第04章飛行原理1航空概論

1、航空航天概論 回目錄頁(yè)一個(gè)方程：連續(xù)性方程一個(gè)方程：連續(xù)性方程一個(gè)概念：流線一個(gè)概念：流線一個(gè)定理：伯努利定理一個(gè)定理：伯努利定理一個(gè)推論一個(gè)推論一個(gè)小實(shí)驗(yàn)：紙條吹風(fēng)試驗(yàn)一個(gè)小實(shí)驗(yàn)：紙條吹風(fēng)試驗(yàn)兩個(gè)實(shí)例兩個(gè)實(shí)例第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.1回目錄頁(yè)流體連續(xù)性方程的實(shí)質(zhì)：流體連續(xù)性方程的實(shí)質(zhì)： 變截面流體管變截面流體管道中，單位時(shí)間內(nèi)流體通過(guò)任一截面的流道中，單位時(shí)間內(nèi)流體通過(guò)任一截面的流量（量（ s v）相等。）相等。流體連續(xù)性方程：流體連續(xù)性方程： 1s1v1= 2s2v2 = 3s3v3 =const.即：即： s v = const. 當(dāng)流體不可壓縮時(shí)，當(dāng)流體不

2、可壓縮時(shí)，即：即： = const. 時(shí)：時(shí)：有：有：s v = const.第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.1回目錄頁(yè) 流線：流體微團(tuán)流動(dòng)所經(jīng)過(guò)的路線。流線：流體微團(tuán)流動(dòng)所經(jīng)過(guò)的路線。 在管道中流體流速的快慢，可用管道中流線的在管道中流體流速的快慢，可用管道中流線的稠密程度來(lái)表示。凡是流線稠密的地方，表示管道稠密程度來(lái)表示。凡是流線稠密的地方，表示管道細(xì)，流體受到約束，流速快；反之，則慢。細(xì)，流體受到約束，流速快；反之，則慢。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.1伯努利定理伯努利定理 管道中以穩(wěn)定的速度流動(dòng)的流體，若流體管道中以穩(wěn)定的速度流動(dòng)的流體，若

3、流體不可壓縮，且與外界無(wú)能量交換，則沿管道各不可壓縮，且與外界無(wú)能量交換，則沿管道各點(diǎn)的流體的動(dòng)壓與靜壓之和等于常量。點(diǎn)的流體的動(dòng)壓與靜壓之和等于常量。伯努利方程伯努利方程 p+1/2 v2 = P = const.回目錄頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理低速流動(dòng)空氣的特性低速流動(dòng)空氣的特性 根據(jù)流體連續(xù)性方程和伯努利定理，可根據(jù)流體連續(xù)性方程和伯努利定理，可以得到以下：以得到以下：流體在管道中流動(dòng)時(shí)，凡是管流體在管道中流動(dòng)時(shí)，凡是管道剖面大的地方，流體的流速就小，流體的道剖面大的地方，流體的流速就小，流體的靜壓靜壓 就大，而管道剖面小的地方，流速就大，就大，而管道剖面小的地

4、方，流速就大，靜壓就小。靜壓就小。即：即： 若若 s1 s2 s3 則則 v1 v2 v3 p1 p2 p3 4.1回目錄頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.1回目錄頁(yè)壓力壓力第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.1回目錄頁(yè)生活中的兩個(gè)實(shí)例生活中的兩個(gè)實(shí)例 第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理 4.2.1 機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)機(jī)翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)：機(jī)翼的橫剖面形狀。翼形最前端：機(jī)翼的橫剖面形狀。翼形最前端的一點(diǎn)叫的一點(diǎn)叫“前緣前緣”，最后端一點(diǎn)，最后端一點(diǎn)叫叫“后緣后緣”。：機(jī)翼翼尖兩端點(diǎn)：機(jī)翼翼尖兩端點(diǎn) 之間的距離，也之間的距離，也 叫展

5、長(zhǎng)，以叫展長(zhǎng)，以“L”表表 示。示。 4.2.1(1)回目錄頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理：翼型前后緣之間的連線；其長(zhǎng)度：翼型前后緣之間的連線；其長(zhǎng)度稱為弦長(zhǎng)，通常以稱為弦長(zhǎng)，通常以 b 表示。表示。4.2.1(2)回目錄頁(yè)：以翼弦為基礎(chǔ)作垂線，每一條垂：以翼弦為基礎(chǔ)作垂線，每一條垂線在翼形內(nèi)的長(zhǎng)度即為該處的翼線在翼形內(nèi)的長(zhǎng)度即為該處的翼型厚度，以型厚度，以c表示。表示。：厚度線中點(diǎn)的連線叫中弧線。中：厚度線中點(diǎn)的連線叫中弧線。中弧線與翼弦之間的最大距離叫翼弧線與翼弦之間的最大距離叫翼形的最大彎度，以形的最大彎度，以fmax表示。表示。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)

6、飛行的基本原理：展長(zhǎng)和平均弦長(zhǎng)之比：展長(zhǎng)和平均弦長(zhǎng)之比。：機(jī)翼的翼根弦長(zhǎng)與翼尖弦長(zhǎng)之：機(jī)翼的翼根弦長(zhǎng)與翼尖弦長(zhǎng)之比，也稱比，也稱“梯形比梯形比”或或“尖削尖削比比”,以以= b根弦根弦/ b梢弦梢弦表示。表示。：通常以：通常以表示表示 前緣后掠角：前緣后掠角：機(jī)翼前緣同垂直于飛機(jī)縱軸機(jī)翼前緣同垂直于飛機(jī)縱軸的直線之間的夾角，以的直線之間的夾角，以0表示；表示； 后緣后掠角后緣后掠角1 1/4弦線后掠角弦線后掠角0.25 4.2.1(4)回目錄頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.1(5)回目錄頁(yè)： 機(jī)翼的底面同垂直于飛機(jī)立軸機(jī)翼的底面同垂直于飛機(jī)立軸的平面之間的夾角，以的

7、平面之間的夾角，以表示。表示。：翼弦與相對(duì)氣流速度：翼弦與相對(duì)氣流速度v之間的夾之間的夾角，也稱為飛機(jī)的攻角，通常角，也稱為飛機(jī)的攻角，通常以以表示。表示。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.1(6)回目錄頁(yè)回翼型回翼弦回厚彎度第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.1(7)回目錄頁(yè)回翼展回機(jī)翼參數(shù)S第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.1(8)回目錄頁(yè)上一頁(yè)上反角下反角第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.1(9)回目錄頁(yè)上一頁(yè)LRD第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.1(10)回目錄頁(yè)第四

8、章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.2 飛機(jī)的升力飛機(jī)的升力4.2.2(1)回目錄頁(yè)通常，機(jī)翼翼型的上表通常，機(jī)翼翼型的上表面凸起較多而下表面比較平面凸起較多而下表面比較平直，再加上有一定的迎角。直，再加上有一定的迎角。這樣，從前緣到后緣，上翼這樣，從前緣到后緣，上翼面的氣流流速就比下翼面的面的氣流流速就比下翼面的流速快；上翼面的靜壓也就流速快；上翼面的靜壓也就比下翼面的靜壓低，上下翼比下翼面的靜壓低，上下翼面間形成壓力差，此靜壓差面間形成壓力差，此靜壓差稱為作用在機(jī)翼上的空氣動(dòng)稱為作用在機(jī)翼上的空氣動(dòng)力。力。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.2(2)

9、回目錄頁(yè)空氣動(dòng)力是分布力，空氣動(dòng)力是分布力，其合力的作用點(diǎn)叫做壓其合力的作用點(diǎn)叫做壓力中心。空氣動(dòng)力合力力中心。空氣動(dòng)力合力在垂直于氣流速度方向在垂直于氣流速度方向上的分量就是機(jī)翼的升上的分量就是機(jī)翼的升力。力?？諝鈩?dòng)力的分布隨迎空氣動(dòng)力的分布隨迎角的不同而變化。因此，角的不同而變化。因此，飛機(jī)升力的大小也隨迎飛機(jī)升力的大小也隨迎角的改變而變化。角的改變而變化。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.2(3)回目錄頁(yè)升力的計(jì)算公式：升力的計(jì)算公式：SvCYy）（221式中：式中： 為飛機(jī)所在高度處的空氣密度，為飛機(jī)所在高度處的空氣密度， v為飛機(jī)的飛行速度為飛機(jī)的飛行速度,

10、(1/2v2)稱為動(dòng)壓稱為動(dòng)壓; S為機(jī)翼的面積，為機(jī)翼的面積， Cy為升力系數(shù)。為升力系數(shù)。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.2(4)回目錄頁(yè)對(duì)于某一種翼型、對(duì)于某一種翼型、某一種機(jī)翼剖面形狀，某一種機(jī)翼剖面形狀，通常通過(guò)實(shí)驗(yàn)來(lái)獲得通常通過(guò)實(shí)驗(yàn)來(lái)獲得升力系數(shù)與迎角的關(guān)升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線，即系曲線，即Cy曲曲線。線。零升力迎角零升力迎角Cy第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.2(5)回目錄頁(yè)在在Cy曲線中，對(duì)應(yīng)于升力系數(shù)等于零曲線中，對(duì)應(yīng)于升力系數(shù)等于零的迎角稱為零升力迎角；對(duì)應(yīng)于最大升力系的迎角稱為零升力迎角；對(duì)應(yīng)于最大升力系數(shù)數(shù)Cymax

11、的迎角叫臨界迎角或失速迎角。的迎角叫臨界迎角或失速迎角。當(dāng)飛機(jī)的迎角小于臨界迎角時(shí)，升力系當(dāng)飛機(jī)的迎角小于臨界迎角時(shí)，升力系數(shù)隨著迎角的增大而增大；數(shù)隨著迎角的增大而增大；當(dāng)飛機(jī)迎角超過(guò)當(dāng)飛機(jī)迎角超過(guò)臨界迎角后，迎角增大，升力系數(shù)卻急劇下臨界迎角后，迎角增大，升力系數(shù)卻急劇下降，這種現(xiàn)象稱為降，這種現(xiàn)象稱為。 第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.2(6)回目錄頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.2(7)回目錄頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.2(7) 一些提高飛機(jī)抗失一些提高飛機(jī)抗失速能力的常用措施速能力的常用措施 鴨翼先

12、失速，以提高飛鴨翼先失速，以提高飛機(jī)整體的抗失速能力機(jī)整體的抗失速能力回目錄頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.3(1)回目錄頁(yè)4.2.3 飛機(jī)的阻力飛機(jī)的阻力作用在飛機(jī)上的空作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力在平行于氣流速度氣動(dòng)力在平行于氣流速度方向上的分力就是飛機(jī)的方向上的分力就是飛機(jī)的阻力。阻力。按阻力產(chǎn)生的原因，飛機(jī)低速飛行按阻力產(chǎn)生的原因，飛機(jī)低速飛行時(shí)的阻力一般可分為：時(shí)的阻力一般可分為：、。高速飛行。高速飛行還有還有第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理摩擦阻力回目錄頁(yè)當(dāng)氣流流過(guò)飛機(jī)表面時(shí)，由于空氣當(dāng)氣流流過(guò)飛機(jī)表面時(shí)，由于空氣存在粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面

13、發(fā)生摩存在粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動(dòng)，由此而產(chǎn)生的擦，阻滯了氣流的流動(dòng)，由此而產(chǎn)生的阻力叫做摩擦阻力。阻力叫做摩擦阻力。摩擦阻力是在摩擦阻力是在中產(chǎn)生的。中產(chǎn)生的。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理附面層(1)回目錄頁(yè)所謂附面層就是緊貼物體表面，流速所謂附面層就是緊貼物體表面，流速由外部流體的自由流速逐漸降低到零的那由外部流體的自由流速逐漸降低到零的那一層薄薄的空氣層。一層薄薄的空氣層。附面層中氣附面層中氣流的流動(dòng)情況也流的流動(dòng)情況也是不同的，可分是不同的，可分為為和和。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理附面層(2)回目錄頁(yè) 層流附

14、面層：氣流各層不相混雜而成層流流層流附面層：氣流各層不相混雜而成層流流動(dòng)，其摩擦阻力較小。動(dòng)，其摩擦阻力較小。 紊流附面層：氣流活動(dòng)雜亂無(wú)章，并出現(xiàn)漩紊流附面層：氣流活動(dòng)雜亂無(wú)章，并出現(xiàn)漩渦和橫向運(yùn)動(dòng)，但整個(gè)附面層仍然附渦和橫向運(yùn)動(dòng)，但整個(gè)附面層仍然附著于翼面，其摩擦阻力較大。著于翼面，其摩擦阻力較大。上一頁(yè) 尾跡：附面層脫離了翼面而形成大量宏觀的尾跡：附面層脫離了翼面而形成大量宏觀的漩渦。漩渦。 轉(zhuǎn)捩點(diǎn)：層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥狞c(diǎn)。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)：層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥狞c(diǎn)。 分離點(diǎn)：附面層開(kāi)始脫離翼面的點(diǎn)。分離點(diǎn)：附面層開(kāi)始脫離翼面的點(diǎn)。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理壓

15、差阻力壓差阻力回目錄頁(yè)運(yùn)動(dòng)著的物體前后由于壓力差而形成的運(yùn)動(dòng)著的物體前后由于壓力差而形成的阻力叫做壓差阻力。阻力叫做壓差阻力。壓差阻力壓差阻力與物體的迎風(fēng)與物體的迎風(fēng)面積、物體的面積、物體的形狀以及物體形狀以及物體在氣流中的位在氣流中的位置都有很大關(guān)置都有很大關(guān)系。系。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力 回目錄頁(yè)誘導(dǎo)阻力是翼面所獨(dú)有的一種阻力，它是伴誘導(dǎo)阻力是翼面所獨(dú)有的一種阻力，它是伴隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，因此可以說(shuō)它是為了產(chǎn)隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，因此可以說(shuō)它是為了產(chǎn)生升力而付出的一種生升力而付出的一種“代價(jià)代價(jià)”。 第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理

16、飛機(jī)飛行的基本原理誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力 回目錄頁(yè) 欲減小誘導(dǎo)阻力，可欲減小誘導(dǎo)阻力，可增加翼尖小翼增加翼尖小翼，并盡可，并盡可能能加大機(jī)翼的展弦比加大機(jī)翼的展弦比。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理干擾阻力干擾阻力回目錄頁(yè)干擾阻力就是飛機(jī)各部分之間由于氣干擾阻力就是飛機(jī)各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.2.4(2)回目錄頁(yè)阻力的計(jì)算公式：阻力的計(jì)算公式：SvCXx）（221與計(jì)算升力時(shí)不同的是：與計(jì)算升力時(shí)不同的是：vCx為阻力系數(shù)。對(duì)某一翼型、某一平面形狀為阻力系數(shù)。對(duì)某

17、一翼型、某一平面形狀的機(jī)翼而言，阻力系數(shù)的機(jī)翼而言，阻力系數(shù)Cx不僅與迎角不僅與迎角有關(guān)，有關(guān)，而且還與速度而且還與速度v的大小有很大關(guān)系。阻力系數(shù)的大小有很大關(guān)系。阻力系數(shù)曲線同樣也由試驗(yàn)獲得。曲線同樣也由試驗(yàn)獲得。vS為參考面積，計(jì)算時(shí)應(yīng)視使用的部件不同而為參考面積，計(jì)算時(shí)應(yīng)視使用的部件不同而不同。不同。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.1(1)回目錄頁(yè)下一頁(yè)音波：音波：聲源在空氣中震動(dòng)，會(huì)使周圍空聲源在空氣中震動(dòng)，會(huì)使周圍空氣形成周期性的壓強(qiáng)和密度變氣形成周期性的壓強(qiáng)和密度變化的疏密波。傳播聲音的空氣化的疏密波。傳播聲音的空氣疏密波叫做音波。疏密波叫做音波。音速：

18、音速：音波在空氣中傳播的速度。音波在空氣中傳播的速度。4.3.1 音速和馬赫數(shù)音速和馬赫數(shù)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.1(2)回目錄頁(yè)下一頁(yè)馬赫數(shù)：馬赫數(shù)：vv馬赫數(shù)簡(jiǎn)稱馬赫數(shù)簡(jiǎn)稱M數(shù)，用以描述空氣受壓數(shù)，用以描述空氣受壓縮的程度?？s的程度。vv馬赫數(shù)的數(shù)學(xué)表達(dá)式為：馬赫數(shù)的數(shù)學(xué)表達(dá)式為： M= v / a 式中：式中：v表示飛機(jī)在一定高度上的飛表示飛機(jī)在一定高度上的飛行速度，行速度，a表示當(dāng)時(shí)飛機(jī)所在位置處表示當(dāng)時(shí)飛機(jī)所在位置處的音速。的音速。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.1(3)回目錄頁(yè)vv簡(jiǎn)單地劃分：簡(jiǎn)單地劃分： M 1：亞音速飛

19、行：亞音速飛行 M 1：超音速飛行：超音速飛行 M 1：等音速飛行等音速飛行vv航空上劃分：航空上劃分： 亞音速區(qū)：亞音速區(qū)： M 0.75 跨音速區(qū)：跨音速區(qū)： 0.75 M 1.2 超音速區(qū)：超音速區(qū)： 1.2M 5.0 高超音速區(qū)：高超音速區(qū)： M5.0第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.2(1)回目錄頁(yè)下一頁(yè)當(dāng)氣流速度接近和高于音速時(shí)，當(dāng)氣流速度接近和高于音速時(shí)，大氣呈現(xiàn)出強(qiáng)烈的壓縮和膨脹現(xiàn)象大氣呈現(xiàn)出強(qiáng)烈的壓縮和膨脹現(xiàn)象，壓力、密度和溫度都會(huì)發(fā)生顯著的變壓力、密度和溫度都會(huì)發(fā)生顯著的變化，氣流特性會(huì)出現(xiàn)一些不同于低速化，氣流特性會(huì)出現(xiàn)一些不同于低速流動(dòng)的質(zhì)的差別

20、。流動(dòng)的質(zhì)的差別。4.3.2 高速氣流的特性高速氣流的特性第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.2(2)回目錄頁(yè) 在高速流動(dòng)時(shí)，一維流管中氣流在高速流動(dòng)時(shí)，一維流管中氣流速度速度v和所流過(guò)的流管截面積和所流過(guò)的流管截面積s之間的之間的關(guān)系為：關(guān)系為： 式中，式中，M為氣流的馬赫數(shù)，為氣流的馬赫數(shù)，ds為流管為流管截面積截面積s的變化量；的變化量；dv為氣流速度為氣流速度v的的變化量。變化量。 vdvMsds) 1(2 第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.3.1(1)回目錄頁(yè) 擾動(dòng)源在靜止的空氣中以速度擾動(dòng)源在靜止的空氣中以速度v作等速直線運(yùn)動(dòng)，根據(jù)擾動(dòng)

21、源的不同作等速直線運(yùn)動(dòng)，根據(jù)擾動(dòng)源的不同運(yùn)動(dòng)速度，會(huì)出現(xiàn)四種可能的情況：運(yùn)動(dòng)速度，會(huì)出現(xiàn)四種可能的情況：擾動(dòng)源靜止不動(dòng)：擾動(dòng)源靜止不動(dòng)：M0擾動(dòng)源以亞音速運(yùn)動(dòng)：擾動(dòng)源以亞音速運(yùn)動(dòng)：0 M 1擾動(dòng)源以等音速運(yùn)動(dòng)：擾動(dòng)源以等音速運(yùn)動(dòng)：M 1擾動(dòng)源以超音速運(yùn)動(dòng)：擾動(dòng)源以超音速運(yùn)動(dòng)：M 1第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理M=0回目錄頁(yè)由于擾動(dòng)源由于擾動(dòng)源靜止不動(dòng)，所以靜止不動(dòng)，所以擾動(dòng)波以音速擾動(dòng)波以音速a向四周傳播，形向四周傳播，形成以擾動(dòng)源為中成以擾動(dòng)源為中心的同心球面波。心的同心球面波。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理0M1回目錄頁(yè)由于擾動(dòng)源由于擾動(dòng)源以

22、亞音速運(yùn)動(dòng)，以亞音速運(yùn)動(dòng)，所以擾動(dòng)源總是所以擾動(dòng)源總是落后于擾動(dòng)波，落后于擾動(dòng)波，形成偏向擾動(dòng)源形成偏向擾動(dòng)源前進(jìn)方向的不同前進(jìn)方向的不同心球面波。心球面波。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理M=1回目錄頁(yè)由于擾動(dòng)源以音由于擾動(dòng)源以音速運(yùn)動(dòng)，所以擾動(dòng)波速運(yùn)動(dòng)，所以擾動(dòng)波總是與擾動(dòng)源同時(shí)到總是與擾動(dòng)源同時(shí)到達(dá)某一點(diǎn)，擾動(dòng)波都達(dá)某一點(diǎn)，擾動(dòng)波都迭聚在擾動(dòng)源處，形迭聚在擾動(dòng)源處，形成一個(gè)垂直于擾動(dòng)源成一個(gè)垂直于擾動(dòng)源前進(jìn)方向的波面。此前進(jìn)方向的波面。此波面成為受擾和未受波面成為受擾和未受擾空氣的分界面。擾空氣的分界面。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理M1

23、回目錄頁(yè)由于擾動(dòng)源以超由于擾動(dòng)源以超音速運(yùn)動(dòng)，所以擾動(dòng)音速運(yùn)動(dòng)，所以擾動(dòng)波總是落后于擾動(dòng)源，波總是落后于擾動(dòng)源，在擾動(dòng)源后面形成一在擾動(dòng)源后面形成一個(gè)圓錐面，所有擾動(dòng)個(gè)圓錐面，所有擾動(dòng)波都被局限在這個(gè)錐波都被局限在這個(gè)錐面內(nèi)。面內(nèi)。上一頁(yè)該錐面稱為馬赫錐，馬赫該錐面稱為馬赫錐，馬赫 錐錐 的半頂角稱的半頂角稱為馬赫角為馬赫角。顯然，。顯然，M數(shù)越大，馬赫數(shù)越大，馬赫 錐就越尖錐就越尖銳。銳。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理激波：當(dāng)飛機(jī)以等音速或超音速飛行時(shí)，激波：當(dāng)飛機(jī)以等音速或超音速飛行時(shí)，在其前面也會(huì)出現(xiàn)由無(wú)數(shù)較強(qiáng)的在其前面也會(huì)出現(xiàn)由無(wú)數(shù)較強(qiáng)的波迭聚而成的波面，這個(gè)波面就

24、波迭聚而成的波面，這個(gè)波面就稱為稱為。4.3.3.2(1)回目錄頁(yè)下一頁(yè)激波特性：激波特性：激波是一層受到強(qiáng)烈壓縮的空氣層。激波是一層受到強(qiáng)烈壓縮的空氣層。氣流通過(guò)激波時(shí)，壓強(qiáng)、密度、溫度氣流通過(guò)激波時(shí)，壓強(qiáng)、密度、溫度突然增加，而速度卻大大降低。突然增加，而速度卻大大降低。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理激波激波回目錄頁(yè)回激波分類回激波第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.3.2(2)回目錄頁(yè)下一頁(yè)激波分類：激波分類：波面：波面 與飛行速度垂直。與飛行速度垂直。：波面相對(duì)于飛行速度有傾斜角。：波面相對(duì)于飛行速度有傾斜角。波阻：波阻：空氣在通過(guò)激波時(shí)，受到

25、阻滯，空氣在通過(guò)激波時(shí)，受到阻滯，流速急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱流速急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱量使空氣加熱。加熱所需的能量量使空氣加熱。加熱所需的能量來(lái)自動(dòng)能的消耗，動(dòng)能的消耗就來(lái)自動(dòng)能的消耗，動(dòng)能的消耗就表示產(chǎn)生了阻力。因?yàn)檫@一阻力表示產(chǎn)生了阻力。因?yàn)檫@一阻力是由于形成激波而產(chǎn)生的，所以是由于形成激波而產(chǎn)生的，所以叫做波阻。叫做波阻。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.3.2(3)回目錄頁(yè) 正激波的波阻總是大于斜激波的正激波的波阻總是大于斜激波的波阻波阻；且激波面越傾斜，且激波面越傾斜，波阻波阻就越小。就越小。影響激波強(qiáng)度的因素：影響激波強(qiáng)度的因素：物體形狀，尤其是物體形狀

26、，尤其是物體運(yùn)動(dòng)速度，即物體運(yùn)動(dòng)速度，即第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理形狀影響形狀影響回目錄頁(yè)當(dāng)當(dāng)M1時(shí)：時(shí)：上一頁(yè)v若物體頭部圓鈍，在物體前面將形成脫體正若物體頭部圓鈍，在物體前面將形成脫體正激波，而沿上下兩端逐漸傾斜成斜激波。激波，而沿上下兩端逐漸傾斜成斜激波。v若物體頭部尖削，形成附著于物體頭部的斜若物體頭部尖削，形成附著于物體頭部的斜激波。激波。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理M數(shù)影響數(shù)影響回目錄頁(yè)上一頁(yè)v當(dāng)當(dāng)M數(shù)等于或稍大于數(shù)等于或稍大于1時(shí)，不論物體的時(shí)，不論物體的形狀如何，產(chǎn)生的都將是正激波。形狀如何，產(chǎn)生的都將是正激波。v只有當(dāng)只有當(dāng)M數(shù)超

27、過(guò)數(shù)超過(guò)1一定量時(shí)，才有可能一定量時(shí)，才有可能形成斜激波。形成斜激波。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理當(dāng)飛機(jī)的飛行速度達(dá)到一定值但還未當(dāng)飛機(jī)的飛行速度達(dá)到一定值但還未達(dá)到音速時(shí)，飛機(jī)上某些部位的局部流速達(dá)到音速時(shí)，飛機(jī)上某些部位的局部流速卻已達(dá)到或超過(guò)了音速。于是，在這些局卻已達(dá)到或超過(guò)了音速。于是，在這些局部超音速區(qū)首先開(kāi)始形成激波。這種在飛部超音速區(qū)首先開(kāi)始形成激波。這種在飛機(jī)的飛行速度尚未達(dá)到音速而在機(jī)體表面機(jī)的飛行速度尚未達(dá)到音速而在機(jī)體表面4.3.3.3(1)回目錄頁(yè)下一頁(yè)局部激波局部激波局部產(chǎn)生的激波稱局部產(chǎn)生的激波稱之為之為“”。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理

28、飛機(jī)飛行的基本原理局部激波局部激波回目錄頁(yè)局部激波面局部激波面局部超音速區(qū)局部超音速區(qū)局部激波面局部激波面v上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)開(kāi)始產(chǎn)生局部激波所對(duì)應(yīng)的飛行飛機(jī)開(kāi)始產(chǎn)生局部激波所對(duì)應(yīng)的飛行馬赫數(shù)稱為馬赫數(shù)稱為“臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)”。臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)臨界速度是亞音速飛行臨界速度是亞音速飛行和跨音速飛行的分界點(diǎn)。和跨音速飛行的分界點(diǎn)。4.3.3.3(2)回目錄頁(yè)臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.3.3.4回目錄頁(yè)提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，目的在于推提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)，目的在于推遲局部激波的出現(xiàn)，使飛機(jī)不至于過(guò)早地遲

29、局部激波的出現(xiàn)，使飛機(jī)不至于過(guò)早地產(chǎn)生波阻。產(chǎn)生波阻。提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)可以從以下兩提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)可以從以下兩個(gè)方面采取必要的措施：個(gè)方面采取必要的措施：第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理在機(jī)翼剖面形狀方面，可以采用厚在機(jī)翼剖面形狀方面，可以采用厚度較小、最大厚度靠近翼弦中部的翼型。度較小、最大厚度靠近翼弦中部的翼型。 剖面形狀剖面形狀回目錄頁(yè) 薄翼型薄翼型 厚翼型厚翼型上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理在機(jī)翼剖面形狀方面，可以采用后在機(jī)翼剖面形狀方面，可以采用后掠機(jī)翼。掠機(jī)翼。平面形狀平面形狀回目錄頁(yè)上一頁(yè) 后掠翼機(jī)提高后掠翼機(jī)提高臨界馬赫數(shù)的臨

30、界馬赫數(shù)的原理原理降低降低機(jī)翼上的有效機(jī)翼上的有效速度。速度。vvv1v2后掠翼存在的問(wèn)題后掠翼存在的問(wèn)題 第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理翼刀翼刀回目錄頁(yè)上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理變后掠變后掠回目錄頁(yè)上一頁(yè)動(dòng)畫(huà) 第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.4.1(1)回目錄頁(yè)下一頁(yè)穩(wěn)定的概念：穩(wěn)定的概念： 物體的穩(wěn)定是指當(dāng)物體處于平衡狀態(tài)物體的穩(wěn)定是指當(dāng)物體處于平衡狀態(tài)時(shí)，受到微小的擾動(dòng)而偏離了原來(lái)的平衡時(shí)，受到微小的擾動(dòng)而偏離了原來(lái)的平衡狀態(tài)，在擾動(dòng)消失后能自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)的狀態(tài)，在擾動(dòng)消失后能自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)的平衡狀態(tài)的特性。平衡狀態(tài)

31、的特性。 4.4.1 飛機(jī)的穩(wěn)定飛機(jī)的穩(wěn)定第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.4.1(2)回目錄頁(yè)下一頁(yè) 穩(wěn)定穩(wěn)定 不穩(wěn)定不穩(wěn)定 中立穩(wěn)定中立穩(wěn)定第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.4.1(3)回目錄頁(yè)飛機(jī)的穩(wěn)定性：飛機(jī)的穩(wěn)定性： 飛機(jī)的穩(wěn)定性是飛機(jī)設(shè)計(jì)中衡量飛行飛機(jī)的穩(wěn)定性是飛機(jī)設(shè)計(jì)中衡量飛行品質(zhì)的一個(gè)重要參數(shù)。如果飛機(jī)受到擾動(dòng)品質(zhì)的一個(gè)重要參數(shù)。如果飛機(jī)受到擾動(dòng)之后，在駕駛員不進(jìn)行任何操縱的情況下之后，在駕駛員不進(jìn)行任何操縱的情況下能夠回到受擾動(dòng)前的原始狀態(tài)，則稱飛機(jī)能夠回到受擾動(dòng)前的原始狀態(tài)，則稱飛機(jī)是穩(wěn)定的，反之則稱飛機(jī)是不穩(wěn)定的。是穩(wěn)定的，反之則稱

32、飛機(jī)是不穩(wěn)定的。 飛機(jī)的穩(wěn)定包括飛機(jī)的穩(wěn)定包括、和和。下一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理縱向穩(wěn)定縱向穩(wěn)定(1)(1)回目錄頁(yè)飛機(jī)繞橫軸（飛機(jī)繞橫軸（z 軸）的穩(wěn)定叫縱向穩(wěn)軸）的穩(wěn)定叫縱向穩(wěn)定，它定，它反映了飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定特性反映了飛機(jī)的俯仰穩(wěn)定特性。飛機(jī)主要靠水平尾翼和機(jī)翼來(lái)保證縱飛機(jī)主要靠水平尾翼和機(jī)翼來(lái)保證縱向穩(wěn)定，而飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的縱向向穩(wěn)定，而飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的縱向穩(wěn)定有很大影響。穩(wěn)定有很大影響。 下一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理縱向穩(wěn)定縱向穩(wěn)定(2)(2)回目錄頁(yè)當(dāng)飛機(jī)受到縱向擾動(dòng)后，飛機(jī)的迎角當(dāng)飛機(jī)受到縱向擾動(dòng)后，飛機(jī)的迎角改

33、變，水平尾翼和機(jī)翼所產(chǎn)生的附加力對(duì)改變，水平尾翼和機(jī)翼所產(chǎn)生的附加力對(duì)重心均形成恢復(fù)力矩。重心均形成恢復(fù)力矩。 可見(jiàn)，飛機(jī)的可見(jiàn)，飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的縱向穩(wěn)定有很大影縱向穩(wěn)定有很大影響。重心越靠后，響。重心越靠后，所產(chǎn)生的恢復(fù)力矩所產(chǎn)生的恢復(fù)力矩就越小，即穩(wěn)定性就越小，即穩(wěn)定性就越差，甚至有可就越差，甚至有可能變?yōu)椴环€(wěn)定的。能變?yōu)椴环€(wěn)定的。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理方向穩(wěn)定方向穩(wěn)定回目錄頁(yè)飛機(jī)繞立軸（飛機(jī)繞立軸（y 軸）的穩(wěn)定叫方向穩(wěn)軸）的穩(wěn)定叫方向穩(wěn)定，也叫航向穩(wěn)定。定，也叫航向穩(wěn)定。飛機(jī)主要靠飛機(jī)主要靠來(lái)保證其方向穩(wěn)來(lái)保證其方向穩(wěn)定。定。飛機(jī)的側(cè)面

34、迎風(fēng)面積、機(jī)翼后掠角、飛機(jī)的側(cè)面迎風(fēng)面積、機(jī)翼后掠角、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等對(duì)飛機(jī)的方向穩(wěn)定也有一定發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等對(duì)飛機(jī)的方向穩(wěn)定也有一定的影響。的影響。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理垂尾作用垂尾作用回目錄頁(yè)當(dāng)飛機(jī)受到方向擾動(dòng)發(fā)生偏航后，氣當(dāng)飛機(jī)受到方向擾動(dòng)發(fā)生偏航后，氣流與垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾流與垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾上一頁(yè)垂直尾翼與方向穩(wěn)定垂直尾翼與方向穩(wěn)定翼上產(chǎn)生附翼上產(chǎn)生附加側(cè)向力，加側(cè)向力，相對(duì)于重心相對(duì)于重心形成方向穩(wěn)形成方向穩(wěn)定力矩。定力矩。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理側(cè)向穩(wěn)定側(cè)向穩(wěn)定回目錄頁(yè)飛機(jī)繞縱軸（飛機(jī)繞縱軸（x軸）

35、的穩(wěn)定叫側(cè)向穩(wěn)軸）的穩(wěn)定叫側(cè)向穩(wěn)定，它定，它反映了飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性反映了飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性。保證飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定的主要因素有保證飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定的主要因素有、和和。 上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理上反角作用上反角作用回目錄頁(yè)當(dāng)飛機(jī)受到擾動(dòng)出現(xiàn)側(cè)滑后，由于存在上當(dāng)飛機(jī)受到擾動(dòng)出現(xiàn)側(cè)滑后，由于存在上反角，使左、右機(jī)翼的迎角大小不等，左、右反角，使左、右機(jī)翼的迎角大小不等，左、右機(jī)翼所產(chǎn)生的附加升力也不等，這兩個(gè)力的差機(jī)翼所產(chǎn)生的附加升力也不等，這兩個(gè)力的差上一頁(yè)相對(duì)于重心形成恢相對(duì)于重心形成恢復(fù)力矩。復(fù)力矩。 上反角越大，上反角越大，飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定就飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定就越好。相反，

36、下反越好。相反，下反角則起側(cè)向不穩(wěn)定角則起側(cè)向不穩(wěn)定作用。作用。上反角與側(cè)向穩(wěn)定上反角與側(cè)向穩(wěn)定第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理后掠角作用后掠角作用回目錄頁(yè)當(dāng)飛機(jī)受到擾動(dòng)出現(xiàn)側(cè)滑后，由于后掠角當(dāng)飛機(jī)受到擾動(dòng)出現(xiàn)側(cè)滑后，由于后掠角的存在，使兩側(cè)機(jī)翼上的有效速度大小不等，的存在，使兩側(cè)機(jī)翼上的有效速度大小不等，兩側(cè)機(jī)翼所產(chǎn)生的附加升力也就不等，兩者之兩側(cè)機(jī)翼所產(chǎn)生的附加升力也就不等，兩者之差相對(duì)于重心形成恢復(fù)力矩。差相對(duì)于重心形成恢復(fù)力矩。后掠角后掠角越大，側(cè)向越大，側(cè)向穩(wěn)定作用也穩(wěn)定作用也就越強(qiáng)。就越強(qiáng)。后掠角與側(cè)向穩(wěn)定后掠角與側(cè)向穩(wěn)定上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)

37、飛行的基本原理垂尾作用垂尾作用回目錄頁(yè)垂直尾翼之所以能對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)向穩(wěn)垂直尾翼之所以能對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)向穩(wěn)定作用，是因?yàn)楫?dāng)出現(xiàn)了側(cè)滑以后，垂直定作用，是因?yàn)楫?dāng)出現(xiàn)了側(cè)滑以后，垂直尾翼上產(chǎn)生的附加側(cè)向力的作用點(diǎn)位于飛尾翼上產(chǎn)生的附加側(cè)向力的作用點(diǎn)位于飛機(jī)重心的上方，因而相對(duì)于重心也形成恢機(jī)重心的上方，因而相對(duì)于重心也形成恢復(fù)力矩。復(fù)力矩。腹鰭因位于重心（機(jī)身）的后下方，腹鰭因位于重心（機(jī)身）的后下方，則起方向穩(wěn)定作用和側(cè)向不穩(wěn)定作用。則起方向穩(wěn)定作用和側(cè)向不穩(wěn)定作用。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.4.1(4)回目錄頁(yè)可以看出，飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)可以看出，飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)

38、定和方向穩(wěn)定是緊密聯(lián)系且相互影響的，因此通常合定是緊密聯(lián)系且相互影響的，因此通常合稱為稱為“橫側(cè)穩(wěn)定橫側(cè)穩(wěn)定”。飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)定必須很好飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)定必須很好匹配。如若匹配不當(dāng)，飛機(jī)將有可能出現(xiàn)匹配。如若匹配不當(dāng)，飛機(jī)將有可能出現(xiàn)“螺旋不穩(wěn)定螺旋不穩(wěn)定”或或“荷蘭滾荷蘭滾”現(xiàn)象?，F(xiàn)象。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.4.2(1)回目錄頁(yè)下一頁(yè)飛機(jī)的操縱是指駕駛員通過(guò)飛機(jī)的操飛機(jī)的操縱是指駕駛員通過(guò)飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)來(lái)改變飛機(jī)的飛行狀態(tài)?？v機(jī)構(gòu)來(lái)改變飛機(jī)的飛行狀態(tài)。飛機(jī)的操縱性則指的是飛機(jī)對(duì)操縱的飛機(jī)的操縱性則指的是飛機(jī)對(duì)操縱的反應(yīng)特性，又可以稱為飛機(jī)的操縱品

39、質(zhì)。反應(yīng)特性，又可以稱為飛機(jī)的操縱品質(zhì)。4.4.2 飛機(jī)的操縱飛機(jī)的操縱飛機(jī)的操縱與操縱性：飛機(jī)的操縱與操縱性：第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.4.2(2)回目錄頁(yè)下一頁(yè)飛機(jī)的操縱主要是通過(guò)駕駛桿和腳蹬飛機(jī)的操縱主要是通過(guò)駕駛桿和腳蹬等操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)飛機(jī)的三個(gè)主操縱面等操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)飛機(jī)的三個(gè)主操縱面升降舵、方向舵和副翼來(lái)實(shí)現(xiàn)的。升降舵、方向舵和副翼來(lái)實(shí)現(xiàn)的。飛機(jī)的操縱包括飛機(jī)的操縱包括、和和。飛機(jī)操縱的實(shí)現(xiàn)：飛機(jī)操縱的實(shí)現(xiàn)：第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理俯仰操縱俯仰操縱回目錄頁(yè)使飛機(jī)繞橫軸（使飛機(jī)繞橫軸（z 軸）作俯仰（縱向）運(yùn)軸）作俯仰（縱向）運(yùn)動(dòng)的操

40、縱叫俯仰操縱，也稱縱向操縱。動(dòng)的操縱叫俯仰操縱，也稱縱向操縱。通過(guò)推、拉駕駛桿，使飛機(jī)的升降舵（或通過(guò)推、拉駕駛桿，使飛機(jī)的升降舵（或全動(dòng)平尾）向下或向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，全動(dòng)平尾）向下或向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，從而使飛機(jī)低頭或抬頭作俯仰運(yùn)動(dòng)。從而使飛機(jī)低頭或抬頭作俯仰運(yùn)動(dòng)。 飛機(jī)的俯仰操縱飛機(jī)的俯仰操縱上一頁(yè)升降舵升降舵駕駛桿駕駛桿駕駛桿駕駛桿第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理方向操縱方向操縱回目錄頁(yè)使飛機(jī)繞立軸（使飛機(jī)繞立軸（y 軸）軸）作偏航運(yùn)動(dòng)的操縱叫方向作偏航運(yùn)動(dòng)的操縱叫方向操縱，也稱航向操縱。操縱，也稱航向操縱。通過(guò)蹬腳蹬，使飛機(jī)通過(guò)蹬腳蹬，使飛機(jī)的方向舵向左或向

41、右的方向舵向左或向右 偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生偏航偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生偏航力矩，從而使飛力矩，從而使飛機(jī)向左或向右作機(jī)向左或向右作偏航運(yùn)動(dòng)。偏航運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)的方向操縱飛機(jī)的方向操縱方向舵方向舵上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理側(cè)向操縱側(cè)向操縱回目錄頁(yè)使飛機(jī)繞縱軸（使飛機(jī)繞縱軸（x 軸）作滾轉(zhuǎn)（傾側(cè)）運(yùn)軸）作滾轉(zhuǎn)（傾側(cè)）運(yùn)動(dòng)的操縱叫側(cè)向操縱。動(dòng)的操縱叫側(cè)向操縱。 上一頁(yè)通過(guò)左壓或右壓通過(guò)左壓或右壓駕駛桿駕駛桿( (左轉(zhuǎn)或右轉(zhuǎn)手左轉(zhuǎn)或右轉(zhuǎn)手輪輪) )使飛機(jī)的左、右副使飛機(jī)的左、右副翼一側(cè)向下另一側(cè)向翼一側(cè)向下另一側(cè)向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)( (傾傾側(cè)側(cè)) )力矩，從而使飛機(jī)力矩，從而使飛機(jī)向

42、左或向右作滾轉(zhuǎn)向左或向右作滾轉(zhuǎn)( (傾傾側(cè)側(cè)) )運(yùn)動(dòng)。運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)的側(cè)向操縱飛機(jī)的側(cè)向操縱第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.4.2(3)回目錄頁(yè)下一頁(yè)同樣，在實(shí)際同樣，在實(shí)際飛行中，方向操縱飛行中，方向操縱和側(cè)向操縱也是不和側(cè)向操縱也是不可分的，經(jīng)常是相可分的，經(jīng)常是相互配合、協(xié)調(diào)進(jìn)行，互配合、協(xié)調(diào)進(jìn)行，因此方向操縱和航因此方向操縱和航向操縱也常合稱為向操縱也常合稱為“橫側(cè)向操縱橫側(cè)向操縱”。方向操縱與側(cè)向操縱：方向操縱與側(cè)向操縱：第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.4.2(4)回目錄頁(yè)飛機(jī)的操縱與飛機(jī)的穩(wěn)定之間存在著飛機(jī)的操縱與飛機(jī)的穩(wěn)定之間存在著一定的

43、排斥關(guān)系，因此在飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)必須一定的排斥關(guān)系，因此在飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)必須統(tǒng)籌考慮，協(xié)調(diào)處理，以滿足不同飛機(jī)的統(tǒng)籌考慮，協(xié)調(diào)處理，以滿足不同飛機(jī)的不同需要。不同需要。飛機(jī)的操縱與飛機(jī)的穩(wěn)定：飛機(jī)的操縱與飛機(jī)的穩(wěn)定： 第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.5.1回目錄頁(yè)速度快是飛機(jī)的最大特點(diǎn)之一。速度快是飛機(jī)的最大特點(diǎn)之一。最主要的飛機(jī)速度性能指標(biāo)包括：最主要的飛機(jī)速度性能指標(biāo)包括：4.5.1 速度性能速度性能上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理最大平飛速度最大平飛速度回目錄頁(yè)最大平飛速度是指飛機(jī)在某一高度上作水最大平飛速度是指飛機(jī)在某一高度上作水平飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)以最

44、大可用推力工作而飛機(jī)平飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)以最大可用推力工作而飛機(jī)所能達(dá)到的最大飛行速度，通常簡(jiǎn)稱為最大速所能達(dá)到的最大飛行速度，通常簡(jiǎn)稱為最大速度，以度，以vmax表示。表示。由于飛機(jī)的阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)的推力均與飛行由于飛機(jī)的阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)的推力均與飛行高度有關(guān)，所以在不同的高度上飛機(jī)的最大平高度有關(guān)，所以在不同的高度上飛機(jī)的最大平飛速度是不相同的。飛速度是不相同的。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理巡航速度巡航速度回目錄頁(yè)巡航速度是指發(fā)動(dòng)機(jī)在每公里消耗燃油最巡航速度是指發(fā)動(dòng)機(jī)在每公里消耗燃油最少的情況下飛機(jī)的飛行速度。少的情況下飛機(jī)的飛行速度。這個(gè)速度一般為飛機(jī)最大平飛速度的這個(gè)

45、速度一般為飛機(jī)最大平飛速度的70708080，以巡航速度飛行時(shí)最經(jīng)濟(jì)而且飛機(jī)，以巡航速度飛行時(shí)最經(jīng)濟(jì)而且飛機(jī)的航程最大的航程最大。上一頁(yè)F-22隱身超音速巡航戰(zhàn)斗機(jī)隱身超音速巡航戰(zhàn)斗機(jī)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理最小平飛速度最小平飛速度回目錄頁(yè)最小平飛速度是指飛機(jī)在某一飛行高最小平飛速度是指飛機(jī)在某一飛行高度上維持定常水平飛行的最小速度，通常度上維持定常水平飛行的最小速度，通常以以vmin表示。表示。飛機(jī)的最小平飛速度的大小，對(duì)飛機(jī)飛機(jī)的最小平飛速度的大小，對(duì)飛機(jī)的起降性能有很大影響。的起降性能有很大影響。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.5.2

46、回目錄頁(yè)對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)來(lái)說(shuō)，對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)來(lái)說(shuō)，水平盤(pán)旋飛行時(shí)半徑大水平盤(pán)旋飛行時(shí)半徑大小是至關(guān)重要的。影響小是至關(guān)重要的。影響最小盤(pán)旋半徑的因素很最小盤(pán)旋半徑的因素很多，比較粗略地分析可多，比較粗略地分析可以認(rèn)為飛機(jī)的最大升力以認(rèn)為飛機(jī)的最大升力系數(shù)決定它的最小盤(pán)旋系數(shù)決定它的最小盤(pán)旋半徑。半徑。4.5.2 盤(pán)旋性能盤(pán)旋性能上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.5.3回目錄頁(yè)飛機(jī)的爬升性能主要包括：飛機(jī)的爬升性能主要包括：4.5.3 爬升性能爬升性能上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理爬升率爬升率回目錄頁(yè)飛機(jī)的爬升率是指單位時(shí)間內(nèi)飛機(jī)所飛機(jī)的爬升率是指單位時(shí)

47、間內(nèi)飛機(jī)所上升的垂直高度，通常以上升的垂直高度，通常以vy表示。表示。要提高最大爬升率要提高最大爬升率vymax，除設(shè)法減小除設(shè)法減小阻力和降低飛機(jī)重量外，重要的措施是阻力和降低飛機(jī)重量外，重要的措施是上一頁(yè)加大推力。加大推力。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理升限升限回目錄頁(yè)飛機(jī)的升限指的是飛機(jī)的靜升限，包飛機(jī)的升限指的是飛機(jī)的靜升限，包括：括：理論升限：是指飛機(jī)能進(jìn)行平飛的理論升限：是指飛機(jī)能進(jìn)行平飛的最大飛行高度。此時(shí)的爬升率為零。最大飛行高度。此時(shí)的爬升率為零。實(shí)用升限：是指飛機(jī)的最大爬升率實(shí)用升限：是指飛機(jī)的最大爬升率為為0.5m/s時(shí)所對(duì)應(yīng)的飛行高度。時(shí)所對(duì)應(yīng)的飛行

48、高度。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.5.4回目錄頁(yè)飛機(jī)的續(xù)航性能又稱耐航性能，對(duì)民飛機(jī)的續(xù)航性能又稱耐航性能，對(duì)民用飛機(jī)而言，主要包括：用飛機(jī)而言，主要包括：4.5.4 續(xù)航性能續(xù)航性能上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理航程航程回目錄頁(yè)航程是指飛機(jī)在一次加油的情況下所航程是指飛機(jī)在一次加油的情況下所能達(dá)到的最遠(yuǎn)水平飛行距離。能達(dá)到的最遠(yuǎn)水平飛行距離。上一頁(yè)飛機(jī)在最大飛機(jī)在最大載油量及發(fā)動(dòng)機(jī)載油量及發(fā)動(dòng)機(jī)單位飛行距離耗單位飛行距離耗油率最小的情況油率最小的情況下飛行所獲得的下飛行所獲得的航程就是飛機(jī)的航程就是飛機(jī)的Lmax。 完成中途不加油、不

49、著陸環(huán)球飛行完成中途不加油、不著陸環(huán)球飛行的的“旅行者旅行者”號(hào)號(hào)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理續(xù)航時(shí)間續(xù)航時(shí)間回目錄頁(yè)續(xù)航時(shí)間又稱航時(shí)，指的是飛機(jī)在一續(xù)航時(shí)間又稱航時(shí)，指的是飛機(jī)在一次加油的情況下在空中所能持續(xù)的飛行時(shí)次加油的情況下在空中所能持續(xù)的飛行時(shí)間。間。飛機(jī)在最大載油量及發(fā)動(dòng)機(jī)單位飛行飛機(jī)在最大載油量及發(fā)動(dòng)機(jī)單位飛行時(shí)間耗油率最小的情況下飛行所獲得的續(xù)時(shí)間耗油率最小的情況下飛行所獲得的續(xù)航時(shí)間就是飛機(jī)的航時(shí)間就是飛機(jī)的tmax。上一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.5.5 (1)回目錄頁(yè)對(duì)于作戰(zhàn)飛機(jī)來(lái)說(shuō)，飛機(jī)的水平加對(duì)于作戰(zhàn)飛機(jī)來(lái)說(shuō)，飛機(jī)的水

50、平加速和減速性能是至關(guān)重要的。速和減速性能是至關(guān)重要的。4.5.2 加速性能加速性能飛機(jī)的水平加速性能由發(fā)動(dòng)機(jī)的最飛機(jī)的水平加速性能由發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力來(lái)決定。常常用由某一飛行大推力來(lái)決定。常常用由某一飛行M M數(shù)增數(shù)增加到另一飛行加到另一飛行M M數(shù)時(shí)所需的時(shí)間來(lái)衡量。數(shù)時(shí)所需的時(shí)間來(lái)衡量?，F(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機(jī)由現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機(jī)由M0.9M0.9加速到加速到M1.4M1.4，一般在，一般在8080秒鐘左右。秒鐘左右。下一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.5.5 (2)回目錄頁(yè)良好的減速性能，在空戰(zhàn)中對(duì)擺脫良好的減速性能，在空戰(zhàn)中對(duì)擺脫被動(dòng)、爭(zhēng)取主動(dòng)有時(shí)十分必需。被動(dòng)、爭(zhēng)取主動(dòng)

51、有時(shí)十分必需。4.5.2 加速性能加速性能上一頁(yè)比較減速性能常常用最大平飛速度比較減速性能常常用最大平飛速度減到減到0.70.7最大平飛速度所需的時(shí)間來(lái)衡量。最大平飛速度所需的時(shí)間來(lái)衡量。飛機(jī)上為了提高減速性能多采用減飛機(jī)上為了提高減速性能多采用減速板或反推力裝置。速板或反推力裝置。第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理4.5.6(1)回目錄頁(yè)飛機(jī)的起降性能是其起飛性能和著陸飛機(jī)的起降性能是其起飛性能和著陸性能的合稱，主要指標(biāo)有：性能的合稱，主要指標(biāo)有：4.5.4 起降性能起降性能下一頁(yè)第四章第四章 飛機(jī)飛行的基本原理飛機(jī)飛行的基本原理起飛距離起飛距離(1)(1)回目錄頁(yè)飛機(jī)的起飛過(guò)程包括起飛滑跑和爬升飛機(jī)的起飛過(guò)程包括起飛滑跑和爬升兩個(gè)主要階段。兩個(gè)主要階段。起飛距離也稱離陸距離，由起飛滑跑起飛距離也稱離陸距離，由起飛滑跑距離和起飛爬升距離組成。距離和起飛爬升