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動(dòng)中的沖擊波和振動(dòng)效應(yīng)是一樣的。在無(wú)論是低速還是高速邊界層，機(jī)翼的迎角對(duì)于引發(fā)馬
赫振動(dòng)有最大的影響。在增加迎角的條件下，機(jī)翼上的氣流速度和馬赫振動(dòng)的變化如下：
􀁺 高高度 –飛機(jī)飛的越高，空氣越稀薄，就需要越大的迎角來(lái)產(chǎn)生維持水平飛行的升力
􀁺 大的重量-飛機(jī)越重，機(jī)翼就需要更大的升力，如果其它條件不變，那么就需要更大的
迎角。
􀁺 G 載荷-飛機(jī)G 載荷的增加和重量的增加有相同的效果。無(wú)論G 力的增加是因?yàn)檗D(zhuǎn)彎，
猛烈的控制或者湍流，增加機(jī)翼迎角的效果是相同的。
飛行控制
在高速飛機(jī)上，飛行控制分為主要飛行控制(primary flight control)和輔助飛行控制
（secondary flight control）。主要飛行控制是控制飛機(jī)沿俯仰，側(cè)滾，和偏航3 軸的運(yùn)
動(dòng)。它們包含副翼，升降舵和方向舵。輔助飛行控制包含配平片，前緣襟翼，后緣襟翼，擾
流板以及前緣縫翼(slat)。
擾流板用在機(jī)翼的上表面來(lái)擾流或降低升力。對(duì)于高速飛機(jī)，由于它們明顯的低阻力設(shè)計(jì)而
使用擾流板作為速度制動(dòng)器(speed brake)來(lái)降低速度。飛機(jī)接地后擾流板立即伸出來(lái)釋放
升力，因此飛機(jī)的重量就從機(jī)翼轉(zhuǎn)移到輪子上，能夠得到更好的制動(dòng)性能。如圖3-47。
飛行員航空知識(shí)手冊(cè)
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噴氣運(yùn)輸飛機(jī)有小的副翼。副翼的空間是有限的，因?yàn)闄C(jī)翼的后緣要盡可能的滿足后緣襟翼
的需要。另一個(gè)原因是常規(guī)大小的副翼在高速飛行時(shí)會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼扭曲變形。由于副翼必定很
小，擾流板就配合它來(lái)提供額外的側(cè)滾控制。
一些噴氣運(yùn)輸飛機(jī)有兩組副翼；一對(duì)是外側(cè)的低速副翼，和一對(duì)高速的內(nèi)側(cè)副翼。當(dāng)襟翼在
起飛后完全收起時(shí)，外側(cè)副翼自動(dòng)的鎖定在成流線型位置。
當(dāng)用于側(cè)滾控制時(shí)，向上伸出副翼一側(cè)的擾流器降低這一側(cè)的升力，導(dǎo)致機(jī)翼下降。當(dāng)擾流
板作為速度制動(dòng)器伸出時(shí)，它們?nèi)匀豢梢杂糜趥?cè)滾控制。如果它們是差動(dòng)型的，將會(huì)在一邊
進(jìn)一步伸出而另一邊收進(jìn)。如果它們是非差動(dòng)型的，將會(huì)在一邊進(jìn)一步伸出，而另一邊不再
收進(jìn)。當(dāng)作為速度制動(dòng)而完全伸出是，非差動(dòng)型擾流器仍然伸出，不增補(bǔ)副翼。
為得到一個(gè)氣流不分離的平穩(wěn)失速和較高迎角，飛機(jī)機(jī)翼前緣應(yīng)該有一個(gè)良好的圓整形差不
多是鈍形的，這樣氣流就可以在大迎角時(shí)依附前緣。使用這個(gè)形狀，氣流分離將會(huì)從機(jī)翼后
緣開(kāi)始，隨著迎角增加而逐漸的向前移動(dòng)。
尖角的前緣對(duì)于高速飛行必定導(dǎo)致突然失速，限制后緣襟翼的使用，因?yàn)闅饬鞑荒苎貦C(jī)翼前
緣的尖銳曲線流動(dòng)。在中等迎角時(shí)，氣流趨于從上表面放松破裂，更合適的說(shuō)法是突然破裂。
為利用后緣襟翼，因此增加最大升力系數(shù)，機(jī)翼必須迎角更大而沒(méi)有氣流分離。因此，前緣
的狹槽，前緣縫翼，和襟翼用于改進(jìn)起飛，爬升和著陸時(shí)的低速特性。盡管這些裝置不像后
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緣襟翼那樣強(qiáng)大，當(dāng)時(shí)使用完全翼展和高升力后緣襟翼結(jié)合使用時(shí)它們是有效的。在這些高
級(jí)的高升力裝置幫助下，氣流分離被延遲，最大升力系數(shù)(Clmax)有相當(dāng)可觀的增加。實(shí)際
上，失速速度降低50 節(jié)并不是難得的。
大型噴氣運(yùn)輸飛機(jī)的運(yùn)行要求使大幅度的俯仰調(diào)整變化成為不可避免的。這些要求的部分如
下：
􀁺 大的重心范圍要求
􀁺 覆蓋大的速度范圍的要求
􀁺 處理由于機(jī)翼前緣和后緣高升力裝置的大配平變化而不限制升降舵余量大小的要求
􀁺 配平阻力降低到最小
通過(guò)使用一個(gè)可變安裝角的水平穩(wěn)定起來(lái)滿足這些要求。固定尾翼飛機(jī)的大俯仰平衡變化需
要升降舵有大的偏轉(zhuǎn)。在這些大的偏轉(zhuǎn)中，小的升降舵運(yùn)動(dòng)保持在相同方向。可變安裝角水
平尾翼設(shè)計(jì)用于獲得俯仰配平變化。水平尾翼比升降舵大，從而就不需要大角度移動(dòng)。這就
讓升降舵通過(guò)全范圍的上下運(yùn)動(dòng)而流線化飛機(jī)尾部。可變安裝角的水平尾翼可以被設(shè)定來(lái)處
理大量的配平控制請(qǐng)求，而升降舵處理其它請(qǐng)求。在裝配了可變安裝角的水平尾翼飛機(jī)上，
升降舵更小，也比它在固定尾翼飛機(jī)上的效用更低。和其它飛行控制相比，可變安裝角水平
尾翼的效果是非常強(qiáng)大的。飛行機(jī)組人員必須完全理解和掌握它的使用和影響。
由于噴氣式運(yùn)輸飛機(jī)的尺寸和高速度，移動(dòng)控制面所要求的力會(huì)超過(guò)飛行員的力氣。因此，
控制面是由液壓或者電動(dòng)單元驅(qū)動(dòng)的。移動(dòng)駕駛艙內(nèi)的控制裝置就會(huì)把需要的控制角信號(hào)發(fā)
出去，動(dòng)力單元會(huì)決定控制面的實(shí)際位置。在動(dòng)力單元完全失效時(shí)，控制面的運(yùn)動(dòng)可以通過(guò)
手工的調(diào)節(jié)控制片而起作用。移動(dòng)控制片來(lái)擾亂(upset)導(dǎo)致控制面運(yùn)動(dòng)的氣動(dòng)平衡。
第四章－飛行控制
飛行器飛行控制系統(tǒng)費(fèi)為主要飛行控制和輔助飛行控制。主要飛行控制系統(tǒng)包含那些飛行中
要求的安全控制飛機(jī)，這些包含副翼，升降舵(或全動(dòng)式水平尾翼)，以及方向舵。輔助控制
系統(tǒng)提升了飛機(jī)的性能特性，或者減輕了飛行員的過(guò)多控制力。輔助控制系統(tǒng)的例子有機(jī)翼
襟翼和配平系統(tǒng)。
主要飛行控制
飛機(jī)控制系統(tǒng)被細(xì)心的設(shè)計(jì)為提供自然的感覺(jué)，同時(shí)，對(duì)控制輸入有足夠的響應(yīng)度。低速時(shí)，
控制通常感覺(jué)是偏軟且反應(yīng)緩慢的，飛機(jī)對(duì)施加控制的反應(yīng)是慢慢的。在高速飛行時(shí)，控制
感是偏硬的，反應(yīng)也更快。
三個(gè)主要飛行控制面中任意一個(gè)的運(yùn)動(dòng)都會(huì)改變機(jī)翼上面和周圍的氣流以及壓力分布。這些
變化影響機(jī)翼和控制面結(jié)合而產(chǎn)生的升力和阻力，這樣飛行員才能夠操控飛機(jī)沿3 個(gè)軸向
的旋轉(zhuǎn)。
設(shè)計(jì)特征限制了飛行控制面的偏轉(zhuǎn)程度。例如，控制停止機(jī)制可能會(huì)結(jié)合到飛行控制中，或
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者控制桿的運(yùn)動(dòng)和/或方向腳舵可能受限。這些設(shè)計(jì)限制的目的是防止在正常機(jī)動(dòng)時(shí)飛行員
無(wú)意中的操縱過(guò)量或者飛機(jī)的過(guò)載。
良好設(shè)計(jì)的飛機(jī)應(yīng)該是機(jī)動(dòng)時(shí)穩(wěn)定而容易控制的。控制面輸入導(dǎo)致3 個(gè)軸向旋轉(zhuǎn)的運(yùn)動(dòng)。
飛機(jī)表現(xiàn)出來(lái)的穩(wěn)定性類型也和3 個(gè)軸向的旋轉(zhuǎn)有關(guān)。如圖4-1。
【飛機(jī)控制，運(yùn)動(dòng)，旋轉(zhuǎn)軸向，和穩(wěn)定性類型】
　
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