word飛機常識與飛行學問普與課程 本內容由[臺風]發表于盛唐第一課飛機的一般學問飛機是目前最主要的飛行器。它廣泛地用于軍事和國民經濟兩方面。本節簡要介紹飛機的主要組成局部與其功用操縱飛機的根本方法以與機翼的外形等問題一、飛機的主要組成局部與其功用 自從世界上消滅飛機以來，飛機的構造形式雖然在不斷改進，飛機類型不斷增多，但到目前為止，除了極少數特別形式的飛機之外，大多數飛機都是由下面五個主要局部組成即機翼機身尾翼起落裝置和動力裝置它們各有其獨特的功用〔一〕機翼 機翼的主要功用是產生升力，以支持飛機在空中飛行；也起肯定的穩定和操縱作用。在機翼上一般安裝有副翼和襟翼。操縱副翼可使飛機滾轉；放下襟翼能使機翼升力增大。另外，機翼上還可安裝發動機、起落架和油箱等。機翼有各種外形，數目也有不同。歷史上曾消滅過雙翼機，甚至還消滅過多翼機。但現代飛機一般都是單翼機〔二〕機身 機身的主要功用是裝載乘員、旅客、武器、貨物和各種設備；還可將飛機的其它部件如尾翼、機翼與發動機等連接成一個整體。〔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俯仰和偏轉，并保證飛機能平穩地飛行〔四〕起落裝置 起落裝置是用來支持飛機并使它能在地面和水平面起落和停放。陸上飛機的起落裝置，大都由減震支柱和機輪等組成。它是用于起飛、著陸滑跑，地面滑行和停放時支撐飛機〔五〕動力裝置 動力裝置主要用來產生拉力或推力，使飛機前進。其次還可以為飛機上的用電設備供給電源，為空調設備等用氣設備供給氣源。 現代飛機的動力裝置，應用較廣泛的有四種：一是航空活塞式發動機加螺旋槳推動器；二是渦輪噴氣發動機；三是渦輪螺旋槳發動機；四是渦輪風扇發動機。隨著航空技術的開展，火箭發動機、沖壓發動機、原子能航空發動機等，也將會漸漸被承受。動力裝置除發動機外，還包括一系列保證發動機正常工作的系統，如燃油供給系統等。 飛機除了上述五個主要局部之外，依據飛行操縱和執行任務的需要，還裝有各種儀表、通訊設備、領航設備、安全設備和其它設備等。二、操縱飛機的根本方法 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，能使飛機向各個方向轉動。 例如后拉駕駛盤，升降舵上偏，機頭上仰；前推駕駛盤，如此升降舵下偏，機頭下俯。向左壓駕駛盤，左邊副翼上偏，右邊副翼下偏，飛機向左滾轉；反之，向右壓駕駛盤右副翼上偏，左副翼下偏，飛機向右滾轉。向前蹬左腳蹬板〔即蹬左舵，方向舵左偏，機頭向偏轉；反之，向前蹬右腳蹬板〔即蹬右舵，方向舵右偏，機頭向右偏轉。三、機翼的外形 機翼的外形主要是指機翼的平面外形、切面外形、扭轉角和左右半翼的傾斜度。而機翼的空氣動力性能，主要取決于機翼的切面外形和平面外形。因此，下面分別介紹機翼的切面形和平面形〔一〕機翼的切面形〔簡稱翼型〔二〕機翼的平面形 仰視在藍天飛行的飛機時，所看到的表現飛機特征的機翼樣子就叫機翼的平面形狀。機翼的平面外形是打算飛機性能的重要因素。 早期的飛機，機翼平面形大都做成矩形。矩形機翼制造簡潔，但阻力較大，因此一般用于舊式飛機和現代的小型飛機。為了適應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動機飛機用的最多的一種機翼。隨著噴氣式飛機的消滅，飛行速度在接近或超過音速時，要產生的阻力〔波阻，為減小波阻，提高飛行速度，適應高速飛行，相繼消滅了后掠翼、三角翼、Ｓ形前緣翼、雙三角翼，變后掠翼等機翼，并獲得廣泛應用。 目前，高亞音速客機之所以廣泛承受后掠翼，就是為了提高機翼的臨界Ｍ數，防止在重要飛行狀態下產生更大的波阻，從而提高飛機的性能。 各種不同平面外形的機翼，其升、阻力之所以有差異，與機翼平面外形的各種參數有關。機翼平面外形的參數有：展弦比、尖削比、后掠角其次課飛機升力和阻力的產生機的空氣動力，飛機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的作用。公平方向阻礙飛機前進的力叫陰力，用X1/18飛機的升力絕大部份是機翼產生的，尾翼通常產生負升力，飛機其它部份產生的升力很小，一般都不考慮。至于飛機的阻力，只要是暴露在相對氣流中的任何部件，都是要產生的。一、升力的產生從流線譜可以看出：空氣流到機翼前緣，分成上、下兩股，分別沿機翼上、下外表流過，而在機翼后緣重集合向后流去。在機翼上外表，由于比較凸出，流管變細，說明流速加快，壓力降低。在機翼下外表，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，就是機翼的升力。機翼升力的著力點，即升力作用線和翼弦的交點，叫壓力中心。機翼各部位升力的大小是不同的，要想了解機翼各個部位升力的大小，就需知道機翼外表壓力分布的情形。機翼外表壓力的頒可通過試驗各點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。向量的方向同機翼外表垂直，箭頭方向朝外，表示吸力；箭頭指向機翼外表，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，叫最低壓力點。在前緣四周，流速為零，壓力最高的一點，叫駐點。機翼壓力分布并不是一成不變的。假設機翼在相對氣流中的關系位置轉變了，流線譜就會轉變，機翼的壓力分布也就隨之而變。機翼升力的產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。假設下外表的壓力低于大氣壓力產生向下的吸力，如此機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，機翼升力就完全由上外表吸力所形成。二、阻力的產生 阻力是與飛機運動方向相反的空氣動力，起著阻礙飛機前進的作用，按其產生的緣由可分為摩擦產生一個阻擋飛機前進的力這個力就是摩擦阻力。 摩擦阻力是“附面層〞〔或叫邊界層〕內產生的。所謂附面層，就是指，空氣流過飛機時，貼近飛機外表、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，當有粘性的空氣流過飛機時，緊貼飛機外表的一層空氣，與飛機外表發生粘性摩擦，這一層空氣完全粘附在飛機外表上，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，沿垂直于飛機外表的方向，從飛機外表向外，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，氣流速度之所以越貼近飛機外表越慢，這必定是由于這些流淌空氣受到了飛機外表給它的向前的作用力的作用的結果。依據作用和反作用定律，這些被減慢的空氣，也必定要給飛機外表一個向后的反作用力，這就是飛機外表的摩擦阻力。 附面層按其性質不同，可分為層流附面層和紊流附面層。就機翼而言，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，氣流流淌轉變為雜亂無章，并且消滅了旋渦和橫向運動。這部份叫率流附面層。層流轉變為紊流的那一點叫轉捩點。附面層內的摩擦阻力與附面層的性質有很大關系。試驗明確，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，就是這樣設計的。 總的說來，摩擦阻力的大小，打算于空氣的粘性，飛機的外表狀況，以與同空氣相接觸的飛機的外表積空氣粘性越大飛機外表越粗糙飛機外表積越大摩擦阻力就越大。〔二〕壓差阻力 人在逆風中行走，會感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力。 空氣流過機翼時，在機翼前緣局部，受機翼阻擋，流速減慢，壓力增大；在機翼后緣，由于氣流別離形成渦流區，壓力減小。這樣，機翼前后便產生壓力差，形成阻力。這種由前后壓力差形成的阻力叫壓差阻力。機身、尾翼等飛機的其它部件都會產生壓差阻力。 為什么在機翼后緣會消滅氣流別離呢？其根本緣由是空氣有粘性，空氣流過機翼的過程中，在機翼外表產生了附面層。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，沿垂直于機翼外2/18word表方向的壓力變化很小，可認為是相等的，且等于層外主流的壓力。在最低壓力點之前，附面層外主流是從高壓區流向低壓區，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，其結果氣流仍能加速向后流去，但在順氣壓的推動下，其結果氣流仍能加速向后流去，但速度增加不多。在最低壓力點〔E〕之后狀況就不一樣了。主流是從低壓區流向高壓區，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翼外表，而卷進主流。這時，就形成大量逆流和旋渦而形成氣流別離現象。這些旋渦一方面在相對氣流中吹離機翼，一方面又連續不斷地在機翼外表產生，如此周而復始地變化著，這樣就在別離點之后形成了渦流區。附面層發生別離之點S這種旋渦運動的周期性，是引起飛機機翼、尾翼和其它局部生產振動的重要緣由之一。 為什么機翼后緣渦流區中壓力會有所減小呢？道德我們要明確，這里指的渦流區壓力的大小，是和機翼前部的氣流相比而言的。假設空氣流過機翼上下外表不產生氣流別離，如此在機翼后部，上下外表氣流重集合，流速和壓力都會恢復到與機翼前部相等。這樣，機翼前、后不會消滅壓力差而形成壓差阻力。然而事實不是這樣，當空氣流到機翼后部會產生氣流別離而形成渦流區。渦流區中，由于產生了旋渦，空氣快速轉動，一局部動能因摩擦而損耗，即使流速可以恢復到與機翼前部的流速相等，而壓力卻恢復不到原來的大小，比機翼前部的壓力要小。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內的空氣壓力小的原因。 依據試驗的結果，渦流區的壓力與別離點處氣流的壓力，其大小相差不多。這就是說：別離點靠機翼后緣，渦流區的壓力比較大；別離點離開機翼后緣越遠，渦流區的壓力就越小。可見，別離點在機翼外表的前后位置，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面積、外形和物體在氣流中的相對位置有很大關系。迎風面積越大，壓差阻力越大。象水滴那樣的，前端園鈍，后面尖細的流線形物體，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生的阻力，假設空氣沒粘性，那么上面兩種阻力都將不會存在。 〔三〕誘導阻力 機翼上除了產生摩擦阻力和壓差阻力以外，由于升力的產生，還要產生一種附加的阻力。這種由于產生升力而誘導出來的附加阻力稱為誘導阻力。可以說，誘導阻力是為產生升力而付出的一種“代價〞。 誘導阻力是怎樣產生的呢？ 當機翼產生升力時，機翼下外表的壓力比上外表的大而機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流去。當氣流繞過翼尖時，在翼尖部份形成旋渦，這種旋渦的不斷產生而又不斷地向后流去即形成了所謂翼尖渦流。 翼尖渦流使流過機翼的空氣產生下洗速度，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，越靠內圈，旋轉越快，越靠外圈旋轉越慢。因此離翼尖越遠，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象。例如大雁南飛，常排成人字或斜一字形，領隊的大雁排在中間，而幼弱的小雁常排在外側。這樣使得后雁處于前雁翅梢處所產生的翼尖渦流之中。翼尖渦流中氣流的放置是有規律的，靠翼尖內側面，氣流向下，靠翼尖外側，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。 從試驗也可看出翼尖渦流的存在。當機翼產生正升力時，由于機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〔從機尾向機頭看，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，葉輪不轉動。假設機翼產生負升力，如此上民辦面的壓力比下翼面大，故兩葉輪就會反轉。 飛行中，有時從飛機翼尖的分散云也可看到翼尖渦流。由于翼尖渦流的X圍內壓力很低，假設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。既然流過機翼的空氣因受機翼的作用而向下華僑，如此機翼的升力也應隨之向后華僑。實際升力是和洗流方向垂直的。把實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，如此起著阻礙飛機前進的作用，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阻力。 實踐明確，誘導阻力的大小與機翼的升力和展弦比有很大關系。升力越大，誘導阻力越大。展弦比越大，誘導阻力越小。 〔四〕干擾阻力 實踐明確，飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼等，單獨放在氣流中所產生的阻力的總和總是小于把它們組成一個整體時所產生的阻力。 所謂干擾阻力，就是飛機各局部之間因氣流相互干擾而產生的一種額外的阻力。 現我們以機翼和機身為例，看干擾阻力是怎樣產生的。 氣流流過機翼和機身的連接處，在機翼和機身結合的中部，由于機翼外表和機身外表都向外凸出，流管收縮，流速快速加快，壓力很快降低。而在后部由于機翼外表和機身外表都向內彎曲，流管擴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前移，并使機身和機翼結合處后部渦流區擴大，從而產生了一種額外的阻力。這一阻力是因氣流的干擾而產生的，因此叫干擾阻力。 不但機翼和機身結合處會產生干擾阻力，而且在機身和尾翼，機翼和發動機知艙，機翼和副油箱等結合處，都可能產生。 為了減小干擾阻力，除了在設計飛機時要考慮飛機各局部的相對位置外，在機翼與機身、機身與尾翼等結合部，可安裝整流。這樣可使連接處較為圓滑，流管不致過分擴X，而產生氣流別離。 以上我們把低速飛機所產生的四種阻力-摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力和干擾阻力，分別作了介紹。這只是對低速飛機而言訴，至于高速飛機，除了也有這些阻力外，還將會產生波陰。第三課飛機的空氣動力性能 飛機的空氣動力性能 飛機的空氣動力性能是打算飛機飛行性能的一個重要因素。飛行員既要生疏飛機空氣動力的產生和變化，同時也要清楚飛機空氣動力性能的根本數據。這對于更好地生疏飛機的飛行性能，正確處理飛行中遇到的有關問題，格外重要。 所謂飛機的空氣動力性能，其中包括飛機的最大升力系數、最小阻力系數和最大升阻比等。 應當留意：升力系數或阻力系數僅僅是影響升力或阻力的因素之一，系數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、阻力系數的大小，而且還要看影響升、阻力大小的其它因素，空氣密度、飛行速度和機翼面積是否變化和如何變化。因此，不能把升力系數同升力、阻力力系數同阻力混為一談。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或阻力系數來表達這種影響，而不直接用升力或阻力來表達，其優點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，對分析問題和計算都帶來很大便利。 一、飛機的升阻比 衡量一架飛機的空氣動力性能，不能單從升力，或單從阻力一個方面來看，必需把兩者結合起來，分析升力和阻力之間的比照關系。 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與阻力系數之比。由于升力系數和阻力系數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、機翼面積的磊小無關。由于這些因素變了，升力和阻力都按同一比例隨之轉變，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，飛機的空氣動力性能越好，對飛行越有利。 二、飛機的空氣動力性能曲線 〔一〕升力系數升力系數為零，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值。從無升力迎角開頭，迎角增加，升力系數增加，直到最大升力系數。最大升力系數所對應的迎角，叫臨界迎角。超過臨界迎角，迎角再增加，升力系數將急劇降低迎角從無升力迎角減小升力系數將變為負值也就是升力變成負升力了。〔二〕阻力系數 小迎角X圍內時，迎角增加，阻力系數增加緩慢；迎角比較大時，迎角增加，阻力系數增加較快；接近或超過臨界迎角時，迎角增加，阻力系數急劇增加。應當留意，阻力系數永久不會為零，也就是說飛機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，因升力系數比阻力系數增加的倍數多，所以升阻比是增大的，到有利迎角，升阻比到達最大值。超過有利迎角，再增大迎角，因升力系數比阻力系數增加的倍數少，所以升阻比減小。飛機在有利迎角下飛行是有利4/18的，所以一般飛機飛行的迎角都不大。〔四〕空氣動力系數前面我們講了，在每一個迎角下，都有一個升力系數和阻力系數。所謂飛機的空氣動力系數曲線，就是把飛機的升力系數和阻力系數隨迎角而變化的關系，綜合地用一條曲線畫出來，這條曲線就是飛機的空氣動力系數曲線，簡飛機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，可以由飛機極線上查出的升力系數和阻力系數計算出來。也榀以從飛機極線上量得的性質角計算出來。所謂性質角，就是飛機的總空氣動力與飛機升力之間的夾角。性質角的大小，明確總空氣動力〔沿相對氣流方向〕向后傾斜的程度。性質角小，說明總空氣動力向后傾斜得少，阻力小。可見，性質角的大小，明確了升阻比的大小。迎角由無升力迎角漸漸增大時，性質角減小，升阻比增大。性質角最小時所對應的迎角為有利迎角，此時升阻比最大。例如飛機放起落架后，同一迎角下的阻力系數增大，而升力系數變化不大，因而性質角變大，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，在同樣的飛行速度下，由于螺旋槳的吹風〔稱為滑流影響的機翼局部，實際相對氣流速度增大，因而飛機的升力和阻力都要增大。但因受吹風影響的機翼局部一般都位于機翼中段，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阻力卻增加不多，所以阻力增加較少，其結果升阻比是增大的。發動機工作狀態不同，螺旋槳吹風對空氣動力性能影響程度也不同。第四課影響飛機升力和阻力的因素 升力和阻力是在飛機與空氣之間的相對運動〔相對氣流〕中產生的。影響升力和阻力的根本因素有：機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本身的特點〔飛機外表質量、機翼外形機翼面積、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變迎角和飛行速度來轉變升力和阻力的。因此，本節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〔飛機運動方向〕與翼弦所夾的角度，叫迎角。相對氣流方向指向機翼下外表，為正迎角；相對氣流方向指向機翼上外表，為負迎角。飛行中，飛行員可通過前后移動駕駛盤來轉變迎角的大小或者正負。飛行中常常使用的是正迎角。 飛行狀態不同，迎角的正、負、大、小一般也不同。在水平飛行中，飛行員可依據機頭的上下來推斷迎角的大小，機頭高，迎角大。機頭低，迎角小。其它飛行狀態，單憑機頭的上下就很難推斷迎角的大小和正負，只有依據迎角本身的含義去推斷。例如，飛機俯沖中。機頭雖然很低，但迎角并不為負的，氣流仍從下外表吹向機翼，因此迎角是正的。又如在上升中，機頭雖然比較高，但迎角卻不肯定很大，在改出上升時，假設推桿過猛，也可能會消滅負迎角。 〔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，一方面在機翼上外表前部，流線更為彎曲，流管變細，流速加快，壓力降低，吸力增大。與此同時，在機翼下外表，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，由于機翼上外表最低壓力點的壓力降低。因此，后緣局部的壓力比最低壓力點的壓力大得更多，于是在上外表后部的附面層中，空氣向前倒流的趨勢增加，氣流別離點向前移動，渦流區擴大，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，別離點前移緩慢，渦流區只占機翼后部的不大的一段X圍，這對機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，迎角增大，升力是增大的。到臨界迎角，升力到達最大。 超過臨界迎角后，迎角再增大，如此別離點快速前移，渦流區快速擴大，嚴峻破壞空氣的平順流淌，機翼上外表前段，流管變粗，流速減慢，吸力降低。從別離點到機翼后緣的渦流區內，壓力大致一樣，比大氣壓力稍小。在靠近后緣的一段X圍內，吸力雖稍有增加，但很有限，補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。 轉變迎角，不僅升力大小要發生變化，而且壓力中心也要發生前后移動。迎角由小漸漸增大時，由于機翼上外表前段吸力增大，壓力中心前移。超過臨界迎角以后，機翼前段和中段吸力減小，而機翼后段吸力稍有增加，所以壓力中心后5/18word移。 〔三〕迎角轉變對機翼阻力的影響 在低速飛行時，機翼的阻力有：摩擦阻力、壓差阻力和誘導阻力。 試驗明確，迎角增大，摩擦阻力一般變化不大。 迎角增大，別離點前移，機翼后部的渦流區擴大，壓力減小，機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，由于別離點快速前移，渦流區快速擴大，因此壓差阻力急劇增加。 小于臨界迎角，迎角增大時，由于機翼上、下外表的壓力差增大，使翼尖渦流的作用更強，下洗角增大，導致實際升力更向后傾斜，故誘導阻力增大。超過臨界迎角，迎角增大，由于升力降低，故誘導阻力隨之減小。 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的擴大都很慢，故壓差阻力和誘導阻力增加都很少，這時機翼的阻力主要是摩擦阻力，因此整個機翼阻力增加不多。當迎角漸漸變大以后，再增大迎角時，由于機翼升力的增加和渦流區的擴大都加快，故壓差阻力和誘導阻力的增加也隨之加快。特別是誘導阻力，在大迎角時，隨著迎角的增大而增加更快。因此，整個機翼的阻力隨著迎角的增大而增加較快。這時，誘導阻力是機翼阻力的主要部份。超過臨界迎角以后，雖然誘導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，結果使整個機翼阻力增加更快。 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，機翼流線譜，即機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，機翼下外表的氣流速度減小得愈多，壓力也增大愈多。于是，機翼上、下外表的壓力差愈加相應增大，升力和阻力也更加相應增大。 〔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，如此當空氣流過機翼，速度發生變化時，動壓變化也大，作用在機翼上外表的吸力和下外表的正壓力也都增大。所以，機翼的升力和阻力隨空氣密度的增大而增大。 試驗證明，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、機翼面積，外形和外表質量對升、阻力的影響 〔一〕機翼面積 機翼面積大升力大阻力也大升力和阻力都與機翼面積的大小成正比例。 〔二機翼外形 機翼外形對升、阻力有很大影響。 就機翼切面外形來說，相對厚度大，機翼的升力和阻力也大。這是由于，相對厚度大，機翼上外表的彎曲程度也大，一方面使空氣流過機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的壓力小，別離點靠前，渦流區變大，壓差阻力大。試驗明確，相對厚度在5%-12%的翼型，其升力比較大，相對厚度假設超過14%，不僅阻力過大，而且升力會因上外表渦流區的擴大而減小。最大厚度位置，對升阻力也有影響。最大厚度位置靠前，機翼前緣勢必彎曲得更厲害些，導致流管在前緣變細，流速加快，吸力增大，升力較大。但因后緣渦流區大，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，轉捩點均向后移，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。平凸型機翼比雙凸型機翼的升力大，對稱型機翼升力最小。中弧曲度大，渦流區大，故阻力也大。機翼平面外形對升、陰力也有影響。試驗明確，橢園形機翼誘導阻力最小，而矩形機翼和菱形機翼誘導X從而會轉變機翼的升力和阻力。又如機翼結冰，會破壞機翼流線形外形，從而使升力降低，阻力增大。〔三〕飛機外表質量飛機外表光滑與否對摩擦阻力影響很大。飛機外表越粗糙，附面層越厚，轉捩點越靠前，層流段縮短，紊流段增長，粘性摩擦加劇，摩擦阻力越大。因此保持好飛機外表光滑，就能減小飛機阻力。飛機的阻力對于提高飛機的飛行性能是不利的。因此，在飛機的設計制造和使用維護中，應想方設法減小飛機的阻力。下面從阻力產生的不同緣由，談談減小飛機阻力可實行的一些措施。要減小摩擦阻力，設計時應盡可能縮小飛機與空氣相接觸的外6/18word表積。制造過程中應將飛機外表做得很光滑，有的高速飛機甚至將外表打磨光。維護使用中，保持好飛機外表光滑。如上飛機，要求穿軟底鞋，鋪好腳踏布等。飛機要定期清洗。停放時加蓋蒙布，以防風沙雨雪侵蝕。要減小壓差阻力，應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，并減小迎風面積。對不能收起的起落架和活塞式發動機都應加整流罩。維護使用中，要保持好飛機的外形，不要碰傷飛機外表，各種艙的口蓋應蓋好，同時保持好飛機的密封性。要減小誘導阻力，低速飛機可增大展弦比和承受梯形翼。高速飛機可在翼尖懸掛副油箱或安裝翼尖翼刀等。要減小干擾阻力，設計時要妥當安排飛機各部件的相對位置，同時在各部件連接處安裝整流。實行上面一些措施，對減小飛機的阻力，提高飛機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，阻力對飛機的飛行不但無害而且還是必需的。如空戰中，為了提高飛機的機動性，有時必需翻開減速板，增大飛機阻力，使速度很快降低，以便繞到敵機后面的有利位置進展攻擊。又如，飛機著陸時，為增大飛機阻力，使飛機減速快，從而縮短著陸滑跑距離，機輪使用剎車；高速飛機還可打減速板和減速傘使飛機減速。有的飛機可使螺旋槳產生負拉力，噴氣發動機產生反推力來增大飛機的阻力，到達減速的目的。第五課主要航空術語淺釋 氣動布局飛機外形構造和大部件的布局與飛機的動態特性與所受到的空氣動力親熱相關。關系到飛機的飛行特征與性能。故將飛機外部總體形態布局與位置安排稱作氣動布局。其中，最常承受的機翼在前，尾翼在后的氣動布局又叫做常規氣動布局。 無尾飛機不配置水平尾翼〔或鴨式前翼〕的飛機。它利用機翼后緣裝有的“升降副翼〞活動面來替代傳統的水平尾〔含升降舵獲得俯仰穩定性和俯仰操〔升降運動力矩。 變后掠翼后掠角在飛行中可視需要隨時轉變的活動機翼。它的問世，能較好地解決飛機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具備較高的低速巡航效率和較大的起飛著陸升力。當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，后者對戰斗轟炸機來講尤為重要。 旋翼機由旋翼〔旋轉槳葉〕產生升力的飛行器有直升機與旋翼機兩大類，前者的旋翼有發動機驅動；而后者的發動機只供給拉力，旋翼如此靠迎面氣流的沖擊而自轉，從而獲得升力。 近耦合鴨式飛機無水平尾翼，但在機翼的前方另設置一對水平小翼面的飛機叫鴨式飛機，如小翼〔又叫前翼或鴨翼〕與機翼極其靠近，那么可稱近耦合鴨式飛機。前置小翼起俯仰操縱與平衡作用〔相當于水平尾翼之功能，并可產生脫體渦使機翼升力增加。是現代先進軍用機常見形式。 電傳操縱指把飛機駕駛員的操縱指令從傳統的機械傳輸變為電信號傳輸方式的型操縱系統，可大大減輕重量，提高靈敏度。為牢靠起見，常設3～4套以供備用，稱“三〔四〕余度〞。一般適用于隨控布局飛機。隨控布局飛機應用主動掌握技術的飛機。可利用掌握技術來改善飛機性能，改善穩定性與操縱品質，削減構造重量與阻力，提高飛行機動性。具體手段有放寬靜穩定性掌握、乘坐品質掌握、機動載荷掌握、構造振動掌握和直接力掌握等等。常為現代軍用機所承受。 座艙蓋飛機駕駛員或空勤組在機身中的特地座艙上方的透亮玻璃天蓋。可以是多框架的，也可以是少框架流線形的〔如氣泡形。一般均可拉開供人員出入。 懸臂式機翼不用撐桿或X線加強的單層機翼。它無支撐物地獨立架設在機身側面，由內部翼梁承載。 平直翼無明顯后掠角的機翼。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翼。常用在亞音速飛機上。上反角從機頭沿飛機縱軸向后看，兩側機翼翼尖向上翹或向下傾斜的角度。向上翹時取正值。 后掠角從飛機的俯仰方向看，機翼四分之一弦長連線自翼根到翼尖向后歪斜的角度。假設是機翼前緣線的歪斜角，如此稱前緣后掠角。高速飛機的后掠角一般很大。 上、中、下單翼裝在機身背部或中部或腹部的單層機翼。也稱高、中、低單翼。前者多用于運輸機與水上飛機，后者多用于軍用機或大型噴氣客機。中單翼因翼梁與機身難以協調，近幾十年較少見。 X線舊時雙層機翼飛機上為上下層機翼承擔一局部載荷的細鋼絲，多見于三十年月前的飛機。 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形架設在機翼外側。7/18展弦比機翼的翼展與弦長之比值。用以表現機翼相對的展X程度。弦長是指一片機翼順氣流方向的“翼弦〞寬度尺寸，而翼弦是指連結機翼順氣流剖面最前與最終一點之間的直線。大“展弦比〞，飛機適宜作低速遠程飛行。邊條翼飛機機翼根部前緣向前延長的頭部尖削，呈狹長水平狀的翼片。它與機身與機翼連在一起，尤如一對大后掠角瘦長三角形機翼，它形成的有利渦流能大大改善飛機大迎角時的升力特性，推遲失速，是現代戰斗機常用的布局之一。機翼增升裝置機翼上用來改善氣流狀況和增加升力的一套活動面板。可在飛機起飛、著陸或低速機動飛行時增加機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“機翼增升裝置〞。 副翼裝在機翼最外側的后緣，用來掌握飛機橫側傾斜與滾轉運動的可上下偏轉的小活動面板。 腹鰭也稱鰭翼或鰭片，是機身后腹部順氣流固定安裝的刀狀薄翼面。用來關心垂尾起增加飛機方向安定性或抵消方向舵偏轉后帶來的滾轉力矩的作用。 背鰭又稱脊翼，與腹鰭對應，是安裝在機身背部，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，后者用于內部鋪設電纜、油料或設備，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，是飛機主要大部件之一，是順氣流垂直安裝在機身后上方的翼面。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，掌握飛機轉向。 平尾是水平尾翼之簡稱。是飛機主要大部件之一，一般呈水平狀安裝在機尾。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。起保護與削減阻力的雙重作用。如發動機整流罩、雷達天線罩……等等。鼓包相對而言更加凸出于飛機外表的局部的小型整流罩，一般呈半卵形。炮塔軍用飛機上裝有一至數門機槍或機炮并可上下左右轉動、且明顯突出于機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動，也可遙控。每架飛機可配備1至數個，用于防衛或攻擊，大多見于二戰時期的中、大型轟炸機。尾梁在帶尾槳的單旋翼形式直升機機身后段、外形變得明顯瘦長的那一段構造。其末端裝有尾翼、尾槳與尾橇。 尾撐連在飛機機身后部或在機身兩側機翼上獨立設置的直徑明顯小于機身的艙身構造局部起著后機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〞的后部構造。 前三點〔后三點〕起落架飛機下部用于起飛降落或地面滑行時支撐飛機并用于地面移動的附件裝置，叫做起落架。常見形式是三點式機輪。假設一對主要承載起落架位于飛機重心之后，另一個起落架位于機頭之下，那就是前三點式起落架。如一對主要起落架位于飛機重心之前，另一起落架在機尾之下，便是后三點式起落架。前者為現代飛機所承受，后者為舊式飛機所承受。 吊艙安裝有某機載設備或武器，并吊掛在機身或機翼下的流線形短艙段。可固定安裝〔如發動機吊艙，也可脫卸〔如武器吊艙。 副油箱除機身與機翼內原有的燃油箱外，在機體外部〔間或在機艙內部〕臨時攜帶的關心性燃油箱，用來額外增加航程。通常掛在翼下，呈流線形，應急時可投棄。多見于戰術飛機。 進氣道空氣噴氣發開工作時所需空氣的進氣通道，其入口處如此為進氣口。可設在機身頭部，也可設在機身兩側或上、下方。 活塞航空發動機為航空器〔飛機、直升機、氣艇等〕供給飛行動力的往復式內燃機。并由它帶動螺旋槳產生拉力〔推力，其功率用馬力表示，其燃料是汽油。裝備活塞發動機的飛機也可叫做活塞式飛機。五十年月之前的飛機根本上都承受這類發動機。 空冷〔水冷〕活塞發動機氣缸靠迎面氣流冷卻的航空活塞發動機叫空冷活塞發動機氣缸靠內循環水冷卻的航空活塞發動機叫水〔液冷〕活塞發動機。后者需要配備一套水散熱器，機構簡單，但可使機頭變得較流線形。由于生存性差，軍用機上較少使用。 星形空冷活塞發動機常見的氣缸排列方式，即復數氣缸以主軸為中心呈輻射狀徑向排列在一個平面上，它們的活塞聯桿共同驅動一個主軸。當氣缸超過九個時，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動機呈短圓柱形〔水冷發動機的氣缸常按一字縱列型或HV渦輪噴氣發動機又稱空氣渦輪噴氣發動機，是以空氣為氧化劑，靠噴管高速噴出的燃氣產生反作用推力的燃氣渦輪航空發動機，簡稱“渦噴〞。裝備該發動機的飛機即為噴氣飛機。該發動機須由壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管幾大部件構成。推力用牛或千克表示。 渦輪螺旋槳發動機從渦噴發動機派生而來，是一種由螺旋槳供給拉力和噴氣反作用供給推力的燃氣渦輪航空發動機。其主要部件比渦噴多了一組螺旋槳，它由渦輪驅動。該發動機簡稱“渦槳〞。特點是推力大、耗油省，大多用于運輸機，海上巡邏機等機種。功率用當量馬力表示。 渦輪軸發動機從渦噴發動機派生而來，是一種將燃氣通過動力渦輪輸出軸功率的燃氣渦輪航空發動機。其工作特點是幾乎將全部可用能量轉變為軸功率輸出，高速旋轉軸通過減速器用來驅動直升機的旋翼與尾槳。其功率用軸馬力來表示。是當代直升機的主要動力裝置。 渦輪風扇發動機從渦噴發動機派生而來，是一種由噴管排出燃氣和風扇排出空氣共同產生反作用推力的燃氣渦輪航空發動機。其主要部件比渦噴發動機多了一個風扇。該發動機簡稱“渦扇〞或“內外涵發動機〞。一局部推力靠噴管中高速噴出的燃氣產生，另一局部推力由風扇推動的空氣反作用力產生。特點是推力大，耗油省。常用于現代客機、運輸機、戰斗機、轟炸機。 液體火箭發動機以液態氧化劑和液態燃料組成推動劑的化學火箭發動機。用于火箭、、航天飛行器和飛機的動力裝置。它的推力大，不需要空氣。 固體火箭發動機以固態推動劑工作的化學火箭發動機，用于火箭、、航天飛行器的動力裝置和飛機的助推器。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〔液體火箭發動機同此。 翼展飛機機翼左右兩端最大直線距離。 機長飛機停在地面上時，機頭至機尾在地面投影上的最大直線距離〔已考慮到機身的仰角因素〕通常將空速管計算在內。對直升機而言，是旋翼旋轉面外徑與尾槳之間或前后二個旋翼旋轉面外徑之間的最大直線投影距離。 機高飛機停在地面上時，其最高一點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身仰角因素。 翼面積飛機機翼俯仰投影面積計算時應將機翼與機身重疊局部的投影面積也包括進去，而且機翼的各活動面以收入狀態為準。 翼載機翼單位面積上所承擔的飛機重量，即飛機使用狀態總重量與機翼面積的比值，單位是千克／平方米。飛行速度與翼載之大小呈正比例關系。 自重飛機構造的累計重量，也稱凈重。即指飛機機體構造的全部重量，不應當包括乘員、燃滑油、彈藥或其他有效載重。但包括固定的機載設備與軍械。 總重飛機構造重量與乘員、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。 最大攜油量優先考慮全機燃油箱〔含副油箱〕盡最大可能滿載后全機的燃油攜帶重量〔千克〕或容積〔立升。在此狀態下其他有效載重不行能到達滿載狀態。 最大速度也稱最大平飛速度，指在肯定高度上，飛機強度和推力所能允許到達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，因此應在此值后面標出所測量時的高度值〔米。 巡航速度飛機在巡航狀態〔指可以持續進展的速度、高度等參數根本不變的一種比較經濟的飛行狀態〕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距離。有用升限飛機能維持平飛的最大飛行高度叫升限，內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〔對噴氣飛機而言取5轉場航程飛機盡最大可能攜帶燃油后所能到達的最遠航程，此時并不優先考慮其他有效載重的載重量。此種狀態適用于飛機非作戰遠程轉移。作戰半徑飛機起飛后，飛抵某一空域，并完成作戰任務后飛返原起飛機場所能到達的最遠單程距離。也稱最大活動半徑。它小于二分之一航程。最大續航時間飛機耗盡其可用燃料所能持續飛行的時間，一般是指用巡航速度作經9/18word濟航行所到達的數值。此值常成為海上巡邏機、偵察機、預警機的考核指標。 機炮口徑為20毫米或20毫米以上的射擊火器。機槍口徑小于20爬升率在肯定飛行重量和肯定的發動機工作狀態下，飛機在單位時間內上升的高度，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的爬升率叫海面爬升率。 懸停高度直升機上升率為零的理論靜升〔最大飛行高度。由于直升機近地面飛行時有“地面效應〞，所以懸停高度應說明有無地面效應，兩者數值不同。M數氣流速度與當地聲音傳播速度之比，亦稱馬赫數或馬氏數，是衡量空氣壓縮性的最重要參數。當飛機以音速飛行時，可用M數＝1表示，超音速時M＞1。同樣一個M數，在不同高度有不同的飛行速度值。現代戰斗機最大M數可大于2。第六課飛機的平衡 飛機的平衡，是指作用于飛機的各力之和為零各力對重心所構成的各力矩之和也為零。飛機處于平衡狀態時，飛行速度的大小和方向都保持不變，也不繞重心轉動。反之，飛機處于不平衡狀態時，飛行速度的大小和方向將發生變化，并繞重心轉動。 飛機能否自動保持平衡狀態，是安定性的問題；如何轉變其原有的平衡狀態，如此是操縱性的問題。所以，研究飛機的平衡，是分析飛機安定性和操縱性的根底。 飛機的平衡包括“作用力平衡〞和“力矩平衡兩個方面。飛行中，飛機重心移動速度的變化，直接和作用于飛機的各力是否平衡騰；飛機繞重心轉動的角速度的變化，如此直接和作用于飛機的各力矩是否平衡有關。 為爭論問題便利，一般相對于飛機的三個軸來爭論飛機力矩的平衡： 相對橫軸——俯仰平衡； 相對立軸——方向平衡； 相對縱軸——橫側平衡。 下面分別從這三方面著手，來說明飛機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、飛機的俯仰平衡 飛機的俯仰平衡，是指作用于飛機的各俯仰力矩之和為零，飛機取得俯仰平衡后，不繞橫軸轉動，迎角保持不變。 〔一〕飛機俯仰平衡的取得 作用于飛機的俯仰力矩很多，主要有：機翼力矩、水平尾翼力矩與拉力力矩。 機翼力矩就是機翼升力對飛機重心所構成的俯仰力矩。對同一架飛機、當其在肯定高度上、以肯定的速度飛行時，機翼力矩的大小只取決于升力系數和壓力中心至重心的距離。而升力系數的大小和壓力中心的位置又都是隨機翼迎角的轉變而變化的。所以，機翼力矩的大小，最終只取決于飛機重心位置的前后和迎角的大小。 一般狀況，機翼力矩是下俯力矩。當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重心所形成的俯仰力矩。 水平尾翼升力系數主要取決于水平尾翼迎角和升降舵偏轉角。水平尾翼迎角又取決于機翼迎角、氣流流過機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變水平尾翼的切面外形從而引起水平尾翼升力系數的變化。 流向水平尾翼的氣流速度。由于機身機翼的阻滯、螺旋槳滑流等影響，流向水平尾翼的氣流速度往往與飛機的飛行速度是不一樣的，可能大也可能小，這與機型和飛行狀態有關。水平尾翼升力著力點到飛機重心的距離。迎角轉變，水平尾翼升力著力點也要轉變，但其轉變量同距離比較起來，卻很微小，一般可以認為不變。 由上知，對同一架飛機、在肯定高度上飛行，假設平尾安裝角不變，而下洗角又取決于機翼迎角的大小。所以，飛行中影響水平尾翼力矩變化的主要因素，是機翼迎角、升降舵偏轉角和流向水平尾翼的氣流速度。在一般飛行狀況下，水平尾翼產生負升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。機翼迎角很大時，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動機的推力，其作用線假設不通過飛機重心，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。 飛機取得俯仰平衡，必需是作用于飛機的上仰力矩之和等于下俯力矩之和，即作用于飛機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 加減油門會轉變拉力或推力的大小，從而轉變拉力力矩或推力力矩的大小，影響飛機的俯仰平衡。需要指出的是，加減油門后，飛機是上仰還是下俯，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升力和俯仰力矩的轉變，從而影響俯仰平衡。比方，放下襟翼，一方面因機翼升力和壓力中心后移，飛機的下俯力矩增大，力圖使機頭下俯。另一方面由于通過機翼的氣流下洗角增大，水平尾翼的負迎角增大，負升力增大，飛機上仰力矩增大，力圖使機頭上仰。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、面積的大小等特點有關。 放下襟翼后，機頭是上仰還是下俯，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，假設上仰力矩增大，迎角因之增加，升力更為增大。此時，飛機自然轉入向上的曲線飛行而使機頭上仰。但假設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，飛機就轉入向下的曲線飛行而使機頭下俯。一種是迎角減小得不多，升力因放襟翼而仍舊增大，飛機仍將轉入向上的曲線飛行而使機頭上仰。 為減輕放襟翼對飛機的上述影響，各型飛機對放襟翼時的速度和放下角度都有肯定的規定。 收襟翼，升力減小，飛時機轉入向下的曲線飛行而使機頭下俯。 收放起落架對俯仰平衡的影響 收放起落架，會引起飛機重心位置的前后移動，飛機將產生附加的俯仰力矩。比方，放下起落架，假設重心前移，飛機將產生附加的下俯力矩；反之，重心后移，產生附加的上仰力矩。此外，起落架放下后，機輪和減震支柱上還會產生阻力，這個阻力對重心形成下俯力矩。上述力矩都將影響飛機的俯仰平衡。收放起落架，飛機到底是上仰還下俯，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重心位置的前后變動。重心位置的轉變勢必引起各俯仰力矩的轉變，其主要是影響到機翼力矩的轉變。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，影響飛機俯仰平衡的因素是常常存在的。為了保持飛機的俯仰平衡。飛行員可前后移動駕駛盤偏轉升降舵或使用調整片〔調整片工作原理第四節再述〕偏轉升降舵，產生操縱力矩，來保持力矩的平衡。 二、飛機的方向平衡 飛機取得方向平衡后，不繞立軸轉動，側滑角不變或沒有側滑角。 作用于飛機的偏轉力矩，主要有兩翼阻力對重心形成的力矩；垂直尾翼側力對重心形成的力矩；雙發或多發動機的拉力對重心形成的力矩。 垂直尾翼上側力，可能因飛機的側滑、螺旋槳滑流的扭轉以與偏轉方向舵等產生。 飛機取得方向平衡，必需是作用于飛機的左偏力矩之和等于右偏力矩之和，即作用于飛機的各偏轉力矩之和為零。 如下因素將影響飛機的方向平衡： 一邊機翼變形〔或兩邊機翼外形不全都，左、右兩翼阻力不等； 多發動機飛機，左、右兩邊發動機工作狀態不同，或者一邊發動機停車，從而產生不對稱拉力； 螺旋槳發動機，油門轉變，螺旋槳滑流引起的垂直尾翼力矩隨之轉變。 飛機的方向平衡受到破壞時，最有效的克制方法就是適當地蹬舵或使用方向舵調整片，利用偏轉方向舵產生的方向操縱力矩來平衡使機頭偏轉的力矩，從而保持飛機的方向平衡。 三、飛機的橫側平衡 飛機的橫側平衡，是指作用于飛機的各滾轉力矩之和為零飛機取得橫側平衡后不繞縱軸滾轉坡度不變或沒有坡度。 作用于飛機的滾轉力矩，主要有兩翼升力對重心形成的力矩；螺旋槳旋轉時的反作用力矩。 要使飛機獲得橫側平衡，必需使飛機的左滾力矩之和等于右滾力矩之和，即作用于飛機的各滾轉力矩之和為零。 如下因素將影響飛機的橫側平衡： 一邊機翼變〔或兩邊機翼外形不全都，兩翼升力不等； 螺旋槳發動機，油門轉變，螺旋槳反作用力矩隨之轉變； 重心左右移動〔如兩翼的油箱，耗油量不均，兩翼升力作用點至重心的力臂轉變，形成附加滾轉力矩。 飛機的橫側平衡受到破壞時，飛行員保持平衡最有效的方法就是適當轉動駕駛盤或作用副翼調整片，利用偏轉副翼產生的橫側操縱力矩來平衡使飛機滾轉的力矩，以保持飛機的橫側平衡。 飛機的方向平衡和橫側平衡是相互聯系，相互領帶的，方向平衡受到破壞，如不修正就會引起橫側平衡的破壞。反之，假設失去橫側平衡方向平衡也就保持不住飛機的方向平衡和橫側平衡合起來叫飛機的側向平衡。第七課飛機的襟翼 對于同一飛機來說其升力大小主要隨飛行速度和迎角而變飛機以大速度飛行時，即使迎角很小，機翼也能產生足夠的升力，以抑制重量而維持飛行。假設以小速度飛行，如此必需協作大迎角，機翼才能產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機能在更小的速度的狀況〔例如起飛和著陸〕時，仍能產生足夠的升力，就有必要在機翼上裝設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 為了延緩機翼的氣流別離現象，以提高臨界迎角和最大升力系數，有的飛機裝有前緣縫翼。 前緣縫翼位于機翼前緣，翻開時與機翼之間有一縫隙。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生。又具有增大升力系數的作用。那么，升力系數是提高，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。在中小迎角下，機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，反而會使機翼上、下外表的壓力差減小而降低升力系數。可見，前緣縫翼增大升力的作用是有條件的。只有當迎角接近或超過臨界迎角，即在機翼上外表氣流別離現象嚴峻時，前緣縫翼才起增大升力的作用。 從構造上看，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。不能隨迎角的轉變而開閉。它的優點是構造簡潔，但在大速度時，阻力增加較多，所以目前應用不多，只有個別的低速飛機上才使用。 自動式前緣縫翼，有特地機構與機翼相連，領先空氣的壓力或吸力來使縫翼閉合和X開。當飛機在小迎角下飛行時，機翼前承受隨空氣壓力，前緣縫翼被壓緊貼于機翼前緣，而處于閉合狀態。在大迎角下飛行，機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，故常為某些飛機所承受。目前有的飛機，只在靠近翼尖位于副翼之前設有縫翼，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，改善飛機的橫側面安定性和操縱性。 二、后緣襟翼 襟翼位于機翼后緣，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，緊貼于機翼后緣。放下襟翼，在后緣和機翼之間，形成渦流區，壓力降低，對機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好，一般最大升力系數可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼，上外表的最低壓力點的壓力更小了，使氣流更易提前別離，故臨界迎角有所減小。〔二〕簡潔襟翼 簡潔襟翼與副翼外形相像，放下簡潔襟翼，相當于轉變了機切面外形，使機翼更加彎曲。這樣，空氣流過機翼上外表，流速加快，壓力降低；而流過機翼下外表，流速減慢，壓力提高。因而機翼上、下壓力差增大，升力增大。可是，襟翼放下之后，機翼后緣渦流區擴大，機翼前后壓力差增大，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，機翼上外表最低壓力點的壓力，比后緣局部的壓力小得更多。這更促機翼后部附面層中的空氣向前倒流，迫使氣流提早別離，而使渦流區擴大。因此，放下襟翼后，機翼的臨界迎角要比不放時小些。 某飛機放下襟翼和未放下襟翼兩種狀況下的飛機極線。由曲線看出：放下襟翼后的升力系數和阻力系數普遍增大，最大升力系數增大，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，高速飛機很少單獨使用。 〔三〕開縫襟翼 開縫襟翼是在簡潔襟翼的根底上改進而成的。放下開縫襟翼，一方面襟翼前緣和機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。另一方面，放下開縫襟翼，使機翼更加彎曲，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，壓縮空氣從機翼轉折部位噴出，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的薄機翼上，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，當襟翼的角度增大到肯定時，機翼后緣仍會產生氣流別離，使增升效果降低。假設承受雙縫襟翼，就可抑制這個缺點。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，襟翼偏轉到相當大的角度，還不至于發生氣流別離，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，因此放下時與機翼后緣構成兩個縫。 假設承受三縫和多縫襟翼，增升效果會更好，但構造簡單、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，不僅能增大了機翼切面的彎曲度，而且還增大了機翼面積。故增升效果好。高速飛機承受較多。 〔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，當襟翼處于后退位置時，它的前緣和機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點，增升效果很好，現代高速和重型飛機廣泛使用。 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，機翼面積增加不很大。最大升力系數可增大110-115%。起飛時，襟翼下偏角度小，與翼間形成的縫隙大，這樣可使阻力系數增加少，而升力系數增加卻很多，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，這樣阻力系數和升力系數都提高較多，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翼面積的增加都比查格襟翼多而且后退到相當位置與翼間形成的縫隙也更大，增升效果更好。其最大升力系數可增大110-140%但在下偏中，壓力中心后移很多，操縱構造也更復雜，這是它的缺點。三、前緣襟翼位于機翼前緣的襟翼叫前緣襟翼。這種襟翼廣泛用于超音速飛機上。由于超音速飛機一般承受前緣尖削，相對厚度小的薄機翼。在大迎角飛行，機翼上外表前緣就開頭產生氣流別離，最大升力系數大大降低。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，既增大機翼面積，又增大了翼切面的彎度，所以具有很好的增升效果，構造也很簡潔。這是最研制的一種增升裝置。波音噴氣客機都使用了此種襟翼。現代中型或大型客機和高速軍用飛機，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常識 以下章節給出了有關飛行中起作用的力的學問。 飛行歸因于作用在飛機上的幾個力。第一個是飛機的重量，馬上飛機拉向地面的重力。其次個是引擎產生的推力，它通過空氣推動飛機，飛機向前運動引起空氣在機翼上方運動，反過來又產生可抵銷重力的升力。最終一個作用在飛機上的是阻力，它是與飛行相反方向產生的力。 多個力可同時從不同方向作用于同一架飛機上，單個的力稱作分力，多個力作用總的效果稱為凈力或合力。 推力產生推力是飛機引擎工作的根本目的這個力使飛機能夠抑制慣性(阻擋物體轉變運動狀態趨勢的性質)。推力使飛機向前運動，然后使機翼產生升力。飛機的推力／重量比是飛機的一般度量標準，即飛機的最大推力與飛機的總重量之比。推力／重量比大于1表示飛機可以抑制重力。1：1明確飛機可以抑制地球引力，而豎直向上飛行的F—15E雙渦輪噴氣引擎(PW—20023450引擎產生的推力驅動飛機向前運動，使得空氣在機翼上下外表運動，從而產生壓力，將機翼向上推。推力也可轉變飛機的速度。 上升 當機翼在空氣中運動，并將空氣上下一分為二時，飛機就會升起來。一半空氣流過機翼上部，另一半空氣從機翼下部通過。流過機翼四周的空氣在碰撞點被一分為二(見如以下圖)，并分別從機翼上下外外表流過。機翼上外表的彎曲度比較大，因此機翼上外表比下外表長(參見圖)，流過機翼上外表的空氣的13/18外外表積要比流過下外表的面積大。從機翼上部流過的空氣行程長，因此它的流淌速度比從機翼下部流過的氣流要快。機翼上外表上的較快的氣流對機翼上部的壓力要比下外表上的氣流對機翼下外表的壓力要小，這樣就產生了壓力差，即機翼上外表與下外表之間的壓力不平衡，這個壓力將機翼向上報，使得飛機上升。攻角機翼產生的升力大小隨機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頭與水平的傾角相混淆。F15戰機的攻角以單位數度量，而空間方位角以度數度量。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，可使飛機的巡航X16—228—10位攻角。假設攻角太大，座艙中音頻聲音會響起來，警告你失速馬上發生。觀看平視顯示器左側指示航速正下方的符號和數字來檢查攻角大小，它是以單位表示的飛機的攻角。“主平視顯示器中的符號〞。阻力阻力是阻擋飛機沿飛行方向運動的力。任何一個物體在流體(空氣也是一種流體)中運動都會要產生摩擦力。在飛機向前運動，空氣對機翼摩擦時，以與空氣推向飛機外表引起壓力積聚時，都會產生阻力。產生的阻力是升力向后的分力。機翼產生的升力越大，阻力也就越大。在飛機的速度到達1馬赫時，聲波阻力也會產生。機翼前部產生的壓力比后部大，這樣就產生了向后的阻力。寄生阻力包括風力和各種非升力引起的阻力。不管遇到哪些阻力，飛機的綜合飛行特性打算于升力系數和阻力系數疊加。不同的攻角產生不同的升力和阻力。每一架飛機都有一個抱負的攻角、推力和阻力組合，在不同航速下，產生的阻力種類也不同。航速飛機在大氣中飛行時，空氣從飛機外表上流過，氣流將產生壓力。在較高的高空上，空氣比較淡薄，從飛機外表上流過的空氣較少。通過測量氣流的壓力，F—15上的皮托管與計算機連機可計算航速。由于大氣的密度不同，計算出的在某一高度上以不變推力和攻角飛行的飛機的航速同另一架以高度計算出的視航速)和實際航速(依據空氣密度和高度變化修正的航速)。3505000實際航速在30000英尺高度上飛行。由于其次架飛機在更高的高度上(空氣比較淡薄)飛行，兩架飛機上的皮托管測出的指示航速不同。上面那架飛機測出的指示航速比下面那架飛機要小。假設你和另一個飛行員都想同時到達某一個地方，你們二人需要一個與高度無關而能夠比較的讀數，這個修正過的讀數就是實際航速。通過實際航速的比較，你和另一個飛行員可計算出，一架飛機飛行是否比另一架快。盡管指示航速不同，假照實際航速一樣，那么你們可以同時到達目的地。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。假設你想在某一標高上飛行，重要的要記住，通過調整油門來轉變攻角，使飛機飛行高度固定。低速時(即起飛或降落時)，攻角對航速影響最明顯。節(KIAS)或以節為單位的指示航速顯示在平視顯示器中，以與飛行狀態指示頁面的多用途顯示器14/18中)。高度飛機升空后，飛機到達某一高度。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，你可讓雷達高度顯示或不顯示。氣壓計高度給出了海拔高度(ASL)。雷達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。飛機的臨界高度是飛機能夠保持引擎正常功率飛行的高度。飛機以正常的效率飛行受到高度限制。在25000英尺高度上，飛機噴氣引擎的功率只有海平面的一半。G升力和飛機重量關系可以用“G〞術語來表示。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也可以是負的。在轉彎將你推向椅子時，GG力是負值。在高G向遠離拉的方向。經很好訓練的飛行員在有限時時間內約可承受9—10G的正G黑〞。在飛機被拉起很大的負G力時，會產生類似的所謂的“視紅〞條件，即血集中到軀干的上部，3G3G現象。F15EStrikeEagleG力要大得多的高級飛機外殼。在玩耍中準確地模擬了“視紅〞和“視黑〞效果。因此，你應當借助于平視顯示器留意當前的G值水平。假設你超過可G飛行包線飛機升空是飛機的航速、高度和攻角作用的結果。這三個因素共同使飛機飛行，在談論飛機做機動動作時，也應當同時考慮這三個因素。用飛機．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戰機操作極限的簡潔描述。當武器裝備不同時，由于飛機的重量和阻力不同，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