第2章 飛行環(huán)境及飛行原理2016

2.1飛行環(huán)境2.2流動氣體的基本規(guī)律2.3飛機上的空氣動力作用及原理2.4高速飛行的特點2.5飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.6直升機的飛行原理第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、機載設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。2023/2/322.1.1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。2023/2/332.1.1大氣環(huán)境1.對流層大氣中最低的一層，特點是其溫度隨高度增加而逐漸降低，空氣對流運動極為明顯。對流層的厚度隨緯度和季節(jié)而變化。（0～18公里）2023/2/342.1.1大氣環(huán)境2.平流層位于對流層的上面，特點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)。2023/2/352.1.1大氣環(huán)境3.中間層

在該層內(nèi)，氣溫隨高度升高而下降，且空氣有相當強烈的鉛垂方向的運動。（50～80公里）2023/2/364.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。（底界800公里，頂界2000～3000公里）2023/2/372.1.1大氣環(huán)境2.1.2空間環(huán)境

空間飛行環(huán)境包括自然環(huán)境和誘導環(huán)境。誘導環(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?？臻g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。2023/2/382.1.2空間環(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。2023/2/392.1.2空間環(huán)境

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）。

空間飛行器處于地球磁場之外，因此容易受到太陽風等因素的影響。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。2023/2/3102.1.3國際標準大氣

為了準確描述飛行器的飛行性能，必須建立一個統(tǒng)一的標準，即標準大氣。國際標準大氣，是由國際性組織頒布的一種“模式大氣”。它依據(jù)實測資料，用簡化方程近似地表示大氣溫度、密度和壓強等參數(shù)的平均鉛垂分布，并將計算結(jié)果排列成表，形成國際標準大氣表。2023/2/311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，大氣的標準狀態(tài)為：氣溫為15℃，壓強為一個標準大氣壓，密度：1.225kg/m3，聲速為341m/s。2023/2/3122.1.3國際標準大氣

2.1.4大氣的物理性質(zhì)2023/2/3131.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),隨飛行高度變化而變化，不僅對作用在飛機上的空氣動力的大小有影響，還對發(fā)動機的推力大小有影響。2.1.4大氣的物理性質(zhì)2.連續(xù)性飛行器在空氣介質(zhì)中運動時，飛行器的外形尺寸遠遠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動時，氣體分子之間的距離完全可以忽略不計，即把氣體看成是連續(xù)的介質(zhì)。這就是在空氣動力學研究中常說的連續(xù)性假設。在航天器的飛行環(huán)境中，大氣不能看成是連續(xù)介質(zhì)。2023/2/3142.1.4大氣的物理性質(zhì)3.粘性大氣的粘性力是相鄰大氣層之間相互運動時產(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。2023/2/3152.1.4大氣的物理性質(zhì)4.可壓縮性流體可壓縮性是指流體的壓強改變時其密度和體積也改變的性質(zhì)。當氣流速度較小時，壓強和密度變化很小，可以不考慮大氣可壓縮性的影響。當大氣流動的速度較高時，壓強和速度的變化很明顯，就必須考慮大氣可壓縮性。2023/2/3162.1.4大氣的物理性質(zhì)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。飛機或物體在空氣中運動時，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。2023/2/3172.1.4大氣的物理性質(zhì)5.聲速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；而在海平面標準狀態(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，聲速越小（如空氣）；介質(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。2023/2/3182.1.4大氣的物理性質(zhì)2023/2/3196.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。a表示聲速因此，Ma的大小可作為判斷空氣受到壓縮程度的指標。2.1.4大氣的物理性質(zhì)6.馬赫數(shù)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。2023/2/3202.2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。2023/2/3212.2.1相對運動原理

飛機以一定速度作水平直線飛行時，作用在飛機上的空氣動力與遠前方空氣以該速度流向靜止不動的飛機時所產(chǎn)生的空氣動力效果完全一樣。2023/2/3222.2.2流體流動的連續(xù)性定理

取橫截面1，2，3，假設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。2023/2/3232.2.2流體流動的連續(xù)性定理

2023/2/324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。當氣體以低速流動時，可以認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。2023/2/3252.2.3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用。伯努利定理是描述流體在流動過程中流體壓強和流速之間關(guān)系的流動規(guī)律。2023/2/3262.2.3伯努利定理

2023/2/327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。2.2.3伯努利定理

2023/2/3282.2.4低速氣流的流動特點

當管道收縮時,氣流速度將增加，v2>v1，壓力將減小，P2<P1；當管道擴張時,氣流速度將減小，v2<v1，壓力將增加，P2>P1

。2023/2/3292.2.5高速氣流的流動特點

在低速飛行中，機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，甚至會引起空氣流動規(guī)律的改變。隨著氣流速度的增加，當其接近和大于聲速時，氣流受到強烈的壓縮，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。2023/2/3302.2.5高速氣流的流動特點

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；而擴張形管道將使超音速氣流增速、減壓。2023/2/331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2023/2/3322.2.5高速氣流的流動特點

2.2.5高速氣流的流動特點

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，還應具有一定的管道形狀，這就是先收縮后擴張的拉瓦爾噴管形狀。2023/2/3332.3飛機上的空氣動力作用及原理飛機之所以能在空氣中飛行，最基本的條件是，當它在空中飛行時必須產(chǎn)生一種能克服飛機自身重力并將它托舉在空中的力。

作用在飛機上的空氣動力包括升力和阻力兩部分。升力主要靠機翼來產(chǎn)生，并用來克服飛機自身的重力。而阻力要靠發(fā)動機產(chǎn)生的推力來平衡，這樣才能保證飛機在空中水平等速直線飛行。2023/2/3342.3.1平板上的空氣動力

2023/2/335壓差阻力氣流分離2023/2/3362023/2/3372.3.2機翼升力和增升裝置

2023/2/338為什么飛機能夠飛行？2.3.2機翼升力和增升裝置

“翼剖面”，也稱“翼型”，是指沿平行于飛機對稱平面的切平面切割機翼所得到的剖面。翼型最前端的一點叫“前緣”，最后端的一點叫“后緣”。2023/2/3392.3.2機翼升力和增升裝置

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。2023/2/3402.3.2機翼升力和增升裝置

1.升力的產(chǎn)生由于翼型作用，當氣流流過上翼面時，流動通道變窄，氣流速度增大，壓強降低；相反下翼面處流動通道變寬，氣流速度減小，壓強增大。上下翼面之間形成了一個壓強差，從而產(chǎn)生了一個向上的升力。2023/2/341飛機的升力2.3.2機翼升力和增升裝置

2.影響飛機升力的因素1）機翼面積的影響機翼面積越大，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，反之當空氣稀薄時，升力就變小了。2023/2/3422.3.2機翼升力和增升裝置

4）機翼剖面形狀和迎角的影響不同的剖面和不同的迎角，會使機翼周圍的氣流流動狀態(tài)（包括流速和壓強）等發(fā)生變化，因而導致升力的改變。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。2023/2/3432.3.2機翼升力和增升裝置

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，但當迎角增大到一定程度時，氣流會從機翼前緣開始分離，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”。2023/2/3442.3.2機翼升力和增升裝置

2023/2/345總結(jié)以上各因素的影響，升力的公式可寫成：2.3.2機翼升力和增升裝置

3.增升裝置“增升裝置”，可以使飛機在盡可能小的速度下產(chǎn)生足夠的升力，提高飛機的起飛和著陸性能。增升原則1）改變機翼剖面形狀，增大機翼彎度；2）增大機翼面積；3）改變氣流的流動狀態(tài)，控制機翼上的附面層，延緩氣流分離。2023/2/3462.3.2機翼升力和增升裝置

飛機的增升裝置通常安裝在機翼的前緣和后緣位置。安裝在機翼后緣的增升裝置叫后緣襟翼。2023/2/3472.3.2機翼升力和增升裝置

2023/2/3482.3.2機翼升力和增升裝置

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：增加了機翼彎度；增大了機翼面積；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。2023/2/349前緣襟翼2023/2/3502023/2/351AMX雙座型戰(zhàn)機的雙縫襟翼2023/2/3522.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

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

2023/2/3532.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

1.摩擦阻力摩擦阻力是由于大氣的粘性而產(chǎn)生的。當氣流以一定速度流過飛機表面時，由于氣流的粘性作用，空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動，因此產(chǎn)生了摩擦阻力。2023/2/3542.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

摩擦阻力的大小取決于空氣的粘性、飛機表面的粗糙程度、附面層中氣流的流動情況和飛機的表面積大小等因素。為了減小摩擦阻力，應在這些方面采取必要的措施。2023/2/3552.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

2.壓差阻力在翼型前后由于壓強差所產(chǎn)生的阻力稱為壓差阻力。壓差阻力與物體的迎風面積有很大關(guān)系，物體的迎風面積越大，壓差阻力也越大。物體的形狀對壓差阻力也有很大影響。2023/2/3562.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

減小壓差阻力的辦法是應盡量減小飛機的最大迎風面積，并對飛機各部件進行整流，做成流線形。2023/2/3572.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

哪個阻力大？2023/2/358or2.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

哪個阻力大？2023/2/359or2.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

2023/2/3602.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

3.誘導阻力誘導阻力是伴隨著升力而產(chǎn)生的，這個由升力誘導而產(chǎn)生的阻力叫誘導阻力。飛機的誘導阻力主要來自翼面，當飛機飛行時，下表面壓強大，上表面壓強小，由于機翼翼展的長度有限，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。2023/2/3612023/2/3622.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

2023/2/3632023/2/3642.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

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)生誘導阻力的直接原因。誘導阻力與機翼的平面形狀、翼剖面形狀、展弦比等有關(guān)?？梢酝ㄟ^增大展弦比、選擇適當?shù)钠矫嫘螤睿ㄈ缣菪螜C翼）、增加翼梢小翼等方法來減小誘導阻力。2023/2/365翼梢小翼2023/2/3662.3.3飛機阻力的產(chǎn)生及減阻措施

4.干擾阻力干擾阻力就是飛機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)。在設計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。2023/2/3672.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

要得到準確的升力和阻力變化情況，除了做必要的計算外，還要通過實驗的方法獲得必要的數(shù)據(jù)，目前應用最廣泛的實驗就是風洞實驗。風洞是一種利用人造氣流來進行飛機空氣動力實驗的設備。在風洞中，根據(jù)相對運動原理，人們利用人造風吹過飛機或機翼模型，來研究模型上產(chǎn)生的空氣動力的大小和變化。2023/2/3682.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

為了保證風洞試驗結(jié)果盡可能與飛行實際情況相符，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的尺寸，以同一比例縮小。運動相似：使真飛機同模型的各對應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，同作用于真飛機上的空氣動力的大小成比例，而且方向相同。2023/2/3692.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

2023/2/3701.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。如果用風洞實驗數(shù)據(jù)計算真飛機的空氣動力，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確的結(jié)果，否則就會產(chǎn)生很大的誤差。2.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

2.低速風洞的構(gòu)造2023/2/371直流式低速風洞2.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

2023/2/3722.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

3.高速風洞的構(gòu)造高速風洞包括亞聲速風洞、跨聲速風洞、超聲速風洞以及高超聲速風洞等。超聲速風洞的特點是，人造風的速度是超聲速的。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）裝在實驗段之前以產(chǎn)生超聲速氣流。2023/2/3732.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

2023/2/374直流“暫沖式”超聲速風洞2.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

2023/2/3754.風洞的功用風洞可用來對整架飛機或飛機的某個部件（如機翼）進行吹風實驗。通過試驗可以獲得升力系數(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三種曲線風洞能做的試驗種類很多，就翼剖面來說，還可通過試驗求得極曲線、壓力中心和迎角變化曲線、力矩曲線等。2.3.4風洞的功用和典型結(jié)構(gòu)

2023/2/376探秘我國重大科研裝備激波風洞2.4高速飛行的特點在低速飛機飛行中，會產(chǎn)生的幾種阻力，即摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力和干擾阻力等。在高速飛機上，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)，在飛機發(fā)展的道路上，曾經(jīng)成為巨大的障礙——“聲障”。“聲障”的產(chǎn)生是由于飛機在飛行過程中產(chǎn)生的激波和波阻造成的。2023/2/3772.4.1激波和波阻

1.弱擾動波的傳播2023/2/3782.4.1激波和波阻

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。隨著擾動源運動速度的增大，馬赫錐將減小，擾動影響區(qū)也將縮小。2023/2/379激波1激2.4.1激波和波阻

總結(jié)：弱擾動在亞聲速和超聲速運動時的傳播情形是不同的。擾動源以亞聲速運動時，整個空間逐漸都會成為被擾動區(qū)；而在超聲速運動時，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。當運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。2023/2/3802.4.1激波和波阻

2.激波波面前后空氣的物理特性發(fā)生了突變，由于空氣受到強烈壓縮，波面之后的空氣壓強突然增大，由高速氣流的流動特點可知，氣流速度會大大降低（減速、增壓）。這種由較強壓縮波組成的邊界波就是激波。激波實際上是受到強烈壓縮的一層空氣，其厚度很小。2023/2/3812023/2/382

激波強度不同，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，正激波是最強的激波。斜激波是指波面沿氣流方向傾斜的激波，強度相對較弱。2023/2/3832.4.1激波和波阻

2.4.1激波和波阻

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)。2023/2/3842.4.1激波和波阻

Ma的大小對激波的產(chǎn)生也有影響。當馬赫數(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。2023/2/3852.4.1激波和波阻

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。因為激波是一種強壓縮波，因此當氣流通過激波時產(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。2023/2/3862.4.1激波和波阻

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，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。2023/2/3872.4.2臨界馬赫數(shù)和局部激波

當飛機以Ma≥1飛行時，飛機上就會產(chǎn)生激波。但在某些情況下，雖然飛機的飛行馬赫數(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。2023/2/388激波分離2.4.2臨界馬赫數(shù)和局部激波

根據(jù)流體的連續(xù)性方程，當氣流從A點流過機翼時，由于機翼上表面凸起使流管收縮，氣流在這里速度增加；當氣流流到機翼最高點B時，流速增加到最大。當B點馬赫數(shù)為1時，A點馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)。2023/2/3892.4.2臨界馬赫數(shù)和局部激波

當飛機的飛行速度超過臨界Ma時，機翼上就會出現(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，激波后的壓強也迅速增大，導致機翼表面上附面層內(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”。2023/2/3902.4.2臨界馬赫數(shù)和局部激波

局部激波和波阻的產(chǎn)生，是出現(xiàn)“聲障”問題的根本原因。當人們認識到這一問題后，通過采取相應的措施，提高飛機的臨界Ma，才使飛機的速度突破聲障，并大大超過聲速?，F(xiàn)代噴氣式客機為了提高臨界Ma，降低機翼上表面的局部流速，采用一種超臨界翼型的機翼。其特點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。2023/2/3912.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

1.飛機的氣動布局廣義定義：飛機的氣動布局是指飛機主要部件的數(shù)量以及它們之間的相互安排和配置。平尾是水平尾翼之簡稱。是飛機主要大部件之一，一般呈水平狀安裝在機尾。其前半部不可活動，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，控制飛機上升下降，由鉸鏈與前者相連。垂尾與平尾合稱尾翼，也可用一組V形翼綜合替代。2023/2/3922.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

1.飛機的氣動布局通常定義：平尾相對于機翼在縱向位置上的安排，即飛機的縱向氣動布局形式。不同的布局形式，對飛機的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。2023/2/3932.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

2023/2/3942.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

2023/2/3952023/2/3962.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

2.飛機幾何外形和參數(shù)飛機的幾何外形主要由機身、機翼和尾翼等主要部件的外形共同來組成。機翼的幾何外形可從機翼平面形狀和翼剖面形狀來描述。2023/2/397機翼平面形狀主要有翼展、翼弦、前緣后掠角等。翼展：機翼左右翼梢之間的最大橫向距離。翼弦：翼型前緣點和后緣點之間的連線。前緣后掠角：機翼前緣線與垂直于翼根對稱平面的直線之間的夾角。2023/2/398

影響飛機氣動特性的主要參數(shù)有：前緣后掠角，機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2023/2/3992.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

2.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

由空氣動力學理論和實驗可知：在低速情況下，大展弦比平直機翼（機翼的1/4弦線后掠角大約在20°以下）的升力系數(shù)較大，誘導阻力?。?023/2/31002.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

由空氣動力學理論和實驗可知：在亞聲速飛行時，后掠機翼（外形特點是，其前緣和后緣均向后掠。機翼后掠的程度用后掠角的大小來表示，掠角為銳角）與平直機翼相比，后掠翼的氣動特點是可增大機翼的臨界馬赫數(shù)，并減小超音速飛行時的阻力；2023/2/31012.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

由空氣動力學理論和實驗可知：在超聲速飛行時，激波不可避免，但采用小展弦比機翼、三角機翼、邊條機翼（一些第三代高機動戰(zhàn)斗機采用了這種機翼。在中等后掠角(后掠角25度～45度左右)的機翼根部前緣處，加裝一后掠角很大的細長翼(后掠角65度～85度)所形成的復合機翼，稱為邊條翼。在邊條翼中，原后掠翼稱為基本翼，附加的細長前翼部分稱為邊條）等對減小波阻比較有利。2023/2/31022.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

翼型的幾何形狀可分為多種：2023/2/31032.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

3.超聲速飛機外形的特點

若要進一步提高飛機的飛行速度，必需：提高發(fā)動機的推力減輕結(jié)構(gòu)重量改善飛機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2023/2/31042.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

（1）超聲速飛機的翼型特點現(xiàn)代超聲速飛機的翼型，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。2023/2/31052.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

（2）超聲速飛機的機翼平面形狀和布局型式現(xiàn)代飛機常采用的機翼平面形狀有：后掠機翼三角形機翼小展弦比機翼變后掠機翼邊條機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2023/2/31062.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

①后掠機翼后掠機翼在跨聲速飛行時能提高臨界Ma，超過臨界Ma以后也能進一步減小波阻。后掠機翼與平直機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翼上的有效速度。由于后掠角的影響，流速中只有垂直于機翼前緣分量是產(chǎn)生升力的有效速度。因此后掠角可以提高飛機的臨界馬赫數(shù)，從而推遲激波的產(chǎn)生。2023/2/31072.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

當飛行速度超過臨界Ma以后，后掠機翼上產(chǎn)生的阻力隨著Ma的增大變化也比較平緩。這是因為后掠翼的空氣動力主要由有效速度vn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。2023/2/31082023/2/31092.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

②三角形機翼對于超音速飛行機翼應是后掠的，但是若前緣后掠角過大，后掠機翼根部結(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翼比較合適。2023/2/31102.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

三角機翼的減阻效果和大后掠機翼大體相似。它具有前緣后掠角大、展弦比小和相對厚度較小的特點。三角形機翼的空氣動力性能很好，更有助于保證飛機的縱向飛行穩(wěn)定性。三角機翼的飛機也有一定的缺點：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2023/2/3111陣風戰(zhàn)斗機2023/2/31122.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

③小展弦比機翼對于超聲速飛機來說，為了減小波阻，常采用小展弦比機翼。小展弦比機翼在翼弦方向較長，在翼展方向較短，且機翼相對厚度一般都比較小，有利于減小激波阻力。小展弦比機翼的缺點是襟翼面積小，起落性能差，誘導阻力大。2023/2/31132.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

④變后掠機翼現(xiàn)代超聲速飛機廣泛采用小展弦比、大后掠機翼。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，飛機的起飛和著陸滑跑距離都較長。變后掠翼飛機通過機翼后掠角的變化可以解決高低速性能要求的矛盾。2023/2/3114米格-23變后掠戰(zhàn)斗機F-14戰(zhàn)斗機2023/2/3115狂風戰(zhàn)斗機2023/2/31162.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

飛機在起飛著陸和低速飛行時，采用較小后掠角。這時機翼展弦比較大，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。變后掠翼飛機的主要缺點是機翼變后掠轉(zhuǎn)動機構(gòu)復雜，結(jié)構(gòu)重量大，氣動中心變化大，平衡較困難。2023/2/31172.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

⑤邊條機翼解決超音速飛機高速飛行和低速飛行矛盾的另一條途徑就是采用邊條機翼。邊條機翼是一種混合平面形狀的機翼，由邊條和后翼組成。2023/2/3118米格-29戰(zhàn)斗機2023/2/31192.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

由于有大后掠的邊條，使整個機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阻力。2023/2/31202.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

⑥鴨式飛機正常式氣動布局，飛機的水平尾翼位于機翼之后鴨式飛機，將水平尾翼移到機翼之前，并將其改稱前翼或鴨翼。這種布局起到了增加升力的作用。2023/2/31212023/2/3122EF-2000戰(zhàn)斗機2023/2/31232.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

⑦無尾式布局無尾布局通常采用于超音速飛機。這類飛機的機身和機翼都比較細長，機翼面積較大，飛機重心也比較靠后，即使采用水平尾翼，由于其距離飛機重心較近，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，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。2023/2/31242023/2/31252.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

（3）超聲速飛機的機身外形特點機身產(chǎn)生的空氣動力主要是阻力，但對飛機的升力也有一定的影響。對于超聲速飛機，不但機翼的形狀對其空氣動力特性有重要影響，而且機身的形狀也很重要。為了減小超聲速飛機的波阻，機身一般采用頭部很尖、又細又長的圓柱形機身，機身長細比一般可達到十幾甚至更高。另外采用“跨聲速面積律”，也有助于降低波阻和提高速度。2023/2/31262.4.3超聲速飛行的空氣動力外形及其特點

跨聲速面積律是指在機翼和機身的連接部位，把機身適當?shù)厥湛s，使沿機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。這樣可以將不利的相互干擾減小，使飛機的跨聲速激波阻力大大降低。2023/2/31272023/2/31282.4.4超聲速和低亞聲速飛機的外形區(qū)別

低、亞聲速飛機機翼的展弦比較大，一般在6～9之間，梢根比也較大，一般在0.33左右；超聲速飛機機翼的展弦比較小，一般在2.5～3.5之間，梢根比較小，在0.2左右。低速飛機常采用無后掠角或小后掠角的梯形直機翼，亞聲速飛機的后掠角一般也比較小，一般小于35°；超聲速飛機一般為大后掠機翼或三角機翼，前緣后掠角一般為40°～60°。2023/2/31292023/2/31302.4.4超聲速和低亞聲速飛機的外形區(qū)別

低、亞聲速飛機的機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；超聲速飛機機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、亞聲速飛機機翼的展長一般大于機身的長度，機身長細比較小，一般為5～7之間，機身頭部半徑比較大，前部機身比較短，有一個大而突出的駕駛艙；超聲速飛機機身的長度大于翼展的長度，機身比較細長，機身長細比一般大于8，機身頭部較尖，駕駛艙與機身融合成一體，成流線形。2023/2/31312.4.5超聲速飛行的聲爆與熱障

1、超聲速飛行中的聲爆飛機在超音速飛行時，在飛機上形成激波，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。2023/2/31322.4.5超聲速飛行的聲爆與熱障

聲爆過大可能會對地面的居民和建筑物造成損害?！奥暠睆姸韧w機的飛行高度

(強度隨著離開飛機的距離增加而減小)、飛行速度、飛機重量、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，除了要解決經(jīng)濟性較差的問題外，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輸機的主要問題之一。2023/2/31332.4.5超聲速飛行的聲爆與熱障

2、超聲速飛行中的熱障

熱障實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。飛機在超音速飛行時，如果飛行速度提高到3馬赫，飛機頭部的溫度可達到370℃。米格-25戰(zhàn)斗機為解決熱障問題使用了大量的不銹鋼。2023/2/31342023/2/31352.4.5超聲速飛行的聲爆與熱障

目前解決熱障的方法主要有：用耐高溫的新材料如鈦合金、不銹鋼或復合材料來制造飛機重要的受力構(gòu)件和蒙皮；用隔熱層來保護機內(nèi)設備和人員；采用水或其他冷卻液來冷卻結(jié)構(gòu)的內(nèi)表面等。2023/2/31362023/2/31372.4.5超聲速飛行的聲爆與熱障

由于航天器飛行速度遠遠高于航空器，熱障問題在航天飛行上更為嚴重。因此在航天器上常常采用燒蝕法來進行防熱。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。2023/2/31382.4.5超聲速飛行的聲爆與熱障

燒蝕法中的燒蝕防護層用一次就燒掉了，對于不重復使用的飛船、衛(wèi)星等可以采用對于重復使用的高超聲速飛機以及航天飛機等，需要嚴格控制飛機外形，此時燒蝕法就不再適用了。2023/2/31392.4.5超聲速飛行的聲爆與熱障

機身頭部和機翼前緣，溫度最高，可采用增強碳—碳復合材料(RCC)；機身、機翼下表面前部和垂直尾翼前緣，溫度較高，可采用高溫重復使用的防熱—隔熱陶瓷瓦(HRSI)；機身、機翼上表面和垂直尾翼，氣動加熱不是特別嚴重，可采用低溫重復使用的防熱—隔熱陶瓷瓦(LRSI)；機身中后部兩側(cè)和有效載荷艙門處，溫度相對較低，可采用柔性的、重復使用的表面隔熱材料(FRSI)。2023/2/31402023/2/31412.5飛機飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

2023/2/31422.5.1飛機的飛行性能

飛機的飛行性能是衡量一架飛機性能好壞的重要指標。飛機的飛行性能一般包括飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機動性能等。2023/2/31432.5.1飛機的飛行性能

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水平直線平衡飛行時，在一定的飛行距離內(nèi)，發(fā)動機推力最大狀態(tài)下，飛機所能達到的最大飛行速度。它是一架飛機能飛多快的指標。F-22的極速：2.25馬赫（1,500哩／時，2,414公里／時）2023/2/31442.5.1飛機的飛行性能

（3）巡航速度巡航速度是指發(fā)動機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。飛機以巡航速度飛行最經(jīng)濟。（客機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）2023/2/31452.5.1飛機的飛行性能

2.航程航程是指在載油量一定的情況下，飛機以巡航速度所能飛越的最遠距離。它是一架飛機能飛多遠的指標。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2023/2/31462.5.1飛機的飛行性能

3.靜升限升限是一架飛機能飛多高的指標。飛機的靜升限是指飛機能做水平直線飛行的最大高度。F-22的最大升限：18,000米2023/2/31472.5.1飛機的飛行性能

4.起飛著陸性能（1）飛機的起飛性能飛機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2023/2/31482.5.1飛機的飛行性能

（2）飛機的著陸性能飛機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2023/2/31492.5.2飛機的機動性

飛機的機動性是指飛機在一定時間間隔內(nèi)改變飛行狀態(tài)的能力。對飛機機動性的要求，取決于飛機要完成的飛行任務。對于戰(zhàn)斗機而言，要求空中格斗，對機動性要求就很高。對于運輸機，一般不要求在空中作劇烈動作，機動性要求就低。2023/2/31502.5.2飛機的機動性

2023/2/3151在飛機設計中，一般常用過載來評定飛機的機動性。飛機的過載（或過載系數(shù)）是指飛機所受除重力之外的外力總和與飛機重量之比。乘電梯的時候，如果電梯突然啟動上升，你是不是覺得有種壓迫感。再就是你手里提著東西的時候，突然向上拉，那一瞬間是不是覺得手里的東西變重了。這兩個例子，你的體重和手里的東西的重量實際都沒變，但你為什么會有超重的感覺呢？這就是過載。2.5.2飛機的機動性

2023/2/3152一般只考慮垂直方向上的過載。飛機機動性設計要求越高，過載就要求越大。過載是工程技術(shù)上的名詞，其實質(zhì)就是高中物理學里講的加速度。力是產(chǎn)生加速度的原因。飛行員一推油門，一拉操縱桿，發(fā)動機加大推力，這個力就產(chǎn)生了加速度，飛機加速上升，機體就會有一種壓迫感。同理，飛機減速下降的時候，也會有過載產(chǎn)生。介紹幾種典型的機動動作戰(zhàn)術(shù)機動一(轉(zhuǎn)彎)

一種轉(zhuǎn)彎是左右平拉桿，讓機身和水平成一定的角度，這樣一來飛機就以大半徑轉(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，機身和水平成90度角(或者大角度)，然后向后拉桿，這時候機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2023/2/31532.5.2飛機的機動性

戰(zhàn)術(shù)機動二(躍升)爬升就是讓飛機升到更高的高度。0-90內(nèi)算是爬升，超過90度叫筋斗(回環(huán))。機動戰(zhàn)術(shù)意義：能攻擊到比本機高度要高的敵機；能夠起到適當?shù)闹苿幼饔?；搶占高度，爭取有利態(tài)勢。2023/2/31542.5.2飛機的機動性

戰(zhàn)術(shù)機動三(俯沖)和爬升相反，俯沖是飛機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，否則很難把機身拉平。機動戰(zhàn)術(shù)意義：攻擊地面目標；獲得高速，脫離危險。2023/2/31552.5.2飛機的機動性

戰(zhàn)術(shù)機動四(橫滾)具體動作是以機頭和機尾倆點一線為軸做螺旋動作。實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。機動戰(zhàn)術(shù)意義：能夠起到適當?shù)闹苿幼饔?023/2/31562.5.2飛機的機動性

戰(zhàn)術(shù)機動五(筒滾)這是個全新的非常有用的機動動作，做這個動作的時候飛機會像貼在一個筒壁外面上向前螺旋前進。完成動作后，飛機的飛行狀態(tài)基本不改變，但是速度有所降低。機動戰(zhàn)術(shù)意義：非常有用的咬敵制動的戰(zhàn)術(shù)動作；有一定躲避敵人機炮的能力。2023/2/31572.5.2飛機的機動性

戰(zhàn)術(shù)機動六(筋斗)這是個很實用的機動動作。飛機在保證水平飛行、速度均勻的情況下，打開加力，開桿拉起，讓飛機上爬直至機頭倒轉(zhuǎn)180度，這個時候飛機是在反著飛，然后再調(diào)整水平，恢復正常水平飛行。機動戰(zhàn)術(shù)意義：飛機能夠完成180度的大調(diào)頭，對咬著你的敵機就可以形成威脅。2023/2/31582.5.2飛機的機動性

戰(zhàn)術(shù)機動七(伊瑪曼回環(huán))飛機開加力，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2023/2/31592.5.2飛機的機動性

戰(zhàn)術(shù)機動八(破S)正規(guī)的名稱是SPLITS，就是有名的破S機動。整套動作和筋斗很相像，不同的是一個向上一個向下，而且因為是向下，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。這個機動能夠迅速躲避后方咬著開機炮的敵機，但是對導彈沒有多大用處。2023/2/31602.5.2飛機的機動性

眼鏡蛇機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的，也就是類似一個剎車制動的作用，然后敵機就收不住速度會沖到你前面去。飛越敵機就意味著自己的死亡!!所以眼鏡蛇機動還是很有威脅性的。2023/2/31612.5.3飛機的穩(wěn)定性

飛機的穩(wěn)定性，是指飛行過程中，如果飛機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，飛機能自動恢復到原來平衡狀態(tài)的特性。2023/2/31622.5.3飛機的穩(wěn)定性

1.飛機三種運動形式飛機在空中飛行時，可以產(chǎn)生俯仰運動、偏航運動和滾轉(zhuǎn)運動。飛機飛行時穩(wěn)定性相應的可分為縱向穩(wěn)定性、方向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性。2023/2/31632.5.3飛機的穩(wěn)定性

2.飛機的縱向穩(wěn)定性當飛機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，飛機能自動恢復到原來縱向平衡狀態(tài)的特性，稱為飛機的縱向穩(wěn)定性。2023/2/31642.5.3飛機的穩(wěn)定性

飛機的縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機重心位置，只有當飛機的重心位于焦點前面時，飛機才是縱向穩(wěn)定的；如果飛機重心位于焦點后，飛機則是縱向不穩(wěn)定的。2023/2/31652.5.3飛機的穩(wěn)定性

重心前移可以增加飛機的縱向穩(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抬頭。重心前移使穩(wěn)定性過大，會導致飛機的操縱性變差。重心位置后移時，將削弱飛機的縱向穩(wěn)定性，因此在配置飛機載重時，應注意妥善安排各項載重位置，不使飛機重心后移過多。2023/2/31662.5.3飛機的穩(wěn)定性

3.飛機的方向穩(wěn)定性飛機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，飛機如能趨向于恢復原來的平衡位置，就是具有方向穩(wěn)定性。2023/2/31672.5.3飛機的穩(wěn)定性

飛機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。飛機在飛行過程中，受到微小擾動，機頭右偏，出現(xiàn)左側(cè)滑，空氣從飛機左前方吹來作用在垂直尾翼上，產(chǎn)生向右的附加測力，此力對飛機重心形成一個方向穩(wěn)定力矩，力圖使機頭左偏，消除側(cè)滑。2023/2/31682.5.3飛機的穩(wěn)定性

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，使得飛機的方向靜穩(wěn)定性降低。在設計超音速戰(zhàn)斗機時，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。2023/2/31692.5.3飛機的穩(wěn)定性

4.飛機的橫側(cè)向穩(wěn)定性飛機受擾動以致橫側(cè)狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，如飛機自身產(chǎn)生一個恢復力矩，使飛機趨向于恢復原來的平衡狀態(tài)，就具有橫側(cè)向穩(wěn)定性。飛行過程中，使飛機自動恢復原來橫側(cè)向平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要由機翼上反角、機翼后掠角和垂直尾翼產(chǎn)生。2023/2/31702.5.3飛機的穩(wěn)定性

4.飛機的橫側(cè)向穩(wěn)定性凡低于音速的飛機其機翼安裝一般都是從根部向外向上翹，這個上翹的角度就叫上反角。上反角的作用是飛機飛行時如果出現(xiàn)側(cè)滑現(xiàn)象時，迎向側(cè)滑方向的一側(cè)機翼的迎風面積以及迎角就會比另一側(cè)機翼要大很多，這就會使飛機產(chǎn)生反向側(cè)滑的力量，即達到迅速修正側(cè)滑的目的。所以飛機的上反角是為了使飛機具備自動修正飛行姿態(tài)異常的功能而設計的。2023/2/31712.5.3飛機的穩(wěn)定性

飛機受到干擾后，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。左右機翼升力之差形成的滾轉(zhuǎn)力矩，力圖減小或消除傾斜，進而消除側(cè)滑。2023/2/31722.5.3飛機的穩(wěn)定性

飛機受到干擾后，沿著R方向產(chǎn)生側(cè)滑。由于后掠角的作用，飛機右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右邊機翼產(chǎn)生的升力大于左邊。兩邊機翼升力之差，形成了滾轉(zhuǎn)力矩。2023/2/3173機翼后掠角是指從機翼平均氣動弦長連線自翼根到翼尖向后歪斜的角度。2.5.3飛機的穩(wěn)定性

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)力的作用點高于飛機重心一段距離，此力對飛機重心形成橫側(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翼的飛機，會由于后掠角的橫側(cè)向穩(wěn)定作用過大而導致飛機左右往復擺動，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。采用直機翼的飛機，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。2023/2/31742.5.4飛機的操縱性

飛機的操縱性是指駕駛員通過操縱設備（如駕駛桿、腳蹬和啟動舵面等）來改變飛機飛行狀態(tài)的能力。飛機在空中的操縱是通過操縱氣動舵面——升降舵、方向舵、副翼來進行的。通過這三個操縱面，就會對飛機產(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)。2023/2/3175飛機的模擬操作展示2023/2/31762.5.4飛機的操縱性

1.飛機的縱向操縱飛機在飛行過程中，操作升降舵，飛機就會繞著橫軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生俯仰運動。飛行員向后拉駕駛桿，經(jīng)傳動機構(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)生使飛機抬頭的力矩，使機頭上仰；向前推駕駛桿，則升降舵向下偏轉(zhuǎn)，使機頭下俯。2023/2/31772.5.4飛機的操縱性

現(xiàn)代的超聲速飛機，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。因為全動式水平尾翼的操縱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的縱向操縱性。2023/2/31782.5.4飛機的操縱性

2.飛機的橫向操縱在飛機飛行過程中，操縱副翼，飛機便繞著縱軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運動。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)，這時左機翼升力減小，則產(chǎn)生左滾的滾動力矩，使飛機向左傾斜。反之則向右傾斜。2023/2/31792.5.4飛機的操縱性

3.飛機的方向操縱在飛機飛行過程中，操縱方向舵，飛機則繞立軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生偏航運動。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，此力使飛機產(chǎn)生向左的偏航力矩，使機頭向左偏轉(zhuǎn)。反之，機頭向右偏轉(zhuǎn)。2023/2/31802.5.4飛機的操縱性

飛機的穩(wěn)定性與飛機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，操縱往往不靈敏；操縱很靈敏的飛機，則往往不太穩(wěn)定。對于軍用殲擊機，操縱應當很靈敏；而對于民用旅客機，則應有較高的穩(wěn)定性。穩(wěn)定性與操縱性應綜合考慮，以獲得最佳的飛機性能。2023/2/3181飛機操縱3D展示2.6直升機的飛行原理

直升機的一般巡航速度在250～350km/h之間，實用升限達4000～6000m，航