Крыло стреловидной формы: конструкция и особенности

Введение

Крыло самолета, имеющее наклон назад или вперед.

Стреловидное крыло – это крыло, наклоненное назад или, реже, вперед от корневой части, а не перпендикулярно фюзеляжу. Стреловидные крылья используются с первых дней авиации. Исследование влияния стреловидности на высоких скоростях было впервые проведено в Германии в 1935 году Альбертом Бетцем и Адольфом Буземаном и применено незадолго до окончания Второй мировой войны. Стреловидность позволяет отсрочить образование ударных волн и связанное с ними увеличение аэродинамического сопротивления, вызванное сжимаемостью среды вблизи скорости звука, что улучшает характеристики самолета. Поэтому стреловидные крылья почти всегда используются на реактивных самолетах, предназначенных для полетов на этих скоростях. Термин «стреловидное крыло» обычно подразумевает «стреловидное назад», но существуют варианты, такие как крыло с передней стреловидностью, крыло изменяемой стреловидности и наклонное крыло, в котором одна сторона наклонена вперед, а другая – назад. Дельтавидное крыло также является аэродинамически разновидностью стреловидного крыла.

Конструкция здания

Для крыла заданной размаха, увеличение стреловидности увеличивает длину лонжеронов, проходящих вдоль него от корневой части до конца. Это обычно приводит к увеличению веса и снижению жесткости. Если хорда крыла также остается неизменной, расстояние между передней и задней кромками уменьшается, что снижает его способность сопротивляться крутящим (торсионным) моментам. Следовательно, стреловидное крыло с заданной размахом и хордой должно быть усилено и будет тяжелее, чем эквивалентное прямое крыло. Обычно стреловидное крыло отклоняется назад от корневой части, а не вперед. Поскольку крылья изготавливаются максимально легкими, они склонны к изгибу под нагрузкой. Эта аэроупругость под воздействием аэродинамической нагрузки вызывает изгиб законцовок вверх в нормальном полете. Обратная стреловидность приводит к уменьшению угла атаки законцовок при изгибе, снижая их подъемную силу и ограничивая эффект. Прямая стреловидность приводит к увеличению угла атаки законцовок при изгибе. Это увеличивает их подъемную силу, вызывая дальнейший изгиб и, следовательно, еще больший подъем в цикле, который может привести к неуправляемому структурному разрушению. По этой причине прямая стреловидность встречается редко, и крыло должно быть необычайно жестким. Существует два угла стреловидности, имеющих значение: один по передней кромке для сверхзвуковых самолетов, а другой – на 25% длины хорды от передней кромки для дозвуковых и трансзвуковых самолетов. Стреловидность передней кромки важна, поскольку передняя кромка должна находиться позади конуса Маха для уменьшения волнового сопротивления. Линия четверти хорды (25%) используется, потому что там возникает дозвуковая подъемная сила из-за угла атаки, и до появления сверхкритических профилей гребень обычно располагался близко к четверти хорды. Типичные углы стреловидности варьируются от 0 для самолетов с прямым крылом до 45 градусов и более для истребителей и других высокоскоростных конструкций.

Подзвуковой и транзвуковой полет

Ударные волны могут формироваться на некоторых частях самолета, движущегося со скоростью ниже скорости звука. Области пониженного давления вокруг самолета вызывают ускорение потока, а при трансзвуковых скоростях это локальное ускорение может превышать число Маха 1. Локализованный сверхзвуковой поток должен вернуться к условиям невозмущенного потока вокруг остальной части самолета, и по мере того как поток входит в неблагоприятный градиент давления в хвостовой части крыла, возникает разрыв в виде ударной волны, поскольку воздух вынужден резко замедляться и возвращаться к атмосферному давлению. В точке, где плотность уменьшается, местная скорость звука соответственно снижается, и может образоваться ударная волна. Именно поэтому в обычных крыльях ударные волны сначала формируются после максимальной относительной толщины, и почему все авиалайнеры, предназначенные для крейсерского полета в трансзвуковом диапазоне (выше M0.8), имеют сверхкритические крылья, которые более плоские сверху, что приводит к минимизации угла изменения потока на верхней поверхности. Угол изменения потока, который обычно является частью создания подъемной силы, уменьшается, и это снижение подъемной силы компенсируется более глубокой кривизной нижней поверхности, сопровождаемой рефлексным изгибом на задней кромке. Это приводит к значительно более слабой ударной волне в направлении задней части верхней поверхности крыла и соответствующему увеличению критического числа Маха. Для формирования ударных волн требуется энергия. Эта энергия отбирается от самолета, которому необходимо создавать дополнительную тягу для компенсации этой потери энергии. Таким образом, ударные волны рассматриваются как форма сопротивления. Поскольку ударные волны образуются, когда местняя скорость воздуха достигает сверхзвуковых значений, существует определенная "критическая скорость Маха", при которой на крыле впервые появляется звуковой поток. За ней следует точка, называемая числом Маха начала увеличения сопротивления, где влияние сопротивления от ударных волн становится заметным. Обычно это происходит, когда ударные волны начинают формироваться над крылом, которое на большинстве самолетов является самой большой непрерывно изогнутой поверхностью и, следовательно, вносит наибольший вклад в этот эффект. Угол стреловидности крыла уменьшает кривизну тела, видимую потоком воздуха, на величину, равную косинусу угла стреловидности. Например, крыло с углом стреловидности 45 градусов будет иметь снижение эффективной кривизны примерно до 70% от значения прямого крыла. Это приводит к увеличению критического числа Маха на 30%. При применении к большим поверхностям самолета, таким как крылья и оперение, это позволяет самолету достигать скоростей, близких к числу Маха 1. Одним из ограничивающих факторов при проектировании крыльев со стреловидностью является так называемый "средний эффект". Если крыло со стреловидностью непрерывно, то линии равного давления будут отклоняться под постоянным углом от законцовки к законцовке. Однако, если левая и правая половины отклонены назад одинаково, как это обычно практикуется, линии равного давления на левом крыле теоретически будут пересекаться с линиями равного давления правого крыла на продольной оси под большим углом. Поскольку линии равного давления не могут пересекаться таким образом, они будут стремиться изгибаться по обе стороны по мере приближения к продольной оси, так что линии равного давления пересекают продольную ось под прямым углом к ней. Это приводит к "развороту" линий равного давления в корневой зоне крыла. Для борьбы с этим разворотом немецкий аэродинамик Дитрих Кушеманн предложил и протестировал локальную вмятину фюзеляжа над и под корнем крыла. Это оказалось не очень эффективным. Во время разработки авиалайнера Douglas DC 8 в корневой зоне крыла использовались несимметричные профили для борьбы с разворотом линий равного давления.

Shock waves can form on some parts of an aircraft moving at less than the speed of sound. Low pressure regions around an aircraft cause the flow to accelerate, and at transonic speeds this local acceleration can exceed Mach 1. Localized supersonic flow must return to the freestream conditions around the rest of the aircraft, and as the flow enters an adverse pressure gradient in the aft section of the wing, a discontinuity emerges in the form of a shock wave as the air is forced to rapidly slow and return to ambient pressure. At the point where the density drops, the local speed of sound correspondingly drops and a shock wave can form. This is why in conventional wings, shock waves form first after the maximum Thickness/Chord and why all airliners designed for cruising in the transonic range (above M0.8) have supercritical wings that are flatter on top, resulting in minimized angular change of flow to upper surface air. The angular change to the air that is normally part of lift generation is decreased and this lift reduction is compensated for by deeper curved lower surfaces accompanied by a reflex curve at the trailing edge. This results in a much weaker shock wave towards the rear of the upper wing surface and a corresponding increase in critical mach number. Shock waves require energy to form. This energy is taken out of the aircraft, which has to supply extra thrust to make up for this energy loss. Thus the shocks are seen as a form of drag. Since the shocks form when the local air velocity reaches supersonic speeds, there is a certain "critical mach" speed where sonic flow first appears on the wing. There is a following point called the drag divergence mach number where the effect of the drag from the shocks becomes noticeable. This is normally when the shocks start generating over the wing, which on most aircraft is the largest continually curved surface, and therefore the largest contributor to this effect. Sweeping the wing has the effect of reducing the curvature of the body as seen from the airflow, by the cosine of the angle of sweep. For instance, a wing with a 45 degree sweep will see a reduction in effective curvature to about 70% of its straight wing value. This has the effect of increasing the critical Mach by 30%. When applied to large areas of the aircraft, like the wings and empennage, this allows the aircraft to reach speeds closer to Mach 1. One limiting factor in swept wing design is the so called "middle effect". If a swept wing is continuous an oblique swept wing the pressure isobars will be swept at a continuous angle from tip to tip. However, if the left and right halves are swept back equally, as is common practice, the pressure isobars on the left wing in theory will meet the pressure isobars of the right wing on the centerline at a large angle. As the isobars cannot meet in such a fashion, they will tend to curve on each side as they near the centerline, so that the isobars cross the centerline at right angles to the centerline. This causes an "unsweeping" of the isobars in the wing root region. To combat this unsweeping, German aerodynamicist Dietrich Küchemann proposed and had tested a local indentation of the fuselage above and below the wing root. This proved to not be very effective. During the development of the Douglas DC 8 airliner, uncambered airfoils were used in the wing root area to combat the unsweeping.

Сверхзвуковой полет

Сверхзвуковые крылья обычно располагаются внутри конусообразной ударной волны, образующейся в носовой части самолета, чтобы "видеть" дозвуковой поток и функционировать как дозвуковые крылья. Угол, необходимый для расположения за конусом, увеличивается с ростом скорости: при числе Маха 1,3 он составляет около 45 градусов, а при числе Маха 2,0 – 60 градусов. Угол конуса Маха, формирующегося от корпуса самолета, приблизительно равен sin μ = 1/M (где μ – угол конуса Маха).

Недостатки

Когда крыло со стреловидностью движется на высокой скорости, воздушный поток не успевает реагировать и просто обтекает крыло почти прямо с передней кромки на заднюю. При более низких скоростях воздух успевает реагировать и отклоняется в направлении к законцовке крыла под углом передней кромки. У корневой части крыла, у фюзеляжа, это оказывает незначительное влияние, но по мере приближения к законцовке воздушный поток отклоняется не только передней кромкой, но и движущимся рядом с ней воздухом. На законцовке воздушный поток движется вдоль крыла, а не над ним, что является проблемой, известной как размаховый поток. Подъемная сила крыла создается воздушным потоком, обтекающим его спереди назад. При увеличении размахового потока пограничные слои на поверхности крыла имеют более длинный путь, поэтому они толще и более склонны к переходу к турбулентности или срыву потока, а также эффективное удлинение крыла уменьшается, из-за чего воздух "протекает" вокруг законцовок, снижая их эффективность. Размаховый поток на крыльях со стреловидностью создает поток воздуха, который смещает точку застоя на передней кромке каждого отдельного участка крыла дальше под переднюю кромку, увеличивая эффективный угол атаки участка крыла относительно соседнего переднего участка. В результате участки крыла, расположенные ближе к задней кромке, работают с более высокими углами атаки, что способствует раннему сваливанию этих участков. Это способствует сваливанию на законцовках крыльев у крыльев со стреловидностью назад, так как законцовки находятся в наиболее задней точке, в то время как у крыльев со стреловидностью вперед сваливание на законцовках задерживается, так как законцовки находятся впереди. У крыльев как со стреловидностью назад, так и вперед, задняя часть крыла свалится первой, создавая тангаж носа вверх на самолете. Если пилот не скорректирует ситуацию, самолет начнет тангаж вверх, что приведет к сваливанию большей части крыла и еще большему тангажу вверх в неуправляемом режиме. Эта неуправляемая нестабильность получила название "Танец Сабры" из-за большого количества североамериканских F-100 Super Sabre, потерпевших крушение при посадке в результате этого явления. Уменьшение тангажа до приемлемого уровня достигалось различными способами, например, добавлением киля, известного как крыльевая накладка, на верхней поверхности крыла для перенаправления потока в продольном направлении. МиГ-15 был одним из примеров самолета, оснащенного крыльевыми накладками. Другой тесно связанной конструкцией было добавление зубчатой выемки на передней кромке, использованной на перехватчике Avro Arrow. Другие конструкции использовали более радикальный подход, включая крыло Republic XF-91 Thunderceptor, которое расширялось к законцовке для обеспечения большей подъемной силы на законцовке. Handley Page Victor был оснащен крылом с изменяемой стреловидностью, с тремя значениями стреловидности: около 48 градусов у корневой части крыла, где крыло было наиболее толстым, 38 градусов на переходном участке и 27 градусов на остальной части до законцовки. Современные решения этой проблемы больше не требуют "специальных" конструкций, подобных этим. Добавление предкрылков и больших многоэлементных закрылков к крыльям в значительной степени решило эту проблему. На истребителях добавление предкрылковых удлинителей, которые обычно используются для достижения высокого уровня маневренности, также служит для увеличения подъемной силы при посадке и уменьшения этой проблемы. Помимо тангажа, существуют и другие осложнения, присущие конфигурации крыла со стреловидностью. Для любой заданной длины крыла фактический размах от законцовки до законцовки короче, чем у аналогичного крыла без стреловидности. Существует тесная связь между сопротивлением на низких скоростях и удлинением, соотношением размаха к хорде, поэтому крыло со стреловидностью всегда имеет большее сопротивление на низких скоростях. Кроме того, крыло создает дополнительный крутящий момент, действующий на фюзеляж, который необходимо учитывать при определении передачи нагрузок от крыла к фюзеляжу. Это связано с тем, что значительная часть подъемной силы крыла находится за точкой крепления, где крыло соединяется с фюзеляжем.

When a swept wing travels at high speed, the airflow has little time to react and simply flows over the wing almost straight from front to back. At lower speeds the air does have time to react, and is pushed spanwise by the angled leading edge, towards the wing tip. At the wing root, by the fuselage, this has little noticeable effect, but as one moves towards the wingtip the airflow is pushed spanwise not only by the leading edge, but the spanwise moving air beside it. At the tip the airflow is moving along the wing instead of over it, a problem known as spanwise flow. The lift from a wing is generated by the airflow over it from front to rear. With increasing span wise flow the boundary layers on the surface of the wing have longer to travel, and so are thicker and more susceptible to transition to turbulence or flow separation, also the effective aspect ratio of the wing is less and so air "leaks" around the wing tips reducing their effectiveness. The spanwise flow on swept wings produces airflow that moves the stagnation point on the leading edge of any individual wing segment further beneath the leading edge, increasing effective angle of attack of wing segments relative to its neighbouring forward segment. The result is that wing segments farther towards the rear operate at increasingly higher angles of attack promoting early stall of those segments. This promotes tip stall on back swept wings, as the tips are most rearward, while delaying tip stall for forward swept wings, where the tips are forward. With both forward and back swept wings, the rear of the wing will stall first creating a nose up moment on the aircraft. If not corrected by the pilot the plane will pitch up, leading to more of the wing stalling and more pitch up in a divergent manner. This uncontrollable instability came to be known as the Sabre dance in reference to the number of North American F 100 Super Sabres that crashed on landing as a result. Reducing pitch up to an acceptable level has been done in different ways such as the addition of a fin known as a wing fence on the upper surface of the wing to redirect the flow to a streamwise direction. The MiG 15 was one example of an aircraft fitted with wing fences. Another closely related design was the addition of a dogtooth notch to the leading edge, used on the Avro Arrow interceptor. Other designs took a more radical approach, including the Republic XF 91 Thunderceptor's wing that grew wider towards the tip to provide more lift at the tip. The Handley Page Victor was equipped with a crescent wing, with three values of sweep, about 48 degrees near the wing root where the wing was thickest, a 38 degree transition length and 27 degrees for the remainder to the tip. Modern solutions to the problem no longer require "custom" designs such as these. The addition of leading edge slats and large compound flaps to the wings has largely resolved the issue. On fighter designs, the addition of leading edge extensions, which are typically included to achieve a high level of maneuverability, also serve to add lift during landing and reduce the problem. In addition to pitch up there are other complications inherent in a swept wing configuration. For any given length of wing, the actual span from tip to tip is shorter than the same wing that is not swept. There is a strong correlation between low speed drag and aspect ratio, the span compared to chord, so a swept wing always has more drag at lower speeds. In addition, there is extra torque applied by the wing to the fuselage which has to be allowed for when establishing the transfer of wing box loads to the fuselage. This results from the significant part of the wing lift which lies behind the attachment length where the wing meets the fuselage.

Теория обмена

Теория стреловидности – это описание поведения воздушного потока над крылом при встрече его передней кромки с воздушным потоком под углом. Развитие теории стреловидности привело к созданию крыла стреловидной формы, используемого в большинстве современных реактивных самолетов, поскольку такая конструкция более эффективна на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях. В своей развитой форме теория стреловидности привела к экспериментальной концепции крыла с большим углом стреловидности. Адольф Буземанн представил концепцию крыла стреловидной формы в 1935 году на Пятой конференции Вольта в Риме. Теория стреловидности в целом была предметом разработки и исследований в 1930-х и 1940-х годах, но прорывное математическое определение теории стреловидности обычно приписывается Роберту Т. Джонсу из NACA в 1945 году. Теория стреловидности опирается на другие теории подъёмной силы крыла. Теория несущей линии описывает подъёмную силу, создаваемую прямым крылом (крылом, в котором передняя кромка перпендикулярна воздушному потоку). Теория Вайсингера описывает распределение подъёмной силы для крыла стреловидной формы, но не позволяет учитывать распределение давления по хорде. Существуют и другие методы, описывающие распределение по хорде, но они имеют другие ограничения. Теория стреловидности Джонса обеспечивает простой и всесторонний анализ характеристик крыла стреловидной формы. Объяснение принципа работы крыла стреловидной формы было предложено Робертом Т. Джонсом: «Предположим, что крыло представляет собой цилиндр с равномерным профилем, хордой и толщиной и помещено в воздушный поток под углом скольжения, то есть оно имеет стреловидность. Теперь, даже если локальная скорость воздуха на верхней поверхности крыла станет сверхзвуковой, ударная волна не сможет образоваться, поскольку она должна быть наклонной – отклоненной под тем же углом, что и крыло, то есть это будет косая ударная волна. Такая косая ударная волна не может образоваться, пока нормальная к ней составляющая скорости не станет сверхзвуковой». Чтобы визуализировать основную концепцию простой теории стреловидности, рассмотрим прямое нестреловидное крыло бесконечной длины, которое встречает воздушный поток под прямым углом. Полученное распределение давления воздуха эквивалентно длине хорды крыла (расстоянию от передней кромки до задней кромки). Если мы начнем перемещать крыло вбок (по размаху), то боковое движение крыла относительно воздуха будет добавлено к первоначально перпендикулярному воздушному потоку, в результате чего воздушный поток будет обтекать крыло под углом к передней кромке. Этот угол приводит к тому, что воздушный поток проходит большее расстояние от передней кромки до задней кромки, и, следовательно, давление воздуха распределяется на большем расстоянии (и, как следствие, уменьшается в любой конкретной точке поверхности). Этот сценарий идентичен воздушному потоку, испытываемому крылом стреловидной формы при движении в воздухе. Воздушный поток над крылом стреловидной формы встречает крыло под углом. Этот угол можно разложить на два вектора, один перпендикулярный крылу, а другой параллельный крылу. Поток, параллельный крылу, не оказывает на него никакого влияния, и поскольку перпендикулярный вектор короче (то есть медленнее), чем фактический воздушный поток, он, следовательно, оказывает меньшее давление на крыло. Другими словами, крыло испытывает воздушный поток, который медленнее и при более низком давлении, чем фактическая скорость самолета. Одним из факторов, которые необходимо учитывать при проектировании высокоскоростного крыла, является сжимаемость, которая представляет собой эффект, действующий на крыло при приближении и превышении скорости звука. Значительные негативные последствия сжимаемости сделали ее серьезной проблемой для авиационных инженеров. Теория стреловидности помогает смягчить эффекты сжимаемости в трансзвуковых и сверхзвуковых самолетах благодаря снижению давления. Это позволяет достичь более высокой скорости самолета, чем та, которую фактически испытывает крыло. Однако у теории стреловидности есть и негативный аспект. Подъемная сила, создаваемая крылом, напрямую связана со скоростью воздуха над крылом. Поскольку скорость воздушного потока, испытываемая крылом стреловидной формы, ниже, чем фактическая скорость самолета, это становится проблемой во время медленных фаз полета, таких как взлет и посадка. Существуют различные способы решения этой проблемы, включая конструкцию крыла с изменяемым углом установки на Vought F-8 Crusader и крылья изменяемой геометрии на самолетах, таких как F-14, F-111 и Panavia Tornado.

Sweep theory is an aeronautical engineering description of the behavior of airflow over a wing when the wing's leading edge encounters the airflow at an oblique angle. The development of sweep theory resulted in the swept wing design used by most modern jet aircraft, as this design performs more effectively at transonic and supersonic speeds. In its advanced form, sweep theory led to the experimental oblique wing concept. Adolf Busemann introduced the concept of the swept wing and presented this in 1935 at the Fifth Volta Conference in Rome. Sweep theory in general was a subject of development and investigation throughout the 1930s and 1940s, but the breakthrough mathematical definition of sweep theory is generally credited to NACA's Robert T. Jones in 1945. Sweep theory builds on other wing lift theories. Lifting line theory describes lift generated by a straight wing (a wing in which the leading edge is perpendicular to the airflow). Weissinger theory describes the distribution of lift for a swept wing, but does not have the capability to include chordwise pressure distribution. There are other methods that do describe chordwise distributions, but they have other limitations. Jones' sweep theory provides a simple, comprehensive analysis of swept wing performance. An explanation of how the swept wing works was offered by Robert T. Jones:
"Assume a wing is a cylinder of uniform airfoil cross section, chord and thickness and is placed in an airstream at an angle of yaw – i. e., it is swept back. Now, even if the local speed of the air on the upper surface of the wing becomes supersonic, a shock wave cannot form there because it would have to be a sweptback shock – swept at the same angle as the wing – i. e., it would be an oblique shock. Such an oblique shock cannot form until the velocity component normal to it becomes supersonic." To visualize the basic concept of simple sweep theory, consider a straight, non swept wing of infinite length, which meets the airflow at a perpendicular angle. The resulting air pressure distribution is equivalent to the length of the wing's chord (the distance from the leading edge to the trailing edge). If we were to begin to slide the wing sideways (spanwise), the sideways motion of the wing relative to the air would be added to the previously perpendicular airflow, resulting in an airflow over the wing at an angle to the leading edge. This angle results in airflow traveling a greater distance from leading edge to trailing edge, and thus the air pressure is distributed over a greater distance (and consequently lessened at any particular point on the surface). This scenario is identical to the airflow experienced by a swept wing as it travels through the air. The airflow over a swept wing encounters the wing at an angle. That angle can be broken down into two vectors, one perpendicular to the wing, and one parallel to the wing. The flow parallel to the wing has no effect on it, and since the perpendicular vector is shorter (meaning slower) than the actual airflow, it consequently exerts less pressure on the wing. In other words, the wing experiences airflow that is slower and at lower pressures than the actual speed of the aircraft. One of the factors that must be taken into account when designing a high speed wing is compressibility, which is the effect that acts upon a wing as it approaches and passes through the speed of sound. The significant negative effects of compressibility made it a prime issue with aeronautical engineers. Sweep theory helps mitigate the effects of compressibility in transonic and supersonic aircraft because of the reduced pressures. This allows the mach number of an aircraft to be higher than that actually experienced by the wing. There is also a negative aspect to sweep theory. The lift produced by a wing is directly related to the speed of the air over the wing. Since the airflow speed experienced by a swept wing is lower than what the actual aircraft speed is, this becomes a problem during slow flight phases, such as takeoff and landing. There have been various ways of addressing the problem, including the variable incidence wing design on the Vought F 8 Crusader, and swing wings on aircraft such as the F 14, F 111, and the Panavia Tornado.

Различные конструкции

Термин "стреловидное крыло" обычно используется для обозначения "стреловидности назад", но другие варианты стреловидности включают в себя стреловидность вперед, крылья изменяемой стреловидности и наклонные крылья, в которых одна сторона имеет стреловидность вперед, а другая – назад. Дельтавидное крыло также использует те же преимущества в своей конструкции.

Продвижение вперед

Смещение крыла вперед оказывает примерно тот же эффект, что и смещение назад с точки зрения снижения сопротивления, но имеет и другие преимущества в плане управляемости на малых скоростях, где проблемы с отрывом потока на концах крыла просто исчезают. В этом случае низкоскоростной поток воздуха направляется к фюзеляжу, который действует как очень большая концевая пластина. Кроме того, крылья обычно шире у корневой части, что позволяет им обеспечивать лучшую подъемную силу на малых скоростях. Однако эта схема также имеет серьезные проблемы с устойчивостью. Задняя часть крыла будет первой сваливаться, создавая тангажный момент, который еще больше углубит самолет в сваливание, подобно конструкции крыла со стреловидностью назад. Таким образом, крылья со стреловидностью вперед неустойчивы, подобно проблемам с низкой скоростью у обычных крыльев со стреловидностью назад. Однако, в отличие от крыльев со стреловидностью назад, концы крыла со стреловидностью вперед сваливаются последними, сохраняя контроль над креном. Крылья со стреловидностью вперед также могут испытывать опасные изгибающие эффекты по сравнению с крыльями со стреловидностью назад, которые могут нивелировать преимущество предотвращения отрыва потока на концах, если крыло недостаточно жесткое. В конструкциях со стреловидностью назад, когда самолет выполняет маневры с высокой перегрузкой, деформация крыла из-за нагрузки и геометрии приводит к скручиванию крыла, создавая отрицательный угол установки (понижение передней кромки на концах крыла). Это уменьшает угол атаки на концах крыла, тем самым снижая изгибающий момент на крыле, а также несколько уменьшая вероятность отрыва потока на концах. Однако тот же эффект на крыльях со стреловидностью вперед создает эффект увеличения угла установки, который увеличивает угол атаки, способствуя отрыву потока на концах. Небольшие углы стреловидности не вызывают серьезных проблем и использовались на различных самолетах для оптимального расположения лонжерона, как, например, на Junkers Ju 287 или HFB 320 Hansa Jet. Однако большая стреловидность, подходящая для высокоскоростных самолетов, таких как истребители, была в целом невозможна до появления систем управления fly-by-wire, которые могли бы достаточно быстро реагировать для подавления этих неустойчивостей. Grumman X-29 был экспериментальным демонстрационным проектом, разработанным для испытания крыла со стреловидностью вперед с целью повышения маневренности в 1980-х годах. Сухой Су-47 "Беркут" – еще один заметный демонстрационный самолет, использующий эту технологию для достижения высокой маневренности. На сегодняшний день ни одна конструкция с большой стреловидностью вперед не была запущена в серийное производство.

Sweeping a wing forward has approximately the same effect as rearward in terms of drag reduction, but has other advantages in terms of low speed handling where tip stall problems simply go away. In this case the low speed air flows towards the fuselage, which acts as a very large wing fence. Additionally, wings are generally larger at the root anyway, which allows them to have better low speed lift. However, this arrangement also has serious stability problems. The rearmost section of the wing will stall first causing a pitch up moment pushing the aircraft further into stall similar to a swept back wing design. Thus swept forward wings are unstable in a fashion similar to the low speed problems of a conventional swept wing. However unlike swept back wings, the tips on a forward swept design will stall last, maintaining roll control. Forward swept wings can also experience dangerous flexing effects compared to aft swept wings that can negate the tip stall advantage if the wing is not sufficiently stiff. In aft swept designs, when the airplane maneuvers at high load factor the wing loading and geometry twists the wing in such a way as to create washout (tip twists leading edge down). This reduces the angle of attack at the tip, thus reducing the bending moment on the wing, as well as somewhat reducing the chance of tip stall. However, the same effect on forward swept wings produces a wash in effect that increases the angle of attack promoting tip stall. Small amounts of sweep do not cause serious problems, and had been used on a variety of aircraft to move the spar into a convenient location, as on the Junkers Ju 287 or HFB 320 Hansa Jet. However, larger sweep suitable for high speed aircraft, like fighters, was generally impossible until the introduction of fly by wire systems that could react quickly enough to damp out these instabilities. The Grumman X 29 was an experimental technology demonstration project designed to test the forward swept wing for enhanced maneuverability during the 1980s. The Sukhoi Su 47 Berkut is another notable demonstrator aircraft implementing this technology to achieve high levels of agility. To date, no highly swept forward design has entered production.

Ранняя история

Первые успешные самолеты придерживались базовой конструкции прямоугольных крыльев, расположенных под прямым углом к фюзеляжу. Такая компоновка по своей сути нестабильна: если распределение веса самолета изменяется даже незначительно, крыло стремится повернуться так, чтобы его передняя кромка поднялась вверх (при перемещении веса назад) или опустилась вниз (при перемещении веса вперед), и это вращение изменит характер создания подъемной силы, заставляя самолет двигаться дальше в этом направлении. Для обеспечения стабильности самолета обычно применяют решение, при котором вес размещается на одном конце, а на другом – создается противоположная направленная вниз сила. Это приводит к классической компоновке с двигателем в передней части и органами управления в конце длинной балки, а крыло располагается посередине. Эта схема давно известна своей неэффективностью. Направленная вниз сила, создаваемая органами управления, требует дополнительной подъемной силы от крыла для компенсации. Величина этой силы может быть уменьшена за счет увеличения длины балки, но это приводит к увеличению сопротивления и веса самой балки. Эта проблема привела к многочисленным экспериментам с различными компоновками, устраняющими необходимость в направленной вниз силе. Одна из таких геометрий крыла появилась еще до Первой мировой войны и привела к первым разработкам крыла стреловидной формы. В этой компоновке крыло имеет стреловидность, благодаря которой его части оказываются значительно впереди и позади центра тяжести (ЦТ), а органы управления расположены позади него. В результате достигается распределение веса, аналогичное классической компоновке, но компенсирующая сила больше не создается отдельной поверхностью, а является частью крыла, которое в любом случае должно было существовать. Это устраняет необходимость в дополнительной конструкции, снижает аэродинамическое сопротивление и уменьшает требуемую общую подъемную силу для достижения заданного уровня характеристик. Эти компоновки вдохновили несколько планеров и некоторые самолеты с двигателями в межвоенный период. Первым, кому удалось добиться стабильности, был британский конструктор Дж. В. Данн, который стремился к достижению естественной стабильности в полете. Он успешно применил крыло стреловидной формы в своем бесхвостом самолете (который, что крайне важно, использовал законцовки с отрицательным углом установки), чтобы обеспечить положительную продольную статическую стабильность. Для самолетов с низкой скоростью крыло стреловидной формы может использоваться для решения проблем с центром тяжести, для перемещения лонжерона крыла в более удобное положение или для улучшения бокового обзора из кабины пилота. Самолет D.8 был продан Королевскому летному корпусу, а также производился по лицензии компанией Starling Burgess для ВМС США и других заказчиков. Работа Данна была прервана началом войны в 1914 году, но впоследствии идею подхватил Г. Т. Р. Хилл в Англии, который разработал серию планеров и самолетов, руководствуясь рекомендациями Данна, в частности серию Westland Hill Pterodactyl. Однако теории Данна не нашли широкого признания среди ведущих авиаконструкторов и авиационных компаний того времени.

The first successful aeroplanes adhered to the basic design of rectangular wings at right angles to the body of the machine. Such a layout is inherently unstable; if the weight distribution of the aircraft changes even slightly, the wing will want to rotate so its front moves up (weight moving rearward) or down (forward) and this rotation will change the development of lift and cause it to move further in that direction. To make an aircraft stable, the normal solution is to place the weight at one end and offset this with an opposite downward force at the other this leads to the classic layout with the engine in front and the control surfaces at the end of a long boom with the wing in the middle. This layout has long been known to be inefficient. The downward force of the control surfaces needs further lift from the wing to offset. The amount of force can be decreased by increasing the length of the boom, but this leads to more skin friction and weight of the boom itself. This problem led to many experiments with different layouts that eliminates the need for the downward force. One such wing geometry appeared before World War I, which led to early swept wing designs. In this layout, the wing is swept so that portions lie far in front and in back of the center of gravity (CoG), with the control surfaces behind it. The result is a weight distribution similar to the classic layout, but the offsetting control force is no longer a separate surface but part of the wing, which would have existed anyway. This eliminates the need for separate structure, making the aircraft have less drag and require less total lift for the same level of performance. These layouts inspired several flying wing gliders and some powered aircraft during the interwar years. The first to achieve stability was British designer J. W. Dunne who was obsessed with achieving inherent stability in flight. He successfully employed swept wings in his tailless aircraft (which, crucially, used washout) as a means of creating positive longitudinal static stability. For a low speed aircraft, swept wings may be used to resolve problems with the center of gravity, to move the wing spar into a more convenient location, or to improve the sideways view from the pilot's position. and the D.8 was sold to the Royal Flying Corps; it was also manufactured under licence by Starling Burgess to the United States Navy amongst other customers. Dunne's work ceased with the onset of war in 1914, but afterwards the idea was taken up by G. T. R. Hill in England who designed a series of gliders and aircraft to Dunne's guidelines, notably the Westland Hill Pterodactyl series. However, Dunne's theories met with little acceptance amongst the leading aircraft designers and aviation companies at the time.

Развитие в Германии

Идея использования стреловидных крыльев для снижения высокоскоростного сопротивления была разработана в Германии в 1930-х годах. На конференции Вольта в 1935 году в Италии Адольф Буземан предложил использовать стреловидные крылья для сверхзвукового полета. Он отметил, что скорость воздушного потока над крылом определялась нормальной составляющей потока, а не скоростью набегающего потока, поэтому установка крыла под углом позволила бы повысить скорость, при которой формируются ударные волны (то же самое было отмечено Максом Мунком в 1924 году, хотя и не в контексте высокоскоростного полета). Альберт Бетц сразу же предположил, что тот же эффект будет одинаково полезен и в трансзвуковой области. После доклада ведущий встречи, Артуро Крокко, в шутку нарисовал на обороте меню «самолет Буземана будущего», пока все обедали. На эскизе Крокко был изображен классический истребитель 1950-х годов со стреловидными крыльями и хвостовым оперением, хотя он также нарисовал стреловидный воздушный винт, приводящий его в движение. В 1939 году Хуберт Людвиг из отделения высокоскоростной аэродинамики в AVA Геттинген провел первые испытания в аэродинамической трубе для изучения теории Буземана. Focke Wulf Ta 183 был еще одним проектом истребителя со стреловидным крылом, но он также не был запущен в производство до конца войны. В послевоенный период Курт Танк развил Ta 183 в IAe Pulqui II, но эта разработка оказалась неудачной. Для исследования компромиссов конструкции и разработки общих правил выбора угла стреловидности был построен прототип испытательного самолета Messerschmitt Me P.1101. Когда самолет был готов на 80%, P.1101 был захвачен американскими войсками и доставлен в Соединенные Штаты, где две дополнительные копии с двигателями американского производства продолжили исследования под названием Bell X-5. Военный опыт Германии со стреловидными крыльями и ее стремление к сверхзвуковым скоростям резко контрастировали с преобладающими взглядами экспертов союзных держав того времени, которые обычно утверждали о невозможности достижения таких скоростей пилотируемыми аппаратами.

Послевоенные достижения

В послевоенное время несколько стран проводили исследования высокоскоростных самолетов. В Великобритании в 1943 году начались работы над экспериментальным высокоскоростным самолетом Miles M.52, оснащенным прямым крылом, который был разработан совместно с компанией Power Jets Фрэнка Уиттла, Королевским авиационным учреждением (RAE) в Фарнборо и Национальной физической лабораторией. M.52 был задуман для достижения в горизонтальном полете скорости, что позволило бы самолету потенциально стать первым в мире, превысившим скорость звука. С тех пор широко признано, что отмена M.52 стала серьезным препятствием для британского прогресса в области сверхзвуковой аэродинамики. 14 октября 1947 года Bell X 1 совершил первый пилотируемый сверхзвуковой полет, пилотируемый капитаном Чарльзом "Чаком" Йегером, после запуска из бомбового отсека Boeing B-29 Superfortress и достижения рекордной скорости Mach 1.06. Таким образом, для изучения технологии был разработан экспериментальный самолет de Havilland DH 108 фирмой в 1944 году под руководством главного инженера проекта Джона Карвера Медоуза Фроста и команды из 8–10 чертежников и инженеров. DH 108 в основном состоял из соединения переднего фюзеляжа de Havilland Vampire со стреловидным крылом и небольшим вертикальным хвостовым оперением; это был первый британский реактивный самолет со стреловидным крылом, неофициально известный как "Ласточка". Первый полет состоялся 15 мая 1946 года, всего через восемь месяцев после одобрения проекта. Компания испытатель, и сын создателя, Джеффри де Гавиланд-младший, пилотировал первый из трех самолетов и обнаружил, что он чрезвычайно быстрый – достаточно быстрый, чтобы попытаться установить мировой рекорд скорости. 12 апреля 1948 года D.H.108 установил мировой рекорд скорости в 973,65 км/ч (605 миль/ч), став первым реактивным самолетом, превысившим скорость звука. Примерно в это же время Министерство авиации представило программу экспериментальных самолетов для изучения влияния стреловидных крыльев, а также конфигурации крыла типа "дельта". Кроме того, Королевские ВВС (RAF) определили два перспективных истребителя со стреловидными крыльями от компаний Hawker Aircraft и Supermarine – Hawker Hunter и Supermarine Swift соответственно – и успешно добились размещения заказов "с чертежной доски" в 1950 году. 7 сентября 1953 года единственный Hunter Mk 3 (модифицированный первый прототип, WB 188), пилотируемый Невиллом Дюком, побил мировой рекорд скорости для реактивных самолетов, достигнув скорости 727,63 миль/ч (1171,01 км/ч) над Литтлхэмптоном, Западный Сассекс. Этот рекорд продержался менее трех недель, прежде чем 25 сентября 1953 года его побил ранний соперник Hunter, Supermarine Swift, пилотируемый Майклом Литгоу. В феврале 1945 года инженер NACA Роберт Т. Джонс начал изучать сильно стреловидные дельта-крылья и V-образные формы и обнаружил те же эффекты, что и Буземанн. Он завершил подробный отчет о концепции в апреле, но обнаружил, что его работа подверглась резкой критике со стороны других членов NACA Langley, в частности Теодора Теодорсена, который назвал ее "шарлатанством" и потребовал "настоящих математических расчетов". Ирония в том, что к этому моменту работа Буземанна уже была широко распространена. В мае 1945 года американская операция "Скрепка" достигла Брауншвейга, где американские специалисты обнаружили ряд моделей стреловидных крыльев и большой объем технических данных из аэродинамических труб. Одним из членов американской команды был Джордж С. Шейрер, который в то время работал в компании Boeing. Он немедленно переслал письмо Бену Кону в Boeing, сообщая о ценности концепции стреловидного крыла. Он также посоветовал Кону распространить письмо и в другие компании, хотя немедленно воспользовались им только Boeing и North American. Boeing занимался проектированием B-47 Stratojet, а первоначальная модель 424 имела прямое крыло, аналогичное B-45, B-46 и B-48, с которыми она конкурировала. Анализ инженера Boeing Вика Ганзера показал оптимальный угол стреловидности около 35 градусов. К сентябрю 1945 года данные из Брауншвейга были учтены в конструкции, которая вновь появилась как модель 448 – более крупная шестидвигательная конструкция с более прочными крыльями, стреловидностью 35 градусов. В результате B-47 был признан самым быстрым в своем классе в мире в конце 1940-х годов и превзошел конкурентов с прямыми крыльями. С тех пор универсально принята формула Boeing для реактивных транспортных самолетов, состоящая из стреловидных крыльев и двигателей, установленных на пилонах. В истребительной авиации North American Aviation работала над прямокрылым реактивным палубным истребителем, тогда известным как FJ-1; позже он был представлен Военно-воздушным силам США как XP-86. Ларри Грин, знавший немецкий язык, изучил отчеты Буземанна и убедил руководство разрешить перепроектирование, начатое в августе 1945 года. Характеристики F-86A позволили ему установить первый из нескольких официальных мировых рекордов скорости, достигнув скорости на 15 сентября 1948 года, пилотируемый майором Ричардом Л. Джонсоном. С появлением МиГ-15 F-86 был срочно отправлен в бой, в то время как прямокрылые самолеты, такие как Lockheed P-80 Shooting Star и Republic F-84 Thunderjet, были быстро переведены на задачи наземной поддержки. Некоторые, такие как F-84 и Grumman F9 Cougar, позже были перепроектированы со стреловидными крыльями, заменяя прямокрылые. Более поздние самолеты, такие как North American F-100 Super Sabre, проектировались со стреловидными крыльями изначально, хотя для освоения сверхзвукового полета потребовались бы дополнительные инновации, такие как форсажная камера, правило площадей и новые рулевые поверхности. Стреловидное крыло было применено к МиГ-15, раннему реактивному истребителю, его максимальная скорость превосходила скорость американских прямокрылых самолетов и поршневых истребителей, первоначально развернутых во время Корейской войны. Считается, что МиГ-15 был одним из самых массовых реактивных самолетов; в конечном итоге было произведено более 13 000 единиц. МиГ-15, который не мог безопасно превысить скорость Mach 0.92, послужил основой для МиГ-17, который был разработан для управляемости на более высоких числах Маха. Стреловидность его крыла, 45° у фюзеляжа (такая же, как у F-100 Super Sabre), изменялась до 42° для внешней части крыла. Дальнейшая модификация конструкции, получившая обозначение МиГ-19, имела относительно тонкое крыло, предназначенное для сверхзвукового полета, которое было разработано в ЦАГИ, Советском центральном аэрогидродинамическом институте; стреловидность составляла 55 градусов, и на каждой стороне крыла был установлен один концевой щиток. Специальная высотная модификация, МиГ-19СВ, имела, среди прочего, регулируемый предкрылок для создания большей подъемной силы на больших высотах, что помогало увеличить потолок самолета с до.

During the immediate post war era, several nations were conducting research into high speed aircraft. In the United Kingdom, work commenced during 1943 on the Miles M.52, a high speed experimental aircraft equipped with a straight wing that was developed in conjunction with Frank Whittle's Power Jets company, the Royal Aircraft Establishment (RAE) in Farnborough, and the National Physical Laboratory. The M.52 was envisioned to be capable of achieving in level flight, thus enabling the aircraft to potentially be the first to exceed the speed of sound in the world. It has since been widely recognised that the cancellation of the M.52 was a major setback in British progress in the field of supersonic design. On 14 October 1947, the Bell X 1 performed the first manned supersonic flight, piloted by Captain Charles "Chuck" Yeager, having been drop launched from the bomb bay of a Boeing B 29 Superfortress and attained a record breaking speed of Mach 1.06 Thus, an experimental aircraft to explore the technology, the de Havilland DH 108, was developed by the firm in 1944, headed by project engineer John Carver Meadows Frost with a team of 8–10 draughtsmen and engineers. The DH 108 primarily consisted of the pairing of the front fuselage of the de Havilland Vampire to a swept wing and small vertical tail; it was the first British swept wing jet, unofficially known as the "Swallow". It first flew on 15 May 1946, a mere eight months after the project's go ahead. Company test pilot and son of the builder, Geoffrey de Havilland Jr., flew the first of three aircraft and found it extremely fast – fast enough to try for a world speed record. On 12 April 1948, a D. H.108 did set a world's speed record at 973.65 km/h (605 mph), it subsequently became the first jet aircraft to exceed the speed of sound. Around this same timeframe, the Air Ministry introduced a program of experimental aircraft to examine the effects of swept wings, as well as the delta wing configuration. Furthermore, the Royal Air Force (RAF) identified a pair of proposed fighter aircraft equipped with swept wings from Hawker Aircraft and Supermarine, the Hawker Hunter and Supermarine Swift respectively, and successfully pressed for orders to be placed 'off the drawing board' in 1950. On 7 September 1953, the sole Hunter Mk 3 (the modified first prototype, WB 188) flown by Neville Duke broke the world air speed record for jet powered aircraft, attaining a speed of 727.63 mph (1,171.01 km/h) over Littlehampton, West Sussex. This world record stood for less than three weeks before being broken on 25 September 1953 by the Hunter's early rival, the Supermarine Swift, being flown by Michael Lithgow. In February 1945, NACA engineer Robert T. Jones started looking at highly swept delta wings and V shapes, and discovered the same effects as Busemann. He finished a detailed report on the concept in April, but found his work was heavily criticised by other members of NACA Langley, notably Theodore Theodorsen, who referred to it as "hocus pocus" and demanded some "real mathematics". Ironically, by this point Busemann's work had already been passed around. In May 1945, the American Operation Paperclip reached Braunschweig, where US personnel discovered a number of swept wing models and a mass of technical data from the wind tunnels. One member of the US team was George S. Schairer, who was at that time working at the Boeing company. He immediately forwarded a letter to Ben Cohn at Boeing, communicating the value of the swept wing concept. He also told Cohn to distribute the letter to other companies as well, although only Boeing and North American made immediate use of it. Boeing was in the midst of designing the B 47 Stratojet, and the initial Model 424 was a straight wing design similar to the B 45, B 46 and B 48 it competed with. Analysis by Boeing engineer Vic Ganzer suggested an optimum sweepback angle of about 35 degrees. By September 1945, the Braunschweig data had been worked into the design, which re emerged as the Model 448, a larger six engine design with more robust wings swept at 35 degrees. The resulting B 47 was hailed as the fastest of its class in the world during the late 1940s, and trounced the straight winged competition. Boeing's jet transport formula of swept wings and pylon mounted engines has since been universally adopted. In fighters, North American Aviation was in the midst of working on a straight wing jet powered naval fighter, then known as the FJ 1; it was later submitted to the United States Air Force as the XP 86. Larry Green, who could read German, studied the Busemann reports and convinced management to allow a redesign starting in August 1945. The performance of the F 86A allowed it set the first of several official world speed records, attaining on 15 September 1948, flown by Major Richard L. Johnson. With the appearance of the MiG 15, the F 86 was rushed into combat, while straight wing jets like the Lockheed P 80 Shooting Star and Republic F 84 Thunderjet were quickly relegated to ground attack missions. Some, such as the F 84 and Grumman F 9 Cougar, were later redesigned with swept wings from straight winged aircraft. Later planes, such as the North American F 100 Super Sabre, would be designed with swept wings from the start, though additional innovations such as the afterburner, area rule and new control surfaces would be necessary to master supersonic flight. The swept wing was applied to the MiG 15, an early jet powered fighter, its maximum speed of outclassed the straight winged American jets and piston engined fighters initially deployed during the Korean War. The MiG 15 is believed to have been one of the most produced jet aircraft; in excess of 13,000 would ultimately be manufactured. The MiG 15, which could not safely exceed Mach 0.92, served as the basis for the MiG 17, which was designed to be controllable at higher Mach numbers. Its wing sweep, 45° near the fuselage ( the same as the F 100 Super Sabre), changed to 42° for the outboard part of the wing. A further derivative of the design, designated MiG 19, featured a relatively thin wing suited to supersonic flight that was designed at TsAGI, the Soviet Central Aerohydrodynamic Institute; swept back at an angle of 55 degrees, this wing featured a single wing fence on each side. A specialist high altitude variant, the Mig 19SV, featured, amongst other changes, an adjustable flap to generate greater lift at higher altitudes, helping to increase the aircraft's ceiling from to
Germany's swept wing research was also obtained by the Swedish aircraft manufacturer SAAB, with the help of ex Messerschmitt engineers that had fled to Switzerland during late 1945. At the time, SAAB saw the need to make aeronautical advances, particularly in the new field of jet propulsion. The company incorporated both the jet engine and the swept wing to produce the Saab 29 Tunnan fighter; on 1 September 1948, the first prototype conducted its maiden flight, flown by the English test pilot S/L Robert A. 'Bob' Moore, DFC and bar, Although not well known outside Sweden, the Tunnan was the first Western European fighter to be introduced with such a wing configuration. In parallel, SAAB also developed another swept wing aircraft, the Saab 32 Lansen, primarily to serve as Sweden's standard attack aircraft. Its wing, which had a 10 per cent laminar profile and a 35° sweep, featured triangular fences near the wing roots in order to improve airflow when the aircraft was being flown at a high angle of attack. The successes of aircraft such as the Hawker Hunter, the B 47, and F 86 showed the value of the swept wing research acquired from Germany. Eventually, almost all advanced design efforts for high speed aircraft would incorporate a wing with a swept leading edge, with either a swept wing or delta wing planform. The Boeing B 52, designed in the 1950s, continues in service as a subsonic long range heavy bomber. While the Soviets never matched the performance of the Boeing B 52 Stratofortress with a jet aircraft, the intercontinental range Tupolev Tu 95 turboprop bomber with its near jet class top speed of 920 km/h, combining swept wings with propeller propulsion, also remains in service today, being the fastest propeller powered production aircraft. In Britain, two swept wing bombers entered service, the Vickers Valiant (1955) and the Handley Page Victor (1958). By the early 1950s, nearly every new fighter had a swept wing. By the 1960s, most civilian jets also adopted swept wings. Most early transonic and supersonic designs such as the MiG 19 and F 100 used long, highly swept wings. Swept wings would reach Mach 2 on the BAC Lightning, and Republic F 105 Thunderchief, built to operate at low level and very high speed primarily for nuclear strike, but with a secondary air to air capability. By the late 1960s, the McDonnell F 4 Phantom II, was used in large numbers by air forces influenced by the United States. Variable geometry wings were employed on the American F 111, Grumman F 14 Tomcat and Soviet Mikoyan MiG 27, although the idea would be abandoned for the American SST design. After the 1970s, most newer generation fighters optimized for maneuvering air combat since the USAF F 15 and Soviet Mikoyan MiG 29 have employed relatively short span fixed wings with relatively large wing area.

Исследования стреловидных крыльев Германии также были получены шведским производителем самолетов SAAB с помощью бывших инженеров Messerschmitt, бежавших в Швейцарию в конце 1945 года. В то время SAAB осознавал необходимость в авиационных достижениях, особенно в новой области реактивной тяги. Компания объединила реактивный двигатель и стреловидное крыло для создания истребителя Saab 29 Tunnan; 1 сентября 1948 года первый прототип совершил свой первый полет, пилотируемый английским летчиком-испытателем S/L Робертом А. "Бобом" Муром, DFC и bar. Хотя Tunnan не был широко известен за пределами Швеции, он был первым западноевропейским истребителем, представленным с такой конфигурацией крыла. Параллельно SAAB также разработал другой самолет со стреловидным крылом, Saab 32 Lansen, в основном для выполнения роли стандартного штурмовика Швеции. Его крыло, имевшее 10-процентный ламинарный профиль и стреловидность 35°, имело треугольные щитки у корневой части крыла для улучшения воздушного потока при полете самолета под большим углом атаки. Успехи самолетов, таких как Hawker Hunter, B-47 и F-86, показали ценность исследований стреловидных крыльев, полученных из Германии. В конечном итоге почти все передовые конструкторские работы над высокоскоростными самолетами включали крыло со стреловидной передней кромкой, с планом формы стреловидного или дельта-крыла. Boeing B-52, разработанный в 1950-х годах, продолжает эксплуатироваться как дозвуковой дальний тяжелый бомбардировщик. В то время как Советы не...