飛機襟翼的作用

飛機襟翼的作用
一架飛機在高空正常飛行的時候,機翼看起來好像是一個整體。其實不然,機翼前緣、后緣都裝有長短、寬度不同的翼片,有的可向下偏轉(zhuǎn),有的可向前伸出,有的可向后滑退,可謂五花八門。由于這些翼片是機翼的附屬物,并且可以偏折,正像我們穿的衣服下襟隨風擺動一樣,因此科學家給這些翼片起了一個十分形象的名稱———襟翼。平時飛機停在機場上或在高空飛行時,襟翼都收攏在機翼前緣或后緣上,一旦飛機進入起飛或著陸階段,它們的原形就顯露了出來。

  飛機為什么要裝襟翼呢?請看下文。

1、襟翼的奧秘在于提高升力

機翼的作用就是產(chǎn)生足夠的升力使飛機能飛上天空。如果機翼是一個整體的話,那么在機翼面積、翼型、展弦比確定的情況下,它的最大升力也就是確定不變的了。如果飛機的全部重量是50噸,機翼必須產(chǎn)生490千牛以上的升力才能飛起來。我們知道,機翼面積越大,升力越大;速度越大,升力也越大。換句話說就是:在升力一定的情況下,機翼面積越大,起飛速度可以越小;起飛速度越大,機翼面積可以越小。因此,為了把這50噸的飛機弄上天,我們可以采取這樣兩個辦法:一是選用面積較小的機翼,通過加大起飛速度使升力超過490千牛;二是使起飛速度保持在較低的值上,通過采用大面積機翼以產(chǎn)生490千牛以上的升力。

這兩個辦法行不行呢?第一個辦法機翼面積較小,飛機的結(jié)構(gòu)重量就較輕,這是優(yōu)點,但起飛速度大是很不利的,一方面要求機場跑道很長,這很不合算,對艦載飛機更是不利;另一方面,高滑跑速度對安全的威脅極大。第二個方法起飛速度低,有利于縮短滑跑距離,但當飛機起飛后速度增加,大面積機翼便成了累贅,不但重量大使載重量大大減少,而且會使阻力劇增,飛機的耗油量因此顯著增加。這種低速時升力小、高速時阻力大的問題稱為飛機的高低速矛盾。怎樣解決這一難題呢?這就要靠襟翼來實現(xiàn)。

襟翼的一個主要作用是協(xié)調(diào)這個矛盾,既不需要很大、很重的機翼,也能在較低的起飛著陸速度下產(chǎn)生足夠的升力,使載重、速度、阻力和油耗達到綜合性的最佳化。用整體一塊的方式設(shè)計機翼不能同時滿足大載重量、低起飛和著陸速度、低阻力和低耗油率的要求。由于襟翼具體作用是大大提高飛機起飛和著陸等低速階段的升力,因而統(tǒng)稱增升裝置。

襟翼為什么能增加升力呢?在速度一定的情況下,提高升力的辦法主要有4種:一是改變機翼剖面形狀,增加翼型彎度;二是增加機翼面積;三是盡可能保持層流流動;四是在環(huán)繞機翼的氣流中,增加一股噴氣氣流。襟翼就是通過改變翼型彎度、增加機翼面積、保持層流流動而增加升力的。

2、飛機襟翼樣式眾多

襟翼概念出現(xiàn)得很早。第一次世界大戰(zhàn)前,由于飛機速度提高,要求飛機在低速時也能產(chǎn)生足夠的升力,于是有人開始了最簡單的后緣襟翼的試驗探索。

為什么飛機要裝襟翼?

簡單襟翼就是機翼后緣的一部分。它可以彎曲,這樣就會改變機翼彎度,提高升力。不久,又出現(xiàn)了開裂式襟翼。當它放下時,一方面可使翼型變彎,一方面會在機翼后緣形成低壓,兩方面的效果都是增加了升力。通常,開裂式襟翼可使升力系數(shù)提高75%~85%。同時,開裂式襟翼還能增加阻力,對飛機安全、緩慢地著陸有利。

20世紀20年代,英國著名設(shè)計師漢德萊·佩奇和德國空氣動力學家拉赫曼發(fā)明了開縫襟翼。它是一條或幾條附著在機翼后緣的可動翼片,平時與機翼合為一體,飛機起飛或著陸時放下。襟翼片能夠增加機翼的面積,改變機翼彎度,同時還會形成一條或幾條縫隙。增加面積可以提高升力,形成縫隙可使下表面的氣流經(jīng)縫隙流向上表面,使上表面的氣流速度提高,可較大范圍保持層流,也可使升力增加,并能減少失速現(xiàn)象的發(fā)生。開縫襟翼是襟翼中十分重要的一種。它也可以裝在飛機前緣上,通常都是一條。目前大型飛機特別是客機都安裝了雙縫或三縫襟翼,可提高升力系數(shù)85%~95%,效果十分顯著。

還有兩種襟翼也很常見,一種是富勒襟翼,一種是克魯格襟翼。

富勒襟翼是在機翼后緣安裝的活動翼面,平時緊貼在機翼下表面上。使用時,襟翼沿下翼面安裝的滑軌后退,同時下偏。使用富勒襟翼可以增加翼剖面的彎度,同時能大大增加機翼面積,增升效果非常明顯,升力系數(shù)可提高85%~95%,個別大面積富勒襟翼的升力系數(shù)可提高110%~140%。這種襟翼結(jié)構(gòu)較復雜,多在大、中型飛機上采用,可大大改善起降性能。

克魯格襟翼位于機翼前緣。它的外形相當于機翼前緣的一部分。使用時利用液壓作動筒將克魯格襟翼向前下方伸出,既改變了翼型,也增加了翼面積,增升效果也比較好。

3、飛機襟翼在發(fā)展中

襟翼的發(fā)展并沒有完結(jié)。上面介紹的襟翼裝置發(fā)展比較成熟,還有一類襟翼概念提出的也很早,但直到現(xiàn)在仍不完善,這就是噴氣襟翼。它的設(shè)計方案很多,基本思想都是通過從發(fā)動機或高壓氣瓶引出氣體,吸向機翼或襟翼表面,達到增加升力、推遲分離、降低阻力、改善失速特性的目的。由于噴氣襟翼十分復雜,目前只有個別飛機,如“鷂”式垂直起降飛機和F-4、米格-21輕型戰(zhàn)斗機使用了噴氣襟翼。其試驗工作仍在進行之中。

特殊襟翼
我們知道,襟翼的種類有很多,除了常用的簡單襟翼、開裂襟翼、開縫襟翼和后退襟翼等均位于機翼后緣的后緣襟翼以外,還有一些與普通后緣襟翼構(gòu)造有差別的特殊襟翼,如位于機翼前緣的前緣襟翼與克魯格襟翼,以及可以在機翼上引入發(fā)動機的噴氣流,改變空氣在機翼上的流動狀態(tài)的噴氣襟翼。
前緣襟翼:后緣襟翼都位于機翼的后緣,如果把它的位置移到機翼的前緣,就變成了前緣襟翼。前緣襟翼也可以看作是可偏轉(zhuǎn)的前緣。在大迎角下,它向下偏轉(zhuǎn),使前緣與來流之間的角度減小,氣流沿上翼面的流動比較光滑,避免發(fā)生局部氣流分離,同時也可增大翼型的彎度。

  前緣襟翼與后緣襟翼配合使用可進一步提高增升效果。一般的后緣襟翼有一個缺點,就是當它向下偏轉(zhuǎn)時,雖然能夠增大上翼面氣流的流速,從而增大升力系數(shù),但同時也使得機翼前緣處氣流的局部迎角增大,當飛機以大迎角飛行時,容易導致機翼前緣上部發(fā)生局部的氣流分離,使飛機的性能變壞。如果此時采用前緣襟翼,不但可以消除機翼前緣上部的局部氣流分離,改善后緣襟翼的增升效果,而且其本身也具有增升作用。

  克魯格襟翼:與前緣襟翼作用相同的還有一種克魯格(Krueger)襟翼。它一般位于機翼前緣根部,靠作動筒收放。打開時,伸向機翼下前方,既增大機翼面積,又增大翼型彎度,具有較好的增升效果,同時構(gòu)造也比較簡單。

  噴氣襟翼:這是目前正在研究中的一種增升裝置。它的基本原理是:利用從渦輪噴氣發(fā)動機引出的壓縮空氣或燃氣流,通過機翼后緣的縫隙沿整個翼展向后下方以高速噴出,形成一片噴氣幕,從而起到襟冀的增升作用。這是超音速飛機的一種特殊襟翼,其名稱來歷就是將“噴氣”和“襟翼”結(jié)合起來。

  噴氣襟翼一方面改變了機翼周圍的流場,增加了上下壓力差;另一方面,噴氣的反作用力在垂直方向上的分力也使機翼升力大大增加。所以,這種裝置的增升效果極好。根據(jù)試驗表明,采用噴氣襟翼可以使升力系數(shù)增大到12.4左右,約為附面層控制系統(tǒng)增升效果的2~3倍。雖然噴氣襟翼的增升效果很好,但也有許多尚待解決的難題:發(fā)動機的噴氣量太大,噴流能量的損失大;形成的噴氣幕對飛機的穩(wěn)定性和操縱性有不良影響;機翼構(gòu)造復雜,重量急劇增加;發(fā)動機的燃氣流會燒毀機場跑道等等。

飛機上的空速管是干什么的?
空速管也叫皮托管,總壓管。風向標,也叫氣流方向傳感器或流向角感應器,與精密電位計(或同步機或解析器)連接在一起,提供出一個表示相對于大氣數(shù)據(jù)桁架縱軸的空氣流方向的電信號

它主要是用來測量飛機速度的,同時還兼具其他多種功能。
空速管測量飛機速度的原理是這樣的,當飛機向前飛行時,氣流便沖進空速管,在管子末端的感應器會感受到氣流的沖擊力量,即動壓。飛機飛得越快,動壓就越大。如果將空氣靜止時的壓力即靜壓和動壓相比就可以知道沖進來的空氣有多快,也就是飛機飛得有多快。比較兩種壓力的工具是一個用上下兩片很薄的金屬片制成的表面帶波紋的空心圓形盒子,稱為膜盒。這盒子是密封的,但有一根管子與空速管相連。如果飛機速度快,動壓便增大,膜盒內(nèi)壓力增加,膜盒會鼓起來。用一個由小杠桿和齒輪等組成的裝置可以將膜盒的變形測量出來并用指針顯示,這就是最簡單的飛機空速表。
現(xiàn)代的空速管除了正前方開孔外,還在管的四周開有很多小孔,并用另一根管子通到空速表內(nèi)來測量靜止大氣壓力,這一壓力稱靜壓?？账俦韮?nèi)膜盒的變形大小就是由膜盒外的靜壓與膜盒內(nèi)動壓的差別決定的。
空速管測量出來的靜壓還可以用來作為高度表的計算參數(shù)。如果膜盒完全密封,里面的壓力始終保持相當于地面空氣的壓力。這樣當飛機飛到空中,高度增加,空速管測得的靜壓下降,膜盒便會鼓起來,測量膜盒的變形即可測得飛機高度。這種高度表稱為氣壓式高度表。
利用空速管測得的靜壓還可以制成"升降速度表",即測量飛機高度變化快慢(爬升率)。表內(nèi)也有一個膜盒,不過膜盒內(nèi)的壓力不是根據(jù)空速管測得的動壓而是通過專門一根在出口處開有一小孔的管子測得的。這根管子上的小孔大小是特別設(shè)計的,用來限制膜盒內(nèi)氣壓變化的快慢。如果飛機上升很快,膜盒內(nèi)的氣壓受小孔的制約不能很快下降,而膜盒外的氣壓由于有直通空速管上的靜壓孔,可以很快達到相當于外面大氣的壓力,于是膜盒鼓起來。測量膜盒的變形大小即可算出飛機上升的快慢。飛機下降時,情況正相反。膜盒外壓力急速增加,而膜盒內(nèi)的氣壓只能緩慢升高,于是膜盒下陷,帶動指針,顯示負爬升率,即下降速率。飛機平飛后,膜盒內(nèi)外氣壓逐漸相等,膜盒恢復正常形狀,升降速度表指示為零。
空速管是飛機上極為重要的測量工具。它的安裝位置一定要在飛機外面氣流較少受到飛機影響的區(qū)域,一般在機頭正前方,垂尾或翼尖前方。同時為了保險起見,一架飛機通常安裝2副以上空速管。有的飛機在機身兩側(cè)有2根小的空速管。美國隱身戰(zhàn)斗機F-117在機頭最前方安裝了4根全向大氣數(shù)據(jù)探管,因此該機不但可以測大氣動壓、靜壓,而且還可以測量飛機的側(cè)滑角和迎角。有的飛機上的空速管外側(cè)還裝有幾片小葉片,也可以起到類似作用;垂直安裝的用來測量飛機側(cè)滑角,水平安裝的葉片可測量飛機迎角。
空速管測量出來的速度并非是飛機真正相對于地面的速度,而只是相對于大氣的速度,所以稱為空速。如果有風,飛機相對地面的速度(稱地速)還應加上風速(順風飛行)或減去風速(逆風飛行)。另外空速管測速原理利用到動壓,而動壓和大氣密度有關(guān)。同樣的相對氣流速度,如果大氣密度低,動壓便小,空速表中的膜盒變形就小。所以相同的空速,在高空指示值比在低空小。這種空速一般稱為"表速"?，F(xiàn)代的空速表上都有兩根指針,一根比較細,一根比較寬。寬的指針指示"表速",而細的一根指示的是經(jīng)過各種修正的相當于地面大氣壓力時的空速,稱為 "實速"。
為了防止空速管前端小孔在飛行中結(jié)冰堵塞,一般飛機上的空速管都有電加溫裝置。

戰(zhàn)斗機的技術(shù)性能定義(包括計算)
起飛重量=飛機的基本重量+起飛油量+實際業(yè)務(wù)載重量

最大起飛重量是指因設(shè)計或運行限制,航空器能夠起飛時所容許的最大重量。最大起飛重量是航空器的三種設(shè)計重量限制之一,其余兩種是最大零燃油重量和最大著陸重量。

原理
起飛時航空器必須能產(chǎn)生大于航空器本身重力的升力,才能使航空器離開地面升空。由于航空器只能產(chǎn)生有限的升力,因此航空器本身的總重必須受到限制,以保障能夠正常起飛離地。

在實際應用中,最大起飛重量還要受其他因素的限制,如跑道長度、大氣溫度、起飛平面氣壓高度和越障能力等。在確定民用航空器最大審定起飛重量時需要滿足一定的適航標準,一般在國際民航組織規(guī)定的國際標準大氣條件下測定。在這個情況下,即使在達到V1速度后一具引擎熄火,飛機都必須能夠安全起飛。

飛行前,飛機的總重都會被計算出來。飛行員會跟據(jù)總重計算飛機所需的起飛速度并確?？傊卦谧畲笃痫w重量以下。

限制因素
最大起飛重量受以下幾個因素影響:

機身設(shè)計 - 飛機本身重量和氣動設(shè)計
引擎種類和推力 - 機翼能產(chǎn)生多少升力是取決于空氣流過機翼的速度。一具高推力引擎可以令飛機加速更快和有更高的速度。
氣壓- 較高的氣壓可以令機翼產(chǎn)生更多升力。

以上因素決定了飛機的最大許可起飛重量。但還未計及起飛時的環(huán)境因素,這些因素包括:

機場高度(氣壓高度) - 氣壓高度變化伴隨著空氣密度變化,密度變化會使發(fā)動機性能和機翼效能發(fā)生變化。
氣溫 - 氣溫升高會導致空氣密度變小,使得發(fā)動機效率降低。
跑道長度 - 跑道長度會影響飛機離地前的可用加速距離,如果跑道過短,飛機有可能沒有足夠時間加速到預期起飛速度。
跑道狀況 - 跑道有積雪或凹凸不平就會產(chǎn)生較多阻力使得飛機加速較緩慢。
障礙 - 如果機場起落航線上有障礙物,那么最大起飛重量還要受進一步限制,必須保證航空器有足夠的越障能力。

實用升限:是指飛機在實際飛行中能夠達到的最大平飛高度。

爬升率
又稱爬升速度或上升串,是各型飛機,尤其是戰(zhàn)斗機的重要性能指標之一。它是指定常爬升時,飛行器在單位時間內(nèi)增加的高度,其計量單位為米/秒。飛機在某一高度上,以最大油門狀態(tài),按不同爬升角爬升,所能獲得的爬升率的最大值稱為該高度上的“最大爬升率”。以最大爬升串飛行時對應的飛行速度稱為“快升速度”,以此速度爬升,所需爬升時間最短。飛機的爬升性能與飛行高度有關(guān),高度越低,飛機的最大爬升率越大,高度增加后,發(fā)動機推力一般將減小,飛機的最大爬升率也相應減小。達到升限時,爬升率等于0。

爬升率又稱爬升速度或上升串,是各型飛機,尤其是戰(zhàn)斗機的重要性能指標之一。它是指定常爬升時,飛行器在單位時間內(nèi)增加的高度,其計量單位為米/秒。飛機在某一高度上,以最大油門狀態(tài),按不同爬升角爬升,所能獲得的爬升率的最大值稱為該高度上的“最大爬升率”。以最大爬升串飛行時對應的飛行速度稱為“快升速度”,以此速度爬升,所需爬升時間最短。飛機的爬升性能與飛行高度有關(guān),高度越低,飛機的最大爬升率越大,高度增加后,發(fā)動機推力一般將減小,飛機的最大爬升率也相應減小。達到升限時,爬升率等于0。以 F-16戰(zhàn)斗機為例,該機在海平面的最大爬升率高達305米/秒,高度1000米時,降至283米/秒,高度為10000米時,則降至100米/秒,當高度達到 17000米時,其最大爬升率只有 12米/秒。

推力重量比(Thrust-weight ratio)表示發(fā)動機單位重量所產(chǎn)生的推力,簡稱為推重比,是衡量發(fā)動機性能優(yōu)劣的一個重要指標,推重比越大,發(fā)動機的性能越優(yōu)良。當前先進戰(zhàn)斗機的發(fā)動機推重比一般都在10以上。

  翼載(Wing loading) 翼載是指飛機的滿載重量W和飛機的機翼面積S的比值W/S。翼載的大小直接影響到飛機的機動性能、爬升性能以及起飛著陸性能等。

  襟翼(Flap) 襟翼是安裝在機翼后緣附近的翼面,是后緣的一部分。襟翼可以繞軸向后下方偏轉(zhuǎn),從而增大機翼的彎度,提高機翼的升力。襟翼的類型有很多,如簡單襟翼、開縫襟翼、多縫襟翼、吹氣襟翼等等。

  副翼(Aileron) 是指安裝在機翼翼梢后緣的一小塊可動的翼面。飛行員操縱左右副翼差動偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩可以使飛機做橫滾機動。

  副油箱(Droppable fuel tank) 是指掛在機身或機翼下面的中間粗、兩頭尖呈流線型的燃油箱。掛副油箱可以增加飛機的航程和續(xù)航時間,而飛機在空戰(zhàn)時又可以扔掉副油箱,以較好的機動性投入戰(zhàn)斗。
失 速

  我們知道,機翼能夠產(chǎn)生升力是因為機翼上下存在著壓力差。但是這是有前提條件的,就是要保證上翼面的的氣流不分離。

  當機翼的迎角較小時,在相同的時間里氣流繞過上翼面所通過的路程比流過下翼面的路程長,所以上翼面的氣流速度比下翼面的快,由于氣流的速度越快壓力就越低,因而產(chǎn)生了上下翼面的壓力差。

  但是如果機翼的迎角大到了一定程度,靠近機翼翼面附近的氣流在繞過上翼面時,由于自身粘性的作用,流速會減慢,甚至減慢到零,而上游尚未減速的氣流仍然源源不斷地流過來,減速了的氣流就成為了阻礙,最后氣流就不可能再沿著機翼表面流動了,它將從表面抬起進入外層的繞流,這就叫做邊界層分離。當氣流從機翼表面抬起時,受外層氣流的帶動,向后下方流動,最后就會卷成一個封閉的渦,叫做分離渦。像這樣旋轉(zhuǎn)的渦中的壓力是不變的,它的壓力等于渦上方的氣流的壓力。而渦上方的氣流流線彎曲程度并不大,所以其壓力與下翼面的壓力相比小不了多少,這樣機翼的升力就比原來減小了。這種情況就叫作失速,對應的機翼迎角叫做失速迎角或臨界迎角。

  如果我們給出機翼的升力系數(shù)和機翼迎角之間的關(guān)系,可以看出,當機翼的迎角達到臨界迎角之前,升力系數(shù)隨迎角增大而增大;當迎角超過臨界迎角之后,升力系數(shù)就下降了。由于機翼的升力系數(shù)與升力成正比,所以說明了當機翼迎角大到一定程度之后,升力的確下降了。機翼升力系數(shù)與迎角的關(guān)系

  失速之后的機翼氣動效率極低,已經(jīng)不能夠產(chǎn)生足夠的有效升力。所以對現(xiàn)在的飛機,都要求在臨界迎角以下一定范圍內(nèi)飛行,不允許靠近更不允許超過,以避免發(fā)生尾旋等危險。

尾旋
尾旋是飛機在超過臨界迎角后繞其自身的三根軸自轉(zhuǎn)的同時、重心沿陡的螺旋線航跡急劇下降的自發(fā)運動,又稱螺旋。尾旋的特點是迎角大,約20度-70度;螺旋半徑小,甚至只有幾米;旋轉(zhuǎn)角速度高可達每秒幾弧度,下沉速度大,甚至達每秒百米。
尾旋不是飛機的正常飛行狀態(tài),一般是因為飛行員操作不當造成飛機迎角過大或遇到突風而發(fā)生的。由于尾旋的不可控性,極易造成飛機的墜毀,正常情況下應該盡量避免進入尾旋。但為了訓練飛行員遇到尾旋時的處理能力及研究尾旋的改出方法,某些機動性較高飛機,如殲擊機、教練機,允許有意進入尾旋并改出。機動性較差的飛機,如轟炸機、偵察機以及非機動性飛機,如旅客機、運輸機,則嚴禁進入尾旋。由于尚不能保證飛機在任何情況下都不會意外地進入尾旋,多年來尾旋事故屢有發(fā)生。

  完整的尾旋運動由三個階段組成,即進入階段、尾旋階段和改出階段。尾旋階段又可分成尾旋過渡階段和垂直尾旋階段。垂直尾旋階段是研究尾旋的主要階段。根據(jù)飛機是由正飛或倒飛進入,尾旋又分為正尾旋和反尾旋。根據(jù)尾旋時飛機俯仰角的不同,尾旋還可分為陡尾旋、緩尾旋和平尾旋。

  采用失速特性較好的翼型和機翼平面形狀,盡量使質(zhì)量沿機冀機身分布合理,減少大迎角時機翼、機身對尾翼的遮蔽以提高艙面效率等,是保證飛機具有滿意尾旋特性所經(jīng)常采用的設(shè)計措施。

邊界層分離

  當流體流過物體的時候,由于流體本身的粘性,靠近物體表面的流體的速度為零,而離開物體表面一定距離的流體的速度則不受粘性影響,此處的流動可以按照無粘來處理。在物面和可以按無粘處理的流體之間的這一部分流體就是邊界層。

  邊界層是一個薄層,它緊靠物面,沿物面法線方向存在著切向速度的梯度,并因此而產(chǎn)生了粘性應力。粘性應力對邊界層的流體來說是阻力,所以隨著流體沿物面向后流動,邊界層內(nèi)的流體會逐漸減速,增壓。由于流體流動的連續(xù)性,邊界層會變厚以在同一時間內(nèi)流過更多的低速流體。因此邊界層內(nèi)存在著流向的逆壓梯度,流動在逆壓梯度作用下,會進一步減速,最后整個邊界層內(nèi)的流體的動能都被粘性應力給耗散掉,不能再朝下游流動了,然而遠前方的還未減速的邊界層還在源源不斷地追趕上來。就向被堵塞的水池的水會溢出一樣,邊界層內(nèi)的流體也會因為無法繼續(xù)貼著物面流動而“溢出”—邊界層離開了物面,它分離了。邊界層分離之后,它將從緊靠物面的地方抬起進入主流,與主流發(fā)生參混。結(jié)果是整個參混區(qū)域的壓力趨于一致。

  由上面的原理我們可以知道,邊界層要分離必須滿足兩個條件,一個是流體有粘性,第二個是流體必須流過物面。

  邊界層分離如果發(fā)生在機翼上將產(chǎn)生很嚴重的后果,那就是失速。邊界層分離還會使機翼的阻力大大增加,機翼被設(shè)計成園頭尖尾的流線型就是為了減小阻力。在高亞音速飛機上采用的超臨界翼型,也是為了避免邊界層的分離。

  航空科技人員為了克服邊界層分離所做的努力,貫穿了近代航空的發(fā)展歷程,始終是推進航空科技發(fā)展的重要動力之一。

超音速巡航

  超音速巡航能力,是要求飛機具有在發(fā)動機不開加力的情況下,能在M1.5以上做超過30分鐘的超音速飛行。

  目前的常規(guī)戰(zhàn)斗機,只有打開加力時才能做超音速飛行,而且耗油量會猛增1-2倍。超音速飛行時間只有幾分鐘,而且機動性也較差。而具有超音速巡航能力的飛機,可以克服以上不足,大大提高其作戰(zhàn)效能:可以更快的速度飛抵戰(zhàn)區(qū)執(zhí)行任務(wù);可以高速脫離戰(zhàn)區(qū)擺脫敵機攻擊;可以外推攔截線,使敵方轟炸機和攻擊機在更遠處被攔截;可以超音速狀態(tài)發(fā)射導彈擴大攻擊區(qū)。

  由此可見,具有超音速巡航能力將是第四代戰(zhàn)斗機所必須具備的技術(shù)指標。美國的第四代戰(zhàn)斗機F-22就具有超音速巡航能力。

  那么怎么才能使戰(zhàn)斗機具有超音速巡航能力呢?主要措施有兩條:一是采用先進的氣動外形設(shè)計,使飛機的阻力盡量減少:翼身融合體技術(shù)就是一種,它能提高飛機的升阻比,減少超、跨音速波阻。二是采用性能先進的發(fā)動機,使發(fā)動機最大推力大,具有較好的速度特性。從目前研制的水平來看,最佳方案是選用小流量比加力渦扇發(fā)動機。

  美國的F-22飛機之所以具有真正有效的超音速巡航能力,首先是采用了先進的氣動外形設(shè)計。主要內(nèi)容有:翼身融合技術(shù);大根梢比的切尖菱形機翼,前緣后掠角為42度,后緣前掠角為17度,襟翼前緣和主翼后緣均各帶弧度;保形天線、保形武器艙和菱形進氣道等等,這些設(shè)計使飛機氣動外形干凈光滑,氣動阻力小。

  其次,是采用了先進的動力裝置。該機裝有兩臺F119加力渦扇發(fā)動機。由于發(fā)動機在設(shè)計中采用耐高溫材料和先進熱循環(huán)技術(shù),將渦輪前燃氣溫度提高到1853-1923K,總增壓比提高到25,因而產(chǎn)生的推力大(單臺最大推力為104.5千牛(即為10663公斤)。使其有足夠的剩余推力。同時,又因其流量比小(只有0.15-0.25),使其速度特性得到改善。不存在推力不夠和過分耗油問題,所以,在不加力的情況下就可使飛機飛行速度達到超音速,而使它具有超音速巡航能力。

馬赫數(shù)(Mach number) 常寫作M數(shù),它是高速流的一個相似參數(shù)。我們平時所說的飛機的M數(shù)是指飛機的飛行速度與當?shù)卮髿?即一定的高度、溫度和大氣密度)中的音速之比。比如M1.6表示飛機的速度為當?shù)匾羲俚?.6倍。

作戰(zhàn)半徑:飛機遂行戰(zhàn)斗任務(wù)時,能作往返飛行的最遠距離。是衡量飛機戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能的主要指標之一。計算作戰(zhàn)半徑時,應從載油量中扣除地面耗油、備份油量和戰(zhàn)斗活動所需油量。作戰(zhàn)半徑的大小與飛機的飛行高度、速度、氣象條件、編隊大小、戰(zhàn)斗任務(wù)和實施方法等因素有關(guān)。

最大速度 也稱最大平飛速度,指在一定高度上,飛機強度和推力所能允許達到的最大定常平飛速度。由千米/小時表示。由于隨高度的變化,最大速度絕對值也各不相同,因此應在此值后面標出所測量時的高度值(米)。 
巡航速度 飛機在巡航狀態(tài)(指可以持續(xù)進行的速度、高度等參數(shù)基本不變的一種比較經(jīng)濟的飛行狀態(tài))下的平飛速度。一般是最大速度的70~80%,用此速度飛行常能飛出最遠距離。  
實用升限 飛機能維持平飛的最大飛行高度叫升限,內(nèi)分理論升限和實用升限。實用升限是爬升率略大于零的某一定值(對噴氣飛機而言取5米/秒)時所對應的最大平飛高度。
  轉(zhuǎn)場航程 飛機盡最大可能攜帶燃油后所能達到的最遠航程,此時并不優(yōu)先考慮其他有效載重的載重量。此種狀態(tài)適用于飛機非作戰(zhàn)遠程轉(zhuǎn)移。  

最大續(xù)航時間 飛機耗盡其可用燃料所能持續(xù)飛行的時間,一般是指用巡航速度作經(jīng)濟航行所達到的數(shù)值。此值常成為海上巡邏機、偵察機、預警機的考核指標。