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第一課 飛機(jī)的一般知識 飛機(jī)是目前最主要的飛行器,。它廣泛地用于軍事和國民經(jīng)濟(jì)兩方面,。本節(jié)簡要介紹飛機(jī)的主要組成部分及其功用,，操縱飛機(jī)的基本方法，以及機(jī)翼的形狀等問題,。 一,、 飛機(jī)的主要組成部分及其功用 自從世界上出現(xiàn)飛機(jī)以來，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)形式雖然在不斷改進(jìn),，飛機(jī)類型不斷增多,，但到目前為止，除了極少數(shù)特殊形式的飛機(jī)之外,，大多數(shù)飛機(jī)都是由下面五個主要部分組成,，即：機(jī)翼、機(jī)身,、尾翼,、起落裝置和動力裝置。它們各有其獨(dú)特的功用,。 （一）,、機(jī)翼 機(jī)翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機(jī)在空中飛行,；也起一定的穩(wěn)定和操縱作用,。在機(jī)翼上一般安裝有副翼和襟翼。操縱副翼可使飛機(jī)滾轉(zhuǎn),；放下襟翼能使機(jī)翼升力增大,。另外，機(jī)翼上還可安裝發(fā)動機(jī),、起落架和油箱等,。機(jī)翼有各種形狀，數(shù)目也有不同,。歷史上曾出現(xiàn)過雙翼機(jī),，甚至還出現(xiàn)過多翼機(jī)。但現(xiàn)代飛機(jī)一般都是單翼機(jī),。 （二）,、機(jī)身 機(jī)身的主要功用是裝載乘員、旅客,、武器,、貨物和各種設(shè)備；還可將飛機(jī)的其它部件如尾翼,、機(jī)翼及發(fā)動機(jī)等連接成一個整體,。 （三）、尾翼 尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼,。水平尾翼由固定的水平定面和可動的升降舵組成,。垂直尾翼則包括固定的垂直安定面和可動的方向舵,。尾翼的主要功用是用來操縱飛機(jī)俯仰和偏轉(zhuǎn)，并保證飛機(jī)能平穩(wěn)地飛行,。 （四）,、起落裝置 起落裝置是用來支持飛機(jī)并使它能在地面和水平面起落和停放。陸上飛機(jī)的起落裝置,，大都由減震支柱和機(jī)輪等組成,。它是用于起飛、著陸滑跑,，地面滑行和停放時支撐飛機(jī),。 （五）、動力裝置 動力裝置主要用來產(chǎn)生拉力或推力,，使飛機(jī)前進(jìn),。其次還可以為飛機(jī)上的用電設(shè)備提供電源，為空調(diào)設(shè)備等用氣設(shè)備提供氣源,。 現(xiàn)代飛機(jī)的動力裝置,，應(yīng)用較廣泛的有四種：一是航空活塞式發(fā)動機(jī)加螺旋槳推進(jìn)器；二是渦輪噴氣發(fā)動機(jī),；三是渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī),；四是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。隨著航空技術(shù)的發(fā)展,，火箭發(fā)動機(jī),、沖壓發(fā)動機(jī)、原子能航空發(fā)動機(jī)等,，也將會逐漸被采用,。動力裝置除發(fā)動機(jī)外，還包括一系列保證發(fā)動機(jī)正常工作的系統(tǒng),，如燃油供應(yīng)系統(tǒng)等,。 飛機(jī)除了上述五個主要部分之外，根據(jù)飛行操縱和執(zhí)行任務(wù)的需要,，還裝有各種儀表,、通訊設(shè)備、領(lǐng)航設(shè)備,、安全設(shè)備和其它設(shè)備等。 二,、 操縱飛機(jī)的基本方法 飛行員操縱駕駛盤（或駕駛桿）,、腳蹬板，使升降舵,、副翼和方向舵偏轉(zhuǎn),，能使飛機(jī)向各個方向轉(zhuǎn)動,。 例如后拉駕駛盤，升降舵上偏,，機(jī)頭上仰,；前推駕駛盤，則升降舵下偏,，機(jī)頭下俯,。向左壓駕駛盤，左邊副翼上偏,，右邊副翼下偏,，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；反之,，向右壓駕駛盤右副翼上偏,，左副翼下偏，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn),。向 前蹬左腳蹬板（即蹬左舵）,，方向舵左偏，機(jī)頭向偏轉(zhuǎn),；反之,，向前蹬右腳蹬板（即蹬右舵），方向舵右偏,，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn),。 三、 機(jī)翼的形狀 機(jī)翼的形狀主要是指機(jī)翼的平面形狀,、切面形狀,、扭轉(zhuǎn)角和左右半翼的傾斜度。而機(jī)翼的空氣動力性能,，主要取決于機(jī)翼的切面形狀和平面形狀,。因此，下面分別介紹機(jī)翼的切面形和平面形,。 （一）機(jī)翼的切面形（簡稱翼型） ?。ǘC(jī)翼的平面形 仰視在藍(lán)天飛行的飛機(jī)時，所看到的體現(xiàn)飛機(jī)特征的機(jī)翼樣子就叫機(jī)翼的平面形狀,。機(jī)翼的平面形狀是決定飛機(jī)性能的重要因素,。 早期的飛機(jī)，機(jī)翼平面形大都做成矩形,。矩形機(jī)翼制造簡單,，但阻力較大，因此一般用于舊式飛機(jī)和現(xiàn)代的小型飛機(jī),。為了適應(yīng)提高飛行速度的需要,，解決阻力與飛行速度之間的矛盾，后來又制造出了梯形翼和橢圓翼,。橢圓翼的阻力（誘導(dǎo)阻力）最小，但因制造復(fù)雜,，未被廣泛采用。梯形翼的阻力也較小,，制造也簡單,，因而是目前活塞式發(fā)動機(jī)飛機(jī)用的最多的一種機(jī)翼,。隨著噴氣式飛機(jī)的出現(xiàn)，飛行速度在接近或超過音速時,，要產(chǎn)生新的阻力（波阻）,，為減小波阻，提高飛行速度,，適應(yīng)高速飛行,，相繼出現(xiàn)了后掠翼、三角翼,、Ｓ形前緣翼,、雙三角翼,，變后掠翼等機(jī)翼,，并獲得廣泛應(yīng)用。 目前，高亞音速客機(jī)之所以廣泛采用后掠翼,，就是為了提高機(jī)翼的臨界Ｍ數(shù)，避免在重要飛行狀態(tài)下產(chǎn)生更大的波阻,，從而提高飛機(jī)的性能,。 各種不同平面形狀的機(jī)翼,，其升,、阻力之所以有差異,，與機(jī)翼平面形狀的各種參數(shù)有關(guān),。機(jī)翼平面形狀的參數(shù)有：展弦比、尖削比,、后掠角 第二課 飛機(jī)升力和阻力的產(chǎn)生 飛機(jī)在空氣中運(yùn)動或者空氣流過飛機(jī)時,，就會產(chǎn)生作用于飛機(jī)的空氣動力,，飛機(jī)各部分所受到的空氣動力的總和，叫總空氣動力,，通常用R表示,。一般情況,，這個力是向上并向后傾斜的，根據(jù)它所起的作用,，可將它分解為垂直于相對氣流方向和平等于相對氣流方向的兩個分力,。垂直方向的力叫升力,，用Y表示。升力通常是起支托飛機(jī)的作用,。平等方向阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力叫陰力，用X表示,。 飛機(jī)的升力絕大部份是機(jī)翼產(chǎn)生的,，尾翼通常產(chǎn)生負(fù)升力，飛機(jī)其它部份產(chǎn)生的升力很小,，一般都不考慮,。至于飛機(jī)的阻力,，只要是暴露在相對氣流中的任何部件,，都是要產(chǎn)生的。 一,、升力的產(chǎn)生 從流線譜可以看出：空氣流到機(jī)翼前緣,，分成上,、下兩股,，分別沿機(jī)翼上,、下表面流過,，而在機(jī)翼后緣重新匯合向后流去。在機(jī)翼上表面,，由于比較凸出,，流管變細(xì)，說明流速加快,，壓力降低,。在機(jī)翼下表面,，氣流受到阻擋作用,，流管變粗，流速減慢，壓力增大,。于是,，機(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差,，垂直于相對氣流方向的壓力差的總和,，就是機(jī)翼的升力。 機(jī)翼升力的著力點(diǎn),，即升力作用線和翼弦的交點(diǎn),，叫壓力中心,。 機(jī)翼各部位升力的大小是不同的，要想了解機(jī)翼各個部位升力的大小,，就需知道機(jī)翼表面壓力分布的情形。 機(jī)翼表面壓力的頒可通過實(shí)驗(yàn)來測定。凡是比大氣壓力低的叫吸力（負(fù)壓力）,，凡是比大氣壓力高的叫壓力（正壓力）,。機(jī)翼表面各點(diǎn)的吸力和正壓力都可用向量表示,。向量的長短表示吸力或正壓力的大小,。向量的方向同機(jī)翼表面垂直，箭頭方向朝外,，表示吸力,；箭頭指向機(jī)翼表面，表示正壓力。將各個向量的外端用平滑的曲線連接起來。壓力最低（即吸力最大）的一點(diǎn),，叫最低壓力點(diǎn)。在前緣附近，流速為零,，壓力最高的一點(diǎn)，叫駐點(diǎn),。 機(jī)翼壓力分布并不是一成不變的,。如果機(jī)翼在相對氣流中的關(guān)系位置改變了,，流線譜就會改變，機(jī)翼的壓力分布也就隨之而變,。 機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠上表面吸力的作用,，而不是主要靠下表面的壓力高于大氣壓的情況下，由上表面吸力所形成的升力,，一般占總升力的60%到80%左右,，而下表面的正壓力所形成的升力只不過占總升力的20%到40%左右。如果下表面的壓力低于大氣壓力產(chǎn)生向下的吸力,，則機(jī)翼總升力就等于上表面吸力減去下表面的吸力,。在此情況下，機(jī)翼升力就完全由上表面吸力所形成,。 二,、阻力的產(chǎn)生 阻力是與飛機(jī)運(yùn)動方向相反的空氣動力,，起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用,，按其產(chǎn)生的原因可分為摩擦，產(chǎn)生一個阻止飛機(jī)前進(jìn)的力,。這個力就是摩擦阻力,。 摩擦阻力是在“附面層”（或叫邊界層）內(nèi)產(chǎn)生的。所謂附面層,，就是指,，空氣流過飛機(jī)時，貼近飛機(jī)表面,、氣流速度由層外主流速度逐漸降低為零的那一層空氣流動層,。附面層是怎樣形成的呢,？原來是，當(dāng)有粘性的空氣流過飛機(jī)時,，緊貼飛機(jī)表面的一層空氣,，與飛機(jī)表面發(fā)生粘性摩擦，這一層空氣完全粘附在飛機(jī)表面上,，氣流速度降低為零,。緊靠這靜止空氣層的外面第二氣流層，因受這靜止空氣層粘性摩擦的作用,，氣流速度也要降低,，但這種作用要弱些，因此氣流速度不會降低為零,。再往外,，第三氣流層又要受第二氣流層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低,，但這種作用更弱些,，因此氣流速度降低就更少些。這樣,，沿垂直于飛機(jī)表面的方向,，從飛機(jī)表面向外，由于粘性摩擦作用的減弱,，氣流速度就一層一層的逐漸增大,，到附面層邊界，就和主流速度相等了,。這層氣流速度由零逐漸增大到主流速度的空氣層,，就是附面層。附面層內(nèi),，氣流速度之所以越貼近飛機(jī)表面越慢,，這必然是由于這些流動空氣受到了飛機(jī)表面給它的向前的作用力的作用的結(jié)果。根據(jù)作用和反作用定律,，這些被減慢的空氣,，也必然要給飛機(jī)表面一個向后的反作用力，這就是飛機(jī)表面的摩擦阻力,。 附面層按其性質(zhì)不同,，可分為層流附面層和紊流附面層。就機(jī)翼而言,，一般在最大厚度以前,，附面層的氣流各層不相混雜而分層的流動。這部份叫層流附面層。在這之后,，氣流流動轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無章,，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運(yùn)動。這部份叫率流附面層,。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)叫轉(zhuǎn)捩點(diǎn),。附面層內(nèi)的摩擦阻力與附面層的性質(zhì)有很大關(guān)系。實(shí)驗(yàn)表明,，紊流附面層的摩擦阻力要比層流附面層的摩擦阻力大得多,。因此，盡可能在機(jī)翼上保持層流附面層,，對于減小阻力是有利的,。所謂層流翼型，就是這樣設(shè)計的,。 總的說來,，摩擦阻力的大小，決定于空氣的粘性,，飛機(jī)的表面狀況,，以及同空氣相接觸的飛機(jī)的表面積?？諝庹承栽酱?，飛機(jī)表面越粗糙，飛機(jī)表面積越大,，摩擦阻力就越大,。 （二）壓差阻力 人在逆風(fēng)中行走，會感到阻力的作用,，這就是一種壓差阻力,。 空氣流過機(jī)翼時，在機(jī)翼前緣部分,，受機(jī)翼阻擋,，流速減慢，壓力增大,；在機(jī)翼后緣,，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓力減小,。這樣,，機(jī)翼前后便產(chǎn)生壓力差,，形成阻力,。這種由前后壓力差形成的阻力叫壓差阻力。機(jī)身、尾翼等飛機(jī)的其它部件都會產(chǎn)生壓差阻力,。 為什么在機(jī)翼后緣會出現(xiàn)氣流分離呢,？其根本原因是空氣有粘性，空氣流過機(jī)翼的過程中,，在機(jī)翼表面產(chǎn)生了附面層,。附面層中氣流速度不僅要受到粘性摩擦的阻滯作用，而且還要受到附面層外主流中壓力的影響,。附面層中,，沿垂直于機(jī)翼表面方向的壓力變化很小，可認(rèn)為是相等的,，且等于層外主流的壓力,。在最低壓力點(diǎn)之前，附面層外主流是從高壓區(qū)流向低壓區(qū),，沿途壓力逐漸降低,，即形成順壓，氣流速度是不斷增大的,。附面層內(nèi)的氣流雖受粘性摩擦的阻滯作用,，使之沿途不斷減速，但在順氣壓的推動下,，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去,，但在順氣壓的推動下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去,，但速度增加不多,。在最低壓力點(diǎn)（E）之后情況就不一樣了。主流是從低壓區(qū)流向高壓區(qū),，沿途壓力越來越大,，即形成反壓，主流速度是不斷減小的,。附面層內(nèi)的氣流除了要克服粘性摩擦的陰滯作用外,，還要克服反壓的作用，因此氣流速度迅速減小,，到達(dá)某一位置,，附面層底層空氣就會完全停止下來，速度降低為零,，空氣再不能向后流動,。在S點(diǎn)之后，附面層底層空氣在反壓作用下開始向前倒流,。于是附面層中逆流而上的空氣與順流而下的空氣相頂碰,，就使附面層氣流脫離機(jī)翼表面,，而卷進(jìn)主流。這時,，就形成大量逆流和旋渦而形成氣流分離現(xiàn)象,。這些旋渦一方面在相對氣流中吹離機(jī)翼，一方面又連續(xù)不斷地在機(jī)翼表面產(chǎn)生,，如此周而復(fù)始地變化著,，這樣就在分離點(diǎn)之后形成了渦流區(qū)。附面層發(fā)生分離之點(diǎn)（S點(diǎn)）,，叫做分離點(diǎn),。 這種旋渦運(yùn)動的周期性，是引起飛機(jī)機(jī)翼,、尾翼和其它部分生產(chǎn)振動的重要原因之一,。 為什么機(jī)翼后緣渦流區(qū)中壓力會有所減小呢？道德我們要明確,，這里指的渦流區(qū)壓力的大小,，是和機(jī)翼前部的氣流相比而言的。如果空氣流過機(jī)翼上下表面不產(chǎn)生氣流分離,，則在機(jī)翼后部,，上下表面氣流重新匯合，流速和壓力都會恢復(fù)到與機(jī)翼前部相等,。這樣,，機(jī)翼前、后不會出現(xiàn)壓力差而形成壓差阻力,。然而事實(shí)不是這樣,，當(dāng)空氣流到機(jī)翼后部會產(chǎn)生氣流分離而形成渦流區(qū)。渦流區(qū)中,，由于產(chǎn)生了旋渦,，空氣迅速轉(zhuǎn)動，一部分動能因摩擦而損耗,，即使流速可以恢復(fù)到與機(jī)翼前部的流速相等,，而壓力卻恢復(fù)不到原來的大小，比機(jī)翼前部的壓力要小,。例如汽車開過,，在車身后的灰塵之所以被吸起，就是由于車身后面渦流區(qū)內(nèi)的空氣壓力小的緣故,。 根據(jù)實(shí)驗(yàn)的結(jié)果,，渦流區(qū)的壓力與分離點(diǎn)處氣流的壓力，其大小相差不多,。這就是說：分離點(diǎn)靠機(jī)翼后緣,，渦流區(qū)的壓力比較大,；分離點(diǎn)離開機(jī)翼后緣越遠(yuǎn)，渦流區(qū)的壓力就越小,。可見,，分離點(diǎn)在機(jī)翼表面的前后位置,，可以表明壓差阻力的大小。 總的說來,，壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積,、形狀和物體在氣流中的相對位置有很大關(guān)系。迎風(fēng)面積越大,，壓差阻力越大,。象水滴那樣的，前端園鈍,，后面尖細(xì)的流線形物體,，壓差阻力最小。物體相對于氣流的角度越大,，壓差阻力越大,。 由上面的分析可知，摩擦阻力和壓差阻力都是由于空氣的粘性面引起產(chǎn)生的阻力,，如果空氣沒粘性,，那么上面兩種阻力都將不會存在。 （三）誘導(dǎo)阻力 機(jī)翼上除了產(chǎn)生摩擦阻力和壓差阻力以外,，由于升力的產(chǎn)生,，還要產(chǎn)生一種附加的阻力。這種由于產(chǎn)生升力而誘導(dǎo)出來的附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力,?？梢哉f，誘導(dǎo)阻力是為產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”,。 誘導(dǎo)阻力是怎樣產(chǎn)生的呢,？ 當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力時，機(jī)翼下表面的壓力比上表面的大,，而機(jī)翼翼展長度又是有限的,，所以下翼面的高壓氣流會繞過兩端翼尖，力圖向上翼面的低壓區(qū)流去,。當(dāng)氣流繞過翼尖時,，在翼尖部份形成旋渦，這種旋渦的不斷產(chǎn)生而又不斷地向后流去即形成了所謂翼尖渦流,。 翼尖渦流使流過機(jī)翼的空氣產(chǎn)生下洗速度,，而向下傾斜形成下洗流,。氣流方向向下傾斜的角度，叫下洗角,。 由翼尖渦流產(chǎn)生的下洗速度,，在兩翼尖處最大，向中心逐漸減少,，在中心處最小,。這是因?yàn)榭諝庥姓承裕砑庑郎u會帶動它周圍的空氣一起旋轉(zhuǎn),，越靠內(nèi)圈,，旋轉(zhuǎn)越快，越靠外圈,，旋轉(zhuǎn)越慢,。因此離翼尖越遠(yuǎn)，氣流下洗速度越小,。 在是常生活中,，也可觀察到翼尖渦流的現(xiàn)象。例如大雁南飛,，常排成人字或斜一字形,，領(lǐng)隊(duì)的大雁排在中間，而幼弱的小雁常排在外側(cè),。這樣使得后雁處于前雁翅梢處所產(chǎn)生的翼尖渦流之中,。翼尖渦流中氣流的放置是有規(guī)律的，靠翼尖內(nèi)側(cè)面,，氣流向下,，靠翼尖外側(cè)，氣流是向上的即上升氣流,。這樣后雁就處在前雁翼尖渦流的上升氣流之中,，有利于長途飛行。 從實(shí)驗(yàn)也可看出翼尖渦流的存在,。當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生正升力時,，由于機(jī)翼下表面的壓力比上表面的大，故空氣從下翼面繞過翼尖翻到上翼面去世,。因而處在兩翼尖處的兩個葉輪都放置起來,，在左翼尖的向右放置（從機(jī)尾向機(jī)頭看），在右翼尖的向左放置,。升力增大,，上下翼表面壓力差增大，葉輪放置得更快,。升力為零,，上下翼面無壓力差,，葉輪不轉(zhuǎn)動。若機(jī)翼產(chǎn)生負(fù)升力,，則上民辦面的壓力比下翼面大,，故兩葉輪就會反轉(zhuǎn)。 飛行中,，有時從飛機(jī)翼尖的凝結(jié)云也可看到翼尖渦流,。因?yàn)橐砑鉁u流的范圍內(nèi)壓力很低，如果空氣中所含水蒸汽黑龍江省膨脹冷卻而凝結(jié)成水珠,，便會看到由翼尖向后的兩道白霧狀的渦流索,。 升力是和相對氣流方向垂直的,。既然流過機(jī)翼的空氣因受機(jī)翼的作用而向下華僑,，則機(jī)翼的升力也應(yīng)隨之向后華僑。實(shí)際升力是和洗流方向垂直的,。把實(shí)際升力分解成垂直于飛行速度方向和平等于飛行速度方向的兩個分力,。垂直于飛行速度方向的分力，仍起著升力的作用,，這就是我們經(jīng)常使用的升力,。平等于飛行速度方向的分力，則起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用,，成為一部份附加阻力,。而這一部分附加阻力，是同升力的存在分不開的,，因此這一部分附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力,。 實(shí)踐表明，誘導(dǎo)阻力的大小與機(jī)翼的升力和展弦比有很大關(guān)系,。升力越大,，誘導(dǎo)阻力越大。展弦比越大,，誘導(dǎo)阻力越小,。 （四）干擾阻力 實(shí)踐表明，飛機(jī)的各個部件,，如機(jī)翼,、機(jī)身、尾翼等,，單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和總是小于把它們組成一個整體時所產(chǎn)生的阻力,。 所謂干擾阻力，就是飛機(jī)各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力,。 現(xiàn)我們以機(jī)翼和機(jī)身為例,，看干擾阻力是怎樣產(chǎn)生的,。 氣流流過機(jī)翼和機(jī)身的連接處，在機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合的中部,，由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向外凸出,，流管收縮，流速迅速加快,，壓力很快降低,。而在后部由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴(kuò)張,，流速減慢,，壓力很快增高。這種壓力的變化,，就促使氣流的分離點(diǎn)前移,，并使機(jī)身和機(jī)翼結(jié)合處后部渦流區(qū)擴(kuò)大,，從而產(chǎn)生了一種額外的阻力,。這一阻力是因氣流的干擾而產(chǎn)生的,，因此叫干擾阻力,。 不但機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合處會產(chǎn)生干擾阻力,，而且在機(jī)身和尾翼,，機(jī)翼和發(fā)動機(jī)知艙,，機(jī)翼和副油箱等結(jié)合處,，都可能產(chǎn)生,。 為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計飛機(jī)時要考慮飛機(jī)各部分的相對位置外,，在機(jī)翼與機(jī)身,、機(jī)身與尾翼等結(jié)合部，可安裝整流包皮,。這樣可使連接處較為圓滑,，流管不致過分?jǐn)U張，而產(chǎn)生氣流分離,。 以上我們把低速飛機(jī)所產(chǎn)生的四種阻力-摩擦阻力,、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力,，分別作了介紹,。這只是對低速飛機(jī)而言訴，至于高速飛機(jī),，除了也有這些阻力外,，還將會產(chǎn)生波陰。 第三課 飛機(jī)的空氣動力性能 飛機(jī)的空氣動力性能 飛機(jī)的空氣動力性能是決定飛機(jī)飛行性能的一個重要因素。飛行員既要熟悉飛機(jī)空氣動力的產(chǎn)生和變化,，同時也要清楚飛機(jī)空氣動力性能的基本數(shù)據(jù),。這對于更好地認(rèn)識飛機(jī)的飛行性能，正確處理飛行中遇到的有關(guān)問題,，非常重要,。 所謂飛機(jī)的空氣動力性能，其中包括飛機(jī)的最大升力系數(shù),、最小阻力系數(shù)和最大升阻比等,。 應(yīng)該注意：升力系數(shù)或阻力系數(shù)僅僅是影響升力或阻力的因素之一，系數(shù)本身并不就是升力或阻力,。確定升,、阻力的大小，不僅要看升力系數(shù),、阻力系數(shù)的大小,，而且還要看影響升、阻力大小的其它因素,，空氣密度,、飛行速度和機(jī)翼面積是否變化和如何變化,。因此,，不能把升力系數(shù)同升力、阻力力系數(shù)同阻力混為一談,。我們在分析迎角對升力或阻力的影響時,，之所以常用升力系數(shù)或阻力系數(shù)來表達(dá)這種影響，而不直接用升力或阻力來表達(dá),，其優(yōu)點(diǎn)是可以撇開空氣密度,。飛行速度和翼面積對升、阻力的影響,。這樣就突出了迎角對升,、阻力的影響，對分析問題和計算都帶來很大方便,。 一,、飛機(jī)的升阻比 衡量一架飛機(jī)的空氣動力性能，不能單從升力,，或單從阻力一個方面來看,，必須把兩者結(jié)合起來，分析升力和阻力之間的對比關(guān)系,。 所謂升阻比,，就是在同一迎角下升力與阻力之比。升阻比也就是同一迎角下升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小主要隨迎角而變,，所以升阻比的大小也主要隨迎角而變,。也就是說，升阻比與空氣密度,、飛行速度,、機(jī)翼面積的磊小無關(guān),。因?yàn)檫@些因素變了，升力和阻力都按同一比例隨之改變,，而不影響兩者的比值,。 升阻比大，說明在取得同一升力的情況下,，阻力比較小,。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動力性能越好,，對飛行越有利,。 二、飛機(jī)的空氣動力性能曲線 （一）升力系數(shù) 升力系數(shù)為零,，這個迎角叫無升力迎角,。翼型不同，無升力迎角的大小也不同,。對稱翼型的無升力迎角為零度,，非對稱翼型的無升力迎角一般為負(fù)值,。從無升力迎角開始，迎角增加,，升力系數(shù)增加，直到最大升力系數(shù),。最大升力系數(shù)所對應(yīng)的迎角,，叫臨界迎角,。超過臨界迎角，迎角再增加,，升力系數(shù)將急劇降低,。迎角從無升力迎角減小，升力系數(shù)將變?yōu)樨?fù)值,，也就是升力變成負(fù)升力了,。 （二）阻力系數(shù) 小迎角范圍內(nèi)時，迎角增加,，阻力系數(shù)增加緩慢,；迎角比較大時，迎角增加,，阻力系數(shù)增加較快,；接近或超過臨界迎角時，迎角增加,，阻力系數(shù)急劇增加,。應(yīng)當(dāng)注意，阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不會為零,，也就是說飛機(jī)上的阻力是始終存在的,。 （三）升阻比 升阻比有一個最大值，叫最大升阻比,。最大升阻比所對應(yīng)的迎角叫有利迎角,。從無升力迎角開始，迎角增加,，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)多,，所以升阻比是增大的,，到有利迎角,，升阻比達(dá)到最大值。超過有利迎角,，再增大迎角,，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)少，所以升阻比減小,。飛機(jī)在有利迎角下飛行是有利的,，所以一般飛機(jī)飛行的迎角都不大。 （四）空氣動力系數(shù) 前面我們講了,，在每一個迎角下,，都有一個升力系數(shù)和阻力系數(shù)。所謂飛機(jī)的空氣動力系數(shù)曲線,，就是把飛機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角而變化的關(guān)系,，綜合地用一條曲線畫出來，這條曲線就是飛機(jī)的空氣動力系數(shù)曲線，簡稱飛機(jī)極線,。飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動力性能,，在空氣動力計算中很有用處。 從飛機(jī)極線上還可得出各迎角下的升阻比,，以及最大升阻比和有利迎角,。各迎角下的升阻比，可以由飛機(jī)極線上查出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)計算出來,。也榀以從飛機(jī)極線上量得的性質(zhì)角計算出來,。所謂性質(zhì)角，就是飛機(jī)的總空氣動力與飛機(jī)升力之間的夾角,。性質(zhì)角的大小,，表明總空氣動力（沿相對氣流方向）向后傾斜的程度。性質(zhì)角小,，說明總空氣動力向后傾斜得少,，阻力小?？梢?，性質(zhì)角的大小，表明了升阻比的大小,。 迎角由無升力迎角逐漸增大時,，性質(zhì)角減小，升阻比增大,。性質(zhì)角最小時所對應(yīng)的迎角為有利迎角,，此時升阻比最大。 例如飛機(jī)放起落架后,，同一迎角下的阻力系數(shù)增大,，而升力系數(shù)變化不大，因而性質(zhì)角變大,，升阻比減小,，曲線向右平稱。顯然有利迎角也變大了,。 又如,，螺旋槳飛機(jī)，在同樣的飛行速度下,，由于螺旋槳的吹風(fēng)（稱為滑流）,，使受影響的機(jī)翼部分，實(shí)際相對氣流速度增大,，因而飛機(jī)的升力和阻力都要增大,。但因受吹風(fēng)影響的機(jī)翼部分一般都位于機(jī)翼中段,，盡管升力因上下壓力差增大而增大，而由翼尖渦流引起的誘導(dǎo)阻力卻增加不多,，所以阻力增加較少,，其結(jié)果升阻比是增大的。發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)不同,，螺旋槳吹風(fēng)對空氣動力性能影響程度也不同,。 第四課 影響飛機(jī)升力和阻力的因素 升力和阻力是在飛機(jī)與空氣之間的相對運(yùn)動（相對氣流）中產(chǎn)生的。影響升力和阻力的基本因素有：機(jī)翼在氣流臺的相對位置（迎角）,、氣流的速度和空氣密度（空氣的動壓以及飛機(jī)本身的特點(diǎn)（飛機(jī)表面質(zhì)量,、機(jī)翼形狀機(jī)翼面積、是否使用襟翼和前緣縫翼是否張開等）,。 這些因素中,，經(jīng)常變化的有迎角、飛行速度和空氣密度,。飛行員主要是通過改變迎角和飛行速度來改變升力和阻力的,。因此，本節(jié)主要分析迎角和飛行速度對升力,、阻力的影響,。至于由于使用襟翼和前緣縫翼等所引起的升力、阻力的變化,，留在第五節(jié)再作分析,。為便于分析問題，在分析一個因素時,，假定其它因素不變,。 一、迎角對升力和阻力的影響 （一）迎角 相對氣流方向（飛機(jī)運(yùn)動方向）與翼弦所夾的角度,，叫迎角,。相對氣流方向指向機(jī)翼下表面，為正迎角,；相對氣流方向指向機(jī)翼上表面,，為負(fù)迎角。飛行中,，飛行員可通過前后移動駕駛盤來改變迎角的大小或者正負(fù)。飛行中經(jīng)常使用的是正迎角,。 飛行狀態(tài)不同,，迎角的正、負(fù),、大,、小一般也不同,。在水平飛行中，飛行員可根據(jù)機(jī)頭的高低來判斷迎角的大小,，機(jī)頭高,，迎角大。機(jī)頭低,，迎角小,。其它飛行狀態(tài)，單憑機(jī)頭的高低就很難判斷迎角的大小和正負(fù),，只有根據(jù)迎角本身的含義去判斷,。例如，飛機(jī)俯沖中,。機(jī)頭雖然很低,，但迎角并不為負(fù)的，氣流仍從下表面吹向機(jī)翼,，因此迎角是正的,。又如在上升中，機(jī)頭雖然比較高,，但迎角卻不一定很大,，在改出上升時，若推桿過猛,，也可能會出現(xiàn)負(fù)迎角,。 （二）迎角對升力的影響 在飛行速度等其它條件相同的情況下，得到最大升力的迎角,，叫做臨界迎角,。在小于臨界迎角的范圍內(nèi)增大迎角，升力增大,；超過臨界邊角后,，再增大迎角，升力反而減小,。 這是因?yàn)?，迎角增大時，一方面在機(jī)翼上表面前部,，流線更為彎曲,，流管變細(xì)，流速加快,，壓力降低,，吸力增大。與此同時,，在機(jī)翼下表面,，氣流受到阻擋,，流管變粗，流速減慢,，壓力增大,，要使升力增大。但是,，另一方面迎角增大時,，由于機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)的壓力降低。因此,，后緣部分的壓力比最低壓力點(diǎn)的壓力大得更多,，于是在上表面后部的附面層中，空氣向前倒流的趨勢增強(qiáng),，氣流分離點(diǎn)向前移動,，渦流區(qū)擴(kuò)大，就會破壞空氣的平順流動,，從而使升力降低,。在中、小迎角,，增大迎角時,，分離點(diǎn)前移緩慢，渦流區(qū)只占機(jī)翼后部的不大的一段范圍,，這對機(jī)翼表面空氣的平順流動影響不大,，前一方面起著主要作用，因此,，在小于臨界迎角的范圍內(nèi),，迎角增大，升力是增大的,。到臨界迎角,，升力達(dá)到最大。 超過臨界迎角后,，迎角再增大,，則分離點(diǎn)迅速前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大,，嚴(yán)重破壞空氣的平順流動,，機(jī)翼上表面前段，流管變粗,，流速減慢,，吸力降低。從分離點(diǎn)到機(jī)翼后緣的渦流區(qū)內(nèi),，壓力大致相同,，比大氣壓力稍小。在靠近后緣的一段范圍內(nèi),，吸力雖稍有增加,，但很有限，補(bǔ)償不了前段吸力的降低,。所以,，超過臨界迎角以后，迎角再增大,，升力反而減小,。 改變迎角，不僅升力大小要發(fā)生變化,，而且壓力中心也要發(fā)生前后移動,。迎角由小逐漸增大時，由于機(jī)翼上表面前段吸力增大,，壓力中心前移,。超過臨界迎角以后，機(jī)翼前段和中段吸力減小,，而機(jī)翼后段吸力稍有增加,，所以壓力中心后移。 （三）迎角改變對機(jī)翼阻力的影響 在低速飛行時,，機(jī)翼的阻力有：摩擦阻力,、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。 實(shí)驗(yàn)表明,，迎角增大,，摩擦阻力一般變化不大。 迎角增大,，分離點(diǎn)前移,，機(jī)翼后部的渦流區(qū)擴(kuò)大，壓力減小,，機(jī)翼前后的壓力差增加,，故壓差阻力增加。迎角增大到超過臨界迎角以后,，由于分離點(diǎn)迅速前移,，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，因此壓差阻力急劇增加,。 小于臨界迎角,，迎角增大時，由于機(jī)翼上,、下表面的壓力差增大,，使翼尖渦流的作用更強(qiáng),，下洗角增大，導(dǎo)致實(shí)際升力更向后傾斜,，故誘導(dǎo)阻力增大,。超過臨界迎角，迎角增大,，由于升力降低,，故誘導(dǎo)阻力隨之減小。 綜上所述,，在小迎角的情況下增加迎角時,，由于升力的增加和渦流區(qū)的擴(kuò)大都很慢，故壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增加都很少,，這時機(jī)翼的阻力主要是摩擦阻力,，因此整個機(jī)翼阻力增加不多。當(dāng)迎角逐漸變大以后,，再增大迎角時,，由于機(jī)翼升力的增加和渦流區(qū)的擴(kuò)大都加快，故壓差阻力和誘導(dǎo)阻力的增加也隨之加快,。特別是誘導(dǎo)阻力,，在大迎角時，隨著迎角的增大而增加更快,。因此,，整個機(jī)翼的阻力隨著迎角的增大而增加較快。這時,，誘導(dǎo)阻力是機(jī)翼阻力的主要部份,。超過臨界迎角以后，雖然誘導(dǎo)阻力要隨著升力的降低而減小,，但由于壓差阻力的急劇增加,，結(jié)果使整個機(jī)翼阻力增加更快。 簡單說：迎角增大,，阻力增大,；迎角越大，阻力增加越多,；超過臨界迎角,，阻力急劇增大。 二,、飛行速度和空氣密度對升,、阻力的影響 （一）飛行速度 飛行速度越大，空氣動力（升力、阻力）越大,。實(shí)驗(yàn)證明：速度增大到原來的兩倍,，升力和阻力增大到原來的四倍；速度增大到原來的三倍,，升力和阻力增大到原來的九倍,。即升力,、阻力與飛行速度的平方成正比例,。 飛行速度增大，為什么升,、陰力會隨之增大呢,？因?yàn)樵谕挥窍拢瑱C(jī)翼流線譜,，即機(jī)翼周圍的流管形狀基本上是不隨飛行速度而變的,。飛行速度愈大，機(jī)翼上表面的氣流速度將增大得愈多,，壓力降低愈多,。與此同時，機(jī)翼下表面的氣流速度減小得愈多,，壓力也增大愈多,。于是，機(jī)翼上,、下表面的壓力差愈加相應(yīng)增大,，升力和阻力也更加相應(yīng)增大。 （二）空氣密度 空氣密度大,，空氣動力大,，升力和阻力自然也大。這是因?yàn)?，空氣密度增大,，則當(dāng)空氣流過機(jī)翼，速度發(fā)生變化時,，動壓變化也大,，作用在機(jī)翼上表面的吸力和下表面的正壓力也都增大。所以,，機(jī)翼的升力和阻力隨空氣密度的增大而增大,。 實(shí)驗(yàn)證實(shí)，空氣密度增大為原來的兩倍,，升力和阻力也增大為原來的兩倍,。即升力和阻力與空氣密度成正比例。顯然，由于高度升高,，空氣密度減小,，升力和阻力也就會減小。 三,、機(jī)翼面積,，形狀和表面質(zhì)量對升、阻力的影響 （一）機(jī)翼面積 機(jī)翼面積大,，升力大,，阻力也大。升力和阻力都與機(jī)翼面積的大小成正比例,。 （二）機(jī)翼形狀 機(jī)翼形狀對升,、阻力有很大影響。 就機(jī)翼切面形狀來說,，相對厚度大,，機(jī)翼的升力和阻力也大。這是因?yàn)?，相對厚度大,，機(jī)翼上表面的彎曲程度也大，一方面使空氣流過機(jī)翼上表面流速增快得多,，壓力也降低得多,，升力大。另一方面最低壓力點(diǎn)的壓力小,，分離點(diǎn)靠前,，渦流區(qū)變大，壓差阻力大,。實(shí)驗(yàn)表明,，相對厚度在5%-12%的翼型，其升力比較大,，相對厚度若超過14%,，不僅阻力過大，而且升力會因上表面渦流區(qū)的擴(kuò)大而減小,。 最大厚度位置,，對升阻力也有影響。最大厚度位置靠前,，機(jī)翼前緣勢必彎曲得更厲害些,，導(dǎo)致流管在前緣變細(xì)，流速加快,，吸力增大,，升力較大,。但因后緣渦流區(qū)大，阻力也較大,。最大厚度位置靠近翼弦中央,，升力較小，但其阻力也較小,。因?yàn)?，最大厚度位置靠后，最低壓力點(diǎn),，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)均向后移,，層流附面層加長，紊流附面層減短,，使摩擦阻力減小,，所以阻力較小。 在相對厚度相同情況下,，中弧曲度大，表明上表面彎曲比較厲害,，流速大,，壓力低，所以升力比較大,。平凸型機(jī)翼比雙凸型機(jī)翼的升力大,，對稱型機(jī)翼升力最小。中弧曲度大,，渦流區(qū)大,，故阻力也大。 機(jī)翼平面形狀對升,、陰力也有影響,。實(shí)驗(yàn)表明，橢園形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小,，而矩形機(jī)翼和菱形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最大,。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小,。 放下襟翼和前緣縫翼張開,，會改變機(jī)翼的切面形狀，從而會改變機(jī)翼的升力和阻力,。又如機(jī)翼結(jié)冰,，會破壞機(jī)翼流線形外形，從而使升力降低,，阻力增大,。 （三）飛機(jī)表面質(zhì)量 飛機(jī)表面光滑與否對摩擦阻力影響很大。飛機(jī)表面越粗糙，附面層越厚,，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)越靠前,，層流段縮短，紊流段增長,，粘性摩擦加劇,，摩擦阻力越大。因此保持好飛機(jī)表面光滑,，就能減小飛機(jī)阻力,。 飛機(jī)的阻力對于提高飛機(jī)的飛行性能是不利的。因此,，在飛機(jī)的設(shè)計制造和使用維護(hù)中,，應(yīng)想方設(shè)法減小飛機(jī)的阻力。下面從阻力產(chǎn)生的不同原因,，談?wù)劀p小飛機(jī)阻力可采取的一些措施,。 要減小摩擦阻力，設(shè)計時應(yīng)盡可能縮小飛機(jī)與空氣相接觸的表面積,。制造過程中應(yīng)將飛機(jī)表面做得很光滑,，有的高速飛機(jī)甚至將表面打磨光。維護(hù)使用中,，保持好飛機(jī)表面光潔,。如上飛機(jī)，要求穿軟底鞋,，鋪好腳踏布等,。飛機(jī)要定期清洗。停放時加蓋蒙布,，以防風(fēng)沙雨雪侵蝕,。 要減小壓差阻力，應(yīng)盡可能將暴露在空氣中的各個部件或另件做成流線形的外形,，并減小迎風(fēng)面積,。對不能收起的起落架和活塞式發(fā)動機(jī)都應(yīng)加整流罩。維護(hù)使用中,，要保持好飛機(jī)的外形,，不要碰傷飛機(jī)表面，各種艙的口蓋應(yīng)蓋好,，同時保持好飛機(jī)的密封性,。 要減小誘導(dǎo)阻力，低速飛機(jī)可增大展弦比和采用梯形翼,。高速飛機(jī)可在翼尖懸掛副油箱或安裝翼尖翼刀等,。 要減小干擾阻力,，設(shè)計時要妥善安排飛機(jī)各部件的相對位置，同時在各部件連接處安裝整流包皮,。 采取上面一些措施,，對減小飛機(jī)的阻力，提高飛機(jī)的飛行性能是有利的,。但這只是問題的一個方面,。在某些情況下，阻力對飛機(jī)的飛行不但無害而且還是必須的,。如空戰(zhàn)中,，為了提高飛機(jī)的機(jī)動性，有時必須打開減速板,，增大飛機(jī)阻力,，使速度很快降低，以便繞到敵機(jī)后面的有利位置進(jìn)行攻擊,。又如,，飛機(jī)著陸時，為增大飛機(jī)阻力,，使飛機(jī)減速快,，從而縮短著陸滑跑距離，機(jī)輪使用剎車,；高速飛機(jī)還可打減速板和減速傘使飛機(jī)減速。有的飛機(jī)可使螺旋槳產(chǎn)生負(fù)拉力,，噴氣發(fā)動機(jī)產(chǎn)生反推力來增大飛機(jī)的阻力,，達(dá)到減速的目的。 第五課 主要航空術(shù)語淺釋 氣動布局 飛機(jī)外形構(gòu)造和大部件的布局與飛機(jī)的動態(tài)特性及所受到的空氣動力密切相關(guān),。關(guān)系到飛機(jī)的飛行特征及性能,。故將飛機(jī)外部總體形態(tài)布局與位置安排稱作氣動布局。其中,，最常采用的機(jī)翼在前,，尾翼在后的氣動布局又叫做常規(guī)氣動布局。 無尾飛機(jī) 不配置水平尾翼（或鴨式前翼）的飛機(jī),。它利用機(jī)翼后緣裝有的“升降副翼”活動面來替代傳統(tǒng)的水平尾翼（含升降舵）,，獲得俯仰穩(wěn)定性和俯仰操縱（升降運(yùn)動）力矩。 變后掠翼 后掠角在飛行中可視需要隨時改變的活動機(jī)翼,。它的問世,，能較好地解決飛機(jī)高速與低速性能之間的一系列矛盾。采用小后掠角能使飛機(jī)具備較高的低速巡航效率和較大的起飛著陸升力,。當(dāng)超音速飛行時采用大后掠角,，有利于減少飛行阻力,，或者減少低空高速飛行中的顛簸，后者對戰(zhàn)斗轟炸機(jī)來講尤為重要,。 旋翼機(jī) 由旋翼（旋轉(zhuǎn)槳葉）產(chǎn)生升力的飛行器有直升機(jī)與旋翼機(jī)兩大類,，前者的旋翼有發(fā)動機(jī)驅(qū)動；而后者的發(fā)動機(jī)只提供拉力,，旋翼則靠迎面氣流的沖擊而自轉(zhuǎn),，從而獲得升力。 近耦合鴨式飛機(jī) 無水平尾翼,，但在機(jī)翼的前方另設(shè)置一對水平小翼面的飛機(jī)叫鴨式飛機(jī),，如小翼（又叫前翼或鴨翼）與機(jī)翼極其靠近，那么可稱近耦合鴨式飛機(jī),。前置小翼起俯仰操縱與平衡作用（相當(dāng)于水平尾翼之功能）,，并可產(chǎn)生脫體渦使機(jī)翼升力增加。是現(xiàn)代先進(jìn)軍用機(jī)常見形式,。 電傳操縱 指把飛機(jī)駕駛員的操縱指令從傳統(tǒng)的機(jī)械傳輸變?yōu)殡娦盘杺鬏敺绞降男滦筒倏v系統(tǒng),，可大大減輕重量，提高靈敏度,。為可靠起見,，常設(shè)3～4套以供備用，稱“三（四）余度”,。一般適用于隨控布局飛機(jī),。 隨控布局飛機(jī) 應(yīng)用主動控制技術(shù)的飛機(jī)?？衫每刂萍夹g(shù)來改善飛機(jī)性能,，改善穩(wěn)定性與操縱品質(zhì)，減少結(jié)構(gòu)重量及阻力,，提高飛行機(jī)動性,。具體手段有放寬靜穩(wěn)定性控制、乘坐品質(zhì)控制,、機(jī)動載荷控制,、結(jié)構(gòu)振動控制和直接力控制等等。常為現(xiàn)代軍用機(jī)所采納,。 座艙蓋 飛機(jī)駕駛員或空勤組在機(jī)身中的專門座艙上方的透明玻璃天蓋,。可以是多框架的,，也可以是少框架流線形的（如氣泡形）,。一般均可拉開供人員出入。 懸臂式機(jī)翼 不用撐桿或張線加強(qiáng)的單層機(jī)翼,。它無支撐物地獨(dú)立架設(shè)在機(jī)身側(cè)面,，由內(nèi)部翼梁承載,。 平直翼 無明顯后掠角的機(jī)翼。一般指后掠角小于20度,、平面形狀呈矩形,、梯形或半橢圓形的機(jī)翼。常用在亞音速飛機(jī)上,。 上反角 從機(jī)頭沿飛機(jī)縱軸向后看,，兩側(cè)機(jī)翼翼尖向上翹或向下傾斜的角度。向上翹時取正值,。 后掠角 從飛機(jī)的俯仰方向看,，機(jī)翼四分之一弦長連線自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是機(jī)翼前緣線的歪斜角,，則稱前緣后掠角,。高速飛機(jī)的后掠角一般很大。 上,、中,、下單翼 裝在機(jī)身背部或中部或腹部的單層機(jī)翼。也稱高,、中,、低單翼。前者多用于運(yùn)輸機(jī)與水上飛機(jī),，后者多用于軍用機(jī)或大型噴氣客機(jī),。中單翼因翼梁與機(jī)身難以協(xié)調(diào)，近幾十年較少見,。 張線 舊時雙層機(jī)翼飛機(jī)上為上下層機(jī)翼承擔(dān)一部分載荷的細(xì)鋼絲,，多見于三十年代前的飛機(jī)。 支柱 又叫撐桿或翼間支柱,，用途同上，是上下層翼間的剛性硬式支撐桿,，常有整流包皮減阻,，并呈H形、V形或N形架設(shè)在機(jī)翼外側(cè),。 展弦比 機(jī)翼的翼展與弦長之比值,。用以表現(xiàn)機(jī)翼相對的展張程度。弦長是指一片機(jī)翼順氣流方向的“翼弦”寬度尺寸,，而翼弦是指連結(jié)機(jī)翼順氣流剖面最前與最后一點(diǎn)之間的直線,。大“展弦比”，飛機(jī)適宜作低速遠(yuǎn)程飛行,。 邊條翼 飛機(jī)機(jī)翼根部前緣向前延伸的頭部尖削,，呈狹長水平狀的翼片,。它與機(jī)身及機(jī)翼連在一起，尤如一對大后掠角細(xì)長三角形機(jī)翼,，它形成的有利渦流能大大改善飛機(jī)大迎角時的升力特性,，推遲失速，是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)常用的布局之一,。 機(jī)翼增升裝置 機(jī)翼上用來改善氣流狀況和增加升力的一套活動面板,。可在飛機(jī)起飛,、著陸或低速機(jī)動飛行時增加機(jī)翼剖面之彎曲度及迎角,，從而增加升力。常見有前緣縫翼,、前后緣襟翼,、吹氣襟翼等等。 襟翼 見“機(jī)翼增升裝置”,。 副翼 裝在機(jī)翼最外側(cè)的后緣,，用來控制飛機(jī)橫側(cè)傾斜與滾轉(zhuǎn)運(yùn)動的可上下偏轉(zhuǎn)的小活動面板。 腹鰭 也稱鰭翼或鰭片,，是機(jī)身后腹部順氣流固定安裝的刀狀薄翼面,。用來輔助垂尾起增強(qiáng)飛機(jī)方向安定性或抵消方向舵偏轉(zhuǎn)后帶來的滾轉(zhuǎn)力矩的作用。 背鰭 又稱脊翼,，與腹鰭對應(yīng),，是安裝在機(jī)身背部，常成為垂尾前方一部分的順氣流片狀翼面或管條狀突起物,，前者作用近似于垂尾的安定面,，后者用于內(nèi)部鋪設(shè)電纜、油料或設(shè)備,，常與座艙蓋及垂尾前后連為一體,。 垂尾 是垂直尾翼之簡稱，又叫立尾,，是飛機(jī)主要大部件之一,，是順氣流垂直安裝在機(jī)身后上方的翼面。其前半部是不可活動的垂直安定面,，起方向安定作用,，后半部用鉸鏈與前半部相連，是方向舵,，控制飛機(jī)轉(zhuǎn)向,。 平尾 是水平尾翼之簡稱。是飛機(jī)主要大部件之一,，一般呈水平狀安裝在機(jī)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(jī)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。 整流罩 將原裸露在機(jī)體外面的某一部件或裝置用流線形殼體封閉包覆起來的罩子,。起保護(hù)與減少阻力的雙重作用,。如發(fā)動機(jī)整流罩、雷達(dá)天線罩……等等,。 鼓包 相對而言更加凸出于飛機(jī)外表的局部的小型整流罩,，一般呈半卵形。 炮塔 軍用飛機(jī)上裝有一至數(shù)門機(jī)槍或機(jī)炮并可上下左右轉(zhuǎn)動,、且明顯突出于機(jī)身外表的專用透明艙位,。一般呈半球形，可人力操作,，也可借助于動力裝置驅(qū)動,，也可遙控,。每架飛機(jī)可配備1至數(shù)個,，用于自衛(wèi)或攻擊，大多見于二戰(zhàn)時期的中,、大型轟炸機(jī),。 尾梁 在帶尾槳的單旋翼形式直升機(jī)機(jī)身后段,、外形變得明顯細(xì)長的那一段構(gòu)造。其末端裝有尾翼,、尾槳及尾橇,。 尾撐 連在飛機(jī)機(jī)身后部或在機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼上獨(dú)立設(shè)置的直徑明顯小于機(jī)身的艙身構(gòu)造，部分起著后機(jī)身的作用,，末端裝有尾翼,，故又起到了力臂的作用。常見于舊時“雙身飛機(jī)”的后部構(gòu)造,。 前三點(diǎn)（后三點(diǎn)）起落架 飛機(jī)下部用于起飛降落或地面滑行時支撐飛機(jī)并用于地面移動的附件裝置，叫做起落架,。常見形式是三點(diǎn)式機(jī)輪,。如果一對主要承載起落架位于飛機(jī)重心之后，另一個起落架位于機(jī)頭之下,，那就是前三點(diǎn)式起落架,。如一對主要起落架位于飛機(jī)重心之前,，另一起落架在機(jī)尾之下，便是后三點(diǎn)式起落架,。前者為現(xiàn)代飛機(jī)所采納,，后者為舊式飛機(jī)所采納。 吊艙 安裝有某機(jī)載設(shè)備或武器,，并吊掛在機(jī)身或機(jī)翼下的流線形短艙段,。可固定安裝（如發(fā)動機(jī)吊艙）,，也可脫卸（如武器吊艙）,。 副油箱 除機(jī)身與機(jī)翼內(nèi)原有的燃油箱外，在機(jī)體外部（偶爾在機(jī)艙內(nèi)部）臨時攜帶的輔助性燃油箱,，用來額外增加航程,。通常掛在翼下，呈流線形,，應(yīng)急時可投棄,。多見于戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)。 進(jìn)氣道 空氣噴氣發(fā)動工作時所需空氣的進(jìn)氣通道,，其入口處則為進(jìn)氣口,。可設(shè)在機(jī)身頭部,，也可設(shè)在機(jī)身兩側(cè)或上,、下方。 活塞航空發(fā)動機(jī) 為航空器（飛機(jī),、直升機(jī),、氣艇等）提供飛行動力的往復(fù)式內(nèi)燃機(jī)。并由它帶動螺旋槳產(chǎn)生拉力（推力）,，其功率用馬力表示,，其燃料是汽油。裝備活塞發(fā)動機(jī)的飛機(jī)也可叫做活塞式飛機(jī),。五十年代之前的飛機(jī)基本上都采用這類發(fā)動機(jī),。 空冷（水冷）活塞發(fā)動機(jī) 氣缸靠迎面氣流冷卻的航空活塞發(fā)動機(jī)叫空冷活塞發(fā)動機(jī)，氣缸靠內(nèi)循環(huán)水冷卻的航空活塞發(fā)動機(jī)叫水冷（液冷）活塞發(fā)動機(jī),。后者需要配備一套水散熱器,，機(jī)構(gòu)復(fù)雜，但可使機(jī)頭變得較流線形,。由于生存性差,，軍用機(jī)上較少使用。 星形 空冷活塞發(fā)動機(jī)常見的氣缸排列方式，即復(fù)數(shù)氣缸以主軸為中心呈輻射狀徑向排列在一個平面上,，它們的活塞聯(lián)桿共同驅(qū)動一個主軸,。當(dāng)氣缸超過九個時，也有排列在前后二個平面上的,，這叫做“雙排星形”,。星形氣缸排列方式使發(fā)動機(jī)呈短圓柱形（水冷發(fā)動機(jī)的氣缸常按一字縱列型或H形雙列型或雙列V型縱向排列，發(fā)動機(jī)外形呈長箱形狀）,。 渦輪噴氣發(fā)動機(jī) 又稱空氣渦輪噴氣發(fā)動機(jī),，是以空氣為氧化劑，靠噴管高速噴出的燃?xì)猱a(chǎn)生反作用推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動機(jī),，簡稱“渦噴”,。裝備該發(fā)動機(jī)的飛機(jī)即為噴氣飛機(jī)。該發(fā)動機(jī)須由壓氣機(jī),、燃燒室,、渦輪和尾噴管幾大部件構(gòu)成。推力用?；蚯Э吮硎?。 渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī) 從渦噴發(fā)動機(jī)派生而來，是一種由螺旋槳提供拉力和噴氣反作用提供推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動機(jī),。其主要部件比渦噴多了一組螺旋槳,，它由渦輪驅(qū)動。該發(fā)動機(jī)簡稱“渦槳”,。特點(diǎn)是推力大,、耗油省，大多用于運(yùn)輸機(jī),，海上巡邏機(jī)等機(jī)種,。功率用當(dāng)量馬力表示。 渦輪軸發(fā)動機(jī) 從渦噴發(fā)動機(jī)派生而來,，是一種將燃?xì)馔ㄟ^動力渦輪輸出軸功率的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動機(jī),。其工作特點(diǎn)是幾乎將全部可用能量轉(zhuǎn)變?yōu)檩S功率輸出，高速旋轉(zhuǎn)軸通過減速器用來驅(qū)動直升機(jī)的旋翼及尾槳,。其功率用軸馬力來表示,。是當(dāng)代直升機(jī)的主要動力裝置。 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī) 從渦噴發(fā)動機(jī)派生而來,，是一種由噴管排出燃?xì)夂惋L(fēng)扇排出空氣共同產(chǎn)生反作用推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動機(jī),。其主要部件比渦噴發(fā)動機(jī)多了一個風(fēng)扇。該發(fā)動機(jī)簡稱“渦扇”或“內(nèi)外涵發(fā)動機(jī)”,。一部分推力靠噴管中高速噴出的燃?xì)猱a(chǎn)生,，另一部分推力由風(fēng)扇推動的空氣反作用力產(chǎn)生,。特點(diǎn)是推力大，耗油省,。常用于現(xiàn)代客機(jī)、運(yùn)輸機(jī),、戰(zhàn)斗機(jī),、轟炸機(jī)。 液體火箭發(fā)動機(jī) 以液態(tài)氧化劑和液態(tài)燃料組成推進(jìn)劑的化學(xué)火箭發(fā)動機(jī),。用于火箭,、導(dǎo)彈、航天飛行器和飛機(jī)的動力裝置,。它的推力大,，不需要空氣。 固體火箭發(fā)動機(jī) 以固態(tài)推進(jìn)劑工作的化學(xué)火箭發(fā)動機(jī),，用于火箭,、導(dǎo)彈、航天飛行器的動力裝置和飛機(jī)的助推器,。它的推力大,，不需要空氣，但工作時間短,，用千克來表示推力大?。ㄒ后w火箭發(fā)動機(jī)同此）。 翼展 飛機(jī)機(jī)翼左右兩端最大直線距離,。 機(jī)長 飛機(jī)停在地面上時,，機(jī)頭至機(jī)尾在地面投影上的最大直線距離（已考慮到機(jī)身的仰角因素）通常將空速管計算在內(nèi)。對直升機(jī)而言,，是旋翼旋轉(zhuǎn)面外徑與尾槳之間或前后二個旋翼旋轉(zhuǎn)面外徑之間的最大直線投影距離,。 機(jī)高 飛機(jī)停在地面上時，其最高一點(diǎn)至地面之間的垂直于地面的直線距離（已考慮到輪胎壓縮因素和機(jī)身仰角因素）,。 翼面積 飛機(jī)機(jī)翼俯仰投影面積,。計算時應(yīng)將機(jī)翼與機(jī)身重疊部分的投影面積也包括進(jìn)去，而且機(jī)翼的各活動面以收入狀態(tài)為準(zhǔn),。 翼載 機(jī)翼單位面積上所承擔(dān)的飛機(jī)重量,，即飛機(jī)使用狀態(tài)總重量與機(jī)翼面積的比值，單位是千克／平方米,。飛行速度與翼載之大小呈正比例關(guān)系,。 自重 飛機(jī)構(gòu)造的累計重量，也稱凈重,。即指飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的全部重量,，不應(yīng)該包括乘員,、燃滑油、彈藥或其他有效載重,。但包括固定的機(jī)載設(shè)備及軍械,。 總重 飛機(jī)構(gòu)造重量與乘員、燃油,、滑油,、彈藥武器和貨物等其他有效載重的總和。其中又分正常起飛重量,、最大起飛重量,，最大著陸重量等數(shù)種。本書中的最大總重指允許起飛的極限最大總重值,。 最大載彈量 在充分利用武器掛架承載能力和充分利用彈艙容積后,，攻擊武器的最大攜帶量。此時不考慮燃油箱容積的利用率,。 最大攜油量 優(yōu)先考慮全機(jī)燃油箱（含副油箱）盡最大可能滿載后全機(jī)的燃油攜帶重量（千克）或容積（立升）,。在此狀態(tài)下其他有效載重不可能達(dá)到滿載狀態(tài)。 最大速度 也稱最大平飛速度,，指在一定高度上,，飛機(jī)強(qiáng)度和推力所能允許達(dá)到的最大定常平飛速度。由千米／小時表示,。由于隨高度的變化,，最大速度絕對值也各不相同，因此應(yīng)在此值后面標(biāo)出所測量時的高度值（米）,。 巡航速度 飛機(jī)在巡航狀態(tài)（指可以持續(xù)進(jìn)行的速度,、高度等參數(shù)基本不變的一種比較經(jīng)濟(jì)的飛行狀態(tài)）下的平飛速度。一般是最大速度的70～80％,，用此速度飛行常能飛出最遠(yuǎn)距離,。 實(shí)用升限 飛機(jī)能維持平飛的最大飛行高度叫升限，內(nèi)分理論升限和實(shí)用升限,。實(shí)用升限是爬升率略大于零的某一定值（對噴氣飛機(jī)而言取 轉(zhuǎn)場航程 飛機(jī)盡最大可能攜帶燃油后所能達(dá)到的最遠(yuǎn)航程，此時并不優(yōu)先考慮其他有效載重的載重量,。此種狀態(tài)適用于飛機(jī)非作戰(zhàn)遠(yuǎn)程轉(zhuǎn)移,。 作戰(zhàn)半徑 飛機(jī)起飛后，飛抵某一空域,，并完成作戰(zhàn)任務(wù)后飛返原起飛機(jī)場所能達(dá)到的最遠(yuǎn)單程距離,。也稱最大活動半徑。它小于二分之一航程,。 最大續(xù)航時間 飛機(jī)耗盡其可用燃料所能持續(xù)飛行的時間,，一般是指用巡航速度作經(jīng)濟(jì)航行所達(dá)到的數(shù)值,。此值常成為海上巡邏機(jī)、偵察機(jī),、預(yù)警機(jī)的考核指標(biāo),。 機(jī)炮 口徑為 機(jī)槍 口徑小于 爬升率 在一定飛行重量和一定的發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)下,，飛機(jī)在單位時間內(nèi)上升的高度，常用米／分·秒表示,。也可用爬升到某高度耗用掉多少時間來表示。如在理論海平面的大氣密度和壓力下達(dá)到的爬升率,，叫海面爬升率,。 懸停高度 直升機(jī)上升率為零的理論靜升限（最大飛行高度）。由于直升機(jī)近地面飛行時有“地面效應(yīng)”,，所以懸停高度應(yīng)說明有無地面效應(yīng),，兩者數(shù)值不同。 M數(shù) 氣流速度與當(dāng)?shù)芈曇魝鞑ニ俣戎?，亦稱馬赫數(shù)或馬氏數(shù),，是衡量空氣壓縮性的最重要參數(shù)。當(dāng)飛機(jī)以音速飛行時,，可用M數(shù)＝1表示,，超音速時M＞1。同樣一個M數(shù),，在不同高度有不同的飛行速度值?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)最大M數(shù)可大于2。 第六課 飛機(jī)的平衡 飛機(jī)的平衡,，是指作用于飛機(jī)的各力之和為零,，各力對重心所構(gòu)成的各力矩之和也為零。飛機(jī)處于平衡狀態(tài)時,，飛行速度的大小和方向都保持不變,，也不繞重心轉(zhuǎn)動。反之,，飛機(jī)處于不平衡狀態(tài)時,，飛行速度的大小和方向?qū)l(fā)生變化，并繞重心轉(zhuǎn)動,。 飛機(jī)能否自動保持平衡狀態(tài),，是安定性的問題；如何改變其原有的平衡狀態(tài),，則是操縱性的問題,。所以,，研究飛機(jī)的平衡，是分析飛機(jī)安定性和操縱性的基礎(chǔ),。 飛機(jī)的平衡包括“作用力平衡”和“力矩平衡兩個方面,。飛行中，飛機(jī)重心移動速度的變化,，直接和作用于飛機(jī)的各力是否平衡騰,；飛機(jī)繞重心轉(zhuǎn)動的角速度的變化，則直接和作用于飛機(jī)的各力矩是否平衡有關(guān),。 為研究問題方便,，一般相對于飛機(jī)的三個軸來研究飛機(jī)力矩的平衡： 相對橫軸——俯仰平衡； 相對立軸——方向平衡,； 相對縱軸——橫側(cè)平衡,。 下面分別從這三方面著手，來闡明飛機(jī)力矩平衡的客觀原理,、影響力矩平衡的因素以及保持平衡的方法,。 一、 飛機(jī)的俯仰平衡 飛機(jī)的俯仰平衡,，是指作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零,，飛機(jī)取得俯仰平衡后，不繞橫軸轉(zhuǎn)動,，迎角保持不變,。 （一）、飛機(jī)俯仰平衡的取得 作用于飛機(jī)的俯仰力矩很多,，主要有：機(jī)翼力矩,、水平尾翼力矩及拉力力矩。 機(jī)翼力矩就是機(jī)翼升力對飛機(jī)重心所構(gòu)成的俯仰力矩,。對同一架飛機(jī),、當(dāng)其在一定高度上、以一定的速度飛行時,，機(jī)翼力矩的大小只取決于升力系數(shù)和壓力中心至重心的距離,。而升力系數(shù)的大小和壓力中心的位置又都是隨機(jī)翼迎角的改變而變化的。所以,，機(jī)翼力矩的大小,，最終只取決于飛機(jī)重心位置的前后和迎角的大小。 一般情況,，機(jī)翼力矩是下俯力矩,。當(dāng)重心后移較多而迎角又很大時，壓力中心可能移至重心之前,，機(jī)翼力矩變成上仰力矩,。 水平尾翼力矩是水平尾翼升力對飛機(jī)重心所形成的俯仰力矩,。 水平尾翼升力系數(shù)主要取決于水平尾翼迎角和升降舵偏轉(zhuǎn)角。水平尾翼迎角又取決于機(jī)翼迎角,、氣流流過機(jī)翼后的下洗角以及水平尾翼的安裝角,。升降舵上偏或下偏，能改變水平尾翼的切面形狀,，從而引起水平尾翼升力系數(shù)的變化,。 流向水平尾翼的氣流速度。由于機(jī)身機(jī)翼的阻滯,、螺旋槳滑流等影響,，流向水平尾翼的氣流速度往往與飛機(jī)的飛行速度是不相同的，可能大也可能小,，這與機(jī)型和飛行狀態(tài)有關(guān),。水平尾翼升力著力點(diǎn)到飛機(jī)重心的距離。迎角改變,，水平尾翼升力著力點(diǎn)也要改變，但其改變量同距離比較起來,，卻很微小,，一般可以認(rèn)為不變。 由上知,，對同一架飛機(jī),、在一定高度上飛行，若平尾安裝角不變,，而下洗角又取決于機(jī)翼迎角的大小,。所以，飛行中影響水平尾翼力矩變化的主要因素,，是機(jī)翼迎角,、升降舵偏轉(zhuǎn)角和流向水平尾翼的氣流速度。在一般飛行情況下,，水平尾翼產(chǎn)生負(fù)升力,，故水平尾翼力矩是上仰力矩。機(jī)翼迎角很大時,，也可能會形成下俯力矩,。 拉力力矩是螺旋槳的拉力或噴氣發(fā)動機(jī)的推力，其作用線若不通過飛機(jī)重心,，也就會形成圍繞重心的俯仰力矩,，這叫拉力或推力力矩。 對同一架飛機(jī)來說,，拉力或推力所形成的俯仰力矩,，其大小主要受油門位置的影響,。增大油門，拉力或推力增大,，俯仰力矩增大,。 飛機(jī)取得俯仰平衡，必須是作用于飛機(jī)的上仰力矩之和等于下俯力矩之和,，即作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零,。 （二）、影響俯仰平衡的因素 影響俯仰平衡的因素很多,，主要有：加減油門,，收放襟翼、收放起落架和重心變化,。 下面分別介紹之： 加減油門對俯仰平衡的影響 加減油門會改變拉力或推力的大小,，從而改變拉力力矩或推力力矩的大小，影響飛機(jī)的俯仰平衡,。需要指出的是,，加減油門后，飛機(jī)是上仰還是下俯,，不能單看拉力力矩或推力力矩對俯仰平衡的影響,，需要綜合考慮加減油門所引起的機(jī)翼、水平尾翼等力矩的變化,。 收放襟翼對俯仰平衡的影響 收放襟翼會引起飛機(jī)升力和俯仰力矩的改變,，從而影響俯仰平衡。比如,，放下襟翼,，一方面因機(jī)翼升力和壓力中心后移，飛機(jī)的下俯力矩增大,，力圖使機(jī)頭下俯,。另一方面由于通過機(jī)翼的氣流下洗角增大，水平尾翼的負(fù)迎角增大,，負(fù)升力增大,，飛機(jī)上仰力矩增大，力圖使機(jī)頭上仰,。放襟后,，究竟是下俯力矩大還是上仰力矩大、這與襟翼的類型,、放下的角度以及水平尾翼位置的高低,、面積的大小等特點(diǎn)有關(guān)。 放下襟翼后，機(jī)頭是上仰還是下俯,，因然要看上仰力矩和下俯力矩誰大誰小,，而且還要看升力最終是增還是減。放下襟翼后,，如果上仰力矩增大,，迎角因之增加，升力更為增大,。此時,，飛機(jī)自然轉(zhuǎn)入向上的曲線飛行而使機(jī)頭上仰。但如果放下襟翼后使下俯力矩增大,，迎角因之減小,，這就可能出現(xiàn)兩種可能情況。一種是迎角減小得較多,，升力反而降低,，飛機(jī)就轉(zhuǎn)入向下的曲線飛行而使機(jī)頭下俯。一種是迎角減小得不多,，升力因放襟翼而仍然增大,，飛機(jī)仍將轉(zhuǎn)入向上的曲線飛行而使機(jī)頭上仰。 為減輕放襟翼對飛機(jī)的上述影響,，各型飛機(jī)對放襟翼時的速度和放下角度都有一定的規(guī)定,。 收襟翼，升力減小,，飛機(jī)會轉(zhuǎn)入向下的曲線飛行而使機(jī)頭下俯。 收放起落架對俯仰平衡的影響 收放起落架,，會引起飛機(jī)重心位置的前后移動,，飛機(jī)將產(chǎn)生附加的俯仰力矩。比如,，放下起落架,，如果重心前移，飛機(jī)將產(chǎn)生附加的下俯力矩,；反之,，重心后移，產(chǎn)生附加的上仰力矩,。此外,，起落架放下后，機(jī)輪和減震支柱上還會產(chǎn)生阻力,，這個阻力對重心形成下俯力矩,。上述力矩都將影響飛機(jī)的俯仰平衡。收放起落架，飛機(jī)到底是上仰還下俯,，就需綜合考慮上述力矩的影響,。 重心位置變化對俯仰平衡的影響 飛行中，人員,、貨物的移動,，燃料的消耗等都可能會引起飛機(jī)重心位置的前后變動。重心位置的改變勢必引起各俯仰力矩的改變,，其主要是影響到機(jī)翼力矩的改變,。所以，重心前移,，下俯力矩增大,；反之，重心后移,，上仰力矩增大,。 （三）、保持俯仰平衡的方法 如上所述,，飛行中,，影響飛機(jī)俯仰平衡的因素是經(jīng)常存在的。為了保持飛機(jī)的俯仰平衡,。飛行員可前后移動駕駛盤偏轉(zhuǎn)升降舵或使用調(diào)整片（調(diào)整片工作原理第四節(jié)再述）偏轉(zhuǎn)升降舵,，產(chǎn)生操縱力矩，來保持力矩的平衡,。 二,、飛機(jī)的方向平衡 飛機(jī)取得方向平衡后，不繞立軸轉(zhuǎn)動,，側(cè)滑角不變或沒有側(cè)滑角,。 作用于飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩，主要有兩翼阻力對重心形成的力矩,；垂直尾翼側(cè)力對重心形成的力矩,；雙發(fā)或多發(fā)動機(jī)的拉力對重心形成的力矩。 垂直尾翼上側(cè)力,，可能因飛機(jī)的側(cè)滑,、螺旋槳滑流的扭轉(zhuǎn)以及偏轉(zhuǎn)方向舵等產(chǎn)生。 飛機(jī)取得方向平衡,，必須是作用于飛機(jī)的左偏力矩之和等于右偏力矩之和,，即作用于飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零。 下列因素將影響飛機(jī)的方向平衡： 一邊機(jī)翼變形（或兩邊機(jī)翼形狀不一致）,，左,、右兩翼阻力不等； 多發(fā)動機(jī)飛機(jī)，左,、右兩邊發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)不同,，或者一邊發(fā)動機(jī)停車，從而產(chǎn)生不對稱拉力,； 螺旋槳發(fā)動機(jī),，油門改變，螺旋槳滑流引起的垂直尾翼力矩隨之改變,。 飛機(jī)的方向平衡受到破壞時,，最有效的克服方法就是適當(dāng)?shù)氐哦婊蚴褂梅较蚨嬲{(diào)整片，利用偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生的方向操縱力矩來平衡使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)的力矩,，從而保持飛機(jī)的方向平衡,。 三、飛機(jī)的橫側(cè)平衡 飛機(jī)的橫側(cè)平衡,，是指作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零,。飛機(jī)取得橫側(cè)平衡后，不繞縱軸滾轉(zhuǎn),，坡度不變或沒有坡度,。 作用于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要有兩翼升力對重心形成的力矩,；螺旋槳旋轉(zhuǎn)時的反作用力矩,。 要使飛機(jī)獲得橫側(cè)平衡，必須使飛機(jī)的左滾力矩之和等于右滾力矩之和,，即作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零,。 下列因素將影響飛機(jī)的橫側(cè)平衡： 一邊機(jī)翼變（或兩邊機(jī)翼形狀不一致），兩翼升力不等,； 螺旋槳發(fā)動機(jī),，油門改變，螺旋槳反作用力矩隨之改變,； 重心左右移動（如兩翼的油箱，耗油量不均）,，兩翼升力作用點(diǎn)至重心的力臂改變,，形成附加滾轉(zhuǎn)力矩。 飛機(jī)的橫側(cè)平衡受到破壞時,，飛行員保持平衡最有效的方法就是適當(dāng)轉(zhuǎn)動駕駛盤或作用副翼調(diào)整片,，利用偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的橫側(cè)操縱力矩來平衡使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的力矩，以保持飛機(jī)的橫側(cè)平衡,。 飛機(jī)的方向平衡和橫側(cè)平衡是相互聯(lián)系,，相互領(lǐng)帶的，方向平衡受到破壞，如不修正就會引起橫側(cè)平衡的破壞,。反之,，如果失去橫側(cè)平衡，方向平衡也就保持不住,。飛機(jī)的方向平衡和橫側(cè)平衡合起來叫飛機(jī)的側(cè)向平衡,。 第七課 飛機(jī)的襟翼 對于同一飛機(jī)來說，其升力大小主要隨飛行速度和迎角而變,。飛機(jī)以大速度飛行時,，即使迎角很小，機(jī)翼也能產(chǎn)生足夠的升力,，以克服重量而維持飛行,。如果以小速度飛行，則必須配合大迎角,，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行,。但用增大迎角的方法來減小飛行速度，是有限度的,。因?yàn)楫?dāng)迎角增大到臨界迎角時,，再增大迎角，升力反而降低,。但是為了保證飛機(jī)能在更小的速度的情況（例如起飛和著陸）時,，仍能產(chǎn)生足夠的升力，就有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增加升力的裝置,。目前使用較廣泛的有前緣縫翼,，后緣襟翼、前緣襟翼等,。其工作原理分述如下,。 一、前緣縫翼 為了延緩機(jī)翼的氣流分離現(xiàn)象,，以提高臨界迎角和最大升力系數(shù),，有的飛機(jī)裝有前緣縫翼。 前緣縫翼位于機(jī)翼前緣,，打開時與機(jī)翼之間有一縫隙,。一方面空氣會從壓力較大的下表面通過前緣縫隙流向上表面，減小上,、下表面的壓力差,，而具有減小升力系數(shù)的作用。另一方面,，空氣通過縫隙加速后,，貼近上表面流動,，能夠增大上表面附面層中的空氣動能，以延遲氣流分離的產(chǎn)生,。又具有增大升力系數(shù)的作用,。那么，升力系數(shù)是提高,，還是降低,？這要看迎角大小而定。前曾指出,，在接近臨界迎角時,，上表面氣流分離是升力系數(shù)降低的主要原因，因而在此遼角下,，利用前緣縫翼延緩氣流分離,，就能提高臨界迎角和升力系數(shù)。在中小迎角下,，機(jī)翼上表面氣流分離本來就很微弱,，故在這些迎角下，打開前緣縫翼不僅不能提高升力系數(shù),，反而會使機(jī)翼上,、下表面的壓力差減小而降低升力系數(shù)?？梢?，前緣縫翼增大升力的作用是有條件的。只有當(dāng)迎角接近或超過臨界迎角,，即在機(jī)翼上表面氣流分離現(xiàn)象嚴(yán)重時,，前緣縫翼才起增大升力的作用。 從構(gòu)造上看,，前緣縫翼有固定式和自動式兩種,。固定式前緣縫翼，其縫隙是固定的,。不能隨迎角的改變而開閉,。它的優(yōu)點(diǎn)是構(gòu)造簡單，但在大速度時,，阻力增加較多,，所以目前應(yīng)用不多，只有個別的低速飛機(jī)上才使用,。 自動式前緣縫翼,，有專門機(jī)構(gòu)與機(jī)翼相連,，領(lǐng)先空氣的壓力或吸力來使縫翼閉合和張開,。當(dāng)飛機(jī)在小迎角下飛行時,，機(jī)翼前承受隨空氣壓力，前緣縫翼被壓緊貼于機(jī)翼前緣,，而處于閉合狀態(tài),。在大迎角下飛行，機(jī)翼前緣承受很大吸力,，將前緣縫翼吸開,。這種前緣縫翼能充分發(fā)揮大迎角下提高升力的作用，而又不致在小迎角（大速度）下增加很大阻力,，故常為某些飛機(jī)所采用,。 目前有的飛機(jī)，只在靠近翼尖位于副翼之前設(shè)有縫翼,，叫翼尖前緣縫翼,。它的主要作用是在大迎角下延緩翼尖部分的氣流分離，從而提高副翼的效能,，改善飛機(jī)的橫側(cè)面安定性和操縱性,。 二、后緣襟翼 襟翼位于機(jī)翼后緣,，叫后緣襟翼,。它的種類很多，較常用的有：分裂襟翼,，簡單襟翼,、開縫襟翼、后退襟翼,、后退開縫襟翼等,。放下襟翼既可提高升力，同時也增大阻力,。所以多用于著陸,。有的飛機(jī)為了縮短起飛滑跑距離，起飛也放襟翼,，但放下角度很小,。 （一）、分裂襟翼 這種襟翼本身像一塊薄板,，緊貼于機(jī)翼后緣,。放下襟翼，在后緣和機(jī)翼之間,，形成渦流區(qū),，壓力降低，對機(jī)翼上表面的氣流有吸引作用,，使其流速增大,，上下壓差增大,，既增大了升力，同時又延緩了氣流分離,。另一方面,，放下襟翼，機(jī)翼剖面變得更彎曲,，使上,、下表面壓力差增大，升力增大,。由于以上兩方面的原因,，放下分裂襟翼的增升效果相當(dāng)好，一般最大升力系數(shù)可增大75-85%,。但因大迎角放下襟翼,，上表面的最低壓力點(diǎn)的壓力更小了，使氣流更易提前分離,，故臨界迎角有所減小,。 （二）、簡單襟翼 簡單襟翼與副翼形狀相似,，放下簡單襟翼,，相當(dāng)于改變了機(jī)切面形狀，使機(jī)翼更加彎曲,。這樣,，空氣流過機(jī)翼上表面，流速加快,，壓力降低,；而流過機(jī)翼下表面，流速減慢,，壓力提高,。因而機(jī)翼上、下壓力差增大,，升力增大,。可是,，襟翼放下之后,，機(jī)翼后緣渦流區(qū)擴(kuò)大，機(jī)翼前后壓力差增大,，故阻力同時增大,。襟翼放下角度越大，升力和阻力也增大得越多,。 放下襟翼,，升力和阻力雖然同時增大,，但在一般情況下阻力增大的百分比要比升力增大的百分比要大些，所以升阻比是降低的,。 在大迎角下放襟翼，機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)的壓力,，比后緣部分的壓力小得更多,。這更促機(jī)翼后部附面層中的空氣向前倒流，迫使氣流提早分離,，而使渦流區(qū)擴(kuò)大,。因此，放下襟翼后,，機(jī)翼的臨界迎角要比不放時小些,。 某飛機(jī)放下襟翼和未放下襟翼兩種情況下的飛機(jī)極線。由曲線看出：放下襟翼后的升力系數(shù)和阻力系數(shù)普遍增大,，最大升力系數(shù)增大,，臨界迎角減小，升阻比降低,。 由于這種襟翼的增升效果不是很高,，故一般多用于低速飛機(jī)，高速飛機(jī)很少單獨(dú)使用,。 （三）,、開縫襟翼 開縫襟翼是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成的。放下開縫襟翼,，一方面襟翼前緣和機(jī)翼后緣之間形成縫隙,，下表面高壓氣流，通過縫隙高速流向上表面后緣,，使上翼面附面層中空氣流速加大,，延緩了氣流的分離，提高最大升力系數(shù),。另一方面,，放下開縫襟翼，使機(jī)翼更加彎曲,，也有提高升力的作用,。所以開縫襟翼的增升效果比較好，最大升力系數(shù)一般可增大85-95%,，而臨界迎角降低不多,。因此它是中、小型飛機(jī)主要采用的類型,。 有一種襟翼的工作原理與開縫襟翼非常相似,。放下襟翼時,，壓縮空氣從機(jī)翼轉(zhuǎn)折部位噴出，吹掉后緣的渦流而增大升力,。這時最大升力系數(shù)提高很多,，而臨界迎角降低較少。這種襟翼叫吹氣襟翼,。目前,，某些高速噴氣式飛機(jī)的薄機(jī)翼上，多采用這種襟翼,。 開縫襟翼是利用氣流通過縫隙來延緩氣流的分離,。但有一定限度，當(dāng)襟翼的角度增大到一定時,，機(jī)翼后緣仍會產(chǎn)生氣流分離,，使增升效果降低。若采用雙縫襟翼,，就可克服這個缺點(diǎn),。用雙開縫襟翼，將有更多的高速氣流從下翼面通過兩道縫隙流向上翼面后緣,，吹除渦流,，促使氣流仍然能貼著彎曲的翼面流動。這樣,，襟翼偏轉(zhuǎn)到相當(dāng)大的角度,，還不至于發(fā)生氣流分離，因而能提高增升效果,。 雙開縫后緣襟翼與單開縫后緣襟翼構(gòu)造相似,，只是有兩個縫。在襟翼之前還有一小塊翼面,，因此放下時與機(jī)翼后緣構(gòu)成兩個縫,。 若采用三縫和多縫襟翼，增升效果會更好,，但構(gòu)造復(fù)雜,、故目前采用雙開縫襟翼較為普遍。 （四）,、后退襟翼 放下后退襟翼,，不僅能增大了機(jī)翼切面的彎曲度，而且還增大了機(jī)翼面積,。故增升效果好,。高速飛機(jī)采用較多。 （五）、后退開縫襟翼 后退開縫襟翼和后退襟翼相似,，也可后退,。同時又和開縫襟翼相似，當(dāng)襟翼處于后退位置時,，它的前緣和機(jī)翼后緣形成一條縫隙,。所以它兼有后退襟翼和開縫襟翼二者的優(yōu)點(diǎn)，增升效果很好,，現(xiàn)代高速和重型飛機(jī)廣泛使用,。 后退開縫襟翼有兩種型式：一種叫查格襟翼。這種襟翼后退量不很多,，機(jī)翼面積增加不很大。最大升力系數(shù)可增大110-115%,。起飛時,，襟翼下偏角度小，與翼間形成的縫隙大,，這樣可使阻力系數(shù)增加少,，而升力系數(shù)增加卻很多，有利于縮短起飛距離,。著陸時,，下偏角度大，而與翼間形成的縫隙小,，這樣阻力系數(shù)和升力系數(shù)都提高較多,，有利于縮短著陸距離。另一種富勒襟翼,。這種襟翼的后退量和機(jī)翼面積的增加都比查格襟翼多，而且后退到相當(dāng)位置,，與翼間形成的縫隙也更大,，增升效果更好。其最大升力系數(shù)可增大110-140%但在下偏中,，壓力中心后移很多,，操縱結(jié)構(gòu)也更復(fù)雜，這是它的缺點(diǎn),。 三,、前緣襟翼 位于機(jī)翼前緣的襟翼叫前緣襟翼,。這種襟翼廣泛用于超音速飛機(jī)上,。因?yàn)槌羲亠w機(jī)一般采用前緣尖削，相對厚度小的薄機(jī)翼,。在大迎角飛行，機(jī)翼上表面前緣就開始產(chǎn)生氣流分離,，最大升力系數(shù)大大降低,。大迎角飛行時，放下前緣襟翼,，一方面可減小前緣與相對氣流之間的角度,，使氣流能夠平順地沿上翼面流過。另一方面也增大了翼切面的彎度,。這樣,，氣流分離就能延緩，而且最大升力系數(shù)和臨界迎角也都得到提高,。屬于前緣襟翼的還有一種叫克魯格襟翼,，裝在前緣下部向前下方翻轉(zhuǎn)，既增大機(jī)翼面積,，又增大了翼切面的彎度,，所以具有很好的增升效果，構(gòu)造也很簡單,。這是最新研制的一種增升裝置,。波音噴氣客機(jī)都使用了此種襟翼。 現(xiàn)代中型或大型客機(jī)和高速軍用飛機(jī),，為提高增升效果,，往往同時采用幾種升裝增置（叫組合式增升）。 第八課 飛行物理學(xué)常識 以下章節(jié)給出了有關(guān)飛行中起作用的力的知識,。 飛行歸因于作用在飛機(jī)上的幾個力,。第一個是飛機(jī)的重量，即將飛機(jī)拉向地面的重力,。第二個是引擎產(chǎn)生的推力,，它通過空氣推動飛機(jī)，飛機(jī)向前運(yùn)動引起空氣在機(jī)翼上方運(yùn)動,，反過來又產(chǎn)生可抵銷重力的升力,。最后一個作用在飛機(jī)上的是阻力，它是與飛行相反方向產(chǎn)生的力,。 多個力可同時從不同方向作用于同一架飛機(jī)上,，單個的力稱作分力,，多個力作用總的效果稱為凈力或合力。 推力 產(chǎn)生推力是飛機(jī)引擎工作的基本目的,。這個力使飛機(jī)能夠克服慣性(阻止物體改變運(yùn)動狀態(tài)趨勢的性質(zhì)),。推力使飛機(jī)向前運(yùn)動，然后使機(jī)翼產(chǎn)生升力,。飛機(jī)的推力／重量比是飛機(jī)的普通度量標(biāo)準(zhǔn),，即飛機(jī)的最大推力與飛機(jī)的總重量之比。推力／重量比大于1表示飛機(jī)可以克服重力,。 推力／重量比大于1：1表明飛機(jī)可以克服地球引力,，而豎直向上飛行的F—15E雙渦輪噴氣引擎(PW—200型引擎)每個可產(chǎn)生 引擎產(chǎn)生的推力驅(qū)動飛機(jī)向前運(yùn)動,，使得空氣在機(jī)翼上下表面運(yùn)動,，從而產(chǎn)生壓力，將機(jī)翼向上推,。推力也可改變飛機(jī)的速度,。 上升 當(dāng)機(jī)翼在空氣中運(yùn)動，并將空氣上下一分為二時,，飛機(jī)就會升起來,。一半空氣流過機(jī)翼上部,，另一半空氣從機(jī)翼下部通過,。流過機(jī)翼附近的空氣在碰撞點(diǎn)被一分為二(見下圖)，并分別從機(jī)翼上下外表面流過,。 機(jī)翼上表面的彎曲度比較大,，因此機(jī)翼上表面比下表面長(參見圖)，流過機(jī)翼上表面的空氣的表面面積要比流過下表面的面積大,。從機(jī)翼上部流過的空氣行程長,，因此它的流動速度比從機(jī)翼下部流過的氣流要快。機(jī)翼上表面上的較快的氣流對機(jī)翼上部的壓力要比下表面上的氣流對機(jī)翼下表面的壓力要小,，這樣就產(chǎn)生了壓力差,，即機(jī)翼上表面與下表面之間的壓力不平衡，這個壓力將機(jī)翼向上報,，使得飛機(jī)上升,。 攻角 機(jī)翼產(chǎn)生的升力大小隨機(jī)翼碰撞空氣的角度變化而變化，這個角稱為攻角(AoA角),，不要將攻角與空間方位角或機(jī)頭與水平的傾角相混淆,。F15戰(zhàn)機(jī)的攻角以單位數(shù)度量，而空間方位角以度數(shù)度量,。 攻角大小不是一成不變,，而隨具體情況變化而變化。有時攻角保持14個單位，可使飛機(jī)的巡航范圍最大,，在轉(zhuǎn)彎時主要關(guān)注能量的節(jié)省,，16—22個單位有是最佳的。加速時最好選擇8—10個單位攻角,。如果攻角太大,，座艙中音頻聲音會響起來，警告你失速即將發(fā)生,。觀察平視顯示器左側(cè)指示航速正下方的符號和數(shù)字來檢查攻角大小,，它是以單位表示的飛機(jī)的攻角。“主平視顯示器中的符號”,。 阻力 阻力是阻止飛機(jī)沿飛行方向運(yùn)動的力,。任何一個物體在流體(空氣也是一種流體)中運(yùn)動都會要產(chǎn)生摩擦力。在飛機(jī)向前運(yùn)動,，空氣對機(jī)翼摩擦?xí)r,，以及空氣推向飛機(jī)表面引起壓力積聚時，都會產(chǎn)生阻力,。 產(chǎn)生的阻力是升力向后的分力,。機(jī)翼產(chǎn)生的升力越大，阻力也就越大,。在飛機(jī)的速度達(dá)到1馬赫時,，聲波阻力也會產(chǎn)生。機(jī)翼前部產(chǎn)生的壓力比后部大,，這樣就產(chǎn)生了向后的阻力,。寄生阻力包括風(fēng)力和各種非升力引起的阻力。 不管碰到哪些阻力,，飛機(jī)的綜合飛行特性決定于升力系數(shù)和阻力系數(shù)疊加,。不同的攻角產(chǎn)生不同的升力和阻力。每一架飛機(jī)都有一個理想的攻角,、推力和阻力組合,，在不同航速下，產(chǎn)生的阻力種類也不同,。 航速 飛機(jī)在大氣中飛行時,，空氣從飛機(jī)表面上流過，氣流將產(chǎn)生壓力,。在較高的高空上,，空氣比較稀薄，從飛機(jī)表面上流過的空氣較少,。通過測量氣流的壓力,，F—15上的皮托管與計算機(jī)連機(jī)可計算航速,。 由于大氣的密度不同，計算出的在某一高度上以不變推力和攻角飛行的飛機(jī)的航速同另一架以相同椎力和攻角在不同高度上飛行的飛機(jī)航速有差別,。因此,，飛機(jī)有指示航速(根據(jù)當(dāng)前空氣密度和高度計算出的視航速)和實(shí)際航速(根據(jù)空氣密度和高度變化修正的航速)。 例如,，假設(shè)你在一架實(shí)際航速為350節(jié)在 通過實(shí)際航速的比較,，你和另一個飛行員可計算出,，一架飛機(jī)飛行是否比另一架快。盡管指示航速不同,，如果實(shí)際航速相同,，那么你們可以同時到達(dá)目的地。 攻角和航速 雖然推力是決定航速的動力,，但攻角對航速影響也很大,。如果你想在某一標(biāo)高上飛行，重要的要記住,，通過調(diào)節(jié)油門來改變攻角,，使飛機(jī)飛行高度固定,。低速時(即起飛或降落時),，攻角對航速影響最明顯。 通常先用飛行搖桿選擇攻角,，再調(diào)節(jié)油門,，一直到飛起來(在游戲中，當(dāng)前指示航速以指示航速節(jié)(KIAS)或以節(jié)為單位的指示航速顯示在平視顯示器中,，以及飛行狀態(tài)指示頁面的多用途顯示器中),。 高度 飛機(jī)升空后，飛機(jī)到達(dá)某一高度,。象表示航速一樣,，高度也有幾種表示方法。指示高度(氣壓表測出的高度)和雷達(dá)高度是游戲中最重要的兩種高度度量方法,。在前上方控制器中,，你可讓雷達(dá)高度顯示或不顯示,。 氣壓計高度給出了海拔高度(ASL)。雷達(dá)高度指示距飛行地面的高度(AGL),。高度增高,，由于大氣壓低，引擎工作效率降低,。隨高度升高,，大氣變得稀薄。飛機(jī)的臨界高度是飛機(jī)能夠保持引擎正常功率飛行的高度,。飛機(jī)以正常的效率飛行受到高度限制,。在 G力 升力和飛機(jī)重量關(guān)系可以用“G”術(shù)語來敘述,。 在快速轉(zhuǎn)彎或突然加速時,，最容易感到G力，它可以是正的9也可以是負(fù)的,。在轉(zhuǎn)彎將你推向椅子時,，G力是正值，而拉作用時,，G力是負(fù)值,。在高G表演中，你的心臟應(yīng)該工作得快些,，將血壓向遠(yuǎn)離拉的方向,。 經(jīng)很好訓(xùn)練的飛行員在有限時時間內(nèi)約可承受9— F15E StrikeEagle具有比一般飛行員能承的G力要大得多的高級飛機(jī)外殼,。在游戲中準(zhǔn)確地模擬了“視紅”和“視黑”效果,。因此，你應(yīng)該借助于平視顯示器注意當(dāng)前的G值水平,。如果你超過可用的G值極限,，那么音頻警告就會響起來。 飛行包線 飛機(jī)升空是飛機(jī)的航速,、高度和攻角作用的結(jié)果,。這三個因素共同使飛機(jī)飛行，在談?wù)擄w機(jī)做機(jī)動動作時,，也應(yīng)該同時考慮這三個因素,。用飛機(jī)．的飛行包線圖來描述它的極限。F15 StrikeEagle的飛行包線如圖所示,。 豎軸為飛行高度,，水平軸為以馬赫數(shù)表示的航速。圖中畫出的曲線是 絕對極限 攻角。攻角是飛行包線中最重要的考慮因素之一,。無論飛機(jī)有什么樣的高度,、負(fù)載和航速，但攻角是一個極限因素,。通常,，F15E戰(zhàn)機(jī)安全飛行的攻角極限是30個單位。最大升力對應(yīng)的攻角是17個單位,。如果攻角太陡,，即傾角太大，座艙中900赫茲的聲音會響起來,。 在飛行包線中,，上升的實(shí)線表示亞聲速航速時可用最大升力,。在曲線的上部,，飛機(jī)會產(chǎn)生抖動和其它氣流的擾動。 在游戲中,，當(dāng)前攻角讀數(shù)在乎視顯示器左側(cè)指示航速正下方顯示出來,。 航速。曲線右部分表示了在不同高度下F—15E戰(zhàn)機(jī)的最大航速,。高度越高,，由于空氣稀薄,，產(chǎn)生的阻力小，所以航速越高,。超過包線航速邊緣,，飛機(jī)可能發(fā)生結(jié)構(gòu)損壞。 F15E戰(zhàn)機(jī)的航速極限約為800節(jié),，馬赫極限為2.5,。隨著武器和燃料裝載量的不同，這個極限值稍有變化,。 馬赫數(shù),。曲線右上部位表示最大馬赫速度極限。值得注意的是,，飛機(jī)在圖形右部陰影區(qū)域中只能飛行有限的時間,。飛機(jī)在長于這個時間極限內(nèi)仍保持2.5馬赫航速飛行，就會引起結(jié)構(gòu)過熱,。 推力,。曲線平頂部分表示飛機(jī)在某一水平飛行航線上最大推力所能獲得的最大航速。在爬高時會降低航速,，如果攻角太大,，飛機(jī)的高度又要損失，又問到飛行包線中,。 G力,。飛機(jī)能經(jīng)受幾個G力作用幾十秒鐘，雖然,，部分與裝載的武器和燃料量多少有關(guān),。該實(shí)例中的包線是 第九課 飛行控制與特性 升力通常垂直作用于機(jī)翼上,?？伸`活地控制機(jī)翼表面(副翼、升降舵和方向舵)來改變升力,，使其在它的空氣動力學(xué)中心旋轉(zhuǎn),。你可應(yīng)用這些控制使飛機(jī)做各種機(jī)動動作。 俯仰,、滾動和偏航 飛機(jī)的三維機(jī)動動作有：俯仰,、滾動和偏航。三維總是以飛行員的視線為基準(zhǔn),，而與飛機(jī)的方向和飛行高度無關(guān),。當(dāng)你對飛機(jī)進(jìn)行控制時,，你需要輸入能量。 俯仰是機(jī)頭做上下運(yùn)動,。利用飛機(jī)的平衡器(F—15E戰(zhàn)機(jī)上的平的后部表面,，有時稱為升降舵)控制俯仰。在做俯仰動作時,，平衡器表面向上或向下轉(zhuǎn)動,。這樣使得平衡器上下表面的壓力不同，機(jī)頭向上或向下,。 滾動由飛機(jī)的副翼所控制,。象襟翼一樣，副翼是絞接在機(jī)翼上的控制板,。與襟翼不同的是,，兩個副翼彼此向相反方向運(yùn)動，一個機(jī)翼升力增大,，另一個機(jī)翼升力減小,，因此飛機(jī)以機(jī)頭—機(jī)尾軸做滾動。也可使用F15E戰(zhàn)機(jī)的舵做滾動,。 偏航是機(jī)頭向側(cè)方向運(yùn)動,。此時飛機(jī)的高度(機(jī)頭角度)保持不變，而飛機(jī)向左或向右飛行,。利用飛機(jī)的尾舵控制偏航,。 俯仰和偏航聯(lián)合運(yùn)動可產(chǎn)生復(fù)合運(yùn)動，即在沿縱軸和飛行方向上發(fā)生運(yùn)動,。相反地,，簡單運(yùn)動(偏航或俯仰)是非復(fù)合運(yùn)動。偏航可以與俯仰聯(lián)合,，產(chǎn)生傾斜轉(zhuǎn)彎或滾動效果,。 飛行搖桿 向前或向后移動飛行搖桿，即調(diào)節(jié)飛機(jī)的平衡器,，可改變機(jī)頭的仰俯角,。將搖桿向后拉，即利用后搖桿可使機(jī)頭升高,，將搖桿向前推,，即使用前搖桿，可使機(jī)頭下降,。將搖桿向左右移動,，即使用側(cè)向搖桿，可控制飛機(jī)的副翼,。例如,，搖桿向左移，飛機(jī)向左滾動,。搖桿向右移,，飛機(jī)向右滾動。 方向舵腳踏板 方向舵和腳踏板可移動飛機(jī)的舵,，控制飛機(jī)偏航,。右舵飛機(jī)機(jī)頭向右偏，左舵飛機(jī)機(jī)頭向左偏,。航速高于1馬赫時,，F15E戰(zhàn)機(jī)的舵鎖定。這意味著,，航速高于1馬赫時,，你踏不動舵。舵鎖定是為飛機(jī)控制時提供的一個保險,。 利用舵也可以做滾動,，此時，飛機(jī)向舵給的方向滾動,。舵主要用于射擊瞄準(zhǔn)和自旋螺狀態(tài)的恢復(fù),。你可以用舵腳踏板或通過鍵盤敲RUDDER—LEFT(“，”鍵)或RUDDER—RIGHT(“．”鍵)來控制舵,。 油門 油門控制引擎推力輸出,。油門向后拉降低引擎輸出，油門向前推增大引擎輸出,。不用補(bǔ)燃器時引擎的最大輸出稱為軍用功率,。補(bǔ)燃器通過將原燃料泵人排氣管中再點(diǎn)燃它，來增加引擎的輸出,。推力的增大幅度是相當(dāng)大的,，但是燃料的消耗也非常快的,。 在游戲中你可以用油門裝置控制油門的閥位(如下所述),，你也可以用相應(yīng)的鍵盤輸入來控制推力。 油門的閥位 效果,，鍵盤操作完全移向前方 節(jié)流器增至最大／與補(bǔ)燃器連接THROTTLE—AB”＼”向前移動大部分 節(jié)流器增至軍用功率 THROTTLE—MIL”Shift“十”＝"稍稍移向前 節(jié)流器增大 THROTTLE—UP”＝0●稍稍移向后 節(jié)流器減小 THR0訂LE—DOWN”—”完全移向后方 節(jié)流器調(diào)到飛行空轉(zhuǎn) THR01TLE—IDLE”Shift” 飛行特性 飛行特性反映飛機(jī)的穩(wěn)定性和機(jī)動能力,。飛機(jī)的形狀,、重量、外補(bǔ)給品和機(jī)內(nèi)飛行控制系統(tǒng)決定了它在特定飛行包線中的飛行特性。當(dāng)飛機(jī)的重心,、升力,、速度和總動量變化時，飛行特性也可能變化,。在 轉(zhuǎn)彎特性 轉(zhuǎn)彎特性是飛機(jī)在飛行中改變方向的能力，轉(zhuǎn)彎特性經(jīng)?？僧?dāng)作它的機(jī)動能力,。轉(zhuǎn)彎時飛機(jī)受到的G倍數(shù)的力通常表示了飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的難易程度?？梢杂脙煞N方法(瞬時和持續(xù)特性)來描述飛機(jī)的最大轉(zhuǎn)彎特性,。在轉(zhuǎn)彎時所感覺到的加速度為負(fù)荷系數(shù)。 負(fù)荷系數(shù),。它是轉(zhuǎn)彎時所產(chǎn)生的離心加速度的分力,、轉(zhuǎn)彎使飛機(jī)的加速度增大，再加上G力,，這就是負(fù)荷系數(shù),。航速越高，轉(zhuǎn)彎時的負(fù)荷系數(shù)越大,。 瞬時轉(zhuǎn)彎能力,。可以認(rèn)為是飛機(jī)在某一瞬時最好的轉(zhuǎn)彎能力,。隨著航速和飛行高度變化,，瞬時轉(zhuǎn)彎能力也變化。飛機(jī)所產(chǎn)生的升力大小直接與瞬時轉(zhuǎn)彎能力有關(guān),。 Vn圖用圖形描述了負(fù)荷系數(shù)與航速的關(guān)系,。在 持續(xù)持續(xù)能力。在持續(xù)轉(zhuǎn)彎時,，飛機(jī)在一段時間內(nèi),，保持特定的轉(zhuǎn)彎速度和轉(zhuǎn)彎半徑。為了保持當(dāng)前的升力和高度,，負(fù)荷系數(shù)至少為1,。 高負(fù)荷系數(shù)可改善飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎特性，但阻力增大,。飛機(jī)總的轉(zhuǎn)彎特性決定于它的推力／重量比和升力大小,。 用低航速持續(xù)轉(zhuǎn)彎較佳,，通常，航速越低(到達(dá)某一航速),，轉(zhuǎn)彎動作可能越快,。這就是老飛行員相信的“慢下來，可以快到達(dá)”口頭禪,。 轉(zhuǎn)彎速率和轉(zhuǎn)彎半徑 轉(zhuǎn)彎特性用轉(zhuǎn)彎速率和轉(zhuǎn)彎半徑來度量,。飛機(jī)每秒鐘能轉(zhuǎn)彎的度數(shù)為轉(zhuǎn)彎速率,。航速越高,，傾斜角越小，飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎速率也越小,。飛機(jī)完成轉(zhuǎn)彎所需半徑長度為轉(zhuǎn)彎半徑,。轉(zhuǎn)彎半徑隨航速增大和向外傾斜角度減小而增大。高轉(zhuǎn)彎速率和小轉(zhuǎn)彎半徑可以得到最好的轉(zhuǎn)彎特性,。攻角影響轉(zhuǎn)彎特性,。 在轉(zhuǎn)彎最急時攻角接近30個單位，但不能超過此值,。在最佳轉(zhuǎn)變時(盡快轉(zhuǎn)彎),，其目的是犧牲轉(zhuǎn)彎半徑節(jié)省總沖量，此時的攻用較小,，一般為16—22個單位,。 轉(zhuǎn)彎速度 在給定高度上，無結(jié)構(gòu)故障轉(zhuǎn)彎時產(chǎn)生最大升力所對應(yīng)的航速稱為轉(zhuǎn)彎速度,。轉(zhuǎn)彎速度給出最好的轉(zhuǎn)彎特性,，即在轉(zhuǎn)彎半徑盡可能小的情況下，轉(zhuǎn)彎速率盡可能高,。在轉(zhuǎn)彎速度時,，飛機(jī)具有最好的持續(xù)轉(zhuǎn)彎特性。 轉(zhuǎn)彎速度表示如Vn圖中,。值得注意的是,，轉(zhuǎn)彎速度是在飛機(jī)以在結(jié)構(gòu)極限范圍內(nèi)能提供最大升力所對應(yīng)的航速時產(chǎn)生的。 自動控制系統(tǒng) 由于飛機(jī)的形狀,、重量和結(jié)構(gòu)度不同,，所以每架飛機(jī)有各自的操作性能，F—15E飛機(jī)也不例外,。Strike Eagle飛機(jī)有幾個幫助你操作飛機(jī)的系統(tǒng),。 第一個是控制增強(qiáng)系統(tǒng)(CAS)，其目的是使作用于位于飛行包線內(nèi)正常飛行的飛機(jī)上的G力穩(wěn)定,。該系統(tǒng)可以根據(jù)飛行條件的不同,，自動調(diào)節(jié)飛機(jī)原來的俯仰,、滾動和偏航輸入。如CAS正確操作,，你就可以在飛行中使飛行搖桿上的力和G力一定,，而不管航速或負(fù)荷的變化。 F—15E飛機(jī)上使用的另一個系統(tǒng)是俯仰微調(diào)補(bǔ)償器(PTC),，它可自動微調(diào)飛機(jī)的俯仰角(微調(diào)過程借助飛機(jī)上的計算機(jī)自動微調(diào),，保持穩(wěn)定的 在高馬赫數(shù)和高攻角時飛機(jī)的操作不同,，飛行控制很容易過補(bǔ)償,。自動飛行控制系統(tǒng)(AFCS)通過調(diào)節(jié)你所給的每個控制輸入來彌合它們之間的差距，所以航速和攻角變化的反效應(yīng)最小,。這樣可以促使StrikeEagle飛機(jī)進(jìn)入飛包線中,。 AFCS可調(diào)節(jié)武器和燃料負(fù)荷的不平衡和彌補(bǔ)一個引擎的損壞。在飛機(jī)降落時也可做一定的調(diào)節(jié),。但是此時如果攻角太大(超過30個單位),，可能會產(chǎn)生不希望的偏航。 |
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