飛行原理課件

飛行原理/CAFUC飛行原理

飛行原理/CAFUC飛機和大氣的一般介紹

第一章第頁3萊特兄弟的飛行者(“flyer”)，飛行距離120英尺，持續(xù)時間12秒。人類早期的飛行第一章第頁4人類早期的飛行第一章第頁5人類早期的飛行第一章第頁6本章主要內(nèi)容1.1

飛機的一般介紹1.2

飛機大氣環(huán)境的一般介紹*飛行原理/CAFUC1.1

飛機的一般介紹第一章第頁8

飛機是目前最主要的飛行器。本節(jié)將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及機翼形狀等。第一章第頁91.1.1

飛機的主要組成部分及其功用五大部分：機身,機翼,尾翼,起落裝置,動力裝置。機翼機身動力裝置起落裝置尾翼第一章第頁10機身（Fuselage）裝載機組、旅客、貨物和其它必須設(shè)備。將飛機的其他部分如尾翼、機翼、發(fā)動機聯(lián)結(jié)成一個整體。第一章第頁11駕駛艙(Cockpit)第一章第頁12機身（B747全貨機）第一章第頁13機身（B747經(jīng)濟艙）第一章第頁14機身（B747上層商務(wù)艙）第一章第頁15機身（B747豪華艙）第一章第頁16機身（A300Transporter）第一章第頁17機身（A300Transporter）第一章第頁18機翼（Wings）機翼產(chǎn)生升力。機翼在飛機的穩(wěn)定性和操縱性中扮演重要角色，機翼上安裝的可操縱翼面主要有副翼、襟翼、前緣襟翼、前緣縫翼。機翼還用于安裝發(fā)動機、起落架及其輪艙、油箱。第一章第頁19機翼的分類上單翼下單翼中單翼第一章第頁20機翼的分類單翼機、雙翼機、多翼機第一章第頁21B747機翼上的主操縱和輔助操縱翼面外側(cè)（低速）副翼前緣襟翼后緣外側(cè)襟翼飛行擾流板內(nèi)側(cè)（高速）副翼地面擾流板后緣內(nèi)側(cè)襟翼第一章第頁22機翼（TB200）第一章第頁23機翼（B747）第一章第頁24機翼（B747在著陸進近中）第一章第頁25尾翼（Empennage）操縱飛機的俯仰和偏轉(zhuǎn)。是飛機穩(wěn)定性的重要組成部分。第一章第頁26尾翼V形尾翼T形尾翼常見布局尾翼第一章第頁27尾翼的構(gòu)成

尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，水平尾翼由固定的水平安定面和可動的升降舵組成；垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可動的方向舵組成。第一章第頁28尾翼（TB200）

若水平尾翼是整體活動面，則稱全動平尾；升降舵的后緣的活動面，稱為配平片。第一章第頁29起落裝置（LandingGear）起落裝置用于飛機的起飛、著陸和滑行并支撐飛機。飛機的前輪可偏轉(zhuǎn)，用于地面滑行時控制方向。飛機的主輪上裝有各自獨立的剎車裝置。第一章第頁30A320前起落架第一章第頁31B747放下起落架第一章第頁32起落裝置的分類起落裝置可分為前三點式、后三點式。第一章第頁33起落裝置還可分為固定式、可收放式。起落裝置的分類第一章第頁34起落裝置（水上飛機）第一章第頁35水上飛機第一章第頁36起落裝置（雪上飛機）第一章第頁37動力裝置（PowerPlant）產(chǎn)生拉力或推力。發(fā)動機帶動的發(fā)電機為飛機用電設(shè)備提供電源，從發(fā)動機引入的熱氣流可用于座艙加溫或空調(diào)系統(tǒng)。第一章第頁38動力裝置的分類活塞式渦輪式渦輪噴氣式第一章第頁39渦輪槳葉式渦輪風(fēng)扇式第一章第頁401.1.2飛機座艙基本儀表介紹TB20座艙儀表第一章第頁41小型飛機的六個基本儀表AirspeedIndicator

空速表AttitudeIndicator

姿態(tài)儀AltitudeIndicator

高度表TurnCoordinator

轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀HorizontalSituationIndicator水平狀態(tài)指示器VerticalSpeedIndicator升降速度表第一章第頁42不同飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀和地平儀左轉(zhuǎn)彎右轉(zhuǎn)彎第一章第頁43不同飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀小球好比汽車過彎時儀表臺上放置的眼鏡。第一章第頁44BASICT（彩色）第一章第頁45老式駕駛艙（B17）第一章第頁46新式駕駛艙（B777）第一章第頁471.1.3操縱飛機的基本方法6自由度：3個空間位置，3個空間姿態(tài)3個姿態(tài)：俯仰控制：升降舵滾轉(zhuǎn)控制：副翼偏航控制：方向舵3個位置：縱向位移：油門側(cè)向位移：間接實現(xiàn)垂向位移：間接實現(xiàn)偏航控制俯仰控制滾轉(zhuǎn)控制油門控制飛機的操縱方法第一章第頁48飛機的姿態(tài)控制偏航控制滾轉(zhuǎn)控制俯仰控制第一章第頁49駕駛艙的其他操縱（TB20）發(fā)動機操縱桿及其松緊旋鈕襟翼操縱器及指位表俯仰配平方向配平甚高頻通訊收發(fā)機甚高頻導(dǎo)航接收機無線電測距儀第一章第頁50起落架收放手柄第一章第頁51渦槳發(fā)動機控制第一章第頁52噴氣式發(fā)動機控制第一章第頁53A380側(cè)位駕駛桿第一章第頁541.1.4

機翼的形狀機翼的剖面形狀(翼型)剖面形狀與平面形狀等第一章第頁55翼型參數(shù)翼弦中弧線相對厚度（厚弦比)，反映了翼型的厚薄程度。最大厚度位置相對彎度，反映了上下翼面外凸程度差別的大小最大厚度最大中弧高前緣后緣前緣半徑弦長翼弦中弧線上表面下表面第一章第頁56機翼的平面形狀橢圓形梯形后掠翼三角翼矩形第一章第頁57機翼平面形狀參數(shù)翼展展弦比梢根比后掠角翼根弦長翼尖弦長1/4弦線翼展后掠角翼弦典型飛機的展弦比ModelMAR后掠角F-152.53.0B737-3000.769.1725B747-4000.837.3937.5Concorde2.051.85第一章第頁58上反角下反角機翼沿橫軸方向與機身關(guān)系第一章第頁591.1.5

飛機的分類飛機審定（型號合格證）分類（FAACategory）:正常類Normal實用類Utility特技類Acrobatic通勤類Commuter運輸類Transport限制類Restricted限用類Limited娛樂類Provisional試驗類Experimental第一章第頁60本章主要內(nèi)容1.1

飛機的一般介紹1.2

飛機大氣環(huán)境的一般介紹*飛行原理/CAFUC1.2

飛機大氣環(huán)境的一般介紹第一章第頁62

飛機是在大氣的海洋里航行的飛行器。飛機的空氣動力、發(fā)動機工作狀態(tài)都與大氣密切相關(guān)。第一章第頁63

大氣主要有三種成分：純干空氣、水蒸氣以及塵埃顆粒。純干空氣含有78%的氮氣和21%的氧氣，余下的1%由各種其他氣體組成。1.2.1

大氣的組成第一章第頁641.2.2

大氣的分層

若以氣溫變化為基準(zhǔn)，則可將大氣分為對流層、平流層、中間層、電離層、和散逸層等五層。第一章第頁65大氣的分層kg/m3hPaKftKmKg/m3對流層平流層(同溫層)中間層電離層(暖層)溫度第一章第頁661.2.3

大氣的特性高度增加，空氣密度減小。隨著高度增加，空氣壓力減小。高度增加，氣溫近似線性降低（11000米對流層內(nèi)）?？諝獾臐穸仍酱?，空氣的密度越小。第一章第頁671.2.4

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣

所謂國際標(biāo)準(zhǔn)大氣，簡稱ISA，就是人為地規(guī)定一個不變的大氣環(huán)境，作為計算和試驗飛機的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。第一章第頁68國際標(biāo)準(zhǔn)大氣參數(shù)海平面高度為0，氣溫為288.15

K、15

C或59

F。海平面氣壓為1013.2mBar(毫巴)或1013.2hPa(百帕)或29.92inHg(英寸汞柱)。對流層頂高度為11km或36089ft，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

C，或每增加1000ft溫度遞減2

C。從11km到20km之間的平流層底部氣體溫度為常值。第一章第頁69國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表第一章第頁70ISA偏差I(lǐng)SA偏差是指：某處實際溫度與ISA標(biāo)準(zhǔn)溫度的差值。例1.1：已知某機場場溫20

C，機場壓力高度2000英尺。求：機場高度處ISA偏差。解：在壓力高度為2000英尺的機場處，ISA標(biāo)準(zhǔn)溫度應(yīng)為：T標(biāo)準(zhǔn)=15

C

（2

C/1000ft）

2000ft=11

C，而實際溫度為：T實際=20

C，所以，ISA偏差即溫度差為：ISA偏差=T實際

T標(biāo)準(zhǔn)=20

C

11

C=9

C，表示為：ISA+9

C

第一章第頁711.2.5

高度的表示絕對高度真實高度標(biāo)高壓力高度絕對高度（TrueAltitude）真實高度（AbsoluteAltitude）壓力高度（PressureAltitude）第一章第頁72壓力高度

氣壓降低，壓力高度增加。第一章第頁73常用的幾個壓力高度QNE：標(biāo)準(zhǔn)海壓，指飛機距ISA海平面的垂直距離。當(dāng)氣壓高度表小窗內(nèi)的氣壓設(shè)定為29.92inHg或1013.2mbar，高度表表示的值即為標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度（標(biāo)準(zhǔn)海壓）。性能圖表上的高度一般為標(biāo)準(zhǔn)海壓高度。QFE：場壓高度，等于機場標(biāo)高或跑道入口標(biāo)高的高度。QNH：修正海壓，按照場壓調(diào)定的高出海平面的高度。第一章第頁74場壓第一章第頁75QNHQNEQFE第一章第頁76例1.2機場標(biāo)高600ft，QNH等于997hPa,請找出機場相對于國際標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面的高度.

答案:機場相對于ISA海平面的高度是1080ft。QNH和QNE之間關(guān)系的計算第一章第頁77例1.3機場標(biāo)高600ft，QNH等于1027hPa,請找出機場相對于國際標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面的高度.

QNH和QNE之間關(guān)系的計算答案:機場相對于ISA海平面的高度是180ft。第一章第頁78過渡高度與過渡高度層第一章第頁79過渡高度與過渡高度層第二章第頁80本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理*飛行原理/CAFUC2.1空氣流動的描述第二章第頁82

空氣動力是空氣相對于飛機運動時產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機的升力和阻力，首先要研究空氣流動的基本規(guī)律。第二章第頁832.1.1

流體模型化理想流體，不考慮流體粘性的影響。不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma<0.4。絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma<0.4。第二章第頁842.1.2

相對氣流運動方向相對氣流方向自然風(fēng)方向第二章第頁85飛機的相對氣流方向與飛行速度方向相反只要相對氣流速度相同，飛機產(chǎn)生的空氣動力就相同。第二章第頁86對相對氣流的現(xiàn)實應(yīng)用直流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞第二章第頁87風(fēng)洞實驗段及實驗?zāi)Ｐ偷诙碌陧?8風(fēng)洞的其它功用第二章第頁892.1.3

迎角迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。第二章第頁90相對氣流方向就是飛機速度的反方向第二章第頁91相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)

平飛中，可以通過機頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。第二章第頁92水平飛行、上升、下降時的迎角上升平飛下降第二章第頁93迎角探測裝置第二章第頁942.1.4流線和流線譜空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。流線：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團的速度與曲線在該點的切線重合。對于定常流，流線是流體微團流動的路線。第二章第頁95流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。第二章第頁96流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。第二章第頁97流線和流線譜的實例第二章第頁98流線和流線譜的實例第二章第頁99流線的特點該曲線上每一點的流體微團速度與曲線在該點的切線重合。流線每點上的流體微團只有一個運動方向。流線不可能相交，不可能分叉。第二章第頁100流線譜的特點流線譜的形狀與流動速度無關(guān)。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細(xì)。氣流流過物體時，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。第二章第頁1012.1.5

連續(xù)性定理

流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。第二章第頁102連續(xù)性定理12A1,v1A2,v2單位時間內(nèi)流過截面1的流體體積為單位時間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為同理，單位時間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：即結(jié)論：空氣流過一流管時，流速大小與截面積成反比。第二章第頁103山谷里的風(fēng)通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的對流通常比空曠地帶大第二章第頁1042.1.6伯努利定理

同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。第二章第頁105伯努利定理

空氣能量主要有四種：動能、壓力能、熱能、重力勢能。低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。

因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能+壓力能=常值。公式表述為：

上式中第一項稱為動壓，第二項稱為靜壓，第三項稱為總壓。第二章第頁106伯努利定理—動壓，單位體積空氣所具有的動能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動中受阻，流速降低時產(chǎn)生的壓力?！o壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當(dāng)時當(dāng)?shù)氐拇髿鈮?。—總壓（全壓），它是動壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃椋瑲饬魉俣葴p小到零之點的靜壓。第二章第頁107深入理解動壓、靜壓和總壓同一流線：總壓保持不變。動壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。第二章第頁108同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動壓、靜壓和總壓第二章第頁109伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。流動的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的?？諝鉀]有粘性，即空氣為理想流體?？諝饷芏仁遣蛔?，即空氣為不可壓流。在同一條流線或同一條流管上。第二章第頁1102.1.7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用用文邱利管測流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管測流量第二章第頁111空速管測飛行速度的原理第二章第頁112與動壓、靜壓相關(guān)的儀表空速表高度表升降速度表第二章第頁113空速表第二章第頁114升降速度表第二章第頁115本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理*飛行原理/CAFUC2.2升力第二章第頁117升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。第二章第頁1182.2.1升力的產(chǎn)生原理起點終點

相同的時間，相同的起點和終點，小狗的速度和人的速度哪一個更快？第二章第頁119升力的產(chǎn)生原理前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。由連續(xù)性定理或小狗與人速度對比分析可知，流過機翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。第二章第頁120P1v1P2v2升力的產(chǎn)生原理第二章第頁121

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。機翼升力的著力點，稱為壓力中心(CenterofPressure)升力的產(chǎn)生原理第二章第頁122壓力中心的移動

非對稱翼型，在迎角小于臨界迎角的范圍內(nèi)，迎角增大，壓力中心前移。迎角大于臨界迎角時，迎角增大壓力中心后移。第二章第頁1232.2.2翼型的壓力分布當(dāng)機翼表面壓強低于大氣壓，稱為吸力。當(dāng)機翼表面壓強高于大氣壓，稱為壓力。

用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向為力的方向。矢量表示法第二章第頁124駐點和最低壓力點

B點，稱為最低壓力點，是機翼上表面負(fù)壓最大的點。

A點，稱為駐點，是正壓最大的點，位于機翼前緣附近，該處氣流流速為零。第二章第頁125坐標(biāo)表示法

從右圖可以看出，機翼升力的產(chǎn)生主要是靠機翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。第二章第頁1262.2.3升力公式—飛機的升力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。第二章第頁127本章主要內(nèi)容2.1空氣流動的描述2.2升力2.3阻力2.4飛機的低速空氣動力特性2.5增升裝置的增升原理*飛行原理/CAFUC2.3阻力第二章第頁129

阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機的飛行，但沒有阻力飛機又無法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag第二章第頁130阻力的分類

對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性第二章第頁1312.3.1低速附面層

附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動層。速度不受干擾的主流附面層邊界物體表面附面層的形成第二章第頁132附面層厚度較薄第二章第頁133無粘流動沿物面法線方向速度一致粘性流動沿物面法線方向速度不一致“附面層”無粘流動和粘性流動附面層的形成是受到粘性的影響。第二章第頁134附面層的特點附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強不變且等于法線主流壓強。P1P2

只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實意義。第二章第頁135附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l第二章第頁136附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l第二章第頁137附面層的特點三

附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點。轉(zhuǎn)捩點層流附面層紊流附面層第二章第頁138層流的不穩(wěn)定性123abc第二章第頁139層流附面層和紊流附面層的速度型第二章第頁1402.3.2阻力的產(chǎn)生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性第二章第頁141摩擦阻力

由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。第二章第頁142影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大。

摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機的接觸面積和飛機的表面狀況。第二章第頁143摩擦阻力在飛機總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機25-30%大型運輸機40%小型公務(wù)機50%水下物體70%船舶90%第二章第頁144壓差阻力

壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導(dǎo)致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。第二章第頁145順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機翼上表面前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機翼上表面后段。ABC第二章第頁146附面層分離

在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點第二章第頁147分離區(qū)的特點一

分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機翼的振動。第二章第頁148分離區(qū)的特點二分離區(qū)內(nèi)壓強幾乎相等，并且等于分離點處的壓強。P分離點P1P2P3P4P分離點=P1=P2=P3=P4第二章第頁149分離區(qū)的特點三

附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。ABC第二章第頁150分離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點分離點第二章第頁151分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。第二章第頁152壓差阻力的產(chǎn)生

氣流流過機翼后，在機翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強降低；而在機翼前緣部分，氣流受阻壓強增大，這樣機翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機翼產(chǎn)生壓差阻力。第二章第頁153分離點位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點靠前，壓差阻力大。分離點靠后，壓差阻力小。ABCC’第二章第頁154影響壓差阻力的因素

總的來說，飛機壓差阻力與迎風(fēng)面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風(fēng)面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。壓差阻力在飛機總阻力構(gòu)成中所占比例較小。第二章第頁155干擾阻力

飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。第二章第頁156干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。

飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。第二章第頁157誘導(dǎo)阻力

由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進的力，這就是誘導(dǎo)阻力。第二章第頁158翼尖渦的形成

正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）第二章第頁159

正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼尖渦的形成第二章第頁160翼尖渦的形成

由于上、下翼面氣流在后緣處具有不同的流向，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。第二章第頁161翼尖渦形成的進一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向第二章第頁162翼尖渦的立體形態(tài)第二章第頁163翼尖渦的形態(tài)第二章第頁164下洗流（DownWash）和下洗角

由于兩個翼尖渦的存在，會導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘導(dǎo)速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機所處空間范圍。第二章第頁165下洗角

下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過翼型的氣流向下傾斜，這個向下傾斜的氣流稱為下洗流，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角ε。第二章第頁166下洗速度沿翼展分布

不同平面形狀的機翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。第二章第頁167誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生

有限展長機翼與無限展長機翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場，導(dǎo)致前者的總空氣動力較后者更加后斜，即前者總空氣動力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導(dǎo)阻力。LL’D第二章第頁168影響誘導(dǎo)阻力的因素機翼平面形狀：橢圓形機翼的誘導(dǎo)阻力最小。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小升力越大，誘導(dǎo)阻力越大平直飛行中，誘導(dǎo)阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章第頁169低展弦比使翼尖渦變強，誘導(dǎo)阻力增加。高展弦比使翼尖渦減弱，誘導(dǎo)阻力變小。展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響第二章第頁170展弦比對誘導(dǎo)阻力的影響機翼展弦比倒數(shù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變第二章第頁171高展弦比飛機第二章第頁172空速大小對誘導(dǎo)阻力大小的影響阻力誘導(dǎo)阻力空速空速小，下洗角大，誘導(dǎo)阻力大空速大，下洗角小，誘導(dǎo)阻力小第二章第頁173翼梢小翼第二章第頁174翼梢小翼第二章第頁175翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章第頁176翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力

翼梢小翼改變了機翼沿展向分布的翼載荷。第二章第頁177翼梢小翼可以減小總阻力第二章第頁178阻力公式—飛機的阻力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。第二章第頁179回顧阻力組成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導(dǎo)阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)第二章第頁180阻力相關(guān)資料典型飛機阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運輸機超音速戰(zhàn)斗機單旋翼直升機摩擦阻力45%23%25%誘導(dǎo)阻力40%29%25%干擾阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%第二章第頁181本章主要內(nèi)容2.1

空氣流動的描述2.2

升力2.3

阻力2.4

飛機的低速空氣動力特性2.5

增升裝置的增升原理*飛行原理/CAFUC2.4飛機的低速空氣動力性能第二章第頁183飛機的主要空氣動力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空氣動力性能參數(shù)包括：最大升力系數(shù)最小阻力系數(shù)最大升阻比第二章第頁1842.4.1升力特性升力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第頁185升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律當(dāng)α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當(dāng)α=α臨界，升力系數(shù)為最大。當(dāng)α>α臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進入失速區(qū)。第二章第頁186煙風(fēng)洞翼型繞流實驗小迎角較大迎角大迎角第二章第頁187翼型在不同迎角下的壓強分布第二章第頁188翼型在不同迎角下的壓強分布第二章第頁189壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第二章第頁190壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第二章第頁191升力特性參數(shù)零升迎角第二章第頁192翼型在零升迎角下的壓強分布壓強高于環(huán)境氣壓壓強低于環(huán)境氣壓壓強低于環(huán)境氣壓氣動中心前半部分合力后半部分合力第二章第頁193升力系數(shù)曲線斜率第二章第頁194臨界迎角和最大升力系數(shù)第二章第頁195相對厚度對升力特性的影響相對厚度增加

相對厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第二章第頁196翼型前緣半徑對升力特性的影響半徑小半徑大

前緣半徑增加，臨界迎角增加。第二章第頁197展弦比對升力特性的影響展弦比高展弦比低

展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。第二章第頁198后掠翼對升力特性的影響平直機翼后掠翼

平直機翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角越小。第二章第頁199翼型前緣粗糙度對升力特性的影響光滑粗糙

翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。第二章第頁2002.4.2阻力特性

阻力系數(shù)的變化規(guī)律第二章第頁201阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過臨近迎角時，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機阻力主要為壓差阻力。第二章第頁202

阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)

飛機的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認(rèn)為二者為同一個值。第二章第頁203中小迎角時的阻力公式

在中小迎角時，阻力公式可以表示為：

A是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機翼形狀有關(guān)。第二章第頁2042.4.3升阻比特性

升阻比

升阻比是相同迎角下，升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比，用K表示。升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。

升阻比越大，飛機的空氣動力性能越好。第二章第頁205

升阻比曲線迎角臨界迎角最小阻力迎角第二章第頁206升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。第二章第頁207性質(zhì)角性質(zhì)角是總空氣動力與升力之間的夾角。性質(zhì)角越小，總空氣動力向后傾斜越少，升阻比越大。第二章第頁2082.4.4飛機的極曲線

極曲線將飛機的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起來用一條曲線表示出來，以便于綜合衡量飛機的空氣動力性能。.

極曲線第二章第頁209極曲線的深入理解

從坐標(biāo)原點向曲線引切線，切點對應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。第二章第頁210

從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。極曲線的深入理解第二章第頁211螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線第二章第頁212不同滑流狀態(tài)的極曲線

滑流使得升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線向右上偏移。第二章第頁213不同展弦比機翼的極曲線

展弦比越大，低速空氣動力性能越好。第二章第頁214飛機的低速空氣動力性能曲線總結(jié)第二章第頁2152.4.5地面效應(yīng)

飛機在起飛和著陸貼近地面時，由于流過飛機的氣流受地面的影響，使飛機的空氣動力和力矩發(fā)生變化。這種效應(yīng)稱為地面效應(yīng)。第二章第頁216地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因上下翼面壓差增加地面阻礙使下洗流減小下洗角減小，使平尾迎角減小飛機脫離地面效應(yīng)區(qū)飛機處于地面效應(yīng)區(qū)第二章第頁217地面效應(yīng)的效果上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。地面阻礙使下洗流減小，使誘導(dǎo)阻力減小，阻力系數(shù)減小。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。

第二章第頁218地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍

飛機距地面高度在一個翼展以內(nèi)，地面效應(yīng)對飛機有影響，距地面越近地面效應(yīng)越強。第二章第頁219地效飛機

地效飛機是介于船和普通飛機之間的新型水上快速交通工具。地效飛機在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運輸，海情偵察，水上救生等?！靶→棥钡匦эw機速度可達556千米/小時第二章第頁220BerievBartiniVVA14地效飛行器飛行原理/CAFUC2.5增升裝置的增升原理第二章第頁222迎角與速度的關(guān)系速度迎角

飛機的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時，只要求較小迎角，機翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時，則要求較大的迎角，機翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。第二章第頁223為什么要使用增升裝置

用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。

增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。第二章第頁224主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼第二章第頁2252.5.1

前緣縫翼

前緣縫翼位于機翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開前緣縫翼，會導(dǎo)致機翼升力性能變差。第二章第頁226前緣縫翼

下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強差，減小升力系數(shù)。第二章第頁227前緣縫翼對壓強分布的影響

較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。第二章第頁2282.5.2

后緣襟翼分裂襟翼（TheSplitFlap）簡單襟翼（ThePlainFlap）開縫襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。第二章第頁229分裂襟翼（TheSplitFlap）

分裂襟翼是一塊從機翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。第二章第頁230

放下分裂襟翼后，在機翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。

此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。分裂襟翼（TheSplitFlap）第二章第頁231簡單襟翼（ThePlainFlap）

簡單襟翼與副翼形狀相似。放下簡單襟翼，增加機翼彎度，進而增大上下翼面壓強差，增大升力系數(shù)。但是放簡單襟翼使得壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。第二章第頁232

大迎角下放簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動力性能降低），臨界迎角降低。簡單襟翼（ThePlainFlap）第二章第頁233TB200的簡單襟翼第二章第頁234開縫襟翼（TheSlottedFlap）

開縫襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進行了改進。在下偏的同時進行開縫，和簡單襟翼相比，可以進一步延緩上表面氣流分離，增大機翼彎度，使升力系數(shù)提高更多，而臨界迎角卻降低不多。第二章第頁235開縫襟翼（TheSlottedFlap）下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面開縫襟翼的流線譜第二章第頁236后退襟翼（TheFowlerFlap）

后退襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進行了改進。在下偏的同時向后滑動，和簡單襟翼相比，增大了機翼彎度也增加了機翼面積，從而使升力系數(shù)以及最大升力系數(shù)增大更多，臨界迎角降低較少。第二章第頁237后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點，效果最好，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜。大型飛機普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。雙開縫三開縫第二章第頁238747的后退開縫襟翼第二章第頁2392.5.3

前緣襟翼

前緣襟翼位于機翼前緣。前緣襟翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機和超音速飛機。第二章第頁240B737-800的前緣襟翼第二章第頁241增升裝置的原理總結(jié)第二章第頁242增升裝置的原理總結(jié)

增升裝置主要是通過三個方面實現(xiàn)增升：增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強差。延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。增大機翼面積。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。第三章第頁243

螺旋槳的拉力是活塞式飛機和渦輪螺旋槳飛機前進的動力。螺旋槳運作好壞直接影響拉力大小，而拉力大小又關(guān)系到飛機的飛行性能。本章著重分析螺旋槳空氣動力的產(chǎn)生及其變化規(guī)律，介紹螺旋槳的功率、效率及負(fù)拉力、副作用等問題。第三章第頁244本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用*飛行原理/CAFUC3.1

螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力第三章第頁2463.1.1螺旋槳簡介槳葉槳轂變距機構(gòu)槳尖槳根后緣前緣螺旋槳的組成第三章第頁247槳葉平面形狀

槳葉的平面形狀很多，使用較多的有三種：第三章第頁248Rr螺旋槳直徑D槳葉基本參數(shù)螺旋槳半徑R剖面半徑

r相對半徑r/R槳弦b第三章第頁249αγφ槳弦相對氣流旋轉(zhuǎn)面槳葉角φ：槳弦和旋轉(zhuǎn)面之間的夾角槳葉迎角α：槳弦和入流（即相對氣流）之間的夾角入流角γ：入流和旋轉(zhuǎn)面之間的夾角槳葉基本參數(shù)第三章第頁250定距螺旋槳與變距螺旋槳槳葉角增大叫變高距或變大距。槳葉角減小叫變低距或變小距。現(xiàn)代飛機普遍使用自動變距螺旋槳。槳葉角不能改變的螺旋槳叫定距螺旋槳。槳葉角能夠改變的螺旋槳叫變距螺旋槳。第三章第頁251TB200螺旋槳外觀第三章第頁252Seminole螺旋槳外觀第三章第頁253

飛行中，螺旋槳是一面旋轉(zhuǎn)一面前進的。螺旋槳剖面具有兩個速度：一個是前進速度v,一個是圓周速度（切向速度）u。3.1.2螺旋槳的運動

右圖為槳葉切面上某一點的運動軌跡第三章第頁254相對進距λ第三章第頁255槳葉迎角α隨槳葉角φ的變化為常數(shù)時為常數(shù)時第三章第頁256槳葉迎角α隨飛行速度v的變化

在槳葉角和轉(zhuǎn)速不變的情況下，槳葉迎角隨飛行速度增大而減小，當(dāng)飛行速度增大到一定程度，槳葉迎角可能減小到零，甚至變?yōu)樨?fù)值。第三章第頁257槳葉迎角α隨切向速度u的變化

在槳葉角和飛行速度不變的情況下，槳葉迎角隨轉(zhuǎn)速增大而增大，隨轉(zhuǎn)速減小而減小。第三章第頁258螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)

螺旋槳幾何扭轉(zhuǎn)的目的，是為了保持螺旋槳槳葉各剖面的槳葉迎角基本相等。下圖為沒有進行幾何扭轉(zhuǎn)的螺旋槳工作時的情況。第三章第頁259螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)示意圖第三章第頁260螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)的效果

下圖為進行了幾何扭轉(zhuǎn)的螺旋槳，可以看到從槳根到槳尖，槳葉角逐漸減小，以保證各切面迎角大致相等。槳尖槳根第三章第頁261TB200螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)第三章第頁2623.1.3

螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生葉素的空氣動力CR葉素的空氣動力系數(shù)ds葉素的面積第三章第頁263槳葉的空氣動力及其分布第三章第頁264旋轉(zhuǎn)阻力矩

螺旋槳各槳葉旋轉(zhuǎn)阻力的作用點離槳軸有一段距離，其方向與槳葉的旋轉(zhuǎn)方向相反，故形成阻礙螺旋槳旋轉(zhuǎn)的力矩M阻。

旋轉(zhuǎn)阻力矩M阻通常由發(fā)動機輸出的旋轉(zhuǎn)力矩M扭來平衡。M阻>M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速將會降低M扭<M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速將會增加M扭=M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速不變第三章第頁265飛行中螺旋槳所受力分析離心力阻力矩致彎曲力拉力第三章第頁266本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用*飛行原理/CAFUC3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化第三章第頁2683.2螺旋槳拉力在飛行中的變化

螺旋槳的拉力是總空氣動力的一個分力，拉力的大小不僅取決于總空氣動力的大小，還取決于總空氣動力的方向?？偪諝鈩恿Υ笮】偪諝鈩恿Ψ较驑~迎角α槳葉切面合速度w合速度的方向性質(zhì)角θ拉力大小第三章第頁269變距機構(gòu)的分類人工變距機構(gòu)，以變距桿為代表自動變距機構(gòu)，以調(diào)速器為代表3.2.1螺旋槳的變距變距的目的

人工變距，通過前推或后拉變距桿，改變槳葉角、槳葉迎角、旋轉(zhuǎn)阻力的大小，從而調(diào)整轉(zhuǎn)速快慢。自動變距，通過調(diào)速器自動調(diào)整槳葉角的大小，保持轉(zhuǎn)速恒定不變。第三章第頁270變距機構(gòu)第三章第頁271不同工況下的操作油門桿變距桿混合比桿第三章第頁2723.2.2螺旋槳拉力隨飛行速度的變化

飛行速度增大，使得相對氣流方向越發(fā)偏離旋轉(zhuǎn)面，因此槳葉總空氣動力R的方向也更加偏離槳軸。第三章第頁273螺旋槳飛機拉力隨速度變化曲線螺旋槳拉力隨速度的增大而逐步減小。第三章第頁2743.2.3螺旋槳拉力隨油門位置的變化

油門增加，螺旋槳轉(zhuǎn)速增大。調(diào)速器為了保持轉(zhuǎn)速，自動增大槳葉角。因此槳葉總空氣動力R增大。第三章第頁275螺旋槳飛機不同油門位置下的拉力曲線螺旋槳的拉力隨油門的增大而逐步減小。第三章第頁2763.2.4螺旋槳拉力隨飛行高度的變化

對于安裝自然吸氣式活塞發(fā)動機的螺旋槳的拉力隨高度的增大而減小。第三章第頁277螺旋槳的拉力隨溫度的增加而減小。3.2.5螺旋槳拉力隨氣溫的變化第三章第頁278產(chǎn)生負(fù)拉力的幾種情況：飛行速度過大，產(chǎn)生負(fù)拉力。油門過小，產(chǎn)生負(fù)拉力。發(fā)動機空中停車,產(chǎn)生負(fù)拉力。3.2.6螺旋槳的負(fù)拉力第三章第頁279飛行速度過大時負(fù)拉力的產(chǎn)生

飛行速度增大，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會自動增大槳葉角。但由于入流角也在增大，所以槳葉迎角仍在減小，槳葉總空氣動力R逐漸向旋轉(zhuǎn)面靠攏。第三章第頁280油門過小時負(fù)拉力的產(chǎn)生

油門減小，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會自動減小槳葉角。但由于入流角短時間內(nèi)保持不變，槳葉迎角逐漸減小，甚至成為負(fù)迎角。第三章第頁281發(fā)動機空中停車時負(fù)拉力的產(chǎn)生

發(fā)動機空中停車，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會自動減小槳葉角。由于槳葉角和槳葉迎角均迅速減小，形成較大的負(fù)迎角，槳葉總空氣動力R指向斜后方。第三章第頁282空中停車后螺旋槳的自轉(zhuǎn)（風(fēng)車狀態(tài)）相對氣流飛行阻力總空氣動力旋轉(zhuǎn)力第三章第頁283

順槳的目的是將槳葉角增大到90度左右，槳葉幾乎與飛行速度方向相平行，從而避免發(fā)動機的磨損，消除負(fù)拉力，減小阻力。順槳機構(gòu)相對氣流槳弦第三章第頁284順槳的過程第三章第頁285順槳完成第三章第頁286不同槳葉角下螺旋槳阻力風(fēng)車狀態(tài)下螺旋槳阻力很大。第三章第頁287本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用*飛行原理/CAFUC3.3螺旋槳的有效功率和效率第三章第頁289螺旋槳有效功率是影響螺旋槳飛機飛行性能好壞的因素之一。螺旋槳效率則是衡量螺旋槳性能好壞的重要標(biāo)志。因此，飛行員對什么是螺旋槳有效功率和效率、以及如何獲得好的螺旋槳有效功率和效率應(yīng)該有所了解。第三章第頁2903.3.1螺旋槳的有效功率

螺旋槳產(chǎn)生拉力，拉著飛機前進，對飛機做功。每秒鐘內(nèi)螺旋槳對飛機所做的功的多少就是螺旋槳的有效功率。P

——

螺旋槳拉力，單位：牛頓v

——

飛行速度，單位：米/秒第三章第頁291螺旋槳的有效功率隨飛行速度的變化小于某一飛行速度時，螺旋槳有效功率隨速度增大而增大。大于某一飛行速度時，螺旋槳有效功率隨速度增大而減小。第三章第頁292螺旋槳的有效功率隨不同油門位置的變化

飛行高度和轉(zhuǎn)速均不變的情況下，油門位置越大，發(fā)動機有效功率越大，螺旋槳有效功率隨之增大。第三章第頁293注：吸氣式發(fā)動機與增壓式發(fā)動機的工作原理不同，受高度變化的影響也有不同。螺旋槳的有效功率隨不同高度的變化

低于額定高度，隨著高度增加，發(fā)動機有效功率增大，螺旋槳有效功率也增大。

超過額定高度，隨著高度增加，發(fā)動機有效功率減小，螺旋槳有效功率也減小。第三章第頁294獲得螺旋槳最大有效功率的方法

對于活塞式螺旋槳飛機，當(dāng)高度和飛行速度一定的情況下，要想使螺旋槳有效功率盡可能大，在加油門的同時應(yīng)當(dāng)前推變距桿增大轉(zhuǎn)速。第三章第頁2953.3.2螺旋槳的效率

螺旋槳的有效功率與發(fā)動機的有效功率之比，定義為螺旋槳的效率η第三章第頁296螺旋槳的效率η與相對進距λ的關(guān)系

在固定槳葉角的情況下，螺旋槳的效率在某一固定相對進距下達到最大。第三章第頁297螺旋槳的效率η與槳葉角φ的關(guān)系相對進矩越大，對應(yīng)較高效率的槳葉角也越大。第三章第頁298

活塞式變距螺旋槳飛機，在使用額定轉(zhuǎn)速和額定油門做大速度平飛時，螺旋槳效率最高。獲得螺旋槳最大效率的方法

在飛行速度減小時，收小油門、減小進氣壓力、后拉變距桿減小轉(zhuǎn)速，以保持螺旋槳效率。在飛行速度增大時，加大油門、增大進氣壓力、前推變距桿增大轉(zhuǎn)速，以保持螺旋槳效率。第三章第頁299本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用*飛行原理/CAFUC3.4螺旋槳的副作用第三章第頁301螺旋槳在工作中，一方面產(chǎn)生拉力，提供飛機的前進動力；另一方面還會產(chǎn)生一些對飛行不利的副作用。進動反作用力矩滑流扭轉(zhuǎn)作用第三章第頁302

飛行中高速旋轉(zhuǎn)的螺旋槳，當(dāng)受到槳軸方向的操縱力矩作用時，螺旋槳并不完全繞與操縱力矩方向平行的軸轉(zhuǎn)動，還要繞另一個軸偏轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象叫做進動。3.4.1螺旋槳的進動縱軸豎軸橫軸機頭上仰向右進動螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向反作用力矩方向第三章第頁303進動的產(chǎn)生機理第三章第頁304螺旋槳進動的產(chǎn)生

當(dāng)機頭上仰時，轉(zhuǎn)動到上方的槳葉受到向后的作用力，產(chǎn)生向后的加速度。在槳葉繼續(xù)向右轉(zhuǎn)動的過程中，該加速度的影響仍然存在。第三章第頁305進動方向的判斷方法通過繪圖判斷右轉(zhuǎn)螺旋槳的方向通過右手判斷右轉(zhuǎn)螺旋槳的方向方法一：方法二：機頭轉(zhuǎn)動方向進動方向第三章第頁306

后三點式螺旋槳飛機，在起飛滑跑抬尾輪時，受進動的影響較為明顯。進動的影響舉例：第三章第頁307進動的影響

后三點式螺旋槳飛機，在起飛滑跑階段，受進動的影響較為明顯。第三章第頁3083.4.2螺旋槳的反作用力矩

右轉(zhuǎn)螺旋槳飛機，在反作用力矩作用下，會向左傾斜。第三章第頁309在空中飛行時，反作用力矩有使飛機帶坡度的趨勢。加油門，槳葉空氣動力增大，反作用力矩隨之增大。減油門，槳葉空氣動力減小，反作用力矩隨之減小。反作用力矩對空中飛行的影響螺旋槳轉(zhuǎn)動方向反作用力矩方向第三章第頁310反作用力矩對地面滑跑的影響

在地面滑跑時，反作用力矩的作用使左右兩側(cè)機輪對地面的壓力不均，受到的摩擦阻力不同，使得機頭向一側(cè)偏轉(zhuǎn)。反作用力矩N左N右偏轉(zhuǎn)力矩F左F右第三章第頁311受螺旋槳作用，向后加速和扭轉(zhuǎn)的氣流叫螺旋槳滑流。3.4.3螺旋槳的滑流扭轉(zhuǎn)作用第三章第頁312螺旋槳滑流對飛機的扭轉(zhuǎn)作用

對于右轉(zhuǎn)螺旋槳飛機，滑流的影響主要從左方作用于機體和垂直尾翼，使得飛機機頭向左側(cè)偏轉(zhuǎn)。

飛行速度越大，舵面效應(yīng)越強，偏轉(zhuǎn)力矩越大。第三章第頁313加油門時滑流對俯仰平衡的影響油門增加滑流速度增加偏轉(zhuǎn)力矩增加附加空氣動力增加上仰力矩增加V上仰力矩滑流速度增大△RY尾第三章第頁314收油門時飛機會下俯第三章第頁315C130的螺旋槳滑流第四章第頁316

飛機飛行狀態(tài)的變化，歸根到底，都是力和力矩作用的結(jié)果。飛機的平衡、穩(wěn)定性和操縱性是闡述飛機在力和力矩的作用下，飛機狀態(tài)的保持和改變的基本原理。第四章第頁317本章主要內(nèi)容4.1飛機的平衡4.2飛機的穩(wěn)定性4.3飛機的操縱性*飛行原理/CAFUC4.1飛機的平衡第四章第頁3194.1.1飛機的坐標(biāo)軸和重心機體軸第四章第頁320橫軸縱軸立軸俯仰滾轉(zhuǎn)偏轉(zhuǎn)機體軸及對應(yīng)轉(zhuǎn)動第四章第頁321繞橫軸（OZ軸）的轉(zhuǎn)動稱為俯仰轉(zhuǎn)動注：角速度和力矩均按右手螺旋法則判定正負(fù)

第四章第頁322繞立軸（OY軸）的轉(zhuǎn)動稱為偏轉(zhuǎn)

第四章第頁323繞縱軸（OX軸）的轉(zhuǎn)動稱為滾轉(zhuǎn)第四章第頁324重心（CenterofGravity）

飛機各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，叫飛機的重力。飛機重力的著力點叫做飛機重心。第四章第頁325重心CG

飛機在空中的運動，總可分解成飛機各部分隨飛機重心一起的移動和飛機各部分繞重心的轉(zhuǎn)動。重心（CenterofGravity）第四章第頁326重心位置的表示X重bMCA重心

重心的前后位置常用重心在某一特定翼弦上的投影到該翼弦前端的距離，占該翼弦的百分?jǐn)?shù)來表示。第四章第頁327平均空氣動力弦（MAC）

假想的矩形翼的面積、空氣動力及俯仰特性與原機翼相同。第四章第頁328幾何中心標(biāo)準(zhǔn)平均弦（SMC）平均空氣動力弦（MAC）

重心的前后位置常用重心在MAC上的投影到該翼弦前端的距離，占該翼弦的百分?jǐn)?shù)來表示。

標(biāo)準(zhǔn)平均弦等于機翼面積與翼展的比值。第四章第頁329

飛機的平衡包括作用力平衡和力矩平衡兩個方面。本節(jié)只分析各力矩的平衡。飛機的平衡相對橫軸(OZ軸)——俯仰平衡相對橫軸(OY軸)——方向平衡相對橫軸(OX軸)——橫側(cè)平衡第四章第頁3304.1.2飛機的俯仰平衡

飛機的俯仰平衡是指作用于飛機的各俯仰力矩之和為零，迎角不變。第四章第頁331CPCG俯仰力矩主要有:機翼產(chǎn)生的俯仰力矩水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩拉力（或推力）產(chǎn)生的俯仰力矩第四章第頁332

機翼產(chǎn)生的俯仰力矩的大小最終只取決于飛機重心位置、迎角和飛機構(gòu)型。

一般情況下機翼產(chǎn)生下俯力矩。但當(dāng)重心后移較多且迎角有很大時，則可能產(chǎn)生上仰力矩。機翼產(chǎn)生的俯仰力矩第四章第頁333平尾產(chǎn)生的俯仰力矩

在正常飛行中，水平尾翼產(chǎn)生負(fù)升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。當(dāng)迎角很大時，也可能會產(chǎn)生下俯力矩。第四章第頁334

水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩取決于機翼迎角、升降舵偏角和流向水平尾翼的氣流速度。平尾產(chǎn)生的俯仰力矩第四章第頁335

螺旋槳的拉力或發(fā)動機的推力，其作用線若不通過飛機重心，也會形成圍繞重心的俯仰力矩。拉力產(chǎn)生的俯仰力矩第四章第頁336獲得俯仰平衡的條件：第四章第頁3374.1.3飛機的方向平衡

飛機的方向平衡是指作用于飛機的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零，側(cè)滑角不變或側(cè)滑角為零。第四章第頁338側(cè)滑是指相對氣流方向與飛機對稱面不一致的飛行狀態(tài)。第四章第頁339偏轉(zhuǎn)力矩主要有:兩翼阻力對重心產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩垂尾側(cè)力對重心產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩雙發(fā)或多發(fā)飛機拉力產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩第四章第頁340獲得方向平衡的條件：第四章第頁3414.1.4飛機的橫側(cè)平衡

飛機的橫側(cè)平衡是指作用于飛機的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零，坡度不變。第四章第頁342滾轉(zhuǎn)力矩主要有:兩翼升力對重心產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩螺旋槳反作用力矩對重心產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩第四章第頁343獲得橫側(cè)平衡的條件：第四章第頁3444.1.5影響飛機平衡的主要因素

●加減油門

●收放襟翼

●收放起落架

●重心變化影響俯仰平衡的主要因素第四章第頁345加減油門

加減油門不僅直接影響拉力或推力力矩的大小，還會影響到機翼和尾翼力矩的大小。第四章第頁346襟翼收放

放襟翼機翼升力增大，同時升力作用點（壓力中心）后移，下俯力矩增加；另一方面，放襟翼使下洗增大，平尾負(fù)升力增大，抬頭力矩變大。第四章第頁347起落架收放

一方面導(dǎo)致飛機重心移動；另一方面，起落架附加阻力變化會引起俯仰力矩變化。第四章第頁348重心位置變化

重心移動對機翼的俯仰力矩影響較大。第四章第頁349保持俯仰平衡的主要方法

飛行員可利用偏轉(zhuǎn)升降舵產(chǎn)生的俯仰操縱力矩來平衡俯仰力矩以保持俯仰平衡。第四章第頁350

一邊機翼變形導(dǎo)致兩側(cè)阻力不同、兩側(cè)發(fā)動機工作狀態(tài)不同以及螺旋槳副作用影響等。影響方向平衡的主要因素

飛行員可利用偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生的方向操縱力矩來平衡偏轉(zhuǎn)力矩以保持方向平衡。第四章第頁351

一邊機翼變形導(dǎo)致兩側(cè)升力不同、油門改變和重心移動等。影響飛機橫側(cè)平衡的因素

飛行員可利用偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的橫側(cè)操縱力矩來平衡滾轉(zhuǎn)力矩以保持橫側(cè)平衡。第四章第頁352本章主要內(nèi)容4.1飛機的平衡4.2飛機的穩(wěn)定性4.3飛機的操縱性*飛行原理/CAFUC4.2

飛機的穩(wěn)定性第四章第頁354

飛機的穩(wěn)定性是指，飛機受擾偏離原平衡狀態(tài)，偏離后飛機能自動恢復(fù)到原平衡狀態(tài)的能力。俯仰穩(wěn)定性方向穩(wěn)定性橫側(cè)穩(wěn)定性第四章第頁3554.2.1穩(wěn)定性概念及條件

一旦擺錘偏離原平衡狀態(tài)，重力分力形成的力矩力圖使擺錘回到原平衡位置。此外，擺錘在擺動過程中還受到空氣阻力形成的力矩作用。

單擺的穩(wěn)定性

下垂的單擺是穩(wěn)定的，因為其受到穩(wěn)定力矩和阻尼力矩的共同作用。阻尼力矩原平衡狀態(tài)穩(wěn)定力矩阻尼力矩原平衡狀態(tài)穩(wěn)定力矩

單擺在這兩個力矩的共同作用下，最終回到原平衡狀態(tài)。第四章第頁356

物體受擾后的運動過程中，自動出現(xiàn)的、力圖使物體最終回到原平衡狀態(tài)的、方向始終與運動方向相反的力矩，稱為阻尼力矩。

物體受擾偏離原平衡狀態(tài)后，自動出現(xiàn)的、力圖使物體回到原平衡狀態(tài)的、方向始終指向原平衡位置的力矩，稱為穩(wěn)定力矩。阻尼力矩原平衡狀態(tài)穩(wěn)定力矩阻尼力矩原平衡狀態(tài)穩(wěn)定力矩

單擺的穩(wěn)定性分析第四章第頁357

倒立單擺的穩(wěn)定性倒立的單擺不具備這兩個力矩，因此是不穩(wěn)定的。原平衡狀態(tài)不穩(wěn)定力矩第四章第頁358靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性

受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，具有回到原平衡狀態(tài)的趨勢，稱為物體是靜穩(wěn)定的。靜穩(wěn)定性研究物體受擾后的最初響應(yīng)問題。正的靜穩(wěn)定性中立靜穩(wěn)定性負(fù)的靜穩(wěn)定性外力外力外力第四章第頁359靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性

擾動運動過程中出現(xiàn)阻尼力矩，最終使物體回到原平衡狀態(tài)，稱物體是動穩(wěn)定的。動