飛行原理復(fù)習(xí)

1、第一章1、教材習(xí)題部分：1-8，其中2、3兩題自己網(wǎng)上找答案。2、機翼翼型：弦線，中弧線，相對厚度，相對彎度？3、飛機機翼平面形狀：尖削比，展弦比、后掠角的定義及公式？第二章1、連續(xù)方程公式？不可壓流的連續(xù)方程？2、伯努利方程的公式？氣流速度增加，氣流的壓力（靜壓）如何變化？1、本章后面習(xí)題1、3、6、7、8。2、飛機升力產(chǎn)生的原因？3、飛機升力的計算公式？1、教材第2章的4、5、17、18？課后習(xí)題：9、19，20、21第三章1、機翼“扭轉(zhuǎn)”有何好處？2、渦流發(fā)生器有何優(yōu)缺點？3、增升裝置的使用時機？4、說出幾種增升裝置。第四章掌握內(nèi)容：4、1 飛機的重心與坐標(biāo)系4、2 飛機的平衡之俯仰平衡

2、4、3飛機的安定性之靜安定性、動安定性、縱向安定性1、教材99頁習(xí)題1、2、3、4.2、基本概念：重心，焦點，滾轉(zhuǎn)，俯仰，偏轉(zhuǎn)，側(cè)滑，安定性，穩(wěn)定性？3、飛機平衡的條件？第六章1. 高速飛機的翼型有何特點？2. 后掠翼的臨界M數(shù)大、阻力小的原因是什么？3. 什么是翼尖效應(yīng)？什么是中間效應(yīng)？8. 敘述機翼局部激波的形成和發(fā)展的過程？9. 機翼升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)變化的關(guān)系是什么？11、高速飛機的翼型有何特點？1、教材157頁：第1題。2、高速氣流中，流管切面積、壓力、密度、溫度隨流速的變化規(guī)律是什么？3.、什么是飛行M數(shù)？4.、形成激波的原因是什么？激波隨物體形狀及M數(shù)的變化規(guī)律是怎樣的

3、？第七章1. 基本概念：滑翔比，表速，真速，平飛。2.平飛所需速度及影響因素。3.平飛性能指標(biāo)：平飛最大速度，平飛最小速度，久航速度，遠航速度，最大航程，最大航時。1上升角，徒升速度；上升率，快升速度；理論升限，實際升限。教材第9、10、22題3下降角，下降距離，下降率。4飛機下降的三種方式？第八章1、236頁開始，教材習(xí)題1、2、3、4、10、16、17、27、30、31.第九章教材310頁開始，習(xí)題1、2、4、5、6、7、9、29、30題習(xí)題10、11、12、16、31、32習(xí)題：33、34、36、39、40第43、49、50、51題。第十一章教材中：1、2、4、18題習(xí)題21：飛機顛簸的

4、原因？習(xí)題20：結(jié)冰對飛行有何影響？教材第9、10、22題1、 幾何迎角：翼型幾何平均弦的弦線和相對風(fēng)方向之間的夾角。2、 仰角：飛機機身軸線或者機翼弦線和水平線的夾角。2、臨界仰角：最大升力系數(shù)所對應(yīng)的迎角，叫做臨界迎角。 41 3、有利仰角：最大升阻比所對應(yīng)的迎角叫做有利迎角。 4、展弦比：翼展與幾何平均弦的比值。大展弦比：低速飛行，需要動力小，滑翔能力強。 小展弦比：機動性好，節(jié)約材料。5、馬赫數(shù)計算公式：M=V/a 1246、流線：空氣微團流動的路線就是流線。 17 7、馬赫錐角： sin=a/V V/a=M sin=1/M 弱擾動在超音速氣流中，V，形成一個圓錐面，所有聲波都被局限在

5、這個錐面內(nèi)。 該錐面稱為馬赫錐，馬赫錐的半頂角稱為馬赫角。顯然，Ma數(shù)越大，馬赫錐就越尖銳。8、飛機重心：飛機重力的著力點 ，叫做飛機的重心。 69飛機各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，叫飛機的重力。9、焦點：飛機附加升力的著力點，叫做飛機的焦點。 79 10、臨界馬赫數(shù) ：臨界速度與該飛行高度的音速之比。 機翼上表面流速大于飛行速度，因此當(dāng)飛行M數(shù)小于1時，機翼上表面最低壓力點的速度就已達到了該點的局部音速(此點稱為等音速點)。此時的飛行M數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)MCRIT 。11、升阻比 ：同一迎角下升力與阻力之比。 40 12、真空速：飛機相對于空氣的真實運動速度. 161 音速（a）：弱擾

6、動在靜止空氣中傳播的速度叫做音速。 空氣：低速飛行(馬赫數(shù)M<0.4)：空氣密度基本不隨速度而變化 高速飛行(馬赫數(shù)M>0.4)： 空氣密度隨速度增加而減小管道流動亞音速氣流在收縮管道中流動時，氣流的流速將增加，氣流的靜壓將減小，反之，在擴張管道中流動時，氣流的流速將減小，而氣流的靜壓將增加。超聲速氣流在變截面管道中的流動情況，與低速氣流相反，收縮管道將使超聲速氣流減速、增壓；而擴張形管道將使超聲速氣流增速、減壓。 在亞音速時，密度的減小量小于速度的增加量，故加速時要求截面積減小。流量一定，流速快則截面積減??；流速慢則截面積增大。在超音速時，密度的減小量大于速度的增加量，故加速時要

7、求截面積增大。二、回答題1、空間大氣層分幾層？飛機飛行的大氣層有何特點？對流層、平流層、中間層、電離層、散逸層。在對流層中，大多數(shù)天氣、云、風(fēng)暴和溫度變化都在這一層發(fā)生，每平均升高1000m，降6.5°，高度越高，溫度越低；平流層大氣的特點是幾乎不存在水蒸氣，所以沒有云、雨、霧、雪等天氣現(xiàn)象；只有水平方向的風(fēng)，沒有空氣的上下對流。2、飛機升力如何產(chǎn)生的？當(dāng)對稱機翼以一定的傾斜角（稱為攻角或迎角）在空氣中運動時，就會出現(xiàn)與非對稱機翼類似的流動現(xiàn)象，使得上下表面的壓力不一致，從而也會產(chǎn)生升力。機翼是通過將空氣向下偏轉(zhuǎn)而產(chǎn)生升力的。213、飛機阻力分幾種？如何產(chǎn)生的？摩擦阻力：由于緊貼飛機

8、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。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。壓差阻力：壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。氣流流過機翼后，在機翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強降低；而在機翼前緣部分，氣流受阻壓強增大，這樣機翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機翼產(chǎn)生壓差阻力。壓差阻力和干擾阻力在飛機總阻力構(gòu)成中所占比例較小。誘導(dǎo)阻

9、力：由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進的力，這就是誘導(dǎo)阻力。激波阻力影響摩擦阻力的因素：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。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。影響壓差阻力的因素：總的來說，飛機壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。干擾阻力的消除：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。影響誘導(dǎo)阻力的因素：機翼平面形狀： 橢圓形機翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升

10、力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼尖小翼可以減小誘導(dǎo)阻力4.增升裝置的增升原理？使用時機？說出四種增升裝置？63 增升原理：增升裝置允許機翼偏轉(zhuǎn)更多的氣流而不失速。 增升時機：起飛和著落；飛機襟翼、前緣固定縫翼、可動縫翼、渦流發(fā)生器，偏轉(zhuǎn)螺旋槳滑流、噴氣尾流5.激波的分類？氣流流過膨脹波后氣流參數(shù)如何變化的？ 激波的種類：1. 斜激波（超聲速氣流經(jīng)過激波流動方向變化） 2. 正激波（超聲速氣流經(jīng)過激波流動方向不變化） 3.脫體激波（超聲速氣流流過鈍頭物體產(chǎn)生的激波） 超聲波氣流通過膨脹波后，速度增大，壓力、密度和溫度相應(yīng)降低。膨脹波后氣流參數(shù)的變化與激波完全相反。飛

11、機失速后： （1）飛機振動、搖晃； （2）升降舵、方向舵抖動； （3）駕駛桿感覺失靈； （4）飛行速度、迅速降低； （5）飛機下降、機頭下沉等。6.什么是螺旋？如何產(chǎn)生的？螺旋是指飛機失速后，產(chǎn)生的一種急劇滾轉(zhuǎn)和偏轉(zhuǎn)的運動，伴隨滾轉(zhuǎn)和偏轉(zhuǎn)，飛機機頭向下，同時繞空中某一垂直軸，沿半徑很小和很陡的螺旋線急劇下降的飛行狀態(tài)。飛機產(chǎn)生螺旋是由于飛機超過臨界迎角后機翼自轉(zhuǎn)引起的。 339在螺旋形成前，一定出現(xiàn)失速。失速后若飛機受到擾動，使飛機產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)。如果飛機迎角較小，下沉機翼的迎角會增大，使升力增大從而制止飛機繼續(xù)滾轉(zhuǎn)。但飛機處于大迎角飛行狀態(tài)時，下沉機翼的迎角增加超過了臨界迎角產(chǎn)生局部失速或者失速不

12、一致，升力反而降低，產(chǎn)生一個加速飛機滾轉(zhuǎn)的力矩。由于迎角已經(jīng)超過臨界迎角，下沉機翼阻力要遠遠大于上揚機翼的阻力，兩翼阻力之差產(chǎn)生很大的偏轉(zhuǎn)力矩，促使飛機繞立軸向自轉(zhuǎn)方向急劇偏轉(zhuǎn)。飛機自轉(zhuǎn)后，升力不僅降低且方向隨著機翼的自轉(zhuǎn)不斷傾斜，升力不能平衡飛機重量，飛機迅速掉高度。運動軌跡由水平方向逐漸趨于垂直方向。升力趨于水平起向心力作用，使飛機在下降中還做小半徑的圓周運動。這就使飛機進入了一面旋轉(zhuǎn)，一面沿螺旋線軌跡下降的螺旋。機翼阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)變化的關(guān)系是什么？在臨界M數(shù)以前，阻力系數(shù)基本上不隨飛行M數(shù)而變，及至接近臨界M數(shù)時，阻力系數(shù)才稍有增加，超過臨界M數(shù)以后，阻力系數(shù)起初緩慢增大，隨后則急劇

13、增大，飛行M數(shù)大于1后，阻力系數(shù)逐漸下降。第一章：基本概念飛機的主要組成部分及其功用？機身：裝載機組、旅客、武器、貨物和其他必備設(shè)備；還可將飛機的其他部分連接成一整體，如尾翼、機翼、發(fā)動機。機翼：產(chǎn)生升力，以支持飛機在空中飛行；機翼上安裝的可操縱翼面主要有副翼和襟翼；機翼還可用于吊裝發(fā)動機、安裝起落架和設(shè)置起落架輪艙；機翼的內(nèi)部空間一般可用于安裝油箱；尾翼：主要用來操縱飛機的俯仰和偏轉(zhuǎn)，升降舵的上下偏轉(zhuǎn)改變水平尾翼上的升力大小，使飛機轉(zhuǎn)入上升或下降的飛行；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。動力裝置：產(chǎn)生

14、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)機翼翼型、弦線，中弧線，相對厚度，相對彎度？翼弦：連接前緣和后緣的虛構(gòu)直線。相對厚度（厚弦比）：翼型最大厚度（max）與弦長的比值。中弧線：一條和翼型上下表面距離相等的曲線。翼型有前緣和后緣。相對彎度（中弧曲度）：最大弧高與翼弦的比值。弧高：中弧線到翼弦的垂直距離飛機機翼平面形狀：尖削比，展弦比、后掠角的定義及公式？機翼平面形狀：是從上往下看到的機翼的外形輪廓。展弦比：機翼翼展與幾何平均弦長的比值。梢根比（尖削比）：機翼翼尖弦長與翼根弦長的比值。后掠角：機翼的1/4弦線與機身縱軸垂直線之間的夾角。

15、所謂國際標(biāo)準(zhǔn)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(biāo)準(zhǔn)。試述操縱飛機的基本方法？6自由度：3個空間位置X，Y，Z：3個空間姿態(tài)：俯仰控制：升降舵滾轉(zhuǎn)控制：副翼偏航控制：方向舵飛行員操縱駕駛盤、腳蹬板、升降舵、副翼和方向舵，能使飛機向各個方向轉(zhuǎn)動飛機升力產(chǎn)生的原因？ 升力產(chǎn)生原理：前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。在翼型的上表面：由于正仰角與翼面外凸的影響，流管收縮，流速增大，壓力降低； 而在翼型的下表面：氣流受阻，流管擴張，流速減慢，壓力增大。這樣就產(chǎn)生垂直相對氣流方向的壓力差，即升力。升力系數(shù)綜合的表達了機翼形狀、迎角等

16、對飛機升力的影響。 5低速附面層分離的原因和移動的規(guī)律是什么？ 36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。Ø 層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。Ø 分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。移動的規(guī)律：在最低壓力點之前，附面層外主流是從高壓區(qū)流向低壓區(qū)，沿途壓力逐漸降低，即形成順壓，氣流速度是不斷增大的。最低壓力點之后，主流是從低壓區(qū)流向高壓區(qū)，沿途壓力越來越大，即形成反壓，主流速度是不斷減小的。到達某一位置，附面層底層空氣就會完全停止下來，速度減低為零，空氣不能再向后移動。在這一位置后，附面層底層空氣在反壓作用下開始向前倒流，就形成了

17、大量迴流和漩渦而出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象。 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。 第三章：機翼機翼弦線與機身中心線之間的夾角叫安裝角. 機翼構(gòu)型：1、上反角、下反角 2、上單翼、下單翼 3、發(fā)動機整流罩 4、翼尖小翼影響機翼設(shè)計的其它因素1、邊界層能量2、機翼結(jié)冰3、邊界層湍流4、壓差阻力5、渦流發(fā)生器機翼扭轉(zhuǎn)有何好處？ 機翼翼跟仰角大，翼尖仰角小。翼跟產(chǎn)生升力增加，翼尖升力減小2.渦流發(fā)生器有何優(yōu)缺點？62優(yōu)點；是一種將能量增加到邊界層內(nèi)的方法，會增大失速迎角。 是一種簡單的裝置，能夠花樣翻新地安裝到任何飛機上。缺點；渦流發(fā)生器對

18、氣流施加力，它們做功，然而產(chǎn)生的力對機翼升力并沒有貢獻。3.增升裝置的使用時機？（起飛和著陸）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)增大升力的裝置。增升裝置的主要功用 ：在飛機起飛、降落時，增加機翼的升力，從而降低飛機的離地和接地速度，縮短起飛和降落滑跑距離。第四章：飛機的平衡、安定性和操縱性3.繞縱軸（OX軸）的轉(zhuǎn)動稱為滾轉(zhuǎn)4.繞橫軸（OZ軸）的轉(zhuǎn)動稱為俯仰轉(zhuǎn)動5.繞立軸（OY軸）的轉(zhuǎn)動稱為偏轉(zhuǎn)6側(cè)滑：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)。7.安定性：飛機受擾

19、偏離原平衡狀態(tài)，偏離后飛機能自動恢復(fù)到原平衡狀態(tài)的能力。8.安定性包括：a.靜安定性：受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，具有回到原平衡狀態(tài)的趨勢，稱為物體是靜安定的。靜安定性研究物體受擾后的最初響應(yīng)問題。b.動安定性：擾動運動過程中出現(xiàn)阻尼力矩，最終使物體回到原平衡狀態(tài)，稱物體是動安定的。動安定性研究物體受擾運動的時間響應(yīng)歷程問題。c.飛機的安定性：c1.縱向（俯仰）安定性； 飛機的俯仰安定性，指的是飛行中，飛機受微小擾動以至俯仰平衡遭到破壞，在擾動消失后，飛機自動趨向恢復(fù)原平衡狀態(tài)的特性。 條件：飛機重心在機翼壓力中心之前。C2.橫向安定性；飛機的橫向安定性，指的是飛行中，飛機受微小擾動以至橫向平衡遭到破

20、壞，在擾動消失后，飛機自動趨向恢復(fù)原平衡狀態(tài)的特性。C3.方向安定性：飛機的方向穩(wěn)定性，指的是飛行中，飛機受微小擾動以至方向平衡遭到破壞，在擾動消失后，飛機自動趨向恢復(fù)原平衡狀態(tài)的特性。9.穩(wěn)定性：飛機受到小擾動（陣風(fēng)擾動）后，偏離原平衡狀態(tài)，并在擾動消失后，飛行員不給于任何操縱，飛機自動恢復(fù)原平衡狀態(tài)（包括最初響應(yīng)靜安定性問題，和最終響應(yīng)動安定性問題）的特性。10.飛機平衡條件：作用于飛機的各力之和為零，各力對重心所構(gòu)成的力矩之和也為零。力平衡：飛機的移動速度有關(guān)力矩平衡：飛機的飛行姿態(tài)有關(guān)。俯仰力矩主要有三種: 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)生的俯仰力矩影響俯

21、仰平衡的因素： 1、加減油門； 2、收放襟翼（升力和平尾氣流） 3、收放起落架（阻力和飛機重心） 4、重心變化（軍用運輸機空投）保持俯仰平衡的主要方法：飛行員可利用偏轉(zhuǎn)升降舵產(chǎn)生的俯仰操縱力矩來平衡俯仰力矩以保持俯仰平衡。第六章：高速飛行高速氣流中，流管切面積、壓力、密度、溫度隨流速的變化規(guī)律是什么？氣流加快，流管切面積減小，壓力減小，密度減小，溫度降低2、什么是飛行M數(shù)？馬赫數(shù)是以音速為單位來衡量飛機飛行速度的，即飛行速度與音速之比，M=V/a形成激波的原因是什么？激波隨物體形狀及M數(shù)的變化規(guī)律是怎樣的？飛機以超音速飛行時，沿途的空氣來不及讓開，物體與空氣驟然相遇，氣流突然遭受強烈壓縮，形成

22、一個強烈的擾動。在一般情況下，對同一物體所產(chǎn)生的斜激波而言，M數(shù)越大，則激波角越小4、高速飛行的翼型有何特點？相對厚度?。粚ΨQ或接近對稱,高速翼型的相對彎度一般不超過2； 最大厚度位置靠近翼弦中間；前緣曲率半徑較小。5、敘述機翼局部激波的形成和發(fā)展的過程？飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)后，機翼上表面開始出現(xiàn)超音速區(qū)。在超音速區(qū)內(nèi)流管擴張，氣流加速，壓強進一步降低，與后端的壓強為大氣壓力的氣流相作用，形成一道壓力、密度、溫度突增的界面，即激波。機翼升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨飛行M數(shù)變化的關(guān)系是什么？升力系數(shù)：在亞音速階段（M<M臨界）,隨著飛行M數(shù)的增大，升力系數(shù)先是基本保持不變，隨后在接近臨界M數(shù)時

23、，逐漸有些提高，在跨音速階段（M臨界<M<1），升力系數(shù)先是增大隨后減小，接著又增大，在超音速階段（M>1）升力系數(shù)隨飛行M數(shù)的逐步增大而不斷下降阻力系數(shù)：在臨界M數(shù)前，阻力系數(shù)基本不隨飛行M數(shù)變化，飛行M數(shù)大于臨界M數(shù)以后，阻力系數(shù)急劇增大到最大值，飛行M數(shù)大于1后，阻力系數(shù)開始隨著M數(shù)的增大而逐漸減?。核街本€飛行、上升、下降基本概念：滑翔比，表速，真速，平飛?；璞仁秋w機下滑距離與下滑高度之比，無風(fēng)零拉力情況下，飛機的滑翔比等于飛機的升阻比。平飛所需速度及影響因素。能夠產(chǎn)生足夠的升力來平衡重力的飛行速度叫平飛所需速度，以V平飛表示。 飛機重量越大，V平飛越大；升力系數(shù)越

24、大， V平飛越??；機翼面積；空氣密度飛性能指標(biāo)：平飛最大速度，平飛最小速度，久航速度，遠航速度，最大航程，最大航時。 滿油門時，可用拉力曲線與需用拉力曲線的右交點對應(yīng)的速度，為平飛最大速度vmax。飛機平飛所能保持的最小穩(wěn)定速度，以vmin表示。平飛所需拉力最小的速度，V有利平飛最小阻力速度，在平飛所需拉力曲線的最低點。也稱有利速度（久航速度） V久。從平飛功率曲線原點向曲線所引切線的切點對應(yīng)的速度為最小阻力速度（遠航速度）V遠上升角，徒升速度；上升率，快升速度；理論升限，實際升限上升角：上升軌跡與水平線的夾角。陡升速度：上升角最大對應(yīng)的上升速度。陡升速度使飛機在相同的水平距離內(nèi)獲得的高度增量

25、最多。上升率：飛機在單位時間內(nèi)上升的高度，以Vy上表示。快升速度：上升率最大對應(yīng)的上升速度?？焐俣仁癸w機在相同的時間內(nèi)的高度增量最多。 理論升限：飛機的最大上升率為零對應(yīng)的高度。理論升限處，飛機只能以平飛。實際升限：飛機最大上升率為100ft/min(FPM)對應(yīng)的高度（低速飛機），或500ft/min(FPM)對應(yīng)的高度（高速飛機）。下降角，下降距離，下降率。下降角：指飛機的下降軌跡與水平面之間的夾角。下降距離：指飛機下降一定高度所前進的水平距離。下降率：指飛機在單位時間內(nèi)下降的高度，以vy下表示飛機下降的三種方式？小油門下降；快速下降；緊急下降第八章：機動飛行1.什么是側(cè)滑？側(cè)滑產(chǎn)生的原

26、因、引起的力和力矩的變化如何？側(cè)滑：飛機對稱面和相對氣流方向不一致的飛行。側(cè)滑產(chǎn)生的原因：（1）飛行軌跡偏離飛機的對稱面，如飛行員只壓盤（左）或壓盤過多所引起，它形成內(nèi)側(cè)滑。（2）飛機對稱面偏離飛行軌跡，如飛行員只蹬舵（左）或舵量過大所造成的。它形成外側(cè)滑。側(cè)滑引起的力和力矩的變化側(cè)力（Z）：氣流側(cè)向吹來，在機身，垂尾兩側(cè)流動情況不對稱，形成壓力差，產(chǎn)生側(cè)力。側(cè)力受側(cè)力系數(shù)（側(cè)滑角），動壓，機翼面積的影響，側(cè)滑引起升力下降（機翼氣流速度垂直分量減?。枇ι仙C身和垂尾對氣流阻擋，流速減小，壓力增大，壓差阻力增大；產(chǎn)生渦流）。飛機產(chǎn)生向側(cè)滑反方向滾轉(zhuǎn)的安定力矩，產(chǎn)生向側(cè)滑方向偏轉(zhuǎn)的安定力矩，

27、對于螺旋槳飛機還會影響飛機的俯仰力矩。2.什么是正常盤旋？正常盤旋是指飛機不帶側(cè)滑，飛行高度、坡度、盤旋半徑等參數(shù)均不隨時間改變的盤旋。最小半徑轉(zhuǎn)彎受三個飛機特性限制?襟翼收起時的失速速度；結(jié)構(gòu)強度；可用功率：起飛和著陸1.如何操縱飛機進行直線滑行和滑行轉(zhuǎn)彎？直線滑行：飛機平穩(wěn)地開始滑行，滑行中保持好速度和方向，并使飛機能停止在預(yù)定的位置。滑行轉(zhuǎn)彎：對前輪可偏轉(zhuǎn)的前三點飛機，可偏轉(zhuǎn)前輪產(chǎn)生向心力，對前輪不能操作偏轉(zhuǎn)的前三點飛機或后三點飛機可采用轉(zhuǎn)彎反向蹬舵或使用轉(zhuǎn)彎方向的單剎車、或者兩者并用的方法，使機頭偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生向心力。2.起飛的操縱方法是怎樣的？（1）起飛滑跑,飛機對正跑道后，松剎車，柔和連

28、續(xù)地加油門至最大位置，用盤舵保持滑跑方向。后三點式適當(dāng)后拉桿，增加穩(wěn)定性；隨滑跑速度的增加，再前推桿，減小阻力。（2）抬前輪離地操縱方法：滑跑速度增加到抬輪速度VR時，柔和一致向后帶桿，接近預(yù)定姿態(tài)時，應(yīng)回桿保持姿態(tài)，待飛機自動離地。飛機離地后，機輪摩擦力消失，飛機有上仰趨勢，應(yīng)回桿保持姿態(tài)。（3）初始上升用桿保持規(guī)定的俯仰姿態(tài)上升，離地后，當(dāng)確保飛機有正的上升率，收起落架，在50英尺處飛機加速至大于起飛安全速度V2。繼續(xù)上升至規(guī)定高度，再調(diào)整構(gòu)型和功率。3.著陸分哪幾個階段，各階段如何進行操縱？（1）拉平拉平是飛行員在規(guī)定高度開始拉桿并收油門，使飛機逐漸退出下降角，形成接地姿態(tài)，并減速至接地

29、速度的曲線運動過程。（2）平飄飛行員根據(jù)飛機下沉和減速的情況相應(yīng)地向后拉桿，在平飄前段拉桿量較少，后段拉桿量較多（3）接地在接地過程，還要繼續(xù)向后帶桿，才能保持所需接地姿態(tài)。著陸滑跑著陸滑跑的中心問題是減速和保持滑跑方向。飛機兩點接地后，應(yīng)帶住桿保持兩點滑跑，待機頭自然下沉接地后，松桿過中立，隨即柔和使用剎車減速，同時注意用舵保持方向。拉平高、拉平低、拉飄、跳躍產(chǎn)生的原因是什么？如何修正？（1）拉平高和拉平低 飛機在較高的高度上，過早地改變飛機的姿態(tài)，叫拉高。飛機在較低的高度上，尚未形成相應(yīng)的飛機姿態(tài)角，稱為拉低。（2）拉飄在平飄中，飛機向上飄起的現(xiàn)象，叫拉飄。 拉飄的主要原因是拉桿過多。 （

30、3）跳躍飛機接地后又跳離地面的現(xiàn)象，叫跳躍。 造成飛機著陸跳躍的原因很多。只要接地時飛機升力與機輪彈力之和大于飛機重力，就會產(chǎn)生跳躍。 修正方法拉高，減慢或停止拉桿如果在2米左右高度形成平飄，應(yīng)及時穩(wěn)桿，并稍加油門，待飛機下沉到合適高度，收油門拉桿。如果在2米以上高度形成平飄，且速度小，未能及時修正時，應(yīng)及時果斷復(fù)飛。 （2）拉低應(yīng)適當(dāng)增大拉桿量，避免飛機重接地。（3）拉飄及跳躍的修正方法如飄起高度不高，應(yīng)穩(wěn)住桿，待飛機下沉?xí)r，及時帶桿。如飄起高度較高，應(yīng)及時頂桿制止上飄；待飛機下沉?xí)r，根據(jù)下沉快慢，及時適量拉桿。如何修正風(fēng)對滑行的影響？飛行員都應(yīng)向側(cè)風(fēng)反方向偏轉(zhuǎn)前輪，向側(cè)風(fēng)反方向蹬舵，以保持

31、滑跑方向。還應(yīng)向側(cè)風(fēng)方向壓盤，保持機翼水平。逆風(fēng)時應(yīng)適當(dāng)?shù)卦黾硬倏v量。順風(fēng)時應(yīng)及時用反方向蹬舵或向轉(zhuǎn)彎反方向偏轉(zhuǎn)前輪，必要時也可使用剎車如何修正側(cè)風(fēng)對滑跑的影響？起飛滑跑中，隨著速度的增大，各舵的效用增強，需相應(yīng)地減小前輪和舵的操縱量，以保持滑跑方向，著陸時則相反什么是起飛側(cè)風(fēng)極限？起飛抬前輪時，蹬滿舵能修正的側(cè)風(fēng)為理論上的起飛側(cè)風(fēng)極限。什么是著陸側(cè)風(fēng)極限？飛機接地時，蹬滿舵所能修正的側(cè)風(fēng)為理論上的著陸側(cè)風(fēng)極限。 大逆風(fēng)條件下起飛、著陸有何特點？保持同樣空速則地速較小，起飛著陸性能好；拉桿時，需注意動作要柔和；為增強安全裕量，可使用稍大的表速。 10.什么是特種條件下起飛、著陸？有何特點？11.如何進行復(fù)飛？作出復(fù)飛決定后，應(yīng)立即將油門推至起飛功率，同時帶桿使飛機轉(zhuǎn)入規(guī)定的復(fù)飛姿態(tài)，確保飛機有穩(wěn)定的正的上升速度后，收起落架，增速至規(guī)定，分次收起襟翼。單輪著陸的操縱有何特點？（1）防止拉高或拉飄（2）飛機接地前，可向右稍壓些盤，讓飛機稍帶些右坡度接地（3）飛機接地后，隨著滑跑速度的不斷減小，重力與升力之差不斷增大，同時副翼效用也