一直都认为变后掠翼有点过时，但是从高超音速这个角度来看似乎挺那么回事的，似乎也存在相当合理的逻辑！

事情是这样的，社媒上有网友发了一个招标信息，其内容有四大类：

其一是高超声速变后掠构型全机机翼气动热规律研究；
其二是高超声速复杂构型气动力/热/结构影响控制策略研究；
其三是高超飞机复杂构型流固热多场耦合效应评估技术实施方案；
其四是高超声速变后掠构型全机机翼热气动弹性对气动特性影响研究。

这几个研究大概率是真的，毕竟我们目前航空领域也的确有技术来嚯嚯这些此前可能无暇顾及的技术，但是这几幅CG图估计不是真的，估计是网友的CG图，但是却也从另一个角度明确，在这种大三角飞翼布局还是有搭配变后掠翼还是比较有优势的。

假设图中的三角翼为真，那么这种飞行器的展弦比AR≈1.4~1.6，属于小展弦比三角翼，典型为高速优化构型，低速升阻会比较差。

相比之下SR-71的展弦比≈1.9；纯高速三角翼米格-21展弦比≈2.2；乘波体高超飞行器展弦比经常＜1.5。这个数值是偏向高速方向。

其前缘后掠角大约为68°~72°，属于大后掠前缘。

假如以这个角度计算马赫锥，也就是超音速飞行后飞行器高速飞行的激波也会随着速度提高越来越接近机翼，以机翼不碰到这个马赫锥为准计算最高速度，

最高马赫数大概在3.6~4.1之间，没有达到高超音速的级别，但明显要高于SR-71的最高3.3马赫；
飞行器高速飞行时，马赫锥的影响很大，飞行器的机头激波角度或者机型折合的后掠角躲在马赫锥内很关键，其本质就是让激波贴在前缘变成斜激波，而不是飘在前面变成弓形激波，换来更低阻力、更高进气效率、更稳定的流动和更低的热流。

所以越是高速的机型其展弦比越小，而后掠角越大，其合计就是这个原理！

但是后掠角增大后展弦比很小，其升力必定会严重下降，所以低速飞行性能非常差，需要更高速度才能起飞或者载荷很低，而变后掠翼就是解决这个问题的！从另一张图中可以估计下，如果后掠翼变平直后的展弦比大概在3.4~3.8左右，与B-1B的机翼展开后的展弦比3.6非常接近。

此时的展弦比属于大展弦比，优势是亚音速升阻比优秀、航程大、起降性能好！22°展开姿态时适合亚音速巡航（0.8~1.2Ma），理论最高速度可以到2.5马赫，但一般不会1.5马赫巡航。

从整个设计来看，这是一种适合亚音速巡航、高音速突防的机型，从设计上来看还是非常适合低速大载荷起飞但在巡航过程中最高可达4马赫的机型，兼顾了载荷与速度之间的很难调和矛盾。

展开时飞行器高升阻比、省油、航程远、低速起降性能好；

收起时压低波阻、适合超音速、降低激波强度。

就目前中国航空的技术来看，实现这种布局的难度并不是特别大，唯一的问题是这种结构带来的边际效应到底有多大，因为变后掠翼结构复杂，比如存在高强度铰链，机翼内展开收进机构还会影响翼内燃油的布局，所以变后掠翼的机翼的载油量会大幅下降。

另外这个机翼转轴、承力盒、驱动液压/机电机构、锁止机构非常重。B-1B、图-160这套变后掠机构，占机翼结构重量比例很高；额外重量会直接吃掉航程、载弹量。而且转轴缝隙、活动机构，天然是疲劳薄弱点，维护成本、故障率显著高于固定翼。

变后掠翼在1970~1980年代非常流行，当年出了好多变后掠翼的经典机型，比如F-14、B-1B、米格-23、图-160等。但过了那个时代后就再无新机型采用，原因就是上述这些原因，之后的追求是隐身，因为转轴缝隙、机翼和机身之间的可变间隙、转动面、复杂的接头，全都是强雷达散射源。对隐身非常不利。

另外现代飞行器设计可以用复合弯扭飞翼、大后掠前缘+涡升力、乘波体、多段前缘/后缘襟翼等手段，在固定翼上兼顾亚音速升阻和超音速飞行要求，所以在变后掠翼的边际效应上越来越低，所以现在基本就不流行了。

所以从目前来看，变后掠翼有存在的意义，但它带来的收益正在变得越来越小！目前在智能变体翼、柔性变弯度机翼上研究倒是越来越深入，未来走向应该是柔性蒙皮，分布式驱动，没有转轴缝隙的下一代“变后掠翼”。

所以从目前的技术流推测，这种变后掠翼尽管很酷，但基本没有复活的可能性了！