第04章飛行原理1航空概論

1、航空航天概論 回目錄頁一個方程：連續(xù)性方程一個方程：連續(xù)性方程一個概念：流線一個概念：流線一個定理：伯努利定理一個定理：伯努利定理一個推論一個推論一個小實驗：紙條吹風試驗一個小實驗：紙條吹風試驗兩個實例兩個實例第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.1回目錄頁流體連續(xù)性方程的實質(zhì)：流體連續(xù)性方程的實質(zhì)： 變截面流體管變截面流體管道中，單位時間內(nèi)流體通過任一截面的流道中，單位時間內(nèi)流體通過任一截面的流量（量（ s v）相等。）相等。流體連續(xù)性方程：流體連續(xù)性方程： 1s1v1= 2s2v2 = 3s3v3 =const.即：即： s v = const. 當流體不可壓縮時，當流體不

2、可壓縮時，即：即： = const. 時：時：有：有：s v = const.第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.1回目錄頁 流線：流體微團流動所經(jīng)過的路線。流線：流體微團流動所經(jīng)過的路線。 在管道中流體流速的快慢，可用管道中流線的在管道中流體流速的快慢，可用管道中流線的稠密程度來表示。凡是流線稠密的地方，表示管道稠密程度來表示。凡是流線稠密的地方，表示管道細，流體受到約束，流速快；反之，則慢。細，流體受到約束，流速快；反之，則慢。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.1伯努利定理伯努利定理 管道中以穩(wěn)定的速度流動的流體，若流體管道中以穩(wěn)定的速度流動的流體，若

3、流體不可壓縮，且與外界無能量交換，則沿管道各不可壓縮，且與外界無能量交換，則沿管道各點的流體的動壓與靜壓之和等于常量。點的流體的動壓與靜壓之和等于常量。伯努利方程伯努利方程 p+1/2 v2 = P = const.回目錄頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理低速流動空氣的特性低速流動空氣的特性 根據(jù)流體連續(xù)性方程和伯努利定理，可根據(jù)流體連續(xù)性方程和伯努利定理，可以得到以下：以得到以下：流體在管道中流動時，凡是管流體在管道中流動時，凡是管道剖面大的地方，流體的流速就小，流體的道剖面大的地方，流體的流速就小，流體的靜壓靜壓 就大，而管道剖面小的地方，流速就大，就大，而管道剖面小的地

4、方，流速就大，靜壓就小。靜壓就小。即：即： 若若 s1 s2 s3 則則 v1 v2 v3 p1 p2 p3 4.1回目錄頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.1回目錄頁壓力壓力第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.1回目錄頁生活中的兩個實例生活中的兩個實例 第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理 4.2.1 機翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)機翼、翼型及其有關(guān)參數(shù)：機翼的橫剖面形狀。翼形最前端：機翼的橫剖面形狀。翼形最前端的一點叫的一點叫“前緣前緣”，最后端一點，最后端一點叫叫“后緣后緣”。：機翼翼尖兩端點：機翼翼尖兩端點 之間的距離，也之間的距離，也 叫展

5、長，以叫展長，以“L”表表 示。示。 4.2.1(1)回目錄頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理：翼型前后緣之間的連線；其長度：翼型前后緣之間的連線；其長度稱為弦長，通常以稱為弦長，通常以 b 表示。表示。4.2.1(2)回目錄頁：以翼弦為基礎(chǔ)作垂線，每一條垂：以翼弦為基礎(chǔ)作垂線，每一條垂線在翼形內(nèi)的長度即為該處的翼線在翼形內(nèi)的長度即為該處的翼型厚度，以型厚度，以c表示。表示。：厚度線中點的連線叫中弧線。中：厚度線中點的連線叫中弧線。中弧線與翼弦之間的最大距離叫翼弧線與翼弦之間的最大距離叫翼形的最大彎度，以形的最大彎度，以fmax表示。表示。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機

6、飛行的基本原理：展長和平均弦長之比：展長和平均弦長之比。：機翼的翼根弦長與翼尖弦長之：機翼的翼根弦長與翼尖弦長之比，也稱比，也稱“梯形比梯形比”或或“尖削尖削比比”,以以= b根弦根弦/ b梢弦梢弦表示。表示。：通常以：通常以表示表示 前緣后掠角：前緣后掠角：機翼前緣同垂直于飛機縱軸機翼前緣同垂直于飛機縱軸的直線之間的夾角，以的直線之間的夾角，以0表示；表示； 后緣后掠角后緣后掠角1 1/4弦線后掠角弦線后掠角0.25 4.2.1(4)回目錄頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.1(5)回目錄頁： 機翼的底面同垂直于飛機立軸機翼的底面同垂直于飛機立軸的平面之間的夾角，以的

7、平面之間的夾角，以表示。表示。：翼弦與相對氣流速度：翼弦與相對氣流速度v之間的夾之間的夾角，也稱為飛機的攻角，通常角，也稱為飛機的攻角，通常以以表示。表示。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.1(6)回目錄頁回翼型回翼弦回厚彎度第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.1(7)回目錄頁回翼展回機翼參數(shù)S第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.1(8)回目錄頁上一頁上反角下反角第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.1(9)回目錄頁上一頁LRD第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.1(10)回目錄頁第四

8、章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.2 飛機的升力飛機的升力4.2.2(1)回目錄頁通常，機翼翼型的上表通常，機翼翼型的上表面凸起較多而下表面比較平面凸起較多而下表面比較平直，再加上有一定的迎角。直，再加上有一定的迎角。這樣，從前緣到后緣，上翼這樣，從前緣到后緣，上翼面的氣流流速就比下翼面的面的氣流流速就比下翼面的流速快；上翼面的靜壓也就流速快；上翼面的靜壓也就比下翼面的靜壓低，上下翼比下翼面的靜壓低，上下翼面間形成壓力差，此靜壓差面間形成壓力差，此靜壓差稱為作用在機翼上的空氣動稱為作用在機翼上的空氣動力。力。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.2(2)

9、回目錄頁空氣動力是分布力，空氣動力是分布力，其合力的作用點叫做壓其合力的作用點叫做壓力中心?？諝鈩恿狭αχ行摹？諝鈩恿狭υ诖怪庇跉饬魉俣确较蛟诖怪庇跉饬魉俣确较蛏系姆至烤褪菣C翼的升上的分量就是機翼的升力。力?？諝鈩恿Φ姆植茧S迎空氣動力的分布隨迎角的不同而變化。因此，角的不同而變化。因此，飛機升力的大小也隨迎飛機升力的大小也隨迎角的改變而變化。角的改變而變化。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.2(3)回目錄頁升力的計算公式：升力的計算公式：SvCYy）（221式中：式中： 為飛機所在高度處的空氣密度，為飛機所在高度處的空氣密度， v為飛機的飛行速度為飛機的飛行速度,

10、(1/2v2)稱為動壓稱為動壓; S為機翼的面積，為機翼的面積， Cy為升力系數(shù)。為升力系數(shù)。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.2(4)回目錄頁對于某一種翼型、對于某一種翼型、某一種機翼剖面形狀，某一種機翼剖面形狀，通常通過實驗來獲得通常通過實驗來獲得升力系數(shù)與迎角的關(guān)升力系數(shù)與迎角的關(guān)系曲線，即系曲線，即Cy曲曲線。線。零升力迎角零升力迎角Cy第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.2(5)回目錄頁在在Cy曲線中，對應(yīng)于升力系數(shù)等于零曲線中，對應(yīng)于升力系數(shù)等于零的迎角稱為零升力迎角；對應(yīng)于最大升力系的迎角稱為零升力迎角；對應(yīng)于最大升力系數(shù)數(shù)Cymax

11、的迎角叫臨界迎角或失速迎角。的迎角叫臨界迎角或失速迎角。當飛機的迎角小于臨界迎角時，升力系當飛機的迎角小于臨界迎角時，升力系數(shù)隨著迎角的增大而增大；數(shù)隨著迎角的增大而增大；當飛機迎角超過當飛機迎角超過臨界迎角后，迎角增大，升力系數(shù)卻急劇下臨界迎角后，迎角增大，升力系數(shù)卻急劇下降，這種現(xiàn)象稱為降，這種現(xiàn)象稱為。 第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.2(6)回目錄頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.2(7)回目錄頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.2(7) 一些提高飛機抗失一些提高飛機抗失速能力的常用措施速能力的常用措施 鴨翼先

12、失速，以提高飛鴨翼先失速，以提高飛機整體的抗失速能力機整體的抗失速能力回目錄頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.3(1)回目錄頁4.2.3 飛機的阻力飛機的阻力作用在飛機上的空作用在飛機上的空氣動力在平行于氣流速度氣動力在平行于氣流速度方向上的分力就是飛機的方向上的分力就是飛機的阻力。阻力。按阻力產(chǎn)生的原因，飛機低速飛行按阻力產(chǎn)生的原因，飛機低速飛行時的阻力一般可分為：時的阻力一般可分為：、。高速飛行。高速飛行還有還有第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理摩擦阻力回目錄頁當氣流流過飛機表面時，由于空氣當氣流流過飛機表面時，由于空氣存在粘性，空氣微團與飛機表面

13、發(fā)生摩存在粘性，空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動，由此而產(chǎn)生的擦，阻滯了氣流的流動，由此而產(chǎn)生的阻力叫做摩擦阻力。阻力叫做摩擦阻力。摩擦阻力是在摩擦阻力是在中產(chǎn)生的。中產(chǎn)生的。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理附面層(1)回目錄頁所謂附面層就是緊貼物體表面，流速所謂附面層就是緊貼物體表面，流速由外部流體的自由流速逐漸降低到零的那由外部流體的自由流速逐漸降低到零的那一層薄薄的空氣層。一層薄薄的空氣層。附面層中氣附面層中氣流的流動情況也流的流動情況也是不同的，可分是不同的，可分為為和和。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理附面層(2)回目錄頁 層流附

14、面層：氣流各層不相混雜而成層流流層流附面層：氣流各層不相混雜而成層流流動，其摩擦阻力較小。動，其摩擦阻力較小。 紊流附面層：氣流活動雜亂無章，并出現(xiàn)漩紊流附面層：氣流活動雜亂無章，并出現(xiàn)漩渦和橫向運動，但整個附面層仍然附渦和橫向運動，但整個附面層仍然附著于翼面，其摩擦阻力較大。著于翼面，其摩擦阻力較大。上一頁 尾跡：附面層脫離了翼面而形成大量宏觀的尾跡：附面層脫離了翼面而形成大量宏觀的漩渦。漩渦。 轉(zhuǎn)捩點：層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥狞c。轉(zhuǎn)捩點：層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥狞c。 分離點：附面層開始脫離翼面的點。分離點：附面層開始脫離翼面的點。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理壓

15、差阻力壓差阻力回目錄頁運動著的物體前后由于壓力差而形成的運動著的物體前后由于壓力差而形成的阻力叫做壓差阻力。阻力叫做壓差阻力。壓差阻力壓差阻力與物體的迎風與物體的迎風面積、物體的面積、物體的形狀以及物體形狀以及物體在氣流中的位在氣流中的位置都有很大關(guān)置都有很大關(guān)系。系。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力 回目錄頁誘導(dǎo)阻力是翼面所獨有的一種阻力，它是伴誘導(dǎo)阻力是翼面所獨有的一種阻力，它是伴隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，因此可以說它是為了產(chǎn)隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，因此可以說它是為了產(chǎn)生升力而付出的一種生升力而付出的一種“代價代價”。 第四章第四章 飛機飛行的基本原理

16、飛機飛行的基本原理誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力 回目錄頁 欲減小誘導(dǎo)阻力，可欲減小誘導(dǎo)阻力，可增加翼尖小翼增加翼尖小翼，并盡可，并盡可能能加大機翼的展弦比加大機翼的展弦比。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理干擾阻力干擾阻力回目錄頁干擾阻力就是飛機各部分之間由于氣干擾阻力就是飛機各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.2.4(2)回目錄頁阻力的計算公式：阻力的計算公式：SvCXx）（221與計算升力時不同的是：與計算升力時不同的是：vCx為阻力系數(shù)。對某一翼型、某一平面形狀為阻力系數(shù)。對某

17、一翼型、某一平面形狀的機翼而言，阻力系數(shù)的機翼而言，阻力系數(shù)Cx不僅與迎角不僅與迎角有關(guān)，有關(guān)，而且還與速度而且還與速度v的大小有很大關(guān)系。阻力系數(shù)的大小有很大關(guān)系。阻力系數(shù)曲線同樣也由試驗獲得。曲線同樣也由試驗獲得。vS為參考面積，計算時應(yīng)視使用的部件不同而為參考面積，計算時應(yīng)視使用的部件不同而不同。不同。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.1(1)回目錄頁下一頁音波：音波：聲源在空氣中震動，會使周圍空聲源在空氣中震動，會使周圍空氣形成周期性的壓強和密度變氣形成周期性的壓強和密度變化的疏密波。傳播聲音的空氣化的疏密波。傳播聲音的空氣疏密波叫做音波。疏密波叫做音波。音速：

18、音速：音波在空氣中傳播的速度。音波在空氣中傳播的速度。4.3.1 音速和馬赫數(shù)音速和馬赫數(shù)第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.1(2)回目錄頁下一頁馬赫數(shù)：馬赫數(shù)：vv馬赫數(shù)簡稱馬赫數(shù)簡稱M數(shù)，用以描述空氣受壓數(shù)，用以描述空氣受壓縮的程度。縮的程度。vv馬赫數(shù)的數(shù)學表達式為：馬赫數(shù)的數(shù)學表達式為： M= v / a 式中：式中：v表示飛機在一定高度上的飛表示飛機在一定高度上的飛行速度，行速度，a表示當時飛機所在位置處表示當時飛機所在位置處的音速。的音速。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.1(3)回目錄頁vv簡單地劃分：簡單地劃分： M 1：亞音速飛

19、行：亞音速飛行 M 1：超音速飛行：超音速飛行 M 1：等音速飛行等音速飛行vv航空上劃分：航空上劃分： 亞音速區(qū)：亞音速區(qū)： M 0.75 跨音速區(qū)：跨音速區(qū)： 0.75 M 1.2 超音速區(qū)：超音速區(qū)： 1.2M 5.0 高超音速區(qū)：高超音速區(qū)： M5.0第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.2(1)回目錄頁下一頁當氣流速度接近和高于音速時，當氣流速度接近和高于音速時，大氣呈現(xiàn)出強烈的壓縮和膨脹現(xiàn)象大氣呈現(xiàn)出強烈的壓縮和膨脹現(xiàn)象，壓力、密度和溫度都會發(fā)生顯著的變壓力、密度和溫度都會發(fā)生顯著的變化，氣流特性會出現(xiàn)一些不同于低速化，氣流特性會出現(xiàn)一些不同于低速流動的質(zhì)的差別

20、。流動的質(zhì)的差別。4.3.2 高速氣流的特性高速氣流的特性第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.2(2)回目錄頁 在高速流動時，一維流管中氣流在高速流動時，一維流管中氣流速度速度v和所流過的流管截面積和所流過的流管截面積s之間的之間的關(guān)系為：關(guān)系為： 式中，式中，M為氣流的馬赫數(shù)，為氣流的馬赫數(shù)，ds為流管為流管截面積截面積s的變化量；的變化量；dv為氣流速度為氣流速度v的的變化量。變化量。 vdvMsds) 1(2 第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.3.1(1)回目錄頁 擾動源在靜止的空氣中以速度擾動源在靜止的空氣中以速度v作等速直線運動，根據(jù)擾動

21、源的不同作等速直線運動，根據(jù)擾動源的不同運動速度，會出現(xiàn)四種可能的情況：運動速度，會出現(xiàn)四種可能的情況：擾動源靜止不動：擾動源靜止不動：M0擾動源以亞音速運動：擾動源以亞音速運動：0 M 1擾動源以等音速運動：擾動源以等音速運動：M 1擾動源以超音速運動：擾動源以超音速運動：M 1第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理M=0回目錄頁由于擾動源由于擾動源靜止不動，所以靜止不動，所以擾動波以音速擾動波以音速a向四周傳播，形向四周傳播，形成以擾動源為中成以擾動源為中心的同心球面波。心的同心球面波。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理0M1回目錄頁由于擾動源由于擾動源以

22、亞音速運動，以亞音速運動，所以擾動源總是所以擾動源總是落后于擾動波，落后于擾動波，形成偏向擾動源形成偏向擾動源前進方向的不同前進方向的不同心球面波。心球面波。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理M=1回目錄頁由于擾動源以音由于擾動源以音速運動，所以擾動波速運動，所以擾動波總是與擾動源同時到總是與擾動源同時到達某一點，擾動波都達某一點，擾動波都迭聚在擾動源處，形迭聚在擾動源處，形成一個垂直于擾動源成一個垂直于擾動源前進方向的波面。此前進方向的波面。此波面成為受擾和未受波面成為受擾和未受擾空氣的分界面。擾空氣的分界面。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理M1

23、回目錄頁由于擾動源以超由于擾動源以超音速運動，所以擾動音速運動，所以擾動波總是落后于擾動源，波總是落后于擾動源，在擾動源后面形成一在擾動源后面形成一個圓錐面，所有擾動個圓錐面，所有擾動波都被局限在這個錐波都被局限在這個錐面內(nèi)。面內(nèi)。上一頁該錐面稱為馬赫錐，馬赫該錐面稱為馬赫錐，馬赫 錐錐 的半頂角稱的半頂角稱為馬赫角為馬赫角。顯然，。顯然，M數(shù)越大，馬赫數(shù)越大，馬赫 錐就越尖錐就越尖銳。銳。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理激波：當飛機以等音速或超音速飛行時，激波：當飛機以等音速或超音速飛行時，在其前面也會出現(xiàn)由無數(shù)較強的在其前面也會出現(xiàn)由無數(shù)較強的波迭聚而成的波面，這個波面就

24、波迭聚而成的波面，這個波面就稱為稱為。4.3.3.2(1)回目錄頁下一頁激波特性：激波特性：激波是一層受到強烈壓縮的空氣層。激波是一層受到強烈壓縮的空氣層。氣流通過激波時，壓強、密度、溫度氣流通過激波時，壓強、密度、溫度突然增加，而速度卻大大降低。突然增加，而速度卻大大降低。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理激波激波回目錄頁回激波分類回激波第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.3.2(2)回目錄頁下一頁激波分類：激波分類：波面：波面 與飛行速度垂直。與飛行速度垂直。：波面相對于飛行速度有傾斜角。：波面相對于飛行速度有傾斜角。波阻：波阻：空氣在通過激波時，受到

25、阻滯，空氣在通過激波時，受到阻滯，流速急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱流速急驟降低，由阻滯產(chǎn)生的熱量使空氣加熱。加熱所需的能量量使空氣加熱。加熱所需的能量來自動能的消耗，動能的消耗就來自動能的消耗，動能的消耗就表示產(chǎn)生了阻力。因為這一阻力表示產(chǎn)生了阻力。因為這一阻力是由于形成激波而產(chǎn)生的，所以是由于形成激波而產(chǎn)生的，所以叫做波阻。叫做波阻。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.3.2(3)回目錄頁 正激波的波阻總是大于斜激波的正激波的波阻總是大于斜激波的波阻波阻；且激波面越傾斜，且激波面越傾斜，波阻波阻就越小。就越小。影響激波強度的因素：影響激波強度的因素：物體形狀，尤其是物體形狀

26、，尤其是物體運動速度，即物體運動速度，即第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理形狀影響形狀影響回目錄頁當當M1時：時：上一頁v若物體頭部圓鈍，在物體前面將形成脫體正若物體頭部圓鈍，在物體前面將形成脫體正激波，而沿上下兩端逐漸傾斜成斜激波。激波，而沿上下兩端逐漸傾斜成斜激波。v若物體頭部尖削，形成附著于物體頭部的斜若物體頭部尖削，形成附著于物體頭部的斜激波。激波。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理M數(shù)影響數(shù)影響回目錄頁上一頁v當當M數(shù)等于或稍大于數(shù)等于或稍大于1時，不論物體的時，不論物體的形狀如何，產(chǎn)生的都將是正激波。形狀如何，產(chǎn)生的都將是正激波。v只有當只有當M數(shù)超

27、過數(shù)超過1一定量時，才有可能一定量時，才有可能形成斜激波。形成斜激波。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理當飛機的飛行速度達到一定值但還未當飛機的飛行速度達到一定值但還未達到音速時，飛機上某些部位的局部流速達到音速時，飛機上某些部位的局部流速卻已達到或超過了音速。于是，在這些局卻已達到或超過了音速。于是，在這些局部超音速區(qū)首先開始形成激波。這種在飛部超音速區(qū)首先開始形成激波。這種在飛機的飛行速度尚未達到音速而在機體表面機的飛行速度尚未達到音速而在機體表面4.3.3.3(1)回目錄頁下一頁局部激波局部激波局部產(chǎn)生的激波稱局部產(chǎn)生的激波稱之為之為“”。第四章第四章 飛機飛行的基本原理

28、飛機飛行的基本原理局部激波局部激波回目錄頁局部激波面局部激波面局部超音速區(qū)局部超音速區(qū)局部激波面局部激波面v上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理飛機開始產(chǎn)生局部激波所對應(yīng)的飛行飛機開始產(chǎn)生局部激波所對應(yīng)的飛行馬赫數(shù)稱為馬赫數(shù)稱為“臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)”。臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)臨界速度是亞音速飛行臨界速度是亞音速飛行和跨音速飛行的分界點。和跨音速飛行的分界點。4.3.3.3(2)回目錄頁臨界馬赫數(shù)臨界馬赫數(shù)第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.3.3.4回目錄頁提高飛機的臨界馬赫數(shù)，目的在于推提高飛機的臨界馬赫數(shù)，目的在于推遲局部激波的出現(xiàn)，使飛機不至于過早地遲

29、局部激波的出現(xiàn)，使飛機不至于過早地產(chǎn)生波阻。產(chǎn)生波阻。提高飛機的臨界馬赫數(shù)可以從以下兩提高飛機的臨界馬赫數(shù)可以從以下兩個方面采取必要的措施：個方面采取必要的措施：第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理在機翼剖面形狀方面，可以采用厚在機翼剖面形狀方面，可以采用厚度較小、最大厚度靠近翼弦中部的翼型。度較小、最大厚度靠近翼弦中部的翼型。 剖面形狀剖面形狀回目錄頁 薄翼型薄翼型 厚翼型厚翼型上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理在機翼剖面形狀方面，可以采用后在機翼剖面形狀方面，可以采用后掠機翼。掠機翼。平面形狀平面形狀回目錄頁上一頁 后掠翼機提高后掠翼機提高臨界馬赫數(shù)的臨

30、界馬赫數(shù)的原理原理降低降低機翼上的有效機翼上的有效速度。速度。vvv1v2后掠翼存在的問題后掠翼存在的問題 第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理翼刀翼刀回目錄頁上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理變后掠變后掠回目錄頁上一頁動畫 第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.4.1(1)回目錄頁下一頁穩(wěn)定的概念：穩(wěn)定的概念： 物體的穩(wěn)定是指當物體處于平衡狀態(tài)物體的穩(wěn)定是指當物體處于平衡狀態(tài)時，受到微小的擾動而偏離了原來的平衡時，受到微小的擾動而偏離了原來的平衡狀態(tài)，在擾動消失后能自動恢復(fù)到原來的狀態(tài)，在擾動消失后能自動恢復(fù)到原來的平衡狀態(tài)的特性。平衡狀態(tài)

31、的特性。 4.4.1 飛機的穩(wěn)定飛機的穩(wěn)定第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.4.1(2)回目錄頁下一頁 穩(wěn)定穩(wěn)定 不穩(wěn)定不穩(wěn)定 中立穩(wěn)定中立穩(wěn)定第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.4.1(3)回目錄頁飛機的穩(wěn)定性：飛機的穩(wěn)定性： 飛機的穩(wěn)定性是飛機設(shè)計中衡量飛行飛機的穩(wěn)定性是飛機設(shè)計中衡量飛行品質(zhì)的一個重要參數(shù)。如果飛機受到擾動品質(zhì)的一個重要參數(shù)。如果飛機受到擾動之后，在駕駛員不進行任何操縱的情況下之后，在駕駛員不進行任何操縱的情況下能夠回到受擾動前的原始狀態(tài)，則稱飛機能夠回到受擾動前的原始狀態(tài)，則稱飛機是穩(wěn)定的，反之則稱飛機是不穩(wěn)定的。是穩(wěn)定的，反之則稱

32、飛機是不穩(wěn)定的。 飛機的穩(wěn)定包括飛機的穩(wěn)定包括、和和。下一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理縱向穩(wěn)定縱向穩(wěn)定(1)(1)回目錄頁飛機繞橫軸（飛機繞橫軸（z 軸）的穩(wěn)定叫縱向穩(wěn)軸）的穩(wěn)定叫縱向穩(wěn)定，它定，它反映了飛機的俯仰穩(wěn)定特性反映了飛機的俯仰穩(wěn)定特性。飛機主要靠水平尾翼和機翼來保證縱飛機主要靠水平尾翼和機翼來保證縱向穩(wěn)定，而飛機的重心位置對飛機的縱向向穩(wěn)定，而飛機的重心位置對飛機的縱向穩(wěn)定有很大影響。穩(wěn)定有很大影響。 下一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理縱向穩(wěn)定縱向穩(wěn)定(2)(2)回目錄頁當飛機受到縱向擾動后，飛機的迎角當飛機受到縱向擾動后，飛機的迎角改

33、變，水平尾翼和機翼所產(chǎn)生的附加力對改變，水平尾翼和機翼所產(chǎn)生的附加力對重心均形成恢復(fù)力矩。重心均形成恢復(fù)力矩。 可見，飛機的可見，飛機的重心位置對飛機的重心位置對飛機的縱向穩(wěn)定有很大影縱向穩(wěn)定有很大影響。重心越靠后，響。重心越靠后，所產(chǎn)生的恢復(fù)力矩所產(chǎn)生的恢復(fù)力矩就越小，即穩(wěn)定性就越小，即穩(wěn)定性就越差，甚至有可就越差，甚至有可能變?yōu)椴环€(wěn)定的。能變?yōu)椴环€(wěn)定的。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理方向穩(wěn)定方向穩(wěn)定回目錄頁飛機繞立軸（飛機繞立軸（y 軸）的穩(wěn)定叫方向穩(wěn)軸）的穩(wěn)定叫方向穩(wěn)定，也叫航向穩(wěn)定。定，也叫航向穩(wěn)定。飛機主要靠飛機主要靠來保證其方向穩(wěn)來保證其方向穩(wěn)定。定。飛機的側(cè)面

34、迎風面積、機翼后掠角、飛機的側(cè)面迎風面積、機翼后掠角、發(fā)動機短艙等對飛機的方向穩(wěn)定也有一定發(fā)動機短艙等對飛機的方向穩(wěn)定也有一定的影響。的影響。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理垂尾作用垂尾作用回目錄頁當飛機受到方向擾動發(fā)生偏航后，氣當飛機受到方向擾動發(fā)生偏航后，氣流與垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾流與垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾上一頁垂直尾翼與方向穩(wěn)定垂直尾翼與方向穩(wěn)定翼上產(chǎn)生附翼上產(chǎn)生附加側(cè)向力，加側(cè)向力，相對于重心相對于重心形成方向穩(wěn)形成方向穩(wěn)定力矩。定力矩。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理側(cè)向穩(wěn)定側(cè)向穩(wěn)定回目錄頁飛機繞縱軸（飛機繞縱軸（x軸）

35、的穩(wěn)定叫側(cè)向穩(wěn)軸）的穩(wěn)定叫側(cè)向穩(wěn)定，它定，它反映了飛機的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性反映了飛機的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性。保證飛機側(cè)向穩(wěn)定的主要因素有保證飛機側(cè)向穩(wěn)定的主要因素有、和和。 上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理上反角作用上反角作用回目錄頁當飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于存在上當飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于存在上反角，使左、右機翼的迎角大小不等，左、右反角，使左、右機翼的迎角大小不等，左、右機翼所產(chǎn)生的附加升力也不等，這兩個力的差機翼所產(chǎn)生的附加升力也不等，這兩個力的差上一頁相對于重心形成恢相對于重心形成恢復(fù)力矩。復(fù)力矩。 上反角越大，上反角越大，飛機的側(cè)向穩(wěn)定就飛機的側(cè)向穩(wěn)定就越好。相反，

36、下反越好。相反，下反角則起側(cè)向不穩(wěn)定角則起側(cè)向不穩(wěn)定作用。作用。上反角與側(cè)向穩(wěn)定上反角與側(cè)向穩(wěn)定第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理后掠角作用后掠角作用回目錄頁當飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于后掠角當飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于后掠角的存在，使兩側(cè)機翼上的有效速度大小不等，的存在，使兩側(cè)機翼上的有效速度大小不等，兩側(cè)機翼所產(chǎn)生的附加升力也就不等，兩者之兩側(cè)機翼所產(chǎn)生的附加升力也就不等，兩者之差相對于重心形成恢復(fù)力矩。差相對于重心形成恢復(fù)力矩。后掠角后掠角越大，側(cè)向越大，側(cè)向穩(wěn)定作用也穩(wěn)定作用也就越強。就越強。后掠角與側(cè)向穩(wěn)定后掠角與側(cè)向穩(wěn)定上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機

37、飛行的基本原理垂尾作用垂尾作用回目錄頁垂直尾翼之所以能對飛機產(chǎn)生側(cè)向穩(wěn)垂直尾翼之所以能對飛機產(chǎn)生側(cè)向穩(wěn)定作用，是因為當出現(xiàn)了側(cè)滑以后，垂直定作用，是因為當出現(xiàn)了側(cè)滑以后，垂直尾翼上產(chǎn)生的附加側(cè)向力的作用點位于飛尾翼上產(chǎn)生的附加側(cè)向力的作用點位于飛機重心的上方，因而相對于重心也形成恢機重心的上方，因而相對于重心也形成恢復(fù)力矩。復(fù)力矩。腹鰭因位于重心（機身）的后下方，腹鰭因位于重心（機身）的后下方，則起方向穩(wěn)定作用和側(cè)向不穩(wěn)定作用。則起方向穩(wěn)定作用和側(cè)向不穩(wěn)定作用。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.4.1(4)回目錄頁可以看出，飛機的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)可以看出，飛機的側(cè)向穩(wěn)

38、定和方向穩(wěn)定是緊密聯(lián)系且相互影響的，因此通常合定是緊密聯(lián)系且相互影響的，因此通常合稱為稱為“橫側(cè)穩(wěn)定橫側(cè)穩(wěn)定”。飛機的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)定必須很好飛機的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)定必須很好匹配。如若匹配不當，飛機將有可能出現(xiàn)匹配。如若匹配不當，飛機將有可能出現(xiàn)“螺旋不穩(wěn)定螺旋不穩(wěn)定”或或“荷蘭滾荷蘭滾”現(xiàn)象?，F(xiàn)象。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.4.2(1)回目錄頁下一頁飛機的操縱是指駕駛員通過飛機的操飛機的操縱是指駕駛員通過飛機的操縱機構(gòu)來改變飛機的飛行狀態(tài)。縱機構(gòu)來改變飛機的飛行狀態(tài)。飛機的操縱性則指的是飛機對操縱的飛機的操縱性則指的是飛機對操縱的反應(yīng)特性，又可以稱為飛機的操縱品

39、質(zhì)。反應(yīng)特性，又可以稱為飛機的操縱品質(zhì)。4.4.2 飛機的操縱飛機的操縱飛機的操縱與操縱性：飛機的操縱與操縱性：第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.4.2(2)回目錄頁下一頁飛機的操縱主要是通過駕駛桿和腳蹬飛機的操縱主要是通過駕駛桿和腳蹬等操縱機構(gòu)偏轉(zhuǎn)飛機的三個主操縱面等操縱機構(gòu)偏轉(zhuǎn)飛機的三個主操縱面升降舵、方向舵和副翼來實現(xiàn)的。升降舵、方向舵和副翼來實現(xiàn)的。飛機的操縱包括飛機的操縱包括、和和。飛機操縱的實現(xiàn)：飛機操縱的實現(xiàn)：第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理俯仰操縱俯仰操縱回目錄頁使飛機繞橫軸（使飛機繞橫軸（z 軸）作俯仰（縱向）運軸）作俯仰（縱向）運動的操

40、縱叫俯仰操縱，也稱縱向操縱。動的操縱叫俯仰操縱，也稱縱向操縱。通過推、拉駕駛桿，使飛機的升降舵（或通過推、拉駕駛桿，使飛機的升降舵（或全動平尾）向下或向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，全動平尾）向下或向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，從而使飛機低頭或抬頭作俯仰運動。從而使飛機低頭或抬頭作俯仰運動。 飛機的俯仰操縱飛機的俯仰操縱上一頁升降舵升降舵駕駛桿駕駛桿駕駛桿駕駛桿第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理方向操縱方向操縱回目錄頁使飛機繞立軸（使飛機繞立軸（y 軸）軸）作偏航運動的操縱叫方向作偏航運動的操縱叫方向操縱，也稱航向操縱。操縱，也稱航向操縱。通過蹬腳蹬，使飛機通過蹬腳蹬，使飛機的方向舵向左或向

41、右的方向舵向左或向右 偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生偏航偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生偏航力矩，從而使飛力矩，從而使飛機向左或向右作機向左或向右作偏航運動。偏航運動。飛機的方向操縱飛機的方向操縱方向舵方向舵上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理側(cè)向操縱側(cè)向操縱回目錄頁使飛機繞縱軸（使飛機繞縱軸（x 軸）作滾轉(zhuǎn)（傾側(cè)）運軸）作滾轉(zhuǎn)（傾側(cè)）運動的操縱叫側(cè)向操縱。動的操縱叫側(cè)向操縱。 上一頁通過左壓或右壓通過左壓或右壓駕駛桿駕駛桿( (左轉(zhuǎn)或右轉(zhuǎn)手左轉(zhuǎn)或右轉(zhuǎn)手輪輪) )使飛機的左、右副使飛機的左、右副翼一側(cè)向下另一側(cè)向翼一側(cè)向下另一側(cè)向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)( (傾傾側(cè)側(cè)) )力矩，從而使飛機力矩，從而使飛機向

42、左或向右作滾轉(zhuǎn)向左或向右作滾轉(zhuǎn)( (傾傾側(cè)側(cè)) )運動。運動。飛機的側(cè)向操縱飛機的側(cè)向操縱第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.4.2(3)回目錄頁下一頁同樣，在實際同樣，在實際飛行中，方向操縱飛行中，方向操縱和側(cè)向操縱也是不和側(cè)向操縱也是不可分的，經(jīng)常是相可分的，經(jīng)常是相互配合、協(xié)調(diào)進行，互配合、協(xié)調(diào)進行，因此方向操縱和航因此方向操縱和航向操縱也常合稱為向操縱也常合稱為“橫側(cè)向操縱橫側(cè)向操縱”。方向操縱與側(cè)向操縱：方向操縱與側(cè)向操縱：第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.4.2(4)回目錄頁飛機的操縱與飛機的穩(wěn)定之間存在著飛機的操縱與飛機的穩(wěn)定之間存在著一定的

43、排斥關(guān)系，因此在飛機設(shè)計時必須一定的排斥關(guān)系，因此在飛機設(shè)計時必須統(tǒng)籌考慮，協(xié)調(diào)處理，以滿足不同飛機的統(tǒng)籌考慮，協(xié)調(diào)處理，以滿足不同飛機的不同需要。不同需要。飛機的操縱與飛機的穩(wěn)定：飛機的操縱與飛機的穩(wěn)定： 第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.5.1回目錄頁速度快是飛機的最大特點之一。速度快是飛機的最大特點之一。最主要的飛機速度性能指標包括：最主要的飛機速度性能指標包括：4.5.1 速度性能速度性能上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理最大平飛速度最大平飛速度回目錄頁最大平飛速度是指飛機在某一高度上作水最大平飛速度是指飛機在某一高度上作水平飛行時，發(fā)動機以最

44、大可用推力工作而飛機平飛行時，發(fā)動機以最大可用推力工作而飛機所能達到的最大飛行速度，通常簡稱為最大速所能達到的最大飛行速度，通常簡稱為最大速度，以度，以vmax表示。表示。由于飛機的阻力和發(fā)動機的推力均與飛行由于飛機的阻力和發(fā)動機的推力均與飛行高度有關(guān)，所以在不同的高度上飛機的最大平高度有關(guān)，所以在不同的高度上飛機的最大平飛速度是不相同的。飛速度是不相同的。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理巡航速度巡航速度回目錄頁巡航速度是指發(fā)動機在每公里消耗燃油最巡航速度是指發(fā)動機在每公里消耗燃油最少的情況下飛機的飛行速度。少的情況下飛機的飛行速度。這個速度一般為飛機最大平飛速度的這個

45、速度一般為飛機最大平飛速度的70708080，以巡航速度飛行時最經(jīng)濟而且飛機，以巡航速度飛行時最經(jīng)濟而且飛機的航程最大的航程最大。上一頁F-22隱身超音速巡航戰(zhàn)斗機隱身超音速巡航戰(zhàn)斗機第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理最小平飛速度最小平飛速度回目錄頁最小平飛速度是指飛機在某一飛行高最小平飛速度是指飛機在某一飛行高度上維持定常水平飛行的最小速度，通常度上維持定常水平飛行的最小速度，通常以以vmin表示。表示。飛機的最小平飛速度的大小，對飛機飛機的最小平飛速度的大小，對飛機的起降性能有很大影響。的起降性能有很大影響。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.5.2

46、回目錄頁對于戰(zhàn)斗機來說，對于戰(zhàn)斗機來說，水平盤旋飛行時半徑大水平盤旋飛行時半徑大小是至關(guān)重要的。影響小是至關(guān)重要的。影響最小盤旋半徑的因素很最小盤旋半徑的因素很多，比較粗略地分析可多，比較粗略地分析可以認為飛機的最大升力以認為飛機的最大升力系數(shù)決定它的最小盤旋系數(shù)決定它的最小盤旋半徑。半徑。4.5.2 盤旋性能盤旋性能上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.5.3回目錄頁飛機的爬升性能主要包括：飛機的爬升性能主要包括：4.5.3 爬升性能爬升性能上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理爬升率爬升率回目錄頁飛機的爬升率是指單位時間內(nèi)飛機所飛機的爬升率是指單位時

47、間內(nèi)飛機所上升的垂直高度，通常以上升的垂直高度，通常以vy表示。表示。要提高最大爬升率要提高最大爬升率vymax，除設(shè)法減小除設(shè)法減小阻力和降低飛機重量外，重要的措施是阻力和降低飛機重量外，重要的措施是上一頁加大推力。加大推力。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理升限升限回目錄頁飛機的升限指的是飛機的靜升限，包飛機的升限指的是飛機的靜升限，包括：括：理論升限：是指飛機能進行平飛的理論升限：是指飛機能進行平飛的最大飛行高度。此時的爬升率為零。最大飛行高度。此時的爬升率為零。實用升限：是指飛機的最大爬升率實用升限：是指飛機的最大爬升率為為0.5m/s時所對應(yīng)的飛行高度。時所對應(yīng)的飛行

48、高度。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.5.4回目錄頁飛機的續(xù)航性能又稱耐航性能，對民飛機的續(xù)航性能又稱耐航性能，對民用飛機而言，主要包括：用飛機而言，主要包括：4.5.4 續(xù)航性能續(xù)航性能上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理航程航程回目錄頁航程是指飛機在一次加油的情況下所航程是指飛機在一次加油的情況下所能達到的最遠水平飛行距離。能達到的最遠水平飛行距離。上一頁飛機在最大飛機在最大載油量及發(fā)動機載油量及發(fā)動機單位飛行距離耗單位飛行距離耗油率最小的情況油率最小的情況下飛行所獲得的下飛行所獲得的航程就是飛機的航程就是飛機的Lmax。 完成中途不加油、不

49、著陸環(huán)球飛行完成中途不加油、不著陸環(huán)球飛行的的“旅行者旅行者”號號第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理續(xù)航時間續(xù)航時間回目錄頁續(xù)航時間又稱航時，指的是飛機在一續(xù)航時間又稱航時，指的是飛機在一次加油的情況下在空中所能持續(xù)的飛行時次加油的情況下在空中所能持續(xù)的飛行時間。間。飛機在最大載油量及發(fā)動機單位飛行飛機在最大載油量及發(fā)動機單位飛行時間耗油率最小的情況下飛行所獲得的續(xù)時間耗油率最小的情況下飛行所獲得的續(xù)航時間就是飛機的航時間就是飛機的tmax。上一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.5.5 (1)回目錄頁對于作戰(zhàn)飛機來說，飛機的水平加對于作戰(zhàn)飛機來說，飛機的水

50、平加速和減速性能是至關(guān)重要的。速和減速性能是至關(guān)重要的。4.5.2 加速性能加速性能飛機的水平加速性能由發(fā)動機的最飛機的水平加速性能由發(fā)動機的最大推力來決定。常常用由某一飛行大推力來決定。常常用由某一飛行M M數(shù)增數(shù)增加到另一飛行加到另一飛行M M數(shù)時所需的時間來衡量。數(shù)時所需的時間來衡量?，F(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機由現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機由M0.9M0.9加速到加速到M1.4M1.4，一般在，一般在8080秒鐘左右。秒鐘左右。下一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.5.5 (2)回目錄頁良好的減速性能，在空戰(zhàn)中對擺脫良好的減速性能，在空戰(zhàn)中對擺脫被動、爭取主動有時十分必需。被動、爭取主動

51、有時十分必需。4.5.2 加速性能加速性能上一頁比較減速性能常常用最大平飛速度比較減速性能常常用最大平飛速度減到減到0.70.7最大平飛速度所需的時間來衡量。最大平飛速度所需的時間來衡量。飛機上為了提高減速性能多采用減飛機上為了提高減速性能多采用減速板或反推力裝置。速板或反推力裝置。第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理4.5.6(1)回目錄頁飛機的起降性能是其起飛性能和著陸飛機的起降性能是其起飛性能和著陸性能的合稱，主要指標有：性能的合稱，主要指標有：4.5.4 起降性能起降性能下一頁第四章第四章 飛機飛行的基本原理飛機飛行的基本原理起飛距離起飛距離(1)(1)回目錄頁飛機的起飛過程包括起飛滑跑和爬升飛機的起飛過程包括起飛滑跑和爬升兩個主要階段。兩個主要階段。起飛距離也稱離陸距離，由起飛滑跑起飛距離也稱離陸距離，由起飛滑跑距離和起飛爬升距離組成。距離和起飛爬升