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。

飞行控制

在高速飞机上，飞行控制分为主要飞行控制(primary flight control)和辅助飞行控制（secondary flight control）。主要飞行控制是控制飞机沿俯仰，侧滚，和偏航3轴的运动。它们包含副翼，升降舵和方向舵。辅助飞行控制包含配平片，前缘襟翼，后缘襟翼，扰流板以及前缘缝翼(slat)。

扰流板用在机翼的上表面来扰流或降低升力。对于高速飞机，由于它们明显的低阻力设计而使用扰流板作为速度制动器(speed brake)来降低速度。飞机接地后扰流板立即伸出来释放升力，因此飞机的重量就从机翼转移到轮子上，能够得到更好的制动性能。如图3-47。

喷气运输飞机有小的副翼。副翼的空间是有限的，因为机翼的后缘要尽可能的满足后缘襟翼的需要。另一个原因是常规大小的副翼在高速飞行时会导致机翼扭曲变形。由于副翼必定很小，扰流板就配合它来提供额外的侧滚控制。

一些喷气运输飞机有两组副翼；一对是外侧的低速副翼，和一对高速的内侧副翼。当襟翼在起飞后完全收起时，外侧副翼自动的锁定在成流线型位置。

当用于侧滚控制时，向上伸出副翼一侧的扰流器降低这一侧的升力，导致机翼下降。当扰流板作为速度制动器伸出时，它们仍然可以用于侧滚控制。如果它们是差动型的，将会在一边进一步伸出而另一边收进。如果它们是非差动型的，将会在一边进一步伸出，而另一边不再收进。当作为速度制动而完全伸出是，非差动型扰流器仍然伸出，不增补副翼。

为得到一个气流不分离的平稳失速和较高迎角，飞机机翼前缘应该有一个良好的圆整形差不多是钝形的，这样气流就可以在大迎角时依附前缘。使用这个形状，气流分离将会从机翼后缘开始，随着迎角增加而逐渐的向前移动。

尖角的前缘对于高速飞行必定导致突然失速，限制后缘襟翼的使用，因为气流不能沿机翼前缘的尖锐曲线流动。在中等迎角时，气流趋于从上表面放松破裂，更合适的说法是突然破裂。为利用后缘襟翼，因此增加最大升力系数，机翼必须迎角更大而没有气流分离。因此，前缘的狭槽，前缘缝翼，和襟翼用于改进起飞，爬升和着陆时的低速特性。尽管这些装置不像后缘襟翼那样强大，当时使用完全翼展和高升力后缘襟翼结合使用时它们是有效的。在这些高级的高升力装置帮助