飛行理論課件

匯報人：劉惠超時間：2017/05/283.5.5、側(cè)滑對盤旋的影響協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎外側(cè)滑內(nèi)側(cè)滑匯報人：劉惠超時間：2017/05/28側(cè)滑對盤旋的影響

外側(cè)滑側(cè)力向內(nèi)向下，其垂直分力使盤旋高度降低，水平分力使盤旋半徑減小。側(cè)滑導(dǎo)致的兩翼升力差促使飛機(jī)坡度增加，盤旋高度進(jìn)步降低，盤旋半徑進(jìn)步減小。

內(nèi)側(cè)滑側(cè)力向外向上，其垂直分力將使盤旋高度增加，水平分力使盤旋半徑增大。側(cè)滑導(dǎo)致的兩翼升力差促使飛機(jī)坡度減小。盤旋高度進(jìn)步增加，盤旋半徑進(jìn)步增大。3

用桿保持規(guī)定的俯仰姿態(tài)上升，離地后，當(dāng)確保飛機(jī)有正的上升率，收起落架，在安全高度飛機(jī)加速至大于起飛安全速度V2。繼續(xù)上升至規(guī)定高度，再調(diào)整構(gòu)型和功率。3.1.1初始上升4B747的初始上升5初始上升起飛航道階段63.2.6、飛機(jī)的平飛性能平飛是飛機(jī)的主要飛行狀態(tài)，平飛性能的好壞直接影響飛機(jī)的總體性能。平飛性能主要包括：平飛最大速度平飛最小速度最小阻力速度最小功率速度平飛速度范圍7平飛最大速度1、平飛性能參數(shù)

滿油門時，可用拉力曲線與需用拉力曲線的最右交點(diǎn)對應(yīng)的速度，為平飛最大速度vmax。

通常也將發(fā)動機(jī)在額定功率狀態(tài)下工作所能達(dá)到的穩(wěn)定平飛速度稱為vmax

。實(shí)際最大使用速度比最大平飛速度要小。

8飛機(jī)平飛所能保持的最小穩(wěn)定速度，以vmin表示。理論上：平飛最小速度為飛機(jī)的失速速度或所需拉力曲線與可用拉力曲線最左邊交點(diǎn)對應(yīng)的速度。平飛最小速度vmin同時受到臨界迎角和發(fā)動機(jī)功率的限制。實(shí)際最小使用速度比最小平飛速度要大。（1.1～1.25）倍。9

最小阻力速度

平飛所需拉力最小的速度，vMD平飛最小阻力速度在平飛所需拉力曲線的最低點(diǎn)。以前稱有利速度。對應(yīng)的迎角稱最小阻力迎角，亦稱有利迎角。

以最小阻力速度飛行，航程較遠(yuǎn)。10

平飛所需功率最小的速度，VMP平飛最小功率速度在平飛所需功率曲線的最低點(diǎn)，亦稱經(jīng)濟(jì)速度。最小功率速度VMP對應(yīng)的迎角稱最小功率迎角，亦稱經(jīng)濟(jì)迎角（省油）。以最小功率速度飛行，航時較長。11平飛最小速度到平飛最大速度的區(qū)間稱為平飛速度范圍。平飛速度范圍越大，飛行性能越好。平飛速度范圍平飛第一速度范圍：最小功率速度到最平飛最大速度。是正操縱區(qū)。平飛第二速度范圍：平飛最小速度到最小功率速度。是反操縱區(qū)。PVIV2V2V1V1VMP

第二速度范圍第一速度范圍0匯報人：劉惠超時間：2017/05/283.5.1

飛機(jī)的載荷因數(shù)飛機(jī)載荷是指除重力之外飛機(jī)所受的其他作用力（推力、氣動力）的總和，用R表示，常用載荷因數(shù)（又稱載荷因子、過載因子）來表示其大小。載荷因數(shù)是指飛機(jī)的外載荷（R）與飛機(jī)本身重量（W）之比。載荷因數(shù)為無單位的矢量?？蓪⑤d荷因數(shù)沿機(jī)體軸三個方向進(jìn)行分解。匯報人：劉惠超時間：2017/05/28一、法向載荷因數(shù)

法向載荷因數(shù)（ny）是指飛機(jī)沿豎軸方向的載荷與飛機(jī)本身重量之比。主要指飛機(jī)升力（L）與飛機(jī)重量（W）之比。匯報人：劉惠超時間：2017/05/28二、縱向載荷因數(shù)

法向載荷因數(shù)（nx）是指飛機(jī)沿縱軸方向的載荷與飛機(jī)本身重量之比。主要指飛機(jī)推力（P）與阻力（D）之差與飛機(jī)重量（W）之比。匯報人：劉惠超時間：2017/05/28三側(cè)向載荷因數(shù)

法向載荷因數(shù)（nz）是指飛機(jī)沿橫軸方向的載荷與飛機(jī)本身重量之比。主要指飛機(jī)側(cè)力（Z）與飛機(jī)重量（W）之比。163.0.1飛行航線

建立起落航線的目的是為了使進(jìn)入和離開機(jī)場的飛行流量得到合理的控制。它廣泛的應(yīng)用在目視進(jìn)近中。注意：受制于航線、風(fēng)速、空域和機(jī)場繁忙程度、空中交通管制的指揮，進(jìn)近航線不一定嚴(yán)格要飛完五邊，可以適時從某條邊直接切入，加入起落航線。1、起落航線17左轉(zhuǎn)起落航線右轉(zhuǎn)起落航線182、左轉(zhuǎn)起落航線四轉(zhuǎn)彎193.0.2、飛機(jī)航線寬度：我國規(guī)定的航線寬度為20公里（航路中心兩側(cè)各10KM），如果航路某一段受條件限制，可以減少寬度，但不得小于8KM。最小水平（前后）間隔：飛機(jī)之間最小水平間隔與空中交通管制方式有關(guān)，程序管制要求同航線同高度航空器之間最小水平間隔為10分鐘（對于大中型飛機(jī)來說，相當(dāng)于150KM左右的距離），雷達(dá)監(jiān)控條件下的程序管制間隔只需75KM，而雷達(dá)管制間隔僅僅需要20KM，甚至還可以更小。飛機(jī)航線規(guī)定具體方向、起訖點(diǎn)、經(jīng)停點(diǎn)，高度、寬度和（垂直、水平）間隔等。20航線垂直高度：（飛行高度層）212007年11月22日開始，依據(jù)實(shí)施RVSM。8400m以下，300m垂直間隔?！斗桨浮穼?shí)施要實(shí)現(xiàn)，在8400m~12500m范圍內(nèi)的垂直間距由原來的600m縮小為300m的目標(biāo)。8400m~8900m一段實(shí)行500m垂直間隔的緩沖層。在8400m~12500m范圍內(nèi)飛行高度層由原來的7個增加到13個，提高了空域資源利用率。《中國民航實(shí)施縮小8400米以上飛行高度層垂直間隔方案》223.2.7、飛機(jī)平飛操縱飛機(jī)以最小功率速度為界，將平飛速度劃為兩個范圍。第一范圍為正操縱區(qū)，第二范圍為反操縱區(qū)。23加速：

V1到V2，加油門，隨速度的增加，推桿（減小迎角）保持高度。減速：

V2到V1，收油門，隨速度的降低，拉桿（增大迎角）保持高度。1、在第一速度范圍內(nèi)的操縱加速，加油門→推桿，減小迎角減速，收油門→拉桿，增大迎角24加速：V1到V2，最初需加油門使飛機(jī)加速，推桿保持高度，然后逐步收油門。減速：V2到V1，最初需收油門使飛機(jī)減速，拉桿保持高度，然后逐步加油門。2、在第二速度范圍內(nèi)的操縱反操縱：加速，收油門；減速，加油門251、平飛所需功率計算平飛所需功率

隨著平飛速度的增大，平飛所需功率先減小后增大。最小功率速度VMP3.2.5飛機(jī)平飛所需功率262、平飛所需功率曲線平飛所需功率起初，所需拉力急劇減小，速度增大不多，所需功率減小；隨后，所需拉力仍舊緩慢減小，速度繼續(xù)增大，所需功率緩慢增加；大速度，所需拉力增大，速度繼續(xù)增大，所需功率顯著增加。273、平飛功率曲線和剩余功率剩余功率是指同一速度下，飛機(jī)的可用功率和平飛所需功率之差。隨飛行速度增大，剩余功率先增大后減小。

油門增加，可用功率曲線上移；速度增加，可用拉力減小。同一油門下，以最小拉力速度飛行時，對應(yīng)的剩余功率最大。283.2.4飛機(jī)平飛所需拉力1、平飛所需拉力計算

隨著平飛速度的增大，平飛所需拉力先減小后增大。與飛行重量成正比與升阻比成反比臨界迎角速度←→迎角←→升阻比29

由平飛時拉力和阻力相等，拉力曲線即可用阻力曲線表示。

2、平飛所需拉力曲線最小拉力速度VMD303、飛所需拉力曲線變化的原因分析小速度飛行，廢阻力很小，主要是誘導(dǎo)阻力，隨速度增大而減小大速度飛行，誘導(dǎo)阻力很小，主要是廢阻力，隨速度增大而增大誘導(dǎo)阻力與廢阻力相等，氣動阻力最小有利迎角，最小阻力迎角314、平飛拉力曲線和剩余拉力剩余拉力是指同一速度下，飛機(jī)的可用拉力和平飛所需拉力之差。隨飛行速度增大，剩余拉力先增大后減小。油門增加，可用拉力曲線上移；速度增加，可用拉力減小。同一油門下，以最小功率速度飛行時，對應(yīng)的剩余拉力最大。323.3.6、飛機(jī)上升的操縱

以拉桿后飛機(jī)上升角的變化特點(diǎn)，將上升速度分為兩個范圍。1、上升兩個速度范圍的劃分正常操作習(xí)慣為：向后拉桿，飛機(jī)上升。33

以Vmp為界(實(shí)質(zhì)是以△Pmax對應(yīng)速度為界)，將上升速度分為兩個范圍。

大于Vmp為第一范圍：拉桿飛機(jī)姿態(tài)變高，迎角增大，速度減小，上升角增加。（剩余拉力增大）

小于Vmp為第二范圍：拉桿飛機(jī)姿態(tài)變高，速度減小，迎角增大，但上升角減小，（剩余拉力減?。┎环险２倏v習(xí)慣。2、上升兩個速度范圍的劃分的原理

拉桿上升時，應(yīng)特別注意空速表指示讀數(shù)是否小于陡升速度。34

單拉桿：

拉桿后升力增大，飛機(jī)轉(zhuǎn)入上升；同時，阻力增大，加上重力在航跡方向的分力，使飛機(jī)在上升的過程中開始減速。最終穩(wěn)定時的上升角取決于帶桿量的大小，穩(wěn)定后P-D=Wsinθ，因此，只拉桿，飛機(jī)以較小的速度上升。3、飛機(jī)由平飛轉(zhuǎn)上升的操縱（拉桿、加油門）35

加油門后可用拉力增加，飛機(jī)開始加速，隨著速度增加，升力增大，飛機(jī)轉(zhuǎn)入上升；同時，阻力增大，加上重力在航跡方向的分力，使飛機(jī)在上升的過程中開始減速。

最終穩(wěn)定時的上升角取決于加油門的大小，穩(wěn)定后P-D=Wsinθ，因此，只加油門，飛機(jī)基本保持原速度上升。●只加油門36結(jié)論：

平飛轉(zhuǎn)上升的操縱是，加油門至預(yù)定位置，同時柔和拉桿，使飛機(jī)逐漸轉(zhuǎn)入上升，接近預(yù)定上升角時，適當(dāng)推桿以使飛機(jī)穩(wěn)定在預(yù)定的上升角?！耧w機(jī)由平飛轉(zhuǎn)上升的操縱方法37

上升轉(zhuǎn)平飛，首先應(yīng)前推桿，升力減小，上升角和上升率不斷減小，重力沿航跡方向的分力不斷減小，飛機(jī)有加速趨勢，為保持預(yù)定速度，需逐漸收油門。結(jié)論：上升轉(zhuǎn)平飛的操縱方法是，柔和推桿，同時適當(dāng)收小油門，使飛機(jī)逐漸轉(zhuǎn)入平飛，待上升角（率）接近零時，適當(dāng)拉桿保持平飛。4、飛機(jī)由上升轉(zhuǎn)平飛的操縱383.4.5、飛機(jī)下降的操縱1、飛機(jī)下降的兩個速度范圍（下滑）

以最小阻力速度Vmd為界，把零拉力下滑分為兩個速度范圍；大于Vmd，拉桿抬頭速度減小，迎角增大，升阻比增大，下滑角減??；小于Vmd，拉桿抬頭速度減小，迎角增大，升阻比減小，但下滑角卻增大，不符合操縱習(xí)慣。392、改變下降角、下降速度和下降距離

在穩(wěn)定的下降中，一個迎角對應(yīng)一個下降速度，改變迎角，可以改變下降角、下降速度、下降率和下降距離。

在下降第一速度范圍，先拉駕駛桿，飛機(jī)迎角增大，下降角、下降速度及下降率減小，下降距離增長。在下降第一速度范圍，增大油門，下降角減小，下降速度稍增大，下降距離增長。因此可用油門與桿配合改變下降角、下降速度、下降率、下降距離。40

升力減小，飛機(jī)下降，在重力分量（W2）的作用下，飛機(jī)開始加速，加速導(dǎo)致負(fù)剩余拉力的產(chǎn)生，直至負(fù)的△D和重力分力相等，最后飛機(jī)以較大的速度下降。3、飛機(jī)由平飛轉(zhuǎn)下降的操縱不收油門只推桿：41

速度減小升力減小，飛機(jī)轉(zhuǎn)入下降，在重力分量的作用下，飛機(jī)開始加速，加速導(dǎo)致負(fù)剩余拉力的產(chǎn)生，直至負(fù)的△P和重力分力相等，最后飛機(jī)基本以原速度下降。不動桿只收油門：

結(jié)論：由平飛轉(zhuǎn)入下降的操縱是，柔和推桿轉(zhuǎn)入下降，同時收油門，待接近預(yù)定下降角（率）時，拉桿保持穩(wěn)定下降。423.4.2飛機(jī)下降時的作用力LRDWW1W2Pθθ

飛機(jī)在空中穩(wěn)定下降時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再進(jìn)行分解。431、根據(jù)拉力可分為三種下降：正拉力零拉力（下滑）負(fù)拉力相當(dāng)于滑翔機(jī)442、下降運(yùn)動方程正拉力零拉力負(fù)拉力45由運(yùn)動方程中的第一式

可知，下降升力小于平飛升力。3、下降所需速度結(jié)論：由于下降角一般較小，同迎角下的下降速度與平飛速度近似相等，則阻力也近似相等。因此，可以使用平飛所需拉力曲線（阻力曲線）來分析飛機(jī)的下降性能。463.0.1飛行航線

建立起落航線的目的是為了使進(jìn)入和離開機(jī)場的飛行流量得到合理的控制。它廣泛的應(yīng)用在目視進(jìn)近中。注意：受制于航線、風(fēng)速、空域和機(jī)場繁忙程度、空中交通管制的指揮，進(jìn)近航線不一定嚴(yán)格要飛完五邊，可以適時從某條邊直接切入，加入起落航線。1、起落航線47左轉(zhuǎn)起落航線右轉(zhuǎn)起落航線482、左轉(zhuǎn)起落航線四轉(zhuǎn)彎493.0.3高度表撥正與過渡高度層

高度表基準(zhǔn)面氣壓設(shè)定值不同，指示的高度不同標(biāo)準(zhǔn)海壓（QNE）修正海壓（QNH）場壓（QFE）標(biāo)準(zhǔn)海壓高修正海壓高場壓高501、高度表撥正我國從2002年開始所有民用機(jī)場已全部改用QNH設(shè)定進(jìn)行起降。飛機(jī)起降時，高度參照標(biāo)準(zhǔn)為平均海平面（QNH）。航向高度，高度參照標(biāo)準(zhǔn)為ISA海平面（QNE）。一定高度時，進(jìn)行高度表，參考標(biāo)準(zhǔn)的調(diào)整：起飛：QNH→QNE；降落：QNE→QNH標(biāo)準(zhǔn)海壓（QNE）修正海壓（QNH）場壓（QFE）標(biāo)準(zhǔn)海壓高修正海壓高場壓高512、過渡高度層

飛機(jī)起飛著陸時，必須在一定高度處將高度表設(shè)定進(jìn)行轉(zhuǎn)換，這個高度是一個高度范圍，稱為過渡層。過渡層的上界為過渡高度層，下界為過渡高度。52一、跑道分類：1、基本跑道2、非精密進(jìn)近跑道3、精密進(jìn)近跑道二、跑道等級：（1~4）（A~F）進(jìn)行標(biāo)記，如4E、4F3.0.4機(jī)場環(huán)境53跑道編號：由跑道的磁航向確定（北0，東90，南180，西270）跑道編號只用磁航向度數(shù)的百位數(shù)和十位數(shù)，個位數(shù)按四舍五入圓整到十位數(shù)。正北正南的跑道，一端的編號為18，另一端的編號為36，跑道兩端的編號在數(shù)值上總是相差18。幾條平行跑道，就再分別冠以L（左）、C（中）、R（右）等英文字母以示區(qū)別，l8R/36L，18L/36R。三、跑道編號54四、跑道標(biāo)識55五、精密進(jìn)近跑道56六、非精密進(jìn)近跑道匯報人：劉惠超時間：2017/05/28第5章：機(jī)動飛行與特殊飛行匯報人：劉惠超時間：2017/05/28本章主要內(nèi)容第一節(jié)：飛機(jī)的載荷因數(shù)

第二節(jié)：盤旋第三節(jié)：其他機(jī)動飛行第四節(jié)：特殊飛行593.0.5空中交通管制空中交通管制（AirTrafficControl，ATC）是指利用通信、導(dǎo)航技術(shù)和監(jiān)控手段對飛機(jī)飛行活動進(jìn)行監(jiān)視和控制，保證飛行安全和有秩序飛行。（程序管制、雷達(dá)管制）放行管制地面管制塔臺管制離場/進(jìn)近管制區(qū)域管制（區(qū)調(diào)）匯報人：劉惠超時間：2017/05/283.5.2盤旋

盤旋是飛機(jī)在平面內(nèi)的一種機(jī)動飛行。通常的盤旋是指飛機(jī)連續(xù)轉(zhuǎn)彎不小于360°的飛行?？煞譃槎ǔ１P旋和非定常盤旋。定常盤旋是指飛機(jī)不帶側(cè)滑，飛行高度、坡度、盤旋半徑等參數(shù)均不隨時間改變的盤旋。本章著重討論定常盤旋。匯報人：劉惠超時間：2017/05/28按盤旋坡度可分為三種：①小坡度盤旋：坡度小于20度②中坡度盤旋：坡度在20~45度③大坡度盤旋：坡度大于45度按盤旋方向可分為兩種：匯報人：劉惠超時間：2017/05/28一、

盤旋中的作用力匯報人：劉惠超時間：2017/05/28二盤旋的受力

飛機(jī)在空中做定常盤旋時,受到四個力的作用：升力(L)重力(W)拉力(P)阻力(D)匯報人：劉惠超時間：2017/05/28三典型飛行狀態(tài)的過載上升由于上升時升力小于重力，因此上升時小于1。匯報人：劉惠超時間：2017/05/28下降由于下降時升力小于重力，因此下降時小于1。匯報人：劉惠超時間：2017/05/28盤旋由盤旋的運(yùn)動方程可得盤旋的載荷因數(shù)為：

結(jié)論：盤旋時載荷因數(shù)大于1，盤旋時載荷因數(shù)大小僅取決于坡度大小，如果以90度坡度正常盤旋，載荷因數(shù)趨于無窮。匯報人：劉惠超時間：2017/05/283.5.4、盤旋操縱匯報人：劉惠超時間：2017/05/281、進(jìn)入階段的操縱原理

加油門并適當(dāng)頂桿，以增大平飛速度，當(dāng)速度增大至規(guī)定值，手腳一致地向盤旋方向壓盤蹬舵。壓盤是為了使飛機(jī)帶坡度，以升力水平分力作為向心力，使飛機(jī)作曲線運(yùn)動。蹬舵是為了使飛機(jī)繞立軸偏轉(zhuǎn)，避免產(chǎn)生側(cè)滑。

在壓盤的同時，需要向后帶桿以增大升力，保持升力垂直分力不變。飛機(jī)快到預(yù)定坡度時，應(yīng)及時提前回盤，使飛機(jī)穩(wěn)定在預(yù)定坡度?；乇P應(yīng)至中立或過中立。同時相應(yīng)回舵保持無側(cè)滑。匯報人：劉惠超時間：2017/05/282、進(jìn)入階段操縱原理總結(jié)

加油門、頂桿，增大飛行速度至規(guī)定值，而后手腳一致地向進(jìn)入方向壓盤、蹬舵，同時逐漸帶桿增大迎角以保持高度，達(dá)到預(yù)定坡度前，回盤回舵。匯報人：劉惠超時間：2017/05/283、保持階段操縱原理總結(jié)

用桿保持好坡度和高度，用舵保持飛機(jī)不帶側(cè)滑，用油門保持速度。桿、舵、油門三者正確的配合是做好盤旋的關(guān)鍵。匯報人：劉惠超時間：2017/05/285、改出階段的操縱原理

向盤旋的反方向壓盤，減小飛機(jī)坡度，同時向盤旋的反方向蹬舵，逐漸制止飛機(jī)偏轉(zhuǎn)；飛機(jī)坡度減小，升力垂直分力逐漸增大，需逐漸向前頂桿保持高度，同時柔和收油門，保持速度不變。當(dāng)飛機(jī)接近平飛狀態(tài)時，將盤和舵回到中立位置。匯報人：劉惠超時間：2017/05/28

提前一定角度，向盤旋反方向手腳一致地壓盤、蹬舵，逐漸減小飛機(jī)坡度，并防止側(cè)滑，隨著坡度的減小，向前頂桿，并收小油門，飛機(jī)接近平飛狀態(tài)時，將盤和舵回到中立，保持平飛。匯報人：劉惠超時間：2017/05/283.6.6、

盤旋相關(guān)機(jī)動飛行簡介74

平飛是指飛機(jī)作等高、等速不帶傾斜和側(cè)滑的水平直線飛行。平飛是運(yùn)輸機(jī)的一種主要飛行狀態(tài)。3.2.1平飛753.2.3平飛所需速度及影響因素

能夠產(chǎn)生足夠的升力來平衡重力的飛行速度叫平飛所需速度，以v平飛表示。v平飛計算公式76v平飛的主要影響因素飛機(jī)重量越大，v平飛越大升力系數(shù)越大，v平飛越小大氣密度，基本保持不變機(jī)翼面積，基本保持不變迎角、增升裝置773.2.2平飛的作用力飛機(jī)在空中穩(wěn)定直線飛行時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。升力拉力重力阻力78升力等于重力，高度不變

拉力等于阻力，速度不變一、平飛運(yùn)動方程升力拉力重力阻力力不平衡，不能作直線運(yùn)動。793.1.2

起飛

飛機(jī)加速滑跑，離地，上升的過程80

飛機(jī)從跑道上開始加速滑跑，到抬前輪速度VR時抬輪離地，上升到距起飛表面安全高度，速度達(dá)到起飛安全速度V2的運(yùn)動過程。（中國規(guī)定安全高度為25米）一、起飛的定義81

發(fā)動機(jī)處于正常工作狀態(tài)；襟翼和配平設(shè)置于起飛位；高度表設(shè)定正確（QNH），變距桿和混合比桿最前位；得到塔臺許可后進(jìn)入跑道。二、起飛準(zhǔn)備82

飛機(jī)起飛過程分為起飛滑跑、抬前輪離地、初始上升三個階段。三起飛過程833.1.3正常起飛過程及操縱原理飛機(jī)的起飛是一個速度不斷增加的加速過程。1、起飛滑跑主要問題：如何使飛機(jī)盡快加速和保持好滑跑方向84PLDFNW飛機(jī)滑跑運(yùn)動方程為飛機(jī)的加速力為拉力與飛機(jī)總阻力之差，即剩余拉力

起飛滑跑加速力隨著滑跑速度的增大是減小的。2、起飛滑跑853、起飛滑跑的操縱方法

飛機(jī)對正跑道后，松剎車，柔和連續(xù)地加油門至最大位置，用盤舵保持滑跑方向，隨滑跑速度的增加，盤舵效能增強(qiáng)，盤舵量需適當(dāng)減小。86一、決斷速度v1

起飛決斷速度（v1）用于給駕駛員判斷當(dāng)起飛過程中出現(xiàn)關(guān)鍵故障（1發(fā)動機(jī)停車）時，是選擇繼續(xù)起飛還是中斷起飛（RejectTake-off，RTO），并保證繼續(xù)起飛距離和中斷起飛滑跑距離不會超過可用的起飛跑距離?；芩俣却笥趘1飛機(jī)繼續(xù)起飛小于v1中斷飛機(jī)起飛3.1.4、起飛速度87二、抬前輪速度（vR）抬前輪速度（vR）是起飛滑跑過程中駕駛員開始拉桿抬前輪增大飛機(jī)迎角時的速度，要求vR≥v1，并保證飛機(jī)上升到安全高度的飛行速度不小于安全速度（v2）。88

起飛滑跑時，當(dāng)升力正好等于重力時的瞬時速度，叫做離地速度。

保持同一表速抬前輪，機(jī)場高度和氣溫增加，將使離地真速增大。三、離地速度VLOF離地姿態(tài)增大、放襟翼起飛，都使離地速度減小。飛行重量增加，離地速度增大。89四、起飛安全速度V2

起飛安全速度是飛機(jī)達(dá)到高于起飛安全高度時，必須達(dá)到的速度。對于正常類、實(shí)用類和特技類的單發(fā)飛機(jī)，CCAR23規(guī)定，起飛安全速度必須不小于1.3VS1，或在包括紊流和發(fā)動機(jī)完全停車的所有情況下，表明是安全的較小的速度，但不得小于Vx+4Kt。903.1.5起飛性能1、最大起飛重量起飛性能主要包括最大起飛重量、起飛速度、起飛滑跑距離和起飛距離。最大起飛重量（MaximumTake-offWeight，MTOW）是指飛機(jī)起飛時所允許的最大重量，如A380-800飛機(jī)的最大起飛重量可達(dá)560噸。最大起飛重量受到設(shè)計因素和飛機(jī)運(yùn)行環(huán)境的限制，包括：飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制，發(fā)動機(jī)種類和推力的限制，大氣參數(shù)（壓力、密度、溫定）的限制，跑道長度與狀況的限制，越障能力（上升梯度）的限制，航路的限制，飛機(jī)輪胎速度的限制，甚至還受最大著陸重量和飛機(jī)剎車性能的限制。91飛機(jī)沿傾斜向上的軌跡做等速直線的飛行叫做上升。上升是飛機(jī)取得高度的基本方法。3.3.1上升92一、飛機(jī)上升的作用力升力重力W上升角阻力推力

飛機(jī)在空中穩(wěn)定上升時,受到四個力的作用：升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常把重力再進(jìn)行分解。93上升運(yùn)動方程，將總空氣動力與升力進(jìn)行分解。分析：相同條件上升時，上升拉力大于平飛拉力；上升升力小于平飛升力。二、上升運(yùn)動方程94

上升時，上升角較小，V上與V平飛近似相等，從而可用平飛拉力曲線分析上升性能。三、上升所需速度953.3.3上升率與快升速度Vy上升率：上升時的垂直分速，以Vy上表示。

（單位時間上升的高度）快升速度：上升率最大時對應(yīng)的上升速度。96結(jié)論：上升率最大剩余功率最大以Vmd上升對于活塞螺旋槳飛機(jī)，快升速度VY為Vmd。1、快升速度Vy972、陡升速度和快升速度的比較陡升速度使飛機(jī)在相同的水平距離內(nèi)獲得的高度增量最多?？焐俣仁癸w機(jī)在相同的時間內(nèi)的高度增量最多。983.3.4上升時間與升限●上升時間飛機(jī)上升到預(yù)定高度所需的最短時間。上升率越高，上升時間就越短?！駥?shí)用升限飛機(jī)最大上升率為100ft/min對應(yīng)的高度（低速飛機(jī)），或500ft/min對應(yīng)的高度（高速飛機(jī)）?！窭碚撋揎w機(jī)的最大上升率為零對應(yīng)的高度。理論升限處，飛機(jī)只能以Vmp平飛。飛機(jī)要穩(wěn)定上升到理論升限的上升時間趨于無窮。發(fā)動機(jī)性能重量993.3.2上升性能一、上升角與陡升速度Vx升力重力W上升角阻力推力上升角：上升軌跡與水平線的夾角。上升梯度：上升高度與前進(jìn)的水平距離之比。上升角與上升梯度成正比。100陡升速度：上升角最大時對應(yīng)的上升速度。結(jié)論：上升角最大上升梯度最大剩余拉力最大以Vmp上升活塞螺旋槳飛機(jī)，陡升速度Vx為Vmp。

從上升運(yùn)動方程有：2、陡升速度Vx1011、飛行重量：飛行重量增加，需用拉力曲線、所需功率曲線都上移，△Pmax、△Nmax都減小。3.3.5、上升性能的主要影響因素導(dǎo)致：最大上升角、上升梯度、上升率減小，上升到相同高度時間長，升限降低；反之相反。102

飛行高度增加和氣溫增加，均使空氣密度減小?？諝饷芏葴p小，需用拉力曲線不動，可用拉力曲線下移，△Pmax減小。需用功率曲線上移，可用功率曲線下移，△Nmax減小且位置向較小速度端移動。2、飛行高度與氣溫（空氣密度）103

飛行高度或空氣密度減小，導(dǎo)致最大上升角、上升梯度、上升率減小，當(dāng)上升到一定高度時，△Pmax、△Nmax都減小為零，飛機(jī)的上升角、上升率頁減小為零，最后只能以最小功率速度在一定高度上平飛，這也是飛機(jī)的升限。3、飛行高度和氣溫（空氣密度）104

抬前輪的目的是為了增大離地迎角，減小離地速度，縮短起飛滑跑距離。操縱方法：滑跑速度增加到抬輪速度VR時，柔和一致向后帶桿，接近預(yù)定姿態(tài)時，應(yīng)回桿保持姿態(tài)，待飛機(jī)自動離地。飛機(jī)離地后，機(jī)輪摩擦力消失，飛機(jī)有上仰趨勢，應(yīng)回桿保持姿態(tài)。3.1.6、抬前輪離地1051、抬前輪所獲得的姿態(tài)

飛機(jī)通過抬起前輪從而從三點(diǎn)滑跑轉(zhuǎn)為兩點(diǎn)滑跑。抬前輪離地：要把握好時機(jī)與用量。1062、抬前輪時機(jī)早晚的影響

抬前輪時機(jī)過早，飛機(jī)以小速度升空，穩(wěn)定性和操縱性較差，安全裕量小，還可能導(dǎo)致飛機(jī)再次接地。

如果抬前輪時機(jī)過晚，飛機(jī)以大速度離地，起飛滑跑距離過長。1073、離地姿態(tài)的影響前輪抬起過低，兩點(diǎn)滑跑段增長，離地速度增大。前輪抬起過高，導(dǎo)致飛機(jī)小速度離地，還可能造成機(jī)尾擦地。108飛機(jī)沿傾斜向下的軌跡做等速直線的飛行叫做下降。下降是飛機(jī)降低高度的基本方法。3.4.1下降第4章第頁1093.4.4、下降率垂直速度（下降率）水平速度

下降率：是指飛機(jī)在單位時間內(nèi)下降的高度，以vy下表示。

為下降速度的垂直分量。第4章第頁110結(jié)論：零拉力時，飛機(jī)的下降率取決于平飛所需功率和重量，以最小功率速度Vmp下滑，下滑率最小。1、零拉力時的下滑率第4章第頁111結(jié)論：正拉力時，飛機(jī)的下降率取決于速度、重量和拉力，拉力越大，下降率越小。2、正拉力時的下降率第4章第頁112結(jié)論：負(fù)拉力時，飛機(jī)的下降率取決于速度、重量和拉力，拉力越小，下降率越小。3、負(fù)拉力時的下降率1133.4.3、下降性能

下降角：是指飛機(jī)的下降軌跡與水平面之間的夾角。

下降距離：是指飛機(jī)下降一定高度所前進(jìn)的水平距離。1、下降角和下降距離

分析零拉力下降性能比較簡單，主要分析零拉力下降來分析飛機(jī)的下降性能。零拉力下降稱為下滑，此時，飛機(jī)相當(dāng)于滑翔機(jī)，下降性能又稱為下滑性能。114則零拉力下滑時：結(jié)論：零拉力時，飛機(jī)的下滑角僅取決于升阻比的大?。ㄅc重量無關(guān)），以最大升阻比下滑，即以最小阻力速度Vmd下滑，下滑角最小。1、零拉力下滑時的下滑角和下滑距離由運(yùn)動方程：根據(jù)下滑角和下滑距離的關(guān)系：115

滑翔比是飛機(jī)下滑距離與下滑高度之比，無風(fēng)零拉力情況下，飛機(jī)的滑翔比等于飛機(jī)的升阻比。2、滑翔比根據(jù)下滑角和下滑距離的關(guān)系：滑翔比116

以最大升阻比速度下滑，升阻比最大，滑翔比最高，下降同樣高度，前進(jìn)距離最長。1173.4.6下降性能的主要影響因素

零拉力：

重量增加，下滑角不變，下滑距離不變，但下滑速度增加，下滑率增大。正拉力：

重量增加，下降角、下降速度、下降率都增大，下降距離縮短。正拉力：零拉力：1、飛行重量118零拉力：氣溫升高，密度減小，同一表速下滑角不變，真速增加導(dǎo)致下滑率增加。正拉力：氣溫升，密度減小，拉力減小，負(fù)的剩余拉力增大，下降角增大。2、氣溫正拉力：零拉力：1193、風(fēng)（穩(wěn)定風(fēng)場）水平（順逆）風(fēng)只影響下降角，不影響下降率。順風(fēng)下降，下降角減小，下降距離增長，下降率不變；逆風(fēng)下降，下降角增大，下降距離縮短，下降率