超级军网航空空气动力学研究与发展 (一) [zt]
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/28 01:16:57
人类对空气动力特性的认知和不断深入的探讨、研究，是人类从实现早期的飞天梦想，到今天追求更快、更高飞行理想的基础理论。100多年来，航空界空气动力学专家、学者对提高飞机空气动力特性的不断深入研究和认知，已经为世界航空器的发展进步作出了巨大的贡献
从尖前缘薄翼型到钝前缘较厚翼型
1919年以前世界上设计的飞机基本都采用具有尖前缘的薄翼型，其最大相对厚度不超过6%。这主要由于当时航空界少量可用的翼型数据都是在模型试验雷诺数比实际飞机飞行雷诺数低得多的风洞试验条件下得出的。 在这种低速小风洞中，带有小前缘半径的薄翼型模型在试验中能得到了较高的最大升力和高升阻比。另外，试验结果显示出的模型机翼附面层的转捩点也很靠后（实际上真实飞机薄机翼附面层的转捩点接近前缘），机翼大部分面积是层流，因此阻力小。
后来，德国近代航空流体力学奠基人普朗特的研究表明，当试验雷诺数接近飞机飞行雷诺数时，带钝前缘的较厚翼型空气动力特性更优越。它不但可获得较高的最大升力，更重要的是还能将失速推迟到更大的迎角状态。除上述气动力优点外，厚翼型对早期民用飞机来说还具有能提高机翼结构强度、减少支柱数量、减轻飞机重量，减小飞机总阻力的优势，同时厚翼型还能为机载燃油、主起落架收起，机械操纵系统提供更大的空间。因此，普朗特对于钝前缘厚翼型的研究，对后来的客机设计具有深远的影响。许多20年代设计的客机，如三发动机的福特型和福克型单翼客机都采用了厚翼型。
20年代初,美国NACA用搜集到的世界上各种根据风洞试验得出的翼型的气动特性进行了对比研究。结果发现，由于试验条件不同（主要是试验雷诺数不同），会导致试验数据产生很大变化，尤其会对最大升力系数产生很大影响。
1922年美国在兰利实验室创建了压力达25个大气压的变密度、高雷诺数风洞。该风洞能进行接近飞行雷诺数的模型试验。NACA在1929～1934年间，共设计、研究和试验了100多种翼型，建立很大的数据库，并在1933年首次出版了可供设计师参考应用的翼型手册，很受欢迎。
30年代诞生的DC-1就用了NACA2215翼型。在五位数字系列的翼型中，NACA23012很出名，与早期厚翼型的克拉克Y翼型比较，其最大升力系数高8%左右，最小阻力系数约低20%，在全世界得到广泛应用。
英国对发现钝前缘厚翼型的优点比较晚，直到1939年才发展了用于单翼机的RAF32翼型。
前苏联在1920～1936年间研究出B、BS、PⅡ和D等系列厚翼型，安-2飞机选用PⅡ系列中的翼型。
层流附面层
附面层概念是普朗特1904年提出的，但直到1924年才通过试验证实了层流附面层的存在，并发现层流附面层具有最小的摩擦阻力。
当时飞机的机翼基本都采用带肋或拉紧的布蒙皮、波纹状轻金属、翘曲的胶合板或多用大量圆头铆钉连接，所以其表面经常很粗糙或外形不准确。英国国家物理实验室的试验表明，采用粗糙布蒙皮的机翼阻力比光滑机翼阻力大70%。
在30年代后期, 当单机翼飞机(采用收放式起落架)开始替代双机翼飞机之后，飞机设计师们开始把注意力转移到如何在细节设计阶段尽可能减小飞机基本构形的阻力上。
当飞机设计师们认识到蒙皮摩擦阻力的大小取决于附面层从层流到紊流的转捩位置，并希望让机翼的蒙皮光滑到能产生足够的层流范围（He70飞机的机翼为20%）时, 便开始进行大量降低表面摩擦阻力可能性的研究。
例如采用最合适的表面光洁度标准；通过改变翼剖面形状改变压力分布等。
1936年有人预测全层流机翼蒙皮可使蒙皮摩擦阻力减小到当时蒙皮阻力的10%。但是当时的风洞试验表明在机翼上存在大范围层流的可能性很小，而1937年琼斯在豪克·哈特飞机上进行的飞行试验都证实，机翼上确实在一定范围内是层流。
风洞试验和试飞结果的矛盾引起NACA雅克布斯等人的关注，经研究发现，由于当时风洞的气流紊流度高于飞行时大气紊流度，导致风洞试验时模型附面层提前转捩。随后他们在NACA组建低紊流度风洞，并于1938年投入使用和进行了卓有成效的减阻研究。
雅克布斯提出应按预定压力分布确定翼型形状，这是一种认识上的突破。
层流翼型基本原理是在气流达到接近机翼后缘升压区之前，尽可能在更长的距离上继续加速，就可以推迟转捩，也就是使机翼的最大相对厚度位于40%～50%弦长处，以尽量后移最小压力点。
NACA早期发展的层流翼型有NACA1系列、NACA2-5系列和NACA6系列。前苏联发展的层流翼型有ЦAГИC-5-18等。
虽然层流翼型被广泛应用，但当时并没达到应有的减阻效果，这主要是由于层流的产生对机翼表面光滑度要求很高，对有波浪机翼表面要求波长不大于15厘米，波高低于1/1000波长，但这已超出当时的加工水平。另外，其所要求的光洁度很容易被寄生在机翼前缘的昆虫、尘土、雨雪和起飞时溅在机翼前缘上的泥土破坏。
机翼/机身气动干扰
20年代初期，设计人员为研究在机翼与机身结合处产生的气动干扰现象，曾进行过无数次机翼相对机身上下位置的试验研究，特别是对阻力很大的下单翼布局做了详细研究。
对于下（上）单翼布局，在机翼-机身结合处由于机身曲率和机翼向后缘相对厚度减小的影响，形成快速发散流场，增强了原有的逆压梯度，加速气流分离，导致飞机阻力增加和升力减小。英国和美国从1931年开始进行的研究发现，在机翼-机身结合处加装整流罩后，由于增大了机翼根部的相对厚度，减小了逆压梯度，几乎消除了机翼-机身间不利的气动干扰现象。
诱导阻力
关于升力涡理论，是航空界先驱者兰彻斯特在1894年提出的，遗憾的是，当时他不仅没能用语言将之叙述清楚、而且缺乏严格的数学表达形式，更重要的是他的研究方法过于复杂，因此在当时没有得到更多同行的理解。
1914年普朗特和他的学生门克用清晰的数学理论表明了，由升力引起的阻力系数（诱导阻力系数）与升力系数的平方成正比，与机翼的展弦比成反比，并指出，对于给定的展弦比，如果升力沿展向成椭圆分布，则诱导阻力最小。这在当时其实是一个十分重要的突破点。
但由于当时诱导阻力只占飞机总阻力的5%左右，而且兰彻斯特-普朗特的研究重点又放在大展弦比机翼上，因此他们的涡理论在飞机设计上没引起足够的重视。后来随着这一理论在德国He70飞机上的应用，才在美国和英国也得到推广。
增升装置
增升装置作为增加飞机升力的有效技术措施，在早期飞机设计中是一项具有突破性的关键技术。主要包括：
前缘缝翼
1917～1919年间，英国的汗德莱·佩季和德国的拉赫曼分别以不同的方式发现，采用机翼前缘开缝装置能起到增升作用。当时对机翼前缘沿展向开缝的设计进行的试验结果很令人受鼓舞。
试验表明，当气流通过在机翼前缘设计的缝隙中从机翼下表面流向上表面时，能降低机翼前缘的严重逆压梯度，使气流依附表面流动，从而将失速推迟到更大迎角，最大升力增加50%～60%。
在20年代前缘缝翼虽然受到普遍赞扬，但并未投入使用。30年代，设计师才开始在双翼机的薄机翼上采用了前缘缝翼。由于在单翼机的厚机翼上通常是缓和的后缘失速，一般不应用前缘缝翼。
后缘襟翼
后缘襟翼一般分为简单、开裂、开缝和富勒四种型式。
简单襟翼是机翼后缘的一部分，需要时通过偏转增加机翼弯度而增加升力。
1913～1914年，英国国家物理实验室首先得出了后缘襟翼的增升效果能达到30%的实验结果，但同时实验也表明它存在着偏转时产生相当大阻力的缺点（阻力增加的百分比通常比升力增加的百分比还要大）。
开裂襟翼像一块薄板紧贴在机翼后缘下面，当放下时，因增加机翼弯度和使襟翼与机翼后缘之间形成低压区而增加升力，优点是在中等偏度时能产生较大的升力，而且产生的阻力较小，缺点是大偏度时产生的阻力大。
在汗德莱·佩季发展的缝翼基础上形成的后缘单缝襟翼，当其放下时，一方面增加机翼弯度，另一方面由于它与机翼间形成的缝隙使下表面气流吹向襟翼上表面，能推迟气流分离，因而增加了升力。其优点是在获得高升力时产生的阻力较小，当偏转到60°左右时仍有效。后来单缝襟翼发展到双缝和三缝襟翼。
1931年由富勒提出的后退式襟翼（称富勒襟翼）是在机翼后缘下半部分的活动翼面。使用时，襟翼沿下翼面安装的滑轨后退并下偏，由于其增加机翼弯度、增加机翼面积和产生缝隙而有显著的增升效果。缺点是增加滑轨阻力和产生较大的低头力矩。
由于增升装置可显著改善飞机的起落性能，使民航客机可以按较高的翼载（较小的机翼面积）进行设计，以降低飞机阻力，提高飞行速度。从30年代开始普遍采用增升装置以来，螺旋桨客机（运输机）的翼载随年代迅速增加（见图3）。
另外，由于飞机提高翼载（减小机翼面积）后，着陆下滑时要进入较平的下滑轨迹，驾驶员不易看清跑道，造成着陆困难。
当放下襟翼后，因增大飞机阻力而增加下滑角，飞机能保持这种姿态直到很低的高度，然后很快拉平接触地面，使飞机安全着陆。
改善飞机气动力设计
飞机的气动力设计技术在20年代进展缓慢，当时民航机的最大升阻比还不到12。民航机的巡航速度从1919年的110千米/时提高到1929年时的190千米/时，主要得益于发动机功率提高了80%，气动力的贡献很小。
1928年剑桥大学琼斯教授利用蒙皮摩擦阻力和诱导阻力计算理想流线形飞机性能时指出，许多飞机的阻力是其的理想阻力的2～3倍，最好的飞机效率（克服飞机蒙皮摩擦阻力和诱导阻力所需发动机功率发动机安装功率，或飞机不可避免的阻力总阻力）为50%，最差的只有30%左右。换言之，如果飞机按流线形设计，当保持发动机功率不变时，飞机速度将增加95千米/小时。但许多制造厂商和客户（特别是在英国）热衷于投资研制大功率发动机，以提高飞行速度。于是当时在航空界引发了是否需要通过采用流线型设计进一步提高飞行速度的争论。
当时争论的焦点是：如果认定民航机的经济巡航速度不大于160千米/小时，飞机的流线形设计就降为次要地位；如果要使飞机飞得更快，那么减小飞机型阻就是主要的，工作重点是通过采用襟翼减小机翼面积，改进飞机的流线形设计和采用可收放式起落架来降低型阻。
当时美国和德国在改进飞机气动力方面下了较大功夫，英国则没能认识到采用综合气动力措施对降低对发动机功率要求的重要作用。结果美国和德国研制出一系列接近理想流线形气动布局的飞机，30年代研制出的最好的民航机效率甚至达到了65%，将英国抛在后面。
由于客机采用一系列措施，如利用埋头铆钉使飞机表面尽可能光滑、机身按流线形设计、采用封闭式座舱、采用可收放式起落架、采用襟翼、在机翼－机身结合处和发动机上加装整流装置等，大大改进了气动力设计，使螺旋桨客机（运输机）的零升阻力系数随年代发展显著降低。因飞机的零升阻力降低和采用大展弦比机翼（提高飞机升力和降低诱导阻力），使螺旋桨客机（运输机）的最大升阻比随年代的发展也得到了明显提高。人类对空气动力特性的认知和不断深入的探讨、研究，是人类从实现早期的飞天梦想，到今天追求更快、更高飞行理想的基础理论。100多年来，航空界空气动力学专家、学者对提高飞机空气动力特性的不断深入研究和认知，已经为世界航空器的发展进步作出了巨大的贡献
从尖前缘薄翼型到钝前缘较厚翼型
1919年以前世界上设计的飞机基本都采用具有尖前缘的薄翼型，其最大相对厚度不超过6%。这主要由于当时航空界少量可用的翼型数据都是在模型试验雷诺数比实际飞机飞行雷诺数低得多的风洞试验条件下得出的。 在这种低速小风洞中，带有小前缘半径的薄翼型模型在试验中能得到了较高的最大升力和高升阻比。另外，试验结果显示出的模型机翼附面层的转捩点也很靠后（实际上真实飞机薄机翼附面层的转捩点接近前缘），机翼大部分面积是层流，因此阻力小。
后来，德国近代航空流体力学奠基人普朗特的研究表明，当试验雷诺数接近飞机飞行雷诺数时，带钝前缘的较厚翼型空气动力特性更优越。它不但可获得较高的最大升力，更重要的是还能将失速推迟到更大的迎角状态。除上述气动力优点外，厚翼型对早期民用飞机来说还具有能提高机翼结构强度、减少支柱数量、减轻飞机重量，减小飞机总阻力的优势，同时厚翼型还能为机载燃油、主起落架收起，机械操纵系统提供更大的空间。因此，普朗特对于钝前缘厚翼型的研究，对后来的客机设计具有深远的影响。许多20年代设计的客机，如三发动机的福特型和福克型单翼客机都采用了厚翼型。
20年代初,美国NACA用搜集到的世界上各种根据风洞试验得出的翼型的气动特性进行了对比研究。结果发现，由于试验条件不同（主要是试验雷诺数不同），会导致试验数据产生很大变化，尤其会对最大升力系数产生很大影响。
1922年美国在兰利实验室创建了压力达25个大气压的变密度、高雷诺数风洞。该风洞能进行接近飞行雷诺数的模型试验。NACA在1929～1934年间，共设计、研究和试验了100多种翼型，建立很大的数据库，并在1933年首次出版了可供设计师参考应用的翼型手册，很受欢迎。
30年代诞生的DC-1就用了NACA2215翼型。在五位数字系列的翼型中，NACA23012很出名，与早期厚翼型的克拉克Y翼型比较，其最大升力系数高8%左右，最小阻力系数约低20%，在全世界得到广泛应用。
英国对发现钝前缘厚翼型的优点比较晚，直到1939年才发展了用于单翼机的RAF32翼型。
前苏联在1920～1936年间研究出B、BS、PⅡ和D等系列厚翼型，安-2飞机选用PⅡ系列中的翼型。
层流附面层
附面层概念是普朗特1904年提出的，但直到1924年才通过试验证实了层流附面层的存在，并发现层流附面层具有最小的摩擦阻力。
当时飞机的机翼基本都采用带肋或拉紧的布蒙皮、波纹状轻金属、翘曲的胶合板或多用大量圆头铆钉连接，所以其表面经常很粗糙或外形不准确。英国国家物理实验室的试验表明，采用粗糙布蒙皮的机翼阻力比光滑机翼阻力大70%。
在30年代后期, 当单机翼飞机(采用收放式起落架)开始替代双机翼飞机之后，飞机设计师们开始把注意力转移到如何在细节设计阶段尽可能减小飞机基本构形的阻力上。
当飞机设计师们认识到蒙皮摩擦阻力的大小取决于附面层从层流到紊流的转捩位置，并希望让机翼的蒙皮光滑到能产生足够的层流范围（He70飞机的机翼为20%）时, 便开始进行大量降低表面摩擦阻力可能性的研究。
例如采用最合适的表面光洁度标准；通过改变翼剖面形状改变压力分布等。
1936年有人预测全层流机翼蒙皮可使蒙皮摩擦阻力减小到当时蒙皮阻力的10%。但是当时的风洞试验表明在机翼上存在大范围层流的可能性很小，而1937年琼斯在豪克·哈特飞机上进行的飞行试验都证实，机翼上确实在一定范围内是层流。
风洞试验和试飞结果的矛盾引起NACA雅克布斯等人的关注，经研究发现，由于当时风洞的气流紊流度高于飞行时大气紊流度，导致风洞试验时模型附面层提前转捩。随后他们在NACA组建低紊流度风洞，并于1938年投入使用和进行了卓有成效的减阻研究。
雅克布斯提出应按预定压力分布确定翼型形状，这是一种认识上的突破。
层流翼型基本原理是在气流达到接近机翼后缘升压区之前，尽可能在更长的距离上继续加速，就可以推迟转捩，也就是使机翼的最大相对厚度位于40%～50%弦长处，以尽量后移最小压力点。
NACA早期发展的层流翼型有NACA1系列、NACA2-5系列和NACA6系列。前苏联发展的层流翼型有ЦAГИC-5-18等。
虽然层流翼型被广泛应用，但当时并没达到应有的减阻效果，这主要是由于层流的产生对机翼表面光滑度要求很高，对有波浪机翼表面要求波长不大于15厘米，波高低于1/1000波长，但这已超出当时的加工水平。另外，其所要求的光洁度很容易被寄生在机翼前缘的昆虫、尘土、雨雪和起飞时溅在机翼前缘上的泥土破坏。
机翼/机身气动干扰
20年代初期，设计人员为研究在机翼与机身结合处产生的气动干扰现象，曾进行过无数次机翼相对机身上下位置的试验研究，特别是对阻力很大的下单翼布局做了详细研究。
对于下（上）单翼布局，在机翼-机身结合处由于机身曲率和机翼向后缘相对厚度减小的影响，形成快速发散流场，增强了原有的逆压梯度，加速气流分离，导致飞机阻力增加和升力减小。英国和美国从1931年开始进行的研究发现，在机翼-机身结合处加装整流罩后，由于增大了机翼根部的相对厚度，减小了逆压梯度，几乎消除了机翼-机身间不利的气动干扰现象。
诱导阻力
关于升力涡理论，是航空界先驱者兰彻斯特在1894年提出的，遗憾的是，当时他不仅没能用语言将之叙述清楚、而且缺乏严格的数学表达形式，更重要的是他的研究方法过于复杂，因此在当时没有得到更多同行的理解。
1914年普朗特和他的学生门克用清晰的数学理论表明了，由升力引起的阻力系数（诱导阻力系数）与升力系数的平方成正比，与机翼的展弦比成反比，并指出，对于给定的展弦比，如果升力沿展向成椭圆分布，则诱导阻力最小。这在当时其实是一个十分重要的突破点。
但由于当时诱导阻力只占飞机总阻力的5%左右，而且兰彻斯特-普朗特的研究重点又放在大展弦比机翼上，因此他们的涡理论在飞机设计上没引起足够的重视。后来随着这一理论在德国He70飞机上的应用，才在美国和英国也得到推广。
增升装置
增升装置作为增加飞机升力的有效技术措施，在早期飞机设计中是一项具有突破性的关键技术。主要包括：
前缘缝翼
1917～1919年间，英国的汗德莱·佩季和德国的拉赫曼分别以不同的方式发现，采用机翼前缘开缝装置能起到增升作用。当时对机翼前缘沿展向开缝的设计进行的试验结果很令人受鼓舞。
试验表明，当气流通过在机翼前缘设计的缝隙中从机翼下表面流向上表面时，能降低机翼前缘的严重逆压梯度，使气流依附表面流动，从而将失速推迟到更大迎角，最大升力增加50%～60%。
在20年代前缘缝翼虽然受到普遍赞扬，但并未投入使用。30年代，设计师才开始在双翼机的薄机翼上采用了前缘缝翼。由于在单翼机的厚机翼上通常是缓和的后缘失速，一般不应用前缘缝翼。
后缘襟翼
后缘襟翼一般分为简单、开裂、开缝和富勒四种型式。
简单襟翼是机翼后缘的一部分，需要时通过偏转增加机翼弯度而增加升力。
1913～1914年，英国国家物理实验室首先得出了后缘襟翼的增升效果能达到30%的实验结果，但同时实验也表明它存在着偏转时产生相当大阻力的缺点（阻力增加的百分比通常比升力增加的百分比还要大）。
开裂襟翼像一块薄板紧贴在机翼后缘下面，当放下时，因增加机翼弯度和使襟翼与机翼后缘之间形成低压区而增加升力，优点是在中等偏度时能产生较大的升力，而且产生的阻力较小，缺点是大偏度时产生的阻力大。
在汗德莱·佩季发展的缝翼基础上形成的后缘单缝襟翼，当其放下时，一方面增加机翼弯度，另一方面由于它与机翼间形成的缝隙使下表面气流吹向襟翼上表面，能推迟气流分离，因而增加了升力。其优点是在获得高升力时产生的阻力较小，当偏转到60°左右时仍有效。后来单缝襟翼发展到双缝和三缝襟翼。
1931年由富勒提出的后退式襟翼（称富勒襟翼）是在机翼后缘下半部分的活动翼面。使用时，襟翼沿下翼面安装的滑轨后退并下偏，由于其增加机翼弯度、增加机翼面积和产生缝隙而有显著的增升效果。缺点是增加滑轨阻力和产生较大的低头力矩。
由于增升装置可显著改善飞机的起落性能，使民航客机可以按较高的翼载（较小的机翼面积）进行设计，以降低飞机阻力，提高飞行速度。从30年代开始普遍采用增升装置以来，螺旋桨客机（运输机）的翼载随年代迅速增加（见图3）。
另外，由于飞机提高翼载（减小机翼面积）后，着陆下滑时要进入较平的下滑轨迹，驾驶员不易看清跑道，造成着陆困难。
当放下襟翼后，因增大飞机阻力而增加下滑角，飞机能保持这种姿态直到很低的高度，然后很快拉平接触地面，使飞机安全着陆。
改善飞机气动力设计
飞机的气动力设计技术在20年代进展缓慢，当时民航机的最大升阻比还不到12。民航机的巡航速度从1919年的110千米/时提高到1929年时的190千米/时，主要得益于发动机功率提高了80%，气动力的贡献很小。
1928年剑桥大学琼斯教授利用蒙皮摩擦阻力和诱导阻力计算理想流线形飞机性能时指出，许多飞机的阻力是其的理想阻力的2～3倍，最好的飞机效率（克服飞机蒙皮摩擦阻力和诱导阻力所需发动机功率发动机安装功率，或飞机不可避免的阻力总阻力）为50%，最差的只有30%左右。换言之，如果飞机按流线形设计，当保持发动机功率不变时，飞机速度将增加95千米/小时。但许多制造厂商和客户（特别是在英国）热衷于投资研制大功率发动机，以提高飞行速度。于是当时在航空界引发了是否需要通过采用流线型设计进一步提高飞行速度的争论。
当时争论的焦点是：如果认定民航机的经济巡航速度不大于160千米/小时，飞机的流线形设计就降为次要地位；如果要使飞机飞得更快，那么减小飞机型阻就是主要的，工作重点是通过采用襟翼减小机翼面积，改进飞机的流线形设计和采用可收放式起落架来降低型阻。
当时美国和德国在改进飞机气动力方面下了较大功夫，英国则没能认识到采用综合气动力措施对降低对发动机功率要求的重要作用。结果美国和德国研制出一系列接近理想流线形气动布局的飞机，30年代研制出的最好的民航机效率甚至达到了65%，将英国抛在后面。
由于客机采用一系列措施，如利用埋头铆钉使飞机表面尽可能光滑、机身按流线形设计、采用封闭式座舱、采用可收放式起落架、采用襟翼、在机翼－机身结合处和发动机上加装整流装置等，大大改进了气动力设计，使螺旋桨客机（运输机）的零升阻力系数随年代发展显著降低。因飞机的零升阻力降低和采用大展弦比机翼（提高飞机升力和降低诱导阻力），使螺旋桨客机（运输机）的最大升阻比随年代的发展也得到了明显提高。
从尖前缘薄翼型到钝前缘较厚翼型
1919年以前世界上设计的飞机基本都采用具有尖前缘的薄翼型，其最大相对厚度不超过6%。这主要由于当时航空界少量可用的翼型数据都是在模型试验雷诺数比实际飞机飞行雷诺数低得多的风洞试验条件下得出的。 在这种低速小风洞中，带有小前缘半径的薄翼型模型在试验中能得到了较高的最大升力和高升阻比。另外，试验结果显示出的模型机翼附面层的转捩点也很靠后（实际上真实飞机薄机翼附面层的转捩点接近前缘），机翼大部分面积是层流，因此阻力小。
后来，德国近代航空流体力学奠基人普朗特的研究表明，当试验雷诺数接近飞机飞行雷诺数时，带钝前缘的较厚翼型空气动力特性更优越。它不但可获得较高的最大升力，更重要的是还能将失速推迟到更大的迎角状态。除上述气动力优点外，厚翼型对早期民用飞机来说还具有能提高机翼结构强度、减少支柱数量、减轻飞机重量，减小飞机总阻力的优势，同时厚翼型还能为机载燃油、主起落架收起，机械操纵系统提供更大的空间。因此，普朗特对于钝前缘厚翼型的研究，对后来的客机设计具有深远的影响。许多20年代设计的客机，如三发动机的福特型和福克型单翼客机都采用了厚翼型。
20年代初,美国NACA用搜集到的世界上各种根据风洞试验得出的翼型的气动特性进行了对比研究。结果发现，由于试验条件不同（主要是试验雷诺数不同），会导致试验数据产生很大变化，尤其会对最大升力系数产生很大影响。
1922年美国在兰利实验室创建了压力达25个大气压的变密度、高雷诺数风洞。该风洞能进行接近飞行雷诺数的模型试验。NACA在1929～1934年间，共设计、研究和试验了100多种翼型，建立很大的数据库，并在1933年首次出版了可供设计师参考应用的翼型手册，很受欢迎。
30年代诞生的DC-1就用了NACA2215翼型。在五位数字系列的翼型中，NACA23012很出名，与早期厚翼型的克拉克Y翼型比较，其最大升力系数高8%左右，最小阻力系数约低20%，在全世界得到广泛应用。
英国对发现钝前缘厚翼型的优点比较晚，直到1939年才发展了用于单翼机的RAF32翼型。
前苏联在1920～1936年间研究出B、BS、PⅡ和D等系列厚翼型，安-2飞机选用PⅡ系列中的翼型。
层流附面层
附面层概念是普朗特1904年提出的，但直到1924年才通过试验证实了层流附面层的存在，并发现层流附面层具有最小的摩擦阻力。
当时飞机的机翼基本都采用带肋或拉紧的布蒙皮、波纹状轻金属、翘曲的胶合板或多用大量圆头铆钉连接，所以其表面经常很粗糙或外形不准确。英国国家物理实验室的试验表明，采用粗糙布蒙皮的机翼阻力比光滑机翼阻力大70%。
在30年代后期, 当单机翼飞机(采用收放式起落架)开始替代双机翼飞机之后，飞机设计师们开始把注意力转移到如何在细节设计阶段尽可能减小飞机基本构形的阻力上。
当飞机设计师们认识到蒙皮摩擦阻力的大小取决于附面层从层流到紊流的转捩位置，并希望让机翼的蒙皮光滑到能产生足够的层流范围（He70飞机的机翼为20%）时, 便开始进行大量降低表面摩擦阻力可能性的研究。
例如采用最合适的表面光洁度标准；通过改变翼剖面形状改变压力分布等。
1936年有人预测全层流机翼蒙皮可使蒙皮摩擦阻力减小到当时蒙皮阻力的10%。但是当时的风洞试验表明在机翼上存在大范围层流的可能性很小，而1937年琼斯在豪克·哈特飞机上进行的飞行试验都证实，机翼上确实在一定范围内是层流。
风洞试验和试飞结果的矛盾引起NACA雅克布斯等人的关注，经研究发现，由于当时风洞的气流紊流度高于飞行时大气紊流度，导致风洞试验时模型附面层提前转捩。随后他们在NACA组建低紊流度风洞，并于1938年投入使用和进行了卓有成效的减阻研究。
雅克布斯提出应按预定压力分布确定翼型形状，这是一种认识上的突破。
层流翼型基本原理是在气流达到接近机翼后缘升压区之前，尽可能在更长的距离上继续加速，就可以推迟转捩，也就是使机翼的最大相对厚度位于40%～50%弦长处，以尽量后移最小压力点。
NACA早期发展的层流翼型有NACA1系列、NACA2-5系列和NACA6系列。前苏联发展的层流翼型有ЦAГИC-5-18等。
虽然层流翼型被广泛应用，但当时并没达到应有的减阻效果，这主要是由于层流的产生对机翼表面光滑度要求很高，对有波浪机翼表面要求波长不大于15厘米，波高低于1/1000波长，但这已超出当时的加工水平。另外，其所要求的光洁度很容易被寄生在机翼前缘的昆虫、尘土、雨雪和起飞时溅在机翼前缘上的泥土破坏。
机翼/机身气动干扰
20年代初期，设计人员为研究在机翼与机身结合处产生的气动干扰现象，曾进行过无数次机翼相对机身上下位置的试验研究，特别是对阻力很大的下单翼布局做了详细研究。
对于下（上）单翼布局，在机翼-机身结合处由于机身曲率和机翼向后缘相对厚度减小的影响，形成快速发散流场，增强了原有的逆压梯度，加速气流分离，导致飞机阻力增加和升力减小。英国和美国从1931年开始进行的研究发现，在机翼-机身结合处加装整流罩后，由于增大了机翼根部的相对厚度，减小了逆压梯度，几乎消除了机翼-机身间不利的气动干扰现象。
诱导阻力
关于升力涡理论，是航空界先驱者兰彻斯特在1894年提出的，遗憾的是，当时他不仅没能用语言将之叙述清楚、而且缺乏严格的数学表达形式，更重要的是他的研究方法过于复杂，因此在当时没有得到更多同行的理解。
1914年普朗特和他的学生门克用清晰的数学理论表明了，由升力引起的阻力系数（诱导阻力系数）与升力系数的平方成正比，与机翼的展弦比成反比，并指出，对于给定的展弦比，如果升力沿展向成椭圆分布，则诱导阻力最小。这在当时其实是一个十分重要的突破点。
但由于当时诱导阻力只占飞机总阻力的5%左右，而且兰彻斯特-普朗特的研究重点又放在大展弦比机翼上，因此他们的涡理论在飞机设计上没引起足够的重视。后来随着这一理论在德国He70飞机上的应用，才在美国和英国也得到推广。
增升装置
增升装置作为增加飞机升力的有效技术措施，在早期飞机设计中是一项具有突破性的关键技术。主要包括：
前缘缝翼
1917～1919年间，英国的汗德莱·佩季和德国的拉赫曼分别以不同的方式发现，采用机翼前缘开缝装置能起到增升作用。当时对机翼前缘沿展向开缝的设计进行的试验结果很令人受鼓舞。
试验表明，当气流通过在机翼前缘设计的缝隙中从机翼下表面流向上表面时，能降低机翼前缘的严重逆压梯度，使气流依附表面流动，从而将失速推迟到更大迎角，最大升力增加50%～60%。
在20年代前缘缝翼虽然受到普遍赞扬，但并未投入使用。30年代，设计师才开始在双翼机的薄机翼上采用了前缘缝翼。由于在单翼机的厚机翼上通常是缓和的后缘失速，一般不应用前缘缝翼。
后缘襟翼
后缘襟翼一般分为简单、开裂、开缝和富勒四种型式。
简单襟翼是机翼后缘的一部分，需要时通过偏转增加机翼弯度而增加升力。
1913～1914年，英国国家物理实验室首先得出了后缘襟翼的增升效果能达到30%的实验结果，但同时实验也表明它存在着偏转时产生相当大阻力的缺点（阻力增加的百分比通常比升力增加的百分比还要大）。
开裂襟翼像一块薄板紧贴在机翼后缘下面，当放下时，因增加机翼弯度和使襟翼与机翼后缘之间形成低压区而增加升力，优点是在中等偏度时能产生较大的升力，而且产生的阻力较小，缺点是大偏度时产生的阻力大。
在汗德莱·佩季发展的缝翼基础上形成的后缘单缝襟翼，当其放下时，一方面增加机翼弯度，另一方面由于它与机翼间形成的缝隙使下表面气流吹向襟翼上表面，能推迟气流分离，因而增加了升力。其优点是在获得高升力时产生的阻力较小，当偏转到60°左右时仍有效。后来单缝襟翼发展到双缝和三缝襟翼。
1931年由富勒提出的后退式襟翼（称富勒襟翼）是在机翼后缘下半部分的活动翼面。使用时，襟翼沿下翼面安装的滑轨后退并下偏，由于其增加机翼弯度、增加机翼面积和产生缝隙而有显著的增升效果。缺点是增加滑轨阻力和产生较大的低头力矩。
由于增升装置可显著改善飞机的起落性能，使民航客机可以按较高的翼载（较小的机翼面积）进行设计，以降低飞机阻力，提高飞行速度。从30年代开始普遍采用增升装置以来，螺旋桨客机（运输机）的翼载随年代迅速增加（见图3）。
另外，由于飞机提高翼载（减小机翼面积）后，着陆下滑时要进入较平的下滑轨迹，驾驶员不易看清跑道，造成着陆困难。
当放下襟翼后，因增大飞机阻力而增加下滑角，飞机能保持这种姿态直到很低的高度，然后很快拉平接触地面，使飞机安全着陆。
改善飞机气动力设计
飞机的气动力设计技术在20年代进展缓慢，当时民航机的最大升阻比还不到12。民航机的巡航速度从1919年的110千米/时提高到1929年时的190千米/时，主要得益于发动机功率提高了80%，气动力的贡献很小。
1928年剑桥大学琼斯教授利用蒙皮摩擦阻力和诱导阻力计算理想流线形飞机性能时指出，许多飞机的阻力是其的理想阻力的2～3倍，最好的飞机效率（克服飞机蒙皮摩擦阻力和诱导阻力所需发动机功率发动机安装功率，或飞机不可避免的阻力总阻力）为50%，最差的只有30%左右。换言之，如果飞机按流线形设计，当保持发动机功率不变时，飞机速度将增加95千米/小时。但许多制造厂商和客户（特别是在英国）热衷于投资研制大功率发动机，以提高飞行速度。于是当时在航空界引发了是否需要通过采用流线型设计进一步提高飞行速度的争论。
当时争论的焦点是：如果认定民航机的经济巡航速度不大于160千米/小时，飞机的流线形设计就降为次要地位；如果要使飞机飞得更快，那么减小飞机型阻就是主要的，工作重点是通过采用襟翼减小机翼面积，改进飞机的流线形设计和采用可收放式起落架来降低型阻。
当时美国和德国在改进飞机气动力方面下了较大功夫，英国则没能认识到采用综合气动力措施对降低对发动机功率要求的重要作用。结果美国和德国研制出一系列接近理想流线形气动布局的飞机，30年代研制出的最好的民航机效率甚至达到了65%，将英国抛在后面。
由于客机采用一系列措施，如利用埋头铆钉使飞机表面尽可能光滑、机身按流线形设计、采用封闭式座舱、采用可收放式起落架、采用襟翼、在机翼－机身结合处和发动机上加装整流装置等，大大改进了气动力设计，使螺旋桨客机（运输机）的零升阻力系数随年代发展显著降低。因飞机的零升阻力降低和采用大展弦比机翼（提高飞机升力和降低诱导阻力），使螺旋桨客机（运输机）的最大升阻比随年代的发展也得到了明显提高。人类对空气动力特性的认知和不断深入的探讨、研究，是人类从实现早期的飞天梦想，到今天追求更快、更高飞行理想的基础理论。100多年来，航空界空气动力学专家、学者对提高飞机空气动力特性的不断深入研究和认知，已经为世界航空器的发展进步作出了巨大的贡献
从尖前缘薄翼型到钝前缘较厚翼型
1919年以前世界上设计的飞机基本都采用具有尖前缘的薄翼型，其最大相对厚度不超过6%。这主要由于当时航空界少量可用的翼型数据都是在模型试验雷诺数比实际飞机飞行雷诺数低得多的风洞试验条件下得出的。 在这种低速小风洞中，带有小前缘半径的薄翼型模型在试验中能得到了较高的最大升力和高升阻比。另外，试验结果显示出的模型机翼附面层的转捩点也很靠后（实际上真实飞机薄机翼附面层的转捩点接近前缘），机翼大部分面积是层流，因此阻力小。
后来，德国近代航空流体力学奠基人普朗特的研究表明，当试验雷诺数接近飞机飞行雷诺数时，带钝前缘的较厚翼型空气动力特性更优越。它不但可获得较高的最大升力，更重要的是还能将失速推迟到更大的迎角状态。除上述气动力优点外，厚翼型对早期民用飞机来说还具有能提高机翼结构强度、减少支柱数量、减轻飞机重量，减小飞机总阻力的优势，同时厚翼型还能为机载燃油、主起落架收起，机械操纵系统提供更大的空间。因此，普朗特对于钝前缘厚翼型的研究，对后来的客机设计具有深远的影响。许多20年代设计的客机，如三发动机的福特型和福克型单翼客机都采用了厚翼型。
20年代初,美国NACA用搜集到的世界上各种根据风洞试验得出的翼型的气动特性进行了对比研究。结果发现，由于试验条件不同（主要是试验雷诺数不同），会导致试验数据产生很大变化，尤其会对最大升力系数产生很大影响。
1922年美国在兰利实验室创建了压力达25个大气压的变密度、高雷诺数风洞。该风洞能进行接近飞行雷诺数的模型试验。NACA在1929～1934年间，共设计、研究和试验了100多种翼型，建立很大的数据库，并在1933年首次出版了可供设计师参考应用的翼型手册，很受欢迎。
30年代诞生的DC-1就用了NACA2215翼型。在五位数字系列的翼型中，NACA23012很出名，与早期厚翼型的克拉克Y翼型比较，其最大升力系数高8%左右，最小阻力系数约低20%，在全世界得到广泛应用。
英国对发现钝前缘厚翼型的优点比较晚，直到1939年才发展了用于单翼机的RAF32翼型。
前苏联在1920～1936年间研究出B、BS、PⅡ和D等系列厚翼型，安-2飞机选用PⅡ系列中的翼型。
层流附面层
附面层概念是普朗特1904年提出的，但直到1924年才通过试验证实了层流附面层的存在，并发现层流附面层具有最小的摩擦阻力。
当时飞机的机翼基本都采用带肋或拉紧的布蒙皮、波纹状轻金属、翘曲的胶合板或多用大量圆头铆钉连接，所以其表面经常很粗糙或外形不准确。英国国家物理实验室的试验表明，采用粗糙布蒙皮的机翼阻力比光滑机翼阻力大70%。
在30年代后期, 当单机翼飞机(采用收放式起落架)开始替代双机翼飞机之后，飞机设计师们开始把注意力转移到如何在细节设计阶段尽可能减小飞机基本构形的阻力上。
当飞机设计师们认识到蒙皮摩擦阻力的大小取决于附面层从层流到紊流的转捩位置，并希望让机翼的蒙皮光滑到能产生足够的层流范围（He70飞机的机翼为20%）时, 便开始进行大量降低表面摩擦阻力可能性的研究。
例如采用最合适的表面光洁度标准；通过改变翼剖面形状改变压力分布等。
1936年有人预测全层流机翼蒙皮可使蒙皮摩擦阻力减小到当时蒙皮阻力的10%。但是当时的风洞试验表明在机翼上存在大范围层流的可能性很小，而1937年琼斯在豪克·哈特飞机上进行的飞行试验都证实，机翼上确实在一定范围内是层流。
风洞试验和试飞结果的矛盾引起NACA雅克布斯等人的关注，经研究发现，由于当时风洞的气流紊流度高于飞行时大气紊流度，导致风洞试验时模型附面层提前转捩。随后他们在NACA组建低紊流度风洞，并于1938年投入使用和进行了卓有成效的减阻研究。
雅克布斯提出应按预定压力分布确定翼型形状，这是一种认识上的突破。
层流翼型基本原理是在气流达到接近机翼后缘升压区之前，尽可能在更长的距离上继续加速，就可以推迟转捩，也就是使机翼的最大相对厚度位于40%～50%弦长处，以尽量后移最小压力点。
NACA早期发展的层流翼型有NACA1系列、NACA2-5系列和NACA6系列。前苏联发展的层流翼型有ЦAГИC-5-18等。
虽然层流翼型被广泛应用，但当时并没达到应有的减阻效果，这主要是由于层流的产生对机翼表面光滑度要求很高，对有波浪机翼表面要求波长不大于15厘米，波高低于1/1000波长，但这已超出当时的加工水平。另外，其所要求的光洁度很容易被寄生在机翼前缘的昆虫、尘土、雨雪和起飞时溅在机翼前缘上的泥土破坏。
机翼/机身气动干扰
20年代初期，设计人员为研究在机翼与机身结合处产生的气动干扰现象，曾进行过无数次机翼相对机身上下位置的试验研究，特别是对阻力很大的下单翼布局做了详细研究。
对于下（上）单翼布局，在机翼-机身结合处由于机身曲率和机翼向后缘相对厚度减小的影响，形成快速发散流场，增强了原有的逆压梯度，加速气流分离，导致飞机阻力增加和升力减小。英国和美国从1931年开始进行的研究发现，在机翼-机身结合处加装整流罩后，由于增大了机翼根部的相对厚度，减小了逆压梯度，几乎消除了机翼-机身间不利的气动干扰现象。
诱导阻力
关于升力涡理论，是航空界先驱者兰彻斯特在1894年提出的，遗憾的是，当时他不仅没能用语言将之叙述清楚、而且缺乏严格的数学表达形式，更重要的是他的研究方法过于复杂，因此在当时没有得到更多同行的理解。
1914年普朗特和他的学生门克用清晰的数学理论表明了，由升力引起的阻力系数（诱导阻力系数）与升力系数的平方成正比，与机翼的展弦比成反比，并指出，对于给定的展弦比，如果升力沿展向成椭圆分布，则诱导阻力最小。这在当时其实是一个十分重要的突破点。
但由于当时诱导阻力只占飞机总阻力的5%左右，而且兰彻斯特-普朗特的研究重点又放在大展弦比机翼上，因此他们的涡理论在飞机设计上没引起足够的重视。后来随着这一理论在德国He70飞机上的应用，才在美国和英国也得到推广。
增升装置
增升装置作为增加飞机升力的有效技术措施，在早期飞机设计中是一项具有突破性的关键技术。主要包括：
前缘缝翼
1917～1919年间，英国的汗德莱·佩季和德国的拉赫曼分别以不同的方式发现，采用机翼前缘开缝装置能起到增升作用。当时对机翼前缘沿展向开缝的设计进行的试验结果很令人受鼓舞。
试验表明，当气流通过在机翼前缘设计的缝隙中从机翼下表面流向上表面时，能降低机翼前缘的严重逆压梯度，使气流依附表面流动，从而将失速推迟到更大迎角，最大升力增加50%～60%。
在20年代前缘缝翼虽然受到普遍赞扬，但并未投入使用。30年代，设计师才开始在双翼机的薄机翼上采用了前缘缝翼。由于在单翼机的厚机翼上通常是缓和的后缘失速，一般不应用前缘缝翼。
后缘襟翼
后缘襟翼一般分为简单、开裂、开缝和富勒四种型式。
简单襟翼是机翼后缘的一部分，需要时通过偏转增加机翼弯度而增加升力。
1913～1914年，英国国家物理实验室首先得出了后缘襟翼的增升效果能达到30%的实验结果，但同时实验也表明它存在着偏转时产生相当大阻力的缺点（阻力增加的百分比通常比升力增加的百分比还要大）。
开裂襟翼像一块薄板紧贴在机翼后缘下面，当放下时，因增加机翼弯度和使襟翼与机翼后缘之间形成低压区而增加升力，优点是在中等偏度时能产生较大的升力，而且产生的阻力较小，缺点是大偏度时产生的阻力大。
在汗德莱·佩季发展的缝翼基础上形成的后缘单缝襟翼，当其放下时，一方面增加机翼弯度，另一方面由于它与机翼间形成的缝隙使下表面气流吹向襟翼上表面，能推迟气流分离，因而增加了升力。其优点是在获得高升力时产生的阻力较小，当偏转到60°左右时仍有效。后来单缝襟翼发展到双缝和三缝襟翼。
1931年由富勒提出的后退式襟翼（称富勒襟翼）是在机翼后缘下半部分的活动翼面。使用时，襟翼沿下翼面安装的滑轨后退并下偏，由于其增加机翼弯度、增加机翼面积和产生缝隙而有显著的增升效果。缺点是增加滑轨阻力和产生较大的低头力矩。
由于增升装置可显著改善飞机的起落性能，使民航客机可以按较高的翼载（较小的机翼面积）进行设计，以降低飞机阻力，提高飞行速度。从30年代开始普遍采用增升装置以来，螺旋桨客机（运输机）的翼载随年代迅速增加（见图3）。
另外，由于飞机提高翼载（减小机翼面积）后，着陆下滑时要进入较平的下滑轨迹，驾驶员不易看清跑道，造成着陆困难。
当放下襟翼后，因增大飞机阻力而增加下滑角，飞机能保持这种姿态直到很低的高度，然后很快拉平接触地面，使飞机安全着陆。
改善飞机气动力设计
飞机的气动力设计技术在20年代进展缓慢，当时民航机的最大升阻比还不到12。民航机的巡航速度从1919年的110千米/时提高到1929年时的190千米/时，主要得益于发动机功率提高了80%，气动力的贡献很小。
1928年剑桥大学琼斯教授利用蒙皮摩擦阻力和诱导阻力计算理想流线形飞机性能时指出，许多飞机的阻力是其的理想阻力的2～3倍，最好的飞机效率（克服飞机蒙皮摩擦阻力和诱导阻力所需发动机功率发动机安装功率，或飞机不可避免的阻力总阻力）为50%，最差的只有30%左右。换言之，如果飞机按流线形设计，当保持发动机功率不变时，飞机速度将增加95千米/小时。但许多制造厂商和客户（特别是在英国）热衷于投资研制大功率发动机，以提高飞行速度。于是当时在航空界引发了是否需要通过采用流线型设计进一步提高飞行速度的争论。
当时争论的焦点是：如果认定民航机的经济巡航速度不大于160千米/小时，飞机的流线形设计就降为次要地位；如果要使飞机飞得更快，那么减小飞机型阻就是主要的，工作重点是通过采用襟翼减小机翼面积，改进飞机的流线形设计和采用可收放式起落架来降低型阻。
当时美国和德国在改进飞机气动力方面下了较大功夫，英国则没能认识到采用综合气动力措施对降低对发动机功率要求的重要作用。结果美国和德国研制出一系列接近理想流线形气动布局的飞机，30年代研制出的最好的民航机效率甚至达到了65%，将英国抛在后面。
由于客机采用一系列措施，如利用埋头铆钉使飞机表面尽可能光滑、机身按流线形设计、采用封闭式座舱、采用可收放式起落架、采用襟翼、在机翼－机身结合处和发动机上加装整流装置等，大大改进了气动力设计，使螺旋桨客机（运输机）的零升阻力系数随年代发展显著降低。因飞机的零升阻力降低和采用大展弦比机翼（提高飞机升力和降低诱导阻力），使螺旋桨客机（运输机）的最大升阻比随年代的发展也得到了明显提高。
在两次世界大战期间, 飞机的飞行速度比音速低得多，此时航空界对空气动力学的研究基本建立在不可压缩性空气的理论基础上，即基于飞机在飞行中引起的压强变化在不可压缩空气中的传播不需要时间，传播速度为无穷大的假设。
根据这样的假设，气动力学家很难解释二战结束后期某些战斗机在俯冲过程中速度达到音速时，为什么会出现阻力剧增、升力下降，并导致飞机失控或失速，甚至造成灾难性事故的原因。直到后来建立在可压缩空气基础上的高速空气动力理论研究和实践工作的展开，随着人们对可压缩空气的加深了解和高速空气动力学的深入研究，才逐渐认识到空气压缩特性对飞机高速飞行时所产生的气动力影响，并研究了各种解决这一问题的方法。
对阻力发散问题的认识
阻力发散是当飞机受到空气压缩性影响时产生的一种阻力增长特性，它曾使很多人认为航空器的发展遇到了不可逾越的"音障"问题。
后来一种高亚音速客机的极曲线表明，在小升力系数下，当M数低于0.7时，空气压缩性对阻力的影响是次要的；当M数在0.7和0.8之间时，阻力稳定增加；当大于临界M数（约0.85）后，零升阻力和诱导阻力快速增长。
对一般飞机来说，当M数达到一定的超音速后阻力才缓慢下降。
飞机阻力急剧增加时的飞行M数被称阻力发散M数。采用喷气发动机的高亚音速客机，其最大平飞速度不再由亚音速阻力确定，而是受阻力发散M数的限制，因此需要采取技术措施推迟阻力发散M数的发生，并降低压缩性阻力（波阻），以提高飞行速度。
后掠翼布局的优点
早在1939年，德国空气动力学家布斯曼就率先提出，通过机翼后掠设计可以推迟因为局部超音速气流引起的空气压缩性问题。同时德国对后掠角为45°的后掠翼的试验研究结果也表明，它能把临界M数提高到接近M0.9，把阻力快速增长的速度点由M0.8推迟到M0.95。
二战期间德国曾在高度保密情况下进行了几种后掠翼飞机的研制和试验工作。由于当时尚没有喷气发动机，这种研究只停留在风洞试验阶段，但却积累了一批宝贵的后掠翼飞机的高速试验数据。
二战后，波音公司根据从德国获得的实验数据，把他原先提出的一种准备竞争美国新式喷气轰炸机计划的直机翼设计方案改成了后掠翼方案，从而研制出美国第一架后掠翼轰炸机B-47（1947年首飞），为现代喷气客机的后掠翼布局奠定了基础。虽然在早期设计理论和实验条件相对落后的情况下，后掠翼也随之带来了一些问题，但确实明显的"软化"了阻力的剧增，提高了气动效率。
在客机设计中，采用后掠机翼代替直机翼的最直接气动力效果，是能够提高阻力发散M数和降低阻力（波阻）剧增的量值。
根据简单的后掠翼概念，无限翼展斜置机翼的临界M数提高到1/cosΛ倍（Λ为机翼前缘后掠角），从而推迟相应的阻力发散M数。由于机翼的有效速度低于飞行速度，作用到翼面上的压力值亦减小（约按cosΛ规律减小），因此后掠机翼有"软化"阻力剧增的优点。
实际上，飞机采用的是有复杂三元绕流的有限翼展后掠机翼，特别是翼根和翼尖的挠流情况，其临界M数的提高量仅相当于理论值的50%左右，但这对提高高亚音速客机的速度来说依然是很值得的。
早期后掠翼的代价
由于早期采用的后掠机翼仅有很小的弯扭，其基本几何形状通常都是按照在特定使用情况下获得良好性能的目的设计的，因此当时采用后掠翼设计在气动力设计中也需要付出一系列的代价。包括减小给定迎角时机翼的升力、降低了后缘襟翼的效率、产生翼尖失速和上仰现象，增加了飞机横向安定性和存在较严重的气动弹性问题等。
降低升力线斜率
与直机翼比较，后掠翼由于降低了升力线斜率，使飞机在起降时必须用较大的迎角才能获得足够的升力，这不仅会影响驾驶员在起降时的观察视界，而且当飞机起落架长度确定时，因受后机身擦地角的影响，还可能出现飞机无法达到获得足够起降升力的起降迎角问题；相应地如果增加起落架的长度，不但增加自身重量，而且增大其收置舱空间，导致飞机增重。
波音707在设计时采用较大后掠角（1/4弦线后掠角为35°）的机翼，升力线斜率低，起落架又不太长，受起降迎角的制约无法加长机身，因而影响了增加载客量的改型潜力。而DC-8选用30°后掠角的机翼，又有足够长的起落架，则具有相当的加长机身潜力。
产生较大的诱导阻力
飞机的诱导阻力（并非诱导阻力系数）主要是展向载荷（飞机重量/翼展）平方的函数，而展向载荷又随飞机翼载的增加而增大，随机翼展弦比的增加而减小。
在提出机翼方案设计时，设计师面临的主要任务之一就是通过改变气动力参数对机翼面积和展长进行对比研究，以设计出既安全性好又经济的飞机。这时控制的主要参数是展向载荷和翼载。
据统计，与20世纪50年代采用直机翼的螺旋桨客机比较，采用后掠机翼的波音和道格拉斯公司各型高亚音速喷气客机的平均翼载提高了近40%，因此诱导阻力都较大。根据波音飞机公司设计B-47喷气轰炸机的经验，客机应选用较大的机翼展弦比，以降低展向载荷（B-47的机翼展弦比为9.43，展向载荷为2600千克/米）。
降低最大升力
在相当厚的大展弦比后掠机翼上，最大升力系数按cosΛ规律降低。20世纪40年代后期的风洞试验表明，对于后掠机翼可能达到的高亚音速M数，最大升力系数甚至降到了使飞机在高空平飞时都有可能进入失速的程度。B-47飞机就是受这种影响的早期例子，它在某一飞行重量和高度组合情况下，很容易达到"不适合飞行的死角"，即不论以高速还是低速平飞都要进入失速状态。
降低增升装置效率
在后掠机翼上形成的气流展向流动会导致降低后缘增升装置效率，而襟翼的前缘后掠角是影响其效率的主要参数。通常在机翼内侧将后缘转折以减小机翼后缘和襟翼前缘后掠角，这不但使机翼有足够空间容纳收起的起落架，而且也能提高内侧襟翼的效率。20世纪60和70年代为达到可接受的飞机起落性能，一般都采用较复杂的增升系统，其重量的增加在为保证起落性能所需付出的成本代价中占了很大比例。
现代飞机得益于各种先进翼型设计和制造技术的进步，增升系统反而比较简单。
早期喷气客机的翼型研究
基本翼型的主要气动设计目标是：在整个飞行范围内，具有较高的最大升力系数和较高的抖振开始边界；没有明显的阻力增加，在尽可能低的阻力基础上推迟阻力发散，尽可能达到最小零升俯仰力矩，并具有良好的非设计状态特性。
20世纪50年代早期还没有计算三元后掠翼在可压缩流中的压力分布方法，设计师只能根据在NACA风洞中高速试验测出的后掠翼压力分布和二元翼型在不可压缩流（低速）中的对应数据建立的经验关系式，并考虑M数、后掠角、翼根和翼尖干扰影响等因素来进行设计。
尽管德国在20世纪40年代进行的研究就已经表明，降低翼型厚度对高速飞行具有重要意义。薄翼型不但能降低波阻，还能推迟阻力发散，这一研究结果后来成为高速飞机的首选（三角翼是后掠翼的另一种表现形式）。
但对于客机来说，为了减小诱导阻力和提高气动效率，通常需要采用大展弦比机翼。如果采用薄机翼结构，会为满足结构强度要求带来很大的重量代价，因此通常还是采用较厚的机翼翼型。虽然用增加后掠角的方法可推迟在厚翼型上激波的过早出现，但选用大展弦比、大后掠机翼将产生难以克服的飞机上仰问题。而选用常规厚度通常即可保证高升力系数，又利于前、后缘增升装置的安装，并为收起落架提供空间和增加燃油容量。
对于20世纪50年代出现的后掠翼客机，波音和道格拉斯飞机公司在设计初期曾根据掌握的各种翼型系列数据（大多数是NACA试验得到的风洞试验数据），用经验方法研究了不同翼型的阻力发散M数和最大升力系数。
早期喷气客机普遍采用在NACA老翼型基础上改进的高速翼型。这些翼型由于在临界M数时，在翼型前部上表面的压力呈屋顶形分布而推迟了临界M数。当稍高于此M数时将出现大面积超音速流，在翼型的脊顶或其后出现相应的吸力。超音速区以较强的激波结束，产生迅速的阻力增长。法国在20世纪50年代研制的"快帆"客机就采用了NACA65系列的翼型。
机翼总体设计
机翼设计中要综合考虑采用先进技术带来的飞机气动力性能的改善和采用先进技术带来的重量增加代价对飞机直接运营成本增加的影响。例如，1973年燃油价格约为15美分/美制加仑，燃油成本占亚音速远程客机直接使用成本（DOC）的20～25%，采用1973年前的技术设计的机翼能使当时飞机的巡航升阻比提高10%，但同时由于增重原因反而会使DOC增加1%；1983年燃油价格涨到超过1美元/美制加仑，燃油成本上升到占DOC的50～55%，同样为了使巡航升阻比提高10%，通过采用先进技术机翼设计，提高了飞机燃油效率，DOC却下降1%。
另外，值得注意的是，在机翼设计中要考虑飞行状态对气动性能的影响，例如，由于空中交通管制分配的巡航高度和着陆前等待空域高度层的变化，以及飞行中由于耗油引起飞机减重，使飞机巡航升力系数典型的变化±0.1，这个变化范围对于战斗机完全可以忽略，但对客机设计却一定要考虑。
对于高亚音速客机，设计跨音速机翼的一般准则是：在巡航M数的升力系数范围内（±0.1），具有良好的阻力（型阻、诱导阻力和压缩性阻力）特性；对M 0.75～0.85，升力系数为0.4～0.6的整个设计范围，在保持巡航参数ML/D（L/D升阻比）特性情况下达到高的最大巡航参数值；安装发动机吊挂短舱时不要付出过大气动性能代价；具有足够高的抖振边界值，允许以高设计升力系数巡航（高空飞行）时留有0.3g过载的余量；接近失速和抖振开始时无上仰趋势；保持操纵面效率；有足够的容纳收起主起落架和增升装置的空间，提供必要的燃油容积；结构必须有效（达到最小重量）；要适应飞机放宽静安定度的设计；生产成本合理；在机身/机翼结合处、外侧副翼等处要有足够的厚度，以使结构重量轻、提高颤振速度和保持操纵效率。
机翼的气动力设计包括确定机翼面积、选择平面形状（后掠角、展弦比、尖削比）和剖面分布（翼型、弯扭），以及选择增升装置型式及其几何形状。当机翼的总平面形状、翼型、近似的平均相对厚度、设计升力系数和所希望的巡航M数等基本确定后，则开始详细的气动力设计工作，其目标是保证获得最小的机翼重量、使机翼的大部分区域尽量保持二元翼型特性、尽量减小型阻和诱导阻力，以及满足其它要求等。
为优选机翼参数，一般要反复进行多次风洞试验，现在已广泛采用计算与风洞试验相结合的方法。
飞机各部件阻力
对于高亚音速客机，进行跨音速气动设计时，可以分开处理机翼设计、机翼/吊挂/发动机短舱干扰、机翼/机身干扰、机身后体/尾翼干扰和机身头部设计等。一架设计良好的客机，由于将除机翼外的各部件设计和布置成阻力发散M数比机翼的高，当显著减小部件间的干扰阻力时，达到可接受飞机压缩性阻力的关键部件是机翼。比较各部件阻力，机翼阻力达到全机阻力的60%以上。由于大部分机身采用等截面圆柱形和为满足起落时擦地角要求后机身要上翘等，导致机身不可能完全按流线形设计。另外，由于采用增压客舱，机身表面产生波纹和漏气，也会导致阻力增加。（波音公司对720样机的研究表明，客舱增压使机身增阻5%左右）。
根据这样的假设，气动力学家很难解释二战结束后期某些战斗机在俯冲过程中速度达到音速时，为什么会出现阻力剧增、升力下降，并导致飞机失控或失速，甚至造成灾难性事故的原因。直到后来建立在可压缩空气基础上的高速空气动力理论研究和实践工作的展开，随着人们对可压缩空气的加深了解和高速空气动力学的深入研究，才逐渐认识到空气压缩特性对飞机高速飞行时所产生的气动力影响，并研究了各种解决这一问题的方法。
对阻力发散问题的认识
阻力发散是当飞机受到空气压缩性影响时产生的一种阻力增长特性，它曾使很多人认为航空器的发展遇到了不可逾越的"音障"问题。
后来一种高亚音速客机的极曲线表明，在小升力系数下，当M数低于0.7时，空气压缩性对阻力的影响是次要的；当M数在0.7和0.8之间时，阻力稳定增加；当大于临界M数（约0.85）后，零升阻力和诱导阻力快速增长。
对一般飞机来说，当M数达到一定的超音速后阻力才缓慢下降。
飞机阻力急剧增加时的飞行M数被称阻力发散M数。采用喷气发动机的高亚音速客机，其最大平飞速度不再由亚音速阻力确定，而是受阻力发散M数的限制，因此需要采取技术措施推迟阻力发散M数的发生，并降低压缩性阻力（波阻），以提高飞行速度。
后掠翼布局的优点
早在1939年，德国空气动力学家布斯曼就率先提出，通过机翼后掠设计可以推迟因为局部超音速气流引起的空气压缩性问题。同时德国对后掠角为45°的后掠翼的试验研究结果也表明，它能把临界M数提高到接近M0.9，把阻力快速增长的速度点由M0.8推迟到M0.95。
二战期间德国曾在高度保密情况下进行了几种后掠翼飞机的研制和试验工作。由于当时尚没有喷气发动机，这种研究只停留在风洞试验阶段，但却积累了一批宝贵的后掠翼飞机的高速试验数据。
二战后，波音公司根据从德国获得的实验数据，把他原先提出的一种准备竞争美国新式喷气轰炸机计划的直机翼设计方案改成了后掠翼方案，从而研制出美国第一架后掠翼轰炸机B-47（1947年首飞），为现代喷气客机的后掠翼布局奠定了基础。虽然在早期设计理论和实验条件相对落后的情况下，后掠翼也随之带来了一些问题，但确实明显的"软化"了阻力的剧增，提高了气动效率。
在客机设计中，采用后掠机翼代替直机翼的最直接气动力效果，是能够提高阻力发散M数和降低阻力（波阻）剧增的量值。
根据简单的后掠翼概念，无限翼展斜置机翼的临界M数提高到1/cosΛ倍（Λ为机翼前缘后掠角），从而推迟相应的阻力发散M数。由于机翼的有效速度低于飞行速度，作用到翼面上的压力值亦减小（约按cosΛ规律减小），因此后掠机翼有"软化"阻力剧增的优点。
实际上，飞机采用的是有复杂三元绕流的有限翼展后掠机翼，特别是翼根和翼尖的挠流情况，其临界M数的提高量仅相当于理论值的50%左右，但这对提高高亚音速客机的速度来说依然是很值得的。
早期后掠翼的代价
由于早期采用的后掠机翼仅有很小的弯扭，其基本几何形状通常都是按照在特定使用情况下获得良好性能的目的设计的，因此当时采用后掠翼设计在气动力设计中也需要付出一系列的代价。包括减小给定迎角时机翼的升力、降低了后缘襟翼的效率、产生翼尖失速和上仰现象，增加了飞机横向安定性和存在较严重的气动弹性问题等。
降低升力线斜率
与直机翼比较，后掠翼由于降低了升力线斜率，使飞机在起降时必须用较大的迎角才能获得足够的升力，这不仅会影响驾驶员在起降时的观察视界，而且当飞机起落架长度确定时，因受后机身擦地角的影响，还可能出现飞机无法达到获得足够起降升力的起降迎角问题；相应地如果增加起落架的长度，不但增加自身重量，而且增大其收置舱空间，导致飞机增重。
波音707在设计时采用较大后掠角（1/4弦线后掠角为35°）的机翼，升力线斜率低，起落架又不太长，受起降迎角的制约无法加长机身，因而影响了增加载客量的改型潜力。而DC-8选用30°后掠角的机翼，又有足够长的起落架，则具有相当的加长机身潜力。
产生较大的诱导阻力
飞机的诱导阻力（并非诱导阻力系数）主要是展向载荷（飞机重量/翼展）平方的函数，而展向载荷又随飞机翼载的增加而增大，随机翼展弦比的增加而减小。
在提出机翼方案设计时，设计师面临的主要任务之一就是通过改变气动力参数对机翼面积和展长进行对比研究，以设计出既安全性好又经济的飞机。这时控制的主要参数是展向载荷和翼载。
据统计，与20世纪50年代采用直机翼的螺旋桨客机比较，采用后掠机翼的波音和道格拉斯公司各型高亚音速喷气客机的平均翼载提高了近40%，因此诱导阻力都较大。根据波音飞机公司设计B-47喷气轰炸机的经验，客机应选用较大的机翼展弦比，以降低展向载荷（B-47的机翼展弦比为9.43，展向载荷为2600千克/米）。
降低最大升力
在相当厚的大展弦比后掠机翼上，最大升力系数按cosΛ规律降低。20世纪40年代后期的风洞试验表明，对于后掠机翼可能达到的高亚音速M数，最大升力系数甚至降到了使飞机在高空平飞时都有可能进入失速的程度。B-47飞机就是受这种影响的早期例子，它在某一飞行重量和高度组合情况下，很容易达到"不适合飞行的死角"，即不论以高速还是低速平飞都要进入失速状态。
降低增升装置效率
在后掠机翼上形成的气流展向流动会导致降低后缘增升装置效率，而襟翼的前缘后掠角是影响其效率的主要参数。通常在机翼内侧将后缘转折以减小机翼后缘和襟翼前缘后掠角，这不但使机翼有足够空间容纳收起的起落架，而且也能提高内侧襟翼的效率。20世纪60和70年代为达到可接受的飞机起落性能，一般都采用较复杂的增升系统，其重量的增加在为保证起落性能所需付出的成本代价中占了很大比例。
现代飞机得益于各种先进翼型设计和制造技术的进步，增升系统反而比较简单。
早期喷气客机的翼型研究
基本翼型的主要气动设计目标是：在整个飞行范围内，具有较高的最大升力系数和较高的抖振开始边界；没有明显的阻力增加，在尽可能低的阻力基础上推迟阻力发散，尽可能达到最小零升俯仰力矩，并具有良好的非设计状态特性。
20世纪50年代早期还没有计算三元后掠翼在可压缩流中的压力分布方法，设计师只能根据在NACA风洞中高速试验测出的后掠翼压力分布和二元翼型在不可压缩流（低速）中的对应数据建立的经验关系式，并考虑M数、后掠角、翼根和翼尖干扰影响等因素来进行设计。
尽管德国在20世纪40年代进行的研究就已经表明，降低翼型厚度对高速飞行具有重要意义。薄翼型不但能降低波阻，还能推迟阻力发散，这一研究结果后来成为高速飞机的首选（三角翼是后掠翼的另一种表现形式）。
但对于客机来说，为了减小诱导阻力和提高气动效率，通常需要采用大展弦比机翼。如果采用薄机翼结构，会为满足结构强度要求带来很大的重量代价，因此通常还是采用较厚的机翼翼型。虽然用增加后掠角的方法可推迟在厚翼型上激波的过早出现，但选用大展弦比、大后掠机翼将产生难以克服的飞机上仰问题。而选用常规厚度通常即可保证高升力系数，又利于前、后缘增升装置的安装，并为收起落架提供空间和增加燃油容量。
对于20世纪50年代出现的后掠翼客机，波音和道格拉斯飞机公司在设计初期曾根据掌握的各种翼型系列数据（大多数是NACA试验得到的风洞试验数据），用经验方法研究了不同翼型的阻力发散M数和最大升力系数。
早期喷气客机普遍采用在NACA老翼型基础上改进的高速翼型。这些翼型由于在临界M数时，在翼型前部上表面的压力呈屋顶形分布而推迟了临界M数。当稍高于此M数时将出现大面积超音速流，在翼型的脊顶或其后出现相应的吸力。超音速区以较强的激波结束，产生迅速的阻力增长。法国在20世纪50年代研制的"快帆"客机就采用了NACA65系列的翼型。
机翼总体设计
机翼设计中要综合考虑采用先进技术带来的飞机气动力性能的改善和采用先进技术带来的重量增加代价对飞机直接运营成本增加的影响。例如，1973年燃油价格约为15美分/美制加仑，燃油成本占亚音速远程客机直接使用成本（DOC）的20～25%，采用1973年前的技术设计的机翼能使当时飞机的巡航升阻比提高10%，但同时由于增重原因反而会使DOC增加1%；1983年燃油价格涨到超过1美元/美制加仑，燃油成本上升到占DOC的50～55%，同样为了使巡航升阻比提高10%，通过采用先进技术机翼设计，提高了飞机燃油效率，DOC却下降1%。
另外，值得注意的是，在机翼设计中要考虑飞行状态对气动性能的影响，例如，由于空中交通管制分配的巡航高度和着陆前等待空域高度层的变化，以及飞行中由于耗油引起飞机减重，使飞机巡航升力系数典型的变化±0.1，这个变化范围对于战斗机完全可以忽略，但对客机设计却一定要考虑。
对于高亚音速客机，设计跨音速机翼的一般准则是：在巡航M数的升力系数范围内（±0.1），具有良好的阻力（型阻、诱导阻力和压缩性阻力）特性；对M 0.75～0.85，升力系数为0.4～0.6的整个设计范围，在保持巡航参数ML/D（L/D升阻比）特性情况下达到高的最大巡航参数值；安装发动机吊挂短舱时不要付出过大气动性能代价；具有足够高的抖振边界值，允许以高设计升力系数巡航（高空飞行）时留有0.3g过载的余量；接近失速和抖振开始时无上仰趋势；保持操纵面效率；有足够的容纳收起主起落架和增升装置的空间，提供必要的燃油容积；结构必须有效（达到最小重量）；要适应飞机放宽静安定度的设计；生产成本合理；在机身/机翼结合处、外侧副翼等处要有足够的厚度，以使结构重量轻、提高颤振速度和保持操纵效率。
机翼的气动力设计包括确定机翼面积、选择平面形状（后掠角、展弦比、尖削比）和剖面分布（翼型、弯扭），以及选择增升装置型式及其几何形状。当机翼的总平面形状、翼型、近似的平均相对厚度、设计升力系数和所希望的巡航M数等基本确定后，则开始详细的气动力设计工作，其目标是保证获得最小的机翼重量、使机翼的大部分区域尽量保持二元翼型特性、尽量减小型阻和诱导阻力，以及满足其它要求等。
为优选机翼参数，一般要反复进行多次风洞试验，现在已广泛采用计算与风洞试验相结合的方法。
飞机各部件阻力
对于高亚音速客机，进行跨音速气动设计时，可以分开处理机翼设计、机翼/吊挂/发动机短舱干扰、机翼/机身干扰、机身后体/尾翼干扰和机身头部设计等。一架设计良好的客机，由于将除机翼外的各部件设计和布置成阻力发散M数比机翼的高，当显著减小部件间的干扰阻力时，达到可接受飞机压缩性阻力的关键部件是机翼。比较各部件阻力，机翼阻力达到全机阻力的60%以上。由于大部分机身采用等截面圆柱形和为满足起落时擦地角要求后机身要上翘等，导致机身不可能完全按流线形设计。另外，由于采用增压客舱，机身表面产生波纹和漏气，也会导致阻力增加。（波音公司对720样机的研究表明，客舱增压使机身增阻5%左右）。