sth18nb40動力的有效速度。這樣,經翼型加速的速度只是氣流速度的一部分色)cosx 9使這部分速度加速到當地的音速,氣流的速度v就可以比平直機翼更提高一些。所以,后掠機翼可以提高飛機的臨界馬赫數。后掠角越大9提高臨界馬赫數的效果越明顯。x=30°時。臨界馬赫數大約可提高8%。

圖2-44 流過平直機翼和后掠機翼的氣流速度,(a)平直機翼;(b)后掠機翼

采用后掠杌翼還可以改善機翼的跨音速空氣動力特性,減小波阻。由于機翼向后掠一個角度,在機翼前緣和后緣形成的激波相對氣流也向后傾斜一個角度,整個激波波而像一個箭頭,以銳角對著氣流(見圖2-45),這種形狀的激波產生的波阻要比平直機翼上激波產生的波阻小一些。能起到減小波阻作用的后掠機翼后掠角都比較大,一般在35°~40°之間。

采用后掠機翼帶來的問題,首先,后掠機翼的低速特性不好。與平直機翼相比,后掠機翼用來嚴生升力的有效速度減小了,升力系數和阻力系數也都減成的箭頭形斜激波面著陸的速度大,滑跑距離長。

后掠機翼的失速特性不好。氣流流過后掠機翼時夕由于平行機翼前緣的分速度y sixx沿著展向的流動,使翼梢部位的附面層比翼根部位的厚,造成附面層分離首先在翼稍部位發生。附面層翼分離首先發生在翼梢部位,會帶來兩個主要的問題,首先,由于機翼具有一定的后掠角,翼梢部位的附面層分離后”而翼根部位的附面層還沒有分離,就會使機翼壓力中旦這些設備出現故障,依靠飛機自身的縱向穩定性和操縱性,也可以安全有效地操縱飛行,完成預定的飛行任務。

飛機的橫曬向靜穩定性,飛機側滑和側滑角,飛機沿機體橫軸ozt方向產生移動叫側滑。由于飛機側滑,來流方向不再與飛機對稱面平行,而是形成了一個夾角,叫側滑角。側滑角用卩表示,并以氣流(空速向量)從機身右側吹來為正。側滑時,作用在飛機上的氣動力左右不對稱,產生了沿0zt的側向力、繞0xt軸的滾轉力矩mx和繞0yt軸的偏航力矩my°

從圖4-14中可以看到,飛機受擾動繞oxt軸轉動,產生滾轉角γ后,由于飛機重力在機體ozt軸上的分量,使飛機產生沿0z1軸的側向移動,產生側滑和側滑角;同樣,從圖4-15中也可以看到,飛機受擾動,繞0yt軸轉動,由于運動慣性,飛機沿原飛行方向繼續向前飛行,也使飛機產生了沿0zt軸的側向移動,產生側滑和側滑角。飛機的滾轉或偏航都會造成飛機側滑和側滑角,從而產生滾轉力矩mx和偏航力矩my’飛機相對縱軸oxt的側向靜穩定性和相對立軸0yt的方向靜穩定性就不是獨立的,而是互相影響,互相牽連。所以,叉把飛機的側向靜穩定性和方向靜穩定性統稱為橫側向靜穩定性。側滑角是研究飛機橫側向運動的重要參數,相當于研究俯仰運動時的迎角α一樣。

圖4-14 飛機右滾轉引起右側滑圖

圖4-15 飛機偏航引起右側滑

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