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