(shè)計(jì)也很困難,，人員和貨物的裝卸困難就不提了，不過機(jī)身不在環(huán)形翼的圓心,，而在圓弧的底部,，可以避免很多這樣的問題。在環(huán)形翼和矩形翼之間,，當(dāng)然可以有橢圓環(huán)翼,，其特點(diǎn)也介于環(huán)形翼和矩形翼之間。


機(jī)翼可以一上一下,，也就可以一前一后,，這就是串列翼


前下后上的串列翼可以避開下洗氣流的影響，最大限度地避免兩個(gè)機(jī)翼的交互作用


前上后下的串列翼可以用前機(jī)翼的下洗氣流加強(qiáng)后機(jī)翼的升力,，兩個(gè)做法各有優(yōu)劣


串列翼最重要的特點(diǎn)是前后機(jī)翼都產(chǎn)生升力,，這是與鴨翼最大的不同


魯坦的“海神之子”超長航時(shí)飛機(jī)也是串列翼

雙翼有兩個(gè)翼面，但這兩個(gè)翼面既可以一上一下,，也可以一前一后,，也就是串列翼。串列翼可以看作極大加大的鴨翼,，但鴨翼主要用于產(chǎn)生配平和俯仰控制力矩,，而串列翼的前翼主要是用于產(chǎn)生升力的。串列翼通常在上下方向也錯(cuò)開一點(diǎn),，通常是前翼下置,，后翼上置，這樣前翼的下洗氣流不至于對后翼造成不利影響,。但如果設(shè)計(jì)得當(dāng)?shù)脑?，也可以有意識(shí)地利用前翼的下洗氣流為后機(jī)翼上表面的氣流加速，增強(qiáng)后翼的升力，這樣的話,，前翼就要上置,，而后翼下置。和上下的雙翼相比,，串列翼的兩個(gè)機(jī)翼大小,、形狀都比較自由，前后間距也比較自由,，既可以拉開,，使兩個(gè)機(jī)翼之間的不利氣動(dòng)干擾也減小，也可以拉近,，有意識(shí)地利用增升效應(yīng),。最主要的是，串列翼像抬轎子一樣,，一前一后產(chǎn)生升力,，而重心居于兩者之間，很容易在產(chǎn)生升力的同時(shí)維持飛機(jī)的平衡,，避免了配平阻力,。相比之下，雙翼機(jī)或者常規(guī)的單翼機(jī)都像騎獨(dú)輪車,，重心和升力中心之間的相對位置必須小心控制,。串列翼的缺點(diǎn)也是重量和濕面積引起的阻力，但在低速飛機(jī)上這個(gè)問題不大,，魯坦的巡航時(shí)間達(dá) 18小時(shí)的超長航時(shí)“海神之子”（也稱“普羅提烏斯”）飛機(jī)就是串列翼的,。