更新时间：2022-08-25 12:56
后掠机翼就是前缘和后缘均向后掠的机翼，表征机翼后掠程度的指标是后掠角，即机翼前缘与水平线的夹角。后掠机翼的气动特点是可增大机翼的临界马赫数，推迟激波的到来，并减小超音速飞行时的阻力。后掠翼的出现是机翼形状的一次重大变革，对飞机发展产生了极大影响。
后掠机翼是现代跨声速和超声速飞机最普遍采用的机翼形式，主要因为后掠机翼可以提高临界马赫数，减小跨声速和超声速飞行时波阻。适当的选择后掠角和展弦比可综合考虑超声速性能和跨声速机动性。又如中等后掠角和中等展弦比机翼是亚声速和超声速性能的一种较好的折中方案，在跨声速时采用对翼根和翼尖翼型的修形而使其保持大范围的超临界流，激波分离减至最小。
后掠机翼在高速时具有优良性能，但失去了原来直机翼的良好的低速性能。如诱导阻力大，达到高升力时需要很大迎角，襟翼效率低，翼尖提前失速，副翼效率降低。迎角增大到一定程度，俯仰力矩发生不稳定转折，即产生“上仰”现象。
机翼激波的形成和发展对机翼的气动特性有重要影响。由于三维效应，后掠机翼的翼根和翼尖沿弦向压力分布不同，翼尖上表面的吸力峰更靠前，翼尖的流速较高，最大流速位置更靠前，因此在进入超临界状态时首先在翼尖产生激波（如图1所示），激波垂直于自由流，马赫数增大促使它向后移动，翼尖的激波强度不大，在马赫数稍大于1.0以后即消失。
几乎在翼尖激波产生同时，在后掠机翼靠近前缘的上表面，垂直前缘的局部流速大于自由流的垂直分量，因此使流线发生向内弯曲，但机翼根部受机身限制，在靠近翼根的后部产生一系列压缩波，它们在外翼某处汇合形成后激波，随马赫数增加，后激波沿展向扩大并后移。翼根处机身形状对后激波的形成和发展有重要影响，机身按面积律修形改善局部流线，可推迟后激波的形成并降低其强度，减小激波阻力。迎角增大，后激波的强度增加，将导致其后的附面层分离，可能引起抖振。
当迎角增大到一定程度，外翼前缘局部达到超声速，因而产生前激波。前激波产生的迎角及位置与翼型的头部形状和机翼的后掠角有关。随马赫数增加，前激波向后移并向展向扩展。迎角增加会产生相同效果。当前激波的强度足够大时，会引起其后面的附面层分离，形成分离涡。
前激波和后激波相交在机翼外侧形成一个外激波，外激波的强度最大，经常诱导附面层分离。外激波位置受前激波和后激波影响，当迎角增大，外激波向前移并向内扩大，激波强度增加，诱导分离加剧。外激波诱导的分离不但引起阻力增大，并且可能引起抖振和副翼效率降低。外激波的产生与机翼平面形状有关，小展弦比机翼的后激波产生较迟，后缘平直的后掠翼，外激波位置靠后，分离造成影响较小。
后掠机翼与平直机翼相比，机翼后掠使机翼上载荷分布变化，内翼载荷降低，翼尖载荷增加，翼尖剖面的吸力峰靠前，吸力峰值也高，故后掠机翼一般是翼尖首先发生分离。另外，后掠机翼的两个相邻剖面前后有错位，在有升力时表面弦向压力分布沿展向产生压差，引起附面层向外翼流动，导致翼尖附面层增厚而更容易产生分离。
翼尖气流分离引起翼尖失速，而后掠机翼翼尖在飞机重心之后，翼尖失速使升力下降并引起抬头力矩导致俯仰力矩的上仰。即后掠机翼的“上仰”问题是当迎角增大到一定程度，俯仰力矩发生不稳定的转折。上仰限制飞机使用迎角，在飞行中如进入严重的上仰，则可能引起俯仰失控。
后掠角增加，上仰发生的迎角提早，而且上仰的严重性也增大。展弦比增大也使上仰提早发生并且更为严重。后掠机翼的上仰特性与机翼的后掠角和展弦比密切相关。在后掠机翼设计中，尽可能地将后掠角和展弦比的组合处在上仰边界线以内的范围(如图1所示)。但是，实际上由于其他因素要求选择比较大的后掠角和展弦比，这时就要采取措施消除上仰，或将其减轻到可接受的程度。主要途径为将平尾安置在合适位置，使平尾在大迎角时产生低头力矩，使飞机变为纵向稳定的。或者在机翼上采取措施，推迟翼尖分离的发生。
对于后掠较大的后掠机翼，气流从前缘分离形成旋涡，后掠角大并且翼型前缘小，则分离更易形成旋涡，而且旋涡的强度也大。前缘分离首先在翼尖形成，随迎角增大，分离涡直径和强度的增大，并且向机翼内侧移动。前缘分离旋涡旋转方向阻止后掠机翼附面层向外侧流动，可以控制翼尖分离防止上仰的发生，因此往往在后掠机翼上采取措施有意的产生分离涡。例如采用前缘锯齿或前缘槽口，在锯齿和槽口处气流形成旋涡。
防止后掠机翼产生“上仰”现象措施较多，但最简单的方法是在机翼上表面安置翼刀。翼刀可以阻止附面层向外翼流动，从而缓和翼尖分离，但不能消除因上仰发生可以延长俯仰力矩的线性段。由于翼刀使内侧翼面先发生分离，而且分离向内侧发展比无翼刀情况早，因而整个机翼的失速提前，故CLmax降低。