飛機(jī)和大氣的一般介紹第1

章CONTENTS02目錄1.1飛機(jī)的一般介紹1.2飛行大氣環(huán)境的一般介紹011.1飛機(jī)的一般介紹1.1.1

飛機(jī)的主要組成部分及其功用飛機(jī)的主要組成部分（Boeing-737）1.機(jī)

身機(jī)身的主要功用機(jī)身的主要功用是裝載機(jī)組、旅客、貨物和其他必須設(shè)備，還可將飛機(jī)的其他部分，如尾翼、機(jī)翼、發(fā)動(dòng)機(jī)連接成一個(gè)整體。1.1.1

飛機(jī)的主要組成部分及其功用機(jī)翼結(jié)構(gòu)2.機(jī)

翼機(jī)翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機(jī)在空中飛行。機(jī)翼在飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性中扮演著重要的角色。另外，機(jī)翼還可用于吊裝發(fā)動(dòng)機(jī)、安裝起落架和設(shè)置起落架輪艙，機(jī)翼的內(nèi)部空間?般可用于安裝油箱。1.1.1

飛機(jī)的主要組成部分及其功用尾

翼尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。尾翼主要用來操縱飛機(jī)的俯仰和偏轉(zhuǎn)。另外，尾翼是飛機(jī)穩(wěn)定性的重要組成部分，水平尾翼和垂直尾翼像箭上的羽毛一樣，使飛機(jī)在飛行中能維持穩(wěn)定直線飛行。起落裝置起落裝置用于飛機(jī)的起飛、著陸及在地面上滑行并支持飛機(jī)。動(dòng)力裝置動(dòng)力裝置主要用來產(chǎn)生拉力或推力，從而使飛機(jī)能夠在空中以規(guī)定的速度飛行?？账俦恚ˋirspeed

Indicator）：指示飛機(jī)相對(duì)于空氣的速度即指示空速

IAS（Indicated

Air

Speed）的大小，單位為海里/小時(shí)（kt）。姿態(tài)儀（Attitude

Indicator）：指示飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角（坡度）和俯仰角大小。1.1.2

飛機(jī)座艙基本儀表介紹姿態(tài)儀在不同飛行狀態(tài)下的指示1.1.2

飛機(jī)座艙基本儀表介紹高度表（Altitude

Indicator）：指示飛機(jī)相對(duì)于某一基準(zhǔn)的氣壓高度，單位為英尺（ft）。轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀（Turn

Coordinator）：指示飛機(jī)轉(zhuǎn)彎速率和側(cè)滑狀態(tài)。航向儀（Heading

Indicator）或水平狀態(tài)指示器（HSI）：指示飛機(jī)航向，由固定的小飛機(jī)和可以轉(zhuǎn)動(dòng)的表盤組成。升降速度表（Vertical

Speed

Indicator）：指示飛機(jī)垂直速度，單位為英尺/分（ft/min）。1.1.3

操縱飛機(jī)的基本方法飛機(jī)的操縱方法小型飛機(jī)操縱控制系統(tǒng)一般由座艙里的操縱器、鋼繩、滑輪、連接件與飛機(jī)外部的活動(dòng)舵面所組成。操縱系統(tǒng)可分為：主操縱系統(tǒng)與輔助操縱系統(tǒng)。主操縱系統(tǒng)包括副翼、升降舵和方向舵，輔助操縱系統(tǒng)包括配平片和襟翼。1.

機(jī)翼的剖面形狀（翼型）1.1.4

機(jī)翼形狀機(jī)翼的剖面形狀翼型描述2.

機(jī)翼的平面形狀1.1.4

機(jī)翼形狀機(jī)翼的平面形狀描述機(jī)翼的平面形狀仰視空中飛行的飛機(jī)時(shí)，所看到的體現(xiàn)飛機(jī)特征的機(jī)翼形狀就叫做機(jī)翼的平面形狀。1.1.5

飛機(jī)的分類根據(jù)根據(jù)美國(guó)聯(lián)邦航空局

FAA

的劃分，民用飛機(jī)常見的類別有以下幾種。正常類飛機(jī)，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12

500

1b，用于非特技飛行的飛機(jī)。實(shí)用類飛機(jī)，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12

500

1b，用于有限特技飛行的飛機(jī)。特技類飛機(jī)，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

12

500

1b，除了所要求的飛機(jī)試驗(yàn)結(jié)果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的飛機(jī)。通勤類飛機(jī)是指用于運(yùn)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

19

000

1b，用正常類飛機(jī)條款所描述的非特技飛行的螺旋槳驅(qū)動(dòng)的多發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)。運(yùn)輸類飛機(jī)是指航線大型客機(jī)，用于定期客運(yùn)或貨運(yùn)航班飛行。1.2飛行大氣環(huán)境的一般介紹1.2.1

大氣的組成包圍在包圍在地球外部的大氣主要有三種成分：由多種氣體混合而成的純干空氣、水蒸氣以及塵埃顆粒。純干空氣含有

78%的氮?dú)夂?/p>

21%的氧氣，余下的

1%由其他各種氣體組成。水蒸氣在氣象中扮演了一個(gè)重要的角色，大氣中水蒸氣的比例決定了云的形成及其規(guī)模。大氣中的塵埃是數(shù)量巨大的懸浮顆粒，大部分來自地球表面，如：沙漠、海水中的鹽粒、花粉、煙塵、汽車尾氣等。1.2.2

大氣的分層大氣的分層以氣溫變化以氣溫變化為基準(zhǔn)，可將大氣分為對(duì)流層、平流層、中間層、電離層和散逸層五層。1.2.3

大氣的特性大氣密度隨高度的變化1

.

空氣密度空氣密度是指單位體積內(nèi)的空氣質(zhì)量?？諝夂推渌镔|(zhì)一樣，是由分子所組成。空氣的密度大，說明單位體積內(nèi)的空氣分子多，比較稠密；反之，空氣密度小，說明空氣比較稀薄。1.2.3

大氣的特性大氣壓強(qiáng)隨高度的變化2.

空氣壓力空氣壓力即氣壓是指空氣的壓強(qiáng)，即物體單位面積上所承受的空氣的垂直作用力。從數(shù)量上來說，在靜止的大氣中，大氣壓力就是物體單位面積上所承受的大氣柱的重量。1.2.3

大氣的特性溫度換算表3.

空氣溫度空氣溫度是指空氣的冷熱程度?？諝鉁囟鹊母叩停瑢?shí)質(zhì)上表明了空氣分子做不規(guī)則運(yùn)動(dòng)的平均速度大小。4.

空氣濕度濕度是指空氣的潮濕程度，氣象學(xué)中經(jīng)常使用相對(duì)濕度的概念。相對(duì)濕度是空氣中所含濕氣與空氣中所能包含的最大濕氣之比?？諝獾臏囟仍礁?，它所能包含的水分就越多。當(dāng)相對(duì)濕度等于

100%時(shí)，空氣中包含的水分達(dá)到最大，稱為飽和狀態(tài)。對(duì)于給定體積的氣體來說，當(dāng)溫度降低時(shí)，其相對(duì)濕度增大，當(dāng)溫度降低至相對(duì)濕度為

100%時(shí)的溫度稱為露點(diǎn)溫度。1.2.3

大氣的特性5.

空氣的黏性1.2.3

大氣的特性空氣和水一樣，也有黏性?？諝獾酿ば耘c水相比要小得多，因此我們不易察覺。空氣分子的不規(guī)則運(yùn)動(dòng)，是造成空氣黏性的主要原因。相鄰兩層空氣之間有相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，會(huì)產(chǎn)生相互牽扯的作用力，這種作用力叫空氣的黏性力。6.

空氣的壓縮性空氣的壓縮性是指一定量的空氣當(dāng)壓力或溫度改變時(shí)，其密度和體積發(fā)生變化的特性。當(dāng)空氣流過物體時(shí)，在物體周圍各處，氣流速度會(huì)有增大或減小的變化，相應(yīng)的，氣體壓力會(huì)有減小或增大的變化，因此，氣體密度會(huì)有減小或增大的變化，這就是空氣具有壓縮性的體現(xiàn)?？諝怵ば詫?shí)驗(yàn)所謂國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣（International

Standard

Atmosphere），簡(jiǎn)稱

ISA，就是人為地規(guī)定一個(gè)不變的大氣環(huán)境，包括大氣溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關(guān)系，得出統(tǒng)?的數(shù)據(jù)，作為計(jì)算和試驗(yàn)飛機(jī)的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣由國(guó)際民航組織

ICAO（International

Civil

AviationOrganization）制訂，它是以北半球中緯度地區(qū)（北緯

35q～60q）大氣物理特性的平均值為依據(jù)，加以適當(dāng)修訂而建立的。實(shí)際大氣與國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣相互換算的主要工作是確定實(shí)際大氣與國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度偏差，即

ISA

偏差（ISA

Deviation），縮寫為

ISA

Dev。ISA

偏差是指確定地點(diǎn)的實(shí)際溫度與該處ISA

標(biāo)準(zhǔn)溫度的差值，常用于飛行活動(dòng)中確定飛機(jī)性能的基本已知條件。1.2.4

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣1.2.4

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表1.2.4

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表.續(xù)11.2.4

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表.續(xù)2飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力第2

章0204目錄CONTENTS052.1空氣流動(dòng)的描述2.5增升裝置的增升原理2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能2.3飛行阻力2.2升力03012.1空氣流動(dòng)的描述2.1.1

流體模型化理想流體忽略流體黏性作用的流體，稱為理想流體?？諝饬鬟^飛機(jī)時(shí)，一般只在貼近飛機(jī)表面的地方（附面層）考慮空氣黏性的影響，其他地方則按理想流體處理。不可壓流體忽略流體密度的變化，認(rèn)為其密度為常量的流體，稱為不可壓流體?？諝饬鬟^飛機(jī)時(shí)，密度要發(fā)生變化，其變化量的大小取決于

M

的大小。絕熱流體不考慮熱傳導(dǎo)性的流體，稱為絕熱流體。2.1.2

相對(duì)氣流飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方向與相對(duì)氣流的方向相對(duì)氣流是空氣相對(duì)于物體的運(yùn)動(dòng)，相對(duì)氣流的方向與物體的運(yùn)動(dòng)方向相反。飛機(jī)的相對(duì)氣流就是空氣相對(duì)于飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)，因此，飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度相反。洞實(shí)驗(yàn)簡(jiǎn)圖2.1.3迎角迎角相對(duì)氣流方向（飛行速度方向）與翼弦之間的夾角，稱為迎角，用α表示。飛行狀態(tài)不同，迎角的大小一般也不同。飛機(jī)在水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角2.1.4

流線和流線譜流線流線：是為了描述流體運(yùn)動(dòng)而引入的一條假想曲線。其定義：流場(chǎng)中的一條空間曲線，在該曲線上每點(diǎn)的流體微團(tuán)的速度與曲線在該點(diǎn)的切線重合。2.1.4

流線和流線譜幾種典型物體的流線譜流線譜：所有流線的集合就是流線譜。流線譜反映了流體流過物體時(shí)的流動(dòng)情況。流線譜的形狀主要由物體的外形、物體與氣流的相對(duì)位置決定。添加內(nèi)容2.1.5

連續(xù)性定理連續(xù)性定理表述為：當(dāng)流體流過一流管時(shí)，流體將連續(xù)不斷并穩(wěn)定地在流管中流動(dòng)，在同一時(shí)間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。文邱利管2.1.6

伯努利定理伯努利定理表述為：穩(wěn)定氣流中，在同一流管的任意截面上，空氣的動(dòng)壓和靜壓之和保持不變。由此可見，動(dòng)壓大，則靜壓?。粍?dòng)壓小，則靜壓大。即流速大，壓強(qiáng)??；流速小，壓強(qiáng)大；流速減小到零，壓強(qiáng)增大到總壓值。嚴(yán)格來說，伯努利定理在下列條件下才是適用的：①

氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動(dòng)是定常的；②

流動(dòng)的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的；③

空氣沒有黏性，即空氣為理想流體；④

空氣密度不變，即空氣為不可壓流；⑤

在同一條流線或同一條流管上。2.1.7

連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用1

.

用文邱利管測(cè)流量：文邱利管測(cè)流量2.1.7

連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用2.

空速管測(cè)飛行速度的原理：文邱利管測(cè)流量2.2升力2.2.1

升力的產(chǎn)生原理翼型產(chǎn)生的升力升力的產(chǎn)生原理：從流線譜可以看出，空氣流到翼型的前緣，分成上、下兩股，分別沿翼型的上、下表面流過，并在翼型的后緣匯合后向后流去。在翼型的上表面，由于正迎角和翼面外凸的影響，流管收縮，流速增大，壓力降低；而在翼型的下表面，氣流受阻，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓力增大。這樣，翼型的上、下翼面出現(xiàn)壓力差，總壓力差在垂直于相對(duì)氣流方向的分量，就是翼型的升力。2.2.2

翼型的壓力分布機(jī)翼壓力分布的矢量表示法1

.矢量表示法：吸力和正壓可以用矢量來表示，矢量箭頭的長(zhǎng)度表示吸力或正壓的大小。矢量方向與翼面垂直，箭頭由翼面指向外，表示吸力；箭頭指向翼面，表示正壓。將各點(diǎn)矢量的外端用光滑的曲線連接起來，就得到了矢量表示的機(jī)翼壓力分布圖。2.2.2

翼型的壓力分布2.

坐標(biāo)表示法在用坐標(biāo)表示機(jī)翼的壓力分布時(shí)，?般采用壓力系數(shù)（Cp），其定義為：根據(jù)伯努利方程,壓力系數(shù)可寫成：2.2.2

翼型的壓力分布機(jī)翼壓力分布的矢量表示法由此可知，翼面上該點(diǎn)的壓力系數(shù)（CP

）也是一確定值。這表明，翼面各點(diǎn)的壓力系數(shù)主要取決于迎角和翼型的形狀，與動(dòng)壓（流速）無關(guān)。2.2.3

升力公式某迎角時(shí)的流線譜1.

升力公式的推導(dǎo)2.2.3

升力公式2.

升力公式的物理意義一般近似等于

1于是上式的

CL型

等于用坐標(biāo)法表示的機(jī)翼上、下翼面壓力系數(shù)曲線所圍成的面積在垂直于相對(duì)氣流方向上的分量。低速飛行時(shí)，機(jī)翼的壓力分布主要隨機(jī)翼形狀和迎角變化，因此，升力系數(shù)綜合表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)升力的影響。升力與來流動(dòng)壓成正比。2.3飛行阻力2.3.1

低速附面層1

.

附面層的形成附面層：就是指在緊貼物體表面，氣流速度從物面速度為零處逐漸增大到

99%主流速度的很薄的空氣流動(dòng)層。沿物面法向的速度分布稱為附面層的速度型。平板表面的附面層2.3.1

低速附面層2.

附面層的特點(diǎn)（1）附面層內(nèi)沿物面法線方向壓強(qiáng)不變且等于法線主流壓強(qiáng)。

如果沿物面法線方向（以

y

表示）測(cè)量附面層沿著

y方向的靜壓強(qiáng)

P

的變化，其結(jié)果是壓強(qiáng)

P在附面層內(nèi)沿

y

方向幾乎不變。（2）附面層的厚度隨氣流流經(jīng)物面距離的增長(zhǎng)而增厚。由物面沿法向到附面層邊界（速度為

99％主流速度處）的距離為附面層的厚度，用δ表示。附面層厚度隨空氣流經(jīng)物面的距離的增長(zhǎng)而增厚。附?層的厚度2.3.1

低速附面層3.

層流附面層和紊流附面層所謂層流，就是氣體微團(tuán)沿物面法向分層流動(dòng)，互不混淆。所謂紊流，就是氣體微團(tuán)除了沿物面流動(dòng)外，還有明顯地沿物面法向上下亂動(dòng)的現(xiàn)象，使各層之間有強(qiáng)烈的混合，形成紊亂的流動(dòng)。氣流沿物面流動(dòng)時(shí)，在物面的前段?般是層流，后段是紊流，層流與紊流之間的過渡區(qū)，稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。附面層的轉(zhuǎn)捩2.3.1

低速附面層層流附面層的不穩(wěn)定性3.

層流附面層和紊流附面層隨著氣流流過物面的距離增長(zhǎng)，附面層上層氣流不斷受到擾動(dòng)，氣流上下脈動(dòng)也將越來越劇烈，當(dāng)脈動(dòng)增大到一定程度時(shí)，層流附面層也就轉(zhuǎn)捩為紊流附面層。2.3.1

低速附面層附面層的速度梯度3.

層流附面層和紊流附面層與層流附面層相比，紊流附面層由于空氣微團(tuán)上下亂動(dòng)的結(jié)果，相鄰各層的流速差較??；在紊流附面層靠近物面部分，由于空氣微團(tuán)的上下亂動(dòng)受到物面的限制，仍保持為層流（稱為紊流的層流低層），就紊流的層流低層來看，物面處的速度梯度要比層流附面層大得多

。2.3.2

阻力的產(chǎn)生摩擦阻力由附面層理論可知，空氣流過機(jī)翼時(shí)，緊貼機(jī)翼表面的一層空氣，其速度恒等于零，就好像粘在機(jī)翼表面一樣，這是由于這些流動(dòng)的空氣受到了機(jī)翼表面給它的向前的力作用的結(jié)果。由牛頓第三定律可知，這些速度為零的空氣也必然給機(jī)翼表面一個(gè)反作用力，這個(gè)反作用力就是摩擦阻力。壓差阻力壓差阻力是由于物體前后的壓力差而產(chǎn)生的阻力。飛機(jī)的機(jī)翼、機(jī)身和尾翼等部件都會(huì)產(chǎn)生壓差阻力。壓差阻力的產(chǎn)生與附面層分離密切相關(guān)。我們先介紹與附面層分離有關(guān)的一些知識(shí)。2.3.2

阻力的產(chǎn)生2. 壓差阻力1）順壓梯度和逆壓梯度流體流過曲面時(shí)，由于曲面彎度的影響，主流沿流動(dòng)方向壓強(qiáng)變化，即存在壓強(qiáng)梯度，如流動(dòng)方向以

x

向表示，壓強(qiáng)梯度可表示為

d

P/dx。壓強(qiáng)梯度對(duì)附面層氣流的流動(dòng)將產(chǎn)生很大的影響。順壓梯度和逆壓梯度2.3.2

阻力的產(chǎn)生2. 壓差阻力2）附面層分離附面層分離（亦稱氣流分離）是指附面層內(nèi)的氣流發(fā)生倒流，脫離物體表面，形成大量旋渦的現(xiàn)象。3）壓差阻力的產(chǎn)生氣流流過機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分也會(huì)產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，由于氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。附面層分離2.3.2

阻力的產(chǎn)生3. 干擾阻力實(shí)驗(yàn)表明，飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等，單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力總和小于把它們組成一個(gè)整體時(shí)所產(chǎn)生的阻力。我們把這種飛機(jī)各部分之間由于氣流的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合部氣流的相互干擾2.3.2

阻力的產(chǎn)生4. 誘導(dǎo)阻力1）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，于是就形成漩渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。機(jī)翼上產(chǎn)生的升力越多，翼尖渦也就越強(qiáng)。飛機(jī)的翼尖渦后翼尖渦流2.3.2

阻力的產(chǎn)生4. 誘導(dǎo)阻力2）下洗流和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(gè)向下傾斜的氣流稱為下洗流，其流速用

v

′表示。下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱為下洗角，用

ε

表示。下洗流與翼弦之間的夾角稱為有效迎角，用α

t表示。下洗流和下洗角下洗速度沿展向的分布2.3.2

阻力的產(chǎn)生4. 誘導(dǎo)阻力3）誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生實(shí)際升力

L′

對(duì)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)起著兩個(gè)作用：一是垂直于相對(duì)氣流方向的分力（圖2.26

中的

L）起著升力的作用；二是平行于相對(duì)氣流方向的分力（圖

2.26

中的

D）起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，這個(gè)阻力就是誘導(dǎo)阻力。誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生原理2.3.2

阻力的產(chǎn)生5. 阻力公式與升力類似，飛機(jī)的阻力主要與機(jī)翼形狀及表面質(zhì)量、飛機(jī)迎角、機(jī)翼面積、飛行動(dòng)壓有關(guān)。其中機(jī)翼形狀及表面質(zhì)量和飛機(jī)迎角對(duì)飛機(jī)阻力的影響用阻力系數(shù)表示，這樣就可以得到與升力公式類似的阻力公式：2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能2.4.1 升力特性1.

升力系數(shù)的變化規(guī)律從升力系數(shù)曲線可以看出，在中小迎角范圍，升力系數(shù)呈線性變化，即升力系數(shù)隨迎角的增大線性增大。這是因?yàn)樵谥行∮?，渦流區(qū)只占上翼面后段很小一段，對(duì)翼面壓強(qiáng)分布影響很小。隨迎角增大，如圖

2.28（a）到（b），上翼面前部流線更彎曲，流管更為收縮，流

速更快，壓強(qiáng)更低，吸力更大；與此同時(shí)，下翼面的阻擋作用更強(qiáng)，壓強(qiáng)更高，壓力更大，升力系數(shù)呈線性增大。飛機(jī)的升力系數(shù)曲線2.4.1 升力特性2. 升力特性參數(shù)1）零升迎角（α

0）零升迎角是飛機(jī)升力系數(shù)等于零時(shí)的迎角。2）升力系數(shù)曲線斜率（CLα

）

升力系數(shù)曲線斜率（αCL）是升力系數(shù)增量與迎角增量之比的極限值它反映迎角改變時(shí)升力系數(shù)變化的大小程度，是影響飛機(jī)操縱性和穩(wěn)定性的重要參數(shù)。3）臨界迎角（αcr

）和最大升力系數(shù)（CLmax

）升力系數(shù)曲線最高點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的迎角和升力系數(shù)就是臨界迎角（αcr

）和最大升力系數(shù)（CLmax

）

最大升力系數(shù)是決定飛機(jī)起飛和著陸性能的重要參數(shù)。臨界迎角是一個(gè)非常重要的空氣動(dòng)力性能參數(shù)，它決定飛機(jī)的失速特性。2.4.2 阻力特性1.阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)的變化規(guī)律可以用阻力系數(shù)曲線表示。阻力系數(shù)曲線反映了阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律。圖

2.29

為某型飛機(jī)的阻力系數(shù)曲線。從曲線可以看出，阻力系數(shù)隨迎角的增大而增大，近似于拋物線規(guī)律。阻力系數(shù)曲線2.4.2 阻力特性2. 阻力特性參數(shù)1）最小阻力系數(shù)（C

Dmin）和零升阻力系數(shù)（CD0

）阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不等于零，但它存在一個(gè)最小值，即最小阻力系數(shù)（CDmin）。零升阻力系數(shù)指升力系數(shù)為零時(shí)的阻力系數(shù)（CD0

）。2）中小迎角時(shí)的阻力公式在中小迎角時(shí)，阻力公式可以表示為式中，A

為誘導(dǎo)阻力因子，其值與飛機(jī)機(jī)翼形狀有關(guān)。2.4.3 升阻比特性升阻比升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用

K

表示。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小主要隨迎角變化，所以升阻比的大小也主要隨迎角變化。也就是說，升阻比與空氣密度、飛行速度、機(jī)翼面積的大小無關(guān)。升阻比曲線升阻比曲線表達(dá)了升阻比隨迎角而變化的規(guī)律。從曲線可看出，升阻比存在一個(gè)最大值，此時(shí)對(duì)應(yīng)的迎角稱為最小阻力迎角（亦稱有利迎角）。性質(zhì)角是飛機(jī)總空氣動(dòng)力與飛機(jī)升力之間的夾角。升阻比曲線2.4.4 飛機(jī)的極曲線1. 極曲線從綜合衡量飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能出發(fā)，需要將飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合地用一條曲線表示出來，此曲線就是飛機(jī)的極曲線。飛機(jī)的極曲線性質(zhì)角隨迎角的變化2.不同滑流狀態(tài)下的極曲線2. 不同滑流狀態(tài)下的極曲線螺旋槳飛機(jī)的機(jī)翼受螺旋槳滑流的影響較大，在不同的滑流狀態(tài)下，飛機(jī)的極曲線將發(fā)生變化。不同滑流狀態(tài)下的極曲線2.4.5 地面效應(yīng)飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時(shí)，由于流過飛機(jī)的氣流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力和力矩發(fā)生變化，這種效應(yīng)稱為地面效應(yīng)。飛機(jī)貼近地面飛行時(shí)，流經(jīng)機(jī)翼下表面的氣流受到地面的阻滯，流速減慢，壓強(qiáng)增大，形成所謂的氣墊現(xiàn)象；而且由于地面的阻滯，使原來從下翼面流過的一部分氣流改道從上翼面流過，于是上翼面前段的氣流加速，壓強(qiáng)降低，致使上下翼面的壓強(qiáng)差增大，升力系數(shù)增大。同時(shí)，由于地面的作用，使流過機(jī)翼的氣流下洗減弱，下洗角減小，誘導(dǎo)阻力減小，使飛機(jī)阻力系數(shù)減小。不同滑流狀態(tài)下的極曲線2.5增升裝置的增升原理2.5.1 前緣縫翼前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，其作用是延緩機(jī)翼的氣流分離，提高最大升力系數(shù)和臨界迎角。前緣縫翼打開時(shí)與機(jī)翼之間有一條縫隙。只有當(dāng)飛機(jī)迎角接近或超過臨界迎角時(shí)，即機(jī)翼氣流分離現(xiàn)象嚴(yán)重時(shí)，打開前緣縫翼才能起到增大升力系數(shù)的作用。前緣縫翼打開延緩氣流分離前緣縫翼的增升作用2.5.2 后緣襟翼1. 分裂襟翼分裂襟翼是從機(jī)翼后段下表面一塊向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面。分裂襟翼的增升效果很好，一般最大升力系數(shù)可增大

75%～85%。但大迎角下放襟翼，上翼面最低壓強(qiáng)點(diǎn)的

壓強(qiáng)更低，氣流易提前分離，故臨界迎角有所減小。分裂襟翼的增升效果2. 簡(jiǎn)單襟翼2.簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似，放下簡(jiǎn)單襟翼，改變了翼型的彎度，使機(jī)翼更加彎曲。簡(jiǎn)單襟翼放下后，機(jī)翼后緣渦流區(qū)擴(kuò)大，機(jī)翼壓差阻力增大，同時(shí)由于升力系數(shù)增大，誘導(dǎo)阻力增大，總阻力增大，且相對(duì)于升力來說，阻力增大的百分比更多。所以，放下簡(jiǎn)單襟翼后，升力系數(shù)和阻力系數(shù)均增大，但升阻比降低。分裂襟翼的增升效果某機(jī)型放下簡(jiǎn)單襟翼后的極曲線3. 開縫襟翼2.5.2 后緣襟翼開縫襟翼是在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成的?？p襟翼是中、小型飛機(jī)常用的襟翼類型。

開縫襟翼的增升效果比較好，最大升力系數(shù)一般可增大

85%～95%，而臨界迎角卻降低不多。開縫襟翼一般開

1～3

條縫。開縫襟翼是中、小型飛機(jī)常用的襟翼類型。開縫襟翼的流線譜2.5.2 后緣襟翼后退襟翼后退襟翼的工作原理如圖。這種襟翼在下偏的同時(shí)，還向后滑動(dòng)。它不但增大了機(jī)翼彎度，同時(shí)還增加了機(jī)翼面積，增升效果好，且臨界迎角降低較少。后退開縫襟翼后退襟翼的工作原理如圖。這種襟翼在下偏的同時(shí)，還向后滑動(dòng)。它不但增大了機(jī)翼彎度，同時(shí)還增加了機(jī)翼面積，增升效果好，且臨界迎角降低較少。后退襟翼工作原理位于機(jī)翼前緣的襟翼叫前緣襟翼，如圖。這種襟翼廣泛用于高亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)。2.5.3 前緣襟翼前緣襟翼超音速飛機(jī)一般采用前緣削尖、相對(duì)厚度小的薄機(jī)翼。高亞音速飛機(jī)的前緣較超音速飛機(jī)的鈍，前緣襟翼一般采用克魯格襟翼。2.5.3 前緣襟翼克魯格襟翼螺旋槳的空氣動(dòng)力第3

章0204目錄CONTENTS3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.3

螺旋槳的有效功率和效率3.4

螺旋槳的副作用3.2

螺旋槳拉力在飛行中的變化03013.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力入3.1.1流體模型化螺旋槳簡(jiǎn)介現(xiàn)代的螺旋槳主要由槳葉、槳轂及槳葉變距機(jī)構(gòu)等組成。螺旋槳各部分名稱3.1.1流體模型化螺旋槳簡(jiǎn)介槳葉的平面形狀很多，現(xiàn)代使用較多的有橢圓形、矩形和馬刀形等。槳葉平面形狀添加內(nèi)容3.1.1流體模型化螺旋槳簡(jiǎn)介螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)，槳尖所畫圓的直徑，稱為螺旋槳的直徑（D）。該圓的半徑，稱為螺旋槳的半徑（R）。螺旋槳旋轉(zhuǎn)軸線至某一剖面的距離，稱為該剖面的半徑（r），比值

r/R稱為相對(duì)半徑（r

）。槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)槳尖所劃過的平面叫做旋轉(zhuǎn)面，它與槳軸垂直。螺旋槳的直徑、半徑、相對(duì)半徑和旋轉(zhuǎn)面3.1.1流體模型化螺旋槳簡(jiǎn)介螺旋槳的槳葉剖面和槳葉角槳葉剖面前緣與后緣的連線，稱為槳弦（b）或槳葉寬度。槳弦與旋轉(zhuǎn)面之間的夾角稱為槳葉（M）。和機(jī)翼類似，槳葉的截面形狀稱為槳葉剖面，相當(dāng)于機(jī)翼的翼型；前、后槳面分別相當(dāng)于機(jī)翼的上、下表面。3.1.2

螺旋槳的運(yùn)動(dòng)槳葉剖面某一點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)飛行中，螺旋槳的運(yùn)動(dòng)是一面旋轉(zhuǎn)、一面前進(jìn)。因此，槳葉各剖面都具有兩種速度：一是前進(jìn)速度（v），即飛機(jī)的飛行速度；二是因旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的圓周速度，或叫切向速度（u），其大小取決于螺旋槳的轉(zhuǎn)速和各剖面的半徑。螺旋槳槳葉上任意一點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡就是一條螺旋線。3.1.2

螺旋槳的運(yùn)動(dòng)槳葉迎角隨飛行速度的變化槳葉迎角隨槳葉角、飛行速度和轉(zhuǎn)速的改變而變化。當(dāng)飛行速度和轉(zhuǎn)速一定時(shí)，槳葉迎角隨槳葉角的增大而增大，隨槳葉角的減小而減小。當(dāng)槳葉角和轉(zhuǎn)速一定時(shí)，槳葉迎角隨飛行速度增大而減小，飛行速度增大到一定程度時(shí)，槳葉迎角可能減小到零甚至變?yōu)樨?fù)值。3.1.2

螺旋槳的運(yùn)動(dòng)槳葉迎角隨切向速度的變化當(dāng)槳葉角和飛行速度一定時(shí)，槳葉迎角隨轉(zhuǎn)速增大而增大，隨轉(zhuǎn)速減小而減小。3.1.2

螺旋槳的運(yùn)動(dòng)各槳葉剖面的合速度和槳葉迎角此外，如果槳葉無幾何扭轉(zhuǎn)，即各槳葉剖面的槳葉角都相同，但由于槳葉各剖面的半徑不同，導(dǎo)致各剖面的切向速度都不相等，合速度的方向也就不相同，所以槳葉迎角也不一樣。在飛行速度和槳葉角保持一定的情況下，槳尖處的切向速度最大，因而其槳葉迎角也最大。3.1.2

螺旋槳的運(yùn)動(dòng)槳葉的扭轉(zhuǎn)為了使槳葉各剖面的迎角基本相等，常把槳葉設(shè)計(jì)成負(fù)扭轉(zhuǎn)，即從槳根到槳尖，槳葉角是逐漸減小的，以保持各剖面的槳葉迎角基本相等。3.1.3

螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生葉素的空氣動(dòng)力根據(jù)

dR

對(duì)槳葉運(yùn)動(dòng)所起的作用，可把葉素的空氣動(dòng)力分解為兩個(gè)分力：一個(gè)與槳軸平?，拉螺旋槳前進(jìn)的拉力dP；另一個(gè)與槳軸垂直，阻礙螺旋槳旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的旋轉(zhuǎn)阻力dq。3.1.3

螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生槳葉的空氣動(dòng)力及其分布空氣動(dòng)力

dR

分解為垂直于合速度方向和平行于合速度方向的兩個(gè)分力dY

和

dX，其大小按下式計(jì)算：3.1.3

螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生拉力公式可寫成為：葉素上的旋轉(zhuǎn)阻力為：各葉素上旋轉(zhuǎn)阻力矩的總和就形成了螺旋槳的旋轉(zhuǎn)阻力矩（

M

阻

）。3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.2.1

定距螺旋槳和變距螺旋槳2. 變距螺旋槳現(xiàn)代飛機(jī)大都采用變距螺旋槳，在飛行中隨著飛行條件的變化而改變槳葉角，以期獲得任何飛行狀態(tài)下的最佳效率。1. 定距螺旋槳定距螺旋槳的槳葉角是制造廠商選定的，在整個(gè)飛行過程中不能改變。對(duì)于定距螺旋槳，只有在一定的飛行速度和轉(zhuǎn)速下才能獲得最佳效率。3.2.1

定距螺旋槳和變距螺旋槳螺旋槳的空氣動(dòng)力力矩和配重慣性離心力矩功率小的活塞式輕型飛機(jī)，一般沒有專門的變距機(jī)構(gòu)，主要靠槳葉的空氣動(dòng)力和配重的慣性離心力來改變槳葉角。功率較大的活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)，設(shè)有專門的變距機(jī)構(gòu)——調(diào)速器。它靠液壓式電動(dòng)力來改變槳葉角。3.2.2

螺旋槳的拉力隨飛行速度的變化在油門位置和飛行高度以及大氣溫度不變的情況下，不管是渦輪螺旋槳飛機(jī)，還是活塞式飛機(jī)，隨著飛行速度的增大，螺旋槳拉力都要逐漸減小。一是拉力直接決定著飛行速度的大小，例如增大飛行速度，通常都要增大拉力；二是飛行速度改變以后，會(huì)引起拉力的大小發(fā)生變化。拉力隨飛行速度的變化拉力隨速度的變化曲線3.2.3

螺旋槳拉力隨油門位置的變化在飛行速度和高度不變的條件下，無論哪種發(fā)動(dòng)機(jī)，加大油門，螺旋槳拉力都將增大。對(duì)于活塞式定距螺旋槳來說，加大油門，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率提高，輸出的扭矩增大，使螺旋槳轉(zhuǎn)速增大，槳葉迎角增大，拉力增大。而對(duì)于活塞式恒速螺旋槳來說，加大油門，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率提高，輸出的扭矩增大，使螺旋槳轉(zhuǎn)速增大，為了保持轉(zhuǎn)速不變，調(diào)速器迫使槳葉變大距，使槳葉迎角增大，進(jìn)而增大旋轉(zhuǎn)阻力以維持轉(zhuǎn)速不變，同時(shí)拉力增大；反之，收油門，則拉力減小。拉力隨油門位置的變化某飛機(jī)不同油門位置下的拉力曲線3.2.4

螺旋槳拉力隨飛行高度的變化某吸氣式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)在不同高度的拉力曲線在飛行速度和油門位置不變的情況下，飛行高度改變，將影響空氣密度的大小，使得發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率發(fā)生變化，拉力也發(fā)生變化。對(duì)于吸氣式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)來說，隨著飛行高度的增加，空氣密度減小，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率一直降低，所以螺旋槳的拉力也一直減小。對(duì)于增壓式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)來說，在額定高度以下，隨著高度增加，拉力增大；額定高度以上，隨著高度增加，拉力減?。活~定高度處，拉力最大。3.2.5

螺旋槳拉力隨氣溫的變化拉力隨溫度變化的曲線在飛行速度、油門和飛行高度不變的情況下，氣溫改變，也將影響空氣密度的大小，從而使發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率發(fā)生變化，拉力也發(fā)生變化。無論是吸氣式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)還是增壓式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，氣溫升高，空氣密度減小，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率減小，拉力也隨之減??；反之，氣溫降低，空氣密度增大，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率增大，拉力也隨之增大。3.2.6

螺旋槳的負(fù)拉力行速度增大時(shí)負(fù)拉力的產(chǎn)生1

. 飛行速度過大，油門比較小時(shí)，負(fù)拉力的產(chǎn)生在油門、轉(zhuǎn)速和飛行高度不變的情況下，當(dāng)飛行速度增大時(shí)，槳葉雖能自動(dòng)變大距調(diào)整槳葉角，以保持旋轉(zhuǎn)阻力和轉(zhuǎn)速不變，但由于槳葉迎角減小，總空氣動(dòng)力減小，且更偏向旋轉(zhuǎn)面，故拉力減小。反之，飛行速度減小，拉力增大。3.2.6

螺旋槳的負(fù)拉力行中收油門過多時(shí)負(fù)拉力的產(chǎn)生2. 飛行速度不太大而油門過小時(shí)，負(fù)拉力的產(chǎn)生在油門、轉(zhuǎn)速和飛行高度不變的情況下，當(dāng)飛行速度增大時(shí)，槳葉雖能自動(dòng)變大距調(diào)整槳葉角，以保持旋轉(zhuǎn)阻力和轉(zhuǎn)速不變，但由于槳葉迎角減小，總空氣動(dòng)力減小，且更偏向旋轉(zhuǎn)面，故拉力減小。反之，飛行速度減小，拉力增大。3.2.6

螺旋槳的負(fù)拉力3.

發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車時(shí)負(fù)拉力的產(chǎn)生發(fā)動(dòng)機(jī)一旦空中停車，功率很快消失，螺旋槳轉(zhuǎn)速就要減小，為保持轉(zhuǎn)速不變，調(diào)速器就促使螺旋槳變低距，槳葉角和槳葉迎角迅速減小，形成較大的負(fù)迎角。槳葉總空氣動(dòng)力（R）指向旋轉(zhuǎn)面后下方，其中一個(gè)分力（Q）與螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向相同，不再是阻礙螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)的阻力，而成為推動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力，帶動(dòng)螺旋槳和發(fā)動(dòng)機(jī)按原方向繼續(xù)旋轉(zhuǎn)；另一個(gè)分力（P）與拉力方向相反，即為負(fù)拉力。3.2.6

螺旋槳的負(fù)拉力螺旋槳的順槳為了避免發(fā)動(dòng)機(jī)停車后的自轉(zhuǎn)狀態(tài)，現(xiàn)代活塞式螺旋槳飛機(jī)和渦輪螺旋槳飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)上

一般都裝有順槳機(jī)構(gòu)。發(fā)動(dòng)機(jī)一旦空中停車，可自動(dòng)或人工順槳。所謂順槳就是把槳葉角變到

90°左右。飛行中收油門過多時(shí)負(fù)拉力的產(chǎn)生3.3螺旋槳的有效功率和效率3.3.1

螺旋槳的有效功率每秒鐘內(nèi)螺旋槳對(duì)飛機(jī)所做的功的多少就是螺旋槳的有效功率（可用功率），用

N槳表示，其大小可用下式計(jì)算：3.3.1

螺旋槳的有效功率1. 螺旋槳有效功率隨飛行速度的變化螺旋槳有效功率隨飛行速度的變化規(guī)律是：在小于某一飛行速度的范圍內(nèi)，螺旋槳的有效功率隨飛行速度的增大而增大；在大于某一飛行速度的范圍內(nèi)，螺旋槳有效功率隨飛行速度的增大而減小螺旋槳有效功率隨飛行速度的變化3.3.1

螺旋槳的有效功率2. 螺旋槳有效功率隨油門位置的變化當(dāng)飛行速度、發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和飛行高度一定時(shí)，不同油門位置的螺旋槳有效功率曲線

。油門位置越大，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率和螺旋槳拉力越大，所以螺旋槳有效功率也越大。不同油門位置螺旋槳的有效功率曲線3.3.1

螺旋槳的有效功率3.

螺旋槳的有效功率隨發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的變化當(dāng)在油門、高度和飛行速度一定的情況下，在一定的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，增大轉(zhuǎn)速，由于發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率增大，故螺旋槳有效功率增大；超過某一轉(zhuǎn)速后，再增大轉(zhuǎn)速，由于發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率減小，故螺旋槳有效功率減小。3.3.1

螺旋槳的有效功率，4. 螺旋槳的有效功率隨飛行高度的變化對(duì)于吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)來說，隨高度的升高，拉力總是減小的，故螺旋槳有效功率也是減小的。對(duì)于裝有增壓式發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)來說在額定高度以下，高度增加，因拉力增大，故螺旋槳有效功率也增大；超過額定高度之后，若高度增加，因拉力減小，故螺旋槳有效功率也隨著降低。不同高度上的螺旋槳有效功率曲線3.3.2

螺旋槳的效率螺旋槳的有效功率與發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率之比，定義為螺旋槳的效率。即η

=

N槳

/

N有效螺旋槳效率是衡量螺旋槳性能好壞的重要標(biāo)志，螺旋槳效率高，表明發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率損失少，螺旋槳的性能好?，F(xiàn)代螺旋槳，效率最高可達(dá)

90%。螺旋槳的效率還可以表示為：3.3.2

螺旋槳的效率1. 螺旋槳效率與相對(duì)進(jìn)距的關(guān)系在槳葉角一定的條件下，螺旋槳效率隨相對(duì)進(jìn)距的變化而變化。相對(duì)進(jìn)距過大或過小，螺旋槳效率都很低，只有在某一相對(duì)進(jìn)距，才能獲得最高的螺旋槳效率，這個(gè)相對(duì)進(jìn)距稱為有利相對(duì)進(jìn)距。螺旋槳效率曲線3.3.2

螺旋槳的效率2. 螺旋槳效率與槳葉角的關(guān)系因?yàn)闃~角過小，槳葉迎角也過小，螺旋槳的拉力和有效功率很小，所以螺旋槳效率很低；反之，槳葉角過大，槳葉迎角很大，性質(zhì)角大，旋轉(zhuǎn)阻力增大，螺旋槳效率也很低。相對(duì)進(jìn)距越大，對(duì)應(yīng)較高效率的槳葉角（即有利槳葉角）也越大。不同槳葉角的螺旋槳效率曲線3.4螺旋槳的副作用3.4.1

螺旋槳的進(jìn)動(dòng)飛行中高速旋轉(zhuǎn)的螺旋槳，當(dāng)受到改變槳軸方向的操縱力矩作用時(shí)，螺旋槳并不完全繞與操縱力矩方向平行的軸轉(zhuǎn)動(dòng)，而是還要繞著另一個(gè)軸偏轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象叫螺旋槳的進(jìn)動(dòng)。螺旋槳的進(jìn)動(dòng)3.4.1

螺旋槳的進(jìn)動(dòng)飛行中螺旋槳的進(jìn)動(dòng)作用會(huì)改變飛機(jī)的姿態(tài)，給飛行帶來影響。螺旋槳產(chǎn)生進(jìn)動(dòng)的原因3.4.1

螺旋槳的進(jìn)動(dòng)飛行中，螺旋槳的進(jìn)動(dòng)會(huì)迫使飛機(jī)偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)的快慢取決于進(jìn)動(dòng)角速度的大小。進(jìn)動(dòng)角速度的大小，可用下式計(jì)算，即3.4.2

螺旋槳的反作用力矩螺旋槳在轉(zhuǎn)動(dòng)中，不斷地?cái)噭?dòng)空氣，迫使空氣沿螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)方向旋轉(zhuǎn)。與此同時(shí)，空氣勢(shì)必也給螺旋槳和機(jī)身一個(gè)反方向的力矩，該力矩稱為螺旋槳的反作用力矩。在空中飛行時(shí)，螺旋槳把這個(gè)反作用力矩傳給發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)，迫使飛機(jī)向螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)的反方向傾斜。螺旋槳反作用力矩3.4.2

螺旋槳的反作用力矩在地面滑跑時(shí)，螺旋槳的反作用力矩還會(huì)造成機(jī)頭方向偏轉(zhuǎn)。飛行中螺旋槳反作用力矩的大小主要隨油門位置變化而變化。矩螺旋槳反作用力矩對(duì)起飛滑跑的影響3.4.3

螺旋槳滑流扭轉(zhuǎn)作用螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，槳葉攪動(dòng)空氣，一方面使之向后加速流動(dòng)，另一方面又使之順著螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向流動(dòng)。這種受螺旋槳作用向后加速和扭轉(zhuǎn)的氣流叫螺旋槳滑流。螺旋槳的滑流3.4.3

螺旋槳滑流扭轉(zhuǎn)作用一般情況下，機(jī)身尾部和垂直尾翼都受到滑流上層部分的影響，即滑流的上層部分從左方作用于機(jī)身尾部和垂直尾翼，產(chǎn)生向右的空氣動(dòng)力，對(duì)飛機(jī)重心形成偏轉(zhuǎn)力矩，使機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。右轉(zhuǎn)螺旋槳的滑流所引起的偏轉(zhuǎn)力矩3.4.3

螺旋槳滑流扭轉(zhuǎn)作用飛機(jī)加油門后，滑流速度增大，在飛機(jī)上產(chǎn)生上仰力矩，使機(jī)頭上仰，所以應(yīng)稍向前推桿修正。反之，收油門，應(yīng)稍向后拉桿修正。加油門，螺旋槳滑流對(duì)俯仰平衡的影響3.4.4

螺旋槳因素當(dāng)螺旋槳飛機(jī)在大迎角下飛行時(shí)，兩側(cè)槳葉會(huì)出現(xiàn)不對(duì)稱拉力，導(dǎo)致飛機(jī)機(jī)頭偏轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象叫做螺旋槳因素。當(dāng)飛機(jī)大迎角飛行時(shí)，螺旋槳的旋轉(zhuǎn)面與水平面不垂直，即切向速度與前進(jìn)速度不垂直，這樣就導(dǎo)致下行一側(cè)槳葉的槳葉迎角大于上行一側(cè)槳葉的槳葉迎角，所以下行一側(cè)槳葉產(chǎn)生更大的拉力，使得機(jī)頭偏轉(zhuǎn)。螺旋槳因素3.4.4

螺旋槳因素下行槳葉的槳葉迎角大于上行槳葉的槳葉迎角下行槳葉的運(yùn)動(dòng)軌跡是向下的，會(huì)出現(xiàn)一個(gè)向上的相對(duì)氣流，改變了原來槳葉合速度方向，進(jìn)而導(dǎo)致更大的槳葉迎角。上行槳葉則正好相反。飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定性和操作性第4

章02目錄CONTENTS4.1飛機(jī)的平衡4.2飛機(jī)的穩(wěn)定性4.3飛機(jī)的操作性03014.1飛機(jī)的平衡1. 飛機(jī)的重心重心可以視為整個(gè)物體全部質(zhì)量的集中點(diǎn)，同時(shí)它也是物體的平衡點(diǎn)。對(duì)于形狀規(guī)則的物體，其重心就是該物體的幾何形心。4.1.1 飛機(jī)的重心和機(jī)體軸物體的重心4.1.1 飛機(jī)的重心和機(jī)體軸1. 飛機(jī)的重心飛機(jī)是一個(gè)多物體系統(tǒng)，飛機(jī)各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，叫做飛機(jī)的重力。飛機(jī)重力的著力點(diǎn)叫做飛機(jī)重心（Center

of

Gravity，用

CG表示

）。重力著力點(diǎn)所在的位置，叫做重心位置。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(dòng)力弦（Mean

AerodynamicChord，用

MAC表示）。知道平均空氣動(dòng)力弦的位置和長(zhǎng)度，就可定出飛機(jī)重心的前后位置。平均空氣動(dòng)力弦重心位置表示法2. 飛機(jī)的機(jī)體軸在研究飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定性和操縱性問題時(shí)，我們采用機(jī)體軸系，如圖

4.4

所示。機(jī)體軸系

OXYZ

與飛機(jī)固連，坐標(biāo)系的圓心

O

在飛機(jī)重心處。縱軸

OX

平行于機(jī)身軸或平行于機(jī)翼弦線，指向前；立軸

OY

在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)，向上；橫軸OZ

垂直于對(duì)稱面，指向右。4.1.1 飛機(jī)的重心和機(jī)體軸飛機(jī)的俯仰平衡，是指作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零。飛機(jī)取得俯仰平衡后，不繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，迎角保持不變。

作用于飛機(jī)的俯仰力矩有很多，主要有：機(jī)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。4.1.2 飛機(jī)的俯仰平衡主要的俯仰力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩是機(jī)翼升力對(duì)飛機(jī)重心所構(gòu)成的俯仰力矩，用M

翼表示。4.1.2 飛機(jī)的俯仰平衡水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩是水平尾翼負(fù)升力對(duì)飛機(jī)重心所形成的俯仰力矩，用M尾

表示。平尾迎角螺旋槳的拉力或噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，其作用線若不通過飛機(jī)重心也會(huì)形成繞重心的俯仰力矩，這叫拉力或推力力矩，用z拉M

或z推M

表示。對(duì)于同一架飛機(jī)來說，拉力或推力形成的俯仰力矩的大小主要受油門位置的影響。增大油門，拉力或推力增大，俯仰力矩增大。飛機(jī)的方向平衡，是作用于飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零。飛機(jī)取得方向平衡后，不繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，側(cè)滑角不變或側(cè)滑角為零。側(cè)滑是指相對(duì)氣流方向與飛機(jī)對(duì)稱面不一致的飛行狀態(tài)。

從駕駛艙方向來看，如果相對(duì)氣流從左前方吹來，叫做左側(cè)滑；如果從右前方吹來，叫做右側(cè)滑。相對(duì)氣流與對(duì)稱面的夾角稱為側(cè)滑角。4.1.3 飛機(jī)的方向平衡飛機(jī)左側(cè)滑示意圖作用于飛機(jī)上的偏轉(zhuǎn)力矩主要有：兩翼的阻力對(duì)重心形成的力矩，垂直尾翼側(cè)力對(duì)重心形成的力矩，雙發(fā)動(dòng)機(jī)或多發(fā)動(dòng)機(jī)的拉力（或推力）對(duì)重心形成的力矩。4.1.3 飛機(jī)的方向平衡飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩飛機(jī)的橫側(cè)平衡是作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零。飛機(jī)取得橫側(cè)平衡后，不繞縱軸滾轉(zhuǎn)，坡度不變或坡度為零。作用于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩主要有：兩翼升力對(duì)重心形成的力矩，螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)的反作用力矩。4.1.4 飛機(jī)的橫側(cè)平衡飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩1. 影響俯仰平衡的因素1）加減油門加減油門會(huì)改變拉力或推力的大小，從而改變拉力力矩或推力力矩的大小，影響飛機(jī)的俯仰平衡。2）收放襟翼收放襟翼會(huì)引起飛機(jī)升力和俯仰力矩的變化，從而影響俯仰平衡。4.1.5 影響飛機(jī)平衡的主要因素放襟翼對(duì)俯仰平衡的影響4.1.5 影響飛機(jī)平衡的主要因素1. 影響俯仰平衡的因素3）收放起落架收放起落架會(huì)引起飛機(jī)重心位置的前后移動(dòng)，飛機(jī)將產(chǎn)生附加的俯仰力矩。4）重心的移動(dòng)重心位置的改變勢(shì)必引起各俯仰力矩的改變，主要是引起機(jī)翼產(chǎn)生的力矩變化。所以重心前移，下俯力矩增大，飛機(jī)低頭；反之，重心后移，上仰力矩增大，飛機(jī)抬頭。4.1.5 影響飛機(jī)平衡的主要因素影響飛機(jī)方向平衡的因素一邊機(jī)翼變形（或兩邊機(jī)翼形狀不一致）。都將會(huì)導(dǎo)致左、右兩翼阻力不相等。多發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)，左、右兩邊發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不同，或者一邊發(fā)動(dòng)機(jī)停車，從而產(chǎn)生不對(duì)稱拉力或推力。螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，油門改變，螺旋槳滑流引起的垂直尾翼力矩隨之改變。影響飛機(jī)橫側(cè)平衡的因素一邊機(jī)翼變形（或兩邊機(jī)翼的形狀不一致），兩翼升力不等。螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)，油門改變，螺旋的反作用力矩隨之改變。重心左右移動(dòng)（如兩翼的油箱、耗油不均），兩翼升力作用點(diǎn)至重心的力臂改變，形成滾轉(zhuǎn)力矩。4.2飛機(jī)的穩(wěn)定性穩(wěn)定性是指物體受擾后偏離原平衡狀態(tài)，在擾動(dòng)消失后，靠自身特性能夠恢復(fù)原平衡狀態(tài)的能力。懸擺具有穩(wěn)定性，立擺是不穩(wěn)定的，或者說立擺沒有穩(wěn)定性。4.2.1 穩(wěn)定性概念及條件懸擺的穩(wěn)定性 立擺的不穩(wěn)定性只有在穩(wěn)定力矩和阻尼力矩的共同作用下，才能充分保證懸擺具有穩(wěn)定性。飛機(jī)的穩(wěn)定性原理與懸擺的穩(wěn)定性原理基本上是一樣的。飛機(jī)之所以有穩(wěn)定性，首先是因?yàn)轱w機(jī)偏離原平衡狀態(tài)時(shí)出現(xiàn)了穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的趨勢(shì)；其次是在擺動(dòng)過程中又出現(xiàn)了阻尼力矩，促使飛機(jī)擺動(dòng)減弱乃至消失。4.2.1 穩(wěn)定性概念及條件動(dòng)穩(wěn)定性描述4.2.2 飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性1. 俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。當(dāng)飛機(jī)受擾動(dòng)使機(jī)翼迎角增大

時(shí)，水平尾翼迎角也增大，產(chǎn)生向上的附加升力?L尾

，對(duì)飛機(jī)重心形成下俯的穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)趨向于恢復(fù)原來的迎角。水平尾翼產(chǎn)生的俯仰穩(wěn)定力矩實(shí)際上，當(dāng)飛機(jī)受擾動(dòng)迎角變化時(shí)，除水平尾翼迎角隨之變化外，機(jī)身、機(jī)翼、螺旋槳等部分的迎角也要發(fā)生變化，同樣也會(huì)產(chǎn)生額外的升力。要使飛機(jī)最后恢復(fù)到原來的迎角，除有俯仰穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)到原來迎角的趨勢(shì)外，還要在飛機(jī)俯仰擺動(dòng)過程中出現(xiàn)阻尼力矩，迫使飛機(jī)的擺動(dòng)逐漸減弱直至消失。俯仰阻尼力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。4.2.2 飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性飛機(jī)的焦點(diǎn)位置2. 飛機(jī)俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生3. 飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性判別飛機(jī)是否具有俯仰穩(wěn)定性，可以通過俯仰力矩系數(shù)曲線（mz

～α

變化曲線）判斷。飛機(jī)的全機(jī)俯仰力矩（Mz）可通過理論計(jì)算和實(shí)驗(yàn)（風(fēng)洞、試飛）得到，飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)可用下式計(jì)算4.2.3 飛機(jī)的方向穩(wěn)定性飛機(jī)俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線1. 飛機(jī)方向穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩，主要是飛機(jī)側(cè)滑時(shí)，由垂直尾翼產(chǎn)生的。在平飛中，飛機(jī)受微小擾動(dòng)，出現(xiàn)左側(cè)滑時(shí)，空氣從左前方吹向飛機(jī)，作

用在垂直尾翼上，產(chǎn)生向右的空氣動(dòng)力（?

Z尾

），對(duì)重心形成左偏力矩，力圖消除側(cè)滑，使飛機(jī)自動(dòng)趨向恢復(fù)原來的方向平衡狀態(tài)。這個(gè)力矩就是方向穩(wěn)定力矩。此外，機(jī)翼的上反角和后掠角也能產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。4.2.3 飛機(jī)的方向穩(wěn)定性垂直尾翼產(chǎn)生的方向穩(wěn)定力矩2. 飛機(jī)方向阻尼力矩的產(chǎn)生方向阻尼力矩，主要由垂直尾翼產(chǎn)生。飛機(jī)受到擾動(dòng)機(jī)頭右偏，此時(shí)，飛機(jī)繞著重心順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)。此時(shí)垂尾向左運(yùn)動(dòng)，會(huì)額外出現(xiàn)一個(gè)向右的相對(duì)氣流速度，使得垂尾處原來的相對(duì)氣流速度大小和方向都發(fā)生變化，進(jìn)而形成向右的側(cè)力，這個(gè)力對(duì)重心形成的力矩方向（逆時(shí)針方向）正好與飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反，阻止飛機(jī)偏離原平衡位置更遠(yuǎn)，所以該力矩稱為方向阻力力矩。4.2.3 飛機(jī)的方向穩(wěn)定性方向阻尼力矩的產(chǎn)生1. 飛機(jī)橫側(cè)穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定力矩，主要由側(cè)滑時(shí)機(jī)翼的上反角和機(jī)翼的后掠角產(chǎn)生。飛機(jī)在平飛中，受微弱擾動(dòng)而帶左坡度時(shí)，升力（L）和重力（W）的合力（F）形成向心力，使飛機(jī)向左側(cè)方做曲線運(yùn)動(dòng)，而出現(xiàn)左側(cè)滑。此時(shí)，空氣從左前方吹來，因上反角的作用，左機(jī)翼迎角增大，升力增大，右機(jī)翼的迎角減小，升力減小。加之左機(jī)翼上表面的氣流比較平順，升力也比較大，而右機(jī)翼上表面可能產(chǎn)生氣流分離，升力較小。于是，左右機(jī)翼升力之差形成右滾力矩，力圖消除左坡度，從而消除側(cè)滑，而使飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)原來橫側(cè)平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。這個(gè)力矩就是橫側(cè)穩(wěn)定力矩。4.2.4 飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性機(jī)翼上反角的作用機(jī)翼的后掠角也將使飛機(jī)產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定力矩。此外，飛機(jī)在側(cè)滑中，垂直尾翼上的附加側(cè)力（?Z尾

）因其著力點(diǎn)在飛機(jī)重心位置之上，也會(huì)對(duì)重心形成橫側(cè)穩(wěn)定力矩。另外，機(jī)翼的上下位置不同對(duì)飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性也有影響。4.2.4 飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性機(jī)翼后掠角的作用圖機(jī)翼上、下位置對(duì)橫側(cè)穩(wěn)定性的影響2. 飛機(jī)的橫側(cè)阻尼力矩的產(chǎn)生機(jī)的橫側(cè)阻尼力矩主要由機(jī)翼產(chǎn)生。飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，左翼下沉，在左翼上引起向上的相對(duì)氣流速度（

?

v

），而使迎角增大，產(chǎn)生正的附加升力（在臨界迎角范圍內(nèi)）；右翼上揚(yáng)，在右翼上引起向下的相對(duì)氣流速度（

?

v

），而使迎角減小，產(chǎn)生負(fù)的附加升力。左右機(jī)翼升力之差，形成向右的橫側(cè)阻尼力矩，阻止飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)。4.2.4 飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性橫側(cè)阻尼力矩的產(chǎn)生4.2.5 飛機(jī)方向穩(wěn)定性和橫側(cè)穩(wěn)定性的關(guān)系飛機(jī)的方向穩(wěn)定性與橫側(cè)穩(wěn)定性是相互聯(lián)系但又不能單獨(dú)存在的，也就是說他們是相互耦合的。

飛行中，飛機(jī)若無側(cè)滑，既不會(huì)產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩，也不會(huì)產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定力矩。如果飛機(jī)有側(cè)滑，除產(chǎn)生向側(cè)滑一邊偏轉(zhuǎn)的方向穩(wěn)定力矩外，同時(shí)還要產(chǎn)生向側(cè)滑反方向滾轉(zhuǎn)的橫側(cè)穩(wěn)定力矩。比如，飛機(jī)受擾動(dòng)出現(xiàn)左側(cè)滑時(shí)，飛機(jī)除產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩，使機(jī)頭左偏外，還要產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。又如，飛機(jī)受擾動(dòng)向左傾斜時(shí)，飛機(jī)就要出現(xiàn)左側(cè)滑，除產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)，消除傾斜外，同時(shí)產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)向左偏轉(zhuǎn)，消除側(cè)滑。1. 飄擺（荷蘭滾）現(xiàn)象如果飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性過強(qiáng)，而方向穩(wěn)定性過弱，飛機(jī)在飛行中受到微小擾動(dòng)出現(xiàn)傾斜，側(cè)滑時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生明顯的飄擺現(xiàn)象，即所謂的荷蘭滾。4.2.5 飛機(jī)方向穩(wěn)定性和橫側(cè)穩(wěn)定性的關(guān)系飄擺的危害性在于：飄擺震蕩周期只有幾秒，修正飄擺超出了人的反應(yīng)能力，并且在修正過程中極易造成推波助瀾，加大飄擺。正常情況下，飄擺半衰期很短，但當(dāng)方向穩(wěn)定性和橫側(cè)穩(wěn)定性不協(xié)調(diào)時(shí)，易使飄擺半衰期延長(zhǎng)甚至不穩(wěn)定，嚴(yán)重危及安全。2. 螺旋下降如果飛機(jī)的方向穩(wěn)定性過強(qiáng)，而橫側(cè)穩(wěn)定性過弱，飛機(jī)在飛行中受微小擾動(dòng)發(fā)生傾斜、側(cè)滑時(shí)，就會(huì)自動(dòng)地產(chǎn)生緩慢的螺旋下降。分別是飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)（my

）、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)（mx

）隨側(cè)滑角（

β

）變化的曲線，它們分別叫做飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線。兩曲線的斜率

和 ，分別叫做飛機(jī)的方向穩(wěn)定度和橫側(cè)穩(wěn)定度。它們分別表示側(cè)滑角變化

1°

飛機(jī)偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的變化量。4.2.6 從力矩系數(shù)曲線看飛機(jī)的方向、橫側(cè)穩(wěn)定性飛機(jī)偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線飛機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線4.2.7 影響飛機(jī)穩(wěn)定性的因素重心位置前、后變動(dòng)對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響重心前后位置對(duì)俯仰穩(wěn)定性影響較大。重心位置越靠前，飛機(jī)在同樣的擾動(dòng)下，俯仰擺動(dòng)的幅度比較小。重心前后位置對(duì)方向穩(wěn)定性影響小。重心位置越靠前，飛機(jī)的方向穩(wěn)定性增強(qiáng)，但不明顯。重心前后位置對(duì)橫側(cè)穩(wěn)定性無影響。重心位置前、后移動(dòng)，不影響飛機(jī)的橫側(cè)穩(wěn)定性。速度變化對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響飛機(jī)擺動(dòng)衰減時(shí)間的長(zhǎng)短，主要取決于飛機(jī)阻尼力矩的大小。阻尼力矩越大，擺動(dòng)消失越快，飛機(jī)恢復(fù)原平衡狀態(tài)越迅速。高度變化對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響高度增加，空氣密度減小，使得飛機(jī)的阻尼力矩減小，從而導(dǎo)致飛機(jī)擺動(dòng)的衰減時(shí)間增長(zhǎng)，穩(wěn)定性減弱。4. 大迎角飛行對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響在大迎角或接近臨界迎角飛行時(shí)，飛機(jī)的橫側(cè)阻尼力矩的方向可能發(fā)生變化，因此飛機(jī)可能喪失橫側(cè)穩(wěn)定性，出現(xiàn)機(jī)翼自轉(zhuǎn)現(xiàn)象。4.2.7 影響飛機(jī)穩(wěn)定性的因素升力系數(shù)曲線4.3飛機(jī)的操縱性4.3.1 飛機(jī)的俯仰操縱性飛機(jī)的俯仰操縱性，是指飛行員操縱駕駛盤偏轉(zhuǎn)升降舵后，飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)而改變其迎角等飛行狀態(tài)的特性。1. 直線飛行中改變迎角的基本原理當(dāng)迎角增大到一定程度時(shí)，穩(wěn)定力矩與操縱力矩相等，飛機(jī)俯仰力矩重新取得平衡，飛機(jī)停止轉(zhuǎn)動(dòng)，并保持較大迎角飛行。此時(shí)，力矩的平衡關(guān)系是：俯仰操縱力矩＝俯仰穩(wěn)定力矩

。直線飛行時(shí)改變迎角的基本原理在直線飛行中，駕駛盤前后的每一個(gè)位置（或升降舵偏轉(zhuǎn)角）對(duì)應(yīng)著一個(gè)迎角。駕駛盤位置越靠后，升降舵上偏角越大，對(duì)應(yīng)的迎角也越大。反之，駕駛盤位置越靠前，升降舵下偏角越大，對(duì)應(yīng)的迎角也越小。如果飛機(jī)處于平飛狀態(tài)，飛機(jī)的升力與重力必須相等（L＝W），用不同的速度平飛，就需相應(yīng)地用不同的迎角，才能保持升力不變，使升力始終等于重力。這就是說，在直線飛行中，駕駛盤前后的每一個(gè)位置，都對(duì)應(yīng)著一個(gè)迎角或飛行速度。4.3.1 飛機(jī)的俯仰操縱性平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角與飛行速度的關(guān)系曲線2. 曲線飛行中改變迎角的基本原理轉(zhuǎn)動(dòng)角速度一定時(shí)，飛機(jī)俯仰力矩的平衡關(guān)系是：

俯仰操縱力矩＝俯仰穩(wěn)定力矩＋俯仰阻尼力矩這就是說，操縱力矩的一部分與穩(wěn)定力矩平衡，以保持飛機(jī)迎角不變；而另一部分則與阻尼力矩平衡，以保持飛機(jī)繞橫軸做等角速度轉(zhuǎn)動(dòng)。4.3.1 飛機(jī)的俯仰操縱性飛機(jī)在曲線飛行中的旋轉(zhuǎn)角速度3. 駕駛桿力1）桿力的產(chǎn)生和影響因素當(dāng)飛行員向前推桿，升降舵向下偏一個(gè)角度（δ）時(shí)，升降舵上產(chǎn)生一個(gè)向上的空氣動(dòng)力（?L

舵），對(duì)升降舵轉(zhuǎn)動(dòng)軸形成一個(gè)力矩（叫鉸鏈力矩），這個(gè)力矩迫使升降舵和桿返回中立位置。為保持升降舵偏角不變，亦即保持桿位置不變，飛行員必須用一定的力（P）推桿，以平衡鉸鏈力矩的作用。4.3.1 飛機(jī)的俯仰操縱性升降舵鉸鏈力矩所引起的桿力2）配平（調(diào)整）片的作用飛行中，使用配平片可減小或消除桿力。4.3.1 飛機(jī)的俯仰操縱性配平片的位置升降舵配平片的作用配平片對(duì)平飛中桿力的作用，飛機(jī)的方向操縱性，就是在飛行員操縱方向舵以后，飛機(jī)繞立軸偏轉(zhuǎn)而改變其側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。在方向操縱力矩的作用下，飛機(jī)開始繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)側(cè)滑角增加。在機(jī)頭左偏過程中，出現(xiàn)右側(cè)滑，相對(duì)氣流從右前方吹來，在機(jī)身、垂直尾翼上產(chǎn)生向左的側(cè)力，對(duì)重心形成右偏的方向穩(wěn)定力矩，力圖阻止側(cè)滑角的擴(kuò)大。起初，由于左偏的方向操縱力矩大于右偏的方向穩(wěn)定力矩，側(cè)滑角會(huì)繼續(xù)增大。但右偏的方向穩(wěn)定力矩是隨著側(cè)滑角的增大而增大的，當(dāng)方向穩(wěn)定力矩增大到與方向操縱力矩取得平衡時(shí)，飛機(jī)保持一定的側(cè)滑角（

β

）不變。此時(shí)，力矩的平衡關(guān)系為方向操縱力矩＝方向穩(wěn)定力矩4.3.2 飛機(jī)的方向操縱性（飛機(jī)無滾轉(zhuǎn)）無滾轉(zhuǎn)時(shí)飛機(jī)改變側(cè)滑角的基本原理飛機(jī)的橫側(cè)操縱性，是在飛行員操縱副翼以后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)而改變其滾轉(zhuǎn)角速度、坡度等飛行狀態(tài)的特性。在橫側(cè)操縱力矩的作用下，飛機(jī)開始繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，使飛機(jī)向右加速滾轉(zhuǎn)。由于我們討論的是無側(cè)滑的橫側(cè)操縱，所以飛機(jī)在出現(xiàn)坡度后不會(huì)有穩(wěn)定力矩出現(xiàn)。但飛機(jī)右滾，會(huì)有滾轉(zhuǎn)角速度，因而產(chǎn)生橫側(cè)阻尼力矩，制止飛機(jī)右滾。起初，橫側(cè)操縱力矩大于橫側(cè)阻尼力矩，滾轉(zhuǎn)角速度是逐漸增大的。隨著滾轉(zhuǎn)角速度的增大，橫側(cè)阻尼力矩也逐漸增大。所以滾轉(zhuǎn)角速度的變化只取決于橫側(cè)操縱力矩和橫側(cè)阻尼力矩，當(dāng)橫側(cè)阻尼力矩增大到與橫側(cè)操縱力矩取得平衡時(shí)，飛機(jī)保持一定的角速度滾轉(zhuǎn)，這時(shí)力矩平衡關(guān)系式為4.3.3 飛機(jī)的橫側(cè)操縱性（飛機(jī)無側(cè)滑）無側(cè)滑時(shí)飛機(jī)橫側(cè)操縱的基本原理飛機(jī)的方向操縱性和橫側(cè)操縱性與方向穩(wěn)定性和橫側(cè)穩(wěn)定性一樣，也是互相聯(lián)系和互相影響的，即它們也是相互耦合的。在實(shí)際飛行中，側(cè)滑和滾轉(zhuǎn)常常是同時(shí)出現(xiàn)的。只蹬舵，飛機(jī)不僅繞立軸偏轉(zhuǎn)，同時(shí)還會(huì)繞縱軸滾轉(zhuǎn)；只壓盤，飛機(jī)不僅繞縱軸滾轉(zhuǎn)，同時(shí)還會(huì)繞立軸偏轉(zhuǎn)。也就是說，無論蹬舵或壓盤，都能造成飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)和滾轉(zhuǎn)。從操縱效果上來講，存在盤舵互換問題。4.3.4 方向操縱性和橫側(cè)操縱性的關(guān)系1. 飛機(jī)重心位置前后移動(dòng)對(duì)操縱性的影響和重心的前后極限位置重心位置的前后移動(dòng)，會(huì)引起平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角和桿力發(fā)生變化。1）重心前限

重心前移，增大同樣的迎角，所需的升降舵上偏角增大。重心前移越多，所需升降舵上偏角越大。但升降舵上偏角要受到結(jié)構(gòu)和氣流分離的限制，不能無限增大，重心前移過多，可能會(huì)導(dǎo)致即使把駕駛盤拉到底，迎角也不能增加到所需要的迎角。因此，重心位置應(yīng)有個(gè)前限。4.3.5 影響飛機(jī)操縱性的因素重心位置對(duì)平飛升降舵偏角和桿力的影響2）重心后限重心位置后移，飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性變差。重心位置過于靠后，以至接近飛機(jī)焦點(diǎn)時(shí)，飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定性將變得很差。一旦重心后移到飛機(jī)焦點(diǎn)之后，飛機(jī)就會(huì)失去俯仰穩(wěn)定性。因此，飛機(jī)重心位置應(yīng)有一個(gè)后限。3）有利重心范圍重心靠前，會(huì)使同迎角下飛機(jī)的升力系數(shù)和最大升力系數(shù)減小，阻力系數(shù)增加，耗油率增大，飛機(jī)的性能變差。因此，為提高飛行性能，飛機(jī)除規(guī)定重心位置前限和后限外，還規(guī)定了飛機(jī)的有利重心范圍，即希望在允許的重心前后限范圍內(nèi)，飛機(jī)的重心盡量靠后。4.3.5 影響飛機(jī)操縱性的因素4.3.5 影響飛機(jī)操縱性的因素飛行速度對(duì)飛機(jī)操縱性的影響飛行速度大，飛機(jī)反應(yīng)快，飛機(jī)操縱性好；飛行速度小，飛機(jī)反應(yīng)慢，飛機(jī)操縱性變差。飛行高度對(duì)操縱性的影響高空飛行有桿、舵變輕，反應(yīng)遲緩的現(xiàn)象。迎角對(duì)橫側(cè)操縱性的影響在大迎角或接近臨界迎角飛行時(shí)，飛機(jī)可能喪失橫側(cè)操縱性，出現(xiàn)橫側(cè)反操縱現(xiàn)象。平飛、上升、下降第5

章CONTENTS0204目錄5.1平飛5.2

巡航性能5.3

上升5.4

下降01035.1平

飛平飛中，作用于飛機(jī)的力有升力（L）、重力（W）、拉力（P）和阻力（D）。平飛時(shí)，飛機(jī)無轉(zhuǎn)動(dòng)，各力對(duì)飛機(jī)重心的力矩相互平衡，因此，以上各力均通過重心。5.1.1

飛機(jī)平飛時(shí)的作用力飛機(jī)平飛作用力1.

平飛所需速度計(jì)算公式和影響因素由平飛等高條件

L

=

W

及升力公式可以得到5.1.2

平飛所需速度可看出，影響平飛所需速度的因素有飛機(jī)重量、機(jī)翼面積、空氣密度、升力系數(shù)。2.

真速、指示空速、校正空速、當(dāng)量空速真速是飛機(jī)相對(duì)于空氣的真實(shí)速度，以vT

表示，其縮寫形式為

TAS。指示空速（表速）是飛機(jī)上空速表指針指示的空速，以

vI

表示，其縮寫形式為

IAS。校正空速（校正表速）是指示空速修正了儀表誤差和位置誤差后得到的空速，以

vC表示，其縮寫形式為

CAS。當(dāng)量空速是指示空速修正了所有誤差后得到的空速，以vE

表示，其縮寫形式為

EAS。1.

平飛所需拉力1）平飛所需拉力的計(jì)算該式表明，飛機(jī)的平飛所需拉力（平飛氣動(dòng)阻力）與飛行重量成正比，與飛機(jī)的升阻比成反比。即飛行重量越重，平飛所需拉力越大；升阻比越小，平飛所需拉力越大。5.1.3

飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線1.

平飛所需拉力2）平飛所需拉力曲線5.1.3

飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線平飛所需拉力曲線從圖中可看出，隨著平飛速度增大，平飛所需拉力先減小，隨后又增大。這是因?yàn)椋浩斤w速度增大，其對(duì)應(yīng)的迎角減小，在臨界迎角到有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比增大，則平飛所需拉力減??；在小于有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比減小，則平飛所需拉力增大。以有利迎角平飛，升阻比最大，則平飛所需拉力最小。2.

平飛所需功率根據(jù)平飛所需功率的定義，其計(jì)算公式為隨著平飛速度增大，平飛所需功率先是減小，而后又增大。這是因?yàn)椋簭呐R界迎角對(duì)應(yīng)的最小速度開始，隨著平飛速度增大，起初，由于平飛所需拉力的急劇減小，平飛所需功率迅速減小，及至平飛速度增大到一定程度之后，隨著平飛速度繼續(xù)增大，雖然平飛所需拉力仍舊減小，但其減小的變化量小于速度增大的變化量，故平飛所需功率增大。當(dāng)飛行速度大于最小阻力速度后，隨著平飛速度增大，平飛所需拉力也增大，所以平飛所需功率顯著增大。5.1.3

飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線平飛所需功率曲線3.

平飛拉力曲線和剩余拉力把飛機(jī)的平飛所需拉力曲線和可用拉力曲線畫在同一坐標(biāo)系上，合稱平飛拉力曲線。剩余拉力是指同一速度下，飛機(jī)的可用拉力與平飛所需拉力之差，以?P

表示，即隨飛行速度的增大，剩余拉力先增大后減??；同一油門下，最大剩余拉力（

?Pmax

）對(duì)應(yīng)平飛所需功率最小的速度。5.1.3

飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線4.

平飛功率曲線和剩余功率把飛機(jī)的平飛所需功率曲線和可用功率曲線畫在同一坐標(biāo)系上，合稱平飛功率曲線。剩余功率是指同一速度下，飛機(jī)的可用功率與平飛所需功率之差，以?N

表示，即隨飛行速度的增大，剩余功率先增大后減??；同一油門下，最大剩余功率（

?Nmax

）對(duì)應(yīng)平飛所需拉力最小的速度。5.1.3

飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線平飛功率曲線平飛拉力曲線1.

平飛性能參數(shù)1）平飛最大速度平飛最大速度是指飛機(jī)在滿油門條件下保持平飛能達(dá)到的穩(wěn)定飛行速度，以vmax

表示。2）平飛最小速度平飛最小速度是指飛機(jī)平飛所能保持的最小穩(wěn)定速度，以vmin

表示。在發(fā)動(dòng)機(jī)功率足夠的條件下（低高度），平飛最小速度受最大升力系數(shù)限制，平飛最小速度為飛機(jī)的失速速度（vs1

）。5.1.4

飛機(jī)的平飛性能平飛最小速度1.

平飛性能參數(shù)3）最小阻力速度最小阻力速度是指平飛所需拉力最小的飛行速度，以

vMD

表示。以有利迎角飛行，飛機(jī)的升阻比最大，平飛所需拉力最小，以有利迎角飛行對(duì)應(yīng)的速度就是最小阻力速度。4）最小功率速度最小功率速度是指平飛所需功率最小的速度，以vMP

表示。螺旋槳飛機(jī)以vMP

平飛，所需的發(fā)動(dòng)機(jī)功率最小，比較省油，航時(shí)較長(zhǎng)。5）平飛速度范圍從平飛最大速度到平飛最小速度，稱為平飛速度范圍。飛機(jī)平飛速度范圍越大，說明飛機(jī)平飛性能越好。5.1.4

飛機(jī)的平飛性能2.

平飛性能的變化1）平飛最大速度的變化①

平飛最大速度隨飛行高度的變化。5.1.4

飛機(jī)的平飛性能平飛最大速度隨飛行高度的變化飛行高度對(duì)平飛最大速度的影響（功率曲線）飛行高度對(duì)平飛最大速度的影響（拉力曲線）2.

平飛性能的變化1）平飛最大速度的變化②

平飛最大速度隨飛行重量的變化。③

平飛最大速度隨氣溫的變化。5.1.4

飛機(jī)的平飛性能平飛最大速度隨氣溫的變化（拉力曲線）平飛最大速度隨飛行重量的變化（拉力曲線）2.

平飛性能的變化2）平飛最小速度隨高度的變化在低飛行高度飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)功率足夠，平飛最小速度受臨界迎角限制，故隨飛行高度增高，對(duì)應(yīng)于臨界迎角的平飛最小指示空速不變，而平飛最小真速增大；在接近升限飛行時(shí)，由于滿油門的可用拉力和可用功率降低到小于以臨界迎角平飛的所需拉力和所需功率之下，因此，隨飛行高度的增高，平飛最小指示空速將增大，而平飛最小真速則增大更多。5.1.4

飛機(jī)的平飛性能平飛最小速度隨飛行高度的變化2.

平飛性能的變化3）飛行包線飛機(jī)的平飛速度范圍隨飛行高度變化的曲線稱為飛行包線，如圖

5.14

所示。從飛行包線上可以看出，隨飛行高度的增高，飛機(jī)的平飛速度范圍逐漸縮小，當(dāng)達(dá)到一定高度（理論升限）時(shí)，飛機(jī)只能以一個(gè)速度（最小功率速度）平飛。5.1.4

飛機(jī)的平飛性能飛行包線5.1.5

飛機(jī)平飛改變速度的原理飛機(jī)的平飛拉力曲線在第一速度范圍內(nèi)飛機(jī)在平飛時(shí)改變速度的操縱方法是：要增大平飛速度，先增大油門，并隨速度的增大相應(yīng)地向前推駕駛桿；要減小平飛速度，則先減小油門，并隨速度的減小相應(yīng)地向后拉駕駛桿。在第二速度范圍內(nèi)在第二速度范圍改變速度的操縱規(guī)律與在第一速度范圍改變速度的操縱規(guī)律是相反的，且與人的正常操作習(xí)慣相反，這不利于飛行安全。5.2巡航性能1.

小時(shí)燃油消耗量小時(shí)燃油消耗量是指飛機(jī)空中飛行

1

小時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)所消耗的燃油量，以qh

表示，單位為kg/h、L/h、lb/h

或

gal/h。小時(shí)燃油消耗量越小則平飛航時(shí)越長(zhǎng)。小時(shí)燃油消耗量為發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率與燃油消耗率的乘積，即可以看出，飛機(jī)的小時(shí)燃油消耗量取決于發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率、螺旋槳效率和平飛所需功率。5.2.1

平飛航時(shí)2.

飛行條件改變對(duì)平飛航時(shí)的影響1）發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速：發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率和螺旋槳效率發(fā)生變化，從而引起小時(shí)燃油消耗量發(fā)生變化。