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连载9飞行空气动力学飞行员航空知识手
马赫数和空速
特定飞机的速度如临界马赫数或者最大运行马赫数发生在一个给定的马赫数。而真空速(TAS)随外部空气温度的变化而变化。因此，对应于特定马赫数的真空速可能有相当的变化(多达75-节)。当一架飞机以恒定马赫数巡航进入一个空气温度较高的区域，真空速和需要的燃油都增加，航程会降低。相反的，当进入较冷温度的区域，真空速和需要的燃油降低，航程增加。
一架运行在高海拔高度的飞机，任何给定马赫数时的指示空速(AIS)随某高度层之上的高度增加而降低。相反情况发生在下降时。通常的，爬升和降落在低高度时是用指示空速来完成的，而在较高高度时是用马赫数完成的。
和运行在低高度时不同，喷气飞机的失速指示空速随高度的增加而明显增加。这是因为一个事实，即真空速随高度而增加。在高的真空速时，空气压缩导致机翼上和皮托管系统中的气流畸变。同时，以最大运行马赫数表示的指示空速随高度而降低。最终，飞机将达到一个高度，在那里真空速和最大运行马赫数之间只有很小差别或者相等。
边界层
空气有粘度，在翼面流动时会遇到阻力。气流的粘度特性会降低翼面上局部的速度，也是蒙皮摩擦阻力的原因。当空气通过机翼表面时，最接近翼面的空气粒子趋于静止。后一层粒子速度减低，但是没有停止。在距离翼面很小但是可以度量的范围内，空气粒子以自由流动速度运动。翼面的气流层由于空气的粘性而速度降低或者停止，这个气流层称为边界层。一架飞机上典型的边界层厚度范围从靠近机翼前缘的几分之英寸小到大飞机末尾的12英寸，如波音。
有两种不同类型的边界层流：层流和紊流。层流边界层是非常平滑的气流，而紊流边界层包含漩涡和逆流。层流产生的表面摩擦阻力比紊流少，但是稳定性低。翼面上的边界层流开始是平滑的层流。当气流从前缘继续向后，层流边界层的厚度增加。从前缘向后的一段距离开始，平滑的层流开始分散过度成为紊流。从阻力的观点看，让层流到紊流的过渡区尽量朝机翼后面靠是明智的，或者让机翼的很大部分面积处于边界层的层流部分范围内。然而，能量低的层流比紊流更会突然分散。
另一个和粘性气流有关的现象是分离。分离发生在当气流突然从机翼离开时。自然的过程是从层流边界层到紊流边界层，然后再变为气流分离。气流分离产生很大阻力，极大的破坏升力。边界层分离点随着机翼迎角的增加而沿机翼向前移动。如图3-42
涡流发生器用于延迟或者避免在跨音速飞行时遇到的冲击波诱导边界层分离。涡流发生器是小的低反弦角比机翼，相对于气流的迎角为12度到15度。它们通常在副翼或者其他控制面之前距机翼几英寸距离。涡流发生器产生涡流，它把边界层流和靠近翼面之上的高能量气流混合。这就产生较高的表面速度，同时增加了边界层流的能量。因此，要导致气流分离就需要更强烈的冲击波。
冲击波
当飞机飞行在亚音速速度时，飞机前面的空气通过声速传播的压力变化而知道后面有飞机要来。因为这个预告，在飞机到达前空气开始朝两边移动，这样让飞机很容易的通过。当飞机速度达到声速时，飞机前面的空气就不能预告飞机的到来了，因为飞机总是以相同的速度跟随自己的压力波。更合适的说法是，在飞机前面的空气粒子的挤压导致飞机前面气流速度的急剧下降，相应的增加了空气压力和密度。
当飞机速度增加超过声音速度是，受压缩的空气的压力和密度继续增加，飞机前面受压缩的区域持续的扩大范围。在气流中的某一点，空气粒子完全不受扰动，不能提前预知飞机的接近，在紧接着的瞬间，相同的空气粒子被迫承受温度，压力，密度和速度突然剧烈的变化。未受扰动的空气和受压缩的空气区域之间的边界称为冲击或者压缩波。
无论何时方向不变的超音速流降低到亚音速流都会形成相同类型的波，例如当气流在机翼的拱形部分加速到声速，然后在通过最大拱形区域后降低到亚音速。将会在超音速和亚音速范围的边界形成冲击波。
无论何时，形成和气流垂直的冲击波称为正常冲击波，紧随冲击波之后的气流是亚音速的。通过正常冲击波的超音速气流将发生这些变化：
? 气流减速到亚音速
? 紧随冲击波之后的气流方向不变
? 波之后气流的静压和密度大大增加
? 气流的能量(用总压表示，等于动压加静压)大大降低
冲击波结构导致阻力增加。冲击波的主要影响之一就是紧随波之后形成厚的高压力区域。高压区域的不稳定性，和气流通过冲击波时它的速度能量部分的转换成为热量，这是阻力增加的部分因素，但是气流分离引起的阻力要大的多。如果冲击波很强烈边界层可能没有足够的动能来阻止气流分离。在跨音速区域由于冲击波结构和气流分离导致的阻力称为波阻力。当速度超过临界马赫数大约10%的时候，波阻力急剧增加。这样就需要增加相当大的推力以增加飞行速度来跨越这个点进入超音速区域，这个区域依赖于翼形和迎角，边界层可能再次附着在机翼上。
正常冲击波首先在机翼的上表面形成。然而，随着马赫数的进一步增加，上表面的超音速区域会扩大，在下表面形成另外一个超音速流区域和一个正常冲击波。当飞行速度接近声速时，超音速流的区域继续扩大，冲击波向后移动靠近机翼后缘。如图3-43。
伴随阻力增加出现的是抖振(称为马赫抖振)，配平和稳定性，以及控制力有效性的降低。气流分离导致下洗流的损失和机翼上压力中心的位置变化，进而使升力损失。气流分离在机翼后面产生的湍流尾流使得飞机尾部控制面振动。水平尾翼提供的机头上仰和下俯配平控制和机翼后面的下洗流有关。这样，减弱的下洗流降低了水平尾翼的配平控制有效性。机翼压力中心的运动影响机翼的配平力矩。如果压力中心向后移动，就会产生称为马赫俯冲(Machtuck)或者突然下俯(tuckunder)运动,如果中心向前移动，就会产生机头上仰运动。这是很多涡轮机动力飞机发展T形尾翼结构的主要原因，它把水平尾翼面安装的尽可能远离机翼产生的湍流。
后掠角
跨音速飞行的大多数困难都和冲击波诱导的气流分离有关。任何延迟或者减轻冲击波引起的气流分离的方法都会改进气动性能。一个方法是机翼的后掠角。后掠角理论基于一个认识，即影响压力分布和冲击波形成的只有垂直于机翼前缘的气流分量。如图3-44。
在直线机翼的飞机上，气流呈90度角冲击机翼的前缘，它的全部冲击产生压力和升力。同样的气流冲击后掠角形机翼时的角度小于90度。后掠翼上的气流会让机翼”认为”自己飞行的比真实速度慢，因此冲击波的形成就被延迟了。机翼后掠角的优势包含增加了临界马赫数，力发散马赫数，阻力最高点的马赫数。换句话说，后掠角推迟了压缩性影响的发生。
导致阻力系数急剧变化的马赫数称为力发散马赫数，对于大多数机翼而言，通常超过临界马赫数的5%到10%。在这个速度，冲击波结构引起的气流分离引发阻力，升力或者配平力矩系数的重大变化。除了延迟压缩影响的发生外，后掠角海降低了阻力，升力或者力矩系数变化幅度。也就是说，后掠角的应用会”软化”力发散。
后掠翼的一个缺点是它们趋于在翼尖失速而不是在机翼根部失速。如图3-45。这是因为边界层趋于沿翼展方向朝翼尖流动，然后在靠近前缘处分离。因为后掠翼的翼尖处于机翼的后面部分(位于升力中心之后)，翼尖失速会导致升力中心在机翼上向前移动，迫使机头进一步抬升。当机翼后掠和锥形结合时，翼尖失速的趋势最大。
失速状态可能由于T形尾翼配置而变的更加严重，T形尾翼在尾部翼面发生振动的时候提供的失速前告警很少或者没有。如图3-46。
T形尾翼处于机翼伴流之上，即使机翼开始失速时，也仍然有效，会让飞行员无意识的驱动机翼以大得多的迎角进入更严重的失速。如果水平尾翼控制面沉没在机翼伴流中，升降舵将完全失去效能，将不可能通过降低配平姿态而改出失速。在失速前和即刻失速后状态，后掠翼飞机的升力/阻力性质会导致飞行航迹愈加下降且飞行姿态不变，迎角进一步增加。这种情况下，没有可靠的迎角信息，逐渐加速的俯冲配平姿态不能保证失速改出已经有效，这时的升降舵向上运动只能让飞机失速。
在极端抬头姿态失速时的机头恶意上仰使失速改出困难而激烈是T型尾翼飞机的一个特性。操纵杆推进器禁止这种类型的失速。大约在失速速度的一节之上，预先编程的操纵杆力自动地向前移动操纵杆，阻止失速的发展。也可能会有一个重力加速度限制器配合这个系统来阻止操纵杆推进器引起的机头下俯产生的飞机负载过量。(注：操纵杆推进器是帮助克服失速的，所以要设定向前推操纵杆以降低机头，但是又可能使得机头降低过量引起载荷因子增加，所以加速度限制器又是阻止机头过分降低而引起飞机过载。)另外，当空速超出失速速度5%-7%时操纵杆振动器会提供失速告警。
飞行控制
在高速飞机上，飞行控制分为主要飞行控制(primaryflightcontrol)和辅助飞行控制（secondaryflightcontrol）。主要飞行控制是控制飞机沿俯仰，侧滚，和偏航3轴的运动。它们包含副翼，升降舵和方向舵。辅助飞行控制包含配平片，前缘襟翼，后缘襟翼，扰流板以及前缘缝翼(slat)。
扰流板用在机翼的上表面来扰流或降低升力。对于高速飞机，由于它们明显的低阻力设计而使用扰流板作为速度制动器(speedbrake)来降低速度。飞机接地后扰流板立即伸出来释放升力，因此飞机的重量就从机翼转移到轮子上，能够得到更好的制动性能。如图3-47。
喷气运输飞机有小的副翼。副翼的空间是有限的，因为机翼的后缘要尽可能的满足后缘襟翼的需要。另一个原因是常规大小的副翼在高速飞行时会导致机翼扭曲变形。由于副翼必定很小，扰流板就配合它来提供额外的侧滚控制。
一些喷气运输飞机有两组副翼；一对是外侧的低速副翼，和一对高速的内侧副翼。当襟翼在起飞后完全收起时，外侧副翼自动的锁定在成流线型位置。
当用于侧滚控制时，向上伸出副翼一侧的扰流器降低这一侧的升力，导致机翼下降。当扰流板作为速度制动器伸出时，它们仍然可以用于侧滚控制。如果它们是差动型的，将会在一边进一步伸出而另一边收进。如果它们是非差动型的，将会在一边进一步伸出，而另一边不再收进。当作为速度制动而完全伸出是，非差动型扰流器仍然伸出，不增补副翼。
为得到一个气流不分离的平稳失速和较高迎角，飞机机翼前缘应该有一个良好的圆整形差不多是钝形的，这样气流就可以在大迎角时依附前缘。使用这个形状，气流分离将会从机翼后缘开始，随着迎角增加而逐渐的向前移动。
尖角的前缘对于高速飞行必定导致突然失速，限制后缘襟翼的使用，因为气流不能沿机翼前缘的尖锐曲线流动。在中等迎角时，气流趋于从上表面放松破裂，更合适的说法是突然破裂。为利用后缘襟翼，因此增加最大升力系数，机翼必须迎角更大而没有气流分离。因此，前缘的狭槽，前缘缝翼，和襟翼用于改进起飞，爬升和着陆时的低速特性。尽管这些装置不像后缘襟翼那样强大，当时使用完全翼展和高升力后缘襟翼结合使用时它们是有效的。在这些高级的高升力装置帮助下，气流分离被延迟，最大升力系数(Clmax)有相当可观的增加。实际上，失速速度降低50节并不是难得的。
大型喷气运输飞机的运行要求使大幅度的俯仰调整变化成为不可避免的。这些要求的部分如下：
? 大的重心范围要求
? 覆盖大的速度范围的要求
? 处理由于机翼前缘和后缘高升力装置的大配平变化而不限制升降舵余量的大小的要求
? 配平阻力降低到最小
通过使用一个可变安装角的水平稳定起来满足这些要求。固定尾翼飞机的大俯仰平衡变化需要升降舵有大的偏转。在这些大的偏转中，小的升降舵运动保持在相同方向。可变安装角水平尾翼设计用于获得俯仰配平变化。水平尾翼比升降舵大，从而就不需要大角度移动。这就让升降舵通过全范围的上下运动而流线化飞机尾部。可变安装角的水平尾翼可以被设定来处理大量的配平控制请求，而升降舵处理其它请求。在装配了可变安装角的水平尾翼飞机上，升降舵更小，也比它在固定尾翼飞机上的效用更低。和其它飞行控制相比，可变安装角水平尾翼的效果是非常强大的。飞行机组人员必须完全理解和掌握它的使用和影响。
由于喷气式运输飞机的尺寸和高速度，移动控制面所要求的力会超过飞行员的力气。因此，控制面是由液压或者电动单元驱动的。移动驾驶舱内的控制装置就会把需要的控制角信号发出去，动力单元会决定控制面的实际位置。在动力单元完全失效时，控制面的运动可以通过手工的调节控制片而起作用。移动控制片来扰乱(upset)导致控制面运动的气动平衡。
