曝光臺 注意防騙 網曝天貓店富美金盛家居專營店坑蒙拐騙欺詐消費者

下，航程決定于KM /Ce 值。圖9.4 繪出了K 、
KM 及KM /Ce ；隨飛行M 數的變化關系曲線。
可以看出，在超音速范圍內，飛機的升阻比
K 隨飛行M 數的增大而劇烈下降，M 數繼續增
大時，逐漸回升。及也有類似的變
化規律。～M 曲線表明，在高亞音速范
圍內， 可以達很高的值，超音速后，
KM KM /Ce
KM /Ce
KM /Ce
M =2.0～2.5 時逐漸增加到一定的值，M 數繼
續增大時， 還可以繼續增加，但增加速
率越來越小。由此可知，超音速旅客機的巡航速
度應該大于
KM /Ce
M 2，而且假如單純從氣動力的角度
· 144 ·

來看越大越好。但是，眾所周知，M 數的增大將產生氣動加熱問題，勢必影響飛機結構的選
材。一般來說，以鋁合金為基本結構材料的飛機，其最大飛行速度不能超過M 2.5，否則氣
動加熱問題難以解決。這樣，從氣動和結構選材兩方面綜合考慮，可以得到這樣的結論：超
音速客機的巡航速度應選擇M =2.0～2.5。實際上，英、法合制的“協和”號和前蘇聯的Ty-144
客機的巡航速度也都在此范圍內。
T駐點
二、氣動加熱
超音速客機在飛行過程中，機翼、尾翼、機身等部件前緣駐點附近的氣流受到完全阻滯，
速度降為零，溫度升高，稱之為駐點溫度，其表達式為： 駐點T
)
2
(1 1 ∞
−
= TH + k M
或 0.2 2 (9.9) ∞ T T + T ⋅ M H H ＝ 駐點
式中：T 的單位為絕對溫度K。
可以看出，當飛行M 數較高時，氣流的駐點溫度，將比當地的大氣溫度高得多。如飛行
高度為11000 米，大氣溫度TH 為-56.5℃，當M =2.0 時， 即為116.5℃；而當駐點T M =2.5
時， 增至214℃；M=3.0 時， 為334℃，從而對飛機機體結構產生氣動加熱。 駐點T 駐點T
在非駐點的表面上，蒙皮受到氣動加熱后，溫度也要升高，但由于氣流使熱量散失一部
分，結構表面也有熱輻射和熱傳導同時存在，故表面溫度總比駐點溫度低一些。當熱交換達
到平衡后，溫度不再改變，此時，即達到了平衡壁溫。由于是氣動強迫加熱，對金屬蒙
皮而言，只要1～2 分鐘，即可到達平衡壁溫。
駐點T
與結構材料的性質、蒙皮的表面狀況和距駐點的距離均有關系，所以，計算起來很
復雜。初步設計時，可以用以下的近似公式計算：
駐點T
H T M T ) 1 ( 2∞
= +ξ 蒙皮 （9.10）
其中，系數ξ =1.7～1.8，與計算點距離駐點的遠近有關。當距離為1 米時，取ξ =1.7，
若飛行速度M ＝2.0， =94℃；M=2.5， =174℃；M=3.0， =271℃。 蒙皮T 蒙皮T 蒙皮T
金屬結構受到氣動加熱后，會產生熱蠕變，由于不均勻的突然加熱和冷卻，會產生熱應
力和熱疲勞等問題，從而使結構的強度降低。
一般來說，以鋁合金為主的結構只能用到150～180℃的溫度，鈦合金允許用到280～300
℃的溫度，溫度再高則需要用耐熱合金鋼材料，這勢必要對飛機結構的重量、成本和加工工
藝帶來不利的影響。
· 145 ·

第十章 飛機外形隱身設計
由于軍事上的需要和現代科學技術的不斷發展，針對飛行器的探測技術日益完善。不僅
在地面上有強大的雷達網，在空中有預警機，而且在太空還有戰略預警系統，對飛機在戰爭
中的生存力構成了嚴重的威肋。因此，飛機隱身性能已成為軍用飛機生存力的一個重要指標。
隱身技術的目的就是降低飛行器在戰爭環境中被發現的概率從而提高生存力。而飛機隱
身設計就是要求在飛機設計的各個階段運用隱身技術來有效地控制和減小飛行器的目標特
征，使所設計出的飛機能滿足機隱身性能要求。現在，隱身設計已成為軍用飛機設計的一個
重要方面。
飛機隱身技術所研究的內容，總是對應于某種探測手段而言的。因此，可以按所針對的
探測方法，分為抗可見光探測、抗聲波探測、抗雷達探測、抗紅外和抗激光探測等方面的隱
身技術。因當前的防空體系是以微波雷達探測和紅外探測為主，本章主要介紹與飛機總體設
計有關的抗雷達探測的隱身技術和抗紅外探測的隱身技術。
§10.1 雷達散射截面
由于雷達隱身技術可簡單地歸結為雷達散射截面的減縮技術，因此雷達散射截面是隱身
設計中最為重要的概念。而關于飛機雷達散射截面的分析、計算和測試的方法則是減縮雷達
散射截面的基礎。雷達散射截面的英文是Radar Cross Section，通常簡稱RCS，它是度量目
標在雷達波照射下所產生的回波強度的一種物理量。從直觀的物理意義上講，任一目標的RCS
可用一個各向均勻輻射的等效反射器的投影面積（橫截面積）來定義，這個等效反射器與被
定義的目標在接收方向單位立體角內具有相同的回波功率。為了更加形象地說明RCS的意義，
我們舉一個簡單例子。用一個半徑為a的導體圓球代替一個任意目標，如果在同一雷達波照射
下，圓球收接雷達波功率后再均勻輻射的電場或磁場強度和任意目標的回波（后向散射波）
的電場或磁場強度相等的話，那么這個圓球的最大橫截面積πa2就稱為該任意目標的RCS。習
慣上用σ來表示雷達散射面RCS的量值，RCS具有面積量綱。
雷達散射截面的一般定義為：目標在單位立體角內向接收機處散射功率密度與入射波在
目標上的功率密度之比的4π倍。其數學表達式為：
i
s
R E
σ lim 4πR2 E
→∞
= 或
i
s
R H
σ lim 4πR2 H
→∞
= (10.1)
式中R為天線與目標的距離，Es，Hs分別為接收機處的電場和磁場的強度；Ei，Hi分別為目標處
入射波的電場和磁場的強度。
以上給出的RCS 定義，是單站RCS，即發射天線和接收天線是一副天線（或收發天線雖
分離，但相距很近時的情況），只考慮了后向散射的情況。當考慮其它方向上的散射場時，則
· 146 ·

稱為“雙站”情況，所對應的RCS 稱為雙站RCS。圖10.1 示出了單站RCS 與雙站RCS 的區別。
　
中國航空網 www.k6050.com
航空翻譯 www.aviation.cn
本文鏈接地址：飛機總體設計(45)