一种战斗机,机翼是倒三角翼的,俄罗斯产的,什么型号来着?_百度知道
一种战斗机,机翼是倒三角翼的,俄罗斯产的,什么型号来着?
大概7/8年前我看过这个机型,是俄罗斯的.机翼很特别,,没记错的话是三角翼,但是是相反的,有人知道吗?
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苏37，金雕
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是“苏-47 金雕”
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出门在外也不愁战机的机翼有平直翼、三角翼、后掠翼、前掠翼、菱形翼、变后掠翼。谁能详细讲讲不同机翼的优缺点？_百度知道
战机的机翼有平直翼、三角翼、后掠翼、前掠翼、菱形翼、变后掠翼。谁能详细讲讲不同机翼的优缺点？
我有更好的答案
后掠翼是最普通的高速机翼型，阻力小但是升力低。现代客机都是这种。三角翼是最佳高空高速性能。但是起飞以及低速性能差。歼7 和幻影都是这种小展弦比就是短粗。F104就是这种 个人认为除了结实没别的优点。变后掠翼：最佳机翼形态，出色的平直起降性能，70度的最佳巡航性能，接近三角翼的高速性能。可惜笨重的机械部分断送了这种系统的发展前景。除非今后能发明轻便的机械变形系统，否则可变翼前景渺茫。便条机翼。鸭式布局合二为一都是以上几种机翼为了改善起飞性能作出的改进。无尾布局本人最不看好。稳定性能最烂。以至于很少量产机采用。最唬人的B2居然是用左右减速板来控制平衡，一旦运算失误或者强气流打中减速板立刻载倒。无动力滑行性能基本没有采纳，谢谢！
凭我自己感觉给你说下相关的那些战机啊！至于详细的
你还是百度吧！平直翼：主要用于第一代战机上
用于亚音速飞机
速度跟不上；
展弦比较小 ；
：现在一般的战机都是采用这种布局
阻力较小 升力不足 ；
前掠翼：苏-47
；菱形翼：YF23
；变后掠翼：J-14 米格-23
让飞机亚音速和超音速飞行都有不错的升力
平直翼飞行阻力大，飞行平稳，能在低速下获得较大升力，能超低空慢飞行。三角的机动性好，但稳定性差，后掠差不多两者性能中间。前掠机只知道苏47，超机动性，但飞行效率不好。变后略就是增加激动性的。
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求F-16的大幅图片
美国F-16XL
谁帮解释一下里的话十(倍)则...
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（非专业人士，欢迎指出错误）三角翼可以看成是大角度的后掠翼把后面空的地方填实了，可以从这个角度来分析你提出的问题。1. 后掠翼主要的作用就是提升超音速下的性能，但为什么可以提升是题主问题的核心。大概地说就是后掠的角度比马赫锥的角度更大，使得机翼躲在马赫锥后面，这时候吹到机翼上的气流经过减速已经是亚音速了，使得机翼不至于受激波产生的阻力影响。我想指出的主要是，虽然搜三角翼搜不到太多信息，但因为三角翼本质上还是后掠翼，在超音速下的性能表现和未填实的后掠翼非常类似，所以可以搜swept wing：。维基上面有定性的解释和定量的计算。2. 我对于填实的作用的理解是，在低速大攻角时提供基于涡旋的升力，所以即使提供升力的机翼法向空速很小，整个机翼提供的升力仍然可以保持稳定。这个题主自己的答案里面已经解释的比较清楚了。此外和机身更长的连接可以增加机械强度，并提高滚转稳定性（roll stability），省略水平尾翼（stabilizer）。
简单回答下第一问，后两问写完出书，不在这贴～&br&&br&2马赫的巡航速度一定要大后掠，这是阻力发散决定的。在此前提下，机翼强度的要求使得三角翼几乎成为唯一的选择。三角翼的低速性能非常差，所以涡升力不是主要考虑，刚好是个副产品。即使考虑的涡升力，协和和协和斯基的降落迎角还是太大，所以机头要设计成下偏好让飞行员能看见跑道。所以但凡有其他办法，不会在运输类飞机上用三角翼。
简单回答下第一问，后两问写完出书，不在这贴～2马赫的巡航速度一定要大后掠，这是阻力发散决定的。在此前提下，机翼强度的要求使得三角翼几乎成为唯一的选择。三角翼的低速性能非常差，所以涡升力不是主要考虑，刚好是个副产品。即使考虑的涡升力，协和和…
Recently, I found an answer to explain why Concorde use delta configuration.&br&&img src=&/b7d54f3edb3bf_b.jpg& data-rawwidth=&496& data-rawheight=&274& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&496& data-original=&/b7d54f3edb3bf_r.jpg&&&br&&ol&&li&&p&On highly-swept wings, flow initially detaches from the LE as AOA increases, and may roll up into
vortices that produce substantial lift (aka vortex lift)
&/p&&/li&&li&&p&In this case, stall is not closely linked to the onset of flow separation and lift may be further
increased by raising AOA still higher
&/p&&/li&&li&&p&The penalty is that drag is also large. However, the L/D ratio may be acceptable for the flight phase
considered
&/p&&/li&&li&&p&Typically, high-AOA effects are mainly relevant to sub/transonic flight. Supersonic aircraft may however
(and often do) exploit this effect to lift for takeoff, landing, or (subsonic) manouevering
&/p&&/li&&li&&p&If the wing is not highly-swept, chines or LE extensions (LEX) near the wing root can be used to
induce vortex flows &/p&&/li&&/ol&&br&&img src=&/caad8a50fca93a_b.jpg& data-rawwidth=&932& data-rawheight=&213& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&932& data-original=&/caad8a50fca93a_r.jpg&&&br&&p&On delta wings, which are typically highly-swept, a reasonable approximation for high-! lift and
drag is obtained by assuming the lift is provided by a combination of ‘potential’ and ‘vortex’ lift.&/p&&p&The slender-wing potential
flow theory of Jones can explain this question in details.&/p&&br&&p&However, I am still looking for answer to explain aerofoil section in supersonic speed. I mainly concentrate on how shock wave can be prevented or used 'efficiently' on Concorde wing section. &/p&&br&&br&&p&After a few weeks, this question can be answered more specifically by using some relevant theories.
&/p&&br&&p&R.T. Jones adapted Prandtl’s assumptions for slender wings of high aspect ratio:&/p&&br&&ol&&li&&p&The flow around every cross-section perpendicular to the flight direction can be approximated by
the two-dimensional flow around the same section, superimposed on the original uniform stream.&/p&&/li&&li&&p& This makes it possible to determine the lift distribution along the chord just as the Prandtl’ theory
gives the lift distribution along the span. &/p&&/li&&li&&p&The lift at any point is only influenced by the flow ahead of the point considered and is
independent of the flow conditions downstream, unlike in Prandtl’s case of large-aspect-ratio
wings, the local lift depends largely on the influence of the free vortices downstream.
Consider a delta wing flying through a stationary body of fluid, with AoA !: &/p&&/li&&/ol&&img src=&/8d8fd1b52e08c7b791bf9a46bb7a3d07_b.jpg& data-rawwidth=&1296& data-rawheight=&785& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1296& data-original=&/8d8fd1b52e08c7b791bf9a46bb7a3d07_r.jpg&&&br&&p&The increment in velocity potential between the
two sides of the plate is given analytically by&/p&&br&&img src=&/b245a406e1a8f25b676a65c4_b.jpg& data-rawwidth=&340& data-rawheight=&78& class=&content_image& width=&340&&&br&&p&The force is generated because in a fixed reference frame, the flow is unsteady owing to the passage of the wing. We can then use the unsteady Bernoulli equation (written in potential form)&img src=&/b8ace719abd46a_b.jpg& data-rawwidth=&344& data-rawheight=&67& class=&content_image& width=&344&&&/p&&br&&p&to compute the lift force per unit length as&/p&&img src=&/3ef0caac5_b.jpg& data-rawwidth=&643& data-rawheight=&150& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&643& data-original=&/3ef0caac5_r.jpg&&&br&&p&For a plain delta wing=const and we have &/p&&br&&img src=&/c87f89c58dba0227592edf14_b.jpg& data-rawwidth=&117& data-rawheight=&62& class=&content_image& width=&117&&&img src=&/29d664950fda7a015bfe_b.jpg& data-rawwidth=&156& data-rawheight=&56& class=&content_image& width=&156&&&u&&b&Cross-flow drag analogy for vortex lift &/b&&/u&&br&&p&Consider the normal force produced by the wing-normal component of flow&/p&&p&&img src=&/0bc8dfdef3cd051a630e4f_b.jpg& data-rawwidth=&972& data-rawheight=&743& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&972& data-original=&/0bc8dfdef3cd051a630e4f_r.jpg&&&i&&u&&b&Delta wing design constraints&/b&&/u&&/i&&/p&&br&&img src=&/c90f2e22f1ab1ba69addd9fc02fb57b0_b.jpg& data-rawwidth=&991& data-rawheight=&881& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&991& data-original=&/c90f2e22f1ab1ba69addd9fc02fb57b0_r.jpg&&&br&&br&&p&Reference:&/p&&br&&p&1 A history of aerodynamics, J. D. Anderson Jr, 1997 &/p&&p&2 Theory of wing sections including a summary of airfoil data, I.H. Abbott IH &
A.E. von Doenhoff, 1949 (online: NACA TR-824)&/p&&p& 3 Lecture notes: Hugh Blackburn (Monash University, ), John Fulker (QinetiQ)&br&&/p&&p&4 Lecture notes: , Joaquim, Imperial&/p&
Recently, I found an answer to explain why Concorde use delta configuration.On highly-swept wings, flow initially detaches from the LE as AOA increases, and may roll up into
vortices that produce substantial lift (aka vortex lift)}