飛行原理全冊配套完整課件2飛機和大氣的一般介紹第一章飛機是航空器,升空靠得是空氣動力,飛機只能在大氣層中飛行,我們要認識飛機在大氣中運動的規(guī)律,就要了解有關(guān)飛機和大氣的基本知識。本章主要內(nèi)容1.1

飛機的一般介紹1.2

飛機大氣環(huán)境的一般介紹飛機是目前最主要的飛行器。本節(jié)將簡要介紹飛機的主要組成部分及其功用、操縱飛機的基本方法及機翼形狀等。一、飛機的一般介紹（一）、飛機的主要組成部分及其功用五大部分：機身,機翼,尾翼,起落裝置,動力裝置。機翼機身動力裝置起落裝置尾翼計算機—大腦；儀表—神經(jīng)；雷達、通訊設(shè)備—眼、耳。機身——軀干；機翼——翅膀；尾翼——尾巴；起落架——腿和爪；發(fā)動機——心臟；1、機身裝載機組、旅客、貨物和其它必須設(shè)備。將飛機的其他部分如尾翼、機翼、發(fā)動機聯(lián)結(jié)成一個整體。特征參數(shù)有：機身長度Lsh、最大當量直徑Dsh及其所在軸向的相對位置。機身長細比λsh=Lsh/Dsh2、機翼機翼產(chǎn)生升力。機翼在飛機的穩(wěn)定性和操縱性中扮演重要角色，機翼上安裝的可操縱翼面主要有副翼、襟翼。副翼襟翼A380機翼還用于安裝發(fā)動機、起落架、油箱。機翼的分類上單翼下單翼中單翼機翼的分類機翼的分類單翼機、雙翼機、多翼機上反角下反角機翼沿橫軸方向與機身關(guān)系上反角、下反角：機翼基準面和水平面的夾角。機翼的分類B747機翼上的主操縱和輔助操縱翼面3、尾翼操縱飛機的俯仰和偏轉(zhuǎn)。是飛機穩(wěn)定性的重要組成部分。垂直安定面水平安定面方向舵升降舵尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼尾翼V形尾翼T形尾翼常見布局尾翼4、起落裝置（LandingGear）4、起落裝置（LandingGear）起落裝置用于飛機的起飛、著陸和滑行并支撐飛機。飛機的前輪可偏轉(zhuǎn)，用于地面滑行時控制方向。飛機的主輪上裝有各自獨立的剎車裝置。起落裝置的分類起落裝置可分為前三點式、后三點式。起落裝置還可分為固定式、可收放式。起落裝置的分類起落裝置（水上飛機）5、動力裝置（PowerPlant）產(chǎn)生拉力或推力。發(fā)動機帶動的發(fā)電機為飛機用電設(shè)備提供電源，從發(fā)動機引入的熱氣流可用于座艙加溫或空調(diào)系統(tǒng)。動力裝置的分類活塞式渦輪噴氣式渦輪噴氣式（二）、飛機座艙基本儀表介紹TB20座艙儀表塞斯納172座艙儀表空速表高度表姿態(tài)儀航向指示儀轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀升降速度表老式駕駛艙（B17）新式駕駛艙（B777）主飛顯示器多功能顯示器DA—40（三）、操縱飛機的基本方法6自由度：3個空間位置，3個空間姿態(tài)3個姿態(tài)：俯仰控制：升降舵滾轉(zhuǎn)控制：副翼偏航控制：方向舵3個位置：縱向位移：油門側(cè)向位移：間接實現(xiàn)垂向位移：間接實現(xiàn)偏航控制俯仰控制滾轉(zhuǎn)控制油門控制飛機的操縱方法橫軸縱軸立軸俯仰滾轉(zhuǎn)偏轉(zhuǎn)升降舵用于俯仰操縱副翼用于滾轉(zhuǎn)操縱方向舵用于偏轉(zhuǎn)操縱飛機操縱：一桿兩舵外加油門。（四）、機翼的形狀1、機翼的剖面形狀(翼型)剖面形狀(翼型)平面形狀機翼的形狀(1)、翼弦

(b):翼型前后緣之間的連線上下翼面在垂直于翼弦方向的距離。(4)、翼型厚度（ｃ）：

(3)、弧高（f)：中弧線與翼弦的垂直距離

和翼型上下表面相切的一系列圓的圓心的連線(2)、翼型中弧線：

彎度翼型參數(shù)(5)、相對彎度

fmaxb×100%f=(6)、相對厚度最大厚度位置

Xc=Xc

b

×100%最大彎度位置Xf=Xf

b×100%（厚弦比）（0~4%）（3~16%）（30~50%）翼型參數(shù)Cmaxb×100%C=低速、亞音速翼型：圓頭、尖尾、有彎度、有厚度，最大彎度、最大厚度位置靠前。超音速翼型：尖頭、尖尾、對稱或接近對稱（無彎度），薄翼（厚弦比?。?，最大厚度位置靠近中間。2、機翼平面形狀(1)、機翼面積S翼載=G/S機翼在水平面內(nèi)的投影面積2、機翼平面形狀(2)、根梢比（或梯形比，用η表示）2、機翼平面形狀(3)、翼展（展長）L左右兩翼尖之間的距離2、機翼平面形狀(4)、展弦比(λ)

=

Lb平均L2S=2、機翼平面形狀b平均L=S/L

=

Lb平均L2S=2、機翼平面形狀展弦用比來描述機翼是粗短還是細長(5)、后掠角χ0.25機身縱軸垂直線前緣后掠角后緣后掠角沿機翼展向1/4弦線點連線與機身縱軸垂直線之間的夾角2、機翼平面形狀大λ小Х中等Х中等λ大Χ小λ機翼平面形狀對空氣動力影響最大的參數(shù)是展弦比λ和后掠角Χ（五）、飛機的分類飛機審定（型號合格證）分類（FAACategory）:正常類Normal實用類Utility特技類Acrobatic通勤類Commuter運輸類Transport限制類Restricted限用類Limited娛樂類Provisional試驗類Experimental正常類飛機：是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）為9座或9座以下，最大審定起飛重量為12500lb，用于非特技飛行的飛機。實用類飛機：是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）為9座或9座以下，最大審定起飛重量為12500lb，用于有限特技飛行的飛機。特技類飛機：是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）為9座或9座以下，最大審定起飛重量為12500lb，除了所要求的飛機試驗結(jié)果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的飛機。通勤類飛機：飛機是指運載旅客，座位設(shè)置（不包括駕駛員）為19座或19座以下，最大審定起飛重量為19000lb，非特技飛行的螺旋槳多發(fā)飛機運輸類飛機：飛機是指航線大型客機，用于定期客運或貨運航班飛行。（五）、飛機的分類飛行員審定（駕駛執(zhí)照）分類類別Category：定翼機Airplane和旋翼機Rotorcraft。級別Class：單發(fā)陸地Single-EngineLand、多發(fā)陸地Multi-EngineLand、單發(fā)水上Single-EngineSea、多發(fā)水上Multi-EngineSea。型別Type：飛機的具體型號航空器輕于空氣的航空器重于空氣的航空器氣球飛艇固定翼航空器旋翼航空器飛機滑翔機直升機旋翼機撲翼機傾轉(zhuǎn)旋翼機民用飛機分為兩大類：用于商業(yè)飛行的航線飛機（也稱運輸機，客機、貨機）通用航空飛機（除航線飛機之外，其余統(tǒng)稱為通用航空飛機）分類公務機農(nóng)業(yè)機教練機多用途輕型飛機通用航空的定義《通用航空飛行管制條例》所稱通用航空，是指除軍事、警務、海關(guān)緝私飛行和公共航空運輸飛行以外的航空活動，包括從事工業(yè)、農(nóng)業(yè)、林業(yè)、漁業(yè)、礦業(yè)、建筑業(yè)的作業(yè)飛行和醫(yī)療衛(wèi)生、搶險救災、氣象探測、海洋監(jiān)測、科學實驗、遙感測繪、教育訓練、文化體育、旅游觀光等方面的飛行活動。

本章主要內(nèi)容1.1

飛機的一般介紹1.2

飛機大氣環(huán)境的一般介紹飛機是在大氣的海洋里航行的飛行器。飛機的空氣動力、發(fā)動機工作狀態(tài)都與大氣密切相關(guān)。二、飛機大氣環(huán)境的一般介紹（一）、大氣的組成大氣主要有三種成分：純干空氣、水蒸氣以及塵埃顆粒。純干空氣含有78%的氮氣和21%的氧氣，余下的1%由各種其他氣體組成。若以氣溫變化為基準，則可將大氣分為對流層、平流層、中間層、電離層(暖層)、和散逸層等五層。對流層平流層(同溫層)中間層電離層(暖層)溫度對流層平流層中間層電離層(暖層)（二）、大氣的分層大氣的分層對流層：大氣中最低的一層。對流層中氣溫隨高度增加而降低，空氣的對流運動極為明顯，對流層中集中了大氣四分之三的質(zhì)量和幾乎全部水蒸汽，是天氣變化最復雜的層次，也是對飛行影響最重要的層次。飛行中所遇到的各種重要天氣現(xiàn)象都出現(xiàn)在這一層，如雷暴、濃霧、低云霧、雨、雪、大氣湍流、風切變等。低速飛行的飛機一般在這一層中飛行。

平流層：位于對流層之上，在平流層中空氣的垂直運動遠比對流層弱，水汽和塵粒含量也較少，因而氣流比較平緩、能見度佳?，F(xiàn)代噴氣旅客機一般都在平流層作巡航飛行。但平流層中空氣稀薄，飛機的穩(wěn)定性和操縱性惡化，這又是不利的一面。在平流層飛行的飛機，必須使用氣密增壓座艙。

民用飛機的飛行范圍僅限于對流層和平流層1.空氣密度：(ρ)單位體積內(nèi)的空氣質(zhì)量?！|(zhì)量——體積國際單位制單位空氣密度大，說明單位體積內(nèi)的空氣分子多，比較稠密；空氣密度小，說明單位體積內(nèi)的空氣分子少，比較稀薄。千克/米3大氣的特性主要包括：密度、壓力(壓強)、溫度、濕度、粘性和可壓縮性等（三）、大氣的特性高度增加，大氣密度減小。22000ft6706m1.2252.大氣壓力（壓強）：(p)

大氣壓力產(chǎn)生的原因：一是上層空氣的重力對下層空氣造成了壓力；二是空氣分子不規(guī)則的熱運動撞擊物面的結(jié)果。國際單位制單位帕(Pa)N/㎡百帕(hPa)常用度量大氣壓力的單位還有:毫米汞柱mmHg英寸汞柱inHg磅每平方英寸(psI) )物體單位面積上所承受的空氣的垂直作用力。高度增加，空氣壓力減小。18000ft5406m1013.253.空氣溫度溫度的高低表明了空氣分子不規(guī)則熱運動平均動能的大小。度量溫度的單位有：攝氏溫度（°C),華氏溫度（°F)和絕對溫度(°K)?？諝鉁囟仁侵缚諝獾睦錈岢潭?。4.空氣濕度：濕度是指空氣的潮濕程度，常用相對濕度來表示。

露點溫度：當溫度降低至相對濕度為100%時的溫度。相對濕度是空氣中所含濕氣（水蒸氣）與空氣中所能包含的最大濕氣之比。當相對濕度為100%時，說明大氣中含有的水蒸氣量已達到了最大值，水蒸氣處于飽和狀態(tài)。不同溫度下，大氣所含水蒸氣最大量是不同的，溫度越高，它能含有的水蒸氣最大量越大。5.粘性定義：當空氣內(nèi)部發(fā)生相對運動時，流速不同的相臨空氣層相互牽扯的特性。

空氣具有粘性的原因：空氣分子不規(guī)則運動所引起的動量交換。相鄰兩個流速不同的空氣層相互牽扯的作用力，叫粘性力（內(nèi)摩擦力）。速度梯度粘性力粘性系數(shù)相鄰兩空氣層接觸面積粘性力的大小：速度梯度↑空氣溫度↑接觸面積↑粘性力↑。不同流體的粘性系數(shù)各不相同，同一流體的粘性系數(shù)也與溫度有關(guān)。液體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而降低，而氣體的粘性系數(shù)則隨溫度的升高而增大。流體粘性系數(shù)隨溫度的變化氣體溫度粘度系數(shù)μ液體溫度粘度系數(shù)μ空氣的壓縮性是指一定量的空氣當壓力或溫度改變時，其密度和體積發(fā)生變化的特性。6.可壓縮性凡是物質(zhì)都具有一定程度的可壓縮性，液體是極難壓縮的，而空氣容易壓縮，所以空氣動力學又稱為可壓縮的流體力學。低速飛行（M＜0.4）認為不可壓高速飛行（M＞0.4）可壓等密度還是變密度是低、高速流動的最根本的分界點1.2.4

國際標準大氣（四）、國際標準大氣(ISA)飛行中作用在飛機上的空氣動力和發(fā)動機推力，在其它條件相同的情況下，取決于介質(zhì)(大氣)的壓強、溫度及其它物理性質(zhì)。大氣的壓強、密度和溫度等參數(shù)在地球表面不同的幾何高度上，在不同的緯度上，不同的季節(jié)，以及一天內(nèi)不同的時間上是各不相同的。這樣一來，同一飛機在不同的時間、不同地點所進行的同一種綱目飛行的結(jié)果也就各不相同了。為了便于作性能計算，便于整理飛行試驗數(shù)據(jù)，便于同一類飛機進行性能比較，國際航空界根據(jù)多年觀測北半球中等緯度區(qū)域內(nèi)，各高度上的大氣壓強、溫度、密度等的年平均值的結(jié)果。將大氣參數(shù)加以模型化，制定了國際標準大氣。1.2.4

國際標準大氣所謂國際標準大氣，簡稱ISA，就是人為地規(guī)定一個不變的大氣環(huán)境，作為計算和試驗飛機的統(tǒng)一標準。其大氣參數(shù)（T、ρ、P）只隨H

變化，不隨時間、地點、季節(jié)變化。國際標準大氣參數(shù)海平面氣溫為288.15

K、15

C或59

F。海平面氣壓為1013.25mbar(毫巴)或1013.25hPa(百帕)或29.92inHg(英寸汞柱)。海平面密度ρ=1.225kg/m對流層:H=11Km(36089ft)-6.5℃/1000m平流層：

11～20Km；平流層底部氣體溫度為常值-56.5℃20～30Km；高度每增加１０００m,溫度上升1℃-2oC/1000ft國際標準大氣假設(shè)重力加速度為恒定值，海平面高度為零，這一海平面稱為ISA標準海平面。3壓強P和密度ρ隨高度H的變化是通過氣體動力學的公式計算得來的。這樣，可分別計算出各個高度的溫度、壓強、密度等參數(shù)，列成表格，叫做標準大氣表英尺米百帕壓力英寸磅英寸汞柱相對壓力相對密度音速節(jié)國際標準大氣表攝氏溫度本章小結(jié)飛機基本構(gòu)成及功用機翼形狀國際標準大氣第二章飛機的低速空氣動力

飛機是重于空氣的飛行器,升空靠得是空氣動力,空氣動力最重要的升力和阻力,本章將研究空氣低速流動（M＜0.4)時的運動規(guī)律,作用于飛機上的升力和阻力的產(chǎn)生原理以及變化規(guī)律。本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理一、空氣流動的描述空氣動力是空氣相對于飛機運動時產(chǎn)生的，要學習和研究飛機的升力和阻力，首先要研究空氣流動的基本規(guī)律。

1）理想流體：忽略流體粘性作用的流體；

2）不可壓流體：忽略流體密度的變化認為其密度為常量的流體；（ρ不變）

3）絕熱流體；不考慮熱傳導性的流體；低速（M<0.4)。（一）、流體模型化高速要考慮——“熱障”。飛機在同溫層進行超音速飛行，由于空氣動力加熱：M=2機頭溫度可達100°CM=2.5機頭溫度可達200°C帶來的問題：一是座艙溫度升高，人受不了；二是一些設(shè)備無法正常工作；三是飛機主要受力結(jié)構(gòu)件的材料—鋁合金的強度和剛度降低，達不到設(shè)計要求，無法正常飛行（M＞2.5鋁合金材料的強度極限下降約40﹪,這是鋁合金材料的工作極限）。解決辦法：一是用空調(diào)系統(tǒng)保持適宜的溫度；二是把飛行M數(shù)控制在低于2.5（仍然可使用鋁合金材料），如果飛行M數(shù)＞2.5要使用耐高溫材料如鈦合金、復合材料等。4）連續(xù)介質(zhì)假設(shè)假設(shè)空氣是由空氣微團組成的沒有間隙的連續(xù)體空氣相對于物體的流動，叫相對氣流。

相對氣流與飛行速度，大小相等、方向相反。相對氣流飛行方向（二）、相對氣流相對氣流運動方向*相對氣流方向始終與飛機運動方向相反!（三）、迎角（攻角）迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。相對氣流相對氣流方向與翼弦平行時，為零迎角；相對氣流方向指向機翼下表面時，為正迎角；相對氣流方向指向機翼上表面時，為負迎角；相對氣流方向就是飛機速度的反方向相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)平飛中，可以通過機頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。5度迎角水平飛行、上升、下降時的迎角上升平飛下降相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)飛機在正常飛行時都是正迎角迎角探測裝置（四）、流線和流線譜空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。流線：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團的速度與曲線在該點的切線重合。ν1ν2ν3ν4ν5A1A2A3A4A5*流線不能相交定常流動：流體狀態(tài)參數(shù)不隨t變化P.T.V.ρ=f(x,y,z)非定常流動：流體狀態(tài)參數(shù)既隨t又隨空間位置變P.T.V.ρ=f(x,y,z,t)定常流：軌線與流線重合。流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。

流譜：由流線及渦流組成的反映流動全貌的圖形。流線和流線譜的實例幾種典型物體的流線譜流線譜的特點

3、凸出處，流管細，越凸出越細；擋風處，流管粗，越擋風越粗；背風處，產(chǎn)生渦流區(qū)，越背風越大。1、流線譜的形狀與流動速度無關(guān)。

2、物體的流譜取決于物體的形狀和物體在氣流中的相對位置（α）。駐點(V=0的點）。一維定常流的連續(xù)方程單位時間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為單位時間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為（五）、連續(xù)性定理（質(zhì)量守恒）

[Kg/s]

在一維定常流動中，單位時間通過同一流管任一截面的流體質(zhì)量相等即ρ?ν?A=

C(常量)物理意義:根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：低速流動時（M＜0·4）認為ρ不變；

[m3/s]νA=C(常量）Aν;Aν*此規(guī)律只適用低速結(jié)論：空氣流過同一流管時，流速大小與截面積成反比。

在一維定常流動中，單位時間通過同一流管任一截面的體積流量相等物理意義:（六）、伯努利定理（能量守恒）同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。伯努利定理空氣能量主要有四種：動能、壓力能、熱能、重力勢能。低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能+壓力能=常值。公式表述為：上式中第一項稱為動壓，第二項稱為靜壓，第三項稱為總壓。（常量）在同一條流線或同一條流管上。適用條件：①一維定常；（沿同一流管穩(wěn)定流動）②絕熱；（流動的空氣與外界沒有能量交換）③理想；（空氣沒有粘性）④不可壓；（空氣密度不變，低速）

物理意義：伯努力方程是低速的能量方程；它表明：單位體積空氣的動能和壓力能相互轉(zhuǎn)換，但總的能量（全壓）為一常數(shù)，不變，守恒。伯努利定理—動壓，單位體積空氣所具有的動能。當空氣在流動中受阻，流速降低時,動壓才轉(zhuǎn)化成靜壓作用于物體表面?！o壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當時當?shù)氐拇髿鈮?。—總壓（全壓），它是動壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃椋瑲饬魉俣葴p小到零之點的靜壓?？账俟軠y飛行速度的原理取海平面密度取飛機所在高度密度

V表*表速相同動壓相同V真=V表ρ0ρHV真（七）、連續(xù)性定理和伯努利定理的應用110

連續(xù)方程和伯努力方程給出了低速氣流特性：空氣沿同一流管穩(wěn)定流動AAVVPP本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。二、升力總空氣動力升力和阻力之和稱為總空氣動力。R總空氣動力(L)(D)壓力中心翼弦相對氣流氣流軸系以飛行速度（相對氣流）方向為基準，通過飛機重心的三條互相垂直的坐標軸。升力、阻力和側(cè)力是按氣流軸系定義的。升力：Y阻力：X側(cè)力：Z（一）、升力的產(chǎn)生原理(1)大小:壓差在垂直氣流方向上的合力(2)方向:與相對氣流方向垂直(3)作用點:機翼壓力中心YY左Y右YYY*升力有正負，沿座艙蓋向上為正，向下為負。*升力的方向總是與相對氣流方向垂直，并在飛機對稱面內(nèi)。（一）、升力的產(chǎn)生原理（二）、翼型的壓力分布1、矢量表示法剩余壓力機翼表面各點的靜壓小于大氣壓力是吸力，叫做負壓（－△P）。機翼表面各點的靜壓大于大氣壓力是壓力，叫做正壓（＋△P）。（二）、翼型的壓力分布1、矢量表示法機翼表面各點的靜壓小于大氣壓力是吸力，叫做負壓（－△P）。機翼表面各點的靜壓大于大氣壓力是壓力，叫做正壓（＋△P）。剩余壓力大氣壓力大氣壓力上表面下表面用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向為力的方向。1、矢量表示法為什么機翼下表面是吸力？機翼升力主要靠機翼上表面所受吸力的作用產(chǎn)生尤其是上翼面的前段，約占總升力的60%~80%下翼面正壓所產(chǎn)生的升力只占總升力的20%~40%駐點和最低壓力點2、坐標表示法圖上Cp=1的點就是駐點，Cp最小的點就是最低壓力點。壓力系數(shù)1吸力壓力2.2.3升力公式—飛機的升力系數(shù)，通過實驗測得的無量綱參數(shù)，它綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機升力的影響。

—飛機的飛行動壓—機翼的面積。飛機的升力與升力系數(shù)、來流動壓和機翼面積成正比。（三）、升力公式影響升力的因素海拔高度的增加和氣溫升高都會使空氣密度減小，起飛時要達到所需要的升力，就必須加大起飛離地速度，而空氣密度減小，又使發(fā)動機性能降低，飛機加速困難，這就影響了一些飛機在高溫高原機場的使用。在其他條件不變的情況下，飛行高度越高，空氣密度越小，飛機升力就越小，為得到所需要的升力，就必須提高飛行速度，所以只有高速飛機才適合在高空進行巡航飛行。1.空氣密度飛機的升力與空氣密度成正比。２．機翼面積加大機翼面積可以增大升力，同時也會增大阻力。早期飛機速度小，為了獲得所需升力，往往加大機翼面積，甚至采用雙翼機。隨著飛機飛行速度的不斷提高，所需升力不成問題，主要矛盾又轉(zhuǎn)化為如何減小阻力提高速度，所以高速飛機機翼的面積逐漸減小。飛機的升力與機翼面積成正比。3.升力系數(shù)飛機的升力與升力系數(shù)成正比。升力系數(shù)是無量綱參數(shù)，在低速飛行時，它們只與機翼的形狀（機翼翼型、機翼平面形狀）和迎角的大小有關(guān)。同一架飛機，機翼形狀一般是不變的，升力系數(shù)隨迎角變化。翼型不同升力大小也不同飛行中操縱升降舵、方向舵或副翼,就是通過改變尾翼或機翼的切面形狀,來改變尾翼或機翼上的空氣動力,實施操縱。4．飛行速度飛機的升力與速度的平方成正比。飛機在空中飛行，機翼形狀和面積一般是不變的，空氣密度的變化是一種自然現(xiàn)象，飛行員也無法控制，飛行中改變升力的主要方法是改變飛行速度和迎角。飛行員要想得到較大的升力，一般應先增大飛行速度，然后拉桿增大迎角。本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理三、阻力飛機的阻力對于飛機的飛行是有害的。因為它要消耗發(fā)動機的功率，要為它付出高昂的代價。在高速飛行的飛機上，更是如此。所以，無論是在飛機設(shè)計和制造過程中，還是在使用維護過程中，都應想方設(shè)法降低飛機的阻力。但是，在有些情況下，飛機的阻力不僅是無害的，而且還是必需的。這時，應當采取適當?shù)拇胧?，迅速增加飛機的阻力。阻力的分類對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性（寄生阻力）（一）、低速附面層附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動層。不受干擾的主流附面層邊界物體表面1、附面層的形成無粘流動沿物面法線方向速度一致粘性流動沿物面法線方向速度不一致“附面層”空氣流過物面沿物面法線方向速度逐漸增大的空氣薄層即附面層空氣有粘性物面不光滑附面層產(chǎn)生的根本原因是因為空氣有粘性2、附面層的特點附面層內(nèi)沿物面法向方向壓力不變且等于法線主流壓力。只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實意義。附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l層流附面層和紊流附面層附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點。轉(zhuǎn)捩點層流附面層紊流附面層層流底層（1﹪）影響轉(zhuǎn)捩點位置的因素：溫度、來流速度、氣流原始紊 亂程度、物體表面光滑程度層流附面層和紊流附面層的速度型哪個粘性力大?較薄，分層流動，小，摩擦阻力??；層流：dvdyh=0紊流：較厚，上下亂動，大，摩擦阻力大。dvdyh=0（二）、阻力的產(chǎn)生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性1、摩擦阻力由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大。摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機的接觸面積和飛機的表面狀況。摩擦阻力在飛機總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機25-30%大型運輸機40%小型公務機50%水下物體70%船舶90%2、壓差阻力VPP?2、壓差阻力空氣流過機翼產(chǎn)生D壓前緣受阻，VP后緣有渦流區(qū)，空氣旋轉(zhuǎn)能量損失，PD壓壓差阻力產(chǎn)生的根本原因是附面層氣流分離順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機翼上表面前段。ABC（順壓）（逆壓）逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機翼上表面后段。附面層分離在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點一反壓二倒流三分離分離區(qū)的特點一分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導致機翼的振動。分離區(qū)的特點二分離區(qū)內(nèi)壓強幾乎相等，并且等于分離點處的壓強。P分離點P1P2P3P4P分離點=P1=P2=P3=P4在渦流區(qū)內(nèi)，由于空氣不停地迅速旋轉(zhuǎn)，動能因為摩擦而損耗使壓力降低。分離區(qū)的特點三附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。影響壓差阻力的因素壓差阻力的大小與物體的迎風面積、物體的形狀和物體在氣流中的相對位置(迎角)有關(guān)。用刀把一個物體從當中剖開，正對著迎風吹來的氣流的那塊面積就稱為“迎風面積”。如果這塊面積是從物體的最大截面面積的地方剖開的，那么就稱為“最大迎風面積”。物體的最大迎風面積越大，壓差阻力也就越大。影響壓差阻力的因素飛機壓差阻力與迎風面積、形狀和迎角有關(guān)。

的關(guān)鍵是壓差阻力渦流區(qū)迎角越大，壓差阻力也越大。3、干擾阻力飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。3、干擾阻力飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。4、誘導阻力翼尖渦翼尖渦的形成正常飛行時，飛機產(chǎn)生正升力，下翼面的壓力比上翼面高。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）翼尖渦的形成翼尖渦的形成由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。下洗流（DownWash）和下洗角由于兩個翼尖渦的存在，會導致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘導速度場，稱為下洗。下洗角下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角ε。下洗速度沿翼展分布不同平面形狀的機翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。誘導阻力的產(chǎn)生有限展長機翼與無限展長機翼相比，前者存在翼尖渦和下洗速度場，有了下洗，實際升力應垂直于下洗流，導致實際升力后斜。LL’D下洗角越大，實際升力后傾越厲害。以機翼產(chǎn)生正升力為例：機翼產(chǎn)生正升力誘導出下洗速度（w）下洗流升力后傾垂直相對氣流分量，有效升力平行相對氣流分量，誘導阻力上表面P小下表面P大翼尖渦空氣繞翼尖從下表面流向上表面影響誘導阻力的因素機翼平面形狀：橢圓形機翼的誘導阻力最小。展弦比越大，誘導阻力越小升力越大，誘導阻力越大平直飛行中，誘導阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導阻力小展弦比使翼尖渦變強，誘導阻力增加。大展弦比使翼尖渦減弱，誘導阻力變小。展弦比對誘導阻力的影響機翼展弦比倒數(shù)誘導阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變低速飛機大多采用大展弦比機翼來減小誘導阻力展弦比對誘導阻力的影響展弦比對誘導阻力的影響在相同升力的情況下（如平飛），飛行速度越小，對應的迎角越大，翼尖渦越強，誘導阻力越大。平直飛行中，誘導阻力與飛行速度平方成反比。空速大小對誘導阻力大小的影響

翼梢小翼可以阻止氣流從下翼面向上翼面的流動，從而減弱翼尖渦，減小誘導阻力。翼梢小翼能使全機的誘導阻力減小20—35%。因此，翼梢小翼作為提高飛行經(jīng)濟性、節(jié)省燃油的一種先進空氣動力設(shè)計措施，已在飛機上廣泛采用。翼梢小翼—飛機的飛行動壓—機翼的面積。—飛機的阻力系數(shù)，通過實驗測得的無量綱參數(shù)，它綜合表達了迎角、飛機形狀和表面光滑程度等因素對阻力的影響飛機的阻力與阻力系數(shù)、來流動壓和機翼面積成正比。5、阻力公式阻力相關(guān)資料典型飛機阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運輸機超音速戰(zhàn)斗機單旋翼直升機摩擦阻力45%23%25%誘導阻力40%29%25%干擾阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%壓差阻力？本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理四、飛機的低速空氣動力性能飛機的主要空氣動力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空氣動力性能參數(shù)包括：最大升力系數(shù)最小阻力系數(shù)最大升阻比2.4.1升力特性升力系數(shù)的變化規(guī)律α臨界(失速迎角)(失速區(qū))當α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當α=α臨界，升力系數(shù)為最大。當α>α臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進入失速區(qū)。（一）、升力特性1、升力系數(shù)的變化規(guī)律α。翼型在不同迎角下的壓強分布*壓力中心位置的移動壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化在迎角小于臨界迎角的范圍內(nèi)，迎角增大，壓力中心前移。迎角大于臨界迎角后，迎角增大壓力中心后移。α臨界2、升力特性參數(shù)零升迎角升力系數(shù)曲線斜率中小迎角下，線性段α。α抖：升力系數(shù)開始脫離線性的那一點所對應的迎角（氣流開始分離）飛行中，用α抖來判斷機翼氣流分離的時機。2、升力特性參數(shù)零升迎角升力系數(shù)曲線斜率中小迎角下，線性段α。＞0且為定值＞0＝0＜0升力特性參數(shù)α。升力系數(shù)曲線斜率臨界迎角和最大升力系數(shù)零升迎角升力系數(shù)曲線斜率中小迎角下，線性段2、升力特性參數(shù)（二）、阻力特性1、阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機阻力主要為壓差阻力和誘導阻力。在接近或超過臨近迎角時，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機阻力主要為壓差阻力。2、阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)飛機的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認為二者為同一個值。中小迎角時的阻力公式在中小迎角時，阻力系數(shù)可以表示為：

A:誘導阻力因子，大小與機翼形狀有關(guān)。：有效展弦比（含機翼平面形狀的影響）零升阻力系數(shù)誘導阻力系數(shù)中小迎角時的阻力公式（三）、升阻比特性1、升阻比定義:同一迎角下，升力與阻力之比。

(K)（CL）（CD）K主要隨α變化，與ρ、V、S的大小無關(guān)升阻比又叫氣動效率，升阻比大，說明在同一升力的情況下，阻力小，飛機的空氣動力特性好。升阻比曲線升阻比曲線表達了升阻比隨迎角而變化的規(guī)律，升阻比存在一個最大值，此時對應的迎角稱為最小阻力迎角（亦稱有利迎角）。α0Kmax有利α升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過臨界迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。最小阻力迎角KmaxKmax時，升力系數(shù)是不是最大？Kmax時，阻力系數(shù)是不是最??？可以證明：即K=Kmax時3、性質(zhì)角（θ）性質(zhì)角是總空氣動力與升力之間的夾角。Kmaxθmin對應著性質(zhì)角是總空氣動力向后傾斜的角度，性質(zhì)角越小，總空氣動力向后傾斜的越少，升阻比越大2.4.4飛機的極曲線極曲線將飛機的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起來用一條曲線表示出來，以便于綜合衡量飛機的空氣動力性能。.極曲線（四）、飛機的極曲線1、極曲線極曲線的深入理解⑴、可查出該機型的α0、αlj、α有利確定Cx0、Cymax⑵、可看出Cy、Cx、K（通過θ）隨α的變化規(guī)律⑶、配合Cy-α曲線可查出每一α下的Cy、Cxα0Cymaxαijα有利Cxo從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。極曲線的深入理解極曲線的深入理解螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線2、不同滑流狀態(tài)的極曲線滑流使得升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線向右上偏移。不同滑流狀態(tài)的極曲線小油門大油門（五）、地面效應（五）、地面效應飛機在起飛和著陸貼近地面時，由于流過飛機的氣流受地面的影響，使飛機的空氣動力和力矩發(fā)生變化。這種效應稱為地面效應。地面效應的產(chǎn)生原因上下翼面壓差增加地面阻礙使下洗流減小下洗角減小，使平尾迎角減小飛機脫離地面效應區(qū)飛機處于地面效應區(qū)地面效應的效果上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。地面阻礙使下洗流減小，使誘導阻力減小，阻力系數(shù)減小。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。

在地面效應區(qū)在地面效應區(qū)地面效應的效果CLCD

在一定的迎角范圍原因：飛機貼近地面飛行時，翼尖渦減弱，有效迎角增大,引起氣流分離提前。αijCLmaxK地面效應的產(chǎn)生范圍飛機距地面高度在一個翼展以內(nèi)，地面效應對飛機有影響，距地面越近地面效應越強。地面效應的產(chǎn)生范圍誘導阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理五、增升裝置的增升原理迎角與速度的關(guān)系飛機的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時，只要求較小迎角，機翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時，則要求較大的迎角，機翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。速度迎角為什么要使用增升裝置用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。2、增加機翼面積S1、增加機翼相對彎度f3、延遲氣流分離實現(xiàn)增升的途徑：氣動增升動力增升—翼上發(fā)動機、推力矢量、噴氣襟翼等主要增升裝置包括：后緣襟翼前緣襟翼前緣縫翼前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼2.5.2

后緣襟翼①簡單襟翼②分裂襟翼③開縫襟翼④后退襟翼⑤后退開縫襟翼（一）、后緣襟翼(簡稱襟翼)襟翼放下時既可增大升力，同時也增大了阻力。所以多用于飛機著陸。這時襟翼放下到最大角度(約為50°～60°)。但有時也用于起飛，但放下的角度較小(約為15°～20°)，以減小阻力，避免影響飛機起飛滑跑時的加速。①簡單襟翼f簡單襟翼的構(gòu)造比較簡單，其形狀與副翼相似，平時閉合，形成機翼后緣的一部分；用時可打開放下。由于它只有一種增升作用，所以它的增升效果不高。一般情況下，它大約只能使Cymax增大65%~75%。襟副翼②分裂襟翼延緩分離f增升效果相當好，一般可把最大升力系數(shù)Cymax增大約75～85﹪。低壓區(qū)③開縫襟翼開縫式襟翼的增升作用也是雙重的。所以它的增升效果也較好，一般可增大Cymax值約85%～95%。f延緩分離下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面開縫襟翼的流線譜④后退襟翼fS后退式襟翼與開縫式襟翼相似，也有雙重增升作用。其一是增加翼剖面的彎度；其二是增大機翼的面積。這種襟翼可沿滑軌向后滑動，因此能起到這兩種作用。它的增升效果也很好，一般可增大Cymax值約85%～95%。⑤后退開縫襟翼后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點，效果最好，結(jié)構(gòu)最復雜。大型飛機普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。(查格、富勒襟翼）雙開縫三開縫f延緩分離SB747的后退開縫襟翼增升效果最好，一般可增大Cymax值約110%～140%。零升迎角

0減小臨界迎角

ij減?。ń贪孙w機升力系數(shù)曲線）

ij

0(1)升力系數(shù)CyCymax放(后緣）襟翼對飛機空氣動力特性的影響(2)阻力系數(shù)增大(3)升阻比K減小Cxi=

Cy2/e教八飛機極線后緣渦流區(qū)擴大，Cxp放(后緣）襟翼對飛機空氣動力特性的影響(4)壓力中心后移放襟翼后,臨界迎角

ij減小,這樣,在迎角較大的起飛著陸時,使用后緣襟翼容易造成飛機失速,所以現(xiàn)代大型飛機的后緣襟翼都是與前緣襟翼、前緣縫翼等增升裝置一起配合使用。（二）、前緣襟翼前緣襟翼位于機翼前緣。前緣襟翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。前緣襟翼廣泛應用于高亞音速飛機和超音速飛機。f延緩分離改善前緣繞流超音速飛機一般采用前緣削尖的薄翼，易前緣分離超音速飛機的前緣襟翼前后緣機動襟翼(空戰(zhàn)襟翼)2.5.3

前緣襟翼高亞音速飛機的前緣較鈍，一般采用克魯格襟翼克魯格襟翼。裝在翼根下部，打開可增大機翼彎度和面積，并改善前緣繞流，延緩分離。如波音747、三叉戟。前緣縫翼（三）、前緣縫翼延緩分離大迎角時自動張開，延緩氣流分離的產(chǎn)生。使臨界迎角增大(一般能增大10°～15°)，最大升力系數(shù)提高(一般能增大百分之五十左右）。而阻力系數(shù)增大不多。從前緣縫翼在機翼上所占的長度來看，有的占滿全翼展；有的只占翼尖，位于副翼之前，稱為“翼尖前緣縫翼”。由于從“翼尖前緣縫翼”中流出來的高速氣流可以把機翼后緣產(chǎn)生的大量渦流吹除，因此它可以在大迎角下延緩翼尖部分的氣流分離，提高副翼的工作效率，從而改善飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性和操縱性。前緣縫翼副翼從構(gòu)造上來看，前緣縫翼分為固定式和可動式兩種。

1、固定式前緣縫翼固定式前緣縫翼固定在機翼前緣上，與機翼本體之間構(gòu)成一條固定的狹縫，不能隨著攻角的改變而開閉。它的優(yōu)點是構(gòu)造簡單，但在速度較大時，阻力也急劇增大，所以目前應用不多，只有個別的低速飛機才使用。

2．可動式前緣縫翼可動式前緣縫翼，依靠空氣動力的壓力和吸力來閉合或打開。當飛機在小迎角下飛行時，空氣動力(這時為壓力)將它壓在機翼上，而處于閉合狀態(tài)。如果迎角增大，則機翼前緣的空氣動力(這時為吸力)把它吸開。有些大型飛機的可動式前緣縫翼是由液壓作動筒來操縱的?？蓜邮角熬壙p翼可以充分發(fā)揮大攻角下提高升力系數(shù)的作用，而不會在小攻角和大速度情況下造成很大的阻力，所以廣泛應用于現(xiàn)代飛機。前緣縫翼下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強差，減小升力系數(shù),在中小迎角下(大速度)打開前緣縫翼，會導致機翼升力性能變差。小α大ν運五飛機α=時自動打開Cymax1.231.66*在一定迎角范圍CxK飛機的前緣襟（縫）翼與后緣襟翼的作用相同，均是在飛機低速飛行時用來增加升力。即在飛機起飛、降落階段，按飛行規(guī)則要求適當放出襟翼；而在高空、高速巡航狀態(tài)，飛機的襟翼必須保持在全收上位。擾流板(片)擾流板(片)減升增阻裝置根據(jù)所起的作用,又可稱為減升板、減速板?？罩校w行）擾流板主要與副翼配合使用，提高滾轉(zhuǎn)操縱效能?？罩挟旓w機降落時，只要機輪一接觸地面，地面擾流板就迅速打開，阻力增大，機翼升力迅速減小，防止飛機彈跳，同時增大機輪正壓力，提高剎車效率，縮短滑跑距離。擾流板是一種十分有效的輔助操縱面，飛行時可以輔助副翼側(cè)向操縱，或在飛行時使飛機減速；著陸時，又起阻力板作用，改善著陸性能。增升裝置的原理總結(jié)增升裝置主要是通過三個方面實現(xiàn)增升：增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強差。延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。增大機翼面積。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。小結(jié)本章小結(jié)連續(xù)性定理、伯努利定理機翼的壓力分布附面層分離的原因及分離點移動的規(guī)律壓差阻力升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比增升裝置的增升原理。后緣襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼對氣動性能影響螺旋槳的空氣動力

第三章螺旋槳的拉力是活塞式飛機和渦輪螺旋槳飛機前進的動力。螺旋槳運作好壞直接影響拉力大小，而拉力大小又關(guān)系到飛機的飛行性能。本章著重分析螺旋槳空氣動力的產(chǎn)生及其變化規(guī)律，介紹螺旋槳的功率、效率及負拉力、副作用等問題。本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用一、螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力（一）、螺旋槳簡介槳葉槳轂變距機構(gòu)槳尖槳根后緣前緣螺旋槳的組成1、螺旋槳的組成2、槳葉平面形狀槳葉的平面形狀很多，使用較多的有三種：（A）橢圓形槳葉（B）矩形槳葉（C）馬刀形槳葉3、槳葉的剖面形狀低速翼型高速翼型Rr螺旋槳直徑D螺旋槳半徑R剖面半徑

r相對半徑r/R槳弦b4、槳葉基本參數(shù)④槳葉基本參數(shù)螺旋槳的旋轉(zhuǎn)面、槳葉角。槳葉角4、槳葉基本參數(shù)（葉背）（葉面）5、定距螺旋槳與變距螺旋槳槳葉角增大叫變高距或變大距。槳葉角減小叫變低距或變小距?，F(xiàn)代飛機普遍使用自動變距螺旋槳。槳葉角不能改變的螺旋槳叫定距螺旋槳。槳葉角能夠改變的螺旋槳叫變距螺旋槳。飛行中，螺旋槳是一面旋轉(zhuǎn)一面前進的。（二）、螺旋槳的運動螺旋槳剖面具有兩個速度：一個是前進速度v,一個是圓周速度（切向速度）u。槳葉切面某一點的運動槳葉切面的合速度和相對氣流。(入流)旋轉(zhuǎn)面入流角槳葉迎角槳葉迎角：漿葉剖面相對氣流方向與槳弦之間的夾角n:螺旋槳轉(zhuǎn)速(轉(zhuǎn)/秒)1、相對進距λ相對進距λ反映了入流角γ的大小,即入流(相對氣流)方向偏離旋轉(zhuǎn)面的程度,相對進距越大,說明入流方向偏離旋轉(zhuǎn)面越多。入流角槳葉迎角槳葉角相對進距λ越大，入流角γ也越大。(1)槳葉迎角隨漿葉角的變化在飛行速度和轉(zhuǎn)速一定時，槳葉角增大，槳葉迎角增大。α2、槳葉迎角(1)槳葉迎角隨漿葉角的變化在飛行速度和轉(zhuǎn)速一定時，槳葉角增大，槳葉迎角增大。(2)槳葉迎角隨飛行速度的變化2、槳葉迎角在槳葉角和轉(zhuǎn)速不變的情況下，槳葉迎角隨飛行速度增大而減小，當飛行速度增大到一定程度，槳葉迎角可能減小到零，甚至變?yōu)樨撝怠?/p>

(3)槳葉迎角隨轉(zhuǎn)速的變化在槳葉角和飛行速度一定時，轉(zhuǎn)速增大，槳葉迎角增大。3、槳葉迎角(1)槳葉迎角隨漿葉角的變化在飛行速度和轉(zhuǎn)速一定時，槳葉角增大，槳葉迎角增大。(2)槳葉迎角隨飛行速度的變化在槳葉角和轉(zhuǎn)速一定時，速度增大，槳葉迎角減小。

(3)槳葉迎角隨轉(zhuǎn)速的變化在槳葉角和飛行速度一定時，轉(zhuǎn)速增大，槳葉迎角增大。2、槳葉迎角螺旋槳槳葉各剖面的槳葉迎角是否相同？螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)沒有進行幾何扭轉(zhuǎn)的螺旋槳工作時的情況。從槳根到槳尖,槳葉迎角逐漸增大。3、螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)螺旋槳幾何扭轉(zhuǎn)的目的，是為了保持螺旋槳槳葉各剖面的槳葉迎角基本相等。槳葉迎角基本相等從槳根到槳尖,槳葉角逐漸減小。3、螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)（三）、螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生（三）、螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生相對氣流流過槳葉切面形成前后槳面壓力差產(chǎn)生拉力P與槳軸方向一致前槳面AVP后槳面AVPRPQ（三）、螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生總空氣動力R旋轉(zhuǎn)阻力Ｑ與槳軸方向垂直（在旋轉(zhuǎn)面內(nèi)）（α不大時認為拉力方向與飛機速度方向一致）旋轉(zhuǎn)阻力矩螺旋槳各槳葉旋轉(zhuǎn)阻力的作用點離槳軸有一段距離，其方向與槳葉的旋轉(zhuǎn)方向相反，故形成阻礙螺旋槳旋轉(zhuǎn)的力矩M阻。旋轉(zhuǎn)阻力矩M阻通常由發(fā)動機輸出的旋轉(zhuǎn)力矩M扭來平衡。M阻>M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速將會降低M阻<M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速將會增加M阻=M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速不變螺旋槳拉力公式本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用二、螺旋槳拉力在飛行中的變化變距機構(gòu)（一）、螺旋槳的變距定距螺旋槳螺旋槳分為定距和變距螺旋槳兩大類。槳葉角固定，不能改變的螺旋槳。定距螺旋槳定距螺旋槳：槳葉角固定，不能改變的螺旋槳。特點：通常只有兩片槳葉無變距機構(gòu)，結(jié)構(gòu)簡單，重量輕。一般用在小功率、輕型飛機上。種類：爬升螺旋槳：槳葉角小阻力小轉(zhuǎn)速較大爬升時功率較大巡航時螺旋槳效率較差。巡航螺旋槳：槳葉角大阻力大轉(zhuǎn)速較小。巡航時螺旋槳效率較高不適合起飛和爬升。螺旋槳分為定距和變距螺旋槳兩大類。變距螺旋槳有時也叫恒速螺旋槳指飛行中槳葉角可以變化的螺旋槳變化情形：在最大槳葉角與最小槳葉角之間自動或人工改變控制：油門控制功率輸出由進氣壓力表反映變距桿調(diào)整螺旋槳的轉(zhuǎn)速由轉(zhuǎn)速表反映所以飛行員可操縱油門和變距桿設(shè)置發(fā)動機的工作狀態(tài)螺旋槳分為定距和變距螺旋槳兩大類。恒速螺旋槳發(fā)動機的功率設(shè)置設(shè)置功率的操縱裝置：油門桿、變距桿、混合比桿油門：控制進氣壓力，前推增加；后收下降變距桿：控制轉(zhuǎn)速，前推增加；后收下降混合比桿：前推富油；后收貧油變距：槳葉角的變化

功率小的活塞式輕型飛機,主要靠槳葉的空氣動力和配重的慣性離心力來改變槳葉角。

空氣動力力矩使槳葉變低距配重的慣性離心力距使槳葉變高距

槳葉角減小叫變（?。┑途鄻~角增大叫變（大）高距（一）、螺旋槳的變距功率大的活塞式發(fā)動機飛機，設(shè)有專門的變距機構(gòu)—調(diào)速器。它靠液壓或電動力來改變槳葉角。變距機構(gòu)的分類

人工變距機構(gòu)，以變距桿為代表自動變距機構(gòu)，以調(diào)速器為代表變距的目的人工變距，通過前推或后拉變距桿，改變槳葉角、槳葉迎角、旋轉(zhuǎn)阻力的大小，從而調(diào)整轉(zhuǎn)速快慢。自動變距，通過調(diào)速器自動調(diào)整槳葉角的大小，保持轉(zhuǎn)速恒定不變。發(fā)揮發(fā)動機經(jīng)濟性提高螺旋槳工作效率3.2.2螺旋槳拉力隨飛行速度的變化（二）、螺旋槳拉力隨飛行速度的變化螺旋槳飛機拉力隨速度變化曲線螺旋槳拉力隨速度的增大而逐步減小。3.2.2螺旋槳拉力隨飛行速度的變化飛行速度增大，使得相對氣流方向越發(fā)偏離旋轉(zhuǎn)面，因此槳葉總空氣動力R的方向也更加偏離槳軸。（三）、螺旋槳拉力隨油門位置的變化螺旋槳飛機不同油門位置下的拉力曲線螺旋槳的拉力隨油門的增大而增大。3.2.3螺旋槳拉力隨油門位置的變化油門增加，螺旋槳轉(zhuǎn)速增大。調(diào)速器為了保持轉(zhuǎn)速，自動增大槳葉角。因此槳葉總空氣動力R增大。（四）、螺旋槳拉力隨飛行高度的變化對于安裝自然吸氣式活塞發(fā)動機的螺旋槳的拉力隨高度的增大而減小。增壓式發(fā)動機

伊爾—14飛機單臺發(fā)動機在不同高度的拉力曲線在額定高度以下在額定高度以上HHPP螺旋槳的拉力隨溫度的增加而減小。3.2.5螺旋槳拉力隨氣溫的變化（五）、螺旋槳拉力隨氣溫的變化溫度高溫度低T

產(chǎn)生負拉力的幾種情況：飛行速度過大，油門比較小。飛行速度不太大而油門過小。發(fā)動機空中停車,產(chǎn)生負拉力。（六）、螺旋槳的負拉力產(chǎn)生負拉力其根本原因是槳葉迎角是負迎角空中停車后螺旋槳的自轉(zhuǎn)（風車狀態(tài)）相對氣流飛行阻力總空氣動力旋轉(zhuǎn)力空中停車后螺旋槳的自轉(zhuǎn)（風車狀態(tài)）不僅增加了飛機阻力，還加劇了發(fā)動機的磨損。順槳完成

發(fā)動機停車后，應立即順槳，這時，槳葉與飛行方向平行，是順著氣流方向，這樣螺旋槳不再旋轉(zhuǎn)，避免了發(fā)動機的磨損，還消除了負拉力。如果沒有順槳裝置，應變大距（變距桿拉到最后）。變大距的目的是將槳葉角增大到90度左右，槳葉幾乎與飛行速度方向相平行，從而減小發(fā)動機的磨損，減小阻力。相對氣流槳弦旋轉(zhuǎn)面本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用三、螺旋槳的有效功率和效率螺旋槳有效功率是影響螺旋槳飛機飛行性能好壞的因素之一。螺旋槳效率則是衡量螺旋槳性能好壞的重要標志。因此，飛行員對什么是螺旋槳有效功率和效率、以及如何獲得好的螺旋槳有效功率和效率應該有所了解。（一）、螺旋槳的有效功率螺旋槳產(chǎn)生拉力，拉著飛機前進，對飛機做功。每秒鐘內(nèi)螺旋槳對飛機所做的功的多少就是螺旋槳的有效功率。螺旋槳的有效功率取決于拉力和飛行速度，拉力和飛行速度改變，螺旋槳的有效功率也將改變。拉力P又取決于V、H、T、和油門位置—

螺旋槳拉力（kgf千克力）—

飛行速度(m/s)—

螺旋槳的有效功率（馬力）N槳PV*(國際單位制)1、螺旋槳的有效功率隨飛行速度的變化小于某一飛行速度時，螺旋槳有效功率隨速度增大而增大。大于某一飛行速度時，螺旋槳有效功率隨速度增大而減小。VAVAVAVAV﹤V﹥2、螺旋槳的有效功率隨不同油門位置的變化飛行高度和轉(zhuǎn)速均不變的情況下，油門位置越大，發(fā)動機有效功率越大，螺旋槳有效功率隨之增大。注：吸氣式發(fā)動機與增壓式發(fā)動機的工作原理不同，受高度變化的影響也有不同。3、螺旋槳的有效功率隨不同高度的變化對于吸氣式發(fā)動機增壓式發(fā)動機額定高度以下額定高度以上HN槳HHN槳N槳4、獲得螺旋槳最大有效功率的方法對于活塞式螺旋槳飛機，當高度和飛行速度一定的情況下，要想使螺旋槳有效功率盡可能大，在加油門的同時應當前推變距桿增大轉(zhuǎn)速。（二）、螺旋槳的效率螺旋槳的有效功率與發(fā)動機的有效功率之比，定義為螺旋槳的效率η螺旋槳的效率的高低表明了螺旋槳性能的好壞。螺旋槳的效率高，表明發(fā)動機的有效功率損失少，螺旋槳的性能好。1、螺旋槳的效率η與相對進距λ的關(guān)系在固定槳葉角的情況下，螺旋槳的效率在某一固定相對進距下達到最大。ηλ主要隨（相對進距）和（槳葉角）變化φ螺旋槳效率曲線相對進距（前進比）ληλ有利2、螺旋槳的效率η與槳葉角φ的關(guān)系不同槳葉角的螺旋槳效率曲線活塞式變距螺旋槳飛機，在使用額定轉(zhuǎn)速和額定油門做大速度平飛時，螺旋槳效率最高。3、獲得螺旋槳最大效率的方法在飛行速度減小時，收小油門、減小進氣壓力、后拉變距桿減小轉(zhuǎn)速，以保持螺旋槳效率。在飛行速度增大時，加大油門、增大進氣壓力、前推變距桿增大轉(zhuǎn)速，以保持螺旋槳效率。本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用四、螺旋槳的副作用螺旋槳在工作中，一方面產(chǎn)生拉力，提供飛機的前進動力；另一方面還會產(chǎn)生一些對飛行不利的副作用。進動反作用力矩滑流扭轉(zhuǎn)作用④螺旋槳因素（一）、螺旋槳的進動機頭改變時，螺旋槳軸除了依操縱力矩外，槳軸還要繞另一個軸轉(zhuǎn)動的現(xiàn)象稱螺旋槳的進動?？v軸豎軸橫軸機頭上仰向右進動螺旋槳進動的產(chǎn)生右轉(zhuǎn)螺旋槳機頭上仰縱軸豎軸橫軸機頭上仰向右進動——向右進動（一）、螺旋槳的進動螺旋槳的進動方向示意左手定則右手定則進動方向的判斷方法（二）、螺旋槳的反作用力矩左轉(zhuǎn)螺旋槳——右滾力矩右轉(zhuǎn)螺旋槳——左滾力矩螺旋槳轉(zhuǎn)動方向反作用力矩方向牛頓第三運動定律：螺旋槳轉(zhuǎn)動給空氣一個作用力，空氣反過來有一個大小相等方向相反的反作用力。在空中飛行時，反作用力矩有使飛機帶坡度的趨勢。加油門，槳葉空氣動力增大，反作用力矩隨之增大。減油門，槳葉空氣動力減小，反作用力矩隨之減小。1、反作用力矩對空中飛行的影響2、反作用力矩對地面滑跑的影響在地面滑跑時，反作用力矩的作用使左右兩側(cè)機輪對地面的壓力不均，受到的摩擦阻力不同，使得機頭向一側(cè)偏轉(zhuǎn)。反作用力矩N左N右偏轉(zhuǎn)力矩F左F右受螺旋槳作用，向后加速和扭轉(zhuǎn)的氣流叫螺旋槳滑流。（三）、螺旋槳的滑流扭轉(zhuǎn)作用C—130的螺旋槳滑流螺旋槳滑流對飛機的扭轉(zhuǎn)作用機身和垂尾產(chǎn)生向左的側(cè)力右偏力矩初教六左旋上層：自右向左流動下層：自左向右扭轉(zhuǎn)（主要受油門大小的影響）左轉(zhuǎn)螺旋槳（加油門，右偏力矩）DA-40右旋—左偏力矩大迎角飛行（氣流斜吹）時，相對氣流方向與槳軸方向之間有一夾角.螺旋槳旋轉(zhuǎn)時，下行槳葉迎角增大，拉力增大，上行槳葉迎角減小，拉力減小，形成偏轉(zhuǎn)力矩，稱之為螺旋槳因素。右轉(zhuǎn)螺旋槳—左偏力矩左轉(zhuǎn)螺旋槳—右偏力矩下行槳葉上行槳葉（四）、螺旋槳因素（不對稱拉力、P效應、P因子、氣流斜吹）本章小結(jié)拉力的變化規(guī)律螺旋槳副作用飛機的平衡、穩(wěn)定性與操縱性

第四章飛機在空中的運動，總可分解成飛機重心的移動和飛機各部分繞重心的轉(zhuǎn)動。前者取決于力，后者取決于力矩。飛行員在空中操縱飛機，靠得就是“一桿兩舵外加油門”，用來改變作用在飛機上的力和力矩，以保持或改變飛機重心的移動速度和飛機繞重心的轉(zhuǎn)動角速度。飛機的平衡、穩(wěn)定性和操縱性是闡述飛機在力和力矩的作用下，飛機狀態(tài)的保持和改變的基本原理。本章主要內(nèi)容4.1飛機的平衡4.2飛機的穩(wěn)定性4.3飛機的操縱性一、飛機的平衡什么是飛機的平衡作用在飛機上的合力與合力矩均等于零的飛行狀態(tài)稱為平衡狀態(tài)。飛機的平衡包括作用力平衡和力矩平衡兩個方面。本節(jié)只分析各力矩的平衡。為了研究問題方便，我們用機體軸系研究飛機的力矩平衡。（一）、飛機的坐標軸和重心為了確定飛機的姿態(tài)、運動軌跡、氣動力和氣動力矩的方向，必須建立坐標軸系。（三）氣流軸系（二）機體軸系（一）地面軸系坐標軸系1、飛機的坐標軸向前為正向右為正向上為正機體軸系以飛機機體為基準,通過飛機重心的三條互相垂直的坐標軸。橫軸縱軸立軸俯仰滾轉(zhuǎn)偏轉(zhuǎn)機體軸及對應轉(zhuǎn)動注：角速度和力矩均按右手螺旋法則判定正負

ωx、Μx、mx

繞縱（ox）軸滾轉(zhuǎn)的滾轉(zhuǎn)角速度、滾轉(zhuǎn)力矩和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，飛機向右滾轉(zhuǎn)為正，向左滾轉(zhuǎn)為負；

ωy、Μy、my繞立（oy）軸偏轉(zhuǎn)的偏轉(zhuǎn)角速度、偏轉(zhuǎn)力矩和偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，機頭向左偏轉(zhuǎn)為正，向右偏轉(zhuǎn)為負；

ωz、Μz、mz繞橫（oz）軸轉(zhuǎn)動的俯仰角速度、俯仰力矩和俯仰力矩系數(shù)，機頭向上為正，下俯為負；q:動壓L:翼展bA:平均空氣動力弦根據(jù)機體軸系和地面軸系的關(guān)系，可以確定飛機的俯仰角和坡度。俯仰角：機體縱軸與水平面之間的夾角為正為負坡度：飛機對稱面與機體縱軸所在鉛垂面之間的夾角。右坡度為正左坡度為負2、重心（CenterofGravity）飛機各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，叫飛機的重力。飛機重力的著力點叫做飛機重心。W(G)重心(CG)重心位置的表示重心的前后位置，常用重心在某一特定翼弦上的投影到該翼弦前端的距離占該翼弦的百分比來表示。這一特定翼弦，就是平均空氣動力弦bA（MAC）或者標準平均弦b平均（SMC）。假想的矩型翼平均空氣動力弦原梯形翼bA其面積、空氣動力及俯仰力矩等特性與原機翼相同*與b平均的區(qū)別平均空氣動力弦（MAC）*與b平均的區(qū)別bA重心XGxGbA100%CG=重心位置的表示(XG)·（二）、飛機的平衡（力矩平衡）相對橫軸(OZ軸)——俯仰平衡相對立軸(OY軸)——方向平衡相對縱軸(OX軸)——橫側(cè)平衡1、飛機的俯仰平衡

飛機的俯仰平衡是指作用于飛機的各俯仰力矩之和為零，，飛機取得俯仰平衡后，不繞橫軸轉(zhuǎn)動，迎角不變。俯仰力矩主要有:機翼產(chǎn)生的俯仰力矩水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩拉力（或推力）產(chǎn)生的俯仰力矩L尾重心L翼p2、飛機的方向平衡

飛機的方向平衡是指作用于飛機的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零，,側(cè)滑角不變或側(cè)滑角為零。側(cè)滑是指相對氣流方向與飛機對稱面不一致的飛行狀態(tài)。飛機有側(cè)滑必產(chǎn)生側(cè)力飛機無側(cè)滑但方向舵不中立,垂直尾翼會產(chǎn)生側(cè)力偏轉(zhuǎn)力矩主要有:兩翼阻力對重心產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩垂尾側(cè)力對重心產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩雙發(fā)或多發(fā)飛機拉力產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩3、飛機的橫側(cè)平衡

飛機的橫側(cè)平衡是指作用于飛機的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零，,坡度不變或坡度為零。滾轉(zhuǎn)力矩主要有:兩翼升力對重心產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩螺旋槳反作用力矩對重心產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩4、影響飛機平衡的主要因素

●加減油門

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