飛行空氣動(dòng)力學(xué)

第三章-飛行空氣動(dòng)力學(xué)飛行空氣動(dòng)力學(xué)介紹作用于飛機(jī)上的力的相互關(guān)系和由相關(guān)力產(chǎn)生的效應(yīng)。作用于飛機(jī)的力至少在某些方面，飛行中飛行員做的多好取決于打算和對(duì)動(dòng)力使用的協(xié)調(diào)以及為轉(zhuǎn)變推力，制他們的方法的理解越好，飛行員執(zhí)行時(shí)的技能就更好。下面定義和平直飛行(未加速的飛行)相關(guān)的力。力是成對(duì)作用的。然而在后面的解釋中也不總是這樣的狀況。反，和氣流相對(duì)機(jī)身的方向并行。壓飛機(jī)。和升力相反，它垂直向下地作用于飛機(jī)的重心位置。的升力中心。在穩(wěn)定的飛行中，這些相反作用的力的總和等于零。在穩(wěn)定直飛中沒有不平衡的力(牛頓第三定律)。無論水平飛行還是爬升或者下降這都是對(duì)的。也不等于說四個(gè)力總是相等的。這個(gè)力之間的關(guān)系常常被錯(cuò)誤的解釋或說明。例如，考慮下一頁的圖3－1。在上一幅圖中的推力，阻力，升力和重力四個(gè)力矢量大小相等。象下一幅圖顯示的通常解釋說明(不保證推力和阻力就不等于重力和升力)推力等于阻力，升力等于重力。必需理解這個(gè)根本正確的表述，否則可能誤會(huì)。肯定要明白在直線的，水平的，非加速飛行狀態(tài)中，相反作用的升力和重力和阻力大小相等，而不是說推力和阻力的大小和升力重力相等，根本上重力比推力更大。必需強(qiáng)調(diào)的是，這是在穩(wěn)定飛行中的力平衡關(guān)系?？偨Y(jié)如下：向上力的總和等于向下力的總和向前力的總和等于向后力的總和對(duì)舊的“推力等于阻力，升力等于重力”公式的提煉考慮了這樣的事實(shí)，在爬升中，推力的一局部方向向上，表現(xiàn)為升力，重力的一局部方向向后，表現(xiàn)為阻力。在滑翔中，重力矢量的一局部方向向前，因此表現(xiàn)為推力。換句話說，在飛機(jī)航跡不水平的任何時(shí)刻，升力，重力，推力和阻力每一個(gè)都會(huì)分解為兩個(gè)分力。如圖3－2述仍舊是正確的。提到“升力推力和重力阻力”時(shí)，為這些力確立的前面的定義就不再有效，使問題變的簡(jiǎn)單。語言表述的如此不嚴(yán)密為大量的爭(zhēng)論供給了借口，這些爭(zhēng)論集中于根本原理的精練。盡管已經(jīng)定義了作用于飛機(jī)上的力深入具體的爭(zhēng)論。推力飛機(jī)開頭移動(dòng)前，必需施加推力。飛機(jī)持續(xù)移動(dòng)，速度增加，直到推力和阻力相等。為了維保持相等。假設(shè)在平直飛行中，引擎功率降低，推力就會(huì)下降，飛機(jī)速度就減慢。只要推力小于阻力，飛機(jī)就會(huì)始終減速，知道它的空速缺乏以支持飛行。同樣的，假設(shè)引擎的動(dòng)力增加，推力比阻力大，空速就增加。只要推力始終比阻力大，飛機(jī)就始終加速。當(dāng)阻力等于推力時(shí)，飛機(jī)飛行在恒定的空速。有飛行狀態(tài)協(xié)調(diào)迎角和推力。概略的，這些飛行狀態(tài)可以按類分為三組，低速飛行，巡航飛行和高速飛行。在低空速時(shí)，要維持升力和重力的平衡，迎角必需相對(duì)較高以增加升力。如圖3－3，員適當(dāng)?shù)膮f(xié)調(diào)了推力和迎角也可以保持水平飛行。低速狀態(tài)的平直飛行供給了需要關(guān)注的和力平衡有關(guān)的條件，由于飛機(jī)處于高機(jī)頭的姿勢(shì)，道相比發(fā)動(dòng)機(jī)停頓時(shí)飛機(jī)在有動(dòng)力時(shí)速度較低會(huì)失速力等于阻力，升力等于重力。在平直飛行中，推力增加時(shí)，空速增加，必需要降低迎角。假設(shè)協(xié)調(diào)好了變化，飛機(jī)仍舊保持平直飛行，但是推力和迎角之間建立了適宜的關(guān)系后飛行速度會(huì)變高。那么就很明顯，可以以失速迎角和高速時(shí)的相對(duì)較小負(fù)迎角之間的任意迎角進(jìn)展平飛。阻力行的幫助是無用的，其次個(gè)是由機(jī)翼產(chǎn)生升力的結(jié)果所導(dǎo)致的。寄生阻力有兩個(gè)根本元素：形阻力，來自機(jī)身對(duì)氣流的破壞，另外就是外殼的摩擦阻力。就越簡(jiǎn)潔降低寄生阻力的形阻力。線型彎曲，對(duì)平滑氣流產(chǎn)生阻力。通過使用光滑的磨平的外表，和去掉突出的鉚釘頭和其他的不規(guī)章物來最小化外殼摩擦力。設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)必需要增加另一個(gè)對(duì)寄生阻力的考慮。這個(gè)阻力復(fù)合了形阻力效應(yīng)和外殼摩擦，稱為所謂的干預(yù)阻力。假設(shè)兩個(gè)物體靠近放置，產(chǎn)生的合成紊亂會(huì)比單個(gè)測(cè)試時(shí)大50％到200％。形阻力，外殼摩擦力和干預(yù)阻力這三個(gè)阻力都要被計(jì)算以確定一個(gè)飛機(jī)的寄生阻力。外形阻力的增加會(huì)隨速度而變的突然很快。其次個(gè)根本的阻力類型是誘導(dǎo)阻力。以機(jī)械運(yùn)動(dòng)方式工作的系統(tǒng)沒有一個(gè)可以到達(dá)100%的額外的功來獲得需要的功。系統(tǒng)越高效，損失就越小。這種阻力是升力的產(chǎn)物中不行分別的。繼而，只要有升力就會(huì)有這種力。流會(huì)變成隨著機(jī)翼運(yùn)動(dòng)的兩個(gè)渦流軌跡。從尾部看飛機(jī)時(shí)，右邊翼尖的渦流逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，而左邊翼尖的渦流順時(shí)針旋轉(zhuǎn)。如圖3－4機(jī)翼頂部的下洗流在翼尖處有一樣的使向后的升力矢量彎曲的效果蒸餃略微向后，產(chǎn)生一個(gè)后向升力重量。這就是誘導(dǎo)阻力。翼的迎角為零，也就沒有壓力差，繼而沒有下洗重量，因此也就沒有誘導(dǎo)阻力。無論如何，只要迎角增加，誘導(dǎo)阻力相應(yīng)的增加。力也就更大?？傉T導(dǎo)阻力和空速的平方成反比變化關(guān)系。3－5可以看到，時(shí)，抑制阻力所需要的動(dòng)力也是最小的。為理解飛行中飛機(jī)的升力和阻力的影響，需要結(jié)合考慮兩者以及升阻比L/D(升力/阻力)。的升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD。升阻比對(duì)迎角的結(jié)果圖顯示升阻比增加到一最大值，在較高的升力系數(shù)和迎角階段開頭下降，如圖3－6。留意最大升阻比(L/DMax)消滅在一個(gè)特定比(L/DMax)處更大或者更小的迎角，升阻比降低繼而在給定飛機(jī)升力時(shí)總阻力增加。重心(CG)(CP)會(huì)移動(dòng)多復(fù)運(yùn)動(dòng)以保持飛行平衡。(高馬赫數(shù)時(shí)高升阻比)需要的飛機(jī)配置導(dǎo)致這樣的狀況。重力重力是趨向把全部物體朝地球中心拽的拉力(CP)的壓力中心前面固定，這是為了供給足夠的恢復(fù)運(yùn)動(dòng)以保持飛行平衡。力(由作用于飛機(jī)物質(zhì)的地球引力導(dǎo)致)。這個(gè)重力通過飛機(jī)的重心向下作用。在穩(wěn)定的平飛力，飛機(jī)將會(huì)降低高度。當(dāng)升力大于重力時(shí)，飛機(jī)飛行高度增加。升力力增加(假設(shè)其他因素不變)或者叫紊流點(diǎn)。比例。例如，假設(shè)迎角和其他因素不變的話，以200節(jié)速度飛行的飛機(jī)所得的升力是它在100節(jié)速度飛行時(shí)升力的四倍。飛行狀態(tài)，只要速度增加，升力必需減小。這通常是通過減小迎角來實(shí)現(xiàn)的，如降低機(jī)頭。假設(shè)要避開失速的話，迎角可以增加的范圍是有限制的。在臨界迎角，這樣做的唯一方法是增加速度。升力和阻力也隨空氣密度直接變化。好幾個(gè)因素會(huì)影響密度，如壓力，溫度和濕度。記住，在18000英尺高度，空氣密度是海平面上密度的一半。因此，為了在較高的高度維持升力，對(duì)于任何迎角都必需以更高的真實(shí)空速來飛行。天氣，對(duì)于任何給定迎角都必需以比干冷天氣下更大的真實(shí)空速飛行。假設(shè)密度因素降低，總升力必需等于總重量才能維持飛行，它遵循其他因素之一必需增加。通常那些增加的因素是空速或者迎角，由于這些因素可以由飛行員直接掌握。200100平方英尺面積機(jī)翼的兩倍。翼，那么也可以掌握機(jī)翼面積。但是，對(duì)大多數(shù)狀況，飛行員掌握升力和速度來操縱飛機(jī)。速著陸時(shí)，增加升力到接近最大以維持升力等于飛機(jī)的重量是有必要的。翼尖渦流一個(gè)類似的渦流，但是由于機(jī)身阻擋了向內(nèi)的流淌，這個(gè)渦流不是很重要紊流上。接著可以看到無論何時(shí)機(jī)翼產(chǎn)生升力，誘導(dǎo)阻力就會(huì)產(chǎn)生，翼尖渦流隨之消滅。差更大，空氣的側(cè)向流淌也就更強(qiáng)；進(jìn)而，這導(dǎo)致了更猛烈的渦流的形成，結(jié)果紊流更多，誘導(dǎo)阻力也更多。強(qiáng)度的翼尖渦流。地面效應(yīng)飛機(jī)在暢通的地面以略微低于高空平飛要求的空速來飛行是可能的象，甚至對(duì)一些有閱歷的飛行員來說，知道這個(gè)比理解它更重要。氣流的垂直重量受地面限制。這就轉(zhuǎn)變了機(jī)翼的升流和翼尖渦流，如圖3－7。這些由于(或者水面)的干擾導(dǎo)致的。當(dāng)尾部外表和機(jī)身的空氣動(dòng)力學(xué)特性因地面效應(yīng)轉(zhuǎn)變時(shí)和下洗流和翼尖渦流隨之削減。一。下洗流越多，機(jī)翼推動(dòng)空氣向下的難度就越大。大迎角時(shí)，總的誘導(dǎo)阻力就大，在實(shí)際的飛行中就相應(yīng)于較低的空速，以可以這么說，低速飛行時(shí)誘導(dǎo)阻力是主導(dǎo)地位。迎角不變，將導(dǎo)致升力系數(shù)的增加。如圖3－8導(dǎo)阻力降低，這樣就導(dǎo)致了最重要的低速時(shí)所需推力的降低。阻力削減的結(jié)果就是使得在低速飛行時(shí)所需要的推力也削減了。(設(shè)備)此，會(huì)要求飛機(jī)空降的指示空速低于正常要求的值。1.4%23.5%，機(jī)翼高度等于翼展格外之一時(shí)，誘導(dǎo)阻力降低47.6的降低。由于這種變化，地面效應(yīng)在起飛離地和著陸觸地的一瞬間是最明顯的。時(shí)進(jìn)入地面效應(yīng)相反的狀況，例如飛機(jī)離開地面效應(yīng)將會(huì)：要求增加迎角來維持一樣的升力系數(shù)誘導(dǎo)阻力增加，所需要的推理也要增加穩(wěn)定性降低，機(jī)頭在瞬間會(huì)向上翹產(chǎn)生靜態(tài)源壓力的削減，指示空速增加應(yīng)當(dāng)指出在獲得建議著陸速度之前這些總效果可能會(huì)對(duì)著陸嘗試危急更大的誘導(dǎo)阻力可能會(huì)導(dǎo)致恰好臨界的初始爬升性能。在，如大的總重量，高密度高度緣由，在收回起落架或者襟翼之前必需進(jìn)入確定爬升狀態(tài)?！捌啤毙?yīng)。由于地面效應(yīng)中阻“漂移”必要降低動(dòng)力配置或者降低所需的推力，這樣可以讓飛機(jī)在預(yù)期滑行軌跡上滑行。飛機(jī)的軸向飛行中無論什么時(shí)候飛機(jī)轉(zhuǎn)變它的飛行姿勢(shì)和位置，它都繞三個(gè)軸向的一個(gè)或者多個(gè)旋轉(zhuǎn)，這些軸向是通過飛機(jī)重心的想象出來的線軸，格外象車輪旋轉(zhuǎn)的那個(gè)軸。在三個(gè)軸的相交點(diǎn)，每一個(gè)軸都和其他兩個(gè)軸成90度角。從3－9似性。依據(jù)對(duì)航海術(shù)語的承受，飛機(jī)縱軸固定后的運(yùn)動(dòng)稱為“側(cè)滾”，橫軸固定時(shí)的運(yùn)動(dòng)叫“俯仰”；最終，飛機(jī)垂直軸固定后的運(yùn)動(dòng)叫“偏航”，就是飛機(jī)頭水平的左右運(yùn)動(dòng)。。對(duì)這些掌握的使用在第四章解釋－飛行掌握。運(yùn)動(dòng)和力臂機(jī)的重量來表示，簡(jiǎn)潔說是英寸磅(距離乘以重量，公制單位是牛頓米)。飛機(jī)設(shè)計(jì)者把飛機(jī)的重心位置或前或后的定位在盡可能靠近平均動(dòng)力弦的20%位置。假設(shè)位置。目標(biāo)是讓力矩(由于阻力，推力和升力產(chǎn)生)盡可能?。挥眠m當(dāng)?shù)奈膊课恢米鳛槿魏物w行條件下的飛機(jī)供給縱向平衡的手段。員通過供給反向的掌握力來對(duì)抗這樣的力。平的最常用設(shè)備。力將會(huì)是過多的且使人簡(jiǎn)潔疲乏。設(shè)計(jì)特性每一個(gè)飛過很多類型飛機(jī)的飛行員已經(jīng)留意到操作是有些區(qū)分的機(jī)動(dòng)性和可控性的主要區(qū)分如下：穩(wěn)定性－這是飛機(jī)訂正那些可能轉(zhuǎn)變它的平衡條件的內(nèi)在品質(zhì)上飛行的力量。這是一個(gè)飛機(jī)的主要設(shè)計(jì)特性。機(jī)動(dòng)性－這是飛機(jī)簡(jiǎn)潔機(jī)動(dòng)且承受機(jī)動(dòng)引發(fā)的壓力的力量。它受飛機(jī)的重量，慣量，大小，飛行掌握的位置，構(gòu)造強(qiáng)度，以及發(fā)動(dòng)機(jī)等因素打算。這也是一個(gè)飛機(jī)的主要設(shè)計(jì)特性。操作飛機(jī)時(shí)施加掌握的響應(yīng)特性，和穩(wěn)定性特性無關(guān)。穩(wěn)定性的根本概念穩(wěn)定性有關(guān)。有兩種穩(wěn)定性：靜態(tài)的和動(dòng)態(tài)的。先爭(zhēng)論靜態(tài)的平衡，這里的爭(zhēng)論將用到下面的定義：平衡－全部作用于飛機(jī)的相反的力都是平衡的。(飛機(jī)處于穩(wěn)定的不加速的飛行狀態(tài))靜態(tài)穩(wěn)定性－當(dāng)平衡被破壞后飛機(jī)顯示出的最初趨勢(shì)。正靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機(jī)平衡被破壞后返回到原來平衡狀態(tài)的最初趨勢(shì)。圖3－10負(fù)靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機(jī)平衡被破壞后持續(xù)偏離原來平衡狀態(tài)的最初趨勢(shì)。中性靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機(jī)平衡被破壞后維持在一個(gè)條件的最初趨勢(shì)。靜態(tài)穩(wěn)定性(穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性)之間的折中是個(gè)關(guān)鍵。動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性3－11一個(gè)周期或者一個(gè)起伏的時(shí)間單位超過10秒，這叫長周期振動(dòng)(起伏運(yùn)動(dòng))，且簡(jiǎn)潔被掌握。在縱向長周期振動(dòng)中，當(dāng)空速增加或者降低時(shí)，迎角保持不變。對(duì)于某一角度，期望振動(dòng)會(huì)型。中性或者發(fā)散的短期振動(dòng)是危急的，假設(shè)振動(dòng)不是快速阻尼的話，一般會(huì)導(dǎo)致構(gòu)造化失效。(也就是短期振動(dòng)馬上消逝)。飛機(jī)的適航性認(rèn)證時(shí)的飛行測(cè)試就是為這個(gè)狀況而執(zhí)行的，方法是通過降低極大臨界速度(也就是Vne,不過速)飛行員拉下掌握輪或下踏方向舵踏板壓低，然后觀看結(jié)果?？v向穩(wěn)定性(俯仰)認(rèn)為是最受不同飛行條件下特定變量的影響?？v向穩(wěn)定性是使飛機(jī)繞橫軸維持穩(wěn)定的品質(zhì)。還危急。飛機(jī)的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性或者不穩(wěn)定性依靠于下面三個(gè)因素：機(jī)翼對(duì)重心的位置水平尾翼掌握面對(duì)重心的位置尾部掌握面面積和大小分析穩(wěn)定性時(shí)，應(yīng)當(dāng)記得一個(gè)物體假設(shè)可以自由旋轉(zhuǎn)的話，它總會(huì)繞它的重心旋轉(zhuǎn)。向后。變它的前后位置。迎角增加時(shí)壓力中心趨于向前移動(dòng)，迎角減小時(shí)壓力中心趨于向后移動(dòng)。(升力)這個(gè)趨勢(shì)給機(jī)翼帶來了固有的不穩(wěn)定特性。3－12所示的飛機(jī)處于平直飛行狀態(tài)。線段CG-CL-TCG到水平升降舵T點(diǎn)的飛機(jī)縱軸。CL點(diǎn)表示升力中心。大多數(shù)飛機(jī)設(shè)計(jì)成機(jī)翼的升力中心CL在飛機(jī)的重心CG“頭重”現(xiàn)象，“頭重”的補(bǔ)CG-CL-T是水平的，CLCGT的物理學(xué)原理就可以看到，假設(shè)CL點(diǎn)用鐵條懸掛，而很大的重量掛在CG點(diǎn)，那么就會(huì)在T點(diǎn)產(chǎn)生維持水平平衡的向下作用力。就越強(qiáng)，產(chǎn)生的作用于升降舵(T尾除外)3－13。設(shè)置飛行時(shí)能夠供給最好穩(wěn)定性。圖3－14低，導(dǎo)致升降舵上向下的作用力變小。接著，“頭重”特性加重，使得機(jī)頭更加的向下俯。這姿勢(shì)。當(dāng)爬升連續(xù)時(shí)，空速又降低，導(dǎo)致尾部的向下力又降低，直到機(jī)頭更低。但是，由于飛機(jī)是動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的，這回機(jī)頭的降低就不會(huì)向前面降低的那么厲害。這次飛機(jī)將獲得足夠的速度，更加漸漸的沖到另一個(gè)爬升狀態(tài)，但是爬升不會(huì)象前一次那么陡峭。次平衡的飛行，只要高度和空速不變就會(huì)持續(xù)穩(wěn)定的飛行。3－12中T點(diǎn)作用力缺乏以保持升降舵向下。這就似乎T點(diǎn)的作用力讓機(jī)頭的重力下拉機(jī)頭一樣。固然這是想要的特性，由于飛機(jī)固有地試圖再次獲得空速和再次建立適當(dāng)?shù)钠胶?。個(gè)“高推力線”來抵消這個(gè)效果，高推力線中推力從重心上方通過。圖3－15和圖3－16。這個(gè)恰好的“低推力線”會(huì)趨于增加水平尾部掌握面的抬升機(jī)頭效果?？偸窃噲D恢復(fù)到安全飛機(jī)姿勢(shì)。不穩(wěn)定的。橫向穩(wěn)定性(側(cè)滾)沿機(jī)頭到尾部的縱軸的穩(wěn)定性稱為飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性。當(dāng)一邊的機(jī)翼比另一邊的機(jī)翼低時(shí)，這可以幫助穩(wěn)定側(cè)面傾斜或者側(cè)滾效果。有四個(gè)主要的因素使飛機(jī)保持橫向穩(wěn)定：上反角，傾覆效應(yīng)，后掠角和重力分布。1－3度的上反角。換句話說，飛機(jī)每一邊的機(jī)翼和機(jī)身形成一個(gè)窄的V字型，或者叫上反角。它是通過位于平行于橫軸的直線之上的機(jī)翼形成的角度來度量。的趨勢(shì)。也就是說，上反角引起升力的平衡，這些升力由飛機(jī)縱軸兩邊的機(jī)翼產(chǎn)生。彎的傾斜時(shí)，它會(huì)側(cè)滑或者超機(jī)翼較低的側(cè)面下滑。圖3－17(機(jī)翼水平)－即兩個(gè)機(jī)翼的迎角和升力又一次相等。條件?；謴?fù)力會(huì)把較低一側(cè)的機(jī)翼向上移動(dòng)很多，導(dǎo)致另一側(cè)的機(jī)翼向下。假設(shè)這樣的話，這個(gè)過程會(huì)重復(fù)下去，每一次橫向搖擺幅度降低，直到最終到達(dá)了機(jī)翼水平飛行的平衡。些較少機(jī)動(dòng)性設(shè)計(jì)的飛機(jī)上反角小。進(jìn)正上反角效果，而前掠翼會(huì)促進(jìn)負(fù)上反角效果。施加一個(gè)穩(wěn)定的橫向影響。建筑如此橫向穩(wěn)定的飛機(jī)，以至于龍骨區(qū)域的絕大局部在重心的后面上方。圖3－18(都作用于重心)的合力趨于使飛機(jī)側(cè)滾回到機(jī)翼水平的飛行狀態(tài)中。垂直穩(wěn)定性(偏航)飛機(jī)的垂直軸(側(cè)向力矩)就向生疏的風(fēng)向標(biāo)或者箭一樣使機(jī)頭指向相對(duì)風(fēng)方向。平衡，指向運(yùn)動(dòng)很小或者根本沒有。所以，就必需讓支點(diǎn)后面的面積比前面的面積大得多。3－19就越強(qiáng)。(假定是右側(cè))，那在這樣做時(shí)，飛機(jī)向相對(duì)風(fēng)方向旋轉(zhuǎn)有點(diǎn)象風(fēng)向標(biāo)。飛機(jī)航跡方向的最初變化通常在飛機(jī)機(jī)頭朝向的變化之后。因此，當(dāng)飛機(jī)向右略微偏航后，有一個(gè)短暫的時(shí)間連續(xù)沿原來的航跡方向移動(dòng)，但是它的縱軸略微指向右側(cè)。然后飛機(jī)有短暫的側(cè)滑，在這個(gè)時(shí)刻(由于假設(shè)盡管偏航運(yùn)動(dòng)停頓，垂直尾翼左側(cè)的額外壓力仍舊存在)飛機(jī)必定有朝左側(cè)回轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。即，垂直尾翼導(dǎo)致了一個(gè)短暫的恢復(fù)趨勢(shì)。確立最初的航向。方向穩(wěn)定性的一個(gè)小的改進(jìn)可以通過后掠角實(shí)現(xiàn)有幫助。壓力中心在中心之后這樣制造的飛機(jī)具備縱向穩(wěn)定性。翼的位置使壓力中心置于正確的位置。這個(gè)奉獻(xiàn)和其他局部相比就相對(duì)較小了。自由向搖擺(荷蘭軌輥)荷蘭軌輥是耦合的側(cè)向/方向搖擺，它通常是動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的，由于搖擺的特性，在飛機(jī)中這是要不得的。搖擺模式的阻尼可能很弱或者很強(qiáng)，這依靠于具體飛機(jī)的特性。后和兩邊的陣風(fēng)。飛機(jī)對(duì)平衡的破壞的反響是復(fù)合的側(cè)滾/偏航搖擺，其中側(cè)滾運(yùn)動(dòng)發(fā)生在偏航運(yùn)動(dòng)之前。偏些特性趨于螺旋不穩(wěn)定性。那么選擇只能是兩個(gè)不利中的次要因素－荷蘭軌輥運(yùn)動(dòng)是要不得的能無限期的以無手操控方式飛行。除高速掠翼設(shè)計(jì)之外，大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)，這些自由向搖擺通常在很少的幾個(gè)周期后自動(dòng)消逝軌輥傾向，大多數(shù)飛機(jī)設(shè)計(jì)有這樣的特性。螺旋不穩(wěn)定性當(dāng)飛機(jī)的靜態(tài)方向穩(wěn)定性和維持橫向平衡的上反角效應(yīng)相比很強(qiáng)時(shí)，就會(huì)消滅螺旋不穩(wěn)定毫不費(fèi)力的掌握這個(gè)趨勢(shì)。全部的飛機(jī)在某種程度上都受到這個(gè)特性的影響，盡管全部其他一般參數(shù)可能是固有穩(wěn)定的。這個(gè)傾向通過一個(gè)事實(shí)告知飛行員：飛機(jī)不能無限期以無手操控飛行。(機(jī)翼校平器)的開發(fā)上付出了大量的爭(zhēng)論和通常的緣由是：飛行員失去視野參考，不能參考儀表來掌握飛機(jī)，或者是同時(shí)發(fā)生這兩者。飛行機(jī)動(dòng)中的空氣動(dòng)力學(xué)受力介紹飛行機(jī)動(dòng)如轉(zhuǎn)彎，爬升和降落時(shí)的飛機(jī)受力狀況。轉(zhuǎn)彎受力假設(shè)從后面看一個(gè)平直飛行的飛機(jī)，如圖3－20，而且假設(shè)作用于飛機(jī)的力可以觀察的話，兩個(gè)力(升力和重力)是明顯的，假設(shè)飛機(jī)處于傾斜狀態(tài)，可以明顯的看到升力不再正好和重彎的中心且向上的，這是在考慮飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)要記住的一個(gè)根本領(lǐng)實(shí)。一個(gè)物體假設(shè)靜止或者沿直線勻速運(yùn)動(dòng)會(huì)始終保持靜止或勻速直線運(yùn)動(dòng)等。這就解釋了為什么在正常轉(zhuǎn)彎時(shí)使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的力不是方向舵施加的。偏離原來直線航向的力。反過來說，當(dāng)飛機(jī)傾斜時(shí)，它就會(huì)轉(zhuǎn)彎，讓它不滑到轉(zhuǎn)彎的一側(cè)。良好的方向掌握是基于一個(gè)事實(shí)，只要飛機(jī)傾斜它就會(huì)轉(zhuǎn)彎。說，飛機(jī)的總升力沒有得到增加。然而就像指出的，傾斜時(shí)的升力分為兩個(gè)重量于豎直分力隨傾斜角度的增加而降低能維持飛機(jī)的高度。因此，對(duì)于任何給定空速，轉(zhuǎn)彎速度可以通過調(diào)整傾斜角來掌握。加額外的推力來防止空速降低；需要的額外推力大小和傾斜角成比例。者傾斜角降低。假設(shè)傾斜角保持恒定，而迎角降低，轉(zhuǎn)彎速度將會(huì)降低。所以，當(dāng)空速增加時(shí)為了保持恒速轉(zhuǎn)彎，迎角必需保持恒定且傾斜角增加。水平分力來平衡，它只能通過增加傾斜角來增加。力的平衡要么通過降低傾斜度，降低角速度或者二者的結(jié)合才能建立。的轉(zhuǎn)彎太快了。外測(cè)滑轉(zhuǎn)彎的訂正引起角速度的降低，傾斜角增加，或者二者的結(jié)合。為維持一個(gè)給定的角速度，傾斜角必需隨空速變化。在高速飛機(jī)上這變得特別重要。例如，400mph時(shí)，飛機(jī)必需傾斜大約44度來完成一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)的轉(zhuǎn)彎角速度(3度每秒)。在這個(gè)傾斜度上，只要大約79%的飛機(jī)升力構(gòu)成升力的豎直重量；結(jié)果是高度的損失，直到迎角增加到足夠補(bǔ)償升力的損失。爬升受力值，如升力時(shí)一樣。然而，有一個(gè)最初的短暫的變化，如圖3－22立在向上爬升后，迎角和升力再次恢復(fù)到水平飛行時(shí)的值左右。機(jī)總阻力平行，因此也增加了誘導(dǎo)阻力。所以，總阻力大于推力，空速下降。一般空速下降(包含一樣方向的重力重量)等于推力。如圖3－23。由于動(dòng)力，空速的變化一般依不同的飛機(jī)大小，重量和總阻力以及其他因素而變化。外的功率以保持和平飛時(shí)一樣的空速。功率大小依靠于爬升角度。假設(shè)爬升的航跡很陡峭，那么可用功率將缺乏，空速較低。你會(huì)看到備用功率的大小確定了飛機(jī)的爬升性能。下降受力下降時(shí)的功率和平直飛行時(shí)的功率一樣。角降低時(shí)升力臨時(shí)的小于飛機(jī)的重量類似于爬升中的向后作用?？傮w效果相當(dāng)于動(dòng)力增加，然后導(dǎo)致空速比平飛時(shí)增加。此，為保持空速和巡航時(shí)一樣，下降時(shí)要求降低的功率大小通過下降坡度來確定。失速就失速。過大之前飛機(jī)不會(huì)失速。的飛機(jī)總會(huì)在同一個(gè)迎角時(shí)失速，而不管空速，重量，載荷因素或密度高度。每一個(gè)飛機(jī)都有一個(gè)特別的迎角，那時(shí)，氣流從飛機(jī)的上外表分別，發(fā)生失速。依據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)，臨界迎角1620度變化。但是每個(gè)飛機(jī)只有一個(gè)特定的發(fā)生失速的迎角。在三種狀況下會(huì)超過臨界迎角：低速飛行，高速飛行，和轉(zhuǎn)彎飛行。要的升力?？账僭降?，必需增加更大的迎角。最終，到達(dá)一個(gè)迎角，它會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼不能產(chǎn)生超出臨界迎角，機(jī)翼上的氣流被打亂了(變成了紊流)。200速迎角，而這是他的空速是比一般失速的空速大得多。會(huì)失速。在這里，應(yīng)當(dāng)檢查失速時(shí)飛機(jī)的動(dòng)作。為氣動(dòng)的平衡飛機(jī)，升力中心通常位于重心之后。盡管這讓飛機(jī)固有的產(chǎn)生“頭重”，水平尾翼上的下洗流抵消了這個(gè)作用。可以看到，失速時(shí)機(jī)它的重心轉(zhuǎn)動(dòng)。在機(jī)頭下傾的姿勢(shì)中，迎角降低，空速再次增加；因此，機(jī)翼上的氣流再次(低空失速極度簡(jiǎn)潔釀成災(zāi)難事故)。螺旋槳根本原理力。動(dòng)力轉(zhuǎn)換成前向推力。用于飛機(jī)且等于阻力，而方向向前。這個(gè)力稱為推力。典型螺旋槳葉的橫截面如圖3－26。槳葉的橫界面可以和機(jī)翼的橫截面比照。一種槳葉的外表是拱形的或者彎曲的，類似于飛機(jī)機(jī)翼的上外表，而其他外表類似機(jī)翼的下外表是平的。前緣面對(duì)氣流。者減小也讓另一個(gè)隨之增加或者減小。速和轉(zhuǎn)速組合才高效。飛行時(shí)，飛行員是沒這個(gè)力量去轉(zhuǎn)變這個(gè)組合的。迎角在空氣中旋轉(zhuǎn)，相對(duì)于旋轉(zhuǎn)它所需要的功率大小來說產(chǎn)生的推力較少。3－27中顯示推力。旋槳外形和槳葉迎角的結(jié)果?？紤]推力的另外一個(gè)方法是螺旋槳應(yīng)對(duì)的空氣質(zhì)量方面。這方面，推力等于它的空氣質(zhì)量，8020％消耗在摩擦阻力和滑移上。對(duì)于任何旋螺旋槳負(fù)荷的方法來掌握引擎轉(zhuǎn)速。槳葉角也是一個(gè)很好的調(diào)整螺旋槳迎角的方法。在橫速螺旋槳上，對(duì)全部引擎和飛機(jī)速度，24小迎角。為一周旋轉(zhuǎn)和前進(jìn)速度的效率最好而設(shè)計(jì)了固定槳距和地面可調(diào)整(ground-adjustable)螺旋何機(jī)械的效率是有用的輸出功率和實(shí)際輸出功率的比值動(dòng)功率的比值。螺旋槳的效率范圍一般是50%87%，和螺旋槳的滑距(Slip)有關(guān)。螺旋槳滑距是螺旋槳的幾何節(jié)距和有效節(jié)距之間的差值。如圖3-28，幾何節(jié)距是螺旋槳旋者理論的節(jié)距是基于沒有滑動(dòng)的，但是實(shí)際的或者有效的節(jié)距包含了螺旋槳在空氣中的滑動(dòng)。螺旋槳扭曲的緣由是螺旋槳葉的外面局部切向速度比中心局部快。如圖3-29，假設(shè)槳葉在有適宜的迎角，這樣就能夠讓推力在螺旋槳葉長度上的分布相對(duì)均衡。通常1度到4度能夠供給最有效的升力/阻力比，但是固定節(jié)距螺旋槳的飛行時(shí)迎角可變范015度。這個(gè)變化是由于相對(duì)氣流的變化進(jìn)而導(dǎo)致飛機(jī)速度的變化。簡(jiǎn)而言之，螺旋槳迎角是兩個(gè)運(yùn)動(dòng)的結(jié)果：螺旋槳沿其軸的轉(zhuǎn)動(dòng)和它的前進(jìn)運(yùn)動(dòng)。然而恒速螺旋槳會(huì)在飛行中遇到的大多數(shù)狀況下自動(dòng)調(diào)整它的槳葉角保持在最大效率推動(dòng)的氣流運(yùn)動(dòng)速度變高了，在飛機(jī)低速時(shí)，推力是最大的。升空后，隨著飛機(jī)速度的增加，恒速螺旋槳自動(dòng)轉(zhuǎn)變到更高的迎角〔或節(jié)距。較高的槳葉角再次保持小迎角且對(duì)相對(duì)風(fēng)保持較好的效率量。這降低了引擎的轉(zhuǎn)速，削減了燃油消耗和引擎磨損，且保持推力在最大。率，方法是首先降低歧管壓力(manifoldpressure)然后降低槳葉角來降低轉(zhuǎn)速。速度和增加空速來彌補(bǔ)的。迎角仍舊小，由于槳葉角已經(jīng)隨空速的增加而增加。扭矩和P因子對(duì)于飛行員來說，“扭矩”(飛機(jī)的向左旋轉(zhuǎn)趨勢(shì))是由四個(gè)因素構(gòu)成的，他們導(dǎo)致或者產(chǎn)生至少圍繞飛機(jī)三個(gè)軸向之一的扭曲或者旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。這四個(gè)因素是:來自引擎或者螺旋槳的扭矩反作用螺旋槳?dú)饬鞯穆菪\(yùn)動(dòng)效應(yīng)螺旋槳的回轉(zhuǎn)作用(陀螺效應(yīng))螺旋槳的非對(duì)稱負(fù)載(P因子)扭矩反作用力扭矩反作用力涉及到牛頓第三物理定律-對(duì)于任何作用力，有一個(gè)方向相反但是大小一樣的個(gè)方向相反的大小相等的力試圖把飛機(jī)朝相反方向旋轉(zhuǎn)。如圖3-30些舊的飛機(jī)用一種不好的方式在被強(qiáng)制下降的機(jī)翼一側(cè)產(chǎn)生更多的升力計(jì)是引擎偏移來抵消扭矩的效應(yīng)。的就是指這種引擎。就是在這個(gè)速度上。但是，副翼配平片可以在其他速度上進(jìn)一步調(diào)整。起飛旋轉(zhuǎn)期間飛機(jī)的輪子在地面上，扭矩反作用力引起一個(gè)額外的繞飛機(jī)垂直軸的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的強(qiáng)度依靠于很多變量。一局部變量是：引擎尺寸和馬力螺旋槳尺寸和轉(zhuǎn)速飛機(jī)大小〔長度，高度，寬度〕地面條件這個(gè)起飛階段的偏航運(yùn)動(dòng)是通過飛行員正確的使用方向舵或者方向舵配平而訂正的。螺旋狀氣流效應(yīng)飛機(jī)螺旋槳的高速旋轉(zhuǎn)使螺旋槳引起的氣流做螺旋狀旋轉(zhuǎn)(如起飛和近進(jìn))，這個(gè)螺旋型旋轉(zhuǎn)的氣流格外強(qiáng)勁，在飛機(jī)的垂直尾翼面上施加一個(gè)強(qiáng)的側(cè)3-31強(qiáng)，這個(gè)力就越明顯。然而，隨前進(jìn)速度的增加，這個(gè)螺旋氣流變長，效應(yīng)也變?nèi)?。螺旋槳引起的螺旋狀氣流也?huì)導(dǎo)致繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。留意到這個(gè)由于螺旋氣流引起的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)是向右的，而扭矩反作用力引起的旋轉(zhuǎn)是向左的，訂正的。這些力必需是抵消的，不管哪一個(gè)力是否顯著。陀螺效應(yīng)在理解螺旋槳的陀螺效應(yīng)之前，理解根本的陀螺運(yùn)動(dòng)原理是必要的。的就是進(jìn)動(dòng)。3-32可以看到，當(dāng)作用一個(gè)力之后，合成力在旋轉(zhuǎn)方向前面90度位置生效。旋槳旋轉(zhuǎn)面的力，合成力位于旋轉(zhuǎn)方向的前面90度位置，方向和施加的力是一樣的，將導(dǎo)致一個(gè)俯仰運(yùn)動(dòng)或者偏航運(yùn)動(dòng)，或者兩種運(yùn)動(dòng)的合成，具體依靠于力的作用點(diǎn)。3-33。俯仰角的變化和在螺旋槳飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)頂部施加一個(gè)力有一樣的效應(yīng)。合成力在垂直軸的9090會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)左偏航或者右偏航，上仰或者俯沖，或者是俯仰和偏航的結(jié)合。航運(yùn)動(dòng)。航運(yùn)動(dòng)。不對(duì)稱載荷(P因子)了螺旋槳旋轉(zhuǎn)面的右側(cè)-導(dǎo)致繞垂直軸的向左偏航運(yùn)動(dòng)。那個(gè)解釋是正確的，然而，要證明重因素時(shí)顯得更為麻煩。這個(gè)不對(duì)稱載荷是由合成速度引起的下降運(yùn)動(dòng)的槳葉通過區(qū)域的合成速度比左側(cè)向上運(yùn)動(dòng)的槳葉合成速度大種翼面，增加的速度意味著升力增加。因此，向下運(yùn)動(dòng)的槳葉有更多的“升力”(相當(dāng)于機(jī)翼的升力，這里對(duì)于螺旋槳就是螺旋槳產(chǎn)生的推力)趨向于把飛機(jī)頭向左拉。槳葉產(chǎn)生了更多的推力。如圖3-34.假設(shè)螺旋槳軸是垂直于地面安裝的話〔就像直升機(jī)〕這會(huì)更簡(jiǎn)潔看到。流運(yùn)動(dòng)的槳葉有更大的空速(槳葉相對(duì)空氣的速度)。這樣，朝向水平氣流旋轉(zhuǎn)的槳葉將產(chǎn)生〔就像在飛機(jī)上這時(shí)螺旋槳軸恰好相對(duì)移動(dòng)的空氣是水平的。系會(huì)隨不同飛機(jī)而變化，依靠于機(jī)身，引擎和螺旋槳組合以及其他設(shè)計(jì)特征。為在全部飛行條件下保持飛機(jī)的正確掌握的值。載荷因子“載荷因子”。3意思是”G”，也就是33G44G.。留意到一個(gè)好玩的現(xiàn)象是當(dāng)一個(gè)飛機(jī)從俯沖拉起且載荷因子為3G3倍于飛機(jī)構(gòu)造設(shè)計(jì)中的主要考慮之一。全部飛機(jī)的構(gòu)造設(shè)計(jì)都預(yù)期只能承受一個(gè)確定大小的過載的。載荷因子對(duì)于飛行員來說重要，是由于兩個(gè)不同的緣由：由于明顯的危急過載，飛行員對(duì)飛機(jī)構(gòu)造施加影響是合理的。由于增加的載荷因子增加了失速速度，使得在看起來安全的飛行速度上有失速的可能。飛機(jī)設(shè)計(jì)中的載荷因子真實(shí)的硬著陸，或者從俯沖中來一次格外陡的拉起，這會(huì)產(chǎn)生不正常的載荷。然而，制造的被適當(dāng)?shù)南鞒?。飛機(jī)設(shè)計(jì)中的載荷因子問題就歸納為確定不同運(yùn)行條件下正常操作所能期望的最大載荷因子。這些載荷因子稱為“極限載荷因子1到1.5倍極限載荷因曲，可能發(fā)生某些構(gòu)造損壞。1.5這個(gè)值稱為“安全因子”，是為高于正常和合理操作條件下的載荷供給肯定程度的余量。但是，這個(gè)預(yù)留強(qiáng)度不是飛行員可以蓄意濫用的；而是為了遇到以外狀況時(shí)的保護(hù)。行員對(duì)驟風(fēng)載荷因子的掌握很小〔除遇到顛簸氣流而降低飛機(jī)速度外，驟風(fēng)載荷要求對(duì)大嚴(yán)格的用于非絕技飛行的飛機(jī)設(shè)計(jì)。還有完全不同狀況存在于有機(jī)動(dòng)載荷因子的飛機(jī)設(shè)計(jì)中。有必要單獨(dú)爭(zhēng)論這個(gè)問題，分為依據(jù)分類系統(tǒng)而設(shè)計(jì)的飛機(jī)(如一般的，通用的，絕技的)，舊時(shí)設(shè)計(jì)的飛機(jī)，它們?cè)诮ㄖr(shí)沒有運(yùn)行分類。依據(jù)分類系統(tǒng)設(shè)計(jì)的飛機(jī)很簡(jiǎn)潔從駕駛艙的標(biāo)牌識(shí)別出來分類。最大安全載荷因子(極限載荷因子)對(duì)不同分類的飛機(jī)指定為如下：分類極限載荷一般3.8-1.52通用(稍微絕技，包括旋轉(zhuǎn))4.4-1.76絕技6.0-3.0一般的意思是不超過4000磅的飛機(jī)，極限載荷因子降低了。上述給出的極限載荷還要加上50%的安全因子。(Categorysystem)。假設(shè)只打算進(jìn)展正常操作，那么需要的載荷因子會(huì)更小，假設(shè)飛機(jī)用于訓(xùn)練或者絕技機(jī)動(dòng)，那么飛機(jī)就要承受較高的機(jī)動(dòng)載荷。那些沒有分類標(biāo)牌的飛機(jī)是在較早以前的工程要求條件下制造的操作限制。對(duì)于這種類型的飛機(jī)(重量到達(dá)4000磅),要求的強(qiáng)度可以和今日的通用類飛機(jī)必4000磅的這類飛機(jī)，載荷因子隨重量降低，所以這些飛機(jī)應(yīng)當(dāng)可以和依據(jù)飛行系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一般類飛機(jī)比較，對(duì)飛機(jī)的操作也要和一般類適應(yīng)。急轉(zhuǎn)彎時(shí)的載荷因子在任何飛機(jī)的高度恒定協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎中，載荷因子是兩個(gè)力的合成：離心力和重力。如圖3-35.對(duì)于任何給定的傾斜角，轉(zhuǎn)彎速度(這里是指轉(zhuǎn)彎角速度)隨空速變化；空速越高，那么轉(zhuǎn)彎率也就越低。這個(gè)由于額外的離心力的補(bǔ)償讓載荷因子保持不變。3-36提醒了一個(gè)重要的轉(zhuǎn)彎事實(shí)，載荷因子在傾斜角到達(dá)4550度之后開頭急速增加。對(duì)于任何飛機(jī)在602G。在805.76G。假設(shè)要維持高度，機(jī)翼必需產(chǎn)生等于這些載荷因子的力。應(yīng)當(dāng)留意到接近9090度的傾斜且恒定高度的轉(zhuǎn)彎從理論上說是不行能的。確實(shí)，飛機(jī)可以傾斜90度，但是不是處于906G極限值，這是一個(gè)絕技飛機(jī)的極限載荷因子。對(duì)于一個(gè)協(xié)調(diào)的恒定高度轉(zhuǎn)彎，一般通用航空飛機(jī)的近似最大傾斜角為60度。這個(gè)傾斜角和它的有效必要功率設(shè)置到達(dá)了這類飛機(jī)的極限。再增加10度傾斜的話，載荷因子大約增1G，就接近這類飛機(jī)確立的屈服點(diǎn)。如圖3-36載荷因子和失速速度滑氣流就會(huì)被打破而分散，導(dǎo)致飛行特性的急劇變化，突然失去升力，這就引起了失速。對(duì)這個(gè)效應(yīng)的爭(zhēng)論顯示飛機(jī)的失速速度隨載荷因子的2504G100節(jié)速度失速。假設(shè)這個(gè)飛機(jī)9150事項(xiàng)：飛機(jī)由于增加載荷因子，增加了不留意失速的危急，比方在急轉(zhuǎn)彎或者螺旋時(shí)在超過飛機(jī)的設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度以上進(jìn)展有意失速，會(huì)引起巨大的載荷因子3-363-27723G，而失速速度明顯的增加了。假設(shè)正常未加速失速速度是45節(jié)的飛機(jī)來轉(zhuǎn)彎，空速必需保持不低于75節(jié)以防產(chǎn)生失速。一個(gè)類似的效應(yīng)是在快速拉起時(shí)遇到，或者在任何產(chǎn)生超過1G轉(zhuǎn)彎或者在接近界面時(shí)生硬使用升降舵而引起。由于載荷因子的平方和失速速度的二倍成正比機(jī)失速來影響飛機(jī)的構(gòu)造。一架飛機(jī)可以安全失速的最大速度在全部設(shè)計(jì)中都已經(jīng)確定。這個(gè)速度稱為“設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度Va”FAA批準(zhǔn)的飛機(jī)飛行手冊(cè)中都要輸入設(shè)個(gè)值。對(duì)于較舊的通用航空飛機(jī)，這個(gè)速度大約是正常失速速度的1.7倍。因此，一60102節(jié)以上失速(60節(jié)×1.7=102節(jié))。正常失速601022.89G(1.7×1.7)〔以上數(shù)字只是近似操作限制來確定。感覺來推斷載荷因子的力量培育是格外重要的的根底。對(duì)不同傾斜角度的載荷因子和設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度(Va)方面的透徹理解將幫助你避開兩種最嚴(yán)峻類型的事故：急轉(zhuǎn)彎導(dǎo)致的失速或者接近地面時(shí)過分機(jī)動(dòng)導(dǎo)致的失速絕技飛行時(shí)的構(gòu)造性失效或者失控導(dǎo)致的猛烈機(jī)動(dòng)載荷因子和飛行機(jī)動(dòng)全部飛行機(jī)動(dòng)都有臨界載荷因子，除了不加速的直線飛行，它的載荷因子總是1G。本局部考慮的特定機(jī)動(dòng)會(huì)引起較高的載荷因子。轉(zhuǎn)彎3-36和3-37，載荷因子對(duì)飛行性能和機(jī)翼構(gòu)造上的載荷都變得意義重大，特別是傾斜角增45度時(shí)。707563度時(shí)近似增加一半。失速從平直飛行或者未加速的直線爬升中進(jìn)入的正常失速產(chǎn)生的額外載荷因子將不會(huì)超過平直飛行時(shí)的1G。然而，當(dāng)失速發(fā)生時(shí)，這個(gè)載荷因子可能降低到0，此時(shí)似乎一切都沒有重向下的力，而飛行員有被從座位拉起來的感覺。(進(jìn)而空速很高)和生加進(jìn)而產(chǎn)生再生的或者二次失速。度就要逐步拉起，這時(shí)引起的載荷因子不會(huì)超過2到2.5G。永不應(yīng)當(dāng)產(chǎn)生較高的載荷因子，除非拉起已經(jīng)影響飛機(jī)機(jī)頭接近或者超過豎直姿勢(shì)，又或者在極低高度以避開俯沖到地面。旋轉(zhuǎn)而載荷因子也就更大。在正確的旋轉(zhuǎn)改出中，載荷因子常常大約是2.5G。螺旋期間的載荷因子隨每個(gè)飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)特性而變化，但是通常略微高于平飛時(shí)的1G。這樣的緣由有兩個(gè):螺旋的空速格外低，通常比未加速失速速度低2節(jié)飛機(jī)處于螺旋時(shí)是繞自己的樞軸旋轉(zhuǎn)，而不是轉(zhuǎn)彎高速失速一般輕型飛機(jī)不能承受和高速失速共有的載荷因子的重復(fù)作用在機(jī)翼和尾部構(gòu)造上產(chǎn)生應(yīng)力，而在大多數(shù)輕型飛機(jī)上沒有留有合理的安全余量。在高于正常失速的一個(gè)空速上誘導(dǎo)這個(gè)失速的唯一方法可以是過度的拉升降舵掌握1.7倍失速速度(60102節(jié)飛行)的空速將產(chǎn)生3G的載荷因子。進(jìn)一步，在輕型飛機(jī)上只允許很有限的過失余量用于絕技動(dòng)作。為證明載荷因子隨空速增加多快，同一飛機(jī)的112節(jié)的高速失速產(chǎn)生的載荷因子到達(dá)4G。8字載荷因子和俯沖以及拉起的快慢直接相關(guān)。8字這種機(jī)動(dòng)中，拉起會(huì)產(chǎn)生大于2G的載荷因子，不會(huì)導(dǎo)致高度的極大增加，且對(duì)于低功率的飛機(jī)可能導(dǎo)致高度的凈損失。躍升和矮8用。擾動(dòng)氣流全部認(rèn)證的飛機(jī)都設(shè)計(jì)成能夠承受相當(dāng)強(qiáng)度的驟風(fēng)引起的載荷載荷極限的載荷?，F(xiàn)在大多數(shù)飛機(jī)飛行手冊(cè)包含了擾流空氣穿透信息?，F(xiàn)代飛機(jī)-(很大的速度和高度運(yùn)行范圍)-的操作員在舒適性和安全性方面都受益于這個(gè)增加的特征。關(guān)于這一點(diǎn)，最大的“永不超過”標(biāo)牌俯沖速度僅是依據(jù)平穩(wěn)空氣而確定的。永久不要在驟風(fēng)或者紊流空氣中實(shí)踐超出機(jī)動(dòng)速度的高速俯沖或者絕技速度?？傊匦栌涀?，有意的絕技，從俯沖中生硬的拉起，高速失速，和紊流中的高速飛行產(chǎn)生的載荷因子都會(huì)給飛機(jī)的整個(gè)構(gòu)造施加額外的應(yīng)力。為載荷因子在效果方面只作用于翼梁和支柱弦的大約三分之一之后。這種載荷通過長期的積存效應(yīng)可能會(huì)松開或者減弱重大部件生，而那時(shí)飛機(jī)可能正以正常的方式操作。VG圖飛機(jī)的飛行運(yùn)行強(qiáng)度用一個(gè)圖來表示，它的水平刻度是基于載荷因子的。如圖3-38.這個(gè)圖稱為VG圖，速度-載荷因子關(guān)系圖。每一個(gè)飛機(jī)都有它自己的VG圖，它在特定重量和高速下有效。VG62mph〔英里/小時(shí)的時(shí)候可以到達(dá)不超過1G載荷因子，這是機(jī)翼水平失速速度。由于最大載荷因子隨空速的平方成正比，92mph2G，112mph的時(shí)候到達(dá)3G，137mph時(shí)到達(dá)4.4G，等等。任何在這條曲線以上的載荷因子從空氣動(dòng)力學(xué)上是得不到的；也就是這個(gè)VG因子的速度要高。例如，上圖可以看到在62mph1G,而對(duì)應(yīng)于-1G載荷因子，速度大80mph。假設(shè)這架飛機(jī)飛行的正載荷因子超過正極限載荷因子4.4的話，將可能導(dǎo)致構(gòu)造化損壞。當(dāng)常操作中必需避開在超過極限載荷運(yùn)行。在VG空氣動(dòng)力學(xué)地到達(dá)極限載荷因子的最低空速的一般術(shù)語叫“機(jī)動(dòng)速度的飛行載荷。在機(jī)動(dòng)速度以下，機(jī)動(dòng)和驟風(fēng)的任何結(jié)合都不會(huì)產(chǎn)生氣翼過載的破壞。飛機(jī)的負(fù)升力；任何低于此點(diǎn)的空速產(chǎn)生的負(fù)升力都缺乏以導(dǎo)致飛機(jī)的過載損壞。極限空速(紅線速度)是飛機(jī)的設(shè)計(jì)參考點(diǎn)，這張圖的飛機(jī)受限于225mph。假設(shè)飛機(jī)要超過這個(gè)極限速度，很多現(xiàn)象會(huì)導(dǎo)致構(gòu)造化損壞和構(gòu)造化故障。VG圖看作是安全運(yùn)行條件下的空壞，它將有效的縮短飛機(jī)的使用期限。重量和平衡飛行員常常把飛機(jī)的重量和配平數(shù)據(jù)看作是只對(duì)工程師，調(diào)度員，或者定期/非定期航空運(yùn)或者叫“拇指規(guī)章”，例如“假設(shè)我有三位乘客，我只可以裝載100加侖的燃油，4位乘客的70加侖的燃油?！薄爸亓亢推胶狻笔疽獾?，不只要考慮飛機(jī)的重量，還要考慮它的重心(CG)的位置。重心的重要性在穩(wěn)定性，可控性和性能方面的爭(zhēng)論中應(yīng)當(dāng)已經(jīng)很明顯。假設(shè)全部飛行員理解和生疏到重心對(duì)飛機(jī)的影事故的主要緣由-飛機(jī)的重心超出后面的極”限制的兩個(gè)根本緣由：由于重量對(duì)飛機(jī)的主要構(gòu)造和它的飛行特性有影響由于這個(gè)重量的位置也對(duì)飛行特性有影響，特別是在失速和旋轉(zhuǎn)改出和穩(wěn)定性中。重量對(duì)飛行性能的影響一架飛機(jī)的起飛/爬升和著陸性能是依據(jù)它的最大允許起飛和著陸重量來確定的。較重的總載也會(huì)使得飛機(jī)不能越過障礙物，而這個(gè)障礙物在良好的條件下起飛時(shí)根本不用認(rèn)真的考慮。過載對(duì)性能的有害影響不限于起飛和著陸時(shí)的直接危急慢，還縮短了最大航程?，F(xiàn)代飛機(jī)制造商為制造的每一架飛機(jī)供給重量和平衡數(shù)據(jù)。通常這個(gè)信息可以在FAA批準(zhǔn)的飛機(jī)飛行手冊(cè)或者飛行員操作手冊(cè)(AFM/POH)中找到。隨著這些年飛機(jī)設(shè)計(jì)和制造技術(shù)的“易讀圖表”求嚴(yán)格的遵守制造商制定的操作限制于限制范圍以內(nèi)。前面對(duì)航空動(dòng)力學(xué)和載荷因子的簡(jiǎn)潔學(xué)習(xí)說明白這個(gè)預(yù)防措施的緣由。后面的爭(zhēng)論重量和配平條件重要性的幾個(gè)緣由供給一些背景信息很重要。李的時(shí)候，油箱可能不會(huì)加滿。在一架雙座飛機(jī)上，假設(shè)要打算練習(xí)旋轉(zhuǎn)的話，就不允許在座位后面的行李箱裝行李。重量對(duì)飛機(jī)構(gòu)造的影響額外重量對(duì)飛機(jī)機(jī)翼機(jī)構(gòu)的影響是不簡(jiǎn)潔明顯看出來的必需足夠結(jié)識(shí)能夠承受3.8G的載荷因子，以承受機(jī)動(dòng)和驟風(fēng)導(dǎo)致的動(dòng)態(tài)載荷。意思就是飛機(jī)的主構(gòu)造能夠承受3.8表現(xiàn)的話，100磅過載會(huì)引起潛在的構(gòu)造過載量為380磅。在通用類和絕技類飛機(jī)上一樣的考慮更加明顯，他們分別要求載荷因子最大為4.4和6.0。過載導(dǎo)致的構(gòu)造損壞會(huì)引人注目和格外凄慘，但是一般更多的是過載漸漸的影響構(gòu)造組件，上的應(yīng)力確信會(huì)加速金屬疲乏破損的發(fā)生。3G載荷因子的飛機(jī)構(gòu)造，如在從急俯沖改出時(shí)，必需要預(yù)備為每增加100磅重量承受額外的300磅重量。在特定的飛機(jī)上這就是由額外不必要的16加侖燃油引起的。FAA認(rèn)證的民用飛機(jī)飛機(jī)的全部或局部構(gòu)造上產(chǎn)生的載荷大小。20磅，即使飛機(jī)不會(huì)過載或者在那個(gè)位置有更多重量也不會(huì)使得重心越限。重量對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性和可控性的影響假設(shè)總重過重，那么很多認(rèn)證過的飛機(jī)的穩(wěn)定性完全不能令然滿足。載荷分布的影響重心的位置對(duì)作用于飛機(jī)機(jī)翼載荷的影響還沒有被普遍的生疏到同一飛機(jī)飛的較慢。圖3-39說明白這個(gè)緣由。對(duì)于靠前的載荷，大多數(shù)飛機(jī)就需要機(jī)頭上仰配平以維持水平巡迎角，進(jìn)而導(dǎo)致阻力增大，接著失速速度變大。性和可控性需要設(shè)計(jì)成在尾部有向下的負(fù)載?！斑m中配平”一樣。飛機(jī)的可用載荷分布效果對(duì)飛行特性有重要的影響重范圍以內(nèi)。在這些影響中，重要的是對(duì)可控性，穩(wěn)定性和施加于機(jī)翼的實(shí)際載荷的變化。一般的，當(dāng)重心進(jìn)一步靠后，特別是在慢速飛行時(shí)，飛機(jī)的可控性變差。一架飛機(jī)的重心向后移動(dòng)1-2。確立一個(gè)靠后的重心極限對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)者來說是公共慣例1英寸范圍內(nèi)能夠允常確定在一般類飛機(jī)允許的極限位置之前幾英寸的點(diǎn)上。另一個(gè)影響可控性的因素在當(dāng)前的大飛機(jī)設(shè)計(jì)中正在變得更加重要于重心極限位置以內(nèi)；或者把燃油分散到機(jī)翼的兩側(cè)，貨物分散到機(jī)艙的前后。于反響緩慢，貨物裝載在過分靠前或者靠后都會(huì)對(duì)升降舵掌握響應(yīng)變慢。一架飛機(jī)靠后的重心極限很大程度上是出于穩(wěn)定性考慮而確定的要求指定特定速度下飛行的飛機(jī)在確定的幾次上下?lián)u擺內(nèi)要能夠阻尼機(jī)頭的垂直偏移至在特定條件下也可能讓飛機(jī)難以操控。這個(gè)離心力會(huì)把飛機(jī)尾部從螺旋軸拉出，使得飛機(jī)機(jī)頭朝下進(jìn)而改出螺旋成為可能。一架飛機(jī)的載荷裝載在后面的重心極限允許位置上時(shí)特性和裝載在靠前位置有很大的差異。是可調(diào)尾翼能夠保持飛機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)停車的條件下正常的滑翔難于著陸，由于在著陸緩慢下降和拉平的時(shí)候很簡(jiǎn)潔俯沖。地面上的操縱困難可能消滅在前輪型飛機(jī)上，特別是在著陸側(cè)滑和起飛時(shí)。重心位置影響升力和機(jī)翼迎角，作用于尾部的力的大小和方向，以及尾翼〔為穩(wěn)定供給適當(dāng)?shù)钠胶饬Α称疃?。后者是格外重要的，由于它關(guān)系到升降舵的掌握力。重心位置靠前時(shí)，飛機(jī)將會(huì)在較高速度上失速。這是由于增加的機(jī)翼載荷在較高速度時(shí)到達(dá)失速迎角。較大的升降舵掌握力通常隨靠前重心而消滅，由于平衡飛機(jī)所需要的升降舵偏差度增加了。重心位置靠后的飛機(jī)可以更快的巡航，由于阻力降低了。阻力降低是由于迎角更小，克支持飛機(jī)和抑制機(jī)頭向下的配平趨勢(shì)所需要的升降舵偏差度也更少。隨重心位置后移也使得飛機(jī)的穩(wěn)定性變差。這是由于隨著重心位置后移，導(dǎo)致迎角增加。時(shí)，就消滅了中性穩(wěn)定性。重心位置任何進(jìn)一步后移會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定狀態(tài)。靠前的重心位置增加了升降舵的反壓力要求。在機(jī)頭向下的狀況下升降舵可能不再能夠連續(xù)增加配平了。為能夠在失速速度以上的范圍內(nèi)掌握飛機(jī)，需要有足夠的升降舵掌握。證升降舵掌握的余量，飛機(jī)重心位置不能太靠前。高速飛行高速飛行這節(jié)講解了飛機(jī)飛行速度處于亞音速和超音速時(shí)的力學(xué)性能上的相應(yīng)措施，重點(diǎn)說明白機(jī)翼的后掠角構(gòu)造和襟翼構(gòu)造。超音速流和亞音速流約在260為一種流體。亞音速空氣動(dòng)力學(xué)理論也假設(shè)空氣的粘度(粘度是流體的一種屬性，即流體的一局部阻擋另一局部流淌的特性)是無視不計(jì)的，把空氣看成一種抱負(fù)的流體。并遵從抱負(fù)流體空氣動(dòng)力學(xué)原理，如連續(xù)性，貝努利原理和循環(huán)?！蚕鄬?duì)于較低的粘度而言。在這個(gè)速度范圍，可壓縮性導(dǎo)致飛機(jī)四周的空氣密度發(fā)生變化。流速度可能是飛機(jī)速度的兩倍。因此飛機(jī)上同時(shí)存在超音速和亞音速的氣流是完全可能的。當(dāng)飛機(jī)某些位置(如機(jī)翼的最大拱形區(qū)域)的氣流速度到達(dá)聲速的時(shí)候，進(jìn)一步的加速將導(dǎo)致空氣壓縮影響的產(chǎn)生，例如形成沖擊波(shockwave)，阻力增加，飛機(jī)振動(dòng)，穩(wěn)定性以及掌握困難。亞音速流理論在這個(gè)點(diǎn)之上的全部速度是完全無效的。如圖3-40。速度范圍15攝氏度溫度條件下，海平面的聲速是6614萬英尺，那里的溫度是-55574節(jié)。在高速或者高高度飛行時(shí)，速度的度量是用“馬赫數(shù)”值。假設(shè)飛機(jī)以聲速飛行，那么它的馬赫數(shù)為1.0。飛機(jī)速度制定義如下：亞音速(subsonic)：0.75馬赫以下跨音速(transonic)：0.751.20馬赫超音速(supersonic)：1.205.00馬赫超群音速(hypersonic)：5.00馬赫以上而跨聲速和超音速范圍通常消滅在軍用飛機(jī)上，民用噴氣飛機(jī)通常的運(yùn)行在巡航速度范圍0.780.9(但是不超過)1.0馬赫稱為飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)(MachCrit)。因此，臨界馬赫數(shù)是亞音速飛行和跨音速飛行的邊界，也是5%-10%的速度時(shí)壓縮性影響開頭發(fā)生。阻力開頭快速增加。隨阻力的增加同時(shí)飛機(jī)發(fā)生振顫，平衡和穩(wěn)定性發(fā)生變化，掌握面的有效性也降低。這叫阻力發(fā)散點(diǎn)，是選擇高速巡航操Vmo/Mmo。3-41。Vmo是以節(jié)為單位的最大運(yùn)行速度，這個(gè)速度限制空氣壓力對(duì)構(gòu)造的反作用力，預(yù)防飛機(jī)抖動(dòng)。Mmo是以馬赫數(shù)表示的最大運(yùn)行速度。飛機(jī)不應(yīng)當(dāng)超出這個(gè)速度飛行。這樣做會(huì)遇到壓縮性的完全影響的風(fēng)險(xiǎn)，包含可能失控。馬赫數(shù)和空速特定飛機(jī)的速度如臨界馬赫數(shù)或者最大運(yùn)行馬赫數(shù)發(fā)生在一個(gè)給定的馬赫數(shù)。而真空速(TAS)隨外部空氣溫度的變化而變化。因此，對(duì)應(yīng)于特定馬赫數(shù)的真空速可能有相當(dāng)?shù)淖兓?75-100節(jié))航程增加。一架運(yùn)行在高海拔高度的飛機(jī)，任何給定馬赫數(shù)時(shí)的指示空速(AIS)隨某高度層之上的高度的，而在較高高度時(shí)是用馬赫數(shù)完成的。度，在那里真空速和最大運(yùn)行馬赫數(shù)之間只有很小差異或者相等。邊界層飛機(jī)上典型的邊界層厚度范圍從靠近機(jī)翼前緣的幾分之英寸小到大飛機(jī)末尾的12英寸，如747。低的層流比紊流更會(huì)突然分散。力。邊界層分別點(diǎn)隨著機(jī)翼迎角的增加而沿機(jī)翼向前移動(dòng)。如圖3-42渦流發(fā)生器用于延遲或者避開在跨音速飛行時(shí)遇到的沖擊波誘導(dǎo)邊界層分別12度到15要更猛烈的沖擊波。沖擊波急劇下降，相應(yīng)的增加了空氣壓力和密度。近，在緊接著的瞬間，一樣的空氣粒子被迫承受溫度，壓力，密度和速度突然猛烈的變化。未受擾動(dòng)的空氣和受壓縮的空氣區(qū)域之間的邊界稱為沖擊或者壓縮波。無論何時(shí)方向不變的超音速流降低到亞音速流都會(huì)形成一樣類型的波圍的邊界形成沖擊波。無論何時(shí)，形成和氣流垂直的沖擊波稱為正常沖擊波，緊隨沖擊波之后的氣流是亞音速的。通過正常沖擊波的超音速氣流將發(fā)生這些變化：