飞机机翼采用后掠角的利弊

Question

可不可以说得稍微具体一些~~~

Answer 1

当相对气流Relative airflow到达前翼沿Wings leading edge时，在数学力学上，它可分成两个分力Components，第一分力与前翼沿成90度直接流向后翼沿Trailing edge，第二分力顺着机翼流向翼尖Wing tip
利：由此可见，第一分力明显小于飞机真空速True airspeed。如果真空速已达音速，这第一分力将远小于音速，这得视机翼的后掠角Wing Swept angle的角度有多大，因此，该飞机的临界超音速度Critical Mach number将会减小，这将暂缓了由超音速带来的问题和操作上的困难
弊：由于第二分力顺着机翼流向翼尖，这会在翼尖形成涡旋流，在低速时会增加阻力。