4.11.1 亚音速与超音速流 #

在亚音速空气动力学中，升力理论是基于在物体上产生的力和浸入其中的移动气体（空气）。 在大约 260 节的速度下，空气可以被认为是不可压缩的，因为在固定高度，其密度在其压力变化时保持几乎恒定。 在这种假设下，空气与水相同，被归类为流体。 亚音速空气动力学理论还假设粘度的影响（倾向于阻止某一部分流体相对于另一部分的运动的流体的特性）可以忽略不计，并将空气归类为理想流体，符合理想流体空气动力学的原理 连续性、伯努利的原理和循环。

实际上，空气是可压缩和粘稠的。 虽然这些特性的影响在低速时可以忽略不计，但随着速度的增加，压缩性效应变得越来越重要。 在接近音速的速度下，可压缩性（以及较小程度的粘度）至关重要。 在这些速度范围内，压缩性导致飞机周围空气的密度发生变化。

在飞行过程中，机翼通过加速上表面上的气流来产生升力。 即使飞机本身可能正在飞行亚音速，这种加速空气也可以并且确实可以达到音速。 在某些极端的 AOA 中，在某些飞机上，机翼顶部表面上的空速可能是飞机速度的两倍。 因此，完全有可能同时在飞机上同时拥有超音速和亚音速气流。 当流动速度在飞机上的某个位置（例如机翼上的最大外倾区域）达到声波速度时，进一步加速会导致冲击波形成、阻力增加、抖振、稳定性和控制困难等可压缩性效应的开始。 亚音速流原理在高于此点的所有速度下都是无效的。 [图 4-56]

4.11.2 速度范围 #

声速随温度变化。 在15°C的标准温度条件下，海平面的声速为661节。 在 40,000 英尺处，温度为 –55 °C，声速降低到 574 节。 在高速飞行和/或高空飞行中，速度的测量用“马赫数”——飞机的真实空速与相同大气条件下的声速之比来表示。 以声速行驶的飞机以 1.0 马赫的速度行驶。 飞机速度机制的定义大致如下：亚音速——马赫数低于 0.75； 跨音速——马赫数从 0.75 到 1.20； 超音速——马赫数从 1.20 到 5.00； 高超音速——马赫数高于 5.00。

虽然跨音速和超音速范围内的飞行是军用飞机的常见飞行器，但民用喷气式飞机通常以 0.7 到 0.90 马赫的巡航速度范围运行。

飞机的气流在所考虑的任何部分或结构上的气流首先达到（但不超过）1.0 马赫的速度被称为“关键马赫数”或“马赫暴击”。 因此，临界马赫数是亚音速飞行和跨音速飞行之间的边界，很大程度上取决于机翼和翼型设计。 临界马赫数是跨音速飞行的一个重要点。 当飞机上形成冲击波时，可能会发生气流分离，然后是自助餐和飞机控制困难。 冲击波、自助餐和气流分离发生在临界马赫数之上。 喷气式飞机在以或接近其临界马赫数巡航时通常效率最高。 在比临界马赫数高 5-10% 的情况下，可压缩性效应开始。 阻力开始急剧上升。 与“阻力上升”相关的是自助餐、修剪和稳定性变化以及控制表面有效性的降低。 这就是“拖累分歧”的重点。 [图 4-57]

VMO/MMO 定义为最大运行极限速度。 VMO 以节标定的空速 (KCAS) 表示，而 MMO 以马赫数表示。 VMO 限制通常与较低高度的操作相关联，并处理结构载荷和颤振。 MMO 限制与更高海拔的操作有关，通常更关注压缩效应和颤振。 在低海拔地区，结构载荷和颤振是令人担忧的； 在高海拔地区，可压缩性效应和颤振是令人担忧的。

坚持这些速度可以防止由于动态压力或颤振而导致的结构问题，由于压缩性效应（例如，马赫塞、副翼反转或嗡嗡声）导致的飞机控制响应下降，以及由于冲击波导致的升力或振动损失以及自助餐引起的分离气流。 任何这些现象都可能阻止飞行员能够充分控制飞机。

例如，早期的民用喷气式飞机的 VMO 限制为 306 KCAS 至大约 FL 310（标准日）。 在这个高度（FL 310），0.82 的 MMO 大约等于 306 KCA。 在这个高度之上，一个 0.82 的 MMO 总是等于小于 306 KCA 的 KCA ，因此，由于在没有首先达到 MMO 限制的情况下就无法达到 VMO 极限，因此成为运行极限。 例如，在 FL 380 处，0.82 的 MMO 等于 261 kCas。

4.11.3 马赫数与空速 #

了解空速如何随马赫数而变化非常重要。 例如，考虑喷气式运输机的失速速度如何随着高度的增加而变化。 海拔升高导致空气密度和室外温度的相应下降。 假设这种喷气运输机处于干净的配置（齿轮和襟翼），重量为 550,000 磅。 飞机可能在海平面处停转约 152 KCA。 这等于（在标准日）的真实速度为 152 ktas，马赫数为 0.23。 在 FL 380 时，飞机仍将在大约 152 kCas 处停转，但真实速度约为 287 ktas，马赫数为 0.50。

尽管我们的目的停滞速度保持不变，但马赫数和塔斯都增加了。 随着高度的增加，空气密度降低； 这需要更快的真实空速，以便在相同的 KCA 或 KIA 中获得由皮托管感测到的相同压力（出于我们的目的，KCA 和 KIAs 相对接近）。 FL 380 在 287 kTas 处的动态压力与海平面 152 kTas 的动态压力相同。 然而，它以更高的马赫数飞行。

另一个需要考虑的因素是音速。 气体中的温度降低导致声速降低。 因此，随着飞机在外部温度下降的情况下在高度上攀升，声速正在下降。 在海平面，声速约为 661 kCas，而在 FL 380 为 574 kCA。 因此，对于我们的喷气式飞机运输机，失速速度（以KTAS为单位）已从海平面的152下降到FL 380的287。同时，声速（以KCAS为单位）已从661降低到574，马赫数增加 从 0.23（152 ktas 除以 661 ktas）到 0.50（287 ktas 除以 574 ktas）。 一直以来，KCAs for Stall 都保持不变。这描述了当飞机处于恒定的 KCA 时会发生什么，高度增加，但是当飞行员在攀登过程中保持马赫恒定时会发生什么？ 在正常的喷气式飞行操作中，爬升为 250 节（或更高（例如重））至 10,000 英尺，然后在指定的途中爬升空速（例如 DC10 约 330），直至达到海拔高度 “二十多岁”，飞行员以恒定的马赫数攀爬以巡航高度。

假设飞行员以 0.82 的 MMO 从海平面爬升到 FL 380 的目的是为了说明。KCAS 从 543 到 261。每个高度的 KIA 将遵循相同的行为，并且只是相差几个结。 回想一下之前的讨论，随着飞机的攀升，声速随着温度的下降而下降。 马赫数只是真实空速与飞行条件下的声速之比。 这样做的意义在于，在恒定的马赫数爬升中，KCA（以及 KTA 或 KIAs）正在下降。 如果飞机在这个恒定的 MMO 下爬得足够高，起点、KCA 和 KTA 的下降，它将开始接近其失速速度。 在某个时刻，飞机的失速速度可能等于飞机的 MMO，飞行员既不能减速（没有失速）也不能加速（不超过飞机的最大运行速度）。 这被称为“棺材角”。

4.11.4 边界层 #

气流的粘性特性降低了表面上的局部速度，并导致皮肤摩擦。 正如本章前面所讨论的，机翼表面上被粘度减慢或停止的空气层是边界层。 有两种不同类型的边界层流：层流和湍流。

4.11.5 层状边界层流 #

层状边界层是一个非常平滑的流动，而湍流边界层包含漩涡或“涡流”。 与湍流相比，层流产生的皮肤摩擦阻力更小，但不稳定。 机翼表面上的边界层流动以光滑的层流开始。 随着流动从前缘继续向后，层状边界层的厚度增加。

4.11.6 湍流边界层流 #

在离前缘有一段距离时，平滑的层流流向下分解并过渡到湍流。 从阻力的角度来看，建议在机翼上尽可能远地从层流到湍流，或者在边界层的层状部分内具有大量的机翼表面。 然而，低能层流往往比湍流层更突然地分解。

4.11.7 边界层分离 #

与粘性流动相关的另一个现象是分离。 当气流从机翼上脱落时，会发生分离。 自然进展是从层流边界层到湍流边界层，然后再到气流分离。 气流分离产生高阻力并最终破坏升力。 随着 AOA 的增加，边界层分离点在机翼上向前移动。 [图 4-58]

涡流发生器用于延迟或防止跨音速飞行中遇到的冲击波感应边界层分离。 它们是位于气流 12° 至 15° AOA 的小型低纵横比翼型。 通常在副翼或其他控制表面之前的机翼间隔几英寸，涡旋发生器产生一个涡旋，将边界气流与表面上方的高能量气流混合在一起。 这会产生更高的表面速度并增加边界层的能量。 因此，需要更强的冲击波来产生气流分离。

4.11.8 冲击波 #

当一架飞机以亚音速飞行时，前面的空气被以声速在飞机前方传递的压力变化“警告”飞机的到来。 由于这个警告，空气在飞机到达之前开始移动到一边，并准备让它轻松通过。 当飞机的速度达到声速时，压力变化不再警告前方的空气，因为飞机跟上了自己的压力波。 相反，空气颗粒堆积在飞机前面，导致直接在飞机前方的流速急剧下降，并相应地增加气压和密度。

随着飞机的速度增加超过声速，压缩空气的压力和密度增加，压缩区域在飞机前方延伸了一段距离。 在气流的某个点，空气颗粒完全没有受到干扰，没有对飞机的接近预警，在下一瞬间，同样的空气颗粒被迫在温度、压力、密度和速度上发生突然而剧烈的变化。 未受干扰的空气和压缩空气区域之间的边界称为冲击或“压缩”波。 每当超音速气流减速到亚音速时，例如当气流加速到机翼的外倾部分时，会形成相同类型的波，然后随着最大外倾角的区域经过而减速到亚音速。 冲击波形成超音速和亚音速范围之间的边界。

每当冲击波垂直于气流形成时，它被称为“正常”冲击波，波后的流动是亚音速的。 经过正常冲击波的超音速气流经历了这些变化：

• 气流减慢到亚音速。
• 冲击波后面的气流不会改变方向。
• 波后气流的静压和密度大大增加。
• 气流的能量（由总压力指示——动态加静态）大大降低。

冲击波的形成会导致阻力的增加。 冲击波的主要影响之一是在波后面形成密集的高压区域。 高压区域的不稳定性，以及气流的部分速度能量在流经波浪时转化为热量的事实是阻力增加的一个因素，但气流分离造成的阻力要大得多。 如果冲击波强，边界层可能没有足够的动能来承受气流分离。 由于冲击波形成和气流分离而在跨音速区域产生的阻力称为“波阻力”。 当速度超过临界马赫数约 10% 时，波阻力急剧增加。 需要大幅增加推力（功率）以将超出此点的飞行速度增加到超音速范围，根据翼型形状和迎角，边界层可能会重新连接。

在机翼的上表面形成正态冲击波，形成一个额外的超音速区域和下表面上的正常冲击波。 随着飞行速度接近声速，超音速流动的区域扩大，冲击波靠近后缘移动。 [图 4-59]

与“拖动上升”相关的是自助餐（称为马赫自助餐）、修剪和稳定性变化以及控制的减少

强制效力。 由于气流分离而导致的升力损失导致下冲洗的损失和机翼上中心压力的位置的变化。 气流分离会在机翼后面产生湍流的尾流，从而导致尾部表面发生自助（振动）。 水平尾部提供的机头向上和机头向下俯仰控制取决于机翼后面的下冲洗。 因此，下洗的增加会降低水平尾部的俯仰控制效果，因为它有效地增加了尾面所看到的迎角。 机翼CP的运动影响机翼俯仰力矩。 如果 CP 向后移动，则会产生称为“马赫折叠”或“褶皱”的潜水时刻，如果向前移动，则会产生向上的转弯力矩。 这是在许多涡轮机动力飞机上开发 T 尾配置的主要原因，它将水平稳定器置于远离机翼湍流的情况下。

4.11.9 回扫 #

跨音速飞行的大多数困难与冲击波引起的流动分离有关。 因此，任何延迟或减轻冲击诱导分离的方法都可以提高空气动力学性能。 一种方法是扫翼。 回扫理论基于这样的概念，即它只是垂直于机翼前缘的气流分量，影响压力分布和冲击波的形成。 [图 4-60]

在直翼飞机上，气流在 90° 处撞击机翼前缘，其全冲击产生压力和升力。 带有扫掠的机翼以小于 90° 的角度被相同的气流击中。 扫翼机翼上的这种气流具有说服机翼相信它的飞行速度比实际速度慢的效果； 因此，冲击波的形成被延迟。 机翼扫掠的优点包括增加临界马赫数、力分流马赫数和阻力上升的马赫数。 换句话说，扫描延迟了压缩性效应的开始。

马赫数会产生阻力系数的急剧变化，被称为“力分流”马赫数，对于大多数机翼，通常超过临界马赫数 5% 到 10%。 在这种速度下，由冲击波形成引起的气流分离会产生阻力、升力或俯仰力矩系数的显着变化。 除了可压缩效应开始的延迟外，扫回还降低了阻力、升力或力矩系数变化的幅度。 换句话说，回扫的使用“软化”了力的分歧。

掠翼的缺点是它们倾向于在翼尖而不是翼根处停滞。 [图 4-61] 这是因为边界层倾向于向尖端流动并在前缘附近分离。 因为掠翼的尖端位于机翼的后部（CL 后面），翼尖失速导致 CL 在机翼上向前移动，迫使鼻子进一步上升。 结合机翼扫掠和锥度时，尖端失速的趋势最大。

T-tail 配置可能会加剧失速情况，该配置几乎没有或没有尾部控制表面自助餐的预警警告。 [图 4-62] T-tail 在机翼尾流上方即使在机翼开始熄火后仍然有效，这使得飞行员可以无意中将机翼推入更大的 AOA 的更深的停档处。 如果水平的尾部表面被埋在机翼的尾流中，电梯可能会失去所有的功效，从而无法降低俯仰姿态并打破失速。 在失速前和停档后的状态下，扫翼机的升降/阻力特性（特别是低速下阻力的巨大增加）会导致飞行路径下降，俯仰姿态没有变化，进一步增加了 AOA。 在这种情况下，如果没有可靠的 AOA 信息，机头向下的俯仰姿态与增加的空速并不能保证恢复已经发生，而这个阶段的升降机运动可能只会使飞机停滞不前。

当以极端的鼻子高姿态停滞时，T-Tail 飞机的一个特点是恶毒地向上起飞，使恢复变得困难或暴力。 推杆抑制这种类型的失速。 在大约高出失速速度 1 节的情况下，预先编程的棒力会自动向前移动棒，防止失速发展。 还可以将G限制器并入系统中以防止由棒推杆产生的俯仰向飞机施加过多的负荷。 另一方面，当空速高于失速速度 5% 到 7% 时，“摇杆摇杆”会提供失速警告。

4.11.10 马赫自助餐边界 #

马赫自助是机翼上气流速度的函数，不一定是飞机的速度。 任何时候机翼上的升力需求都太大，无论是由于太快的空速还是从太高的 MMO 附近的 AOA，都会出现“高速”自助餐。 在某些情况下，自助餐可以以更低的速度体验，称为“低速马赫自助餐”。

一架飞机的飞行速度太慢，因其重量和高度需要高 AOA 是导致低速马赫自助餐的最有可能的情况。 这种非常高的 AOA 具有在机翼上表面增加气流速度的效果，直到发生与高速自助餐情况相同的冲击波和自助餐的影响。 机翼的 AOA 对在飞机的高速或低速边界处诱导马赫自助餐的影响最大。 增加 AOA 的条件、机翼上方的气流速度和马赫自助餐的机会是：

• 高海拔——飞机飞行越高，空气越稀，产生维持水平飞行所需的升力所需的 AOA 就越大。
• 重物——飞机越重，机翼所需的升力就越大，所有其他条件相等，AOA 就越大。
• G 载荷——飞机上 G 负荷的增加与增加飞机重量的效果相同。 无论是 G 力的增加是由转弯、粗略的控制使用还是湍流引起的，增加机翼 AOA 的效果都是相同的。

4.11.11 高速飞行控制 #

在高速飞机上，飞行控制分为主要飞行控制和辅助飞行控制或辅助飞行控制。 主飞行控制在俯仰、滚动和偏航轴上操纵飞机。 它们包括副翼、电梯和方向舵。 二级或辅助飞行控制包括翼片、前缘襟翼、后缘襟翼、扰流板和板条。

机翼上表面使用扰流板来破坏或减少升力。 高速飞机，由于其干净的低阻力设计，使用扰流板作为速度制动器来减慢它们的速度。 扰流板在接地后立即延长以倾卸升力，从而将飞机的重量从机翼转移到车轮上，以获得更好的制动性能。 [图 4-63]

喷气式运输机有小型副翼。 副翼的空间是有限的，因为襟翼需要尽可能多的机翼后缘。 此外，传统尺寸的副翼会在高速时导致机翼扭转。 出于这个原因，扰流板与副翼一起使用以提供额外的滚动控制。

一些喷气式运输机有两套副翼、一对舷外低速副翼和一对高速内侧副翼。 起飞后襟翼完全缩回时，舷外副翼自动锁定在整流架位置。

当用于滚动控制时，上行副翼侧面的扰流板延伸并减少该侧的升力，导致机翼掉落。 如果扰流板延长为高速制动器，它们仍可用于滚动控制。 如果它们是差分类型，它们会在一侧进一步延伸并在另一侧缩回。 如果它们是非差分类型，它们会在一侧进一步延伸，但不会在另一侧缩回。 当作为高速制动器完全伸展时，非差速扰流板保持延伸，不会补充副翼。

为了获得光滑的失速和更高的 AOA 而没有气流分离，机翼的前缘应该具有一个圆润的几乎钝的形状，气流可以在更高的 AOA 处粘附。 在这种形状中，气流分离从后缘开始，随着AOA的增加而逐渐向前推进。

高速飞行所必需的尖端前缘导致突然失速，并限制了后缘襟翼的使用，因为气流无法跟随机翼前缘周围的锐利曲线。 气流在中等 AOA 处往往会突然从上表面撕裂。 为了利用后缘襟翼，从而增加 Cl-max，机翼必须到达更高的 AOA，没有气流分离。 因此，前缘槽、板条和襟翼用于提高起飞、爬升和着陆期间的低速特性。 尽管这些设备不如后缘襟翼功能强大，但当与高升力后缘襟翼结合使用时，它们的效果非常有效。 借助这些复杂的高升力装置，气流分离延迟，CL-Max 显着增加。 事实上，失速速度降低 50 节并不少见。

大型喷气式飞机运输机的运行要求需要大的俯仰修剪变化。 一些要求是：

• 一个大的CG范围
• 大速度范围
• 由于机翼前缘和后缘高升力装置，能够执行大幅修整的能力，而不会限制电梯的剩余量
• 将修剪阻力保持在最低限度

这些要求通过使用可变入射水平稳定剂来满足。 固定尾飞机上的大修整变化需要大的电梯偏转。 在这些大偏转处，几乎没有进一步的电梯运动在同一方向上保持不变。 可变入射水平稳定器旨在消除装饰变化。 稳定器比升降机大，因此不需要通过大角度移动。 这使得电梯可以简化尾平面的上下移动的全范围。 可变入射水平稳定器可以

设置为处理大部分俯仰控制需求，电梯处理其余部分。 在配备可变入射水平稳定器的飞机上，电梯比在固定尾翼飞机上更小且效率较低。 与其他飞行控制相比，可变入射水平稳定器的作用非常强大。

由于喷气式运输机的尺寸和高速，移动控制面所需的力可能超出飞行员的强度。 因此，控制表面由液压或电力单元驱动。 移动驾驶甲板中的控件会发出所需的控制角度，而动力单元则定位实际的控制面。 在动力装置完全失效的情况下，可通过手动控制控制片来实现控制面的移动。 移动控制选项卡会破坏导致控制表面移动的空气动力学平衡。