航概02飛行環(huán)境及飛行原理

主講人：韓非非航空概論2.1飛行環(huán)境2.2流動氣體的基本規(guī)律2.3飛機(jī)上的空氣動力作用及原理2.4高速飛行的特點(diǎn)2.5飛機(jī)的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.6直升機(jī)的飛行原理第2章飛行環(huán)境及飛行原理2.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境對飛行器的結(jié)構(gòu)、材料、機(jī)載設(shè)備和飛行性能都有著非常重要的影響。飛行環(huán)境包括大氣飛行環(huán)境和空間飛行環(huán)境。2.1.1大氣環(huán)境根據(jù)大氣中溫度隨高度的變化可將大氣層劃分為對流層、平流層、中間層、熱層和散逸層。航空器的飛行環(huán)境是對流層和平流層。1.對流層大氣中最低的一層，特點(diǎn)是其溫度隨高度增加而逐漸降低，空氣對流運(yùn)動極為明顯。對流層的厚度隨緯度和季節(jié)而變化。（0～18公里）2.平流層位于對流層的上面，特點(diǎn)是該層中的大氣主要是水平方向流動，沒有上下對流，能見度較好。（18～50公里）平流層的氣溫分布特征同它受地面影響較小和存在大量臭氧有關(guān)。3.中間層在該層內(nèi)，氣溫隨高度升高而下降，且空氣有相當(dāng)強(qiáng)烈的鉛垂方向的運(yùn)動。（50～

80公里）4.熱層該層空氣密度極小，由于空氣直接受到太陽短波輻射，空氣處于高度電離狀態(tài)，溫度隨高度增加而上升。（80～800公里）5.散逸層散逸層是大氣層的最外層。在此層內(nèi)，空氣極其稀薄，又遠(yuǎn)離地面，受地球引力很小，因而大氣分子不斷向星際空間逃逸。（800～2000、3000公里）2.1.2空間環(huán)境

空間飛行環(huán)境包括自然環(huán)境和誘導(dǎo)環(huán)境。誘導(dǎo)環(huán)境指航天器或某些系統(tǒng)工作時誘發(fā)的環(huán)境，如失重、振動、沖擊等。空間飛行環(huán)境主要是指真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子和微流星體等所形成的飛行環(huán)境。地球空間環(huán)境包括地球高層大氣環(huán)境、電離層環(huán)境和磁環(huán)境。從距離地表600km~1000km向外空間延伸，有一個磁層，磁層中存在著密集的高能帶電粒子輻射帶，稱“范艾倫輻射帶”，可引起航天器材料、器件和人體輻射損傷。行星際空間是一個真空度極高的環(huán)境，存在著太陽連續(xù)發(fā)射的電磁輻射、爆發(fā)性的高能粒子輻射和穩(wěn)定的等離子體流（太陽風(fēng)）?？臻g飛行器處于地球磁場之外，因此容易受到太陽風(fēng)等因素的影響。這里的環(huán)境除了主要受到太陽活動的影響外，還受來自銀河系的宇宙線和微流星體等的影響。2.1.3國際標(biāo)準(zhǔn)大氣

為了準(zhǔn)確描述飛行器的飛行性能，必須建立一個統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)，即標(biāo)準(zhǔn)大氣。國際標(biāo)準(zhǔn)大氣，是由國際性組織頒布的一種“模式大氣”。它依據(jù)實(shí)測資料，用簡化方程近似地表示大氣溫度、密度和壓強(qiáng)等參數(shù)的平均鉛垂分布，并將計(jì)算結(jié)果排列成表，形成國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表。大氣被看成完全氣體，服從氣體的狀態(tài)方程；以海平面的高度為零高度。在海平面上，大氣的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)為：氣溫為15℃，壓強(qiáng)為一個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，密度：1.225kg/m3，聲速為341m/s。2.1.4大氣的物理性質(zhì)1.大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程大氣的狀態(tài)參數(shù)包括壓強(qiáng)P、溫度T和密度p這三個參數(shù)。它們之間的關(guān)系可以用氣體狀態(tài)方程表示， 即R是大氣氣體常數(shù)，287.05J/kg·K。大氣狀態(tài)參數(shù)隨飛行高度變化而變化，不僅對作用在飛機(jī)上的空氣動力的大小有影響，還對發(fā)動機(jī)的推力大小有影響。2.連續(xù)性飛行器在空氣介質(zhì)中運(yùn)動時，飛行器的外形尺寸遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于氣體分子的自由行程故在研究飛行器和大氣之間的相對運(yùn)動時，氣體分子之間的距離完全可以忽略不計(jì)，即把氣體看成是連續(xù)的介質(zhì)。這就是在空氣動力學(xué)研究中常說的連續(xù)性假設(shè)。在航天器的飛行環(huán)境中，大氣就不能看成是連續(xù)介質(zhì)了。3.粘性

大氣的粘性力是相鄰大氣層之間相互運(yùn)動時產(chǎn)生的牽扯作用力，即大氣相鄰流動層間出現(xiàn)滑動時產(chǎn)生的摩擦力，也稱大氣的內(nèi)摩擦力。不同流體的粘性不同，流體的粘性可以用內(nèi)摩擦系數(shù)來衡量，空氣內(nèi)摩擦系數(shù)的僅為水的1.81%。流體的粘性和溫度有一定關(guān)系，隨流體溫度的升高，氣體粘性增加，而液體的粘性則減小。4.可壓縮性

流體可壓縮性是指流體的壓強(qiáng)改變時其密度和體積也改變的性質(zhì)。當(dāng)氣流速度較小時，壓強(qiáng)和密度變化很小，可以不考慮大氣可壓縮性的影響。當(dāng)大氣流動的速度較高時，壓強(qiáng)和速度的變化很明顯，就必須考慮大氣可壓縮性。5.聲速聲速是指聲波在物體中傳播的速度。聲波是一個振動的聲源在介質(zhì)中傳播時產(chǎn)生的疏密波。飛機(jī)或物體在空氣中運(yùn)動時，在圍繞它的空氣中也會產(chǎn)生一直振動著的疏密波，這種疏密波在物理本質(zhì)上和聲波是一樣的。聲速的大小和傳播介質(zhì)有關(guān)。在水中的聲速大約為1440米/秒；而在海平面標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下，在空氣中的聲速僅為341米/秒。由此可知：介質(zhì)的可壓縮性越大，聲速越?。ㄈ缈諝猓唤橘|(zhì)的可壓縮性越小，聲速越大（如水）聲速不但和介質(zhì)有關(guān)，而且在同一介質(zhì)中，也隨溫度的變化而變化。6.馬赫數(shù)聲速越大，空氣越難壓縮；飛行速度越大，空氣被壓縮的越厲害。馬赫數(shù)Ma的定義為飛行器飛行速度越大，Ma就越大，飛行器前面的空氣就壓縮得越厲害。因此，Ma的大小可作為判斷空氣受到壓縮程度的指標(biāo)。Ma與飛行器飛行速度的關(guān)系Ma<0.4,為低速飛行；（空氣不可壓縮）0.4<Ma<0.85,為亞聲速飛行；0.85<Ma<1.3,為跨聲速飛行；（出現(xiàn)激波）1.3<Ma<5.0,為超聲速飛行；Ma>5.0，為高超聲速飛行。2.2流動氣體的基本規(guī)律流體在流動過程中其物理參數(shù)（如速度、壓力、溫度和密度等）都會發(fā)生變化，它們在變化過程中必須遵循基本的物理定律：如質(zhì)量守恒定律、能量守恒定律、牛頓第二和第三定律等。對于氣體來說，氣流流過物體時其物理量的變化規(guī)律與作用在物體上的空氣動力有密切的關(guān)系2.2.1相對運(yùn)動原理

飛機(jī)以一定速度作水平直線飛行時，作用在飛機(jī)上的空氣動力與遠(yuǎn)前方空氣以該速度流向靜止不動的飛機(jī)時所產(chǎn)生的空氣動力效果完全一樣。2.2.2流體流動的連續(xù)性定理

取橫截面1，2，3，假設(shè)在流管中流動的流體質(zhì)量既不會穿越流管流出，也不會有其它流體質(zhì)量穿越流面流入，則通過流管各截面的質(zhì)量流量必須相等。在單位時間內(nèi)，流過變截面管道中任意截面處的氣體質(zhì)量都應(yīng)相等，即該式稱為可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程。當(dāng)氣體以低速流動時，可以認(rèn)為氣體是不可壓縮的，即密度保持不變。則上式可以寫成該式稱為不可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程。它表述了流體的流速與流管截面積之間的關(guān)系。也就是說在截面積小的地方流速大。例如在河道窄的地方，水流得比較快；而在河道寬的地方，水流得比較慢。2.2.3伯努利定理

伯努利定理是能量守恒定律在流體流動中的應(yīng)用。伯努利定理是描述流體在流動過程中流體壓強(qiáng)和流速之間關(guān)系的流動規(guī)律。在管道中穩(wěn)定流動的不可壓縮理想流體，在管道各處的流體動壓和靜壓之和應(yīng)始終保持不變即：靜壓+動壓=總壓=常數(shù)如果用P代表靜壓，0.5pv2代表動壓，則任意截面處都有上式就是不可壓縮流體的伯努利方程，它表示流速與靜壓之間的關(guān)系，即流體流速增加，流體靜壓將減??；反之，流動速度減小，流體靜壓將增加。2.2.4低速氣流的流動特點(diǎn)

當(dāng)管道收縮時,氣流速度將增加，v2>v1，壓力將減小，P2<P1；當(dāng)管道擴(kuò)張時,氣流速度將減小，v2<v1，壓力將增加，P2>P1

。2.2.5高速氣流的流動特點(diǎn)

在低速飛行中，機(jī)翼周圍的空氣由于壓力變化所引起的空氣密度變化量很小。而在高速飛行中，氣流速度變化所引起的空氣密度變化，會引起空氣動力發(fā)生很大的變化，甚至?xí)鹂諝饬鲃右?guī)律的改變。隨著氣流速度的增加，當(dāng)其接近和大于聲速時，氣流受到強(qiáng)烈的壓縮，壓力、密度和溫度都會發(fā)生顯著的變化，氣流流動特性會出現(xiàn)一些與低速氣流不同的質(zhì)的差別。超音速氣流在變截面管道中的流動情況，與低速氣流相反。收縮管道將使超音速氣流減速、增壓；而擴(kuò)張形管道將使超音速氣流增速、減壓。氣流Ma0.20.40.60.811.21.41.6流速增加的百分比1空氣密度變化的百分比-0.04-0.16-0.36-0.64-1-1.44-1.96-2.56流管截面變化百分比-0.96-0.84-0.64-0.3600.440.961.56氣流速度的變化與密度變化關(guān)系要使氣流由亞聲速加速成超聲速，除了沿氣流流動方向有一定的壓力差外，還應(yīng)具有一定的管道形狀，這就是先收縮后擴(kuò)張的拉瓦爾噴管形狀。2.3飛機(jī)上的空氣動力作用及原理飛機(jī)之所以能在空氣中飛行，最基本的條件是，當(dāng)它在空中飛行時必須產(chǎn)生一種能克服飛機(jī)自身重力并將它托舉在空中的力。作用在飛機(jī)上的空氣動力包括升力和阻力兩部分。升力主要靠機(jī)翼來產(chǎn)生，并用來克服飛機(jī)自身的重力。而阻力要靠發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力來平衡，這樣才能保證飛機(jī)在空中水平等速直線飛行。2.3.1平板上的空氣動力

壓差阻力氣流分離2.3.2機(jī)翼升力和增升裝置

“翼剖面”，也稱“翼型”，是指沿平行于飛機(jī)對稱平面的切平面切割機(jī)翼所得到的剖面。翼型最前端的一點(diǎn)叫“前緣”，最后端的一點(diǎn)叫“后緣”。前緣和后緣之間的連線叫翼弦。翼弦與相對氣流速度之間的夾角叫迎角。1.升力的產(chǎn)生由于翼型作用，當(dāng)氣流流過翼面時，流動通道變窄，氣流速度增大，壓強(qiáng)降低；相反下翼面處流動通道變寬，氣流速度減小，壓強(qiáng)增大。上下翼面之間形成了一個壓強(qiáng)差，從而產(chǎn)生了一個向上的升力。2.影響飛機(jī)升力的因素1）機(jī)翼面積的影響機(jī)翼面積越大，則產(chǎn)生的升力就越大。2）相對速度的影響相對速度越大，機(jī)翼產(chǎn)生的升力就越大。升力與相對速度的平方成正比。3）空氣密度的影響空氣密度越大，升力也就越大，反之當(dāng)空氣稀薄時，升力就變小了。4）機(jī)翼剖面形狀和迎角的影響不同的剖面和不同的迎角，會使機(jī)翼周圍的氣流流動狀態(tài)（包括流速和壓強(qiáng)）等發(fā)生變化，因而導(dǎo)致升力的改變。翼型和迎角對升力的影響可以通過升力系數(shù)Cy表現(xiàn)出來。在一定迎角范圍內(nèi)，隨著迎角的增大，升力也會隨之增大。當(dāng)迎角超出此范圍而繼續(xù)增大時，則會產(chǎn)生失速現(xiàn)象。失速指的是隨著迎角的增大，升力也隨之增大，但當(dāng)迎角增大到一定程度時，氣流會從機(jī)翼前緣開始分離，尾部出現(xiàn)很大的渦流區(qū)，使升力突然下降，阻力迅速增大。失速剛剛出現(xiàn)時的迎角稱為“臨界迎角”?？偨Y(jié)以上各因素的影響，升力的公式可寫成：3.增升裝置“增升裝置”，可以使飛機(jī)在盡可能小的速度下產(chǎn)生足夠的升力，提高飛機(jī)的起飛和著陸性能。增升原則1）改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度；2）增大機(jī)翼面積；3）改變氣流的流動狀態(tài)，控制機(jī)翼上的附面層，延緩氣流分離。飛機(jī)的增升裝置通常安裝在機(jī)翼的前緣和后緣位置。安裝在機(jī)翼后緣的增升裝置叫后緣襟翼。最簡單的襟翼，靠增大翼型彎度來增大升力。富勒式襟翼，有三重增升效果：增加了機(jī)翼彎度；增大了機(jī)翼面積；由于開縫的作用，使下翼面的高壓氣流以高速流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，延緩了氣流分離，起到了增升作用。雙縫式襟翼，襟翼打開時，兩個子翼一邊向后偏轉(zhuǎn)，一邊向后延伸，同時，兩個子翼還形成兩道縫隙，它同樣具有后退開縫式襟翼的三重增升效果。前緣襟翼AMX雙座型戰(zhàn)機(jī)的雙縫襟翼2.3.3飛機(jī)阻力的產(chǎn)生及減阻措施

飛機(jī)在飛行時，不但機(jī)翼上會產(chǎn)生阻力，飛機(jī)的其他部件如機(jī)身、尾翼、起落架等都會產(chǎn)生阻力，機(jī)翼阻力只是飛機(jī)總阻力的一部分。低速飛機(jī)上的阻力按其產(chǎn)生的原因不同可分為：摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力、干擾阻力等。

1.摩擦阻力摩擦阻力是由于大氣的粘性而產(chǎn)生的。當(dāng)氣流以一定速度流過飛機(jī)表面時，由于氣流的粘性作用，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動，因此產(chǎn)生了摩擦阻力。摩擦阻力的大小取決于空氣的粘性、飛機(jī)表面的粗糙程度、附面層中氣流的流動情況和飛機(jī)的表面積大小等因素。為了減小摩擦阻力，應(yīng)在這些方面采取必要的措施。2.壓差阻力在翼型前后由于壓強(qiáng)差所產(chǎn)生的阻力稱為壓差阻力。壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積有很大關(guān)系，物體的迎風(fēng)面積越大，壓差阻力也越大。物體的形狀對壓差阻力也有很大影響。減小壓差阻力的辦法是應(yīng)盡量減小飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積，并對飛機(jī)各部件進(jìn)行整流，做成流線形。哪個阻力大？形狀阻力1or哪個阻力大？形狀阻力2or3.誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力是伴隨著升力而產(chǎn)生的，這個由升力誘導(dǎo)而產(chǎn)生的阻力叫誘導(dǎo)阻力。飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力主要來自翼面，當(dāng)飛機(jī)飛行時，下表面壓強(qiáng)大，上表面壓強(qiáng)小，由于機(jī)翼翼展的長度有限，因此，下表面的氣流就力圖繞過翼尖流向上表面，這樣在翼尖處就不斷形成旋渦。氣流經(jīng)過翼型而產(chǎn)生向下的速度，稱為下洗速度，該速度與升力方向相反，是產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的直接原因。誘導(dǎo)阻力與機(jī)翼的平面形狀、翼剖面形狀、展弦比等有關(guān)?？梢酝ㄟ^增大展弦比、選擇適當(dāng)?shù)钠矫嫘螤睿ㄈ缣菪螜C(jī)翼）、增加翼梢小翼等方法來減小誘導(dǎo)阻力。翼梢小翼4.干擾阻力干擾阻力就是飛機(jī)各部件組合到一起后由于氣流的相對干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。干擾阻力和氣流不同部件之間的相對位置有關(guān)。在設(shè)計(jì)時要妥善考慮和安排各部件相對位置，必要時在這些部件之間加裝整流罩，使連接處圓滑過渡，盡量減少部件之間的相互干擾。2.3.4風(fēng)洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

要得到準(zhǔn)確的升力和阻力變化情況，除了做必要的計(jì)算外，還要通過實(shí)驗(yàn)的方法獲得必要的數(shù)據(jù)，目前應(yīng)用最廣泛的實(shí)驗(yàn)就是風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。風(fēng)洞是一種利用人造氣流來進(jìn)行飛機(jī)空氣動力實(shí)驗(yàn)的設(shè)備。在風(fēng)洞中，根據(jù)相對運(yùn)動原理，人們利用人造風(fēng)吹過飛機(jī)或機(jī)翼模型，來研究模型上產(chǎn)生的空氣動力的大小和變化。為了保證風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果盡可能與飛行實(shí)際情況相符，必須做到“三個相似”。幾何相似：把模型各部分的幾何尺寸按真飛機(jī)的尺寸，以同一比例縮小。運(yùn)動相似：使真飛機(jī)同模型的各對應(yīng)部分的氣流速度大小成同一比例，而且流速方向也要相同。動力相似：使作用于模型上的空氣動力——升力和阻力，同作用于真飛機(jī)上的空氣動力的大小成比例，而且方向相同。1.雷諾數(shù)（ReynoldsNumber）雷諾數(shù)（用Re表示）是用來表明摩擦阻力在模型或真飛機(jī)的總阻力中所占比例大小的一個系數(shù)。雷諾數(shù)與摩擦阻力在總阻力中所占的比例大小成反比。如果用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算真飛機(jī)的空氣動力，必須選用雷諾數(shù)相近、最好是相等的數(shù)據(jù)，這樣才能獲得比較準(zhǔn)確的結(jié)果，否則就會產(chǎn)生很大的誤差。2.低速風(fēng)洞的構(gòu)造直流式低速風(fēng)洞3.高速風(fēng)洞的構(gòu)造高速風(fēng)洞包括亞聲速風(fēng)洞、跨聲速風(fēng)洞、超聲速風(fēng)洞以及高超聲速風(fēng)洞等。超聲速風(fēng)洞的特點(diǎn)是，人造風(fēng)的速度是超聲速的。超聲速氣流由超聲速噴管產(chǎn)生。超聲速噴管（又叫拉瓦爾噴管）裝在實(shí)驗(yàn)段之前以產(chǎn)生超聲速氣流。直流“暫沖式”超聲速風(fēng)洞4.風(fēng)洞的功用風(fēng)洞可用來對整架飛機(jī)或飛機(jī)的某個部件（如機(jī)翼）進(jìn)行吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)。通過試驗(yàn)可以獲得升力系數(shù)Cy、阻力系數(shù)Cx和升阻比K=Cy/Cx相對于迎角a的曲線。

Cy-a、Cx-a、K-a三種曲線風(fēng)洞能做的試驗(yàn)種類很多，就翼剖面來說，還可通過試驗(yàn)求得極曲線、壓力中心和迎角變化曲線、力矩曲線等。2.4高速飛行的特點(diǎn)在低速飛機(jī)飛行中，會產(chǎn)生的幾種阻力，即摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力等。在高速飛機(jī)上，除了這幾種阻力外，還會產(chǎn)生另外一種阻力——激波阻力（簡稱波阻）。波阻的出現(xiàn)，在飛機(jī)發(fā)展的道路上，曾經(jīng)成為巨大的障礙——“聲障”?！奥曊稀钡漠a(chǎn)生是由于飛機(jī)在飛行過程中產(chǎn)生的激波和波阻造成的。2.4.1激波和波阻

1.弱擾動波的傳播4秒鐘后，被擾動源擾動的球波面的公切面將是一個母線為直線OA的圓錐波面，這個圓錐面稱為馬赫錐面，簡稱馬赫錐。隨著擾動源運(yùn)動速度的增大，馬赫錐將減小，擾動影響區(qū)也將縮小。激波1激波2F16發(fā)生激波激總結(jié)：弱擾動在亞聲速和超聲速運(yùn)動時的傳播情形是不同的。擾動源以亞聲速運(yùn)動時，整個空間逐漸都會成為被擾動區(qū)；而在超聲速運(yùn)動時，被擾動的范圍只限于馬赫錐內(nèi)，馬赫錐以外的氣流不受擾動的影響。當(dāng)運(yùn)動速度比聲速大得越多時，擾動波向前傳播越困難，擾動范圍也就越小。2.激波波面前后空氣的物理特性發(fā)生了突變，由于空氣受到強(qiáng)烈壓縮，波面之后的空氣壓強(qiáng)突然增大，由高速氣流的流動特點(diǎn)可知，氣流速度會大大降低（減速、增壓）。這種由較強(qiáng)壓縮波組成的邊界波就是激波。激波實(shí)際上是受到強(qiáng)烈壓縮的一層空氣，其厚度很小。

激波強(qiáng)度不同，空氣在激波前后的速度、壓力、溫度和密度的變化也就不同，對飛機(jī)飛行的影響也不一樣。正激波是指其波面與氣流方向接近于垂直的激波。同一Ma下，正激波是最強(qiáng)的激波。斜激波是指波面沿氣流方向傾斜的激波，強(qiáng)度相對較弱。氣流流過正激波時，其壓力、密度和溫度都突然升高，且流速由原來的超聲速降為亞聲速，經(jīng)過激波后的流速方向不變。氣流流過斜激波，壓力、密度、溫度也都升高，但不像正激波那樣強(qiáng)烈，流速可能降為亞聲速，也可能仍為超聲速，這取決于激波傾斜的程度。氣流經(jīng)過斜激波時方向會發(fā)生折轉(zhuǎn)。Ma的大小對激波的產(chǎn)生也有影響。當(dāng)馬赫數(shù)Ma等于1或稍大于1時，在尖頭物體的前面形成的是正激波；但如果Ma超過1很多，形成的則是斜激波。3.波阻由激波阻滯氣流而產(chǎn)生的阻力叫做激波阻力，簡稱波阻。因?yàn)榧げㄊ且环N強(qiáng)壓縮波，因此當(dāng)氣流通過激波時產(chǎn)生的波阻也特別大。在任何情況下，氣流通過正激波時產(chǎn)生的波阻都要比通過斜激波時產(chǎn)生的波阻大。不同形狀的物體在超聲速條件下由于產(chǎn)生的激波不同，產(chǎn)生的波阻也不一樣。鈍頭形狀或前緣曲率半徑較大的翼剖面，在其鈍頭前端，常產(chǎn)生脫體激波，脫體激波對氣流的阻滯作用很強(qiáng)，因此會產(chǎn)生很大的波阻。尖頭形狀的物體或翼剖面，在其尖頭前端，常產(chǎn)生附體斜激波，此激波對氣流的阻滯作用比較弱。2.4.2臨界馬赫數(shù)和局部激波

當(dāng)飛機(jī)以Ma≥1飛行時，飛機(jī)上就會產(chǎn)生激波。但在某些情況下，雖然飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)小于1，只要其飛行速度大到“臨界馬赫數(shù)”，則在機(jī)翼上、下表面都有可能出現(xiàn)局部超聲速氣流，從而產(chǎn)生局部激波。激波分離根據(jù)流體的連續(xù)性方程，當(dāng)氣流從A點(diǎn)流過機(jī)翼時，由于機(jī)翼上表面凸起使流管收縮，氣流在這里速度增加；當(dāng)氣流流到機(jī)翼最高點(diǎn)B時，流速增加到最大。當(dāng)B點(diǎn)馬赫數(shù)為1時，A點(diǎn)馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)。當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過臨界Ma時，機(jī)翼上就會出現(xiàn)一個局部超聲速區(qū)，并在那里產(chǎn)生一個正激波。這個正激波由于是局部產(chǎn)生的，所以叫“局部激波”。氣流通過局部激波后，由超聲速急劇降為亞聲速，激波后的壓強(qiáng)也迅速增大，導(dǎo)致機(jī)翼表面上附面層內(nèi)的氣流由高壓(翼剖面后部)向低壓(前部)流動，使附面層內(nèi)的氣流由后向前倒流，并發(fā)生氣流分離，形成許多旋渦，這種現(xiàn)象叫做“激波分離”。局部激波和波阻的產(chǎn)生，是出現(xiàn)“聲障”問題的根本原因。當(dāng)人們認(rèn)識到這一問題后，通過采取相應(yīng)的措施，提高飛機(jī)的臨界Ma，才使飛機(jī)的速度突破聲障，并大大超過聲速。現(xiàn)代噴氣式客機(jī)為了提高臨界Ma，降低機(jī)翼上表面的局部流速，采用一種超臨界翼型的機(jī)翼。其特點(diǎn)是上表面比較平坦且前緣半徑較大，其目的是為了減小上表面氣流的加速作用，延緩局部激波的產(chǎn)生。2.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點(diǎn)

1.飛機(jī)的氣動布局廣義定義：飛機(jī)的氣動布局是指飛機(jī)主要部件的數(shù)量以及它們之間的相互安排和配置。通常定義：平尾相對于機(jī)翼在縱向位置上的安排，即飛機(jī)的縱向氣動布局形式。不同的布局形式，對飛機(jī)的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。2.飛機(jī)幾何外形和參數(shù)飛機(jī)的幾何外形主要由機(jī)身、機(jī)翼和尾翼等主要部件的外形共同來組成。機(jī)翼的幾何外形可從機(jī)翼平面形狀和翼剖面形狀來描述。機(jī)翼平面形狀主要有翼展、翼弦、前緣后掠角等。翼展：機(jī)翼左右翼梢之間的最大橫向距離。翼弦：翼型前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)之間的連線。前緣后掠角：機(jī)翼前緣線與垂直于翼根對稱平面的直線之間的夾角。

影響飛機(jī)氣動特性的主要參數(shù)有：前緣后掠角，機(jī)翼前緣線與垂直于翼根對稱平面的直線之間的夾角展弦比，機(jī)翼展長與平均幾何弦長之比梢根比，翼梢弦長與翼根弦長之比翼型的相對厚度，翼型最大厚度與弦長之比由空氣動力學(xué)理論和實(shí)驗(yàn)可知：在低速情況下，大展弦比平直機(jī)翼的升力系數(shù)較大，誘導(dǎo)阻力??；在亞聲速飛行時，后掠機(jī)翼可延緩激波并減弱激波的強(qiáng)度，從而減小波阻；在超聲速飛行時，激波不可避免，但采用小展弦比機(jī)翼、三角機(jī)翼、邊條機(jī)翼等對減小波阻比較有利。翼型的幾何形狀可分為多種：3.超聲速飛機(jī)外形的特點(diǎn)

若要進(jìn)一步提高飛機(jī)的飛行速度，必需：提高發(fā)動機(jī)的推力減輕結(jié)構(gòu)重量改善飛機(jī)的空氣動力外形減少波阻和飛行速度之間的矛盾，提高臨界Ma，推遲局部激波的產(chǎn)生（1）超聲速飛機(jī)的翼型特點(diǎn)現(xiàn)代超聲速飛機(jī)的翼型，大都采用相對厚度小的對稱翼型或接近對稱的翼型，其最大厚度位置靠近翼弦中間，且翼型前緣曲率半徑較小，翼剖面外形輪廓變化比較平緩。翼型的相對厚度與波阻有密切的關(guān)系，波阻大致與相對厚度的平方成正比。（2）超聲速飛機(jī)的機(jī)翼平面形狀和布局型式現(xiàn)代飛機(jī)常采用的機(jī)翼平面形狀有：后掠機(jī)翼三角形機(jī)翼小展弦比機(jī)翼變后掠機(jī)翼邊條機(jī)翼常采用的布局型式包括：正常式布局“鴨”式布局無平尾式布局①后掠機(jī)翼后掠機(jī)翼在跨聲速飛行時能提高臨界Ma，超過臨界Ma以后也能進(jìn)一步減小波阻。后掠機(jī)翼與平直機(jī)翼相比可以推遲激波的產(chǎn)生，這主要是由于后掠翼降低了機(jī)翼上的有效速度。由于后掠角的影響，流速中只有垂直于機(jī)翼前緣分量是產(chǎn)生升力的有效速度。因此后掠角可以提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，從而推遲激波的產(chǎn)生。當(dāng)飛行速度超過臨界Ma以后，后掠機(jī)翼上產(chǎn)生的阻力隨著Ma的增大變化也比較平緩。這是因?yàn)楹舐右淼目諝鈩恿χ饕捎行俣葀n的大小決定。有效速度引起的阻力分解到平行于飛行速度方向上的分力，是后掠翼的主要阻力。在相同的飛行速度下，后掠翼的阻力比平直翼的阻力小。②三角形機(jī)翼對于超音速飛行機(jī)翼應(yīng)是后掠的，但是若前緣后掠角過大，后掠機(jī)翼根部結(jié)構(gòu)受力情況惡化，將增加結(jié)構(gòu)重量；另外低速時的空氣動力特性也將惡化，升力下降，阻力增加。在這種情況下采用三角形機(jī)翼比較合適。三角機(jī)翼的減阻效果和大后掠機(jī)翼大體相似。它具有前緣后掠角大、展弦比小和相對厚度較小的特點(diǎn)。三角形機(jī)翼的空氣動力性能很好，更有助于保證飛機(jī)的縱向飛行穩(wěn)定性。三角機(jī)翼的飛機(jī)也有一定的缺點(diǎn)：在亞聲速飛行時的升阻比較低，巡航特性也不太好在大迎角飛行時才有足夠的升力系數(shù)著陸性能較差陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)③小展弦比機(jī)翼對于超聲速飛機(jī)來說，為了減小波阻，常采用小展弦比機(jī)翼。小展弦比機(jī)翼在翼弦方向較長，在翼展方向較短，且機(jī)翼相對厚度一般都比較小，有利于減小激波阻力。小展弦比機(jī)翼的缺點(diǎn)是襟翼面積小，起落性能差，誘導(dǎo)阻力大。④變后掠機(jī)翼現(xiàn)代超聲速飛機(jī)廣泛采用小展弦比、大后掠機(jī)翼。后掠角大可以降低波阻，這對超聲速飛行有利；但由于展弦比和翼展都較小，低速飛行性能較差，飛機(jī)的起飛和著陸滑跑距離都較長。變后掠翼飛機(jī)通過機(jī)翼后掠角的變化可以解決高低速性能要求的矛盾。米格-23變后掠戰(zhàn)斗機(jī)F-14戰(zhàn)斗機(jī)狂風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)飛機(jī)在起飛著陸和低速飛行時，采用較小后掠角。這時機(jī)翼展弦比較大，因而有較高的低速巡航性能和較大的起飛著陸升力。而在超音速飛行時，采用較大后掠角對于減小超音速飛行的阻力很有利。變后掠翼飛機(jī)的主要缺點(diǎn)是機(jī)翼變后掠轉(zhuǎn)動機(jī)構(gòu)復(fù)雜，結(jié)構(gòu)重量大，氣動中心變化大，平衡較困難。⑤邊條機(jī)翼解決超音速飛機(jī)高速飛行和低速飛行矛盾的另一條途徑就是采用邊條機(jī)翼。邊條機(jī)翼是一種混合平面形狀的機(jī)翼，由邊條和后翼組成。米格-29戰(zhàn)斗機(jī)由于有大后掠的邊條，使整個機(jī)翼的有效后掠角增大，相對厚度減小，因此有效地減小了激波阻力；同時由于基本翼的存在，又使整個機(jī)翼的有效展弦比增大，因此可以減小低亞聲速以及跨聲速飛行時的誘導(dǎo)阻力。⑥鴨式飛機(jī)正常式氣動布局，飛機(jī)的水平尾翼位于機(jī)翼之后鴨式飛機(jī)，將水平尾翼移到機(jī)翼之前，并將其改稱前翼或鴨翼。這種布局起到了增加升力的作用。EF-2000戰(zhàn)斗機(jī)⑦無尾式布局無尾布局通常采用于超音速飛機(jī)。這類飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼都比較細(xì)長，機(jī)翼面積較大，飛機(jī)重心也比較靠后，即使采用水平尾翼，由于其距離飛機(jī)重心較近，平尾的穩(wěn)定和操縱作用也比較小，因此，宜采用無平尾式布局，這樣還可以減少平尾部件所產(chǎn)生的阻力。近年來出現(xiàn)的隱身飛機(jī)，為了增加隱身能力，通常采用V形尾翼，即常采用無立尾式氣動布局。（3）超聲速飛機(jī)的機(jī)身外形特點(diǎn)機(jī)身產(chǎn)生的空氣動力主要是阻力，但對飛機(jī)的升力也有一定的影響。對于超聲速飛機(jī)，不但機(jī)翼的形狀對其空氣動力特性有重要影響，而且機(jī)身的形狀也很重要。為了減小超聲速飛機(jī)的波阻，機(jī)身一般采用頭部很尖、又細(xì)又長的圓柱形機(jī)身，機(jī)身長細(xì)比一般可達(dá)到十幾甚至更高。另外采用“跨聲速面積律”，也有助于降低波阻和提高速度。跨聲速面積律是指在機(jī)翼和機(jī)身的連接部位，把機(jī)身適當(dāng)?shù)厥湛s，使沿機(jī)身縱軸的橫截面面積的分布規(guī)律，與某一個阻力最小的旋轉(zhuǎn)體的剖面分布規(guī)律相當(dāng)。這樣可以將不利的相互干擾減小，使飛機(jī)的跨聲速激波阻力大大降低。2.4.4超聲速和低亞聲速飛機(jī)的外形區(qū)別

低、亞聲速飛機(jī)機(jī)翼的展弦比較大，一般在6～9之間，梢根比也較大，一般在0.33左右；超聲速飛機(jī)機(jī)翼的展弦比較小，一般在2.5～3.5之間，梢根比較小，在0.2左右。低速飛機(jī)常采用無后掠角或小后掠角的梯形直機(jī)翼，亞聲速飛機(jī)的后掠角一般也比較小，一般小于35°；超聲速飛機(jī)一般為大后掠機(jī)翼或三角機(jī)翼，前緣后掠角一般為40°～60°。低、亞聲速飛機(jī)的機(jī)翼翼型一般為圓頭尖尾型，前緣半徑較大，相對厚度也比較大，一般在0.1～0.12之間；超聲速飛機(jī)機(jī)翼翼型頭部為小圓頭或尖頭(前緣半徑比較小)相對厚度也較小，一般在0.05左右。低、亞聲速飛機(jī)機(jī)翼的展長一般大于機(jī)身的長度，機(jī)身長細(xì)比較小，一般為5～7之間，機(jī)身頭部半徑比較大，前部機(jī)身比較短，有一個大而突出的駕駛艙；超聲速飛機(jī)機(jī)身的長度大于翼展的長度，機(jī)身比較細(xì)長，機(jī)身長細(xì)比一般大于8，機(jī)身頭部較尖，駕駛艙與機(jī)身融合成一體，成流線形。2.4.5超聲速飛行的聲爆與熱障

1、超聲速飛行中的聲爆

飛機(jī)在超音速飛行時，在飛機(jī)上形成激波，傳到地面上形成如同雷鳴般的爆炸聲，這種現(xiàn)象就是聲爆。聲爆過大可能會對地面的居民和建筑物造成損害?！奥暠睆?qiáng)度同飛機(jī)的飛行高度(強(qiáng)度隨著離開飛機(jī)的距離增加而減小)、飛行速度、飛機(jī)重量、飛行姿態(tài)以及大氣狀態(tài)等都有關(guān)系。為防止噪聲擾民和“聲爆”現(xiàn)象，一般規(guī)定在城市上空10km的高度之下不得作超聲速飛行。對于將來的超聲速旅客機(jī)，除了要解決經(jīng)濟(jì)性較差的問題外，超聲速“聲爆”的噪聲擾民問題和對環(huán)境的破壞也是影響超聲速運(yùn)輸機(jī)的主要問題之一。2、超聲速飛行中的熱障

熱障實(shí)際上是空氣動力加熱造成的結(jié)果。以鋁合金作為主要結(jié)構(gòu)材料的飛機(jī)不能承受高溫環(huán)境下的長期工作，會造成結(jié)構(gòu)破壞，這稱為熱障問題。飛機(jī)在超音速飛行時，如果飛行速度提高到3馬赫，飛機(jī)頭部的溫度可達(dá)到370℃。米格-25戰(zhàn)斗機(jī)為解決熱障問題使用了大量的不銹鋼。目前解決熱障的方法主要有：用耐高溫的新材料如鈦合金、不銹鋼或復(fù)合材料來制造飛機(jī)重要的受力構(gòu)件和蒙皮；用隔熱層來保護(hù)機(jī)內(nèi)設(shè)備和人員；采用水或其他冷卻液來冷卻結(jié)構(gòu)的內(nèi)表面等。由于航天器飛行速度遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于航空器，熱障問題在航天飛行上更為嚴(yán)重。因此在航天器上常常采用燒蝕法來進(jìn)行防熱。燒蝕法就是選擇一些發(fā)生相變時吸熱大的材料作為燒蝕材料，把它覆蓋在飛行器表面來防止飛行器被燒毀的一種方法。燒蝕法中的燒蝕防護(hù)層用一次就燒掉了，對于不重復(fù)使用的飛船、衛(wèi)星等可以采用對于重復(fù)使用的高超聲速飛機(jī)以及航天飛機(jī)等，需要嚴(yán)格控制飛機(jī)外形，此時燒蝕法就不再適用了。機(jī)身頭部和機(jī)翼前緣，溫度最高，可采用增強(qiáng)碳—碳復(fù)合材料(RCC)；機(jī)身、機(jī)翼下表面前部和垂直尾翼前緣，溫度較高，可采用高溫重復(fù)使用的防熱—隔熱陶瓷瓦(HRSI)；機(jī)身、機(jī)翼上表面和垂直尾翼，氣動加熱不是特別嚴(yán)重，可采用低溫重復(fù)使用的防熱—隔熱陶瓷瓦(LRSI)；機(jī)身中后部兩側(cè)和有效載荷艙門處，溫度相對較低，可采用柔性的、重復(fù)使用的表面隔熱材料(FRSI)。2.5飛機(jī)飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

2.5.1飛機(jī)的飛行性能

飛機(jī)的飛行性能是衡量一架飛機(jī)性能好壞的重要指標(biāo)。飛機(jī)的飛行性能一般包括飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機(jī)動性能等。1.飛行速度（1）最小平飛速度最小平飛速度是指在一定高度上飛機(jī)能維持水平直線飛行的最小速度。（2）最大平飛速度最大平飛速度是指飛機(jī)水平直線平衡飛行時，在一定的飛行距離內(nèi)，發(fā)動機(jī)推力最大狀態(tài)下，飛機(jī)所能達(dá)到的最大飛行速度。它是一架飛機(jī)能飛多快的指標(biāo)。F-22的極速：2.25馬赫（1,500哩／時，2,414公里／時）（3）巡航速度巡航速度是指發(fā)動機(jī)每公里消耗燃油量最小情況下的飛行速度。巡航速度顯然要大于最小平飛速度，小于最大平飛速度。飛機(jī)以巡航速度飛行最經(jīng)濟(jì)。（客機(jī)通常以巡航速度飛行）。F-22的巡航速度：1.82馬赫（1,220哩／時，1,963公里／時）2.航程航程是指在載油量一定的情況下，飛機(jī)以巡航速度所能飛越的最遠(yuǎn)距離。它是一架飛機(jī)能飛多遠(yuǎn)的指標(biāo)。F-22的航程：1,600哩（1,840海浬，2,960公里），加掛2個外部燃料箱3.靜升限升限是一架飛機(jī)能飛多高的指標(biāo)。飛機(jī)的靜升限是指飛機(jī)能做水平直線飛行的最大高度。F-22的最大升限：18,000米4.起飛著陸性能（1）飛機(jī)的起飛性能飛機(jī)的起飛過程是一種加速飛行的過程，它包括地面加速滑跑階段和加速上升到安全高度兩個階段。F-22的起飛滑跑距離：610米（2）飛機(jī)的著陸性能飛機(jī)的著陸過程是一種減速飛行的過程，它包括下滑、拉平、平飛減速、飄落觸地和著陸滑跑五個階段。F-22的著陸滑跑距離：914米2.5.2飛機(jī)的機(jī)動性

飛機(jī)的機(jī)動性是指飛機(jī)在一定時間間隔內(nèi)改變飛行狀態(tài)的能力。對飛機(jī)機(jī)動性的要求，取決于飛機(jī)要完成的飛行任務(wù)。對于戰(zhàn)斗機(jī)而言，要求空中格斗，對機(jī)動性要求就很高。對于運(yùn)輸機(jī)，一般不要求在空中作劇烈動作，機(jī)動性要求就低。在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，一般常用過載來評定飛機(jī)的機(jī)動性。飛機(jī)的過載（或過載系數(shù)）是指飛機(jī)所受除重力之外的外力總和與飛機(jī)重量之比。一般只考慮垂直方向上的過載。飛機(jī)機(jī)動性設(shè)計(jì)要求越高，過載就要求越大。介紹幾種典型的機(jī)動動作戰(zhàn)術(shù)機(jī)動一(轉(zhuǎn)彎)

一種轉(zhuǎn)彎是左右平拉桿，讓機(jī)身和水平成一定的角度，這樣一來飛機(jī)就以大半徑轉(zhuǎn)向，若開始是水平飛行情況下左右平拉桿。另一種轉(zhuǎn)彎是左右平拉桿，機(jī)身和水平成90度角(或者大角度)，然后向后拉桿，這時候機(jī)頭會向水平面的一側(cè)快速轉(zhuǎn)過去，整體以小半徑完成轉(zhuǎn)向。也就是大AOT轉(zhuǎn)向，或者說是急轉(zhuǎn)彎戰(zhàn)術(shù)機(jī)動二(躍升)爬升就是讓飛機(jī)升到更高的高度。0-90內(nèi)算是爬升，超過90度叫筋斗(回環(huán))。機(jī)動戰(zhàn)術(shù)意義：能攻擊到比本機(jī)高度要高的敵機(jī)；能夠起到適當(dāng)?shù)闹苿幼饔?；搶占高度，爭取有利態(tài)勢。戰(zhàn)術(shù)機(jī)動三(俯沖)和爬升相反，俯沖是飛機(jī)從高度大的地方落到高度低的地方。俯沖下來的角度最好不要超過35-40度，否則很難把機(jī)身拉平。機(jī)動戰(zhàn)術(shù)意義：攻擊地面目標(biāo)；獲得高速，脫離危險。戰(zhàn)術(shù)機(jī)動四(橫滾)具體動作是以機(jī)頭和機(jī)尾倆點(diǎn)一線為軸做螺旋動作。實(shí)際上來說這個這個動作的意義不太大，它的作用是打破平穩(wěn)狀態(tài)的氣動布局和整體氣動性，人為的產(chǎn)生阻力，起到制動的效果。機(jī)動戰(zhàn)術(shù)意義：能夠起到適當(dāng)?shù)闹苿幼饔脩?zhàn)術(shù)機(jī)動五(筒滾)這是個全新的非常有用的機(jī)動動作，做這個動作的時候飛機(jī)會像貼在一個筒壁外面上向前螺旋前進(jìn)。完成動作后，飛機(jī)的飛行狀態(tài)基本不改變，但是速度有所降低。機(jī)動戰(zhàn)術(shù)意義：非常有用的咬敵制動的戰(zhàn)術(shù)動作；有一定躲避敵人機(jī)炮的能力。戰(zhàn)術(shù)機(jī)動六(筋斗)這是個很實(shí)用的機(jī)動動作。飛機(jī)在保證水平飛行、速度均勻的情況下，打開加力，開桿拉起，讓飛機(jī)上爬直至機(jī)頭倒轉(zhuǎn)180度，這個時候飛機(jī)是在反著飛，然后再調(diào)整水平，恢復(fù)正常水平飛行。機(jī)動戰(zhàn)術(shù)意義：飛機(jī)能夠完成180度的大調(diào)頭，對咬著你的敵機(jī)就可以形成威脅。戰(zhàn)術(shù)機(jī)動七(伊瑪曼回環(huán))飛機(jī)開加力，拉起直至垂直，然后完成一個180度的橫滾，蹬舵完成副翼滾，然后反轉(zhuǎn)調(diào)整至水平改出。機(jī)動戰(zhàn)術(shù)意義：搶占高度，并轉(zhuǎn)變方向；避免了單一爬升高度依然被咬的情況戰(zhàn)術(shù)機(jī)動八(破S)正規(guī)的名稱是SPLITS，就是有名的破S機(jī)動。整套動作和說的筋斗很相像，不同的是一個向上一個向下，而且因?yàn)槭窍蛳?，所以動作比較多樣，可以在轉(zhuǎn)向的時候突然180度橫滾后向下拉桿完成向下的回環(huán)，也可以水平飛的情況下完成。這個機(jī)動能夠迅速躲避后方咬著開機(jī)炮的敵機(jī)，但是對導(dǎo)彈沒有多大用處。眼鏡蛇機(jī)動主要用于擺脫高速度下和咬著自己尾部相對比較近的敵機(jī)的，也就是類似一個剎車制動的作用，然后敵機(jī)就收不住速度會沖到你前面去。飛越敵機(jī)就意味著自己的死亡!!所以眼鏡蛇機(jī)動還是很有威脅性的。2.5.3飛機(jī)的穩(wěn)定性

飛機(jī)的穩(wěn)定性，是指飛行過程中，如果飛機(jī)受到某種擾動而偏離原來的平衡狀態(tài)，在擾動消失后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機(jī)能自動恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的特性。1.飛機(jī)三種運(yùn)動形式飛機(jī)在空中飛行時，可以產(chǎn)生俯仰運(yùn)動、偏航運(yùn)動和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動。飛機(jī)飛行時穩(wěn)定性相應(yīng)的可分為縱向穩(wěn)定性、方向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性。2.飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性當(dāng)飛機(jī)受微小擾動而偏離原來縱向平衡狀態(tài)（俯仰方向），并在擾動消失以后，飛機(jī)能自動恢復(fù)到原來縱向平衡狀態(tài)的特性，稱為飛機(jī)穩(wěn)定性。飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機(jī)重心位置，只有當(dāng)飛機(jī)的重心位于焦點(diǎn)前面時，飛機(jī)才是縱向穩(wěn)定的；如果飛機(jī)重心位于焦點(diǎn)后，飛機(jī)則是縱向不穩(wěn)定的。重心前移可以增加飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性，但并不是靜穩(wěn)定性越大越好。若靜穩(wěn)定性過大，升降舵的操縱力矩就難以使飛機(jī)抬頭。重心前移使穩(wěn)定性過大，會導(dǎo)致飛機(jī)的操縱性變差。重心位置后移時，將削弱飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性，因此在配置飛機(jī)載重時，應(yīng)注意妥善安排各項(xiàng)載重位置，不使飛機(jī)重心后移過多。3.飛機(jī)的方向穩(wěn)定性飛機(jī)受到擾動以至于方向平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，飛機(jī)如能趨向于恢復(fù)原來的平衡位置，就是具有方向穩(wěn)定性。飛機(jī)主要靠垂直尾翼的作用來保證方向穩(wěn)定性。方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。飛機(jī)在飛行過程中，受到微小擾動，機(jī)頭右偏，出現(xiàn)左側(cè)滑，空氣從飛機(jī)左前方吹來作用在垂直尾翼上，產(chǎn)生向右的附加測力，此力對飛機(jī)重心形成一個方向穩(wěn)定力矩，力圖使機(jī)頭左偏，消除側(cè)滑。隨著飛行馬赫數(shù)的增大，特別是在超過聲速之后，立尾的側(cè)力系數(shù)迅速減小，產(chǎn)生側(cè)力的能力急速下降，使得飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性降低。在設(shè)計(jì)超音速戰(zhàn)斗機(jī)時，為了保證在平飛最大馬赫數(shù)下仍具有足夠的方向靜穩(wěn)定性，往往需要把立尾的面積做得很大，有時候需要選用腹鰭以及采用雙立尾來增大方向穩(wěn)定性。4.飛機(jī)的橫側(cè)向穩(wěn)定性飛機(jī)受擾動以致橫側(cè)狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，如飛機(jī)自身產(chǎn)生一個恢復(fù)力矩，使飛機(jī)趨向于恢復(fù)原來的平衡狀態(tài)，就具有橫側(cè)向穩(wěn)定性。飛行過程中，使飛機(jī)自動恢復(fù)原來橫側(cè)向平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要由機(jī)翼上反角、機(jī)翼后掠角和垂直尾翼產(chǎn)生。飛機(jī)受到干擾后，沿著R方向產(chǎn)生側(cè)滑。此時，由于上反角的作用，右翼迎角增大，升力增大；左翼則相反。左右機(jī)翼升力之差形成的滾轉(zhuǎn)力矩，力圖減小或消除傾斜，進(jìn)而消除側(cè)滑。飛機(jī)受到干擾后，沿著R方向產(chǎn)生側(cè)滑。由于后掠角的作用，飛機(jī)右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右邊機(jī)翼產(chǎn)生的升力大于左邊。兩邊機(jī)翼升力之差，形成了滾轉(zhuǎn)力矩。垂直尾翼也能產(chǎn)生橫側(cè)向穩(wěn)定力矩，這是由于出現(xiàn)傾側(cè)以后，垂尾上產(chǎn)生附加側(cè)力的作用點(diǎn)高于飛機(jī)重心一段距離，此力對飛機(jī)重心形成橫側(cè)向穩(wěn)定力矩，力圖消除傾側(cè)和側(cè)滑。采用后掠角比較大的機(jī)翼的飛機(jī)，會由于后掠角的橫側(cè)向穩(wěn)定作用過大而導(dǎo)致飛機(jī)左右往復(fù)擺動，形成飄擺現(xiàn)象，為克服此現(xiàn)象，可采用下反角的外形來消弱。采用直機(jī)翼的飛機(jī)，為了保證橫側(cè)向穩(wěn)定性要求，或多或少都有幾度大小的上反角。2.5.4飛機(jī)的操縱性

飛機(jī)的操縱性是指駕駛員通過操縱設(shè)備（如駕駛桿、腳蹬和啟動舵面等）來改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的能力。飛機(jī)在空中的操縱是通過操縱氣動舵面——升降舵、方向舵、副翼來進(jìn)行的。通過這三個操縱面，就會對飛機(jī)產(chǎn)生操縱力矩，使其繞橫軸、立軸和縱軸轉(zhuǎn)動，以改變飛行姿態(tài)。1.飛機(jī)的縱向操縱飛機(jī)在飛行過程中，操作升降舵，飛機(jī)就會繞著橫軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生俯仰運(yùn)動。飛行員向后拉駕駛桿，經(jīng)傳動機(jī)構(gòu)傳動，升降舵便向上偏轉(zhuǎn)，這時水平尾翼上的向下附加升力就產(chǎn)生使飛機(jī)抬頭的力矩，使機(jī)頭上仰；向前推駕駛桿，則升降舵向下偏轉(zhuǎn)，使機(jī)頭下俯?，F(xiàn)代的超聲速飛機(jī)，多以全動式水平尾翼代替只有升降舵可以活動的水平尾翼。因?yàn)槿珓邮剿轿惨淼牟倏v效能比升降舵的操縱效能高得多，可以大大改善超聲速飛機(jī)的縱向操縱性。2.飛機(jī)的橫向操縱在飛機(jī)飛行過程中，操縱副翼，飛機(jī)便繞著縱軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動。向左壓駕駛桿（轉(zhuǎn)動駕駛盤），左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，這時左機(jī)翼升力減小，則產(chǎn)生左滾的滾動力矩，使飛機(jī)向左傾斜。反之則向右傾斜。3.飛機(jī)的方向操縱在飛機(jī)飛行過程中，操縱方向舵，飛機(jī)則繞立軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生偏航運(yùn)動。飛行員向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，在垂直尾翼上產(chǎn)生向右的附加側(cè)力，此力使飛機(jī)產(chǎn)生向左的偏航力矩，使機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。反之，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。飛機(jī)的穩(wěn)定性與飛機(jī)的操縱性有密切的關(guān)系，二者需要協(xié)調(diào)統(tǒng)一。很穩(wěn)定的飛機(jī)，操縱往往不靈敏；操縱很靈敏的飛機(jī)，則往往不太穩(wěn)定。對于軍用殲擊機(jī)，操縱應(yīng)當(dāng)很靈敏；而對于民用旅客機(jī)，則應(yīng)有較高的穩(wěn)定性。穩(wěn)定性與操縱性應(yīng)綜合考慮，以獲得最佳的飛機(jī)性能。2.6直升機(jī)的飛行原理

直升機(jī)的一般巡航速度在250～350km/h之間，實(shí)用升限達(dá)4000～6000m，航程達(dá)400～800km。與固定翼飛機(jī)相比，直升機(jī)存在速度小、航程短、飛行高度低、振動和噪聲較大，以及由此引起的可靠性較差等問題。直升機(jī)飛行的特點(diǎn)是：它能垂直起降，對起降場地沒有太多的特殊要求；它能在空中懸停；能沿任意方向飛行；但飛行速度比較低，航程相對來說也比較短。2.6.1直升機(jī)旋翼工作原理

旋翼是直升機(jī)的關(guān)鍵部件，由數(shù)片（至少兩片）槳葉和槳轂構(gòu)成，形狀像細(xì)長機(jī)翼的槳葉連接在槳轂上。直升機(jī)旋翼繞旋翼轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)時，