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在2004年珠海航展上，中国洪都飞机公司展出的L-15(练－15)新型高机动性超音速高级教练机模型引起了广泛关注，特别是它的机翼形状——在机翼靠近机身前缘处有一片圆弧形翼面，它是干什么用的呢?
这片翼面西方国家称为前缘延伸条(LEX)，我国称之为“机翼边条”或“前缘边条”。它是60年代中期．美国诺斯罗普公司对F-5战斗机进行改进以提高其机动性时发明的。20世纪50年代末该公司研制的T-38“禽爪”教练机由于具有良好气动特性与防螺旋性能，被美空军广泛应用。1963年他们拟将其改进为轻型战斗机(后正式编号F-5A)。这种改进型飞机与T-38在气动外形上的差别在于加装了一对小的前缘边条，即在翼根前缘加了一个不大的三角形面积。当时这样做主要是为改善机体横截面的分布，使之更符合面积律的要求，减小跨音速时的激波阻力(见《兵器知识》2000年第3期 “飞机——武器空中发射平台百年回顾”一文)。但结果惊奇地发现，采用边条翼设计不仅减小了飞机跨音速时的波阻，而且大迎角时升力还增加10％左右，大大改善了飞机的瞬时转弯性能。后来进一步研究发现，这种升力增量是由边条翼前缘产生的涡流影响了机翼翼面气流所致。
从空气动力特性的角度出发，机翼设计的主要目标是产生升力，为此要尽量避免翼面的气流分离。而在高速战斗机的设计中，为了减少空气压缩性带来的副作用(如波阻)．要求机翼的后掠角增大、厚弦比减小，但这样一来会使翼面的气流容易分离。面对这些问题，空气动力学家们经过探索，先后提出了一系列改善飞机大迎角特性提高机动能力的措施，例如采用前、后缘襟翼，机翼锥形扭曲等。
50年代末，通过对大后掠角小展弦比三角翼的研究表明：飞机在低速飞行时，前缘较尖的机翼可以使气流沿着整个前缘分离，从而形成一个相当稳定的前缘涡系。这个涡系可以顺着机翼向后流动，将能量带入大迎角状态下已经分离或即将分离的翼表面附面层内，推迟翼面上的气流分离，使低速飞行时的机翼升力增加，同时大后掠角三角翼超音速时的波阻也比较小。这就是说，可利用前缘涡来改善机翼冀面气流的流动状态，达到大迎角时提高升力的目的(由此可见空气动力学的复杂性，气流分离也不一定全是坏事)。这个由于前缘涡产生的升力，就称为“涡致升力”或“旋涡升力”。所以三角翼(后发展为双三角翼)曾经广泛作为战斗机的机翼形状。
当年诺斯罗普公司改进T-38时的发现使人们了解，边条翼也可以在一定程度上产生这种附加的升力。1966年诺斯罗普公司设计了YF-17参加竞争美国空军轻型战斗机研制项目，其机翼就采用中等后掠角加上比F-5A飞机更大的边条翼。它既可以在亚音速时有良好机动性，也可在大迎角时产生更强的旋涡系，增升作用更大。
YF-t7与YF-16试飞竞争失败后，美海军选其作为轻型舰载机原理样机，并在其基础上重新设计一种新飞机。1975年新飞机正式编号为F-18，后来又增加对地攻击功能，统称为F／A-18。对于F／A-18来说，采用大边条翼所带来的好处是：一、在大迎角时可以产生如上述的前缘涡系(边条翼产生的涡系称为边条涡)，增加大仰角升力；二、它安装在机身两侧的发动机进气口上，可起导流作用，使进入进气道的空气更稳定；三、由于它在主机翼的最前面，减少了跨音速时升力中心(焦点)的移动，使得大过载下的超音速配平阻力下降。如果没有它，焦点移动较大，需要用更大的水平尾翼偏角来配平，会产生额外阻力。
事物总是有正反两个方面，边条翼除有利因素外，造成的不利之处是：由于旋涡气流的分离特性，会使小迎角时的阻力增加(采用机动襟翼和适当的翼剖面可以补偿一部分)；同时处在涡流流场中的部分翼面容易产生抖振，引起结构疲劳。所以边条翼也不是越大越好。
目前除F／A-18外．成功采用边条翼设计的还有美国F-16、俄罗斯的米格-29和苏-27等，它们都是80年代以来在气动设计上最有特色和大迎角机动性十分突出的优秀战斗机。
采用中等后掠翼加大边条翼是第三代高机动性战斗机的典型设计，但如何决定边条翼的形状及面积大小却很有讲究。首先它的前缘后掠角要大，一般为70～80°。前缘有直线形、折线形、拱弧形和S形等多种不同选择。F-t8为了减少大面积拱弧形边条引起过大的气动中心移动，就采用了S形边条翼。此外，边条翼的形状一定要结合驾驶舱位置及机翼上下侧的机身横切面面积，精心安排，使之符合面积律的要求。前缘边条的弯度要与机翼弯度协调才能减少亚音速和超音速的诱导阻力。基本机翼的弯度设计一般是既顾及超音速持续机动的需要而又不过分降低加速性能，比如再采用机动襟翼(即不仅在起降状态，在空中作机动动作时也可以使用的襟翼)。这样。就可充分发挥弯度、边条和机动襟翼三者的综合效果，使飞机有更广阔的使用范围，特别是在大迎角范围内可获得更加满意的性能。
L-15采用类似于美国F／A-18的大边条加中等后掠角上单翼。这样的设计可充分发挥边条翼的作用，使L-15获得接近新一代战斗机那样好的大迎角飞行特性和盘旋机动性，满足高级飞行训练的需要。
这片翼面西方国家称为前缘延伸条(LEX)，我国称之为“机翼边条”或“前缘边条”。它是60年代中期．美国诺斯罗普公司对F-5战斗机进行改进以提高其机动性时发明的。20世纪50年代末该公司研制的T-38“禽爪”教练机由于具有良好气动特性与防螺旋性能，被美空军广泛应用。1963年他们拟将其改进为轻型战斗机(后正式编号F-5A)。这种改进型飞机与T-38在气动外形上的差别在于加装了一对小的前缘边条，即在翼根前缘加了一个不大的三角形面积。当时这样做主要是为改善机体横截面的分布，使之更符合面积律的要求，减小跨音速时的激波阻力(见《兵器知识》2000年第3期 “飞机——武器空中发射平台百年回顾”一文)。但结果惊奇地发现，采用边条翼设计不仅减小了飞机跨音速时的波阻，而且大迎角时升力还增加10％左右，大大改善了飞机的瞬时转弯性能。后来进一步研究发现，这种升力增量是由边条翼前缘产生的涡流影响了机翼翼面气流所致。
从空气动力特性的角度出发，机翼设计的主要目标是产生升力，为此要尽量避免翼面的气流分离。而在高速战斗机的设计中，为了减少空气压缩性带来的副作用(如波阻)．要求机翼的后掠角增大、厚弦比减小，但这样一来会使翼面的气流容易分离。面对这些问题，空气动力学家们经过探索，先后提出了一系列改善飞机大迎角特性提高机动能力的措施，例如采用前、后缘襟翼，机翼锥形扭曲等。
50年代末，通过对大后掠角小展弦比三角翼的研究表明：飞机在低速飞行时，前缘较尖的机翼可以使气流沿着整个前缘分离，从而形成一个相当稳定的前缘涡系。这个涡系可以顺着机翼向后流动，将能量带入大迎角状态下已经分离或即将分离的翼表面附面层内，推迟翼面上的气流分离，使低速飞行时的机翼升力增加，同时大后掠角三角翼超音速时的波阻也比较小。这就是说，可利用前缘涡来改善机翼冀面气流的流动状态，达到大迎角时提高升力的目的(由此可见空气动力学的复杂性，气流分离也不一定全是坏事)。这个由于前缘涡产生的升力，就称为“涡致升力”或“旋涡升力”。所以三角翼(后发展为双三角翼)曾经广泛作为战斗机的机翼形状。
当年诺斯罗普公司改进T-38时的发现使人们了解，边条翼也可以在一定程度上产生这种附加的升力。1966年诺斯罗普公司设计了YF-17参加竞争美国空军轻型战斗机研制项目，其机翼就采用中等后掠角加上比F-5A飞机更大的边条翼。它既可以在亚音速时有良好机动性，也可在大迎角时产生更强的旋涡系，增升作用更大。
YF-t7与YF-16试飞竞争失败后，美海军选其作为轻型舰载机原理样机，并在其基础上重新设计一种新飞机。1975年新飞机正式编号为F-18，后来又增加对地攻击功能，统称为F／A-18。对于F／A-18来说，采用大边条翼所带来的好处是：一、在大迎角时可以产生如上述的前缘涡系(边条翼产生的涡系称为边条涡)，增加大仰角升力；二、它安装在机身两侧的发动机进气口上，可起导流作用，使进入进气道的空气更稳定；三、由于它在主机翼的最前面，减少了跨音速时升力中心(焦点)的移动，使得大过载下的超音速配平阻力下降。如果没有它，焦点移动较大，需要用更大的水平尾翼偏角来配平，会产生额外阻力。
事物总是有正反两个方面，边条翼除有利因素外，造成的不利之处是：由于旋涡气流的分离特性，会使小迎角时的阻力增加(采用机动襟翼和适当的翼剖面可以补偿一部分)；同时处在涡流流场中的部分翼面容易产生抖振，引起结构疲劳。所以边条翼也不是越大越好。
目前除F／A-18外．成功采用边条翼设计的还有美国F-16、俄罗斯的米格-29和苏-27等，它们都是80年代以来在气动设计上最有特色和大迎角机动性十分突出的优秀战斗机。
采用中等后掠翼加大边条翼是第三代高机动性战斗机的典型设计，但如何决定边条翼的形状及面积大小却很有讲究。首先它的前缘后掠角要大，一般为70～80°。前缘有直线形、折线形、拱弧形和S形等多种不同选择。F-t8为了减少大面积拱弧形边条引起过大的气动中心移动，就采用了S形边条翼。此外，边条翼的形状一定要结合驾驶舱位置及机翼上下侧的机身横切面面积，精心安排，使之符合面积律的要求。前缘边条的弯度要与机翼弯度协调才能减少亚音速和超音速的诱导阻力。基本机翼的弯度设计一般是既顾及超音速持续机动的需要而又不过分降低加速性能，比如再采用机动襟翼(即不仅在起降状态，在空中作机动动作时也可以使用的襟翼)。这样。就可充分发挥弯度、边条和机动襟翼三者的综合效果，使飞机有更广阔的使用范围，特别是在大迎角范围内可获得更加满意的性能。
L-15采用类似于美国F／A-18的大边条加中等后掠角上单翼。这样的设计可充分发挥边条翼的作用，使L-15获得接近新一代战斗机那样好的大迎角飞行特性和盘旋机动性，满足高级飞行训练的需要。