飛機常識及其飛行學習知識普及其課程

1、飛機常識及飛行知識普及課程本內(nèi)容由臺風發(fā)表于盛唐第一課飛機的一般知識飛機是目前最主要的飛行器。它廣泛地用于軍事和國民經(jīng)濟兩方面。本節(jié)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，以及機翼的形狀等問題。一、飛機的主要組成部分及其功用自從世界上出現(xiàn)飛機以來，飛機的結(jié)構(gòu)形式雖然在不斷改進，飛機類型不斷增多，但到目前為 止，除了極少數(shù)特殊形式的飛機之外，大多數(shù)飛機都是由下面五個主要部分組成，即：機翼、機身、 尾翼、起落裝置和動力裝置。它們各有其獨特的功用。（一）機翼機翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機在空中飛行；也起一定的穩(wěn)定和操縱作用。在機翼上 一般安裝有副翼和襟翼。操縱副翼可使飛機滾轉(zhuǎn)

2、；放下襟翼能使機翼升力增大。另外，機翼上還可 安裝發(fā)動機、起落架和油箱等。機翼有各種形狀，數(shù)目也有不同。歷史上曾出現(xiàn)過雙翼機，甚至還 出現(xiàn)過多翼機。但現(xiàn)代飛機一般都是單翼機。（二）機身機身的主要功用是裝載乘員、旅客、武器、貨物和各種設(shè)備；還可將飛機的其它部件如尾翼、 機翼及發(fā)動機等連接成一個整體。（三）尾翼尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平定面和可動的升降舵組成。垂直尾翼則 包括固定的垂直安定面和可動的方向舵。尾翼的主要功用是用來操縱飛機俯仰和偏轉(zhuǎn)，并保證飛機 能平穩(wěn)地飛行。（四）起落裝置起落裝置是用來支持飛機并使它能在地面和水平面起落和停放。陸上飛機的起落裝置，大都由 減震支柱

3、和機輪等組成。它是用于起飛、著陸滑跑，地面滑行和停放時支撐飛機。（五）動力裝置動力裝置主要用來產(chǎn)生拉力或推力，使飛機前進。其次還可以為飛機上的用電設(shè)備提供電源， 為空調(diào)設(shè)備等用氣設(shè)備提供氣源?，F(xiàn)代飛機的動力裝置，應(yīng)用較廣泛的有四種：一是航空活塞式發(fā)動機加螺旋槳推進器；二是渦 輪噴氣發(fā)動機；三是渦輪螺旋槳發(fā)動機；四是渦輪風扇發(fā)動機。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，火箭發(fā)動機、 沖壓發(fā)動機、原子能航空發(fā)動機等，也將會逐漸被采用。動力裝置除發(fā)動機外，還包括一系列保證 發(fā)動機正常工作的系統(tǒng)，如燃油供應(yīng)系統(tǒng)等。飛機除了上述五個主要部分之外，根據(jù)飛行操縱和執(zhí)行任務(wù)的需要，還裝有各種儀表、通訊設(shè) 備、領(lǐng)航設(shè)備、安全設(shè)備

4、和其它設(shè)備等。二、操縱飛機的基本方法飛行員操縱駕駛盤（或駕駛桿）、腳蹬板，使升降舵、副翼和方向舵偏轉(zhuǎn)，能使飛機向各個方向 轉(zhuǎn)動。例如后拉駕駛盤，升降舵上偏，機頭上仰；前推駕駛盤，則升降舵下偏，機頭下俯。向左壓駕 駛盤，左邊副翼上偏，右邊副翼下偏，飛機向左滾轉(zhuǎn)；反之，向右壓駕駛盤右副翼上偏，左副翼下 偏，飛機向右滾轉(zhuǎn)。向前蹬左腳蹬板（即蹬左舵），方向舵左偏，機頭向偏轉(zhuǎn)；反之，向前蹬右腳蹬板（即蹬右舵），方向舵右偏，機頭向右偏轉(zhuǎn)。三、機翼的形狀機翼的形狀主要是指機翼的平面形狀、切面形狀、扭轉(zhuǎn)角和左右半翼的傾斜度。而機翼的空氣 動力性能，主要取決于機翼的切面形狀和平面形狀。因此，下面分別介紹機翼的切

5、面形和平面形。（一）機翼的切面形（簡稱翼型）（二）機翼的平面形仰視在藍天飛行的飛機時，所看到的體現(xiàn)飛機特征的機翼樣子就叫機翼的平面形狀。機翼的平 面形狀是決定飛機性能的重要因素。早期的飛機，機翼平面形大都做成矩形。矩形機翼制造簡單，但阻力較大，因此一般用于舊式 飛機和現(xiàn)代的小型飛機。為了適應(yīng)提高飛行速度的需要，解決阻力與飛行速度之間的矛盾，后來又 制造出了梯形翼和橢圓翼。橢圓翼的阻力（誘導阻力）最小，但因制造復雜，未被廣泛采用。梯形 翼的阻力也較小，制造也簡單，因而是目前活塞式發(fā)動機飛機用的最多的一種機翼。隨著噴氣式飛 機的出現(xiàn)，飛行速度在接近或超過音速時，要產(chǎn)生新的阻力（波阻），為減小波阻，

6、提高飛行速度，適應(yīng)高速飛行，相繼出現(xiàn)了后掠翼、三角翼、S形前緣翼、雙三角翼，變后掠翼等機翼，并獲得廣泛應(yīng)用。目前，高亞音速客機之所以廣泛采用后掠翼，就是為了提高機翼的臨界M數(shù)，避免在重要飛行 狀態(tài)下產(chǎn)生更大的波阻，從而提高飛機的性能。各種不同平面形狀的機翼，其升、阻力之所以有差異，與機翼平面形狀的各種參數(shù)有關(guān)。機翼 平面形狀的參數(shù)有：展弦比、尖削比、后掠角 第二課 飛機升力和阻力的產(chǎn)生飛機在空氣中運動或者空氣流過飛機時，就會產(chǎn)生作用于飛機的空氣動力，飛機各部分所受到 的空氣動力的總和，叫總空氣動力，通常用R表示。一般情況，這個力是向上并向后傾斜的，根據(jù)它所起的作用，可將它分解為垂直于相對氣流方

7、向和平等于相對氣流方向的兩個分力。垂直方向的 力叫升力，用 Y表示。升力通常是起支托飛機的作用。平等方向阻礙飛機前進的力叫陰力，用X表示。飛機的升力絕大部份是機翼產(chǎn)生的，尾翼通常產(chǎn)生負升力，飛機其它部份產(chǎn)生的升力很小, 般都不考慮。至于飛機的阻力，只要是暴露在相對氣流中的任何部件，都是要產(chǎn)生的。、升力的產(chǎn)生從流線譜可以看出：空氣流到機翼前緣，分成上、下兩股，分別沿機翼上、下表面流過，而在 機翼后緣重新匯合向后流去。在機翼上表面，由于比較凸出，流管變細，說明流速加快，壓力降低。 在機翼下表面，氣流受到阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大。于是，機翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差，垂直于相對氣流方向的壓

8、力差的總和，就是機翼的升力。機翼升力的著力點，即升力作用線和翼弦的交點，叫壓力中心。機翼各部位升力的大小是不同的，要想了解機翼各個部位升力的大小，就需知道機翼表面壓力 分布的情形。機翼表面壓力的頒可通過實驗來測定。凡是比大氣壓力低的叫吸力（負壓力） ，凡是比大氣壓力 高的叫壓力（正壓力） 。機翼表面各點的吸力和正壓力都可用向量表示。向量的長短表示吸力或正壓 力的大小。向量的方向同機翼表面垂直，箭頭方向朝外，表示吸力；箭頭指向機翼表面，表示正壓 力。將各個向量的外端用平滑的曲線連接起來。壓力最低（即吸力最大）的一點，叫最低壓力點。 在前緣附近，流速為零，壓力最高的一點，叫駐點。機翼壓力分布并不是

9、一成不變的。 如果機翼在相對氣流中的關(guān)系位置改變了， 流線譜就會改變， 機翼的壓力分布也就隨之而變。機翼升力的產(chǎn)生主要是靠上表面吸力的作用， 而不是主要靠下表面的壓力高于大氣壓的情況下， 由上表面吸力所形成的升力， 一般占總升力的 60%到 80%左右， 而下表面的正壓力所形成的升力只不 過占總升力的 20%到 40%左右。 如果下表面的壓力低于大氣壓力產(chǎn)生向下的吸力，則機翼總升力就等于上表面吸力減去下表面的吸力。在此情況下，機翼升力就完全由上表面吸力所形成。二、阻力的產(chǎn)生阻力是與飛機運動方向相反的空氣動力，起著阻礙飛機前進的作用，按其產(chǎn)生的原因可分為摩 擦，產(chǎn)生一個阻止飛機前進的力。這個力就

10、是摩擦阻力。摩擦阻力是在“附面層” （或叫邊界層）內(nèi)產(chǎn)生的。所謂附面層，就是指，空氣流過飛機時，貼 近飛機表面、 氣流速度由層外主流速度逐漸降低為零的那一層空氣流動層。 附面層是怎樣形成的呢？ 原來是，當有粘性的空氣流過飛機時，緊貼飛機表面的一層空氣，與飛機表面發(fā)生粘性摩擦，這一 層空氣完全粘附在飛機表面上，氣流速度降低為零。緊靠這靜止空氣層的外面第二氣流層，因受這 靜止空氣層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用要弱些，因此氣流速度不會降低為零。 再往外，第三氣流層又要受第二氣流層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用更弱些， 因此氣流速度降低就更少些。這樣，沿垂直于飛機表面的方

11、向，從飛機表面向外，由于粘性摩擦作 用的減弱，氣流速度就一層一層的逐漸增大，到附面層邊界，就和主流速度相等了。這層氣流速度 由零逐漸增大到主流速度的空氣層，就是附面層。附面層內(nèi)，氣流速度之所以越貼近飛機表面越慢， 這必然是由于這些流動空氣受到了飛機表面給它的向前的作用力的作用的結(jié)果。根據(jù)作用和反作用 定律，這些被減慢的空氣，也必然要給飛機表面一個向后的反作用力，這就是飛機表面的摩擦阻力。附面層按其性質(zhì)不同，可分為層流附面層和紊流附面層。就機翼而言，一般在最大厚度以前， 附面層的氣流各層不相混雜而分層的流動。這部份叫層流附面層。在這之后，氣流流動轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂 無章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運動。這部份

12、叫率流附面層。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c叫轉(zhuǎn)捩點。附 面層內(nèi)的摩擦阻力與附面層的性質(zhì)有很大關(guān)系。實驗表明，紊流附面層的摩擦阻力要比層流附面層 的摩擦阻力大得多。因此，盡可能在機翼上保持層流附面層，對于減小阻力是有利的。所謂層流翼 型，就是這樣設(shè)計的?？偟恼f來，摩擦阻力的大小，決定于空氣的粘性，飛機的表面狀況，以及同空氣相接觸的飛機 的表面積?？諝庹承栽酱?，飛機表面越粗糙，飛機表面積越大，摩擦阻力就越大。（二）壓差阻力人在逆風中行走，會感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力?？諝饬鬟^機翼時，在機翼前緣部分，受機翼阻擋，流速減慢，壓力增大；在機翼后緣，由于氣 流分離形成渦流區(qū)，壓力減小。這樣，機翼前后便產(chǎn)

13、生壓力差，形成阻力。這種由前后壓力差形成 的阻力叫壓差阻力。機身、尾翼等飛機的其它部件都會產(chǎn)生壓差阻力。為什么在機翼后緣會出現(xiàn)氣流分離呢？其根本原因是空氣有粘性，空氣流過機翼的過程中，在 機翼表面產(chǎn)生了附面層。附面層中氣流速度不僅要受到粘性摩擦的阻滯作用，而且還要受到附面層 外主流中壓力的影響。附面層中，沿垂直于機翼表面方向的壓力變化很小，可認為是相等的，且等 于層外主流的壓力。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。附面層內(nèi)的氣流雖受粘性摩擦的阻滯作用，使之沿途不斷減 速，但在順氣壓的推動下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去，但在順

14、氣壓的推動下，其結(jié)果氣流仍能 加速向后流去，但速度增加不多。在最低壓力點（E）之后情況就不一樣了。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。附面層內(nèi)的氣流除了要克服粘性 摩擦的陰滯作用外，還要克服反壓的作用，因此氣流速度迅速減小，到達某一位置，附面層底層空 氣就會完全停止下來，速度降低為零，空氣再不能向后流動。在S 點之后，附面層底層空氣在反壓作用下開始向前倒流。于是附面層中逆流而上的空氣與順流而下的空氣相頂碰，就使附面層氣流脫 離機翼表面，而卷進主流。這時，就形成大量逆流和旋渦而形成氣流分離現(xiàn)象。這些旋渦一方面在 相對氣流中吹離機翼，一方面又連續(xù)不斷地在機

15、翼表面產(chǎn)生，如此周而復始地變化著，這樣就在分 離點之后形成了渦流區(qū)。附面層發(fā)生分離之點（S點），叫做分離點。這種旋渦運動的周期性，是引起飛機機翼、尾翼和其它部分生產(chǎn)振動的重要原因之一。為什么機翼后緣渦流區(qū)中壓力會有所減小呢？道德我們要明確，這里指的渦流區(qū)壓力的大小， 是和機翼前部的氣流相比而言的。如果空氣流過機翼上下表面不產(chǎn)生氣流分離，則在機翼后部，上 下表面氣流重新匯合，流速和壓力都會恢復到與機翼前部相等。這樣，機翼前、后不會出現(xiàn)壓力差 而形成壓差阻力。然而事實不是這樣，當空氣流到機翼后部會產(chǎn)生氣流分離而形成渦流區(qū)。渦流區(qū) 中，由于產(chǎn)生了旋渦，空氣迅速轉(zhuǎn)動，一部分動能因摩擦而損耗，即使流速可

16、以恢復到與機翼前部 的流速相等，而壓力卻恢復不到原來的大小，比機翼前部的壓力要小。例如汽車開過，在車身后的 灰塵之所以被吸起，就是由于車身后面渦流區(qū)內(nèi)的空氣壓力小的緣故。根據(jù)實驗的結(jié)果，渦流區(qū)的壓力與分離點處氣流的壓力，其大小相差不多。這就是說：分離點 靠機翼后緣，渦流區(qū)的壓力比較大；分離點離開機翼后緣越遠，渦流區(qū)的壓力就越小?？梢姡蛛x 點在機翼表面的前后位置，可以表明壓差阻力的大小?？偟恼f來，壓差阻力與物體的迎風面積、形狀和物體在氣流中的相對位置有很大關(guān)系。迎風面 積越大，壓差阻力越大。象水滴那樣的，前端園鈍，后面尖細的流線形物體，壓差阻力最小。物體 相對于氣流的角度越大，壓差阻力越大。由

17、上面的分析可知，摩擦阻力和壓差阻力都是由于空氣的粘性面引起產(chǎn)生的阻力，如果空氣沒 粘性，那么上面兩種阻力都將不會存在。三）誘導阻力機翼上除了產(chǎn)生摩擦阻力和壓差阻力以外，由于升力的產(chǎn)生，還要產(chǎn)生一種附加的阻力。這種 由于產(chǎn)生升力而誘導出來的附加阻力稱為誘導阻力。可以說，誘導阻力是為產(chǎn)生升力而付出的一種 “代價”。誘導阻力是怎樣產(chǎn)生的呢？當機翼產(chǎn)生升力時，機翼下表面的壓力比上表面的大，而機翼翼展長度又是有限的，所以下翼 面的高壓氣流會繞過兩端翼尖，力圖向上翼面的低壓區(qū)流去。當氣流繞過翼尖時，在翼尖部份形成 旋渦，這種旋渦的不斷產(chǎn)生而又不斷地向后流去即形成了所謂翼尖渦流。翼尖渦流使流過機翼的空氣產(chǎn)生

18、下洗速度， 而向下傾斜形成下洗流。 氣流方向向下傾斜的角度， 叫下洗角。由翼尖渦流產(chǎn)生的下洗速度，在兩翼尖處最大，向中心逐漸減少，在中心處最小。這是因為空 氣有粘性，翼尖旋渦會帶動它周圍的空氣一起旋轉(zhuǎn)，越靠內(nèi)圈，旋轉(zhuǎn)越快，越靠外圈，旋轉(zhuǎn)越慢。 因此離翼尖越遠，氣流下洗速度越小。在是常生活中，也可觀察到翼尖渦流的現(xiàn)象。例如大雁南飛，常排成人字或斜一字形，領(lǐng)隊的 大雁排在中間，而幼弱的小雁常排在外側(cè)。這樣使得后雁處于前雁翅梢處所產(chǎn)生的翼尖渦流之中。 翼尖渦流中氣流的放置是有規(guī)律的，靠翼尖內(nèi)側(cè)面，氣流向下，靠翼尖外側(cè)，氣流是向上的即上升 氣流。這樣后雁就處在前雁翼尖渦流的上升氣流之中，有利于長途飛行

19、。從實驗也可看出翼尖渦流的存在。 當機翼產(chǎn)生正升力時， 由于機翼下表面的壓力比上表面的大， 故空氣從下翼面繞過翼尖翻到上翼面去世。因而處在兩翼尖處的兩個葉輪都放置起來，在左翼尖的 向右放置（從機尾向機頭看） ，在右翼尖的向左放置。升力增大，上下翼表面壓力差增大，葉輪放置 得更快。升力為零，上下翼面無壓力差，葉輪不轉(zhuǎn)動。若機翼產(chǎn)生負升力，則上民辦面的壓力比下 翼面大，故兩葉輪就會反轉(zhuǎn)。飛行中，有時從飛機翼尖的凝結(jié)云也可看到翼尖渦流。因為翼尖渦流的范圍內(nèi)壓力很低，如果 空氣中所含水蒸汽黑龍江省 膨脹冷卻而凝結(jié)成水珠， 便會看到由翼尖向后的兩道白霧狀的渦流索。升力是和相對氣流方向垂直的。既然流過機翼

20、的空氣因受機翼的作用而向下華僑，則機翼的升 力也應(yīng)隨之向后華僑。實際升力是和洗流方向垂直的。把實際升力分解成垂直于飛行速度方向和平 等于飛行速度方向的兩個分力。垂直于飛行速度方向的分力，仍起著升力的作用，這就是我們經(jīng)常 使用的升力。平等于飛行速度方向的分力，則起著阻礙飛機前進的作用，成為一部份附加阻力。而 這一部分附加阻力，是同升力的存在分不開的，因此這一部分附加阻力稱為誘導阻力。實踐表明，誘導阻力的大小與機翼的升力和展弦比有很大關(guān)系。升力越大，誘導阻力越大。展 弦比越大，誘導阻力越小。（四）干擾阻力 實踐表明，飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼等，單獨放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和總 是小于把

21、它們組成一個整體時所產(chǎn)生的阻力。所謂干擾阻力，就是飛機各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力?，F(xiàn)我們以機翼和機身為例，看干擾阻力是怎樣產(chǎn)生的。氣流流過機翼和機身的連接處，在機翼和機身結(jié)合的中部，由于機翼表面和機身表面都向外凸 出，流管收縮，流速迅速加快，壓力很快降低。而在后部由于機翼表面和機身表面都向內(nèi)彎曲，流 管擴張，流速減慢，壓力很快增高。這種壓力的變化，就促使氣流的分離點前移，并使機身和機翼 結(jié)合處后部渦流區(qū)擴大，從而產(chǎn)生了一種額外的阻力。這一阻力是因氣流的干擾而產(chǎn)生的，因此叫 干擾阻力。不但機翼和機身結(jié)合處會產(chǎn)生干擾阻力，而且在機身和尾翼，機翼和發(fā)動機知艙，機翼和副油 箱等結(jié)合

22、處，都可能產(chǎn)生。為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計飛機時要考慮飛機各部分的相對位置外，在機翼與機身、機身 與尾翼等結(jié)合部，可安裝整流包皮。這樣可使連接處較為圓滑，流管不致過分擴張，而產(chǎn)生氣流分 離。以上我們把低速飛機所產(chǎn)生的四種阻力-摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力和干擾阻力，分別作了介紹。這只是對低速飛機而言訴，至于高速飛機，除了也有這些阻力外，還將會產(chǎn)生波陰。第三課飛機的空氣動力性能飛機的空氣動力性能飛機的空氣動力性能是決定飛機飛行性能的一個重要因素。飛行員既要熟悉飛機空氣動力的產(chǎn) 生和變化，同時也要清楚飛機空氣動力性能的基本數(shù)據(jù)。這對于更好地認識飛機的飛行性能，正確 處理飛行中遇到的有關(guān)問題，非常

23、重要。所謂飛機的空氣動力性能，其中包括飛機的最大升力系數(shù)、最小阻力系數(shù)和最大升阻比等。應(yīng)該注意：升力系數(shù)或阻力系數(shù)僅僅是影響升力或阻力的因素之一，系數(shù)本身并不就是升力或 阻力。確定升、阻力的大小，不僅要看升力系數(shù)、阻力系數(shù)的大小，而且還要看影響升、阻力大小 的其它因素，空氣密度、飛行速度和機翼面積是否變化和如何變化。因此，不能把升力系數(shù)同升力、 阻力 力系數(shù)同阻力混為一談。我們在分析迎角對升力或阻力的影響時，之所以常用升力系數(shù)或阻 力系數(shù)來表達這種影響，而不直接用升力或阻力來表達，其優(yōu)點是可以撇開空氣密度。飛行速度和 翼面積對升、阻力的影響。這樣就突出了迎角對升、阻力的影響，對分析問題和計算都

24、帶來很大方 便。一、飛機的升阻比衡量一架飛機的空氣動力性能，不能單從升力，或單從阻力一個方面來看，必須把兩者結(jié)合起 來，分析升力和阻力之間的對比關(guān)系。所謂升阻比，就是在同一迎角下升力與阻力之比。升阻比也就是同一迎角下升力系數(shù)與阻力系 數(shù)之比。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小主要隨迎角而變，所以升阻比的大小也主要隨迎角而變。也就是說，升阻比與空氣密度、飛行速度、機翼面積的磊小無關(guān)。因為這些因素變了，升力和阻力 都按同一比例隨之改變，而不影響兩者的比值。升阻比大，說明在取得同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機的空氣動力性能越 好，對飛行越有利。二、飛機的空氣動力性能曲線（一）升力系數(shù)升力系數(shù)

25、為零，這個迎角叫無升力迎角。翼型不同，無升力迎角的大小也不同。對稱翼型的無 升力迎角為零度，非對稱翼型的無升力迎角一般為負值。從無升力迎角開始，迎角增加，升力系數(shù) 增加，直到最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對應(yīng)的迎角，叫臨界迎角。超過臨界迎角，迎角再增加， 升力系數(shù)將急劇降低。迎角從無升力迎角減小，升力系數(shù)將變?yōu)樨撝?，也就是升力變成負升力了。（二）阻力系?shù)小迎角范圍內(nèi)時，迎角增加，阻力系數(shù)增加緩慢；迎角比較大時，迎角增加，阻力系數(shù)增加較 快；接近或超過臨界迎角時，迎角增加，阻力系數(shù)急劇增加。應(yīng)當注意，阻力系數(shù)永遠不會為零， 也就是說飛機上的阻力是始終存在的。（三）升阻比升阻比有一個最大值，叫最大升

26、阻比。最大升阻比所對應(yīng)的迎角叫有利迎角。從無升力迎角開 始，迎角增加，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)多，所以升阻比是增大的，到有利迎角，升阻比 達到最大值。超過有利迎角，再增大迎角，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)少，所以升阻比減小。 飛機在有利迎角下飛行是有利的，所以一般飛機飛行的迎角都不大。（四）空氣動力系數(shù)前面我們講了，在每一個迎角下，都有一個升力系數(shù)和阻力系數(shù)。所謂飛機的空氣動力系數(shù)曲 線，就是把飛機的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角而變化的關(guān)系，綜合地用一條曲線畫出來，這條曲線 就是飛機的空氣動力系數(shù)曲線，簡稱飛機極線。飛機極線比較全面地表達了飛機的空氣動力性能， 在空氣動力計算中很有用處。從

27、飛機極線上還可得出各迎角下的升阻比，以及最大升阻比和有利迎角。各迎角下的升阻比， 可以由飛機極線上查出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)計算出來。也榀以從飛機極線上量得的性質(zhì)角計算出 來。所謂性質(zhì)角，就是飛機的總空氣動力與飛機升力之間的夾角。性質(zhì)角的大小，表明總空氣動力 （沿相對氣流方向）向后傾斜的程度。性質(zhì)角小，說明總空氣動力向后傾斜得少，阻力小?？梢?， 性質(zhì)角的大小，表明了升阻比的大小。迎角由無升力迎角逐漸增大時，性質(zhì)角減小，升阻比增大。性質(zhì)角最小時所對應(yīng)的迎角為有利 迎角，此時升阻比最大。例如飛機放起落架后，同一迎角下的阻力系數(shù)增大，而升力系數(shù)變化不大，因而性質(zhì)角變大， 升阻比減小，曲線向右平稱。顯然

28、有利迎角也變大了。又如，螺旋槳飛機，在同樣的飛行速度下，由于螺旋槳的吹風（稱為滑流），使受影響的機翼部分，實際相對氣流速度增大，因而飛機的升力和阻力都要增大。但因受吹風影響的機翼部分一般都 位于機翼中段，盡管升力因上下壓力差增大而增大，而由翼尖渦流引起的誘導阻力卻增加不多，所 以阻力增加較少，其結(jié)果升阻比是增大的。發(fā)動機工作狀態(tài)不同，螺旋槳吹風對空氣動力性能影響 程度也不同。第四課影響飛機升力和阻力的因素升力和阻力是在飛機與空氣之間的相對運動（相對氣流）中產(chǎn)生的。影響升力和阻力的基本因 素有：機翼在氣流臺的相對位置（迎角）、氣流的速度和空氣密度（空氣的動壓以及飛機本身的特點（飛機表面質(zhì)量、機翼

29、形狀機翼面積、是否使用襟翼和前緣縫翼是否張開等）。這些因素中，經(jīng)常變化的有迎角、飛行速度和空氣密度。飛行員主要是通過改變迎角和飛行速 度來改變升力和阻力的。因此，本節(jié)主要分析迎角和飛行速度對升力、阻力的影響。至于由于使用 襟翼和前緣縫翼等所引起的升力、阻力的變化，留在第五節(jié)再作分析。為便于分析問題，在分析一 個因素時，假定其它因素不變。一、迎角對升力和阻力的影響（一）迎角相對氣流方向（飛機運動方向）與翼弦所夾的角度，叫迎角。相對氣流方向指向機翼下表面， 為正迎角；相對氣流方向指向機翼上表面，為負迎角。飛行中，飛行員可通過前后移動駕駛盤來改 變迎角的大小或者正負。飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。飛行狀

30、態(tài)不同，迎角的正、負、大、小一般也不同。在水平飛行中，飛行員可根據(jù)機頭的高低 來判斷迎角的大小，機頭高，迎角大。機頭低，迎角小。其它飛行狀態(tài)，單憑機頭的高低就很難判 斷迎角的大小和正負，只有根據(jù)迎角本身的含義去判斷。例如，飛機俯沖中。機頭雖然很低，但迎 角并不為負的，氣流仍從下表面吹向機翼，因此迎角是正的。又如在上升中，機頭雖然比較高，但 迎角卻不一定很大，在改出上升時，若推桿過猛，也可能會出現(xiàn)負迎角。（二）迎角對升力的影響在飛行速度等其它條件相同的情況下，得到最大升力的迎角，叫做臨界迎角。在小于臨界迎角 的范圍內(nèi)增大迎角，升力增大；超過臨界邊角后，再增大迎角，升力反而減小。這是因為，迎角增大

31、時，一方面在機翼上表面前部，流線更為彎曲，流管變細，流速加快，壓 力降低，吸力增大。與此同時，在機翼下表面，氣流受到阻擋，流管變粗，流速減慢壓力增大， 要使升力增大。但是，另一方面迎角增大時，由于機翼上表面最低壓力點的壓力降低。因此，后緣 部分的壓力比最低壓力點的壓力大得更多，于是在上表面后部的附面層中，空氣向前倒流的趨勢增 強，氣流分離點向前移動，渦流區(qū)擴大，就會破壞空氣的平順流動，從而使升力降低。在中、小迎 角，增大迎角時，分離點前移緩慢，渦流區(qū)只占機翼后部的不大的一段范圍，這對機翼表面空氣的 平順流動影響不大，前一方面起著主要作用，因此，在小于臨界迎角的范圍內(nèi)，迎角增大，升力是 增大的。

32、到臨界迎角，升力達到最大。超過臨界迎角后，迎角再增大，則分離點迅速前移，渦流區(qū)迅速擴大，嚴重破壞空氣的平順流 動，機翼上表面前段，流管變粗，流速減慢，吸力降低。從分離點到機翼后緣的渦流區(qū)內(nèi)，壓力大 致相同，比大氣壓力稍小。在靠近后緣的一段范圍內(nèi)，吸力雖稍有增加，但很有限，補償不了前段 吸力的降低。所以，超過臨界迎角以后，迎角再增大，升力反而減小。改變迎角，不僅升力大小要發(fā)生變化，而且壓力中心也要發(fā)生前后移動。迎角由小逐漸增大時， 由于機翼上表面前段吸力增大，壓力中心前移。超過臨界迎角以后，機翼前段和中段吸力減小，而 機翼后段吸力稍有增加，所以壓力中心后移。（三）迎角改變對機翼阻力的影響在低速飛

33、行時，機翼的阻力有：摩擦阻力、壓差阻力和誘導阻力。實驗表明，迎角增大，摩擦阻力一般變化不大。迎角增大，分離點前移，機翼后部的渦流區(qū)擴大，壓力減小，機翼前后的壓力差增加，故壓差 阻力增加。迎角增大到超過臨界迎角以后，由于分離點迅速前移，渦流區(qū)迅速擴大，因此壓差阻力 急劇增加。小于臨界迎角，迎角增大時，由于機翼上、下表面的壓力差增大，使翼尖渦流的作用更強，下 洗角增大，導致實際升力更向后傾斜，故誘導阻力增大。超過臨界迎角，迎角增大，由于升力降低， 故誘導阻力隨之減小。綜上所述，在小迎角的情況下增加迎角時，由于升力的增加和渦流區(qū)的擴大都很慢，故壓差阻 力和誘導阻力增加都很少，這時機翼的阻力主要是摩擦

34、阻力，因此整個機翼阻力增加不多。當迎角 逐漸變大以后，再增大迎角時，由于機翼升力的增加和渦流區(qū)的擴大都加快，故壓差阻力和誘導阻 力的增加也隨之加快。特別是誘導阻力，在大迎角時，隨著迎角的增大而增加更快。因此，整個機 翼的阻力隨著迎角的增大而增加較快。這時，誘導阻力是機翼阻力的主要部份。超過臨界迎角以后， 雖然誘導阻力要隨著升力的降低而減小，但由于壓差阻力的急劇增加，結(jié)果使整個機翼阻力增加更 快。簡單說：迎角增大，阻力增大；迎角越大，阻力增加越多；超過臨界迎角，阻力急劇增大。二、飛行速度和空氣密度對升、阻力的影響（一）飛行速度飛行速度越大，空氣動力（升力、阻力）越大。實驗證明：速度增大到原來的兩

35、倍，升力和阻 力增大到原來的四倍；速度增大到原來的三倍，升力和阻力增大到原來的九倍。即升力、阻力與飛 行速度的平方成正比例。飛行速度增大，為什么升、陰力會隨之增大呢？因為在同一迎角下，機翼流線譜，即機翼周圍 的流管形狀基本上是不隨飛行速度而變的。飛行速度愈大，機翼上表面的氣流速度將增大得愈多， 壓力降低愈多。與此同時，機翼下表面的氣流速度減小得愈多，壓力也增大愈多。于是，機翼上、 下表面的壓力差愈加相應(yīng)增大，升力和阻力也更加相應(yīng)增大。二）空氣密度空氣密度大，空氣動力大，升力和阻力自然也大。這是因為，空氣密度增大，則當空氣流過機 翼，速度發(fā)生變化時，動壓變化也大，作用在機翼上表面的吸力和下表面的

36、正壓力也都增大。所以， 機翼的升力和阻力隨空氣密度的增大而增大。實驗證實，空氣密度增大為原來的兩倍，升力和阻力也增大為原來的兩倍。即升力和阻力與空 氣密度成正比例。顯然，由于高度升高，空氣密度減小，升力和阻力也就會減小。三、機翼面積，形狀和表面質(zhì)量對升、阻力的影響（一）機翼面積機翼面積大，升力大，阻力也大。升力和阻力都與機翼面積的大小成正比例。（二）機翼形狀機翼形狀對升、阻力有很大影響。就機翼切面形狀來說，相對厚度大，機翼的升力和阻力也大。這是因為，相對厚度大，機翼上 表面的彎曲程度也大，一方面使空氣流過機翼上表面流速增快得多，壓力也降低得多，升力大。另 一方面最低壓力點的壓力小， 分離點靠前

37、， 渦流區(qū)變大， 壓差阻力大。 實驗表明， 相對厚度在 5%-12% 的翼型，其升力比較大，相對厚度若超過14%，不僅阻力過大，而且升力會因上表面渦流區(qū)的擴大而減小。最大厚度位置，對升阻力也有影響。最大厚度位置靠前，機翼前緣勢必彎曲得更厲害些，導致 流管在前緣變細，流速加快，吸力增大，升力較大。但因后緣渦流區(qū)大，阻力也較大。最大厚度位 置靠近翼弦中央，升力較小，但其阻力也較小。因為，最大厚度位置靠后，最低壓力點，轉(zhuǎn)捩點均 向后移，層流附面層加長，紊流附面層減短，使摩擦阻力減小，所以阻力較小。在相對厚度相同情況下，中弧曲度大，表明上表面彎曲比較厲害，流速大，壓力低，所以升力 比較大。平凸型機翼比

38、雙凸型機翼的升力大，對稱型機翼升力最小。中弧曲度大，渦流區(qū)大，故阻 力也大。機翼平面形狀對升、陰力也有影響。實驗表明，橢園形機翼誘導阻力最小，而矩形機翼和菱形 機翼誘導阻力最大。展弦比越大，誘導阻力越小。放下襟翼和前緣縫翼張開，會改變機翼的切面形狀，從而會改變機翼的升力和阻力。又如機翼 結(jié)冰，會破壞機翼流線形外形，從而使升力降低，阻力增大。三）飛機表面質(zhì)量飛機表面光滑與否對摩擦阻力影響很大。飛機表面越粗糙，附面層越厚，轉(zhuǎn)捩點越靠前，層流段縮短，紊流段增長，粘性摩擦加劇，摩擦阻力越大。因此保持好飛機表面光滑，就能減小飛機阻力。飛機的阻力對于提高飛機的飛行性能是不利的。因此，在飛機的設(shè)計制造和使用

39、維護中，應(yīng)想 方設(shè)法減小飛機的阻力。下面從阻力產(chǎn)生的不同原因，談?wù)劀p小飛機阻力可采取的一些措施。要減小摩擦阻力，設(shè)計時應(yīng)盡可能縮小飛機與空氣相接觸的表面積。制造過程中應(yīng)將飛機表面 做得很光滑，有的高速飛機甚至將表面打磨光。維護使用中，保持好飛機表面光潔。如上飛機，要 求穿軟底鞋，鋪好腳踏布等。飛機要定期清洗。停放時加蓋蒙布，以防風沙雨雪侵蝕。要減小壓差阻力，應(yīng)盡可能將暴露在空氣中的各個部件或另件做成流線形的外形，并減小迎風 面積。對不能收起的起落架和活塞式發(fā)動機都應(yīng)加整流罩。維護使用中，要保持好飛機的外形，不 要碰傷飛機表面，各種艙的口蓋應(yīng)蓋好，同時保持好飛機的密封性。要減小誘導阻力，低速飛機

40、可增大展弦比和采用梯形翼。高速飛機可在翼尖懸掛副油箱或安裝 翼尖翼刀等。要減小干擾阻力，設(shè)計時要妥善安排飛機各部件的相對位置，同時在各部件連接處安裝整流包 皮。采取上面一些措施，對減小飛機的阻力，提高飛機的飛行性能是有利的。但這只是問題的一個 方面。在某些情況下，阻力對飛機的飛行不但無害而且還是必須的。如空戰(zhàn)中，為了提高飛機的機 動性，有時必須打開減速板，增大飛機阻力，使速度很快降低，以便繞到敵機后面的有利位置進行 攻擊。又如，飛機著陸時，為增大飛機阻力，使飛機減速快，從而縮短著陸滑跑距離，機輪使用剎 車；高速飛機還可打減速板和減速傘使飛機減速。有的飛機可使螺旋槳產(chǎn)生負拉力，噴氣發(fā)動機產(chǎn) 生反

41、推力來增大飛機的阻力，達到減速的目的。第五課主要航空術(shù)語淺釋氣動布局飛機外形構(gòu)造和大部件的布局與飛機的動態(tài)特性及所受到的空氣動力密切相關(guān)。關(guān) 系到飛機的飛行特征及性能。故將飛機外部總體形態(tài)布局與位置安排稱作氣動布局。其中，最常采 用的機翼在前，尾翼在后的氣動布局又叫做常規(guī)氣動布局。無尾飛機 不配置水平尾翼（或鴨式前翼）的飛機。它利用機翼后緣裝有的“升降副翼”活動 面來替代傳統(tǒng)的水平尾翼（含升降舵），獲得俯仰穩(wěn)定性和俯仰操縱（升降運動）力矩。變后掠翼 后掠角在飛行中可視需要隨時改變的活動機翼。它的問世，能較好地解決飛機高速 與低速性能之間的一系列矛盾。采用小后掠角能使飛機具備較高的低速巡航效率和

42、較大的起飛著陸 升力。當超音速飛行時采用大后掠角，有利于減少飛行阻力，或者減少低空高速飛行中的顛簸，后 者對戰(zhàn)斗轟炸機來講尤為重要。旋翼機 由旋翼（旋轉(zhuǎn)槳葉）產(chǎn)生升力的飛行器有直升機與旋翼機兩大類，前者的旋翼有發(fā)動 機驅(qū)動；而后者的發(fā)動機只提供拉力，旋翼則靠迎面氣流的沖擊而自轉(zhuǎn)，從而獲得升力。近耦合鴨式飛機 無水平尾翼，但在機翼的前方另設(shè)置一對水平小翼面的飛機叫鴨式飛機，如 小翼（又叫前翼或鴨翼）與機翼極其靠近，那么可稱近耦合鴨式飛機。前置小翼起俯仰操縱與平衡 作用（相當于水平尾翼之功能），并可產(chǎn)生脫體渦使機翼升力增加。是現(xiàn)代先進軍用機常見形式。電傳操縱 指把飛機駕駛員的操縱指令從傳統(tǒng)的機械傳

43、輸變?yōu)殡娦盘杺鬏敺绞降男滦筒倏v系 統(tǒng)，可大大減輕重量，提高靈敏度。為可靠起見，常設(shè)34套以供備用，稱“三（四）余度”。一般適用于隨控布局飛機。隨控布局飛機 應(yīng)用主動控制技術(shù)的飛機?？衫每刂萍夹g(shù)來改善飛機性能，改善穩(wěn)定性與操 縱品質(zhì)，減少結(jié)構(gòu)重量及阻力，提高飛行機動性。具體手段有放寬靜穩(wěn)定性控制、乘坐品質(zhì)控制、 機動載荷控制、結(jié)構(gòu)振動控制和直接力控制等等。常為現(xiàn)代軍用機所采納。座艙蓋 飛機駕駛員或空勤組在機身中的專門座艙上方的透明玻璃天蓋。可以是多框架的，也 可以是少框架流線形的（如氣泡形） 。一般均可拉開供人員出入。懸臂式機翼 不用撐桿或張線加強的單層機翼。它無支撐物地獨立架設(shè)在機身側(cè)面，由

44、內(nèi)部翼 梁承載。平直翼 無明顯后掠角的機翼。一般指后掠角小于20 度、平面形狀呈矩形、梯形或半橢圓形的機翼。常用在亞音速飛機上。上反角 從機頭沿飛機縱軸向后看，兩側(cè)機翼翼尖向上翹或向下傾斜的角度。向上翹時取正值。后掠角 從飛機的俯仰方向看，機翼四分之一弦長連線自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是 機翼前緣線的歪斜角，則稱前緣后掠角。高速飛機的后掠角一般很大。上、中、下單翼 裝在機身背部或中部或腹部的單層機翼。也稱高、中、低單翼。前者多用于 運輸機與水上飛機，后者多用于軍用機或大型噴氣客機。中單翼因翼梁與機身難以協(xié)調(diào)，近幾十年 較少見。張線 舊時雙層機翼飛機上為上下層機翼承擔一部分載荷的細鋼絲，多

45、見于三十年代前的飛機。支柱 又叫撐桿或翼間支柱，用途同上，是上下層翼間的剛性硬式支撐桿，常有整流包皮減阻，并呈H形、V形或N形架設(shè)在機翼外側(cè)。展弦比 機翼的翼展與弦長之比值。用以表現(xiàn)機翼相對的展張程度。弦長是指一片機翼順氣流 方向的“翼弦”寬度尺寸，而翼弦是指連結(jié)機翼順氣流剖面最前與最后一點之間的直線。大“展弦 比”，飛機適宜作低速遠程飛行。邊條翼 飛機機翼根部前緣向前延伸的頭部尖削，呈狹長水平狀的翼片。它與機身及機翼連在 一起， 尤如一對大后掠角細長三角形機翼， 它形成的有利渦流能大大改善飛機大迎角時的升力特性， 推遲失速，是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機常用的布局之一。機翼增升裝置 機翼上用來改善氣流狀況和增

46、加升力的一套活動面板。可在飛機起飛、著陸或 低速機動飛行時增加機翼剖面之彎曲度及迎角，從而增加升力。常見有前緣縫翼、前后緣襟翼、吹 氣襟翼等等。襟翼 見“機翼增升裝置” 。副翼 裝在機翼最外側(cè)的后緣，用來控制飛機橫側(cè)傾斜與滾轉(zhuǎn)運動的可上下偏轉(zhuǎn)的小活動面 板。腹鰭 也稱鰭翼或鰭片，是機身后腹部順氣流固定安裝的刀狀薄翼面。用來輔助垂尾起增強飛 機方向安定性或抵消方向舵偏轉(zhuǎn)后帶來的滾轉(zhuǎn)力矩的作用。背鰭 又稱脊翼，與腹鰭對應(yīng)，是安裝在機身背部，常成為垂尾前方一部分的順氣流片狀翼面 或管條狀突起物，前者作用近似于垂尾的安定面，后者用于內(nèi)部鋪設(shè)電纜、油料或設(shè)備，常與座艙 蓋及垂尾前后連為一體。垂尾 是垂直

47、尾翼之簡稱，又叫立尾，是飛機主要大部件之一，是順氣流垂直安裝在機身后上 方的翼面。其前半部是不可活動的垂直安定面，起方向安定作用，后半部用鉸鏈與前半部相連，是 方向舵，控制飛機轉(zhuǎn)向。平尾 是水平尾翼之簡稱。是飛機主要大部件之一，一般呈水平狀安裝在機尾。其前半部不可 活動，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，控制飛機上升下降，由鉸鏈與前者相連。 垂尾與平尾合稱尾翼，也可用一組 V 形翼綜合替代。整流罩 將原裸露在機體外面的某一部件或裝置用流線形殼體封閉包覆起來的罩子。起保護與 減少阻力的雙重作用。如發(fā)動機整流罩、雷達天線罩等等。鼓包 相對而言更加凸出于飛機外表的局部的小型整流罩，一般呈

48、半卵形。炮塔 軍用飛機上裝有一至數(shù)門機槍或機炮并可上下左右轉(zhuǎn)動、且明顯突出于機身外表的專用 透明艙位。一般呈半球形，可人力操作，也可借助于動力裝置驅(qū)動，也可遙控。每架飛機可配備1至數(shù)個，用于自衛(wèi)或攻擊，大多見于二戰(zhàn)時期的中、大型轟炸機。尾梁 在帶尾槳的單旋翼形式直升機機身后段、外形變得明顯細長的那一段構(gòu)造。其末端裝有 尾翼、尾槳及尾橇。尾撐 連在飛機機身后部或在機身兩側(cè)機翼上獨立設(shè)置的直徑明顯小于機身的艙身構(gòu)造，部分 起著后機身的作用， 末端裝有尾翼， 故又起到了力臂的作用。 常見于舊時“雙身飛機” 的后部構(gòu)造。前三點（后三點）起落架 飛機下部用于起飛降落或地面滑行時支撐飛機并用于地面移動的附

49、 件裝置，叫做起落架。常見形式是三點式機輪。如果一對主要承載起落架位于飛機重心之后，另一 個起落架位于機頭之下，那就是前三點式起落架。如一對主要起落架位于飛機重心之前，另一起落 架在機尾之下，便是后三點式起落架。前者為現(xiàn)代飛機所采納，后者為舊式飛機所采納。吊艙 安裝有某機載設(shè)備或武器，并吊掛在機身或機翼下的流線形短艙段?？晒潭ò惭b（如發(fā) 動機吊艙），也可脫卸（如武器吊艙） 。副油箱 除機身與機翼內(nèi)原有的燃油箱外，在機體外部（偶爾在機艙內(nèi)部）臨時攜帶的輔助性 燃油箱，用來額外增加航程。通常掛在翼下，呈流線形，應(yīng)急時可投棄。多見于戰(zhàn)術(shù)飛機。. 進氣道 空氣噴氣發(fā)動工作時所需空氣的進氣通道，其入口處

50、則為進氣口?？稍O(shè)在機身頭部， 也可設(shè)在機身兩側(cè)或上、下方?；钊娇瞻l(fā)動機 為航空器（飛機、直升機、氣艇等）提供飛行動力的往復式內(nèi)燃機。并由它 帶動螺旋槳產(chǎn)生拉力（推力） ，其功率用馬力表示，其燃料是汽油。裝備活塞發(fā)動機的飛機也可叫做 活塞式飛機。五十年代之前的飛機基本上都采用這類發(fā)動機。空冷（水冷）活塞發(fā)動機 氣缸靠迎面氣流冷卻的航空活塞發(fā)動機叫空冷活塞發(fā)動機，氣缸靠內(nèi)循環(huán)水冷卻的航空活塞發(fā)動機叫水冷（液冷）活塞發(fā)動機。后者需要配備一套水散熱器，機構(gòu)復 雜，但可使機頭變得較流線形。由于生存性差，軍用機上較少使用。星形 空冷活塞發(fā)動機常見的氣缸排列方式，即復數(shù)氣缸以主軸為中心呈輻射狀徑向排列在一

51、 個平面上，它們的活塞聯(lián)桿共同驅(qū)動一個主軸。當氣缸超過九個時，也有排列在前后二個平面上的， 這叫做“雙排星形” 。星形氣缸排列方式使發(fā)動機呈短圓柱形（水冷發(fā)動機的氣缸常按一字縱列型或 H形雙列型或雙列 V型縱向排列，發(fā)動機外形呈長箱形狀）。渦輪噴氣發(fā)動機 又稱空氣渦輪噴氣發(fā)動機，是以空氣為氧化劑，靠噴管高速噴出的燃氣產(chǎn)生 反作用推力的燃氣渦輪航空發(fā)動機，簡稱“渦噴” 。裝備該發(fā)動機的飛機即為噴氣飛機。該發(fā)動機須 由壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管幾大部件構(gòu)成。推力用?；蚯Э吮硎尽u輪螺旋槳發(fā)動機 從渦噴發(fā)動機派生而來，是一種由螺旋槳提供拉力和噴氣反作用提供推力 的燃氣渦輪航空發(fā)動機。 其主要部件比

52、渦噴多了一組螺旋槳， 它由渦輪驅(qū)動。 該發(fā)動機簡稱 “渦槳”。 特點是推力大、耗油省，大多用于運輸機，海上巡邏機等機種。功率用當量馬力表示。渦輪軸發(fā)動機 從渦噴發(fā)動機派生而來，是一種將燃氣通過動力渦輪輸出軸功率的燃氣渦輪航 空發(fā)動機。其工作特點是幾乎將全部可用能量轉(zhuǎn)變?yōu)檩S功率輸出，高速旋轉(zhuǎn)軸通過減速器用來驅(qū)動 直升機的旋翼及尾槳。其功率用軸馬力來表示。是當代直升機的主要動力裝置。渦輪風扇發(fā)動機 從渦噴發(fā)動機派生而來，是一種由噴管排出燃氣和風扇排出空氣共同產(chǎn)生反 作用推力的燃氣渦輪航空發(fā)動機。其主要部件比渦噴發(fā)動機多了一個風扇。該發(fā)動機簡稱“渦扇” 或“內(nèi)外涵發(fā)動機” 。一部分推力靠噴管中高速噴

53、出的燃氣產(chǎn)生，另一部分推力由風扇推動的空氣反 作用力產(chǎn)生。特點是推力大，耗油省。常用于現(xiàn)代客機、運輸機、戰(zhàn)斗機、轟炸機。液體火箭發(fā)動機 以液態(tài)氧化劑和液態(tài)燃料組成推進劑的化學火箭發(fā)動機。用于火箭、導彈、 航天飛行器和飛機的動力裝置。它的推力大，不需要空氣。固體火箭發(fā)動機 以固態(tài)推進劑工作的化學火箭發(fā)動機，用于火箭、導彈、航天飛行器的動力 裝置和飛機的助推器。它的推力大，不需要空氣，但工作時間短，用千克來表示推力大?。ㄒ后w火 箭發(fā)動機同此） 。翼展 飛機機翼左右兩端最大直線距離。機長 飛機停在地面上時，機頭至機尾在地面投影上的最大直線距離（已考慮到機身的仰角因 素）通常將空速管計算在內(nèi)。對直升機

54、而言，是旋翼旋轉(zhuǎn)面外徑與尾槳之間或前后二個旋翼旋轉(zhuǎn)面 外徑之間的最大直線投影距離。機高 飛機停在地面上時，其最高一點至地面之間的垂直于地面的直線距離（已考慮到輪胎壓 縮因素和機身仰角因素） 。翼面積 飛機機翼俯仰投影面積。計算時應(yīng)將機翼與機身重疊部分的投影面積也包括進去，而 且機翼的各活動面以收入狀態(tài)為準。翼載 機翼單位面積上所承擔的飛機重量，即飛機使用狀態(tài)總重量與機翼面積的比值，單位是 千克平方米。飛行速度與翼載之大小呈正比例關(guān)系。自重 飛機構(gòu)造的累計重量，也稱凈重。即指飛機機體結(jié)構(gòu)的全部重量，不應(yīng)該包括乘員、燃 滑油、彈藥或其他有效載重。但包括固定的機載設(shè)備及軍械。總重 飛機構(gòu)造重量與乘員

55、、燃油、滑油、彈藥武器和貨物等其他有效載重的總和。其中又分 正常起飛重量、最大起飛重量，最大著陸重量等數(shù)種。本書中的最大總重指允許起飛的極限最大總 重值。最大載彈量 在充分利用武器掛架承載能力和充分利用彈艙容積后，攻擊武器的最大攜帶量。 此時不考慮燃油箱容積的利用率。最大攜油量 優(yōu)先考慮全機燃油箱（含副油箱）盡最大可能滿載后全機的燃油攜帶重量（千克） 或容積（立升） 。在此狀態(tài)下其他有效載重不可能達到滿載狀態(tài)。最大速度 也稱最大平飛速度，指在一定高度上，飛機強度和推力所能允許達到的最大定常平 飛速度。由千米小時表示。由于隨高度的變化，最大速度絕對值也各不相同，因此應(yīng)在此值后面 標出所測量時的高

56、度值（米） 。巡航速度 飛機在巡航狀態(tài)（指可以持續(xù)進行的速度、高度等參數(shù)基本不變的一種比較經(jīng)濟的 飛行狀態(tài)）下的平飛速度。一般是最大速度的7080%,用此速度飛行常能飛出最遠距離。實用升限 飛機能維持平飛的最大飛行高度叫升限，內(nèi)分理論升限和實用升限。實用升限是爬 升率略大于零的某一定值（對噴氣飛機而言取 5 米秒）時所對應(yīng)的最大平飛高度。轉(zhuǎn)場航程 飛機盡最大可能攜帶燃油后所能達到的最遠航程,此時并不優(yōu)先考慮其他有效載重 的載重量。此種狀態(tài)適用于飛機非作戰(zhàn)遠程轉(zhuǎn)移。作戰(zhàn)半徑 飛機起飛后,飛抵某一空域,并完成作戰(zhàn)任務(wù)后飛返原起飛機場所能達到的最遠單 程距離。也稱最大活動半徑。它小于二分之一航程。最

57、大續(xù)航時間 飛機耗盡其可用燃料所能持續(xù)飛行的時間,一般是指用巡航速度作經(jīng)濟航行所 達到的數(shù)值。此值常成為海上巡邏機、偵察機、預(yù)警機的考核指標。機炮 口徑為 20 毫米或 20 毫米以上的射擊火器。機槍 口徑小于 20 毫米的射擊火器。爬升率 在一定飛行重量和一定的發(fā)動機工作狀態(tài)下,飛機在單位時間內(nèi)上升的高度,常用米. /分秒表示。也可用爬升到某高度耗用掉多少時間來表示。如在理論海平面的大氣密度和壓力下 達到的爬升率，叫海面爬升率。懸停高度 直升機上升率為零的理論靜升限（最大飛行高度）。由于直升機近地面飛行時有“地面效應(yīng)”，所以懸停高度應(yīng)說明有無地面效應(yīng)，兩者數(shù)值不同。M數(shù) 氣流速度與當?shù)芈曇魝?/p>

58、播速度之比，亦稱馬赫數(shù)或馬氏數(shù)，是衡量空氣壓縮性的最重要 參數(shù)。當飛機以音速飛行時，可用皿數(shù)=1表示，超音速時 M> 1。同樣一個 M數(shù)，在不同高度有不同的飛行速度值。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機最大M數(shù)可大于2。第六課飛機的平衡飛機的平衡，是指作用于飛機的各力之和為零，各力對重心所構(gòu)成的各力矩之和也為零。飛機 處于平衡狀態(tài)時，飛行速度的大小和方向都保持不變，也不繞重心轉(zhuǎn)動。反之，飛機處于不平衡狀 態(tài)時，飛行速度的大小和方向?qū)l(fā)生變化，并繞重心轉(zhuǎn)動。飛機能否自動保持平衡狀態(tài)，是安定性的問題；如何改變其原有的平衡狀態(tài)，則是操縱性的問 題。所以，研究飛機的平衡，是分析飛機安定性和操縱性的基礎(chǔ)。飛機的平衡包括“作用力平衡”和“力矩平衡兩個方面。飛行中，飛機重心移動速度的變化， 直接和作用于飛機的各力是否平衡騰；飛機繞重心轉(zhuǎn)動的角速度的變化，則直接和作用于飛機的各 力矩是否平衡