固定翼飞机结构详细讲解----1机翼的压力分布从风洞模型和实际大小的飞机上所作的试验上，已经确知在不同迎角的机翼表面气流中，表面的不同区域压力有负的（比空气压力小）也有正的(比空气压力大)。上表面的负压产生的力比下表面空气冲击机翼产生的正压得到的力更大。图2－8显示了三个不同迎角时沿机翼的压力分布。通常，较大迎角时压力中心前移，小迎角时压力中心后移。在机翼结构的设计中，压力中心的移动是非常重要的，是因为其影响大迎角和小迎角时作用于机翼结构上的空气动力负荷的位置。飞机的航空动力学平衡和可控制性是由压力中心的改变来控制的。
压力中心是通过计算和机翼迎角在正常的极值范围内变化的风洞测试得到的。当迎角变化时，压力分布特性也就不同。 图2－8所示，在每个迎角时正负压力加总得到合力。总合力用图2－9中的合力矢量来表示。
这个力矢量应用的点在术语上称为 “压力中心CP”。对于任意给定的迎角，压力中心在合力矢量和弦线的焦点位置。这个点用机翼弦的百分比来表示。对于一个60英寸弦的30％位置的压力中心点即机翼后缘的18英寸位置。设计者这样设计机翼的时候，压力中心就在飞机的重心，飞机总会平衡。然而，压力中心的位置随机翼迎角的变化而改变，这样困难就出现了。如图2－10
在飞机的正常飞行姿态范围内，如果迎角增加，压力中心就向前移动；反之则后移。因为重心固定在一点，很明显，迎角增加时，升力中心朝重心的前面移动，产生一个抬升机头的力，或者增加多一点迎角。另一方面，如果迎角减小，升力中心后移，趋向于迎角减小很多。这样就可以看到，正常的机翼是内在不稳定的，这样就必须增加一个额外的辅助设备如水平尾翼来维持飞机纵向平衡。 所以飞行中的飞机平衡取决于重心和机翼压力中心的相对位置。经验已经表明重心在机翼弦线的20％附近的飞机可以获得平衡和满意的飞行。 锥形的机翼表明了翼展范围内翼弦的多样性。指定某弦线其平衡点可以被表示开始变得有必要。这个弦即知名的平均空气动力弦(MAC),通常定义为假设的非锥形机翼的弦，它和被讨论的机翼有相同的压力中心特性。 飞机的载荷和重量分布也影响重心的位置而产生额外的力，进而影响飞机的平衡。 低压在上在一个风洞或者飞行中，机翼仅仅是插入到空气流中的流线型物体。如果机翼剖面是泪珠型外形，流过机翼上下表面两边的空气速度和压力的变化是一样的。但是如果泪珠状机翼沿纵向切去一般，就可以产生构成基本机翼剖面的外形。如果机翼有倾角，气流就以一个角度(迎角，也叫迎角)冲击它，由于上表面的弯曲引起运动距离的增加，导致机翼上表面移动的空气分子就被迫比沿下表面移动的分子更快。速度的增加降低了机翼上部的压力。 伯努利压力原理本身没有解释机翼上表面的压力分布情况。后面将介绍流经靠近机翼曲面的不同路径上空气冲力的影响。图2－7 冲力是一种使物体运动方向或大小改变的阻力。当一个物体受力在环形路径上运动时，它产生一个背向曲线路径中心的阻力。这是“离心力”。当空气粒子在曲线路径 AB上运动时，离心力趋向于把粒子向AB之间箭头的方向上抛，这样就导致空气在对机翼前缘施加正常压力之外还有别的力。但是当空气粒子通过B点(路径弯曲的反转点)之后，离心力趋向于把他们往BC之间的箭头方向上抛(导致机翼上压力降低)。这个效应一直维持到空气粒子到达C点，C点是第二个气流弯曲反转点。离心力再一次反转，空气粒子会趋向于给机翼尾部边缘在正常压力之外稍微多加一点力，如图中CD之间短箭头所示。 所以，机翼上表面的空气压力是分布式的，前缘所受的压力比周围的大气压力大的多，导致了前进运动的强大阻力；但是在上表面的很大一部分(B点到C点)空气压力小于周围的大气压力。 就像应用伯努利原理的文氏管中所看到的，机翼上表面空气的加速引起压力的下降。这个较低的压力是总升力的一部分。然而，机翼上下表面压力差是总升力的唯一来源的设想是错误的。 还必须记住和较低压力有关的是下洗力－机翼顶部表面向下向后的气流。就像在前面对空气动态作用相关的讨论中看到的那样，气流冲击机翼的下表面，向下向后的气流的反作用力是向前向上的。机翼上表面和下表面适用一样的反作用力，牛顿第三定律再次得到体现。 高压在下在讨论和升力相关的牛顿定律章节里，已经讨论了机翼下方的压力条件特定大小的压力是如何生成的。机翼下方的正压力在迎角较大时也相应增加。但是气流的另一方面也必须考虑。在靠近前缘的点，实际上气流是停滞的(停滞点)，然后逐渐的增加速度。在靠近尾缘的某些点，速度又变到和机翼上表面的速度相同。遵循伯努利原理，机翼下方的气流速度较慢，产生了一个支撑机翼的正压力，当流体速度下降时，压力必定增加。基本上，由于机翼上下表面的压力差的增加，因此机翼上增加的总升力会导致下表面压力没有增加。无论何时机翼产生的升力中伯努利原理和牛顿定律都生效。 液体流动或者气体流动是飞机飞行的基础，也是飞机速度的产物。由于飞机的速度影响飞机的升力和阻力，所以对飞行员非常重要。飞行员在最小滑翔角，最大续航力和很多其他飞行机动中使用空速飞行。空速是飞机相对于所飞过的空气的速度。马格努斯效应>通过观察气流中旋转的圆柱可以很好的解释升力的原因。靠近圆柱的局部速率由气流速度和圆柱的旋转速率共同决定，距离圆柱越远其速率越低。对于圆柱，顶部表面的旋转方向和气流方向一致，顶部的局部速率高，底部的速率低。 如图2－2所示，在A点，气流线在分支点分开，这里有个停滞点；一些空气向上，一些空气向下。另一个停滞点在B点，两个气流汇合，局部速度相同。现在圆柱面前部有了升流，后面有降流。
表面局部速度的差别说明压力的不同，顶部压力比底部低。低压区产生向上的力称为“马格努斯效应”。这种机械降低的循环演示了旋转和升力之间的关系。 正迎角的机翼产生的气流使得机翼尾部的停滞点称为尾部边缘的尾巴，而前面的停滞点前导机翼边缘的下方。 压力的伯努利原理牛顿发表其定律的半个世纪之后，一个瑞士数学家伯努利先生解释了运动流体(液体或者气体)的压力是如何随其运动速度而变化的。特别的，他说道运动或者流动的速度增加会导致流体压力的降低。这就是空气通过飞机机翼上曲面所发生的。 可以使用普通管子里的水流来作个模拟。在恒定直径的管子中流动的水对管壁施加一致的压力；但是如果管子的一段直径增加或者降低，在那点水的压力是肯定要变化的。假设管子收缩，那么就会压缩这个区域里的水流。假设在一样的时间流过收缩部分管子的水量和管子收缩前是一样的，那么这个点的水流速度必定增加。 因此，如果管子的一部分收缩，它不仅增加流速，还降低了所在点的压力。流线型的固体(机翼)在管子中同一点也会得到类似的结果。这个一样的原理是空速测试和机翼产生升力能力分析的基础。 伯努利定理的实践应用是文氏管。文氏管的入口比喉部直径大，出口部分的直径也和入口一样大。在喉部，气流速度增加，压力降低；在出口处气流速度降低，压力增加。如图2－4
机翼设计在讨论牛顿和伯努利的发现的章节里，我们已经一般性的讨论了飞机比空气重而机翼为什么能够维持飞行的问题。或许这个解释能够最好的简化为一个最基本的概念，升力就是机翼上空气流动的结果，或者用日常语言来说，就是因为机翼在空气中的运动。 由于机翼利用其在空气中的运动产生力量，下面降会讨论和解释机翼结构以及前面讨论的牛顿和伯努利定律的材料。 机翼是一种利用其表面上运动的空气来获得反作用力的结构。当空气收到不同的压力和速度时，其运动方式多种多样。但是这里讨论的是限于飞行中飞行员最关心的那些部分，也就是说机翼是用来产生升力的。看一下典型的机翼剖面图，如机翼的横截面，就可以看到几个明显的设计特征。如图2－5
请注意机翼的上表面和下表面的弯曲(这个弯曲称为拱形)是不同的。上表面的弯曲比下面的弯曲更加明显，下表面在大多数具体机翼上是有点平的。在图2－5中，注意机翼剖面的两个极端位置的外观也不一样，飞行中朝前的一端叫 前缘，是圆形的，而另一端叫尾缘，相当的尖，呈锥形。 在讨论机翼的时候经常使用一条称为弦线的参考线，一条划过剖面图中两个端点前缘和后缘的直线。弦线到机翼上下表面的距离表示上下表面任意点的拱形程度。另一条参考线是从前缘划到后缘的，叫“平均弯度线”。意思是这条线到上下表面轮廓是等距离的。机翼的构造通过成形来利用空气的对应于特定物理定律的作用使得提供大于它的重量的作用力。它从空气获得两种作用力：一种是从机翼下方空气产生的正压升力，另外就是从机翼上方产生的反向压力。 当机翼和其运动方向成一个小角度倾斜是，气流冲击相对较平的机翼下表面，空气被迫向下推动，所以导致了一个向上作用的升力，而同时冲击机翼前缘上曲面部分的气流斜向上运动。也就是说，机翼导致作用于空气的力，迫使空气向下，同时也就提供了来自空气的相等的反作用力，迫使机翼向上。如果构造机翼的形状能够导致升力大于飞机的重量，飞机就可以飞起来。 然而，如果所有需要的力仅仅来自于机翼下表面导致的空气偏流，那么飞机就只需要一个类似风筝的平的机翼。当然，情况根本不是这样；在特定条件下被扰乱的机翼尾部气流会足够导致飞机失去速度和升力。支撑飞机所需力的平衡来自机翼上方的气流。这里它是飞行的关键。大部分升力来自机翼上部气流的下洗流(因机翼所产生的下降气流)的结果，这个事实必须透彻的理解才能继续深入的研究飞行。然而，给机翼上表面产生的力和下表面产生的力指定一个具体的百分比是既不正确也达不到实际目的。这些(来自上下表面的力以及他们的比例)都不是恒定值，他们的变化不仅取决于飞行条件还和不同的机翼设计有关。 应该明白不同的机翼有不同的飞行特性。在风洞和实际飞行中测试了成千上万种机翼，但是没有发现一种机翼能够满足每一项飞行要求。重量，速度和每种飞机的用途决定了机翼的外形。很多年前人们就认识到产生最大升力的最有效率的机翼是一种有凹陷的下表面的勺状机翼。后来还认识到作为一种固定的设计，这种类型的机翼在产生升力的时候牺牲了太多的速度，因此不适合于高速飞行。然而，有一个需要说明的有趣事情，通过工程上巨大的进步，今天的高速喷气机又开始利用勺状机翼的高升力特性这个优势。前缘(Kreuger)襟翼和后缘(福勒)襟翼从基本机翼结构向外延伸时，直接的把机翼的外形变化为经典的勺状形态，这样就能够在慢速飞行条件下产生大的多的升力。 另一方面，特别流线型的机翼有时候风阻力很小，没有足够的升力让飞机离地。这样，现代飞机机翼在设计上采取极端之间的中庸，外形根据飞机的设计需要而变化。图2－6显示了部分更加普通的机翼剖面。 固定翼飞机结构详细讲解---2（补充部分）转弯载荷因子的增加是所有倾斜转弯的一个特性。如载荷因子章节的急转弯方面所述，特别是图3-36和3-37，载荷因子对飞行性能和机翼结构上的载荷都变得意义重大，特别是倾斜角增加超过45度时。> 一般轻型飞机的临界因子的倾斜角为70度到75度，失速速度在倾斜约63度时近似增加一半。 失速从平直飞行或者未加速的直线爬升中进入的正常失速产生的额外载荷因子将不会超过平直飞行时的1G。然而，当失速发生时，这个载荷因子可能降低到0，此时好像一切都没有重量；飞行员有一种自由的漂浮在空中的感觉。向前推升降舵，负载荷因子，将会导致机翼上向下的力，而飞行员有被从座位拉起来的感觉。 在失速恢复后的拉起过程中，有时会产生明显的载荷因子。在过分俯冲(进而空速很高)和生硬拉平到平飞期间载荷因子可能不注意的进一步增加。一件事通常又导致另一件事，这样载荷因子一直增加。在高速俯冲速度下生硬拉起会给飞机结构施加临界载荷，由于迎角持续增加进而产生再生的或者二次失速。 作为一般法则，通过俯冲从失速改出到巡航或者设计机动速度，只要速度安全的高于失速速度就要逐步拉起，这时引起的载荷因子不会超过2到2.5G。永不应该产生较高的载荷因子，除非拉起已经影响飞机机头接近或者超过竖直姿态，又或者在极低高度以避免俯冲到地面。旋转因为稳定的螺旋除了旋转之外，其他因素都和失速没有本质不同，适用于失速改出的载荷因子考虑也适用于这里。由于旋转恢复通常受比普通失速中机头更低的影响，空速会更高，进而载荷因子也就更大。在正确的旋转改出中，载荷因子经常大约是2.5G。 螺旋期间的载荷因子随每个飞机的旋转特性而变化，但是通常稍微高于平飞时的1G。这样的原因有两个:螺旋的空速非常低，通常比未加速失速速度低2节 飞机处于螺旋时是绕自己的枢轴旋转，而不是转弯 高速失速普通轻型飞机不能承受和高速失速共有的载荷因子的重复作用。这些机动所需要的载荷因子在机翼和尾部结构上产生应力，而在大多数轻型飞机上没有留有合理的安全余量。 在高于正常失速的一个空速上诱导这个失速的唯一方法可以是过度的拉升降舵控制，这伴随着施加额外的载荷因子。1.7倍失速速度(失速速度为60节的轻型飞机以102节飞行)的空速将产生3G的载荷因子。进一步，在轻型飞机上只允许很有限的差错余量用于特技动作。为证明载荷因子随空速增加多快，同一飞机的112节的高速失速产生的载荷因子达到4G。 急跃升和矮8字在这些机动如浅俯冲，急俯冲或者拉起中考虑载荷因子，给出定理的说明是困难的。得到的载荷因子和俯冲以及拉起的快慢直接相关。 一般的，机动执行的越好，产生的载荷因子就越不容易达到极值。在急跃升和矮8字这种机动中，拉起会产生大于2G的载荷因子，不会导致高度的极大增加，且对于低功率的飞机可能导致高度的净损失。 有适中的载荷因子，尽最大可能的平滑拉起，那么急跃升可以获得最大的高度增加，对于急跃升和矮8字都能获得较好的总体性能。此外，可以注意到这些机动的推荐进入速度一般的都接近制造商的设计机动速度，因此就可以在不超出载荷极限的情况下最大化载荷因子的利用。 扰动气流所有认证的飞机都设计成能够承受相当强度的驟风引起的载荷。驟风载荷因子随空速增加而增加，用于设计目的的强度相当于最好级别的飞行速度。在极端的扰动气流中，如在雷暴雨或者锋面条件下，降低到设计机动速度是明智的。如果不进行速度控制，驟风可能产生超出载荷极限的载荷。 现在大多数飞机飞行手册包含了扰流空气穿透信息。现代飞机-(很大的速度和高度运行范围)-的操作员在舒适性和安全性方面都受益于这个增加的特征。关于这一点，最大的“永不超过”标牌俯冲速度仅是根据平稳空气而确定的。永远不要在驟风或者紊流空气中实践超出已知机动速度的高速俯冲或者特技速度。 总之，必须 记住，有意的特技，从俯冲中生硬的拉起，高速失速，和紊流中的高速飞行产生的载荷因子都会给飞机的整个结构施加额外的应力。 作用于飞机结构的应力会对飞机的任何部分施加力。对于那些无知的人有一种倾向，他们认为载荷因子在效果方面只作用于翼梁和支柱。由于过量载荷导致的大多数结构化失效涉及翼肋结构，包括机翼的前缘和后缘以及尾翼部分。编织物蒙皮飞机的关键区域是机翼上表面翼弦的大约三分之一之后。 这种载荷通过长期的积累效应可能会松开或者削弱重大部件，以致于实际的故障会在以后发生，而那时飞机可能正以正常的方式操作。 VG 图飞机的飞行运行强度用一个图来表示，它的水平刻度是基于载荷因子的。如图3-38.这个图称为VG图，速度-载荷因子关系图。每一个飞机都有它自己的VG图，它在特定重量和高速下有效。
VG图上最首要的曲线就是最大升力曲线。示例的飞机在62mph（英里/小时）的时候可以达到不超过1G载荷因子，这是机翼水平失速速度。由于最大载荷因子随空速的平方成正比，最大的正的升力在92mph的时候达到载荷因子达到2G，112mph的时候达到3G，137mph时达到4.4G，等等。任何在这条曲线以上的载荷因子从空气动力学上是得不到的；也就是这个VG图的飞机不能在最大升力曲线之上飞行，因为会失速。本质上相同情况出现在负升力飞行时，但是有个例外，那就是产生给定的负载荷因子所需要的速度比产生相同的正载荷因子的速度要高。 例如，上图可以看到在62mph的时候产生的载荷因子约1G,而对应于-1G载荷因子，速度大约为80mph。 如果这架飞机飞行的正载荷因子超过正极限载荷因子4.4的话，将可能导致结构化损坏。当飞机在这个区域操作时，将会发生要不得的主结构剩余形变，也会产生高速疲劳损伤。在正常操作中必须避免在超过极限载荷运行。 在VG图上还有重要的另外两点。第一，是正极限载荷因子和最大正升力线的交点。这点是空气动力学地达到极限载荷因子的最低空速。任何超过此点的空速将会产生能够损坏飞机的足够强的升力；任何低于此点的空速产生的正升力都不足以导致飞机的过载损坏。这个速度的一般术语叫“机动速度”，原因是亚音速空气动力学的考虑能够预知这种条件下的最小可用转弯半径。机动速度是个有用的参考点，因为飞机低于这个速度飞行时不会产生破坏性的正的飞行载荷。在机动速度以下，机动和驟风的任何结合都不会产生机翼过载的破坏。 下一个是负极限载荷因子和最大负升力线的交点。任何大于这点的空速，将会产生足以损坏飞机的负升力；任何低于此点的空速产生的负升力都不足以导致飞机的过载损坏。 极限空速(红线速度)是飞机的设计参考点，这张图的飞机受限于225mph。如果飞机要超过这个极限速度，很多现象会导致结构化损坏和结构化故障。 因此，飞机在飞行时是受限于一套速度和不超过极限速度的载荷因子组合，也不能超过极限载荷因子，也不能超出最大升力性能。飞机必须在这个包络线内运行，这样才能够避免结构化损坏，以确保飞机达到预期的使用期限。飞行员必须把VG图看作是安全运行条件下的空速和载荷因子的允许组合。任何处于结构包络线之外的机动或者驟风将会导致飞机的结构损坏，它将有效的缩短飞机的使用期限。 重量和平衡飞行员经常把飞机的重量和配平数据看作是只对工程师，调度员，或者定期/非定期航空运输管理者重要的信息。准着这个思路，可以推理飞机在认证程序中被称重，无论设备的变化或者维修，这个数据是不确定的。进一步的，这个信息被错误的简化为一个行之有效的程序或者叫“拇指规则”，例如“如果我有三位乘客，我只可以装载100加仑的燃油，4位乘客的话，那么就只能装载70加仑的燃油。”不可否认的是，这个拇指规则在大多数场合是适当的，但是就如这个标题“重量和平衡”暗示的，不只要考虑飞机的重量，还要考虑它的重心(CG)的位置。重心的重要性在稳定性，可控性和性能方面的讨论中应该已经很明显。如果所有飞行员理解和认识到重心对飞机的影响，那么就可以从记录中去掉一种类型的事故：“事故的主要原因-飞机的重心超出后面的极限位置和不平衡的载荷分布导致飞机呈不稳定性。飞行员在起飞时失控导致飞机坠毁。”当深入思考的时候，业经证明的飞机的原因是如此的明显。例如，对飞行员来说如果没有承载全部定额乘员，那么就可以承载额外的燃油来延长航程。此外，禁止承运行李也是不切实际的，只有在处于旋转时它的重量才会对飞机飞行特性产生相反的效果。飞机有重量和配平限制的两个基本原因：1. 由于重量对飞机的主要结构和它的飞行特性有影响2. 由于这个重量的位置也对飞行特性有影响，特别是在失速和旋转改出和稳定性中。重量对飞行性能的影响一架飞机的起飞/爬升和着陆性能是根据它的最大允许起飞和着陆重量来确定的。较重的总重量会导致较长的起飞滑跑和较慢的爬升，着地速度越快，着陆滑行就越长。即使很小的过载也会使得飞机不能越过障碍物，而这个障碍物在良好的条件下起飞时根本不用认真的考虑。过载对性能的有害影响不限于起飞和着陆时的直接危险。过载对所有爬升和巡航性能都有相反的影响，它将导致爬升时的过热，发动机部件的附加磨损，燃油消耗的增加，巡航速度变慢，还缩短了最大航程。现代飞机制造商为制造的每一架飞机提供重量和平衡数据。通常这个信息可以在FAA批准的飞机飞行手册或者飞行员操作手册(AFM/POH)中找到。随着这些年飞机设计和制造技术的进步，已经开发出为确定重量和配平数据的“易读图表”。这些飞机增加的性能和负荷能力要求严格的遵守制造商制定的操作限制。对建议的任何偏差都会导致结构损坏或者甚至是飞机结构的完全失效。即使一架飞机的载荷处于最大重量限制之内，重量的分布也必须使重心处于限制范围以内。前面对航空动力学和载荷因子的简单学习说明了这个预防措施的原因。后面的讨论重量和配平条件重要性的几个原因提供一些背景信息，这些条件对飞机的安全飞行很重要。飞行员经常完全不知道所飞飞机的重量和配平限制，也不知道这些限制的原因。在一些飞机里，不可能坐满所有座位，或者行李箱不是满的，油箱也不是满的，而且也仍然处于有效的重量和平衡限制内。作为一个例子，在一些流行的四座飞机上，当四个座位坐满还带一些行李的时候，油箱可能不会加满。在一架双座飞机上，如果要打算练习旋转的话，就不允许在座位后面的行李箱装行李。重量对飞机结构的影响额外重量对飞机机翼机构的影响是不容易明显看出来的。适航要求规定认证的普通类飞机结构必须足够结识能够承受3.8G的载荷因子，以承受机动和驟风导致的动态载荷。意思就是飞机的主结构能够承受3.8倍有效总重量而不会发生结构损坏。如果这被认为是载荷因子的表现的话，100磅过载会引起潜在的结构过载量为380 磅。在通用类和特技类飞机上相同的考虑更加明显，他们分别要求载荷因子最大为4.4和6.0。过载导致的结构损坏会引人注目和非常悲惨，但是一般更多的是过载逐渐的影响结构组件，这种形式的影响是难以检测的，而且维修费用昂贵。习惯性过载的最严重后果之一就是过载的影响是积累的，在以后的完全正常操作中可能导致结构损坏。由于过载而作用于结构部件上的应力确信会加速金属疲劳破损的发生。飞行机动和阵风影响的载荷因子将会加重飞机总重增加的后果。一架能够承受大约3G载荷因子的飞机结构，如在从急俯冲改出时，必须要准备为每增加100磅重量承受额外的300磅重量。在特定的飞机上这就是由额外不必要的16加仑燃油引起的。FAA认证的民用飞机被结构化的分析过，在最大总重的条件下测试过飞行，在标注的速度内飞行过。以超过这个重量的总重飞行也是完全可能的，而且一般性能效率也是很好的。虽然如此，这个事实不应该误导飞行员，因为飞行员可能没有认识到这样的载荷不是为这样的飞机设计的，也不知道飞机的全部或部分结构上产生的载荷大小。不管飞机是承载乘客还是货物，必须考虑结构。座位，行李舱，以及客舱地板是为特定载荷或者载荷集中设计的。例如，一架轻型飞机行李舱可能由于支撑结构的极限强度而标称载货量为20磅，即使飞机不会过载或者在那个位置有更多重量也不会使得重心越限。重量对飞机稳定性和可控性的影响过载对飞机的稳定性影响也没有被广泛的认识到。一架飞机载荷正常时，可以观察到它相当稳定和可控，而当过载时会发现有相当不同的飞行特性。尽管重量的分布对稳定性有直接的影响，无论重心的位置在哪里，都可以预料到飞机总重的增加可能会对稳定性有不利的影响。如果总重过重，那么很多认证过的飞机的稳定性完全不能令然满意。载荷分布的影响
大量图片连接：http://www./thread-7555-1-1.html 重心的位置对作用于飞机机翼载荷的影响还没有被普遍的认识到，尽管它对爬升和巡航性能非常重要。和一些飞行员的信念相反的是，靠前位置载荷的飞机会较重，从而比重心靠后的同一飞机飞的较慢。 图 3-39说明了这个原因。对于靠前的载荷，大多数飞机就需要机头上仰配平以维持水平巡航飞行。机头上仰配平导致就需要在机身后面的尾部翼面上产生更大的向下的负载，这增加到机翼载荷上，如果维持高度的话要求机翼产生的总升力也增加。这样就需要机翼有更大的迎角，进而导致阻力增大，接着失速速度变大。 对应于靠后的负载和机头下沉配平，尾部翼面要承受的向下载荷要少，这样就减轻了机翼上的大部分载荷，以及维持高度所要求的总升力。需要的机翼迎角也相应减小，因此阻力也减小，能够得到更快的巡航速度。理论上来说，巡航飞行中尾部翼面承受适中的载荷能够获得最有效率的总体性能和最快的巡航速度，但是也会导致不稳定性。因此，现代飞机出于稳定性和可控性需要设计成在尾部有向下的负载。 记住，由于来自机翼和机身的下洗流施加于尾部翼面的力的原因，配平片位置为零不一定和“适中配平”相同。 飞机的可用载荷分布效果对飞行特性有重要的影响，即使载荷在重心极限位置和最大允许总重范围以内。在这些影响中，重要的是对可控性，稳定性和施加于机翼的实际载荷的变化。 一般的，当重心进一步靠后，特别是在慢速飞行时，飞机的可控性变差。一架飞机的重心向后移动1-2英寸时，相对于正常螺旋改出尝试，从延长的螺旋中干净利索的改出可能完全失败。 确立一个靠后的重心极限对飞机设计者来说是公共惯例，即在最大值的1英寸范围内能够允许从一圈螺旋中正常改出。当认证一架公用类飞机以允许有意的螺旋时，靠后的重心极限通常确定在普通类飞机允许的极限位置之前几英寸的点上。 另一个影响可控性的因素在当前的大飞机设计中正在变得更加重要，即重设备和货物位置的长力臂效应。同一架飞机可以通过集中燃油、乘客和货物靠近设计重心而装载成最大总重位于重心极限位置以内；或者把燃油分散到机翼的两侧，货物分散到机舱的前后。 对于相同的总重和重心，载荷分散时，在紊流中飞行机动或者维持水平飞行将需要更大的控制力。这是真实的，因为大量的燃油和重物所处的位置有长力臂，必须通过控制面的反作用力来克服。当控制条件处于边际时，一架油箱完全在机翼或者翼尖油箱的飞机在侧滚时趋向于反应迟缓，货物装载在过分靠前或者靠后都会对升降舵控制响应变慢。 一架飞机靠后的重心极限很大程度上是出于稳定性考虑而确定的。最初一种类型认证的适航要求指定特定速度下飞行的飞机在确定的几次上下摆动内要能够阻尼机头的垂直偏移。一架飞机的载荷太靠后可能达不到这样的要求。相反地，当机头突然拉起时，可能会发生交替的爬升和俯冲，且随每次上下摆动变的越来越陡峭。这种不稳定性不仅让乘客感到不舒服，甚至在特定条件下也可能让飞机难以操控。 任何飞机的失速改出都随重心靠后而变的更加困难。这对于螺旋改出特别重要，在任何飞机的靠后负载上有一点，这一点可以发生水平螺旋。水平螺旋即离心力作用于正好靠后的重心，这个离心力会把飞机尾部从螺旋轴拉出，使得飞机机头朝下进而改出螺旋成为可能。 一架飞机的载荷装载在后面的重心极限允许位置上时，它的转弯和失速机动的操作以及着陆特性和装载在靠前位置有很大的差别。 前面的重心极限要通过很多考虑来确定。作为一个安全度量，要求配平装置不管是配平片还是可调尾翼能够保持飞机在发动机停车的条件下正常的滑翔。为确保紧急情况时的最小着陆速度，一架常规飞机必须能够完全失速停车着陆。后三点式飞机的载荷使得机头过重而难于滑行，特别是有大风的时候。通过使用刹车，很容易是机头过高，在没有跳动的时候会非常难于着陆，因为在着陆缓慢下降和拉平的时候很容易俯冲。 地面上的操纵困难可能出现在前轮型飞机上，特别是在着陆侧滑和起飞时。 1. 重心位置影响升力和机翼迎角，作用于尾部的力的大小和方向，以及尾翼（为稳定提供适当的平衡力）偏差度。后者是非常重要的，因为它关系到升降舵的控制力。 2. 重心位置靠前时，飞机将会在较高速度上失速。这是因为增加的机翼载荷在较高速度时达到失速迎角。 3. 较大的升降舵控制力通常随靠前重心而出现，因为平衡飞机所需要的升降舵偏差度增加了。 4. 重心位置靠后的飞机可以更快的巡航，因为阻力降低了。阻力降低是因为迎角更小，克支持飞机和克服机头向下的配平趋势所需要的升降舵偏差度也更少。 5. 随重心位置后移也使得飞机的稳定性变差。这是因为随着重心位置后移，导致迎角增加。因此机翼对飞机稳定性的影响降低了，而尾部影响仍然稳定。当机翼和尾部在这点达到平衡时，就出现了中性稳定性。重心位置任何进一步后移会导致飞机进入不稳定状态。 6. 靠前的重心位置增加了升降舵的反压力要求。在机头向下的情况下升降舵可能不再能够继续增加配平了。为能够在失速速度以上的范围内控制飞机，需要有足够的升降舵控制。 注：靠前的重心需要额外的升降舵配平偏差，而当如下降等机头向下的姿态中，在机头抬升的拉平动作时，可能偏差度已经被用完了，使得飞机失去俯仰控制。所以这段话是强调要保证升降舵控制的余量，飞机重心位置不能太靠前。 高速飞行 高速飞行这节讲解了飞机飞行速度处于亚音速和超音速时的力学性能，以及飞机在结构设计上的相应措施，重点说明了机翼的后掠角结构和襟翼结构。 超音速流和亚音速流 在亚音速空气动力学里，升力理论是基于一个物体上产生的力以及包围这个物体的气流。大约在260节速度以下，空气可以被认为是不可压缩的，在一个固定的高度上，即使空气的压力有所变化，但是可以认为它的密度基本恒定。在这个假设条件下，空气就像水一样被分类为一种流体。亚音速空气动力学理论也假设空气的粘度 (粘度是流体的一种属性，即流体的一部分阻止另一部分流动的特性)是忽略不计的，把空气看成一种理想的流体。并遵从理想流体空气动力学原理，如连续性，贝努利原理和循环。 实际上，空气是可以压缩的，也有粘度。而在低速的时候这些属性是可以忽略的，特别是压缩特性随着速度的增加而变的重要。当速度接近声速的时候压缩性变得最重要（相对于较低的粘度而言）。在这个速度范围，可压缩性导致飞机周围的空气密度发生变化。 飞行时，机翼通过加速上表面的气流速度来产生升力。这个加速的气流可以而且也能够声速，甚至飞机本身可能处于亚音速飞行。在某些极端的迎角时，对于某些飞机，机翼上表面的气流速度可能是飞机速度的两倍。因此飞机上同时存在超音速和亚音速的气流是完全可能的。当飞机某些位置(如机翼的最大拱形区域)的气流速度达到声速的时候，进一步的加速将导致空气压缩影响的产生，例如形成冲击波(shock wave)，阻力增加，飞机振动，稳定性以及控制困难。亚音速流理论在这个点之上的所有速度是完全无效的。如图3-40。 速度范围 声音速度随温度而变化。在标准的15摄氏度温度条件下，海平面的声速是661节。在4万英尺，那里的温度是-55摄氏度，声速降低到574节。在高速或者高高度飞行时，速度的度量是用“马赫数”这个术语来表示的。马赫数是飞机的真空速和相同大气条件下声音速度的比值。如果飞机以声速飞行，那么它的马赫数为 1.0。飞机速度制定义如下： 亚音速(subsonic)：0.75马赫以下 跨音速(transonic)：0.75到1.20马赫 超音速(supersonic)：1.20到5.00马赫 高超音速(hypersonic)：5.00马赫以上 而跨声速和超音速范围通常出现在军用飞机上，民用喷气飞机通常的运行在巡航速度范围0.78到0.9马赫之间。飞机机翼的任何部分的气流速度第一次达到(但是不超过)1.0马赫称为飞机的临界马赫数(Mach Crit)。因此，临界马赫数是亚音速飞行和跨音速飞行的边界，也是跨音速飞行中遇到的所有压缩影响的重要参考点。冲击波，振动和气流分离发生在临界马赫数以上。典型的喷气式飞机巡航于或靠近它的临界马赫数时达到最高效率。超出临界马赫数5%-10%的速度时压缩性影响开始发生。阻力开始快速增加。随阻力的增加同时飞机发生振颤，平衡和稳定性发生变化，控制面的有效性也降低。这叫阻力发散点，是选择高速巡航操作的典型速度。在超出高速巡航的某个点是涡轮动力飞机的最大运行极限速度：Vmo/Mmo。如图3-41。 Vmo是以节为单位的最大运行速度，这个速度限制空气压力对结构的反作用力，预防飞机颤动。Mmo是以马赫数表示的最大运行速度。飞机不应该超出这个速度飞行。这样做会遇到压缩性的完全影响的风险，包含可能失控。 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75-100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747。 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(Mach tuck)或者突然下俯(tuck under)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。
马赫振动边界层
到目前为止，只讲解了过大速度引起的马赫振动。必须记住，马赫振动是机翼上气流速度的一个函数，而不一定是飞机的速度。任何时候不管机翼上过大的升力是由过快的空速还是由接近最大运行速度时的过高迎角引起的，都会发生高速振动。但是，也有些时候在低得多的速度时发生振动，称为“低速马赫振动”。
能导致低速马赫振动的最可能情况是 飞机由于它的重量和高度迫使其处于大迎角飞行而速度太低时。这个非常高的迎角将会把机翼上表面的气流速度增加到同一点，这一点和高速振动中的冲击波和振动效应是一样的。在无论是低速还是高速边界层，机翼的迎角对于引发马赫振动有最大的影响。在增加迎角的条件下，机翼上的气流速度和马赫振动的变化如下：
高高度 –飞机飞的越高，空气越稀薄，就需要越大的迎角来产生维持水平飞行的升力
大的重量-飞机越重，机翼就需要更大的升力，如果其他条件不变，那么就需要更大的迎角。
G载荷-飞机G载荷的增加和重量的增加有相同的效果。无论G力的增加是因为转弯，猛烈的控制或者湍流，增加机翼迎角的效果是相同的。
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