超聲速翼型和亞聲速翼型的氣動特性

超聲速翼型和亞聲速翼型的氣動特性總負(fù)責(zé)：祝愷辰（071450704）組員：辛宏宇(071450703)超聲速和亞聲速翼型不同的主要原因是超聲速翼型需承受激波阻力。激波超聲速氣體中的強(qiáng)壓縮波。微擾動（如弱壓縮波）的疊加而形成的強(qiáng)間斷，帶有很強(qiáng)的非線性效應(yīng)。經(jīng)過激波，氣體的壓強(qiáng)、密度、溫度都會突然升高，流速則突然下降。壓強(qiáng)的躍升產(chǎn)生可聞的爆響。如飛機(jī)在較低的空域中作超音速飛行時，地面上的人可以聽見這種響聲，即所謂音爆。理想氣體的激波沒有厚度，是數(shù)學(xué)意義的不連續(xù)面。實(shí)際氣體有粘性和傳熱性，這種物理性質(zhì)使激波成為連續(xù)式的，不過其過程仍十分急驟。因此，實(shí)際激波是有厚度的，但數(shù)值十分微小，只有氣體分子自由程的某個倍數(shù)，波前的相對超音速馬赫數(shù)越大，厚度值越小。原子彈爆炸形成的蘑菇云也是一種激波原子彈爆炸形成的蘑菇云也是一種激波一、超音速薄翼型翼型作亞聲速運(yùn)動和超聲速運(yùn)動時，對氣流的擾動有很大不同超聲速擾動限于前馬赫錐后，前半部壓縮，后半部膨脹，擾動均沿著波德傳播方向即垂直于馬赫波亞聲速擾動無界超聲速擾動限于前馬赫錐后，前半部壓縮，后半部膨脹，擾動均沿著波德傳播方向即垂直于馬赫波亞聲速擾動無界根據(jù)動量定律，向前流出的氣體將給翼型一個像后的反作用力，它有一個阻力分量；而從控制面向后流出的氣流對翼型有一個推力分量；同理，向前流入控制面的氣流將給翼型一個阻力分量。而向后流入控制面的氣流將給翼型一個阻力分量。從控制面垂直進(jìn)出的流動不會是翼使翼型承受阻力或是推力。這樣，在無粘性流體中作亞勝訴流動的翼型不承受阻力（推力與阻力相消），而超聲速翼型將承受阻力，這種與馬赫波傳播有關(guān)的阻力稱為波阻。超聲速流動中，繞流物體產(chǎn)生的激波阻力大小與物體頭波鈍度有著密切的關(guān)系。由于鈍物的繞流將產(chǎn)生離體激波，激波阻力大；而尖頭體的繞流將產(chǎn)生附體激波，激波阻力小。因此，對于超聲速翼型，前緣最好作成尖的，如菱形、四邊形、雙弧形。但是對于超聲速飛機(jī)，總是要經(jīng)歷起飛和著陸的低速階段，尖頭翼型在低速繞流時，較小迎角下氣流就要發(fā)生給力，是翼型的氣動特性能變壞。為此，為了兼顧超聲速飛機(jī)的低速特性，目前低超聲速的翼型，其形狀都采用小圓頭的對稱薄翼。1.馬赫錐的概念超聲速流場內(nèi)從任一點(diǎn)P作兩個與來流平行的馬赫錐，P點(diǎn)上流的稱為前馬赫錐，下流的稱為后馬赫錐，如圖：馬赫錐的半頂角為馬赫角：馬赫錐所圍區(qū)域稱為P點(diǎn)的依賴去，在該馬赫錐內(nèi)所有的擾動源都能對P產(chǎn)生影響。超聲速機(jī)翼不同邊界對機(jī)翼繞流性質(zhì)有很大影響，從而形象機(jī)翼的氣動特性，因此必須將機(jī)翼的邊界劃分為前緣、后緣和側(cè)緣。機(jī)翼與來流放心平行的直線首先相交的邊界為前緣，低二次相交的邊界為后緣，與來流平行的機(jī)翼為側(cè)緣。是否前緣、后緣或側(cè)緣自然還與來流與機(jī)翼的相對放心有關(guān)。如果來流的相對于前（后）緣的法向分速小于音速，則稱該前（后）緣為亞音速前（后）緣；反之如來流的相對于前（后）緣的法向分速大于音速，則稱該前（后）緣為超音速前（后）緣。超聲速前緣和亞聲速前緣的幾何關(guān)系見下圖，當(dāng)來流馬赫線位于前緣之后即為超音速前緣，之前為亞音速前緣:2.流區(qū)和三維流區(qū)在超音速三維機(jī)翼中僅受單一前緣影響的區(qū)域稱為二維流區(qū)（每點(diǎn)的依賴區(qū)只包含一個前緣），如下圖中陰影部分所示。其余非陰影部分為三維流區(qū)，其影響區(qū)包含兩個前緣（或一前緣一側(cè)緣或還含后緣）。有限翼展薄機(jī)翼的超音速繞流特性有限翼展薄機(jī)翼的超音速繞流特性與其前后緣性質(zhì)有很大關(guān)系，后掠機(jī)翼隨來流馬赫數(shù)不同可以是亞音速前（后）緣，亞音速前緣超音速后緣或超音速前（后）緣，如圖：以平板后掠翼為例，亞音速前緣時，上下翼面的繞流要通過前緣產(chǎn)生相互影響，結(jié)果垂直于前緣的截面在前緣顯示出亞音速的繞流特性（圖a）。如果是亞音速后緣，則垂直于后緣的截面在后緣也要顯示出亞音速的繞流特性：流動沿平板光滑離開以滿足后緣條件（圖b）。如果是超音速前、后緣，則上下表面互不影響，垂直于前、后緣的截面顯示出二維超音速平板的繞流特性：流動以馬赫波為擾動分界（圖c、d）。如圖是垂直于前緣的截面上壓強(qiáng)分布。對于亞音速前、后緣，壓強(qiáng)分布在前緣處趨于無限大，后緣處趨于零（圖a）；亞音速前緣和超音速后緣時，前緣處趨于無限大，后緣處趨于有限值（圖b）;超音速前緣和超音速后緣時，前后、緣處壓強(qiáng)系數(shù)均為有限值（圖c）;3.流場概念所謂錐形流場就是所有流動參數(shù)沿從某點(diǎn)發(fā)出的射線上保持不變的流場。在線化超音速流場中擾動沿馬赫線傳播，可證在頂點(diǎn)馬赫線不相交的區(qū)域，由于只受到一個頂點(diǎn)的擾動將構(gòu)成錐形流場（圖a、b），受兩個頂點(diǎn)影響的馬赫線相交區(qū)域不具有錐形流性質(zhì)（圖c）:如圖是幾個超音速典型平面形狀機(jī)翼的壓強(qiáng)分布：二、跨音速流動的簡單介紹前面研究的流場不是純亞音速流就是純超音速流動，如果在亞音速流場中包含有局部超音速區(qū)或超音速流場中包含有局部亞音速區(qū)，此種流動稱為跨音速流。由于從超音速過渡到亞音速往往要通過激波實(shí)現(xiàn)，因此跨音速流場中往往包含局部激波。薄翼的跨音速流場主要在來流馬赫數(shù)M∞接近于1時出現(xiàn)，鈍頭物體作超音速運(yùn)動時，在頭部脫體激波之后也會出現(xiàn)跨音速流。綠色為局部壓縮區(qū)域，紅色為局部膨脹區(qū)域。α＝20，馬赫數(shù)M∞=0.7~1.2薄翼型的跨音速流場產(chǎn)生過程，當(dāng)M∞=1.4時，脫體波將向翼型靠近，當(dāng)M∞=1.6時，頭部脫體波將變成附體斜激波。臨界馬赫數(shù)當(dāng)來流馬赫數(shù)M∞以亞音速繞過物體時，物體表面各點(diǎn)的流速是不同的，有些點(diǎn)上流速大于來流速度。隨來流馬赫數(shù)增大，表面某些點(diǎn)的流速也相應(yīng)增大，當(dāng)來流馬赫數(shù)最大到某一值時（M∞<1）,物體表面某些局部速度恰好達(dá)到當(dāng)?shù)匾羲伲∕=1）,此時對應(yīng)的來流馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)（或下臨界馬赫數(shù)）M∞臨，對應(yīng)M=1處的壓強(qiáng)稱為臨界壓強(qiáng)P臨。其壓強(qiáng)分布與翼型相對厚度、相對彎度和迎角等參數(shù)有關(guān)，因此翼型的臨界馬赫數(shù)也與這些參數(shù)有關(guān)，對機(jī)翼來說，其臨界馬赫數(shù)還與其平面形狀有關(guān)。翼型的跨音速繞流圖畫下面進(jìn)一步就前述薄翼型的跨音速流場對應(yīng)的局部激波系和翼面的壓強(qiáng)分布進(jìn)行討論。風(fēng)洞中的觀察如下：α＝20，馬赫數(shù)M∞=0.7~1.2薄翼型的跨音速流場產(chǎn)生過程，當(dāng)M∞=1.4時，脫體波向翼型靠近，當(dāng)M∞=1.6時，頭部脫體波變成附體斜激波。上述流動過程在各個典型馬赫數(shù)下對應(yīng)的流動圖畫和壓強(qiáng)分布如圖。(a)當(dāng)來流M∞小于臨界馬赫數(shù)時翼面全為亞音速流。(a)當(dāng)來流M∞逐步增大且略超過臨界馬赫數(shù)時，上翼面某點(diǎn)首先達(dá)到音速，并有一小范圍超音速區(qū)；點(diǎn)劃線為亞、超界限：音速線，由于超音速區(qū)較小，氣流從亞音速到超音速還可光滑過渡無激波，壓強(qiáng)分布也無突躍（圖a）。(b)當(dāng)來流M∞繼續(xù)增大，上翼面超音速區(qū)隨之?dāng)U大，由于壓強(qiáng)條件所致，超音速區(qū)以局部激波結(jié)尾，激波后壓強(qiáng)突躍增大，速度不再光滑過渡（圖b）(c)隨來流M∞繼續(xù)增大，上翼面超音速區(qū)范圍繼續(xù)擴(kuò)大，激波位置后移，而下表面也出現(xiàn)了激波，并且比下翼面更快移到后緣（圖c、d）這時上下翼面大部分區(qū)域都是超音速氣流了。由于尾波已在移向下游，上下翼面壓強(qiáng)分布不出現(xiàn)突躍。(d)當(dāng)來流M∞>1后，翼型前方出現(xiàn)弓形脫體激波，并且隨著M∞增大弓形激波逐步向翼型前緣靠近，如圖（e）所示。由于脫體激波的一段是正激波，因此前緣附近某一范圍內(nèi)氣流是亞音速流，隨后沿翼面氣流不斷加速而達(dá)到超音速；在翼型后緣，氣流通過后緣激波而減速到接近于來流的速度；M∞再繼續(xù)增大前緣激波就要附體，整個流場表為單一的超音速流場如圖（f）所示。前緣激波附體時M∞稱為上臨界馬赫數(shù)。介于上臨界馬赫數(shù)與下臨界馬赫數(shù)之間的流動即為跨音速流動?？缫羲倭鲃訒r翼面激波與翼面邊界層發(fā)生干擾是流場的重要特征之一，將使流動變得更加復(fù)雜。如圖是對稱翼型在跨音速時激波與層流邊界層或湍流邊界層（由翼面上游干擾射流產(chǎn)生）干擾的情況。由于激波造成的逆壓梯度將通過邊界層的亞音速區(qū)向上游傳播，從而改變翼面壓強(qiáng)分布，邊界層厚度增大，增厚的邊界層反過來又對外流形成一系列壓縮波，從而形成λ形激波系。對層流邊界層而言向上游傳播的距離遠(yuǎn)，邊界層增厚明顯，λ波系范圍大，增厚的邊界層容易發(fā)生分離（稱為激波誘導(dǎo)分離），使翼型升力下降（即所謂激波失速），阻力增加。對湍流邊界層而言由于層內(nèi)亞音速區(qū)的厚度較薄，逆壓擾動向上游傳播的范圍要小，因而λ波系范圍小，且在同樣強(qiáng)度激波下不易產(chǎn)生誘導(dǎo)分離?？缫羲倭鲃蛹皦毫Ψ植迹üソ?.2度），從下到上對應(yīng)馬赫數(shù)0.79，0.87，0.94，1.00，從左到右對應(yīng)翼型NACA64A006，NACA64A009，NACA64A012。（高速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果）1.升力特性隨來流馬赫數(shù)的變化圖示翼型升力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線?？梢娫贏點(diǎn)以前和E點(diǎn)之后升力系數(shù)Cy分別按亞音速規(guī)律和超音速規(guī)律變化，即亞音速時Cy隨M∞上升而上升，超音速時Cy隨M∞上升而下降。來流馬赫數(shù)從A點(diǎn)增至B點(diǎn)，由于上翼面超音速區(qū)域不斷擴(kuò)大，壓強(qiáng)降低，導(dǎo)致升力系數(shù)增大。在B點(diǎn)之后上翼面激波繼續(xù)后移，且強(qiáng)度增大，邊界層內(nèi)逆壓梯度劇增，導(dǎo)致上表面邊界層分離，使升力系數(shù)驟然下降，這個由于激波邊界層干擾引起的現(xiàn)象叫做激波失速。隨著馬赫數(shù)增大，下翼面也出現(xiàn)超音速區(qū)和激波且下翼面激波要比上翼面激波更快地移至后緣，使下翼面壓強(qiáng)降低，引起升力系數(shù)下降至C點(diǎn)。小結(jié)1.馬赫數(shù)進(jìn)一步增大，上翼面激波移到后緣，邊界層分離點(diǎn)也后移，上翼面壓強(qiáng)繼續(xù)降低，使升力系數(shù)又重新回升到D點(diǎn)。D點(diǎn)之后，翼型前方出現(xiàn)弓形脫體激波，在脫體激波未附體之前，上下翼面壓強(qiáng)分布基本不隨馬赫數(shù)而變，但馬赫數(shù)增大使來流動壓增大，所以升力系數(shù)仍隨馬赫數(shù)增加而下降。由上可見，在跨音速范圍內(nèi)，翼型升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化是幾上幾下的。2.阻力特性隨來流馬赫數(shù)的變化，阻力發(fā)散馬赫數(shù)在M∞小于M∞臨時，翼型阻力主要是由氣流粘性引起，所以阻力系數(shù)隨M∞的變化不大。當(dāng)來流M∞超過M∞臨進(jìn)入跨音速流后，隨M∞增大翼面上超音速區(qū)逐漸擴(kuò)大出現(xiàn)激波產(chǎn)生波阻力，阻力系數(shù)增大。當(dāng)激波越過翼型頂點(diǎn)后，強(qiáng)度迅速加大的激波導(dǎo)致波阻系數(shù)急劇增加出現(xiàn)阻力發(fā)散現(xiàn)象，因此激波越過頂點(diǎn)時對應(yīng)的來流馬赫數(shù)稱為阻力發(fā)散馬赫數(shù)MD。隨M∞繼續(xù)增大激波繼續(xù)后移，波前超音速繼續(xù)膨脹加速，波強(qiáng)繼續(xù)增大，阻力系數(shù)繼續(xù)增大。當(dāng)來流M∞接近于1時上下翼面的激波均移至后緣，阻力系數(shù)達(dá)到最大。隨后，雖然來流M∞繼續(xù)增大，但由于翼面壓強(qiáng)分布基本不變，而來流動壓卻隨M∞增大而繼續(xù)增大，因此阻力系數(shù)逐漸下降。3.俯仰力矩特性隨來流馬赫數(shù)的變化翼型的俯仰力矩特性隨M∞變化與壓力中心相對位置隨M∞的變化密切相關(guān)。在亞音速流中，翼型的壓力中心在不同M∞下略有變化但變化不大，在弦長1/4上下浮動。當(dāng)來流M∞超過M∞臨后，由于上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)并隨來流M∞數(shù)增大，低壓區(qū)隨之向后擴(kuò)展，引起壓力中心向后移動，使低頭力矩增大。當(dāng)M∞繼續(xù)增大，下翼面也出現(xiàn)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，低壓的局部超音速區(qū)向后也擴(kuò)展得快，所以下翼面后段的吸力迅速增大，使得壓力中心前移引起抬頭力矩。由此可見，在跨音速范圍內(nèi)，由于翼面激波的移動使得壓力中心位置隨之前后劇烈移動，導(dǎo)致翼型縱向力矩發(fā)生很大變化。如下圖所示。4.超臨界翼型的繞流特點(diǎn)和空氣動力特性為了提高翼型阻力的發(fā)散馬赫數(shù)MD，以緩和和延遲翼型氣動力特性的劇烈變化而提出了所謂超臨界翼型的概念和設(shè)計。如圖是在設(shè)計升力系數(shù)下，層流翼型與超臨界翼型在來流M∞超過M∞臨后的流動現(xiàn)象?？梢妼恿饕硇徒Y(jié)尾激波前超音速氣流是一直加速到激波處，激波較強(qiáng)且靠前，波后逆壓梯度大，導(dǎo)致邊界層分離阻力劇增。超臨界翼型的幾何特點(diǎn)如圖所示。上翼面曲率較小比較平坦，使來流M∞超過臨界馬赫數(shù)后，大約從距前緣5％弦長處沿上表面為---無加速的均勻超音速，這樣結(jié)尾激波前的超音速馬赫數(shù)較低，激波強(qiáng)度較弱，且伸展范圍不大，波后逆壓梯度較小，邊界層不易分離，從而緩和了阻力發(fā)散現(xiàn)象。為了補(bǔ)償超臨界翼型前段升力的不足，一般將后緣附近的下表面做成內(nèi)凹形以增大翼型后段彎度使后段能產(chǎn)生較大升力?？偨Y(jié)上圖是某超臨界翼型和普通翼型的厚度分布及其阻力系數(shù)對比。兩個翼型的容積是差不多的。但二者在設(shè)計升力系數(shù)Cy=0.6時的阻力系數(shù)隨M∞變化對比表明，超臨界翼型在M∞=0.7時阻力系數(shù)只有微小增加，到M∞=0.8時阻力才開始發(fā)散；而普通翼型在M∞=0.69時阻力就開始發(fā)散。此外，超臨界翼型在跨音速的升力系數(shù)和力矩系數(shù)特性也優(yōu)于普通翼型。上圖說明：1.對同一翼型來說，升力系數(shù)增加（迎角增加）時M∞臨減少（即提前）；2.小Cy（即小迎角）時，相對厚度大則M∞臨減少，相對厚度小則M∞臨增大，大Cy（即大迎角）時則趨勢相反，原因是大迎角時相對較薄的翼型對流動擾動大；3.最大厚度位置后移時在大部分迎角范圍內(nèi)M∞臨略有增大。上圖中，當(dāng)翼型迎角增加時，激波的發(fā)生提前。因此，在高馬赫數(shù)情況下，翼型所能提供的升力是有限的。驗(yàn)證了前面的結(jié)論1：對同一翼型來說，升力系數(shù)增加（迎角增加）時M∞臨減少（即提前）；相同馬赫數(shù)下，比較厚翼型與薄翼型的擾流，厚翼型產(chǎn)生的激波比薄翼型要早，因此，在高速情況下，薄翼型阻力較低。驗(yàn)證了前面的結(jié)論2：小Cy（即小迎角）時，相對厚度大則M∞臨減少，相對厚度小則M∞臨增大。超聲速飛機(jī)的應(yīng)用一、協(xié)和式飛機(jī)1、飛機(jī)簡介協(xié)和式飛機(jī)是一種由法國宇航和英國飛機(jī)公司聯(lián)合研制的中程超音速客機(jī)，它和蘇聯(lián)圖波列夫設(shè)計局的圖-144同為世界上少數(shù)曾投入商業(yè)使用的超音速客機(jī)。協(xié)和飛機(jī)在1969年首飛、1976年投入服務(wù)，主要用于執(zhí)行從倫敦希思羅機(jī)場（英國航空）和巴黎戴高樂國際機(jī)場（法國航空）往返于紐約肯尼迪國際機(jī)場的跨大西洋定期航線。飛機(jī)能夠在15000米的高空以2.02倍音速巡航，從巴黎飛到紐約只需約3小時20分鐘，比普通民航客機(jī)節(jié)省超過一半時間，所以雖然票價昂貴但仍然深受商務(wù)旅客的歡迎。1996年2月7日，協(xié)和式飛機(jī)從倫敦飛抵紐約僅耗時2小時52分鐘59秒，創(chuàng)下了航班飛行的最快紀(jì)錄。1969年，第一架協(xié)和超音速客機(jī)誕生，并于1976年1月21日投入商業(yè)飛行。協(xié)和式超音速客機(jī)是世界上唯一投入航線上運(yùn)營的超音速商用客機(jī)。協(xié)和式飛機(jī)一共只生產(chǎn)了20架。英國航空公司和法國航空公司使用協(xié)和式飛機(jī)運(yùn)營跨越大西洋的航線。到2003年，尚有12架協(xié)和式飛機(jī)進(jìn)行商業(yè)飛行。2003年10月24日，協(xié)和式飛機(jī)執(zhí)行了最后一次飛行，全部退役。飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計為三角翼，三角翼的特點(diǎn)為失速臨界點(diǎn)高，飛行速度可以更快，且能有效降低超高速抖動時的問題。協(xié)和號四具引擎更配備了一般在戰(zhàn)斗機(jī)上才看得到的后燃器。這架飛機(jī)還有個令人津津樂道的特點(diǎn)就是它會「變形」：其一是因?yàn)樵?馬赫的飛行速度時，空氣摩擦使其機(jī)體產(chǎn)生高熱，因熱脹冷縮效應(yīng)，協(xié)和號在飛行時最長會「變長」約24公分；其二是她的可變式機(jī)鼻，在飛行時直直挺挺的如一根針以利高速切開空氣，但是在起降時，機(jī)鼻可以往下調(diào)5至12度以利飛行員的視野-事實(shí)上由于有很多先進(jìn)電腦導(dǎo)航儀器輔助，飛行員也不一定非得看見跑道才能起降，這么做只是求個安心，不過龐大的機(jī)鼻角度調(diào)整設(shè)備卻白白的浪費(fèi)飛機(jī)的寶貴重量與空間。2000年7月25日，協(xié)和號客機(jī)班機(jī)AF4590在進(jìn)行起飛時輾過了跑道上另一架美國大陸航空的DC-10脫落的小鐵條，造成爆胎，而輪胎破片以超過音速的高速擊中機(jī)翼其中的油箱。之后引發(fā)失火，導(dǎo)致飛機(jī)于起飛數(shù)分鐘后即爆炸墜毀于機(jī)場附近的旅館。這是協(xié)和號服役期間唯一的一次的失事。也是有史以來第一架超音速噴氣式飛機(jī)失事，這場悲劇造成了113人喪命。此次失事促使飛機(jī)制造商重新改造機(jī)體設(shè)計，并修補(bǔ)了諸多缺失。甚至利用防彈衣(Kevlar)原料來保護(hù)油箱，以避免油箱以后遭到高速的異物的穿刺。但盡管如此，由于整個失事過程都被民眾用家用錄影器材拍攝下來，造成社會大眾心理上的嚴(yán)重震撼，不論這家飛機(jī)以往聲望有多高，但僅僅一次的失事就讓協(xié)和號從此一蹶不振……雖然協(xié)和號客機(jī)在2001年11月重新啟航，載客量一直都嚴(yán)重不足。因?yàn)閷娇展咎潛p嚴(yán)重，協(xié)和號客機(jī)終于在2003年退役。到2003年4月，尚有12架進(jìn)行商業(yè)飛行。2003年10月24日，協(xié)和飛機(jī)執(zhí)行了最后一次飛行。2、技術(shù)特點(diǎn)協(xié)和式飛機(jī)前機(jī)身細(xì)長，這樣既可以獲得較高的低速仰角升力，有利于起降，又可以降低超音速飛行時產(chǎn)生的阻力，有利于超音速飛行。協(xié)和式飛機(jī)由于機(jī)頭過于細(xì)長，飛行員在起降時由于高仰角導(dǎo)致視線會被機(jī)頭擋住，同時為了改善起降視野，機(jī)頭設(shè)計成可下垂式，在起降時下垂一定的角度，可以往下調(diào)5至12度，以便飛機(jī)在起飛和降落時，飛行員獲得極好的視野，巡航時則轉(zhuǎn)到正常狀態(tài)。不過龐大的機(jī)頭角度調(diào)整設(shè)備占用了飛機(jī)的寶貴重量與空間。協(xié)和式超音速客機(jī)采用無水平尾翼布局，為了適應(yīng)超音速飛行，協(xié)和式飛機(jī)的機(jī)翼采用三角翼，機(jī)翼前緣為S形。協(xié)和式飛機(jī)共有四臺渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。發(fā)動機(jī)由英國羅爾斯·羅伊斯公司和法國國營航空發(fā)動機(jī)公司負(fù)責(zé)研制。發(fā)動機(jī)型號為“奧林帕斯”593Mk610渦輪噴氣式發(fā)動機(jī)。單臺推力169.32千牛（38,000lbs)。發(fā)動機(jī)具備了一般在超音速戰(zhàn)斗機(jī)上才使用的加力燃燒室(后燃器)。協(xié)和式飛機(jī)的飛行速度能超過音速的兩倍，最大飛行速度可達(dá)2.04馬赫，巡航高度18000米，巡航速度達(dá)到每小時2,150公里。協(xié)和式飛機(jī)是1970年代的產(chǎn)品，但電子設(shè)備還是比較先進(jìn)的。特別是在自動飛行方面，協(xié)和式飛機(jī)能夠達(dá)到Ⅲ級自動降落和起飛，即協(xié)和式飛機(jī)完全能按照程序和指令，在無飛行員操縱下自動進(jìn)行起飛與降落。由于協(xié)和式飛機(jī)設(shè)計于1960年代，所使用的技術(shù)只能代表60年代的技術(shù)水平，所以存在著兩個重大的缺陷：一個是經(jīng)濟(jì)性差。協(xié)和式飛機(jī)一次可滿載95.6噸的燃油，可每小時卻要消耗掉20.5噸，耗油率較高。最大油量航程7000多公里，最大載重航程5000公里，由于協(xié)和式飛機(jī)航程較短，也就是說它只能勉強(qiáng)橫跨大西洋飛行，而不能橫跨太平洋飛行，這就限制了它的使用范圍。協(xié)和式飛機(jī)標(biāo)準(zhǔn)客座為100，最大客座為140，載客量偏小，運(yùn)營成本較高。從而降低了它的經(jīng)濟(jì)性。二是起落時噪音太大，致使世界上絕大部分國家都不讓它起落；而且由于超音速飛行產(chǎn)生的音爆，被限制不得在大陸上空進(jìn)行超音速飛行。3、首創(chuàng)技術(shù)協(xié)和飛機(jī)最初的設(shè)計主導(dǎo)思想，是立足于1950年代的航空技術(shù)水平，避免采用過多未成熟的新技術(shù)。但后來在研制過程中發(fā)現(xiàn)，超音速客機(jī)在空氣動力學(xué)、飛行控制系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)等方面的技術(shù)難度都超過了預(yù)期，過分依靠既有技術(shù)難以達(dá)到預(yù)定的性能指標(biāo)，所以協(xié)和飛機(jī)的發(fā)展過程中也研究、應(yīng)用了許多新技術(shù)，代表了1960年代歐洲航空技術(shù)的最高水平，對以后的民航客機(jī)發(fā)展具有重要影響，但協(xié)和飛機(jī)的研制時間也因此大大延長。（1）高速飛行和飛行性能優(yōu)化：S型前緣雙三角翼電腦控制的可變發(fā)動機(jī)進(jìn)氣坡度超音速巡航能力電傳操縱發(fā)動機(jī)，是今天全權(quán)限數(shù)字電子控制。發(fā)動機(jī)的先驅(qū)可下垂式機(jī)鼻，以增加著陸時駕駛艙的能見度減重和提升性能：2.04馬赫的巡航速度能帶來最經(jīng)濟(jì)的燃油消耗（雖然渦輪噴氣發(fā)動機(jī)于高速時能獲得較高的效率，但以2倍馬赫速度巡航能面對最低的激波阻力）機(jī)體主要材質(zhì)為鋁合金以減輕重量，并以傳統(tǒng)的方式建造以避免未知因素帶來的風(fēng)險全權(quán)自動駕駛和自動節(jié)流閥，容許飛行員于爬升至著陸期間完全不介入飛行操縱全電子類比電傳操縱飛行控制系統(tǒng)多功能的飛行操縱界面部件更輕但壓力高達(dá)28Mpa的高壓液壓系統(tǒng)傳輸各項空氣動力學(xué)數(shù)據(jù)（包括總壓力、靜壓力、迎角、側(cè)滑等）的數(shù)據(jù)通道，傳感器分布于機(jī)身多個位置全電子控制類比電傳制動系統(tǒng)采用俯仰配平、燃油可以在各油箱內(nèi)轉(zhuǎn)移以控制飛機(jī)重心和升力中心的相對位置部分部件以雕刻銑削方式從一整塊合金坯料制造成形，以減少零部件數(shù)量，同時減輕重量并提高部件強(qiáng)度。（2）細(xì)長三角翼協(xié)和飛機(jī)的S型前緣細(xì)長三角翼的出現(xiàn)，有功于1950年代至1960年代期間超音速空氣動力學(xué)、旋渦動力學(xué)的蓬勃發(fā)展，許多理論上的預(yù)言已經(jīng)得到了風(fēng)洞試驗(yàn)的證實(shí)。第二次世界大戰(zhàn)后，后掠翼得到了廣泛的應(yīng)用，超音速飛行也成為可能。1950年代初，英國皇家飛機(jī)研究院空氣動力學(xué)部成立了一個研究小組，開始了對超音速客機(jī)的初步研究和設(shè)計工作。起初研究小組提出過采用后掠翼的方案，但發(fā)現(xiàn)這樣雖能提高飛行速度，但也產(chǎn)生了一些問題，最主要是降低了飛機(jī)的升阻比，起飛著陸距離長。為了改善飛機(jī)的低速性能，研究小組甚至討論過采用可變后掠翼的可行性，但依然存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜、配平困難等問題。但非常幸運(yùn)的是，一大批優(yōu)秀的空氣動力學(xué)家，例如迪特里?！で髀⒓s翰娜·韋伯、史密斯、馬斯克爾，當(dāng)時云集超音速運(yùn)輸飛機(jī)委員會，為協(xié)和飛機(jī)的細(xì)長三角翼作出重要貢獻(xiàn)。這些空氣動力學(xué)家的研究發(fā)現(xiàn)，氣流從渦流發(fā)生器（例如細(xì)長機(jī)翼）前緣通過會分離出穩(wěn)定的漩渦（脫體渦，trappedvortex），高速旋轉(zhuǎn)的氣流提高了機(jī)翼表面的負(fù)壓，漩渦強(qiáng)度隨迎角增大而增大，產(chǎn)生很大的渦升力（Vortexlift），并在升力線斜率上表現(xiàn)出明顯的非線性。這種非線性升力在低速或大迎角狀態(tài)下更明顯，所產(chǎn)生的升力更大。1950年代起，跨聲速風(fēng)洞、超聲速風(fēng)洞成為試驗(yàn)超音速飛機(jī)氣動性能的最佳途徑。在試驗(yàn)中，三角翼的優(yōu)勢越來越明顯。在超音速飛行中，三角翼氣動阻力小，而機(jī)鼻形成的沖擊波到達(dá)三角翼的大后掠前緣時，會使三角翼產(chǎn)生非常高的氣動效率。另一方面，在大迎角飛行時，三角翼的前沿還能產(chǎn)生大量渦流，附著在上翼面，產(chǎn)生的渦升力能大大提高總體升力。一批三角翼試驗(yàn)機(jī)，如亨德里·佩奇公司的HP.115、費(fèi)爾雷公司的Delta1、Delta2，也驗(yàn)證了這項特性。然而，普通無尾三角翼的設(shè)計也擁有了后掠翼的部分缺點(diǎn)，由于超聲速三角翼飛機(jī)展弦比較小，低速飛行時的升阻比低，氣動特性不理想，起飛著陸距離長。因此，協(xié)和飛機(jī)采用了雙三角翼的設(shè)計。雙三角翼的內(nèi)外側(cè)兩個后掠角，靠近機(jī)身的翼根位置有較大的后掠角，以降低阻力；而在主要產(chǎn)生升力的機(jī)翼外段采用較小的后掠角和較小的機(jī)翼弦長，機(jī)翼前沿不是直線而是S型的曲線。細(xì)長S型前緣三角翼提高了低速時的升阻比，渦流穩(wěn)定性好，平衡了高速和低速時的要求，對低速起降時的操縱性有所改善。協(xié)和飛機(jī)的細(xì)長三角翼由于有效利用了脫體渦升力，滿足了飛機(jī)在低速、大迎角的情況下所需要的升力。此外，S型前緣三角翼的空氣動力中心位于飛機(jī)重心之后，最大限度地減少升力中心隨速度的移動；從亞音速過渡到超音速飛行時，機(jī)翼壓力中心位置變化較小，提高了飛機(jī)的穩(wěn)定性。（3）配平油箱當(dāng)任何飛機(jī)在飛越臨界馬赫數(shù)時，壓力中心會向后轉(zhuǎn)移。在飛機(jī)重心不變的情況下會為飛機(jī)帶來一股下俯力矩。即使工程師為協(xié)和飛機(jī)設(shè)計了S型前緣的三角翼，壓力中心仍然會后移約2米。雖然可以利用氣動翼面作配平控制來抵銷，但在如此高速的情況下會大幅增加飛機(jī)的阻力。因此，協(xié)和飛機(jī)會通過將燃油在機(jī)內(nèi)三個輔助調(diào)整油箱（4個位于機(jī)身與機(jī)翼前緣交會處，一個位于機(jī)尾）之間轉(zhuǎn)移，以電腦自動控制重心來達(dá)到配平，成為一種有效的輔助配平控制。（4）發(fā)動機(jī)為了令協(xié)和飛機(jī)在經(jīng)濟(jì)上可行，它需要飛行一段頗長的距離，這需要一種高效率的發(fā)動機(jī)。為了適應(yīng)超音速飛行的需要，因此迎風(fēng)面積較小、低涵道比的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)是最佳選擇，以減少阻力及產(chǎn)生達(dá)超音速的排氣速度，而油耗較低和噪聲較少的高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)則不適合用于超音速客機(jī)。每架協(xié)和飛機(jī)裝配了四具由勞斯萊斯和斯納克瑪公司聯(lián)合研制的奧林匹斯593Mk610型軸流式雙轉(zhuǎn)子（twinspool）渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，是當(dāng)時世界上推力最大渦噴發(fā)動機(jī)，每具可產(chǎn)生多達(dá)18.7噸的推力。四具發(fā)動機(jī)以兩具一組發(fā)動機(jī)短艙的方式，分別下掛在機(jī)翼下側(cè)，而沒有發(fā)動機(jī)支架，減少了氣體湍流，使發(fā)動機(jī)更加穩(wěn)定，以免發(fā)動機(jī)在超音速飛行時脫落。協(xié)和飛機(jī)也可以使用反推力裝置，以提高下降率及縮短降落距離。當(dāng)飛機(jī)處于亞音速飛行而高度低于30,000英尺（約9144米）時，靠近機(jī)身的兩具發(fā)動機(jī)反推力裝置便可開啟，飛機(jī)的下降率可提高至每分鐘10,000英尺（約3048米）。在超音速飛行時，進(jìn)氣道口會產(chǎn)生激波并對空氣進(jìn)行預(yù)壓縮。為了降低超音速激波阻力，并讓發(fā)動機(jī)維持最佳進(jìn)氣效率，協(xié)和飛機(jī)的進(jìn)氣道也經(jīng)過了特殊設(shè)計。所有常規(guī)噴氣發(fā)動機(jī)都只能吸收速度約0.5馬赫的氣流，因此巡航速度達(dá)2馬赫的協(xié)和飛機(jī)必須將超音速的進(jìn)氣速度減慢至亞音速，否則發(fā)動機(jī)效率會大大降低，并可能引發(fā)發(fā)動機(jī)喘振等問題，另外協(xié)和飛機(jī)也必須控制減慢氣流速度時所形成的激波位置以避免損壞發(fā)動機(jī)。為解決上述問題，協(xié)和飛機(jī)采用了可調(diào)節(jié)進(jìn)氣道，以一對可移動的大型斜板和一道溢流門，按不同的飛行速度和情況，調(diào)節(jié)進(jìn)氣速度和激波位置并對引進(jìn)氣流進(jìn)行預(yù)壓縮。兩塊斜板位于發(fā)動機(jī)短艙進(jìn)氣道頂部，由液壓系統(tǒng)控制，可以向下移動；而溢流門則位于進(jìn)氣道下方可以向上下開合控制氣流流入或流出。在飛機(jī)起飛時發(fā)動機(jī)進(jìn)氣需求高，斜板會平放（處于收起狀態(tài)），溢流門會向上打開以增加進(jìn)氣量。當(dāng)飛機(jī)速度到達(dá)0.7馬赫時，溢流門會關(guān)閉；而速度達(dá)1.3馬赫時，斜板會開始移動并將氣流引導(dǎo)出進(jìn)氣道并用于機(jī)艙加壓。當(dāng)飛機(jī)以2.0馬赫進(jìn)行超音速巡航時，斜板會覆蓋一半進(jìn)氣口面積，協(xié)助壓縮空氣和增加氣流溫度以減輕發(fā)動機(jī)壓縮段的工作壓力。這套系統(tǒng)對提高發(fā)動機(jī)效率有很大幫助，協(xié)和飛機(jī)在超音速飛行時，有63%的推力是由進(jìn)氣道預(yù)壓縮產(chǎn)生。（5）表面加熱協(xié)和飛機(jī)在在五萬余呎高空飛行，機(jī)外環(huán)境溫度約為零下50℃，飛機(jī)在超音速飛行時，空氣壓力和摩擦力會使飛機(jī)表面加熱，而且飛機(jī)不同部分的升溫情況也有所差異，并且會在機(jī)身表面形成溫差。超音速飛機(jī)最熱的部份除了發(fā)動機(jī)之外就是機(jī)頭頭錐，協(xié)和飛機(jī)在飛行時頭錐最高溫度可達(dá)127℃，機(jī)身后段也可超過90℃。協(xié)和飛機(jī)主體材質(zhì)為硬鋁（AU2GN/ASTM2168飛行器專用鋁材），僅在部分需要長時間承受高溫的特殊部位，例如升降副翼、發(fā)動機(jī)短艙等處使用鈦合金和不銹鋼。鋁材在當(dāng)時已經(jīng)在飛機(jī)制造工業(yè)廣泛使用，應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)較多，而且價格低廉、建構(gòu)容易。硬鋁結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，可持續(xù)承受達(dá)127℃的高溫，因此協(xié)和飛機(jī)的最高速度被限制在2.02馬赫，而這個速度是硬鋁的高溫極限。假如目標(biāo)速度超過2.02馬赫，機(jī)體則需要大范圍的使用鈦合金或不銹鋼，大大增加制造成本和飛機(jī)重量。協(xié)和飛機(jī)于飛行期間會經(jīng)歷兩個加熱及冷卻的循環(huán)。第一次冷卻于飛機(jī)起飛爬升時，機(jī)身溫度隨高度提升而下降；然后超音速飛行時機(jī)體表面加熱，最后于飛機(jī)下降、速度減慢時再度冷卻。為了保持機(jī)艙涼快，協(xié)和飛機(jī)所載的燃油會有類似“散熱片”的作用，以吸收空氣調(diào)節(jié)和液壓系統(tǒng)產(chǎn)生的熱力。超音速飛行時，駕駛艙前的窗戶也會被加熱，此時窗前會加上一塊遮陽板以防止熱力直接傳遞到駕駛艙。由于協(xié)和飛機(jī)具有表面加熱的特性，因此其涂裝亦有所限制。機(jī)身表面大部分面積只能涂上具有高反射特性的白色涂料，以避免超音速飛行時產(chǎn)生的高熱影響到鋁制結(jié)構(gòu)和油箱安全。（6）結(jié)構(gòu)強(qiáng)度協(xié)和飛機(jī)高速飛行時，轉(zhuǎn)向會為飛機(jī)結(jié)構(gòu)帶來巨大壓力，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)扭曲變形。為了在超音速飛行時依然能夠維持有效、精確的控制，解決辦法是對機(jī)翼內(nèi)側(cè)和外側(cè)的升降副翼（elevon），依照不同的速度狀態(tài)，進(jìn)行按比例的調(diào)整。超音速飛行時，相對軟弱的機(jī)翼外段的副翼控制面將會鎖定在水平位置，而只會操作靠近翼根位置、相對強(qiáng)度較高的內(nèi)側(cè)副翼控制面。另一方面，細(xì)長的機(jī)身意味著較低的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。實(shí)際上協(xié)和飛機(jī)飛行時機(jī)身會出現(xiàn)少許彎曲，尤其在起飛時這個現(xiàn)象更為明顯。這個時候當(dāng)飛行員在機(jī)頭回望客艙，就能顯著的看到這個情況，但由于機(jī)艙中段設(shè)置了廁所，阻隔旅客的視線，所以大多數(shù)旅客并未能察覺到機(jī)身的變化。（7）起落裝置無尾三角翼飛機(jī)的起飛（降落）距離和速度都比較高，這對飛機(jī)的制動系統(tǒng)和起落架也是一項挑戰(zhàn)。協(xié)和飛機(jī)起飛速度高達(dá)每小時400千米（250哩），為了讓飛機(jī)在起飛失敗后迅速減速，協(xié)和飛機(jī)是首批使用防抱死制動系統(tǒng)（ABS）的民航客機(jī)，這是一套具有防滑、防鎖死等優(yōu)點(diǎn)的安全制動控制系統(tǒng)。傳統(tǒng)制動系統(tǒng)在飛機(jī)起飛失敗緊急制動時往往只能抱死機(jī)輪，加上前沖的慣性，容易造成側(cè)滑、方向不受控制的情況。防抱死制動系統(tǒng)可以防止機(jī)輪于制動時鎖死令輪胎的靜摩擦力變成滑動摩擦力而無法控制方向，提高制動效率和操縱性，避免飛機(jī)失去控制，這尤其于濕滑地面更為重要。協(xié)和飛機(jī)也是全球首種采用碳基（carbon-based）制動裝置的民航機(jī)。這是鄧祿普（Dunlop）公司的產(chǎn)品，能夠把重達(dá)188公噸、時速達(dá)305千米（190哩）的協(xié)和飛機(jī)于1,600米內(nèi)煞停。完全停止后，制動裝置的溫度會達(dá)300℃至500℃，需要數(shù)小時才能冷卻。除此之外，由于協(xié)和飛機(jī)是無尾三角翼設(shè)計，在起飛時需要一個較大的迎角（約18度）才能獲得足夠的升力，因此起落架也需要特別加強(qiáng)，并延長主起落架支架。但這又對起落架的收納產(chǎn)生麻煩，為了減少占用空間，起落架收起時需要伸縮一段距離，否則兩個起落架將會碰撞。另一方面基于大迎角起飛、降落的需要，為避免機(jī)尾觸地，協(xié)和飛機(jī)也在機(jī)尾設(shè)置了一個小型雙輪輔助起落架，成為協(xié)和飛機(jī)的一個特色。（8）輻射量協(xié)和飛機(jī)的巡航高度（18,000米）遠(yuǎn)高于普通亞音速民航機(jī)（12,000米），乘客會因此而承受比普通長途飛行多2倍通量的宇宙射線電離輻射。所以早在協(xié)和飛機(jī)投入營運(yùn)之時，就有學(xué)者懷疑長時間超音速飛行會增加患上皮膚癌的風(fēng)險。但實(shí)際情況是由于飛行時間相對減少，在同等飛行距離下所吸收的當(dāng)量劑量會較普通客機(jī)為少。此外，即使是一些不尋常的太陽活動亦會導(dǎo)致入射輻射大量增加，為保護(hù)機(jī)內(nèi)人員，因此駕駛艙內(nèi)裝有一個宇宙射線測量儀和量度輻射減低率的儀器。一旦入射輻射量過高，協(xié)和飛機(jī)會下降至14,000米（47,000英尺）以下。量度輻射減低率的儀器讀數(shù)會決定是否需要下降到更低高度，減少飛機(jī)暴露于危險輻射水平的時間。（9）機(jī)艙加壓民航客機(jī)機(jī)艙通常會在飛機(jī)爬升到1,800—2,400米（6,000—8,000尺）之間時加壓，而協(xié)和飛機(jī)只會在6,000尺進(jìn)行一次加壓。協(xié)和飛機(jī)的加壓系統(tǒng)也有完善的安全性考量。在15000米以上高空機(jī)艙突然失壓所帶來的后果是災(zāi)難性的，所有乘客和機(jī)組人員都會在10至15秒的有效意識時間過后隨即昏迷，而高速飛行所帶來的文丘里效應(yīng)也會迅速抽走艙內(nèi)空氣，令艙內(nèi)氣壓低于艙外大氣壓。由于協(xié)和飛機(jī)巡航高度非常高，該處的空氣氧氣含量、氣壓極低，即使機(jī)艙有一小處缺口也會導(dǎo)致嚴(yán)重的失壓和迅速缺氧，所以乘客也難以有足夠時間戴上用于普通民航機(jī)的緊急氧氣面罩。協(xié)和飛機(jī)因此使用面積較小的窗戶以降低失壓的速度，并且還有一套后備的機(jī)艙空氣供應(yīng)系統(tǒng)以盡量在一小段時間內(nèi)維持艙內(nèi)氣壓，而飛行員需要使用持續(xù)正壓呼吸機(jī)以保障飛行員的氧氣供應(yīng)及其安全，務(wù)求令飛機(jī)能夠有足夠時間下降到安全高度。（10）可下垂式頭錐可下垂的機(jī)鼻頭錐是協(xié)和飛機(jī)的外觀特征之一，既能在飛行時保持飛機(jī)的流線外型減低阻力，又可以于滑行、起飛和著陸時改善飛行員的