飛行器飛行原理課件

第二章飛行器飛行原理《航空航天概論》廈門大學航空航天學院第二章飛行器飛行原理《航空航天概論》廈門大學航空航天學院12.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境2.1.1大氣環(huán)境1.對流層2.平流層3.中間層（高空對流層）4.熱層5.散逸層（外大氣層）航空器的飛行環(huán)境主要是對流層和平流層。航空器飛行環(huán)境臭氧層吸收太陽紫外線地面輻射熱量平流層熱量99.9%大氣質量90%大氣質量太陽短波輻射2000～3000公里大氣外層頂界國際空間站平均高度360公里哈勃太空望遠鏡平均軌道高度569公里2.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境2.1.1大22.1飛行環(huán)境2.1.1大氣的物理性質大氣的狀態(tài)由參數確定，

其關系由狀態(tài)方程表示：2.連續(xù)性3.黏性

大氣相鄰流動層間產生的摩擦力。不同的流體黏性不同，黏性大小用內摩擦系數衡量。

流體黏性和溫度有關，氣體溫度升高，黏性增大。液體相反。4.可壓縮性

當氣體的壓強改變時，其密度和體積也改變，為氣體可壓縮性。5.聲速

振動的聲源在介質中傳播時產生的疏密波。空氣中約為340m/s。介質可壓縮性越大，聲速越小。2.1飛行環(huán)境2.1.1大氣的物理性質大氣的狀態(tài)由參數32.1飛行環(huán)境

6.國際標準大氣

飛行器飛行性能和大氣物理狀態(tài)有關，而大氣物理狀態(tài)與其地理位置、季節(jié)和高度相關。為對飛行器的性能進行研究和對比，目前我國采用的國際標準大氣。

大氣被看成完全氣體，服從氣體狀態(tài)方程；以海平面高度為零高度。在海平面狀態(tài)為：氣溫15度，壓強為一個標準大氣壓，密度為1.225kg/m2，聲速為341m/s。2.1飛行環(huán)境6.國際標準大氣42.1飛行環(huán)境7.空間環(huán)境

真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子體和微流星體組成的飛行環(huán)境，是航天器的主要環(huán)境。

地球空間環(huán)境、行星際空間環(huán)境和恒星際空間環(huán)境2.1飛行環(huán)境7.空間環(huán)境52.2氣體流動基本規(guī)律氣體流過物體時其物理量的變化規(guī)律與作用在物體上的空氣動力有密切關系。2.2.1相對運動原理

飛機產生的空氣動力與飛機和空氣間的相對運動速度有很大關系?？諝庀鄬︼w機的運動稱為相對氣流。相對氣流的方向與飛機運動方向相反。只要相對氣流速度相同，產生的空氣動力也就相等。將飛機的飛行轉換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究得到簡化。2.2氣體流動基本規(guī)律氣體流過物體時其物理62.2氣體流動基本規(guī)律1.流體流動的連續(xù)性定理可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程不可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程2.2.2.連續(xù)性定理和伯努力定理不可壓縮流體流過管道時，流速與截面面積成反比2.2氣體流動基本規(guī)律1.流體流動的連續(xù)性定理不可壓縮流72.2氣體流動基本規(guī)律2.伯努利定理（1738年）

伯努利定理是能量守恒定律在流體中的應用。伯努利定理描述了流體在流動過程中流體壓強和速度之間的流動關系。丹尼爾·伯努利不可壓縮理想流體的伯努力方程

連續(xù)性定理和伯努力方程是分析和研究飛機上空氣動力產生的物理原因及其變化規(guī)律的基本定理。2.2氣體流動基本規(guī)律2.伯努利定理（1738年）丹尼爾82.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律92.2氣體流動基本規(guī)律3.低速氣流和高速氣流的流動特點

（1）低速氣流特點

流動過程中近似認為不可壓縮。管道收縮速度增大，靜壓減小。

（2）高速氣流特點

高速飛行中，氣流速度變化引起空氣密度發(fā)生變化，從而引起空氣動力發(fā)生變化，必須考慮空氣的可壓縮性。特別對于高速氣流。

空氣可壓縮性和空氣密度和施加的空氣壓力有關?？諝獾拿芏群吐曀儆嘘P，施加于空氣的壓力與在空氣中運動的物體速度有關，速度越大，施加給空氣的壓力越大。

衡量空氣被壓縮的程度用馬赫數（Ma）表示：2.2氣體流動基本規(guī)律3.低速氣流和高速氣流的流動特點102.2氣體流動基本規(guī)律超聲速氣流在變截面管道中流動情況和低速氣流相反。收縮管道超聲速氣流減速、增壓；擴張形管道使超聲速氣流增速、減壓。

原因：截面積變化引起的密度的變化比截面積變化引起速度的變化快得多，密度變化占主導地位。

總之，在亞聲速氣流中，流速增大，管道截面面積必然減??；而在超聲速氣流中，隨著流速增大，，管道截面面積必然增大。

要使氣流由亞聲速加速到超聲速，除了沿氣流方向要有一定的壓力差外，還應具有一定的管道形狀，即先收縮后擴張的拉瓦爾管形狀。2.2氣體流動基本規(guī)律超聲速氣流在變截面管112.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律122.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律132.3飛機飛行原理作用在飛機上的空氣動力包括升力和阻力。2.3.1平板上的空氣動力

1.平板剖面與相對氣流夾角為零

無垂直于氣流的升力。

2.平板剖面與相對氣流夾角為90度2.3飛機飛行原理作用在飛機上的空氣動力包括升力和阻力。2142.3飛機飛行原理3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角2.3飛機飛行原理3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角152.3飛機飛行原理2.3.2機翼升力的產生和增升裝置翼型的定義：2.3飛機飛行原理2.3.2機翼升力的產生和增升裝置翼162.3飛機飛行原理翼型按速度分：翼型按形狀分：2.3飛機飛行原理翼型按速度分：翼型按形狀分：172.3飛機飛行原理翼型幾何參數：翼弦：前緣和后緣之間的連線。迎角：翼弦與相對氣流速度之間的夾角。2.3飛機飛行原理翼型幾何參數：翼弦：前緣和后緣之間的連線182.3飛機飛行原理1.機翼升力的產生空氣動力作用點前緣后緣翼弦2.3飛機飛行原理1.機翼升力的產生空氣動力作用點前緣192.3飛機飛行原理在一定范圍內，迎角大，升力大。當迎角達到一定程度，氣流會從機翼前緣開始分離，尾部出現很大的渦流區(qū)，致使升力突然下降，阻力迅速增大，出現失速。臨界迎角：失速剛出現時的迎角。飛機不應以接近或大于臨界迎角的狀態(tài)飛行。升力的大小與翼型形狀和迎角大小有很大關系。不對稱的流線型翼型在迎角為零時仍可產生升力。2.3飛機飛行原理在一定范圍內，迎角大，升力大。飛機不應以20

2.影響飛機升力的因素

（1）機翼面積的影響機翼

機翼面積應包括同機翼相連的部分面積。升力與機翼面積成正比。

（2）相對速度的影響

速度越大，空氣動力越大，機翼上產生的升力也越大。升力與相對速度的平方成正比。

（3）空氣密度的影響

升力大小與空氣密度成正比。

（4）機翼剖面形狀和迎角的影響機翼剖面形狀和迎角不同，產生的升力也不同，其影響通過升力系數體現。升力系數起初隨迎角增大而增大，但當迎角達到一定值后，會驟降，出現失速。

綜合各項因素，升力公式為：2.3飛機飛行原理2.影響飛機升力的因素2.3飛機飛行原理21

3.增升裝置

（1）改變機翼剖面形狀，增大機翼彎度；

（2）增大機翼面積；（3）改變氣流動的流動狀態(tài)，控制機翼上的附面層，延緩氣流分離；

飛機的增升裝置通常安裝在機翼的前緣和后緣部位。

類型：前緣襟翼，后緣襟翼，前緣縫翼；控制附面層。2.3飛機飛行原理3.增升裝置2.3飛機飛行原理222.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理232.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理242.3飛機飛行原理簡單后緣襟翼缺點：

當它向下偏轉時，雖然能夠增大上翼面氣流的流速，從而增大升力系數，但同時也使得機翼前緣處氣流的局部迎角增大，當飛機以大迎角飛行時，容易導致機翼前緣上部發(fā)生局部的氣流分離，使飛機的性能變壞。2.3飛機飛行原理簡單后緣襟翼缺點：25機翼升力的產生和增升裝置機翼升力的產生和增升裝置26機翼升力的產生和增升裝置機翼升力的產生和增升裝置272.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理282.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理292.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理302.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理312.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理322.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理332.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理342.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理35控制附面層增升裝置原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。

“鷂”式垂直起降飛機和F－4、米格－21輕型戰(zhàn)斗機使用了噴氣襟翼。2.3飛機飛行原理控制附面層增升裝置原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。362.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理37A.渦流發(fā)生器：

渦流發(fā)生器是以某一安裝角垂直地安裝在機體表面上的小展弦比小機翼，所以它在迎面氣流中和常規(guī)機翼一樣能產生翼尖渦，但是由于其展弦比小，因此翼尖渦的強度相對較強。這種高能量的翼尖渦與其下游的低能量邊界層流動混合后，就把能量傳遞給了邊界層，使處于逆壓梯度中的邊界層流場獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在機體表面而不致分離。

作用：

將外界氣流的能量不斷輸入附面層，增加附面層流動速度，推遲氣流分離。2.3飛機飛行原理3.渦流發(fā)生器和翼刀A.渦流發(fā)生器：2.3飛機飛行原理3.渦流發(fā)生器和翼刀38B.翼刀裝置：

一般的平直翼和后掠翼，機翼上表面的氣流會自動向翼梢流動，相應的，附面層也會逐漸向翼梢堆積。這些氣流最終會在翼梢分離，從而降低飛機的升力。此外，氣流在翼梢的分離會造成很大的滾轉力矩，容易使飛機進入尾旋。這種狀況在大后掠角機翼上尤為明顯。若在機翼的上表面，沿著翼弦的方向放置具有一定高度的擋板，就可以阻礙上翼面的附面層向翼梢移動，從而阻止或者延緩分離的發(fā)生。

作用：

后掠翼飛機減小翼梢渦流和附面層厚度。2.3飛機飛行原理B.翼刀裝置：2.3飛機飛行原理392.3.3飛機阻力的產生和減阻措施飛機機翼產生的空氣動力包括升力和氣動阻力。低速飛機受到的阻力分為：摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力、和干擾阻力。摩擦阻力2.3飛機飛行原理2.3.3飛機阻力的產生和減阻措施飛機機翼402.壓差阻力2.3飛機飛行原理2.壓差阻力2.3飛機飛行原理41

可通過增大展弦比、適當平面形狀、增加翼梢小翼等來減小誘導阻力。3.誘導阻力2.3飛機飛行原理可通過增大展弦比、適當平面形狀、424.干擾阻力2.3飛機飛行原理4.干擾阻力2.3飛機飛行原理432.3.4高速飛行空氣動力特點1.激波和激波阻力（波阻）不同飛行速度下聲音（弱擾動波）的傳播2.3飛機飛行原理2.3.4高速飛行空氣動力特點1.激波和激波阻力（波阻）442.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理45高速飛行阻力特點高速飛行阻力特點462.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理472.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理482.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理49超聲速飛行聲爆2.3飛機飛行原理超聲速飛行聲爆2.3飛機飛行原理50超聲速飛行熱障2.3飛機飛行原理超聲速飛行熱障2.3飛機飛行原理512.3飛機飛行原理美國SR-71的機體結構的93%采用鈦合金越過熱障，達到3.3倍音速。航空氣器的防熱方法：采用耐高溫的新材料，如鈦合金、不銹鋼或復合材料來制造飛機的重要受力構件和蒙皮；用隔熱層來保護機內設備和人員；采用冷卻液冷卻結構內表面。2.3飛機飛行原理美國SR-7522.3飛機飛行原理應用：燒蝕法適用于不重復使用的飛船、衛(wèi)星等。材料：石墨、陶瓷等。高溫下的熱解和相變：固液，固氣，液氣。航天器的防熱方法：2.3飛機飛行原理應用：燒蝕法適用于不重復使用的飛船、衛(wèi)星532.3飛機飛行原理可重復使用的放熱材料

用于像航天飛機類似的可重復使用的航天器的防熱。根據航天器表面不同溫度的區(qū)域，采用相應的可重復使用的防熱材料。

例如：機身頭部、機翼前緣溫度最高，采用增強碳碳復合材料，溫度可耐受1593度；機身、機翼下表面前部和垂尾前緣溫度高，可采用防熱隔熱陶瓷材料；機身、機翼上表面前部和垂尾前緣氣動加熱不是特別嚴重處，可采用防熱隔熱的陶瓷瓦材料；機身中后部兩側和有效載荷艙門處，溫度相對較低（約350度），可采用柔性的表面隔熱材料；對于溫度最高的區(qū)域，采用熱管冷卻和強制循環(huán)冷卻和發(fā)汗冷卻等。2.3飛機飛行原理可重復使用的放熱材料542.3.5超聲速飛機的氣動外形

超聲速飛機的氣動外形，廣義上講是指飛機主要部件的數量以及他們之間安排和配置。

不同的布局型式對飛機的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。2.3飛機飛行原理1.飛機氣動布局2.3.5超聲速飛機的氣動外形超55機翼幾何參數2.飛機的幾何外形和參數機翼平面形狀主要參數：

翼展、翼弦、前緣后掠角等。影響飛機氣動主要參數：前緣后掠角、展弦比、梢根比、翼型相對厚度。2.3飛機飛行原理機翼幾何參數2.飛機的幾何外形和參數機翼平面形狀主要參數：562.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理57不同的翼剖面形狀2.3飛機飛行原理不同的翼剖面形狀2.3飛機飛行原理583.超聲速飛機的氣動外形2.3飛機飛行原理A.超聲速飛機的翼型特點（a）雙弧形；（b）棱形；（c）楔形；（d）雙菱形3.超聲速飛機的氣動外形2.3飛機飛行原理A.超聲速飛592.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理602.3飛機飛行原理B.超聲速飛機的機翼平面形狀和布局形式2.3飛機飛行原理B.超聲速飛機的機翼平面形狀和布局形式612.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理622.3飛機飛行原理B-1Lancer轟炸機F-14Tomcat艦載機米格-232.3飛機飛行原理B-1Lancer轟炸機F-14To632.3飛機飛行原理邊條渦2.3飛機飛行原理邊條渦64超聲速飛機的氣動外形2.3飛機飛行原理G鴨翼升力機翼升力G機翼升力尾翼升力鴨翼產生的脫體漩渦超聲速飛機的氣動外形2.3飛機飛行原理G鴨翼升力機翼升力G652.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理662.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理672.3飛機飛行原理（8）前掠翼機翼前、后緣向前伸展（前掠）的飛機。它的梢弦在根弦的前面，左右翼俯視投影形成一個V字。前掠翼是和后掠翼同時提出的，兩者推遲激波產生的原理是完全相同的。優(yōu)點：機翼和機身更好的連接；亞音速機動能力好；升力大；可控性好。缺點：在氣動發(fā)散問題：即當速度和仰角達到一定值時，很難保證飛機的靜穩(wěn)定性。仰角越大，機翼的彎曲變形越大，直至結構被破壞。2.3飛機飛行原理（8）前掠翼機翼前、后緣683.超聲速飛機和低、亞聲速飛機外形區(qū)別2.3飛機飛行原理3.超聲速飛機和低、亞聲速飛機外形區(qū)別2.3飛機飛行原理692.3.6風洞的功用和典型構造飛機的升力和阻力對飛機性能有很大影響。良好的氣動特性：提高升力，減小阻力。獲得升力和阻力變化特性：科學計算和風洞試驗。風洞是一種利用人造氣流來進行飛機空氣動力試驗的設備。風洞試驗：（1）幾何相似，即飛機和模型之間的；（2）運動相似，即模型各部分氣流速度大小與真實飛機對應部

分成同一比例，流速方向相同；氣流擾動和實際情況相同；（3）動力相似，作用與模型上的空氣動力（升力和阻力）和作

用于真實飛機上的空氣動力大小成比例，且方向相同。

為保證“動力相似”，必須保證實驗中模型和真實飛機飛行時的雷諾數相同。試驗飛機模型尺寸比真實飛機小得多，風洞風速也比真實飛行速度小很多，導致模型摩擦阻力在總阻力中所占比例比真實情況大得多。2.3.6風洞的功用和典型構造飛機的升力和阻力對飛機性能有702.3.6風洞的功用和典型構造

雷諾數（Reynoldsnumber）一種可用來表征流體流動情況的無量綱數雷諾數

其中v、ρ、μ分別為流體的流速、密度與黏性系數，d為一特征長度。雷諾數越小意味著粘性力影響越顯著，越大意味著慣性力影響越顯著。例如霧珠的降落或潤滑膜內的流動過程，粘性效應在整個流場中都是重要的。而飛機近地面飛行時相對于飛機的氣流，流體粘性對物體繞流的影晌只在物體邊界層和物體后面的尾流內才是重要的。2.3.6風洞的功用和典型構造71低速風洞2.3.6風洞的功用和典型構造氣流速度空氣動力低速風洞2.3.6風洞的功用和典型構造氣流速度空氣動力72風煙洞2.3.6風洞的功用和典型構造

低速風洞,可形象地顯示出環(huán)繞實驗模型的氣流流動情況，清晰顯示模型流線譜。風煙洞2.3.6風洞的功用和典型構造低速風洞73超聲速風洞主體結構2.3.6風洞的功用和典型構造高速風洞包括亞、跨、超以及高超聲速風洞。“暫沖式”超聲速速風洞依靠高壓空氣和大氣之間的壓力差來工作。蜂窩器優(yōu)點：降低了電動機功率；缺點：工作時間短。超聲速風洞主體結構2.3.6風洞的功用和典型構造高速風洞包74風洞的功用2.3.6風洞的功用和典型構造

風洞可用于對整架飛機或飛機的某個部件進行吹風實驗。風洞的功用2.3.6風洞的功用和典型構造風洞可用于對整架752.4.1飛機的飛行性能2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機的飛行性能是衡量一架飛機的重要標志，一般包括：飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機動性能等。2.4.1飛機的飛行性能2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操762.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性772.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性78安全高度起飛距離（加速飛行過程）2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性減小起飛距離措施：增升裝置增加推力彈射裝置（艦載機）飛機起飛距離越短越好。安全高度起飛距離（加速飛行過程）2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定79（減速飛行過程）2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性平飛減速和飄落觸地慢車狀態(tài)襟翼打開直線下滑提高著陸性能措施：機翼擾流片反向推力裝置阻力板或阻力傘剎車阻攔索飛機著陸速度越小，著陸距離越短，著陸性能越好。（減速飛行過程）2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性平飛減802.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5、飛機的機動性能

飛機在一定時間間隔內改變飛行狀態(tài)的能力，它在奪取空戰(zhàn)優(yōu)勢中起著相當重要的作用，是軍用飛機重要的戰(zhàn)術性能指標。對于運輸機機動性能要求低。

飛機載荷：

飛機除受重力之外的外力總和與飛機重量之比。垂直方向上的過載：

飛機設計中，常用過載來評定飛機的機動性。飛機飛行中除了有俯仰、偏航和滾轉等常規(guī)機動動作外，對于戰(zhàn)斗機還有盤旋、筋斗、俯沖、躍升、戰(zhàn)斗轉彎等機動動作?，F代戰(zhàn)斗機還具備過失速機動能力。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5、飛機的機動性能812.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性爬升倒飛俯沖平飛筋斗俯沖躍升過載可達9g過載可達6g躍升高度動升限：躍升可達到的最大高度。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性爬升倒飛俯沖平飛筋斗俯822.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性3、戰(zhàn)斗轉彎

同時改變飛行方向和增加飛行高度的機動飛行稱為戰(zhàn)斗轉彎。用途：空戰(zhàn)中奪取高度優(yōu)勢和占據有利方位。過載系數3-4g。

此外，還可采用筋斗方法進行戰(zhàn)斗轉彎以縮短機動時間。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性3、戰(zhàn)斗轉彎834.過失速機動飛機在超過失速迎角之后，仍然有能力對飛機姿態(tài)作出調整，實現快速機頭指向，完成可操縱的戰(zhàn)術機動。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性作用：瞬時使飛機占據有利位置，改變敵我攻守態(tài)勢。4.過失速機動飛機在超過失速迎角之84F-22榔頭機動

S-27眼鏡蛇機動

1989年6月巴黎航展，蘇聯試飛員普加喬夫第一次世界面前表演了“眼鏡蛇”機動。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性F-22榔頭機動S-27眼鏡蛇機動1989年6月巴黎航85

飛機的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)自動旋轉運動。是由大迎角下的自轉現象引起的。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5.尾旋尾旋過程軌跡為小半徑螺旋線，一面旋轉，一面下降。同時繞滾轉、俯仰偏航三軸不斷旋轉。

尾旋特點：迎角大、螺旋半徑小，旋轉速度高、下沉速度大。

尾旋是一種危險的飛行狀態(tài)，極易造成飛行事故，但為了訓練和研究目的，有些高機動飛機允許進入尾旋并改出。飛機的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的862.4.2飛機的穩(wěn)定性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4.2飛機的穩(wěn)定性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱872.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性882.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性89飛機焦點附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機焦點附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。2.4飛機90飛機焦點附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機焦點附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。2.4飛機912.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機的焦點飛機重心位置與縱向穩(wěn)定性之間的關系2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機的焦點飛機重心位置922.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性932.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

飛機主要依靠垂尾的作用來保證方向穩(wěn)定性，方向穩(wěn)定力矩是在側滑中產生的。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機主942.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機即向前、又向側方運動。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機即向前、又向側方運952.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

飛機在速度提高（特別是超聲速以后），垂尾側力系數減小，產生側力能力下降，導致飛機方向靜穩(wěn)定性降低。

措施：增大垂尾面積，選用腹鰭、雙立尾增大方向穩(wěn)定性。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機在962.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性使飛機自動恢復橫側平衡狀態(tài)的滾轉力矩主要由機翼上反角、機翼后掠角和垂直尾翼的作用產生的。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性使飛機972.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性982.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性超聲速飛機一般采用大后掠角，其橫向靜穩(wěn)定作用可能過大而出現左右往復的飄擺運動?？刹捎孟路唇峭庑我韵魅鹾舐右砗舐右淼臋M向靜穩(wěn)定性。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性超聲速飛機一般采用大后992.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機具有靜穩(wěn)定性，表明該飛機的平衡狀態(tài)具有抗外界干擾的能力。但為了保證飛機的穩(wěn)定性，決不能單純依靠飛機自身的穩(wěn)定性，飛行員也必須積極主動地實施操縱，做及時修正。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機具1002.4.3飛機的操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

飛機的操縱性是指駕駛員通過操縱設備（如駕駛桿、腳蹬和氣動舵面等）來改變飛機飛行狀態(tài)的能力。主要研究飛行狀態(tài)的改變與桿舵行程和桿力大小之間的基本關系，飛機反應快慢，以及影響因素等。

操作氣動舵面包括：升降舵、方向舵和副翼。2.4.3飛機的操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱1012.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，向后拉桿，機頭上仰；向前推桿，機頭下俯。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，向后拉桿，機頭1022.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性103飛行中，向左壓駕駛桿，飛機向左傾斜；反之，向右壓駕駛桿，飛機向右傾斜。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，向左壓駕駛桿，飛機向左傾斜；反之，向右1042.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，踏左腳蹬，機頭向左偏轉；踏右腳蹬，機頭向右偏轉。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行中，1052.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行馬赫數的提高，飛行動壓迅速增大，偏轉操縱面所施加的力也越大，現代飛機采用助力器、力臂調節(jié)器，并用人工載荷機構模擬駕駛桿的氣動載荷以減小飛行員所需操縱力，并感受操縱力矩的變化。

駕駛員操縱舵面改變飛機姿態(tài)要和人體的自然動作協(xié)調一致。手上的所感受的力的大小和方向也應正常和適中，以避免產生操縱失誤。

飛機的穩(wěn)定性是飛機本身的特性，它與操縱性有密切聯系。

很穩(wěn)定的飛機，操縱往往不靈敏；操縱很靈敏的飛機，則往往不太穩(wěn)定。穩(wěn)定性和操縱性應綜合考慮，以獲得最佳飛機性能。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛行馬赫1062.5直升機的飛行原理

一般認為直升機技術比固定翼飛機復雜，發(fā)展比固定翼飛機慢。

隨著對直升機空氣動力學、直升機動力學等學科認識的深入，直升機技術也有可很大發(fā)展。

直升機特點：

能垂直起降，對起降場地無太多特殊要求；能空中懸停；能沿任意方向飛行，飛行速度低，航程相對短。

目前最大速度：417公里/小時（X2），400公里/小時（山貓）。

實用升限：4000-6000m；

航程：400-800Km。X2-西科斯基公司山貓直升機2.5直升機的飛行原理一般認為直升機技術比固1072.5直升機的飛行原理

2.5.1直升機旋翼工作原理2.5直升機的飛行原理2.5.1直升機旋翼1082.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理1092.5直升機的飛行原理米-6“Hook”直升機2.5直升機的飛行原理米-6“Hook”直升機1102.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理1112.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理1122.5直升機的飛行原理2.5.4直升機的操縱性和穩(wěn)定性直升機的操縱系統(tǒng):傳遞操縱指令、進行總距操縱、變距操縱和腳操縱的操縱機構和操縱線路。2.5直升機的飛行原理2.5.4直升機的操縱性和穩(wěn)定性1132.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理1142.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理115（轉動臂）2.5直升機的飛行原理（轉動臂）2.5直升機的飛行原理1162.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理117當傾斜器無傾斜時：

每片槳葉在旋轉中保持槳距恒定。當傾斜器被操縱傾斜時：每片槳葉在旋轉中周期性改變槳距。變距拉桿轉至傾斜器上位時，槳距加大，槳葉向上揮舞；變距拉桿轉至傾斜器下位時，槳距減小，槳葉向下揮舞。從而，形成旋翼旋轉面的傾斜。2.5直升機的飛行原理當傾斜器無傾斜時：2.5直升機的飛行原理1182.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理1192.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理1202.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理1212.5直升機的飛行原理2.5直升機的飛行原理122第二章飛行器飛行原理《航空航天概論》廈門大學航空航天學院第二章飛行器飛行原理《航空航天概論》廈門大學航空航天學院1232.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境2.1.1大氣環(huán)境1.對流層2.平流層3.中間層（高空對流層）4.熱層5.散逸層（外大氣層）航空器的飛行環(huán)境主要是對流層和平流層。航空器飛行環(huán)境臭氧層吸收太陽紫外線地面輻射熱量平流層熱量99.9%大氣質量90%大氣質量太陽短波輻射2000～3000公里大氣外層頂界國際空間站平均高度360公里哈勃太空望遠鏡平均軌道高度569公里2.1飛行環(huán)境飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境2.1.1大1242.1飛行環(huán)境2.1.1大氣的物理性質大氣的狀態(tài)由參數確定，

其關系由狀態(tài)方程表示：2.連續(xù)性3.黏性

大氣相鄰流動層間產生的摩擦力。不同的流體黏性不同，黏性大小用內摩擦系數衡量。

流體黏性和溫度有關，氣體溫度升高，黏性增大。液體相反。4.可壓縮性

當氣體的壓強改變時，其密度和體積也改變，為氣體可壓縮性。5.聲速

振動的聲源在介質中傳播時產生的疏密波。空氣中約為340m/s。介質可壓縮性越大，聲速越小。2.1飛行環(huán)境2.1.1大氣的物理性質大氣的狀態(tài)由參數1252.1飛行環(huán)境

6.國際標準大氣

飛行器飛行性能和大氣物理狀態(tài)有關，而大氣物理狀態(tài)與其地理位置、季節(jié)和高度相關。為對飛行器的性能進行研究和對比，目前我國采用的國際標準大氣。

大氣被看成完全氣體，服從氣體狀態(tài)方程；以海平面高度為零高度。在海平面狀態(tài)為：氣溫15度，壓強為一個標準大氣壓，密度為1.225kg/m2，聲速為341m/s。2.1飛行環(huán)境6.國際標準大氣1262.1飛行環(huán)境7.空間環(huán)境

真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子體和微流星體組成的飛行環(huán)境，是航天器的主要環(huán)境。

地球空間環(huán)境、行星際空間環(huán)境和恒星際空間環(huán)境2.1飛行環(huán)境7.空間環(huán)境1272.2氣體流動基本規(guī)律氣體流過物體時其物理量的變化規(guī)律與作用在物體上的空氣動力有密切關系。2.2.1相對運動原理

飛機產生的空氣動力與飛機和空氣間的相對運動速度有很大關系?？諝庀鄬︼w機的運動稱為相對氣流。相對氣流的方向與飛機運動方向相反。只要相對氣流速度相同，產生的空氣動力也就相等。將飛機的飛行轉換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究得到簡化。2.2氣體流動基本規(guī)律氣體流過物體時其物理1282.2氣體流動基本規(guī)律1.流體流動的連續(xù)性定理可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程不可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程2.2.2.連續(xù)性定理和伯努力定理不可壓縮流體流過管道時，流速與截面面積成反比2.2氣體流動基本規(guī)律1.流體流動的連續(xù)性定理不可壓縮流1292.2氣體流動基本規(guī)律2.伯努利定理（1738年）

伯努利定理是能量守恒定律在流體中的應用。伯努利定理描述了流體在流動過程中流體壓強和速度之間的流動關系。丹尼爾·伯努利不可壓縮理想流體的伯努力方程

連續(xù)性定理和伯努力方程是分析和研究飛機上空氣動力產生的物理原因及其變化規(guī)律的基本定理。2.2氣體流動基本規(guī)律2.伯努利定理（1738年）丹尼爾1302.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律1312.2氣體流動基本規(guī)律3.低速氣流和高速氣流的流動特點

（1）低速氣流特點

流動過程中近似認為不可壓縮。管道收縮速度增大，靜壓減小。

（2）高速氣流特點

高速飛行中，氣流速度變化引起空氣密度發(fā)生變化，從而引起空氣動力發(fā)生變化，必須考慮空氣的可壓縮性。特別對于高速氣流。

空氣可壓縮性和空氣密度和施加的空氣壓力有關。空氣的密度和聲速有關，施加于空氣的壓力與在空氣中運動的物體速度有關，速度越大，施加給空氣的壓力越大。

衡量空氣被壓縮的程度用馬赫數（Ma）表示：2.2氣體流動基本規(guī)律3.低速氣流和高速氣流的流動特點1322.2氣體流動基本規(guī)律超聲速氣流在變截面管道中流動情況和低速氣流相反。收縮管道超聲速氣流減速、增壓；擴張形管道使超聲速氣流增速、減壓。

原因：截面積變化引起的密度的變化比截面積變化引起速度的變化快得多，密度變化占主導地位。

總之，在亞聲速氣流中，流速增大，管道截面面積必然減??；而在超聲速氣流中，隨著流速增大，，管道截面面積必然增大。

要使氣流由亞聲速加速到超聲速，除了沿氣流方向要有一定的壓力差外，還應具有一定的管道形狀，即先收縮后擴張的拉瓦爾管形狀。2.2氣體流動基本規(guī)律超聲速氣流在變截面管1332.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律1342.2氣體流動基本規(guī)律2.2氣體流動基本規(guī)律1352.3飛機飛行原理作用在飛機上的空氣動力包括升力和阻力。2.3.1平板上的空氣動力

1.平板剖面與相對氣流夾角為零

無垂直于氣流的升力。

2.平板剖面與相對氣流夾角為90度2.3飛機飛行原理作用在飛機上的空氣動力包括升力和阻力。21362.3飛機飛行原理3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角2.3飛機飛行原理3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角1372.3飛機飛行原理2.3.2機翼升力的產生和增升裝置翼型的定義：2.3飛機飛行原理2.3.2機翼升力的產生和增升裝置翼1382.3飛機飛行原理翼型按速度分：翼型按形狀分：2.3飛機飛行原理翼型按速度分：翼型按形狀分：1392.3飛機飛行原理翼型幾何參數：翼弦：前緣和后緣之間的連線。迎角：翼弦與相對氣流速度之間的夾角。2.3飛機飛行原理翼型幾何參數：翼弦：前緣和后緣之間的連線1402.3飛機飛行原理1.機翼升力的產生空氣動力作用點前緣后緣翼弦2.3飛機飛行原理1.機翼升力的產生空氣動力作用點前緣1412.3飛機飛行原理在一定范圍內，迎角大，升力大。當迎角達到一定程度，氣流會從機翼前緣開始分離，尾部出現很大的渦流區(qū)，致使升力突然下降，阻力迅速增大，出現失速。臨界迎角：失速剛出現時的迎角。飛機不應以接近或大于臨界迎角的狀態(tài)飛行。升力的大小與翼型形狀和迎角大小有很大關系。不對稱的流線型翼型在迎角為零時仍可產生升力。2.3飛機飛行原理在一定范圍內，迎角大，升力大。飛機不應以142

2.影響飛機升力的因素

（1）機翼面積的影響機翼

機翼面積應包括同機翼相連的部分面積。升力與機翼面積成正比。

（2）相對速度的影響

速度越大，空氣動力越大，機翼上產生的升力也越大。升力與相對速度的平方成正比。

（3）空氣密度的影響

升力大小與空氣密度成正比。

（4）機翼剖面形狀和迎角的影響機翼剖面形狀和迎角不同，產生的升力也不同，其影響通過升力系數體現。升力系數起初隨迎角增大而增大，但當迎角達到一定值后，會驟降，出現失速。

綜合各項因素，升力公式為：2.3飛機飛行原理2.影響飛機升力的因素2.3飛機飛行原理143

3.增升裝置

（1）改變機翼剖面形狀，增大機翼彎度；

（2）增大機翼面積；（3）改變氣流動的流動狀態(tài)，控制機翼上的附面層，延緩氣流分離；

飛機的增升裝置通常安裝在機翼的前緣和后緣部位。

類型：前緣襟翼，后緣襟翼，前緣縫翼；控制附面層。2.3飛機飛行原理3.增升裝置2.3飛機飛行原理1442.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1452.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1462.3飛機飛行原理簡單后緣襟翼缺點：

當它向下偏轉時，雖然能夠增大上翼面氣流的流速，從而增大升力系數，但同時也使得機翼前緣處氣流的局部迎角增大，當飛機以大迎角飛行時，容易導致機翼前緣上部發(fā)生局部的氣流分離，使飛機的性能變壞。2.3飛機飛行原理簡單后緣襟翼缺點：147機翼升力的產生和增升裝置機翼升力的產生和增升裝置148機翼升力的產生和增升裝置機翼升力的產生和增升裝置1492.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1502.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1512.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1522.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1532.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1542.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1552.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1562.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理157控制附面層增升裝置原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。

“鷂”式垂直起降飛機和F－4、米格－21輕型戰(zhàn)斗機使用了噴氣襟翼。2.3飛機飛行原理控制附面層增升裝置原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。1582.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理159A.渦流發(fā)生器：

渦流發(fā)生器是以某一安裝角垂直地安裝在機體表面上的小展弦比小機翼，所以它在迎面氣流中和常規(guī)機翼一樣能產生翼尖渦，但是由于其展弦比小，因此翼尖渦的強度相對較強。這種高能量的翼尖渦與其下游的低能量邊界層流動混合后，就把能量傳遞給了邊界層，使處于逆壓梯度中的邊界層流場獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在機體表面而不致分離。

作用：

將外界氣流的能量不斷輸入附面層，增加附面層流動速度，推遲氣流分離。2.3飛機飛行原理3.渦流發(fā)生器和翼刀A.渦流發(fā)生器：2.3飛機飛行原理3.渦流發(fā)生器和翼刀160B.翼刀裝置：

一般的平直翼和后掠翼，機翼上表面的氣流會自動向翼梢流動，相應的，附面層也會逐漸向翼梢堆積。這些氣流最終會在翼梢分離，從而降低飛機的升力。此外，氣流在翼梢的分離會造成很大的滾轉力矩，容易使飛機進入尾旋。這種狀況在大后掠角機翼上尤為明顯。若在機翼的上表面，沿著翼弦的方向放置具有一定高度的擋板，就可以阻礙上翼面的附面層向翼梢移動，從而阻止或者延緩分離的發(fā)生。

作用：

后掠翼飛機減小翼梢渦流和附面層厚度。2.3飛機飛行原理B.翼刀裝置：2.3飛機飛行原理1612.3.3飛機阻力的產生和減阻措施飛機機翼產生的空氣動力包括升力和氣動阻力。低速飛機受到的阻力分為：摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力、和干擾阻力。摩擦阻力2.3飛機飛行原理2.3.3飛機阻力的產生和減阻措施飛機機翼1622.壓差阻力2.3飛機飛行原理2.壓差阻力2.3飛機飛行原理163

可通過增大展弦比、適當平面形狀、增加翼梢小翼等來減小誘導阻力。3.誘導阻力2.3飛機飛行原理可通過增大展弦比、適當平面形狀、1644.干擾阻力2.3飛機飛行原理4.干擾阻力2.3飛機飛行原理1652.3.4高速飛行空氣動力特點1.激波和激波阻力（波阻）不同飛行速度下聲音（弱擾動波）的傳播2.3飛機飛行原理2.3.4高速飛行空氣動力特點1.激波和激波阻力（波阻）1662.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理167高速飛行阻力特點高速飛行阻力特點1682.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1692.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1702.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理171超聲速飛行聲爆2.3飛機飛行原理超聲速飛行聲爆2.3飛機飛行原理172超聲速飛行熱障2.3飛機飛行原理超聲速飛行熱障2.3飛機飛行原理1732.3飛機飛行原理美國SR-71的機體結構的93%采用鈦合金越過熱障，達到3.3倍音速。航空氣器的防熱方法：采用耐高溫的新材料，如鈦合金、不銹鋼或復合材料來制造飛機的重要受力構件和蒙皮；用隔熱層來保護機內設備和人員；采用冷卻液冷卻結構內表面。2.3飛機飛行原理美國SR-71742.3飛機飛行原理應用：燒蝕法適用于不重復使用的飛船、衛(wèi)星等。材料：石墨、陶瓷等。高溫下的熱解和相變：固液，固氣，液氣。航天器的防熱方法：2.3飛機飛行原理應用：燒蝕法適用于不重復使用的飛船、衛(wèi)星1752.3飛機飛行原理可重復使用的放熱材料

用于像航天飛機類似的可重復使用的航天器的防熱。根據航天器表面不同溫度的區(qū)域，采用相應的可重復使用的防熱材料。

例如：機身頭部、機翼前緣溫度最高，采用增強碳碳復合材料，溫度可耐受1593度；機身、機翼下表面前部和垂尾前緣溫度高，可采用防熱隔熱陶瓷材料；機身、機翼上表面前部和垂尾前緣氣動加熱不是特別嚴重處，可采用防熱隔熱的陶瓷瓦材料；機身中后部兩側和有效載荷艙門處，溫度相對較低（約350度），可采用柔性的表面隔熱材料；對于溫度最高的區(qū)域，采用熱管冷卻和強制循環(huán)冷卻和發(fā)汗冷卻等。2.3飛機飛行原理可重復使用的放熱材料1762.3.5超聲速飛機的氣動外形

超聲速飛機的氣動外形，廣義上講是指飛機主要部件的數量以及他們之間安排和配置。

不同的布局型式對飛機的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。2.3飛機飛行原理1.飛機氣動布局2.3.5超聲速飛機的氣動外形超177機翼幾何參數2.飛機的幾何外形和參數機翼平面形狀主要參數：

翼展、翼弦、前緣后掠角等。影響飛機氣動主要參數：前緣后掠角、展弦比、梢根比、翼型相對厚度。2.3飛機飛行原理機翼幾何參數2.飛機的幾何外形和參數機翼平面形狀主要參數：1782.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理179不同的翼剖面形狀2.3飛機飛行原理不同的翼剖面形狀2.3飛機飛行原理1803.超聲速飛機的氣動外形2.3飛機飛行原理A.超聲速飛機的翼型特點（a）雙弧形；（b）棱形；（c）楔形；（d）雙菱形3.超聲速飛機的氣動外形2.3飛機飛行原理A.超聲速飛1812.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1822.3飛機飛行原理B.超聲速飛機的機翼平面形狀和布局形式2.3飛機飛行原理B.超聲速飛機的機翼平面形狀和布局形式1832.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1842.3飛機飛行原理B-1Lancer轟炸機F-14Tomcat艦載機米格-232.3飛機飛行原理B-1Lancer轟炸機F-14To1852.3飛機飛行原理邊條渦2.3飛機飛行原理邊條渦186超聲速飛機的氣動外形2.3飛機飛行原理G鴨翼升力機翼升力G機翼升力尾翼升力鴨翼產生的脫體漩渦超聲速飛機的氣動外形2.3飛機飛行原理G鴨翼升力機翼升力G1872.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1882.3飛機飛行原理2.3飛機飛行原理1892.3飛機飛行原理（8）前掠翼機翼前、后緣向前伸展（前掠）的飛機。它的梢弦在根弦的前面，左右翼俯視投影形成一個V字。前掠翼是和后掠翼同時提出的，兩者推遲激波產生的原理是完全相同的。優(yōu)點：機翼和機身更好的連接；亞音速機動能力好；升力大；可控性好。缺點：在氣動發(fā)散問題：即當速度和仰角達到一定值時，很難保證飛機的靜穩(wěn)定性。仰角越大，機翼的彎曲變形越大，直至結構被破壞。2.3飛機飛行原理（8）前掠翼機翼前、后緣1903.超聲速飛機和低、亞聲速飛機外形區(qū)別2.3飛機飛行原理3.超聲速飛機和低、亞聲速飛機外形區(qū)別2.3飛機飛行原理1912.3.6風洞的功用和典型構造飛機的升力和阻力對飛機性能有很大影響。良好的氣動特性：提高升力，減小阻力。獲得升力和阻力變化特性：科學計算和風洞試驗。風洞是一種利用人造氣流來進行飛機空氣動力試驗的設備。風洞試驗：（1）幾何相似，即飛機和模型之間的；（2）運動相似，即模型各部分氣流速度大小與真實飛機對應部

分成同一比例，流速方向相同；氣流擾動和實際情況相同；（3）動力相似，作用與模型上的空氣動力（升力和阻力）和作

用于真實飛機上的空氣動力大小成比例，且方向相同。

為保證“動力相似”，必須保證實驗中模型和真實飛機飛行時的雷諾數相同。試驗飛機模型尺寸比真實飛機小得多，風洞風速也比真實飛行速度小很多，導致模型摩擦阻力在總阻力中所占比例比真實情況大得多。2.3.6風洞的功用和典型構造飛機的升力和阻力對飛機性能有1922.3.6風洞的功用和典型構造

雷諾數（Reynoldsnumber）一種可用來表征流體流動情況的無量綱數雷諾數

其中v、ρ、μ分別為流體的流速、密度與黏性系數，d為一特征長度。雷諾數越小意味著粘性力影響越顯著，越大意味著慣性力影響越顯著。例如霧珠的降落或潤滑膜內的流動過程，粘性效應在整個流場中都是重要的。而飛機近地面飛行時相對于飛機的氣流，流體粘性對物體繞流的影晌只在物體邊界層和物體后面的尾流內才是重要的。2.3.6風洞的功用和典型構造193低速風洞2.3.6風洞的功用和典型構造氣流速度空氣動力低速風洞2.3.6風洞的功用和典型構造氣流速度空氣動力194風煙洞2.3.6風洞的功用和典型構造

低速風洞,可形象地顯示出環(huán)繞實驗模型的氣流流動情況，清晰顯示模型流線譜。風煙洞2.3.6風洞的功用和典型構造低速風洞195超聲速風洞主體結構2.3.6風洞的功用和典型構造高速風洞包括亞、跨、超以及高超聲速風洞?！皶簺_式”超聲速速風洞依靠高壓空氣和大氣之間的壓力差來工作。蜂窩器優(yōu)點：降低了電動機功率；缺點：工作時間短。超聲速風洞主體結構2.3.6風洞的功用和典型構造高速風洞包196風洞的功用2.3.6風洞的功用和典型構造

風洞可用于對整架飛機或飛機的某個部件進行吹風實驗。風洞的功用2.3.6風洞的功用和典型構造風洞可用于對整架1972.4.1飛機的飛行性能2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機的飛行性能是衡量一架飛機的重要標志，一般包括：飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機動性能等。2.4.1飛機的飛行性能2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操1982.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性1992.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性200安全高度起飛距離（加速飛行過程）2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性減小起飛距離措施：增升裝置增加推力彈射裝置（艦載機）飛機起飛距離越短越好。安全高度起飛距離（加速飛行過程）2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定201（減速飛行過程）2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性平飛減速和飄落觸地慢車狀態(tài)襟翼打開直線下滑提高著陸性能措施：機翼擾流片反向推力裝置阻力板或阻力傘剎車阻攔索飛機著陸速度越小，著陸距離越短，著陸性能越好。（減速飛行過程）2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性平飛減2022.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5、飛機的機動性能

飛機在一定時間間隔內改變飛行狀態(tài)的能力，它在奪取空戰(zhàn)優(yōu)勢中起著相當重要的作用，是軍用飛機重要的戰(zhàn)術性能指標。對于運輸機機動性能要求低。

飛機載荷：

飛機除受重力之外的外力總和與飛機重量之比。垂直方向上的過載：

飛機設計中，常用過載來評定飛機的機動性。飛機飛行中除了有俯仰、偏航和滾轉等常規(guī)機動動作外，對于戰(zhàn)斗機還有盤旋、筋斗、俯沖、躍升、戰(zhàn)斗轉彎等機動動作?，F代戰(zhàn)斗機還具備過失速機動能力。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5、飛機的機動性能2032.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性爬升倒飛俯沖平飛筋斗俯沖躍升過載可達9g過載可達6g躍升高度動升限：躍升可達到的最大高度。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性爬升倒飛俯沖平飛筋斗俯2042.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性3、戰(zhàn)斗轉彎

同時改變飛行方向和增加飛行高度的機動飛行稱為戰(zhàn)斗轉彎。用途：空戰(zhàn)中奪取高度優(yōu)勢和占據有利方位。過載系數3-4g。

此外，還可采用筋斗方法進行戰(zhàn)斗轉彎以縮短機動時間。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性3、戰(zhàn)斗轉彎2054.過失速機動飛機在超過失速迎角之后，仍然有能力對飛機姿態(tài)作出調整，實現快速機頭指向，完成可操縱的戰(zhàn)術機動。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性作用：瞬時使飛機占據有利位置，改變敵我攻守態(tài)勢。4.過失速機動飛機在超過失速迎角之206F-22榔頭機動

S-27眼鏡蛇機動

1989年6月巴黎航展，蘇聯試飛員普加喬夫第一次世界面前表演了“眼鏡蛇”機動。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性F-22榔頭機動S-27眼鏡蛇機動1989年6月巴黎航207

飛機的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)自動旋轉運動。是由大迎角下的自轉現象引起的。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性5.尾旋尾旋過程軌跡為小半徑螺旋線，一面旋轉，一面下降。同時繞滾轉、俯仰偏航三軸不斷旋轉。

尾旋特點：迎角大、螺旋半徑小，旋轉速度高、下沉速度大。

尾旋是一種危險的飛行狀態(tài)，極易造成飛行事故，但為了訓練和研究目的，有些高機動飛機允許進入尾旋并改出。飛機的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的2082.4.2飛機的穩(wěn)定性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4.2飛機的穩(wěn)定性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱2092.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2102.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性211飛機焦點附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機焦點附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。2.4飛機212飛機焦點附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機焦點附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。2.4飛機2132.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機的焦點飛機重心位置與縱向穩(wěn)定性之間的關系2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性飛機的焦點飛機重心位置2142.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性2152.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性

飛機主要依靠垂尾的作用來保證方向穩(wěn)定性，方向穩(wěn)定力矩是在