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第十一章 战机（第7页）

这个问题就是速度。

飞机在飞行过程中，当垂直于机翼前缘的气流速度接近音速时，机翼上表面局部气流将超过音速，而出现激波。

有激波就会有波阻，同时会引起激波后面的气流分离，使飞机的阻力急剧增加，且变得难以驾驭，就象出现了一道无形的障碍，即所谓“音障”

。

对于平直翼飞机来说，垂直于机翼前线的气流速度等于来流速度（或飞行速度），飞机的飞行速度接近音速时肯定产生微波，使飞机阻力剧增，而无法突破这一障碍。

后来出现了后掠翼，加上喷气发动机的问世和成功应用，才使飞机突破“音障”

实现超音速飞行。

这是因为影响机翼产生升力和导致出现局部激波的，主要是垂直于机翼前缘的气流速度。

按照速度向量的分解法则，对于后掠翼来说，来流速度（或飞行速度）可分解为垂直机于翼前绿的速度分设（Vcosx，简称垂直速度）和平行于机翼前线的速度分量（Vsinx，简称平行速度）。

垂直速度明显小于来流速度，所以后掠翼可以推迟激波的产生，只有在飞行速度更大时才会出现微波。

此外，即使出现激波，后掠翼还有减弱微波强度和降低波阻的作用。

因此，现代战斗机、攻击机和高亚音速旅客机都广泛采用后掠翼。

后掠翼的最大缺点是由于平行速度的影响，使流经机翼的气流往外倾斜，产生从里往外的展向流，使得机另外侧特别是翼尖后缘附近的附面层加厚，容易出现气流分离。

而这里正好是飞机的重要操纵面副翼的所：在位置，因而它将影响副翼的操纵效率，严重时还会使飞机自动滚转和上仰，及至危及飞行安全。

为了克服后掠翼的这一缺点，常采用翼刀、机翼前线锯齿和缺口等措施采进行补救。

对于前掠翼来说，流速度也可以分解为垂直和平行两个速度分量，其垂直速度分量必然小于来流速度，因此前掠翼与后掠翼一样也有延缓激波产生、减弱微波强度和降低波阻的作用。

但是，前掠翼酌平行速度分量，不是从里往外，而是从翼尖流向翼根方向，因此前掠另飞机在大迎角时气流在翼尖甚至是大部分外翼段都不容易分离失速，这对于改善飞机的升力特性，提高副翼的操纵效率都是大有好处的。

当然，由于从外往里的展向流的作用，使前掠翼的翼根处容易分离失速，对此只要在前面安装一对鸭式前翼就很容易使这一问题得到解决。

因为，在较大迎角飞行时鸭式前舅会向后拖出两个翼尖涡，正好流经两侧的翼根处，它可以将即将分离或已经分离的翼根表面的气流带走，使翼根的流动状态得到改善。

前掠翼的问题不在于此，主要在结构上因要求过高而难以解决。

由于机翼前掠后，结构形式上，本身就使机翼的抗弯扭能力减弱，加上在气动力的作用下，使外翼向前上方弯扭，迎角增大；迎角增大后，升力增大，又使外翼向上扭转得更厉害；如此恶性循环，直到使机翼扭转折断。

这种现象就称为气动弹性发散。

为了防止这种情况的出现，需要增加机翼的抗弯扭刚度，这样一来就会导致机翼结构重量的增加，以致完全抵消了采用前掠翼所带来的好处。

而汉斯?沃克小组通过对机翼的结构和弹性变形方面作了成功的改进，使得飞机的静稳定性大大提高，很大程度上改善了上述的问题。

2．4―6台发动机分布

JU-287V1型采用4台Jumo004M型涡轮喷气发动机平行安装，两台布置于前机身两侧，另两台置于翼下，到后期V2及V3型则又增加了两台涡轮喷气发动机，V2型前气原本计划使用4台Heinkel―Hirth011A型发动机，后改用6台BMw003A-1型全部置于两侧翼下，而V3型又改为前机身下挂两台，两侧翼下各挂两台。

JU-287的发动机布局非常的少见而又给飞行带来了极大的好处。

4―6台发动机分布保证了飞行速度，前机身的两台发动机工作减轻了机翼挂载喷气发动机时的压力，而前掠翼设计减轻了发动机喷口处高速气流对其他发动机的影响，这样做不仅提高了每台发动机的效率，更重要的使得飞机稳定性有了提高。

而实际上效果也极佳，JU-287在5000米高度的最大速度达到864千米／小时，跟ME-262A―1a型不相上下，比P51―D高出了161千米／小时；爬升率也达到6000米／10分钟。

二、原型机阶段

在JU-287V1定型之前，设计小组提出了诸多的设计方案，这些方案不仅有前掠翼机后掠翼设计，甚至在发动机的布局方面也是五花八门，包括以下各种设计方案：EF55：前掠翼设计，无发动机，为前掠翼研究机；

EF56：传统的后掠翼设计，未设计发动机，后掠翼研究机；

EF57：V型翼，未设计发动机；

EF58：前掠翼设计，翼尖为椭圆形，发动机挂在翼下；

EF59：机身略同于EF58，前机身加挂两台发动机；

EF66：前掠翼角增大，翼下挂两台发动机；

EF67：前机身挂两台发动机；

EF68：发动机挂载研究机；

EF116：后掠翼研究机；

EF122：最后期型；