飛行空氣動力學(xué)

第三章-飛行空氣動力學(xué)飛行空氣動力學(xué)介紹作用于飛機上的力的相互關(guān)系和由相關(guān)力產(chǎn)生的效應(yīng)。作用于飛機的力至少在某些方面，飛行中飛行員做的多好取決于打算和對動力使用的協(xié)調(diào)以及為轉(zhuǎn)變推力，制他們的方法的理解越好，飛行員執(zhí)行時的技能就更好。下面定義和平直飛行(未加速的飛行)相關(guān)的力。力是成對作用的。然而在后面的解釋中也不總是這樣的狀況。反，和氣流相對機身的方向并行。壓飛機。和升力相反，它垂直向下地作用于飛機的重心位置。的升力中心。在穩(wěn)定的飛行中，這些相反作用的力的總和等于零。在穩(wěn)定直飛中沒有不平衡的力(牛頓第三定律)。無論水平飛行還是爬升或者下降這都是對的。也不等于說四個力總是相等的。這個力之間的關(guān)系常常被錯誤的解釋或說明。例如，考慮下一頁的圖3－1。在上一幅圖中的推力，阻力，升力和重力四個力矢量大小相等。象下一幅圖顯示的通常解釋說明(不保證推力和阻力就不等于重力和升力)推力等于阻力，升力等于重力。必需理解這個根本正確的表述，否則可能誤會。肯定要明白在直線的，水平的，非加速飛行狀態(tài)中，相反作用的升力和重力和阻力大小相等，而不是說推力和阻力的大小和升力重力相等，根本上重力比推力更大。必需強調(diào)的是，這是在穩(wěn)定飛行中的力平衡關(guān)系。總結(jié)如下：向上力的總和等于向下力的總和向前力的總和等于向后力的總和對舊的“推力等于阻力，升力等于重力”公式的提煉考慮了這樣的事實，在爬升中，推力的一局部方向向上，表現(xiàn)為升力，重力的一局部方向向后，表現(xiàn)為阻力。在滑翔中，重力矢量的一局部方向向前，因此表現(xiàn)為推力。換句話說，在飛機航跡不水平的任何時刻，升力，重力，推力和阻力每一個都會分解為兩個分力。如圖3－2述仍舊是正確的。提到“升力推力和重力阻力”時，為這些力確立的前面的定義就不再有效，使問題變的簡單。語言表述的如此不嚴(yán)密為大量的爭論供給了借口，這些爭論集中于根本原理的精練。盡管已經(jīng)定義了作用于飛機上的力深入具體的爭論。推力飛機開頭移動前，必需施加推力。飛機持續(xù)移動，速度增加，直到推力和阻力相等。為了維保持相等。假設(shè)在平直飛行中，引擎功率降低，推力就會下降，飛機速度就減慢。只要推力小于阻力，飛機就會始終減速，知道它的空速缺乏以支持飛行。同樣的，假設(shè)引擎的動力增加，推力比阻力大，空速就增加。只要推力始終比阻力大，飛機就始終加速。當(dāng)阻力等于推力時，飛機飛行在恒定的空速。有飛行狀態(tài)協(xié)調(diào)迎角和推力。概略的，這些飛行狀態(tài)可以按類分為三組，低速飛行，巡航飛行和高速飛行。在低空速時，要維持升力和重力的平衡，迎角必需相對較高以增加升力。如圖3－3，員適當(dāng)?shù)膮f(xié)調(diào)了推力和迎角也可以保持水平飛行。低速狀態(tài)的平直飛行供給了需要關(guān)注的和力平衡有關(guān)的條件，由于飛機處于高機頭的姿勢，道相比發(fā)動機停頓時飛機在有動力時速度較低會失速力等于阻力，升力等于重力。在平直飛行中，推力增加時，空速增加，必需要降低迎角。假設(shè)協(xié)調(diào)好了變化，飛機仍舊保持平直飛行，但是推力和迎角之間建立了適宜的關(guān)系后飛行速度會變高。那么就很明顯，可以以失速迎角和高速時的相對較小負迎角之間的任意迎角進展平飛。阻力行的幫助是無用的，其次個是由機翼產(chǎn)生升力的結(jié)果所導(dǎo)致的。寄生阻力有兩個根本元素：形阻力，來自機身對氣流的破壞，另外就是外殼的摩擦阻力。就越簡潔降低寄生阻力的形阻力。線型彎曲，對平滑氣流產(chǎn)生阻力。通過使用光滑的磨平的外表，和去掉突出的鉚釘頭和其他的不規(guī)章物來最小化外殼摩擦力。設(shè)計飛機時必需要增加另一個對寄生阻力的考慮。這個阻力復(fù)合了形阻力效應(yīng)和外殼摩擦，稱為所謂的干預(yù)阻力。假設(shè)兩個物體靠近放置，產(chǎn)生的合成紊亂會比單個測試時大50％到200％。形阻力，外殼摩擦力和干預(yù)阻力這三個阻力都要被計算以確定一個飛機的寄生阻力。外形阻力的增加會隨速度而變的突然很快。其次個根本的阻力類型是誘導(dǎo)阻力。以機械運動方式工作的系統(tǒng)沒有一個可以到達100%的額外的功來獲得需要的功。系統(tǒng)越高效，損失就越小。這種阻力是升力的產(chǎn)物中不行分別的。繼而，只要有升力就會有這種力。流會變成隨著機翼運動的兩個渦流軌跡。從尾部看飛機時，右邊翼尖的渦流逆時針旋轉(zhuǎn)，而左邊翼尖的渦流順時針旋轉(zhuǎn)。如圖3－4機翼頂部的下洗流在翼尖處有一樣的使向后的升力矢量彎曲的效果蒸餃略微向后，產(chǎn)生一個后向升力重量。這就是誘導(dǎo)阻力。翼的迎角為零，也就沒有壓力差，繼而沒有下洗重量，因此也就沒有誘導(dǎo)阻力。無論如何，只要迎角增加，誘導(dǎo)阻力相應(yīng)的增加。力也就更大?？傉T導(dǎo)阻力和空速的平方成反比變化關(guān)系。3－5可以看到，時，抑制阻力所需要的動力也是最小的。為理解飛行中飛機的升力和阻力的影響，需要結(jié)合考慮兩者以及升阻比L/D(升力/阻力)。的升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD。升阻比對迎角的結(jié)果圖顯示升阻比增加到一最大值，在較高的升力系數(shù)和迎角階段開頭下降，如圖3－6。留意最大升阻比(L/DMax)消滅在一個特定比(L/DMax)處更大或者更小的迎角，升阻比降低繼而在給定飛機升力時總阻力增加。重心(CG)(CP)會移動多復(fù)運動以保持飛行平衡。(高馬赫數(shù)時高升阻比)需要的飛機配置導(dǎo)致這樣的狀況。重力重力是趨向把全部物體朝地球中心拽的拉力(CP)的壓力中心前面固定，這是為了供給足夠的恢復(fù)運動以保持飛行平衡。力(由作用于飛機物質(zhì)的地球引力導(dǎo)致)。這個重力通過飛機的重心向下作用。在穩(wěn)定的平飛力，飛機將會降低高度。當(dāng)升力大于重力時，飛機飛行高度增加。升力力增加(假設(shè)其他因素不變)或者叫紊流點。比例。例如，假設(shè)迎角和其他因素不變的話，以200節(jié)速度飛行的飛機所得的升力是它在100節(jié)速度飛行時升力的四倍。飛行狀態(tài)，只要速度增加，升力必需減小。這通常是通過減小迎角來實現(xiàn)的，如降低機頭。假設(shè)要避開失速的話，迎角可以增加的范圍是有限制的。在臨界迎角，這樣做的唯一方法是增加速度。升力和阻力也隨空氣密度直接變化。好幾個因素會影響密度，如壓力，溫度和濕度。記住，在18000英尺高度，空氣密度是海平面上密度的一半。因此，為了在較高的高度維持升力，對于任何迎角都必需以更高的真實空速來飛行。天氣，對于任何給定迎角都必需以比干冷天氣下更大的真實空速飛行。假設(shè)密度因素降低，總升力必需等于總重量才能維持飛行，它遵循其他因素之一必需增加。通常那些增加的因素是空速或者迎角，由于這些因素可以由飛行員直接掌握。200100平方英尺面積機翼的兩倍。翼，那么也可以掌握機翼面積。但是，對大多數(shù)狀況，飛行員掌握升力和速度來操縱飛機。速著陸時，增加升力到接近最大以維持升力等于飛機的重量是有必要的。翼尖渦流一個類似的渦流，但是由于機身阻擋了向內(nèi)的流淌，這個渦流不是很重要紊流上。接著可以看到無論何時機翼產(chǎn)生升力，誘導(dǎo)阻力就會產(chǎn)生，翼尖渦流隨之消滅。差更大，空氣的側(cè)向流淌也就更強；進而，這導(dǎo)致了更猛烈的渦流的形成，結(jié)果紊流更多，誘導(dǎo)阻力也更多。強度的翼尖渦流。地面效應(yīng)飛機在暢通的地面以略微低于高空平飛要求的空速來飛行是可能的象，甚至對一些有閱歷的飛行員來說，知道這個比理解它更重要。氣流的垂直重量受地面限制。這就轉(zhuǎn)變了機翼的升流和翼尖渦流，如圖3－7。這些由于(或者水面)的干擾導(dǎo)致的。當(dāng)尾部外表和機身的空氣動力學(xué)特性因地面效應(yīng)轉(zhuǎn)變時和下洗流和翼尖渦流隨之削減。一。下洗流越多，機翼推動空氣向下的難度就越大。大迎角時，總的誘導(dǎo)阻力就大，在實際的飛行中就相應(yīng)于較低的空速，以可以這么說，低速飛行時誘導(dǎo)阻力是主導(dǎo)地位。迎角不變，將導(dǎo)致升力系數(shù)的增加。如圖3－8導(dǎo)阻力降低，這樣就導(dǎo)致了最重要的低速時所需推力的降低。阻力削減的結(jié)果就是使得在低速飛行時所需要的推力也削減了。(設(shè)備)此，會要求飛機空降的指示空速低于正常要求的值。1.4%23.5%，機翼高度等于翼展格外之一時，誘導(dǎo)阻力降低47.6的降低。由于這種變化，地面效應(yīng)在起飛離地和著陸觸地的一瞬間是最明顯的。時進入地面效應(yīng)相反的狀況，例如飛機離開地面效應(yīng)將會：要求增加迎角來維持一樣的升力系數(shù)誘導(dǎo)阻力增加，所需要的推理也要增加穩(wěn)定性降低，機頭在瞬間會向上翹產(chǎn)生靜態(tài)源壓力的削減，指示空速增加應(yīng)當(dāng)指出在獲得建議著陸速度之前這些總效果可能會對著陸嘗試危急更大的誘導(dǎo)阻力可能會導(dǎo)致恰好臨界的初始爬升性能。在，如大的總重量，高密度高度緣由，在收回起落架或者襟翼之前必需進入確定爬升狀態(tài)?！捌啤毙?yīng)。由于地面效應(yīng)中阻“漂移”必要降低動力配置或者降低所需的推力，這樣可以讓飛機在預(yù)期滑行軌跡上滑行。飛機的軸向飛行中無論什么時候飛機轉(zhuǎn)變它的飛行姿勢和位置，它都繞三個軸向的一個或者多個旋轉(zhuǎn)，這些軸向是通過飛機重心的想象出來的線軸，格外象車輪旋轉(zhuǎn)的那個軸。在三個軸的相交點，每一個軸都和其他兩個軸成90度角。從3－9似性。依據(jù)對航海術(shù)語的承受，飛機縱軸固定后的運動稱為“側(cè)滾”，橫軸固定時的運動叫“俯仰”；最終，飛機垂直軸固定后的運動叫“偏航”，就是飛機頭水平的左右運動。。對這些掌握的使用在第四章解釋－飛行掌握。運動和力臂機的重量來表示，簡潔說是英寸磅(距離乘以重量，公制單位是牛頓米)。飛機設(shè)計者把飛機的重心位置或前或后的定位在盡可能靠近平均動力弦的20%位置。假設(shè)位置。目標(biāo)是讓力矩(由于阻力，推力和升力產(chǎn)生)盡可能?。挥眠m當(dāng)?shù)奈膊课恢米鳛槿魏物w行條件下的飛機供給縱向平衡的手段。員通過供給反向的掌握力來對抗這樣的力。平的最常用設(shè)備。力將會是過多的且使人簡潔疲乏。設(shè)計特性每一個飛過很多類型飛機的飛行員已經(jīng)留意到操作是有些區(qū)分的機動性和可控性的主要區(qū)分如下：穩(wěn)定性－這是飛機訂正那些可能轉(zhuǎn)變它的平衡條件的內(nèi)在品質(zhì)上飛行的力量。這是一個飛機的主要設(shè)計特性。機動性－這是飛機簡潔機動且承受機動引發(fā)的壓力的力量。它受飛機的重量，慣量，大小，飛行掌握的位置，構(gòu)造強度，以及發(fā)動機等因素打算。這也是一個飛機的主要設(shè)計特性。操作飛機時施加掌握的響應(yīng)特性，和穩(wěn)定性特性無關(guān)。穩(wěn)定性的根本概念穩(wěn)定性有關(guān)。有兩種穩(wěn)定性：靜態(tài)的和動態(tài)的。先爭論靜態(tài)的平衡，這里的爭論將用到下面的定義：平衡－全部作用于飛機的相反的力都是平衡的。(飛機處于穩(wěn)定的不加速的飛行狀態(tài))靜態(tài)穩(wěn)定性－當(dāng)平衡被破壞后飛機顯示出的最初趨勢。正靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機平衡被破壞后返回到原來平衡狀態(tài)的最初趨勢。圖3－10負靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機平衡被破壞后持續(xù)偏離原來平衡狀態(tài)的最初趨勢。中性靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機平衡被破壞后維持在一個條件的最初趨勢。靜態(tài)穩(wěn)定性(穩(wěn)定性和機動性)之間的折中是個關(guān)鍵。動態(tài)穩(wěn)定性3－11一個周期或者一個起伏的時間單位超過10秒，這叫長周期振動(起伏運動)，且簡潔被掌握。在縱向長周期振動中，當(dāng)空速增加或者降低時，迎角保持不變。對于某一角度，期望振動會型。中性或者發(fā)散的短期振動是危急的，假設(shè)振動不是快速阻尼的話，一般會導(dǎo)致構(gòu)造化失效。(也就是短期振動馬上消逝)。飛機的適航性認證時的飛行測試就是為這個狀況而執(zhí)行的，方法是通過降低極大臨界速度(也就是Vne,不過速)飛行員拉下掌握輪或下踏方向舵踏板壓低，然后觀看結(jié)果?？v向穩(wěn)定性(俯仰)認為是最受不同飛行條件下特定變量的影響。縱向穩(wěn)定性是使飛機繞橫軸維持穩(wěn)定的品質(zhì)。還危急。飛機的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性或者不穩(wěn)定性依靠于下面三個因素：機翼對重心的位置水平尾翼掌握面對重心的位置尾部掌握面面積和大小分析穩(wěn)定性時，應(yīng)當(dāng)記得一個物體假設(shè)可以自由旋轉(zhuǎn)的話，它總會繞它的重心旋轉(zhuǎn)。向后。變它的前后位置。迎角增加時壓力中心趨于向前移動，迎角減小時壓力中心趨于向后移動。(升力)這個趨勢給機翼帶來了固有的不穩(wěn)定特性。3－12所示的飛機處于平直飛行狀態(tài)。線段CG-CL-TCG到水平升降舵T點的飛機縱軸。CL點表示升力中心。大多數(shù)飛機設(shè)計成機翼的升力中心CL在飛機的重心CG“頭重”現(xiàn)象，“頭重”的補CG-CL-T是水平的，CLCGT的物理學(xué)原理就可以看到，假設(shè)CL點用鐵條懸掛，而很大的重量掛在CG點，那么就會在T點產(chǎn)生維持水平平衡的向下作用力。就越強，產(chǎn)生的作用于升降舵(T尾除外)3－13。設(shè)置飛行時能夠供給最好穩(wěn)定性。圖3－14低，導(dǎo)致升降舵上向下的作用力變小。接著，“頭重”特性加重，使得機頭更加的向下俯。這姿勢。當(dāng)爬升連續(xù)時，空速又降低，導(dǎo)致尾部的向下力又降低，直到機頭更低。但是，由于飛機是動態(tài)穩(wěn)定的，這回機頭的降低就不會向前面降低的那么厲害。這次飛機將獲得足夠的速度，更加漸漸的沖到另一個爬升狀態(tài)，但是爬升不會象前一次那么陡峭。次平衡的飛行，只要高度和空速不變就會持續(xù)穩(wěn)定的飛行。3－12中T點作用力缺乏以保持升降舵向下。這就似乎T點的作用力讓機頭的重力下拉機頭一樣。固然這是想要的特性，由于飛機固有地試圖再次獲得空速和再次建立適當(dāng)?shù)钠胶?。個“高推力線”來抵消這個效果，高推力線中推力從重心上方通過。圖3－15和圖3－16。這個恰好的“低推力線”會趨于增加水平尾部掌握面的抬升機頭效果?？偸窃噲D恢復(fù)到安全飛機姿勢。不穩(wěn)定的。橫向穩(wěn)定性(側(cè)滾)沿機頭到尾部的縱軸的穩(wěn)定性稱為飛機的橫向穩(wěn)定性。當(dāng)一邊的機翼比另一邊的機翼低時，這可以幫助穩(wěn)定側(cè)面傾斜或者側(cè)滾效果。有四個主要的因素使飛機保持橫向穩(wěn)定：上反角，傾覆效應(yīng)，后掠角和重力分布。1－3度的上反角。換句話說，飛機每一邊的機翼和機身形成一個窄的V字型，或者叫上反角。它是通過位于平行于橫軸的直線之上的機翼形成的角度來度量。的趨勢。也就是說，上反角引起升力的平衡，這些升力由飛機縱軸兩邊的機翼產(chǎn)生。彎的傾斜時，它會側(cè)滑或者超機翼較低的側(cè)面下滑。圖3－17(機翼水平)－即兩個機翼的迎角和升力又一次相等。條件?；謴?fù)力會把較低一側(cè)的機翼向上移動很多，導(dǎo)致另一側(cè)的機翼向下。假設(shè)這樣的話，這個過程會重復(fù)下去，每一次橫向搖擺幅度降低，直到最終到達了機翼水平飛行的平衡。些較少機動性設(shè)計的飛機上反角小。進正上反角效果，而前掠翼會促進負上反角效果。施加一個穩(wěn)定的橫向影響。建筑如此橫向穩(wěn)定的飛機，以至于龍骨區(qū)域的絕大局部在重心的后面上方。圖3－18(都作用于重心)的合力趨于使飛機側(cè)滾回到機翼水平的飛行狀態(tài)中。垂直穩(wěn)定性(偏航)飛機的垂直軸(側(cè)向力矩)就向生疏的風(fēng)向標(biāo)或者箭一樣使機頭指向相對風(fēng)方向。平衡，指向運動很小或者根本沒有。所以，就必需讓支點后面的面積比前面的面積大得多。3－19就越強。(假定是右側(cè))，那在這樣做時，飛機向相對風(fēng)方向旋轉(zhuǎn)有點象風(fēng)向標(biāo)。飛機航跡方向的最初變化通常在飛機機頭朝向的變化之后。因此，當(dāng)飛機向右略微偏航后，有一個短暫的時間連續(xù)沿原來的航跡方向移動，但是它的縱軸略微指向右側(cè)。然后飛機有短暫的側(cè)滑，在這個時刻(由于假設(shè)盡管偏航運動停頓，垂直尾翼左側(cè)的額外壓力仍舊存在)飛機必定有朝左側(cè)回轉(zhuǎn)的趨勢。即，垂直尾翼導(dǎo)致了一個短暫的恢復(fù)趨勢。確立最初的航向。方向穩(wěn)定性的一個小的改進可以通過后掠角實現(xiàn)有幫助。壓力中心在中心之后這樣制造的飛機具備縱向穩(wěn)定性。翼的位置使壓力中心置于正確的位置。這個奉獻和其他局部相比就相對較小了。自由向搖擺(荷蘭軌輥)荷蘭軌輥是耦合的側(cè)向/方向搖擺，它通常是動態(tài)穩(wěn)定的，由于搖擺的特性，在飛機中這是要不得的。搖擺模式的阻尼可能很弱或者很強，這依靠于具體飛機的特性。后和兩邊的陣風(fēng)。飛機對平衡的破壞的反響是復(fù)合的側(cè)滾/偏航搖擺，其中側(cè)滾運動發(fā)生在偏航運動之前。偏些特性趨于螺旋不穩(wěn)定性。那么選擇只能是兩個不利中的次要因素－荷蘭軌輥運動是要不得的能無限期的以無手操控方式飛行。除高速掠翼設(shè)計之外，大多數(shù)現(xiàn)代飛機，這些自由向搖擺通常在很少的幾個周期后自動消逝軌輥傾向，大多數(shù)飛機設(shè)計有這樣的特性。螺旋不穩(wěn)定性當(dāng)飛機的靜態(tài)方向穩(wěn)定性和維持橫向平衡的上反角效應(yīng)相比很強時，就會消滅螺旋不穩(wěn)定毫不費力的掌握這個趨勢。全部的飛機在某種程度上都受到這個特性的影響，盡管全部其他一般參數(shù)可能是固有穩(wěn)定的。這個傾向通過一個事實告知飛行員：飛機不能無限期以無手操控飛行。(機翼校平器)的開發(fā)上付出了大量的爭論和通常的緣由是：飛行員失去視野參考，不能參考儀表來掌握飛機，或者是同時發(fā)生這兩者。飛行機動中的空氣動力學(xué)受力介紹飛行機動如轉(zhuǎn)彎，爬升和降落時的飛機受力狀況。轉(zhuǎn)彎受力假設(shè)從后面看一個平直飛行的飛機，如圖3－20，而且假設(shè)作用于飛機的力可以觀察的話，兩個力(升力和重力)是明顯的，假設(shè)飛機處于傾斜狀態(tài)，可以明顯的看到升力不再正好和重彎的中心且向上的，這是在考慮飛機轉(zhuǎn)彎時要記住的一個根本領(lǐng)實。一個物體假設(shè)靜止或者沿直線勻速運動會始終保持靜止或勻速直線運動等。這就解釋了為什么在正常轉(zhuǎn)彎時使飛機轉(zhuǎn)彎的力不是方向舵施加的。偏離原來直線航向的力。反過來說，當(dāng)飛機傾斜時，它就會轉(zhuǎn)彎，讓它不滑到轉(zhuǎn)彎的一側(cè)。良好的方向掌握是基于一個事實，只要飛機傾斜它就會轉(zhuǎn)彎。說，飛機的總升力沒有得到增加。然而就像指出的，傾斜時的升力分為兩個重量于豎直分力隨傾斜角度的增加而降低能維持飛機的高度。因此，對于任何給定空速，轉(zhuǎn)彎速度可以通過調(diào)整傾斜角來掌握。加額外的推力來防止空速降低；需要的額外推力大小和傾斜角成比例。者傾斜角降低。假設(shè)傾斜角保持恒定，而迎角降低，轉(zhuǎn)彎速度將會降低。所以，當(dāng)空速增加時為了保持恒速轉(zhuǎn)彎，迎角必需保持恒定且傾斜角增加。水平分力來平衡，它只能通過增加傾斜角來增加。力的平衡要么通過降低傾斜度，降低角速度或者二者的結(jié)合才能建立。的轉(zhuǎn)彎太快了。外測滑轉(zhuǎn)彎的訂正引起角速度的降低，傾斜角增加，或者二者的結(jié)合。為維持一個給定的角速度，傾斜角必需隨空速變化。在高速飛機上這變得特別重要。例如，400mph時，飛機必需傾斜大約44度來完成一個標(biāo)準(zhǔn)的轉(zhuǎn)彎角速度(3度每秒)。在這個傾斜度上，只要大約79%的飛機升力構(gòu)成升力的豎直重量；結(jié)果是高度的損失，直到迎角增加到足夠補償升力的損失。爬升受力值，如升力時一樣。然而，有一個最初的短暫的變化，如圖3－22立在向上爬升后，迎角和升力再次恢復(fù)到水平飛行時的值左右。機總阻力平行，因此也增加了誘導(dǎo)阻力。所以，總阻力大于推力，空速下降。一般空速下降(包含一樣方向的重力重量)等于推力。如圖3－23。由于動力，空速的變化一般依不同的飛機大小，重量和總阻力以及其他因素而變化。外的功率以保持和平飛時一樣的空速。功率大小依靠于爬升角度。假設(shè)爬升的航跡很陡峭，那么可用功率將缺乏，空速較低。你會看到備用功率的大小確定了飛機的爬升性能。下降受力下降時的功率和平直飛行時的功率一樣。角降低時升力臨時的小于飛機的重量類似于爬升中的向后作用?？傮w效果相當(dāng)于動力增加，然后導(dǎo)致空速比平飛時增加。此，為保持空速和巡航時一樣，下降時要求降低的功率大小通過下降坡度來確定。失速就失速。過大之前飛機不會失速。的飛機總會在同一個迎角時失速，而不管空速，重量，載荷因素或密度高度。每一個飛機都有一個特別的迎角，那時，氣流從飛機的上外表分別，發(fā)生失速。依據(jù)飛機設(shè)計，臨界迎角1620度變化。但是每個飛機只有一個特定的發(fā)生失速的迎角。在三種狀況下會超過臨界迎角：低速飛行，高速飛行，和轉(zhuǎn)彎飛行。要的升力?？账僭降?，必需增加更大的迎角。最終，到達一個迎角，它會導(dǎo)致機翼不能產(chǎn)生超出臨界迎角，機翼上的氣流被打亂了(變成了紊流)。200速迎角，而這是他的空速是比一般失速的空速大得多。會失速。在這里，應(yīng)當(dāng)檢查失速時飛機的動作。為氣動的平衡飛機，升力中心通常位于重心之后。盡管這讓飛機固有的產(chǎn)生“頭重”，水平尾翼上的下洗流抵消了這個作用。可以看到，失速時機它的重心轉(zhuǎn)動。在機頭下傾的姿勢中，迎角降低，空速再次增加；因此，機翼上的氣流再次(低空失速極度簡潔釀成災(zāi)難事故)。螺旋槳根本原理力。動力轉(zhuǎn)換成前向推力。用于飛機且等于阻力，而方向向前。這個力稱為推力。典型螺旋槳葉的橫截面如圖3－26。槳葉的橫界面可以和機翼的橫截面比照。一種槳葉的外表是拱形的或者彎曲的，類似于飛機機翼的上外表，而其他外表類似機翼的下外表是平的。前緣面對氣流。者減小也讓另一個隨之增加或者減小。速和轉(zhuǎn)速組合才高效。飛行時，飛行員是沒這個力量去轉(zhuǎn)變這個組合的。迎角在空氣中旋轉(zhuǎn)，相對于旋轉(zhuǎn)它所需要的功率大小來說產(chǎn)生的推力較少。3－27中顯示推力。旋槳外形和槳葉迎角的結(jié)果?？紤]推力的另外一個方法是螺旋槳應(yīng)對的空氣質(zhì)量方面。這方面，推力等于它的空氣質(zhì)量，8020％消耗在摩擦阻力和滑移上。對于任何旋螺旋槳負荷的方法來掌握引擎轉(zhuǎn)速。槳葉角也是一個很好的調(diào)整螺旋槳迎角的方法。在橫速螺旋槳上，對全部引擎和飛機速度，24小迎角。為一周旋轉(zhuǎn)和前進速度的效率最好而設(shè)計了固定槳距和地面可調(diào)整(ground-adjustable)螺旋何機械的效率是有用的輸出功率和實際輸出功率的比值動功率的比值。螺旋槳的效率范圍一般是50%87%，和螺旋槳的滑距(Slip)有關(guān)。螺旋槳滑距是螺旋槳的幾何節(jié)距和有效節(jié)距之間的差值。如圖3-28，幾何節(jié)距是螺旋槳旋者理論的節(jié)距是基于沒有滑動的，但是實際的或者有效的節(jié)距包含了螺旋槳在空氣中的滑動。螺旋槳扭曲的緣由是螺旋槳葉的外面局部切向速度比中心局部快。如圖3-29，假設(shè)槳葉在有適宜的迎角，這樣就能夠讓推力在螺旋槳葉長度上的分布相對均衡。通常1度到4度能夠供給最有效的升力/阻力比，但是固定節(jié)距螺旋槳的飛行時迎角可變范015度。這個變化是由于相對氣流的變化進而導(dǎo)致飛機速度的變化。簡而言之，螺旋槳迎角是兩個運動的結(jié)果：螺旋槳沿其軸的轉(zhuǎn)動和它的前進運動。然而恒速螺旋槳會在飛行中遇到的大多數(shù)狀況下自動調(diào)整它的槳葉角保持在最大效率推動的氣流運動速度變高了，在飛機低速時，推力是最大的。升空后，隨著飛機速度的增加，恒速螺旋槳自動轉(zhuǎn)變到更高的迎角〔或節(jié)距。較高的槳葉角再次保持小迎角且對相對風(fēng)保持較好的效率量。這降低了引擎的轉(zhuǎn)速，削減了燃油消耗和引擎磨損，且保持推力在最大。率，方法是首先降低歧管壓力(manifoldpressure)然后降低槳葉角來降低轉(zhuǎn)速。速度和增加空速來彌補的。迎角仍舊小，由于槳葉角已經(jīng)隨空速的增加而增加。扭矩和P因子對于飛行員來說，“扭矩”(飛機的向左旋轉(zhuǎn)趨勢)是由四個因素構(gòu)成的，他們導(dǎo)致或者產(chǎn)生至少圍繞飛機三個軸向之一的扭曲或者旋轉(zhuǎn)運動。這四個因素是:來自引擎或者螺旋槳的扭矩反作用螺旋槳氣流的螺旋運動效應(yīng)螺旋槳的回轉(zhuǎn)作用(陀螺效應(yīng))螺旋槳的非對稱負載(P因子)扭矩反作用力扭矩反作用力涉及到牛頓第三物理定律-對于任何作用力，有一個方向相反但是大小一樣的個方向相反的大小相等的力試圖把飛機朝相反方向旋轉(zhuǎn)。如圖3-30些舊的飛機用一種不好的方式在被強制下降的機翼一側(cè)產(chǎn)生更多的升力計是引擎偏移來抵消扭矩的效應(yīng)。的就是指這種引擎。就是在這個速度上。但是，副翼配平片可以在其他速度上進一步調(diào)整。起飛旋轉(zhuǎn)期間飛機的輪子在地面上，扭矩反作用力引起一個額外的繞飛機垂直軸的旋轉(zhuǎn)運動的強度依靠于很多變量。一局部變量是：引擎尺寸和馬力螺旋槳尺寸和轉(zhuǎn)速飛機大小〔長度，高度，寬度〕地面條件這個起飛階段的偏航運動是通過飛行員正確的使用方向舵或者方向舵配平而訂正的。螺旋狀氣流效應(yīng)飛機螺旋槳的高速旋轉(zhuǎn)使螺旋槳引起的氣流做螺旋狀旋轉(zhuǎn)(如起飛和近進)，這個螺旋型旋轉(zhuǎn)的氣流格外強勁，在飛機的垂直尾翼面上施加一個強的側(cè)3-31強，這個力就越明顯。然而，隨前進速度的增加，這個螺旋氣流變長，效應(yīng)也變?nèi)?。螺旋槳引起的螺旋狀氣流也會?dǎo)致繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運動。留意到這個由于螺旋氣流引起的滾轉(zhuǎn)運動是向右的，而扭矩反作用力引起的旋轉(zhuǎn)是向左的，訂正的。這些力必需是抵消的，不管哪一個力是否顯著。陀螺效應(yīng)在理解螺旋槳的陀螺效應(yīng)之前，理解根本的陀螺運動原理是必要的。的就是進動。3-32可以看到，當(dāng)作用一個力之后，合成力在旋轉(zhuǎn)方向前面90度位置生效。旋槳旋轉(zhuǎn)面的力，合成力位于旋轉(zhuǎn)方向的前面90度位置，方向和施加的力是一樣的，將導(dǎo)致一個俯仰運動或者偏航運動，或者兩種運動的合成，具體依靠于力的作用點。3-33。俯仰角的變化和在螺旋槳飛機的旋轉(zhuǎn)頂部施加一個力有一樣的效應(yīng)。合成力在垂直軸的9090會導(dǎo)致飛機左偏航或者右偏航，上仰或者俯沖，或者是俯仰和偏航的結(jié)合。航運動。航運動。不對稱載荷(P因子)了螺旋槳旋轉(zhuǎn)面的右側(cè)-導(dǎo)致繞垂直軸的向左偏航運動。那個解釋是正確的，然而，要證明重因素時顯得更為麻煩。這個不對稱載荷是由合成速度引起的下降運動的槳葉通過區(qū)域的合成速度比左側(cè)向上運動的槳葉合成速度大種翼面，增加的速度意味著升力增加。因此，向下運動的槳葉有更多的“升力”(相當(dāng)于機翼的升力，這里對于螺旋槳就是螺旋槳產(chǎn)生的推力)趨向于把飛機頭向左拉。槳葉產(chǎn)生了更多的推力。如圖3-34.假設(shè)螺旋槳軸是垂直于地面安裝的話〔就像直升機〕這會更簡潔看到。流運動的槳葉有更大的空速(槳葉相對空氣的速度)。這樣，朝向水平氣流旋轉(zhuǎn)的槳葉將產(chǎn)生〔就像在飛機上這時螺旋槳軸恰好相對移動的空氣是水平的。系會隨不同飛機而變化，依靠于機身，引擎和螺旋槳組合以及其他設(shè)計特征。為在全部飛行條件下保持飛機的正確掌握的值。載荷因子“載荷因子”。3意思是”G”，也就是33G44G.。留意到一個好玩的現(xiàn)象是當(dāng)一個飛機從俯沖拉起且載荷因子為3G3倍于飛機構(gòu)造設(shè)計中的主要考慮之一。全部飛機的構(gòu)造設(shè)計都預(yù)期只能承受一個確定大小的過載的。載荷因子對于飛行員來說重要，是由于兩個不同的緣由：由于明顯的危急過載，飛行員對飛機構(gòu)造施加影響是合理的。由于增加的載荷因子增加了失速速度，使得在看起來安全的飛行速度上有失速的可能。飛機設(shè)計中的載荷因子真實的硬著陸，或者從俯沖中來一次格外陡的拉起，這會產(chǎn)生不正常的載荷。然而，制造的被適當(dāng)?shù)南鞒?。飛機設(shè)計中的載荷因子問題就歸納為確定不同運行條件下正常操作所能期望的最大載荷因子。這些載荷因子稱為“極限載荷因子1到1.5倍極限載荷因曲，可能發(fā)生某些構(gòu)造損壞。1.5這個值稱為“安全因子”，是為高于正常和合理操作條件下的載荷供給肯定程度的余量。但是，這個預(yù)留強度不是飛行員可以蓄意濫用的；而是為了遇到以外狀況時的保護。行員對驟風(fēng)載荷因子的掌握很小〔除遇到顛簸氣流而降低飛機速度外，驟風(fēng)載荷要求對大嚴(yán)格的用于非絕技飛行的飛機設(shè)計。還有完全不同狀況存在于有機動載荷因子的飛機設(shè)計中。有必要單獨爭論這個問題，分為依據(jù)分類系統(tǒng)而設(shè)計的飛機(如一般的，通用的，絕技的)，舊時設(shè)計的飛機，它們在建筑時沒有運行分類。依據(jù)分類系統(tǒng)設(shè)計的飛機很簡潔從駕駛艙的標(biāo)牌識別出來分類。最大安全載荷因子(極限載荷因子)對不同分類的飛機指定為如下：分類極限載荷一般3.8-1.52通用(稍微絕技，包括旋轉(zhuǎn))4.4-1.76絕技6.0-3.0一般的意思是不超過4000磅的飛機，極限載荷因子降低了。上述給出的極限載荷還要加上50%的安全因子。(Categorysystem)。假設(shè)只打算進展正常操作，那么需要的載荷因子會更小，假設(shè)飛機用于訓(xùn)練或者絕技機動，那么飛機就要承受較高的機動載荷。那些沒有分類標(biāo)牌的飛機是在較早以前的工程要求條件下制造的操作限制。對于這種類型的飛機(重量到達4000磅),要求的強度可以和今日的通用類飛機必4000磅的這類飛機，載荷因子隨重量降低，所以這些飛機應(yīng)當(dāng)可以和依據(jù)飛行系統(tǒng)設(shè)計的一般類飛機比較，對飛機的操作也要和一般類適應(yīng)。急轉(zhuǎn)彎時的載荷因子在任何飛機的高度恒定協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎中，載荷因子是兩個力的合成：離心力和重力。如圖3-35.對于任何給定的傾斜角，轉(zhuǎn)彎速度(這里是指轉(zhuǎn)彎角速度)隨空速變化；空速越高，那么轉(zhuǎn)彎率也就越低。這個由于額外的離心力的補償讓載荷因子保持不變。3-36提醒了一個重要的轉(zhuǎn)彎事實，載荷因子在傾斜角到達4550度之后開頭急速增加。對于任何飛機在602G。在805.76G。假設(shè)要維持高度，機翼必需產(chǎn)生等于這些載荷因子的力。應(yīng)當(dāng)留意到接近9090度的傾斜且恒定高度的轉(zhuǎn)彎從理論上說是不行能的。確實，飛機可以傾斜90度，但是不是處于906G極限值，這是一個絕技飛機的極限載荷因子。對于一個協(xié)調(diào)的恒定高度轉(zhuǎn)彎，一般通用航空飛機的近似最大傾斜角為60度。這個傾斜角和它的有效必要功率設(shè)置到達了這類飛機的極限。再增加10度傾斜的話，載荷因子大約增1G，就接近這類飛機確立的屈服點。如圖3-36載荷因子和失速速度滑氣流就會被打破而分散，導(dǎo)致飛行特性的急劇變化，突然失去升力，這就引起了失速。對這個效應(yīng)的爭論顯示飛機的失速速度隨載荷因子的2504G100節(jié)速度失速。假設(shè)這個飛機9150事項：飛機由于增加載荷因子，增加了不留意失速的危急，比方在急轉(zhuǎn)彎或者螺旋時在超過飛機的設(shè)計機動速度以上進展有意失速，會引起巨大的載荷因子3-363-27723G，而失速速度明顯的增加了。假設(shè)正常未加速失速速度是45節(jié)的飛機來轉(zhuǎn)彎，空速必需保持不低于75節(jié)以防產(chǎn)生失速。一個類似的效應(yīng)是在快速拉起時遇到，或者在任何產(chǎn)生超過1G轉(zhuǎn)彎或者在接近界面時生硬使用升降舵而引起。由于載荷因子的平方和失速速度的二倍成正比機失速來影響飛機的構(gòu)造。一架飛機可以安全失速的最大速度在全部設(shè)計中都已經(jīng)確定。這個速度稱為“設(shè)計機動速度Va”FAA批準(zhǔn)的飛機飛行手冊中都要輸入設(shè)個值。對于較舊的通用航空飛機，這個速度大約是正常失速速度的1.7倍。因此，一60102節(jié)以上失速(60節(jié)×1.7=102節(jié))。正常失速601022.89G(1.7×1.7)〔以上數(shù)字只是近似操作限制來確定。感覺來推斷載荷因子的力量培育是格外重要的的根底。對不同傾斜角度的載荷因子和設(shè)計機動速度(Va)方面的透徹理解將幫助你避開兩種最嚴(yán)峻類型的事故：急轉(zhuǎn)彎導(dǎo)致的失速或者接近地面時過分機動導(dǎo)致的失速絕技飛行時的構(gòu)造性失效或者失控導(dǎo)致的猛烈機動載荷因子和飛行機動全部飛行機動都有臨界載荷因子，除了不加速的直線飛行，它的載荷因子總是1G。本局部考慮的特定機動會引起較高的載荷因子。轉(zhuǎn)彎3-36和3-37，載荷因子對飛行性能和機翼構(gòu)造上的載荷都變得意義重大，特別是傾斜角增45度時。707563度時近似增加一半。失速從平直飛行或者未加速的直線爬升中進入的正常失速產(chǎn)生的額外載荷因子將不會超過平直飛行時的1G。然而，當(dāng)失速發(fā)生時，這個載荷因子可能降低到0，此時似乎一切都沒有重向下的力，而飛行員有被從座位拉起來的感覺。(進而空速很高)和生加進而產(chǎn)生再生的或者二次失速。度就要逐步拉起，這時引起的載荷因子不會超過2到2.5G。永不應(yīng)當(dāng)產(chǎn)生較高的載荷因子，除非拉起已經(jīng)影響飛機機頭接近或者超過豎直姿勢，又或者在極低高度以避開俯沖到地面。旋轉(zhuǎn)而載荷因子也就更大。在正確的旋轉(zhuǎn)改出中，載荷因子常常大約是2.5G。螺旋期間的載荷因子隨每個飛機的旋轉(zhuǎn)特性而變化，但是通常略微高于平飛時的1G。這樣的緣由有兩個:螺旋的空速格外低，通常比未加速失速速度低2節(jié)飛機處于螺旋時是繞自己的樞軸旋轉(zhuǎn)，而不是轉(zhuǎn)彎高速失速一般輕型飛機不能承受和高速失速共有的載荷因子的重復(fù)作用在機翼和尾部構(gòu)造上產(chǎn)生應(yīng)力，而在大多數(shù)輕型飛機上沒有留有合理的安全余量。在高于正常失速的一個空速上誘導(dǎo)這個失速的唯一方法可以是過度的拉升降舵掌握1.7倍失速速度(60102節(jié)飛行)的空速將產(chǎn)生3G的載荷因子。進一步，在輕型飛機上只允許很有限的過失余量用于絕技動作。為證明載荷因子隨空速增加多快，同一飛機的112節(jié)的高速失速產(chǎn)生的載荷因子到達4G。8字載荷因子和俯沖以及拉起的快慢直接相關(guān)。8字這種機動中，拉起會產(chǎn)生大于2G的載荷因子，不會導(dǎo)致高度的極大增加，且對于低功率的飛機可能導(dǎo)致高度的凈損失。躍升和矮8用。擾動氣流全部認證的飛機都設(shè)計成能夠承受相當(dāng)強度的驟風(fēng)引起的載荷載荷極限的載荷。現(xiàn)在大多數(shù)飛機飛行手冊包含了擾流空氣穿透信息?，F(xiàn)代飛機-(很大的速度和高度運行范圍)-的操作員在舒適性和安全性方面都受益于這個增加的特征。關(guān)于這一點，最大的“永不超過”標(biāo)牌俯沖速度僅是依據(jù)平穩(wěn)空氣而確定的。永久不要在驟風(fēng)或者紊流空氣中實踐超出機動速度的高速俯沖或者絕技速度?？傊匦栌涀?，有意的絕技，從俯沖中生硬的拉起，高速失速，和紊流中的高速飛行產(chǎn)生的載荷因子都會給飛機的整個構(gòu)造施加額外的應(yīng)力。為載荷因子在效果方面只作用于翼梁和支柱弦的大約三分之一之后。這種載荷通過長期的積存效應(yīng)可能會松開或者減弱重大部件生，而那時飛機可能正以正常的方式操作。VG圖飛機的飛行運行強度用一個圖來表示，它的水平刻度是基于載荷因子的。如圖3-38.這個圖稱為VG圖，速度-載荷因子關(guān)系圖。每一個飛機都有它自己的VG圖，它在特定重量和高速下有效。VG62mph〔英里/小時的時候可以到達不超過1G載荷因子，這是機翼水平失速速度。由于最大載荷因子隨空速的平方成正比，92mph2G，112mph的時候到達3G，137mph時到達4.4G，等等。任何在這條曲線以上的載荷因子從空氣動力學(xué)上是得不到的；也就是這個VG因子的速度要高。例如，上圖可以看到在62mph1G,而對應(yīng)于-1G載荷因子，速度大80mph。假設(shè)這架飛機飛行的正載荷因子超過正極限載荷因子4.4的話，將可能導(dǎo)致構(gòu)造化損壞。當(dāng)常操作中必需避開在超過極限載荷運行。在VG空氣動力學(xué)地到達極限載荷因子的最低空速的一般術(shù)語叫“機動速度的飛行載荷。在機動速度以下，機動和驟風(fēng)的任何結(jié)合都不會產(chǎn)生氣翼過載的破壞。飛機的負升力；任何低于此點的空速產(chǎn)生的負升力都缺乏以導(dǎo)致飛機的過載損壞。極限空速(紅線速度)是飛機的設(shè)計參考點，這張圖的飛機受限于225mph。假設(shè)飛機要超過這個極限速度，很多現(xiàn)象會導(dǎo)致構(gòu)造化損壞和構(gòu)造化故障。VG圖看作是安全運行條件下的空壞，它將有效的縮短飛機的使用期限。重量和平衡飛行員常常把飛機的重量和配平數(shù)據(jù)看作是只對工程師，調(diào)度員，或者定期/非定期航空運或者叫“拇指規(guī)章”，例如“假設(shè)我有三位乘客，我只可以裝載100加侖的燃油，4位乘客的70加侖的燃油?！薄爸亓亢推胶狻笔疽獾?，不只要考慮飛機的重量，還要考慮它的重心(CG)的位置。重心的重要性在穩(wěn)定性，可控性和性能方面的爭論中應(yīng)當(dāng)已經(jīng)很明顯。假設(shè)全部飛行員理解和生疏到重心對飛機的影事故的主要緣由-飛機的重心超出后面的極”限制的兩個根本緣由：由于重量對飛機的主要構(gòu)造和它的飛行特性有影響由于這個重量的位置也對飛行特性有影響，特別是在失速和旋轉(zhuǎn)改出和穩(wěn)定性中。重量對飛行性能的影響一架飛機的起飛/爬升和著陸性能是依據(jù)它的最大允許起飛和著陸重量來確定的。較重的總載也會使得飛機不能越過障礙物，而這個障礙物在良好的條件下起飛時根本不用認真的考慮。過載對性能的有害影響不限于起飛和著陸時的直接危急慢，還縮短了最大航程?，F(xiàn)代飛機制造商為制造的每一架飛機供給重量和平衡數(shù)據(jù)。通常這個信息可以在FAA批準(zhǔn)的飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊(AFM/POH)中找到。隨著這些年飛機設(shè)計和制造技術(shù)的“易讀圖表”求嚴(yán)格的遵守制造商制定的操作限制于限制范圍以內(nèi)。前面對航空動力學(xué)和載荷因子的簡潔學(xué)習(xí)說明白這個預(yù)防措施的緣由。后面的爭論重量和配平條件重要性的幾個緣由供給一些背景信息很重要。李的時候，油箱可能不會加滿。在一架雙座飛機上，假設(shè)要打算練習(xí)旋轉(zhuǎn)的話，就不允許在座位后面的行李箱裝行李。重量對飛機構(gòu)造的影響額外重量對飛機機翼機構(gòu)的影響是不簡潔明顯看出來的必需足夠結(jié)識能夠承受3.8G的載荷因子，以承受機動和驟風(fēng)導(dǎo)致的動態(tài)載荷。意思就是飛機的主構(gòu)造能夠承受3.8表現(xiàn)的話，100磅過載會引起潛在的構(gòu)造過載量為380磅。在通用類和絕技類飛機上一樣的考慮更加明顯，他們分別要求載荷因子最大為4.4和6.0。過載導(dǎo)致的構(gòu)造損壞會引人注目和格外凄慘，但是一般更多的是過載漸漸的影響構(gòu)造組件，上的應(yīng)力確信會加速金屬疲乏破損的發(fā)生。3G載荷因子的飛機構(gòu)造，如在從急俯沖改出時，必需要預(yù)備為每增加100磅重量承受額外的300磅重量。在特定的飛機上這就是由額外不必要的16加侖燃油引起的。FAA認證的民用飛機飛機的全部或局部構(gòu)造上產(chǎn)生的載荷大小。20磅，即使飛機不會過載或者在那個位置有更多重量也不會使得重心越限。重量對飛機穩(wěn)定性和可控性的影響假設(shè)總重過重，那么很多認證過的飛機的穩(wěn)定性完全不能令然滿足。載荷分布的影響重心的位置對作用于飛機機翼載荷的影響還沒有被普遍的生疏到同一飛機飛的較慢。圖3-39說明白這個緣由。對于靠前的載荷，大多數(shù)飛機就需要機頭上仰配平以維持水平巡迎角，進而導(dǎo)致阻力增大，接著失速速度變大。性和可控性需要設(shè)計成在尾部有向下的負載?！斑m中配平”一樣。飛機的可用載荷分布效果對飛行特性有重要的影響重范圍以內(nèi)。在這些影響中，重要的是對可控性，穩(wěn)定性和施加于機翼的實際載荷的變化。一般的，當(dāng)重心進一步靠后，特別是在慢速飛行時，飛機的可控性變差。一架飛機的重心向后移動1-2。確立一個靠后的重心極限對飛機設(shè)計者來說是公共慣例1英寸范圍內(nèi)能夠允常確定在一般類飛機允許的極限位置之前幾英寸的點上。另一個影響可控性的因素在當(dāng)前的大飛機設(shè)計中正在變得更加重要于重心極限位置以內(nèi)；或者把燃油分散到機翼的兩側(cè)，貨物分散到機艙的前后。于反響緩慢，貨物裝載在過分靠前或者靠后都會對升降舵掌握響應(yīng)變慢。一架飛機靠后的重心極限很大程度上是出于穩(wěn)定性考慮而確定的要求指定特定速度下飛行的飛機在確定的幾次上下?lián)u擺內(nèi)要能夠阻尼機頭的垂直偏移至在特定條件下也可能讓飛機難以操控。這個離心力會把飛機尾部從螺旋軸拉出，使得飛機機頭朝下進而改出螺旋成為可能。一架飛機的載荷裝載在后面的重心極限允許位置上時特性和裝載在靠前位置有很大的差異。是可調(diào)尾翼能夠保持飛機在發(fā)動機停車的條件下正常的滑翔難于著陸，由于在著陸緩慢下降和拉平的時候很簡潔俯沖。地面上的操縱困難可能消滅在前輪型飛機上，特別是在著陸側(cè)滑和起飛時。重心位置影響升力和機翼迎角，作用于尾部的力的大小和方向，以及尾翼〔為穩(wěn)定供給適當(dāng)?shù)钠胶饬Α称疃取：笳呤歉裢庵匾?，由于它關(guān)系到升降舵的掌握力。重心位置靠前時，飛機將會在較高速度上失速。這是由于增加的機翼載荷在較高速度時到達失速迎角。較大的升降舵掌握力通常隨靠前重心而消滅，由于平衡飛機所需要的升降舵偏差度增加了。重心位置靠后的飛機可以更快的巡航，由于阻力降低了。阻力降低是由于迎角更小，克支持飛機和抑制機頭向下的配平趨勢所需要的升降舵偏差度也更少。隨重心位置后移也使得飛機的穩(wěn)定性變差。這是由于隨著重心位置后移，導(dǎo)致迎角增加。時，就消滅了中性穩(wěn)定性。重心位置任何進一步后移會導(dǎo)致飛機進入不穩(wěn)定狀態(tài)。靠前的重心位置增加了升降舵的反壓力要求。在機頭向下的狀況下升降舵可能不再能夠連續(xù)增加配平了。為能夠在失速速度以上的范圍內(nèi)掌握飛機，需要有足夠的升降舵掌握。證升降舵掌握的余量，飛機重心位置不能太靠前。高速飛行高速飛行這節(jié)講解了飛機飛行速度處于亞音速和超音速時的力學(xué)性能上的相應(yīng)措施，重點說明白機翼的后掠角構(gòu)造和襟翼構(gòu)造。超音速流和亞音速流約在260為一種流體。亞音速空氣動力學(xué)理論也假設(shè)空氣的粘度(粘度是流體的一種屬性，即流體的一局部阻擋另一局部流淌的特性)是無視不計的，把空氣看成一種抱負的流體。并遵從抱負流體空氣動力學(xué)原理，如連續(xù)性，貝努利原理和循環(huán)?！蚕鄬τ谳^低的粘度而言。在這個速度范圍，可壓縮性導(dǎo)致飛機四周的空氣密度發(fā)生變化。流速度可能是飛機速度的兩倍。因此飛機上同時存在超音速和亞音速的氣流是完全可能的。當(dāng)飛機某些位置(如機翼的最大拱形區(qū)域)的氣流速度到達聲速的時候，進一步的加速將導(dǎo)致空氣壓縮影響的產(chǎn)生，例如形成沖擊波(shockwave)，阻力增加，飛機振動，穩(wěn)定性以及掌握困難。亞音速流理論在這個點之上的全部速度是完全無效的。如圖3-40。速度范圍15攝氏度溫度條件下，海平面的聲速是6614萬英尺，那里的溫度是-55574節(jié)。在高速或者高高度飛行時，速度的度量是用“馬赫數(shù)”值。假設(shè)飛機以聲速飛行，那么它的馬赫數(shù)為1.0。飛機速度制定義如下：亞音速(subsonic)：0.75馬赫以下跨音速(transonic)：0.751.20馬赫超音速(supersonic)：1.205.00馬赫超群音速(hypersonic)：5.00馬赫以上而跨聲速和超音速范圍通常消滅在軍用飛機上，民用噴氣飛機通常的運行在巡航速度范圍0.780.9(但是不超過)1.0馬赫稱為飛機的臨界馬赫數(shù)(MachCrit)。因此，臨界馬赫數(shù)是亞音速飛行和跨音速飛行的邊界，也是5%-10%的速度時壓縮性影響開頭發(fā)生。阻力開頭快速增加。隨阻力的增加同時飛機發(fā)生振顫，平衡和穩(wěn)定性發(fā)生變化，掌握面的有效性也降低。這叫阻力發(fā)散點，是選擇高速巡航操Vmo/Mmo。3-41。Vmo是以節(jié)為單位的最大運行速度，這個速度限制空氣壓力對構(gòu)造的反作用力，預(yù)防飛機抖動。Mmo是以馬赫數(shù)表示的最大運行速度。飛機不應(yīng)當(dāng)超出這個速度飛行。這樣做會遇到壓縮性的完全影響的風(fēng)險，包含可能失控。馬赫數(shù)和空速特定飛機的速度如臨界馬赫數(shù)或者最大運行馬赫數(shù)發(fā)生在一個給定的馬赫數(shù)。而真空速(TAS)隨外部空氣溫度的變化而變化。因此，對應(yīng)于特定馬赫數(shù)的真空速可能有相當(dāng)?shù)淖兓?75-100節(jié))航程增加。一架運行在高海拔高度的飛機，任何給定馬赫數(shù)時的指示空速(AIS)隨某高度層之上的高度的，而在較高高度時是用馬赫數(shù)完成的。度，在那里真空速和最大運行馬赫數(shù)之間只有很小差異或者相等。邊界層飛機上典型的邊界層厚度范圍從靠近機翼前緣的幾分之英寸小到大飛機末尾的12英寸，如747。低的層流比紊流更會突然分散。力。邊界層分別點隨著機翼迎角的增加而沿機翼向前移動。如圖3-42渦流發(fā)生器用于延遲或者避開在跨音速飛行時遇到的沖擊波誘導(dǎo)邊界層分別12度到15要更猛烈的沖擊波。沖擊波急劇下降，相應(yīng)的增加了空氣壓力和密度。近，在緊接著的瞬間，一樣的空氣粒子被迫承受溫度，壓力，密度和速度突然猛烈的變化。未受擾動的空氣和受壓縮的空氣區(qū)域之間的邊界稱為沖擊或者壓縮波。無論何時方向不變的超音速流降低到亞音速流都會形成一樣類型的波圍的邊界形成沖擊波。無論何時，形成和氣流垂直的沖擊波稱為正常沖擊波，緊隨沖擊波之后的氣流是亞音速的。通過正常沖擊波的超音速氣流將發(fā)生這些變化：