内容发布更新时间 : 2025/5/17 15:25:55星期一 下面是文章的全部内容请认真阅读。
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