学文网三、翼载荷及其与飞行性能的关系
1. 对起降性能的影响
根据升力公式可知，飞机平飞状态下的速度为：
其中，g为重力加速度，ρ为大气密度，Cl为升力系数。
从上式可以看出，在空气密度和升力系数不变的情况下，翼载荷越大，飞行速度越大；反之，翼载荷越小，飞行速度越小。这一规律对机的起飞和着陆速度也适用。翼载荷越大，起飞和着陆速度越大，相应的滑跑距离也越大；翼载荷越小，起飞和着陆速度越小，相应的滑跑距离也越小。
此外，对于同一架飞机，如果飞行重量下降致使翼载荷下降，则所需要的升力会减小，阻力随之减小，巡航性能会更好。
2. 对于爬升性能的影响
翼载荷对飞机的爬升性能也有影响。通常翼载荷小的飞机会比翼载荷大的飞机的爬升性能更好，即爬升角大或爬升率（在垂直方向的上升速度）大。
3. 对于机动性的影响
飞机的过载为其所受力中除重力之外其它力的合力与重力的比值。飞机的纵向过载（升力方向的过载）的计算公式是：
从上式可看出，在其它参数不变的情况下，翼载荷越小，飞机所能达到的过载越大，即机动性越好，且相应的盘旋半径也变小。这也是为什么运输机翼载荷大、机动性不好、过载也小，而歼击机翼载荷小、机动性好、过载也大。在所有飞机中，歼击机过载最大。与这类飞机所配套的喷气教练机的过载与其相当（有的可能小一些）。而通用航空飞机中，特技类的飞机过载大，一般类的过载小。表1给出了几种类型载人飞机的翼载荷范围和过载范围，其中通用航空飞机主要是指特技类的。表2给出了几种类型模型飞机的翼载荷范围。
4. 对行平稳性的影响
飞机在空中飞行总会受到外界风的影响。风的大小和方向随时间而变化（称为阵风）。这种变化就会导致飞行中的飞机产生颠簸。对于相同重量的飞机，若翼载荷大，则翼面积小，受到阵风的影响也小，飞行自然比较平稳；而若翼载荷小，则翼面积大，受到阵风的影响也大，飞行自然比较颠簸。
基于以上几方面的原因，不同类型的飞机的翼载荷往往有一定的范围（表1、表2），进行飞机设计时首先要参考同类飞机的翼载荷范围。
而对于直升机来说，通常采用的是与翼载荷相类似的参数――桨盘载荷（悬停时）来描述直升机的性能。悬停时的桨盘载荷即它的起飞重量与桨盘面积（桨叶旋转面的面积）的比值，其单位和翼载荷一样。
四、后掠角、上反角、安装角及其对飞行性能的影响
后掠角、上反角及安装角，是飞机翼面相对于机身位置来说三个非常重要的机翼参数。下面简单归纳一下它们对机飞行性能的影响。
1. 后掠角
机翼的后掠角通常是指前缘或1/4弦线与垂直于翼根对称平面的直线之间的夹角，分别称为前缘后掠角和1/4弦线后掠角（***3）。因为后掠角的作用主要是用来减缓跨声速流和超声速流的波阻，所以多用于高亚声速飞机（***4）和超声速飞机（***5）。
后掠机翼是在人们不断追求更高的飞行速度的背景下产生的。在第二次世界大战后期，各国的战斗机设计基本都陷入了瓶颈――当飞行速度接近声速时，飞机上会出现激波，导致飞行阻力急剧增加。而当时采用螺旋桨活塞发动机的平直机翼布局的飞机无法解决这一问题。后来德国的航空工程师发现：采用喷气发动机可以解决动力不足的问题，而采用后掠机翼可以有效减小激波阻力。于是，德国研制了一些采用后掠翼的喷气式战斗机（***6）。
与平直机翼（***7（a））相比，后掠机翼（***7（b））之所以能延缓激波的产生，从而减小波阻，主要是因为降低了机翼上的有效速度。如***7（b）所示，当气流以速度v流过后掠翼时，由于后掠角的影响，只有垂直于机翼前缘的气流速度分量vn是产生升力的有效速度，而另一个沿着机翼方向的分量vt只能产生摩擦阻力，对产生升力不起作用。因此，作用在后掠翼上的实际有效速度vn比飞行速度v小（，为前缘后掠角）。对平直机翼来说，如果其速度v已经达到飞机上出现局部激波和波阻的状态，那么对于后掠机翼来说，必须要把速度v再提高一些，机翼上才会产生局部激波和波阻。因此后掠翼可以推迟局部激波的产生，从而减小波阻的产生。
低速飞机一般不采用后掠机翼，因为不需要利用后掠来解决激波阻力的问题。除了仿真机外，低速模型飞机采用一定的后掠角主要是利用后掠来调配重心和焦点间的位置，保证模型飞机的纵向稳定性，并适当提高横侧向稳定性。但这样一来机翼的气动和结构的效率均会下降。
后掠翼虽然有减小波阻的优点，但也存在低速升力效率低的缺点。后掠翼升力线斜率（单位迎角升力系数的增量）比平直翼小，最大升力系数通常也小。其主要原因是机翼的有效速度因后掠角的存在而明显下降。这对机起飞和降落非常不利，因为这两个飞行阶段都需要有大的升力系数，以减小起飞和降落速度。为了实现既能超声速、高亚声速飞行，又有较好的起降性能，一些飞机采用了变后掠机翼，如美国的F-14、F-111、B-1以及苏联/俄罗斯 的米格-23、***-160等（***8～13）。这种机翼可以在飞行中改变后掠角：起飞着陆时后掠角小、高速飞行时后掠角大。但变后掠机翼也有缺点――要增加很大的结构重量。
此外后掠翼还存在结构效率低且弯曲变形会引起扭转变形的缺点。其原因这里不作详细介绍，感兴趣的读者可以参考有关资料。
除了后掠翼，前掠翼也有减缓激波产生的作用，原理和后掠翼相似。但由于前掠翼容易出现气动弹性扭转发散问题，因此目前很少采用，只有X-29、苏-47等飞机使用。为了防止机翼出现气动弹性扭转发散，这两种机翼都使用了大量的复合材料。关于前掠翼气动弹性扭转发散等更多的问题，本文不作展开，感兴趣的读者可以参考有关资料。
表3列出了不同类型飞机机翼后掠角的大致范围。从该表可以看出，随着飞机所能达到的飞行速度的增大，机翼后掠角也在增加。低速飞机一般不采用后掠翼，而超声速飞机机翼必须有较大的后掠角。
2. 上反角
从飞机或模型飞机的前视***看，机翼通常不是水平的，与水平面间有一定的夹角。这个夹角被称为机翼的上反角（***14）。相对于水平面来说，翼尖高于翼根的机翼被称为上反翼，上反角为正；翼尖低于翼根的机翼被称为下反翼，上反角为负，故称为下反角；翼尖和翼根平齐的机翼则被称为无上反翼。上反翼、无上反翼、下反翼分别在不同类型的飞机和模型飞机上使用（***15～***19）。
读者可能要问：为什么有的飞机采用上反翼，而有的飞机却采用下反翼？这就要从上反角的作用来说明。实际上，机翼的上反角能够提高飞机的横侧向稳定性（也称滚转稳定性）。下面，以一个具有上反角的机翼为例说明上反角提供横侧向稳定性的原理。
如***20所示，当一阵风以v的速度吹到飞机的左翼上时，会使飞机的左翼抬起，右翼下沉。飞机因受扰动产生向右的倾斜，导致其沿着合力的方向向右下方产生侧滑（侧向移动）。此时，由于上反角的作用，右翼迎角增大，升力也增大；左翼则相反，迎角和升力都减小。左右机翼升力之差形成的这个滚转力矩，力***减小或消除倾斜，进而消除侧滑，使飞机具有自动恢复横向平衡状态的趋势。这种状况的飞机被称为具有横侧向稳定性。
对于一些要求稳定性好的飞机（如民航客机），往往采用上反翼；而对于一些机动性要求高的飞机（如战斗机），往往采用下反翼。但上反角也不是越大越好，若过大不仅会使机翼的有效升力下降，而且还可能引起飞机的“荷兰滚”模态，即含有偏航和滚转的重复侧向运动（***21）。如果要抵消“荷兰滚”的趋势就要增大垂尾面积。关于“荷兰滚”的具体情况在此不做详细介绍，感兴趣的读者可以参考有关的专业书籍。
机翼的后掠角也可以起到提高横侧向稳定性的作用。一般来说10°的后掠可以提供大约1°上反角的横侧向稳定性效果。而前掠翼则具有下反效应。此外，上单翼布局也有提高横侧向稳定性的作用。上单翼飞机的横侧稳定性好于中单翼，中单翼飞机的横侧向稳定性好于下单翼。
按上所述，有读者可能会问，像C-5、伊尔-76这样的大型运输机，机翼理所应当采用一定的上反角以提高飞机的横侧向稳定性，但它们却为什么采用下反翼？这实际上是从上单翼、后掠翼、上/下反翼三方面综合考虑横侧向稳定性的结果。采用上单翼和后掠翼都有助于提高飞机的横侧向稳定性，但为了保证其不至于因横侧向稳定性太好而导致横侧向操纵性下降，故不得不采用下反翼来减小它的横侧向稳定性以保证具有较好的横侧向操纵性。
此外，还有一点需注意，那就是有些展弦比比较大的机翼，虽然在停机状态机翼没有上反角甚至还有下反角，却不要认为其横侧向稳定性就不好。实际上这些飞机在空中飞行时的横侧向稳定性反而很好，因为飞行时机翼较大的向上弯曲变形就相当于机翼有一定的上反角。
不同类飞机机翼上反角的取值范围可以参考表4。对于模型飞机，上反角的选取可以参考表5。
3. 安装角
机翼/水平尾翼的安装角用以表示机翼/水平尾翼与机身轴线之间的夹角（从侧视***方向看），一般将机身轴线与机翼/水平尾翼翼根处翼型弦线的夹角定义为安装角（***22）。相对于机身轴线来说，前缘高后缘低的机翼/水平尾翼，其安装角为正，反之为负。
将机翼/水平尾翼和机身之间设置一定的安装角，主要原因是使飞机在某种设计状态下（通常为巡航状态）处于最有利的升阻比状态。
机翼安装角的确定是个气动布局问题，通常要用风洞试验数据来解决。不同飞机机翼的安装角不同，对大型运输机和轰炸机安装角一般取为2°～6°。而水平尾翼相对于机身轴线来说，其安装角通常为0°～-2°，这样相对于机翼来说水平尾翼总是处于负安装角状态。模型飞机机翼与机身之间的安装角通常也在0°～2°之间，水平尾翼相对于机身的安装角通常在0°～-1°之间。
机翼与机身之间的安装角通常在飞行时是不变的，因为改变机翼安装角对于结构设计和受力非常不利。但也有不少飞机水平尾翼的安装角在飞行中是可以变化的，如民航客机，以期减小配平阻力（***23）。（未完待续）