民航基礎第二章課件

1、民航基礎第二章課件民航基礎第二章課件第二章 民航航空器第一節(jié)飛 行 原 理飛機的基本結構飛機動力裝置第二節(jié)第三節(jié)航 空 儀 表第四節(jié)第五節(jié)飛 行 性 能民用飛機的發(fā)展及主要制造商第六節(jié)第二章 民航航空器第一節(jié)飛 行 原 理飛機的基本結構飛機動總體要求了解飛行基本原理。理解升力產(chǎn)生的原理。了解飛機的基本結構。了解航空發(fā)動機的分類及各自的工作原理。理解各種航空儀表的作用。掌握飛行的五個階段?？傮w要求了解飛行基本原理。教學要求了解飛機飛行中的基本受力。理解升力產(chǎn)生的原理。理解翼型對升力的影響。第一節(jié) 飛 行 原 理教學要求了解飛機飛行中的基本受力。第一節(jié) 飛 行 原 理 民用航空器是指除用于執(zhí)行軍事

2、、海關、警察飛行任務外的航空器。 經(jīng)中華人民共和國國務院民用航空主管部門依法進行國籍登記的民用航空器具有中華人民共和國國籍，由國務院民用航空主管部門發(fā)給國籍登記證書。國務院民用航空主管部門設立中華人民共和國民用航空器國籍登記簿，統(tǒng)一記載民用航空器的國籍登記事項。第一節(jié) 飛 行 原 理 民用航空器是指除用于執(zhí)行軍事、海關、警察飛行任務 空中客車公司的A380是一架最大起飛重量為560噸的龐然大物，這個比空氣重的“鐵鳥”是如何打破重力法則，自由自在地翱翔在13000米的高空的呢？其原因有兩個方面：裝有能夠產(chǎn)生升力的機翼和尾翼；裝有可以產(chǎn)生足夠動力的發(fā)動機。第一節(jié) 飛 行 原 理 空中客車公司的A3

3、80是一架最大起飛重量為560第一節(jié) 飛 行 原 理 基本概念一 、 飛機在空中飛行主要受到向上的升力、向下的重力、向前的推力和向后的阻力四種力的作用，如圖2-1所示。通常將升力和推力視為正向力，將重力和阻力視為負向力。圖2-1 飛機飛行中作用在飛機上的力第一節(jié) 飛 行 原 理 基本概念一 、 流體連續(xù)性定理1. 流體連續(xù)性定理的三個基本假設是：流體無須抵抗與窗口壁之間的黏性力，即流體為非黏性；流體為不可壓縮的，即其密度不變；高速流動不會導致湍流的出現(xiàn)，即流體是穩(wěn)定的。 基于以上三個假設，可以得出：當流體以穩(wěn)定的流速在管道中流動時，流體流速與橫截面積的大小成反比，即流體在變截面積的管道中流動時

4、，在截面積大的地方流速低，在截面積小的地方流速高。流體連續(xù)性定理說明了流體的流速與管道橫截面積之間的關系。第一節(jié) 飛 行 原 理流體連續(xù)性定理1. 流體連續(xù)性定理的三個基本假設 “流體力學之父”丹尼爾伯努利在1738年提出了伯努利定理：流速大的地方氣體壓強??；流速小的地方氣體壓強大。由于伯努利定理是由機械能守恒定律推導出的，因而它僅適用于黏度可以被忽略、不可被壓縮的理想流體。如圖22所示，氣體在流動過程中要獲得不同的壓強，可以通過改變管道橫截面積來實現(xiàn)：橫截面積變大時，壓強變大；橫截面積變小時，壓強變小。第一節(jié) 飛 行 原 理伯努利定理2. “流體力學之父”丹尼爾伯努利在1738年提出了第一節(jié)

5、 飛 行 原 理圖2-2 伯努利定理示意圖第一節(jié) 飛 行 原 理圖2-2 伯努利定理示意圖 伯努利定理可通過生活中的實例來說明。例如，在球類比賽中，旋轉(zhuǎn)球具有很大的威力。旋轉(zhuǎn)球和不旋轉(zhuǎn)球的飛行軌跡不同是球周圍空氣的流動情況不同造成的。不旋轉(zhuǎn)球水平向左運動時，球的上方和下方流線對稱，流速相同，上下不產(chǎn)生壓強差。旋轉(zhuǎn)球運動則會帶動周圍的空氣跟著它一起旋轉(zhuǎn)，使球的下方空氣的流速增大，上方空氣的流速減小，球下方的空氣流速大、壓強小，上方的空氣流速小、壓強大。跟不旋轉(zhuǎn)球相比，旋轉(zhuǎn)球因為旋轉(zhuǎn)而受到向下的力，飛行軌跡會向下彎曲，因而不易判斷。第一節(jié) 飛 行 原 理 伯努利定理可通過生活中的實例來說明。例如，

6、在 根據(jù)流體連續(xù)性定理，流過上表面和下表面的氣流在機翼前緣分離后，將在相同的時間到達機翼后緣并會合。由于機翼上表面的彎曲較大，氣流流經(jīng)上表面所經(jīng)過的距離要比流經(jīng)下表面的長，流過機翼上表面的氣流速度比流過下表面的氣流速度更快。根據(jù)伯努利定理可知，下表面產(chǎn)生的向上的壓力要大于上表面產(chǎn)生的向下的壓力，故在機翼上下表面產(chǎn)生了壓力差，該壓力差在垂直于相對氣流方向的分量即為升力，如圖2-3所示。第一節(jié) 飛 行 原 理 升力二 、 根據(jù)流體連續(xù)性定理，流過上表面和下表面的氣流在第一節(jié) 飛 行 原 理圖2-3 機翼受力圖第一節(jié) 飛 行 原 理圖2-3 機翼受力圖第一節(jié) 飛 行 原 理 重力三 、 重力是將所有

7、物體鉛直向地心吸引的向下的力。飛機的重心是飛機上所有重量的集中點，也是整個飛機的平衡點，如果將一架飛機從重心位置吊起，飛機會處于平衡狀態(tài)。 重心位于飛機的縱向中心線上，并靠近機翼的升力中心。重心的位置由飛機所裝載貨物的位置和重量決定。由于重心位置直接影響飛機的穩(wěn)定性與性能，因此，確定飛機重心的位置至關重要。第一節(jié) 飛 行 原 理 重力三 、 飛機在空中飛行時，除了產(chǎn)生升力外，還會產(chǎn)生阻力。阻力方向與飛機的運動方向相反，阻礙飛機向前飛行。飛機所受的阻力可來自機翼、機身、起落架和尾翼等。根據(jù)阻力產(chǎn)生原因的不同，飛機所受的阻力可分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力和干擾阻力等。第一節(jié) 飛 行 原 理 阻

8、力四 、 飛機在空中飛行時，除了產(chǎn)生升力外，還會產(chǎn)生阻力摩擦阻力1. 空氣的物理特性之一就是黏性。當氣流流過飛機表面時，由于空氣的黏性，空氣與飛機表面產(chǎn)生摩擦，阻滯空氣的流動，由此產(chǎn)生的阻力稱為摩擦阻力。摩擦阻力的大小取決于空氣黏性、飛機表面的物理狀態(tài)及同氣流接觸的飛機表面面積的大小。空氣的黏性越大，飛機表面越粗糙，飛機與空氣的接觸面積越大，摩擦阻力就越大。第一節(jié) 飛 行 原 理摩擦阻力1. 空氣的物理特性之一就是黏性。當氣流 氣流流過物體的過程中，在物體前面，氣流受到阻擋，流速減慢，壓力增大；在物體后面，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓力減小。這樣，在物體的前后便產(chǎn)生了壓力差，形成阻力。這種由于前

9、后壓力差所形成的阻力稱為壓差阻力。壓差阻力同物體的迎風面積、形狀和在氣流中的位置都有很大關系。為了減小壓差阻力，在飛機設計和制造過程中，常將飛機暴露在氣流中的所有部件都做成流線型。第一節(jié) 飛 行 原 理壓差阻力2. 氣流流過物體的過程中，在物體前面，氣流受到阻擋誘導阻力3. 誘導阻力是伴隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的。如果沒有升力，就沒有誘導阻力。飛機的誘導阻力主要是由機翼產(chǎn)生的。當機翼產(chǎn)生升力時，根據(jù)作用力與反作用力的原理，升力的反作用力由機翼作用到氣流上，方向向下，所以使氣流向下轉(zhuǎn)折一個角度，使原來的迎角減小，因而導致升力也向后傾斜一個角度。此升力在水平方向有一個投影分量，即為誘導阻力。誘導阻力的

10、大小與機翼的平面形狀、翼剖面形狀、展弦比及升力的大小有關，橢圓形平面形狀和大展弦比的機翼的誘導阻力較小。第一節(jié) 飛 行 原 理誘導阻力3. 誘導阻力是伴隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的 由于飛機飛行過程中氣流流動時的相互干擾，在飛機各部件間產(chǎn)生干擾阻力。為了減少干擾阻力，通常在部件連接處加裝流線型的整流片，使得連接處圓滑過渡，盡可能減少渦流的產(chǎn)生。第一節(jié) 飛 行 原 理干擾阻力4. 由于飛機飛行過程中氣流流動時的相互干擾，在飛機第一節(jié) 飛 行 原 理 影響升力和阻力的因素五 、 影響航空器升力和阻力的因素包括機翼面積、翼型、流過機翼表面的氣流速度和大氣密度。由于當升力增加時阻力也隨之增加，升力減小時阻力

11、也減小，因此，上述任一因素的變化都會影響升力和阻力之間的關系變化。第一節(jié) 飛 行 原 理 影響升力和阻力的因素五 、第一節(jié) 飛 行 原 理機翼面積對升力和阻力的影響1.作用在機翼上的升力和阻力與機翼面積成正比。在其他條件不變的情況下，如果機翼面積增加1倍，機翼所產(chǎn)生的升力和阻力也將增加1倍。第一節(jié) 飛 行 原 理機翼面積對升力和阻力的影響1.作用在 機翼上表面的彎曲度越大，產(chǎn)生的升力越大。高升力機翼的上表面都有較大的凸起的彎度，下表面有向上凹進的彎度。大多數(shù)飛機的機翼上安裝有襟翼裝置，當襟翼放下時，能增加機翼上表面的彎曲度和機翼下表面的凹進彎度，其作用是增加機翼的升力。機翼結冰時會改變翼型形狀

12、，可能會導致飛機喪失部分甚至全部的升力效應，同時，阻力會大幅增加。第一節(jié) 飛 行 原 理翼型對升力和阻力的影響2. 機翼上表面的彎曲度越大，產(chǎn)生的升力越大。高升力流過機翼表面的氣流速度3.第一節(jié) 飛 行 原 理對升力和阻力的影響流過機翼表面的氣流速度增加，可以導致升力和阻力的增加。升力和阻力的變化量與流過機翼表面的氣流速率變化量的平方成正比。流過機翼表面的氣流速度3.第一節(jié) 飛 行 原 理對升力和阻大氣密度對升力和阻力的影響4.第一節(jié) 飛 行 原 理 升力和阻力與大氣密度有直接的關系：當大氣密度增加時，升力和阻力增加；當大氣密度減小時，升力和阻力減小。大氣密度受氣壓、溫度和濕度的影響。大氣密度

13、對升力和阻力的影響4.第一節(jié) 飛 行 原 理 教學要求了解航空器的分類。掌握飛機的主要組成部分。第二節(jié) 飛機的基本結構教學要求了解航空器的分類。第二節(jié) 飛機的基本結構第二節(jié) 飛機的基本結構 根據(jù)產(chǎn)生升力方式的不同，航空器分為輕于空氣的航空器和重于空氣的航空器兩類，具體內(nèi)容如圖2-4所示。圖2-4 航空器的分類第二節(jié) 飛機的基本結構 根據(jù)產(chǎn)生升力方式的不同 機身一 、 機身是飛機的主體，并連接著機翼和尾翼?，F(xiàn)代民航運輸機的起落架也連接在機身上。機身可分為三個主要部分：駕駛艙、客艙和貨艙。機身的前頭部分是用來控制飛機的駕駛艙；中部是用來裝載乘客、貨物、燃油及各種必需設備的客艙或貨艙；機身的后部與尾

14、翼相連。第二節(jié) 飛機的基本結構 機身一 、 機身是飛機的主體，并連接著 機翼二 、第二節(jié) 飛機的基本結構 機翼是產(chǎn)生升力、使飛機升空的主要部件。在現(xiàn)代客機上，飛機的油箱和起落架艙也通常連接于機翼上。根據(jù)機翼在機身上安裝的部件和形式，可以把飛機分成下單翼飛機、中單翼飛機和上單翼飛機。早期的飛機多為雙翼機或三翼機，現(xiàn)代的民航運輸機多為下單翼飛機。 機翼二 、第二節(jié) 飛機的基本結構 機 尾翼三 、 水平尾翼也稱平尾，是飛機縱向平衡、穩(wěn)定和操縱的翼面。平尾左右對稱地安裝在飛機尾部。翼面前半部通常是固定的，其所在的平面稱為水平安定面；翼面后半部鉸接在水平安定面的后面，可操縱其上下偏轉(zhuǎn)，稱為升降舵。在大型

15、民航客機上，為了提高平尾的平衡能力，水平安定面在飛行中可以緩慢改變安裝角，這樣的平尾稱為可調(diào)平尾。在飛行中，飛機升力的位置會隨迎角和飛行速度的變化而移動，飛機重心也因燃油消耗等而變動。第二節(jié) 飛機的基本結構水平尾翼1. 尾翼三 、 水平尾翼也稱平尾，是飛機縱第二節(jié) 飛機的基本結構 垂直尾翼簡稱為垂尾，由固定的垂直安定面和可動的方向舵組成，其工作原理與平尾的工作原理相似。垂尾翼面的前半部分通常是固定的，稱為垂直安定面；后半部分鉸接在垂直安定面后部，可操縱其偏轉(zhuǎn)，稱為方向舵。根據(jù)垂尾的數(shù)目，飛機可分為單垂尾、雙垂尾、三垂尾和四垂尾飛機。垂直尾翼2.第二節(jié) 飛機的基本結構 垂直尾翼簡稱為垂尾，由 起

16、落架四 、 起落架是飛機下部用于起飛降落或地面（或水面）滑行時支撐航空器并用于地面（或水面）移動的附件裝置?，F(xiàn)代的大型民航客機的起落架主要包括四個部分：起落架艙、制動裝置、減震裝置和收放裝置。第二節(jié) 飛機的基本結構 起落架四 、 起落架是飛機下部用于起飛第二節(jié) 飛機的基本結構 起落架的布置方式分為前三點式和后三點式。前三點式是指主起落架在飛機重心之后，飛機頭部安裝前起落架。后三點式是指主起落架在飛機重心之前，機尾裝有后起落架或尾輪。現(xiàn)代大型民航客機大部分都采用前三點式起落架。布置方式1.第二節(jié) 飛機的基本結構 起落架的布置方式分為前 （1） 構架式起落架。 構架式起落架的主要特點是通過承力構架

17、將機輪與機翼或機身相連。承力構架中的桿件及減震支柱都是相互鉸接的，它們只承受軸向力(沿各自的軸線方向)而不承受彎矩。 （2） 支柱式起落架。 支柱式起落架的主要特點是減震器與承力支柱合二為一，機輪直接固定在減震器的活塞桿上。減震支柱上端與機翼的連接形式取決于收放要求。第二節(jié) 飛機的基本結構構成形式2. （1） 構架式起落架。第二節(jié) 飛機的基本結構第二節(jié) 飛機的基本結構 （3） 搖臂式起落架。 搖臂式起落架的主要特點是機輪通過可轉(zhuǎn)動的搖臂與減震器的活塞桿相連。減震器也可以兼做承力支柱。 （4） 浮筒式起落架。 浮筒式起落架應用于水陸兩用飛機上。由于水陸兩用飛機需要能夠安全降落在水上和陸上，因此浮

18、筒式起落架除了設有普通可收縮的機輪外，還設有專門在水上降落、不能收回的浮筒，浮筒式起落架的機輪收回在浮筒之內(nèi)。第二節(jié) 飛機的基本結構 （3） 搖臂式起落架。教學要求理解活塞式航空發(fā)動機的主要組成。理解活塞式航空發(fā)動機的工作原理。掌握燃氣渦輪航空發(fā)動機的分類。掌握渦輪發(fā)動機的工作原理。第三節(jié) 飛機動力裝置教學要求理解活塞式航空發(fā)動機的主要組成。第三節(jié) 飛機動 概述一 、 1903年12月17日，美國萊特兄弟實現(xiàn)了人類歷史上首次有動力、載人、持續(xù)、可操作的、重于空氣的飛行器的飛行。這一事件對其后世界的政治和經(jīng)濟發(fā)展起到了重要的作用。航空發(fā)動機的百余年發(fā)展歷程可分為兩個時期：第一時期是從萊特兄弟的首

19、次飛行開始到第二次世界大戰(zhàn)結束為止，這一時期使用的是活塞式發(fā)動機；第二個時期是從第二次世界大戰(zhàn)結束至今，這一時期渦輪發(fā)動機取代了活塞式發(fā)動機，處于主導地位。第三節(jié) 飛機動力裝置 概述一 、 1903年12月17日，美第三節(jié) 飛機動力裝置 飛機是比空氣重的航空器，因此需要消耗自身動力來獲得升力。飛機的自身動力來自飛機的發(fā)動機，發(fā)動機的不停運轉(zhuǎn)保證飛行的速度和升力，因此，經(jīng)常將發(fā)動機比作飛機的“心臟”。發(fā)動機的性能在很大程度上決定了航空技術的發(fā)展水平。從歷史上看，航空技術的每次重大進展都離不開發(fā)動機技術的發(fā)展。第三節(jié) 飛機動力裝置 飛機是比空氣重的航空器 活塞式航空發(fā)動機二 、 活塞式發(fā)動機是利用

20、汽油與空氣混合，在密閉的容器（氣缸）內(nèi)燃燒并膨脹做功的機械。活塞式發(fā)動機也稱往復式發(fā)動機，由于活塞的前后往復運動而得名?；钊桨l(fā)動機有以下兩種常用的分類方法： （1） 根據(jù)氣缸排列和曲軸位置關系的不同，分為輻射式、直排式和對置式等。 （2） 根據(jù)制冷方法不同，分為液冷和氣冷。第三節(jié) 飛機動力裝置 活塞式航空發(fā)動機二 、 活塞式發(fā)動機第三節(jié) 飛機動力裝置活塞式航空發(fā)動機的主要組成1. 活塞式航空發(fā)動機主要由氣缸、活塞、連桿、曲軸、氣門機構和機匣等部分組成，如圖2-7所示。圖2-7 活塞式航空發(fā)動機的主要組成部分第三節(jié) 飛機動力裝置活塞式航空發(fā)動機的主要組成1. （1） 氣缸。氣缸是混合氣（汽油和

21、空氣）進行燃燒的容器，其容納活塞做往復運動。 （2） 活塞?；钊惺苋細鈮毫υ跉飧變?nèi)往復運動，并通過連桿將這種運動轉(zhuǎn)變成曲軸的旋轉(zhuǎn)運動。 （3） 連桿。連桿用來連接活塞和曲軸。 （4） 曲軸。曲軸是發(fā)動機輸出功率的部件。曲軸轉(zhuǎn)動時，通過減速器帶動螺旋槳轉(zhuǎn)動而產(chǎn)生拉力。 （5） 氣門機構。氣門機構用來控制進氣門、排氣門定時打開和關閉。第三節(jié) 飛機動力裝置 （1） 氣缸。氣缸是混合氣（汽油和空氣）進行第三節(jié) 飛機動力裝置 活塞頂部距離曲軸旋轉(zhuǎn)中心最遠的位置稱上死點，最近的位置稱下死點，從上死點到下死點的距離稱為活塞沖程。活塞式航空發(fā)動機大多是四沖程發(fā)動機，即一個氣缸完成一個工作循環(huán)，活塞在氣缸內(nèi)要

22、經(jīng)過四個沖程，依次是進氣沖程、壓縮沖程、膨脹沖程和排氣沖程?；钊胶娇瞻l(fā)動機的工作原理2.第三節(jié) 飛機動力裝置 活塞頂部距離曲軸旋轉(zhuǎn)中心 （1） 進氣沖程。發(fā)動機開始工作時，首先進入進氣沖程。氣缸頂部的進氣門打開，排氣門關閉，活塞從上死點向下滑動到下死點為止，氣缸內(nèi)的容積逐漸增大，氣壓減小低于外面的大氣壓。 （2） 壓縮沖程。進氣沖程完畢后，開始第二個沖程，即壓縮沖程。這時，曲軸靠慣性作用繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，把活塞由下死點向上推動，進氣門也同排氣門一樣嚴密關閉。氣缸內(nèi)的容積逐漸減小，混合氣體受到活塞的強烈壓縮。第三節(jié) 飛機動力裝置 （1） 進氣沖程。發(fā)動機開始工作時，首先進入第三節(jié) 飛機動力裝置 （3）

23、 膨脹沖程。壓縮沖程之后是膨脹沖程，這是第三個沖程。在壓縮沖程快結束、活塞接近上死點時，氣缸頂部的火花塞通過高壓電產(chǎn)生了電火花，電火花將混合氣體點燃?；旌蠚怏w燃燒時間很短，大約為0.015秒；但是燃燒速度很快，大約達到30米/秒。 （4） 排氣沖程。第四個沖程是排氣沖程。膨脹沖程結束后，由于慣性，曲軸繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，使活塞由下死點向上運動。此時，進氣門仍舊關閉，而排氣門打開，燃燒后的廢氣通過排氣門向外排出。當活塞到達上死點時，絕大部分的廢氣已被排出，排氣門關閉，進氣門打開，活塞又由上死點下行，開始新的循環(huán)。第三節(jié) 飛機動力裝置 （3） 膨脹沖程。壓縮 從進氣沖程吸入新鮮混合氣體起，到排氣沖程排出廢氣

24、止，汽油的熱能通過燃燒轉(zhuǎn)化為推動活塞運動的機械能，帶動螺旋槳旋轉(zhuǎn)而做功，這一總的過程叫作一個循環(huán)。這是一種周而復始的運動。由于其中包含著熱能向機械能的轉(zhuǎn)化，因此又稱為熱循環(huán)。第三節(jié) 飛機動力裝置 從進氣沖程吸入新鮮混合氣體起，到排氣沖程排出第三節(jié) 飛機動力裝置 活塞式航空發(fā)動機除主要部件外,還包括其他輔助系統(tǒng)，以共同完成工作?；钊胶娇瞻l(fā)動機的輔助工作系統(tǒng)包括進氣系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、點火系統(tǒng)、起動系統(tǒng)、散熱系統(tǒng)和潤滑系統(tǒng)等。 （1） 進氣系統(tǒng)。進氣系統(tǒng)將外部空氣和燃油混合，然后把油氣混合物送到發(fā)生燃燒的氣缸內(nèi)。 （2） 燃油系統(tǒng)。燃油系統(tǒng)的作用是將燃油從油箱引至發(fā)動機，供其使用。 （3） 點火系統(tǒng)

25、。點火系統(tǒng)為點燃氣缸中的油氣混合氣提供電火花，它通常由磁電機、火花塞、高壓引線和點火開關組成。活塞式航空發(fā)動機的輔助工作系統(tǒng)3.第三節(jié) 飛機動力裝置 活塞式航空發(fā)動機除主要 （4） 起動系統(tǒng)。起動系統(tǒng)一般為直接起動的電起動器系統(tǒng)。 （5） 散熱系統(tǒng)。氣缸內(nèi)燃燒的燃油產(chǎn)生大量的熱量，雖然一部分通過排氣系統(tǒng)排放出去，但是還存在大量剩余熱量，其主要通過散熱系統(tǒng)排出。 （6） 潤滑系統(tǒng)。潤滑系統(tǒng)對保障發(fā)動機正常工作起非常重要的作用。其作用包括發(fā)動機活動部件的潤滑、通過降低摩擦來冷卻發(fā)動機、帶走氣缸的熱量、提供氣缸壁和活塞之間的密封、帶走污染物等。第三節(jié) 飛機動力裝置 （4） 起動系統(tǒng)。起動系統(tǒng)一般為直

26、接起動的電 燃氣渦輪航空發(fā)動機三 、第三節(jié) 飛機動力裝置 第二次世界大戰(zhàn)期間，由于戰(zhàn)爭對飛機性能的要求越來越高，飛機制造業(yè)迅猛發(fā)展，飛機的飛行速度可達到700800千米/小時，飛行高度可達到10千米。螺旋槳飛機的性能已經(jīng)達到了極限。德國的奧海因公司于1937年研制成功了渦輪噴氣發(fā)動機HeS-3B，于1939年裝在亨克爾公司的He-178飛機上，試飛成功。這是世界上第一架試飛成功的噴氣式飛機，開創(chuàng)了噴氣推進的新時代和航空事業(yè)的新紀元。 燃氣渦輪航空發(fā)動機三 、第三節(jié) 飛機動力裝置 噴氣推進的原理是牛頓第三定律，即作用在物體上的力都有大小相等、方向相反的反作用力。噴氣發(fā)動機在工作時，從前端吸入大量

27、的空氣，燃燒后高速噴出，發(fā)動機向氣體施加力，使之向后加速。根據(jù)牛頓第三定律，氣體也給發(fā)動機一個反作用力，推動飛機前進。第三節(jié) 飛機動力裝置渦輪噴氣發(fā)動機1. 噴氣推進的原理是牛頓第三定律，即作用在物體上渦輪噴氣發(fā)動機在低速時耗油率高、經(jīng)濟性差，但質(zhì)量輕、推力大，加速性能好。在渦輪噴氣發(fā)動機的基礎上，相繼發(fā)展了渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機和螺旋槳風扇發(fā)動機。第三節(jié) 飛機動力裝置渦輪噴氣發(fā)動機在低速時耗油率高、經(jīng)濟性差，但質(zhì)量輕、推力大，第三節(jié) 飛機動力裝置 渦輪風扇發(fā)動機在渦輪噴氣發(fā)動機的基礎上增加了幾級渦輪，并由這些渦輪帶動一排或幾排風扇。風扇后的氣流分為兩部分:一部分進入壓

28、氣機（內(nèi)涵道）；另一部分則不經(jīng)過燃燒，直接排到空氣中（外涵道）。由于渦輪風扇發(fā)動機一部分燃氣的能量被用來帶動前端的風扇，因此降低了排氣速度，推進效率得到了提高?，F(xiàn)代民航運輸客機配備的發(fā)動機主要是渦輪風扇發(fā)動機。渦輪風扇發(fā)動機的結構如圖2-9所示。渦輪風扇發(fā)動機2.第三節(jié) 飛機動力裝置 渦輪風扇發(fā)動機在渦輪噴第三節(jié) 飛機動力裝置圖2-9 渦輪風扇發(fā)動機結構第三節(jié) 飛機動力裝置圖2-9 渦輪風扇發(fā)動機結構 民用運輸機運營追求的是安全性和經(jīng)濟性。為了提高效率、增加航程，將渦輪噴氣發(fā)動機改成軸功輸出，外接螺旋槳推進，形成了渦輪螺旋槳發(fā)動機，其結構如圖2-10所示。渦輪螺旋槳發(fā)動機由螺旋槳和燃氣發(fā)生器組

29、成，螺旋槳由渦輪驅(qū)動。螺旋槳的直徑較大，轉(zhuǎn)速遠遠低于渦輪，為使渦輪與螺旋槳都能夠在正常工作范圍內(nèi)運轉(zhuǎn)，在兩者之間安裝了一個減速器。這種減速器負荷重、結構復雜、制造成本高，質(zhì)量相當于壓氣機和渦輪的總重。因此，減速器的參數(shù)直接影響渦輪螺旋槳發(fā)動機的性能。第三節(jié) 飛機動力裝置渦輪螺旋槳發(fā)動機3. 民用運輸機運營追求的是安全性和經(jīng)濟性。為了提第三節(jié) 飛機動力裝置圖2-10 渦輪螺旋槳發(fā)動機結構第三節(jié) 飛機動力裝置圖2-10 渦輪螺旋槳發(fā)動機結構第三節(jié) 飛機動力裝置 渦輪軸發(fā)動機主要裝于直升機和垂直或短距起落的飛機上。渦輪軸發(fā)動機同渦輪螺旋槳發(fā)動機在結構和原理上非常相似，都是由渦輪風扇發(fā)動機逐步演變而來

30、的。渦輪螺旋槳發(fā)動機是將風扇變成了螺旋槳，渦輪轉(zhuǎn)動主要為輸出功率，不帶動壓氣機；渦輪軸發(fā)動機是將風扇變成了直升機的旋翼。渦輪軸發(fā)動機還廣泛用于坦克、艦船和地面燃氣發(fā)電領域。渦輪軸發(fā)動機4.第三節(jié) 飛機動力裝置 渦輪軸發(fā)動機主要裝于直第三節(jié) 飛機動力裝置螺旋槳風扇發(fā)動機5.圖2-12 螺旋槳風扇發(fā)動機結構 螺旋槳風扇發(fā)動機介于渦輪風扇發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機之間，是針對飛機高速性能和經(jīng)濟性綜合考慮而研發(fā)的。螺旋槳風扇發(fā)動機結構如圖2-12所示。第三節(jié) 飛機動力裝置螺旋槳風扇發(fā)動機5.圖2-12 螺第三節(jié) 飛機動力裝置 螺旋槳風扇發(fā)動機的螺旋槳風扇（槳扇）由渦輪驅(qū)動，與渦輪螺旋槳發(fā)動機有些相似，但

31、是槳扇的直徑比普通螺旋槳小、葉片數(shù)目多、葉型薄而寬，類似于風扇葉片。螺旋槳風扇發(fā)動機在轉(zhuǎn)速較高時會產(chǎn)生較大的噪聲，舒適性差。第三節(jié) 飛機動力裝置 螺旋槳風扇發(fā)動機的螺旋教學要求了解三類主要的航空儀表。理解各種航空儀表的作用。掌握高度表的工作原理和作用。掌握空速表的工作原理和作用。第四節(jié) 航 空 儀 表教學要求了解三類主要的航空儀表。第四節(jié) 航 空 儀 表 燃氣渦輪航空發(fā)動機一、 飛行儀表是指用來反映或調(diào)節(jié)飛機運動狀態(tài)的儀表。其包括高度表、空速表、地平儀、磁羅盤、陀螺磁羅盤、羅盤系統(tǒng)、慣性導航系統(tǒng)和自動飛行系統(tǒng)等。根據(jù)核心元件和工作原理的不同，飛行儀表可以大體上分為大氣數(shù)據(jù)儀表、飛行姿態(tài)儀表和飛

32、行航向儀表三類。第四節(jié) 航 空 儀 表 燃氣渦輪航空發(fā)動機一、 飛行儀表是指用大氣數(shù)據(jù)儀表1. （1） 高度表。 高度表是指用來測量與指示飛機距某一選定的水平基準面的垂直距離的儀表。現(xiàn)代民航運輸機的駕駛艙儀表板上安裝的高度表通常是氣壓式高度表或無線電高度表。 氣壓式高度表。氣壓式高度表是一種氣壓計，由于大氣壓力和高度存在一定的變化關系，可以通過測量飛機所在高度的大氣壓力，間接測量出飛行高度。氣壓式高度表主要由三部分組成：真空膜盒、傳送機構和指示部分，如圖2-13所示。第四節(jié) 航 空 儀 表大氣數(shù)據(jù)儀表1. （1） 高度表。第四節(jié) 第四節(jié) 航 空 儀 表圖2-13 氣壓式高度表第四節(jié) 航 空 儀

33、 表圖2-13 氣壓式高度表第四節(jié) 航 空 儀 表 無線電高度表。無線電高度表是一種利用無線電波反射的原理工作的，以地面或水面為探測目標的測距雷達，它所指示的高度即為真實高度，如圖2-14所示。圖2-14 無線電高度表第四節(jié) 航 空 儀 表 無線電高度表。無 （2） 空速表。 空速是指飛機相對周圍的空氣的運動速度，測量和顯示空速的儀表稱為空速表?？账俦戆惭b在駕駛艙儀表板上，為飛行員測量和指示飛機相對周圍空氣的運動速度。常用的空速表有指示空速（表速）表、馬赫數(shù)表，以及將幾種功能綜合在一起所構成的組合式空速表。第四節(jié) 航 空 儀 表 （2） 空速表。第四節(jié) 航 空 儀 表 指示空速表。指示空速表利

34、用開口膜盒等敏感元件，通過測量空速管處的總壓與靜壓的壓差，并把它轉(zhuǎn)換為標準海平面狀態(tài)下（靜壓為760毫米汞柱，溫度為15 ）的速度單位，間接測出空速。 馬赫數(shù)表。馬赫數(shù)是真實空速與飛機所在高度上的音速之比，是動、靜壓比值（或總、靜壓比值）的函數(shù)。 組合式空速表。組合式空速表用于綜合測量指示空速和真實空速。在動壓作用下,開口膜盒產(chǎn)生的位移經(jīng)機械解算和傳動機構傳給指示空速指針。第四節(jié) 航 空 儀 表 指示空速表。指示空速表利用開口膜盒等敏感元 （3） 升降速度表。 飛機的升降速度是指單位時間內(nèi)飛機高度的變化量，用升降速度表來測量。高度與靜壓存在對應關系，高度變化，靜壓也隨之變化。靜壓變化的快慢可以

35、表示高度變化的快慢，即升降速度的大小。第四節(jié) 航 空 儀 表 （3） 升降速度表。第四節(jié) 航 空 儀 第四節(jié) 航 空 儀 表飛行姿態(tài)儀表2. 飛行姿態(tài)儀表用來測量飛機的姿態(tài)角，包括俯仰角和傾斜角。最常用的飛行姿態(tài)儀表是陀螺地平儀，如圖2-16所示。圖2-16 陀螺地平儀第四節(jié) 航 空 儀 表飛行姿態(tài)儀表2. 飛行 陀螺有較好的進動性和穩(wěn)定性。陀螺的進動性是指陀螺總是繞著與外力矩矢量相垂直的方向轉(zhuǎn)動。如果外力矩矢量與外框軸方向相同，那么，陀螺將會繞內(nèi)環(huán)軸轉(zhuǎn)動。陀螺的穩(wěn)定性是指高速旋轉(zhuǎn)的陀螺能夠抵抗干擾力矩，保持其自轉(zhuǎn)軸的相對慣性，是空間方向穩(wěn)定的特性。陀螺的進動性與穩(wěn)定性是一對相互矛盾的特性，穩(wěn)

36、定性越好，進動性就越差；相反，穩(wěn)定性越差，進動性就越好。飛機上的飛行姿態(tài)儀表和航向儀表都是利用陀螺的穩(wěn)定性來工作的。第四節(jié) 航 空 儀 表 陀螺有較好的進動性和穩(wěn)定性。陀螺的進動性是指第四節(jié) 航 空 儀 表飛行航向儀表3. 飛機的航向是指飛機的縱軸與經(jīng)線在水平面的夾角，指以經(jīng)線北端為起點，順時針轉(zhuǎn)到飛機縱軸所圍成的角度，是飛機導航的重要參數(shù)之一。根據(jù)經(jīng)線類型的不同，航向可以分為真航向、磁航向和羅航向三類。飛行航向儀表用來測量飛機的航向。第四節(jié) 航 空 儀 表飛行航向儀表3. 飛機 真航向是指從真經(jīng)線北端順時針轉(zhuǎn)到飛機縱軸所圍成的角度。磁航向是指從磁經(jīng)線（地球磁場強度水平分量的方向線）北端順時針

37、轉(zhuǎn)到飛機縱軸所圍成的角度。羅航向是指從羅經(jīng)線北端順時針轉(zhuǎn)到飛機縱軸所圍成的角度。羅經(jīng)線是指飛機磁場水平分量與地磁水平分量的合成磁場的方向線。第四節(jié) 航 空 儀 表 真航向是指從真經(jīng)線北端順時針轉(zhuǎn)到飛機縱軸所圍 發(fā)動機儀表二、第四節(jié) 航 空 儀 表 發(fā)動機儀表是用來檢查和了解發(fā)動機工作狀態(tài)的儀表的總稱。飛行員根據(jù)儀表的指示，進行正確的調(diào)整控制，使發(fā)動機的工作狀態(tài)滿足飛行要求。要全面地了解發(fā)動機的工作狀態(tài)，需要監(jiān)視和測量的參數(shù)主要有溫度、壓力、轉(zhuǎn)速、油量、耗量、扭矩等。這些參數(shù)中，有些是各種類型發(fā)動機都要測量的，如潤滑油的溫度、壓力燃油的壓力、油量和耗量等；有些參數(shù)則根據(jù)發(fā)動機的類型而定，如渦輪噴

38、氣發(fā)動機需要測量主軸的轉(zhuǎn)速、噴氣的溫度及噴氣總壓與進氣總壓之比等。 發(fā)動機儀表二、第四節(jié) 航 空 儀 表 發(fā)動機的位置總是遠離座艙，所以，發(fā)動機儀表一般都采用電動遠距離傳送的形式。全套發(fā)動機儀表包括三個部分：傳感器、指示器及其連接導線。傳感器安裝在需要測量參數(shù)的部位上，直接感受被測參數(shù)(如溫度、壓力等)，并轉(zhuǎn)換成相應的電量(如電阻、電勢、頻率等)。連接導線將此電量傳送至控制裝置和指示器。指示器安裝在座艙儀表板上，直接指示被測參數(shù)的大小或變化情況，供飛行員觀察。第四節(jié) 航 空 儀 表 發(fā)動機的位置總是遠離座艙，所以，發(fā)動機儀表一第四節(jié) 航 空 儀 表溫度表1. 溫度表測量發(fā)動機的溫度，這不僅是為

39、了調(diào)節(jié)發(fā)動機的性能，也是為了保證安全。如潤滑油的溫度能反映出發(fā)動機潤滑系統(tǒng)的工作狀況，也用以檢查發(fā)動機部件是否存在過熱等情況，以防止發(fā)動機因部件過熱損壞而造成故障。溫度表主要有電阻式溫度表和熱電耦式溫度表兩種類型。第四節(jié) 航 空 儀 表溫度表1. 溫度表測量第四節(jié) 航 空 儀 表 轉(zhuǎn)速表用以測量發(fā)動機主軸的旋轉(zhuǎn)速度(單位為轉(zhuǎn)/分)，如渦輪噴氣發(fā)動機的渦輪轉(zhuǎn)速、活塞式發(fā)動機的曲軸轉(zhuǎn)速。主軸轉(zhuǎn)速反映發(fā)動機所產(chǎn)生的功率(或推力)大小，同時也是檢查發(fā)動機動力載荷的依據(jù)。目前，飛機上主要采用磁轉(zhuǎn)速表，也有利用光電、磁電轉(zhuǎn)換原理的數(shù)字式轉(zhuǎn)速表。數(shù)字式轉(zhuǎn)速表傳感器將被測轉(zhuǎn)速直接轉(zhuǎn)換成相應的信號頻率，因此，其

40、指示器是一種測量頻率的裝置。在帶有多臺發(fā)動機的飛機上一般還裝有各臺發(fā)動機的轉(zhuǎn)速同步指示器，其直接指示出各臺發(fā)動機轉(zhuǎn)速間的偏差情況，便于飛行員及時調(diào)整。轉(zhuǎn)速表2.第四節(jié) 航 空 儀 表 轉(zhuǎn)速表用以測量發(fā)動機主第四節(jié) 航 空 儀 表油量、耗量表3. 油量表用以測量飛機油箱中的儲油(滑油、燃油等)量，常用的儲油以體積或質(zhì)量為單位。大型飛機所帶的油比較多，為了控制飛機的重心，油的供應均按照一定的順序，這時，不僅需要測量所有油箱中的總油量，還需要測量各個主要油箱中的儲油量，并提供剩油量的告警信號。第四節(jié) 航 空 儀 表油量、耗量表3. 油量 燃油耗量表指示飛機上燃油的消耗量，即單位時間內(nèi)消耗的燃油數(shù)量，

41、它可以用消耗的質(zhì)量或體積表示。直接測量質(zhì)量消耗量的耗量表雖然結構比較復雜，但精度高，而且精度不受環(huán)境、溫度等條件的影響，已在某些飛機上得到應用。但目前應用得比較多的仍是渦輪耗量表，其工作原理是測量燃燒體積消耗量的變化。第四節(jié) 航 空 儀 表 燃油耗量表指示飛機上燃油的消耗量，即單位時間第四節(jié) 航 空 儀 表 根據(jù)飛機油箱中的儲油量和單位時間內(nèi)的消耗量，駕駛員即可比較準確地估計飛機可能續(xù)航的時間和航程，并可間接檢查飛機供油系統(tǒng)是否有漏油現(xiàn)象。為了減少飛機儀表的數(shù)量，油量表和耗量表經(jīng)常組合成一個表。第四節(jié) 航 空 儀 表 根據(jù)飛機油箱中的儲油 壓力表是測量液體和氣體壓力的儀表，主要有燃油壓力表、滑

42、油壓力表、進氣壓力表等。目前，除進氣壓力表為機械式外，其余均采用電動機械式。電動機械式壓力表的指示器類同于浮子式油量表的指示器，而傳感器中也只是將浮子代換為感受壓力的膜盒。當被測壓力改變時，膜盒隨之膨脹或收縮而產(chǎn)生位移，通過機械傳動裝置帶動電刷沿電位計滑動。第四節(jié) 航 空 儀 表壓力表4. 壓力表是測量液體和氣體壓力的儀表，主要有燃油第四節(jié) 航 空 儀 表 發(fā)動機產(chǎn)生的功率或推力是一個需要準確了解和控制的重要參數(shù)。但影響功率或推力的因素很多，難以實現(xiàn)直接地、準確地測量。過去是根據(jù)主軸轉(zhuǎn)速和排氣溫度間接估算噴氣發(fā)動機的推力，但精度很低。為了提高推力估算的準確度和充分發(fā)揮發(fā)動機的性能，目前，有些機

43、種采用了測量噴氣發(fā)動機的進氣總壓和噴氣總壓之比的壓力比率表。根據(jù)壓力比率表的示值，不僅能比較準確地估算發(fā)動機所產(chǎn)生的推力，而且能方便地進行調(diào)整和控制。壓力比率表5.第四節(jié) 航 空 儀 表 發(fā)動機產(chǎn)生的功率或推力 發(fā)動機振動監(jiān)控系統(tǒng)目前已廣泛地應用于大、中型飛機上。根據(jù)分析知道，當發(fā)動機正常工作時，被監(jiān)視的振動參數(shù)(振動幅值、速度、加速度等)具有正常的數(shù)值范圍；發(fā)動機的振動突然加劇時，振動參數(shù)也隨之發(fā)生突變，表示發(fā)動機發(fā)生了故障。進一步分析振動參數(shù)還可迅速地尋找到故障發(fā)生的部位。因此，利用振動監(jiān)控系統(tǒng)可以做到發(fā)動機故障的早期診斷和排除。第四節(jié) 航 空 儀 表發(fā)動機振動監(jiān)控系統(tǒng)6. 發(fā)動機振動監(jiān)控

44、系統(tǒng)目前已廣泛地應用于大、中型飛 輔助儀表三、第四節(jié) 航 空 儀 表輔助儀表也稱其他設備儀表，是用來檢查液壓、冷氣、氧氣、座艙增壓系統(tǒng)等其他設備工作狀態(tài)的儀表，如指位表、彈簧管壓力表等。 輔助儀表三、第四節(jié) 航 空 儀 表輔助儀表也稱第四節(jié) 航 空 儀 表指位表1.指位表是用來指示飛機某一機構的停放位置或開放角度的儀表。這些機構有油門桿、襟翼、滑油散熱器風門、舵面等。常用的指位表有直流同步傳輸系統(tǒng)和交流同步傳輸系統(tǒng)等。第四節(jié) 航 空 儀 表指位表1.指位表是用來指示飛機某一 彈簧管壓力表是一種機械式壓力表，主要用來測量較大的壓力，如飛機上的冷氣壓力、氧氣壓力、高壓油壓力等。這種儀表的測量范圍廣

45、，從0.8千克每平方厘米到幾百千克每平方厘米，并且儀表的結構簡單，堅固耐用，但遠距離傳輸困難。第四節(jié) 航 空 儀 表彈簧管壓力表2. 彈簧管壓力表是一種機械式壓力表，主要用來測量較教學要求了解飛機的各飛行階段。理解起飛階段和著陸階段的重要性。理解巡航階段的特點。第五節(jié) 飛 行 性 能教學要求了解飛機的各飛行階段。第五節(jié) 飛 行 性 能 起飛性能一、 飛機起飛、著陸階段是飛機安全飛行的重要階段。飛機的起飛性能也是安全飛行的重要保障和關鍵環(huán)節(jié)之一，對確保乘客生命財產(chǎn)安全具有重大意義。飛機起飛是指飛機從在地面開始加速滑跑到飛機離地高度不低于1500英尺（1英尺=0.304 8米），完成從起飛到航路爬

46、升構型的轉(zhuǎn)換，速度不小于1.25VS（失速速度）、爬升梯度達到規(guī)定值的過程。飛機的起飛階段包括起飛場道階段和起飛航道階段。起飛場道階段是指飛機從在地面開始加速滑跑到飛機離地高度為35英尺、速度不小于起飛安全速度V2的過程；起飛航道階段是指飛機從離地高度為35英尺到起飛結束的過程。第五節(jié) 飛 行 性 能 起飛性能一、 飛機起飛、著陸階段是飛機 為確保安全飛行，飛機發(fā)動機應當處于正常工作狀態(tài)。在正常的航班飛行中，機組完成飛機外部檢查、駕駛艙安全檢查，并完成駕駛艙準備后，在空中交通管制（air traffic control,ATC）許可后，開始發(fā)動機著車、滑行，并進入跑道及完成相應的程序和檢查單。

47、飛機在進入并對準跑道后，加油門至起飛推力狀態(tài)，并保持好飛機的滑跑方向。把桿的飛行員把一只手放在油門桿上直至聽到呼叫V1（決斷速度），以保證在V1前出現(xiàn)發(fā)動機停車時能夠盡快地完成中斷起飛程序。未把桿的飛行員應當監(jiān)視飛機的儀表并報出規(guī)定的速度。全發(fā)起飛1.第五節(jié) 飛 行 性 能 為確保安全飛行，飛機發(fā)動機應當處于正常工作狀態(tài) 發(fā)動機是飛機的“心臟”，單發(fā)飛機在運行過程中如果出現(xiàn)一發(fā)停車現(xiàn)象，將直接導致機毀人亡。即使是多發(fā)飛機在起飛滑跑過程中發(fā)生一發(fā)停車，對飛行安全的威脅也是非常巨大的。如果處置不當，可能會造成飛行事故征候，甚至飛行事故。如果飛行員能夠掌握一發(fā)停車的緊急程序，并依據(jù)飛機飛行手冊（ai

48、rplane flight manual,AFM）操縱飛機，也可以保證飛行安全。第五節(jié) 飛 行 性 能起飛過程中的一發(fā)停車2. 發(fā)動機是飛機的“心臟”，單發(fā)飛機在運行過程中如 （1） 中斷起飛。 中斷起飛距離是飛機從速度為零開始加速滑跑到一臺發(fā)動機停車，飛行員判斷并采用相應的制動程序、使飛機完全停下來所需的距離。飛機從速度為零開始做全發(fā)加速滑跑，當增加到某一速度時，一臺發(fā)動機停車，發(fā)動機停車時飛機的滑跑速度記為VE，從速度為零加速到速度為VE時稱為全發(fā)加速段。從發(fā)動機停車到飛行員判斷出發(fā)動機停車，根據(jù)當時情況進行綜合判斷并完成相應的制動程序，需要一定的時間，這個時間稱為過渡段時間，用It表示，

49、It可經(jīng)過試飛得出。第五節(jié) 飛 行 性 能 （1） 中斷起飛。第五節(jié) 飛 行 性 能 （2） 繼續(xù)起飛。 飛機在做全發(fā)加速滑跑過程中，一臺發(fā)動機停車，飛行員在判斷后決定繼續(xù)起飛，在其他發(fā)動機的起飛推力作用下，飛機繼續(xù)加速滑跑直至離地面高度為35英尺時，速度不小于V2，即完成起飛場道階段所經(jīng)過的距離，此距離稱為繼續(xù)起飛距離。繼續(xù)起飛所需距離由三個階段組成：全發(fā)加速段，即飛機速度從零增加至VE；保持一臺發(fā)動機失效的加速段，即飛機速度從VE加速到起飛離地速度VLOF；起飛空中段，即飛機速度從VLOF加速到V2，高度上升到35英尺。第五節(jié) 飛 行 性 能 （2） 繼續(xù)起飛。第五節(jié) 飛 行 性 能 爬升

50、性能二、第五節(jié) 飛 行 性 能 從飛機起飛結束（此時飛機的高度為1500英尺）到達規(guī)定的巡航速度和高度的過程稱為航線爬升。民用大型飛機的爬升是指在中低空保持表速不變爬升，而在高空保持等M數(shù)不變爬升。爬升過程中，若保持表速不變，由于空氣密度減小，真速將不斷增大，即為了保持表速不變，必須用一部分剩余推力增速，所以飛機的爬升梯度和爬升率都要減小。 爬升性能二、第五節(jié) 飛 行 性 能 第五節(jié) 飛 行 性 能 根據(jù)飛機的起飛重量、外界溫度和初始巡航高度和速度，可以選擇不同的爬升方式，如圖2-18所示。圖2-18 飛機爬升剖面圖第五節(jié) 飛 行 性 能 根據(jù)飛機的起飛重量、 A：從起飛離地爬升至1500英尺

51、，表速達到250海里/小時（1海里=1.852千米）。 B：從1 500英尺上升到10 000英尺，表速為250海里/小時。 C：在10 000英尺高度平飛加速到上升速度。 D：按給定的表速和指示馬赫數(shù)上升到上升頂點。 E：在初始巡航高度加速到巡航速度。 F：巡航。 第五節(jié) 飛 行 性 能 A：從起飛離地爬升至1500英尺，表速達到250 下降性能三、與爬升性能類似，下降性能主要由下降時間、下降的水平距離和下降時所消耗的燃油量來表示。大型民航運輸機常用的下降方式有低速下降、高速下降和最省燃油下降。第五節(jié) 飛 行 性 能 下降性能三、與爬升性能類似，下降性能主要由下降時間 低速下降方式的特點是下

52、降段水平距離較長、省油；高速下降時間較短，水平距離也短，但較耗油。正常下降時用低速下降方式；但由于空中交通管制或其他原因，飛機被允許下降，但距機場距離較近時，就要用高速下降方式。裝有JT80-15A發(fā)動機的B737-200在標準大氣情況下以兩種方式下降，如圖2-19所示。低速下降和高速下降1.第五節(jié) 飛 行 性 能 低速下降方式的特點是下降段水平距離較長、省油；第五節(jié) 飛 行 性 能圖2-19 高速下降和低速下降飛行姿態(tài)儀表第五節(jié) 飛 行 性 能圖2-19 高速下降和低速下降飛第五節(jié) 飛 行 性 能 巡航性能四、圖2-21 某型號飛機的典型巡航剖面圖 巡航性能是指飛機從爬升頂點到下降開始點之間

53、的平飛巡航性能。選擇好巡航高度和巡航速度可以實現(xiàn)良好的經(jīng)濟性。圖2-21為某型號飛機的典型巡航剖面圖。第五節(jié) 飛 行 性 能 巡航性能四、圖2-21 第五節(jié) 飛 行 性 能 著陸性能五、 飛機經(jīng)歷下降階段后，開始進近與著陸。著陸階段雖然歷時短，卻是飛行中最危險、最關鍵，也是最重要的階段。現(xiàn)代大型民航客機多是按儀表飛行規(guī)則飛行。各航空公司對進近和著陸都制定了嚴格、全面的標準操作程序和規(guī)章制度。第五節(jié) 飛 行 性 能 著陸性能五、 第五節(jié) 飛 行 性 能 著陸距離是指從飛機進跑道頭開始到完全在跑道里停下來所需的距離。著陸距離不僅與著陸重量、場壓、氣溫、風向、風速等因素有關，而且與飛機的進場速度、高

54、度偏差、著陸技術偏差、著陸制動不當及道面積水等污染情況有關。著陸距離1.第五節(jié) 飛 行 性 能 著陸距離是指從飛機進計算最大著陸重量時，主要考慮著陸機場的可用跑道長度、復飛中的爬升越障要求及飛機結構強度的限制等因素。綜合考慮以上三個因素后，選取最大著陸重量中的最小值。第五節(jié) 飛 行 性 能最大著陸重量2.計算最大著陸重量時，主要考慮著陸機場的可用跑道長度、復飛中的教學要求了解民用飛機的發(fā)展史。了解民用飛機的主要制造商。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商教學要求了解民用飛機的發(fā)展史。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主 民用飛機的發(fā)展史一、 1909年11月16日，飛艇發(fā)明家齊伯林創(chuàng)辦了DELAG公司，成

55、立了世界上第一家商業(yè)性民用航空公司。1914年，固定翼飛機開始用于民間定期商業(yè)客運。1919年2月，在英國和比利時之間開始了郵運航班。同年8月25日，在倫敦和巴黎之間開通了采用D.H.4A飛機的客運和貨運航班。1928年，聯(lián)合航空公司前身波音空運公司建立。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商早期航空運輸及旅客機1. 民用飛機的發(fā)展史一、 1909年11月 20世紀20年代，歐洲曾在民用客機的發(fā)展中處于領先地位，?？讼盗忻裼脵C也創(chuàng)造了不少航程紀錄，還引領了三發(fā)飛機設計的新潮流。但進入20世紀30年代后，世界航空發(fā)展的優(yōu)勢逐步轉(zhuǎn)移至美國，這種優(yōu)勢一直延續(xù)到今天。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商 2

56、0世紀20年代，歐洲曾在民用客機的發(fā)展中處于 第二次世界大戰(zhàn)結束后，戰(zhàn)時留下的機場為戰(zhàn)后民航迅速發(fā)展創(chuàng)造了條件，特別是噴氣發(fā)動機的出現(xiàn)和應用。1950年7月29日，第一架噴氣民航機“子爵”號在倫敦巴黎航線上開始營運。 1952年5月2日，第一種使用純噴氣發(fā)動機的民航機“彗星”號開始在倫敦南非航線上使用?！板缧恰泵窈綑C的巡航速度為788千米/小時，雖然航程短，中途須著陸加油5次，但從此揭開了噴氣時代的序幕。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商進入噴氣時代2. 第二次世界大戰(zhàn)結束后，戰(zhàn)時留下的機場為戰(zhàn)后民航 1957年，洛克希德公司“星座”機的最后一種發(fā)展型“星座客機”登上舞臺。盡管它的續(xù)航時間長達

57、18小時，可以從美國西海岸不著陸直飛歐洲，但仍不得不讓位于新問世的噴氣飛機，因而其只生產(chǎn)了44架。它的消亡標志著活塞螺旋槳飛機時代的終結。 20世紀50年代初期，客運水上飛機的時代也終于走到了盡頭。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商 1957年，洛克希德公司“星座”機的最后一種發(fā)展 20世紀60年代，噴氣飛機成為遠程航線的唯一選擇后，各航空公司開始研發(fā)短程噴氣飛機。1962年1月，德哈維蘭公司研制出的短程三發(fā)100座的DH121“三叉戟”，1965年“三叉戟”成為第一架在經(jīng)營性航線飛行中自動著陸的航線飛機。1963年8月，英國飛機公司（British Aircraft Corporation,

58、BAC）推出80座的BAC-111。1965年2月，道格拉斯公司推出類似的DC9機。1967年，波音公司推出自己的短程雙發(fā)噴氣飛機波音737。 第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商 20世紀60年代，噴氣飛機成為遠程航線的唯一選 到20世紀60年代中期，隨著高涵道比渦輪風扇發(fā)動機的出現(xiàn)，波音747于1969年上天，1970年由泛美航空公司投入紐約與倫敦之間的航線運營。波音747的派生機型波音747SP（SP是特別性能的意思）是當時世界上航程最長的噴氣飛機。1976年4月，泛美航空公司第一次用波音747SP飛機經(jīng)營紐約與東京之間的不著陸航班。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商 到20世紀60年代中

59、期，隨著高涵道比渦輪風扇發(fā) 1972年10月，空中客車公司（簡稱空客公司）的新型中短程寬體客機A300首飛，起初銷量并不好。1976年1月21日，英、法聯(lián)合研制的“協(xié)和”號超音速客機投入運營。20世紀80年代初，波音公司的兩種新雙發(fā)飛機雙通道的波音767飛機與單通道的波音757飛機分別于1982年和1983年投入使用。20世紀70年代末，A300機銷售量上升，1983年空客公司推出第二個產(chǎn)品A310機。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商歐洲挑戰(zhàn)美國3. 1972年10月，空中客車公司（簡稱空客公司） 進入20世紀90年代，波音公司的實力進一步增強，它不僅擴展了原有的波音737、747、757和

60、767系列，而且推出了技術上更加先進的波音777雙發(fā)客機，還在1997年兼并了麥克唐納-道格拉斯公司（簡稱麥道公司）。第六節(jié) 民用飛機的發(fā)展及主要制造商 進入20世紀90年代，波音公司的實力進一步增強 （1） 干線客機。 干線客機一般是指客座數(shù)大于100、滿載航程大于3 000千米的大型客機。其發(fā)展大致經(jīng)歷了以下五代： 20世紀50年代，開始投入航線運營的以美國的波音707、DC-8，蘇聯(lián)的圖-104為代表的客機是第一代噴氣式干線飛機。 20世紀60年代，開始投入航線運營的以美國的波音727、波音737、DC9，英國的“三叉戟”，蘇聯(lián)的圖-154等為代表的一批飛機被認為是第二代干線飛機。第六節(jié)