飛行原理重點知識

1、1. 請解釋下列術(shù)語：（1）相對厚度（厚弦比）（2）相對彎度（中弧曲度） （3）展弦比 （4）后掠角 （1）翼型最大厚度與弦長的比值，用百分比表示； （2）最大弧高與翼弦的比值，用百分比表示； （3）機翼翼展與平均弦長的比值； （4）機翼四分之一弦線與機身縱軸垂直線之間的夾角。 2. 請敘述國際標準大氣規(guī)定。 國際標準大氣（International Standard Atmosphere），簡稱ISA，就是人為地規(guī)定一個不變的大氣環(huán)境，包括大氣壓溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關(guān)系，得出統(tǒng)一的數(shù)據(jù)，作為計算和試驗飛機的統(tǒng)一標準。國際標準大氣由國際民航組織ICAO制定，它是以北半球中緯度地區(qū)大氣

2、物理特性的平均值為依據(jù)，加以適當修訂而建立的。 3. 實際大氣與國際標準大氣如何換算？ 確定實際大氣與國際標準大氣的溫度偏差，即ISA偏差，ISA偏差是指確定地點的實際溫度與該處ISA標準溫度的差值，常用于飛行活動中確定飛機性能的基本已知條件。1. 解釋迎角的含義 相對氣流方向與翼弦之間的夾角，稱為迎角。 2. 說明流線、流管、流線譜的特點。 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。 流管的特點：流管表面是由流線所圍成，因此流體不能穿出或穿入流管表面。這樣，流管好像剛體管壁一樣把流體運動局限在流管之內(nèi)或流

3、管之外。 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)。 3. 利用連續(xù)性定理說明流管截面積變化與氣流速度變化的關(guān)系。 當流體流過流管時，在同一時間流過流管任意截面的流體質(zhì)量始終相等。因此，當流管橫截面積減小時，流管收縮，流速增大；當流管橫截面積增大時，流管擴張，流速增大。 4. 說明伯努利方程中各項參數(shù)的物理意義。并利用伯努利定理說明氣流速度變化與氣流壓強變化的關(guān)系。 動壓，單位體積空

4、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。靜壓，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?。總壓（全壓），它是動壓和靜壓之和?？倝嚎梢岳斫鉃椋瑲饬魉俣葴p小到零之點的靜壓。氣流速度增加，動壓增加，為了保持總壓不變，氣流壓強即靜壓必需減小。 5. 解釋下列術(shù)語（1）升力系數(shù)（2）壓力中心 （1）升力系數(shù)與機翼形狀、機翼壓力分布有關(guān)，它綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機升力的影響。（2）機翼升力的著力點，稱為壓力中心。 6. 機翼的升力是如何產(chǎn)生的？利用翼型的壓力分布圖說明翼型各部分對升力的貢獻。 在機翼上表面的壓強低于大氣壓，對機翼產(chǎn)生

5、吸力；在機翼下表面的壓強高于大氣壓，對機翼產(chǎn)生壓力。由上下表面的壓力差，產(chǎn)生了垂直于（遠前方）相對氣流方向的分量，就是升力。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。 7. 寫出飛機的升力公式，并說明公式各個參數(shù)的物理意義。 飛機的升力系數(shù)，飛機的飛行動壓，機翼的面積。 8. 解釋下列術(shù)語（1）阻力系數(shù)（2）分離點 （1）阻力系數(shù)與機翼形狀、機翼壓力分布有關(guān)，它綜合的表達了機翼形狀、迎角等對飛機阻力的影響。（2）附面層內(nèi)的氣流發(fā)生倒流，開始脫離物體表面的點稱為分離點。 9. 附面層是如何形成的？附面層內(nèi)沿物面的法線方向氣流的速度和壓強變化各有

6、何特點？ 空氣流過機翼時，由于空氣本身具有粘性，導(dǎo)致緊貼機翼表面的一層空氣的速度恒等于零，同時該層空氣又作用于其上一層空氣并使其減速。機翼表面對空氣的影響由于粘性的作用就這樣一層一層傳遞開去并逐漸減弱為零，從而形成的很薄的空氣流動層，就好像粘在機翼表面一樣。附面層內(nèi)，沿機翼物面的法線方向，氣流速度從物面處速度為零逐漸增加到99%主流速度，并且速度呈拋物線型分布；而氣流壓強不發(fā)生變化，等于法線方向的主流壓強。 10. 附面層氣流分離是如何產(chǎn)生的？渦流區(qū)的壓強有何特點？ 附面層分離的內(nèi)因是空氣具有粘性，外因是物體表面彎曲形成的逆壓梯度。在順壓梯度段，雖然附面層內(nèi)空氣粘性使氣流減速，但是順壓使得附面

7、層內(nèi)氣流加速的影響更大，氣流仍然加速流動；進入逆壓梯度段以后，在粘性和逆壓共同作用下氣流減速并出現(xiàn)倒流。倒流而上的氣流與順流而下的氣流相遇后，使附面層氣流拱起并脫離機翼表面被主流卷走，于是形成大的漩渦使附面層氣流產(chǎn)生分離。渦流區(qū)內(nèi)各處的壓強幾乎相等，并且等于分離點的速度。 11. 飛機的摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力是如何產(chǎn)生的？ 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?？諝馀c飛機的接觸面積越大，摩擦阻力越大；飛機表面粗糙度越大，摩擦阻力越大。 繞流飛機的氣流受粘性和逆壓梯度的影響，在機翼的后

8、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，從而產(chǎn)生壓差阻力。飛機飛行時，迎角越大，氣流分離點越靠前，壓差阻力越大。 當氣流流過飛機的各個部件結(jié)合部時，如：機翼、機身；在結(jié)合部中段，由于機翼和機身表面都向外凸出，流管收縮，流速加快，壓強降低；在結(jié)合部后段，由于機翼和機身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴張，流速減小，壓強增大；導(dǎo)致結(jié)合部逆壓梯度增大，促使氣流分離點前移，渦流區(qū)擴大，產(chǎn)生額外的干擾阻力。結(jié)合部之間過渡越突兀，干擾阻力越大。 12. 飛機的誘導(dǎo)阻力是如何產(chǎn)生的？ 由于翼尖渦的誘導(dǎo)，導(dǎo)致氣流下洗，使得機翼產(chǎn)生的升力方向向后偏移。升

9、力在平行于相對氣流方向的分量，起著阻礙飛機前進的作用，這就是誘導(dǎo)阻力。 13. 寫出飛機的阻力公式，并說明公式各個參數(shù)的物理意義。 飛機的阻力系數(shù)，飛機的飛行動壓，機翼的面積。 14. 解釋下列術(shù)語（1）最小阻力迎角（2）臨界迎角（3）升阻比 （1）在飛機的升阻比曲線中，當升阻比達到最大值時所對應(yīng)的迎角稱為最小阻力迎角。 （2）在飛機的升力系數(shù)曲線中，當升力系數(shù)達到最大值時所對應(yīng)的迎角稱為臨界迎角。 （3）相同迎角下，飛機的升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。 15. 簡述升阻比隨迎角變化的規(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

10、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。 16. 地面效應(yīng)是如何影響飛機的氣動性能的？ 飛機貼近地面飛行時，流經(jīng)機翼下表面的氣流受到地面的阻滯，流速減慢，壓強增大，形成所謂的氣墊現(xiàn)象；而且地面的阻滯，使原來從下翼面流過的一部分氣流改道從上翼面流過，是上翼面前段的氣流加速，壓強降低，于是上下翼面的壓強差增大，升力系數(shù)增大。同時，由于地面的作用，使流過機翼的氣流下洗減弱，下洗角減小，誘導(dǎo)阻力減小，使飛機阻力系數(shù)減小。 另外，由于地面效應(yīng)使下洗角減小，水平尾翼的有效迎角增大(負迎角絕對值減小)，平尾產(chǎn)生向上的附加升力，對飛機重

11、心形成附加的下俯力矩。 17. 畫出飛機的升力系數(shù)曲線。說明升力系數(shù)隨迎角變化的原因。 當迎角小于臨界迎角時，升力系數(shù)隨迎角增大而增大。當迎角等于臨界迎角時，升力系數(shù)達到最大。當迎角小于臨界迎角時，升力系數(shù)隨迎角的增大而減小，進入失速區(qū)。 18. 畫出飛機的阻力系數(shù)曲線。說明阻力系數(shù)隨迎角變化的原因。 19. 畫出飛機的極曲線，并在曲線上注明主要的氣動性能參數(shù)。 見附圖20. 簡述前緣縫翼、前緣襟翼、后緣簡單襟翼、開縫襟翼、后退開縫襟翼的增升原理。 前緣縫翼打開時，一方面，下翼面的高壓氣流流過縫隙后，貼近上翼面流動,給上翼面氣流補充了能量，降低了逆壓梯度，延緩氣流分離，達到增大升力系數(shù)和臨界迎

12、角的目的；另一方面，氣流從壓強較高的下翼面通過縫隙流向上翼面，減小了上下翼面的壓強差，又具有減小升力系數(shù)的作用。超音速飛機一般采用前緣削尖，相對厚度小的薄機翼。在大迎角飛行時，機翼上表面就開始產(chǎn)生氣流分離，最大升力系數(shù)降低。如放下前緣襟翼，一方面可以減小前緣與相對氣流之間的夾角，使氣流能夠平順地沿上翼面流動，延緩氣流分離；另一方面也增大了翼型彎度。這樣就使得最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。大迎角下放后緣簡單襟翼，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。后緣開縫襟翼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，使最大升力系數(shù)

13、增加更多，而臨界迎角降低不多。后退開縫1、解釋下列術(shù)語 平均空氣動力弦 平均空氣動力弦是一個假想矩形機翼的翼弦。這個假想的矩形機翼的機翼面積、空氣動力及俯仰力矩等特性都與原機翼相同。 2、說明常規(guī)布局飛機獲得俯仰平衡的基本原理。 一般常規(guī)布局的飛機，壓力中心在飛機重心之后，機翼升力對飛機重心產(chǎn)生下附力矩；平尾迎角一般為負迎角，平尾負升力對重心形成上仰力矩，機翼力矩、平尾產(chǎn)生的俯仰力矩和拉力力矩之和為零，飛機就取得了俯仰平衡。 3.解釋下列術(shù)語（1）靜穩(wěn)定性（2）動穩(wěn)定性（3）焦點（4）側(cè)滑（5）穩(wěn)定力矩（6）阻尼力矩 （1）受擾后出現(xiàn)穩(wěn)定力矩，具有回到原平衡狀態(tài)的趨勢，稱為物體是靜穩(wěn)定的。靜穩(wěn)

14、定性研究物體受擾后的最初響應(yīng)問題。 （2）擾動運動過程中出現(xiàn)阻尼力矩，最終使物體回到原平衡狀態(tài)，稱物體是動穩(wěn)定的。動穩(wěn)定性研究物體受擾運動的時間響應(yīng)歷程問題。 （3）飛機迎角改變時附加升力的著力點稱為焦點。 （4）側(cè)滑是指相對氣流方向與飛機對稱面不一致的飛行狀態(tài)。 （5） 物體受擾偏離原平衡狀態(tài)后，自動出現(xiàn)的、力圖使物體回到原平衡狀態(tài)的、方向始終指向原平衡位置的力矩，稱為穩(wěn)定力矩。 （6）物體受擾后的運動過程中，自動出現(xiàn)的、力圖使物體最終回到原平衡狀態(tài)的、方向始終與運動方向相反的力矩，稱為阻尼力矩。 4. 利用焦點與重心的位置關(guān)系說明飛機獲得俯仰穩(wěn)定性的原理。 當焦點位于重心之后時，如果有小擾

15、動使飛機迎角增加，則作用在焦點上的附加正升力對重心形成低頭力矩，使飛機有回到原平衡狀態(tài)的趨勢。反之，當焦點位于重心之前時，飛機不具有俯仰穩(wěn)定性。 5. 簡述機翼上反角、后掠角產(chǎn)生橫側(cè)穩(wěn)定性的原理。 飛機受擾左滾，產(chǎn)生左側(cè)滑，左翼是前翼。由于上反角的原因，左翼的迎角大于右翼，升力大于右翼；由于后掠角的原因，左翼的有效相對氣流速度大于右翼，升力大于右翼。綜上所述，由于左翼升力大于右翼，所以飛機有向右滾轉(zhuǎn)回到原平衡狀態(tài)的趨勢。 6. 簡述垂尾產(chǎn)生方向穩(wěn)定性的原理。 飛機受擾左偏，產(chǎn)生右側(cè)滑，垂尾在右方來流的作用下，產(chǎn)生向左的側(cè)力，對重心形成右偏力矩，使飛機有回到原平衡狀態(tài)的趨勢。 7. 飄擺是什么原

16、因造成的？簡述飄擺時飛機的動態(tài)變化。 飛機的橫側(cè)穩(wěn)定性過強而方向穩(wěn)定性過弱，易產(chǎn)生飄擺。飛機受擾左傾斜左側(cè)滑，若橫側(cè)穩(wěn)定性強飛機迅速改平坡度；方向穩(wěn)定性弱飛機左偏的速度慢，未等左側(cè)滑消除，飛機又帶右坡度右側(cè)滑。 8.說明直線飛行中升降舵偏角與迎角、速度的關(guān)系。 小速度、大迎角時，升降舵上偏；隨著速度增大，迎角減小，升降舵上偏角逐漸減小到零；再增大速度，升降舵轉(zhuǎn)為下偏，并逐漸增大下偏角。 9.在直線飛行中，為什么一個方向舵的位置對應(yīng)一個側(cè)滑角？ 在沒有側(cè)滑的直線飛行中，飛行員蹬舵產(chǎn)生的方向操縱力矩使機頭偏轉(zhuǎn)形成側(cè)滑，當側(cè)滑引起的方向穩(wěn)定力矩與偏轉(zhuǎn)方向舵導(dǎo)致的方向操縱力矩相等時，側(cè)滑角保持不變。舵

17、量越大，平衡操縱力矩需要的穩(wěn)定力矩就越大，側(cè)滑角也就越大。故直線飛行中，每個腳蹬位置，對應(yīng)一個側(cè)滑角。 10.在無側(cè)滑的滾轉(zhuǎn)中，為什么一個副翼偏角對應(yīng)一個穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)角速度？ 飛行員壓盤時，飛機在橫側(cè)操縱力矩作用下開始滾轉(zhuǎn)，由于無側(cè)滑，所以滾轉(zhuǎn)只產(chǎn)生橫側(cè)阻尼力矩；隨滾轉(zhuǎn)角速度的增大，橫側(cè)阻尼力矩逐漸增大，當增大到與橫側(cè)操縱力矩平衡時，飛機保持一定的角速度滾轉(zhuǎn)。壓盤量越大，與之平衡的橫側(cè)阻尼力矩就越大，滾轉(zhuǎn)角速度越大。因此，無側(cè)滑時，一個壓盤位置（副翼偏角）對應(yīng)一個滾轉(zhuǎn)角速度。 11.飛機的方向操縱與橫側(cè)操縱有什么關(guān)系？ 飛機的方向操縱性與橫側(cè)操縱性是耦合的，既相互聯(lián)系，又相互影響。例如，蹬左舵，機

18、頭左偏，導(dǎo)致右側(cè)滑，側(cè)滑前翼升力大于側(cè)滑后翼升力（即橫側(cè)穩(wěn)定力矩），會使飛機左滾；壓左盤，飛機左滾，導(dǎo)致左側(cè)滑，垂尾附加側(cè)力（即方向穩(wěn)定力矩）會使機頭左偏?？梢?，只蹬舵，飛機不僅繞立軸偏轉(zhuǎn)，同時還會繞縱軸滾轉(zhuǎn)；只壓盤，飛機不僅繞縱軸滾轉(zhuǎn)，同時還會繞立軸偏轉(zhuǎn)。也就是說，無論蹬舵或壓盤，都能造成飛機的偏轉(zhuǎn)和滾轉(zhuǎn)。利用這種關(guān)系，在飛行操縱時盤舵可相互支援，以提高飛機的側(cè)向操縱性。 12.地面效應(yīng)怎樣影響飛機的操縱性？ 地面效應(yīng)會對飛機產(chǎn)生附加的下附力矩，主要影響飛機著陸時的操縱性。飛機接地時，迎角大，升降舵上偏角大；加之，地面效應(yīng)使氣流下洗角減小，平尾負迎角減小，對飛機產(chǎn)生附加下附力矩，保持同樣迎角

19、，需要更大的升降舵上偏角和拉桿力。 13.調(diào)整片有哪些作用？ 1）減小乃至消失桿力 2）輔助操縱 14.為什么要限制飛機重心位置？ 重心前移，所需升降舵上偏角增大（下偏角減?。枥瓧U力增大（推桿力減?。?；增大同樣迎角，所需的升降舵偏角增大；重心前移過多，所需升降舵上偏角越大，可能出現(xiàn)在著陸時拉桿到底也不能獲得所需迎角的情況，故需限制重心前限。重心后移，俯仰穩(wěn)定性變差，桿位移小，桿力變輕，俯仰操縱性增強，若后移過多，則導(dǎo)致飛機過于靈敏，難以控制；若重心移到焦點或焦點之后，飛機就喪失了俯仰穩(wěn)定性，因此飛機位置應(yīng)有一個后限。 15.簡述駕駛桿力的產(chǎn)生原理。 下以拉桿力的產(chǎn)生為例說明。飛行員向后拉

20、桿，升降舵向上偏一個角度，升降舵上產(chǎn)生一個向下的升力，對升降舵鉸鏈形成一個鉸鏈力矩，這個力矩迫使升降舵和桿回到中立位置，為保持升降舵和桿的位置不變，飛行員必須用一定的力拉桿，以平衡鉸鏈力矩的作用，這個力就是拉桿力。推桿力和蹬舵力的產(chǎn)生與此類似。1. 解釋下列術(shù)語（1）指示空速 （2）真速 （3）平飛最大速度 （4）平飛最小速度 （5）最小阻力速度 （6）最小功率速度 （7）剩余拉力 （8）剩余功率 （1） 指示空速（亦稱指示表速）其縮寫形式為IAS。指示空速是根據(jù)動壓的大小換算而來的?？账俦碇羔樖歉鶕?jù)所感受的動壓轉(zhuǎn)動的，空速表刻度則是按海平面標準大氣的密度制定的。動壓不變則指示空速不變。（2）

21、真速是飛機相對于空氣的真實速度，以VT表示，其縮寫形式為TAS。由式計算出的（或由飛機上組合空速表細指針指示的空速）為真速。（3）平飛最大速度是指飛機在滿油門條件下保持平飛能達到的穩(wěn)定飛行速度。（4）平飛最小速度是指飛機平飛所能保持的最小穩(wěn)定速度。（5）最小阻力速度是指平飛所需拉力最小的飛行速度。（6）最小功率速度是指平飛所需功率最小的速度。（7）剩余拉力是指同一速度下，飛機的可用拉力與平飛所需拉力之差。（8）剩余功率是指同一速度下，飛機的可用功率與平飛所需功率之差。 2. 說明指示空速與真速的區(qū)別和關(guān)系。 當外界空氣密度等于國際標準大氣海平面密度值時，指示空速等于真空速。隨高度增加，相同指示

22、空速條件下，真速會增大。 3. 簡述平飛所需拉力（即平飛阻力）隨平飛速度變化的規(guī)律，并說明變化的原因。 隨著平飛速度的增大，平飛所需拉力先減小，隨后又增大。這是因為：平飛速度增大，其對應(yīng)的迎角減小，在臨界迎角到有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比增大，則平飛所需拉力減?。辉谛∮谟欣堑姆秶鷥?nèi)，迎角減小，升阻比減小，則平飛所需拉力增大。以有利迎角平飛，升阻比最大，則平飛所需拉力最小。 4. 飛行高度、飛行重量、氣溫對平飛最大速度和平飛最小速度有何影響？ 隨飛行高度的增高，平飛最大指示空速將減小，平飛最大真速也將減??；平飛最小指示空速將增大，而平飛最小真速則增大更多。飛行重量增大，平飛最大指示空速

23、和真速將減小，平飛最小指示空速將增大。氣溫增高，平飛最大速度減小。 5. 飛機直線飛行時，如何操縱飛機加減速？ 飛機在平飛時改變速度的操縱方法是:要增大平飛速度,必須增大油門,并隨速度的增大相應(yīng)的向前推駕駛盤;要減小平飛速度,則必須減小油門,并隨速度的減小相應(yīng)的向后拉駕駛盤.此外,對于螺旋槳飛機還必須修正因加減油門而引起的螺旋槳副作用。 6. 解釋下列術(shù)語（1）公里燃油消耗量 （2）小時燃油消耗量 （1） 飛機相對地面飛行一公里所消耗的燃油量，叫公里燃油消耗量。（2） 小時燃油消耗量是指飛機空中飛行一小時發(fā)動機所消耗的燃油量。 7. 解釋下列術(shù)語（1）上升梯度 （2）上升率（3）陡升速度 （4

24、）快升速度 （1）上升梯度是飛機上升高度與前進的水平距離之比。（2）上升率是指飛機上升中單位時間所上升的高度。（3） 與最大上升角和最大上升梯度相對應(yīng)的速度稱為陡升速度。（4）快升速度是指能獲得最大上升率的速度。 8. 影響上升角和上升梯度的因素主要有哪些？怎樣才能獲得最大的上升角和上升梯度？ 1）飛行重量重量增加，上升角和上升梯度減小。當起飛上升的上升梯度要求高，而飛機的上升梯度滿足不了要求時，應(yīng)減輕重量以達到要求。 2）飛行高度 同一指示空速上升，上升角和上升梯度減小。 3）氣溫 氣溫增高，飛機的上升角和上升梯度減小。 9. 說明影響上升率大小的因素有哪些？怎樣才能獲得最大的上升率？ 1）

25、飛行重量 飛行重量增大則上升所需功率增大，剩余功率減小，飛機的上升率降低。相反，飛行重量減輕則上升率增大。 2）飛行高度 飛行高度增加，因為空氣密度的降低使發(fā)動機有效功率降低，可用功率降低；而飛機同一指示空速下的所需功率因真速的增大而增大，導(dǎo)致剩余功率隨高度增大而減小，上升率減小。 3）氣溫 氣溫增高，發(fā)動機有效功率降低，上升所需功率增大，剩余功率減小，上升率減小。相反氣溫降低這上升率增大。 10. 說明飛行重量、氣溫、風對上升性能的影響。 1）風對上升性能的影響 有風的情況下，飛機除了與空氣相對運動外，還隨空氣一起相對地面移動。此時，飛機的上升率、空速、迎角、仰角與無風一樣，但飛機的地速卻發(fā)

26、生了變化，飛機相對地面的上升軌跡發(fā)生了變化。順風上升，上升角和上升梯度減??；逆風上升，上升角和上升梯度增大。在垂直氣流中上升，上升角和上升率都要改變。在上升氣流中上升，上升角和上升率增大；在下降氣流中上升，上升角和上升率減小。 2）重量和氣溫增加，會使飛機的上升梯度和上升率均減小，上升性能變差。 11. 說明影響下降角大小的因素有哪些？在零拉力的情況下，怎樣才能獲得最小的下滑角？ 當飛機拉力不為零下降時，飛機的下降角和下降距離不僅決定于升阻比，還決定于拉力和飛行重量。正拉力大則下降角減小，下降距離增大。負拉力增大則下降角增大，下降距離縮短。零拉力下滑時，飛機下滑角的大小決定于飛機升阻比的大小；

27、下降距離的大小決定于下降高度和升阻比的大小，在下降高度一定時，下降距離只決定于升阻比的大小。當升阻比增大時，下降角減小，下降距離增長，以最小阻力速度下滑，飛機的升阻比最大，則下降角最小，下降距離最長。 12. 說明飛行重量、氣溫、風對下降性能的影響。 1）飛行重量 飛行重量增大，零拉力下滑時同迎角下的升阻比不變，下滑角不變，下滑距離不變，但由于下滑速度增大使下滑率增大。 正拉力下降時，飛行重量增大，飛機的下降角和下降率都增大，下降距離縮短。 2）氣溫 氣溫增高，同迎角對應(yīng)的升阻比不變，故零拉力下滑的下滑角不變，但氣溫增高使空氣密度減小，同指示空速的真速增大，下滑率增大。 正拉力下降時，氣溫增高

28、，下降角增大。 3）風 順風下降，下降角減小，下降距離增長，下降率不變；逆風下降，下降角增大，下降距離縮短，下降率不變。上升氣流中下降，下降角和下降率都減小，下降距離增長；下降氣流中下降，下降角和下降率都增大，下降距離縮短。有風時，最大下降距離將不在最小阻力速度獲得。順風下降，適當減小速度，增長下降時間，風的影響增大，可以增長下降距離；逆風下降，適當增大速度則可以增長下降距離。1. 正常盤旋時飛機所受的力有哪些？ 升力、重力、拉力和阻力。 2. 解釋載荷因數(shù)的定義。 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。通常指立軸方向的載荷與重力之比，也就是升力與重

29、力之比。 3. 飛機盤旋的載荷因數(shù)與坡度有何關(guān)系？ 載荷因數(shù)等于坡度的余弦的倒數(shù)，坡度越大，載荷因數(shù)越大。 4. 盤旋所需速度與平飛所需速度的關(guān)系是什么？ 盤旋所需速度是相同條件下平飛所需速度與過載的平方根的乘積。 5. 解釋下列術(shù)語（1）內(nèi)側(cè)滑 （2）外側(cè)滑 （1）轉(zhuǎn)彎同方向的側(cè)滑稱為外側(cè)滑。（2）轉(zhuǎn)彎反方向的側(cè)滑稱為外側(cè)滑。 6. 側(cè)滑的種類以及產(chǎn)生的原因。 內(nèi)側(cè)滑，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。外側(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。 7. 盤旋的改出階段中，飛機的各力及力矩是如何平衡的？ 改出盤旋首先需要

30、消除向心力。為此，應(yīng)向盤旋的反方向壓盤，減小飛機坡度，減小向心力，使飛機逐漸改出盤旋；為了避免產(chǎn)生側(cè)滑，需要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，為了保持高度不變，需逐漸向前頂桿，同時柔和收油門，保持速度不變。當飛機接近平飛伏態(tài)時，將盤和舵回到中立位置。 8. 外側(cè)滑時，飛機的高度會怎么變化？ 盤旋中坡度正常，蹬舵過多會產(chǎn)生外側(cè)滑，飛機產(chǎn)生向內(nèi)側(cè)的側(cè)力。側(cè)力的垂直分力使盤旋高度降低。 9. 穩(wěn)定盤旋階段中進動作用會如何表現(xiàn)？ 穩(wěn)定盤旋中，飛機保持恒定的旋轉(zhuǎn)角速度，進動作用較明顯。在向右的盤旋中，進動作用使機頭垂直下移，產(chǎn)生外側(cè)滑，增大坡度。因此，飛行員應(yīng)

31、多回一些舵。向左盤旋則相反。1. 解釋下列術(shù)語（1）抬前輪速度（VR） （2）起飛安全速度（V2） （3）起飛滑跑距離 （4）起飛距離 （1）起飛滑跑中飛機開始抬前輪的速度 （2）飛機達到高于起飛表面50英尺時必須達到的最小速度 （3）飛機從開始滑跑至離地之間的距離 （4）飛機從開始滑跑至離地上升至50英尺所經(jīng)過的水平距離 2. 請說明起飛過程中飛機各力及力距的變化及操縱原理。 起飛分起飛滑跑、抬前輪離地和初始上升三個階段 1）起飛滑跑中，隨速度增大，拉力減小，氣動阻力增大，摩擦阻力減小，總阻力增大，故加速力減小，加速度減小。為使飛機盡快增速，應(yīng)對準跑道，連續(xù)而快速地加滿油門，然后松剎車開始滑

32、跑，同時注意修正螺旋槳的副作用，保持好滑跑方向。 2）為縮短滑跑距離，當速度增大至抬前輪速度，應(yīng)柔和一致的向后帶桿抬起前輪；抬輪過程中，迎角增大，升力增大，飛機有繼續(xù)上仰趨勢，應(yīng)注意提前穩(wěn)桿，以使飛機穩(wěn)定在規(guī)定的離地姿態(tài)上。當飛機增速至離地速度時，升力大于重力，飛機自行離地；離地后，機輪摩擦力消失，地面效應(yīng)減弱，機頭有上仰趨勢，應(yīng)向前迎桿以保持俯仰姿態(tài)。 3）離地后，保持規(guī)定姿態(tài)，在剩余拉力的作用下，飛機在上升的同時繼續(xù)增速，在50英尺處增速至大于起飛安全速度，至此起飛結(jié)束。 3. 解釋下列術(shù)語（1）著陸參考速度（VREF） （2）著陸滑跑距離 （3）著陸距離 （1）著陸參考速度是根據(jù)飛機著陸

33、時應(yīng)保留的安全余量而確定的一個速度，其大小為著陸構(gòu)形失速速度的1 .3倍。（2）飛機從接地到滑跑停止所經(jīng)過的距離（3）從高于跑道表面50英尺高度開始，下降接地滑跑直至完全停止運動所經(jīng)過的水平距離 4. 著陸中常見偏差與修正方法 著陸常見偏差有：拉高（低）、拉飄和跳躍修正方法： 1）拉高（拉低） 拉桿的份量和快慢必須與飛機當時離地的高度、下沉的快慢和飛機的姿態(tài)相適應(yīng)。 如果在2米以上高度形成平飄，且速度小，未能及時修正時，應(yīng)及時果斷復(fù)飛。若拉低應(yīng)適當增大拉桿量，避免飛機重接地。 2）拉飄 如飄起高度不高，應(yīng)穩(wěn)住桿，待飛機下沉時，及時帶桿。 如飄起高度較高，應(yīng)及時頂桿制止上飄；待飛機下沉時，根據(jù)下

34、沉快慢，及時適量拉桿。飄起高度超過2米時，應(yīng)看好地面果斷復(fù)飛。 3）跳躍修正方法同拉飄 5. 著陸特別是側(cè)風情況下著陸時，力和力矩的變化及相關(guān)操縱原理。 小型飛機的著陸過程一般可分為四個階段：下降、拉平、接地和著陸滑跑。在五邊后段，保持下降角3度和五邊下降速度VTGT下降，進入跑道前減速，使飛機以50英尺高度和速度VREF過跑道頭，然后繼續(xù)下降至拉開始高度。拉平是飛行員在規(guī)定高度開始拉桿并收油門，使飛機逐漸退出下降角，形成接地姿態(tài)，并減速至接地速度的曲線運動過程。拉平中，飛機俯仰姿態(tài)和迎角逐漸增大，下降角逐漸減小，飛機的速度和下降率也不斷減小。在拉平中根據(jù)目測柔和均勻地收油門，最遲在接地前，把

35、油門收完。飛機在接地前的機頭有下俯趨勢。這是因為在接地前的下沉過程中，迎角增大，俯仰穩(wěn)定力矩將使機頭下俯，另外，地面效應(yīng)增強，也使機頭下俯。故在接地過程，還要繼續(xù)向后帶桿，才能保持所需接地姿態(tài)。飛機兩點接地后，應(yīng)帶住桿保持兩點滑跑，待升力減小，機頭自然下沉接地后，松桿過中立，隨即柔和使用剎車減速，同時注意用舵保持方向。 如果五邊使用航向法修正， 6. 目測原理與修正方法。 目測的基本原理：正確選擇下滑點，保持規(guī)定的下滑角，保持規(guī)定的下滑速度，以及正確掌握收完油門的時機。 1）修正下滑點如發(fā)現(xiàn)飛機沒有向正常下滑點下降，則應(yīng)改變飛機的下滑角，重新對準下降點。 2）修正下滑角在下滑點正確的前提下，下

36、滑角出現(xiàn)偏差時，需要用桿和油門進行修正，使飛機的高距比恢復(fù)正常，然后再讓飛機對準正常下滑點下降。 3）修正下滑速度下滑速度不正確的原因有二：一是下滑角不適當；一是油門不合適。修正下滑速度，應(yīng)首先保持好規(guī)定的下滑點和下滑角，然后檢查下滑速度。不論目測高、低，都可操縱駕駛桿和油門，改變下滑角和下滑速度進行修正。駕駛桿和油門的配合使用，是修正目測高低最主要而常用的方法。此外，其他方法如側(cè)滑下降等也可以改變飛機的下滑角，因而也能修正目測的高低。 7. 區(qū)分短道面與軟道面上的起飛著陸特點。 短跑道上起飛的特點：應(yīng)注意對姿態(tài)、速度、軌跡等飛行狀態(tài)參數(shù)的準確控制，要求飛機發(fā)揮其最大性能，盡可能縮短起飛、著陸

37、滑跑距離。此外，還需考慮飛機起飛后能否安全越障。軟道面上的起飛著陸特點：摩擦力大，起飛滑跑增速慢，著陸滑跑減速快；滑跑方向不易保持。 8. 說明停車迫降時飛機的性能變化。 1）沒有順槳裝置的小型飛機，停車后阻力增大，應(yīng)將變距桿拉至最后。 2）一般使用Vmd以使下滑距離最長。 3）發(fā)動機停車后，最大升阻比減小，對應(yīng)的Vmd減小。 4）放下襟翼后，最大升阻比減小，對應(yīng)的Vmd減小。 5）放下起落架后，最大升阻比減小，對應(yīng)的Vmd減小。 6）如果可能，應(yīng)盡量選擇逆風方向迫降。 7）停車下滑轉(zhuǎn)彎時，坡度大，飛機損失的高度就大，飛機的失速速度也越大。1. 解釋失速速度（VS）的定義。 飛機剛進入失速時的

38、速度，稱為失速速度。 2. 飛機的失速是如何產(chǎn)生的？根本原因是什么？ 當飛機的迎角超過臨界迎角時，氣流就不再平滑地流過機翼的上表面，而產(chǎn)生強烈的氣流分離，由于氣流分離而飛機產(chǎn)生氣動抖動，同時由于升力的大量喪失和阻力的急劇增大，飛機的飛行速度迅速降低、高度下降、機頭下沉等，飛機不能保持正常的飛行，從而進入失速狀態(tài)。 失速的根本原因在于飛機的迎角超過了臨界迎角。 3. 飛機失速前后的主要現(xiàn)象有哪些？ 失速前接近臨界迎角時，飛機就會有抖動，駕駛盤和腳蹬也會有抖動現(xiàn)象。失速后，飛機仍然會抖動，同時由于升力的大量喪失和阻力的急劇增大，飛機還表現(xiàn)出飛行速度迅速降低、高度下降、機頭下沉等現(xiàn)象。 4. 影響失

39、速速度的主要因素有哪些？ 飛機的重量、飛機的構(gòu)形和過載。 5. 飛機進入失速后如何改出？ 飛機的失速是由于迎角超過臨界迎角。因此，不論在什么飛行狀態(tài)，只要判明飛機進入了失速，都要及時向前推桿減小迎角，當飛機迎角減小到小于臨界迎角后（一般以飛行速度大于1.3VS為準），柔和拉桿改出。在推桿減小迎角的同時，還應(yīng)注意蹬平舵，以防止飛機產(chǎn)生傾斜而進行螺旋。 6. 飛機螺旋的原因是什么？飛機進入螺旋后如何改出？ 螺旋是飛機超過臨界迎界后機翼自轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的。進入螺旋后要改出，首先蹬反舵制止飛機旋轉(zhuǎn)，緊接著推桿迅速減小迎角，使之小于臨界迎角；當飛機停止旋轉(zhuǎn)，收平兩舵，保持飛機不帶側(cè)滑；然后在俯沖中積累到規(guī)定速

40、度時，拉桿改出，恢復(fù)正常飛行。 7. 飛機的顛簸是怎樣產(chǎn)生的？ 水平陣風導(dǎo)致空速改變，升力改變，從而形成顛簸；垂直陣風導(dǎo)致迎角和空速都發(fā)生改變，升力改變，從而形成顛簸。 8. 說明在擾動氣流中飛行的主要特點。 擾動氣流中飛行的主要特點是： 1)平飛最小與最大允許速度的變化垂直陣風速度越大，在小速度端，飛機易失速，在大速度端易超載。因此，隨垂直陣風速度增大，飛機的平飛速度范圍縮小。 2)飛行速度選擇極限陣風速度對應(yīng)的飛行速度稱為擾動氣流中飛行的有利速度。低于這一速度，失速危險增加，高于這一速度，超載危險增加。 通常這個速度會比正常巡航速度小。 3)最大飛行高度的限制極限顛簸飛行的最大高度比平衡氣

41、流飛行的最大高度應(yīng)低一些。 4)擾動氣流中的操縱特點 (1)操縱應(yīng)柔和,陣風載荷系數(shù)會增加飛機的總過載； (2)不要急于修正,強顛簸條件下應(yīng)斷開自動駕駛儀，不要配平，使用阻尼器； (3)較大顛簸氣流中，柔和及時地修正； (4)接近升限時，應(yīng)繞開強上升氣流； (5)及時脫離中等強度的顛簸區(qū)； (6)強顛簸區(qū)內(nèi)應(yīng)采用“半握盤式”操縱飛機。 9. 飛機積冰對氣動性能、飛行性能有何影響？說明在積冰條件下的飛行特點。 一、機翼積冰對飛機的氣動性能的主要影響是： (1)升力系數(shù)曲線斜率減小 (2)同一迎角的阻力系數(shù)增大 (3)同一迎角升阻比和最大升阻比減小 (4)臨界迎角和抖動迎角減小 (5)最大升力系數(shù)

42、和抖動升力系數(shù)減小二、尾翼積冰對飛機氣動性能的影響是： (1)阻力增大 (2)平尾結(jié)冰易導(dǎo)致平尾失速，從而使飛機失去俯仰平衡而導(dǎo)致帶桿也無法避免的俯沖現(xiàn)象。 (3)垂尾結(jié)冰使垂尾臨界迎角減小，使飛機修正側(cè)風能力減小。垂尾積冰甚至可能導(dǎo)致反操縱。 (4)平尾結(jié)冰還易使舵面出現(xiàn)過補償，導(dǎo)致桿力反效 。 三、積冰后飛機的飛行性能變化主要是： (1)阻力增大，平飛所需功率或所需推力增加。 (2)平飛最大速度、上升角、上升率和升限減小。 (3)失速速度和平飛最小允許速度增大，速度范圍小。 (4)起飛滑跑和起飛距離增大。 (5)續(xù)航性能變差。 10. 解釋風切變的定義。 風向和風速在特定方向上的變化稱為風

43、切變,一般特指在短時間、短距離內(nèi)的變化。包括水平風切變和垂直風切變。 11. 低空風切變對飛機起飛、著陸有何影響？ 1）飛機著陸下降遇到順風切變在風的切變層內(nèi)，從上層到下層，逆風突然轉(zhuǎn)為順風。飛機進入切變層時，空速會突然減小，升力下降，飛機向下掉高度。 2）飛機著陸下降遇到逆風切變在風的切變層內(nèi)，從上層到下層，順風突然轉(zhuǎn)為逆風。飛機進入切變層時，空速會突然增大，升力增加，飛機上升高度。 3）飛機著陸下降遇到側(cè)風切變在著陸下降中遇到側(cè)風切變，飛機會產(chǎn)生側(cè)滑，帶坡度并偏離預(yù)定下降著陸方向。 風切變對起飛上升和著陸下降的影響，性質(zhì)上是相同的。起飛遇到風切變，由于飛機不斷增速，高度不斷增高，更易處理。

44、 12. 如何避免低空風切變的危害？ (1)應(yīng)有充分的燃油 (2)注意天氣預(yù)報 (3)復(fù)雜地形和惡劣天氣條件下要作好準備 (4)應(yīng)保持足夠空速和地速 13. 飛機的尾渦是如何移動的？前機尾渦對后機有何影響？ 尾渦由于相互誘導(dǎo)，離開飛機后會向下移。前機尾渦會導(dǎo)致后機的動態(tài)發(fā)生迅速改變。 后機橫穿前機尾渦中心,會出現(xiàn)顛簸，承受一定的正、負載荷。 后機從前機正后方進入,會出現(xiàn)上升率降低、下降率增大，飛機顛簸。 后機從尾渦中心進入,后機會承受很大的滾轉(zhuǎn)力矩而急劇帶坡度或滾轉(zhuǎn)。 后機在前機旁邊遭遇尾渦,由于一側(cè)機翼受到較大的上升氣流作用，飛機會向外帶坡度，被推出尾流。 14. 1、解釋下列術(shù)語（1）機動速度（VA） （2）最大結(jié)構(gòu)巡航速度（VNO）（3）極限速度（VNE） （1）機動速度(VA)就是指以臨界迎角飛行，載荷因數(shù)為限制載荷因數(shù)時的飛行速度。（2）最大結(jié)構(gòu)