【簡介：】本篇文章給大家談談《機場跑道加熱》對應的知識點，希望對各位有所幫助。本文目錄一覽：
1、機場跑道除冰方式有哪幾種


2、世界上飛機跑道有電加熱嗎？


3、飛機是靠什么原理飛

本篇文章給大家談談《機場跑道加熱》對應的知識點，希望對各位有所幫助。

本文目錄一覽：

• 1、機場跑道除冰方式有哪幾種
• 2、世界上飛機跑道有電加熱嗎？
• 3、飛機是靠什么原理飛起來的？飛機的發(fā)動機是什么原理？
• 4、機場上都是水泥跑道，為什么航母甲板就不能鋪瀝青和水泥？
• 5、協(xié)和式飛機的技術特點
• 6、歐洲在燃燒，上千人死亡！機場跑道熔化，未來極端高溫是否會更加強烈頻繁？

機場跑道除冰方式有哪幾種

機械除冰（人海戰(zhàn)術：鐵鍬、冰鏟等或機械設備）

化學除冰（道面融冰液、鹽、化肥等）

加熱除冰（熱吹車或道面加熱）

冬季還可以使用沙子加水撒布在道面上，凍結(jié)后使道面表面形成"沙紙"表面一樣

世界上飛機跑道有電加熱嗎？

飛機是現(xiàn)代交通運輸方式，是第一種，唉，具有速度快的特點，目前世界上的飛機跑道一般還沒有電加熱這種房

飛機是靠什么原理飛起來的？飛機的發(fā)動機是什么原理？

飛機是由動力裝置產(chǎn)生前進動力，由固定機翼產(chǎn)生升力，在大氣層中飛行的重于空氣的航空器。它比空氣重，又不能像鳥那樣扇動翅膀，但是飛機卻能升入空中。原來飛機機翼并不是平平伸展的，而是向上凸起一些，這樣當飛機水平前進時，迎面而來的氣流就在機翼上產(chǎn)生向上的升力，使飛機升入空中。飛機飛行速度越快、機翼面積越大，所產(chǎn)生的升力就越大，所以飛機在起飛前需要在機場跑道上行進一段距離才能升空，而且飛機不能飛到?jīng)]有空氣的地方。

早期的飛機靠機身前端的螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生牽引力向前運動。螺旋槳產(chǎn)生的牽引力不大，飛機飛行的速度也不快。1939年8月27日，第一架噴氣式飛機飛行成功，大大提高了飛機的飛行速度。噴氣發(fā)動機是把吸入的空氣壓縮，再與燃料混合燃燒，形成高溫高壓氣體向后噴出，產(chǎn)生強大的推動力，使飛機高速飛行。

現(xiàn)在，飛機的飛行速度可以幾倍于聲音在空氣中傳播的速度(每秒340米)，駕駛這樣的飛機，只需十幾個小時就能環(huán)繞地球赤道一周，這樣的飛機叫做超音速飛機。制造超音速飛機不僅需要先進的噴氣發(fā)動機，還需要在飛機的制造材料、飛機的外形設計等方面達到很高的要求，是一項非常復雜的技術?，F(xiàn)在，除了先進的戰(zhàn)斗機、偵察機外，一些大型的客機也是超音速飛機。不過，螺旋槳飛機并沒有被淘汰，在許多不需要高速度飛行的工作中(如噴灑農(nóng)藥、森林防火)，螺旋槳飛機仍發(fā)揮著重要的作用 。噴氣發(fā)動機原理及若干工作方式

噴氣推進原理

氣推進是伊薩克·牛頓(Isaac Newton)爵士的第三運動定律的實際應用。該定律表述為：“作用在一物體上的每一個力都有一方向相反大小相等的反作用力?！本惋w機推進而言，“物體”是通過發(fā)動機時受到加速的空氣。產(chǎn)生這一加速度所需的力有一大小相等方向相反的反作用力作用在產(chǎn)生這一加速度的裝置上。噴氣發(fā)動機用類似于發(fā)動機/螺旋槳組合的方式產(chǎn)生推力。二者均靠將大量氣體向后推來推進飛機，一種是以比較低速的大量空氣滑流的形式，而另一種是以極高速的燃氣噴氣流形式。

這一同樣的反作用原理出現(xiàn)于所有運動形式之中，通常有許多應用方式。噴氣反作用最早的著名例子是公元前120年作為一種玩具生產(chǎn)的赫羅的發(fā)動機。這種玩具表明從噴嘴中噴出的水蒸氣的能量能夠把大小相等方向相反的反作用力傳給噴嘴本身，從而引起發(fā)動機旋轉(zhuǎn)。類似的旋轉(zhuǎn)式花園噴灌器是這一原理更為實用的一個例子。這種噴灌器借助于作用于噴水嘴的反作用力旋轉(zhuǎn)?，F(xiàn)代滅火設備的高壓噴頭是“噴流反作用”的一個例子。由于水噴流的反作用力，一個消防員經(jīng)常握不住或控制不了水管。也許，這一原理的最簡單的表演是狂歡節(jié)的氣球，當它放出空氣或氣體時，它便沿著與噴氣相反的方向急速飛走。

噴氣反作用絕對是一種內(nèi)部現(xiàn)象。它不象人們經(jīng)常想象的那樣說成是由于噴氣流作用在大氣上的壓力所造成的。實際上，噴氣推進發(fā)動機，無論火箭、沖壓噴氣、或者渦輪噴氣，都是設計成加速空氣流或者燃氣流并將其高速排出的一種裝置。當然，這樣做有不同的方式。但是，在所有例子中，作用在發(fā)動機上的最終的反作用力即推力是與發(fā)動機排出的氣流的質(zhì)量以及氣流的速度成比例的。換言之，給大量空氣附加一個小速度或者給少量空氣一個大速度能提供同樣的推力。實用中，人們喜歡前者，因為降低噴氣速度能得到更高的推進效率。

噴氣推進的幾種方式

不同類型的噴氣發(fā)動機，無論沖壓噴氣、脈沖噴氣、燃氣輪機、渦輪/沖壓噴氣或者渦輪-火箭，其差別僅在于“推力提供者”即發(fā)動機供應能量并將能量轉(zhuǎn)換成飛行動力的方式。

沖壓噴氣發(fā)動機實際上是一種氣動熱力涵道。它沒有任何主要旋轉(zhuǎn)零件，只包含一個擴張形進氣涵道和一個收斂形或者收斂-擴張形出口。當由外部能源強迫其向前運動時，空氣被迫進入進氣道。當它流過這一擴散形涵道時，其速度或動能降低，而壓力能增加。爾后，靠燃油的燃燒來增加其總能量，膨脹的燃氣通過出口涵道高速排入大氣。沖壓噴氣發(fā)動機常作為導彈和靶機的動力裝置，但單純的沖壓噴氣發(fā)動機不適于作為普通飛機動力裝置，因為在它產(chǎn)生推力前，要求向它施加向前的運動。

脈沖噴氣發(fā)動機采用間歇燃燒原理。與沖壓噴氣發(fā)動機不同，它能在靜止狀態(tài)工作。這種發(fā)動機是由類似沖壓噴氣發(fā)動機的一種空氣動力涵道構成。它的壓力較高，結(jié)構比較堅實。進氣涵道有許多進氣“活門”，在彈簧拉力作用下處于打開位置，通過打開的活門空氣進入燃燒室，并靠燃燒噴入燃燒室中去的燃油得到加熱，由此引起的膨脹使壓力升高，迫使活門關閉，然后膨脹的燃氣向后噴出；排氣造成降壓，使活門重新開啟。這種過程周而復始。脈沖噴氣發(fā)動機曾經(jīng)被設計成直升機旋翼的推進裝置，有的還通過精心設計涵道來控制共振循環(huán)的壓力變化而省去了進氣活門。但脈沖噴氣發(fā)動機不適于作為飛機動力裝置，因為它的油耗高，又無法達到現(xiàn)代燃氣渦輪發(fā)動機的性能。

火箭發(fā)動機雖然也屬于噴氣發(fā)動機，但它們有重大區(qū)別。即火箭發(fā)動機不用大氣作為推進流體，而用它攜帶的液態(tài)燃料或化學分解而形成的燃料與氧氣劑的燃燒來產(chǎn)生它自己的推進流體，從而能在地球大氣層外工作，但因此它也只適用工作時間很短的情況.

渦輪噴氣式發(fā)動機應用于噴氣推進避免了火箭和沖壓噴氣發(fā)動機固有的弱點，因為采用了渦輪驅(qū)動的壓氣機，因此在低速時發(fā)動機也有足夠的壓力來產(chǎn)生強大的推力。渦輪噴氣發(fā)動機按照“工作循環(huán)”工作。它從大氣中吸進空氣，經(jīng)壓縮和加熱這一過程之后，得到能量和動量的空氣以高達2000英尺/秒(610米/秒)或者大約1400英里/小時(2253公里/小時)的速度從推進噴管中排出。在高速噴氣流噴出發(fā)動機時，同時帶動壓氣機和渦輪繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，維持“工作循環(huán)”。渦輪發(fā)動機的機械布局比較簡單，因為它只包含兩個主要旋轉(zhuǎn)部分，即壓氣機和渦輪，還有一個或者若干個燃燒室。然而，并非這種發(fā)動機的所有方面都具有這種簡單性，因為熱力和氣動力問題是比較復雜的。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過壓氣機和渦輪葉片而不斷變化著的氣流、以及排出燃氣并形成推進噴氣流的排氣系統(tǒng)的設計工作造成的。

飛機速度低于大約450英里/小時(724公里/小時)時，純噴氣發(fā)動機的效率低于螺旋槳型發(fā)動機的效率，因為它的推進效率在很大程度上取決于它的飛行速度；因而，純渦輪噴氣發(fā)動機最適合較高的飛行速度。然而，由于螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英里/小時(563公里/小時)以上時螺旋槳效率迅速降低。這些特性使得一些中等速度飛行的飛機不用純渦輪噴氣裝置而采用螺旋槳和燃氣渦輪發(fā)動機的組合 -- 渦輪螺旋槳式發(fā)動機。

螺旋槳/渦輪組合的優(yōu)越性在一定程度上被內(nèi)外涵發(fā)動機、涵道風扇發(fā)動機和槳扇發(fā)動機的引入所取代。這些發(fā)動機比純噴氣發(fā)動機流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率與渦輪螺旋槳發(fā)動機相當，超過了純噴氣發(fā)動機的推進效率。

渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機將渦輪噴氣發(fā)動機(它常用于馬赫數(shù)低于3的各種速度)與沖壓噴氣發(fā)動機結(jié)合起來，在高馬赫數(shù)時具有良好的性能。這種發(fā)動機的周圍是一涵道，前部具有可調(diào)進氣道，后部是帶可調(diào)噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數(shù)3以下的飛行狀態(tài)下，發(fā)動機用常規(guī)的渦輪噴氣式發(fā)動機的工作方式；當飛機加速到馬赫數(shù)3以上時，其渦輪噴氣機構被關閉，氣道空氣借助于導向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成為沖壓噴氣發(fā)動機的燃燒室。這種發(fā)動機適合要求高速飛行并且維持高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)的飛機，在這些狀態(tài)下，該發(fā)動機是以沖壓噴氣發(fā)動機方式工作的。

渦輪/火箭發(fā)動機與渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機的結(jié)構相似，一個重要的差異在于它自備燃燒用的氧。這種發(fā)動機有一多級渦輪驅(qū)動的低壓壓氣機，而驅(qū)動渦輪的功率是在火箭型燃燒室中燃燒燃料和液氧產(chǎn)生的。因為燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪前，需要用額外的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然后這種富油混合氣(燃氣)用壓氣機流來的空氣稀釋，殘余的燃油在常規(guī)加力系統(tǒng)中燃燒。雖然這種發(fā)動機比渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機小且輕，但是，其油耗更高。這種趨勢使它比較適合截擊機或者航天器的發(fā)射載機。這些飛機要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續(xù)航時間。

機場上都是水泥跑道，為什么航母甲板就不能鋪瀝青和水泥？

一提起航母甲板，幾乎所有的軍迷都會告訴你要使用高強度鋼板，而且全球能制造這種鋼板的國家屈指可數(shù)！也許有很多朋友都想不明白，陸地上的機場可以用水泥澆筑，為什么航母就不能用了？

航母甲板有什么要求？

二戰(zhàn)航母的其它位置基本都是當時能找到的最好鋼材（當然除了那些改裝的除外）制造的，但甲板很多卻都是木材鋪裝，這是為什么呢?

英國1942型輕艦隊航空母艦

因為當時的航母并沒有專業(yè)優(yōu)化設計，航母的重心都偏高（美軍第一艘航母蘭利號就是運煤船改裝的），假如再使用大面積鋼板，那么重量就會很大，導致航母的重心進一步惡化，而木材則可以避免這個問題！而且二戰(zhàn)的螺旋槳戰(zhàn)斗機大都只有2-3噸（P40空重2.4噸，起飛一般3噸，零式戰(zhàn)斗機1.8噸，滿載2.7噸），木材的強度完全可以應付！

圣克魯斯群島戰(zhàn)役中的零式戰(zhàn)機從木質(zhì)甲板上起飛

另一個是甲板鋼板防滑涂料也不夠先進，木材可以解決這個問題，還有木材能解決甲板高溫的問題等等，而且損壞修補非常容易，因此二戰(zhàn)的航母甲板木材是非常流行的，甚至你可以看到，杜立特駕機轟炸東京時起飛的甲板畫面，都是一條條的橫木，縫隙還挺大！

二戰(zhàn)以后，噴氣式戰(zhàn)斗機開始發(fā)展，高空高速暫時占據(jù)了主流，艦載戰(zhàn)斗機質(zhì)量越來越重，因此木材的甲板已經(jīng)不能滿足要求，比如噴氣式戰(zhàn)斗機的尾焰高溫問題！而且還有一個問題是戰(zhàn)斗機降落時發(fā)動機是全開的，因為萬一沒有勾著阻攔索，飛機必須在航母短短的跑道上起飛復飛！

因此這飛機是直接拍在航母上的，當然這個動作對艦載機整機結(jié)構強度和起落架強度極高，陸基戰(zhàn)斗機根本不適合降落航母，其實這對航母甲板也極高，強大的沖擊力可以直接將木材甲板拍碎，只能將木板換成鋼板，而隨著伯伊德的能量機動理論占據(jù)美軍戰(zhàn)斗機設計指導，重型艦載戰(zhàn)斗機開始登上航母！

格魯曼F-14“雄貓”

這直接讓航母不堪重負的航母甲板雪上加霜，比如F-14艦載戰(zhàn)斗機，空載接近20噸，降落時油料和導彈，估計超過21噸（飛行手冊最大著艦重量為24噸），最低著艦速度必須大于215千米/小時（空載，輕載時著艦速度大都超過250千米/小時）！

F-18艦載戰(zhàn)斗機降落

因此你可以想象一下，超過20噸的戰(zhàn)斗機，以250千米/小時（70米/秒）拍在甲板上，請問多高強度的甲板，多少厚度下可以承受這個沖擊？當然甲板最好是薄一些，要不然那么重頭重腳輕也是個大麻煩！所以航母用水泥甲板直接被排除了。

大家應該都知道鷂式和F-35垂直于短距起飛戰(zhàn)斗機，其實還有前蘇聯(lián)的雅克-141垂直/短距起飛戰(zhàn)斗機，這些飛機和直升機或者V-22魚鷹飛機不一樣，它們是噴氣式發(fā)動機，噴口噴流溫度很高，假如鋼板不耐高溫的話，直接就燒化了，或者高溫退火后強度大受影響，因此這兩項要求，就讓絕大部分國家望而卻步了！

比如日本僵尸航母“出云”號計劃搭載F-35B，最大的麻煩就是甲板耐熱問題，F(xiàn)-35B在短距起飛和垂直降落時，尾噴口朝下的，“出云”號的甲板根本沒有耐高溫能力，因此必須要做加固處理或者使用F-35A，但這個型號使用滑跑起飛，需要改裝航母和減少艦載戰(zhàn)斗機的數(shù)量。

延伸話題：彈射和攔阻索

早期的彈射用的是機械蓄能，后來用的是液壓和火藥爆炸彈射，再后來發(fā)展到蒸汽彈射，當然最近蒸汽彈射也不流行了，大家都玩電磁彈射！這個呢有個說法，美國人的艦載全電驅(qū)動用的是中壓交流，某國用的是中壓直流，兩者優(yōu)劣其實大家都知道，交流變壓輸電很方便，但艦載交流蓄能很麻煩，需要各種轉(zhuǎn)換裝置！

但直流不需要，可以飛輪蓄能，也可以電容蓄能，比較方便！而據(jù)說美國航母彈射就在這上面碰到難題了，貌似彈射間隔比較大限制，而且彈射飛機重量也被限制，這讓美軍情何以堪??！

當然和彈射相關的還有一個攔阻索，這個看起來很簡單，但技術難度很高，美軍對這個技術已經(jīng)非常純熟，畢竟用了那么多年，但在電磁攔阻索方面據(jù)說也碰到了麻煩，電磁攔阻比機械式攔阻要優(yōu)秀得多，而且還能將機械能轉(zhuǎn)換成電能儲存起來，還可以調(diào)節(jié)攔阻強度。

機械攔阻

不扒這兩個玩意兒了，咱不寫軍事，一筆帶過！

跑道強度不夠，飛機刨地的案例

機場跑道的長度和寬度以及強度是取決于機場的類型的，比如通航機場和商業(yè)機場，或者小型民用機場，又或者軍用機場，設計要求都不一樣！

大部分機場的建筑材料都是水泥，因此我們看到民用機場都是水泥地面，和水泥路面差不多，當然跑道的要求更高：

跑道除了裂痕和散落清理外，還有一項大家不知道的除膠，這是飛機起落過程中在輪胎接觸地的脫落物累積，這會造成摩擦力降低！

跑道除膠

當然這些根據(jù)各種要求設計的機場跑道是有起飛和降落飛機型號與重量范圍的，如果不按操作規(guī)程來，就會發(fā)生下面這樣的事故！

如果只看這些畫面，你肯定會想，誰把這些地磚丟到飛機上去的啊？其實就是飛機自己丟上去的！2014年巴基斯坦的錫亞爾科特國際機場，一架波音737-400飛機被移到了檢修螺旋槳飛機的區(qū)域，然后發(fā)動機全功率開機試車了！

結(jié)果就是上圖，強大的氣流將鋪設的地磚直接帶起吹的到處都是，瞬間檢修就一臉懵逼了！而且機身和水平尾翼都被撞得坑坑洼洼，看來是要大修了！不過好在發(fā)動機前方的地磚沒有被強大的氣流吸入發(fā)動機，否則將要更換發(fā)動機，甚至可能造成火災整機燒毀，那就損失慘重了！

所以，飛機跑道能亂用材料嗎？飛機隨便可以降落嗎？要是強度不夠，能降得下去，但飛不起來了，因為跑道破裂，甚至起落架折斷，不過緊急情況下這種狀況總比迫降在田野里要安全哈！

協(xié)和式飛機的技術特點

協(xié)和式飛機前機身細長，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)和式飛機由于機頭過于細長，飛行員在起降時由于高仰角導致視線會被機頭擋住，同時為了改善起降視野，機頭設計成可下垂式，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)。不過龐大的機頭角度調(diào)整設備占用了飛機的寶貴重量與空間。

協(xié)和式超音速客機采用無水平尾翼布局，為了適應超音速飛行，協(xié)和式飛機的機翼采用三角翼，機翼前緣為S形。協(xié)和式飛機共有四臺渦輪噴氣發(fā)動機。發(fā)動機由英國羅爾斯·羅伊斯公司和法國國營航空發(fā)動機公司(Rolls-Royce/SNECMA)負責研制。發(fā)動機型號為“奧林帕斯”593Mk610渦輪噴氣式發(fā)動機（Olympus 593）。單臺推力169.32千牛（38,000 lbs)。發(fā)動機具備了一般在超音速戰(zhàn)斗機上才使用的加力燃燒室(后燃器)。 協(xié)和式飛機的飛行速度能超過音速的兩倍，最大飛行速度可達2.04馬赫，巡航高度18000米，巡航速度達到每小時2,150公里。

協(xié)和式飛機是1970年代的產(chǎn)品，但電子設備還是比較先進的。特別是在自動飛行方面，協(xié)和式飛機能夠達到Ⅲ級自動降落和起飛，即協(xié)和式飛機完全能按照程序和指令，在無飛行員操縱下自動進行起飛與降落。

由于協(xié)和式飛機設計于1960年代，所使用的技術只能代表60年代的技術水平，所以存在著兩個重大的缺陷：一個是經(jīng)濟性差。協(xié)和式飛機一次可滿載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)和式飛機航程較短，也就是說它只能勉強橫跨大西洋飛行，而不能橫跨太平洋飛行，這就限制了它的使用范圍。協(xié)和式飛機標準客座為100，最大客座為140，載客量偏小，運營成本較高。從而降低了它的經(jīng)濟性。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行超音速飛行。 協(xié)和飛機最初的設計主導思想，是立足于1950年代的航空技術水平，避免采用過多未成熟的新技術。但后來在研制過程中發(fā)現(xiàn)，超音速客機在空氣動力學、飛行控制系統(tǒng)、發(fā)動機等方面的技術難度都超過了預期，過分依靠既有技術難以達到預定的性能指標，所以協(xié)和飛機的發(fā)展過程中也研究、應用了許多新技術，代表了1960年代歐洲航空技術的最高水平，對以后的民航客機發(fā)展具有重要影響，但協(xié)和飛機的研制時間也因此大大延長。

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)動機進氣坡度，超音速巡航能力；電傳操縱發(fā)動機，是今天全權限數(shù)字電子控制（Full Authority Digital Electronic Control）發(fā)動機的先驅(qū)；可下垂式機鼻，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)濟的燃油消耗（雖然渦輪噴氣發(fā)動機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險；全權自動駕駛（autopilot）和自動節(jié)流閥（autothrottle），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（control surfaces）；部件更輕但壓力高達28Mpa的高壓液壓系統(tǒng)傳輸各項空氣動力學數(shù)據(jù)（包括總壓力、靜壓力、迎角、側(cè)滑等）的數(shù)據(jù)通道，傳感器分布于機身多個位置；全電子控制類比電傳制動（brake-by-wire）系統(tǒng)，采用俯仰配平（Pitch trim），燃油可以在各油箱內(nèi)轉(zhuǎn)移以控制飛機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度。 協(xié)和飛機的S型前緣細長三角翼的出現(xiàn)，有功于1950年代至1960年代期間超音速空氣動力學、旋渦動力學的蓬勃發(fā)展，許多理論上的預言已經(jīng)得到了風洞試驗的證實。第二次世界大戰(zhàn)后，后掠翼得到了廣泛的應用，超音速飛行也成為可能。1950年代初，英國皇家飛機研究院（Royal Aircraft Establishment，RAE）空氣動力學部成立了一個研究小組，開始了對超音速客機的初步研究和設計工作。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的升阻比，起飛著陸距離長。為了改善飛機的低速性能，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)構復雜、配平困難等問題。但非常幸運的是，一大批優(yōu)秀的空氣動力學家，例如迪特里?！で髀―ietrich Küchemann）、約翰娜·韋伯（Johanna Weber）、史密斯（J. H. B. Smith）、馬斯克爾（E. C. Maskell），當時云集超音速運輸飛機委員會（STAC），為協(xié)和飛機的細長三角翼作出重要貢獻。

這些空氣動力學家的研究發(fā)現(xiàn)，氣流從渦流發(fā)生器（例如細長機翼）前緣通過會分離出穩(wěn)定的漩渦（脫體渦，trapped vortex），高速旋轉(zhuǎn)的氣流提高了機翼表面的負壓，漩渦強度隨迎角增大而增大，產(chǎn)生很大的渦升力（Vortex lift），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，跨聲速風洞、超聲速風洞成為試驗超音速飛機氣動性能的最佳途徑。在試驗中，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，而機鼻形成的沖擊波到達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。一批三角翼試驗機，如亨德里·佩奇公司的HP.115、費爾雷公司的Delta 1、Delta 2，也驗證了這項特性。然而，普通無尾三角翼的設計也擁有了后掠翼的部分缺點，由于超聲速三角翼飛機展弦比較小，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)和飛機采用了雙三角翼的設計。雙三角翼的內(nèi)外側(cè)兩個后掠角，靠近機身的翼根位置有較大的后掠角，以降低阻力；而在主要產(chǎn)生升力的機翼外段采用較小的后掠角和較小的機翼弦長，機翼前沿不是直線而是S型的曲線。細長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)和飛機的細長三角翼由于有效利用了脫體渦升力，滿足了飛機在低速、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，機翼壓力中心位置變化較小，提高了飛機的穩(wěn)定性。 為了令協(xié)和飛機在經(jīng)濟上可行，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。為了適應超音速飛行的需要，因此迎風面積較小的渦輪噴氣發(fā)動機是最佳選擇，以減少阻力及產(chǎn)生達超音速的排氣速度，而油耗較低和噪聲較少的高涵道比渦輪風扇發(fā)動機則不適合用于超音速客機。每架協(xié)和飛機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593 Mk 610型軸流式雙轉(zhuǎn)子（twin spool）渦輪噴氣發(fā)動機，是當時世界上推力最大渦噴發(fā)動機，每具可產(chǎn)生多達18.7噸的推力。奧林匹斯發(fā)動機最初是為火神式轟炸機（Avro Vulcan）研制，其后再為協(xié)和飛機發(fā)展出593型。四具發(fā)動機以兩具一組發(fā)動機短艙的方式，分別下掛在機翼下側(cè)，而沒有發(fā)動機支架，減少了氣體湍流，使發(fā)動機更加穩(wěn)定，以免發(fā)動機在超音速飛行時脫落。協(xié)和飛機也可以使用反推力裝置，以提高下降率及縮短降落距離。當飛機處于亞音速飛行而高度低于30,000英尺（約9144米）時，靠近機身的兩具發(fā)動機反推力裝置便可開啟，飛機的下降率可提高至每分鐘10,000英尺（約3048米）。

奧林匹斯593型發(fā)動機是西方國家唯一一種帶有加力燃燒室的民用渦噴發(fā)動機。協(xié)和飛機除了在起飛和跨音速時（0.95馬赫至1.7馬赫之間）使用加力燃燒室外，其余時段均會關閉。實際上在無加力燃燒室的協(xié)助下亦能勉強到達2馬赫，但發(fā)現(xiàn)要花更長時間在高阻力跨音速階段的加速過程，耗油量反而更高。由于渦輪噴氣發(fā)動機在低速時效率非常低，協(xié)和飛機在跑道滑行起飛時就需要消耗超過2噸燃料。由于飛機在經(jīng)過長時間飛行后飛機重量隨燃油消耗而減輕，飛機降落后在地面滑行時只會使用外側(cè)的兩具發(fā)動機就能提供足夠推力。如果協(xié)和飛機在降落后滑行中途耗盡燃料的話，飛行員會被解雇。盡管如此，當協(xié)和飛機以2馬赫速度進行超音速巡航時，奧林匹斯593型其實是世界上效率最高的渦輪噴氣發(fā)動機。

在超音速飛行時，進氣道口會產(chǎn)生激波并對空氣進行預壓縮。為了降低超音速激波阻力，并讓發(fā)動機維持最佳進氣效率，協(xié)和飛機的進氣道也經(jīng)過了特殊設計。所有常規(guī)噴氣發(fā)動機都只能吸收速度約0.5馬赫的氣流，因此巡航速度達2馬赫的協(xié)和飛機必須將超音速的進氣速度減慢至亞音速，否則發(fā)動機效率會大大降低，并可能引發(fā)發(fā)動機喘振等問題，另外協(xié)和飛機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。為解決上述問題，協(xié)和飛機采用了可調(diào)節(jié)進氣道，以一對可移動的大型斜板（Moveable ramp）和一道溢流門（Spill door/Auxiliary flap），按不同的飛行速度和情況，調(diào)節(jié)進氣速度和激波位置并對引進氣流進行預壓縮。

兩塊斜板位于發(fā)動機短艙進氣道頂部，由液壓系統(tǒng)控制，可以向下移動；而溢流門則位于進氣道下方可以向上下開合控制氣流流入或流出。在飛機起飛時發(fā)動機進氣需求高，斜板會平放（處于收起狀態(tài)），溢流門會向上打開以增加進氣量。當飛機速度到達0.7馬赫時，溢流門會關閉；而速度達1.3馬赫時，斜板會開始移動并將氣流引導出進氣道并用于機艙加壓。當飛機以2.0馬赫進行超音速巡航時，斜板會覆蓋一半進氣口面積，協(xié)助壓縮空氣和增加氣流溫度以減輕發(fā)動機壓縮段的工作壓力。這套系統(tǒng)對提高發(fā)動機效率有很大幫助，協(xié)和飛機在超音速飛行時，有63%的推力是由進氣道預壓縮產(chǎn)生。

如果在飛行時發(fā)動機失效熄火會為傳統(tǒng)亞音速客機帶來重大問題，不僅是失去部分推力而且還會產(chǎn)生很大的阻力，導致飛機向失效發(fā)動機的一方傾斜和偏航。如果這個情況于超音速飛行時出現(xiàn)，幾乎可以肯定會對機體強大產(chǎn)生極大的挑戰(zhàn) 。發(fā)動機失效后涵道實際上已經(jīng)毫無作用并且成為嚴重的阻力來源，所以協(xié)和飛機會將失效發(fā)動機的進氣道溢流門向下打開，并將斜板完全展開以形成進氣口接近封閉的狀態(tài)，將氣流下壓并導向發(fā)動機下方通過，將發(fā)動機短艙恢復流線型，以減低失效發(fā)動機產(chǎn)生的阻力同時提供少許升力。在實際測試中，協(xié)和飛機可以在2馬赫飛行途中關閉一側(cè)的2具發(fā)動機，而不會產(chǎn)生任何操縱問題。而飛行員也需要定期接受培訓，學習應付這種突發(fā)情況。 協(xié)和飛機在在五萬余呎高空飛行，機外環(huán)境溫度約為零下50℃，飛機在超音速飛行時，空氣壓力和摩擦力會使飛機表面加熱，而且飛機不同部分的升溫情況也有所差異，并且會在機身表面形成溫差。超音速飛機最熱的部份除了發(fā)動機之外就是機頭頭錐，協(xié)和飛機在飛行時頭錐最高溫度可達127℃，機身后段也可超過90℃。協(xié)和飛機主體材質(zhì)為硬鋁（AU2GN/ASTM 2168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)動機短艙等處使用鈦合金和不銹鋼。鋁材在當時已經(jīng)在飛機制造工業(yè)廣泛使用，應用經(jīng)驗較多，而且價格低廉、建構容易。硬鋁結(jié)構穩(wěn)定，可持續(xù)承受達127℃的高溫，因此協(xié)和飛機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。假如目標速度超過2.02馬赫，機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重量。

協(xié)和飛機于飛行期間會經(jīng)歷兩個加熱及冷卻的循環(huán)。第一次冷卻于飛機起飛爬升時，機身溫度隨高度提升而下降；然后超音速飛行時機體表面加熱，最后于飛機下降、速度減慢時再度冷卻。這些因素都必須于冶金塑模時一并考慮。為此協(xié)和飛機在研制時建立了一個試驗平臺，對一片全尺寸的機翼進行反復加熱和冷卻，并定時抽取金屬樣本進行金屬疲勞檢驗。由于熱脹冷縮，協(xié)和飛機超音速飛行期間，機身會膨脹延長達300毫米，這個現(xiàn)象最明顯的地方就是飛行工程師的儀表板與客艙隔板間的距離會在飛行途中增加并形成一條縫隙。所有協(xié)和飛機在其退役飛行時，飛行工程師都會將自己的帽子放置于縫隙中，當飛機降落、冷卻后，帽子就會永久被夾在其中。

為了保持機艙涼快，協(xié)和飛機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)和飛機具有表面加熱的特性，因此其涂裝亦有所限制。機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)構和油箱安全 。至1996年，法國航空為了協(xié)助百事可樂宣傳，曾將一架協(xié)和飛機（登記編號F-BTSD）除機翼以外涂上以藍色為主的廣告涂裝。根據(jù)法國宇航和法國航空的建議，這架協(xié)和飛機維持以2馬赫的速度飛行不多于20分鐘，而在1.7馬赫下則未有限制。只有F-BTSD被選定用于廣告宣傳，是因為它不需要執(zhí)行任何需要長時間以2馬赫飛行的定期航班。

結(jié)構強度

協(xié)和飛機高速飛行時，轉(zhuǎn)向會為飛機結(jié)構帶來巨大壓力，導致結(jié)構扭曲變形。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)，進行按比例的調(diào)整。超音速飛行時，相對軟弱的機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、相對強度較高的內(nèi)側(cè)副翼控制面。

另一方面，細長的機身意味著較低的結(jié)構強度。實際上協(xié)和飛機飛行時機身會出現(xiàn)少許彎曲，尤其在起飛時這個現(xiàn)象更為明顯 。這個時候當飛行員在機頭回望客艙，就能顯著的看到這個情況，但由于機艙中段設置了廁所，阻隔旅客的視線，所以大多數(shù)旅客并未能察覺到機身的變化。 無尾三角翼飛機的起飛（降落）距離和速度都比較高，這對飛機的制動系統(tǒng)和起落架也是一項挑戰(zhàn)。協(xié)和飛機起飛速度高達每小時400千米（250哩），為了讓飛機在起飛失敗后迅速減速，協(xié)和飛機是首批使用防抱死制動系統(tǒng)（ABS）的民航客機，這是一套具有防滑、防鎖死等優(yōu)點的安全制動控制系統(tǒng)。傳統(tǒng)制動系統(tǒng)在飛機起飛失敗緊急制動時往往只能抱死機輪，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，避免飛機失去控制，這尤其于濕滑地面更為重要。 協(xié)和飛機也是全球首種采用碳基（carbon-based）制動裝置的民航機。這是鄧祿普（Dunlop）公司的產(chǎn)品 ，能夠把重達188公噸、時速達305千米（190哩）的協(xié)和飛機于1,600米內(nèi)煞停。完全停止后，制動裝置的溫度會達300℃至500℃，需要數(shù)小時才能冷卻。

除此之外，由于協(xié)和飛機是無尾三角翼設計，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，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，為避免機尾觸地，協(xié)和飛機也在機尾設置了一個小型雙輪輔助起落架，成為協(xié)和飛機的一個特色。 可下垂的機鼻頭錐是協(xié)和飛機的外觀特征之一，既能在飛行時保持飛機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視界。為了減少飛行阻力，協(xié)和飛機的機頭較其他民航機更長，并呈針狀。三角翼飛機起飛和著陸時的迎角較大，又長又尖的機鼻會影響飛行員對跑道、滑行道的視野，因此協(xié)和飛機的機頭設計成可以改變角度以迎合各種操作需要 。另外機頭頭錐也帶有一個整流罩，這個可移動的整流罩具有維持機頭流線型、保護駕駛艙玻璃、阻隔超音速飛行熱力等功能。整流罩會在頭錐下垂前收納到頭錐內(nèi)，而當頭錐恢復水平時，整流罩會升回駕駛艙擋風玻璃前方，令機頭回復流線外型。

首兩架協(xié)和飛機原型機的整流罩只有兩扇小窗。但美國聯(lián)邦航空局反對這種嚴重影響飛行員視界的設計，并要求改善設計，否則協(xié)和飛機將不予容許在美國營運。因此以后制造的預生產(chǎn)型、量產(chǎn)型飛機整流罩均修改成六扇大窗。

在地面滑行和起飛時，駕駛艙內(nèi)的控制器能控制整流罩收納到頭錐內(nèi)并把頭錐角度下調(diào)5°。起飛后，整流罩和頭錐都會恢復原位。至飛機降落前，整流罩會再次收納到頭錐內(nèi)，然后頭錐會下調(diào)12.5°以取得最佳前下方視界。而降落時頭錐會迅速回復到5°的位置以避免頭錐觸地。在非常罕有的情況下，協(xié)和飛機會將頭錐下調(diào)至12.5°起飛。此外，協(xié)和飛機也可以僅僅收起整流罩，而頭錐維持水平，但這只有在清潔擋風玻璃和短時間亞音速飛行時使用。 普通亞音速民航客機由紐約飛往巴黎需要花上8小時，但協(xié)和飛機完成同樣旅程僅僅需要少于3.5小時，平均巡航速度達2.02馬赫（2,140千米/小時），最高巡航高度為18,300米，比普通飛機快超過兩倍 。

在定期航班服務中，協(xié)和飛機采用一種較有效率的“巡航爬升”（cruise-climb）方式。隨著燃油消耗，飛機變得越來越輕因而能夠爬升至更高的高度。這樣的方式通常有較高效率，因此普通民航客機亦會使用類似這種方式爬升，名為階段爬升（step climb），但普通飛機需要得到航空交通管制員許可才能爬升至更高高度。在北大西洋航線（North Atlantic Tracks）巡航期間，協(xié)和飛機在爬升至50,000英尺后已沒有其他民用客機與其共用空層，因此自50,000英尺起協(xié)和飛機能緩慢爬升至60,000英尺。 由于平流層氣流運動穩(wěn)定，氣流以平流運動為主，超音速飛機的航線是長期固定的，而非像其他飛行在平流層底部的普通民航客機，需要每天根據(jù)天氣情況調(diào)整航線。

英國航空航班的呼號是“Speedbird”，但唯獨由協(xié)和飛機執(zhí)行的航班是例外。為了提醒航空交通管制員協(xié)和飛機獨特的性能和限制，通訊時會在其呼號“Speedbird”后加上“Concorde”，所以協(xié)和飛機的航班（BA001—BA004）在通訊中會被稱為“Speedbird Concorde 1”—“Speedbird Concorde 4”。而來往巴巴多斯的包機服務，及維修后的試驗飛行，其呼號也會使用“Speedbird Concorde”為前綴并加上四位數(shù)字的航班號碼。

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歐洲在燃燒，上千人死亡！機場跑道熔化，未來極端高溫是否會更加強烈頻繁？長遠來看受氣候變化影響，未來極端高溫天氣將出現(xiàn)得更頻繁、更早、更強烈。

關于《機場跑道加熱》的介紹到此就結(jié)束了。