SST28SF512心前移,造成機頭自動上仰,迎角增大,附面層進一步分離,最后導致飛機大迎角失速。翼梢部位的附面層先分離帶來的另一個問題是大大降低了副翼的操縱效率,造成飛機的橫向操縱性能不足。

后掠機翼結構的受力形式不好。特別是機翼根部三角區的結構受力復雜,承受扭矩比較大,機翼后梁與機身的接頭受力比較大。所以,高亞音速民用運輸機采用的后掠機翼的后掠角不會太大,一般都在30°左右,主要是用來提高臨界馬赫數。

小展弦比機翼,為了減小誘導阻力,亞音速飛機通常采用大展弦比機翼,入可達8~9。但進行跨音速和超音速飛行的飛機,展弦比大大減小,成為小展弦比機翼(見圖2-46)。當機翼展弦比人(4時,飛機的臨界馬赫數可以得到較大的提高,跨音速飛行急劇增加的阻力也可以得到減緩。

小展弦比機翼在保證產生升力所需要的機翼面積的情況下,可以使翼型的弦長加長。而使機翼的展長縮短。弦長較長就可以在翼型最大厚度J=“~ ・`'J`lu Hw J I'b    不變的情況下,減小翼型的相對厚度,使氣流在翼型表面加速緩慢,從而提高臨界馬赫數。另外,機翼展長縮短使沿杌翼前、后緣產生的激波也縮短了,氣流流過機翼時要穿透的激波長度減小了,波阻自然也就小了。

小展弦比機翼也有不足之處,在低速飛行時,它的誘導阻力大,起飛著陸性能也不

太好。

除了小展弦比機翼外,超音速飛機還可以采用大后掠機翼和三角形機翼。

渦流發生器和翼刀渦流發生器渦流發生進附面層,加快附面層內,越過它的構造是一種低展弦比小翼段,垂直地安裝在它們起作用的氣動力面上,可以成對交錯排列,也可以單個地都按一個方向排列。但小翼段都應與來流形成一定的迎角。當氣流以一定的迎角流過小翼段時,在一側加速,另一側減速,在小翼段兩側造成壓力差,因而在小翼段的端部生成了很強的翼尖旋渦(見圖2-47)。這些旋渦將外部氣流中的高能量氣流帶人附面層,加快了附面層內氣流流動,有效地抑制附面層分離。

渦流發生器可以安裝在低速飛機的氣動力面上,起到防止附面層分離和增升的效果,也可以用在高亞音速和跨音速飛機上,防止或減弱激波誘導的附面層分離,推遲波阻的急劇增加和減緩波阻增加的趨勢,改善飛機的跨音速空氣動力特性。

翼刀是一種較窄的刀條,平行于飛機的對稱面,垂直地安裝在機翼的表面上(見圖

2-48)。在小迎角飛行時,翼丿丁下影響升力沿展向的分布,在迎角比較大,特別是接近臨界迎角時,翼刀起到了阻止后掠翼附面層氣流諂展向流動,防止翼梢部位附面層分離,改善后掠翼失速特性的作用。

克服了“音障”飛機進人超音速飛行后,在繼續提高飛行速度的前進中,遇到的另一個問題是空氣動力加熱問題,也就是所謂的“熱障”問題。

氣流流過機體時,由于空氣的粘性在機體表面形成了附面層。附面層內的空氣受到摩擦阻滯和壓縮,速度下降,溫度升高,氣流的動能轉變為熱能,對機體表面進行加熱,這就是空氣動力加熱。亞音速飛行時,氣流具有的動能小,摩擦阻滯產生的熱量少,很快在空中散掉了,機體表面溫度增加不多,也就不存在“熱障”問題。但當飛機在空中進行超音速飛行時,空氣動力加熱的問題就逐漸嚴重了。

如果飛機在同溫層進行超音速飛行,大氣的溫度是一56℃,飛行馬赫數Mo=2時,由于空氣動力加熱,機頭的溫度可達到100℃;Ⅳ=2.5時,溫度約為200℃。隨著飛行馬赫數的提高,機體表面的溫度還會急劇上升。飛機進行短時間的超音速飛行,空氣動力加熱只使機體表面的溫度升高,在機體結構中造成溫度梯度,使機體結構承受熱應力。超音速運輸機是要以超音速進行長時間的巡航飛行的。長時間的空氣動力加熱不但使機體表面溫度升高,而且會使機體結構熱透,并使座艙溫度升高,這就會給飛機的飛行帶來很多問題。

首先,座艙的溫度太高使機務人員和乘客無法忍受,機上的設各比如無線電、航空儀表等也無法正常工作。其次,機體的溫度也會超過機上一些非金屬材料的極限工作溫度,比如,風擋和觀察窗的有機玻璃、密封用的橡膠等都會因為溫度過高而不能正常工作甚至完全損壞。更嚴重的問題是:飛機機體被熱透,溫度達到200℃以上,使飛機主要受力結構件的材料―鋁合金的機械性能大大下降,飛機結構的強度和剛度降低,達不到飛機設計要求,無法進行正常飛行。當馬赫數己提高到2.0時,鋁合金材料2024的強度極限σb下降約9%,而當馬赫數″臼`提高到2.5以上時,機體的溫度超過250℃,鋁合金材料2024的強度極限下降約40%,這已經到了以鋁合金為主要結構材料的飛機結構的工作極限了。使用耐高溫材料如鈦合金、耐熱合金鋼等可以提高飛機機體工作溫度,但飛機飛行速度的進一步提

高還要依靠新型結構材料(比如,先進復合材料等)的研制和新工藝方法的開發。