飛行原理（第2版）全套教學(xué)課件

全套可編輯PPT課件第1章飛機和大氣的一般介紹第2章飛機的低速空氣動力第3章螺旋槳的空氣動力第4章飛機的平衡、穩(wěn)定性和操縱性第5章平飛、上升、下降第6章盤旋第7章起飛和著陸第8章特殊飛行第9章重量與平衡第10章高速空氣動力學(xué)基礎(chǔ)第

1

章飛機和大氣的一般介紹目錄02

1.2飛行大氣環(huán)境的一般介紹1.1飛機的一般介紹CONTENTS011.1飛機的一般介紹1.

機

身機身的主要功用機身的主要功用是裝載機組、旅客、貨物和其他必須設(shè)備，還可將飛機的其他部分

，如尾翼、機翼、發(fā)動機連接成一個整體。1.1.1

飛機的主要組成部分及其功用飛機的主要組成部分（Boeing-737）2.

機

翼機翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機在空中飛行。機翼在飛機的穩(wěn)定性和操縱性中扮演著重要的角色。另外

，機翼還可用于吊裝發(fā)動機、安裝起落架和設(shè)置起落架輪艙

，機翼的內(nèi)部空間-般可用于

安裝油箱。1.1.1

飛機的主要組成部分及其功用機翼結(jié)構(gòu)1.1.1

飛機的主要組成部分及其功用3.

尾

翼尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼

。尾翼主要用來操縱飛機的俯仰和偏轉(zhuǎn)

。

另外，尾翼是飛機穩(wěn)定性的重要組成部分，水平尾翼和垂直尾翼像箭上的羽毛一樣

，使飛機在飛行中能維持穩(wěn)定直線飛行。4.

起落裝置起落裝置用于飛機的起飛、著陸及在地面上滑行并支持飛機。5.

動力裝置動力裝置主要用來產(chǎn)生拉力或推力，從而使飛機能夠在空中以規(guī)定的速度飛行?？账俦恚ˋirspeedIndicator）：指示飛機相對于空氣的速度即指示空速IAS（IndicatedAirSpeed）

的大小，單位為海里/小時（kt）。姿態(tài)儀（AttitudeIndicator）：指示飛機滾轉(zhuǎn)角（坡度）和俯仰角大小。1.1.2

飛機座艙基本儀表介紹姿態(tài)儀在不同飛行狀態(tài)下的指示1.1.2

飛機座艙基本儀表介紹高度表（AltitudeIndicator）：指示飛機相對于某一基準(zhǔn)的氣壓高度，單位為英尺（ft）。轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀（TurnCoordinator）：指示飛機轉(zhuǎn)彎速率和側(cè)滑狀態(tài)。航向儀（HeadingIndicator）或水平狀態(tài)指示器（HSI）：指示飛機航向，由固定的小飛機和可以轉(zhuǎn)動的表盤組成。升降速度表（VerticalSpeedIndicator）：指示飛機垂直速度，單位為英尺/分（ft/min）。小型飛機操縱控制系統(tǒng)一般由座艙里的操縱器、鋼繩、滑輪、連接

件與飛機外部的活動舵面所組成。操縱系統(tǒng)可分為：主操縱系統(tǒng)與輔助操縱系統(tǒng)

。主操縱系統(tǒng)包括副翼、

升降舵和方向舵

，輔助操縱系統(tǒng)包

括配平片和襟翼。1.1.3

操縱飛機的基本方法飛機的操縱方法1

.

機翼的剖面形狀（翼型）1.1.4

機翼形狀機翼的剖面形狀翼型描述2.

機翼的平面形狀仰視空中飛行的飛機時，所看到的體現(xiàn)飛機特征的機翼形狀就叫做機翼的平面形狀。1.1.4

機翼形狀機翼的平面形狀描述機翼的平面形狀1.1.5

飛機的分類根據(jù)根據(jù)美國聯(lián)邦航空局FAA

的劃分，

民用飛機常見的類別有以下幾種。正常類飛機

，是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）

為9座或9座以下

，最大審定起飛重量為12

500

1b

，用于非特技飛行的飛機。實用類飛機

，是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）

為9座或9座以下

，最大審定起飛重量為12

500

1b

，用于有限特技飛行的飛機。特技類飛機

，是指座位設(shè)置（不包括駕駛員）

為9座或9座以下

，最大審定起飛重量為

12

500

1b，

除了所要求的飛機試驗結(jié)果表明是必要的限制以外，在使用中不加限制的

飛機。通勤類飛機是指用于運載旅客

，座位設(shè)置（不包括駕駛員）

為

19座或

19座以下，最大審定起飛重量為

19000

1b

，用正常類飛機條款所描述的非特技飛行的螺旋槳驅(qū)動的

多發(fā)動機飛機。運輸類飛機是指航線大型客機

，用于定期客運或貨運航班飛行。飛行大氣環(huán)境的一般介紹1.2包圍在包圍在地球外部的大氣主要有三種成分：

由多種氣體混合而成的純干空氣、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%由其他各種氣體組成。水蒸氣在氣象中扮演了一個重要的角色

，大氣中水蒸氣的比例決定了云的形成及其規(guī)模。大氣中的塵埃是數(shù)量巨大的懸浮顆粒

，大部分來自地球表面

，如

：沙漠、海水中的鹽粒、花粉、煙塵、汽車尾氣等。1.2.1

大氣的組成以氣溫變化以氣溫變化為基準(zhǔn)

，

可將大氣分為對流

層、平流層、

中間

層、

電離層和散逸

層五層。1.2.2

大氣的分層大氣的分層1

.

空氣密度空氣密度是指單位體積內(nèi)的空氣質(zhì)量

。

空氣和

其他物質(zhì)一樣

，是由分子

所組成

。

空氣的密度大

，

說明單位體積內(nèi)的空氣分

子多，

比較稠密；反之

，

空氣密度小，說明空氣比

較稀薄。1.2.3

大氣的特性大氣密度隨高度的變化2.

空氣壓力空氣壓力即氣壓是指空氣的壓強，

即物體單位

面積上所承受的空氣的垂直作用力

。從數(shù)量上來說，

在靜止的大氣中

，大氣壓力就是物體單位面積上所承受的大氣柱的重量。1.2.3

大氣的特性大氣壓強隨高度的變化3.

空氣溫度空氣溫度是指空氣的冷熱程度

。

空氣溫度的高

低，

實質(zhì)上表明了空氣分

子做不規(guī)則運動的平均速

度大小。1.2.3

大氣的特性溫度換算表4.

空氣濕度濕度是指空氣的潮濕程度

，氣象學(xué)中經(jīng)常使用相對濕度的概念

。

相對濕度是空氣中所含濕氣與空氣中所能包含的最大濕氣之比

。

空氣的溫度越高

，

它所能包含的水分就越多

。

當(dāng)相對濕度等于

100%時，

空氣中包含的水分達(dá)到最大

，稱為飽和狀態(tài)

。對于給定體積的氣體來說，

當(dāng)溫度降低時

，其相對

濕度增大，

當(dāng)溫度降低至相對濕度為

100%時的溫度稱為露點溫度。1.2.3

大氣的特性5.

空氣的黏性空氣和水一樣，也有黏性

。

空氣的黏性與水相比要小得多，

因此我們不易察覺?？諝夥肿拥牟灰?guī)則運動

，是造成空氣黏性的主要原因

。

相鄰兩層空氣之間有相對運動時，會產(chǎn)生相互牽扯的作用力，這種作用力

叫空氣的黏性力。6.

空氣的壓縮性空氣的壓縮性是指一定量的空氣當(dāng)壓力或溫度改變時

，其密度和體積發(fā)生變化的特性。當(dāng)空氣流過物體時，在物體周圍各處

，氣流速度會有增大或減小的變化，

相應(yīng)的

，氣體壓力會有減小或增大的變化，

因此

，氣體密度會有減小或增大的變化，這就是空氣具有壓縮性的體現(xiàn)。1.2.3

大氣的特性空氣黏性實驗所謂國際標(biāo)準(zhǔn)大氣（InternationalStandardAtmosphere）

，簡稱ISA

，就是人為地規(guī)定一個不變的大氣環(huán)境，包括大氣溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關(guān)系，得出統(tǒng)-的數(shù)據(jù)，作為

計算和試驗飛機的統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)

。

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣由國際民航組織ICAO（

InternationalCivilAviation

Organization）制訂，

它是以北半球中緯度地區(qū)（北緯35q

～60q）大氣物理特性的平均值為依

據(jù)

，加以適當(dāng)修訂而建立的。實際大氣與國際標(biāo)準(zhǔn)大氣相互換算的主要工作是確定實際大氣與國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度偏差，

即ISA

偏差（ISADeviation）

，縮寫為ISADev

。ISA偏差是指確定地點的實際溫度與該

處ISA標(biāo)準(zhǔn)溫度的差值

，常用于飛行活動中確定飛機性能的基本已知條件。1.2.4

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣1.2.4

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表1.2.4

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表.續(xù)11.2.4

國際標(biāo)準(zhǔn)大氣國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表.續(xù)2(第二版)第

2

章飛機的低速空氣動力目錄02

2.2升力04

2.4飛機的低速空氣動力性能2.3飛行阻力2.1空氣流動的描述05

2.5增升裝置的增升原理

CONTENTS03012.1空氣流動的描述1.

理想流體忽略流體黏性作用的流體

，稱為理想流體

。

空氣流過飛機時

，一般只在貼近飛機表面的地方（附面層）考慮空氣黏性的影響

，其他地方則按理想流體處理。2.

不可壓流體忽略流體密度的變化，認(rèn)為其密度為常量的流體

，稱為不可壓流體

。

空氣流過飛機時

，密度要發(fā)生變化

，其變化量的大小取決于M

的大小。3.

絕熱流體不考慮熱傳導(dǎo)性的流體

，稱為絕熱流體。2.1.1

流體模型化相對氣流是空氣相對于物體的運動，

相對

氣流的方向與物體的運

動方向相反

。

飛機的相

對氣流就是空氣相對于

飛機的運動，

因此，

飛

機的相對氣流方向與飛

行速度相反。2.1.2

相對氣流飛機的運動方向與相對氣流的方向洞實驗簡圖相對氣流方向（飛行速度方向）與翼弦之

間的夾角

，稱為迎角

，

用α表示。飛行狀態(tài)不同，迎角的大小一般也不同。2.1.3迎角飛機在水平飛行

、上升

、下降時的迎角迎角流線：是為了描述流體運動而引入的一條假想曲線。其定義：流場中的一條空間曲線，在該曲線上每點的流體微團(tuán)的速度與曲線在該點的切線重合。2.1.4

流線和流線譜流線流線譜：所有流線的集合就是流線譜

。流線譜反映了流體流過物體時的流動情況

。流線譜的形狀主要由物體的外形、

物體與氣流的相對位置決定。2.1.4

流線和流線譜幾種典型物體的流線譜添添加內(nèi)容連續(xù)性定理表述為：當(dāng)流體流過一流管時

，

流體將連續(xù)不斷并穩(wěn)定

地在流管中流動，在同

一時間流過流管任意截

面的流體質(zhì)量相等。2.1.5

連續(xù)性定理文邱利管伯努利定理表述為：穩(wěn)定氣流中，在同一流管的任意截面上，

空氣的動壓和靜壓之和保持不變

。

由此可見

，動壓大

，則靜壓??；動壓小

，則靜壓大

。

即流速大，壓強小；流速小，壓強大；流速減小到零，壓強增大到總壓值。嚴(yán)格來說

，伯努利定理在下列條件下才是適用的：①氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，

即流動是定常的；②流動的空氣與外界沒有能量交換，

即空氣是絕熱的；③

空氣沒有黏性，

即空氣為理想流體；④

空氣密度不變，

即空氣為不可壓流；⑤在同一條流線或同一條流管上。2.1.6

伯努利定理2.1.7

連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用1

.

用文邱利管測流量：文邱利管測流量2.1.7

連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用2.

空速管測飛行速度的原理：文邱利管測流量2.2升力升力的產(chǎn)生原理：從流線譜可以看出，

空氣流到翼型的前緣，分成上、下兩股，分別沿翼型的上、

下表面流過

，并在翼型的后緣匯合后向后流去。在翼型的上表面，

由于正迎角和翼面外凸的影響

，流管收縮

，流速增大，壓力降低；而在翼型的下表面

，氣流受阻

，流管擴(kuò)張

，流速減慢，壓力增大。這樣

，翼型的上、下翼面出現(xiàn)壓力差，總壓力差在垂直于相對氣流方向的分量，就是翼型的升力。添加內(nèi)容2.2.1

升力的產(chǎn)生原理翼型產(chǎn)生的升力添加內(nèi)容1

.

矢量表示法：吸力和正壓可以用矢量來表示

，矢量箭頭的長度表示

吸力或正壓的大小。矢量方向與翼面垂直

，箭頭由翼面指向外

，表示吸力；

箭頭指向翼面

，表示正壓。將各點矢量的外端用光滑的曲線連接起來

，就得到了矢量表示的機翼壓力分布圖。2.2.2

翼型的壓力分布機翼壓力分布的矢量表示法2.

坐標(biāo)表示法在用坐標(biāo)表示機翼的壓力分布時，

-般采用壓力系數(shù)（Cp

）

，其定義為：2.2.2

翼型的壓力分布根據(jù)伯努利方程,壓力系數(shù)可寫成：由此可知

，翼面上該點的壓力系數(shù)（CP

）也是

一確定值。這表明

，翼面各點的壓力系數(shù)主要取決于迎角

和翼型的形狀，與動壓（流速）無關(guān)。2.2.2

翼型的壓力分布機翼壓力分布的矢量表示法添加內(nèi)容2.2.3

升力公式1

.

升力公式的推導(dǎo)某迎角時的流線譜2.

升力公式的物理意義一般近似等于

1于是上式的CL型等于用坐標(biāo)法表示的機翼上、下翼面壓力系數(shù)曲線所圍成的面積在垂直于相對氣流方向上的分量

。低速飛行時

，機翼的壓力分布主要隨機翼形狀和迎角變化，

因此，升力系數(shù)綜合表達(dá)了機翼形狀、迎角等對飛機升力的影響。升力與來流動壓成正比。2.2.3

升力公式2.3飛行阻力1

.

附面層的形成附面層：就是指在緊貼物體表面

，氣流速度從物面速度為零處逐漸增大到99%主流速度的很薄的空氣流動層

。沿物面法向的速度分布稱為附面層的速度型。2.3.1

低速附面層平板表面的附面層2.

附面層的特點（1）

附面層內(nèi)沿物面法線方向壓強不變且等于法線主流壓強

。如果沿物面法線方向（以y表示）測量附面層沿著y方向的靜壓強P

的變化

，其結(jié)果是壓強P在附面層內(nèi)沿y方向幾乎不變。（2）

附面層的厚度隨氣流流經(jīng)物面距離的增長而增厚

。

由物面沿法向到附面層邊界（速度為99％主流

速度處）

的距離為附面層的厚度

，用δ表示

。

附面層厚度隨空氣流經(jīng)物面的距離的增長而增厚。2.3.1

低速附面層附面層的厚度3.

層流附面層和紊流附面層所謂層流

，就是氣體微團(tuán)沿物面法向分層流動

，互不混淆。所謂紊流

，就是氣體微團(tuán)除了沿物面流動外，還有明顯地沿物面法向上下亂動的現(xiàn)象，使各層之間有強烈的混合

，形成紊亂的流動。氣流沿物面流動時，在物面的前段-般是層流

，后段是紊流，層流與紊流之間的過渡區(qū)，稱為轉(zhuǎn)捩點。2.3.1

低速附面層附面層的轉(zhuǎn)捩3.

層流附面層和紊流附面層隨著氣流流過物面的距離增長，

附面層上層氣流不

斷受到擾動

，氣流上下脈動

也將越來越劇烈，

當(dāng)脈動增

大到一定程度時，層流附面

層也就轉(zhuǎn)捩為紊流附面層。2.3.1

低速附面層層流附面層的不穩(wěn)定性3.

層流附面層和紊流附面層與層流附面層相比，紊流附面層由于空氣微團(tuán)上下亂動的結(jié)

果，

相鄰各層的流速差較小；在

紊流附面層靠近物面部分，

由于

空氣微團(tuán)的上下亂動受到物面的

限制

，仍保持為層流（稱為紊流

的層流低層）

，就紊流的層流低

層來看，

物面處的速度梯度要比

層流附面層大得多。2.3.1

低速附面層附面層的速度梯度1.

摩擦阻力由附面層理論可知，

空氣流過機翼時

，緊貼機翼表面的一層空氣

，其速度恒等于零

，就好像粘在機翼表面一樣，這是由于這些流動的空氣受到了機翼表面給它的

向前的力作用的結(jié)果

。

由牛頓第三定律可知，這些速度為零的空氣也必然給機翼表面一個反作用力，這個反作用力就是摩擦阻力。2.

壓差阻力壓差阻力是由于物體前后的壓力差而產(chǎn)生的阻力

。

飛機的機翼、機身和尾翼等部件都會產(chǎn)生壓差阻力

。壓差阻力的產(chǎn)生與附面層分離密切相關(guān)

。我們先介紹與附

面層分離有關(guān)的一些知識。2.3.2

阻力的產(chǎn)生2.

壓差阻力1）順壓梯度和逆壓梯度流體流過曲面時，

由于曲面彎度的影響，主流沿流動

方向壓強變化，

即存在壓強梯

度

，如流動方向以x

向表示

，

壓強梯度可表示為dP/dx

。壓強梯度對附面層氣流的流動將產(chǎn)生很大的影響。2.3.2

阻力的產(chǎn)生順壓梯度和逆壓梯度2.

壓差阻力2）

附面層分離附面層分離（亦稱氣流分離）是指附面層內(nèi)的氣流發(fā)生倒流

，脫離物體表面

，形

成大量旋渦的現(xiàn)象。3）壓差阻力的產(chǎn)生氣流流過機翼后，在機翼的后緣部分也會產(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，

由于氣流受阻壓強增大，

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。2.3.2

阻力的產(chǎn)生附面層分離3.

干擾阻力實驗表明，

飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼等，單獨放在氣流中所產(chǎn)生的阻力總和小于把它們組成一個整體時所產(chǎn)生的阻力

。我們把這種飛機各部分之

間由于氣流的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力

，稱為干擾阻力。機翼和機身結(jié)合部氣流的相互干擾2.3.2

阻力的產(chǎn)生4.

誘導(dǎo)阻力1）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

，于是就形成漩渦

，并在

翼尖卷成翼尖渦

，翼尖渦向后流即形成

翼尖渦流

。機翼上產(chǎn)生的升力越多

，翼

尖渦也就越強。2.3.2

阻力的產(chǎn)生飛機的翼尖渦后翼尖渦流4.

誘導(dǎo)阻力2）下洗流和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

，其流速用v

′表示

。下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角，

用ε表示

。下洗流與翼弦之間的夾角稱為有效迎角

，用α

t表示。2.3.2

阻力的產(chǎn)生下洗速度沿展向的分布下洗流和下洗角4.

誘導(dǎo)阻力3）誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生實際升力L

′對飛機的運動起著兩個作用：一是垂直于相對氣流方向的分力（圖2.26

中的L）起著升力的作用；二是平行于相

對氣流方向的分力（圖2.26

中的D）起著阻礙飛機前進(jìn)的作用，這個阻力就是誘導(dǎo)阻力。2.3.2

阻力的產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的產(chǎn)生原理與升力類似，

飛機的阻力主要與機翼形狀及表面質(zhì)量、

飛機迎角、機翼面積、

飛行動壓有關(guān)

。其中機翼形狀及表面質(zhì)量和飛機迎角對飛機阻力的影

響用阻力系數(shù)表示，這樣就可以得到與升力公式類似的阻力公式：2.3.2

阻力的產(chǎn)生5.

阻力公式飛機的低速空氣動力性能2.41.

升力系數(shù)的變化規(guī)律從升力系數(shù)曲線可以看出，在中小迎角范圍，升力系數(shù)呈線性變化，

即升力系

數(shù)隨迎角的增大線性增大

。這是因為在中

小迎角，

渦流區(qū)只占上翼面后段很小一段，

對翼面壓強分布影響很小

。

隨迎角增大，如圖2.28（

a）

到（b）

，上翼面前部流線更彎曲

，流管更為收縮

，流速更快，壓強更低，

吸力更大；與此同時

，下翼面的阻擋作用更強，壓強更高，壓力更大，升力系數(shù)呈線性增大。2.4.1

升力特性飛機的升力系數(shù)曲線2.

升力特性參數(shù)1）零升迎角(α0）零升迎角是飛機升力系數(shù)等于零時的迎角。2）升力系數(shù)曲線斜率（CLα

)升力系數(shù)曲線斜率(αCL）是升力系數(shù)增量與迎角增量之比的極限值它反映迎角改變時升力系數(shù)變化的大小程度

，是影響飛機

操縱性和穩(wěn)定性的重要參數(shù)。3）

臨界迎角(

αcr

）和最大升力系數(shù)（CLmax）升力系數(shù)曲線最高點所對應(yīng)的迎角和升力系數(shù)就是臨界迎角(

αcr

）和最大升力系數(shù)（CLmax

）最大升力系數(shù)是決定飛機起飛和著陸性能的重要參數(shù)。臨界迎角是一個非常重要的空氣動力性能參數(shù)，

它決定飛機的失速特性。2.4.1

升力特性1.

阻力系數(shù)的變化規(guī)律阻力系數(shù)的變化規(guī)律可以用阻力系數(shù)曲線表示

。

阻力系數(shù)曲線反映了阻力系數(shù)隨迎角變化的規(guī)律

。

圖2.29為某型飛機的阻力系數(shù)曲線

。從曲線可以看出，

阻力系數(shù)隨迎角的增大而增大

，近似于拋物線規(guī)律。2.4.2

阻力特性阻力系數(shù)曲線2.

阻力特性參數(shù)1）最小阻力系數(shù)（CDmin）和零升阻力系數(shù)（CD0）阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不等于零，但它存在一個最小值，

即最小阻力系數(shù)（CDmin）

。零升阻力系數(shù)指升力系數(shù)為零時的阻力系數(shù)（CD0

）。2）

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式中，A

為誘導(dǎo)阻力因子

，其值與飛機機翼形狀有關(guān)。2.4.2

阻力特性氣密度、

飛行速度、機翼面積的大小無關(guān)。2.

升阻比曲線升阻比曲線表達(dá)了升阻比隨迎角而變化的規(guī)律

。從曲線可看出，升阻比存在一個最大值，此時對應(yīng)的迎角稱為最小阻力迎角（亦稱有利迎角）。3.

性質(zhì)角1.

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

。

由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小主要隨迎角變化，所以升阻比的大小也主要隨迎角變化

。也就是說，升阻比與空是飛機總空氣動力與飛機升力之間的夾角

。

升阻比曲線2.4.3

升阻比特性1.

極曲線從綜合衡量飛機的空氣動力性能出發(fā)

，需要將飛機的升力系數(shù)、

阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合地用一條曲線表示出來，此曲線就是飛機的極曲線。2.4.4

飛機的極曲線性質(zhì)角隨迎角的變化飛機的極曲線2.

不同滑流狀態(tài)下的極曲線螺旋槳飛機的機翼受螺旋槳滑流的影響較大，在不同的滑流狀態(tài)下，

飛機的極曲2.不同滑流狀態(tài)下的極曲線不同滑流狀態(tài)下的極曲線線將發(fā)生變化。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)。飛機貼近地面飛行時，

流經(jīng)機翼下表面的氣流受到地面的阻滯，

流速減慢，

壓強增大，形成所謂的氣墊現(xiàn)象；

而且由于地面的阻滯，

使原來從下翼面流過的一部分氣流改道從上翼面流過，

于是上翼面前段的氣流加速，

壓強降低，致使上下翼面的壓強差增大，

升力系數(shù)增大

。

同時，由于地面的作用，

使流過機翼的氣流下洗減弱，

下洗角減小，

誘導(dǎo)阻力減小，

使飛機阻力系數(shù)減小。2.4.5

地面效應(yīng)不同滑流狀態(tài)下的極曲線2.5增升裝置的增升原理前緣縫翼位于機翼前緣

，其作用是延緩機翼的氣流分離

，提高最大升力系數(shù)和臨界迎角。前緣縫翼打開時與機翼之間有一條縫隙。只有當(dāng)飛機迎角接近或超過臨界迎角時，

即機翼氣流分離現(xiàn)象嚴(yán)重時，打開前緣縫翼才能起到增大升力系數(shù)的作用。2.5.1

前緣縫翼前緣縫翼打開延緩氣流分離前緣縫翼的增升作用1.

分裂襟翼分裂襟翼是從機翼后段下表面一塊向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面。分裂襟翼的增升效果很好

，一般最大升力系數(shù)可增大75%

～85%

。但大迎角下放襟翼

，上翼面最低壓強點的壓強更低

，氣流易提前分離，故臨界迎

角有所減小。2.5.2

后緣襟翼分裂襟翼的增升效果2.

簡單襟翼簡單襟翼與副翼形狀相似，

放下簡單襟翼，

改變了翼型的彎度，

使機翼更加彎曲。簡單襟翼放下后，

機翼后緣渦流區(qū)擴(kuò)大，

機翼壓差阻力增大，

同時由于升力系數(shù)增大，

誘導(dǎo)阻力增大，

總阻力增大，

且相對于升力來說，

阻力增大的百分比更多。所以，

放下簡單襟翼后，

升力系數(shù)和阻力系數(shù)均增大，

但升阻比降低。某機型放下簡單襟翼后的極曲線分裂襟翼的增升效果2.3.

開縫襟翼開縫襟翼是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成的

?？p襟翼是中、小型飛機

常用的襟翼類型

。開縫襟翼的增升

效果比較好

，最大升力系數(shù)一般可增

大

85%

～95%，而臨界迎角卻降低不

多

。開縫襟翼一般開

1

～3條縫

。開縫襟翼是中、小型飛機常用的襟翼類型。2.5.2

后緣襟翼開縫襟翼的流線譜4.

后退襟翼后退襟翼的工作原理如圖

。這種襟翼在下偏的同時，還向后滑動

。

它不但增大了機翼彎度，

同時還增加了機翼面積

，增升效果好，且臨界迎角降低較少。5.

后退開縫襟翼后退襟翼的工作原理如圖

。這種襟翼在下偏的同時，還向后滑動

。

它不但增大了機翼彎度，

同時還增加了機翼面積

，增升效果好，且臨界迎角降低較少。2.5.2

后緣襟翼后退襟翼工作原理位于機翼前緣的襟翼叫前緣襟翼

，如圖

。這種襟翼廣泛用于高亞音速飛機和超音速飛機。2.5.3

前緣襟翼前緣襟翼超音速飛機一般采用前緣削尖、

相對厚度小的薄機翼。高亞音速飛機的前緣較超音速飛機的鈍

，前緣襟翼一般采用克魯格襟翼。2.5.3

前緣襟翼克魯格襟翼(第二版)第

3

章螺旋槳的空氣動力目錄03

3.3

螺旋槳的有效功率和效率04

3.4

螺旋槳的副作用01

3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力02

3.2

螺旋槳拉力在飛行中的變化CONTENTS螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.1現(xiàn)代的螺旋槳主要由槳葉、槳轂及槳葉變距機構(gòu)等組成。添加內(nèi)容

添加內(nèi)容3.1.1流體模型化螺旋槳簡介在此錄入上述圖表

的綜合描述說明螺旋槳各部分名稱槳葉的平面形狀很多，

現(xiàn)代使用較多的有橢圓形

、

矩形和馬刀形等。

(a)普通槳葉(b)矩形槳葉

(c)馬刀形槳葉槳葉平面形狀3.1.1流體模型化螺旋槳簡介添加內(nèi)容螺旋槳旋轉(zhuǎn)時

，槳尖所畫圓的直徑

，稱為螺旋槳的直徑（D）

。該圓的半徑

，稱為螺旋槳的半徑（R）

。螺旋槳旋轉(zhuǎn)

軸線至某一剖面的距離

，稱為該剖面的半徑（

r），

比值r/R

稱為相對半徑（

r

）

。槳葉旋轉(zhuǎn)

時槳尖所劃過的平面叫做旋轉(zhuǎn)面，

它與槳軸垂直。3.1.1流體模型化螺旋槳簡介螺旋槳的直徑

、半徑

、

相對半徑和旋轉(zhuǎn)面槳葉剖面前緣與后緣的連線

，稱為槳弦（b）

或槳葉寬度

。槳弦與旋轉(zhuǎn)

面之間的夾角稱為槳葉（M）

。和機翼類似

，槳葉的截面形狀稱為槳葉剖

面，

相當(dāng)于機翼的翼型；

前、后槳面分別相當(dāng)于機

翼的上、下表面。3.1.1流體模型化螺旋槳簡介螺旋槳的槳葉剖面和槳葉角飛行中

，螺旋槳的運動是一面旋轉(zhuǎn)、一面前進(jìn)

。

因此

，槳

葉各剖面都具有兩種速度：一是

前進(jìn)速度（v），

即飛機的飛行速度；二是因旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的圓周

速度

，或叫切向速度（

u）

，其大小取決于螺旋槳的轉(zhuǎn)速和各剖

面的半徑。螺旋槳槳葉上任意一點的運動軌跡就是一條螺旋線。3.1.2

螺旋槳的運動槳葉剖面某一點的運動槳葉迎角隨槳葉角、飛行速度和轉(zhuǎn)速的改變而變化

。

當(dāng)飛行速度和轉(zhuǎn)速一定時

，槳葉迎角隨槳葉角的增大而增大，

隨槳葉角的減小而減小

。

當(dāng)槳葉角和轉(zhuǎn)速一定時

，槳葉迎角隨飛行速度增大而減小，

飛行速度增大到一定程度時

，槳葉迎角可能減小到零甚至變?yōu)樨?fù)值。3.1.2

螺旋槳的運動槳葉迎角隨飛行速度的變化當(dāng)槳葉角和飛行速度一定時

，槳葉迎角隨轉(zhuǎn)速

增大而增大，

隨轉(zhuǎn)速減小

而減小。3.1.2

螺旋槳的運動槳葉迎角隨切向速度的變化此外，

如果槳葉無幾何扭轉(zhuǎn)，

即各槳葉剖面的槳葉角都相同，

但由于槳葉各剖面的半徑不同，導(dǎo)致各剖面的切向速度都不相等，

合速度的方向也就不相同，

所以槳葉迎角也不一樣

。

在飛行速度和槳葉角保持一定的情況下，

槳尖處的切向速度最大，

因而其槳葉迎角也最大。3.1.2

螺旋槳的運動各槳葉剖面的合速度和槳葉迎角為了使槳葉各剖面的迎角基本相等

，常把槳葉設(shè)計成負(fù)扭轉(zhuǎn)，

即從槳根到槳尖

，槳葉角是逐漸減小的，

以保持各剖面的槳葉迎角基本相等。3.1.2

螺旋槳的運動槳葉的扭轉(zhuǎn)根據(jù)dR對槳葉運動所起的作用，可把葉素的空氣動力

分解為兩個分力：一個與槳軸

平?

，拉螺旋槳前進(jìn)的拉力dP；

另一個與槳軸垂直，

阻礙螺旋槳旋轉(zhuǎn)運動的旋轉(zhuǎn)阻力

dq。3.1.3

螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生葉素的空氣動力空氣動力dR分解為垂直于合速度方向和平行

于合速度方向的兩個分力

dY和dX

，其大小按下式

計算：3.1.3

螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生槳葉的空氣動力及其分布各葉素上旋轉(zhuǎn)阻力矩的總和就形成了螺旋槳的旋轉(zhuǎn)阻力矩（

M

阻

）。3.1.3

螺旋槳拉力和旋轉(zhuǎn)阻力的產(chǎn)生葉素上的旋轉(zhuǎn)阻力為：拉力公式可寫成為：螺旋槳拉力在飛行中的變化3.22.

變距螺旋槳現(xiàn)代飛機大都采用變距螺旋槳，在飛行中隨著飛行條件的變化而改變槳葉角，

以期獲得任何飛行狀態(tài)下的最佳效率。1.

定距螺旋槳定距螺旋槳的槳葉角是制造廠商選定的，在整個飛行過程中不能改變。對于定距螺旋槳

，只有在一定的飛行速度和轉(zhuǎn)速下才能獲得最佳效率。3.2.1

定距螺旋槳和變距螺旋槳功率小的活塞式輕型飛機

，一般沒有專門的變距機構(gòu)，主要靠槳葉的空氣動力和配重的慣性離心力來改變槳葉角。功率較大的活塞式發(fā)動機飛機

，設(shè)有專門的變距機構(gòu)——調(diào)速器

。

它靠液壓式電動力來改變槳葉角。3.2.1

定距螺旋槳和變距螺旋槳螺旋槳的空氣動力力矩和配重慣性離心力矩在油門位置和飛行高度以及大氣溫度不變的情況下，不管是渦輪螺旋槳飛機，還是活塞式飛機，

隨著飛行速度的增大

，螺旋槳拉力都要逐漸減小。一是拉力直接決定著飛行速度的大小

，例如增大飛行速度

，通常都要增大拉力；二是飛行速度改變以后，會引起拉力的大小發(fā)生變化。3.2.2

螺旋槳的拉力隨飛行速度的變化拉力隨飛行速度的變化拉力隨速度的變化曲線在飛行速度和高度不變的條件下

，無論哪種發(fā)動機

，加大油門

，螺旋槳拉力都將增大。對于活塞式定距螺旋槳來說

，加大油門，發(fā)動機有效功率提高，輸出的扭矩增大

，使螺旋槳轉(zhuǎn)速增大

，槳葉迎角增大

，拉力增大。而對于活塞式恒速螺旋槳來說

，加大油門，發(fā)動機有效功率提高，輸出的扭矩增大

，使螺旋槳轉(zhuǎn)速增大，

為了保持轉(zhuǎn)速不變

，調(diào)速器迫使槳葉變大距

，使槳葉迎角增大，進(jìn)而增大旋轉(zhuǎn)阻力以維持轉(zhuǎn)速不變，

同時拉力增大；反之，

收油門

，則拉力減小。3.2.3

螺旋槳拉力隨油門位置的變化某飛機不同油門位置下的拉力曲線拉力隨油門位置的變化對于吸氣式活塞發(fā)動機來說，

隨著飛行高度的增加，

空氣密度減小

，發(fā)動機有效功率一直降低，所以螺旋槳的拉力也一直減小。對于增壓式活塞發(fā)動機來說，在額定高度以下，

隨著高度增加

，拉力增大；額

定高度以上，

隨著高度增加

，拉力減?。?/p>

額定高度處

，拉力最大。在飛行速度和油門位置不變的情況下，

飛行高度改變

，將影響空氣密度的大小，使得發(fā)動機有效功率發(fā)生變化

，拉力也發(fā)生變化。3.2.4

螺旋槳拉力隨飛行高度的變化某吸氣式活塞發(fā)動機在不同高度的拉力曲線在飛行速度、油門和飛行高度不變的情況下

，氣溫改變，也將影響空氣密度的大小，從而使發(fā)動機

有效功率發(fā)生變化

，拉力也發(fā)生變化。無論是吸氣式活塞發(fā)動機還是增壓式活塞發(fā)動機

，氣溫升高，

空氣密度減小

，發(fā)動機有效功率減小，

拉力也隨之減?。环粗?/p>

，氣溫降低，

空氣密度增大

，發(fā)動機有效功率增

大

，拉力也隨之增大。3.2.5

螺旋槳拉力隨氣溫的變化拉力隨溫度變化的曲線1

.

飛行速度過大

，油門比較小時，

負(fù)拉力的產(chǎn)生在油門、轉(zhuǎn)速和飛行高度不變的情況下，

當(dāng)飛行速度增大時

，槳葉雖能自動變大距調(diào)整槳葉角，以保持旋轉(zhuǎn)阻力和轉(zhuǎn)速不變，但由于槳葉迎角減小，

總空氣動力減小，且更偏向旋轉(zhuǎn)面，故拉力減小

。反之，

飛行速度減小

，拉力增大。3.2.6

螺旋槳的負(fù)拉力行速度增大時負(fù)拉力的產(chǎn)生2.

飛行速度不太大而油門過小時，

負(fù)拉力的產(chǎn)生在油門、轉(zhuǎn)速和飛行高度不變的情況下，

當(dāng)飛行速度增大時

，槳葉雖能自動變大距調(diào)整槳葉角，以保持旋轉(zhuǎn)阻力和轉(zhuǎn)速不變，但由于槳葉迎角減小，

總空氣動力減小，且更偏向旋轉(zhuǎn)面，故拉力減3.2.6

螺旋槳的負(fù)拉力小

。反之，

飛行速度減小

，拉力增大。行中收油門過多時負(fù)拉力的產(chǎn)生3.

發(fā)動機空中停車時負(fù)拉力的產(chǎn)生發(fā)動機一旦空中停車，

功率很快消失

，螺旋槳轉(zhuǎn)速就要減小，

為保持轉(zhuǎn)速不變

，調(diào)速器就促使螺旋槳變低距

，槳葉角和槳葉迎角迅速減小

，形成較大的負(fù)迎角

。槳葉總空氣動力（R）指向旋轉(zhuǎn)面后下方

，其中一個分力（Q）與螺旋槳的旋轉(zhuǎn)方向相同，不再是阻礙螺旋槳轉(zhuǎn)動的阻力，而成為推動螺旋槳轉(zhuǎn)動的動力

，帶動螺旋槳和發(fā)動機按原方向繼續(xù)旋轉(zhuǎn)；

另一個分力（P）與拉力方向相反，

即為負(fù)拉力。3.2.6

螺旋槳的負(fù)拉力為了避免發(fā)動機停車后的自轉(zhuǎn)狀態(tài)

，現(xiàn)代活塞式螺旋槳飛機和渦輪螺旋槳飛機的發(fā)動機上一般都裝有順槳機構(gòu)

。發(fā)動機一旦空中停車，可自動或人工順槳。所謂順槳就是把槳葉角變到90°左右。3.2.6

螺旋槳的負(fù)拉力飛行中收油門過多時負(fù)拉力的產(chǎn)生螺旋槳的順槳螺旋槳的有效功率和效率3.3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（可用功率）

，用N槳表示

，其大小可用下式計算：3.3.1

螺旋槳的有效功率1.

螺旋槳有效功率隨飛行速度的變化螺旋槳有效功率隨飛行速度的變化規(guī)律是：在小于某一飛行速度的范圍內(nèi)

，螺旋槳的有效功率隨飛行速度的增大而增大；

在大于某一飛行速度的范圍內(nèi)

，螺旋槳有效功率隨飛行速度的增大而減小3.3.1

螺旋槳的有效功率螺旋槳有效功率隨飛行速度的變化2.

螺旋槳有效功率隨油門位置的變化當(dāng)飛行速度、發(fā)動機轉(zhuǎn)速和飛行高度一定時，不同油門位置的螺旋槳有效功率

曲線

。油門位置越大

，發(fā)動機有效功率和螺旋槳拉力越大，所以螺旋槳有效功率也越大。3.3.1

螺旋槳的有效功率不同油門位置螺旋槳的有效功率曲線3.

螺旋槳的有效功率隨發(fā)動機轉(zhuǎn)速的變化當(dāng)在油門、

高度和飛行速度一定的情況下，在一定的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)

，增大轉(zhuǎn)速，

由于發(fā)動機有效功率增大，故螺旋槳有效功率增大；超過某一轉(zhuǎn)速后，再

增大轉(zhuǎn)速，

由于發(fā)動機有效功率減小，故螺旋槳有效功率減小。3.3.1

螺旋槳的有效功率對于吸氣式發(fā)動機的飛機來說，

隨高度的升高

，拉力總是減小的，故螺旋槳有效功率也是減小的

。對于裝有增壓式發(fā)動機的飛機來說，在額定高度以下，

高度增加，

因拉力增大，故螺旋槳有效功率也增大；超過額定高度之后，若高度增加，

因拉力減小，故螺旋槳有效功率也隨著降低。不同高度上的螺旋槳有效功率曲線3.3.1

螺旋槳的有效功率4.

螺旋槳的有效功率隨飛行高度的變化螺旋槳效率是衡量螺旋槳性能好壞的重要標(biāo)志

，螺旋槳效率高

，表明發(fā)動機有效功率損失少

，螺旋槳的性能好

?，F(xiàn)代螺旋槳

，效率最高可達(dá)90%

。螺旋槳的效率還可以表示為：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。即η

=N槳

/N有效3.3.2

螺旋槳的效率1.

螺旋槳效率與相對進(jìn)距的關(guān)系在槳葉角一定的條件下

，螺旋槳效率隨相對進(jìn)距的變化而變化

。

相對進(jìn)距過大或過小

，螺旋槳效率都很低，

只有在某一相對進(jìn)距

，才能獲得最高的螺旋槳效率，這個相對進(jìn)距稱為有利相對進(jìn)距。3.3.2

螺旋槳的效率螺旋槳效率曲線2.

螺旋槳效率與槳葉角的關(guān)系因為槳葉角過小

，槳葉迎角也過小

，螺旋槳的拉力和有效功率很

小，所以螺旋槳效率很低；反之

，

槳葉角過大

，槳葉迎角很大

，性質(zhì)

角大，旋轉(zhuǎn)阻力增大

，螺旋槳效率

也很低

。

相對進(jìn)距越大，對應(yīng)較高效率的槳葉角（即有利槳葉角）也越大。3.3.2

螺旋槳的效率不同槳葉角的螺旋槳效率曲線3.4螺旋槳的副作用飛行中高速旋轉(zhuǎn)的螺旋槳，

當(dāng)受到改變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，而是還要繞著

另一個軸偏轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象叫螺旋槳

的進(jìn)動。3.4.1

螺旋槳的進(jìn)動螺旋槳的進(jìn)動飛行中螺旋槳的進(jìn)動作用會改變飛機的姿態(tài)

，給飛行帶來影響。3.4.1

螺旋槳的進(jìn)動螺旋槳產(chǎn)生進(jìn)動的原因即飛行中

，螺旋槳的進(jìn)動會迫使飛機偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)的快慢取決于進(jìn)動角速度的大小。進(jìn)動角速度的大小，可用下式計算，3.4.1

螺旋槳的進(jìn)動螺旋槳在轉(zhuǎn)動中，不斷地攪動空氣，迫使空氣沿螺旋槳轉(zhuǎn)動方向旋轉(zhuǎn)

。與此同時，

空氣勢必也給螺旋槳和機身一個反方向的力矩，該力矩稱為螺旋槳的反作用力矩。在空中飛行時

，螺旋槳把這個反作用力矩傳給發(fā)動機和飛機，迫使飛機向螺旋槳轉(zhuǎn)動的反方向傾斜。3.4.2

螺旋槳的反作用力矩螺旋槳反作用力矩在地面滑跑時

，螺旋槳的反作用力矩還會造成

機頭方向偏轉(zhuǎn)。飛行中螺旋槳反作用力矩的大小主要隨油門位置變化而變化。3.4.2

螺旋槳的反作用力矩矩螺旋槳反作用力矩對起飛滑跑的影響螺旋槳轉(zhuǎn)動時

，槳葉攪動空氣

，一方面使之向

后加速流動，

另一方面又

使之順著螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向

流動

。這種受螺旋槳作用

向后加速和扭轉(zhuǎn)的氣流叫

螺旋槳滑流。3.4.3

螺旋槳滑流扭轉(zhuǎn)作用螺旋槳的滑流一般情況下

，機身尾部和垂直尾翼都受到滑流

上層部分的影響，

即滑流

的上層部分從左方作用于

機身尾部和垂直尾翼，產(chǎn)

生向右的空氣動力，對飛

機重心形成偏轉(zhuǎn)力矩

，使

機頭向左偏轉(zhuǎn)。3.4.3

螺旋槳滑流扭轉(zhuǎn)作用右轉(zhuǎn)螺旋槳的滑流所引起的偏轉(zhuǎn)力矩飛機加油門后

，滑流速度增大，在飛機上產(chǎn)生

上仰力矩

，使機頭上仰

，

所以應(yīng)稍向前推桿修正

。

反之

，收油門

，應(yīng)稍向后

拉桿修正。3.4.3

螺旋槳滑流扭轉(zhuǎn)作用加油門，

螺旋槳滑流對俯仰平衡的影響當(dāng)螺旋槳飛機在大迎角下飛行時

，兩側(cè)槳葉會出現(xiàn)不對稱拉力

，導(dǎo)致飛機機頭偏轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象叫做螺旋槳因素。當(dāng)飛機大迎角飛行時

，螺旋槳的旋轉(zhuǎn)面與水平面不垂直，

即切向速度與前進(jìn)速度不垂直，這樣就導(dǎo)致下行一側(cè)槳葉的槳葉迎角大于上行一側(cè)槳葉的槳葉迎角，所

以下行一側(cè)槳葉產(chǎn)生更大的拉力

，使得機

頭偏轉(zhuǎn)。3.4.4

螺旋槳因素螺旋槳因素下行槳葉的運動軌跡是向下的，會出現(xiàn)一

個向上的相對氣流，

改

變了原來槳葉合速度方

向，進(jìn)而導(dǎo)致更大的槳

葉迎角

。上行槳葉則正

好相反。3.4.4

螺旋槳因素下行槳葉的槳葉迎角大于上行槳葉的槳葉迎角(第二版)第

4

章飛機的平衡

、

穩(wěn)定性和操作性目錄01

4.1飛機的平衡03

4.3飛機的操作性02

4.2飛機的穩(wěn)定性CONTENTS4.1飛機的平衡1.

飛機的重心重心可以視為整個物體全部質(zhì)量的集中點，

同時它也是物體的平衡點。對于形狀規(guī)則的物體

，其重心就是該物體的幾何形心。4.1.1

飛機的重心和機體軸物體的重心1.

飛機的重心飛機是一個多物體系統(tǒng)，

飛機各部件、燃料、乘員、貨物等重力的合力，

叫做飛機的重力

。

飛機重力

的著力點叫做飛機重心（CenterofGravity

，用CG表示）

。重力著力點所在的位置，

叫做重心位置

。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比來表示

。這一

特定翼弦

，就是平均空氣動力弦（MeanAerodynamic

Chord

，用MAC表示）。知道平均空氣動力弦的位置和長度

，就可定出飛機重心的前后位置。4.1.1

飛機的重心和機體軸重心位置表示法平均空氣動力弦2.

飛機的機體軸在研究飛機的平衡、穩(wěn)定性和操縱性問題時

，我們采用機體軸系

，如圖4.4所

示

。機體軸系OXYZ與飛機固連

，坐標(biāo)系的圓心O在飛機重心處

?？v軸OX平行于機身軸或平行于機翼弦線

，指向前；

立軸OY在飛機對稱面內(nèi)，

向上；橫軸

OZ垂直于對稱面

，指向右。4.1.1

飛機的重心和機體軸飛機的俯仰平衡

，是指作用于飛機的各俯仰力矩之和為零

。

飛機取得俯仰平衡后，不繞橫軸轉(zhuǎn)動，迎角保持不變

。作用于飛機的俯仰力矩有很多，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。4.1.2

飛機的俯仰平衡主要的俯仰力矩螺旋槳的拉力或噴氣發(fā)動機的推力

，其作用線若不通過飛機重心也會形成繞重心的俯仰力矩，這叫拉力或推力力矩

，用z拉M或z推M表示

。對于同一架飛機來說

，拉力或推力形成的

俯仰力矩的大小主要受油門位置的影響

。增大油門

，拉力或推力增大

，俯仰力矩增大。機翼產(chǎn)生的俯仰力矩是機翼升力對飛機重心所構(gòu)成的俯仰力矩

，用M

翼表示。水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩是水平尾翼負(fù)升力對飛機重心所形成的俯仰力矩

，用M尾

表示。4.1.2

飛機的俯仰平衡平尾迎角飛機的方向平衡

，是作用于飛機的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零

。

飛機取得方向平衡后，不繞立軸轉(zhuǎn)

動，側(cè)滑角不變或側(cè)滑角為零

。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)

。從駕駛艙方向來看

，如果相對氣流從左前方吹來，

叫

做左側(cè)滑；如果從右前方吹來，

叫做右側(cè)滑

。

相對氣流與對稱面的夾角稱為側(cè)滑角。4.1.3

飛機的方向平衡飛機左側(cè)滑示意圖作用于飛機上的偏轉(zhuǎn)力矩主要有：兩翼的阻力對重心形成的力矩，垂直尾翼側(cè)力對重心形成的

力矩，雙發(fā)動機或多發(fā)動機的拉力（或推力）對

重心形成的力矩。4.1.3

飛機的方向平衡飛機的偏轉(zhuǎn)力矩飛機的橫側(cè)平衡是作用于飛機的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零

。

飛機取得橫側(cè)平衡后，不繞縱軸滾轉(zhuǎn)，坡度不變或坡度為零。作用于飛機的滾轉(zhuǎn)力矩主要有：兩翼升力對重心形成的力矩

，螺旋槳旋轉(zhuǎn)時的反作用力矩。4.1.4

飛機的橫側(cè)平衡飛機的滾轉(zhuǎn)力矩1.

影響俯仰平衡的因素1）加減油門加減油門會改變拉力或推力的大小，從而改變拉力力矩或推力力矩的大小

，影響飛機的俯仰平衡。2）收放襟翼收放襟翼會引起飛機升力和俯仰力矩的變化，從而影響俯仰平衡。4.1.5

影響飛機平衡的主要因素放襟翼對俯仰平衡的影響1.

影響俯仰平衡的因素3）收放起落架收放起落架會引起飛機重心位置的前后移動，

飛機將產(chǎn)生附加的俯仰力矩。4）重心的移動重心位置的改變勢必引起各俯仰力矩的改變，主要是引起機翼產(chǎn)生的力矩變化

。所以重心前移

，下俯力矩增大，

飛機低頭；反之

，重心后移，

上仰力矩增大，

飛機抬頭。4.1.5

影響飛機平衡的主要因素2.

影響飛機方向平衡的因素一邊機翼變形（或兩邊機翼形狀不一致）

。都將會導(dǎo)致左、右兩翼阻力不相等。多發(fā)動機飛機，左、右兩邊發(fā)動機工作狀態(tài)不同

，或者一邊發(fā)動機停車，從而產(chǎn)生不對稱拉力或推力。螺旋槳發(fā)動機的飛機

，油門改變

，螺旋槳滑流引起的垂直尾翼力矩隨之改變。3.

影響飛機橫側(cè)平衡的因素一邊機翼變形（或兩邊機翼的形狀不一致）

，兩翼升力不等。螺旋槳發(fā)動機的飛機

，油門改變

，螺旋的反作用力矩隨之改變。重心左右移動（如兩翼的油箱、耗油不均）

，兩翼升力作用點至重心的力臂改變，形成滾轉(zhuǎn)力矩。4.1.5

影響飛機平衡的主要因素4.2飛機的穩(wěn)定性穩(wěn)定性是指物體受擾后偏離原平衡狀態(tài)，在擾動消失后

，靠自身特性能夠恢復(fù)原平衡狀態(tài)的能力。懸擺具有穩(wěn)定性，立擺是不穩(wěn)定的

，或者說立擺沒有穩(wěn)定性。只有在穩(wěn)定力矩和阻尼力矩的共同作用下

，才能充分保證懸擺具有穩(wěn)定性。4.2.1

穩(wěn)定性概念及條件立擺的不穩(wěn)定性懸擺的穩(wěn)定性飛機的穩(wěn)定性原理與懸擺的穩(wěn)定性原理基本上是一樣的

。

飛機之所以有穩(wěn)定性

，首先是因為飛機偏離原平衡狀態(tài)時出現(xiàn)了穩(wěn)定力矩

，使飛機具有自動恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的趨勢；其次是在擺動過程中又出現(xiàn)了阻尼力矩，促使飛機擺動減弱乃至消失。4.2.1

穩(wěn)定性概念及條件動穩(wěn)定性描述1.

俯仰穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生飛機的俯仰穩(wěn)定力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生

。

當(dāng)飛機受擾動使機翼迎角增大

時，水平尾翼迎角也增大，產(chǎn)生向上的附加升力?L尾

，對飛機重心形成下俯的穩(wěn)定力矩

，使飛機

趨向于恢復(fù)原來的迎角。水平尾翼產(chǎn)生的俯仰穩(wěn)定力矩實際上，

當(dāng)飛機受擾動迎角變化時，

除水平尾翼迎角隨之變化外

，機身、機翼、螺旋槳等部分的迎角也要發(fā)生變化，

同樣也會產(chǎn)生額外的升力。4.2.2

飛機的俯仰穩(wěn)定性2.

飛機俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生要使飛機最后恢復(fù)到原來的迎角，

除有俯仰穩(wěn)定力矩

，使飛機具有自動恢復(fù)到原來迎角的趨勢外，還要在飛機俯仰擺動過程中出現(xiàn)阻

尼力矩，迫使飛機的擺動逐漸減弱直至消失

。

俯仰阻尼力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。4.2.2

飛機的俯仰穩(wěn)定性俯仰阻尼力矩的產(chǎn)生飛機的焦點位置3.

飛機俯仰穩(wěn)定性判別飛機是否具有俯仰穩(wěn)定性，可以通過俯仰力矩系數(shù)曲線（

mz

~

α變化曲線）判斷

。

飛機的全機俯仰力矩（Mz

）可通過理論計算和實驗（風(fēng)洞、試飛）得到，

飛機的俯仰力矩系數(shù)4.2.3

飛機的方向穩(wěn)定性飛機俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線可用下式計算1.

飛機方向穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩，主要是飛機側(cè)滑時，

由垂直尾翼產(chǎn)生的。在平飛中，

飛機受微小擾動，

出現(xiàn)左側(cè)滑時，

空氣從左前方吹向飛機，作用在垂直尾翼上，產(chǎn)生向右的空氣動力(?Z尾

），對重心形成左偏力矩，

力圖消除側(cè)滑

，使飛機自動趨向恢復(fù)原來的方向平衡狀態(tài)

。這個力矩就是方向穩(wěn)定力矩

。此外

，機翼的上反角和后掠角也能產(chǎn)生方向穩(wěn)定4.2.3

飛機的方向穩(wěn)定性垂直尾翼產(chǎn)生的方向穩(wěn)定力矩力矩。2.

飛機方向阻尼力矩的產(chǎn)生方向阻尼力矩，主要由垂直尾翼產(chǎn)生。飛機受到擾動機頭右偏，此時，

飛機繞著重心順時針轉(zhuǎn)動

。此時垂尾向左運動，會額外出現(xiàn)一個向右的相

對氣流速度

，使得垂尾處原來的相對氣流速度大小和方向都發(fā)生變化，進(jìn)而形成向右的側(cè)力，這個力對重心形成的力矩方向（逆時針方向）

正好與飛機的轉(zhuǎn)動方向相

反，

阻止飛機偏離原平衡位置更遠(yuǎn)，所以該力矩稱為方

向阻力力矩。4.2.3

飛機的方向穩(wěn)定性方向阻尼力矩的產(chǎn)生1.

飛機橫側(cè)穩(wěn)定力矩的產(chǎn)生飛機的橫側(cè)穩(wěn)定力矩，主要由側(cè)滑時機翼的上反角和機翼的后掠角產(chǎn)生

。

飛機在平飛中，

受微弱擾動而帶左坡度時，升力（L）和重力（W）

的合力（F）形成向心力

，使飛機向左側(cè)方做曲線

運動，而出現(xiàn)左側(cè)滑

。此時，

空氣從左前方吹來，

因上反角的作用，左機翼迎角增大，升力增大

，右機翼的迎角減小，升力減小

。加之左機翼上表面的氣流比較平順，升力也比較大，而右機翼上表

面可能產(chǎn)生氣流分離，升力較小

。于是，左右機翼升力之差形成右滾力矩，

力圖消除左坡度，從而

消除側(cè)滑，而使飛機具有自動恢復(fù)原來橫側(cè)平衡狀態(tài)的趨勢

。這個力矩就是橫側(cè)穩(wěn)定力矩。4.2.4

飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性機翼上反角的作用機翼的后掠角也將使飛機產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定力矩。此外，

飛機在側(cè)滑中，垂直尾翼上的附加側(cè)力(?Z尾

）

因其著力點在飛機重心位置之上，也會對重心形成橫側(cè)穩(wěn)定力矩

。

另外

，機翼的上下位置不同對飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性4.2.4

飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性機翼上

、下位置對橫側(cè)穩(wěn)定性的影響機翼后掠角的作用圖也有影響。2.

飛機的橫側(cè)阻尼力矩的產(chǎn)生機的橫側(cè)阻尼力矩主要由機翼產(chǎn)生

。

飛機向左滾轉(zhuǎn)，左翼下沉，在左翼上引起向上的相對氣流速度(?v

），而使迎角增大，產(chǎn)生正的附加升力（在臨界迎角范圍內(nèi)）

；右翼

上揚，在右翼上引起向下的相對氣流速度(?v

），而使迎角減小，產(chǎn)生負(fù)的附加升力

。

左右機翼升力之差

，形成向右的橫側(cè)阻尼力矩，

阻止飛機向左滾轉(zhuǎn)。4.2.4

飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性橫側(cè)阻尼力矩的產(chǎn)生飛機的方向穩(wěn)定性與橫側(cè)穩(wěn)定性是相互聯(lián)系但又不能單獨存在的，也就是說他們是相互耦合的

。飛行中，

飛機若無側(cè)滑，

既不會產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩，也不會產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定力矩。如果飛機有側(cè)滑，

除產(chǎn)生向側(cè)滑一邊偏轉(zhuǎn)的方向穩(wěn)定力矩外，

同時還要產(chǎn)生向側(cè)滑反方向滾轉(zhuǎn)的橫側(cè)穩(wěn)定力矩

。

比如，

飛機受擾動出現(xiàn)左側(cè)滑時，

飛機除產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩

，使機頭左

偏外，還要產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定力矩

，使飛機向右滾轉(zhuǎn)

。又如，

飛機受擾動向左傾斜時，

飛機就要出現(xiàn)左側(cè)滑，

除產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定力矩

，使飛機向右滾轉(zhuǎn)

，消除傾斜外，

同時產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩，

使飛機向左偏轉(zhuǎn)

，消除側(cè)滑。1.

飄擺（荷蘭滾）現(xiàn)象如果飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性過強，而方向穩(wěn)定性過弱，

飛機在飛行中受到微小擾動出現(xiàn)傾斜，側(cè)滑時

，就會產(chǎn)生明顯的飄擺現(xiàn)象，

即所謂的荷蘭滾。4.2.5

飛機方向穩(wěn)定性和橫側(cè)穩(wěn)定性的關(guān)系飄擺的危害性在于：飄擺震蕩周期只有幾秒，修正飄擺超出了人的反應(yīng)能力

，并且在修正過程中極易造成推波助瀾

，加大飄擺

。

正常情況下，飄擺半衰期很短，但當(dāng)方向穩(wěn)

定性和橫側(cè)穩(wěn)定性不協(xié)調(diào)時

，易使飄擺半衰期延長甚至不穩(wěn)定

，嚴(yán)重危及安全。2.

螺旋下降如果飛機的方向穩(wěn)定性過強，而橫側(cè)穩(wěn)定性過弱，

飛機在飛行中受微小擾動發(fā)生傾斜、側(cè)滑時

，就會自動地產(chǎn)生緩慢的螺旋下降。4.2.5

飛機方向穩(wěn)定性和橫側(cè)穩(wěn)定性的關(guān)系分別是飛機的偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)（

my

）

、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)（

mx

）

隨側(cè)滑角(β

)變化的曲線，

它們分別叫做飛機的偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線。兩曲線的斜率和，分別叫做飛機的方向穩(wěn)定度和橫側(cè)穩(wěn)定度

。

它們分別表示側(cè)滑角變化

1°飛機偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的變化量。4.2.6

從力矩系數(shù)曲線看飛機的方向

、

橫側(cè)穩(wěn)定性飛機偏轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線飛機滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化曲線1.

重心位置前

、后變動對飛機穩(wěn)定性的影響重心前后位置對俯仰穩(wěn)定性影響較大

。重心位置越靠前，

飛機在同樣的擾動下

，俯仰擺動的幅度比較小

。重心前后位置對方向穩(wěn)定性影響小

。重心位置越靠前，

飛機的方向穩(wěn)定性增強，但不明顯

。重心前后位置對橫側(cè)穩(wěn)定性無影響

。重心位置前、后移動，不影響飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性。2.

速度變化對飛機穩(wěn)定性的影響飛機擺動衰減時間的長短，主要取決于飛機阻尼力矩的大小

。

阻尼力矩越大

，擺動消失越快，

飛機恢復(fù)原平衡狀態(tài)越迅速。3.

高度變化對飛機穩(wěn)定性的影響高度增加，

空氣密度減小

，使得飛機的阻尼力矩減小，從而導(dǎo)致飛機擺動的衰減時間增長，穩(wěn)定性減弱。4.2.7

影響飛機穩(wěn)定性的因素4.

大迎角飛行對飛機穩(wěn)定性的影響在大迎角或接近臨界迎角飛行時，飛機的橫側(cè)阻尼力矩的方向可能發(fā)生變

化，

因此飛機可能喪失橫側(cè)穩(wěn)定性，

出

現(xiàn)機翼自轉(zhuǎn)現(xiàn)象。4.2.7

影響飛機穩(wěn)定性的因素升力系數(shù)曲線4.3飛機的操縱性飛機的俯仰操縱性

，是指飛行員操縱駕駛盤偏轉(zhuǎn)升降舵后，

飛機繞橫軸轉(zhuǎn)動而改變其迎角等飛行狀態(tài)的特性。1.

直線飛行中改變迎角的基本原理當(dāng)迎角增大到一定程度時，穩(wěn)定力矩與操縱力矩相等，

飛機俯仰力矩重新取得平衡，

飛機停止轉(zhuǎn)動

，并保持較大迎角飛行

。此時，

力矩的平衡關(guān)系是：俯仰操縱力矩＝俯仰穩(wěn)定力矩。4.3.1

飛機的俯仰操縱性直線飛行時改變迎角的基本原理在直線飛行中，

駕駛盤前后的每一個位置（或升降舵偏轉(zhuǎn)角）對應(yīng)著一個迎角

。

駕駛盤位置越靠后，升降舵上偏角越大，對應(yīng)的迎角也越大

。反之，

駕駛盤位置越靠前，升降舵下偏角越大，對應(yīng)的迎角也越小

。如果飛機處于平飛狀態(tài)，

飛機的升力與重力必須相等（L＝W）

，用不同的速度平飛

，就需相應(yīng)地用不同的迎角

，才能保持升力不變

，使升力始終等于重力

。這就是說，在直線飛行中，

駕駛盤前后的每一個位置

，都對應(yīng)著一個迎角或飛行速度。4.3.1

飛機的俯仰操縱性平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角與飛行速度的關(guān)系曲線這就是說，操縱力矩的一部分與穩(wěn)定力矩平衡，

以保持飛機迎角不變；而另一部分則與阻尼力矩平衡，

以保持飛機繞橫軸做等角速度

轉(zhuǎn)動。2.

曲線飛行中改變迎角的基本原理轉(zhuǎn)動角速度一定時，

飛機俯仰力矩的平衡關(guān)系是：俯仰操縱力矩

=俯仰穩(wěn)定力矩＋俯仰阻尼力矩4.3.1

飛機的俯仰操縱性飛機在曲線飛行中的旋轉(zhuǎn)角速度3.

駕駛桿力1）桿力的產(chǎn)生和影響因素當(dāng)飛行員向前推桿，升降舵向下偏一個角度(δ

)

時，升降舵上產(chǎn)生一個向上的空氣動力(?L舵

），對升降舵轉(zhuǎn)動軸形成一個力矩（叫鉸鏈力矩），這個力矩迫使升降舵和桿返回中立位置

。

為保持升降舵偏角不變

，亦即保持桿位置不變，

飛行員必須用一定的力（P）推桿，

以平衡鉸鏈力4.3.1

飛機的俯仰操縱性升降舵鉸鏈力矩所引起的桿力矩的作用。2）配平（調(diào)整）

片的作用飛行中，使用配平片可減小或消除桿力。4.3.1

飛機的俯仰操縱性配平片對平飛中桿力的作用升降舵配平片的作用配平片的位置飛機的方向操縱性

，就是在飛行員操縱方向舵以后，

飛機繞立軸偏轉(zhuǎn)而改變其側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性

。在方向操縱力矩的作用下，

飛機開始繞立軸轉(zhuǎn)動，側(cè)滑角增加

。在機頭左偏過程中，

出現(xiàn)右側(cè)滑，

相對氣流從右前方吹來，在機身、垂直尾翼上產(chǎn)生向左的側(cè)力，對重心形成右偏的方向穩(wěn)定力矩，

力圖阻止側(cè)

滑角的擴(kuò)大

。起初，

由于左偏的方向操縱力矩大于右偏的方向穩(wěn)定力矩，側(cè)滑角會繼續(xù)增大

。但右偏的方向穩(wěn)定力矩是隨著側(cè)滑角的增大而增大的，

當(dāng)方向穩(wěn)定力矩增大到與方向操縱力矩取得平衡時，

飛機保持一定的側(cè)滑角(β

)

不變

。此時，

力矩的平衡關(guān)系為方向操縱力矩＝方向穩(wěn)定力矩4.3.2

飛機的方向操縱性（飛機無滾轉(zhuǎn)）無滾轉(zhuǎn)時飛機改變側(cè)滑角的基本原理飛機的橫側(cè)操縱性

，是在飛行員操縱副翼以后，

飛機繞縱軸滾轉(zhuǎn)而改變其滾轉(zhuǎn)角速度、坡度等飛行狀態(tài)的特性。在橫側(cè)操縱力矩的作用下，

飛機開始繞縱軸轉(zhuǎn)動

，使飛機向右加速滾轉(zhuǎn)

。

由于我們討論的是無側(cè)滑的橫側(cè)操縱，所以飛

機在出現(xiàn)坡度后不會有穩(wěn)定力矩出現(xiàn)

。但飛機右滾，會有滾轉(zhuǎn)

角速度，

因而產(chǎn)生橫側(cè)阻尼力矩

，制止飛機右滾

。起初

，橫側(cè)

操縱力矩大于橫側(cè)阻尼力矩

，滾轉(zhuǎn)角速度是逐漸增大的

。

隨著

滾轉(zhuǎn)角速度的增大

，橫側(cè)阻尼力矩也逐漸增大

。所以滾轉(zhuǎn)角速

度的變化只取決于橫側(cè)操縱力矩和橫側(cè)阻尼力矩，

當(dāng)橫側(cè)阻尼力矩增大到與橫側(cè)操縱力矩取得平衡時，

飛機保持一定的角速4.3.3

飛機的橫側(cè)操縱性（飛機無側(cè)滑）度滾轉(zhuǎn)，這時力矩平衡關(guān)系式為無側(cè)滑時飛機橫側(cè)操縱的基本原理飛機的方向操縱性和橫側(cè)操縱性與方向穩(wěn)定性和橫側(cè)穩(wěn)定性一樣，也是互相聯(lián)系和互相影響的，

即它們也是相互耦合的。在實際飛行中，側(cè)滑和滾轉(zhuǎn)常常是同時出現(xiàn)的。只蹬舵，

飛機不僅繞立軸偏轉(zhuǎn)，

同時還會繞縱軸滾轉(zhuǎn)；只壓盤，

飛機不僅繞縱軸滾轉(zhuǎn)，同時還會繞立軸偏轉(zhuǎn)

。也就是說

，無論蹬舵或壓盤

，都能造成飛機的偏轉(zhuǎn)和滾轉(zhuǎn)

。從操縱效

果上來講

，存在盤舵互換問題。4.3.4

方向操縱性和橫側(cè)操縱性的關(guān)系1.

飛機重心位置前后移動對操縱性的影響和重心的前后極限位置重心位置的前后移動，會引起平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角和桿力發(fā)生變化。1）重心前限重心前移

，增大同樣的迎角，所需的升降舵上偏角增大

。重心前移越多，所需升降舵上偏角越大

。但升降舵上偏角要受到結(jié)構(gòu)和氣流分離的限制，不能無限增大

，重心前移過多，可能會導(dǎo)致即使把駕駛盤拉到底，迎角也不能增加到所需要的迎角

。

因此

，重心位置應(yīng)有個前限

。

重心位置對平飛升降舵偏角和桿力的影響4.3.5

影響飛機操縱性的因素2）重心后限重心位置后移，

飛機的俯仰穩(wěn)定性變差

。重心位置過于靠后，

以至接近飛機焦點時，飛機的俯仰穩(wěn)定性將變得很差

。一旦重心后移到飛機焦點之后，

飛機就會失去俯仰穩(wěn)定性

。

因此，

飛機重心位置應(yīng)有一個后限。3）有利重心范圍重心靠前，會使同迎角下飛機的升力系數(shù)和最大升力系數(shù)減小，

阻力系數(shù)增加，耗油率增大，

飛機的性能變差

。

因此，

為提高飛行性能，

飛機除規(guī)定重心位置前限和后限外，

還規(guī)定了飛機的有利重心范圍，

即希望在允許的重心前后限范圍內(nèi)，

飛機的重心盡量靠后。4.3.5

影響飛機操縱性的因素2.

飛行速度對飛機操縱性的影響飛行速度大，

飛機反應(yīng)快，

飛機操縱性好；

飛行速度小，

飛機反應(yīng)慢，

飛機操縱性變差。3.

飛行高度對操縱性的影響高空飛行有桿、舵變輕

，反應(yīng)遲緩的現(xiàn)象。4.

迎角對橫側(cè)操縱性的影響在大迎角或接近臨界迎角飛行時，

飛機可能喪失橫側(cè)操縱性，

出現(xiàn)橫側(cè)反操縱現(xiàn)象。4.3.5

影響飛機操縱性的因素(第二版)第

5

章平飛

、

上升

、

下降目錄03

5.3

上升04

5.4

下降01

5.1平飛02

5