SST28SF512心前移,造成机头自动上仰,迎角增大,附面层进一步分离,最后导致飞机大迎角失速。翼梢部位的附面层先分离带来的另一个问题是大大降低了副翼的操纵效率,造成飞机的横向操纵性能不足。

后掠机翼结构的受力形式不好。特别是机翼根部三角区的结构受力复杂,承受扭矩比较大,机翼后梁与机身的接头受力比较大。所以,高亚音速民用运输机采用的后掠机翼的后掠角不会太大,一般都在30°左右,主要是用来提高临界马赫数。

小展弦比机翼,为了减小诱导阻力,亚音速飞机通常采用大展弦比机翼,入可达8~9。但进行跨音速和超音速飞行的飞机,展弦比大大减小,成为小展弦比机翼(见图2-46)。当机翼展弦比人(4时,飞机的临界马赫数可以得到较大的提高,跨音速飞行急剧增加的阻力也可以得到减缓。

小展弦比机翼在保证产生升力所需要的机翼面积的情况下,可以使翼型的弦长加长。而使机翼的展长缩短。弦长较长就可以在翼型最大厚度J=“~ ・`'J`lu Hw J I'b    不变的情况下,减小翼型的相对厚度,使气流在翼型表面加速缓慢,从而提高临界马赫数。另外,机翼展长缩短使沿杌翼前、后缘产生的激波也缩短了,气流流过机翼时要穿透的激波长度减小了,波阻自然也就小了。

小展弦比机翼也有不足之处,在低速飞行时,它的诱导阻力大,起飞着陆性能也不

太好。

除了小展弦比机翼外,超音速飞机还可以采用大后掠机翼和三角形机翼。

涡流发生器和翼刀涡流发生器涡流发生进附面层,加快附面层内,越过它的构造是一种低展弦比小翼段,垂直地安装在它们起作用的气动力面上,可以成对交错排列,也可以单个地都按一个方向排列。但小翼段都应与来流形成一定的迎角。当气流以一定的迎角流过小翼段时,在一侧加速,另一侧减速,在小翼段两侧造成压力差,因而在小翼段的端部生成了很强的翼尖旋涡(见图2-47)。这些旋涡将外部气流中的高能量气流带人附面层,加快了附面层内气流流动,有效地抑制附面层分离。

涡流发生器可以安装在低速飞机的气动力面上,起到防止附面层分离和增升的效果,也可以用在高亚音速和跨音速飞机上,防止或减弱激波诱导的附面层分离,推迟波阻的急剧增加和减缓波阻增加的趋势,改善飞机的跨音速空气动力特性。

翼刀是一种较窄的刀条,平行于飞机的对称面,垂直地安装在机翼的表面上(见图

2-48)。在小迎角飞行时,翼丿丁下影响升力沿展向的分布,在迎角比较大,特别是接近临界迎角时,翼刀起到了阻止后掠翼附面层气流谄展向流动,防止翼梢部位附面层分离,改善后掠翼失速特性的作用。

克服了“音障”飞机进人超音速飞行后,在继续提高飞行速度的前进中,遇到的另一个问题是空气动力加热问题,也就是所谓的“热障”问题。

气流流过机体时,由于空气的粘性在机体表面形成了附面层。附面层内的空气受到摩擦阻滞和压缩,速度下降,温度升高,气流的动能转变为热能,对机体表面进行加热,这就是空气动力加热。亚音速飞行时,气流具有的动能小,摩擦阻滞产生的热量少,很快在空中散掉了,机体表面温度增加不多,也就不存在“热障”问题。但当飞机在空中进行超音速飞行时,空气动力加热的问题就逐渐严重了。

如果飞机在同温层进行超音速飞行,大气的温度是一56℃,飞行马赫数Mo=2时,由于空气动力加热,机头的温度可达到100℃;Ⅳ=2.5时,温度约为200℃。随着飞行马赫数的提高,机体表面的温度还会急剧上升。飞机进行短时间的超音速飞行,空气动力加热只使机体表面的温度升高,在机体结构中造成温度梯度,使机体结构承受热应力。超音速运输机是要以超音速进行长时间的巡航飞行的。长时间的空气动力加热不但使机体表面温度升高,而且会使机体结构热透,并使座舱温度升高,这就会给飞机的飞行带来很多问题。

首先,座舱的温度太高使机务人员和乘客无法忍受,机上的设各比如无线电、航空仪表等也无法正常工作。其次,机体的温度也会超过机上一些非金属材料的极限工作温度,比如,风挡和观察窗的有机玻璃、密封用的橡胶等都会因为温度过高而不能正常工作甚至完全损坏。更严重的问题是:飞机机体被热透,温度达到200℃以上,使飞机主要受力结构件的材料 铝合金的机械性能大大下降,飞机结构的强度和刚度降低,达不到飞机设计要求,无法进行正常飞行。当马赫数己提高到2.0时,铝合金材料2024的强度极限σb下降约9%,而当马赫数″臼`提高到2.5以上时,机体的温度超过250℃,铝合金材料2024的强度极限下降约40%,这已经到了以铝合金为主要结构材料的飞机结构的工作极限了。使用耐高温材料如钛合金、耐热合金钢等可以提高飞机机体工作温度,但飞机飞行速度的进一步提

高还要依靠新型结构材料(比如,先进复合材料等)的研制和新工艺方法的开发。