飛行原理復(fù)習(xí)資料

1、精選優(yōu)質(zhì)文檔-傾情為你奉上飛機(jī)的平面型：后掠角：機(jī)翼1/4弦線和機(jī)身縱軸垂線之間的夾角。飛機(jī)的剖面型：相對彎度：最大弧高與翼弦的比值（是能反應(yīng)機(jī)翼上下表面外凸程度的差別的參數(shù)）國際標(biāo)準(zhǔn)大氣：海平面高度為0；海平面氣溫為288.15K或15攝氏度或59華氏度；海平面氣壓為1013.2mBar(毫巴)或 1013.2hPa(百帕) 或29.92inHg(英寸汞柱) ；對流層內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)溫度遞減率為，每增加1000m溫度遞減6.5攝氏度，或每增加1000ft溫度遞減2攝氏度。ISA偏差的計算:知某機(jī)場場溫20C，機(jī)場壓力高度2000英尺。求：機(jī)場高度處ISA偏差。解：在壓力高度為2000英尺的機(jī)場處，IS

2、A標(biāo)準(zhǔn)溫度應(yīng)為： T標(biāo)準(zhǔn)=15oC（2C/1000ft）x2000ft=11oC，而實際溫度為：T實際=20oC，故ISA偏差即溫度差為：ISA偏差= T實際T標(biāo)準(zhǔn)=20oC11oC=9oC，表示為：ISA+9C 。 低速和高速的分界線Ma=0.4；迎角是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。（飛機(jī)的俯仰角越大，迎角越大？）流線譜的特點:速度是否會影響流線譜的形狀？）連續(xù)性定理：注意馬赫數(shù)小于1和馬赫數(shù)大于的區(qū)別，對于低速，必定是速度越大，流管越細(xì)質(zhì)量守恒伯努里方程：靜壓和動壓之和等于總壓，即速度越大，壓力（指的是靜壓）越小能量守恒低速綜述：速度增加，流管變細(xì)，壓力減??；速度減小，流管變粗，壓力增加。

3、升力：方向與相對氣流方向相垂直；作用點CP即壓力中心；大小由升力公式表達(dá)；升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對飛機(jī)升力的影響。 升力產(chǎn)生原理：空氣流過翼型的前緣，分成上下兩股。在通常的迎角狀態(tài)（即正迎角），在上表面，流管收縮，流速增大，壓力降低；在下表面，流管擴(kuò)張，流速減小，壓力增加。上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對氣流方向的分量，就是升力。重點要求掌握阻力分摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力、誘導(dǎo)阻力附面層特點：沿附面層法線方向遠(yuǎn)離壁面速度增加，壓力不變。 減小誘導(dǎo)阻力的措施：翼尖小翼、翼尖副油箱、增大展弦比?？諝獾牡退倏諝鈩恿μ匦裕荷ο禂?shù)隨迎角增加先增加再減小，升力系數(shù)最大出對應(yīng)

4、的迎角為臨界迎角。壓力中心先前移再后移；阻力系數(shù)隨迎角增加一直增加；升阻比最大對應(yīng)的迎角為有利迎角，也稱最小阻力迎角；極曲線原點引直線，與曲線相交兩點，其升阻比相同。地面效應(yīng)的效果：升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)減小，升阻比增加，飛機(jī)產(chǎn)生附加的下俯力矩。增升裝置目的：提高最大升力系數(shù)增升裝置原理：增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強(qiáng)差；延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)；增大機(jī)翼面積。掌握前緣縫翼，分裂襟翼和簡單襟翼。 槳葉角增大變大距或變高距（后拉變距桿）；槳葉角減小 - 變小距或變低距（前推變距桿）。螺旋槳幾何扭轉(zhuǎn)的目的使槳葉各剖面迎角基本相等調(diào)速器的作用：保持轉(zhuǎn)速不變；變距桿的作用：改變

5、轉(zhuǎn)速。螺旋槳負(fù)拉力產(chǎn)生的原因：飛行速度過大；油門過小；發(fā)動機(jī)空中停車。 順槳：將變距桿拉至最后，增大槳葉角，以減小負(fù)拉力和減輕發(fā)動機(jī)的磨損。螺旋槳的副作用；進(jìn)動（重點掌握方向的判斷）；反作用力力矩：地面上使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)（右轉(zhuǎn)螺旋槳飛機(jī)機(jī)頭左偏），空中使飛機(jī)帶坡度（右轉(zhuǎn)螺旋槳飛機(jī)帶左坡度）；滑流扭轉(zhuǎn)飛機(jī)具有穩(wěn)定性必須同時具備穩(wěn)定力矩和阻尼力矩飛機(jī)的穩(wěn)定性能夠保證飛機(jī)恢復(fù)到原來的平衡狀態(tài)，而不能恢復(fù)到原來的飛行狀態(tài)。即恢復(fù)到原來的迎角、側(cè)滑角和坡度。焦點：機(jī)翼的焦點是迎角改變導(dǎo)致的機(jī)翼附加升力著力點。 其位置不隨飛行速度迎角等發(fā)生改變。飛機(jī)具有俯仰穩(wěn)定性必須保證焦點在中心之后。側(cè)滑：相對氣流方向與飛機(jī)

6、對稱面不一致方向穩(wěn)定性主要由垂尾產(chǎn)生要產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定性，必須使側(cè)滑前翼升力大于側(cè)滑后翼升力，主要依靠機(jī)翼的上反角、后掠角和上單翼產(chǎn)生。上反角：側(cè)滑前翼的迎角大；后掠角：側(cè)滑前翼的有效分速度大。方向穩(wěn)定性弱而橫側(cè)穩(wěn)定性強(qiáng)，易使飛機(jī)受擾后出現(xiàn)飄擺；方向穩(wěn)定性強(qiáng)而橫側(cè)穩(wěn)定性弱，易使飛機(jī)受擾后出現(xiàn)螺旋不穩(wěn)定。 飛機(jī)的操縱性：直線飛行中，駕駛盤前后的每一位置，都對應(yīng)著一個速度（迎角）；直線飛行中，每個腳蹬位置，對應(yīng)一個側(cè)滑角。右舵左側(cè)滑；無側(cè)滑時，一個壓盤位置對應(yīng)一個滾轉(zhuǎn)角速度。真速和空速的關(guān)系所需拉力隨速度增加先減小后增加，有利迎角處為最小阻力，此時的速度為有利速度，即最小阻力速度，對應(yīng)最大升阻比。平飛

7、最小速度隨高度的增加先保持不變后增加，在升限處只能以最小功率速度飛行；平飛的速度范圍通過最小功率速度來劃分最小功率速度久航；最小拉力速度遠(yuǎn)航；飛行重量越大，飛行時間越??？保持同一個空速的情況下，順風(fēng)飛行，航程增長；為了進(jìn)一步增加航程，順風(fēng)飛行時應(yīng)適當(dāng)減小空速。上升角大，則上升梯度越大，越障能力越強(qiáng)。上升角最大對應(yīng)的速度是最小功率速度。上升率最大對應(yīng)的速度是最小阻力速度。升限：理論升限 飛機(jī)的最大上升率為零對應(yīng)的高度。實用升限 飛機(jī)最大上升率為0.5m/s對應(yīng)的高度（低速飛機(jī)），或5m/s即對應(yīng)的高度（高速飛機(jī)）。最小功率速度來劃分速度范圍。無風(fēng)和零拉力的情況下以最小阻力速度下降飛機(jī)的下降距離最

8、長（下降角最?。?。飛機(jī)的下降角只與升阻比相關(guān)，而與重量無關(guān)。下降以最小阻力速度來劃分速度范圍。盤旋升力平飛升力上升和下降升力；載荷因素只與坡度相關(guān)而與重量無關(guān)；速度、坡度、迎角之間的關(guān)系。飛機(jī)對稱面偏離飛行軌跡，從操縱上講主要是飛行員只蹬舵或舵量過大所造成的。它形成外側(cè)滑。飛行軌跡偏離飛機(jī)的對稱面，從操縱上講主要是飛行員只壓盤或壓盤過多所引起，它形成內(nèi)側(cè)滑。盤旋中，盤的作用是使飛機(jī)帶坡度，舵的作用是使飛機(jī)不產(chǎn)生側(cè)滑。 起飛定義：飛機(jī)從跑道上開始滑跑，到抬前輪速度VR時抬輪離地，上升到距起飛表面50英尺高度，速度達(dá)到起飛安全速度V2的運動過程。飛機(jī)起飛過程分為：起飛滑跑、抬前輪離地、初始上升三個

9、階段。著陸定義：飛機(jī)以3度下降角，以50英尺高度過跑道頭開始，下降接地滑跑直至完全停止運動的整個過程，叫著陸。小型飛機(jī)的著陸過程一般可分為四個階段：下降、拉平、接地和著陸滑跑。著陸中常見的偏差及修正中拉飄的主要原因是：拉桿過多。風(fēng)對起飛著陸影響及修正： 側(cè)滑法修正偏流：向側(cè)風(fēng)方向（即上風(fēng)方向）壓盤，使飛機(jī)產(chǎn)生坡度而向側(cè)風(fēng)方向側(cè)滑，同時向側(cè)風(fēng)反方向（即下風(fēng)方向）蹬舵，以保持機(jī)頭方向不變。 用改變航向法修正側(cè)風(fēng)時，飛行員應(yīng)操縱飛機(jī)使其向側(cè)風(fēng)方向改變一個航向角，當(dāng)改變的航向角正好等于偏流角時，便修正了偏流。 著陸目測原理有四點：正確選擇下滑點，保持規(guī)定的下滑角，保持規(guī)定的下滑速度，以及正確掌握收完油門的時機(jī)。 失速的根本原因：飛機(jī)的迎角超過其臨界迎角。機(jī)翼自傳：螺旋是由失速后的機(jī)翼自轉(zhuǎn)引起的。失速后，飛機(jī)一旦受擾開始滾轉(zhuǎn)，下沉機(jī)翼迎角大，升力小，上揚機(jī)翼迎角小，升力大，加劇飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)，形成機(jī)翼自轉(zhuǎn)現(xiàn)象。裝載移動、增減后重心位置的確定某飛機(jī)總重為1 200磅，重心在100英寸處。已知飛機(jī)每小