飛機(jī)常識及飛行知識普及課程

word飛機(jī)常識與飛行學(xué)問普與課程 本內(nèi)容由[臺風(fēng)]發(fā)表于盛唐第一課飛機(jī)的一般學(xué)問飛機(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)的主要組成局部與其功用操縱飛機(jī)的根本方法以與機(jī)翼的外形等問題一、飛機(jī)的主要組成局部與其功用 自從世界上消滅飛機(jī)以來，飛機(jī)的構(gòu)造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)特別形式的飛機(jī)之外，大多數(shù)飛機(jī)都是由下面五個主要局部組成即機(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；也起肯定的穩(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)翼有各種外形，數(shù)目也有不同。歷史上曾消滅過雙翼機(jī)，甚至還消滅過多翼機(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)翼與發(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。垂直尾翼如此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)備供給電源，為空調(diào)設(shè)備等用氣設(shè)備供給氣源。 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)加螺旋槳推動器；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)的開展，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，也將會漸漸被承受。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)，如燃油供給系統(tǒng)等。 飛機(jī)除了上述五個主要局部之外，依據(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)的根本方法 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，如此升降舵下偏，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)翼的外形 機(jī)翼的外形主要是指機(jī)翼的平面外形、切面外形、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)翼的切面外形和平面外形。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〔二〕機(jī)翼的平面形 仰視在藍(lán)天飛行的飛機(jī)時，所看到的表現(xiàn)飛機(jī)特征的機(jī)翼樣子就叫機(jī)翼的平面形狀。機(jī)翼的平面外形是打算飛機(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)翼制造簡潔，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沖突，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，但因制造簡單，未被廣泛承受。梯形翼的阻力也較小，制造也簡潔，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)的消滅，飛行速度在接近或超過音速時，要產(chǎn)生的阻力〔波阻，為減小波阻，提高飛行速度，適應(yīng)高速飛行，相繼消滅了后掠翼、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)之所以廣泛承受后掠翼，就是為了提高機(jī)翼的臨界Ｍ數(shù)，防止在重要飛行狀態(tài)下產(chǎn)生更大的波阻，從而提高飛機(jī)的性能。 各種不同平面外形的機(jī)翼，其升、阻力之所以有差異，與機(jī)翼平面外形的各種參數(shù)有關(guān)。機(jī)翼平面外形的參數(shù)有：展弦比、尖削比、后掠角其次課飛機(jī)升力和阻力的產(chǎn)生機(jī)的空氣動力，飛機(jī)各局部所受到的空氣動力的總和，叫總空氣動力，通常用R表示。一般狀況，這個力是向上并向后傾斜的，依據(jù)它所起的作用，可將它分解為垂直于相對氣流方向和公平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。公平方向阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力叫陰力，用X1/18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、下外表流過，而在機(jī)翼后緣重集合向后流去。在機(jī)翼上外表，由于比較凸出，流管變細(xì)，說明流速加快，壓力降低。在機(jī)翼下外表，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、下外表消滅了壓力差，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)翼外表壓力分布的情形。機(jī)翼外表壓力的頒可通過試驗(yàn)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)翼外表垂直，箭頭方向朝外，表示吸力；箭頭指向機(jī)翼外表，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)。在前緣四周，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。假設(shè)機(jī)翼在相對氣流中的關(guān)系位置轉(zhuǎn)變了，流線譜就會轉(zhuǎn)變，機(jī)翼的壓力分布也就隨之而變。機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠上外表吸力的作用，而不是主要靠下外表的壓力高于大氣壓的狀況下，由上外表吸力所形成的升力，一般占總升力的60%到80%左右，而下外表的正壓力所形成的升力只不過占總升力的20%到40%左右。假設(shè)下外表的壓力低于大氣壓力產(chǎn)生向下的吸力，如此機(jī)翼總升力就等于上外表吸力減去下外表的吸力。在此狀況下，機(jī)翼升力就完全由上外表吸力所形成。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)生的緣由可分為摩擦產(chǎn)生一個阻擋飛機(jī)前進(jìn)的力這個力就是摩擦阻力。 摩擦阻力是“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)外表、氣流速度由層外主流速度漸漸降低為零的那一層空氣流淌層。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)外表的一層空氣，與飛機(jī)外表發(fā)生粘性摩擦，這一層空氣完全粘附在飛機(jī)外表上，氣流速度降低為零。緊靠這靜止空氣層的外面其次氣流層，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，第三氣流層又要受其次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)外表的方向，從飛機(jī)外表向外，由于粘性摩擦作用的減弱，氣流速度就一層一層的漸漸增大，到附面層邊界，就和主流速度相等了。這層氣流速度由零漸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)外表越慢，這必定是由于這些流淌空氣受到了飛機(jī)外表給它的向前的作用力的作用的結(jié)果。依據(jù)作用和反作用定律，這些被減慢的空氣，也必定要給飛機(jī)外表一個向后的反作用力，這就是飛機(jī)外表的摩擦阻力。 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淌。這部份叫層流附面層。在這之后，氣流流淌轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無章，并且消滅了旋渦和橫向運(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。試驗(yàn)明確，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(jì)的。 總的說來，摩擦阻力的大小，打算于空氣的粘性，飛機(jī)的外表狀況，以與同空氣相接觸的飛機(jī)的外表積空氣粘性越大飛機(jī)外表越粗糙飛機(jī)外表積越大摩擦阻力就越大?！捕硥翰钭枇?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)翼前緣局部，受機(jī)翼阻擋，流速減慢，壓力增大；在機(jī)翼后緣，由于氣流別離形成渦流區(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)翼后緣會消滅氣流別離呢？其根本緣由是空氣有粘性，空氣流過機(jī)翼的過程中，在機(jī)翼外表產(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)翼外2/18word表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)，沿途壓力漸漸降低，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〕之后狀況就不一樣了。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)的氣流除了要抑制粘性摩擦的陰滯作用外，還要抑制反壓的作用，因此氣流速度快速減小，到達(dá)某一位置，附面層底層空氣就會完全停頓下來，速度降低為零，空氣再不能向后流淌。在S點(diǎn)之后，附面層底層空氣在反壓作用下開頭向前倒流。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)翼外表，而卷進(jìn)主流。這時，就形成大量逆流和旋渦而形成氣流別離現(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)翼外表產(chǎn)生，如此周而復(fù)始地變化著，這樣就在別離點(diǎn)之后形成了渦流區(qū)。附面層發(fā)生別離之點(diǎn)S這種旋渦運(yùn)動的周期性，是引起飛機(jī)機(jī)翼、尾翼和其它局部生產(chǎn)振動的重要緣由之一。 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。假設(shè)空氣流過機(jī)翼上下外表不產(chǎn)生氣流別離，如此在機(jī)翼后部，上下外表氣流重集合，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、后不會消滅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)生氣流別離而形成渦流區(qū)。渦流區(qū)中，由于產(chǎn)生了旋渦，空氣快速轉(zhuǎn)動，一局部動能因摩擦而損耗，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)的空氣壓力小的原因。 依據(jù)試驗(yàn)的結(jié)果，渦流區(qū)的壓力與別離點(diǎn)處氣流的壓力，其大小相差不多。這就是說：別離點(diǎn)靠機(jī)翼后緣，渦流區(qū)的壓力比較大；別離點(diǎn)離開機(jī)翼后緣越遠(yuǎn)，渦流區(qū)的壓力就越小。可見，別離點(diǎn)在機(jī)翼外表的前后位置，可以明確壓差阻力的大小。 總的說來，壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積、外形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，假設(shè)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)翼下外表的壓力比上外表的大而機(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，向中心漸漸削減，在中心處最小。這是由于空氣有粘性，翼尖旋渦會帶動它四周的空氣一起旋轉(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，也可觀看到翼尖渦流的現(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。 從試驗(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)翼下外表的壓力比上外表的大，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，上下翼外表壓力差增大，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。假設(shè)機(jī)翼產(chǎn)生負(fù)升力，如此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)翼尖的分散云也可看到翼尖渦流。由于翼尖渦流的X圍內(nèi)壓力很低，假設(shè)空氣中所含水蒸汽某某省膨脹冷卻而分散成水珠，便會看到由翼尖向后的兩道白霧狀的渦流3/18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，如此機(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公平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，這就是我們常常使用的升力。公平于飛行速度方向的分力，如此起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，成為一部份附加阻力而這一局部附加阻力是同升力的存在分不開的因此這一局部附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力。 實(shí)踐明確，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)踐明確，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)各局部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)翼外表和機(jī)身外表都向外凸出，流管收縮，流速快速加快，壓力很快降低。而在后部由于機(jī)翼外表和機(jī)身外表都向內(nèi)彎曲，流管擴(kuò)X，流速減慢，壓力很快增高。這種壓力的變化，就促使氣流的別離點(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(jì)飛機(jī)時要考慮飛機(jī)各局部的相對位置外，在機(jī)翼與機(jī)身、機(jī)身與尾翼等結(jié)合部，可安裝整流。這樣可使連接處較為圓滑，流管不致過分?jǐn)UX，而產(chǎn)生氣流別離。 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)的空氣動力性能是打算飛機(jī)飛行性能的一個重要因素。飛行員既要生疏飛機(jī)空氣動力的產(chǎn)生和變化，同時也要清楚飛機(jī)空氣動力性能的根本數(shù)據(jù)。這對于更好地生疏飛機(jī)的飛行性能，正確處理飛行中遇到的有關(guān)問題，格外重要。 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)當(dāng)留意：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(jì)算都帶來很大便利。 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，必需把兩者結(jié)合起來，分析升力和阻力之間的比照關(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)。由于這些因素變了，升力和阻力都按同一比例隨之轉(zhuǎn)變，而不影響兩者的比值。 升阻比大，說明在取得同一升力的狀況下，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。從無升力迎角開頭，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?！捕匙枇ο禂?shù) 小迎角X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)留意，阻力系數(shù)永久不會為零，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。從無升力迎角開頭，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，升阻比到達(dá)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4/18的，所以一般飛機(jī)飛行的迎角都不大?！菜摹晨諝鈩恿ο禂?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，簡飛機(jī)極線上還可得出各迎角下的升阻比，以與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(jì)算出來。也榀以從飛機(jī)極線上量得的性質(zhì)角計(jì)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，明確總空氣動力〔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。可見，性質(zhì)角的大小，明確了升阻比的大小。迎角由無升力迎角漸漸增大時，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。明顯有利迎角也變大了。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)〔稱為滑流影響的機(jī)翼局部，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)翼局部一般都位于機(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。影響升力和阻力的根本因素有：機(jī)翼在氣流臺的相對位置〔迎角、氣流的速度和空氣密度〔空氣的動壓以與飛機(jī)本身的特點(diǎn)〔飛機(jī)外表質(zhì)量、機(jī)翼外形機(jī)翼面積、是否使用襟翼和前緣縫翼是否X開等。 這些因素中，常常變化的有迎角、飛行速度和空氣密度。飛行員主要是通過轉(zhuǎn)變迎角和飛行速度來轉(zhuǎn)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)翼下外表，為正迎角；相對氣流方向指向機(jī)翼上外表，為負(fù)迎角。飛行中，飛行員可通過前后移動駕駛盤來轉(zhuǎn)變迎角的大小或者正負(fù)。飛行中常常使用的是正迎角。 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，飛行員可依據(jù)機(jī)頭的上下來推斷迎角的大小，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)頭的上下就很難推斷迎角的大小和正負(fù)，只有依據(jù)迎角本身的含義去推斷。例如，飛機(jī)俯沖中。機(jī)頭雖然很低，但迎角并不為負(fù)的，氣流仍從下外表吹向機(jī)翼，因此迎角是正的。又如在上升中，機(jī)頭雖然比較高，但迎角卻不肯定很大，在改出上升時，假設(shè)推桿過猛，也可能會消滅負(fù)迎角。 〔二〕迎角對升力的影響 在飛行速度等其它條件一樣的情況下，得到最大升力的迎角，叫做臨界迎角。在小于臨界迎角的X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。 這是由于，迎角增大時，一方面在機(jī)翼上外表前部，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)翼下外表，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)翼上外表最低壓力點(diǎn)的壓力降低。因此，后緣局部的壓力比最低壓力點(diǎn)的壓力大得更多，于是在上外表后部的附面層中，空氣向前倒流的趨勢增加，氣流別離點(diǎn)向前移動，渦流區(qū)擴(kuò)大，就會破壞空氣的平順流淌，從而使升力降低。在中、小迎角，增大迎角時，別離點(diǎn)前移緩慢，渦流區(qū)只占機(jī)翼后部的不大的一段X圍，這對機(jī)翼外表空氣的平順流淌影響不大，前一方面起著主要作用，因此，在小于臨界迎角的X圍內(nèi)，迎角增大，升力是增大的。到臨界迎角，升力到達(dá)最大。 超過臨界迎角后，迎角再增大，如此別離點(diǎn)快速前移，渦流區(qū)快速擴(kuò)大，嚴(yán)峻破壞空氣的平順流淌，機(jī)翼上外表前段，流管變粗，流速減慢，吸力降低。從別離點(diǎn)到機(jī)翼后緣的渦流區(qū)內(nèi)，壓力大致一樣，比大氣壓力稍小。在靠近后緣的一段X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。 轉(zhuǎn)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。迎角由小漸漸增大時，由于機(jī)翼上外表前段吸力增大，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5/18word移。 〔三〕迎角轉(zhuǎn)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。 試驗(yàn)明確，迎角增大，摩擦阻力一般變化不大。 迎角增大，別離點(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，由于別離點(diǎn)快速前移，渦流區(qū)快速擴(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、下外表的壓力差增大，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，在小迎角的狀況下增加迎角時，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)迎角漸漸變大以后，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。 簡潔說：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。試驗(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？由于在同一迎角下，機(jī)翼流線譜，即機(jī)翼四周的流管外形根本上是不隨飛行速度而變的。飛行速度愈大，機(jī)翼上外表的氣流速度將增大得愈多，壓力降低愈多。與此同時，機(jī)翼下外表的氣流速度減小得愈多，壓力也增大愈多。于是，機(jī)翼上、下外表的壓力差愈加相應(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。這是由于，空氣密度增大，如此當(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)翼上外表的吸力和下外表的正壓力也都增大。所以，機(jī)翼的升力和阻力隨空氣密度的增大而增大。 試驗(yàn)證明，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。明顯，由于高度上升，空氣密度減小，升力和阻力也就會減小。 三、機(jī)翼面積，外形和外表質(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)翼外形 機(jī)翼外形對升、阻力有很大影響。 就機(jī)翼切面外形來說，相對厚度大，機(jī)翼的升力和阻力也大。這是由于，相對厚度大，機(jī)翼上外表的彎曲程度也大，一方面使空氣流過機(jī)翼上外表流速增快得多，壓力也降低得多，升力大。另一方面最低壓力點(diǎn)的壓力小，別離點(diǎn)靠前，渦流區(qū)變大，壓差阻力大。試驗(yàn)明確，相對厚度在5%-12%的翼型，其升力比較大，相對厚度假設(shè)超過14%，不僅阻力過大，而且升力會因上外表渦流區(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心，升力較小，但其阻力也較小。由于，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。在相對厚度一樣狀況下，中弧曲度大，明確上外表彎曲比較厲害，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)翼平面外形對升、陰力也有影響。試驗(yàn)明確，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)X從而會轉(zhuǎn)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?！踩筹w機(jī)外表質(zhì)量飛機(jī)外表光滑與否對摩擦阻力影響很大。飛機(jī)外表越粗糙，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)外表光滑，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(jì)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)生的不同緣由，談?wù)劀p小飛機(jī)阻力可實(shí)行的一些措施。要減小摩擦阻力，設(shè)計(jì)時應(yīng)盡可能縮小飛機(jī)與空氣相接觸的外6/18word表積。制造過程中應(yīng)將飛機(jī)外表做得很光滑，有的高速飛機(jī)甚至將外表打磨光。維護(hù)使用中，保持好飛機(jī)外表光滑。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)外表，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)可增大展弦比和承受梯形翼。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(jì)時要妥當(dāng)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。實(shí)行上面一些措施，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。在某些狀況下，阻力對飛機(jī)的飛行不但無害而且還是必需的。如空戰(zhàn)中，為了提高飛機(jī)的機(jī)動性，有時必需翻開減速板，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)展攻擊。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，到達(dá)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)特性與所受到的空氣動力親熱相關(guān)。關(guān)系到飛機(jī)的飛行特征與性能。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，最常承受的機(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〔含升降舵獲得俯仰穩(wěn)定性和俯仰操〔升降運(yùn)動力矩。 變后掠翼后掠角在飛行中可視需要隨時轉(zhuǎn)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沖突。承受小后掠角能使飛機(jī)具備較高的低速巡航效率和較大的起飛著陸升力。當(dāng)超音速飛行時承受大后掠角，有利于削減飛行阻力，或者削減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)只供給拉力，旋翼如此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筒倏v系統(tǒng)，可大大減輕重量，提高靈敏度。為牢靠起見，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)用主動掌握技術(shù)的飛機(jī)?？衫谜莆占夹g(shù)來改善飛機(jī)性能，改善穩(wěn)定性與操縱品質(zhì)，削減構(gòu)造重量與阻力，提高飛行機(jī)動性。具體手段有放寬靜穩(wěn)定性掌握、乘坐品質(zhì)掌握、機(jī)動載荷掌握、構(gòu)造振動掌握和直接力掌握等等。常為現(xiàn)代軍用機(jī)所承受。 座艙蓋飛機(jī)駕駛員或空勤組在機(jī)身中的特地座艙上方的透亮玻璃天蓋?？梢允嵌嗫蚣艿模部梢允巧倏蚣芰骶€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X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、平面外形呈矩形、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。假設(shè)是機(jī)翼前緣線的歪斜角，如此稱前緣后掠角。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。 X線舊時雙層機(jī)翼飛機(jī)上為上下層機(jī)翼承擔(dān)一局部載荷的細(xì)鋼絲，多見于三十年月前的飛機(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，常有整流減阻，并呈H形、V形或N形架設(shè)在機(jī)翼外側(cè)。7/18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X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終一點(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)翼根部前緣向前延長的頭部尖削，呈狹長水平狀的翼片。它與機(jī)身與機(jī)翼連在一起，尤如一對大后掠角瘦長三角形機(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)翼剖面之彎曲度與迎角，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，用來掌握飛機(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。用來關(guān)心垂尾起增加飛機(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，常成為垂尾前方一局部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，常與座艙蓋與垂尾前后連為一體。 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。其前半部是不行活動的垂直安定面，起方向安定作用，后半部用鉸鏈與前半部相連，是方向舵，掌握飛機(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。其前半部不行活動，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，掌握飛機(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。整流罩將原暴露在機(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)與削減阻力的雙重作用。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)身外表的專用透亮艙位。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，用于防衛(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、外形變得明顯瘦長的那一段構(gòu)造。其末端裝有尾翼、尾槳與尾橇。 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)造局部起著后機(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“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。假設(shè)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)所承受，后者為舊式飛機(jī)所承受。 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〔間或在機(jī)艙內(nèi)部〕臨時攜帶的關(guān)心性燃油箱，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)開工作時所需空氣的進(jìn)氣通道，其入口處如此為進(jìn)氣口?？稍O(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〕供給飛行動力的往復(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)。五十年月之前的飛機(jī)根本上都承受這類發(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〔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)簡單，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8/18word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HV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，是一種由螺旋槳供給拉力和噴氣反作用供給推力的燃?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)的旋翼與尾槳。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)〞。一局部推力靠噴管中高速噴出的燃?xì)猱a(chǎn)生，另一局部推力由風(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)燃料組成推動劑的化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)。用于火箭、、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)推動劑工作的化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)，用于火箭、、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小〔液體火箭發(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(jì)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(jì)算時應(yīng)將機(jī)翼與機(jī)身重疊局部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(jì)重量，也稱凈重。即指飛機(jī)機(jī)體構(gòu)造的全部重量，不應(yīng)當(dāng)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)備與軍械。 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力量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)下其他有效載重不行能到達(dá)滿載狀態(tài)。 最大速度也稱最大平飛速度，指在肯定高度上，飛機(jī)強(qiáng)度和推力所能允許到達(dá)的最大定常平飛速度。由千米／小時表示。由于隨高度的變化，最大速度確定值也各不一樣，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)展的速度、高度等參數(shù)根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。有用升限飛機(jī)能維持平飛的最大飛行高度叫升限，內(nèi)分理論升限和有用升限。有用升限是爬升率略大于零的某肯定值〔對噴氣飛機(jī)而言取5轉(zhuǎn)場航程飛機(jī)盡最大可能攜帶燃油后所能到達(dá)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)場所能到達(dá)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)9/18word濟(jì)航行所到達(dá)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20毫米或20毫米以上的射擊火器。機(jī)槍口徑小于20爬升率在肯定飛行重量和肯定的發(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到達(dá)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〔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；如何轉(zhuǎn)變其原有的平衡狀態(tài)，如此是操縱性的問題。所以，研究飛機(jī)的平衡，是分析飛機(jī)安定性和操縱性的根底。 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，如此直接和作用于飛機(jī)的各力矩是否平衡有關(guān)。 為爭論問題便利，一般相對于飛機(jī)的三個軸來爭論飛機(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，來說明飛機(jī)力矩平衡的客觀原理、影響力矩平衡的因素以與保持平衡的方法。 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、水平尾翼力矩與拉力力矩。 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)其在肯定高度上、以肯定的速度飛行時，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)翼迎角的轉(zhuǎn)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。 一般狀況，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)翼后的下洗角以與水平尾翼的安裝角升降舵上偏或下偏能轉(zhuǎn)變水平尾翼的切面外形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)的飛行速度是不一樣的，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。迎角轉(zhuǎn)變，水平尾翼升力著力點(diǎn)也要轉(zhuǎn)變，但其轉(zhuǎn)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)、在肯定高度上飛行，假設(shè)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。在一般飛行狀況下，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，其作用線假設(shè)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，必需是作用于飛機(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 加減油門會轉(zhuǎn)變拉力或推力的大小，從而轉(zhuǎn)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，10/18word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)升力和俯仰力矩的轉(zhuǎn)變，從而影響俯仰平衡。比方，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，終究是下俯力矩大還是上仰力矩大、這與襟翼的類型、放下的角度以與水平尾翼位置的上下、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，假設(shè)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。但假設(shè)放下襟翼后使下俯力矩增大，迎角因之減小，這就可能消滅兩種可能狀況。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，升力因放襟翼而仍舊增大，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肯定的規(guī)定。 收襟翼，升力減小，飛時機(jī)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。比方，放下起落架，假設(shè)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。重心位置的轉(zhuǎn)變勢必引起各俯仰力矩的轉(zhuǎn)變，其主要是影響到機(jī)翼力矩的轉(zhuǎn)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)俯仰平衡的因素是常常存在的。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)以與偏轉(zhuǎn)方向舵等產(chǎn)生。 飛機(jī)取得方向平衡，必需是作用于飛機(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。 如下因素將影響飛機(jī)的方向平衡： 一邊機(jī)翼變形〔或兩邊機(jī)翼外形不全都，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)，油門轉(zhuǎn)變，螺旋槳滑流引起的垂直尾翼力矩隨之轉(zhuǎn)變。 飛機(jī)的方向平衡受到破壞時，最有效的克制方法就是適當(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，必需使飛機(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。 如下因素將影響飛機(jī)的橫側(cè)平衡： 一邊機(jī)翼變〔或兩邊機(jī)翼外形不全都，兩翼升力不等； 螺旋槳發(fā)動機(jī)，油門轉(zhuǎn)變，螺旋槳反作用力矩隨之轉(zhuǎn)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)至重心的力臂轉(zhuǎn)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，假設(shè)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，以抑制重量而維持飛行。假設(shè)以小速度飛行，如此必需協(xié)作大迎角，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。由于當(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11/18word機(jī)能在更小的速度的狀況〔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)翼的氣流別離現(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，翻開時與機(jī)翼之間有一縫隙。一方面空氣會從壓力較大的下外表通過前緣縫隙流向上外表，減小上、下外表的壓力差，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，貼近上外表流淌，能夠增大上外表附面層中的空氣動能，以延遲氣流別離的產(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，上外表氣流別離是升力系數(shù)降低的主要緣由，因而在此遼角下，利用前緣縫翼延緩氣流別離，就能提高臨界迎角和升力系數(shù)。在中小迎角下，機(jī)翼上外表氣流別離原來就很微弱，故在這些迎角下，翻開前緣縫翼不僅不能提高升力系數(shù)，反而會使機(jī)翼上、下外表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)翼上外表氣流別離現(xiàn)象嚴(yán)峻時，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。不能隨迎角的轉(zhuǎn)變而開閉。它的優(yōu)點(diǎn)是構(gòu)造簡潔，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，有特地機(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X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)所承受。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局部的氣流別離，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，簡潔襟翼、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)翼上外表的氣流有吸引作用，使其流速增大，上下壓差增大，既增大了升力，同時又延緩了氣流別離。另一方面，放下襟翼，機(jī)翼剖面變得更彎曲，使上、下外表壓力差增大，升力增大。由于以上兩方面的緣由，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，上外表的最低壓力點(diǎn)的壓力更小了，使氣流更易提前別離，故臨界迎角有所減小?！捕澈啙嵔笠?簡潔襟翼與副翼外形相像，放下簡潔襟翼，相當(dāng)于轉(zhuǎn)變了機(jī)切面外形，使機(jī)翼更加彎曲。這樣，空氣流過機(jī)翼上外表，流速加快，壓力降低；而流過機(jī)翼下外表，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狀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)翼上外表最低壓力點(diǎn)的壓力，比后緣局部的壓力小得更多。這更促機(jī)翼后部附面層中的空氣向前倒流，迫使氣流提早別離，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狀況下的飛機(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 開縫襟翼是在簡潔襟翼的根底上改進(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，下外表高壓氣流，通過縫隙高速流向上外表后緣，使上翼面附面層中空氣流速加大，延緩了氣流的別離，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)主要承受的類型。有一種襟翼的工作原理與開縫襟翼格外相像。放下襟翼時，壓縮空氣從機(jī)翼轉(zhuǎn)折部位噴出，吹12/18word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，多承受這種襟翼。 開縫襟翼是利用氣流通過縫隙來延緩氣流的別離。但有肯定限度，當(dāng)襟翼的角度增大到肯定時，機(jī)翼后緣仍會產(chǎn)生氣流別離，使增升效果降低。假設(shè)承受雙縫襟翼，就可抑制這個缺點(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，促使氣流仍舊能貼著彎曲的翼面流淌。這樣，襟翼偏轉(zhuǎn)到相當(dāng)大的角度，還不至于發(fā)生氣流別離，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)造相像，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。 假設(shè)承受三縫和多縫襟翼，增升效果會更好，但構(gòu)造簡單、故目前承受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)承受較多。 〔五〕后退開縫襟翼 后退開縫襟翼和后退襟翼相像，也可后退。同時又和開縫襟翼相像，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，操縱構(gòu)造也更復(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。由于超音速飛機(jī)一般承受前緣尖削，相對厚度小的薄機(jī)翼。在大迎角飛行，機(jī)翼上外表前緣就開頭產(chǎn)生氣流別離，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，氣流別離就能延緩，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)造也很簡潔。這是最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，往往同時承受幾種升裝增置〔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學(xué)問。 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，馬上飛機(jī)拉向地面的重力。其次個是引擎產(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。最終一個作用在飛機(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)引擎工作的根本目的這個力使飛機(jī)能夠抑制慣性(阻擋物體轉(zhuǎn)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)的一般度量標(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)可以抑制重力。1：1明確飛機(jī)可以抑制地球引力，而豎直向上飛行的F—15E雙渦輪噴氣引擎(PW—20023450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)翼上下外表運(yùn)動，從而產(chǎn)生壓力，將機(jī)翼向上推。推力也可轉(zhuǎn)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)翼四周的空氣在碰撞點(diǎn)被一分為二(見如以下圖)，并分別從機(jī)翼上下外外表流過。機(jī)翼上外表的彎曲度比較大，因此機(jī)翼上外表比下外表長(參見圖)，流過機(jī)翼上外表的空氣的13/18外外表積要比流過下外表的面積大。從機(jī)翼上部流過的空氣行程長，因此它的流淌速度比從機(jī)翼下部流過的氣流要快。機(jī)翼上外表上的較快的氣流對機(jī)翼上部的壓力要比下外表上的氣流對機(jī)翼下外表的壓力要小，這樣就產(chǎn)生了壓力差，即機(jī)翼上外表與下外表之間的壓力不平衡，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，而隨具體狀況變化而變化。有時攻角保持14個單位，可使飛機(jī)的巡航X16—228—10位攻角。假設(shè)攻角太大，座艙中音頻聲音會響起來，警告你失速馬上發(fā)生。觀看平視顯示器左側(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?！爸髌揭曪@示器中的符號〞。阻力阻力是阻擋飛機(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，以與空氣推向飛機(jī)外表引起壓力積聚時，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)的速度到達(dá)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。不管遇到哪些阻力，飛機(jī)的綜合飛行特性打算于升力系數(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)都有一個抱負(fù)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)外表上流過，氣流將產(chǎn)生壓力。在較高的高空上，空氣比較淡薄，從飛機(jī)外表上流過的空氣較少。通過測量氣流的壓力，F(xiàn)—15上的皮托管與計(jì)算機(jī)連機(jī)可計(jì)算航速。由于大氣的密度不同，計(jì)算出的在某一高度上以不變推力和攻角飛行的飛機(jī)的航速同另一架以高度計(jì)算出的視航速)和實(shí)際航速(依據(jù)空氣密度和高度變化修正的航速)。3505000實(shí)際航速在30000英尺高度上飛行。由于其次架飛機(jī)在更高的高度上(空氣比較淡薄)飛行，兩架飛機(jī)上的皮托管測出的指示航速不同。上面那架飛機(jī)測出的指示航速比下面那架飛機(jī)要小。假設(shè)你和另一個飛行員都想同時到達(dá)某一個地方，你們二人需要一個與高度無關(guān)而能夠比較的讀數(shù)，這個修正過的讀數(shù)就是實(shí)際航速。通過實(shí)際航速的比較，你和另一個飛行員可計(jì)算出，一架飛機(jī)飛行是否比另一架快。盡管指示航速不同，假照實(shí)際航速一樣，那么你們可以同時到達(dá)目的地。攻角和航速雖然推力是打算航速的動力，但攻角對航速影響也很大。假設(shè)你想在某一標(biāo)高上飛行，重要的要記住，通過調(diào)整油門來轉(zhuǎn)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。節(jié)(KIAS)或以節(jié)為單位的指示航速顯示在平視顯示器中，以與飛行狀態(tài)指示頁面的多用途顯示器14/18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)高度是玩耍中最重要的兩種高度度量方法。在前上方掌握器中，你可讓雷達(dá)高度顯示或不顯示。氣壓計(jì)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。隨高度上升，大氣變得淡薄。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25000英尺高度上，飛機(jī)噴氣引擎的功率只有海平面的一半。G升力和飛機(jī)重量關(guān)系可以用“G〞術(shù)語來表示。1G等于在海平面上某一物體的重力。在海平面1G在快速轉(zhuǎn)彎或突然加速時，最簡潔感到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，GG力是負(fù)值。在高G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—10G的正G黑〞。在飛機(jī)被拉起很大的負(fù)G力時，會產(chǎn)生類似的所謂的“視紅〞條件，即血集中到軀干的上部，3G3G現(xiàn)象。F15EStrikeEagleG力要大得多的高級飛機(jī)外殼。在玩耍中準(zhǔn)確地模擬了“視紅〞和“視黑〞效果。因此，你應(yīng)當(dāng)借助于平視顯示器留意當(dāng)前的G值水平。假設(shè)你超過可G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)當(dāng)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。F15StrikeEagle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1G時的包線極限X是F—15E戰(zhàn)機(jī)操作極限的簡潔描述。當(dāng)武器裝備不同時，由于飛機(jī)的重量和阻力不同，飛行包線也有所變化。確定極限攻角。攻角是飛行包線中最重要的考慮因素之一。無論飛機(jī)