飛行原理基本概念

飛行原理基本概念空氣動力學(xué)空氣動力學(xué)是研究空氣和其他氣體的運動以及它們與物體的相對運動時相互作用的科學(xué)，簡稱氣動力學(xué)。它重點研究飛行器的飛行原理，是航空航天軍事最重要的基礎(chǔ)理論之一。在任何一種飛行器的設(shè)計中，必須解決兩方面的氣動問題：一是在確定新飛行器所要求的性能后，尋找滿足要求的外形和氣動措施；另一方面是在確定飛行器外形和其他條件后，預(yù)測飛行器的氣動特性，為飛行器性能計算和結(jié)構(gòu)、控制系統(tǒng)的設(shè)計提供依據(jù)。20世紀(jì)以來，飛機和航天器的外形不斷改進，性能不斷提高，都是于空氣動力學(xué)的發(fā)展分不開的。亞音速飛機為獲得高升力阻比采用大展弦比機翼；跨音速飛機為了減小波阻采用后掠機翼，機翼和機身的布置滿足面積率；超音速飛機為了利用旋渦升力采用細(xì)長機翼；高超音速再入飛行器為了減少氣動加熱采用鈍的前緣形狀，這些都是在航空航天技術(shù)中成功應(yīng)用空氣動力學(xué)研究成果的典型例子。除此之外，空氣動力學(xué)在氣象、交通、建筑、能源化工、環(huán)境保護、自動控制等領(lǐng)域都得到廣泛的應(yīng)用。音速音速又稱聲速。音速在物理學(xué)上，音速指聲波在介質(zhì)中傳播的速度。它同介質(zhì)的性質(zhì)和狀態(tài)（如溫度）有關(guān)。如在攝氏0度時，空氣中音速為331.36米/秒，水中音速約為440米／秒。對于一定的氣體，音速只取決于溫度。若流場中各點的溫度不同，則與某一點溫度相當(dāng)?shù)囊羲俜Q為“當(dāng)?shù)匾羲佟?。在空氣動力學(xué)中，音速是一個重要的基準(zhǔn)值。氣體的流動規(guī)律和飛機的氣動力特性在流速（或飛行速度）在抵于音速和高于音速時大不相同。馬赫數(shù)馬赫數(shù)，氣流速度V與當(dāng)?shù)芈暎ㄒ簦┧賏之比。馬赫數(shù)是以奧地利物理學(xué)家E.馬赫的姓命名的，簡稱Ma數(shù)。飛機的飛行速度常以馬赫數(shù)表示，當(dāng)其飛行速度小于當(dāng)?shù)匾羲贂r，則馬赫數(shù)小于1，反之，飛行速度大于當(dāng)?shù)匾羲贂r，馬赫數(shù)則大于1。一般把馬赫數(shù)小于或等于0.4的飛行稱為低速飛行，馬赫數(shù)在0.75至1.2（或1.4）之間稱為亞音速飛行，馬赫數(shù)在1.2（或1.4）至5之間稱為超音速飛行，馬赫數(shù)大于5時則稱為高超音速飛行。音障音障指飛機的飛行速度接近音速時，進一步提高飛機速度時所遇到的障礙。40年代后期，某些戰(zhàn)斗機的最大平飛速度已達(dá)馬赫數(shù)0.5，俯沖時馬赫數(shù)達(dá)到0.7以上。這時發(fā)現(xiàn)，飛機的阻力激增，升力下降，機翼和尾翼出現(xiàn)抖振，再提高飛機的飛行速度就十分困難。以后的空氣動力學(xué)研究表明，這時飛行速度接近音速時必然產(chǎn)生的影響。為了突破音障，根據(jù)空氣動力學(xué)理論，采用了后掠翼，面積率等先進的空氣動力布局，減弱了不利因素的影響。另一方面，噴氣發(fā)動機的研制成功使飛機獲得了更大的推力。1947年10月4日，美國的一架用于研究超音速飛行的火箭飛機X—1首次突破音障，飛行馬赫數(shù)達(dá)到1.015.后來，實戰(zhàn)用的戰(zhàn)斗機的飛行速度在50年代初期終于突破了音障。音爆音爆指飛機在超音速飛行時產(chǎn)生的強烈壓力波，傳到地面上形成如同雷鳴般的爆炸聲。影響音爆的因素很多，如飛行速度、高度的航線，這些因素是可以控制的，其他如氣象條件和接近地面的湍流等則是無法改變的。音爆因時間暫短，一般對地面室外影響不大，對室內(nèi)壓強雖小，但經(jīng)多次反射形成共鳴，持續(xù)時間較長，影響頗大。因此，在城市上空低于1萬米高度禁止作超音速飛行。熱障熱障指飛機或其它飛行器的速度超過一定馬赫數(shù)時因高速氣流引起表面加熱（氣動加熱）而遇到的障礙。速度越高，加熱越嚴(yán)重。過高的溫度會引起飛機蒙皮和結(jié)構(gòu)材料性能下降，并產(chǎn)生熱應(yīng)力和引起災(zāi)難性的顫振。當(dāng)馬赫數(shù)超過2.2時，就必須設(shè)法克服熱障，解決的辦法是采用耐熱材料（鈦合金和不銹鋼等）、加裝隔熱設(shè)備、安裝冷卻系統(tǒng)等。實驗空氣動力學(xué)用實驗方法研究空氣流動特性、空氣和物體相對運動時的相互作用規(guī)律以及其他空氣動力學(xué)問題。是空氣動力學(xué)的一個分支。實驗空氣動力學(xué)的主要研究內(nèi)容是：通過實驗揭示流動的本質(zhì)，為理論研究提供物理模型，并驗證其結(jié)果；同理論方法相結(jié)合，研究飛行器及其部件的氣動布局新技術(shù)；給出具體飛行器模型的氣動特性數(shù)據(jù)等。實驗空氣動力學(xué)的主要實驗手段，按空氣和物體（一般稱為模型）發(fā)生相對運動的方式不同，可分為三大類：1、 空氣運動，模型不動，如風(fēng)洞實驗，這時最常用的。2、 空氣靜止，模型運動，如自由飛行實驗，飛行實驗，火箭車實驗等。3、 空氣和物體都運動，如自由飛風(fēng)洞實驗等。實驗空氣動力學(xué)的基本理論是流動相似理論，它研究如何保持實驗流場與真實流場之間的相似，以及當(dāng)未能完全相似時，為得到較準(zhǔn)確的結(jié)果所應(yīng)進行的各種修正。早在十七世紀(jì)，就有人探索用實驗方法研究流體的運動特性及其與物體之間的相互作用規(guī)律。十九世紀(jì)時，已出現(xiàn)了各種實驗設(shè)備，1871年在英國建成了第一座風(fēng)洞。但只是在本世紀(jì)初實用飛機發(fā)明成功之后，由于航空事業(yè)的發(fā)展，新的課題不斷出現(xiàn)，實驗空氣動力學(xué)才和理論空氣動力學(xué)一道迅速成長，并成熟起來。70年代以來，風(fēng)洞實驗已用電子計算機控制而實現(xiàn)自動化，使實驗空氣動力學(xué)的發(fā)展進入一個新的階段。風(fēng)洞產(chǎn)生人工氣流并能觀測氣流或氣流與物體之間相互作用的管道裝置，是實驗空氣動力學(xué)的主要實驗設(shè)備。風(fēng)洞一般由穩(wěn)定段、收縮段、噴管、實驗段、擴壓段和動力段等主要部分組成。風(fēng)洞中模型一般是不動的，而使氣流流過它。為模擬飛行器在大氣中的真實飛行姿態(tài)，模型的姿態(tài)如迎角、側(cè)滑角等，是可變的。風(fēng)洞廣泛用于研究空氣動力學(xué)的基本規(guī)律，驗證和發(fā)展有過理論，并直接為各種飛行器的研制服務(wù)，通過風(fēng)洞實驗來確定飛行器的氣動布局和評估其氣動性能?，F(xiàn)代飛行器的設(shè)計對方得到依賴性很大。例如50年代美國B-52型轟炸機的研制，曾進行了約10000個小時的風(fēng)洞實驗，而80年代第一架航天飛機的研制，則進行樂約100000個小時的風(fēng)洞實驗。風(fēng)洞的分類方法很多，但主要根據(jù)風(fēng)洞中氣流的速度（馬赫數(shù)）范圍分類。馬赫數(shù)M〉0.3的風(fēng)洞稱為低速風(fēng)洞，在0.3〈M〈0.8范圍內(nèi)的風(fēng)洞稱為亞音速風(fēng)洞，0.8〈M〈1.2范圍內(nèi)的風(fēng)洞稱為跨音速風(fēng)洞，1.2〈M〈5范圍內(nèi)的風(fēng)洞稱為超音速風(fēng)洞，Mn5的風(fēng)洞稱為高超音速風(fēng)洞。由于風(fēng)洞在飛行器的研制中的具有舉足輕重的作用，因此風(fēng)洞的規(guī)模和現(xiàn)代化水平往往反映航空航天科學(xué)技術(shù)的發(fā)展水平。全世界的風(fēng)洞總數(shù)已達(dá)千余座，最大的低速風(fēng)洞在美國航空航天局艾姆斯中心，其實驗段截面尺寸為24.4X36.6米，足以實驗一架完整的真飛機。中國氣動力研究和發(fā)展中心也建成了亞洲最大的風(fēng)洞群，具有從低速到超音速的各種風(fēng)洞。其中大型低速風(fēng)洞的實驗段尺寸也達(dá)到12X16X25米。大氣層飛行動力學(xué)研究飛行器在大氣層內(nèi)飛行的運動規(guī)律的學(xué)科，簡稱飛行力學(xué)。飛機、直升機、導(dǎo)彈、航天飛機、人造地球衛(wèi)星和其他航天器的運載火箭等都要在大氣層中飛行。大氣層飛行動力學(xué)直接為這些飛行器的總體設(shè)計服務(wù)，它對于新型飛行器的設(shè)計、飛行性能的改善和航空航天技術(shù)的發(fā)展都有重要的作用。大氣層飛行動力學(xué)主要包括兩部分內(nèi)容。一為飛行性能計算，研究飛行器重心的運動軌跡問題，例如飛行速度和高度范圍、航程、起飛和著陸距離等。在這類問題中可將航空器視為質(zhì)點。另一為穩(wěn)定性和操縱性，研究飛行器保持和改變原有飛行狀態(tài)的能力。例如飛機對外界擾動的反應(yīng)、對駕駛員操縱動作和推力變化的反應(yīng)、飛機在完成各種飛行動作時所需的操縱等。在這類問題中需將飛行器視作剛體或彈性體來處理。研究飛行力學(xué)的方法可歸納為理論法和實驗法。前者將真實的問題加以合理的簡化，利用力學(xué)和數(shù)學(xué)的方法加以研究，或利用電子計算機計算或模擬各種飛行問題。后者利用風(fēng)洞、自由飛模型、飛行模擬器直至真實飛機進行各種實驗研究。本學(xué)科對改進飛機設(shè)計和幫助駕駛員更好地操縱飛機具有重要作用。飛機飛行性能描述飛機質(zhì)心運動規(guī)律的諸參數(shù)，包括飛機的速度、高度、航程、航時、起飛、著陸和機動飛行等性能。在飛機設(shè)計和使用上，又稱“飛機性能”。飛機作定常（加速度為零）直線運動時的性能稱為基本飛行性能，包括最大水平飛行速度、最小水平飛行速度、爬升率、升限和上升時間等。這些具體性能也可合并成一些代表飛機某一方面飛行特性的性能，如速度性能、爬升性能、起飛性能、著陸性能、巡航性能、機動性能等。飛行性能數(shù)據(jù)是評價飛機優(yōu)劣、判斷各類飛機先進性的主要依據(jù)之一。它常由使用部門提出，而在設(shè)計和生產(chǎn)中加以滿足。計算飛行性能是飛機飛行動力學(xué)的主要內(nèi)容之一。最大水平飛行速度最大水平飛行速度:在一定飛行高度上，飛機所能達(dá)到的最大定常水平飛行速度，常用馬赫數(shù)表示。它是飛機的重要性能指標(biāo)之一，對軍用飛機尤其重要。由于在用最大水平飛行速度飛行時，發(fā)動機需加滿油門，故不經(jīng)濟。一般飛機在巡航時采用一種較為經(jīng)濟的飛行速度，稱為巡航速度，常為最大水平飛行速度的70?80%。最小水平飛行速度最小水平飛行速度:在一定飛行高度上，能維持飛機定常水平飛行的最小速度。最小水平飛行速度越小，飛機的起飛、著陸和盤旋性能越好。飛行速度范圍由最小水平飛行速度到最大水平飛行速度的間隔，稱為飛機的飛行速度范圍。顯然，這個范圍越大，說明飛機的性能約優(yōu)越。爬升率爬升率：指在一定的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。提高爬升率可以使飛機迅速上升到所需要的或有利的高度，這對戰(zhàn)斗機尤為重要。為此，除設(shè)法減小阻力和減輕重量外，重要的措施是加大推力。升限升限指飛機能進行平飛的最大飛行高度，有理論升限和實用升限兩個概念。理論升限是飛機能維持等速平飛的最大高度。從理論上將，當(dāng)飛機的爬升率為零時的升限即為理論升限，但要達(dá)到爬升率為零的高度所需時間為無窮大，所以在實踐中規(guī)定最大爬升率略大于零的某一定值（對噴氣飛機通常取5米/秒）所對應(yīng)的高度為實用升限。除理論升限和實用升限外還有動升限，它是飛機通過躍升動作所能達(dá)到的最大高度。動升限大于理論升限，但飛機在動升限上不能維持直線平飛。上升時間上升時間：飛機從一個高度爬升的另一個高度所需的時間。在爬升過程中采用相應(yīng)高度的最大爬升率，便可得到最短的爬升時間。由于最大爬升率隨高度上升而下降，所以高度越高爬升單位高度所需要的時間就越長。作用在飛機上的力和力矩為了研究飛機的運動規(guī)律，必須首先分析作用在飛機上的力和力矩。為方便起見，常將作用在飛機上的力和力矩分為縱向和側(cè)向兩組。所謂縱向，是指力和力矩的作用方向在通過飛機機身縱軸的鉛垂平面，而側(cè)向則指與該平面垂直的力和力矩。1、縱向力和力矩通常將重力看作側(cè)向力，其作用點稱飛機的重心，用符號G表示。機翼和水平尾翼的升力，也是側(cè)向力，如圖5.a所示。實際上，機翼升力常作用于重心之后，對重心形成下俯力矩；平尾升力則朝下，對重心形成上仰力矩。在考慮了上述力矩之后，就可以把機翼升力和平尾升力平行移到重心上相迭加，就得到整個飛機的升力，該升力作用在飛機的重心上。使平尾升力朝下是出于穩(wěn)定的考慮，不得已而為之。今天人們還在想辦法緩解平尾升力對機翼升力的抵消作用。如采用自動增穩(wěn)系統(tǒng)、鴨式布局等。縱向力還包括飛機各部件的阻力和發(fā)動機的推力。阻力若不通過重心，也會產(chǎn)生明顯的俯仰力矩。推力的作用線由發(fā)動機的位置決定，若推力線偏離重心較遠(yuǎn)，加減油門時會產(chǎn)生較大的俯仰力矩變化，給操縱帶來不便。推力和阻力在考慮了俯仰力矩后，也可以移到飛機重心上。這樣，作用在飛機上的縱向力就可歸結(jié)為通過重心的重力（G）、升力（Y）、阻力（X）和推力（P）,另外家一個俯仰力矩（M）,如圖5.b所示。2、側(cè)向力和力矩作用與飛機上的側(cè)向力和力矩源于不對稱。如果飛機左右完全對稱，兩翼水平，相對氣流也平行于對稱面吹來，就不會有側(cè)向力和力矩產(chǎn)生。但實際情況往往不是這樣。飛機側(cè)滑時會產(chǎn)生側(cè)力、偏轉(zhuǎn)力矩和滾轉(zhuǎn)力矩。由于同時產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)和滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機的偏航和滾轉(zhuǎn)運動不可分割地耦合在一起。在研究飛行安全時，這一特性值得注意。其他任何不對稱情況，如載荷或耗油不勻引起重心偏離對稱面，兩邊推力不對稱、方向舵或副翼偏轉(zhuǎn)等，都會引起側(cè)向力和側(cè)向力矩。定常飛行無加速度的飛行。此時作用在飛機上的合外力和合外力矩?fù)?jù)均為零。定常飛行是一種理想化了的飛行狀態(tài)，但若忽略一些小的偏離，它也是飛機最經(jīng)常、最重要的飛行狀態(tài)。研究飛機穩(wěn)定性和操縱性問題，常以定常狀態(tài)為原始狀態(tài)（又稱基準(zhǔn)狀態(tài)），以使問題的研究大為簡化。飛機在對稱面內(nèi)的定常直線飛行，簡稱為“對稱定直飛行”，是最重要的基準(zhǔn)狀態(tài)。有加速度或帶有震蕩的飛行，稱為非對稱飛行。航程和航時表明飛機遠(yuǎn)航和持久飛行能力的性能指標(biāo)。航程是指在無風(fēng)和比進行空中加油的條件下，飛機沿預(yù)定方向連續(xù)方向耗盡其可用燃料時所飛達(dá)的水平距離，單位為公里。可用燃料是指飛機裝載的總?cè)剂蠝p去以下幾部分后的剩余量：①地面試車、滑行、起飛和著陸所需的燃料；②為保證安全而必須儲備的燃料；③殘留在油箱和供油系統(tǒng)中無法用盡的燃料。在一定的裝載情況下，航程越大經(jīng)濟性越好。對于一定的飛機，航程主要與裝載的可用燃料量、發(fā)動機工作狀態(tài)、飛行高度、飛行速度等參數(shù)有關(guān)。載滿可用燃料并適當(dāng)選擇飛行上述參數(shù)和發(fā)動機工作狀態(tài)，使飛機飛行單位距離所消耗的燃料最少，便能使航程達(dá)到最大。飛機耗盡其可用燃料所能持續(xù)飛行的時間稱為航時，以前也稱為“續(xù)航時間”。它直接表明飛機在一次加油后持久作戰(zhàn)和持久飛行的能力，對作觀測、警戒等用途的飛機具有特殊意義。飛最大航程和最大航時的飛行狀態(tài)一般是不同的。起飛飛機自起飛線開始至越過安全高度點為止所經(jīng)歷的過程。一般噴氣式飛機的起飛過程包括三個階段：起飛滑跑、拉起（即離陸）和加速爬升（見圖6）。與起飛過程有關(guān)的性能，如起飛滑跑距離、起飛距離、離陸速度等統(tǒng)稱為起飛性能，是飛機性能的重要組成部分。隨著飛機向大型化、高速化方向發(fā)展，離陸速度逐漸提高，起飛距離變長，所需的跑道長度和機場范圍相應(yīng)增大，這會限制飛機的廣泛使用。一般說來，增大發(fā)動機的推力或功率、減少機翼載荷、采用強有力的增升裝置等都能有效地改善起飛性能，但這些措施又常與飛機的高速性能和經(jīng)濟性能發(fā)生矛盾，設(shè)計飛機時必須全面綜合考慮。在研究起飛問題時，還必須注意噪聲、廢氣等影響環(huán)境的因素，并努力提高起飛的安全性。下滑飛機航跡略微向下傾斜，有動力或無動力的準(zhǔn)定常直線飛行。下滑性能包括下滑角、下降率和下滑水平距離等。飛機升阻比（升力與阻力之比）越大，下滑角越小。對應(yīng)于最大升阻比的下滑稱為最有利下滑，此時下滑角最小，下滑水平距離最長。飛機有動力下滑時，如果增大推力，則下滑角減小，下滑水平距離加長，減小推力則結(jié)果相反。因此，駕駛員長通過控制發(fā)動機油門來改變飛機的下滑性能。著陸飛機從安全高度下滑過渡到接地滑跑直到完全停止的整個減速運動過程。飛機著陸一般分下滑、拉平、平飛、飄落、滑跑5個階段進行（見圖7）。下滑段發(fā)動機處于慢車狀態(tài)，航跡接近于直線。下滑角保持某一負(fù)值（一1 7度左右）。下滑到離地面6?12米時，向后拉駕駛桿將機頭抬起，進入拉平階段。在降至離地面0.5?1.0米時，拉平段結(jié)束，進入平飛減速段。在此階段中，為保持飛機升力與重量平衡，應(yīng)柔和地拉桿，逐漸增大迎角。在空氣阻力作用下，速度不斷降低，飛機慢慢下降。當(dāng)升力減小到小于飛機重量時，進入飄落段，飛逐漸飄落。當(dāng)主輪接地是進入滑跑階段，飛機開始沿跑道滑跑?；芩俣葴p小到一定速度時，駕駛員推桿使前輪接地（前三點起落架時），進行三輪滑跑，同時使用剎車和減速裝置使飛機繼續(xù)減速，直至完全停止，著陸過程結(jié)束。著陸性能指標(biāo)包括：著陸距離、接地速度、滑跑距離等。其中接地速度指飛機主輪開始接觸地面瞬間的水平速度。接地速度越大，滑跑距離越長，機場占地越多。這不僅很不經(jīng)濟，而且限制大型飛機只能在大型機場起降?，F(xiàn)代飛機飛行速度很大，載重量也大，使接地速度增大，著陸滑跑距離加長。為了降低接地速度和縮短滑跑距離，可以采用的措施有：在機翼上設(shè)置襟翼、縫翼、控制機翼的附面層，使用阻力板、減速傘或反推力裝置等。垂直起落飛機著陸時不需要跑道，短距起落飛機只需要短跑道，這種飛機可以用在航空母艦上。機動飛行飛行狀態(tài)（包括縮短、高度和飛行方向）隨時間變化的飛行動作，又稱機動。單位時間內(nèi)改變飛行狀態(tài)的能力稱機動性。飛行狀態(tài)改變的范圍越大，改變狀態(tài)所需的時間越短，飛機的機動性就越好。這時評價軍用飛機性能優(yōu)劣的主要指標(biāo)之一。從飛機運動軌跡看，可分為鉛垂面內(nèi)、水平面內(nèi)和三維空間的機動飛行。在鉛垂面內(nèi)典型的機動飛行動作有水平飛加（減）速、俯沖、躍升、筋斗。在水平面內(nèi)典型的筋斗飛行動作是盤旋，即飛機連續(xù)轉(zhuǎn)彎不小于360度的飛行。三維空間的筋斗飛行是同時改變飛行速度、高度和方向的飛行，適用于空戰(zhàn)，常見的有斜筋斗、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎、橫滾、戰(zhàn)斗半滾等。飛行包線簡稱包線。?以飛行速度、?高度、過載等飛行參數(shù)為坐標(biāo)，以不同飛行限制條件（如最大速度、最小速度、升限、最大過載等）為邊界所畫出的封閉幾何圖形。不同類型飛機所受到的飛行限制條件不同；同類飛機為完成不同任務(wù)而處于不同的飛行階段時飛行包線也不同。常見的包線示意圖見圖8,該圖是在高度等于常值時作出的。由包線來觀察機動飛行范圍和飛行限制條件是十分清晰的，對比不同飛機的包線也有助于評價飛機性能的優(yōu)劣。在實踐中有時又分為使用飛行包線（范圍?。瑢嵱蔑w行包線（范圍較大）和允許飛行包線（范圍最大）。在不同包線范圍內(nèi)飛行時飛行品質(zhì)要求應(yīng)有所不同。飛行力學(xué)中將過載為1時的速度—高度限制范圍稱為平飛包線。（見圖9）飛行剖面為完成某一特定任務(wù)而繪制的飛機航跡圖形。是飛機戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求的組成部分和重要的設(shè)計依據(jù)，也是形象地表達(dá)飛行任務(wù)的一種形式。按航跡所在平面分為垂直飛行剖面和水平飛行剖面。經(jīng)常使用的是垂直飛行剖面。飛行剖面以起飛基地為原點，由起飛、爬升、巡航、機動飛行、攻擊、下滑和著陸等若干個飛行階段組成。在每個飛行階段上，一般都標(biāo)明飛行速度、高度、耗油量（或余油量）、飛行時間、離開原機場的距離和飛行方式等。為完成同一飛行任務(wù)，往往存在多種飛行剖面，應(yīng)作出詳細(xì)計算和比較，以便選擇其中最佳者。飛機配平平衡飛機的縱向力矩和駕駛桿的桿力。這是操縱飛機的基本要求。飛行速度的變化、飛機重心的改變（由于油料消耗或投彈等）和氣動外形的改變（由于襟翼和擾流板偏轉(zhuǎn)等）都會導(dǎo)致飛機力矩的不平衡，影響飛機的正常飛行。配平的作用就在于消除不平衡力矩和穩(wěn)態(tài)時的桿力。配平分為人工配平和自動配平。人工配平是有駕駛員驅(qū)動配平舵機（又稱調(diào)效結(jié)構(gòu)）來實現(xiàn)的。自動配平是由自動配平系統(tǒng)完成的。飛機飛行品質(zhì)涉及飛行安全和駕駛員操縱難易程度的飛機的各種特性。對飛行品質(zhì)規(guī)定具體的指標(biāo)，作為設(shè)計、驗收和使用飛機的準(zhǔn)則性文件稱為飛機品質(zhì)規(guī)范。飛機設(shè)計應(yīng)滿足飛行品質(zhì)的要求，這也是訂貨部門決定飛機可否被接受的主要依據(jù)之一。飛行品質(zhì)規(guī)范還是飛機穩(wěn)定性和操縱性計算、風(fēng)洞實驗結(jié)果分析、飛行品質(zhì)實驗與試飛的評價準(zhǔn)則。飛機飛行品質(zhì)的主要內(nèi)容包括以下各項：操縱效能：表示操縱飛機以獲得一定范圍的平衡飛行狀態(tài)或機動動作的能力。例如，升降舵的操縱應(yīng)保證飛機在所有飛行速度和高度范圍內(nèi)縱向力矩的平衡，方向舵的操縱應(yīng)保證飛機在對不對稱動力的情況下偏航力矩的平衡等。駕駛力：規(guī)定駕駛員為保持平衡狀態(tài)或進行機動方向所需施加于操作系統(tǒng)的桿力或腳蹬力的范圍或限度。靜穩(wěn)定性：對飛機縱向集靜穩(wěn)定性，按速度靜穩(wěn)定性等及與之直接有關(guān)的一些操縱性指標(biāo)作出規(guī)定。動穩(wěn)定性：對各擾動運動模態(tài)的阻尼和頻率值作出規(guī)定。操作系統(tǒng)特性：對操作系統(tǒng)的機械特性（如摩擦、間隙、彈性等）和動態(tài)特性（對操縱力輸入反應(yīng)的滯后、操作系統(tǒng)震蕩的阻尼等）方面的要求。其他方向品質(zhì)要求：如對失速的警告，飛機對地球湍流的反應(yīng)，對失速和尾旋特性以及對系統(tǒng)故障的要求等。為使駕駛員在對飛行品質(zhì)評分時有統(tǒng)一的描述方法和語言，規(guī)定了一組描述飛行特性的術(shù)語。例如許多國家采用的美國庫珀一哈珀品質(zhì)評分等級，共分為10級。1級最優(yōu)，10級最劣。為保證飛機的飛行安全和實現(xiàn)其預(yù)定的功能，正常狀態(tài)下應(yīng)使飛行品質(zhì)優(yōu)于3.5級；在故障（如操作系統(tǒng)、增穩(wěn)系統(tǒng)的故障）飛行狀態(tài)下，飛行品質(zhì)不應(yīng)在7.5級以下。經(jīng)過幾十年的飛行實踐和研究，隨著飛機飛行速度和高度范圍不斷擴大和操作系統(tǒng)日益復(fù)雜，各國對飛行品質(zhì)的研究日益深入，對飛行品質(zhì)規(guī)范也不斷進行補充和修訂，以適應(yīng)新的情況。飛行速度飛行器單位時間內(nèi)飛行的距離，是航空器重要的性能之一。航空器飛行速度的度量有表速、空速和地速之分，通常說的飛行速度指的是空速。表速：航空器空速表上顯示的飛行速度。它是空速表通過測量氣流總壓與靜壓之差間接測出的航空器相對于未擾動大氣的飛行速度。主要供駕駛員使用。空速：由表速經(jīng)過修正的出的飛行速度，又稱真速或真實空速。它能更準(zhǔn)確地反映航空器相當(dāng)于周圍空氣的飛行速度。地速：航空器相當(dāng)于地面坐標(biāo)系的運動速度，他是風(fēng)速與空速的向量之和。無風(fēng)飛行時，空速就是地速。飛機的地速可用機載多普勒導(dǎo)航雷達(dá)測量，也可利用電影經(jīng)緯儀、脈沖測量雷達(dá)從地面測定。高速飛行時，必須考慮空氣壓縮性對性能的影響。這時如用馬赫數(shù)（M數(shù)）代替飛行速度值能更直接、更確切地描述飛行特性。飛行時的M數(shù)可用馬赫數(shù)表讀出。根據(jù)M數(shù)的大小，可以把飛行分成亞音速、跨音速、超音速和高超音速4種情況。M數(shù)在0.3以下，可以不考慮空氣壓縮性的影響，隨著M數(shù)的增大，空氣壓縮性對飛行的影響也逐步明顯。M數(shù)在0。8以下，壓縮性對飛行的影響只有量的變化，無質(zhì)的突破。一般把M〈0.8的飛行稱為亞音速飛行。M數(shù)大于0.8后，飛行器表面的局部流速可達(dá)到音速，開始出現(xiàn)激波，且隨M數(shù)增大而逐漸擴大，直到M數(shù)大體等于1.2左右，流動呈現(xiàn)亞音速和超音速共存的局面，通常把這一階段的飛行稱為跨速飛行。在跨音速區(qū)域內(nèi)，氣流分離現(xiàn)象嚴(yán)重，空氣阻力劇增，飛行穩(wěn)定性變壞。當(dāng)M數(shù)大于1.2后，整個流場都達(dá)到超音速，流動的性質(zhì)與亞音速有本質(zhì)的不同。通常把M數(shù)為1.2?5.0的飛行稱為超音速飛行。M數(shù)大于5.0的飛行稱為高超音速飛行。高超音速飛行大的激波和附面層有強烈干擾，飛行器前緣由于氣流受到強烈壓縮，會出現(xiàn)溫度達(dá)到數(shù)千攝氏度的激波層。這樣高的溫度會使周圍的空氣分子分解甚至電離，給飛行器的設(shè)計和制造帶來許多新問題。飛行高度指從飛行中的飛行器到某基準(zhǔn)水平面的垂直距離，是重要的飛行性能之一。航空器常用的有絕對高度、氣壓高度、相對高度和幾何高度。絕對高度：飛行器到平均海平面的垂直距離。在海上飛行有雷達(dá)可直接測出絕對高度。氣壓高度：根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)大氣表的大氣壓強與高度的關(guān)系推算出的飛行高度，它可由氣壓式高度表顯示出來。把氣壓式高度表的氣壓刻度調(diào)到標(biāo)準(zhǔn)大氣壓狀態(tài)，所指示的高度稱標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度。飛機遠(yuǎn)航、分層飛行等都需要一個統(tǒng)一的高度標(biāo)準(zhǔn)，避免飛機相撞，這時需要用到標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度。相對高度：飛行器到某指定水平面（如機場）的垂直距離。飛機在起飛和著陸是需要知道飛機對機場的相對高度。幾何高度飛行器沿垂直線到地球表面的距離，又稱真實高度。在執(zhí)行轟炸、偵察、救援以及農(nóng)林作業(yè)等飛行任務(wù)時，需要知道幾何高度。幾何高度可用電影經(jīng)緯儀或雷達(dá)測出。一定的飛行器只能在預(yù)先設(shè)計的某高度范圍內(nèi)飛行?？筛鶕?jù)不同的飛行任務(wù)，在超低空到超高空范圍內(nèi)選擇飛行高度。旅客機的飛行高度以經(jīng)濟、舒適為原則，中小型客機在數(shù)千米高度上飛行，大型客機則在平流層內(nèi)（大約11000米高度）飛行?，F(xiàn)代服役的殲擊機的最大飛行高度約為2萬米，一些輕型飛機可以在離地十幾米的高度飛行。不同類型飛機的飛行高度上限主要決定于動力裝置，下限主要決定于能安全飛行的最小速度和飛機的機動性。尾旋飛機在超過臨界應(yīng)角后饒其自身的三根軸自轉(zhuǎn)的同時、重心沿陡的螺旋線航跡急速下降的自發(fā)運動，又稱螺旋。尾旋的特點是應(yīng)角大、螺旋半徑小、下沉速度快，可達(dá)百米每秒。尾旋不是飛機的正常飛行狀態(tài)。但為了訓(xùn)練或研究的目的，某些高機動性飛機（如殲擊機、教練機）允許有意進入尾旋并改出，半機動性飛機（如轟炸機、偵察機）和非機動性飛機（如旅客機、運輸機）嚴(yán)禁進入尾旋。由于尚不能保證飛機在任何情況下都不會意外地進入尾旋，多年來尾旋事故屢有發(fā)生。改出尾旋的關(guān)鍵是首先要能制止自轉(zhuǎn)，然后設(shè)法減小應(yīng)角，使飛機進入俯沖，最后由俯沖中改出。針對不同的尾旋形態(tài)，人們已經(jīng)研究出多種改出尾旋的操縱方法。失速當(dāng)飛機的迎角（翼弦與飛行方向的夾角）大于其臨界角時產(chǎn)生的一種非正常飛行狀態(tài)。失速的主要現(xiàn)象有機頭下沉、滾轉(zhuǎn)和操縱器件抖動等。嚴(yán)重的會進入尾旋這一危險狀態(tài)。失速的本質(zhì)是迎角大于臨界角后，升力面發(fā)生嚴(yán)重的附面層氣流分離，產(chǎn)生大量渦流，導(dǎo)致升力急劇下降、阻力迅速增大，從而出現(xiàn)種種失速現(xiàn)象。旅客運輸機應(yīng)極力避免進入失速狀態(tài)。為此，人們從飛機設(shè)計、飛行操縱以至飛機維修等方面采取了許多措施。然而，統(tǒng)計表明，近十年所有的飛行事故中仍有20％與飛機失速有關(guān)。到目前為止，民航運輸機失速仍市有發(fā)生并造成了嚴(yán)重后果。為了預(yù)測失速現(xiàn)象的發(fā)生，飛機上均裝有迎角表、操縱桿激振裝置等。儀表飛行在看不清天地線和地標(biāo)的情況下，飛行員完全根據(jù)飛機上各種儀表指示操縱飛機的飛行，過去稱為盲目飛行。在儀表飛行中，飛行員不能直觀感覺飛行狀態(tài)，每個儀表又只能反映出飛行狀態(tài)的某一參數(shù)，因此，飛行員必須熟悉各種儀表位置及其指示特點，全面合理的分配注意力。飛行的操縱動作應(yīng)柔和、細(xì)致，修正偏差要及時、準(zhǔn)確。儀表飛行比目視飛行駕駛技術(shù)復(fù)雜，要求精力高度集中，因而飛行員容易疲勞。儀表飛行始于1929年，之后，隨著儀表設(shè)備的改進和飛行范圍的擴大，儀表飛行已成為飛行員必須掌握的基本駕駛技術(shù)。儀表飛行是晝間復(fù)雜氣象飛行、夜間飛行、海上飛行的基礎(chǔ)。儀表飛行一般可在雙座艙飛機上進行訓(xùn)練，學(xué)員用暗艙罩控制視線，培養(yǎng)按儀表指示操縱飛機和靠儀表指示安全著陸的技能。利用地面飛行模擬器也是訓(xùn)練儀表飛行駕駛技術(shù)的重要途徑。大氣飛行環(huán)境飛行器在大氣層內(nèi)飛行所處的環(huán)境條件。包圍地球的空氣層（大氣）是飛行器的唯一飛行活動環(huán)境，也是導(dǎo)彈和航天器的重要飛行環(huán)境。大氣層無明顯的上限，它的各種特性在鉛垂方向上的差異非常明顯，例如空氣密度隨高度增加而很快趨于稀薄。以大氣層中溫度隨高度的分布為主要依據(jù)，可將大氣層劃分為對流層、平流層、中間層、熱層和散逸層（外大氣層）等5個層次（圖13）。航空器的方向環(huán)境是對流層和平流層。？大氣層對飛行有很大影響，？惡劣的天氣條件會危及飛行安全。大氣屬性（溫度、壓力、濕度、風(fēng)向、風(fēng)速等）對飛機飛行特性和飛行航跡也會產(chǎn)生不同程度的影響。對流層：大氣大氣中最低的一層。對流層中氣溫隨高度增加而降低，空氣的對流運動極為明顯，空氣溫度和濕度的水平分布也很不均勻。對流層的厚度隨緯度和季節(jié)變化，一般低緯度地區(qū)平均為16?18公里，中緯度地區(qū)平均為10?12公里，高緯度地區(qū)平均為8?9公里。我國絕大部分地區(qū)都是夏季對流層厚，冬季對流層薄。對流層中集中了全部地區(qū)四分之三的質(zhì)量和幾乎全部水汽，是天氣變化最復(fù)雜的層次，也是對飛行影響最重要的層次。飛行中所遇到的各種重要天氣現(xiàn)象幾乎度出現(xiàn)在這一層中，如雷暴、濃霧、低云霧、雨、雪、大氣湍流、風(fēng)切變等。低速飛行的飛機一般在這一層中飛行。平流層：位于對流層之上，頂界伸展的約50?55公里。在平流層內(nèi)，隨高度的增加氣溫最初保持不變，或略有上升，到20?30公里以上氣溫升高較快，到平流層頂層氣溫約升至270?290K。這一層過去常被稱作同溫層，實際指的是平流層的下部。在平流層中空氣的垂直運動遠(yuǎn)比對流層弱，水汽和塵粒含量也較少，因而氣流比較平緩、能見度佳?，F(xiàn)代噴氣旅客機和殲擊機、轟炸機等一般都在平流層作巡航飛行。但平流層中空氣稀薄，飛行器的穩(wěn)定性和操縱性惡化，這又是不利的一面。在平流層飛行的飛機，必須使用氣密增壓座艙。中間層：從平流層頂延伸到大約80?85公里高度。這一層的特點是：氣溫隨高度增加而下降，空氣有相當(dāng)劇烈的垂直運動，頂部氣溫可低至160?190K。熱層：它的范圍從中間層延伸到大約800公里高度。這一層的空氣密度很小，聲波也難以傳播。熱層的一個特征是氣溫隨高度增加而上升，另一個重要特征是空氣處于高度電離狀態(tài)，因而又叫電離層（實際是屬于電離層）。電離層的變化會影響航空器的通信。散逸層：又稱逃逸層，外大氣層。位于熱層之上，是地球大氣的最外層。那里的空氣極其稀薄，同時又遠(yuǎn)離地球，受地球的引力作用小，因而大氣分子不斷地向星際空間逃逸。航天器脫離這一層后便進入太空飛行。標(biāo)準(zhǔn)大氣由權(quán)威性機構(gòu)頒布的一種“模式大氣”。它依據(jù)實測資料，用簡化方式近似地表示大氣溫度、壓力和密度等參數(shù)的平均垂直分布。標(biāo)準(zhǔn)大氣主要是應(yīng)飛行器設(shè)計和飛行器試驗的需要而提出的。國際性組織（如國際民用航空組織、國際標(biāo)準(zhǔn)化組織）頒布的稱為國際標(biāo)準(zhǔn)大氣，國家機關(guān)頒布的稱為國家標(biāo)準(zhǔn)大氣。20世紀(jì)20年代美國首次制定“標(biāo)準(zhǔn)大氣”，接著國際航空聯(lián)合會在美國標(biāo)準(zhǔn)大氣的基礎(chǔ)上制定了一個國際標(biāo)準(zhǔn)大氣。隨后，各個國家、各個組織的標(biāo)準(zhǔn)大氣也陸續(xù)出現(xiàn)。1980年中國國家標(biāo)準(zhǔn)總局分布了中華人民共和國國家標(biāo)準(zhǔn)大氣（30公里以下部分）。各地的實際大氣與標(biāo)準(zhǔn)大氣之間存在著一定差別。大氣湍流大氣的一種隨機的不規(guī)則的運動形式，又稱大氣紊流或大氣亂流。常由一系列大小不一的渦旋運動組成。主要有風(fēng)暴渦流、晴空或卷云區(qū)渦流和山地上空渦流等三類。大氣渦流直接影響飛機的飛行性能，飛行品質(zhì)和飛機所受的載荷。飛機在大氣湍流中飛行時會產(chǎn)生顛簸，影響乘員的舒適程度和某些飛行任務(wù)的完成質(zhì)量，同時也增加駕駛員的工作負(fù)擔(dān)。大氣渦流還會造成飛機結(jié)構(gòu)的疲勞損傷，嚴(yán)重時會導(dǎo)致飛機失事。如1959年蘇聯(lián)民航機圖104遇到強烈的大氣渦流，使機翼折斷而墜毀。為了防止飛機意外地進入強烈的大氣渦流區(qū)，人們越來越重視大氣渦流探測設(shè)備的研制，已投入使用的有機載紅外線渦流探測器和多普勒雷達(dá)等。飛機飛行品質(zhì)規(guī)范中也列有大氣渦流的條款，新飛機須按規(guī)范要求進行一系列的驗證，以確保飛機的飛行品質(zhì)。風(fēng)切變風(fēng)矢量（風(fēng)向、風(fēng)速）在空中水平和（或）垂直距離上的變化。對飛機起飛和著陸安全威協(xié)最大的是低空風(fēng)切變，即發(fā)生在著陸進場或起飛爬升階段的風(fēng)切變。它不僅能使飛機航跡偏離，而且可能使飛機失去穩(wěn)定。如果駕駛員判斷失誤或處置不當(dāng)，則常會產(chǎn)生嚴(yán)重后果。世界上曾發(fā)生多起機毀人亡的飛行事故。風(fēng)切變還嚴(yán)重影響火箭飛行的穩(wěn)定性。風(fēng)切變主要由鋒面（冷暖空氣的交界面）、逆溫層、雷暴、復(fù)雜地形地物和地面摩擦效應(yīng)等因素引起。為了確保安全，國際航空、航天和氣象界都積極開展低空風(fēng)切變的研究。風(fēng)切變常分為以下幾種：①風(fēng)的水平切變是水平風(fēng)向和風(fēng)速在水平距離上的變化；②風(fēng)的垂直切變是水平風(fēng)向和風(fēng)速在垂直距離上的變化；③垂直風(fēng)的切變是垂直風(fēng)（即升降氣流）在水平貨航跡方向上的變化。下沖氣流是垂直風(fēng)的切變的一種形式，呈現(xiàn)為一股強烈的下降氣流，可以引起下降飛機的失事（見圖14）。范圍小而強度很大的下沖氣流稱為微下沖氣流，它是對飛行危害最大的風(fēng)切變類型。統(tǒng)計表明，約有65%的風(fēng)切變飛行事故都涉及帶微下沖氣流的雷暴。大氣影響大氣影響：指大氣中各種氣象要素和天氣現(xiàn)象對飛機的結(jié)構(gòu)、機載設(shè)備、飛行航跡、飛行性能和操縱性、穩(wěn)定性的影響。例如擾動氣流會使飛機顛簸，大氣電場會使飛機被電擊，在凍雨區(qū)飛行時飛機表面會結(jié)冰等。大氣環(huán)境條件的影響與飛機的種類、飛行狀態(tài)、時空背景和氣象條件等都有密切的關(guān)系。對起飛和著陸的影響：任何飛機都需要在一定的氣象條件下起飛和著陸。起飛和著陸主要受地面風(fēng)、云底高和跑道能見距離的影響。大風(fēng)速、強側(cè)風(fēng)和順風(fēng)都不利于起飛和著陸，低的云幕和惡劣的能見度都是起落飛行的主要彰礙。低空風(fēng)切變和大雨雪造成的跑道積水、積雪、濕雪、積冰，也會危及起落安全?！叭旌颉憋w機僅是在較差的氣象條件下能依靠自動（盲目）著陸設(shè)備降落。事實上，真正不受任何氣象條件限制的“全天候”飛機是不存在的。對空中飛行的影響：大氣擾動（風(fēng)切變、陣風(fēng)、大氣湍流等）、空中云層和降水、大氣電場以及大氣中氣溫和水汽分布狀況，都會直接影響飛機的飛行。這些影響主要表現(xiàn)在：①空中風(fēng)速和風(fēng)向的強烈變化貨升降氣流引起的飛機顛簸，使飛機操縱困難，乘員疲勞不適，嚴(yán)重時會使飛機因結(jié)構(gòu)載荷過大而損壞。②云中過冷卻水滴的存在和飛機表面溫度低于冰點，造成飛機表面結(jié)冰，使飛機的空氣動力性能變壞，飛行儀表的指示出現(xiàn)誤差，風(fēng)擋玻璃模糊不清，嚴(yán)重威協(xié)飛行安全。為此，飛機一般都裝有防冰除冰裝置。③飛機電擊，大氣電場向飛機放電的現(xiàn)象。它往往能擊穿飛機表面，破