飛行原理課件

飛行原理/CAFUC飛機(jī)和大氣的一般介紹飛行原理/CAFUC1.2

飛機(jī)大氣環(huán)境的一般介紹第一章第頁(yè)3

飛機(jī)是在大氣的海洋里航行的飛行器。飛機(jī)的空氣動(dòng)力、發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)都與大氣密切相關(guān)。第一章第頁(yè)4

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?dú)夂?1%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(yè)51.2.2

大氣的分層

若以氣溫變化為基準(zhǔn)，則可將大氣分為對(duì)流層、平流層、中間層、電離層、和散逸層等五層。大氣的分層第一章第頁(yè)6kg/m3hPaKftKmKg/m3對(duì)流層平流層(同溫層)中間層電離層(暖層)溫度1.2.3

大氣的特性第一章第頁(yè)7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(xiàn)性降低（11000米對(duì)流層內(nèi)）?？諝獾臐穸仍酱螅諝獾拿芏仍叫?。1.2.4

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣第一章第頁(yè)8

所謂國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣，簡(jiǎn)稱(chēng)ISA，就是人為地規(guī)定一個(gè)不變的大氣環(huán)境，作為計(jì)算和試驗(yàn)飛機(jī)的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)。第一章第頁(yè)9國(guó)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(duì)流層頂高度為11km或36089ft，對(duì)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(yè)10國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表ISA偏差第一章第頁(yè)11ISA偏差是指：某處實(shí)際溫度與ISA標(biāo)準(zhǔn)溫度的差值。例1.1：已知某機(jī)場(chǎng)場(chǎng)溫20

C，機(jī)場(chǎng)壓力高度2000英尺。求：機(jī)場(chǎng)高度處ISA偏差。解：在壓力高度為2000英尺的機(jī)場(chǎng)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(shí)際溫度為：T實(shí)際=20

C，所以，ISA偏差即溫度差為：ISA偏差=T實(shí)際

T標(biāo)準(zhǔn)=20

C

11

C=9

C，表示為：ISA+9

C

1.2.5

高度的表示第一章第頁(yè)12絕對(duì)高度真實(shí)高度標(biāo)高壓力高度絕對(duì)高度（TrueAltitude）真實(shí)高度（AbsoluteAltitude）壓力高度（PressureAltitude）壓力高度第一章第頁(yè)13

氣壓降低，壓力高度增加。常用的幾個(gè)壓力高度第一章第頁(yè)14QNE：標(biāo)準(zhǔn)海壓，指飛機(jī)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(chǎng)壓高度，等于機(jī)場(chǎng)標(biāo)高或跑道入口標(biāo)高的高度。QNH：修正海壓，按照?qǐng)鰤赫{(diào)定的高出海平面的高度。第一章第頁(yè)15場(chǎng)壓第一章第頁(yè)16QNHQNEQFE第一章第頁(yè)17例1.2機(jī)場(chǎng)標(biāo)高600ft，QNH等于997hPa,請(qǐng)找出機(jī)場(chǎng)相對(duì)于國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面的高度.

答案:機(jī)場(chǎng)相對(duì)于ISA海平面的高度是1080ft。QNH和QNE之間關(guān)系的計(jì)算第一章第頁(yè)18例1.3機(jī)場(chǎng)標(biāo)高600ft，QNH等于1027hPa,請(qǐng)找出機(jī)場(chǎng)相對(duì)于國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面的高度.

QNH和QNE之間關(guān)系的計(jì)算答案:機(jī)場(chǎng)相對(duì)于ISA海平面的高度是180ft。過(guò)渡高度與過(guò)渡高度層第一章第頁(yè)19第一章第頁(yè)20過(guò)渡高度與過(guò)渡高度層第一章第頁(yè)21飛行原理/CAFUC本章小結(jié)飛機(jī)基本構(gòu)成及功用機(jī)翼形狀國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣飛行原理/CAFUC

飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力

飛行原理/CAFUC2.1空氣流動(dòng)的描述第二章第頁(yè)24

空氣動(dòng)力是空氣相對(duì)于飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的，要學(xué)習(xí)和研究飛機(jī)的升力和阻力，首先要研究空氣流動(dòng)的基本規(guī)律。第二章第頁(yè)252.1.1

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。2.1.2

相對(duì)氣流第二章第頁(yè)26運(yùn)動(dòng)方向相對(duì)氣流方向自然風(fēng)方向飛機(jī)的相對(duì)氣流方向與飛行速度方向相反第二章第頁(yè)27只要相對(duì)氣流速度相同，飛機(jī)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力就相同。對(duì)相對(duì)氣流的現(xiàn)實(shí)應(yīng)用第二章第頁(yè)28直流式風(fēng)洞回流式風(fēng)洞風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷诙碌陧?yè)29風(fēng)洞的其它功用第二章第頁(yè)302.1.3

迎角第二章第頁(yè)31迎角就是相對(duì)氣流方向與翼弦之間的夾角。相對(duì)氣流方向就是飛機(jī)速度的反方向第二章第頁(yè)32相對(duì)氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)第二章第頁(yè)33

平飛中，可以通過(guò)機(jī)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。水平飛行、上升、下降時(shí)的迎角第二章第頁(yè)34上升平飛下降迎角探測(cè)裝置第二章第頁(yè)352.1.4流線(xiàn)和流線(xiàn)譜第二章第頁(yè)36空氣流動(dòng)的情形一般用流線(xiàn)、流管和流線(xiàn)譜來(lái)描述。流線(xiàn)：流場(chǎng)中一條空間曲線(xiàn)，在該曲線(xiàn)上流體微團(tuán)的速度與曲線(xiàn)在該點(diǎn)的切線(xiàn)重合。對(duì)于定常流，流線(xiàn)是流體微團(tuán)流動(dòng)的路線(xiàn)。第二章第頁(yè)37流管：由許多流線(xiàn)所圍成的管狀曲面。流線(xiàn)和流線(xiàn)譜第二章第頁(yè)38流線(xiàn)譜是所有流線(xiàn)的集合。第二章第頁(yè)39流線(xiàn)和流線(xiàn)譜的實(shí)例第二章第頁(yè)40流線(xiàn)和流線(xiàn)譜的實(shí)例流線(xiàn)的特點(diǎn)第二章第頁(yè)41該曲線(xiàn)上每一點(diǎn)的流體微團(tuán)速度與曲線(xiàn)在該點(diǎn)的切線(xiàn)重合。流線(xiàn)每點(diǎn)上的流體微團(tuán)只有一個(gè)運(yùn)動(dòng)方向。流線(xiàn)不可能相交，不可能分叉。流線(xiàn)譜的特點(diǎn)第二章第頁(yè)42流線(xiàn)譜的形狀與流動(dòng)速度無(wú)關(guān)。物體形狀不同，空氣流過(guò)物體的流線(xiàn)譜不同。物體與相對(duì)氣流的相對(duì)位置（迎角）不同，空氣流過(guò)物體的流線(xiàn)譜不同。氣流受阻，流管擴(kuò)張變粗，氣流流過(guò)物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細(xì)。氣流流過(guò)物體時(shí)，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。2.1.5

連續(xù)性定理第二章第頁(yè)43

流體流過(guò)流管時(shí)，在同一時(shí)間流過(guò)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)。連續(xù)性定理第二章第頁(yè)4412A1,v1A2,v2單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面1的流體體積為單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)截面1的流體質(zhì)量為同理，單位時(shí)間內(nèi)流過(guò)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(guò)一流管時(shí)，流速大小與截面積成反比。日常的生活中的連續(xù)性定理第二章第頁(yè)45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高樓大廈之間的對(duì)流通常比空曠地帶大2.1.6伯努利定理第二章第頁(yè)46

同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動(dòng)壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。伯努利定理第二章第頁(yè)47

空氣能量主要有四種：動(dòng)能、壓力能、熱能、重力勢(shì)能。低速流動(dòng)，熱能可忽略不計(jì)；空氣密度小，重力勢(shì)能可忽略不計(jì)。

因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動(dòng)能+壓力能=常值。公式表述為：

上式中第一項(xiàng)稱(chēng)為動(dòng)壓，第二項(xiàng)稱(chēng)為靜壓，第三項(xiàng)稱(chēng)為總壓。伯努利定理第二章第頁(yè)48—?jiǎng)訅?，單位體積空氣所具有的動(dòng)能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動(dòng)中受阻，流速降低時(shí)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(shí)當(dāng)?shù)氐拇髿鈮骸！倝海ㄈ珘海?，它是?dòng)壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃?，氣流速度減小到零之點(diǎn)的靜壓。深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓第二章第頁(yè)49同一流線(xiàn)：總壓保持不變。動(dòng)壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。深入理解動(dòng)壓、靜壓和總壓第二章第頁(yè)50同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。伯努利定理適用條件第二章第頁(yè)51氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動(dòng)是定常的。流動(dòng)的空氣與外界沒(méi)有能量交換，即空氣是絕熱的。空氣沒(méi)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(xiàn)或同一條流管上。2.1.7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用第二章第頁(yè)52用文邱利管測(cè)流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管測(cè)流量第二章第頁(yè)53空速管測(cè)飛行速度的原理第二章第頁(yè)54與動(dòng)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(yè)55空速表第二章第頁(yè)56升降速度表第二章第頁(yè)57高度表飛行原理/CAFUC

飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力

飛行原理/CAFUC2.2升力第二章第頁(yè)60升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

升力垂直于飛行速度方向，它將飛機(jī)支托在空中，克服飛機(jī)受到的重力影響，使其自由翱翔。2.2.1升力的產(chǎn)生原理第二章第頁(yè)61起點(diǎn)終點(diǎn)

相同的時(shí)間，相同的起點(diǎn)和終點(diǎn)，小狗的速度和人的速度哪一個(gè)更快？升力的產(chǎn)生原理第二章第頁(yè)62前方來(lái)流被機(jī)翼分為了兩部分，一部分從上表面流過(guò)，一部分從下表面流過(guò)。由連續(xù)性定理或小狗與人速度對(duì)比分析可知，流過(guò)機(jī)翼上表面的氣流，比流過(guò)下表面的氣流的速度更快。升力的產(chǎn)生原理第二章第頁(yè)63P1v1P2v2升力的產(chǎn)生原理第二章第頁(yè)64

上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠(yuǎn)前方）相對(duì)氣流方向的分量，就是升力。機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，稱(chēng)為壓力中心(CenterofPressure)第二章第頁(yè)65壓力中心的移動(dòng)

非對(duì)稱(chēng)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(shí)，迎角增大壓力中心后移。2.2.2翼型的壓力分布第二章第頁(yè)66當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)低于大氣壓，稱(chēng)為吸力。當(dāng)機(jī)翼表面壓強(qiáng)高于大氣壓，稱(chēng)為壓力。

用矢量來(lái)表示壓力或吸力，矢量線(xiàn)段長(zhǎng)度為力的大小，方向?yàn)榱Φ姆较?。矢量表示法駐點(diǎn)和最低壓力點(diǎn)第二章第頁(yè)67

B點(diǎn)，稱(chēng)為最低壓力點(diǎn)，是機(jī)翼上表面負(fù)壓最大的點(diǎn)。

A點(diǎn)，稱(chēng)為駐點(diǎn)，是正壓最大的點(diǎn)，位于機(jī)翼前緣附近，該處氣流流速為零。坐標(biāo)表示法第二章第頁(yè)68

從右圖可以看出，機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠機(jī)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。2.2.3升力公式第二章第頁(yè)69—飛機(jī)的升力系數(shù)—飛機(jī)的飛行動(dòng)壓—機(jī)翼的面積。升力公式的物理意義第二章第頁(yè)70飛機(jī)的升力與升力系數(shù)、來(lái)流動(dòng)壓和機(jī)翼面積成正比。

升力系數(shù)綜合的表達(dá)了機(jī)翼形狀、迎角等對(duì)飛機(jī)升力的影響。

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飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力

飛行原理/CAFUC2.3阻力第二章第頁(yè)73

阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機(jī)的飛行，但沒(méi)有阻力飛機(jī)又無(wú)法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag阻力的分類(lèi)第二章第頁(yè)74

對(duì)于低速飛機(jī)，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2.3.1低速附面層第二章第頁(yè)75

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(dòng)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附面層厚度較薄第二章第頁(yè)76無(wú)粘流動(dòng)和粘性流動(dòng)第二章第頁(yè)77無(wú)粘流動(dòng)沿物面法線(xiàn)方向速度一致粘性流動(dòng)沿物面法線(xiàn)方向速度不一致“附面層”附面層的形成是受到粘性的影響。附面層的特點(diǎn)第二章第頁(yè)78附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強(qiáng)不變且等于法線(xiàn)主流壓強(qiáng)。P1P2

只要測(cè)出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點(diǎn)的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實(shí)意義。第二章第頁(yè)79附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。l第二章第頁(yè)80附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長(zhǎng)而增厚。l附面層的特點(diǎn)三第二章第頁(yè)81

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(guò)渡區(qū)稱(chēng)為轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)層流附面層紊流附面層層流的不穩(wěn)定性第二章第頁(yè)82123abc層流附面層和紊流附面層的速度型第二章第頁(yè)832.3.2阻力的產(chǎn)生第二章第頁(yè)84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)升力粘性摩擦阻力第二章第頁(yè)85

由于緊貼飛機(jī)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(jī)必然受到空氣的反作用。這個(gè)反作用力與飛行方向相反，稱(chēng)為摩擦阻力。影響摩擦阻力的因素第二章第頁(yè)86紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機(jī)的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機(jī)表面越粗糙，摩擦阻力越大。

摩擦阻力的大小與附面層的類(lèi)型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機(jī)的接觸面積和飛機(jī)的表面狀況。摩擦阻力在飛機(jī)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(jī)25-30%大型運(yùn)輸機(jī)40%小型公務(wù)機(jī)50%水下物體70%船舶90%第二章第頁(yè)87壓差阻力第二章第頁(yè)88

壓差阻力是由處于流動(dòng)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。順壓梯度與逆壓梯度第二章第頁(yè)89順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機(jī)翼上表面前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機(jī)翼上表面后段。ABC附面層分離第二章第頁(yè)90

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(diǎn)分離區(qū)的特點(diǎn)一第二章第頁(yè)91

分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個(gè)個(gè)單獨(dú)產(chǎn)生的，它導(dǎo)致機(jī)翼的振動(dòng)。分離區(qū)的特點(diǎn)二第二章第頁(yè)92分離區(qū)內(nèi)壓強(qiáng)幾乎相等，并且等于分離點(diǎn)處的壓強(qiáng)。P分離點(diǎn)P1P2P3P4P分離點(diǎn)=P1=P2=P3=P4分離區(qū)的特點(diǎn)三第二章第頁(yè)93

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分離點(diǎn)與最小壓力點(diǎn)的位置第二章第頁(yè)94ABC最小壓力點(diǎn)分離點(diǎn)分離點(diǎn)與轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的區(qū)別第二章第頁(yè)95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(yè)96壓差阻力的產(chǎn)生

氣流流過(guò)機(jī)翼后，在機(jī)翼的后緣部分產(chǎn)生附面層分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)降低；而在機(jī)翼前緣部分，氣流受阻壓強(qiáng)增大，這樣機(jī)翼前后緣就產(chǎn)生了壓力差，從而使機(jī)翼產(chǎn)生壓差阻力。分離點(diǎn)位置與壓差阻力大小的關(guān)系第二章第頁(yè)97分離點(diǎn)靠前，壓差阻力大。分離點(diǎn)靠后，壓差阻力小。ABCC’影響壓差阻力的因素第二章第頁(yè)98

總的來(lái)說(shuō)，飛機(jī)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(jī)總阻力構(gòu)成中所占比例較小。干擾阻力第二章第頁(yè)99

飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的單獨(dú)阻力之和小于把它們組合成一個(gè)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(chēng)為干擾阻力。干擾阻力的消除第二章第頁(yè)100干擾阻力在飛機(jī)總阻力中所占比例較小。

飛機(jī)各部件之間的平滑過(guò)渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。誘導(dǎo)阻力第二章第頁(yè)101

由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，在平行于相對(duì)氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力，這就是誘導(dǎo)阻力。翼尖渦的形成第二章第頁(yè)102

正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱(chēng)為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）第二章第頁(yè)103

正常飛行時(shí)，下翼面的壓強(qiáng)比上翼面高，在上下翼面壓強(qiáng)差的作用下，下翼面的氣流就會(huì)繞過(guò)翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線(xiàn)由機(jī)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(yè)104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。翼尖渦形成的進(jìn)一步分析第二章第頁(yè)105注意旋轉(zhuǎn)方向翼尖渦的立體形態(tài)第二章第頁(yè)106第二章第頁(yè)107翼尖渦的形態(tài)下洗流（DownWash）和下洗角第二章第頁(yè)108

由于兩個(gè)翼尖渦的存在，會(huì)導(dǎo)致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個(gè)向下的誘導(dǎo)速度場(chǎng)，稱(chēng)為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場(chǎng)會(huì)覆蓋整個(gè)飛機(jī)所處空間范圍。下洗角第二章第頁(yè)109

下洗速度的存在，改變了翼型的氣流方向，使流過(guò)翼型的氣流向下傾斜，這個(gè)向下傾斜的氣流稱(chēng)為下洗流，下洗流與相對(duì)氣流之間的夾角稱(chēng)為下洗角ε。下洗速度沿翼展分布第二章第頁(yè)110

不同平面形狀的機(jī)翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生第二章第頁(yè)111

有限展長(zhǎng)機(jī)翼與無(wú)限展長(zhǎng)機(jī)翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場(chǎng)，導(dǎo)致前者的總空氣動(dòng)力較后者更加后斜，即前者總空氣動(dòng)力沿飛行速度方向（即遠(yuǎn)前方相對(duì)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影響誘導(dǎo)阻力的因素第二章第頁(yè)112機(jī)翼平面形狀：橢圓形機(jī)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(yè)113低展弦比使翼尖渦變強(qiáng)，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(duì)誘導(dǎo)阻力的影響第二章第頁(yè)114展弦比對(duì)誘導(dǎo)阻力的影響機(jī)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(yè)115高展弦比飛機(jī)空速大小對(duì)誘導(dǎo)阻力大小的影響第二章第頁(yè)116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(yè)117翼梢小翼第二章第頁(yè)118翼梢小翼第二章第頁(yè)119翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力第二章第頁(yè)120翼梢小翼可以減小誘導(dǎo)阻力

翼梢小翼改變了機(jī)翼沿展向分布的翼載荷。第二章第頁(yè)121翼梢小翼可以減小總阻力阻力公式第二章第頁(yè)122—飛機(jī)的阻力系數(shù)—飛機(jī)的飛行動(dòng)壓—機(jī)翼的面積?；仡欁枇M成第二章第頁(yè)123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)阻力相關(guān)資料典型飛機(jī)阻力構(gòu)成阻力名稱(chēng)亞音速運(yùn)輸機(jī)超音速戰(zhàn)斗機(jī)單旋翼直升機(jī)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(yè)124第二章第頁(yè)125總空氣動(dòng)力

升力和阻力之和稱(chēng)為總空氣動(dòng)力。

飛行原理/CAFUC飛機(jī)和大氣的一般介紹人類(lèi)早期的飛行第一章第頁(yè)127萊特兄弟的飛行者(“flyer”)

，飛行距離120英尺，持續(xù)時(shí)間12秒。人類(lèi)早期的飛行第一章第頁(yè)128人類(lèi)早期的飛行第一章第頁(yè)129本章主要內(nèi)容第一章第頁(yè)1301.1

飛機(jī)的一般介紹1.2

飛機(jī)大氣環(huán)境的一般介紹飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC1.1

飛機(jī)的一般介紹第一章第頁(yè)132

飛機(jī)是目前最主要的飛行器。本節(jié)將簡(jiǎn)要介紹飛機(jī)的主要組成部分及其功用、操縱飛機(jī)的基本方法及機(jī)翼形狀等。第一章第頁(yè)1331.1.1

飛機(jī)的主要組成部分及其功用五大部分：機(jī)身,機(jī)翼,尾翼,起落裝置,動(dòng)力裝置。機(jī)翼機(jī)身動(dòng)力裝置起落裝置尾翼機(jī)身（Fuselage）第一章第頁(yè)134裝載機(jī)組、旅客、貨物和其它必須設(shè)備。將飛機(jī)的其他部分如尾翼、機(jī)翼、發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)結(jié)成一個(gè)整體。第一章第頁(yè)135駕駛艙(Cockpit)第一章第頁(yè)136機(jī)身（B747全貨機(jī)）機(jī)身（B747經(jīng)濟(jì)艙）第一章第頁(yè)137機(jī)身（B747上層商務(wù)艙）第一章第頁(yè)138機(jī)身（B747豪華艙）第一章第頁(yè)139第一章第頁(yè)140機(jī)身（A300Transporter）機(jī)身（A300Transporter）第一章第頁(yè)141機(jī)翼（Wings）第一章第頁(yè)142機(jī)翼產(chǎn)生升力。機(jī)翼在飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性中扮演重要角色，機(jī)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(jī)翼還用于安裝發(fā)動(dòng)機(jī)、起落架及其輪艙、油箱。機(jī)翼的分類(lèi)第一章第頁(yè)143上單翼下單翼中單翼機(jī)翼的分類(lèi)第一章第頁(yè)144單翼機(jī)、雙翼機(jī)、多翼機(jī)第一章第頁(yè)145B747機(jī)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)襟翼機(jī)翼（TB200）第一章第頁(yè)146機(jī)翼（B747）第一章第頁(yè)147機(jī)翼（B747在著陸進(jìn)近中）第一章第頁(yè)148尾翼（Empennage）第一章第頁(yè)149操縱飛機(jī)的俯仰和偏轉(zhuǎn)。是飛機(jī)穩(wěn)定性的重要組成部分。尾翼第一章第頁(yè)150V形尾翼T形尾翼常見(jiàn)布局尾翼尾翼的構(gòu)成第一章第頁(yè)151

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(dòng)的升降舵組成；垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可動(dòng)的方向舵組成。尾翼（TB200）第一章第頁(yè)152

若水平尾翼是整體活動(dòng)面，則稱(chēng)全動(dòng)平尾；升降舵的后緣的活動(dòng)面，稱(chēng)為配平片。起落裝置（LandingGear）第一章第頁(yè)153起落裝置用于飛機(jī)的起飛、著陸和滑行并支撐飛機(jī)。飛機(jī)的前輪可偏轉(zhuǎn)，用于地面滑行時(shí)控制方向。飛機(jī)的主輪上裝有各自獨(dú)立的剎車(chē)裝置。第一章第頁(yè)154A320前起落架第一章第頁(yè)155B747放下起落架起落裝置的分類(lèi)第一章第頁(yè)156起落裝置可分為前三點(diǎn)式、后三點(diǎn)式。起落裝置的分類(lèi)第一章第頁(yè)157起落裝置還可分為固定式、可收放式。起落裝置（水上飛機(jī)）第一章第頁(yè)158第一章第頁(yè)159水上飛機(jī)起落裝置（雪上飛機(jī)）第一章第頁(yè)160動(dòng)力裝置（PowerPlant）第一章第頁(yè)161產(chǎn)生拉力或推力。發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)的發(fā)電機(jī)為飛機(jī)用電設(shè)備提供電源，從發(fā)動(dòng)機(jī)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(yè)162動(dòng)力裝置的分類(lèi)活塞式渦輪式渦輪噴氣式第一章第頁(yè)163渦輪槳葉式渦輪風(fēng)扇式1.1.2飛機(jī)座艙基本儀表介紹第一章第頁(yè)164TB20座艙儀表小型飛機(jī)的六個(gè)基本儀表第一章第頁(yè)165AirspeedIndicator

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升降速度表不同飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀和地平儀第一章第頁(yè)166左轉(zhuǎn)彎右轉(zhuǎn)彎不同飛行狀態(tài)的轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀第一章第頁(yè)167小球好比汽車(chē)過(guò)彎時(shí)儀表臺(tái)上放置的眼鏡。BASICT（彩色）第一章第頁(yè)168老式駕駛艙（B17）第一章第頁(yè)169新式駕駛艙（B777）第一章第頁(yè)1701.1.3操縱飛機(jī)的基本方法第一章第頁(yè)1716自由度：3個(gè)空間位置，3個(gè)空間姿態(tài)3個(gè)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(gè)位置：縱向位移：油門(mén)側(cè)向位移：間接實(shí)現(xiàn)垂向位移：間接實(shí)現(xiàn)偏航控制俯仰控制滾轉(zhuǎn)控制油門(mén)控制飛機(jī)的操縱方法飛機(jī)的姿態(tài)控制第一章第頁(yè)172偏航控制滾轉(zhuǎn)控制俯仰控制駕駛艙的其他操縱（TB20）第一章第頁(yè)173發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)甚高頻導(dǎo)航接收機(jī)無(wú)線(xiàn)電測(cè)距儀第一章第頁(yè)174起落架收放手柄第一章第頁(yè)175渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)控制第一章第頁(yè)176噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)控制A380側(cè)位駕駛桿第一章第頁(yè)1771.1.4

機(jī)翼的形狀第一章第頁(yè)178機(jī)翼的剖面形狀(翼型)剖面形狀與平面形狀等第一章第頁(yè)179翼型參數(shù)翼弦中弧線(xiàn)相對(duì)厚度（厚弦比)，反映了翼型的厚薄程度。最大厚度位置相對(duì)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(zhǎng)翼弦中弧線(xiàn)上表面下表面機(jī)翼的平面形狀第一章第頁(yè)180橢圓形梯形后掠翼三角翼矩形機(jī)翼平面形狀參數(shù)第一章第頁(yè)181翼展展弦比梢根比后掠角翼根弦長(zhǎng)翼尖弦長(zhǎng)1/4弦線(xiàn)翼展后掠角翼弦典型飛機(jī)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(yè)182上反角下反角機(jī)翼沿橫軸方向與機(jī)身關(guān)系1.1.5

飛機(jī)的分類(lèi)第一章第頁(yè)183飛機(jī)審定（型號(hào)合格證）分類(lèi)（FAACategory）:正常類(lèi)Normal實(shí)用類(lèi)Utility特技類(lèi)Acrobatic通勤類(lèi)Commuter運(yùn)輸類(lèi)Transport限制類(lèi)Restricted限用類(lèi)Limited娛樂(lè)類(lèi)Provisional試驗(yàn)類(lèi)Experimental1.1.5

飛機(jī)的分類(lèi)第一章第頁(yè)184飛行員審定（駕駛執(zhí)照）分類(lèi)類(lèi)別Category：定翼機(jī)Airplane和旋翼機(jī)Rotorcraft。級(jí)別Class：?jiǎn)伟l(fā)陸地Single-EngineLand、多發(fā)陸地Multi-EngineLand、單發(fā)水上Single-EngineSea、多發(fā)水上Multi-EngineSea。型別Type：飛機(jī)的具體型號(hào)飛行原理/CAFUC

飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力

飛行原理/CAFUC2.4飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能第二章第頁(yè)187飛機(jī)的主要空氣動(dòng)力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空氣動(dòng)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2.4.1升力特性第二章第頁(yè)188升力系數(shù)的變化規(guī)律升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律第二章第頁(yè)189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(jìn)入失速區(qū)。煙風(fēng)洞翼型繞流實(shí)驗(yàn)第二章第頁(yè)190小迎角較大迎角大迎角第二章第頁(yè)191翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布翼型在不同迎角下的壓強(qiáng)分布第二章第頁(yè)192第二章第頁(yè)193壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第二章第頁(yè)194壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化升力特性參數(shù)第二章第頁(yè)195零升迎角第二章第頁(yè)196翼型在零升迎角下的壓強(qiáng)分布?jí)簭?qiáng)高于環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓壓強(qiáng)低于環(huán)境氣壓氣動(dòng)中心前半部分合力后半部分合力升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率第二章第頁(yè)197臨界迎角和最大升力系數(shù)第二章第頁(yè)198第二章第頁(yè)199相對(duì)厚度對(duì)升力特性的影響相對(duì)厚度增加

相對(duì)厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第二章第頁(yè)200翼型前緣半徑對(duì)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(yè)201展弦比對(duì)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(yè)202后掠翼對(duì)升力特性的影響平直機(jī)翼后掠翼

平直機(jī)翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線(xiàn)斜率越大，臨界迎角越小。第二章第頁(yè)203翼型前緣粗糙度對(duì)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。2.4.2阻力特性第二章第頁(yè)204

阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律第二章第頁(yè)205在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機(jī)阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。在接近或超過(guò)臨近迎角時(shí)，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機(jī)阻力主要為壓差阻力。第二章第頁(yè)206

阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)

飛機(jī)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(gè)值。第二章第頁(yè)207中小迎角時(shí)的阻力公式

在中小迎角時(shí)，阻力公式可以表示為：

A是誘導(dǎo)阻力因子，大小與機(jī)翼形狀有關(guān)。第二章第頁(yè)2082.4.3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(jī)的空氣動(dòng)力性能越好。第二章第頁(yè)209

升阻比曲線(xiàn)迎角臨界迎角最小阻力迎角升阻比隨迎角的變化規(guī)律第二章第頁(yè)210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(guò)臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。性質(zhì)角第二章第頁(yè)211性質(zhì)角是總空氣動(dòng)力與升力之間的夾角。性質(zhì)角越小，總空氣動(dòng)力向后傾斜越少，升阻比越大。2.4.4飛機(jī)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)212

極曲線(xiàn)將飛機(jī)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(lái)用一條曲線(xiàn)表示出來(lái)，以便于綜合衡量飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能。.

極曲線(xiàn)極曲線(xiàn)的深入理解第二章第頁(yè)213

從坐標(biāo)原點(diǎn)向曲線(xiàn)引切線(xiàn)，切點(diǎn)對(duì)應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。極曲線(xiàn)的深入理解第二章第頁(yè)214

從原點(diǎn)所引直線(xiàn)與極曲線(xiàn)交于兩點(diǎn)，則兩點(diǎn)的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。第二章第頁(yè)215螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)不同滑流狀態(tài)的極曲線(xiàn)第二章第頁(yè)216

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(xiàn)向右上偏移。第二章第頁(yè)217不同展弦比機(jī)翼的極曲線(xiàn)

展弦比越大，低速空氣動(dòng)力性能越好。第二章第頁(yè)218飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力性能曲線(xiàn)總結(jié)2.4.5地面效應(yīng)第二章第頁(yè)219

飛機(jī)在起飛和著陸貼近地面時(shí)，由于流過(guò)飛機(jī)的氣流受地面的影響，使飛機(jī)的空氣動(dòng)力和力矩發(fā)生變化。這種效應(yīng)稱(chēng)為地面效應(yīng)。第二章第頁(yè)220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(jī)脫離地面效應(yīng)區(qū)飛機(jī)處于地面效應(yīng)區(qū)第二章第頁(yè)221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）。

地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍第二章第頁(yè)222

飛機(jī)距地面高度在一個(gè)翼展以?xún)?nèi)，地面效應(yīng)對(duì)飛機(jī)有影響，距地面越近地面效應(yīng)越強(qiáng)。地效飛機(jī)第二章第頁(yè)223

地效飛機(jī)是介于船和普通飛機(jī)之間的新型水上快速交通工具。地效飛機(jī)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(yùn)輸，海情偵察，水上救生等?！靶→棥钡匦эw機(jī)速度可達(dá)556千米/小時(shí)第二章第頁(yè)224BerievBartiniVVA14地效飛行器地效飛機(jī)（我國(guó)的發(fā)展情況）第二章第頁(yè)225

我國(guó)科學(xué)家也早已關(guān)注到地效飛行器的研制，發(fā)起人便是原國(guó)家科委常務(wù)副主任、航天專(zhuān)家李緒鄂。1995年，他領(lǐng)導(dǎo)的中國(guó)科技開(kāi)發(fā)院聯(lián)合湖北水上飛機(jī)研究所、北京空氣動(dòng)力學(xué)研究所成立了中國(guó)地效飛行器開(kāi)發(fā)中心，經(jīng)過(guò)4年的努力，第一架中國(guó)的地效飛行器誕生了。飛行原理/CAFUC

飛機(jī)的低速空氣動(dòng)力

飛行原理/CAFUC2.5增升裝置的增升原理迎角與速度的關(guān)系第二章第頁(yè)228速度迎角

飛機(jī)的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時(shí)，只要求較小迎角，機(jī)翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時(shí)，則要求較大的迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持飛行。為什么要使用增升裝置第二章第頁(yè)229

用增大迎角的方法來(lái)增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機(jī)的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機(jī)在起飛和著陸時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機(jī)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(jī)的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機(jī)在起飛著陸階段的地面滑跑距離。第二章第頁(yè)230主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼2.5.1

前緣縫翼第二章第頁(yè)231

前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，在大迎角下打開(kāi)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(kāi)前緣縫翼，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼升力性能變差。前緣縫翼第二章第頁(yè)232

下翼面高壓氣流流過(guò)縫隙，貼近上翼面流動(dòng)。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(qiáng)差，減小升力系數(shù)。第二章第頁(yè)233前緣縫翼對(duì)壓強(qiáng)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)。2.5.2

后緣襟翼第二章第頁(yè)234分裂襟翼（TheSplitFlap）簡(jiǎn)單襟翼（ThePlainFlap）開(kāi)縫襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退開(kāi)縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時(shí)增大。因此，在起飛時(shí)放小角度襟翼，著陸時(shí)，放大角度襟翼。分裂襟翼（TheSplitFlap）第二章第頁(yè)235

分裂襟翼是一塊從機(jī)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。分裂襟翼（TheSplitFlap）第二章第頁(yè)236

放下分裂襟翼后，在機(jī)翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強(qiáng)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)。簡(jiǎn)單襟翼（ThePlainFlap）第二章第頁(yè)237

簡(jiǎn)單襟翼與副翼形狀相似。放下簡(jiǎn)單襟翼，增加機(jī)翼彎度，進(jìn)而增大上下翼面壓強(qiáng)差，增大升力系數(shù)。但是放簡(jiǎn)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。簡(jiǎn)單襟翼（ThePlainFlap）第二章第頁(yè)238

大迎角下放簡(jiǎn)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(dòng)力性能降低），臨界迎角降低。第二章第頁(yè)239TB200的簡(jiǎn)單襟翼開(kāi)縫襟翼（TheSlottedFlap）第二章第頁(yè)240

開(kāi)縫襟翼在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)進(jìn)行開(kāi)縫，和簡(jiǎn)單襟翼相比，可以進(jìn)一步延緩上表面氣流分離，增大機(jī)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(yè)241開(kāi)縫襟翼（TheSlottedFlap）下翼面氣流經(jīng)開(kāi)縫流向上翼面開(kāi)縫襟翼的流線(xiàn)譜后退襟翼（TheFowlerFlap）第二章第頁(yè)242

后退襟翼在簡(jiǎn)單襟翼的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。在下偏的同時(shí)向后滑動(dòng)，和簡(jiǎn)單襟翼相比，增大了機(jī)翼彎度也增加了機(jī)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。后退開(kāi)縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）第二章第頁(yè)243

后退開(kāi)縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開(kāi)縫式襟翼的共同特點(diǎn)，效果最好，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜。大型飛機(jī)普遍使用后退雙開(kāi)縫或三開(kāi)縫的形式。雙開(kāi)縫三開(kāi)縫第二章第頁(yè)244747的后退開(kāi)縫襟翼2.5.3

前緣襟翼第二章第頁(yè)245

前緣襟翼位于機(jī)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(jī)和超音速飛機(jī)。第二章第頁(yè)246B737-800的前緣襟翼第二章第頁(yè)247增升裝置的原理總結(jié)增升裝置的原理總結(jié)第二章第頁(yè)248

增升裝置主要是通過(guò)三個(gè)方面實(shí)現(xiàn)增升：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。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。第二章第頁(yè)249本章小結(jié)飛行原理/CAFUC連續(xù)性定理、伯努利定理機(jī)翼的壓力分布附面層分離的原因及分離點(diǎn)移動(dòng)的規(guī)律壓差阻力升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比增升裝置的增升原理。后緣襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼對(duì)氣動(dòng)性能影響

螺旋槳的空氣動(dòng)力

第三章第頁(yè)251

螺旋槳的拉力是活塞式飛機(jī)和渦輪螺旋槳飛機(jī)前進(jìn)的動(dòng)力。螺旋槳運(yùn)作好壞直接影響拉力大小，而拉力大小又關(guān)系到飛機(jī)的飛行性能。本章著重分析螺旋槳空氣動(dòng)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(wèn)題。3.1

螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.1.1螺旋槳簡(jiǎn)介第三章第頁(yè)253槳葉槳轂變距機(jī)構(gòu)槳尖槳根后緣前緣螺旋槳的組成槳葉平面形狀第三章第頁(yè)254

槳葉的平面形狀很多，使用較多的有三種：第三章第頁(yè)255槳葉基本參數(shù)Rr螺旋槳直徑D螺旋槳半徑R剖面半徑

r相對(duì)半徑r/R槳弦b第三章第頁(yè)256αγφ槳弦相對(duì)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(duì)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)定距螺旋槳與變距螺旋槳第三章第頁(yè)257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?，F(xiàn)代飛機(jī)普遍使用自動(dòng)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(yè)258TB200螺旋槳外觀Seminole螺旋槳外觀第三章第頁(yè)259第三章第頁(yè)2603.1.2螺旋槳的運(yùn)動(dòng)

飛行中，螺旋槳是一面旋轉(zhuǎn)一面前進(jìn)的。螺旋槳剖面具有兩個(gè)速度：一個(gè)是前進(jìn)速度v,一個(gè)是圓周速度（切向速度）u。

右圖為槳葉切面上某一點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)軌跡相對(duì)進(jìn)距λ第三章第頁(yè)261第三章第頁(yè)262槳葉迎角α隨槳葉角φ的變化為常數(shù)時(shí)為常數(shù)時(shí)槳葉迎角α隨飛行速度v的變化第三章第頁(yè)263

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。槳葉迎角α隨切向速度u的變化第三章第頁(yè)264

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。螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)第三章第頁(yè)265

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(méi)有進(jìn)行幾何扭轉(zhuǎn)的螺旋槳工作時(shí)的情況。第三章第頁(yè)266螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)示意圖第三章第頁(yè)267螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)的效果

下圖為進(jìn)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TB200螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)第三章第頁(yè)268第三章第頁(yè)2693.1.3

螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生葉素的空氣動(dòng)力CR葉素的空氣動(dòng)力系數(shù)ds葉素的面積第三章第頁(yè)270槳葉的空氣動(dòng)力及其分布旋轉(zhuǎn)阻力矩第三章第頁(yè)271

螺旋槳各槳葉旋轉(zhuǎn)阻力的作用點(diǎn)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(dòng)機(jī)輸出的旋轉(zhuǎn)力矩M扭來(lái)平衡。M阻>M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速將會(huì)降低M扭<M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速將會(huì)增加M扭=M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速不變第三章第頁(yè)272飛行中螺旋槳所受力分析離心力阻力矩致彎曲力拉力本章主要內(nèi)容第三章第頁(yè)2733.1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3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化第三章第頁(yè)2753.2螺旋槳拉力在飛行中的變化

螺旋槳的拉力是總空氣動(dòng)力的一個(gè)分力，拉力的大小不僅取決于總空氣動(dòng)力的大小，還取決于總空氣動(dòng)力的方向。總空氣動(dòng)力大小總空氣動(dòng)力方向槳葉迎角α槳葉切面合速度w合速度的方向性質(zhì)角θ拉力大小3.2.1螺旋槳的變距第三章第頁(yè)276變距機(jī)構(gòu)的分類(lèi)人工變距機(jī)構(gòu)，以變距桿為代表自動(dòng)變距機(jī)構(gòu)，以調(diào)速器為代表變距的目的

人工變距，通過(guò)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(dòng)變距，通過(guò)調(diào)速器自動(dòng)調(diào)整槳葉角的大小，保持轉(zhuǎn)速恒定不變。第三章第頁(yè)277變距機(jī)構(gòu)第三章第頁(yè)278不同工況下的操作油門(mén)桿變距桿混合比桿3.2.2螺旋槳拉力隨飛行速度的變化第三章第頁(yè)279

飛行速度增大，使得相對(duì)氣流方向越發(fā)偏離旋轉(zhuǎn)面，因此槳葉總空氣動(dòng)力R的方向也更加偏離槳軸。螺旋槳飛機(jī)拉力隨速度變化曲線(xiàn)第三章第頁(yè)280螺旋槳拉力隨速度的增大而逐步減小。第三章第頁(yè)2813.2.3螺旋槳拉力隨油門(mén)位置的變化

油門(mén)增加，螺旋槳轉(zhuǎn)速增大。調(diào)速器為了保持轉(zhuǎn)速，自動(dòng)增大槳葉角。因此槳葉總空氣動(dòng)力R增大。螺旋槳飛機(jī)不同油門(mén)位置下的拉力曲線(xiàn)第三章第頁(yè)282螺旋槳的拉力隨油門(mén)的增大而逐步減小。3.2.4螺旋槳拉力隨飛行高度的變化第三章第頁(yè)283

對(duì)于安裝自然吸氣式活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的螺旋槳的拉力隨高度的增大而減小。第三章第頁(yè)2843.2.5螺旋槳拉力隨氣溫的變化螺旋槳的拉力隨溫度的增加而減小。3.2.6螺旋槳的負(fù)拉力第三章第頁(yè)285產(chǎn)生負(fù)拉力的幾種情況：飛行速度過(guò)大，產(chǎn)生負(fù)拉力。油門(mén)過(guò)小，產(chǎn)生負(fù)拉力。發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車(chē),產(chǎn)生負(fù)拉力。飛行速度過(guò)大時(shí)負(fù)拉力的產(chǎn)生第三章第頁(yè)286

飛行速度增大，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會(huì)自動(dòng)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(dòng)力R逐漸向旋轉(zhuǎn)面靠攏。油門(mén)過(guò)小時(shí)負(fù)拉力的產(chǎn)生第三章第頁(yè)287

油門(mén)減小，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會(huì)自動(dòng)減小槳葉角。但由于入流角短時(shí)間內(nèi)保持不變，槳葉迎角逐漸減小，甚至成為負(fù)迎角。發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車(chē)時(shí)負(fù)拉力的產(chǎn)生第三章第頁(yè)288

發(fā)動(dòng)機(jī)空中停車(chē)，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會(huì)自動(dòng)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(dòng)力R指向斜后方。第三章第頁(yè)289空中停車(chē)后螺旋槳的自轉(zhuǎn)（風(fēng)車(chē)狀態(tài)）相對(duì)氣流飛行阻力總空氣動(dòng)力旋轉(zhuǎn)力第三章第頁(yè)290順槳機(jī)構(gòu)

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(dòng)機(jī)的磨損，消除負(fù)拉力，減小阻力。相對(duì)氣流槳弦第三章第頁(yè)291順槳的過(guò)程第三章第頁(yè)292順槳完成第三章第頁(yè)293不同槳葉角下螺旋槳阻力風(fēng)車(chē)狀態(tài)下螺旋槳阻力很大。本章主要內(nèi)容第三章第頁(yè)2943.1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3.3螺旋槳的有效功率和效率第三章第頁(yè)296螺旋槳有效功率是影響螺旋槳飛機(jī)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(duì)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。3.3.1螺旋槳的有效功率第三章第頁(yè)297

螺旋槳產(chǎn)生拉力，拉著飛機(jī)前進(jìn)，對(duì)飛機(jī)做功。每秒鐘內(nèi)螺旋槳對(duì)飛機(jī)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/秒螺旋槳的有效功率隨飛行速度的變化第三章第頁(yè)298小于某一飛行速度時(shí)，螺旋槳有效功率隨速度增大而增大。大于某一飛行速度時(shí)，螺旋槳有效功率隨速度增大而減小。螺旋槳的有效功率隨不同油門(mén)位置的變化第三章第頁(yè)299

飛行高度和轉(zhuǎn)速均不變的情況下，油門(mén)位置越大，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率越大，螺旋槳有效功率隨之增大。螺旋槳的有效功率隨不同高度的變化第三章第頁(yè)300注：吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)與增壓式發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理不同，受高度變化的影響也有不同。

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

超過(guò)額定高度，隨著高度增加，發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率減小，螺旋槳有效功率也減小。獲得螺旋槳最大有效功率的方法第三章第頁(yè)301

對(duì)于活塞式螺旋槳飛機(jī)，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(mén)的同時(shí)應(yīng)當(dāng)前推變距桿增大轉(zhuǎn)速。3.3.2螺旋槳的效率第三章第頁(yè)302

螺旋槳的有效功率與發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率之比，定義為螺旋槳的效率η螺旋槳的效率η與相對(duì)進(jìn)距λ的關(guān)系第三章第頁(yè)303

在固定槳葉角的情況下，螺旋槳的效率在某一固定相對(duì)進(jìn)距下達(dá)到最大。螺旋槳的效率η與槳葉角φ的關(guān)系第三章第頁(yè)304相對(duì)進(jìn)矩越大，對(duì)應(yīng)較高效率的槳葉角也越大。第三章第頁(yè)305獲得螺旋槳最大效率的方法

活塞式變距螺旋槳飛機(jī)，在使用額定轉(zhuǎn)速和額定油門(mén)做大速度平飛時(shí)，螺旋槳效率最高。

在飛行速度減小時(shí)，收小油門(mén)、減小進(jìn)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(shí)，加大油門(mén)、增大進(jìn)氣壓力、前推變距桿增大轉(zhuǎn)速，以保持螺旋槳效率。本章主要內(nèi)容第三章第頁(yè)3063.1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3.4螺旋槳的副作用第三章第頁(yè)308螺旋槳在工作中，一方面產(chǎn)生拉力，提供飛機(jī)的前進(jìn)動(dòng)力；另一方面還會(huì)產(chǎn)生一些對(duì)飛行不利的副作用。進(jìn)動(dòng)反作用力矩滑流扭轉(zhuǎn)作用第三章第頁(yè)3093.4.1螺旋槳的進(jìn)動(dòng)

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(shí)，螺旋槳并不完全繞與操縱力矩方向平行的軸轉(zhuǎn)動(dòng)，還要繞另一個(gè)軸偏轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象叫做進(jìn)動(dòng)。縱軸豎軸橫軸機(jī)頭上仰向右進(jìn)動(dòng)螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向反作用力矩方向第三章第頁(yè)310進(jìn)動(dòng)的產(chǎn)生機(jī)理螺旋槳進(jìn)動(dòng)的產(chǎn)生第三章第頁(yè)311

當(dāng)機(jī)頭上仰時(shí)，轉(zhuǎn)動(dòng)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(dòng)的過(guò)程中，該加速度的影響仍然存在。進(jìn)動(dòng)方向的判斷方法第三章第頁(yè)312通過(guò)繪圖判斷右轉(zhuǎn)螺旋槳的方向通過(guò)右手判斷右轉(zhuǎn)螺旋槳的方向方法一：方法二：機(jī)頭轉(zhuǎn)動(dòng)方向進(jìn)動(dòng)方向第三章第頁(yè)313

后三點(diǎn)式螺旋槳飛機(jī)，在起飛滑跑抬尾輪時(shí)，受進(jìn)動(dòng)的影響較為明顯。進(jìn)動(dòng)的影響舉例：進(jìn)動(dòng)的影響第三章第頁(yè)314

后三點(diǎn)式螺旋槳飛機(jī)，在起飛滑跑階段，受進(jìn)動(dòng)的影響較為明顯。第三章第頁(yè)3153.4.2螺旋槳的反作用力矩

右轉(zhuǎn)螺旋槳飛機(jī)，在反作用力矩作用下，會(huì)向左傾斜。第三章第頁(yè)316在空中飛行時(shí)，反作用力矩有使飛機(jī)帶坡度的趨勢(shì)。加油門(mén)，槳葉空氣動(dòng)力增大，反作用力矩隨之增大。減油門(mén)，槳葉空氣動(dòng)力減小，反作用力矩隨之減小。反作用力矩對(duì)空中飛行的影響螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)方向反作用力矩方向反作用力矩對(duì)地面滑跑的影響第三章第頁(yè)317

在地面滑跑時(shí)，反作用力矩的作用使左右兩側(cè)機(jī)輪對(duì)地面的壓力不均，受到的摩擦阻力不同，使得機(jī)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(yè)3183.4.3螺旋槳的滑流扭轉(zhuǎn)作用受螺旋槳作用，向后加速和扭轉(zhuǎn)的氣流叫螺旋槳滑流。第三章第頁(yè)319螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)的扭轉(zhuǎn)作用

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

飛行速度越大，舵面效應(yīng)越強(qiáng)，偏轉(zhuǎn)力矩越大。加油門(mén)時(shí)滑流對(duì)俯仰平衡的影響第三章第頁(yè)320油門(mén)增加滑流速度增加偏轉(zhuǎn)力矩增加附加空氣動(dòng)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(yè)321收油門(mén)時(shí)飛機(jī)會(huì)下俯C130的螺旋槳滑流第三章第頁(yè)322第三章第頁(yè)323本章小結(jié)拉力的變化規(guī)律螺旋槳副作用

飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定性與操縱性

第四章第頁(yè)325

飛機(jī)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(jī)的平衡、穩(wěn)定性和操縱性是闡述飛機(jī)在力和力矩的作用下，飛機(jī)狀態(tài)的保持和改變的基本原理。4.1飛機(jī)的平衡第四章第頁(yè)3274.1.1飛機(jī)的坐標(biāo)軸和重心機(jī)體軸第四章第頁(yè)328橫軸縱軸立軸俯仰滾轉(zhuǎn)偏轉(zhuǎn)機(jī)體軸及對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)動(dòng)繞橫軸（OZ軸）的轉(zhuǎn)動(dòng)稱(chēng)為俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)

第四章第頁(yè)329注：角速度和力矩均按右手螺旋法則判定正負(fù)

繞立軸（OY軸）的轉(zhuǎn)動(dòng)稱(chēng)為偏轉(zhuǎn)

第四章第頁(yè)330繞縱軸（OX軸）的轉(zhuǎn)動(dòng)稱(chēng)為滾轉(zhuǎn)第四章第頁(yè)331第四章第頁(yè)332重心（CenterofGravity）

飛機(jī)各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，叫飛機(jī)的重力。飛機(jī)重力的著力點(diǎn)叫做飛機(jī)重心。第四章第頁(yè)333重心CG

飛機(jī)在空中的運(yùn)動(dòng)，總可分解成飛機(jī)各部分隨飛機(jī)重心一起的移動(dòng)和飛機(jī)各部分繞重心的轉(zhuǎn)動(dòng)。重心（CenterofGravity）第四章第頁(yè)334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(lái)表示。第四章第頁(yè)335平均空氣動(dòng)力弦（MAC）

假想的矩形翼的面積、空氣動(dòng)力及俯仰特性與原機(jī)翼相同。第四章第頁(yè)336幾何中心標(biāo)準(zhǔn)平均弦（SMC）平均空氣動(dòng)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(lái)表示。

標(biāo)準(zhǔn)平均弦等于機(jī)翼面積與翼展的比值。第四章第頁(yè)337

飛機(jī)的平衡包括作用力平衡和力矩平衡兩個(gè)方面。本節(jié)只分析各力矩的平衡。飛機(jī)的平衡相對(duì)橫軸(OZ軸)——俯仰平衡相對(duì)橫軸(OY軸)——方向平衡相對(duì)橫軸(OX軸)——橫側(cè)平衡第四章第頁(yè)3384.1.2飛機(jī)的俯仰平衡

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，迎角不變。第四章第頁(yè)339CPCG俯仰力矩主要有:機(jī)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(yè)340

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

一般情況下機(jī)翼產(chǎn)生下俯力矩。但當(dāng)重心后移較多且迎角有很大時(shí)，則可能產(chǎn)生上仰力矩。機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩第四章第頁(yè)341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(shí)，也可能會(huì)產(chǎn)生下俯力矩。第四章第頁(yè)342

水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩取決于機(jī)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(yè)343

螺旋槳的拉力或發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，其作用線(xiàn)若不通過(guò)飛機(jī)重心，也會(huì)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(yè)344獲得俯仰平衡的條件：第四章第頁(yè)3454.1.3飛機(jī)的方向平衡

飛機(jī)的方向平衡是指作用于飛機(jī)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(yè)346側(cè)滑是指相對(duì)氣流方向與飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面不一致的飛行狀態(tài)。第四章第頁(yè)347偏轉(zhuǎn)力矩主要有:兩翼阻力對(duì)重心產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩垂尾側(cè)力對(duì)重心產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩雙發(fā)或多發(fā)飛機(jī)拉力產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)力矩第四章第頁(yè)348獲得方向平衡的條件：第四章第頁(yè)3494.1.4飛機(jī)的橫側(cè)平衡

飛機(jī)的橫側(cè)平衡是指作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零，坡度不變。第四章第頁(yè)350滾轉(zhuǎn)力矩主要有:兩翼升力對(duì)重心產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩螺旋槳反作用力矩對(duì)重心產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩第四章第頁(yè)351獲得橫側(cè)平衡的條件：第四章第頁(yè)3524.1.5影響飛機(jī)平衡的主要因素

●加減油門(mén)

●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(yè)353加減油門(mén)

加減油門(mén)不僅直接影響拉力或推力力矩的大小，還會(huì)影響到機(jī)翼和尾翼力矩的大小。第四章第頁(yè)354襟翼收放

放襟翼機(jī)翼升力增大，同時(shí)升力作用點(diǎn)（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(yè)355起落架收放

一方面導(dǎo)致飛機(jī)重心移動(dòng)；另一方面，起落架附加阻力變化會(huì)引起俯仰力矩變化。第四章第頁(yè)356重心位置變化

重心移動(dòng)對(duì)機(jī)翼的俯仰力矩影響較大。第四章第頁(yè)357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(lái)平衡俯仰力矩以保持俯仰平衡。第四章第頁(yè)358

一邊機(jī)翼變形導(dǎo)致兩側(cè)阻力不同、兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)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(lái)平衡偏轉(zhuǎn)力矩以保持方向平衡。第四章第頁(yè)359

一邊機(jī)翼變形導(dǎo)致兩側(cè)升力不同、油門(mén)改變和重心移動(dòng)等。影響飛機(jī)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(lái)平衡滾轉(zhuǎn)力矩以保持橫側(cè)平衡。本章主要內(nèi)容第四章第頁(yè)3604.1飛機(jī)的平衡4.2飛機(jī)的穩(wěn)定性4.3飛機(jī)的操縱性4.2

飛機(jī)的穩(wěn)定性第四章第頁(yè)362

飛機(jī)的穩(wěn)定性是指，飛機(jī)受擾偏離原平衡狀態(tài)，偏離后飛機(jī)能自動(dòng)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(yè)3634.2.1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(dòng)過(guò)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?yàn)槠涫艿椒€(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(gè)力矩的共同作用下，最終回到原平衡狀態(tài)。第四章第頁(yè)364

物體受擾后的運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，自動(dòng)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(yùn)動(dòng)方向相反的力矩，稱(chēng)為阻尼力矩。

物體受擾偏離原平衡狀態(tài)后，自動(dòng)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(chēng)為穩(wěn)定力矩。