4.1空氣環(huán)境與物理性質(zhì)第4章無(wú)人機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理飛行高度是指飛機(jī)的重心在空中距離某一基準(zhǔn)平面的垂直距離。根據(jù)所選基準(zhǔn)平面的不同，飛行高度可以分為以下4種。絕對(duì)高度相對(duì)高度真實(shí)高度標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度4.1.1飛行高度絕對(duì)高度在很多情況下，不僅不同海平面的大氣壓力、氣溫等參數(shù)各不相同，而且同一海平面的大氣參數(shù)在不同季節(jié)和不同時(shí)間也在不斷變化。因此，氣壓式高度表一般不能指示相對(duì)實(shí)際海平面的高度。飛行中，飛行器相對(duì)于平均海平面的高度，即飛行器到平均海平面的垂直距離稱為絕對(duì)高度，絕對(duì)高度亦稱為海拔高度。4.1.1飛行高度真實(shí)高度飛行中飛行器沿鉛垂線到地球表面上的高度。通常，可用無(wú)線電高度表、雷達(dá)測(cè)高儀、激光高度表或照像經(jīng)緯儀測(cè)得。航空器在執(zhí)行起飛、著陸、超低空飛行、轟炸、偵察、搜索、救援和農(nóng)林作業(yè)等任務(wù)，以及無(wú)人機(jī)、飛航導(dǎo)彈在進(jìn)行超低空、掠海飛行時(shí)需要知道真實(shí)高度。4.1.1飛行高度相對(duì)高度一般氣壓式高度表也不能反映非標(biāo)準(zhǔn)海平面狀況以及相對(duì)于某指定地點(diǎn)（如機(jī)場(chǎng),導(dǎo)彈發(fā)射場(chǎng)、試驗(yàn)靶場(chǎng)）的高度。飛行器相對(duì)于某指定地點(diǎn)并用重力勢(shì)高度或氣壓高度表示的高度稱為相對(duì)高度。4.1.1飛行高度標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度根據(jù)飛行中測(cè)出的大氣壓力值，由標(biāo)準(zhǔn)大氣表查得相應(yīng)的高度。飛行器中的高度表就是按照標(biāo)準(zhǔn)大氣表中的大氣壓力值和高度值的對(duì)應(yīng)關(guān)系而刻制的。若把氣壓高度表的氣壓刻度調(diào)到標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)，則這時(shí)的氣壓高度表所指示的高度稱為標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度。航空器在遠(yuǎn)航、分層飛行時(shí)，為了防止相撞，均使用標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度。4.1.1飛行高度4.1.1飛行高度4.1.2空氣的物理參數(shù)空氣的密度、溫度和壓力是確定空氣狀態(tài)的三個(gè)主要參數(shù)，飛行器空氣動(dòng)力的大小和飛行器飛行性能的好壞，都與這三個(gè)參數(shù)有關(guān)。1.空氣的密度空氣的密度是指單位體積內(nèi)空氣的質(zhì)量,取次于空氣分子數(shù)的多少，即式中，為空氣的密度，kg/m3；m為空氣的質(zhì)量，kg；V為空氣的體積，m3空氣的密度大，說(shuō)明單位體積內(nèi)空氣的分子數(shù)多，稱為空氣稠密；空氣的密度小，說(shuō)明單位體積內(nèi)空氣的分子數(shù)少，稱為空氣稀薄。大氣的密度隨高度的增加而減小。4.1.2空氣的物理參數(shù)2.空氣的溫度空氣的溫度是指空氣的冷熱程度?？諝鉁囟鹊母叩捅砻骺諝夥肿幼鞑灰?guī)則熱運(yùn)動(dòng)平均速度的大小。空氣溫度的高低可以用溫度表(計(jì))來(lái)測(cè)量。4.1.2空氣的物理參數(shù)空氣的溫度一般用t來(lái)表示。我國(guó)和世界上大多數(shù)國(guó)家通常采用的是攝氏溫度，單位用攝氏度(℃)表示。西方的一些國(guó)家和地區(qū)采用的是華氏溫度，單位用華氏度(°F)表示。攝氏溫度(℃)和華氏溫度(°F)可以用下式進(jìn)行換算:F=9/5℃+32℃=(°F-32)5/94.1.2空氣的物理參數(shù)(1)壓力對(duì)密度的影響。由于空氣是氣體，因而它可以被壓縮或者膨脹。當(dāng)空氣被壓縮時(shí)，一定的容積可以容納更多的空氣。相反的，當(dāng)一定容積上空氣的壓力降低時(shí)，空氣會(huì)膨脹且占據(jù)更大的空間。那是因?yàn)檩^低壓力下的最初空氣體積容納了更少質(zhì)量的空氣。換句話說(shuō)，就是空氣密度降低了。事實(shí)上，在恒定溫度條件下，密度直接和壓力成比例。如果壓力增倍，密度也就增倍，如果壓力降低，密度也就相應(yīng)地降低。4.1.2空氣的物理參數(shù)(3)濕度對(duì)密度的影響。前面段落的敘述都假設(shè)空氣是完全干燥的。實(shí)際上,空氣從不是完全干燥的?？諝庵械纳倭克魵庠谔囟ㄇ闆r下幾乎可以忽略,但是在一般條件下濕度可能成為影響飛行器性能的重要因素。水蒸氣比空氣輕,因此,濕空氣比干空氣要輕。在給定的一組條件下,空氣包含最多的水蒸氣則其密度就最小。溫度越高,空氣中能包含的水蒸氣就越多。當(dāng)對(duì)比兩個(gè)獨(dú)立的空氣團(tuán)時(shí)第一個(gè)溫暖潮濕(兩個(gè)因素使空氣趨于變徑)的和第二個(gè)寒冷干燥(兩個(gè)因素使得空氣変重)的氣團(tuán),第一個(gè)的密度必定比第二個(gè)低。4.1.2空氣的物理參數(shù)壓力、溫度和濕度對(duì)飛行器性能有重要的影響，就是因?yàn)樗鼈冎苯佑绊懣諝饷芏取?.1.2空氣的物理參數(shù)4.1.3空氣的物理性質(zhì)1.空氣的壓縮性一定質(zhì)量的空氣，當(dāng)壓力或溫度改變時(shí)，引起空氣密度變化的性質(zhì)，叫作空氣的壓縮性。影響空氣壓縮性的主要因素：(1)氣流的流動(dòng)速度(v)。氣流的流動(dòng)速度越大，空氣密度的變化顯著增大(或密度減小地越多)，則空氣易壓縮(或空氣的壓縮性增大)。(2)空氣的溫度(t)?？諝獾臏囟仍礁?，空氣的密度変化越小(或密度減小地越少)，則空氣不易壓縮(或空氣的壓縮性減小)。1.空氣的壓縮性2.空氣的濕度空氣的濕度是指大氣的潮濕程度，通常用相對(duì)濕度來(lái)表示。相對(duì)濕度是指大氣中所含水蒸氣的量與同溫度下大氣能含有的水蒸氣最大量之比，當(dāng)相對(duì)濕度為100%時(shí)，說(shuō)明大氣中含有的水蒸氣量達(dá)到了最大值，處于飽和狀態(tài)。不同溫度下大氣所含有的水蒸氣最大量是不同的，溫度越高大氣所含有的水蒸氣最大量越大。隨著溫度的降低，大氣的相對(duì)濕度會(huì)増加。大氣的相對(duì)濕度達(dá)到100%時(shí)的溫度被稱為露點(diǎn)溫度。這個(gè)時(shí)候空氣的密度約等于干空氣密度的5/8。2.空氣的濕度3.空氣的黏性和雷諾數(shù)假如將兩塊平板合在一起，推動(dòng)上面的一塊，我們便會(huì)感覺(jué)到有摩擦力。這種摩擦力是固體與固體之間的摩擦力。為了減少摩擦力，可在兩平板之間加上潤(rùn)滑油。加上滑油后摩擦力減少。這時(shí)候的摩擦力是潤(rùn)滑油由于黏性作用而產(chǎn)生的摩擦力。兩塊平板之間的油可看作是由很多很薄的油層組成的。最靠近下面一塊平板的油層，由于黏性的作用附在下面的平板上。當(dāng)下面的平板不動(dòng)時(shí)，油層也不動(dòng)，所以它的速度是0。而最靠近上面平板的油層也是附著在上面的平板上。所以當(dāng)上面的平板以等于v的速度移動(dòng)時(shí)這層油層的速度也是v。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)介于這兩薄層之間的其他油層速度便不一致了。愈靠近下面的速度便愈慢，愈靠近上面的速度便愈快，整個(gè)油層的變化是從0逐漸增加到v。由于每一薄層的速度都不同，因而油層與油層便會(huì)產(chǎn)生摩擦カ，即黏性摩擦力。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)根據(jù)試驗(yàn)的結(jié)果，整個(gè)平板運(yùn)動(dòng)所受到的摩擦力與上面平板的速度成正比（下面平板不動(dòng)）而與兩平板的距離，即油的總厚度d成反比，與平板的面積成正比。將這些關(guān)系列出如下：式中，f為黏性摩擦力，N；v為兩平板的相對(duì)速度，m/s；d為油層的厚度，m；S為平板面積，m2；為滑油黏度(舊稱黏性系數(shù))，Pa?s。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)

的數(shù)值主要根據(jù)滑油的性質(zhì)和溫度而定?；陀?，的數(shù)值也愈大，即黏性摩擦力也就愈大。用式(4-1)可求得的單位是N?s/m2對(duì)于各種不同液體，的數(shù)值不同。只要知道速度的變化率，即式中的，便可求出單位面積的黏性摩擦力。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)空氣也有非常微弱的黏性。當(dāng)溫度15℃時(shí)，其黏度是0.0000179N?s/m2。當(dāng)溫度下降時(shí)黏度會(huì)增加。工程應(yīng)用上的估算，大氣黏度約與其絕對(duì)溫度的0.76次方成正比?？諝怵ざ入m然很小，但對(duì)無(wú)人飛機(jī)來(lái)說(shuō)關(guān)系很大，尤其是小/微型無(wú)人飛機(jī)，一定要考慮空氣黏性的影響。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)空氣流過(guò)物體表面的時(shí)候，也像滑油一樣，最靠近物體表面的空氣是附著在物體表面的，離開(kāi)表面稍遠(yuǎn)，空氣的速度便可以稍大。遠(yuǎn)到一定距離后，黏性的作用便不明顯，在這附近的氣流速度便等于沒(méi)有黏性作用時(shí)氣流的速度一樣。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)所以無(wú)人飛機(jī)在空中飛行時(shí)，一般空氣的黏性作用只是明顯地表現(xiàn)在機(jī)體表面薄薄的一層空氣內(nèi)。離開(kāi)了這一緊靠著機(jī)體表面的薄層，理論計(jì)算便可以認(rèn)為空氣沒(méi)有黏性。這一薄層空氣稱為邊界層(舊稱附面層)。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)在邊界層內(nèi)的空氣流動(dòng)情況與外面的氣流不同。邊界層最靠近機(jī)體表面的地方氣流速度是0，最外面的地方流動(dòng)速度和外面的氣流流動(dòng)速度相同。我們將這邊界層的各地方局部速度用箭頭長(zhǎng)短來(lái)表示(見(jiàn)圖4-2)。而邊界層內(nèi)空氣黏性摩擦力的總和就等于物體在空氣中運(yùn)動(dòng)的表面阻力，或者稱為摩擦阻力。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)氣流剛開(kāi)始遇到物體時(shí)，在物體表面所形成的邊界層是比較薄的。以后流過(guò)物體的表面愈長(zhǎng)，邊界層便愈厚。在開(kāi)始的時(shí)候，邊界層內(nèi)空氣的流動(dòng)是比較有層次的。各層的空氣都以定的速度在流動(dòng)。這種邊界層稱為層流邊界層。以后邊界層內(nèi)的流動(dòng)會(huì)慢慢地混亂起來(lái)。由于氣流流過(guò)物體表面時(shí)受到擾動(dòng)性摩擦力的總和就等于物體在空氣中運(yùn)動(dòng)的表面阻力，或者稱為摩擦阻力。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)由于氣流流過(guò)物體表面時(shí)受到擾動(dòng)（不管物體表面多光滑，對(duì)于空氣質(zhì)點(diǎn)來(lái)說(shuō)還是很粗糙的），同時(shí)空氣質(zhì)點(diǎn)的活動(dòng)也是很活躍的。結(jié)果邊界層內(nèi)的氣流便不再是很有層次的了?？拷钌袭?huà)的速度比較大的空氣質(zhì)點(diǎn)可能走到底下速度慢的那一層，而底下的質(zhì)點(diǎn)也會(huì)走到上面去。這種邊界層稱為湍流（舊稱紊流）邊界層。而邊界層的性質(zhì)在一定條件下會(huì)使空氣繞飛行物體的整個(gè)流場(chǎng)產(chǎn)生很大變化。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)圖4-3邊界層內(nèi)氣流速度變化示意圖3.空氣的黏性和雷諾數(shù)如果氣流的速度愈大，流過(guò)物體表面的距離愈長(zhǎng)或者空氣的密度愈大，層流邊界層便愈容易變成湍流邊界層。相反，如果氣體的黏性愈大，流動(dòng)起來(lái)便愈穩(wěn)定，便愈不容易變成湍流邊界層。在考慮層流邊界層是否會(huì)變成湍流時(shí)，這些有關(guān)的因素都要估計(jì)在內(nèi)。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)英國(guó)科學(xué)家雷諾首先提出將流體動(dòng)力與黏性力之比作為黏性流體流動(dòng)相似性的判據(jù)。這個(gè)比值包括了上述黏性流的有關(guān)參數(shù)，稱為雷諾數(shù)，用Re表示。兩個(gè)形狀相同但大小不同的物體在不同流體中運(yùn)動(dòng)時(shí)，只要其雷諾數(shù)一樣，則它們形成的流場(chǎng)和各種力量系數(shù)相同。Re也可以用來(lái)衡量流體的黏性影響，例如，成為衡量邊界層到底會(huì)不會(huì)從層流變湍流的一個(gè)基本指標(biāo)。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)飛機(jī)在空氣中運(yùn)動(dòng)，其雷諾數(shù)用公式表示為式中，為空氣密度，kg/m3；V為氣流速度，m/s；b為氣流流經(jīng)物體的距離，m；為黏度，Pa?s；為運(yùn)動(dòng)黏度，v=，m2/s。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)高空大氣密度、溫度降低，運(yùn)動(dòng)黏度增大。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)當(dāng)雷諾數(shù)在1~100之間時(shí)，流體的流動(dòng)全是黏性流。不過(guò)這種情況只存在于潤(rùn)滑的滾珠軸承之內(nèi)，或者太空高度稀薄大氣之中。雷諾數(shù)大于100的流場(chǎng)往往是邊界層與無(wú)粘性流的混合流場(chǎng)。流體黏性的作用只集中在邊界層內(nèi)。不過(guò)邊界層的情況很多時(shí)候會(huì)影響到整個(gè)流場(chǎng)，如引起機(jī)翼的過(guò)早失速等等。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)試驗(yàn)表明，要使機(jī)翼翼面層流邊界層變?yōu)橥牧鬟吔鐚?，雷諾數(shù)在50000至160000之間。一般的小/微型無(wú)人飛機(jī)機(jī)翼表面上多數(shù)是層流邊界層，很少有機(jī)會(huì)變成湍流邊界層。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)此外，還要注意一個(gè)特殊的現(xiàn)象，就是風(fēng)洞測(cè)試時(shí)，同一翼型在低雷諾數(shù)時(shí)性能不好，但當(dāng)雷諾數(shù)達(dá)到一定值時(shí)其性能會(huì)突然變好，這種雷諾數(shù)稱為臨界雷諾數(shù)；若雷諾數(shù)再繼續(xù)增大，氣動(dòng)性能略為變好，但變化已經(jīng)不大。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)不同翼型或物體在不同迎角其臨界雷諾數(shù)不一樣。所以盡可能弄清使用的翼型或外掛物等的臨界雷諾數(shù)十分必要。無(wú)人飛機(jī)或微型無(wú)人飛機(jī)與真飛機(jī)的性能及各種空氣動(dòng)力的作用都相差很遠(yuǎn)的原因，就是因?yàn)槔字Z數(shù)相差很大計(jì)算微型無(wú)人飛機(jī)的性能時(shí)不能用大雷諾數(shù)試驗(yàn)出來(lái)的數(shù)據(jù)。3.空氣的黏性和雷諾數(shù)4.2氣流特性4.2.1相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力取決于飛機(jī)和空氣之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)情況，而與觀察、研究時(shí)所選用的參考坐標(biāo)無(wú)關(guān)。飛機(jī)以速度V在平靜的空氣中飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力與遠(yuǎn)方空氣以速度V流過(guò)靜止不動(dòng)的飛機(jī)時(shí)所產(chǎn)生的空氣動(dòng)力完全相同。這就是相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理在空氣動(dòng)力學(xué)中的應(yīng)用。空氣相對(duì)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)稱為相對(duì)氣流，相對(duì)氣流的方向與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的方向相反。4.2.1相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理只要相對(duì)氣流速度相同，產(chǎn)生的空氣動(dòng)力也就相等。將飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動(dòng)，使空氣動(dòng)力同題的研究大大簡(jiǎn)化。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)就是根據(jù)這個(gè)原理建立起來(lái)的。圖4-6所示為閉口回流式風(fēng)洞。4.2.1相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理4.2.2連續(xù)性假設(shè)連續(xù)性假設(shè)是在進(jìn)行空氣動(dòng)力學(xué)研究時(shí)，將大量的、單個(gè)分子組成的大氣看成是連續(xù)的介質(zhì)。所謂連續(xù)介質(zhì)就是組成介質(zhì)的物質(zhì)連成一片，內(nèi)部沒(méi)有任何空隙。在其中任意取一個(gè)微團(tuán)都可以看成是由無(wú)數(shù)分子組成的，微團(tuán)表現(xiàn)出來(lái)的特性體現(xiàn)了眾多分子的共同特性。對(duì)大氣采用連續(xù)性設(shè)的理由是與所研究的對(duì)象一飛機(jī)相比，空氣分子的平均自由行程要比飛機(jī)的尺寸小得多?？諝饬鬟^(guò)飛機(jī)表面時(shí)，與飛機(jī)之間產(chǎn)生的相互作用不是單個(gè)分子所為，而是無(wú)數(shù)分子共同作用的結(jié)果。4.2.2連續(xù)性假設(shè)4.2.3穩(wěn)定氣流及流線、流管和流線譜空氣在流動(dòng)時(shí)，如果空間各點(diǎn)上速度的大小和方向、壓力、密度等參數(shù)不隨時(shí)間而改變，叫作穩(wěn)定氣流。如果空氣的流動(dòng)情況隨時(shí)間而改変，也就是在空間某一點(diǎn)上，氣流參數(shù)隨時(shí)間而改變，這樣的氣流就是不穩(wěn)定氣流，例如汽車后面的空氣旋渦是不穩(wěn)定氣流。氣流在穩(wěn)定流動(dòng)中，空氣徽粒流動(dòng)的路線，叫作流線。由許多流線所組成的圖形，叫作流線譜。通常把由流線所組成的管子，叫作流管，如圖4-7所示。兩條流線之間的距離縮小，就是流管変細(xì)兩條流線之間的距離擴(kuò)大，就是流管變粗。4.2.3穩(wěn)定氣流及流線、流管和流線譜若流管橫截面積為A，流體密度為，在橫截面上的流速為v。那么單位時(shí)間流過(guò)截面的流體體積為Av，稱為流體的體積流量。單位時(shí)間流過(guò)截面A的流體質(zhì)量為Av，稱為流體的質(zhì)量流量，即式中，qm為質(zhì)量流量，kg/s。4.2.3穩(wěn)定氣流及流線、流管和流線譜4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律1.連續(xù)性方程這說(shuō)明流體的流速與流管的橫截面積成反比：流管變細(xì)，流線變密，流速變快；流管變粗，流線變疏，流速變慢。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律1.連續(xù)性方程圖4-8連續(xù)性定理這說(shuō)明流體的流速與流管的橫截面積成反比：流管變細(xì)，流線變密，流速變快；流管變粗，流線變疏，流速變慢。2.伯努利方程伯努利方程是能量守恒定律在流體流動(dòng)中的應(yīng)用。能量守恒定律是說(shuō)在一個(gè)與外界隔絕的系統(tǒng)中，不論發(fā)生什么變化和過(guò)程，能量可以由一種形式轉(zhuǎn)変為另一種形式，但能量的總和保持恒定。對(duì)于不可壓縮的、理想的流體（沒(méi)有黏性）來(lái)說(shuō)，在一個(gè)與外界沒(méi)有能量交換的系統(tǒng)中定常流動(dòng)，流體具有的能量可以在壓力能和動(dòng)能之間進(jìn)行轉(zhuǎn)換，但能量的總和保持不變。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.伯努利方程伯努利方程只近用于不可壓縮的、理想的流體（沒(méi)有黏性）。因?yàn)閷?duì)于不可壓縮的、理想的流體（沒(méi)有黏性）來(lái)說(shuō)，流動(dòng)中不會(huì)產(chǎn)生熱量，流體具有的能量形式只有壓力能、動(dòng)能和重力勢(shì)能。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.伯努利方程流體在同一流管中流動(dòng)，流管高度變化很小，可以認(rèn)為流體的重力勢(shì)能不變。這樣在流動(dòng)中只有壓力能和動(dòng)能之間的相互轉(zhuǎn)換。壓力能是由于流體有壓力而具備的做功能力，單位體積流體所具有的壓力能用壓力p來(lái)表示。動(dòng)能是由于流體有速度而具備的做功能力，單位體積流體所具有的動(dòng)能用來(lái)表示。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.伯努利方程公式4-44.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.伯努利方程將連續(xù)性方程和伯努利方程一起考慮，可以得出以下結(jié)論：不可壓縮的、理想的流體在進(jìn)行定常流動(dòng)時(shí)，流管變細(xì)，流線變密，流體的流速將增加，流體的動(dòng)壓增大，靜壓將減??；反之，流管變粗，流線變疏，流體的流速將減小，流體的動(dòng)壓減小，靜壓將增加。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.伯努利方程圖4-9所示的實(shí)驗(yàn)可以定性地說(shuō)明這個(gè)結(jié)果。當(dāng)管道中的空氣靜止時(shí)，管道中各處的大氣壓力都一樣，都等于此處的大氣壓力，所以，各測(cè)壓管中指示劑液面的高度都相等，如圖4-9(a)所示。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.伯努利方程但當(dāng)空氣以某一速度連續(xù)穩(wěn)定地流過(guò)管道時(shí)，情況就發(fā)生了變化，因?yàn)榱鲃?dòng)管道內(nèi)的空氣壓力都有所下降，所以各測(cè)壓管中指示劑的液面都有所升高，但升高的量卻不。管載面最細(xì)處的液面升高量最大，而管截面最粗處的液面升高量最小，如圖4-9(b)所示。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.伯努利方程這就是在忽略了空氣可壓縮性的情況下，空氣連續(xù)而穩(wěn)定的流過(guò)管道，在管截面最細(xì)處的速度最快，空氣的壓力下降得最多；在管截面最粗處的速度最慢，空氣的壓力下降的最小的原因所致。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律2.伯努利方程通過(guò)圖4-9所示實(shí)驗(yàn)可以說(shuō)明飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)升力的產(chǎn)生。當(dāng)氣流流過(guò)機(jī)翼表面時(shí)，由于氣流的方向和機(jī)翼所采用的翼型，在機(jī)翼表面形成的流管就像圖4-9中所示的那樣變細(xì)或變粗，流體中的壓力能和動(dòng)能之間發(fā)生轉(zhuǎn)變，在機(jī)翼表面形成不同的壓力分布，從而產(chǎn)生升力。4.2.4流體流動(dòng)的基本規(guī)律4.2.4機(jī)翼的外形參數(shù)1.翼型的幾何參數(shù)1.翼型的幾何參數(shù)4.2.4機(jī)翼的外形參數(shù)1.翼型的幾何參數(shù)4.2.4機(jī)翼的外形參數(shù)1.翼型的幾何參數(shù)4.2.4機(jī)翼的外形參數(shù)1.翼型的幾何參數(shù)4.2.4機(jī)翼的外形參數(shù)1.翼型的幾何參數(shù)4.2.4機(jī)翼的外形參數(shù)4.2.5機(jī)翼的外形參數(shù)1.翼型的幾何參數(shù)2.機(jī)翼的幾何特性4.2.5機(jī)翼的外形參數(shù)前3種形狀主要用于低速飛機(jī)后2種形狀則主要用于高速飛機(jī)2.機(jī)翼的幾何特性（1）機(jī)翼的平面形狀參數(shù)4.2.5機(jī)翼的外形參數(shù)2.機(jī)翼的幾何特性（2）機(jī)翼相對(duì)機(jī)身的安裝位置4.2.5機(jī)翼的外形參數(shù)4.2.6機(jī)翼的升力和阻力飛行器在空氣中之所以能飛行，最基本的事實(shí)是有一股力量克服了它的重量把它托舉在空中。而這種力量主要是靠飛行器的機(jī)翼產(chǎn)生的，我們稱之為升力。1.翼型的升力和壓差阻力（1）迎角的概念相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角，稱為迎角，用表示。根據(jù)氣流指向不同，迎角可分為正迎角、負(fù)迎角和零迎角。當(dāng)氣流指向下翼面時(shí)，迎角為正；當(dāng)氣流指向上翼面時(shí)，迎角為負(fù)；當(dāng)氣流方向與翼弦重合時(shí)，迎角為零。4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力（2）升力和阻力的產(chǎn)生。前面已經(jīng)討論過(guò)運(yùn)動(dòng)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理，可以認(rèn)為在空中飛行的飛行器是不動(dòng)的，而空氣以同樣的速度流過(guò)飛行器，這樣可以使問(wèn)題簡(jiǎn)化以便于我們分析。如圖4-16所示，當(dāng)氣流流過(guò)翼型時(shí)，由于翼型的上表面凸些，這里的流線變密，流管變細(xì)，相反翼型的下表面平坦些，這里的流線變化不大(與遠(yuǎn)前方流線相比)。4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力根據(jù)連續(xù)性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管變細(xì)，即流管截面積減小，氣流速度增大，故壓強(qiáng)減?。欢硇偷南卤砻?，由于流管變化不大使壓強(qiáng)基本不變。這樣，翼型上下表面產(chǎn)生了壓強(qiáng)差，形成了總空氣動(dòng)力R，R的方向向后向上。4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力按平行四邊形法則，根據(jù)它們實(shí)際所起的作用，可把R分成兩個(gè)分力：一個(gè)與氣流速度v垂直，起支托飛行器重量的作用，就是升力Y；另一個(gè)與流速平行，起阻得飛行器前進(jìn)的作用，就是阻力X。此時(shí)產(chǎn)生的阻力除了摩擦阻力外，還有部分是由于翼型前后壓強(qiáng)不等引起的，稱之為壓差阻力。4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力總空氣動(dòng)力R與翼弦的交點(diǎn)叫作壓力中心(見(jiàn)圖4-16)，整個(gè)作用在機(jī)翼上的空氣動(dòng)力都匯集合成在這一點(diǎn)上。4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力根據(jù)翼型上下表面各處的壓強(qiáng)，可以繪制出機(jī)翼的壓強(qiáng)分布圖(壓力分布圖)，如圖4-17所示。圖中自表面向外指的箭頭，代表吸力；指向表面的頭，代表壓力。箭頭都與表面垂直，其長(zhǎng)短表示負(fù)壓(與吸力對(duì)應(yīng))或正壓(與壓力對(duì)應(yīng))的大小。由圖可看出，上表面的吸力占升力的大部分?？拷熬壧幭”《茸畲螅催@里的吸力最大。4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力由圖4-17可見(jiàn)，機(jī)翼的壓強(qiáng)分布與迎角有關(guān)。在迎角為零時(shí)，上下表面雖然都受到吸力但總的空氣動(dòng)カ合力R并不等于零。隨著迎角的増加，上表面吸力逐漸變大，下表面由受力變?yōu)閴毫Γ谑强諝鈩?dòng)力合力R迅速上升，與此同時(shí)，翼型上表面后緣的渦流區(qū)也逐漸擴(kuò)大。4.2.6機(jī)翼的升力和阻力1.翼型的升力和壓差阻力在一定迎角范圍內(nèi)，R是隨著迎角的増加而上升的。但當(dāng)迎角大到某一程度，再增加角升力不但不增加反而迅速下降，這種現(xiàn)象叫作“失速”。失速對(duì)應(yīng)的迎角就叫作“臨界迎角”或“失速迎角”。4.2.6機(jī)翼的升力和阻力4.3固定翼飛行原理4.3固定翼飛行原理飛機(jī)能在天空中飛行的最基本的條件是，當(dāng)它在空中飛行時(shí)必須產(chǎn)生一種能克服飛機(jī)自身所受重力并將它托舉在空中的力，這個(gè)力就是升力。升力主要靠機(jī)翼來(lái)產(chǎn)生，主要用來(lái)克服飛機(jī)自身所受的重力，升力的特性直接決定了飛機(jī)的性能。飛機(jī)在飛行過(guò)程中還會(huì)產(chǎn)生阻力，而阻力要靠發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力來(lái)平衡，這樣才能保證飛機(jī)在空中持續(xù)飛行。4.3固定翼飛行原理1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生固定翼飛機(jī)和直升機(jī)都是靠空氣動(dòng)力飛行的，它們的原理其實(shí)很相似。機(jī)翼上產(chǎn)生的升力大小和機(jī)翼的剖面形狀有很大關(guān)系，機(jī)翼的剖面形狀也叫翼型，是指用沿平行于飛機(jī)對(duì)稱平面的切平面切割機(jī)翼所得到的剖面，如圖4-18的陰影部分所示。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生翼型最前端的一點(diǎn)叫“前緣”，最后端的一點(diǎn)叫“后緣”，前緣和后緣之間的連線叫“翼弦”。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生如果要想在翼型上產(chǎn)生空氣動(dòng)力，必須讓它與空氣有相對(duì)運(yùn)動(dòng)，或者說(shuō)必須要有具有一定速度的氣流流過(guò)翼型?，F(xiàn)在將一個(gè)上表面鼓凸，下表面較平坦翼型放在流速為v的氣流中，如圖4-19所示。4.3.1

升力與增升裝置4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生假設(shè)翼型有一個(gè)不大的迎角（所謂“迎角”是翼弦與相對(duì)氣流速度之間的夾角），當(dāng)氣流流到翼型的前緣時(shí)，氣流分成上下兩股分別流經(jīng)翼型的上下翼面。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生由于翼型的作用，當(dāng)氣流流過(guò)上翼面時(shí)流動(dòng)通道變窄，氣流速度增大，壓強(qiáng)降低，并低于前方氣流的大氣壓而氣流流過(guò)下翼面時(shí)，由于翼型前端上仰，氣流受到阻攔，且流動(dòng)通道擴(kuò)大，氣流速度減小，壓強(qiáng)增大，并高于前方氣流的大氣壓。因此，在上下翼面之間就形成了一個(gè)壓強(qiáng)差，從而產(chǎn)生了一個(gè)垂直向上的升力Y。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生氣流流過(guò)翼型時(shí)，除了會(huì)產(chǎn)生向上的升力外，還會(huì)產(chǎn)生一個(gè)向后阻力D，阻力的方向與飛機(jī)飛行速度方向相反，升力與阻力的合力即為總的空的空氣動(dòng)力R，R的方向是指向后上方的，如圖4-19所示。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生機(jī)翼上產(chǎn)生升力的大小與翼型的形狀和迎角有很大關(guān)系，迎角不同產(chǎn)生的升力也不同。由于對(duì)稱翼型迎角為零時(shí)流過(guò)翼型上下表面的氣流完全對(duì)稱，因此翼型上產(chǎn)生的升力為零，而氣流流過(guò)不對(duì)稱翼型時(shí)，即使迎角為零仍可產(chǎn)生一定的升力。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生一般來(lái)說(shuō)，隨著迎角的增大，升力也會(huì)隨之增大，但當(dāng)迎角增大到一定程度時(shí)，氣流就會(huì)從機(jī)翼前緣開(kāi)始分離，尾部會(huì)出現(xiàn)很大的渦流區(qū)，這時(shí)，升力會(huì)突然下降，而阻力卻迅速増大，這種現(xiàn)象稱為“失速”。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生失速剛剛出現(xiàn)時(shí)的迎角叫“臨界迎角”。飛機(jī)不應(yīng)以接近或大于臨界迎角的狀態(tài)飛行，此時(shí)，會(huì)使飛機(jī)產(chǎn)生失速，甚至造成飛行事故。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生如圖4-20所示為飛機(jī)升力系數(shù)隨迎角的變化曲線，飛機(jī)以小于臨界迎角的狀態(tài)飛行時(shí)，升力系數(shù)隨迎角的增加幾乎呈直線增長(zhǎng)的趨勢(shì)，但迎角大于臨界迎角之后，升力系數(shù)則迅速下降，產(chǎn)生失速。在這種迎角下，飛機(jī)不再飛行，而是在下墜。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生飛機(jī)在一定高度水平飛行時(shí)，迎角和速度有著密切的關(guān)系：速度低時(shí)，需要讓飛機(jī)上仰保持飛行高度，否則飛機(jī)將下墜；速度高時(shí)，需要推飛機(jī)操作桿，否則飛機(jī)將上升；因此，飛機(jī)處于臨界攻角時(shí)，必然導(dǎo)致飛行速度降到最低。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生無(wú)人機(jī)的飛行速度等于失速速度時(shí)會(huì)直線下墜，如無(wú)人機(jī)的飛行速度低于失速速度就更不能維持飛行狀態(tài)了。因此，必須把飛行速度提高到高于失速速度，才能保證正常飛行，而且要保證這種速度直到降落。接觸地面時(shí)，飛行速度從v（高于失速速度）降到0。4.3.1

升力與增升裝置1.機(jī)翼升力的產(chǎn)生固定翼無(wú)人機(jī)對(duì)湍流非常敏感，而湍流往往出現(xiàn)在靠近地面的地方。著陸時(shí)固定翼無(wú)人機(jī)最容易損壞的時(shí)候，因?yàn)榈退俣葧?huì)影響操作指令的執(zhí)行結(jié)果。無(wú)人機(jī)應(yīng)該保證一個(gè)最大上升角度，超過(guò)這一角度，無(wú)人機(jī)的速度和升力會(huì)驟降；同時(shí)，應(yīng)保證一個(gè)最大下降角度，超過(guò)這一角度，無(wú)人機(jī)的速度會(huì)猛增。4.3.1

升力與增升裝置2.影響固定翼飛機(jī)升力的因素。在設(shè)計(jì)固定翼飛機(jī)時(shí)，應(yīng)盡量使飛機(jī)的升力大而阻力小，這樣才能獲得比較好的飛行性能。要解決這個(gè)問(wèn)題，首先得了解影響升力的因素有哪些。4.3.1

升力與增升裝置2.影響固定翼飛機(jī)升力的因素。通過(guò)理論和實(shí)驗(yàn)證明，機(jī)翼升力的公式可以寫(xiě)表示為4-6。4.3.1

升力與增升裝置2.影響固定翼飛機(jī)升力的因素。從式中可以看到，升力的大小與空氣的密度、機(jī)翼面積、升力系數(shù)成正比，與速度的平方成正比。如下簡(jiǎn)要分析一下各影響因素：4.3.1

升力與增升裝置2.影響固定翼飛機(jī)升力的因素。1）空氣密度的影響。升力的大小和空氣密度成正比，密度越大，則升力也越大，當(dāng)空氣很稀薄時(shí)，機(jī)翼上產(chǎn)生的升力也就很小了。4.3.1

升力與增升裝置2.影響固定翼飛機(jī)升力的因素。2）機(jī)翼面積的影響。飛機(jī)的升力主要由機(jī)翼產(chǎn)生，而機(jī)翼的升力又是由于機(jī)翼上下翼面的壓強(qiáng)差產(chǎn)生的，因此，如果壓強(qiáng)差所作用的機(jī)翼面積越大，則產(chǎn)生的升力也就越大。機(jī)翼所產(chǎn)生的升力與機(jī)翼面積成正比，應(yīng)當(dāng)注意，在計(jì)算機(jī)翼面積時(shí)，要包括與機(jī)翼相連接的機(jī)身部分的面積。4.3.1

升力與增升裝置（2）影響固定翼飛機(jī)升力的因素。3）相對(duì)速度的影響。相對(duì)速度是指空氣和飛機(jī)的相對(duì)速度。相對(duì)速度越大，產(chǎn)生的空氣動(dòng)力也就越大，機(jī)翼上產(chǎn)生的升力也就越大。但升力與相對(duì)速度并不是成簡(jiǎn)單的正比關(guān)系，而是與相對(duì)速度的平方成正比。4.3.1

升力與增升裝置2.影響固定翼飛機(jī)升力的因素。4）機(jī)翼剖面形狀和迎角的影響。機(jī)翼的剖面形狀和迎角不同，則產(chǎn)生的升力也不同。因?yàn)椴煌钠拭婧筒煌挠?，?huì)使機(jī)翼周圍的氣流流動(dòng)狀態(tài)（包括流速和壓強(qiáng)）等發(fā)生變化，因而導(dǎo)致升力的改變。4.3.1

升力與增升裝置2.影響固定翼飛機(jī)升力的因素。4）機(jī)翼剖面形狀和迎角的影響。早期的飛機(jī)，由于人們沒(méi)有體會(huì)到翼型的作用，因而曾采用平板和彎板翼型，后來(lái)，隨著理論研究和實(shí)踐研究的不斷深入，人們已經(jīng)認(rèn)識(shí)到翼型的重要性和它對(duì)升力所起的作用，因此，創(chuàng)造了很多適合于各種不同需要的翼型，并通過(guò)實(shí)驗(yàn)確定出各種不同翼型的空氣動(dòng)力特性。4.3.1

升力與增升裝置2.影響固定翼飛機(jī)升力的因素。翼型和迎角對(duì)升力的影響，可以通過(guò)升力系數(shù)Cy表現(xiàn)出來(lái)。升力系數(shù)的變化反映著在一定的翼型的情況下，升力隨迎角的變化情況如圖4-20所示，同時(shí)也說(shuō)明不同的翼型有不同的升力特性。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)，主要以飛機(jī)高速飛行或巡航飛行時(shí)的性能作為它的設(shè)計(jì)狀態(tài)。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置飛機(jī)高速飛行或巡航飛行時(shí)，即使迎角很小，由于速度較大，因此仍能保證有足夠的升力來(lái)維持飛機(jī)的水平飛行。但在低速飛行時(shí)，尤其是在起飛或著陸時(shí)，由于速度較低，即使有較大的迎角，升力仍然較小，使飛機(jī)不能正常飛行。況且，迎角的增大是有限度的，超過(guò)臨界迎角以后就會(huì)產(chǎn)生失速現(xiàn)象，給飛行造成危險(xiǎn)。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置因此，需要采用“增升裝置”，使飛機(jī)在盡可能小的速度下產(chǎn)生足夠的升力，提高飛機(jī)的起飛和著陸性能。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置飛機(jī)的增升裝置常安裝在機(jī)翼的前緣和后緣部位.安裝在機(jī)翼前緣的增升裝置叫作“前緣襟翼”，如圖4-21所示。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置前緣襟翼用在相對(duì)厚度小、前緣薄、難以布置增升機(jī)構(gòu)的飛機(jī)機(jī)翼上。前緣襟翼提供的增量比前緣縫翼提供的要小。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置前緣襟翼構(gòu)造簡(jiǎn)單，通過(guò)安裝在機(jī)翼前大梁或前墻的下緣條上的鉸鏈于機(jī)翼結(jié)構(gòu)連接，如圖4-21所示。當(dāng)前緣襟翼相對(duì)于其軸轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，其上緣沿固定在機(jī)翼上的專用型材滑動(dòng)，防止形成縫隙。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置安裝在機(jī)翼后緣的增升裝置叫作“后緣襟翼”，后緣襟翼是應(yīng)用最為廣泛的增升裝置。如圖4-21所示。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置簡(jiǎn)單的襟翼，它是靠增大翼型彎度來(lái)增大升力的。當(dāng)襟翼放下時(shí)，翼剖面變得更彎，因此增大了上翼面的氣流速度，提高了升力，但同時(shí)阻力也隨之增大而且比升力增大的還要多，故而增升效果不佳。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置富勒式襟翼，是一種后退開(kāi)縫式襟翼，當(dāng)襟翼打開(kāi)時(shí)，其襟翼向后退的同時(shí)，它的前緣又和機(jī)翼后緣之間形成一條縫隙。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置襟翼具有三重增升效果：一是增加了機(jī)翼彎度；二是增大了機(jī)翼面積；三是由于開(kāi)縫的作用，下翼面的高壓氣流以高速流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，延緩了氣流分離，起到了增升作用。后退開(kāi)縫式襟翼的增升效果很好，在現(xiàn)代高速飛機(jī)和重型運(yùn)輸機(jī)上得到了廣泛的應(yīng)用。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置雙縫式襟翼是現(xiàn)代民用客機(jī)上廣泛采用的增升裝置。襟翼打開(kāi)時(shí)，兩個(gè)子翼一邊向后偏轉(zhuǎn)，一邊向后延伸，同時(shí)兩個(gè)子翼還形成兩道縫隙，它同樣具有后退開(kāi)縫式襟翼的三重增升效果。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置除此之外，機(jī)翼還采用了前緣縫翼增升裝置，打開(kāi)前緣襟翼后，下翼面的高壓氣流吹動(dòng)主翼面上的附面層，防止氣流產(chǎn)生分離。因此，實(shí)際上此雙縫式襟翼共有四重增升效果，增升效果甚佳。4.3.1

升力與增升裝置3.增升裝置雖然增升裝置的類型很多，但其增升原理不外乎以下幾種方式：改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度；增大機(jī)翼面積；改變氣流的流動(dòng)狀態(tài)，控制機(jī)翼上的附面層，延緩氣流分離。4.3.1

升力與增升裝置固定翼飛機(jī)飛行時(shí)，不但機(jī)翼上會(huì)產(chǎn)生阻力，飛機(jī)的其他部件如機(jī)身、尾翼、起落架等都會(huì)產(chǎn)生阻力，機(jī)翼阻力只是飛機(jī)總阻力的一部分。4.3.2阻力與減阻措施4.3.2阻力與減阻措施低速飛機(jī)上的阻力按其產(chǎn)生的原因不同可分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力，飛機(jī)進(jìn)入跨聲速之后，還會(huì)產(chǎn)生激波阻力。4.3.2阻力與減阻措施對(duì)于低速（不超過(guò)一倍聲速）飛行的航空器來(lái)說(shuō)，按阻力產(chǎn)生的原因可分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力四種。4.3.2阻力與減阻措施1.摩擦阻力。摩擦阻力是由于空氣存在黏性（即非理想流體），空氣與機(jī)身表面的黏滯作用直接產(chǎn)生的。空氣的黏性和密度越大摩擦阻力越大，飛行器表面的氣流狀態(tài)是紊流時(shí)也會(huì)增加一定的摩擦阻力，飛行器的表面積及表面粗糙度越大摩擦阻力越大。4.3.2阻力與減阻措施（1）附面層與摩擦阻力由于空氣是有黏性的，因而當(dāng)它流過(guò)機(jī)翼時(shí)就會(huì)有一層很薄的氣流被“黏”在機(jī)翼表面上。這個(gè)流速受到阻滯的空氣流動(dòng)層就叫作附面層。通常取流速達(dá)到0.99v處為附面層邊界，由機(jī)翼表面到該處的距離被認(rèn)為是附面層的厚度。4.3.2阻力與減阻措施（1）附面層與摩擦阻力根據(jù)作用和反作用定理，受阻滯的空氣必然會(huì)給機(jī)翼表面一個(gè)與飛行方向相反的作用力，這就是摩擦阻力。4.3.2阻力與減阻措施（1）附面層與摩擦阻力附面層中氣流的流動(dòng)情況是不同的(見(jiàn)圖4-24)。一般機(jī)翼大約在最大厚度以前，附面層的氣流不相混淆而成層地流動(dòng)，而且底層的速度梯度較小，這部分叫作層流附面層。4.3.2阻力與減阻措施（1）附面層與摩擦阻力在這之后，氣流的流動(dòng)轉(zhuǎn)變得雜亂無(wú)章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向流動(dòng)，而且貼近翼面的速度梯度也較大，這部分叫作紊流附面層。4.3.2阻力與減阻措施（1）附面層與摩擦阻力層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)稱為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。在紊流之后，附面層脫離了翼面而形成大量的旋渦，這就是尾跡。4.3.2阻力與減阻措施（1）附面層與摩擦阻力總的說(shuō)來(lái)，摩擦阻力的大小取決于空氣的黏性、飛行器的表面狀況以及同空氣接觸的飛行器表面面積大小等。為了減小摩擦阻力，就希望盡量延長(zhǎng)層流段。選用最大厚度位置靠后的層流翼型，就有可能使轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置后移。但是轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置不是固定不變的，隨著氣流速度、原始紊流度、翼型制造誤差及表面粗度的增加，都將使轉(zhuǎn)執(zhí)點(diǎn)前移而導(dǎo)致摩擦阻力的增加。4.3.2阻力與減阻措施（2）摩擦阻力的產(chǎn)生。摩擦阻力是由于空氣有黏性而產(chǎn)生的阻力，存在于附面層內(nèi)。由于空氣有黏性，當(dāng)氣流流過(guò)機(jī)體表面時(shí)，機(jī)體表面給氣流阻滯力并生成附面層。4.3.2阻力與減阻措施（2）摩擦阻力的產(chǎn)生。根據(jù)牛頓第三定律：作用力和反作用力總是大小相等方向相反，同時(shí)作用在兩個(gè)物體上。機(jī)體表面給氣體微團(tuán)向前的阻滯力，使其速度下降，氣體微團(tuán)必定給機(jī)體以大小相等方向相反的向后的作用力，這個(gè)力就是摩擦阻力。4.3.2阻力與減阻措施（2）摩擦阻力的產(chǎn)生。在紊流附面層的底層，機(jī)體表面對(duì)氣流的阻滯作用要比層流附面層大得多，所以紊流附面層就要產(chǎn)生比層流附面層大得多的摩擦阻力。4.3.2阻力與減阻措施（2）摩擦阻力的產(chǎn)生。摩擦阻力的大小除了與附面層內(nèi)氣流的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)外，還與機(jī)體與氣流接觸的面積（機(jī)體的外露面積）大小以及機(jī)體表面狀態(tài)有關(guān)。機(jī)體與氣流接觸的面積越大，機(jī)體表面越粗糙，摩擦阻力就越大。4.3.2阻力與減阻措施（3）減小摩擦阻力的措施①機(jī)翼采用層流翼型。因?yàn)槲闪鞲矫鎸拥哪Σ磷枇h(yuǎn)遠(yuǎn)大于層流附面層，所以要減小摩擦阻力就應(yīng)設(shè)法使附面層保持層流狀態(tài)。層流翼型是使附面層保持層流狀態(tài)的一種有效翼型。4.3.2阻力與減阻措施（3）減小摩擦阻力的措施①機(jī)翼采用層流翼型。層流翼型的特點(diǎn)是前緣半徑小，最大厚度靠后。氣流流過(guò)這種翼型時(shí)，壓力分布比較平坦，最低壓力點(diǎn)位置后移，順壓流動(dòng)區(qū)域的擴(kuò)大有利于在大范圍內(nèi)保持層流附面層，減小附面層增厚的趨勢(shì)，延緩轉(zhuǎn)披，在一定的迎角范圍內(nèi)減小摩擦阻力。4.3.2阻力與減阻措施（3）減小摩擦阻力的措施②在機(jī)翼表面安裝一些氣動(dòng)裝置，不斷向附面層輸入能量；結(jié)構(gòu)上也可以采取對(duì)附面層進(jìn)行吸或吹的措施，加大附面層內(nèi)氣流的流動(dòng)速度，減小附面層的厚度，使附面層保持層流狀態(tài)。4.3.2阻力與減阻措施（3）減小摩擦阻力的措施③保持機(jī)體表面的光滑清潔。附面層的流動(dòng)狀態(tài)與機(jī)體表面光潔程度有很大關(guān)系。機(jī)翼表面對(duì)氣流的任何一個(gè)擾動(dòng)都會(huì)使附面層內(nèi)的流動(dòng)狀態(tài)發(fā)生改變，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)大大提前。4.3.2阻力與減阻措施（3）減小摩擦阻力的措施③保持機(jī)體表面的光滑清潔。所以在維護(hù)修理飛機(jī)的工作中，一定要保持機(jī)體表面的光滑整潔，特別是在主要的氣動(dòng)力面，比如機(jī)翼尾翼的前緣、上表面等，要保證機(jī)體表面沒(méi)有污物，沒(méi)有劃傷、凹陷或突起，要注意埋頭鉚釘?shù)你T接質(zhì)量和蒙皮搭接縫的光滑密封等。4.3.2阻力與減阻措施（3）減小摩擦阻力的措施④要盡量減小機(jī)體與氣流的接觸面積。對(duì)飛機(jī)進(jìn)行修理改裝時(shí)，應(yīng)注意不要過(guò)多增加機(jī)體的外露面積，否則會(huì)增大阻力，使飛機(jī)達(dá)不到飛行性能的要求。4.3.2阻力與減阻措施（2）壓差阻力。壓差阻力：壓差阻力是由于飛行器飛行時(shí)，各組成部件對(duì)氣流前后產(chǎn)生的壓力差造成的阻力。壓差阻力的大小與部件的迎流面積和形狀有關(guān)。相對(duì)氣流的迎面面積越大壓差阻力越大。同時(shí)，在相同的流速和迎面面積的情況下，不同的外形形狀對(duì)壓差阻力的影響也不同。4.3.2阻力與減阻措施（1）壓差阻力的產(chǎn)生。氣流流過(guò)飛機(jī)時(shí)，在機(jī)體前后壓力差形成的阻力就叫作壓差阻力。氣流流過(guò)機(jī)翼表面時(shí)，在機(jī)翼前緣的駐點(diǎn)處速度降為零，形成最大的正壓力點(diǎn)：在最低壓力點(diǎn)之后的逆壓作用下附面層分離，又在機(jī)翼的后緣生成低壓的渦流區(qū)。這樣，機(jī)翼前緣區(qū)域的壓力大于后緣區(qū)域的壓力，前后壓力差就形成了壓差阻力。4.3.2阻力與減阻措施（1）壓差阻力的產(chǎn)生。迎著氣流放置一個(gè)圓盤(pán)。在圓盤(pán)前面氣流被阻滯，壓力升高;而在圓盤(pán)的后面氣流分離形成低壓的渦流區(qū)，圓盤(pán)前后壓力差會(huì)產(chǎn)生很大的壓差阻力。圓盤(pán)的面積越大，產(chǎn)生的壓差阻力越大。4.3.2阻力與減阻措施（1）壓差阻力的產(chǎn)生。如果，在圓盤(pán)的前面加一個(gè)圓頭錐體，在圓盤(pán)的后面加一個(gè)尖削錐體形成流線型物體，圓盤(pán)前面的高壓區(qū)被圓頭錐體添滿，使氣流平滑流過(guò)，壓力不會(huì)急劇升高；后面的渦流區(qū)也被尖削錐體添滿，剩下很小的尾部渦流區(qū)，這樣，壓差阻力將會(huì)大大減小。4.3.2阻力與減阻措施（1）壓差阻力的產(chǎn)生。所以，在不改變物體迎風(fēng)面積的情況下，將物體做成前頭圓鈍后面尖細(xì)的流線型可以大大減小物體的壓差阻力。4.3.2阻力與減阻措施（1）壓差阻力的產(chǎn)生。壓差阻力不僅與物體的迎風(fēng)面積、物體的形狀有關(guān)，還與物體相對(duì)氣流的位置（迎角的大?。┯嘘P(guān)。流線型物體的軸線與氣流平行時(shí)，可以使壓差阻力減小。4.3.2阻力與減阻措施（2）減小壓差阻力的措施。①盡量減小飛機(jī)機(jī)體的迎風(fēng)面積。比如，在保證裝載所需要容積的情況下，為了減小機(jī)身的迎風(fēng)面積，機(jī)身橫截面的形狀應(yīng)采取圓形或近似圓形。②暴露在空氣中的機(jī)體各部件外形應(yīng)采用流線型。4.3.2阻力與減阻措施（2）減小壓差阻力的措施。③飛行時(shí)，除了起氣動(dòng)作用的部件外，其他機(jī)體部件的軸線應(yīng)盡量與氣流方向平行。民用運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼采用一定的安裝角就是為了使飛機(jī)巡航飛行時(shí)，機(jī)翼產(chǎn)生所需要升力的同時(shí)，機(jī)身軸線保持與來(lái)流平行，減小壓差阻力。4.3.2阻力與減阻措施3.誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力是由于機(jī)翼上下存在一定壓力差所造成的一種阻力。在翼尖處，機(jī)翼下表面的靜壓大，上表面的靜壓小，氣流在這個(gè)壓力差的影響下，改變?cè)瓉?lái)的流動(dòng)狀態(tài)，由高壓區(qū)（機(jī)翼下表面）繞過(guò)翼尖流向低壓區(qū)（機(jī)翼上表面）并形成一個(gè)翼尖渦流（見(jiàn)圖4-26），造成氣流向下流動(dòng)形成一個(gè)下洗角，升力方向向后偏轉(zhuǎn)，它的向后分量就是誘導(dǎo)阻力。4.3.2阻力與減阻措施3.誘導(dǎo)阻力機(jī)翼翼尖的升力越大透導(dǎo)阻力也越大，因此可以用減少翼尖升力的方法來(lái)減小誘導(dǎo)阻力，所以在很多機(jī)型中機(jī)翼的翼根翼型和翼尖的翼型是不一樣的。圖4-274.3.2阻力與減阻措施（2）減小誘導(dǎo)阻力的措施。①采用誘導(dǎo)阻力較小的機(jī)翼平面形狀橢圓平面形狀的機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，其次是梯形機(jī)翼，矩形機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力最大。同時(shí)，加大機(jī)翼的展弦比也可以減小誘導(dǎo)阻力。無(wú)論是橢圓形機(jī)翼還是大展弦比機(jī)翼，都使機(jī)翼翼梢部位的面積在機(jī)翼總面積中所占比例下降，從而減小誘導(dǎo)阻力。4.3.2阻力與減阻措施（2）減小誘導(dǎo)阻力的措施。①采用誘導(dǎo)阻力較小的機(jī)翼平面形狀在得到相同升力的情況下，飛機(jī)飛行速度越小，所需要的迎角越大，迎角的增加會(huì)使上下翼面氣流的流速相差較大，壓力差加大，翼梢旋渦隨之加強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力也就增加了。所以低速飛機(jī)大多采用大展弦比的機(jī)翼來(lái)減小誘導(dǎo)阻力。4.3.2阻力與減阻措施（2）減小誘導(dǎo)阻力的措施。②在機(jī)翼安裝翼梢小翼：在機(jī)翼翼梢部位安裝翼梢小翼或副油箱等外掛物都可以阻止氣流由下翼面向上翼面的流動(dòng)，從而減弱翼梢旋渦，減小誘導(dǎo)阻力。翼梢小翼在減小誘導(dǎo)阻力，節(jié)省燃油，加大航程方面有著明顯的作用。4.3.2阻力與減阻措施4.干擾阻力。干擾阻力是指飛機(jī)各部件組合到一起后由于氣流的相互干擾而產(chǎn)生的種額外阻力。4.3.2阻力與減阻措施4.干擾阻力。（1）干擾阻力的產(chǎn)生。干擾阻力是由于飛行器各部件連接處，各部件表面氣流的相互干擾造成的阻力（見(jiàn)圖4-28）。4.3.2阻力與減阻措施4.干擾阻力。（1）干擾阻力的產(chǎn)生。實(shí)驗(yàn)表明：整體飛機(jī)的阻力并不等于各個(gè)部件單獨(dú)產(chǎn)生的阻力之和，而是多出一個(gè)量，這個(gè)量就是由于氣流流過(guò)各部件時(shí)，在它們的結(jié)合處相互于擾產(chǎn)生的干擾阻力。4.3.2阻力與減阻措施4.干擾阻力。（1）干擾阻力的產(chǎn)生。干擾阻力與各部件組合時(shí)的相對(duì)位置有關(guān)，也和部件結(jié)合部位形成的流管形狀有關(guān)。4.3.2阻力與減阻措施4.干擾阻力。（2）減小干擾阻力的措施。①適當(dāng)安排各部件之間的相對(duì)位置。對(duì)于機(jī)翼和機(jī)身之間的干擾來(lái)說(shuō)，中單翼干擾阻力最小，下單翼最大，上單翼居中。4.3.2阻力與減阻措施4.干擾阻力。（2）減小干擾阻力的措施。②在部件結(jié)合部位安裝整流罩，使結(jié)合部位較為光滑，減小流管的收縮和擴(kuò)張。4.3.2阻力與減阻措施4.3.3固定翼飛機(jī)的升阻比升阻比是升力和阻力之比，也是升力系數(shù)和阻力系數(shù)之比。圖4-29所示是升阻比隨迎角變化曲線，從圖4-29中可以看到升阻比隨著迎角的變化情況。4.3.3固定翼飛機(jī)的升阻比當(dāng)升力系數(shù)等于零時(shí)，升阻比也等于零。升阻比隨著迎角的增加而增大，由負(fù)值增大到零再增大到最大值，然后，隨著迎角的增加而逐漸減小。4.3.3固定翼飛機(jī)的升阻比由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律決定，升阻比的最大值Kmax并不是在升力系數(shù)等于最大值時(shí)達(dá)到，而是在迎角等于2°左右范圍內(nèi)達(dá)到。4.3.3固定翼飛機(jī)的升阻比在升阻比達(dá)到最大值的狀態(tài)下飛行是最有利的，因?yàn)椋@時(shí)產(chǎn)生相同的升力，阻力最小，飛行效率最高，所以升阻比也叫作氣動(dòng)效率。4.3.3固定翼飛機(jī)的升阻比在確定了最大升阻比對(duì)應(yīng)的迎角后，就可査出該迎角下對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)，然后就可以根據(jù)升力公式計(jì)算出一定重量的飛機(jī)在水平飛行時(shí)對(duì)應(yīng)于最大升阻比的飛行速度。4.3.3固定翼飛機(jī)的升阻比在設(shè)計(jì)固定翼飛機(jī)時(shí)，一般都會(huì)使對(duì)應(yīng)于最大升阻比的速度等于巡航速度，以提高飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性能。4.3.3固定翼飛機(jī)的升阻比為了提高飛機(jī)的升阻比，對(duì)于低速或亞聲速巡航的飛機(jī)，通常可以采用大展弦比、小后掠角、設(shè)置合適的機(jī)身/機(jī)翼相對(duì)安裝角等方法來(lái)提高。對(duì)于超聲速巡航的飛機(jī)，則主要要考慮盡量減小激波阻力。4.3.3固定翼飛機(jī)的升阻比4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響1.陣風(fēng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響大氣層中空氣短時(shí)間強(qiáng)烈對(duì)流產(chǎn)生的擾動(dòng)稱為陣風(fēng)。陣風(fēng)會(huì)瞬時(shí)改變飛機(jī)相對(duì)氣流的速度和迎角，從而改變作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)力，使飛機(jī)在飛行中產(chǎn)生顛簸并承受較大的氣動(dòng)載荷。迎頭或從飛機(jī)后面吹來(lái)的與飛機(jī)飛行方向平行的陣風(fēng)叫作水平陣風(fēng)，水平陣風(fēng)只改變飛機(jī)相對(duì)氣流的速度，在風(fēng)速度不是很大的情況下，對(duì)飛機(jī)的飛行影響較小。1.陣風(fēng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響由下向上或由上向下吹來(lái)的垂直飛行方向的陣風(fēng)叫作垂直陣風(fēng)，垂直陣風(fēng)不但會(huì)增大飛機(jī)相對(duì)氣流的速度，也會(huì)改變飛機(jī)的迎角，因此對(duì)飛機(jī)的飛行有著較大的影響。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響1.陣風(fēng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響垂直陣風(fēng)不但造成飛機(jī)在飛行中的顛簸，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力和飛行安全也會(huì)帶來(lái)較大的影響。向上的垂直陣風(fēng)使飛機(jī)承受較大的向上的氣動(dòng)載荷，面向下的垂直陣風(fēng)使飛機(jī)承受較大的向下的氣動(dòng)載荷。垂直陣風(fēng)對(duì)飛行安全也有較大的影響，比如：4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響1.陣風(fēng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響當(dāng)飛機(jī)以小速度大迎角飛行時(shí)，遇到速度較大的垂直向上的陣風(fēng)，可能會(huì)使迎角增大到臨界迎角，造成飛機(jī)失速的危險(xiǎn)。所以在擾動(dòng)氣流中作大迎角小速度飛行時(shí)，應(yīng)適當(dāng)?shù)販p小迎角，提高飛機(jī)的最小飛行速度。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響1.陣風(fēng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響飛機(jī)在低空小迎角大速度飛行時(shí)，速度較大的垂直向上的陣風(fēng)會(huì)產(chǎn)生較大的氣動(dòng)升力増量，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的受力產(chǎn)生較大的影響。所以在擾動(dòng)氣流中做小迎角大速度飛行時(shí)，應(yīng)適當(dāng)?shù)丶哟笥牵瑴p小飛機(jī)的最大飛行速度。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響1.陣風(fēng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響從飛機(jī)側(cè)面吹來(lái)的陣風(fēng)叫側(cè)向陣風(fēng)。它會(huì)破壞飛機(jī)側(cè)向氣動(dòng)力的平衡，造成飛機(jī)搖晃、擺頭等。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響2.穩(wěn)定風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響(1)逆風(fēng)起飛和著陸。當(dāng)沿跑道方向有風(fēng)時(shí)，飛機(jī)一般應(yīng)道風(fēng)起飛和著陸。逆風(fēng)起飛可以使飛機(jī)經(jīng)較短滑跑距離達(dá)到要求的空速(相對(duì)氣流的速度)，獲得所需要的升力，使飛機(jī)離地；著陸時(shí)，也可以使飛機(jī)在保持一定空速，獲得所需要的升力的情況下，以較小的接地速度著陸，并可增加著陸時(shí)的阻力，減少著陸時(shí)滑跑距離。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響2.穩(wěn)定風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響(2)有側(cè)風(fēng)時(shí)起飛和著陸。在垂直跑道方向有風(fēng)時(shí)，飛機(jī)起飛或著陸，側(cè)風(fēng)在飛機(jī)上產(chǎn)生的側(cè)向載荷會(huì)帶著飛機(jī)一起飄移，使飛機(jī)偏離跑道，危及飛行安全。對(duì)于這種現(xiàn)象，在飛機(jī)離地后空中飛行中，一般采用改變航向的方法進(jìn)行修正，在著陸進(jìn)近階段也可以采用側(cè)滑法進(jìn)行修正。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響2.穩(wěn)定風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響(2)有側(cè)風(fēng)時(shí)起飛和著陸。飛機(jī)帶側(cè)滑著陸時(shí)，駕駛員要同時(shí)操縱副翼和方向舵阻止飛機(jī)飄移，使飛機(jī)航跡對(duì)準(zhǔn)跑道著陸。在飛機(jī)飛行速度一定時(shí)，側(cè)風(fēng)風(fēng)速的大小決定了舵面操縱量的大小。為保證飛機(jī)能在一定的側(cè)風(fēng)風(fēng)速下安全著陸，對(duì)副翼和方向舵的操縱性能有一定的要求。超過(guò)了規(guī)定的側(cè)風(fēng)風(fēng)速，飛機(jī)進(jìn)行側(cè)滑著陸就不能保證飛行安全。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響2.穩(wěn)定風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響(3)低空風(fēng)切變對(duì)飛行的影響。風(fēng)向和風(fēng)速在特定方向上的變化叫風(fēng)切變。比如，飛機(jī)由小順風(fēng)區(qū)域進(jìn)入大順風(fēng)區(qū)域；由逆風(fēng)區(qū)域進(jìn)入順風(fēng)區(qū)域；由某一方向的側(cè)風(fēng)區(qū)域進(jìn)入另一方向的側(cè)風(fēng)區(qū)域，或在較短距離內(nèi)升降氣流変化，由無(wú)明顯升降氣流區(qū)域進(jìn)入強(qiáng)烈的下降氣流區(qū)域等等。強(qiáng)烈的低空風(fēng)切変對(duì)起飛、著陸的飛機(jī)危害極大，特別是對(duì)下降著陸的飛機(jī)危害最大。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響2.穩(wěn)定風(fēng)場(chǎng)對(duì)飛機(jī)飛行的影響(3)低空風(fēng)切變對(duì)飛行的影響。比如，飛機(jī)從逆風(fēng)區(qū)域進(jìn)人順風(fēng)區(qū)域，這種順風(fēng)切變會(huì)使飛機(jī)的空速突然減小，升力下降,飛機(jī)隨之下沉。如果著陸下降離地較近的飛機(jī)遇到這種風(fēng)切變，駕駛員來(lái)不及修正，飛機(jī)會(huì)以較大的接地速度著陸，過(guò)大的地面載荷會(huì)損傷飛機(jī)結(jié)構(gòu)，也會(huì)導(dǎo)致滑跑距離過(guò)長(zhǎng)，飛機(jī)沖出跑道造成事故。如果飛機(jī)從無(wú)下降氣流區(qū)域進(jìn)入強(qiáng)烈下降氣流區(qū)域，也會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)急劇下沉，容易造成飛行事故。4.3.4風(fēng)對(duì)飛行的影響4.4無(wú)人直升機(jī)飛行原理旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的拉力和阻力的大小，不僅取決于旋翼的轉(zhuǎn)速，而且取決于槳葉的槳距。調(diào)節(jié)旋翼的轉(zhuǎn)速和槳距都可以達(dá)到調(diào)節(jié)拉力大小的目的。但是旋翼轉(zhuǎn)速取決于發(fā)動(dòng)機(jī)的主軸轉(zhuǎn)速，而發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速有一個(gè)最佳的工作范圍，因此，拉力的改變主要靠調(diào)節(jié)槳葉槳距來(lái)實(shí)現(xiàn)。但是，槳距變化將引起阻力力矩變化，所以，在調(diào)節(jié)槳距的同時(shí)還要調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)油門，保持轉(zhuǎn)速盡量靠近最有利的工作轉(zhuǎn)速。圖4-314.4.1單旋翼無(wú)人機(jī)旋翼系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)

旋翼是圓周運(yùn)動(dòng)，由于半徑的關(guān)系，翼尖處線速度已經(jīng)接近聲速時(shí)，圓心處線速度為零，所以旋翼靠近圓周的地方產(chǎn)生最大的升力，而靠近圓心的地方只產(chǎn)生微不足道的升力。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

槳葉向前滑行時(shí)，槳葉和空氣的相對(duì)速度高于旋轉(zhuǎn)本身所帶來(lái)的線速度；反之，槳葉向后滑行時(shí)，槳葉和空氣的相對(duì)速度就低于旋轉(zhuǎn)本身所帶來(lái)的線速度，這樣，旋翼兩側(cè)產(chǎn)生的升力還不均勻，不做任何補(bǔ)償?shù)脑?，升力差可以達(dá)到5：1。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

這個(gè)周期性的升力變化不僅使機(jī)身向一側(cè)傾斜，而且每片槳葉在圓周中不同方位產(chǎn)生不同的升力和阻力，周期性地對(duì)槳葉產(chǎn)生強(qiáng)烈的扭曲，既大大加速材料的疲勞，又引起很大的震動(dòng)。所以旋翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)可以比高性能固定翼飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)更為復(fù)雜。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

在實(shí)踐中發(fā)現(xiàn)這個(gè)問(wèn)題的。模型旋翼機(jī)試飛很成功，但是全尺寸的旋翼機(jī)一上天就橫滾翻，開(kāi)始以為是遇到突然的橫風(fēng)，第二架飛機(jī)上天同樣命運(yùn)。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

經(jīng)過(guò)研究，發(fā)現(xiàn)模型旋翼機(jī)的槳葉是用藤條材料做的，有彈性，而全尺寸旋翼機(jī)的槳葉是剛性的鋼結(jié)構(gòu)，由此認(rèn)識(shí)到槳葉的揮舞鉸的必要性。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

具體來(lái)說(shuō)，為了補(bǔ)償左右的升力不均勻和減少槳葉的疲勞，槳葉在翼根要采用一個(gè)容許槳葉回轉(zhuǎn)過(guò)程中上下?lián)]舞的銨鏈，這個(gè)鏈稱為揮舞鉸(也稱垂直鉸)。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

簡(jiǎn)單地說(shuō)，揮舞鉸是指直升機(jī)旋翼系統(tǒng)圍繞主軸和橫軸連接點(diǎn)為中心，在一定角度范圍內(nèi)可自適應(yīng)性上下?lián)]舞的鉸鏈機(jī)構(gòu)。其作用是在直升機(jī)前飛時(shí)補(bǔ)償左右的升力不均勻和減少槳葉的疲勞，槳葉在翼根要采用一個(gè)容許槳葉在回轉(zhuǎn)過(guò)程中上下?lián)]舞的鉸鏈。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

一方面槳葉在回轉(zhuǎn)過(guò)程中的上下?lián)]舞可相應(yīng)地起到減少或增加迎角的作用，有效平衡了左右升力的不均衡，另一方面可使不平衡的滾轉(zhuǎn)力矩?zé)o法傳到機(jī)身，從而避免了直升機(jī)前飛中產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

槳葉在前行時(shí)，升力增加，槳葉自然向上揮舞。由于槳葉在旋轉(zhuǎn)過(guò)程中同時(shí)上升，槳葉的實(shí)際運(yùn)動(dòng)方向不再是水平的，而是斜線向上的。槳葉和水平面的夾角雖然不因?yàn)闃~向上揮舞而改變，但槳葉和氣流的相對(duì)運(yùn)動(dòng)方向之間的夾角由于這斜線向上的運(yùn)動(dòng)而變小，這個(gè)夾角(而不是槳葉和水平面之間的夾角)才是槳葉真正的迎角。槳葉的迎角在升力作用下下降，降低升力。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

槳葉在后行時(shí)，槳葉的升力不足，自然下垂，變旋轉(zhuǎn)邊下降造成槳葉和氣流相對(duì)運(yùn)方向之間的夾角増大，迎角増加，増加升力。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

由于離心力使槳葉有自然拉直的趨勢(shì)，槳葉不會(huì)在升力作用下無(wú)限升高或降低，機(jī)械設(shè)計(jì)上也采取措施，保證槳葉的揮舞不至于和機(jī)體發(fā)生碰撞。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

槳葉在環(huán)形過(guò)程中，不斷升高、降低，翼尖離圓心的距離不斷改變，引起科里奧利效應(yīng)，就像花祥滑冰運(yùn)動(dòng)員經(jīng)常把雙臂張開(kāi)、收攏，以控制旋轉(zhuǎn)速度。要是一個(gè)手臂張開(kāi)，一個(gè)手臂收攏，就不可能在原地旋轉(zhuǎn)，就要東倒西至了。所以槳葉在水平方向也要前后搖擺，以補(bǔ)償菜葉上下?lián)]舞所造成的科里奧利效應(yīng)。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

擺振鉸利用前行時(shí)阻力增加，使槳葉自然增加后掠角(即所謂“滯后”,因?yàn)闃~在旋轉(zhuǎn)方向上的角速度低于圓心的旋轉(zhuǎn)速度)，這也變相增加槳葉在氣流方向上剖面的長(zhǎng)度，加強(qiáng)了減小迎角的作用；在后行時(shí)，阻力減小，阻尼器(相當(dāng)于彈簧)使槳葉恢復(fù)到正常位置(即所謂“領(lǐng)先”,因?yàn)闃~在旋轉(zhuǎn)方向上的角速度高于圓心的旋轉(zhuǎn)速度)，當(dāng)然也加強(qiáng)了增加迎角的作用，所以擺振鉸(也稱水平鉸)也稱領(lǐng)先-滯后鉸。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

簡(jiǎn)單地說(shuō)，擺振鉸是指直升機(jī)旋翼系統(tǒng)圍繞主軸和橫軸連接點(diǎn)為中心，在一定角度范圍內(nèi)可自適應(yīng)性前后擺振的鉸鏈機(jī)構(gòu)。其作用是為了補(bǔ)償槳葉揮舞鉸上下?lián)]舞造成的科里奧利效應(yīng)；4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

擺振鉸利用前行時(shí)阻力增加，使槳葉自然增加后掠角，這也變相增加槳葉在氣流方向上剖面的長(zhǎng)度，加強(qiáng)了減小迎角的作用；在后行時(shí)，阻力減小，阻尼器使槳葉恢復(fù)到正常位置，加強(qiáng)了增加迎角的作用；從而進(jìn)一步平衡左右升力的不均衡。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

揮舞較和擺振鉸是旋翼升力均衡、飛行平穩(wěn)的關(guān)鍵。由于槳葉在旋轉(zhuǎn)中容許上下?lián)]動(dòng)和前后擺動(dòng)，這種槳葉稱為柔性槳葉。除了用機(jī)械鉸鏈容許槳葉在環(huán)形過(guò)程中相對(duì)于其他槳葉有一定的揮舞外，材質(zhì)也必須具有彈性，這就是為什么直升機(jī)停在地面時(shí)槳葉總是“耷拉”著的原因。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

由于機(jī)械鉸鏈磨損大，可靠性不好，可用彈性元件取代揮舞鉸，研制成功無(wú)鉸槳葉。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

前行槳葉可以在升力作用下向上有所揮舞，從而降低升力，達(dá)到平衡；后行槳葉則向下彎曲，從而提高升力，達(dá)到平衡。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

雙葉旋翼是一個(gè)采用剛性鉸鏈的特例，槳葉和圓心的槳轂剛性連接，用一個(gè)單一的“蹺蹺板”鉸鏈同時(shí)代替揮舞鉸和擺振鉸，所以也稱為半剛性槳葉。蹺蹺板鉸鏈在一側(cè)槳葉上揚(yáng)時(shí)，將另一側(cè)槳葉自然下壓；在一側(cè)槳葉“領(lǐng)先”時(shí)，將另一側(cè)槳葉自然“滯后”,既簡(jiǎn)化了機(jī)械設(shè)計(jì)，又完美地實(shí)現(xiàn)了更復(fù)雜的機(jī)械設(shè)計(jì)才能實(shí)現(xiàn)的功能。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

不過(guò)“蹺蹺板”設(shè)計(jì)只能用于雙葉旋翼。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

雙葉旋翼有無(wú)可置疑的簡(jiǎn)潔性和由此而來(lái)的成本和可靠性上的優(yōu)勢(shì),但雙葉旋翼也只有兩片槳葉可以產(chǎn)生升力，和多葉槳葉相比，曉蹺板式揮舞結(jié)構(gòu)旋翼要達(dá)到相同的升力效果則需要增加旋翼直徑和增加旋翼轉(zhuǎn)速，這樣來(lái)，前者增加了總體尺寸和阻力，后者則增加了噪聲。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

直升機(jī)還有第三個(gè)重要鉸鏈機(jī)構(gòu)即總距鉸(也稱變距鉸)?？偩嚆q是指直升機(jī)旋翼系統(tǒng)圍繞橫軸為旋轉(zhuǎn)中心可在一定角度范圍內(nèi)調(diào)整槳葉迎角的鉸鏈機(jī)構(gòu)。其作用是控制槳葉的螺距(迎角)，從而控制直升機(jī)的上升和下降。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

旋翼是直升機(jī)的關(guān)鍵部件。它由數(shù)片(至少兩片)槳葉和槳轂構(gòu)成，形狀像細(xì)長(zhǎng)機(jī)翼的槳葉連接在槳轂上。槳轂安裝在旋翼軸上，旋翼軸方向接近于鉛垂方向，一般由發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)旋轉(zhuǎn)。旋轉(zhuǎn)時(shí)，獎(jiǎng)葉與周圍空氣相互作用，產(chǎn)生氣動(dòng)力。直升機(jī)旋翼繞旋翼轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)時(shí)，每個(gè)葉片的工作都與一個(gè)機(jī)翼類似。4.4.2直升機(jī)的三大鉸鏈

旋翼在空氣中旋轉(zhuǎn)，對(duì)周圍空氣產(chǎn)生一個(gè)作用力矩，根據(jù)牛頓第三定律，空氣必定以大小相等、方向相反的力矩作用于旋翼，然后傳到機(jī)體上。此時(shí)如果不采取平衡措施，這個(gè)反作用力矩會(huì)使機(jī)體向旋翼旋轉(zhuǎn)的相反方向旋轉(zhuǎn)。為了平衡這個(gè)反作用力矩，需要采用不同的直升機(jī)布局形式。1.直升機(jī)的布局特點(diǎn)

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

直升機(jī)的布局形式按旋翼數(shù)量和布局方式的不同可分為單旋翼直升機(jī)、共軸式雙旋翼直升機(jī)、縱列式雙旋翼直升機(jī)、橫列式雙旋翼直升機(jī)和帶翼式直升機(jī)等幾種類型。1.直升機(jī)的布局特點(diǎn)

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

(1)直升機(jī)的操作系統(tǒng)。直升機(jī)的操縱系統(tǒng)是指?jìng)鬟f操縱指令、進(jìn)行總距操縱、變距操和腳操縱(或航向操縱)的操縱機(jī)構(gòu)和操縱線路。通過(guò)總距操縱來(lái)實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的升降運(yùn)動(dòng)；道過(guò)變距操縱來(lái)實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的前后左右運(yùn)動(dòng)；通過(guò)航向操縱來(lái)改變直升機(jī)的飛行方向。2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

1)總距操縱。總距操縱是用來(lái)操縱旋翼的總槳距，使各片槳葉的安裝角同時(shí)增大或減小，從而改變旋翼拉力的大小。當(dāng)拉カ大于直升機(jī)重力時(shí)，直升機(jī)就上升，反之，直升機(jī)則下降，如圖4-39(a)所示。2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

旋翼總槳距改變時(shí)，旋翼的需用功率也隨著改變。因此，必須相應(yīng)地改變發(fā)動(dòng)機(jī)的油門，使發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出功率與旋翼的需用功率相匹配以保持旋翼速度不變。為減輕駕駛員負(fù)擔(dān)，發(fā)動(dòng)機(jī)油門操縱和總距操縱通常是交聯(lián)的。改變總距時(shí)，油門開(kāi)度也相應(yīng)地改變。因此，總距操縱一般又稱為總槳距-油門操縱。2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

2)變距操縱。變距操縱即為周期變距操縱，它通過(guò)自動(dòng)傾斜器使槳葉的安裝角周期改變，從而使槳葉升力周期改變，并由此引起槳葉周期揮舞，最終導(dǎo)致旋翼錐體相對(duì)于機(jī)體向著駕駛桿運(yùn)動(dòng)的方向傾斜。由于拉力基本上垂直于槳盤(pán)平面，因而拉力也向駕駛桿運(yùn)動(dòng)方向傾斜，從而實(shí)現(xiàn)縱向(包括俯仰)及橫向(包括滾轉(zhuǎn))運(yùn)動(dòng)。例如，當(dāng)拉力前傾時(shí)，產(chǎn)生向前的分力，直升機(jī)向前運(yùn)動(dòng)，當(dāng)拉力后傾時(shí)，產(chǎn)生向后的分力，直升機(jī)向后運(yùn)動(dòng)，如圖4-39(b)所示。2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

3)航向操縱。航向操縱是用方向舵操縱尾槳的錐力(或拉力)的大小，實(shí)現(xiàn)航向操縱。當(dāng)尾的錐力(或拉力)改變時(shí)，此力對(duì)直升機(jī)重心的力矩與旋翼的反作用力矩不再平衡，直升機(jī)繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，使航向發(fā)生變化。2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

直升機(jī)操縱性是指直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)對(duì)駕駛員操縱動(dòng)作的反應(yīng)能力。駕駛員通過(guò)操縱駕駛桿的縱向或橫向位移，來(lái)改變自動(dòng)傾斜器的傾斜角，以實(shí)現(xiàn)縱向和橫向力矩操縱。通過(guò)操縱腳蹬的位移、來(lái)改變尾槳距以實(shí)現(xiàn)航向力矩操縱。2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

(2)直升機(jī)的穩(wěn)定性。直升機(jī)的穩(wěn)定性是指直升機(jī)受到擾動(dòng)后能夠自己恢復(fù)其原來(lái)狀態(tài)的能力。通常分為靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性。一般情況下，直升機(jī)受到擾動(dòng)后偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，當(dāng)擾動(dòng)消失后，直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)一般發(fā)生變化。2.直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性

4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

(1)直升機(jī)的前飛。直升機(jī)的前飛，特別是平飛，是其最基本的一種飛行狀態(tài)。直升機(jī)作為一種運(yùn)輸工具，主要依靠前飛來(lái)完成其作業(yè)任務(wù)。為了更好地了解有關(guān)直升機(jī)前飛時(shí)的飛行特點(diǎn)，從無(wú)側(cè)滑的等速直線平飛入手。直升機(jī)的水平直線飛行簡(jiǎn)稱平飛。4.4.3

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3.直升機(jī)的飛行分析

(1)直升機(jī)的前飛。平飛是直升機(jī)使用最多的飛行狀態(tài)，旋翼的許多特點(diǎn)在平飛時(shí)表現(xiàn)得更為明顯。直升機(jī)平飛的許多性能決定于旋翼的空氣動(dòng)力特性，因此需要首先說(shuō)明這種飛行狀態(tài)下直升機(jī)的力和旋翼的需用功率。4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

3.直升機(jī)的飛行分析

廢4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

3.直升機(jī)的飛行分析

(2)直升機(jī)的側(cè)飛側(cè)飛是直升機(jī)特有的又一種飛行狀態(tài)，它與懸停、小速度垂直飛行及后飛一起是實(shí)施某些特殊作業(yè)不可缺少的飛行性能。一般側(cè)飛是在懸?；A(chǔ)上實(shí)施的飛行狀態(tài)。其特點(diǎn)是要多注意側(cè)向力的變化和平衡。由于直升機(jī)機(jī)體的側(cè)向投影面積很大，機(jī)體在側(cè)飛時(shí)其空氣動(dòng)力阻力特別大，因此直升機(jī)側(cè)飛速度通常很小。4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

3.直升機(jī)的飛行分析

(2)直升機(jī)的側(cè)飛側(cè)飛是直升機(jī)特有的又一種飛行狀態(tài)，它與懸停、小速度垂直飛行及后飛一起是實(shí)施某些特殊作業(yè)不可缺少的飛行性能。一般側(cè)飛是在懸?；A(chǔ)上實(shí)施的飛行狀態(tài)。其特點(diǎn)是要多注意側(cè)向力的變化和平衡。4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

3.直升機(jī)的飛行分析

(2)直升機(jī)的側(cè)飛由于直升機(jī)機(jī)體的側(cè)向投影面積很大，機(jī)體在側(cè)飛時(shí)其空氣動(dòng)力阻力特別大，因此直升機(jī)側(cè)飛速度通常很小。由于單旋翼帶尾槳直升機(jī)的側(cè)向受力是不對(duì)稱的，因此左側(cè)飛和右側(cè)飛受力各不相同。4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

3.直升機(jī)的飛行分析

(2)直升機(jī)的側(cè)飛向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛，旋翼拉力向后行槳葉一側(cè)的水平分量大于向前行槳葉一側(cè)的尾槳推力，直升機(jī)向后方向運(yùn)動(dòng)，會(huì)產(chǎn)生與水平分量反向的空氣動(dòng)力阻力Z。當(dāng)側(cè)力平衡時(shí)，水平分量等于尾槳推力與空氣動(dòng)力阻力之和，能保持等速向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛。4.4.3

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3.直升機(jī)的飛行分析

(2)直升機(jī)的側(cè)飛向前行槳葉一側(cè)側(cè)飛時(shí)，旋翼拉力的水平分量小于尾槳推力，在剩余尾槳推力作用下，直升機(jī)向尾槳推力方向一側(cè)運(yùn)動(dòng)，空氣動(dòng)力阻力與尾槳推力反向，當(dāng)側(cè)力平衡時(shí)，保持等速向前行槳葉一側(cè)飛行。4.4.3

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3.直升機(jī)的飛行分析

（1）旋翼的錐體在前面的分析中，假定槳葉未在槳轂旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)。實(shí)際上，目前的直升機(jī)都具水平鉸。旋翼不旋轉(zhuǎn)時(shí)，槳葉受垂直向下的本身重力的作用（見(jiàn)圖4-40（a））。4.4.3

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4.直升機(jī)旋翼的空氣動(dòng)力特點(diǎn)

（1）旋翼的錐體旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)，每片上的作用力除自身重力外，還有空氣動(dòng)力和慣性離心力?？諝鈩?dòng)力拉力向上的分力（T）方向與重力相反，它繞垂直鉸構(gòu)成的力矩，使槳葉上揮。慣性離心力（Fx）相對(duì)水平鉸所形成的力矩，力矩使槳葉在槳轂旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)（見(jiàn)圖4-40（b））。4.4.3

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4.直升機(jī)旋翼的空氣動(dòng)力特點(diǎn)

（1）旋翼的錐體在懸停或垂直飛行狀態(tài)中，這三個(gè)力矩綜合的結(jié)果，使得槳葉保持在與槳轂旋轉(zhuǎn)平面成某一角度的位置上，旋翼形成一個(gè)倒立的錐體。槳葉從槳轂旋轉(zhuǎn)平面揚(yáng)起的角度叫錐角。槳葉產(chǎn)生的拉力約為槳葉本身重量的10~15倍，但槳葉的慣性和離心力更大（通常約為槳葉拉力的十幾倍），所以錐角實(shí)際上并不大，僅有3°~5°。旋翼錐體如圖4-40所示。4.4.3

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4.直升機(jī)旋翼的空氣動(dòng)力特點(diǎn)

（2）懸停時(shí)功率分配從能量轉(zhuǎn)換的觀點(diǎn)分析，直升機(jī)在懸停狀態(tài)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)輸出的軸功率，其中約90%用于旋翼，分配給尾槳、傳動(dòng)裝置等消耗的軸功率加起來(lái)約占10%。旋翼所得到的90%的功率當(dāng)中，旋翼型阻功率又用去20%，旋翼用于轉(zhuǎn)變成氣流動(dòng)能以產(chǎn)生拉力的誘導(dǎo)功率僅占70%。4.4.3

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4.直升機(jī)旋翼的空氣動(dòng)力特點(diǎn)

直升機(jī)不同于固定翼飛機(jī)，一般都沒(méi)有在飛行中供操縱的專用活動(dòng)舵面。這是由于在小速度飛行或懸停中，其作用也很小，因?yàn)橹挥挟?dāng)氣流速度很大時(shí)舵面或副翼才會(huì)產(chǎn)生足夠的空氣動(dòng)力。單旋翼帶尾槳的直升機(jī)主要靠旋翼和尾槳進(jìn)行操縱，而雙旋翼直升機(jī)靠?jī)筛毙韥?lái)操縱。由此可見(jiàn)，旋翼還起著飛機(jī)的舵面和副翼的作用。4.4.3

無(wú)人直升機(jī)的飛行與操縱

5.直升機(jī)操作特點(diǎn)

為了說(shuō)明直升機(jī)操縱特點(diǎn)，先介紹直升機(jī)駕駛艙內(nèi)的操縱機(jī)構(gòu)。直升機(jī)駕駛員座艙操縱機(jī)構(gòu)及配置直升機(jī)駕駛員座艙主要的操縱機(jī)構(gòu)是:駕駛桿（又稱周期變距桿）、腳蹬、油門總距桿。此外還有油門調(diào)節(jié)環(huán)、直升機(jī)配平調(diào)整片開(kāi)關(guān)及其他手柄。4.4.3

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5.直升機(jī)操作特點(diǎn)

駕駛桿位于駕駛員座椅前面，通過(guò)操縱線系與旋翼的自動(dòng)傾斜器連接。駕駛桿偏離中立位置表示：向前——直升機(jī)低頭并向前運(yùn)動(dòng)；向后——直升機(jī)拾頭并向后退；向左——直升機(jī)向左傾斜并向左側(cè)運(yùn)動(dòng)；向右——直升機(jī)向右傾斜并向右側(cè)運(yùn)動(dòng)。4.4.3

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5.直升機(jī)操作特點(diǎn)

腳蹬位于座椅前下部，對(duì)于單旋翼帶尾槳的直升機(jī)來(lái)說(shuō)，駕駛員蹬腳蹬操縱尾槳變距改變尾槳推（拉）力，對(duì)直升機(jī)實(shí)施航向操縱。油門總距桿通常位于駕駛員座椅的左方，由駕駛員左手操縱，此桿可同時(shí)操縱旋翼總距和發(fā)動(dòng)機(jī)油門，實(shí)現(xiàn)總距和油門聯(lián)合操縱。4.4.3

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5.直升機(jī)操作特點(diǎn)

自動(dòng)傾斜器構(gòu)造如圖4-41所示。自動(dòng)傾斜器的主要零件包括：旋轉(zhuǎn)