432I壓力的有效速度,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大后掠翔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.

一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,又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4-15 飛機偏航引起右側滑.

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