民航基礎(chǔ)知識(shí)教案3(內(nèi)容)

1、長(zhǎng)沙航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院教案PAGE 第6頁(yè) 共 5 頁(yè)飛行基本原理第一節(jié) 氣流特性氣流和相對(duì)氣流空氣流動(dòng)簡(jiǎn)稱(chēng)為氣流。空氣與物體之間有相對(duì)運(yùn)動(dòng)，就有相對(duì)氣流。流線和流線譜：空氣經(jīng)過(guò)空間任意一點(diǎn)的速度、壓力和密度都不隨時(shí)間而變化的氣流叫穩(wěn)定氣流，穩(wěn)定氣流中空氣質(zhì)點(diǎn)流動(dòng)的路線叫流線。許多流線所組成的反映空氣流動(dòng)全貌的圖形叫流線譜。飛機(jī)的翼型和迎角都會(huì)對(duì)流線譜產(chǎn)生影響。機(jī)翼的剖面形狀簡(jiǎn)稱(chēng)為翼型。如果機(jī)翼在相對(duì)氣流中的關(guān)系位置改變了，流線譜就會(huì)改變，機(jī)翼的壓力分布也就隨之而變。 迎角對(duì)于流線譜也有變化影響。飛機(jī)是重于空氣的飛行器，當(dāng)飛機(jī)飛行在空中，就會(huì)產(chǎn)生作用于飛機(jī)的空氣動(dòng)力，飛機(jī)就是靠空氣動(dòng)力升空飛行的

2、。在了解飛機(jī)升力和阻力的產(chǎn)生之前，我們還要認(rèn)識(shí)空氣流動(dòng)的特性，要引用低速氣流的兩個(gè)定理：氣流連續(xù)性原理和伯努利定律。二、氣流的連續(xù)性原理我們知道，在河道寬而深的地方，河水流得比較慢；而在河道窄而淺的地方，卻流得比較快。夏天乘涼時(shí)，我們總喜歡坐在兩座房屋之間的過(guò)道中，因?yàn)槟抢锍Ｓ小斑^(guò)堂風(fēng)”。在山區(qū)你可以感到山谷中的風(fēng)經(jīng)常比平原開(kāi)闊的地方來(lái)得大。這些現(xiàn)象都是流體“連續(xù)性定理”在自然界中的表現(xiàn)。氣流的連續(xù)性原理：當(dāng)氣流連續(xù)不斷而穩(wěn)定地流過(guò)一個(gè)粗細(xì)不等的管道時(shí)，由于管道中任何一部分的氣流都不能中斷或擠壓起來(lái)，因此在同一時(shí)間內(nèi)，流進(jìn)任一切面的氣流的質(zhì)量和從另一切面流出的氣流質(zhì)量是相等的。 氣流連續(xù)性方程

3、式：M=PVA 質(zhì)量=密度*速度*面積三、伯努利定律氣流連續(xù)性定理闡述了低速氣流在流動(dòng)中流速和管道切面之間的關(guān)系。低速氣流在流動(dòng)中，不僅流速和管道切面相互聯(lián)系，而且流速和壓力之間也相互聯(lián)系。伯努利定理就是要闡述流低速氣流在流動(dòng)中流速和壓力之間的關(guān)系。伯努利定理基本內(nèi)容：流體在一個(gè)管道中流動(dòng)時(shí)，流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大。同連續(xù)性定理一樣，伯努利定理的應(yīng)用也是有條件的，它只適應(yīng)于：(1) 理想流體、(2) 不可壓縮流、(3) 定常流動(dòng)、(4) 在所考慮的范圍內(nèi)，沒(méi)有能量的交換、(5) 在同一條流線上或同一根流管上。氣流連續(xù)性定理和伯努利定理是空氣動(dòng)力學(xué)中兩個(gè)最基本的定理，它們說(shuō)明了流

4、管截面積、氣流速度和壓力這三者之間的關(guān)系。綜合這兩個(gè)定理，我們可以得出如下結(jié)論：低速定常流動(dòng)的氣體（不可壓定常流動(dòng)），流過(guò)的截面積大的地方，速度小，壓強(qiáng)大；而截面積小的地方，流速大，壓強(qiáng)小。這一結(jié)論是解=釋低速飛機(jī)機(jī)翼上空氣動(dòng)力產(chǎn)生的根據(jù)。需要再次強(qiáng)調(diào)的是，在這里得出氣體的連續(xù)性定理和伯努利定理只適用于低速，即氣流不可壓縮、密度不變的流動(dòng)情況，不能推廣到高速流動(dòng)的氣體。第二節(jié) 升力、阻力、側(cè)力的產(chǎn)生和變化飛機(jī)在空氣中運(yùn)動(dòng)或者空氣流過(guò)飛機(jī)時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生作用于飛機(jī)的空氣動(dòng)力，飛機(jī)各部分所受到的空氣動(dòng)力的總和，叫總空氣動(dòng)力，通常用R表示。升力的產(chǎn)生與變化 升力的產(chǎn)生從流線譜可以看出：空氣流到機(jī)翼前緣，

5、分成上、下兩股，分別沿機(jī)翼上、下表面流過(guò)，而在機(jī)翼后緣重新匯合向后流去。在機(jī)翼上表面，由于比較凸出，流管變細(xì)，說(shuō)明流速加快，壓力降低。在機(jī)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(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差，垂直于相對(duì)氣流方向的壓力差的總和，就是機(jī)翼的升力。影響升力大小的因素迎角、飛行速度、空氣密度、機(jī)翼面積、翼型迎角的變化規(guī)律：參見(jiàn)書(shū)59頁(yè)圖412.小于臨界迎角，迎角和升力成正比；達(dá)到臨界迎角，升力最大；大于臨界迎角，升力與迎角成反比。飛行速度的關(guān)系：升力與飛行速度的平方成正比?？諝饷芏鹊年P(guān)系：升力與空氣密度成正比。機(jī)翼面積的關(guān)系：升力與機(jī)翼面積成正比。翼型的關(guān)系：翼型

6、彎曲程度較大的機(jī)翼，產(chǎn)生的升力較大。案例：航班起飛前宣布超載計(jì)劃從麗江趕回廣州上班的劉先生購(gòu)買(mǎi)了金鹿航空公司DA382航班（機(jī)型737）的機(jī)票，并在昨天一早到機(jī)場(chǎng)辦理登機(jī)手續(xù)。但在辦手續(xù)的時(shí)候，機(jī)場(chǎng)發(fā)布消息稱(chēng)：因?yàn)轱w機(jī)調(diào)度原因，該航班延誤。到了中午2時(shí)許，劉先生搭乘的飛機(jī)終于抵達(dá)麗江機(jī)場(chǎng)。但在飛機(jī)準(zhǔn)備起飛的時(shí)候，空姐突然告訴旅客：這一航班超載了15名旅客，如果有旅客自愿改簽明天的航班回廣州，航空公司將每人賠償300元，并安排住宿一晚。因?yàn)榇蠹叶稼s著回廣州上班，因此開(kāi)始的時(shí)候沒(méi)有人愿意改簽。由于雙方意見(jiàn)未能達(dá)成一致，大家在飛機(jī)上一直協(xié)商。沒(méi)想到了晚上6點(diǎn)鐘左右，空姐突然又向旅客宣布：飛機(jī)沒(méi)有超載

7、，馬上就可以起飛了，要求各旅客按原位坐好。正在嚷嚷的旅客聽(tīng)到這一消息驚訝不已，本來(lái)說(shuō)超載的飛機(jī)，在并沒(méi)有任何一人下飛機(jī)的情況下，突然又變成不超載了？旅客感到不解的同時(shí)，也開(kāi)始為自己的安全擔(dān)心。因此，本來(lái)坐在客艙里的旅客全部都下飛機(jī)了，有的在停機(jī)坪等候，有的則回到候機(jī)室休息，就是沒(méi)有一名旅客留在飛機(jī)上?！斑B空姐也解釋不了為什么開(kāi)始的時(shí)候說(shuō)超載，但后來(lái)又不超載了。”此外，旅客認(rèn)為從頭開(kāi)始，一直都是乘務(wù)員在向他們做解釋工作，而機(jī)長(zhǎng)則完全沒(méi)有露面，只是從駕駛艙里通過(guò)廣播，拋出一句：“你們現(xiàn)在不愿意走的可以退票。”對(duì)此，劉先生感到非常生氣，覺(jué)得并沒(méi)有受到尊重。航空公司：起飛要求導(dǎo)致因?yàn)辂惤瓩C(jī)場(chǎng)屬于高原機(jī)

8、場(chǎng)，需要特定的飛機(jī)飛行，而且飛機(jī)必須減載。而他們?cè)邴惤](méi)有自己的工作人員，因此飛機(jī)配載圖在起飛前才送到飛行員手上，此時(shí)機(jī)組人員才發(fā)現(xiàn)飛機(jī)超載了，要求部分旅客下飛機(jī)，以減輕飛機(jī)的起飛重量。而后來(lái)，因?yàn)橄挛琨惤臍鉁亟档?，?jīng)過(guò)儀表測(cè)試，飛機(jī)又符合了起飛要求，因此向旅客宣布可以起飛。阻力的產(chǎn)生與變化阻力的產(chǎn)生飛機(jī)飛行在空氣中會(huì)有各種阻力，阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向相反的空氣動(dòng)力，它阻礙飛機(jī)的前進(jìn)。按其產(chǎn)生的原因可分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力、干擾阻力。摩擦阻力：空氣的物理特性之一就是粘性。當(dāng)空氣流過(guò)飛機(jī)表面時(shí)，由于粘性，空氣同飛機(jī)表面發(fā)生摩擦，產(chǎn)生一個(gè)阻止飛機(jī)前進(jìn)的力，這個(gè)力就是摩擦阻力。摩擦阻力的

9、大小，決定于空氣的粘性，飛機(jī)的表面狀況，以及同空氣相接觸的飛機(jī)表面積?？諝庹承栽酱?、飛機(jī)表面越粗糙、飛機(jī)表面積越大，摩擦阻力就越大。 壓差阻力：人在逆風(fēng)中行走，會(huì)感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力。這種由前后壓力差形成的阻力叫壓差阻力。飛機(jī)的機(jī)身、尾翼等部件都會(huì)產(chǎn)生壓差阻力。 誘導(dǎo)阻力：升力產(chǎn)生的同時(shí)還對(duì)飛機(jī)附加了一種阻力。這種因產(chǎn)生升力而誘導(dǎo)出來(lái)的阻力稱(chēng)為誘導(dǎo)阻力，是飛機(jī)為產(chǎn)生升力而付出的一種代價(jià)，這叫做誘導(dǎo)阻力。 干擾阻力：它是飛機(jī)各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。這種阻力容易產(chǎn)生在機(jī)身和機(jī)翼、機(jī)身和尾翼、機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、機(jī)翼和副油箱之間。以上四種阻力是對(duì)低速飛機(jī)而言，至于高

10、速飛機(jī)（如超音速飛機(jī)），除了也有這些阻力外，還會(huì)產(chǎn)生激波阻力等其他阻力。 影響阻力大小的因素迎角的影響關(guān)系：迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多：超過(guò)臨界迎角，阻力急劇增大。飛機(jī)外形狀態(tài)與光滑程度。飛機(jī)表面光滑與否對(duì)摩擦阻力會(huì)有影響，飛機(jī)表面相對(duì)光滑，阻力相對(duì)也會(huì)較小，反之則大。其他變化規(guī)律與升力相同。阻力公式和阻力系數(shù)阻力公式：X=Cx1/2pv2s阻力系數(shù)：Cx阻力系數(shù)曲線見(jiàn)圖415升阻比衡量一架飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，不能單從升力，或單從阻力一個(gè)方面來(lái)看，必須把兩者結(jié)合起來(lái)，分析升力和阻力之間的對(duì)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

11、系數(shù)之比。升阻比大，說(shuō)明在取得同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好，對(duì)飛行越有利。升阻比有一個(gè)最大值，叫最大升阻比。最大升阻比所對(duì)應(yīng)的迎角叫有利迎角。從無(wú)升力迎角開(kāi)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(dá)到最大值。超過(guò)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(jī)在有利迎角下飛行是有利的，所以一般飛機(jī)飛行的迎角都不大。飛機(jī)極線在每一個(gè)迎角下，都有一個(gè)升力系數(shù)和阻力系數(shù)。所謂飛機(jī)的空氣動(dòng)力系數(shù)曲線，就是把飛機(jī)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(huà)出來(lái)，這條曲線就是飛機(jī)的空

12、氣動(dòng)力系數(shù)曲線，簡(jiǎn)稱(chēng)飛機(jī)極線。飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，在空氣動(dòng)力計(jì)算中很有用處。從飛機(jī)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(jī)極線上查出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)計(jì)算出來(lái)。附面層以空氣為例，空氣流過(guò)物體時(shí), 由于物體表面不是絕對(duì)光滑的, 加之空氣具有粘性, 所以, 緊貼物體表面的一層空氣受到阻滯, 流速減小為零。這層流速為零的空氣又通過(guò)粘性作用影響上一層空氣的流動(dòng), 使上層空氣流速減小?？諝饬鬟^(guò)飛機(jī)時(shí)，貼近飛機(jī)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(dòng)層。摩擦阻力是在附面層內(nèi)產(chǎn)生的。增升裝置機(jī)翼上用來(lái)改善氣流狀況和增加升

13、力的一套活動(dòng)面板?？稍陲w機(jī)起飛、著陸或低速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)增加機(jī)翼剖面之彎曲度及迎角，從而增加升力。常見(jiàn)有前緣縫翼、前后緣襟翼、噴氣襟翼等等。第三節(jié) 飛機(jī)的平衡安定性和操縱性飛機(jī)的重心飛機(jī)各部分重力的合力著用點(diǎn)，稱(chēng)為飛機(jī)的重心。重力作用力點(diǎn)所在的位置，叫重心位置。二、 飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)軸通過(guò)飛機(jī)重心的三條互相垂直的、以機(jī)體為基準(zhǔn)的坐標(biāo)軸，叫轉(zhuǎn)動(dòng)軸。它可分為：(1)縱軸：沿機(jī)身軸線，通過(guò)飛機(jī)重心的軸線，叫飛機(jī)的縱軸。飛機(jī)繞縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，叫橫向滾轉(zhuǎn)。(2)橫軸：沿機(jī)翼方向通過(guò)飛機(jī)重心并垂直縱軸的軸線，叫飛機(jī)的橫軸。飛機(jī)繞橫軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，叫俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)。(3)立軸：通過(guò)飛機(jī)重心并垂直于縱軸和橫軸的軸線，叫飛機(jī)的立鈾。飛機(jī)

14、繞立軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，叫方向偏轉(zhuǎn)。三、 飛機(jī)的力矩平衡飛機(jī)的平衡是指作用于飛機(jī)的各力之和為零，各力重心所構(gòu)成的各力矩之和也為零。飛機(jī)處于平衡狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)速度的大小和方向都保持不變，也不繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)。飛機(jī)的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和橫側(cè)平衡。 俯仰平衡 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)取得平衡后，不繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，迎角保持不變。方向平衡飛機(jī)的方向平衡是指作用于飛機(jī)的左偏力矩和右偏力矩之和為零。飛機(jī)取得方向平衡后，不繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，側(cè)滑角不變或沒(méi)有側(cè)滑角。橫側(cè)平衡飛機(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)，坡度不變或沒(méi)有坡度。作用于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要有

15、兩翼升力對(duì)重心形成的力矩。飛機(jī)的安定性飛機(jī)的安定性就是飛行中，當(dāng)飛機(jī)受微小擾動(dòng)（如陣風(fēng)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作不均衡、舵面的偶爾偏轉(zhuǎn)等）而偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，并在擾動(dòng)消失后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原來(lái)平衡狀態(tài)的特性。飛機(jī)的安定性包括：俯仰安定性、方向安定性和橫側(cè)安定性。 飛機(jī)安定性的的強(qiáng)弱，一般由擺動(dòng)衰減時(shí)間、擺動(dòng)幅度、擺動(dòng)次數(shù)來(lái)衡量。當(dāng)飛機(jī)受到擾動(dòng)后，恢復(fù)原來(lái)平衡狀態(tài)時(shí)間越短，擺動(dòng)幅度越小，擺動(dòng)次數(shù)越少，飛機(jī)的安定性就越強(qiáng)。 飛機(jī)的俯仰安定性：指飛機(jī)受微小擾動(dòng)迎角發(fā)生變化，自動(dòng)恢復(fù)原來(lái)迎角的特性。飛機(jī)是通過(guò)水平尾翼產(chǎn)生的附加升力，對(duì)機(jī)場(chǎng)重心形成機(jī)頭下俯或上仰的安定力矩來(lái)獲得迎角安定性的。此外，飛機(jī)

16、的重心位置對(duì)迎角安定性有較大影響，所以，飛機(jī)的配載是很重要的。 飛機(jī)的方向安定性：指飛機(jī)受到擾動(dòng)使方向平衡遭到破壞，擾動(dòng)消失后，飛機(jī)又趨向于恢復(fù)原來(lái)的方向平衡狀態(tài)。飛機(jī)的方向安定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。飛機(jī)的側(cè)滑是指飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方向同收音機(jī)的對(duì)稱(chēng)面不平衡，相對(duì)氣流是側(cè)前方（左、右側(cè)）流向飛機(jī)的飛行狀態(tài)。飛機(jī)主要依靠垂直尾翼的作用、產(chǎn)生一個(gè)對(duì)飛機(jī)重心的安定力矩使機(jī)頭左、右偏轉(zhuǎn)來(lái)消除飛機(jī)側(cè)滑的。 飛機(jī)的橫側(cè)安定性：是指在飛行中，飛機(jī)受到擾動(dòng)以致橫側(cè)平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動(dòng)消失后，飛機(jī)又趨向于恢復(fù)原來(lái)的橫側(cè)平衡狀態(tài)。飛機(jī)的橫側(cè)安定性主要靠機(jī)翼上的反角、后掠角和垂直尾翼的作用產(chǎn)生的。飛機(jī)的操縱性飛機(jī)除應(yīng)有必要的安定性外，還應(yīng)有良好的操作性，這樣才能保證飛行員有意識(shí)的飛行。飛機(jī)的操作性是只指飛機(jī)在飛行員操縱升降舵、方向舵和副翼下改變其飛行狀態(tài)的特性。操縱動(dòng)作簡(jiǎn)單、省力，飛機(jī)反應(yīng)快，操作性就好，反之則不。飛機(jī)的操縱性同樣包括俯仰操縱性、方向操縱性和橫側(cè)操縱性。 飛機(jī)的俯仰操縱性是飛行員操縱駕駛桿使升降舵偏轉(zhuǎn)之后，飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)而改變迎角等飛行狀態(tài)的特性。在直線飛行中，飛行員向后拉駕駛桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度，在水平尾翼上產(chǎn)生向下的附升力，對(duì)飛機(jī)重心形成俯仰操作力矩，迫使機(jī)頭上仰，迎角增大。駕駛桿前后的每個(gè)位置對(duì)應(yīng)著一個(gè)迎角或飛行速度。飛機(jī)的方向操縱