超声速翼型和亚声速翼型的气动特性.doc

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超声速翼型和亚声速翼型的气动特性总负责：祝恺辰（071450704）组员：辛宏宇(071450703) 超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。激波超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波一、超音速薄翼型翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波亚声速扰动无界根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。 1.马赫锥的概念超声速流场内从任一点P作两个与来流平行的马赫锥，P点上流的称为前马赫锥，下流的称为后马赫锥，如图：马赫锥的半顶角为马赫角：马赫锥所围区域称为P点的依赖去，在该马赫锥内所有的扰动源都能对P产生影响。超声速机翼不同边界对机翼绕流性质有很大影响，从而形象机翼的气动特性，因此必须将机翼的边界划分为前缘、后缘和侧缘。机翼与来流放心平行的直线首先相交的边界为前缘，低二次相交的边界为后缘，与来流平行的机翼为侧缘。是否前缘、后缘或侧缘自然还与来流与机翼的相对放心有关。如果来流的相对于前（后）缘的法向分速小于音速，则称该前（后）缘为亚音速前（后）缘；反之如来流的相对于前（后）缘的法向分速大于音速，则称该前（后）缘为超音速前（后）缘。超声速前缘和亚声速前缘的几何关系见下图，当来流马赫线位于前缘之后即为超音速前缘，之前为亚音速前缘: 2.流区和三维流区在超音速三维机翼中仅受单一前缘影响的区域称为二维流区（每点的依赖区只包含一个前缘），如下图中阴影部分所示。其余非阴影部分为三维流区，其影响区包含两个前缘（或一前缘一侧缘或还含后缘）。有限翼展薄机翼的超音速绕流特性有限翼展薄机翼的超音速绕流特性与其前后缘性质有很大关系，后掠机翼随来流马赫数不同可以是亚音速前（后）缘，亚音速前缘超音速后缘或超音速前（后）缘，如图：以平板后掠翼为例，亚音速前缘时，上下翼面的绕流要通过前缘产生相互影响，结果垂直于前缘的截面在前缘显示出亚音速的绕流特性（图a）。如果是亚音速后缘，则垂直于后缘的截面在后缘也要显示出亚音速的绕流特性：流动沿平板光滑离开以满足后缘条件（图b）。如果是超音速前、后缘，则上下表面互不影响，垂直于前、后缘的截面显示出二维超音速平板的绕流特性：流动以马赫波为扰动分界（图c、d）。如图是垂直于前缘的截面上压强分布。对于亚音速前、后缘，压强分布在前缘处趋于无限大，后缘处趋于零（图a）；亚音速前缘和超音速后缘时，前缘处趋于无限大，后缘处趋于有限值（图b）; 超音速前缘和超音速后缘时，前后、缘处压强系数均为有限值（图c）; 3.流场概念所谓锥形流场就是所有流动参数沿从某点发出的射线上保持不变的流场。在线化超音速流场中扰动沿马赫线传播，可证在顶点马赫线不相交的区域，由于只受到一个顶点的扰动将构成锥形流场（图a、b），受两个顶点影响的马赫线相交区域不具有锥形流性质（图c）: 如图是几个超音速典型平面形状机翼的压强分布：二、跨音速流动的简单介绍前面研究的流场不是纯亚音速流就是纯超音速流动，如果在亚音速流场中包含有局部超音速区或超音速流场中包含有局部亚音速区，此种流动称为跨音速流。由于从超音速过渡到亚音速往往要通过激波实现，因此跨音速流场中往往包含局部激波。薄翼的跨音速流场主要在来流马赫数 M∞接近于1 时出现，钝头物体作超音速运动时，在头部脱体激波之后也会出现跨音速流。绿色为局部压缩区域，红色为局部膨胀区域。 α＝20，马赫数 M∞=0.7~1.2薄翼型的跨音速流场产生过程，当M∞=1.4时，脱体波将向翼型靠近，当M∞=1.6时，头部脱体波将变成附体斜激波。临界马赫数当来流马赫数M∞以亚音速绕过物体时，物体表面各点的流速是不同的，有些点上流速大于来流速度。随来流马赫数增大，表面某些点的流速也相应增大，当来流马赫数最大到某一值时（ M∞<1）,物体表面某些局部速度恰好达到当地音速（M=1）,此时对应的来流马赫数称为临界马赫数（或下临界马赫数）M∞临，对应M=1处的压强称为临界压强 P临。其压强分布与翼型相对厚度、相对弯度和迎角等参数有关，因此翼型的临界马赫数也与这些参数有关，对机翼来说，其临界马赫数还与其平面形状有关。翼型的跨音速绕流图画下面进一步就前述薄翼型的跨音速流场对应的局部激波系和翼面的压强分布进行讨论。风洞中的观察如下： α＝20，马赫数 M∞=0.7~1.2 薄翼型的跨音速流场产生过程，当M∞=1.4时，脱体波向翼型靠近，当M∞=1.6时，头部脱体波变成附体斜激波。上述流动过程在各个典型马赫数下对应的流动图画和压强分布如图。 (a)当来流M∞小于临界马赫数时翼面全为亚音速流。(a)当来流M∞逐步增大且略超过临界马赫数时，上翼面某点首先达到音速，并有一小范围超音速区；点划线为亚、超界限：音速线，由于超音速区较小，气流从亚音速到超音速还可光滑过渡无激波，压强分布也无突跃（图a）。 (b) 当来流 M∞继续增大，上翼面超音速区随之扩大，由于压强条件所致，超音速区以局部激波结尾，激波后压强突跃增大，速度不再光滑过渡（图b） (c) 随来流M∞继续增大，上翼面超音速区范围继续扩大，激波位置后移，而下表面也出现了激波，并且比下翼面更快移到后缘（图c、d）这时上下翼面大部分区域都是超音速气流了。由于尾波已在移向下游，上下翼面压强分布不出现突跃。 (d) 当来流M∞>1后，翼型前方出现弓形脱体激波，并且随着M∞增大弓形激波逐步向翼型前缘靠近，如图（e）所示。由于脱体激波的一段是正激波，因此前缘附近某一范围内气流是亚音速流，随后沿翼面气流不断加速而达到超音速；在翼型后缘，气流通过后缘激波而减速到接近于来流的速度；M∞再继续增大前缘激波就要附体，整个流场表为单一的超音速流场如图（f）所示。前缘激波附体时M∞称为上临界马赫数。介于上临界马赫数与下临界马赫数之间的流动即为跨音速流动。跨音速流动时翼面激波与翼面边界层发生干扰是流场的重要特征之一，将使流动变得更加复杂。如图是对称翼型在跨音速时激波与层流边界层或湍流边界层（由翼面上游干扰射流产生）干扰的情况。由于激波造成的逆压梯度将通过边界层的亚音速区向上游传播，从而改变翼面压强分布，边界层厚度增大，增厚的边界层反过来又对外流形成一系列压缩波，从而形成λ形激波系。对层流边界层而言向上游传播的距离远，边界层增厚明显，λ波系范围大，增厚的边界层容易发生分离（称为激波诱导分离），使翼型升力下降（即所谓激波失速），阻力增加。对湍流边界层而言由于层内亚音速区的厚度较薄，逆压扰动向上游传播的范围要小，因而λ波系范围小，且在同样强度激波下不易产生诱导分离。跨音速流动及压力分布（攻角3.2度），从下到上对应马赫数0.79，0.87，0.94，1.00，从左到右对应翼型 NACA64A006， NACA64A009， NACA64A012。（高速风洞试验结果） 1.升力特性随来流马赫数的变化图示翼型升力系数随来流马赫数的变化曲线。可见在A点以前和E点之后升力系数Cy分别按亚音速规律和超音速规律变化，即亚音速时Cy 随M∞上升而上升，超音速时 Cy随M∞上升而下降。来流马赫数从A点增至B点，由于上翼面超音速区域不断扩大，压强降低，导致升力系数增大。在B点之后上翼面激波继续后移，且强度增大，边界层内逆压梯度剧增，导致上表面边界层分离，使升力系数骤然下降，这个由于激波边界层干扰引起的现象叫做激波失速。随着马赫数增大，下翼面也出现超音速区和激波且下翼面激波要比上翼面激波更快地移至后缘，使下翼面压强降低，引起升力系数下降至C点。小结 1.马赫数进一步增大，上翼面激波移到后缘，边界层分离点也后移，上翼面压强继续降低，使升力系数又重新回升到D点。D点之后，翼型前方出现弓形脱体激波，在脱体激波未附体之前，上下翼面压强分布基本不随马赫数而变，但马赫数增大使来流动压增大，所以升力系数仍随马赫数增加而下降。由上可见，在跨音速范围内，翼型升力系数随马赫数的变化是几上几下的。 2.阻力特性随来流马赫数的变化，阻力发散马赫数在M∞小于M∞临时，翼型阻力主要是由气流粘性引起，所以阻力系数随M∞的变化不大。当来流M∞超过M∞临进入跨音速流后，随M∞增大翼面上超音速区逐渐扩大出现激波产生波阻力，阻力系数增大。当激波越过翼型顶点后，强度迅速加大的激波导致波阻系数急剧增加出现阻力发散现象，因此激波越过顶点时对应的来流马赫数称为阻力发散马赫数MD。随M∞继续增大激波继续后移，波前超音速继续膨胀加速，波强继续增大，阻力系数继续增大。当来流M∞接近于1时上下翼面的激波均移至后缘，阻力系数达到最大。随后，虽然来流M∞继续增大，但由于翼面压强分布基本不变，而来流动压却随M∞增大而继续增大，因此阻力系数逐渐下降。 3. 俯仰力矩特性随来流马赫数的变化翼型的俯仰力矩特性随M∞变化与压力中心相对位置随M∞的变化密切相关。在亚音速流中，翼型的压力中心在不同M∞下略有变化但变化不大，在弦长1/4上下浮动。当来流M∞超过M∞临后，由于上翼面出现局部超音速区并随来流M∞数增大，低压区随之向后扩展，引起压力中心向后移动，使低头力矩增大。当M∞继续增大，下翼面也出现局部超音速和局部激波，并且下翼面的局部激波比上翼面后移得快，低压的局部超音速区向后也扩展得快，所以下翼面后段的吸力迅速增大，使得压力中心前移引起抬头力矩。由此可见，在跨音速范围内，由于翼面激波的移动使得压力中心位置随之前后剧烈移动，导致翼型纵向力矩发生很大变化。如下图所示。 4. 超临界翼型的绕流特点和空气动力特性为了提高翼型阻力的发散马赫数MD，以缓和和延迟翼型气动力特性的剧烈变化而提出了所谓超临界翼型的概念和设计。如图是在设计升力系数下，层流翼型与超临界翼型在来流M∞超过M∞临后的流动现象。可见层流翼型结尾激波前超音速气流是一直加速到激波处，激波较强且靠前，波后逆压梯度大，导致边界层分离阻力剧增。超临界翼型的几何特点如图所示。上翼面曲率较小比较平坦，使来流M∞超过临界马赫数后，大约从距前缘5％弦长处沿上表面为---无加速的均匀超音速，这样结尾激波前的超音速马赫数较低，激波强度较弱，且伸展范围不大，波后逆压梯度较小，边界层不易分离，从而缓和了阻力发散现象。为了补偿超临界翼型前段升力的不足，一般将后缘附近的下表面做成内凹形以增大翼型后段弯度使后段能产生较大升力。总结上图是某超临界翼型和普通翼型的厚度分布及其阻力系数对比。两个翼型的容积是差不多的。但二者在设计升力系数Cy=0.6时的阻力系数随M∞变化对比表明，超临界翼型在M∞=0.7时阻力系数只有微小增加，到M∞ =0.8时阻力才开始发散；而普通翼型在M∞ =0.69时阻力就开始发散。此外，超临界翼型在跨音速的升力系数和力矩系数特性也优于普通翼型。上图说明： 1.对同一翼型来说，升力系数增加（迎角增加）时M∞临减少（即提前）； 2.小Cy（即小迎角）时，相对厚度大则M∞临减少，相对厚度小则M∞临增大，大Cy （即大迎角）时则趋势相反，原因是大迎角时相对较薄的翼型对流动扰动大； 3.最大厚度位置后移时在大部分迎角范围内M∞临略有增大。上图中，当翼型迎角增加时，激波的发生提前。因此，在高马赫数情况下，翼型所能提供的升力是有限的。验证了前面的结论1：对同一翼型来说，升力系数增加（迎角增加）时M∞临减少（即提前）；相同马赫数下，比较厚翼型与薄翼型的扰流，厚翼型产生的激波比薄翼型要早，因此，在高速情况下，薄翼型阻力较低。验证了前面的结论2：小Cy（即小迎角）时，相对厚度大则M∞临减少，相对厚度小则M∞临增大。超声速飞机的应用一、协和式飞机 1、飞机简介协和式飞机是一种由法国宇航和英国飞机公司联合研制的中程超音速客机，它和苏联图波列夫设计局的图-144同为世界上少数曾投入商业使用的超音速客机。协和飞机在1969年首飞、1976年投入服务，主要用于执行从伦敦希思罗机场（英国航空）和巴黎戴高乐国际机场（法国航空）往返于纽约肯尼迪国际机场的跨大西洋定期航线。飞机能够在15000米的高空以2.02倍音速巡航，从巴黎飞到纽约只需约3小时20分钟，比普通民航客机节省超过一半时间，所以虽然票价昂贵但仍然深受商务旅客的欢迎。1996年2月7日，协和式飞机从伦敦飞抵纽约仅耗时2小时52分钟59秒，创下了航班飞行的最快纪录。 1969年，第一架协和超音速客机诞生，并于1976年1月21日投入商业飞行。协和式超音速客机是世界上唯一投入航线上运营的超音速商用客机。协和式飞机一共只生产了20架。英国航空公司和法国航空公司使用协和式飞机运营跨越大西洋的航线。到2003年，尚有12架协和式飞机进行商业飞行。2003年10月24日，协和式飞机执行了最后一次飞行，全部退役。飞机机翼设计为三角翼，三角翼的特点为失速临界点高，飞行速度可以更快，且能有效降低超高速抖动时的问题。协和号四具引擎更配备了一般在战斗机上才看得到的后燃器。这架飞机还有个令人津津乐道的特点就是它会「变形」：其一是因为在2马赫的飞行速度时，空气摩擦使其机体产生高热，因热胀冷缩效应，协和号在飞行时最长会「变长」约24公分；其二是她的可变式机鼻，在飞行时直直挺挺的如一根针以利高速切开空气，但是在起降时，机鼻可以往下调5至12度以利飞行员的视野-事实上由于有很多先进电脑导航仪器辅助，飞行员也不一定非得看见跑道才能起降，这么做只是求个安心，不过庞大的机鼻角度调整设备却白白的浪费飞机的宝贵重量与空间。 2000年7月25日，协和号客机班机AF4590在进行起飞时辗过了跑道上另一架美国大陆航空的DC-10脱落的小铁条，造成爆胎，而轮胎破片以超过音速的高速击中机翼其中的油箱。之后引发失火，导致飞机于起飞数分钟后即爆炸坠毁于机场附近的旅馆。这是协和号服役期间唯一的一次的失事。也是有史以来第一架超音速喷气式飞机失事，这场悲剧造成了113人丧命。　此次失事促使飞机制造商重新改造机体设计，并修补了诸多缺失。甚至利用防弹衣(Kevlar)原料来保护油箱，以避免油箱以后遭到高速的异物的穿刺。但尽管如此，由于整个失事过程都被民众用家用录影器材拍摄下来，造成社会大众心理上的严重震撼，不论这家飞机以往声望有多高，但仅仅一次的失事就让协和号从此一蹶不振……虽然协和号客机在2001年11月重新启航，载客量一直都严重不足。因为对航空公司亏损严重，协和号客机终于在2003年退役。到2003年4月，尚有12架进行商业飞行。2003年10月24日，协和飞机执行了最后一次飞行。 2、技术特点协和式飞机前机身细长，这样既可以获得较高的低速仰角升力，有利于起降，又可以降低超音速飞行时产生的阻力，有利于超音速飞行。协和式飞机由于机头过于细长，飞行员在起降时由于高仰角导致视线会被机头挡住，同时为了改善起降视野，机头设计成可下垂式，在起降时下垂一定的角度，可以往下调5至12度，以便飞机在起飞和降落时，飞行员获得极好的视野，巡航时则转到正常状态。不过庞大的机头角度调整设备占用了飞机的宝贵重量与空间。协和式超音速客机采用无水平尾翼布局，为了适应超音速飞行，协和式飞机的机翼采用三角翼，机翼前缘为S形。协和式飞机共有四台涡轮喷气发动机。发动机由英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国国营航空发动机公司负责研制。发动机型号为“奥林帕斯”593Mk610涡轮喷气式发动机。单台推力169.32千牛（38,000 lbs)。发动机具备了一般在超音速战斗机上才使用的加力燃烧室(后燃器)。协和式飞机的飞行速度能超过音速的两倍，最大飞行速度可达2.04马赫，巡航高度18000米，巡航速度达到每小时2,150公里。协和式飞机是1970年代的产品，但电子设备还是比较先进的。特别是在自动飞行方面，协和式飞机能够达到Ⅲ级自动降落和起飞，即协和式飞机完全能按照程序和指令，在无飞行员操纵下自动进行起飞与降落。由于协和式飞机设计于1960年代，所使用的技术只能代表60年代的技术水平，所以存在着两个重大的缺陷：一个是经济性差。协和式飞机一次可满载95.6吨的燃油，可每小时却要消耗掉20.5吨，耗油率较高。最大油量航程7000多公里，最大载重航程5000公里，由于协和式飞机航程较短，也就是说它只能勉强横跨大西洋飞行，而不能横跨太平洋飞行，这就限制了它的使用范围。协和式飞机标准客座为100，最大客座为140，载客量偏小，运营成本较高。从而降低了它的经济性。二是起落时噪音太大，致使世界上绝大部分国家都不让它起落；而且由于超音速飞行产生的音爆，被限制不得在大陆上空进行超音速飞行。 3、首创技术协和飞机最初的设计主导思想，是立足于1950年代的航空技术水平，避免采用过多未成熟的新技术。但后来在研制过程中发现，超音速客机在空气动力学、飞行控制系统、发动机等方面的技术难度都超过了预期，过分依靠既有技术难以达到预定的性能指标，所以协和飞机的发展过程中也研究、应用了许多新技术，代表了1960年代欧洲航空技术的最高水平，对以后的民航客机发展具有重要影响，但协和飞机的研制时间也因此大大延长。（1）高速飞行和飞行性能优化： S型前缘双三角翼电脑控制的可变发动机进气坡度超音速巡航能力电传操纵发动机，是今天全权限数字电子控制。发动机的先驱可下垂式机鼻，以增加着陆时驾驶舱的能见度减重和提升性能： 2.04马赫的巡航速度能带来最经济的燃油消耗（虽然涡轮喷气发动机于高速时能获得较高的效率，但以2倍马赫速度巡航能面对最低的激波阻力）机体主要材质为铝合金以减轻重量，并以传统的方式建造以避免未知因素带来的风险全权自动驾驶和自动节流阀，容许飞行员于爬升至着陆期间完全不介入飞行操纵全电子类比电传操纵飞行控制系统多功能的飞行操纵界面部件更轻但压力高达28Mpa的高压液压系统传输各项空气动力学数据（包括总压力、静压力、迎角、侧滑等）的数据通道，传感器分布于机身多个位置全电子控制类比电传制动系统采用俯仰配平、燃油可以在各油箱内转移以控制飞机重心和升力中心的相对位置部分部件以雕刻铣削方式从一整块合金坯料制造成形，以减少零部件数量，同时减轻重量并提高部件强度。（2）细长三角翼协和飞机的S型前缘细长三角翼的出现，有功于1950年代至1960年代期间超音速空气动力学、旋涡动力学的蓬勃发展，许多理论上的预言已经得到了风洞试验的证实。第二次世界大战后，后掠翼得到了广泛的应用，超音速飞行也成为可能。1950年代初，英国皇家飞机研究院空气动力学部成立了一个研究小组，开始了对超音速客机的初步研究和设计工作。起初研究小组提出过采用后掠翼的方案，但发现这样虽能提高飞行速度，但也产生了一些问题，最主要是降低了飞机的升阻比，起飞着陆距离长。为了改善飞机的低速性能，研究小组甚至讨论过采用可变后掠翼的可行性，但依然存在结构复杂、配平困难等问题。但非常幸运的是，一大批优秀的空气动力学家，例如迪特里希·屈西曼、约翰娜·韦伯、史密斯、马斯克尔，当时云集超音速运输飞机委员会，为协和飞机的细长三角翼作出重要贡献。这些空气动力学家的研究发现，气流从涡流发生器（例如细长机翼）前缘通过会分离出稳定的漩涡（脱体涡，trapped vortex），高速旋转的气流提高了机翼表面的负压，漩涡强度随迎角增大而增大，产生很大的涡升力（Vortex lift），并在升力线斜率上表现出明显的非线性。这种非线性升力在低速或大迎角状态下更明显，所产生的升力更大。1950年代起，跨声速风洞、超声速风洞成为试验超音速飞机气动性能的最佳途径。在试验中，三角翼的优势越来越明显。在超音速飞行中，三角翼气动阻力小，而机鼻形成的冲击波到达三角翼的大后掠前缘时，会使三角翼产生非常高的气动效率。另一方面，在大迎角飞行时，三角翼的前沿还能产生大量涡流，附着在上翼面，产生的涡升力能大大提高总体升力。一批三角翼试验机，如亨德里·佩奇公司的HP.115、费尔雷公司的Delta 1、Delta 2，也验证了这项特性。然而，普通无尾三角翼的设计也拥有了后掠翼的部分缺点，由于超声速三角翼飞机展弦比较小，低速飞行时的升阻比低，气动特性不理想，起飞着陆距离长。因此，协和飞机采用了双三角翼的设计。双三角翼的内外侧两个后掠角，靠近机身的翼根位置有较大的后掠角，以降低阻力；而在主要产生升力的机翼外段采用较小的后掠角和较小的机翼弦长，机翼前沿不是直线而是S型的曲线。细长S型前缘三角翼提高了低速时的升阻比，涡流稳定性好，平衡了高速和低速时的要求，对低速起降时的操纵性有所改善。协和飞机的细长三角翼由于有效利用了脱体涡升力，满足了飞机在低速、大迎角的情况下所需要的升力。此外，S型前缘三角翼的空气动力中心位于飞机重心之后，最大限度地减少升力中心随速度的移动；从亚音速过渡到超音速飞行时，机翼压力中心位置变化较小，提高了飞机的稳定性。（3）配平油箱当任何飞机在飞越临界马赫数时，压力中心会向后转移。在飞机重心不变的情况下会为飞机带来一股下俯力矩。即使工程师为协和飞机设计了S型前缘的三角翼，压力中心仍然会后移约2米。虽然可以利用气动翼面作配平控制来抵销，但在如此高速的情况下会大幅增加飞机的阻力。因此，协和飞机会通过将燃油在机内三个辅助调整油箱（4个位于机身与机翼前缘交会处，一个位于机尾）之间转移，以电脑自动控制重心来达到配平，成为一种有效的辅助配平控制。（4）发动机为了令协和飞机在经济上可行，它需要飞行一段颇长的距离，这需要一种高效率的发动机。为了适应超音速飞行的需要，因此迎风面积较小、低涵道比的涡轮喷气发动机是最佳选择，以减少阻力及产生达超音速的排气速度，而油耗较低和噪声较少的高涵道比涡轮风扇发动机则不适合用于超音速客机。每架协和飞机装配了四具由劳斯莱斯和斯纳克玛公司联合研制的奥林匹斯593 Mk 610型轴流式双转子（twin spool）涡轮喷气发动机，是当时世界上推力最大涡喷发动机，每具可产生多达18.7吨的推力。四具发动机以两具一组发动机短舱的方式，分别下挂在机翼下侧，而没有发动机支架，减少了气体湍流，使发动机更加稳定，以免发动机在超音速飞行时脱落。协和飞机也可以使用反推力装置，以提高下降率及缩短降落距离。当飞机处于亚音速飞行而高度低于30,000英尺（约9144米）时，靠近机身的两具发动机反推力装置便可开启，飞机的下降率可提高至每分钟10,000英尺（约3048米）。在超音速飞行时，进气道口会产生激波并对空气进行预压缩。为了降低超音速激波阻力，并让发动机维持最佳进气效率，协和飞机的进气道也经过了特殊设计。所有常规喷气发动机都只能吸收速度约0.5马赫的气流，因此巡航速度达2马赫的协和飞机必须将超音速的进气速度减慢至亚音速，否则发动机效率会大大降低，并可能引发发动机喘振等问题，另外协和飞机也必须控制减慢气流速度时所形成的激波位置以避免损坏发动机。为解决上述问题，协和飞机采用了可调节进气道，以一对可移动的大型斜板和一道溢流门，按不同的飞行速度和情况，调节进气速度和激波位置并对引进气流进行预压缩。两块斜板位于发动机短舱进气道顶部，由液压系统控制，可以向下移动；而溢流门则位于进气道下方可以向上下开合控制气流流入或流出。在飞机起飞时发动机进气需求高，斜板会平放（处于收起状态），溢流门会向上打开以增加进气量。当飞机速度到达0.7马赫时，溢流门会关闭；而速度达1.3马赫时，斜板会开始移动并将气流引导出进气道并用于机舱加压。当飞机以2.0马赫进行超音速巡航时，斜板会覆盖一半进气口面积，协助压缩空气和增加气流温度以减轻发动机压缩段的工作压力。这套系统对提高发动机效率有很大帮助，协和飞机在超音速飞行时，有63%的推力是由进气道预压缩产生。（5）表面加热协和飞机在在五万余呎高空飞行，机外环境温度约为零下50℃，飞机在超音速飞行时，空气压力和摩擦力会使飞机表面加热，而且飞机不同部分的升温情况也有所差异，并且会在机身表面形成温差。超音速飞机最热的部份除了发动机之外就是机头头锥，协和飞机在飞行时头锥最高温度可达127℃，机身后段也可超过90℃。协和飞机主体材质为硬铝（AU2GN/ASTM 2168飞行器专用铝材），仅在部分需要长时间承受高温的特殊部位，例如升降副翼、发动机短舱等处使用钛合金和不锈钢。铝材在当时已经在飞机制造工业广泛使用，应用经验较多，而且价格低廉、建构容易。硬铝结构稳定，可持续承受达127℃的高温，因此协和飞机的最高速度被限制在2.02马赫，而这个速度是硬铝的高温极限。假如目标速度超过2.02马赫，机体则需要大范围的使用钛合金或不锈钢，大大增加制造成本和飞机重量。协和飞机于飞行期间会经历两个加热及冷却的循环。第一次冷却于飞机起飞爬升时，机身温度随高度提升而下降；然后超音速飞行时机体表面加热，最后于飞机下降、速度减慢时再度冷却。为了保持机舱凉快，协和飞机所载的燃油会有类似“散热片”的作用，以吸收空气调节和液压系统产生的热力。超音速飞行时，驾驶舱前的窗户也会被加热，此时窗前会加上一块遮阳板以防止热力直接传递到驾驶舱。由于协和飞机具有表面加热的特性，因此其涂装亦有所限制。机身表面大部分面积只能涂上具有高反射特性的白色涂料，以避免超音速飞行时产生的高热影响到铝制结构和油箱安全。（6）结构强度协和飞机高速飞行时，转向会为飞机结构带来巨大压力，导致结构扭曲变形。为了在超音速飞行时依然能够维持有效、精确的控制，解决办法是对机翼内侧和外侧的升降副翼（elevon），依照不同的速度状态，进行按比例的调整。超音速飞行时，相对软弱的机翼外段的副翼控制面将会锁定在水平位置，而只会操作靠近翼根位置、相对强度较高的内侧副翼控制面。另一方面，细长的机身意味着较低的结构强度。实际上协和飞机飞行时机身会出现少许弯曲，尤其在起飞时这个现象更为明显。这个时候当飞行员在机头回望客舱，就能显著的看到这个情况，但由于机舱中段设置了厕所，阻隔旅客的视线，所以大多数旅客并未能察觉到机身的变化。（7）起落装置无尾三角翼飞机的起飞（降落）距离和速度都比较高，这对飞机的制动系统和起落架也是一项挑战。协和飞机起飞速度高达每小时400千米（250哩），为了让飞机在起飞失败后迅速减速，协和飞机是首批使用防抱死制动系统（ABS）的民航客机，这是一套具有防滑、防锁死等优点的安全制动控制系统。传统制动系统在飞机起飞失败紧急制动时往往只能抱死机轮，加上前冲的惯性，容易造成侧滑、方向不受控制的情况。防抱死制动系统可以防止机轮于制动时锁死令轮胎的静摩擦力变成滑动摩擦力而无法控制方向，提高制动效率和操纵性，避免飞机失去控制，这尤其于湿滑地面更为重要。协和飞机也是全球首种采用碳基（carbon-based）制动装置的民航机。这是邓禄普（Dunlop）公司的产品，能够把重达188公吨、时速达305千米（190哩）的协和飞机于1,600米内煞停。完全停止后，制动装置的温度会达300℃至500℃，需要数小时才能冷却。除此之外，由于协和飞机是无尾三角翼设计，在起飞时需要一个较大的迎角（约18度）才能获得足够的升力，因此起落架也需要特别加强，并延长主起落架支架。但这又对起落架的收纳产生麻烦，为了减少占用空间，起落架收起时需要伸缩一段距离，否则两个起落架将会碰撞。另一方面基于大迎角起飞、降落的需要，为避免机尾触地，协和飞机也在机尾设置了一个小型双轮辅助起落架，成为协和飞机的一个特色。（8）辐射量协和飞机的巡航高度（18,000米）远高于普通亚音速民航机（12,000米），乘客会因此而承受比普通长途飞行多2倍通量的宇宙射线电离辐射。所以早在协和飞机投入营运之时，就有学者怀疑长时间超音速飞行会增加患上皮肤癌的风险。但实际情况是由于飞行时间相对减少，在同等飞行距离下所吸收的当量剂量会较普通客机为少。此外，即使是一些不寻常的太阳活动亦会导致入射辐射大量增加，为保护机内人员，因此驾驶舱内装有一个宇宙射线测量仪和量度辐射减低率的仪器。一旦入射辐射量过高，协和飞机会下降至14,000米（47,000英尺）以下。量度辐射减低率的仪器读数会决定是否需要下降到更低高度，减少飞机暴露于危险辐射水平的时间。（9）机舱加压民航客机机舱通常会在飞机爬升到1,800—2,400米（6,000—8,000尺）之间时加压，而协和飞机只会在6,000尺进行一次加压。协和飞机的加压系统也有完善的安全性考量。在15000米以上高空机舱突然失压所带来的后果是灾难性的，所有乘客和机组人员都会在10至15秒的有效意识时间过后随即昏迷，而高速飞行所带来的文丘里效应也会迅速抽走舱内空气，令舱内气压低于舱外大气压。由于协和飞机巡航高度非常高，该处的空气氧气含量、气压极低，即使机舱有一小处缺口也会导致严重的失压和迅速缺氧，所以乘客也难以有足够时间戴上用于普通民航机的紧急氧气面罩。协和飞机因此使用面积较小的窗户以降低失压的速度，并且还有一套后备的机舱空气供应系统以尽量在一小段时间内维持舱内气压，而飞行员需要使用持续正压呼吸机以保障飞行员的氧气供应及其安全，务求令飞机能够有足够时间下降到安全高度。（10）可下垂式头锥可下垂的机鼻头锥是协和飞机的外观特征之一，既能在飞行时保持飞机的流线外型减低阻力，又可以于滑行、起飞和着陆时改善飞行员的视界。为了减少飞行阻力，协和飞机的机头较其他民航机更长，并呈针状。三角翼飞机起飞和着陆时的迎角较大，又长又尖的机鼻会影响飞行员对跑道、滑行道的视野，因此协和飞机的机头设计成可以改变角度以迎合各种操作需要。另外机头头锥也带有一个整流罩，这个可移动的整流罩具有维持机头流线型、保护驾驶舱玻璃、阻隔超音速飞行热力等功能。整流罩会在头锥下垂前收纳到头锥内，而当头锥恢复水平时，整流罩会升回驾驶舱挡风玻璃前方，令机头回复流线外型。在地面滑行和起飞时，驾驶舱内的控制器能控制整流罩收纳到头锥内并把头锥角度下调5°。起飞后，整流罩和头锥都会恢复原位。至飞机降落前，整流罩会再次收纳到头锥内，然后头锥会下调12.5°以取得最佳前下方视界。而降落时头锥会迅速回复到5°的位置以避免头锥触地。在非常罕有的情况下，协和飞机会将头锥下调至12.5°起飞。此外，协和飞机也可以仅仅收起整流罩，而头锥维持水平，但这只有在清洁挡风玻璃和短时间亚音速飞行时使用。 4、飞行特性普通亚音速民航客机由纽约飞往巴黎需要花上8小时，但协和飞机完成同样旅程仅仅需要少于3.5小时，平均巡航速度达2.02马赫（2,140千米/小时），最高巡航高度为18,300米，比普通飞机快超过两倍。在定期航班服务中，协和飞机采用一种较有效率的“巡航爬升”方式。随着燃油消耗，飞机变得越来越轻因而能够爬升至更高的高度。这样的方式通常有较高效率，因此普通民航客机亦会使用类似这种方式爬升，名为阶段爬升（step climb），但普通飞机需要得到航空交通管制员许可才能爬升至更高高度。在北大西洋航线（North Atlantic Tracks）巡航期间，协和飞机在爬升至50,000英尺后已没有其他民用客机与其共用空层，因此自50,000英尺起协和飞机能缓慢爬升至60,000英尺。由于平流层气流运动稳定，气流以平流运动为主，超音速飞机的航线是长期固定的，而非像其他飞行在平流层底部的普通民航客机，需要每天根据天气情况调整航线。二、F-22A 猛禽 F-22的性能与基本特色 1.低可侦察性 2.高度机动性 3.敏捷性 4.不需使用后燃器即可作超音速巡航 5.有效载重不低于F-15 6.具有飞越包括第三世界战区在內的所有战区的能力 F-22猛禽（F-22 Raptor）是由美国洛歇·馬丁、波音和通用动力公司联合设计的新一代重型隐形战斗机，也是目前专家们所指的「第四代战斗机」它将成为21世纪的主战机种。目前F-22A的主要任务为取得和保持战区制空权，将是F-15的后继型号。极速 2,414 公里／时(约等于一秒钟跑4圈北投国小的操场) 巡航速度 1,963 公里／时(1.82M) 最大升限 19,812 公尺(约是39栋101大楼叠起来) 飞送航程加挂2个外部燃料箱可飞 (约七个台湾的长度) 翼负荷 322 公斤／平方公尺最大 G 限 −3.0/+9.0 G 现役国目前只有美国，部署在本土阿拉斯加造价 US$3亿5000万 F-22猛禽（F-22 Raptor）是由美国洛歇·馬丁、波音和通用动力公司联合设计的新一代重型隐形战斗机，也是目前专家们所指的「第四代战斗机」它将成为21世纪的主战机种。目前F-22A的主要任务为取得和保持战区制空权，将是F-15的后继型号。 F-22A的垂直尾翼向外倾斜27度，处于低可侦测性设计的边缘。两侧进气口装在翼前缘延伸面（边条翼）下方，与喷嘴一样，都作了抑制红外线辐射的匿踪设计。主翼和水平安定翼采用相同的后掠角和后缘前掠角，都是小展弦比的梯形平面形，水泡型座舱盖凸出于前机身上部，而武器都隐蔽地挂在4个内部弹舱之中。机砲 M2 火神式六管旋转机砲主要的空对空武器 AIM-120先进中程空对空飞弹、 AIM-9响尾蛇飞弹、 AIM-132短程空对空飞弹主要的空对地武器 GBU-32联合直接攻击弹药（简称JDAM）、风偏修正弹药洒布器（简称WCMDs）、 GBU-39小直径炸弹（简称SDB）

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