不可压=0.02 31-14+20-8 22A3 其中:∧4-机翼1/4弦线处的后掠角 λ=cr/c1一机翼根梢比,即机翼根弦c,与尖弦cr之比。 应该注意用A代替An后,在计算机翼气动特性时可能造成很大的误差。例如,对于λ 4和A14=35°(c0sAm4=0.82)的机翼,在几何展弦比A几何=8时,有效展弦比A有效=7 10时,A有效=8.5;误差可达12.5~15% 在超临界气流中,在跨音速飞行速度范围内,考虑到空气的压缩性时: A有效,不可压 10A(/c)(M-Mr)31>M>Ma 可压 M<M 其中(1/c)一机翼的平均相对厚度 在C1>0时 M"=M-C3(t/c)2 其中:M一在C1=0时机翼的临界M数 1「,(k+(o)3(k+1)2(/) (3.26) cos COsA 其中:A。一机翼最大厚度线后掠角 k=14一空气绝热指数。 322机翼的平均相对厚度 机翼的平均相对厚度由下式确定: I/c=SMH/S=SMw (3.2.7) 其中:SM联一机翼最大截面积,米2。 对于锥形的梯形机翼 0.5(h+h)bh+h1 05(c+c)b57 δ不可压 =0.02 Λ1/ 4 A (3.1- λ 14 + 2 20 λ - 3 8 λ ), (3.2.4) 其中：Λ1/ 4 －机翼 1/4 弦线处的后掠角； λ＝c r / c t －机翼根梢比，即机翼根弦 c r 与尖弦 c t 之比。 应该注意用 A 有效 代替 A 几何 后，在计算机翼气动特性时可能造成很大的误差。例如，对于λ ＝4 和Λ1/ 4 ＝35°（cosΛ1/ 4 ＝0.82）的机翼，在几何展弦比 A 几何 ＝8 时，有效展弦比 A 有效 ＝7， 而 A 几何 ＝10 时，A 有效 ＝8.5；误差可达 12.5～15％。 在超临界气流中，在跨音速飞行速度范围内，考虑到空气的压缩性时： A 有效•可压 ＝ 可压 有效 不可压 + δ • 1 A ； δ 可压 ≈ 1/3 3 10 / ) ( 1 0 cr cr cr A tc M M M M M M  − ′′ > >   ≤  几何（ ） 其中（t / c）－机翼的平均相对厚度。 在 C L >0 时， Mcr ′′ = Mcr ′ － 2 / 3 CL (t / c ) 1/ 2 , (3.2.5) 其中: Mcr ′ －在 C L ＝0 时机翼的临界 M 数， Mcr ′ ＝ Λc cos 1         Λ + − Λ + + c c k t c k t c 1/ 3 2 / 3 2 / 3 2 / 3 4 / 3 4 / 3 cos ( 1) ( / ) 2cos ( 1) ( / ) 1 ， （3.2.6） 其中： Λc －机翼最大厚度线后掠角； k＝1.4－空气绝热指数。 3.2.2 机翼的平均相对厚度 机翼的平均相对厚度由下式确定： t / c ＝S M .W /S= M W S . , （3.2.7） 其中：S M .W －机翼最大截面积，米 2 。 对于锥形的梯形机翼， t / c ＝ 0.5( 0.5( h hb ccb + + r t r t ） ） = h h c c + + r t r t