飛行原理課件

飛行原理/CAFUC飛機和大氣的一般介紹

飛行原理/CAFUC1.2

飛機大氣環(huán)境的一般介紹第一章第頁*

飛機是在大氣的海洋里航行的飛行器。飛機的空氣動力、發(fā)動機工作狀態(tài)都與大氣密切相關(guān)。第一章第頁*

大氣主要有三種成分：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%由各種其他氣體組成。1.2.1

大氣的組成第一章第頁*1.2.2

大氣的分層

若以氣溫變化為基準，則可將大氣分為對流層、平流層、中間層、電離層、和散逸層等五層。第一章第頁*大氣的分層kg/m3hPaKftKmKg/m3對流層平流層(同溫層)中間層電離層(暖層)溫度第一章第頁*1.2.3

大氣的特性高度增加，空氣密度減小。隨著高度增加，空氣壓力減小。高度增加，氣溫近似線性降低（11000米對流層內(nèi)）?？諝獾臐穸仍酱?，空氣的密度越小。第一章第頁*1.2.4

國際標準大氣

所謂國際標準大氣，簡稱ISA，就是人為地規(guī)定一個不變的大氣環(huán)境，作為計算和試驗飛機的統(tǒng)一標準。第一章第頁*國際標準大氣參數(shù)海平面高度為0，氣溫為288.15

K、15

C或59

F。海平面氣壓為1013.2mBar(毫巴)或1013.2hPa(百帕)或29.92inHg(英寸汞柱)。對流層頂高度為11km或36089ft，對流層內(nèi)標準溫度遞減率為，每增加1000m溫度遞減6.5

C，或每增加1000ft溫度遞減2

C。從11km到20km之間的平流層底部氣體溫度為常值。第一章第頁*國際標準大氣表第一章第頁*ISA偏差I(lǐng)SA偏差是指：某處實際溫度與ISA標準溫度的差值。例1.1：已知某機場場溫20

C，機場壓力高度2000英尺。求：機場高度處ISA偏差。解：在壓力高度為2000英尺的機場處，ISA標準溫度應(yīng)為：T標準=15

C

（2

C/1000ft）

2000ft=11

C，而實際溫度為：T實際=20

C，所以，ISA偏差即溫度差為：ISA偏差=T實際

T標準=20

C

11

C=9

C，表示為：ISA+9

C

第一章第頁*1.2.5

高度的表示絕對高度真實高度標高壓力高度絕對高度（TrueAltitude）真實高度（AbsoluteAltitude）壓力高度（PressureAltitude）第一章第頁*壓力高度

氣壓降低，壓力高度增加。第一章第頁*常用的幾個壓力高度QNE：標準海壓，指飛機距ISA海平面的垂直距離。當氣壓高度表小窗內(nèi)的氣壓設(shè)定為29.92inHg或1013.2mbar，高度表表示的值即為標準氣壓高度（標準海壓）。性能圖表上的高度一般為標準海壓高度。QFE：場壓高度，等于機場標高或跑道入口標高的高度。QNH：修正海壓，按照場壓調(diào)定的高出海平面的高度。第一章第頁*場壓第一章第頁*QNHQNEQFE第一章第頁*例1.2機場標高600ft，QNH等于997hPa,請找出機場相對于國際標準大氣海平面的高度.

答案:機場相對于ISA海平面的高度是1080ft。QNH和QNE之間關(guān)系的計算第一章第頁*例1.3機場標高600ft，QNH等于1027hPa,請找出機場相對于國際標準大氣海平面的高度.

QNH和QNE之間關(guān)系的計算答案:機場相對于ISA海平面的高度是180ft。第一章第頁*過渡高度與過渡高度層第一章第頁*過渡高度與過渡高度層第二章第頁*

空氣動力是空氣相對于飛機運動時產(chǎn)生的，要學習和研究飛機的升力和阻力，首先要研究空氣流動的基本規(guī)律。第二章第頁*2.1.1

流體模型化理想流體，不考慮流體粘性的影響。不可壓流體，不考慮流體密度的變化，Ma<0.4。絕熱流體，不考慮流體溫度的變化，Ma<0.4。第二章第頁*2.1.2

相對氣流運動方向相對氣流方向自然風方向第二章第頁*飛機的相對氣流方向與飛行速度方向相反只要相對氣流速度相同，飛機產(chǎn)生的空氣動力就相同。第二章第頁*對相對氣流的現(xiàn)實應(yīng)用直流式風洞回流式風洞第二章第頁*風洞實驗段及實驗?zāi)Ｐ偷诙碌陧?風洞的其它功用第二章第頁*2.1.3

迎角迎角就是相對氣流方向與翼弦之間的夾角。第二章第頁*相對氣流方向就是飛機速度的反方向第二章第頁*相對氣流方向是判斷迎角大小的依據(jù)

平飛中，可以通過機頭高低判斷迎角大小。而其他飛行狀態(tài)中，則不可以采用這種判斷方式。第二章第頁*水平飛行、上升、下降時的迎角上升平飛下降第二章第頁*迎角探測裝置第二章第頁*2.1.4流線和流線譜空氣流動的情形一般用流線、流管和流線譜來描述。流線：流場中一條空間曲線，在該曲線上流體微團的速度與曲線在該點的切線重合。對于定常流，流線是流體微團流動的路線。第二章第頁*流管：由許多流線所圍成的管狀曲面。第二章第頁*流線和流線譜流線譜是所有流線的集合。第二章第頁*流線和流線譜的實例第二章第頁*流線和流線譜的實例第二章第頁*流線的特點該曲線上每一點的流體微團速度與曲線在該點的切線重合。流線每點上的流體微團只有一個運動方向。流線不可能相交，不可能分叉。第二章第頁*流線譜的特點流線譜的形狀與流動速度無關(guān)。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細。氣流流過物體時，在物體的后部都要形成渦流區(qū)。第二章第頁*2.1.5

連續(xù)性定理

流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體質(zhì)量相等。質(zhì)量守恒定律是連續(xù)性定理的基礎(chǔ)。第二章第頁*連續(xù)性定理12A1,v1A2,v2單位時間內(nèi)流過截面1的流體體積為單位時間內(nèi)流過截面1的流體質(zhì)量為同理，單位時間內(nèi)流過截面2的流體質(zhì)量為則根據(jù)質(zhì)量守恒定律可得：即結(jié)論：空氣流過一流管時，流速大小與截面積成反比。第二章第頁*山谷里的風通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河道寬的地方流得慢日常的生活中的連續(xù)性定理高樓大廈之間的對流通常比空曠地帶大第二章第頁*2.1.6伯努利定理

同一流管的任意截面上，流體的靜壓與動壓之和保持不變。能量守恒定律是伯努力定理的基礎(chǔ)。第二章第頁*伯努利定理

空氣能量主要有四種：動能、壓力能、熱能、重力勢能。低速流動，熱能可忽略不計；空氣密度小，重力勢能可忽略不計。

因此，沿流管任意截面能量守恒，即為：動能+壓力能=常值。公式表述為：

上式中第一項稱為動壓，第二項稱為靜壓，第三項稱為總壓。第二章第頁*伯努利定理—動壓，單位體積空氣所具有的動能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動中受阻，流速降低時產(chǎn)生的壓力?！o壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當時當?shù)氐拇髿鈮??！倝海ㄈ珘海?，它是動壓和靜壓之和。總壓可以理解為，氣流速度減小到零之點的靜壓。第二章第頁*深入理解動壓、靜壓和總壓同一流線：總壓保持不變。動壓越大，靜壓越小。流速為零的靜壓即為總壓。第二章第頁*同一流管：截面積大，流速小，壓力大。截面積小，流速大，壓力小。深入理解動壓、靜壓和總壓第二章第頁*伯努利定理適用條件氣流是連續(xù)、穩(wěn)定的，即流動是定常的。流動的空氣與外界沒有能量交換，即空氣是絕熱的。空氣沒有粘性，即空氣為理想流體。空氣密度是不變，即空氣為不可壓流。在同一條流線或同一條流管上。第二章第頁*2.1.7連續(xù)性定理和伯努利定理的應(yīng)用用文邱利管測流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管測流量第二章第頁*空速管測飛行速度的原理第二章第頁*與動壓、靜壓相關(guān)的儀表空速表高度表升降速度表第二章第頁*空速表第二章第頁*升降速度表第二章第頁*升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

升力垂直于飛行速度方向，它將飛機支托在空中，克服飛機受到的重力影響，使其自由翱翔。第二章第頁*2.2.1升力的產(chǎn)生原理起點終點

相同的時間，相同的起點和終點，小狗的速度和人的速度哪一個更快？第二章第頁*升力的產(chǎn)生原理前方來流被機翼分為了兩部分，一部分從上表面流過，一部分從下表面流過。由連續(xù)性定理或小狗與人速度對比分析可知，流過機翼上表面的氣流，比流過下表面的氣流的速度更快。第二章第頁*P1v1P2v2升力的產(chǎn)生原理第二章第頁*

上下表面出現(xiàn)的壓力差，在垂直于（遠前方）相對氣流方向的分量，就是升力。機翼升力的著力點，稱為壓力中心(CenterofPressure)升力的產(chǎn)生原理第二章第頁*壓力中心的移動

非對稱翼型，在迎角小于臨界迎角的范圍內(nèi)，迎角增大，壓力中心前移。迎角大于臨界迎角時，迎角增大壓力中心后移。第二章第頁*2.2.2翼型的壓力分布當機翼表面壓強低于大氣壓，稱為吸力。當機翼表面壓強高于大氣壓，稱為壓力。

用矢量來表示壓力或吸力，矢量線段長度為力的大小，方向為力的方向。矢量表示法第二章第頁*駐點和最低壓力點

B點，稱為最低壓力點，是機翼上表面負壓最大的點。

A點，稱為駐點，是正壓最大的點，位于機翼前緣附近，該處氣流流速為零。第二章第頁*坐標表示法

從右圖可以看出，機翼升力的產(chǎn)生主要是靠機翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正壓的作用。第二章第頁*2.2.3升力公式—飛機的升力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。第二章第頁*

阻力是與飛機運動軌跡平行，與飛行速度方向相反的力。阻力阻礙飛機的飛行，但沒有阻力飛機又無法穩(wěn)定飛行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag第二章第頁*阻力的分類

對于低速飛機，根據(jù)阻力的形成原因，可將阻力分為：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性第二章第頁*2.3.1低速附面層

附面層，是氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度的很薄的空氣流動層。速度不受干擾的主流附面層邊界物體表面附面層的形成第二章第頁*附面層厚度較薄第二章第頁*無粘流動沿物面法線方向速度一致粘性流動沿物面法線方向速度不一致“附面層”無粘流動和粘性流動附面層的形成是受到粘性的影響。第二章第頁*附面層的特點附面層內(nèi)沿物面法向方向壓強不變且等于法線主流壓強。P1P2

只要測出附面層邊界主流的靜壓，便可得到物面各點的靜壓，它使理想流體的結(jié)論有了現(xiàn)實意義。第二章第頁*附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l第二章第頁*附面層厚度隨氣流流經(jīng)物面的距離增長而增厚。l第二章第頁*附面層的特點三

附面層分為層流附面層和紊流附面層，層流在前，紊流在后。層流與紊流之間的過渡區(qū)稱為轉(zhuǎn)捩點。轉(zhuǎn)捩點層流附面層紊流附面層第二章第頁*層流的不穩(wěn)定性123abc第二章第頁*層流附面層和紊流附面層的速度型第二章第頁*2.3.2阻力的產(chǎn)生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)升力粘性第二章第頁*摩擦阻力

由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據(jù)作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。第二章第頁*影響摩擦阻力的因素紊流附面層的摩擦阻力比層流附面層的大。飛機的表面積越大，摩擦阻力越大。飛機表面越粗糙，摩擦阻力越大。

摩擦阻力的大小與附面層的類型密切相關(guān)，此外還取決于空氣與飛機的接觸面積和飛機的表面狀況。第二章第頁*摩擦阻力在飛機總阻力構(gòu)成中占的比例較大摩擦阻力占總阻力的比例超音速戰(zhàn)斗機25-30%大型運輸機40%小型公務(wù)機50%水下物體70%船舶90%第二章第頁*壓差阻力

壓差阻力是由處于流動空氣中的物體的前后的壓力差，導致氣流附面層分離，從而產(chǎn)生的阻力。第二章第頁*順壓梯度與逆壓梯度順壓：A到B，沿流向壓力逐漸減小，如機翼上表面前段。逆壓：B到C，沿流向壓力逐漸增加，如機翼上表面后段。ABC第二章第頁*附面層分離

在逆壓梯度作用下，附面層底層出現(xiàn)倒流，與上層順流相互作用，形成漩渦脫離物體表面的現(xiàn)象。分離點第二章第頁*分離區(qū)的特點一

分離區(qū)內(nèi)漩渦是一個個單獨產(chǎn)生的，它導致機翼的振動。第二章第頁*分離區(qū)的特點二分離區(qū)內(nèi)壓強幾乎相等，并且等于分離點處的壓強。P分離點P1P2P3P4P分離點=P1=P2=P3=P4第二章第頁*分離區(qū)的特點三

附面層分離的內(nèi)因是空氣的粘性，外因是因物體表面彎曲而出現(xiàn)的逆壓梯度。ABC第二章第頁*分離點與最小壓力點的位置ABC最小壓力點分離點第二章第頁*分離點與轉(zhuǎn)捩點的區(qū)別層流變?yōu)槲闪鳎ㄞD(zhuǎn)捩），順流變?yōu)榈沽鳎ǚ蛛x）。分離可以發(fā)生在層流區(qū)，也可發(fā)生在紊流區(qū)。轉(zhuǎn)捩和分離的物理含義完全不同。第二章第頁*壓差阻力的產(chǎn)生

氣流流過機翼后，在機翼的后緣部分產(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，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。第二章第頁*分離點位置與壓差阻力大小的關(guān)系分離點靠前，壓差阻力大。分離點靠后，壓差阻力小。ABCC’第二章第頁*影響壓差阻力的因素

總的來說，飛機壓差阻力與迎風面積、形狀和迎角有關(guān)。迎風面積大，壓差阻力大。迎角越大，壓差阻力也越大。壓差阻力在飛機總阻力構(gòu)成中所占比例較小。第二章第頁*干擾阻力

飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼的單獨阻力之和小于把它們組合成一個整體所產(chǎn)生的阻力，這種由于各部件氣流之間的相互干擾而產(chǎn)生的額外阻力，稱為干擾阻力。第二章第頁*干擾阻力的消除干擾阻力在飛機總阻力中所占比例較小。

飛機各部件之間的平滑過渡和整流包皮，可以有效地減小干擾阻力的大小。第二章第頁*誘導阻力

由于翼尖渦的誘導，導致氣流下洗，在平行于相對氣流方向出現(xiàn)阻礙飛機前進的力，這就是誘導阻力。第二章第頁*翼尖渦的形成

正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面。這樣形成的漩渦流稱為翼尖渦。（注意旋轉(zhuǎn)方向）第二章第頁*

正常飛行時，下翼面的壓強比上翼面高，在上下翼面壓強差的作用下，下翼面的氣流就會繞過翼尖流向上翼面，就使下翼面的流線由機翼的翼根向翼尖傾斜，上翼面反之。翼尖渦的形成第二章第頁*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，于是就形成旋渦，并在翼尖卷成翼尖渦，翼尖渦向后流即形成翼尖渦流。第二章第頁*翼尖渦形成的進一步分析注意旋轉(zhuǎn)方向第二章第頁*翼尖渦的立體形態(tài)第二章第頁*翼尖渦的形態(tài)第二章第頁*下洗流（DownWash）和下洗角

由于兩個翼尖渦的存在，會導致在翼展范圍內(nèi)出現(xiàn)一個向下的誘導速度場，稱為下洗。在亞音速范圍內(nèi)，這下洗速度場會覆蓋整個飛機所處空間范圍。第二章第頁*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，下洗流與相對氣流之間的夾角稱為下洗角ε。第二章第頁*下洗速度沿翼展分布

不同平面形狀的機翼，沿展向下洗速度的分布是不一樣的。第二章第頁*誘導阻力的產(chǎn)生

有限展長機翼與無限展長機翼相比，由于前者存在翼尖渦和下洗速度場，導致前者的總空氣動力較后者更加后斜，即前者總空氣動力沿飛行速度方向（即遠前方相對氣流方向）的分量較后者更大。這一增加的阻力即為誘導阻力。LL’D第二章第頁*影響誘導阻力的因素機翼平面形狀：橢圓形機翼的誘導阻力最小。展弦比越大，誘導阻力越小升力越大，誘導阻力越大平直飛行中，誘導阻力與飛行速度平方成反比翼梢小翼可以減小誘導阻力第二章第頁*低展弦比使翼尖渦變強，誘導阻力增加。高展弦比使翼尖渦減弱，誘導阻力變小。展弦比對誘導阻力的影響第二章第頁*展弦比對誘導阻力的影響機翼展弦比倒數(shù)誘導阻力系數(shù)減少的百分比升力系數(shù)不變第二章第頁*高展弦比飛機第二章第頁*空速大小對誘導阻力大小的影響阻力誘導阻力空速空速小，下洗角大，誘導阻力大空速大，下洗角小，誘導阻力小第二章第頁*翼梢小翼第二章第頁*翼梢小翼第二章第頁*翼梢小翼可以減小誘導阻力第二章第頁*翼梢小翼可以減小誘導阻力

翼梢小翼改變了機翼沿展向分布的翼載荷。第二章第頁*翼梢小翼可以減小總阻力第二章第頁*阻力公式—飛機的阻力系數(shù)—飛機的飛行動壓—機翼的面積。第二章第頁*回顧阻力組成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)壓差阻力(FormDrag)干擾阻力(InterferenceDrag)誘導阻力(InducedDrag)廢阻力(ParasiteDrag)第二章第頁*阻力相關(guān)資料典型飛機阻力構(gòu)成阻力名稱亞音速運輸機超音速戰(zhàn)斗機單旋翼直升機摩擦阻力45%23%25%誘導阻力40%29%25%干擾阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%第頁飛機的主要空氣動力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空氣動力性能參數(shù)包括：最大升力系數(shù)最小阻力系數(shù)最大升阻比第頁*2.4.1升力特性升力系數(shù)的變化規(guī)律第頁*升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律當α<α臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當α=α臨界，升力系數(shù)為最大。當α>α臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進入失速區(qū)。第頁*煙風洞翼型繞流實驗小迎角較大迎角大迎角第頁*翼型在不同迎角下的壓強分布第頁*翼型在不同迎角下的壓強分布第頁*壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第頁*壓力中心（CP）位置隨迎角改變的變化第頁*升力特性參數(shù)零升迎角第頁*翼型在零升迎角下的壓強分布壓強高于環(huán)境氣壓壓強低于環(huán)境氣壓壓強低于環(huán)境氣壓氣動中心前半部分合力后半部分合力第頁*升力系數(shù)曲線斜率第頁*臨界迎角和最大升力系數(shù)第頁*相對厚度對升力特性的影響相對厚度增加

相對厚度增加，最大升力系數(shù)增加，臨界迎角減小。第頁*翼型前緣半徑對升力特性的影響半徑小半徑大

前緣半徑增加，臨界迎角增加。第頁*展弦比對升力特性的影響展弦比高展弦比低

展弦比越高，最大升力系數(shù)越大，臨界迎角越小。第頁*后掠翼對升力特性的影響平直機翼后掠翼

平直機翼的最大升力系數(shù)更大，升力系數(shù)曲線斜率越大，臨界迎角越小。第頁*翼型前緣粗糙度對升力特性的影響光滑粗糙

翼型前緣越光滑，最大升力系數(shù)越高，臨界迎角越大。第頁*2.4.2阻力特性

阻力系數(shù)的變化規(guī)律第頁*阻力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律在中小迎角范圍，阻力系數(shù)隨迎角增大而緩慢增大，飛機阻力主要為摩擦阻力。在迎角較大時，阻力系數(shù)隨迎角增大而較快增大，飛機阻力主要為壓差阻力和誘導阻力。在接近或超過臨近迎角時，阻力系數(shù)隨迎角的增大而急劇增大，飛機阻力主要為壓差阻力。第頁*

阻力特性參數(shù)最小阻力系數(shù)和零升阻力系數(shù)

飛機的最小阻力系數(shù)非常接近零升阻力系數(shù)，一般認為二者為同一個值。第頁*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：

A是誘導阻力因子，大小與機翼形狀有關(guān)。第頁*2.4.3升阻比特性

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。升阻比的大小主要隨迎角變化而變化。

升阻比越大，飛機的空氣動力性能越好。第頁*

升阻比曲線迎角臨界迎角最小阻力迎角第頁*升阻比隨迎角的變化規(guī)律從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。第頁*性質(zhì)角性質(zhì)角是總空氣動力與升力之間的夾角。性質(zhì)角越小，總空氣動力向后傾斜越少，升阻比越大。第頁*2.4.4飛機的極曲線

極曲線將飛機的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比隨迎角變化的關(guān)系綜合起來用一條曲線表示出來，以便于綜合衡量飛機的空氣動力性能。.

極曲線第頁*極曲線的深入理解

從坐標原點向曲線引切線，切點對應(yīng)最小阻力迎角和最大升阻比。第頁*

從原點所引直線與極曲線交于兩點，則兩點的升阻比相同，較高者的迎角較大，較高者的平飛速度較小。極曲線的深入理解第頁*螺旋槳滑流不同滑流狀態(tài)的極曲線第頁*不同滑流狀態(tài)的極曲線

滑流使得升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增大，最大升阻比增大，極曲線向右上偏移。第頁*不同展弦比機翼的極曲線

展弦比越大，低速空氣動力性能越好。第頁*飛機的低速空氣動力性能曲線總結(jié)第頁*2.4.5地面效應(yīng)

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)。第頁*地面效應(yīng)的產(chǎn)生原因上下翼面壓差增加地面阻礙使下洗流減小下洗角減小，使平尾迎角減小飛機脫離地面效應(yīng)區(qū)飛機處于地面效應(yīng)區(qū)第頁*地面效應(yīng)的效果上下翼面壓差增加，從而使升力系數(shù)增加。地面阻礙使下洗流減小，使誘導阻力減小，阻力系數(shù)減小。下洗角減小，使平尾迎角減小，出現(xiàn)附加下俯力矩（低頭力矩）。

第頁*地面效應(yīng)的產(chǎn)生范圍

飛機距地面高度在一個翼展以內(nèi)，地面效應(yīng)對飛機有影響，距地面越近地面效應(yīng)越強。第頁*地效飛機

地效飛機是介于船和普通飛機之間的新型水上快速交通工具。地效飛機在民用方面使用前景也十分廣闊，如可用于海上和內(nèi)河快速運輸，海情偵察，水上救生等?！靶→棥钡匦эw機速度可達556千米/小時第頁*BerievBartiniVVA14地效飛行器第二章第頁*迎角與速度的關(guān)系速度迎角

飛機的升力主要隨飛行速度和迎角變化。在大速度飛行時，只要求較小迎角，機翼就可以產(chǎn)生足夠的升力維持飛行。在小速度飛行時，則要求較大的迎角，機翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。第二章第頁*為什么要使用增升裝置

用增大迎角的方法來增大升力系數(shù)從而減小速度是有限的，飛機的迎角最多只能增大到臨界迎角。因此，為了保證飛機在起飛和著陸時，仍能產(chǎn)生足夠的升力，有必要在機翼上裝設(shè)增大升力系數(shù)的裝置。

增升裝置用于增大飛機的最大升力系數(shù)，從而縮短飛機在起飛著陸階段的地面滑跑距離。第二章第頁*主要增升裝置包括：前緣縫翼后緣襟翼前緣襟翼第二章第頁*2.5.1

前緣縫翼

前緣縫翼位于機翼前緣，在大迎角下打開前緣縫翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開前緣縫翼，會導致機翼升力性能變差。第二章第頁*前緣縫翼

下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減小了上下翼面的壓強差，減小升力系數(shù)。第二章第頁*前緣縫翼對壓強分布的影響

較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。第二章第頁*2.5.2

后緣襟翼分裂襟翼（TheSplitFlap）簡單襟翼（ThePlainFlap）開縫襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同時增大。因此，在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。第二章第頁*分裂襟翼（TheSplitFlap）

分裂襟翼是一塊從機翼后段下表面向下偏轉(zhuǎn)而分裂出的翼面，它使升力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，但臨界迎角減小。第二章第頁*

放下分裂襟翼后，在機翼和襟翼之間的楔形區(qū)形成渦流，壓強降低，吸引上表面氣流流速增加，上下翼面壓差增加，從而增大了升力系數(shù)，延緩了氣流分離。

此外，放下分裂襟翼使得翼型彎度增大，上下翼面壓差增加，從而也增大了升力系數(shù)。分裂襟翼（TheSplitFlap）第二章第頁*簡單襟翼（ThePlainFlap）

簡單襟翼與副翼形狀相似。放下簡單襟翼，增加機翼彎度，進而增大上下翼面壓強差，增大升力系數(shù)。但是放簡單襟翼使得壓差阻力和誘導阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。第二章第頁*

大迎角下放簡單襟翼，升力系數(shù)及最大升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)增加，升阻比降低（即空氣動力性能降低），臨界迎角降低。簡單襟翼（ThePlainFlap）第二章第頁*TB200的簡單襟翼第二章第頁*開縫襟翼（TheSlottedFlap）

開縫襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進行了改進。在下偏的同時進行開縫，和簡單襟翼相比，可以進一步延緩上表面氣流分離，增大機翼彎度，使升力系數(shù)提高更多，而臨界迎角卻降低不多。第二章第頁*開縫襟翼（TheSlottedFlap）下翼面氣流經(jīng)開縫流向上翼面開縫襟翼的流線譜第二章第頁*后退襟翼（TheFowlerFlap）

后退襟翼在簡單襟翼的基礎(chǔ)上進行了改進。在下偏的同時向后滑動，和簡單襟翼相比，增大了機翼彎度也增加了機翼面積，從而使升力系數(shù)以及最大升力系數(shù)增大更多，臨界迎角降低較少。第二章第頁*后退開縫襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

后退開縫襟翼結(jié)合了后退式襟翼和開縫式襟翼的共同特點，效果最好，結(jié)構(gòu)最復(fù)雜。大型飛機普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。雙開縫三開縫第二章第頁*747的后退開縫襟翼第二章第頁*2.5.3

前緣襟翼

前緣襟翼位于機翼前緣。前緣襟翼放下后能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度，使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。前緣襟翼廣泛應(yīng)用于高亞音速飛機和超音速飛機。第二章第頁*B737-800的前緣襟翼第二章第頁*增升裝置的原理總結(jié)第二章第頁*增升裝置的原理總結(jié)

增升裝置主要是通過三個方面實現(xiàn)增升：增大翼型的彎度，提高上下翼面壓強差。延緩上表面氣流分離，提高臨界迎角和最大升力系數(shù)。增大機翼面積。增升裝置的目的是增大最大升力系數(shù)。第三章第頁*3.1.1螺旋槳簡介槳葉槳轂變距機構(gòu)槳尖槳根后緣前緣螺旋槳的組成第三章第頁*槳葉平面形狀

槳葉的平面形狀很多，使用較多的有三種：第三章第頁*Rr螺旋槳直徑D槳葉基本參數(shù)螺旋槳半徑R剖面半徑

r相對半徑r/R槳弦b第三章第頁*αγφ槳弦相對氣流旋轉(zhuǎn)面槳葉角φ：槳弦和旋轉(zhuǎn)面之間的夾角槳葉迎角α：槳弦和入流（即相對氣流）之間的夾角入流角γ：入流和旋轉(zhuǎn)面之間的夾角槳葉基本參數(shù)第三章第頁*定距螺旋槳與變距螺旋槳槳葉角增大叫變高距或變大距。槳葉角減小叫變低距或變小距?，F(xiàn)代飛機普遍使用自動變距螺旋槳。槳葉角不能改變的螺旋槳叫定距螺旋槳。槳葉角能夠改變的螺旋槳叫變距螺旋槳。第三章第頁*TB200螺旋槳外觀第三章第頁*Seminole螺旋槳外觀第三章第頁*

飛行中，螺旋槳是一面旋轉(zhuǎn)一面前進的。螺旋槳剖面具有兩個速度：一個是前進速度v,一個是圓周速度（切向速度）u。3.1.2螺旋槳的運動

右圖為槳葉切面上某一點的運動軌跡第三章第頁*相對進距λ第三章第頁*槳葉迎角α隨槳葉角φ的變化為常數(shù)時為常數(shù)時第三章第頁*槳葉迎角α隨飛行速度v的變化

在槳葉角和轉(zhuǎn)速不變的情況下，槳葉迎角隨飛行速度增大而減小，當飛行速度增大到一定程度，槳葉迎角可能減小到零，甚至變?yōu)樨撝怠５谌碌陧?槳葉迎角α隨切向速度u的變化

在槳葉角和飛行速度不變的情況下，槳葉迎角隨轉(zhuǎn)速增大而增大，隨轉(zhuǎn)速減小而減小。第三章第頁*螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)

螺旋槳幾何扭轉(zhuǎn)的目的，是為了保持螺旋槳槳葉各剖面的槳葉迎角基本相等。下圖為沒有進行幾何扭轉(zhuǎn)的螺旋槳工作時的情況。第三章第頁*螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)示意圖第三章第頁*螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)的效果

下圖為進行了幾何扭轉(zhuǎn)的螺旋槳，可以看到從槳根到槳尖，槳葉角逐漸減小，以保證各切面迎角大致相等。槳尖槳根第三章第頁*TB200螺旋槳的幾何扭轉(zhuǎn)第三章第頁*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CR葉素的空氣動力系數(shù)ds葉素的面積第三章第頁*槳葉的空氣動力及其分布第三章第頁*旋轉(zhuǎn)阻力矩

螺旋槳各槳葉旋轉(zhuǎn)阻力的作用點離槳軸有一段距離，其方向與槳葉的旋轉(zhuǎn)方向相反，故形成阻礙螺旋槳旋轉(zhuǎn)的力矩M阻。

旋轉(zhuǎn)阻力矩M阻通常由發(fā)動機輸出的旋轉(zhuǎn)力矩M扭來平衡。M阻>M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速將會降低M扭<M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速將會增加M扭=M扭，螺旋槳轉(zhuǎn)速不變第三章第頁*飛行中螺旋槳所受力分析離心力阻力矩致彎曲力拉力第三章第頁*本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化第三章第頁*3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化

螺旋槳的拉力是總空氣動力的一個分力，拉力的大小不僅取決于總空氣動力的大小，還取決于總空氣動力的方向。總空氣動力大小總空氣動力方向槳葉迎角α槳葉切面合速度w合速度的方向性質(zhì)角θ拉力大小第三章第頁*變距機構(gòu)的分類人工變距機構(gòu)，以變距桿為代表自動變距機構(gòu)，以調(diào)速器為代表3.2.1螺旋槳的變距變距的目的

人工變距，通過前推或后拉變距桿，改變槳葉角、槳葉迎角、旋轉(zhuǎn)阻力的大小，從而調(diào)整轉(zhuǎn)速快慢。自動變距，通過調(diào)速器自動調(diào)整槳葉角的大小，保持轉(zhuǎn)速恒定不變。第三章第頁*變距機構(gòu)第三章第頁*不同工況下的操作油門桿變距桿混合比桿第三章第頁*3.2.2螺旋槳拉力隨飛行速度的變化

飛行速度增大，使得相對氣流方向越發(fā)偏離旋轉(zhuǎn)面，因此槳葉總空氣動力R的方向也更加偏離槳軸。第三章第頁*螺旋槳飛機拉力隨速度變化曲線螺旋槳拉力隨速度的增大而逐步減小。第三章第頁*3.2.3螺旋槳拉力隨油門位置的變化

油門增加，螺旋槳轉(zhuǎn)速增大。調(diào)速器為了保持轉(zhuǎn)速，自動增大槳葉角。因此槳葉總空氣動力R增大。第三章第頁*螺旋槳飛機不同油門位置下的拉力曲線螺旋槳的拉力隨油門的增大而逐步減小。第三章第頁*3.2.4螺旋槳拉力隨飛行高度的變化

對于安裝自然吸氣式活塞發(fā)動機的螺旋槳的拉力隨高度的增大而減小。第三章第頁*螺旋槳的拉力隨溫度的增加而減小。3.2.5螺旋槳拉力隨氣溫的變化第三章第頁*產(chǎn)生負拉力的幾種情況：飛行速度過大，產(chǎn)生負拉力。油門過小，產(chǎn)生負拉力。發(fā)動機空中停車,產(chǎn)生負拉力。3.2.6螺旋槳的負拉力第三章第頁*飛行速度過大時負拉力的產(chǎn)生

飛行速度增大，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會自動增大槳葉角。但由于入流角也在增大，所以槳葉迎角仍在減小，槳葉總空氣動力R逐漸向旋轉(zhuǎn)面靠攏。第三章第頁*油門過小時負拉力的產(chǎn)生

油門減小，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會自動減小槳葉角。但由于入流角短時間內(nèi)保持不變，槳葉迎角逐漸減小，甚至成為負迎角。第三章第頁*發(fā)動機空中停車時負拉力的產(chǎn)生

發(fā)動機空中停車，調(diào)速器為保持轉(zhuǎn)速不變，會自動減小槳葉角。由于槳葉角和槳葉迎角均迅速減小，形成較大的負迎角，槳葉總空氣動力R指向斜后方。第三章第頁*空中停車后螺旋槳的自轉(zhuǎn)（風車狀態(tài)）相對氣流飛行阻力總空氣動力旋轉(zhuǎn)力第三章第頁*

順槳的目的是將槳葉角增大到90度左右，槳葉幾乎與飛行速度方向相平行，從而避免發(fā)動機的磨損，消除負拉力，減小阻力。順槳機構(gòu)相對氣流槳弦第三章第頁*順槳的過程第三章第頁*順槳完成第三章第頁*不同槳葉角下螺旋槳阻力風車狀態(tài)下螺旋槳阻力很大。第三章第頁*本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC3.3螺旋槳的有效功率和效率第三章第頁*螺旋槳有效功率是影響螺旋槳飛機飛行性能好壞的因素之一。螺旋槳效率則是衡量螺旋槳性能好壞的重要標志。因此，飛行員對什么是螺旋槳有效功率和效率、以及如何獲得好的螺旋槳有效功率和效率應(yīng)該有所了解。第三章第頁*3.3.1螺旋槳的有效功率

螺旋槳產(chǎn)生拉力，拉著飛機前進，對飛機做功。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。P

——

螺旋槳拉力，單位：牛頓v

——

飛行速度，單位：米/秒第三章第頁*螺旋槳的有效功率隨飛行速度的變化小于某一飛行速度時，螺旋槳有效功率隨速度增大而增大。大于某一飛行速度時，螺旋槳有效功率隨速度增大而減小。第三章第頁*螺旋槳的有效功率隨不同油門位置的變化

飛行高度和轉(zhuǎn)速均不變的情況下，油門位置越大，發(fā)動機有效功率越大，螺旋槳有效功率隨之增大。第三章第頁*注：吸氣式發(fā)動機與增壓式發(fā)動機的工作原理不同，受高度變化的影響也有不同。螺旋槳的有效功率隨不同高度的變化

低于額定高度，隨著高度增加，發(fā)動機有效功率增大，螺旋槳有效功率也增大。

超過額定高度，隨著高度增加，發(fā)動機有效功率減小，螺旋槳有效功率也減小。第三章第頁*獲得螺旋槳最大有效功率的方法

對于活塞式螺旋槳飛機，當高度和飛行速度一定的情況下，要想使螺旋槳有效功率盡可能大，在加油門的同時應(yīng)當前推變距桿增大轉(zhuǎn)速。第三章第頁*3.3.2螺旋槳的效率

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η第三章第頁*螺旋槳的效率η與相對進距λ的關(guān)系

在固定槳葉角的情況下，螺旋槳的效率在某一固定相對進距下達到最大。第三章第頁*螺旋槳的效率η與槳葉角φ的關(guān)系相對進矩越大，對應(yīng)較高效率的槳葉角也越大。第三章第頁*

活塞式變距螺旋槳飛機，在使用額定轉(zhuǎn)速和額定油門做大速度平飛時，螺旋槳效率最高。獲得螺旋槳最大效率的方法

在飛行速度減小時，收小油門、減小進氣壓力、后拉變距桿減小轉(zhuǎn)速，以保持螺旋槳效率。在飛行速度增大時，加大油門、增大進氣壓力、前推變距桿增大轉(zhuǎn)速，以保持螺旋槳效率。第三章第頁*本章主要內(nèi)容3.1螺旋槳的拉力和旋轉(zhuǎn)阻力3.2螺旋槳拉力在飛行中的變化3.3螺旋槳的有效功率和效率3.4螺旋槳的副作用飛行原理/CAFUC飛行原理/CAFUC3.4螺旋槳的副作用第三章第頁*螺旋槳在工作中，一方面產(chǎn)生拉力，提供飛機的前進動力；另一方面還會產(chǎn)生一些對飛行不利的副作用。進動反作用力矩滑流扭轉(zhuǎn)作用第三章第頁*

飛行中高速旋轉(zhuǎn)的螺旋槳，當受到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，還要繞另一個軸偏轉(zhuǎn)，這種現(xiàn)象叫做進動。3.4.1螺旋槳的進動縱軸豎軸橫軸機頭上仰向右進動螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向反作用力矩方向第三章第頁*進動的產(chǎn)生機理第三章第頁*螺旋槳進動的產(chǎn)生

當機頭上仰時，轉(zhuǎn)動到上方的槳葉受到向后的作用力，產(chǎn)生向后的加速度。在槳葉繼續(xù)向右轉(zhuǎn)動的過程中，該加速度的影響仍然存在。第三章第頁*進動方向的判斷方法通過繪圖判斷右轉(zhuǎn)螺旋槳的方向通過右手判斷右轉(zhuǎn)螺旋槳的方向方法一：方法二：機頭轉(zhuǎn)動方向進動方向第三章第頁*

后三點式螺旋槳飛機，在起飛滑跑抬尾輪時，受進動的影響較為明顯。進動的影響舉例：第三章第頁*進動的影響

后三點式螺旋槳飛機，在起飛滑跑階段，受進動的影響較為明顯。第三章第頁*3.4.2螺旋槳的反作用力矩

右轉(zhuǎn)螺旋槳飛機，在反作用力矩作用下，會向左傾斜。第三章第頁*在空中飛行時，反作用力矩有使飛機帶坡度的趨勢。加油門，槳葉空氣動力增大，反作用力矩隨之增大。減油門，槳葉空氣動力減小，反作用力矩隨之減小。反作用力矩對空中飛行的影響螺旋槳轉(zhuǎn)動方向反作用力矩方向第三章第頁*反作用力矩對地面滑跑的影響

在地面滑跑時，反作用力矩的作用使左右兩側(cè)機輪對地面的壓力不均，受到的摩擦阻力不同，使得機頭向一側(cè)偏轉(zhuǎn)。反作用力矩N左N右偏轉(zhuǎn)力矩F左F右第三章第頁*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螺旋槳的滑流扭轉(zhuǎn)作用第三章第頁*螺旋槳滑流對飛機的扭轉(zhuǎn)作用

對于右轉(zhuǎn)螺旋槳飛機，滑流的影響主要從左方作用于機體和垂直尾翼，使得飛機機頭向左側(cè)偏轉(zhuǎn)。

飛行速度越大，舵面效應(yīng)越強，偏轉(zhuǎn)力矩越大。第三章第頁*加油門時滑流對俯仰平衡的影響油門增加滑流速度增加偏轉(zhuǎn)力矩增加附加空氣動力增加上仰力矩增加V上仰力矩滑流速度增大△RY尾第三章第頁*收油門時飛機會下俯第三章第頁*C130的螺旋槳滑流第六章第頁*大坡度盤旋第六章第頁*

正常盤旋是指飛機不帶側(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。本章著重討論正常盤旋。

盤旋的原理中包含了飛行高度、速度和半徑不斷變化的各種轉(zhuǎn)彎的共性知識。飛行原理/CAFUCW6.1盤旋中的作用力第六章第頁*

飛機在空中做正常盤旋時,受到四個力的作用：盤旋的受力升力(L)重力(W)拉力(P)阻力(D)第六章第頁*盤旋的運動方程

正常盤旋，要求飛機的姿態(tài)、速度和油門相互配合協(xié)調(diào)。

根據(jù)正常盤旋的要求，可得：高度不變半徑不變速度不變

第六章第頁*本章主要內(nèi)容飛行原理/CAFUC6.1盤旋中的作用力6.2飛機的載荷因數(shù)6.3盤旋性能6.4轉(zhuǎn)彎中的側(cè)滑與盤舵協(xié)調(diào)6.5盤旋的操縱原理6.6側(cè)滑對盤旋的影響6.7螺旋槳副作用對盤旋的影響6.8盤旋相關(guān)機動飛行簡介飛行原理/CAFUC6.2飛機的載荷因數(shù)第六章第頁*

載荷因數(shù)（簡稱過載）：即載荷（除飛機本身重量以外的其它作用力，包括發(fā)動機推力和氣動力）與飛機重力的比值。是指飛機升力與飛機重立軸方向的載荷因數(shù)力之比。載荷因數(shù)的定義第六章第頁*

飛機的結(jié)構(gòu)強度一般用飛機可以承受的最大載荷因數(shù)來加以限制。

限制載荷因數(shù)：飛機結(jié)構(gòu)必須能夠承受限制載荷因數(shù)而無有害的永久變形。

極限載荷因數(shù)：飛機結(jié)構(gòu)必須能夠承受極限載荷因數(shù)至少3秒而不被破壞，為前者的1.5倍。受力過大導致的機翼變形常用飛機類型的限制載荷因數(shù)第六章第頁*常用飛機類型的限制載荷因數(shù)類別Category限制載荷因數(shù)正過載負過載

CCAR23正常類3.81.5實用類4.41.8特技類6.03.0CCAR25運輸類2.51.0第六章第頁*由于平飛時升力等于重力，因此平飛時等于1。典型飛行狀態(tài)的過載平飛升力拉力重力阻力第六章第頁*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。第六章第頁*典型飛行狀態(tài)的過載下降由于下降時升力小于重力，因此下降時小于1。第六章第頁*由盤旋的運動方程可得盤旋的載荷因數(shù)為：典型飛行狀態(tài)的過載盤旋

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。第六章第頁*坡度與過載的關(guān)系坡度越大，過載越大。第六章第頁*本章主要內(nèi)容飛行原理/CAFUC6.1盤旋中的作用力6.2飛機的載荷因數(shù)6.3盤旋性能6.4轉(zhuǎn)彎中的側(cè)滑與盤舵協(xié)調(diào)6.5盤旋的操縱原理6.6側(cè)滑對盤旋的影響6.7螺旋槳副作用對盤旋的影響6.8盤旋相關(guān)機動飛行簡介飛行原理/CAFUC6.3盤旋性能第六章第頁*6.3.1盤旋速度、拉力、功率、半徑與時間為保持高度不變，由盤旋運動方程可得盤旋所需速度

結(jié)論：同樣迎角下，盤旋所需速度大于平飛所需速度，是的倍。第六章第頁*盤旋所需拉力為保持速度不變，由盤旋運動方程可得

結(jié)論：同樣迎角下，盤旋速度大，阻力大，拉力大，盤旋所需拉力是平飛所需拉力的倍。第六章第頁*盤旋所需功率根據(jù)功率的定義可得

結(jié)論：同樣迎角下，盤旋速度大，拉力大，盤旋所需功率是平飛所需功率的倍，比平飛所需功率大得多。第六章第頁*盤旋半徑結(jié)論：盤旋半徑與速度平飛成正比，與坡度正切成反比。由盤旋運動方程可得第六章第頁*盤旋時間結(jié)論：盤旋時間與速度成正比，與坡度正切成反比。盤旋一周的時間等于周長與速度之比，所以第六章第頁*盤旋的角速度

標準速率轉(zhuǎn)彎是以3

/秒的速率進行轉(zhuǎn)彎，盤旋一周所需的時間為2分鐘。盤旋中將轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀小飛機翼尖對準標準速率轉(zhuǎn)彎標記即可。結(jié)論：保持坡度，增大速度就減小了轉(zhuǎn)彎角速度。第六章第頁*速度恒定盤旋性能分析

速度恒定，坡度增加盤旋半徑更小，角速度更大。第六章第頁*坡度恒定盤旋性能分析

坡度恒定，速度減小盤旋半徑更小，角速度更大。第六章第頁*6.3.2盤旋拉力曲線

盤旋拉力曲線是由盤旋所需拉力曲線和可用拉力曲線組成的，由平飛所需拉力曲線和盤旋方程，即可得到不同坡度盤旋的所需拉力曲線。P(Kg)V(Km/h)P可用額定第六章第頁*同一速度盤旋，坡度增加，迎角增加，盤旋的所需拉力增大。同一迎角盤旋，坡度愈大，對應(yīng)的所需速度和所需拉力也愈大。同一坡度盤旋，迎角增大，所需拉力先減后增，最小阻力迎角處，所需拉力最小，但不同坡度的Vmd不同。坡度愈大，盤旋的可用速度范圍愈小。盤旋坡度越大，飛機的失速速度越大，最小阻力速度越大。盤旋拉力曲線分析第六章第頁*6.3.3極限盤旋性能飛機結(jié)構(gòu)強度限制失速邊界限制發(fā)動機功率限制。限制因素第六章第頁*本章主要內(nèi)容飛行原理/CAFUC6.1盤旋中的作用力6.2飛機的載荷因數(shù)6.3盤旋性能6.4轉(zhuǎn)彎中的側(cè)滑與盤舵協(xié)調(diào)6.5盤旋的操縱原理6.6側(cè)滑對盤旋的影響6.7螺旋槳副作用對盤旋的影響6.8盤旋相關(guān)機動飛行簡介飛行原理/CAFUC6.4轉(zhuǎn)彎中的側(cè)滑與盤舵協(xié)調(diào)第六章第頁*側(cè)滑角：相對氣流和飛機對稱面之間的夾角。β相對氣流方向側(cè)滑和側(cè)滑角第六章第頁*飛行軌跡偏離飛機的對稱面，從操縱上講主要是飛行員只壓盤或壓盤過多所引起，它形成內(nèi)側(cè)滑。飛機對稱面偏離飛行軌跡，從操縱上講主要是飛行員只蹬舵或舵量過大所造成的。它形成外側(cè)滑。內(nèi)側(cè)滑（Slip）外側(cè)滑（Skid）相對氣流相對氣流側(cè)滑產(chǎn)生的原因

盤旋中，盤的作用是使飛機帶坡度，舵的作用是使飛機不產(chǎn)生側(cè)滑。第六章第頁*側(cè)滑儀的顯示外側(cè)滑內(nèi)側(cè)滑盤舵協(xié)調(diào)第六章第頁*內(nèi)外側(cè)滑相關(guān)視頻第六章第頁*本章主要內(nèi)容飛行原理/CAFUC6.1盤旋中的作用力6.2飛機的載荷因數(shù)6.3盤旋性能6.4轉(zhuǎn)彎中的側(cè)滑與盤舵協(xié)調(diào)6.5盤旋的操縱原理6.6側(cè)滑對盤旋的影響6.7螺旋槳副作用對盤旋的影響6.8盤旋相關(guān)機動飛行簡介飛行原理/CAFUC6.5盤旋的操縱原理第六章第頁*6.5.1進入階段的操縱原理

加油門并適當頂桿，以增大飛行速度，當速度增大至規(guī)定值，手腳一致地向盤旋方向壓盤蹬舵。壓盤是為了使飛機帶坡度，以升力水平分力作為向心力，使飛機作曲線運動。蹬舵是為了使飛機繞立軸偏轉(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。飛機快到預(yù)定坡度時，應(yīng)及時提前回盤，使飛機穩(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。第六章第頁*

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入方向壓盤蹬舵，同時逐漸帶桿增大迎角以保持高度，達到預(yù)定坡度前，回盤回舵。進入階段操縱原理總結(jié)第六章第頁*6.5.2盤旋穩(wěn)定階段的操縱原理在穩(wěn)定階段，需要飛行員及時發(fā)現(xiàn)和修正各種偏差。

保持高度

在保持坡度的前提下，用桿保持高度。保持速度

在保持坡度與高度的前提下，正確地使用桿和油門保持速度。隨時消除側(cè)滑保持盤舵協(xié)調(diào)，不使飛機產(chǎn)生側(cè)滑。第六章第頁*盤旋中的盤舵量

盤量：盤旋中，兩翼相對氣流速度不同，外翼升力大于內(nèi)翼升力，需反方向壓盤修正。小坡度盤旋，盤一般在中立位置，大坡度盤旋，壓反盤的量增大，以保持坡度為準。內(nèi)側(cè)翼尖運動路徑外側(cè)翼尖運動路徑第六章第頁*

舵量：

盤旋時，飛機繞立軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生盤旋反方向的方向阻轉(zhuǎn)力矩；同時兩側(cè)機翼阻力差也產(chǎn)生盤旋方向的反偏轉(zhuǎn)力矩。需蹬舵修正。

盤旋中的盤舵量第六章第頁*15度坡度標準轉(zhuǎn)彎率正常盤旋儀表指示

以地平儀為中心，交叉掃視其他儀表。合理地進行注意力的分配第六章第頁*正確的坐姿第六章第頁*

用桿保持好坡度和高度，用舵保持飛機不帶側(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。保持階段操縱原理總結(jié)第六章第頁*6.5.3改出階段的操縱原理

向盤旋的反方向壓盤，減小飛機坡度，同時向盤旋的反方向蹬舵，逐漸制止飛機偏轉(zhuǎn)；飛機坡度減小，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。當飛機接近平飛狀態(tài)時，將盤和舵回到中立位置。第六章第頁*

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，飛機接近平飛狀態(tài)時，將盤和舵回到中立，保持平飛。改出階段操縱原理總結(jié)第六章第頁*6.5.4風對盤旋的影響

穩(wěn)定的風會使飛機隨風飄移，改變飛機的地面軌跡。第六章第頁*不同風向?qū)ΡP旋的地面軌跡的影響第六章第頁*風對盤旋坡度的影響有順風分量時，地速增加，盤旋半徑有增加趨勢，坡度應(yīng)該增加以保持半徑不變。順風分量最大時，盤旋坡度最大。逆風反之。第六章第頁*本章主要內(nèi)容飛行原理/CAFUC6.1盤旋中的作用力6.2飛機的載荷因數(shù)6.3盤旋性能6.4轉(zhuǎn)彎中的側(cè)滑與盤舵協(xié)調(diào)6.5盤旋的操縱原理6.6側(cè)滑對盤旋的影響6.7螺旋槳副作用對盤旋的影響6.8盤旋相關(guān)機動飛行簡介飛行原理/CAFUC協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎外側(cè)滑內(nèi)側(cè)滑6.6側(cè)滑對盤旋的影響第六章第頁*

外側(cè)滑側(cè)力向內(nèi)，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)滑導致的兩翼升力差促使飛機坡度增加。

內(nèi)側(cè)滑側(cè)力向外，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)滑導致的兩翼升力差促使飛機坡度減小。側(cè)滑對盤旋的影響第六章第頁*盤旋過程中的側(cè)滑指示外側(cè)滑內(nèi)側(cè)滑盤舵協(xié)調(diào)結(jié)論：應(yīng)在坡度正確的前提下修正側(cè)滑。左側(cè)滑蹬左舵，右側(cè)滑蹬右舵。第六章第頁*本章主要內(nèi)容飛行原理/CAFUC6.1盤旋中的作用力6.2飛機的載荷因數(shù)6.3盤旋性能6.4轉(zhuǎn)彎中的側(cè)滑與盤舵協(xié)調(diào)6.5盤旋的操縱原理6.6側(cè)滑對盤旋的影響6.7螺旋槳副作用對盤旋的影響6.8盤旋相關(guān)機動飛行簡介飛行原理/CAFUC6.7螺旋槳副作用對盤旋的影響第六章第頁*

螺旋槳副作用導致左右盤旋的盤舵量不同，盤旋坡度越大，盤舵量差異越明顯。以右轉(zhuǎn)槳為例：第六章第頁*

飛機旋轉(zhuǎn)角速度較小，進動作用不大，加油門引起的反作用力矩和滑流扭轉(zhuǎn)力矩較明顯，飛機有左滾和左偏趨勢。故進入右盤旋的盤舵量相對較大，進入左盤旋的盤舵量相對較小。進入階段第六章第頁*

飛機保持恒定的旋轉(zhuǎn)角速度，進動作用較明顯。右盤旋中，進動使機頭垂直下移，產(chǎn)生外側(cè)滑，導致坡度增大。因此，左右盤旋舵量不同。穩(wěn)定階段第六章第頁*

收油門使反作用力矩和滑流扭轉(zhuǎn)力矩減弱，飛機有右滾和右偏趨勢。因此，改出右盤旋，盤舵量稍大，而改出左盤旋，盤舵量稍小。改出階段第六章第頁*本章主要內(nèi)容飛行原理/CAFUC6.1盤旋中的作用力6.2飛機的載荷因數(shù)6.3盤旋性能6.4轉(zhuǎn)彎中的側(cè)滑與盤舵協(xié)調(diào)6.5盤旋的操縱原理6.6側(cè)滑對盤旋的影響6.7螺旋槳副作用對盤旋的影響6.8盤旋相關(guān)機動飛行簡介飛行原理/CAFUC6.8盤旋相關(guān)機動飛行簡介第六章第頁*為了提高飛行員的基本駕駛術(shù)，訓練飛行中還廣泛使用各種機動飛行。這些機動飛行基本上都與盤旋有關(guān)。第六章第頁*6.8.1S形轉(zhuǎn)彎第六章第頁*6.8.2懶八字（LazyEight）第六章第頁*懶八字（LazyEight）第六章第頁*6.8.3急上升轉(zhuǎn)彎（Chandelle）第六章第頁*6.8.4大坡度螺旋下降（SteepSpiral）第七章第頁*跑道編號：由跑道的磁航向確定跑道分類：基本跑道非精密進近跑道精密進近跑道7.1.1機場環(huán)境第七章第頁*跑道標識第七章第頁*跑道標識第七章第頁*精密進近跑道第七章第頁*精密進近跑道第七章第頁*非精密進近跑道第七章第頁*非精密進近跑道第七章第頁*九黃機場第七章第頁*AirportTerminal--Detroit第七章第頁*DetroitAirport第七章第頁*7.1.2起落航線

建立起落航線的目的是為了使進入和離開機場的飛行流量得到合理的控制。它廣泛的應(yīng)用在目視進近中。起落航線視頻第七章第頁*左起落航線第七章第頁*右起落航線第七章第頁*TB20標準起落航線第七章第頁*左轉(zhuǎn)起落航線四轉(zhuǎn)彎第七章第頁*空中交通管制由下列單位實施：塔臺空中交通管制室（簡稱塔臺管制室）空中交通服務(wù)報告室進近管制室（終端管制室）區(qū)域管制室（區(qū)域管制中心）民航地區(qū)管理局調(diào)度室（簡稱管理局調(diào)度室）民航總局空中交通管理局總調(diào)度室（簡稱總調(diào)度室）

7.1.3空中交通管制服務(wù)第七章第頁*7.1.4高度表撥正與過渡高度層我國從2002年開始所有民用機場已全部改用QNH設(shè)定進行起降?！?/p>

高度表基準面氣壓設(shè)定值不同，指示的高度不同標準海壓（QNE）修正海壓（QNH）場壓（QFE）標準海壓高修正海壓高場壓高第七章第頁*

飛機從跑道上開始滑跑，到抬前輪速度VR時抬輪離地，上升到距起飛表面50英尺高度，速度達到起飛安全速度V2的運動過程。起飛的定義第七章第頁*

發(fā)動機處于正常工作狀態(tài)；襟翼和配平設(shè)置于起飛位；高度表設(shè)定正確，變距桿和混合比桿最前位；得到塔臺許可后進入跑道。起飛準備第七章第頁*

飛機起飛過程分為起飛滑跑、抬前輪離地、初始上升三個階段。CessnaSkyhawk起飛視頻起飛過程第七章第頁*7.3.1正常起飛的操縱原理飛機的起飛是一個速度不斷增加的加速過程。起飛滑跑主要問題：如何使飛機盡快加速和保持好滑跑方向第七章第頁*PLDFNW飛機滑跑運動方程為氣動阻力總阻力摩擦阻力阻力速度VRVLOF飛機的加速力為拉力與飛機總阻力之差，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。起飛滑跑第七章第頁*前三點飛機停機角小，三點滑跑總阻力最小停機角第七章第頁*后三點飛機停機角較大停機角第七章第頁*起飛滑跑的操縱方法

飛機對正跑道后，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，盤舵量需適當減小。第七章第頁*

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)，待飛機自動離地。飛機離地后，機輪摩擦力消失，飛機有上仰趨勢，應(yīng)回桿保持姿態(tài)。抬前輪第七章第頁*抬前輪所獲得的姿態(tài)

飛機通過抬起前輪從而從三點滑跑轉(zhuǎn)為兩點滑跑。第七章第頁*抬前輪時機早晚的影響

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

如果抬前輪時機晚，飛機以大速度離地，起飛滑跑距離過長。第七章第頁*離地姿態(tài)的影響

前輪抬起低，兩點滑跑段增長，離地速度增大。前輪抬起高，導致飛機小速度離地，還可能造成機尾擦地。VMU視頻第七章第頁*

用桿保持規(guī)定的俯仰姿態(tài)上升，離地后，當確保飛機有正的上升率，收起落架，在50英尺處飛機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。初始上升第七章第頁*B747的初始上升第七章第頁*7.3.2起飛性能

起飛滑跑時，當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，機場高度和氣溫增加，將使離地真速增大。離地速度VLOF起飛性能主要包括離地速度、起飛滑跑距離和起飛距離。離地姿態(tài)增大、放襟翼起飛，都使離地速度減小。第七章第