空气动力学机体形状ppt课件

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1、空气动力学空气动力学流体流动的根本概念流体流动的根本概念气流沿物体边缘的流动形状气流沿物体边缘的流动形状机体几何外形和参数机体几何外形和参数作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力机翼附着物冰、雪、霜对翼型的影响机翼附着物冰、雪、霜对翼型的影响高速飞行的一些特点高速飞行的一些特点 流体流动的根本概念流体流动的根本概念 * * 气气流流：空空气气的的流流动动称称为为气气流流。空空气气相相对对物物体体的的流流动动，称为相对气流。称为相对气流。 * * 相相对对运运动动原原理理：物物体体在在静静止止的的空空气气中中运运动动和和空空气气流流过过静静止止的的物物体体，会会产产生生同同样样的的相相对对

2、气气流流和和同同样样的的空空气气动力。动力。 运运用用：对对飞飞机机进进展展试试飞飞或或利利用用飞飞机机模模型型安安装装在在风风洞洞中来研讨飞机空气动力的产生和变化。中来研讨飞机空气动力的产生和变化。 延续性假设 将流体看成由无间隙的延续介质所组成，各种物理量都是空间和时间的延续性函数 0 流流线线和和流流线线谱谱：在在定定常常流流动动中中，空空气气微微团团流流过过的的道道路路轨轨迹迹叫叫作作流流线线。由由许许多多流流线线所所组组成成的的图图形形，叫叫做做流流线线谱谱。普普通通情情况况下下流流线线不不能能相相交交。由由许许多多流流线线所所围围成成的的管管子子称称为为流流管管。流流线线间间隔隔减

3、减少少，阐阐明明流流管管收收缩缩；反反之之，阐阐明明流流管扩张。管扩张。 流体流流体流动的两个根本定理的两个根本定理1 1、延延续性性定定理理：质量量守守恒恒定定律律在在流流膂膂力力学学上上的的运运用用方方式式。当当气气流流延延续而而稳定定地地流流过一一根根流流管管时，在在同同一一时间间隔内，流隔内，流过流管任何切面的空气流管任何切面的空气质量都是相等的。量都是相等的。 1V1S1 = 1V1S1 = 2V2S2 = 2V2S2 = 常数常数低低速速流流动的的气气体体近近似似看看作作是是不不可可紧缩的的, ,即即1 1 = = 2 2那那么么得得到低速空气到低速空气动力学和液体流体力学和液体流

4、体动力学中常用的延力学中常用的延续性方程。性方程。 V1S1 = V2S2 = V1S1 = V2S2 = 常数常数上上式式阐明明，在在不不思思索索紧缩性性的的情情况况下下，气气流流速速度度与与流流管管的的切面切面积成反比。成反比。 2, 2, 伯伯努努利利定定理理：理理想想流流体体延延续而而稳定定地地在在流流管管内内流流过时，在在与与外外界界没没有有能能量量交交换情情况况下下，那那么么在在流流管管内内任任一一切切面面上流体的静上流体的静压与与动压之和之和为常数，即常数，即总压沿程不沿程不变。伯伯努努利利定定理理本本质上上是是能能量量守守恒恒定定理理在在流流膂膂力力学学中中的的运运用用。定定理

5、理阐明明，理理想想流流体体沿沿流流管管流流动过程程中中，流流速速增增大大的的地地方方，静静压力必然减小，反之亦然。力必然减小，反之亦然。这个定理不能用于高速气流中。个定理不能用于高速气流中。 机机翼翼上上产产生生升升力力的的缘缘由由：流流经经机机翼翼上上翼翼面面的的流流管管收收缩缩，切切面面积积变变小小。下下翼翼面面的的流流管管扩扩张张，切切面面变变大大。据据延延续续性性定定理理可可知知，上上翼翼面面的的空空气气流流速速大大于于来来流流的的流流速速。下下翼翼面面的的气气流流流流速速小小于于来来流流流流速速。又据伯努力定理可知，上翼又据伯努力定理可知，上翼面面处气流的静气流的静压低于来流大气低于

6、来流大气压强，而下翼面静，而下翼面静压大于来大于来流大气流大气压强。作用在机翼上、下外表的。作用在机翼上、下外表的压强差的差的总和在垂和在垂直于相直于相对气流方向的分力，就是机翼气流方向的分力，就是机翼产生的升力。升力方生的升力。升力方向与相向与相对气流的方向垂直。气流的方向垂直。 机翼上外表有一个最低机翼上外表有一个最低压力点气流流速最大。前力点气流流速最大。前缘处有一个最高有一个最高压力点气流速度力点气流速度为零称零称为驻点点。 气流沿物体边缘的流动形状气流沿物体边缘的流动形状 附面层附面层 附面层特性附面层特性 气流分别机理及其危害气流分别机理及其危害 附面层：附面层： 气流流经物体外表

7、时，由于空气粘性影响而使贴近气流流经物体外表时，由于空气粘性影响而使贴近物体外表的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体外表的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体外表处的流速为零。通常把流速到达外部流速的物体外表处的流速为零。通常把流速到达外部流速的99%99%这一点到外表的间隔这一点到外表的间隔 ，称为该处附面层的厚度。，称为该处附面层的厚度。 1 1附面层的厚度沿气流方向逐渐加厚。附面层的厚度沿气流方向逐渐加厚。2 2附附面面层层内内由由于于摩摩擦擦，使使气气流流部部分分动动能能转转化化为为热热能能，所所以以总总压压降降低低，并并且且沿沿气气流流方方向向各各切切面面的的总总压压均均不

8、不同同。附附面面层层外外部部可视为无粘性流动的气体。可视为无粘性流动的气体。 附面层特性附面层特性3 3层层流流附附面面层层和和紊紊流流附附面面层层：在在附附面面层层内内空空气气分分层层流流动动，各各层层互互不不混混淆淆的的流流动动形形状状称称为为层层流流附附面面层层。物物体体前前部部普普通通坚坚持持层层流流附附面面层层形形状状；流流经经一一段段间间隔隔后后，那那么么转转成成空空气气微微团团上上、下下乱乱动动的的紊紊流流形形状状，构构成成紊紊流流附附面面层层。紊紊流流附附面面层层底底部部的的速速度度梯梯度度比比层层流流附附面面层层的的大大，所所以呵斥的摩擦阻力要大得多。以呵斥的摩擦阻力要大得多

9、。4 4转转捩捩点点：由由层层流流附附面面层层转转变变为为紊紊流流附附面面层层的的临临界界点点。对对给给定定的的飞飞机机其其机机翼翼外外表表上上的的转转捩捩点点将将随随飞飞行行速速度度的的提提高高而而前前移移；另另外外机机翼翼外外表表粗粗糙糙也也将将使使转转捩捩点前移，从而添加摩擦阻力。点前移，从而添加摩擦阻力。气流分气流分别及其危害及其危害1 1气气流流分分别：流流经物物体体的的气气流流脱脱离离物物体体外外表表，使使物物体体后后部部构构成成大大量量涡流的景象。气流开流的景象。气流开场脱离外表脱离外表处称称为气流分气流分别点。点。2 2气气流流分分别机机理理：附附面面层内内流流速速低低，外外部

10、部高高速速气气流流流流经翼翼型型最最低低压力力点点后后，沿沿途途压力力逐逐渐增增大大。致致使使附附面面层内内流流动遭遭到到阻阻滞滞，甚甚至至发生生逆逆流。迫使外部气流脱离翼型外表，并构成大量旋流。迫使外部气流脱离翼型外表，并构成大量旋涡。3 3气气流流分分别的的危危害害：机机翼翼气气流流分分别会会使使升升力力忽忽然然大大大大下下降降、阻阻力力剧增增压差差阻阻力力引引起起飞机机失失速速；机机翼翼和和尾尾翼翼发生生抖抖振振；支支配配性性和和稳定定性性下降。下降。4 4影影响响气气流流分分别的的要要素素：物物体体外外形形、来来流流速速度度、来来流流与与物物体体的的相相对位置及物体外表光位置及物体外表

11、光洁度等。度等。 机体几何外形和参数 翼型：沿着飞机机身纵轴平行的方向剖一刀，所剖开来的剖面外形(通常也称为“翼剖面)。 影响翼型性能的最主要的参数是翼型的厚度和弯度及前缘半径和后缘角。机翼剖面外形 层流流翼翼型型：具具有有较小小的的相相对厚厚度度和和弯弯度度。其其最最大大厚厚度度位位于于离离前前缘4050%4050%的的翼翼弦弦处，能能使使翼翼型型上上压强的的最最低低点点位位于于翼翼型型靠靠后后的的部部分分。有有利利于于提提高高临界界马赫赫数数和和延延缓气气流流分分别。这种翼型用于高种翼型用于高亚音速的音速的飞机上。机上。 菱菱形形翼翼型型：具具有有尖尖的的前前缘和和小小的的相相对厚厚度度，

12、用用于于超超音音速速飞机。机。 机翼平面外形机翼平面外形机机翼翼平平面面外外形形是是飞机机处于于程程度度形形状状时，机机翼翼在在程程度度面面上上的的投投影影外外形形a a矩矩形形；b b梯梯形形；c c椭圆形形；d d后后掠掠翼翼；e ef f和和g g为三三角角形形和和双双三三角角形。形。机翼平面的特征参数机翼平面的特征参数1 1、翼展：左右两翼尖之间的间隔、翼展：左右两翼尖之间的间隔L L。2 2、平均几何弦长：机翼面积、平均几何弦长：机翼面积S S与翼展与翼展L L之比。之比。3 3、平平均均气气动动弦弦长长：不不同同平平面面外外形形的的机机翼翼对对该该当当量量矩矩形形机机翼翼的的弦弦长

13、长。当当量量矩矩形形机机翼翼与与原原机机翼翼的的面面积及力矩特性一样。积及力矩特性一样。4 4、展弦比：翼展与平均几何弦长之比入。、展弦比：翼展与平均几何弦长之比入。5 5、梯梯形形比比根根梢梢比比：翼翼根根弦弦长长与与翼翼尖尖弦弦长长之之比比 。 6 6、后后掠掠角角：机机翼翼前前缘缘与与垂垂直直于于机机身身纵纵轴轴线线的的平平面面之之间间的的夹夹角角，称称为为前前缘缘后后掠掠角角。机机翼翼四四分分之之一一弦弦线线的的连连线线与与垂垂直直于于机机身身纵纵轴轴线线的的平平面面之之间间的的夹夹角，称为后掠角，普通用角，称为后掠角，普通用x x表示。表示。 7 7、上上反反角角和和下下反反角角：翼

14、翼尖尖上上翘为上上反反角角，反反之之为下下反反角角。均均为弦弦平平面面沿沿展展向向与与垂垂直直于于飞机机立立轴的的平平面面之之间的的夹角角。在在飞机机校校装装时，按按给定定位位置置进展展丈丈量。量。8 8、安安装装角角：机机翼翼翼翼弦弦平平面面与与机机身身纵轴之之间所所夹的的锐角角，机机翼翼的的安安装装角角为正正，前前缘上上偏偏。在在校校装装时调大大安安装装角角称称内内洗洗、调小小安安装角称装角称外洗外洗。9 9、纵向向上上反反角角：机机翼翼安安装装角角与与飞机机程程度度安安定定面面安安装装角角之之差差。普普通通程程度度安安定定面面的的安安装装角角为负，前前缘下下偏。偏。 机身的几何外形和参数

15、机身的几何外形和参数前部：园头锥体。前部：园头锥体。中部：等剖面园柱体。中部：等剖面园柱体。后部：尖削锥体。后部：尖削锥体。主要参数：总长、最大当量直径和相对位置、长细比。主要参数：总长、最大当量直径和相对位置、长细比。 作用在作用在作用在作用在作用在作用在飞飞飞机上的空气机上的空气机上的空气机上的空气机上的空气机上的空气动动动力力力力力力总总总空气空气空气空气空气空气动动动力：作用在力：作用在力：作用在力：作用在力：作用在力：作用在飞飞飞机上的空气机上的空气机上的空气机上的空气机上的空气机上的空气动动动力力力力力力总总总和。和。和。和。和。和。压压压力中心：力中心：力中心：力中心：力中心：力

16、中心：总总总空气空气空气空气空气空气动动动力作用力作用力作用力作用力作用力作用线线线与与与与与与飞飞飞机机机机机机纵轴纵轴纵轴的交点。的交点。的交点。的交点。的交点。的交点。升力：在升力：在升力：在升力：在升力：在升力：在飞飞飞机机机机机机对对对称面内称面内称面内称面内称面内称面内总总总空气空气空气空气空气空气动动动力在垂直来流方向上力在垂直来流方向上力在垂直来流方向上力在垂直来流方向上力在垂直来流方向上力在垂直来流方向上的分量。的分量。的分量。的分量。的分量。的分量。阻力：在阻力：在阻力：在阻力：在阻力：在阻力：在飞飞飞机机机机机机对对对称面内称面内称面内称面内称面内称面内总总总空气空气空气

17、空气空气空气动动动力在平行来流方向上力在平行来流方向上力在平行来流方向上力在平行来流方向上力在平行来流方向上力在平行来流方向上的分量。的分量。的分量。的分量。的分量。的分量。v v飞机升力和阻力的计算公式飞机升力和阻力的计算公式 Y升力；升力；Q阻力；阻力；空气密度；空气密度；v 飞机与气流之机与气流之间的相的相对速度；速度；S 机翼面机翼面积； 升力系数；升力系数； 阻力系数。阻力系数。影影响响升升力力的的要要素素: :机机翼翼面面积积 空空气气密密度度 飞飞行行速速度度 升力系数升力系数 机翼面积：飞机的升力与机翼面积成正比。机翼面积：飞机的升力与机翼面积成正比。空空气气密密度度：飞飞机机

18、飞飞行行环环境境的的温温度度和和高高度度经经过过大大气气密密度度的的变变化化而而表表达达。，温温度度和和飞飞行行高高度度愈愈高高其其密密度度愈愈小小导导致致升升力力减减小小，只只需需高高速速飞飞机机才才适适于于高高空空飞行飞行; ;高原机场和高的场温不利于飞机起飞。高原机场和高的场温不利于飞机起飞。飞飞行行速速度度相相对对气气流流的的速速度度：其其它它条条件件不不变变时时，升升力力与与速速度度的的平平方方成成正正比比。当当飞飞机机有有偏偏航航角角速速度度时时，由由于于左左右右机机翼翼的的相相对对气气流流速速度度不不同同，会会使使飞机产生滚转力矩。飞机产生滚转力矩。 飞机的升力飞机的升力 升升力

19、力系系数数：其其它它条条件件不不变变时时升升力力与与升升力力系系数数成成正正比比。升升力力系系数数是是个个综综合合参参数数，它它是是翼翼型型、攻攻角角、机机翼翼平平面面外外形形等等的的函函数。数。 翼翼型型对对升升力力系系数数的的影影响响：弯弯度度和和厚厚度度越大，升力系数越大。越大，升力系数越大。升力系数随迎角的变化关系 1 1、攻角：翼弦与迎面、攻角：翼弦与迎面气流气流( (相对气流相对气流) )之间之间所夹的锐角。攻角通所夹的锐角。攻角通常也称为迎角。常也称为迎角。2 2、升力系数随迎角的变化关系、升力系数随迎角的变化关系 2 2、 升升力力系系数数曲曲线线 ：随随着着攻攻角角的的增增大

20、大升升力力系系数数与与迎迎角角呈呈线线性性增增大，当升力系数到达最大值后随迎角的增大而迅速减小。大，当升力系数到达最大值后随迎角的增大而迅速减小。 零零升升攻攻角角：升升力力系系数数升升力力等等于于零零时时对对应应的的攻攻角角。对对称称翼翼型型的的零零升升攻攻角角等等于于零零。非非对对称称翼翼型型的的零零升升攻攻角角不不等等于于零零。具具有有正正弯弯度度的的翼型其零升攻角为一个小的负攻角。翼型其零升攻角为一个小的负攻角。 临界攻角失速攻角：升力系数最大值所对应的攻角。临界攻角失速攻角：升力系数最大值所对应的攻角。 展展弦弦比比和和梯梯形形比比越越大大，升升力力系系数数越越大大。飞飞机机机机翼翼

21、的的翼翼展展是是有有限限的的，在在两两翼翼尖尖附附近近，下下翼翼面面压压强强高高的的气气流流会会绕绕过过翼翼尖尖，旋旋向向上上翼翼面面。降降低低尖尖部部上上、下下翼翼面面的的压压强强差差，使使机机翼翼升升力力系系数数降降低低。同同面面积积的的机机翼翼选选用用大大展展弦弦比比和和梯梯形形比，能减小翼尖的影响程度。比，能减小翼尖的影响程度。展弦比和梯形比对升力系数的影响：展弦比和梯形比对升力系数的影响： 飞机的阻力机的阻力飞机阻力的表达式机阻力的表达式为：式式中中CxCx阻阻力力系系数数，由由实验得得到到。是是机机翼翼翼翼型型、平平面面外外形形、迎迎角角及及机机身身机机翼翼等等各各部部件件规划的划

22、的综合参数。合参数。 飞机机的的总阻阻力力可可分分为：摩摩擦擦阻阻力力、压差差阻阻力力、诱导阻阻力力、干干扰阻阻力力和和高高速速飞行行时产生生的的波波阻阻。其其中中摩摩擦擦阻阻力力、压差差阻阻力力和和干干扰阻阻力之和力之和总称称为废阻阻。 影影响响飞机机阻阻力力的的要要素素：阻阻力力系系数数、机机翼翼面面积、空气密度及、空气密度及飞行速度。行速度。摩擦阻力摩擦阻力 空空气气的的粘粘性性是是产产生生摩摩擦擦阻阻力力的的缘缘由由。摩摩擦擦阻阻力力的的大大小小取取决决于于飞飞机机外外表表面面积积、飞飞机机外外表表的的粗粗糙糙度度及及附附面面层层的的流流动动形形状状。紊紊流流附附面面层层的的摩摩擦擦阻

23、阻力力较较大大，在在飞飞行行速速度较高的飞机上多采用层流翼型。度较高的飞机上多采用层流翼型。压差阻力压差阻力 物物体体在在空空气气中中运运动动时时，在在物物体体前前后后产产生生的的压压强强差差引引起起的的阻阻力力。压压差差阻阻力力的的大大小小取取决决于于飞飞机机的的迎迎风风面面积积、外外形形和和飞飞机机的的攻攻角角。气气流流分分别别会会使使压压差差阻阻力力急急剧剧增增大大。流流线线型型物物体体可可减减少少后后部部气气流流分分别别，明明显显降降低低压压差差阻阻力力。机机翼翼采采用用适适宜宜的的安安装装角角和和飞飞机机在在飞飞行行中中进进展展配配平平，其其目目的的就是减小压差阻力提高经济性。就是减

24、小压差阻力提高经济性。 干干扰阻阻力力是是由由于于流流经飞机机各各部部分分之之间的的气气流流相相互互关关扰而而产生生的的一一种种额外外阻阻力力。图所所示示为机机身身与与机机翼翼衔接接处，构构成成一一个个先先收收缩再再扩张的的流流管管，使使翼翼根根后后部部构构成成旋旋涡呵呵斥斥能能量量损失失，产生生干干扰阻阻力力情情况况。正正确确规划划飞机机各各部部件件之之间的的相相对位位置置和和在在各各部部件件衔接接处加加装装适适宜宜的的“整整流流片片是是减减小干小干扰阻力的有效措施。阻力的有效措施。 中中单翼翼飞机机的的干干扰阻阻力力最最小小，下下单翼翼最最大大，上上单翼翼居中。居中。1干扰阻力干扰阻力诱导

25、阻力诱导阻力诱诱导导阻阻力力是是伴伴随随着着机机翼翼上上的的升升力力产产生生而而产产生生的的一一种种升升力力面面上上特特有有的的阻阻力力。升升力力愈愈大大迎迎角角增增大大，诱诱导导阻阻力力愈愈大大。它它是是机机翼翼翼翼尖尖涡涡流流和和机机翼翼上上翼翼面面气气流流流流过过翼翼型型后后部部产产生生下下洗洗速速度度，使使相相对对气气流流产产生生下下洗洗角角，总总气气动动力力向向后后倾倾斜斜而而呵呵斥斥的的。为为减减小小下下洗洗的的影影响响，可可采采取取大大的的展展弦弦比比、椭椭园园形形或或梯梯形形机机翼翼及增设翼尖小翼等措施。及增设翼尖小翼等措施。 低速飞机各种阻力随飞行速度和迎角的变化情况低速飞机

26、各种阻力随飞行速度和迎角的变化情况1 1、废阻随速度提高而增大。、废阻随速度提高而增大。高速飞行时废阻占主导位置。高速飞行时废阻占主导位置。2 2、诱导阻力随速度提高、诱导阻力随速度提高迎角减小的过程而减小。迎角减小的过程而减小。低速飞行时诱导阻力占主导低速飞行时诱导阻力占主导位置。位置。3 3、小迎角飞行时废阻中的、小迎角飞行时废阻中的摩擦阻力占主导位置，大迎摩擦阻力占主导位置，大迎角飞行时压差阻力占主导位角飞行时压差阻力占主导位置。置。 l1l1一一飞机阻力系数随迎角的变化飞机阻力系数随迎角的变化1 1、在迎角等于零附近阻力、在迎角等于零附近阻力系数最小，但不系数最小，但不为零。零。2 2

27、、阻力系数随迎角的、阻力系数随迎角的绝对值增大而增大。增大而增大。3 3、升力系数、升力系数为零零升迎零零升迎角角对应的阻力系数叫作的阻力系数叫作零升阻力系数零升阻力系数。飞机的升阻比1、飞机的升阻比K：升力系数和阻力系数之比。2、K值的大小表示飞机气动效率的高低。3、在小迎角范围内，升阻比随迎角的添加而增大;升阻比的最大值对应的迎角约为4度左右，远远小于临界迎角。是机翼的安装角确定的根据。4、超越最大升阻比对应的迎角后，由于阻力系数随迎角的增大而迅速增大，使升阻比减小。 飞机的极曲线1、飞机的极曲线：在不同迎角下，升力系数随阻力系数的变化关系曲线。2、从坐标原点作极曲线的切线，切点即为最大升

28、阻比对应的迎角值。切线的斜率即为最大升阻比值。3、曲线的最高点即为最大升力系数值和对应的临界迎角。4、平行纵坐标作极曲线的切线，可得到最小阻力系数和对应的迎角。 飞机大攻角失速飞机大攻角失速 在飞机飞行中，机翼攻角大于临界攻角引起的失速。在飞机飞行中，机翼攻角大于临界攻角引起的失速。机翼攻角大于临界攻角后，气流严重分别，升力系数迅机翼攻角大于临界攻角后，气流严重分别，升力系数迅速下降，并伴随有阻力剧增。飞行中的飞机就会发生不速下降，并伴随有阻力剧增。飞行中的飞机就会发生不能即刻阻止的机头下沉、飞机滚转、机翼尾翼抖动，并能即刻阻止的机头下沉、飞机滚转、机翼尾翼抖动，并使飞机的支配和稳定性下降。使

29、飞机的支配和稳定性下降。 各型飞机在运用中都规定一个各型飞机在运用中都规定一个 升力系数小于最升力系数小于最大升力系数或迎角小于临界迎角的限制值，并且大升力系数或迎角小于临界迎角的限制值，并且当飞机迎角探测器探测到其迎角到达限制值大于失速当飞机迎角探测器探测到其迎角到达限制值大于失速速度速度7 7时，失速警告设备发出警告：警告喇叭、警时，失速警告设备发出警告：警告喇叭、警告灯、抖杆器。告灯、抖杆器。 飞机的失速速度机的失速速度1 1、定、定义CCAR-25CCAR-25部：部：飞机可以支配的定常机可以支配的定常飞行的行的最小速度最小速度。此。此时飞机的迎角到达最大迎角的限制机的迎角到达最大迎角

30、的限制值。2 2、运用中影响、运用中影响飞机失速速度的主要要素：机失速速度的主要要素： 飞机分量：分量愈大失速速度越高。机分量：分量愈大失速速度越高。 载荷系数：荷系数：载荷系数愈大失速速度越高。荷系数愈大失速速度越高。 增升安装：运用增升安装可降低失速速度。增升安装：运用增升安装可降低失速速度。 向上垂直突向上垂直突风：向上垂直突：向上垂直突风引起附加迎角，使引起附加迎角，使失速速度提高。失速速度提高。压力中心和焦点压力中心压力中心 ： 作用在飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的作用在飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点。在攻角不大的情况下，常近似地把总升力在纵轴交点。在攻角不大的情

31、况下，常近似地把总升力在纵轴上的作用点作为全机的压力中心。上的作用点作为全机的压力中心。 在一定迎角范围内，压力中心位置随迎角的增大而在一定迎角范围内，压力中心位置随迎角的增大而前移。前移。焦点焦点 空气动力中心空气动力中心 升力增量迎角变化量引起的升力变化量作用点。升力增量迎角变化量引起的升力变化量作用点。 焦点位置不随攻角改动，飞机从亚音速进入超音速焦点位置不随攻角改动，飞机从亚音速进入超音速时焦点位置将后移。时焦点位置将后移。机翼附着物冰、雪、霜对翼型的影响机翼附着物冰、雪、霜对翼型的影响 1 1、阻力增大：、阻力增大：迎迎风面加大面加大压差阻力增大。差阻力增大。外表粗糙外表粗糙增大摩擦

32、阻力。增大摩擦阻力。 2 2、升力系数和、升力系数和临界迎角减小：界迎角减小：翼型改翼型改动同同样迎角迎角对应的升力系数小，使起的升力系数小，使起飞和着陸和着陸速度提高。速度提高。两两侧机翼翼型不机翼翼型不对称称使使飞机机倾钭，支配困，支配困难。破坏翼型破坏翼型-临界迎角减小，使界迎角减小，使飞机机过早出早出现失速。失速。高速高速飞行的一些特点行的一些特点音速和音速和马赫数赫数1 1、音速：当空气遭到、音速：当空气遭到扰动时，空，空气气发生生紧缩和膨和膨胀，并以，并以纵波的方式向波的方式向外外传播，播，这个个传播速度就是音速。空气播速度就是音速。空气中的音速中的音速 a20.1T a20.1T

33、 米秒。温度愈米秒。温度愈高，高，紧缩和膨和膨胀过程的程的传播速度就愈大。播速度就愈大。音速高低表示空气本身的可音速高低表示空气本身的可紧缩性。性。 2 2、马赫数：赫数：飞机相机相对气流的速度气流的速度V V与当地音速与当地音速a a 的比的比值，即，即M = V/a M = V/a 。 3 3、马赫数的意赫数的意义：马赫数的大小赫数的大小阐明明飞机机飞行速度行速度扰动的的强度接近度接近或超越当地音速空气本身的可或超越当地音速空气本身的可紧缩性性的程度，它反映了空气的可的程度，它反映了空气的可紧缩性性对飞机空气机空气动力影响的力影响的严重性。重性。 亚音速流和超音速流的加速、减速特性：亚音速

34、流和超音速流的加速、减速特性： 区别主要是由于气体在高速流动时的可紧缩性区别主要是由于气体在高速流动时的可紧缩性密度变化的影响而产生的。据延续性方程：密度变化的影响而产生的。据延续性方程： 管道外形管道外形亚音速流动亚音速流动超音速流动超音速流动收缩管道收缩管道扩张管道扩张管道速度添加，压强下降速度添加，压强下降速度下降，压强增大速度下降，压强增大速度下降，压强增大速度下降，压强增大速度添加，压强下降速度添加，压强下降 拉瓦尔喷管：管道先收缩使亜音速气流加速，当到达音速M=l时管道再扩张，使气流膨胀速度添加，压强下降，得到超音速气流。激波和波阻激波和波阻1 1、激激波波的的构构成成：激激波波是

35、是由由大大气气的的可可紧紧缩缩性性引引起起的的。当当飞飞机机以以音音速速或或超超音音速速飞飞行行时时，飞飞时时机机在在飞飞机机前前方方构构成成一一道道扰扰动动区区和和未未被被扰扰动动区区的的分分界界面面，即即边边境境波波。无无数数道道办办界界波波被被叠叠加加在在一一同同，就就构构成成一一层层遭遭到到剧剧烈烈紧紧缩缩的的薄薄薄薄的的空空气气层层，这这就就是是激激波波。气气流流经经过过激激波波时时，遭遭到到很很强强的的阻阻滞滞，参参数数发发生生突突变变。速速度度忽忽然然下下降降，压压强强、温温度度、密密度忽然增高。度忽然增高。 2 2 、激激波波的的分分类类：正正激激波波和和斜斜激激波波1 1正正

36、激激波波：激激波波波波面面与与相相对对气气流流成成垂垂直直的的激激波波。气气流流穿穿过过正正激激波波后后，耗耗费费很很大大动动能能，其其速度总是降低到亚音速。速度总是降低到亚音速。2 2斜斜激激波波：激激波波波波面面与与相相对对气气流流成成向向后后倾倾斜斜角角的的激激波波。气气流流经经过过斜斜激激波波后后，耗耗费费的的动动能能比比正正激激波波小小，其其速速度度能能够够降降为为亚亚音音速速，也也能能够够坚坚持持超超音音速速，详详细细情情况况取取决决于于斜斜激激波波的的倾倾斜斜程程度度和和相对气流速度。相对气流速度。 3 3、M M数数和和物物体体外外形形对激激波波外外形形的的影影响响：M M数数

37、等等于于或或稍稍大大于于1 1时，在在钝头或或尖尖头物物体体前前面面构构成成的的都都是是正正激激波波。当当M M数数超超越越1 1相相当当多多例例M M = = 2.4792.479时，那那么么在在尖尖头物物体体前前构构成成的的是是斜斜激激波波，而而在在圆钝形形头部部物物体体前前仍仍构构成成正正激激波。波。4 4、波波阻阻：气气流流经过激激波波时，能能量量发生生了了转换，由由动能能转化化为热能能。动能能的的耗耗费表表示示产生生了了新新的的阻阻力力波阻。波阻。显然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。 膨胀波膨胀波当当超超音音速速气气流流流流经经凸凸角角时时，其其流流

38、管管切切面面逐逐渐渐扩扩展展，使使气气流流M M数数增增高高、压压力力和和密密度度下下降降，气气流流在在转转机机点点处处将将构构成成一一个个扇扇形形的的膨膨胀胀区区域域扇扇形形波波，称为膨胀波。，称为膨胀波。临界界M M数与部分激波数与部分激波1 1、临界界M M数数：当当飞机机飞行行速速度度到到达达某某一一数数值时M M数数小小于于l.0l.0，机机翼翼上上外外表表的的部部分分流流速速压力力最最低低点点到到达达该处的的音音速速部部分分马赫赫数数等等于于1 1时，对应的的飞行行速速度度称称为临界速度，相界速度，相应的的飞行行M M数称数称为临界界M M数。数。2 2、部部分分激激波波：当当飞机

39、机飞行行速速度度到到达达临界界马赫赫数数以以后后，在在机机翼翼上上外外表表部部分分M M数数等等于于1 1的的点点的的后后部部构构成成的的正正激激波波，称称为“部分激波。部分激波。3 3、激波分、激波分别与激波失速。与激波失速。1 1激激波波分分别：气气流流流流经部部分分激激波波后后，因因部部分分激激波后的高波后的高压而而导致机翼上的气流分致机翼上的气流分别称称为“激波分激波分别。2 2激激波波失失速速：由由激激波波分分别而而引引起起的的飞机机失失速速称称为“激波失速。激波失速。临界临界M M数与部分激波数与部分激波 亜音速、跨音速和超音速亜音速、跨音速和超音速飞行行1 1亚音音速速：M M0

40、.7;0.7;流流过机机翼翼外外表表的的流流场为亚音音速速流流场，低低亚音音速速范范围内内可可不不思思索索空空气气的的紧缩性性影影响响，而而在在高高亜亜音音速速范范围内内那那么么必必需需进展展紧缩性性的的修修正正和和处理理提高提高临界界马赫数的赫数的问题。2 2跨跨音音速速：0.7M0.7M1.3;1.3;流流过机机翼翼外外表表的的流流场既既有有亜亜音音速速也也有有超超音音速速流流场。它它的的气气动力力系系数数在在飞行行过程程中中会会出出现上上下下动摇的的景景象象，除除呵呵斥斥阻阻力力突突增增难于于加加速速外外，还会会出出现使使飞机机难以以控控制制的的情情况况音音障障。关关键的的向向题是抑制是

41、抑制音障音障。3 3超超音音速速：1.3M;1.3M;流流过机机翼翼外外表表的的流流场为超超音音速速流流场。重重点点处理理的的问题是是：减减小小波波阻阻和和空空气气动力力加加热问题。 提高提高临界界马赫数的措施赫数的措施 层流流翼翼型型：较小小的的前前缘半半径径、翼翼型型薄薄并并扁扁平平，上上翼翼面面气气流流加加速速缓慢慢、压力力分分布布比比较平平坦坦降降低低了了翼翼面面最最高高点点的的部部分分速速度度。主主要要用用于于高高亜亜音音速速飞机。机。 超超临界界翼翼型型：较大大的的前前缘半半径径、上上翼翼面面比比较平平坦坦后后部部略略向向下下弯弯。上上翼翼面面气气流流加加速速更更加加缓慢慢。即即使

42、使出出现部部分分激激波波那那么么强度度也也弱弱并并且且靠靠后后，防防止止诱导激激波波分分别，具具有有好好的的跨跨音音速速特特性性。主主要要用于跨音速用于跨音速飞机。机。 后后掠掠机机翼翼：机机翼翼的的后后掠掠角角为x x，那那么么流流过翼翼型型的的有有效效速速度度垂垂直直于于机机翼翼前前缘或或1/41/4弦弦线的的气气流流速速度度v v = = VcosxVcosx。式式中中VV飞机机迎迎面面气气流流相相对速速度度。故故提提高高了了飞机机的的临界界马赫赫数数。从从高高亜亜音音速速到到超超音音速速飞机机，速速度度愈愈高高采采用用的的后后掠掠角角愈愈大。大。减小波阻的措施减小波阻的措施 波波阻阻是

43、是超超音音速速气气流流经经过过激激波波耗耗费费能能量量而而引引起起的的。正正激激波波比比斜斜激激波波的的阻阻力力大大。超超音音速速飞飞机机多多采采用用尖尖的的头头部部和和尖尖前前缘缘的的超超音音速速翼翼型型如如菱菱形形，跨跨音音速速飞飞机机上上那那么么运运用用超超临临界界翼翼型型。大大后后掠掠角角、三三角角形形和和小小展展弦弦比比的的机机翼翼用用于于跨跨音音速速和和超音速飞机上。超音速飞机上。涡流流发生器生器1 1、功功用用：装装于于高高亜亜音音速速和和跨跨音音速速飞机机的的机机翼翼上上翼翼面面上，延上，延缓气流分气流分别和提高安装于机翼后和提高安装于机翼后缘舵面的支配效率。舵面的支配效率。2

44、 2、任任务原原理理：涡流流发生生器器是是一一排排沿沿翼翼展展方方向向、垂垂直直于于翼翼面面安安装装的的很很短短的的翼翼型型片片，位位于于副副翼翼或或方方向向舵舵的的前前方方。当当气气流流流流过这些些垂垂直直固固定定的的“小小翼翼时，会会在在其其顶部部产生生涡流流。涡流流使使外外部部高高速速气气流流卷卷入入原原来来较厚厚的的附附面面层内内，从从而而使使附附面面层减减薄薄、沿沿翼翼型型近近外外表表的的气气流流流流速速加加快快，到到达达适适缓气气流流分分别的作用。的作用。 高速高速飞机的附面机的附面层控制控制涡流流发生器、翼刀生器、翼刀翼刀翼刀构造：一种构造：一种较窄的窄的刀条刀条，平行于，平行于

45、飞机机对称面垂直称面垂直安装于后掠机翼或三角形机翼的上翼面上。安装于后掠机翼或三角形机翼的上翼面上。功用：在大迎角功用：在大迎角时阻止后掠翼外表气流沿展向流阻止后掠翼外表气流沿展向流动，防止翼梢部分附面防止翼梢部分附面层增厚，引起翼梢增厚，引起翼梢处气流首先分气流首先分别; ;改善后掠翼改善后掠翼飞机大迎角失速自机大迎角失速自动上仰的不良失上仰的不良失速特性和提高副翼支配效率。速特性和提高副翼支配效率。超音速超音速飞行行时的空气的空气动力加力加热热障障空气空气动力加力加热机理：机理： 空气的粘性使附面空气的粘性使附面层内的空气在流内的空气在流动中遭到摩擦、阻中遭到摩擦、阻滞和滞和紧缩，把气流的

46、，把气流的动能能转变为热能，能，对机体外表机体外表进展展加加热。热障障景象只需在超音速景象只需在超音速飞行行时才有才有显著的表著的表现。空气空气动力加力加热引起的后果：引起的后果： 在构造中构成温度梯度在构造中构成温度梯度产生生热应力。力。 构造在高温下任构造在高温下任务降低受力构件的降低受力构件的强度和度和刚度，使度，使 非金属非金属资料不能正常任料不能正常任务或或损坏。坏。 座座舱温度温度过高高环境境恶化，影响乘化，影响乘员和和设备的正常任的正常任务。 飞行实际飞行实际飞机在空中运动的坐标系飞机在空中运动的坐标系飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程飞

47、机的巡航飞行飞机的巡航飞行起飞起飞 着陆着陆飞机程度转弯飞机程度转弯等速爬升等速爬升 等速下滑等速下滑飞机的增升安装飞机的增升安装机体坐标系和地面坐标系：机体坐标系和地面坐标系： . .机体坐标系：与机体固定，机体坐标系：与机体固定，原点位于飞机重心处，坐标轴原点位于飞机重心处，坐标轴方向按右手定那么相互垂直。方向按右手定那么相互垂直。x x轴方向指向机头轴方向指向机头;y;y轴在飞机对轴在飞机对称平面内。称平面内。 . .地面坐标系：与地球外表固地面坐标系：与地球外表固定，原点位于地面上的任一选定，原点位于地面上的任一选定点，坐标轴方向按右手定那定点，坐标轴方向按右手定那么相互垂直。么相互垂

48、直。x x轴指向地球外表轴指向地球外表上某一选定方向上某一选定方向;x;x轴和轴和z z轴在程轴在程度面内度面内;y;y轴铅垂向上。轴铅垂向上。飞机在空中运动的坐标系飞机在空中运动的坐标系飞机在空中运动的自在度：飞机在空中运动的自在度：空间一个刚体的运动，可以用其重心的质点平移运动和绕其空间一个刚体的运动，可以用其重心的质点平移运动和绕其重心的旋转运动两种运动的叠加来描画。共有六个自在度：重心的旋转运动两种运动的叠加来描画。共有六个自在度：三个平移和三个转动。三个平移和三个转动。飞机重心运动轨迹代表整架飞机的运动轨迹。空间一个质点飞机重心运动轨迹代表整架飞机的运动轨迹。空间一个质点的运动有三个

49、平移自在度的运动有三个平移自在度; ;分别是沿地面坐标系的分别是沿地面坐标系的x x、y y、z z 三个轴的平移运动。三个轴的平移运动。机体绕重心的转动运动有三个转动自在度机体绕重心的转动运动有三个转动自在度; ;分别是绕机体坐分别是绕机体坐标系的标系的x x、y y、z z 三个轴的转动运动。三个轴的转动运动。飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程作用在作用在飞机上的外力：重力、空气机上的外力：重力、空气动力升力、阻力、力升力、阻力、侧向向力和力和发动机推力。力是改机推力。力是改动飞机重心平移运机重心平移运动形状的形状的缘由。由。力矩力矩 ：力矩是改：

50、力矩是改动飞机机绕重心重心转动运运动狀狀态的的缘由。由。滚转力矩：力矩：绕纵轴x x的力矩的力矩偏航力矩：偏航力矩：绕立立轴y y的力矩的力矩俯仰力矩：俯仰力矩：绕横横轴z z的力矩的力矩飞机定常等速直机定常等速直线飞行行时力的平衡方程：力的平衡方程：对机体坐机体坐标系系 三个力的平衡方程：三个力的平衡方程：X=0,Y=0,Z=0X=0,Y=0,Z=0 三个力矩的平衡方程：三个力矩的平衡方程：MX=0,MY=0,MZ=0MX=0,MY=0,MZ=0飞机等速直线飞行：飞机等速直线飞行：Y0=G P0=X0过载系数的定义过载系数的定义飞机在某方向的除重力之外的外载荷与飞机飞机在某方向的除重力之外的

51、外载荷与飞机分量的比值，称为该方向的飞机重心过载系分量的比值，称为该方向的飞机重心过载系数，用数，用n 表示。飞机在表示。飞机在y 轴方向的过载系数轴方向的过载系数等于飞机升力等于飞机升力Y 与飞机分量与飞机分量G 的比值的比值飞机构造强度主要取决于飞机构造强度主要取决于Y Y轴方向的过载。轴方向的过载。过载系数的大小和方向正、负过载系数的大小和方向正、负 飞机的重心过载取决于飞行时升力的大小飞机的重心过载取决于飞行时升力的大小和方向。升力与和方向。升力与y y 轴正向一致时取正号，反之轴正向一致时取正号，反之那么取负号。那么取负号。飞行中遇到向下的强大突风，能够使飞机升力飞行中遇到向下的强大

52、突风，能够使飞机升力向下，产生负过载。向下，产生负过载。飞机从平飞减速緩慢转入下滑飞机从平飞减速緩慢转入下滑, ,过载是小于过载是小于1.0 1.0 的正数。的正数。飞机从平飞忽然推杆进入爬升飞机从平飞忽然推杆进入爬升, ,能够产生负过载。能够产生负过载。飞机从下滑急速拉起飞机从下滑急速拉起, ,能够产生很大的正过载。能够产生很大的正过载。飞机等速直线程度飞行，过载系数等于飞机等速直线程度飞行，过载系数等于1.01.0。过载系数的意义：过载系数的大小表示过载系数的意义：过载系数的大小表示飞机遭到外载荷的严重程度。飞机遭到外载荷的严重程度。过载表：指示飞机实践的过载系数值。过载表：指示飞机实践的

53、过载系数值。过载表指示数值过大，应对机体构造进过载表指示数值过大，应对机体构造进展检查，并记录在飞机履历本上。展检查，并记录在飞机履历本上。飞机的巡航飞行飞机的巡航飞行飞机巡航飞行应满足的平衡条件：升力等于分量、推力等于阻飞机巡航飞行应满足的平衡条件：升力等于分量、推力等于阻力。力。* * 平飞所需速度：飞机在某高度上坚持平飞所需的升力等于平飞所需速度：飞机在某高度上坚持平飞所需的升力等于分量对应的飞行速度。分量对应的飞行速度。 影响平飞所需速度的要素：影响平飞所需速度的要素： 飞机分量：分量愈大所需速度愈高。飞机分量：分量愈大所需速度愈高。 升力系数：取决于飞机的迎角，迎角减小所需速度就高。

54、升力系数：取决于飞机的迎角，迎角减小所需速度就高。 空气密度：取决于飞行高度和大气温度，飞行高度高或气温空气密度：取决于飞行高度和大气温度，飞行高度高或气温高所需速度就高。高所需速度就高。 机翼面积：面积大所需速度就低。机翼面积：面积大所需速度就低。* * 平飞需用推力或功率：推力用于抑制阻力，平飞需用推平飞需用推力或功率：推力用于抑制阻力，平飞需用推力取决于平飞所需速度对应的飞机阻力。功率等于推力与速度力取决于平飞所需速度对应的飞机阻力。功率等于推力与速度的乘积。的乘积。G=G=飞机最大平飞速度飞机最大平飞速度. .飞机在某高度上的最大平飞速度，飞机在某高度上的最大平飞速度，由飞机在该高度上

55、平飞所需推力由飞机在该高度上平飞所需推力由阻力確定与发动机在额定形状由阻力確定与发动机在额定形状下的可用推力由发动机性能確定下的可用推力由发动机性能確定相等来求解。相等来求解。. .飞机的最大平飞速度随高度添加而飞机的最大平飞速度随高度添加而减小发动机的可用推力减小。减小发动机的可用推力减小。. .剩余推力：发动机的可用推力大于剩余推力：发动机的可用推力大于飞机平飞所需推力的部分。剩余推飞机平飞所需推力的部分。剩余推力是飞机平飞加速和等速爬升的必力是飞机平飞加速和等速爬升的必要条件。要条件。可用推力可用推力. .对飞机最大平飞速度的不同规定：对飞机最大平飞速度的不同规定： 在发动机满油门形状下

56、，飞机作程度直线飞行时所能在发动机满油门形状下，飞机作程度直线飞行时所能到达的最高稳定的飞行速度。到达的最高稳定的飞行速度。 在规定的油门形状下，飞机所能到达的程度直线稳定在规定的油门形状下，飞机所能到达的程度直线稳定飞行的最高速度。飞行的最高速度。 民用运输机：在飞机巡航高度上的最大平飞速度由所民用运输机：在飞机巡航高度上的最大平飞速度由所需推力和可用推力相等来確定，并据此给出构造强度限需推力和可用推力相等来確定，并据此给出构造强度限制的最大允许动压。其它高度上的最大平飞速度由最大制的最大允许动压。其它高度上的最大平飞速度由最大允许动压確定。允许动压確定。. .限制飞机最大平飞速度的要素：发

57、动机可用推力和飞机限制飞机最大平飞速度的要素：发动机可用推力和飞机构造强度。构造强度。飞机最小平飞速度飞机最小平飞速度定义：飞机最小平飞速度是维持飞机程度直线稳定飞行的定义：飞机最小平飞速度是维持飞机程度直线稳定飞行的最低速度。不同高度有不同的最小飞行速度，随着高度的最低速度。不同高度有不同的最小飞行速度，随着高度的添加最小飞行速度添加。添加最小飞行速度添加。限制最小平飞速度的要素：限制最小平飞速度的要素： . .最大升力系数。最大升力系数。 . .发动机的可用推力。发动机的可用推力。 . .飞机失速速度。飞机失速速度。飞机的飞行包线飞机的飞行包线. .定义：以飞行高度、飞行速度、定义：以飞行

58、高度、飞行速度、载荷系数等飞行参数为坐标，载荷系数等飞行参数为坐标，以飞行中的各种限制条件为边以飞行中的各种限制条件为边境组成的一条封锁曲线。境组成的一条封锁曲线。. .意义：代表飞机正常飞行中能意义：代表飞机正常飞行中能够出现的各种参数的组合范围。够出现的各种参数的组合范围。即飞机只需符合在曲线上和其即飞机只需符合在曲线上和其包围的范围内的任一点各参数包围的范围内的任一点各参数的组合都可以正常飞行。的组合都可以正常飞行。. .两种常用的飞行包线：两种常用的飞行包线： 飞机的平飞包线：以各高度飞机的平飞包线：以各高度上的最小平飞速度和最大平飞上的最小平飞速度和最大平飞速度曲线为边境给出的飞机在

59、速度曲线为边境给出的飞机在各高度上的正常平飞速度范围。各高度上的正常平飞速度范围。 速度速度-过载包线机动过载包线机动包线和突风包线：以飞包线和突风包线：以飞行速度和过载系数为坐标，行速度和过载系数为坐标，以最大和最小飞行速度，以最大和最小飞行速度，最大正、负过载系数为边最大正、负过载系数为边境画出的飞行包线。它表境画出的飞行包线。它表示飞机构造在不同飞行速示飞机构造在不同飞行速度下的受载情况，是选取度下的受载情况，是选取飞机构造强度设计情况的飞机构造强度设计情况的根据。根据。巡航性能主要目的巡航性能主要目的巡航速度：每千米耗油量最小对应的飞行速度。飞机以此巡航速度：每千米耗油量最小对应的飞行

60、速度。飞机以此速度飞行可获得最大航程。速度飞行可获得最大航程。航程：飞机在无风条件下，延续飞行耗尽可用燃油时飞行航程：飞机在无风条件下，延续飞行耗尽可用燃油时飞行的程度间隔。民航飞机普通用业载的程度间隔。民航飞机普通用业载- -航程曲线的方式给出。航程曲线的方式给出。航时续航时间：飞机在飞行中耗尽可用燃油时，继续航时续航时间：飞机在飞行中耗尽可用燃油时，继续飞行时间。飞行时间。起飞起飞起起飞定定义：从起：从起飞线开开场，经过滑跑滑跑- -离地离地- -爬升到平安高度爬升到平安高度飞机高于起机高于起飞外表外表10.710.7米米CCAR-25CCAR-25为止的全止的全过程。程。主要性能目的：地

61、面滑跑主要性能目的：地面滑跑间隔、离地速度和起隔、离地速度和起飞间隔。隔。影响起影响起飞性能的主要要素：起性能的主要要素：起飞分量、大气条件密度、分量、大气条件密度、风向等、离地向等、离地时的迎角、增升安装的运用、的迎角、增升安装的运用、发动机的推力及机的推力及爬升爬升阶段爬升角的段爬升角的选择等。等。i i着陆着陆定定义：平安高度高于着陸外表：平安高度高于着陸外表1515米米CCAR-25CCAR-25下滑下滑- -拉平拉平- -平平飞减速减速- -飘落触地落触地- -滑跑停机，五个滑跑停机，五个阶段的全段的全过程。程。主要性能目的：接地速度、着陸滑跑主要性能目的：接地速度、着陸滑跑间隔和着

62、陸隔和着陸间隔。隔。影响着影响着陆性能的主要要素：着陸分量、大气条件密度、性能的主要要素：着陸分量、大气条件密度、风向等、接地向等、接地时的迎角正常的迎角正常应取允取允许的最大的最大值、增、增升增阻安装和升增阻安装和发动机的反推及刹机的反推及刹车安装的运用等。安装的运用等。飞机在飞行中的侧滑和侧滑角飞机在飞行中的侧滑和侧滑角定义：飞机在飞行中沿机体坐标轴定义：飞机在飞行中沿机体坐标轴z z轴横轴方向的挪轴横轴方向的挪动。动。侧滑角：滑角：飞机机对称面与相称面与相对气流之气流之间的的夹角。以气流从角。以气流从机身右机身右侧吹来吹来为正正。左左侧滑滑: :气流从机气流从机头左左侧吹来。吹来。右右侧

63、滑：气流从机滑：气流从机头右右侧吹吹来。来。内内侧滑：气流从滑：气流从转弯弯飞机的机的内内侧吹来。吹来。外外侧滑：气流从滑：气流从转弯弯飞机的机的外外侧吹来。吹来。飞机程度转弯飞机程度转弯定义：飞机在程度面内高度不变延续改动航向的等速定义：飞机在程度面内高度不变延续改动航向的等速曲线运动。航向改动角度大于曲线运动。航向改动角度大于360360度，叫程度盘旋度，叫程度盘旋; ;小于小于360360度叫程度转弯。度叫程度转弯。 飞机程度机程度转弯弯转弯弯实际：偏：偏转副翼副翼- -拉拉驾驶杆杆- -推油推油门杆杆- -蹬方向舵有蹬方向舵有飞行行扰流板的流板的飞机不蹬舵。机不蹬舵。 . .力是力是产

64、生加速的生加速的缘由：要使由：要使飞机速度方向改机速度方向改动，应在重心在重心处施加与原来速度方向垂直的程度横向力。施加与原来速度方向垂直的程度横向力。经过支配副翼使支配副翼使飞机机产生生倾斜角斜角盘旋坡度，旋坡度，飞机升力在程度方向上的分量使机升力在程度方向上的分量使飞机速度方向改机速度方向改动转弯。弯。 . .坚持持程度程度转弯弯 ：飞机升力在垂直方向上的分量机升力在垂直方向上的分量应等于分量。等于分量。经过拉拉驾驶杆支配升降舵使杆支配升降舵使飞机迎角添加而机迎角添加而实现。飞机作程度机作程度盘旋旋时，其，其过载系数大于系数大于l.0l.0，转弯半径愈小要求的弯半径愈小要求的盘旋坡度旋坡度

65、愈大，愈大，对应的的过载系数也愈大。系数也愈大。转弯最大坡度由运用限制弯最大坡度由运用限制过载确定。确定。 . .坚持速度大小不持速度大小不变：加大：加大发动机推力抑制因迎角添加引起机推力抑制因迎角添加引起的阻力增量。的阻力增量。 . .防止防止侧滑：蹬方向舵或滑：蹬方向舵或飞行行扰流板使流板使飞机机机机头延延续摆向来流方向。向来流方向。 等速爬升等速爬升定义：飞机沿斜直线等速上升。飞机爬升轨迹与程度面之定义：飞机沿斜直线等速上升。飞机爬升轨迹与程度面之间的夹角称为爬升角。间的夹角称为爬升角。特点：匀速直线运动特点：匀速直线运动 。由于存在爬升角，所以。由于存在爬升角，所以 发动机的推力等于迎

66、面阻力与重力在机体坐标发动机的推力等于迎面阻力与重力在机体坐标x x轴上轴上的分量之和。升力等于重力在机体坐标的分量之和。升力等于重力在机体坐标y y轴上的分量。即：轴上的分量。即：推力大于阻力推力大于阻力; ;升力小于重力升力小于重力; ;剩余推力是飞机进展等速爬剩余推力是飞机进展等速爬升的先决条件。升的先决条件。爬升率：单位时间飞机上升的高度。爬升率：单位时间飞机上升的高度。影响爬升率的要素：剩余推力、分量、影响爬升率的要素：剩余推力、分量、速度和爬升角。速度和爬升角。飞机的升限：爬升率等于零时飞机到达飞机的升限：爬升率等于零时飞机到达的高度的高度- -实际升限实际升限; ;爬升率小于某一

67、规定爬升率小于某一规定值时飞机所能到达的高度值时飞机所能到达的高度- -实践升限。实践升限。 等速下滑等速下滑定义：飞机在零推力形状下沿倾斜直线等速下降的运动。定义：飞机在零推力形状下沿倾斜直线等速下降的运动。飞机下降轨迹与程度面的夹角称为下滑角。飞机下降轨迹与程度面的夹角称为下滑角。特点：匀速直线运动。由于存在下滑角，所以特点：匀速直线运动。由于存在下滑角，所以 从升力、重力和阻力三力平衡关系中可得到：从升力、重力和阻力三力平衡关系中可得到： . .下滑角的大小取决于飞机的升阻比。升阻比愈大，下滑角的大小取决于飞机的升阻比。升阻比愈大，下滑角愈小，下滑间隔愈长。下滑角愈小，下滑间隔愈长。 .

68、 .下滑角和下滑间隔与飞机分量无关。下滑角和下滑间隔与飞机分量无关。飞机的增升安装飞机的增升安装 功功用用：改改善善飞飞机机起起飞飞和和着着陸陸性性能能，提提高高平安性。平安性。增升原理增升原理后缘增升安装后缘增升安装前缘增升安装前缘增升安装控制附面层的增升安装控制附面层的增升安装增升原理增升原理添加升力系数添加升力系数增大机翼弯度。增大机翼弯度。增大机翼面增大机翼面积。增大增大临界攻角和最大升力系数界攻角和最大升力系数控制控制机翼上的附面机翼上的附面层，延，延缓气流分气流分别。后缘增升安装 后缘襟翼的种类很多，较常用的有：分裂式襟翼、简单襟翼、开缝式襟翼、后退襟翼、后退开缝式襟翼、双缝襟翼和

69、三缝襟翼等。 后缘增升安装 简单襟翼襟翼 增大机翼弯度，提高升力系数。增大机翼弯度，提高升力系数。后缘增升安装 分裂式襟翼分裂式襟翼 增大机翼弯度、延增大机翼弯度、延缓气流分气流分别。 后缘增升安装 开开缝式襟翼式襟翼增大弯度、增大增大弯度、增大临界迎角界迎角和最大升力系数。和最大升力系数。后缘增升安装 后退式襟翼后退式襟翼增大翼型弯度和机翼面增大翼型弯度和机翼面积。 后缘增升安装 后退开缝式襟翼后退开缝式襟翼- - 增大弯度、面积、临增大弯度、面积、临界迎角和最大升力系数。界迎角和最大升力系数。后缘增升安装 双双缝襟翼、三襟翼、三缝襟翼襟翼三种增升方式并三种增升方式并用。比用。比单缝后退式可

70、偏后退式可偏转更大的角度，更大的角度，增升才干更增升才干更强。克鲁格襟翼 机翼前缘增升安装机翼前缘增升安装- -襟翼、缝翼襟翼、缝翼前缘增升安装前缘增升安装前缘下垂式襟翼前缘下垂式襟翼 前前缘缝翼的增升原理：翼的增升原理：延延缓机机翼翼上上的的气气流流分分别，因因此此提提高高了了“临界界攻攻角角( (普普通通能能增增大大10-15)10-15)，使使得得机机翼翼在在更更大大的的攻攻角角下下才才会会发生失速。生失速。增增大大最最大大升升力力系系数数Cy,max(Cy,max(普普通通能能增增大大百百分分之之五五十十左左右。右。构外型式：前构外型式：前缘缝翼分翼分为固定式和可固定式和可动式两种。式

71、两种。前前缘缝翼翼与与后后缘襟襟翼翼收收、放放之之间的的顺序序要要求求：放放出出-先先放放前前缘缝翼翼后后放放后后缘襟襟翼翼; ;收收入入-先先收收后后缘襟襟翼翼后后收收前前缘缝翼。翼。后后掠掠式式机机翼翼上上的的前前缘襟襟翼翼与与前前缘缝翼翼的的规划划：前前缘襟襟翼翼在在内内侧接接近近翼翼根根，前前缘缝翼翼在在外外侧。防防止止翼翼尖尖气流先分气流先分别，提高副翼效率和使，提高副翼效率和使飞机有好的失速特性。机有好的失速特性。前缘缝翼前缘缝翼前缘增升安装前缘增升安装前缘缝翼前缘缝翼 固定式前缘缝翼 可动式前缘缝控制附面层的增升安装附面层吹除安装附面层吸入安装涡流发生器和翼刀 共 12 题描画描

72、画飞机在空中姿机在空中姿态的参数的参数姿姿态角角飞机机稳定性定性飞机的支配性机的支配性飞机主支配面上的机主支配面上的辅助安装助安装描画描画飞机在空中姿机在空中姿态的参数的参数姿姿态角角机体坐标系和地面坐标系：机体坐标系和地面坐标系： . .机体坐标系：与机体固定，原点位于飞机重心处，坐机体坐标系：与机体固定，原点位于飞机重心处，坐标轴方向按右手定那么相互垂直。标轴方向按右手定那么相互垂直。x x轴方向指向机头轴方向指向机头;y;y轴轴在飞机对称平面内。在飞机对称平面内。 . .地面坐标系：与地球外表固定，原点位于地面上的任地面坐标系：与地球外表固定，原点位于地面上的任一选定点，坐标轴方向按右手

73、定那么相互垂直。一选定点，坐标轴方向按右手定那么相互垂直。x x轴指向轴指向地球外表上某一选定方向地球外表上某一选定方向;x;x轴和轴和z z轴在程度面内轴在程度面内;y;y轴铅垂轴铅垂向上。向上。姿态角：机体坐标系与地面坐标系之间的三个夹角姿态角：机体坐标系与地面坐标系之间的三个夹角-俯仰俯仰角、偏航角和滚转角。角、偏航角和滚转角。 . .俯仰角：机体坐标系纵轴俯仰角：机体坐标系纵轴x x轴与地面坐标系轴与地面坐标系x-zx-z平平面程度面之间的夹角。机头上仰为正。面程度面之间的夹角。机头上仰为正。 . .偏航角：机体坐标系纵轴在程度面上的投影与地西坐偏航角：机体坐标系纵轴在程度面上的投影与

74、地西坐标系标系x x轴之间的夹角。机头向左偏为正。轴之间的夹角。机头向左偏为正。 . .滚转角：飞机对称面机体坐标系滚转角：飞机对称面机体坐标系x-yx-y平面与地面坐平面与地面坐标系标系x-yx-y平面铅垂面之间的夹角。飞机向右滚转右平面铅垂面之间的夹角。飞机向右滚转右机翼下沉为正。机翼下沉为正。空速向量相空速向量相对气流相气流相对飞机的方位参数机的方位参数方位角方位角. .迎角：空速向量在飞机对称面上的投影与机体坐标系迎角：空速向量在飞机对称面上的投影与机体坐标系纵轴纵轴x x轴之间的夹角。投影线在纵轴下方，迎角为轴之间的夹角。投影线在纵轴下方，迎角为正。正。. .侧滑角：空速向量与飞机对

75、称面之间的夹角。空速向侧滑角：空速向量与飞机对称面之间的夹角。空速向量在机头右侧，侧滑角为正。量在机头右侧，侧滑角为正。飞机稳定性的根本概念飞机稳定性的根本概念 . .飞机的稳定性：飞机在匀速直线平衡形状飞行飞机的稳定性：飞机在匀速直线平衡形状飞行中，遭到各种扰动后，使飞机的原始平衡形状遭到破坏，中，遭到各种扰动后，使飞机的原始平衡形状遭到破坏，当扰动消逝后，在驾驶员不进展支配的情况下，飞机自动当扰动消逝后，在驾驶员不进展支配的情况下，飞机自动恢复到原始的平衡形状的才干。恢复到原始的平衡形状的才干。 . . 静稳定性和动稳定性：具有静稳定性是物体具有稳静稳定性和动稳定性：具有静稳定性是物体具有

76、稳定性的必要条件定性的必要条件; ;具有动稳定性是充分条件。具有动稳定性是充分条件。 静稳定性：研讨当扰动消逝后，能否有自动恢复到静稳定性：研讨当扰动消逝后，能否有自动恢复到原始平衡形状的趋势瞬时运动。原始平衡形状的趋势瞬时运动。 动稳定性：研讨当扰动消逝后，自动恢复到原始平动稳定性：研讨当扰动消逝后，自动恢复到原始平衡形状的扰动运动过程收敛、等幅或发散。衡形状的扰动运动过程收敛、等幅或发散。 . .飞机的稳定性：纵向稳定性、侧向静穏定性、方向飞机的稳定性：纵向稳定性、侧向静穏定性、方向横向静稳定牲和横侧动稳定性。横向静稳定牲和横侧动稳定性。飞机的稳定性飞机的稳定性飞机的纵向稳定性飞机的纵向稳

77、定性飞机的侧向静稳定性飞机的侧向静稳定性 飞机的方向横向静稳定性飞机的方向横向静稳定性 飞机的横侧向动稳定性飞机的横侧向动稳定性飞机的机的纵向静向静稳定性定性 . .定定义：飞机在定常直机在定常直线飞行行过程中，遭到程中，遭到纵向干向干扰使使飞机迎角改机迎角改动时, ,干干扰消逝后，不需消逝后，不需驾驶员支配，支配，飞机有自机有自动恢复原始迎角的恢复原始迎角的趋势。 . .纵向静向静稳定性判定性判别式：式：飞机的机的纵向静向静稳定性取决于定性取决于飞机机的重心和焦点之的重心和焦点之间的相的相对位置。判位置。判别式：式： 焦点在重心之后焦点在重心之后静静稳定。定。 焦点在重心之前焦点在重心之前静

78、不静不稳定。定。 焦点在重心焦点在重心处中立静中立静稳定。定。 . .静静稳定余量：定余量：飞机重心到后面焦点之机重心到后面焦点之间的的间隔。普通隔。普通为平均气平均气动力弦力弦长的的10-1510-15。飞机的纵向稳定性 影响飞机纵向静稳定性的要素：影响飞机纵向静稳定性的要素：. .飞机机实践重心位置的践重心位置的变化：化：货物、乘客、燃油及物、乘客、燃油及飞机构机构型等的型等的变化，都会影响化，都会影响飞机的机的实践重心位置。践重心位置。. .飞机焦点位置的机焦点位置的变化：化：飞构构型、程度尾翼升降舵位构构型、程度尾翼升降舵位置和安定面的配平和置和安定面的配平和飞行行马赫数等都赫数等都对

79、焦点位置焦点位置产生生影响。影响。. .升降舵随升降舵随风偏偏转的情况：在的情况：在飞行中，假行中，假设升降舵能随升降舵能随风自在偏自在偏转，那么使，那么使纵向静向静稳定性降低。由于其偏定性降低。由于其偏转方向方向产生的附加气生的附加气动力矩会加大力矩会加大飞机迎角的改机迎角的改动量与干量与干扰产生的迎角增量方向一生的迎角增量方向一样。驾驶员在在飞行中行中握杆握杆和和松松杆杆、支配系、支配系统传动机构的摩擦和机构的摩擦和间隙及无回力助力器的隙及无回力助力器的运用等，都直接影响升降舵的自在运用等，都直接影响升降舵的自在摆动情况。情况。飞机的纵向动稳定性飞机的纵向动稳定性1 1、飞机纵向扰动运动过

80、程中作用在飞机上的力矩：、飞机纵向扰动运动过程中作用在飞机上的力矩：. .静稳定力矩：由迎角增量产生的作用在焦点上的升力增量静稳定力矩：由迎角增量产生的作用在焦点上的升力增量对飞机横轴的转动力矩。它企图使飞机恢复原有姿态。也对飞机横轴的转动力矩。它企图使飞机恢复原有姿态。也称为恢复力矩。称为恢复力矩。. .俯仰阻尼力矩：飞机在恢复摆动过程中，因绕重心摆动角俯仰阻尼力矩：飞机在恢复摆动过程中，因绕重心摆动角速度引起的与飞机摆动角速度方向相反的附加力矩。它对速度引起的与飞机摆动角速度方向相反的附加力矩。它对飞机绕重心的摆动运动起阻尼作用。阻尼力矩主要由程度飞机绕重心的摆动运动起阻尼作用。阻尼力矩主

81、要由程度尾翼产生。为保证飞机具有动稳定性，要求飞机具有足够尾翼产生。为保证飞机具有动稳定性，要求飞机具有足够大的阻尼力矩。大的阻尼力矩。. .惯性力矩：因飞机的转动惯量在飞机摆动过程中产生的维惯性力矩：因飞机的转动惯量在飞机摆动过程中产生的维持继续转动的力矩。它企图使飞机不停的摆动。持继续转动的力矩。它企图使飞机不停的摆动。2 2、飞机具有纵向动稳定性的条件：有足够的纵向静稳定力、飞机具有纵向动稳定性的条件：有足够的纵向静稳定力矩必要条件和足够的俯仰阻尼力矩充分条件。矩必要条件和足够的俯仰阻尼力矩充分条件。3 3、飞机纵向扰动运动的摸态及其特征、飞机纵向扰动运动的摸态及其特征. .对飞机纵向扰

82、动运动的简化分析：对飞机纵向扰动运动的简化分析： 定常直线飞行的飞机遭到纵向干扰后，首先产生绕重心定常直线飞行的飞机遭到纵向干扰后，首先产生绕重心的旋转摆动运动，使飞机的迎角发生变化的旋转摆动运动，使飞机的迎角发生变化; ; 雖后由于迎角雖后由于迎角的变化引起升力和阻力的变化，从而导致飞机的高度、速的变化引起升力和阻力的变化，从而导致飞机的高度、速度发生变化。经过分析：飞机的质量比其转动惯量大很多，度发生变化。经过分析：飞机的质量比其转动惯量大很多，所以重心运动高度、速度形状的变化要比绕重心转动所以重心运动高度、速度形状的变化要比绕重心转动运动迎角形状的变化滞后很多，并且周期长、衰减慢。运动迎

83、角形状的变化滞后很多，并且周期长、衰减慢。为简化分析，把一个复杂的扰动运动过程看作由短周期运为简化分析，把一个复杂的扰动运动过程看作由短周期运动摸态和长周期运动摸态两种摸态叠加而成。动摸态和长周期运动摸态两种摸态叠加而成。短周期运动飞机迎角变化短周期运动飞机迎角变化长周期运动飞机重心运动变化长周期运动飞机重心运动变化. .短周期运动摸态：短周期运动摸态：发生的时间段：干扰消逝后的最初阶段。普通在运动开场发生的时间段：干扰消逝后的最初阶段。普通在运动开场后头几秒内就根本终了。后头几秒内就根本终了。扰动运动表现方式：为迎角和俯仰角速度周期性的迅速变扰动运动表现方式：为迎角和俯仰角速度周期性的迅速变

84、化过程，振荡过程衰减很快。化过程，振荡过程衰减很快。运动的构成：稳定力矩、阻尼力矩和惯性力矩相互作用。运动的构成：稳定力矩、阻尼力矩和惯性力矩相互作用。. .长周期运动模态：长周期运动模态：发生的时间段：扰动运动的后一阶段，短周期振荡运动根发生的时间段：扰动运动的后一阶段，短周期振荡运动根本终了时本终了时 。扰动运动的表现方式：飞机重心上、下缓慢振荡，航迹上、扰动运动的表现方式：飞机重心上、下缓慢振荡，航迹上、下弯曲速度和航迹倾斜角周期性地变化。振荡过程衰下弯曲速度和航迹倾斜角周期性地变化。振荡过程衰减很慢，振荡周期长。减很慢，振荡周期长。运动的构成：重力、升力、阻力、惯性力和发动机推力相运动

85、的构成：重力、升力、阻力、惯性力和发动机推力相互作用结果。互作用结果。. .两种模态对飞行的影响：两种模态对飞行的影响：短周期摸态对飞行的影响：短周期振荡周期短、运动参数短周期摸态对飞行的影响：短周期振荡周期短、运动参数变化迅速，驾驶员往往来不及反响和及时纠正。影响到飞变化迅速，驾驶员往往来不及反响和及时纠正。影响到飞行平安、乘员的温馨和支配反响特性。行平安、乘员的温馨和支配反响特性。CCAR-25CCAR-25部规定：在部规定：在主支配处于松浮形状或固定形状时，在相应于飞机形状的主支配处于松浮形状或固定形状时，在相应于飞机形状的失速速度与最大允许速度之间产生的任何短周期振荡，必失速速度与最大

86、允许速度之间产生的任何短周期振荡，必需遭到重阻尼。需遭到重阻尼。长周期摸态对飞行的影响：对振荡周期长、运动参数变化长周期摸态对飞行的影响：对振荡周期长、运动参数变化缓慢的周期性运动，驾驶员有足够的时间进展纠正，不涉缓慢的周期性运动，驾驶员有足够的时间进展纠正，不涉及飞行平安问题。及飞行平安问题。 飞机侧向静稳定性飞机侧向静稳定性飞机侧向静稳定性：当飞机遭到扰动，并使飞机侧向静稳定性：当飞机遭到扰动，并使飞机绕机体纵轴飞机绕机体纵轴x x轴转动产生滚转角时轴转动产生滚转角时; ;当扰动消逝后，在驾驶员不支配的情况下，当扰动消逝后，在驾驶员不支配的情况下，飞机有自动从侧滑中抬起下沉机翼的趋势。飞机

87、有自动从侧滑中抬起下沉机翼的趋势。飞机侧向静稳定的条件：飞机因滚转角引起飞机侧向静稳定的条件：飞机因滚转角引起侧滑时产生的滚转力矩，与飞机滚转的方向侧滑时产生的滚转力矩，与飞机滚转的方向相反。相反。影响飞机侧向静稳定性的要素：机翼上反角 机翼后掠角 垂直尾翼 机身和机翼相对位置机翼上反角对飞机侧向静稳定性的影响 机翼后掠角对飞机侧向静稳定性的影响 垂直尾翼对飞机侧向静稳定性的影响 在机身上方的垂尾添加侧向静稳定性，在下方的垂尾腹鰭减小侧向静稳定性。机身机身- -机翼相对位置对侧向静稳定性的影响：上单翼有利。机翼相对位置对侧向静稳定性的影响：上单翼有利。 飞机的横向方向静稳定性飞机的横向方向静稳

88、定性飞机的方向静稳定性：飞机飞行中，遭到干扰使飞机绕飞机的方向静稳定性：飞机飞行中，遭到干扰使飞机绕立轴立轴y y轴转动产生侧滑角时轴转动产生侧滑角时; ;在驾驶员不支配飞机的在驾驶员不支配飞机的情况下飞机有自动使机头对准来流，消除侧滑角的趋势。情况下飞机有自动使机头对准来流，消除侧滑角的趋势。飞机方向静稳定的条件：由侧滑角引起的偏航力矩与飞飞机方向静稳定的条件：由侧滑角引起的偏航力矩与飞机遭到干扰产生的绕立轴转动的方向相反。机遭到干扰产生的绕立轴转动的方向相反。影响飞机横向方向静稳定性的要素：影响飞机横向方向静稳定性的要素：垂直尾翼：面积和到飞机重心的间隔。风垂直尾翼：面积和到飞机重心的间隔

89、。风标稳定作用。标稳定作用。后掠角：侧滑迎风一边机翼的有效速度大，后掠角：侧滑迎风一边机翼的有效速度大，阻阻 力大，产生企图消除侧滑角力大，产生企图消除侧滑角的稳定力矩。的稳定力矩。机身侧面迎风面积的阻力分布机身侧面迎风面积的阻力分布 飞机的横侧向动稳定性飞机的横侧向动稳定性1 1、飞机横机横侧向向扰动运运动中作用在中作用在飞机上的力矩机上的力矩 . .横横侧向静向静稳定力矩：因横定力矩：因横侧向向扰动产生的生的侧滑引起的恢复力滑引起的恢复力矩矩滚转、偏航。它企、偏航。它企图使使飞机恢复原有姿机恢复原有姿态。 . .气气动阻尼力矩：阻尼力矩：飞机在机在扰动运运动中，由于中，由于滚转和偏航角速度

90、和偏航角速度引起机翼和垂尾上气引起机翼和垂尾上气动力力变化化产生的阻止生的阻止飞机机转动的力矩。由的力矩。由滚转角速度引起的阻尼力矩中，机翼起主要作用。由偏航角速角速度引起的阻尼力矩中，机翼起主要作用。由偏航角速度引起的阻尼力矩中，垂尾起主要作用。足度引起的阻尼力矩中，垂尾起主要作用。足够大的阻尼力矩是大的阻尼力矩是保保证动稳定性的充分条件。定性的充分条件。 . .惯性力矩：由于性力矩：由于飞机的机的转动惯量在量在飞机横机横侧向向扰动运运动中中产生的生的维持持继续转动的力矩。它企的力矩。它企图使使飞机不停地机不停地摆动。 . .交叉力矩：由交叉力矩：由滚转运运动产生的偏航力矩和由偏航运生的偏航

91、力矩和由偏航运动产生的生的滚转力矩。它力矩。它们与相与相对应的静的静稳定力距方向相反。由于交叉力定力距方向相反。由于交叉力矩的影响，要求矩的影响，要求飞机的方向静机的方向静稳定力矩与定力矩与侧向静向静稳定力矩要适定力矩要适当匹配，以防止当匹配，以防止发生生螺旋螺旋或或荷荷兰滚景象。景象。2 2、横侧向扰动运动的简化分析、横侧向扰动运动的简化分析-三种运动模态三种运动模态横侧向扰动运动是各种力矩和力相互作用而构成的复杂的振荡横侧向扰动运动是各种力矩和力相互作用而构成的复杂的振荡过程。经过实际分析和实验证明：飞机的横侧向扰动运动的全过程。经过实际分析和实验证明：飞机的横侧向扰动运动的全过程，可按其

92、不同时间段表现的主要特性，简化为由三种典型过程，可按其不同时间段表现的主要特性，简化为由三种典型单一的运动摸态的简单叠加而成单一的运动摸态的简单叠加而成 滚转收敛模态滚转收敛模态 螺旋模态螺旋模态 荷兰滚模态荷兰滚模态. .扰动运动初期以滚转收敛摸态为主。扰动运动初期以滚转收敛摸态为主。. .扰动运动中期以荷兰滚摸态为主。扰动运动中期以荷兰滚摸态为主。. .扰动运动后期以螺旋摸态为主。扰动运动后期以螺旋摸态为主。. .滚转收敛模态：滚转收敛模态： 运动表现方式：近似单纯的绕纵轴的单调衰减很快的运动表现方式：近似单纯的绕纵轴的单调衰减很快的滚转运动。滚转运动。 产生缘由：飞机绕纵轴的转动惯量较小

93、，滚转阻尼力产生缘由：飞机绕纵轴的转动惯量较小，滚转阻尼力矩较大。普通飞机都能满足此模态的要求。矩较大。普通飞机都能满足此模态的要求。 特性：飞机滚转角和滚转角速度迅速变化，侧滑角和特性：飞机滚转角和滚转角速度迅速变化，侧滑角和偏航角的变化很小。偏航角的变化很小。 产生缘由：飞机的方向静稳定性过产生缘由：飞机的方向静稳定性过大。大。 特性：侧滑角近似为零、偏航角大特性：侧滑角近似为零、偏航角大于滚转角。略带滚转、侧滑角近似于滚转角。略带滚转、侧滑角近似为零的偏航运动。在螺旋模态运动为零的偏航运动。在螺旋模态运动中，各种运动参数变化比较缓慢，中，各种运动参数变化比较缓慢，驾驶员有足够时间进展纠正

94、驾驶员有足够时间进展纠正, ,对飞行对飞行平安无艰苦危害。平安无艰苦危害。 处理方法：适当搭配方向和侧向的处理方法：适当搭配方向和侧向的静稳定性。静稳定性。. .螺旋模态：螺旋模态： 运动方式：一旦飞机遭到扰动发生滚转和侧滑，便产活运动方式：一旦飞机遭到扰动发生滚转和侧滑，便产活力身向一侧倾斜，机头下沉并不断对准来流，飞机沿螺旋力身向一侧倾斜，机头下沉并不断对准来流，飞机沿螺旋线航迹盘旋下降，构成螺旋发散运动。线航迹盘旋下降，构成螺旋发散运动。飞机的侧滑角、滚转角和偏航飞机的侧滑角、滚转角和偏航角的量级一样。滚转和偏航运角的量级一样。滚转和偏航运动的速度较小。动的速度较小。CCAR-25 CC

95、AR-25 部规定：任何横向部规定：任何横向- -航向组合振荡，在支配松浮情航向组合振荡，在支配松浮情况下，都必需遭到正阻尼。况下，都必需遭到正阻尼。处理方法：适当搭配侧向和方处理方法：适当搭配侧向和方向静稳定性、对高空飞行的飞向静稳定性、对高空飞行的飞机采用偏航阻尼器。机采用偏航阻尼器。. .荷兰滚模态：荷兰滚模态：运动方式：振幅逐渐增大的侧向运动方式：振幅逐渐增大的侧向- -航向组合振荡运动。航向组合振荡运动。 产生缘由：飞机的侧向静稳定性过大。产生缘由：飞机的侧向静稳定性过大。特性：特性： 振荡频率较高、周期较短周期为几秒量级和振振荡频率较高、周期较短周期为几秒量级和振幅逐渐增大的侧向幅

96、逐渐增大的侧向- -航向组合振荡。驾驶员难于控制直接影航向组合振荡。驾驶员难于控制直接影响飞行平安响飞行平安 。3 3、影响横侧动稳定性的要素、影响横侧动稳定性的要素 . .飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性。飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性。 . .飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性大小的搭配。飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性大小的搭配。 . .飞机的飞行高度和速度。飞机的飞行高度和速度。 . .釆用偏航阻尼器或自动增稳自动控制系统。釆用偏航阻尼器或自动增稳自动控制系统。4 4、飞机横侧扰动运动的稳定条件：、飞机横侧扰动运动的稳定条件： . .必要条件：飞机具有侧向和方向的静稳定性。必要条件：飞

97、机具有侧向和方向的静稳定性。 . .充分条件：飞机在扰动运动中能产生足够的侧向和方向充分条件：飞机在扰动运动中能产生足够的侧向和方向的阻尼力矩。侧向静稳定性和方向静稳定性搭配适当。的阻尼力矩。侧向静稳定性和方向静稳定性搭配适当。 飞机的支配性飞机的支配性飞机的纵向支配性飞机的纵向支配性飞机的侧向支配性飞机的侧向支配性飞机的方向横向支配性飞机的方向横向支配性 飞机主支配面上的附设安装飞机主支配面上的附设安装飞机的纵向支配性飞机的纵向支配性1 1、飞机的纵向支配、飞机的纵向支配经过驾驶杆支配程度尾经过驾驶杆支配程度尾翼上的升降舵实现。翼上的升降舵实现。支配动作与人的生理习支配动作与人的生理习惯相顺

98、应。惯相顺应。升降舵向下偏，舵偏角升降舵向下偏，舵偏角为正，对横轴产生负的为正，对横轴产生负的附加气动力矩，使飞机附加气动力矩，使飞机低头。低头。2 2、纵向支配性和稳定性的关系、纵向支配性和稳定性的关系 . .支配飞机的过程：由原来的平衡形状改动到另一种新的平衡形支配飞机的过程：由原来的平衡形状改动到另一种新的平衡形状的过程。状的过程。 . .纵向支配原理：升降舵偏转纵向支配原理：升降舵偏转- -程度尾翼产生对飞机重心的附加程度尾翼产生对飞机重心的附加力矩支配力矩力矩支配力矩- -飞机绕横轴转动改动迎角飞机绕横轴转动改动迎角- -升力增量作用在焦升力增量作用在焦点上产生静稳定力矩点上产生静稳

99、定力矩- -随着迎角的改动当支配力矩等于静稳定力矩随着迎角的改动当支配力矩等于静稳定力矩时飞机到达新的平衡形状。时飞机到达新的平衡形状。 . .静稳定性过大寻致支配反响愚钝静稳定性过大寻致支配反响愚钝; ;过小使支配反响过于灵敏难过小使支配反响过于灵敏难于准确支配。适当的静稳定性对应良好的支配性。于准确支配。适当的静稳定性对应良好的支配性。 . .飞机重心范围确实定根据：保证飞机具有足够的稳定性和良好飞机重心范围确实定根据：保证飞机具有足够的稳定性和良好的支配性。的支配性。 飞机的侧向支配飞机的侧向支配 1 1、偏转副翼对飞机进展侧向支配、偏转副翼对飞机进展侧向支配 . .驾驶员经过转动驾驶盘

100、或左右扳动驾驶杆支配副翼。驾驶员经过转动驾驶盘或左右扳动驾驶杆支配副翼。 支支配方向与飞机倾斜方向一致。配方向与飞机倾斜方向一致。 . .规定右副翼向下偏舵偏角为正。正舵偏角产生负的滚转力矩。规定右副翼向下偏舵偏角为正。正舵偏角产生负的滚转力矩。 2 2、差、差动副翼、弗来副翼、弗来兹FriseFrise副翼和副翼和飞行行扰流板流板 . .偏偏转副翼引起的有害偏航：左、右副翼上下偏副翼引起的有害偏航：左、右副翼上下偏转时，使两翼升力，使两翼升力产生差生差别的同的同时也也产生阻力差生阻力差别。升力大的一升力大的一边机翼的阻力也大，构成与机翼的阻力也大，构成与滚转支配和支配和程度程度转弯支配方向相

101、反的偏航力矩弯支配方向相反的偏航力矩有害偏航。有害偏航。 . .处理方法：差理方法：差动副翼。弗来副翼。弗来兹副翼。副翼。飞行行扰流板。流板。 飞机的方向支配飞机的方向支配1 1、经过脚蹬支配方向舵进展飞机方向支、经过脚蹬支配方向舵进展飞机方向支配。并规定方向舵向右偏蹬右舵舵配。并规定方向舵向右偏蹬右舵舵偏角为正，正的舵偏角产生负支配力矩。偏角为正，正的舵偏角产生负支配力矩。 2 2、蹬舵反倾斜景象：、蹬舵反倾斜景象：交叉力矩使蹬舵偏转机头交叉力矩使蹬舵偏转机头的同时，产生向外滚转的的同时，产生向外滚转的景象。景象。产生反倾斜景象的条件：产生反倾斜景象的条件：侧向稳定力矩小于垂尾侧侧向稳定力矩

102、小于垂尾侧向力对纵轴的滚转力矩。向力对纵轴的滚转力矩。处理方法：侧向稳定性与处理方法：侧向稳定性与方向支配性合理撘配。方向支配性合理撘配。飞机的方向支配飞机的方向支配 蹬舵反倾斜景象蹬舵反倾斜景象飞机主支配面上的辅助安装飞机主支配面上的辅助安装. .分量平衡分量平衡. .气动补偿气动补偿. .气动平衡气动平衡舵面的分量平衡舵面的分量平衡作用：防止翼面弯曲舵面颤振作用：防止翼面弯曲舵面颤振方法：支配面的重心移到转轴之前或与转轴重合。方法：支配面的重心移到转轴之前或与转轴重合。集中式配重、集中式配重、 分散式配重、固定配重和可调配重。分散式配重、固定配重和可调配重。气气动补偿 减小减小铰链力矩力矩

103、铰链力矩和支配力矩铰链力矩和支配力矩 铰链力矩：舵面上气动力合力对转轴的力矩。铰链力矩：舵面上气动力合力对转轴的力矩。 支配力矩：拉推舵面的传动杆力对转轴支配力矩：拉推舵面的传动杆力对转轴的力矩。的力矩。 支配条件：支配力矩大于或等于铰链力矩。支配条件：支配力矩大于或等于铰链力矩。 气动补偿方式气动补偿方式O O 轴式补偿轴式补偿O O 角式补偿角式补偿O O 内封补偿内封补偿O O 随动补偿片随动补偿片O O 弹簧补偿片弹簧补偿片轴式补偿轴式补偿 气动补偿 角式补偿角式补偿 气动补偿 内封补偿内封补偿 气动补偿 随动补偿片随动补偿片 弹簧补偿片弹簧补偿片当支配力超越一定值，抑制弹簧预当支配力

104、超越一定值，抑制弹簧预紧力后才起补偿作用。紧力后才起补偿作用。 气动平衡气动平衡 * * 目的：在一定飞行形状下完全消除杆力，实现目的：在一定飞行形状下完全消除杆力，实现松杆飞行。松杆飞行。 * * 型式：配平调整片型式：配平调整片 随动配平补翼随动配平补翼 固定调整片固定调整片 可变安装角的程度安定面可变安装角的程度安定面气动平衡 配平调整片配平调整片 气动平衡 配平调整片配平调整片 气动平衡 随动配平补翼随动配平补翼 固定调整片固定调整片 构造：固定于机翼后缘的金属片。构造：固定于机翼后缘的金属片。 平衡调整：只能在地面据飞行反响平衡调整：只能在地面据飞行反响的情况进展扳动变形，使其到达气动的情况进展扳动变形，使其到达气动平衡目的。平衡目的。 气动平衡气动平衡气动平衡 安装角可调的程度安定面安装角可调的程度安定面 功用：起飞前配平、马赫配平、松杆飞行配功用：起飞前配平、马赫配平、松杆飞行配平、着陸前配平。平、着陸前配平。空气动力学根底终了