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飞机飞行原理解剖
飞行员航空知识手册《飞行员航空知识手册》 为飞行员提供了非常 重要的基础知识。 本手册为飞行员介绍了在将来 的培训进程中需要的广泛知识。 除了和民用航空 有关的联邦法规全书(CFR)部分内容外，大部分 适用于飞行员认证的知识领域都有讲述。 这本手 册对于飞行学员和那些需要更多高级证书的飞 行员都非常有用。 偶尔在预期行动被认为是充满危险的时候， 会使 用”必须”或者类
似语言。 这种语气的使用不是 对 14CFR 的责任的一种附加，解释或者减轻。 使用本手册的人熟悉和使用 14CFR 的相关部分以及航空信息手册(AIM)也是重要 的。AIM 可以在线获得，网址为 http://www.faa.gov/atpubs 。 本手册取代 FAA 1997 年出版的 Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge。 译者注： 1)本手册来源于美国航空管理局 FAA 的公开出版物 2003 年版本的 Pilot’s Handbook of Aeronautical Knowledge(H-8083-25)翻译而来,翻译时间为 2007 年 3 月至 2007 年 12 月。 2)本手册之目的是为飞行模拟游戏爱好者提供一本系统的基础原理教材， 以帮助 提高玩飞行模拟游戏的技能。 3)若真实飞行学员以此为参考材料时， 请特别注意本手册中可能的翻译不准确导 致的误解或者错译， 有歧异时以教官的观点和培训学校教材为准。另要注意书中 所述的规则和法规都是美国规则和法规。 4)有任何的错误、不准确及相关事宜，请您告知译者您的观点和建议。 5)【】中的文字是为了便于阅读理解而由译者增加的注释文字。中文版 PDF格式 : PDF, 建议使用 Adobe Acrobat 5.0 或者更高版本阅读。 大小 : 15.5MB 1) 飞行员航空知识手册 - 简体中文版 2) 飞行员航空知识手册 - 繁体中文版英文 PDF 原版1. 2. 3. 4. 飞行员航空知识手册 飞行员航空知识手册 飞行员航空知识手册 飞行员航空知识手册 1 2 3 42008 年新版《飞行员航空知识手册》2008 年 FAA 修订了一批航空和飞行器手册，本手册的最新版下载地址为 http://www.faa.gov/Library/manuals/aviation/pilo...第一章 - 飞机结构摘要：飞机结构是第一章，主要讲述了飞机的机身，机翼，尾翼，起落架，和 发动机这几个主要结构部分。 根据美国联邦法规全书(CFR)第 14 篇第一部分的定义和缩写， 飞行器(Aircraft) 是一种用于或者可用于飞行的设备。飞行员执照的飞行器分类包括飞机 (Airplane)， 直升机， 气球类(lighter-than-air)， 动力升力类(powered-lift)， 以及滑翔机。 还定义了飞机(Airplane)是由引擎驱动的，比空气重的固定翼飞行 器， 在飞行中由作用于机翼上的空气动态反作用力支持。本章简单介绍飞机和它 的主要组成部分。主要组成部分尽管飞机可以设计用于很多不同的目的，大多数还是有相同的主要结构。它的总 体特性大部分由最初的设计目标确定。大部分飞机结构包含机身，机翼，尾翼， 起落架和发动机。机身机身包含驾驶舱和/或客舱， 其中有供乘客使用的坐位和飞机的控制装置。另外， 机身可能也提供货舱和其他主要飞机部件的挂载点。 一些飞行器使用开放的桁架 结构。 桁架型机身用钢或者铝质管子构造。通过把这些管子焊接成一系列三角形 来获得强度和刚性，成为桁架结构。图 1-2 就是华伦桁架。华伦桁架结构中有纵梁，斜管子和竖直的管子单元。为降低重量，小飞机一般使 用铝合金管子，可能是用螺钉或者铆钉通过连接件铆成一个整体。随着技术进步，飞行器设计人员开始把桁架单元弄成流线型的飞机以改进性能。 在最初使用布料织物来实现的，最终让位于轻金属比如铝。在某些情况下，外壳 可以支持所有或者一主要部分的飞行载荷。 大多数现代飞机使用称为单体横造或 者半单体构造的加强型外壳结构。 单体横造设计使用加强的外壳来支持几乎全部的载荷。这种结构非常结识，但是 表面不能有凹痕或者变形。这种特性可以很容易的通过一个铝的饮料罐来演示。 你可以对饮料罐的两头施加相当的力量管子不受什么损坏。然而，如果罐壁上只 有一点凹痕， 那么这个罐子就很容易的被扭曲变形。实际的单体造型结构主要由 外壳，隔框，防水壁组成。隔框和防水壁形成机身的外形。如图 1－3由于没有支柱，外壳必须足够的坚固以保持机身的刚性。这样，单体造型结构有 一个重要的问题， 在保持重量在允许的范围内同时要维持足够的力量。由于单体 设计的限制，今天的大多数飞机使用半单体造型结构。 半单体造型结构使用飞机外壳可以贴上去的亚结构， 亚结构由隔框和不同尺寸的 防水隔壁以及桁条组成， 通过来自机身的弯曲应力来加固加强的外壳。机身的主 要部分也包括机翼挂载点和防火隔板。如图 1－4在单引擎飞机上， 引擎一般附加在机身的前端。在引擎后面和驾驶舱或客舱之间 有防火部分以保护飞行员或乘客受到引擎火焰的伤害。这部分称为防火隔壁，一 般由阻热材料如不锈钢制成。机翼机翼机翼是连接到机身两边的翅膀， 也是支持飞机飞行的主要升力表面。很多飞机制 造商设计了多种不同的机翼样式， 尺寸和外形。 每一种都是为了满足特定的需要， 这些需要由具体飞机的目标性能决定。下面的章节将解释机翼是如何获得升力 的。机翼可以安装在机身的上，中 或较低部分，分别称为高翼，中翼，低翼设计。 机翼的数量也可以不同。 有一组机翼的飞机称为单翼机，有两组机翼的飞机称为 双翼飞机或者复翼飞机。如图 1－5许多高翼飞机有外部支柱， 或者机翼支杆，它可以通过支杆把飞行和着陆负荷传 递到主机身结构。 由于支杆一般安装在机翼突出机身的一半位置上，所以这种类 型的机翼结构也叫半悬臂机翼。 少数高翼飞机和多数低翼飞机用全悬臂机翼不用外部支杆来承载负荷。机翼的主要结构部件有翼梁，翼肋，桁条。如图 1－6这些都通过支杆，I 字型梁，管子，或其他设备包括外壳而加固。翼肋决定了机 翼的外形和厚度。在大多数现代飞机上，油箱也是机翼的一个集成部件。或者由 灵活的安装在机翼里的容器组成。 安装在机翼后面的或者尾部和边缘的是两种类型的控制面，称为副翼和襟翼。副 翼大约从机翼的一半处向外伸出， 以利于创造使得飞机侧滚的反方向移动和倾斜 的空气动力。 襟翼从靠近机翼中点处向外伸出。襟翼在巡航飞行时通常是和机翼 表面齐平的。 当向外伸出时， 襟翼同时向下延伸以在起飞或者着陆时增加机翼的 升力。尾翼飞机尾巴部分的正确名字叫尾翼。尾翼包括整个的尾巴部分，由固定翼面如垂直 尾翼和水平尾翼组成。可活动的表面包括方向舵，升降舵，一个或者多个配平片 (补翼)。如图 1－7第二种尾翼的设计不需要升降舵。相反，在中央的铰链点安装一片水平尾翼，铰 链轴是水平的。这种类型的设计叫全动式水平尾翼，使用控制轮移动，就像使用 升降舵一样。例如，当你向后拉控制轮时，水平尾翼转动，拖尾边缘向上运动。 水平尾翼还有一个沿尾部边缘的防沉降片。如图 1－8防沉降片的运动方向和水平尾翼尾部边缘的运动方向一样。 防沉降片也作为减轻 控制压力的配平片，帮助维持水平尾翼在需要的位置。 垂直方向舵安装在垂直尾翼的后部。飞行时，它用于使得飞机头部向左或者向右 运动。在飞行转弯时，垂直方向舵需要和副翼配合使用。升降舵安装在水平尾翼 的后面，用于控制在飞行中飞机的头部向上或者向下运动。配平片是位于控制面的尾部边缘可活动的一小部分。这些可活动的配平片，从驾 驶舱控制，降低控制压力。配平片也可以安装在副翼，方向舵和/或升降舵。起落架起落架是飞机停放，滑行，起飞或者着陆时的主要支撑部分。大多数普通类型的 起落架由轮子组成， 但是飞机也可以装备浮筒以便在水上运作，或者用于雪上着 陆的雪橇。如图 1－9起落架由三个轮子组成， 两个主轮子，以及一个可以在飞机后面或者前面的第三 个轮子。 使用后面安装第三个轮子的起落架称为传统起落架。传统起落架的飞机 有时候是指后三点式飞机。当第三个轮子位于飞机头部位置时称为前三点式飞 机， 相应的这种设计叫三轮车式起落架。可操控的前轮或者尾轮允许在地面上对 飞机的全部控制。发动机发动机一般包括引擎和螺旋推进器。 引擎的主要作用是为螺旋推进器提供转动的 动力。它也产生电力，为一些仪表提供真空源，在大多数单引擎飞机上，引擎为 飞行员和乘客提供热量的来源。引擎飞机引擎罩盖住，或者在某些飞机上，它被 飞机引擎机舱包围。 引擎罩或者引擎机舱的作用是使得引擎周围的空气流动变得 流线型，用管子引导气缸的空气来帮助冷却引擎。 安装在引擎前面的推进器把引擎的转动力量转化为称为反冲力的前向作用力， 帮 助飞机在空气中移动。如图 1－10第二章 - 飞行原理本章讨论飞行中支配作用于飞机上力的基本物理定律， 以及这些自然定律和力对 飞机性能特性的影响。为了胜任的控制飞机，飞行员必须理解涉及的原理，学会 利用和抵制这些自然力。 现代通用航空飞机可能有相当高的性能特性。因此，飞行员充分领会和理解飞行 艺术所依赖的原理是越来越必要的。大气结构飞行所处的大气是环绕地球并贴近其表面的一层空气包层。 它是地球的相当重要 的一个组成部分，就像海洋或者陆地一样。然而，空气不同于陆地和水是因为它 是多种气体的混合物。它具有质量，也有重量，和不确定的形状。 空气象其他任何流体一样， 由于分子内聚力的缺乏，当受到非常微小的压力时就 会流动和改变它的形状。例如，气体会充满任何装它的容器，膨胀和传播直到其 外形达到容器的限制。 大气的组成是由 78％的氮气，21％的氧气以及 1％的其他气体，如氩气和氦气。 由于部分元素比其他的重， 较重的气体如氧气有个天然的趋势，会占据地球的表 面。而较轻的气体会升到较高的区域。这就解释了为什么大多数氧气包含在 35000 英尺高度以下。 因为空气有质量也有重量，它是一个物体，作为一个物体，科学定律会向其他物 体一样对气体起作用。气体驻留于地球表面之上，它有重量，在海平面上产生的 平均压力为每平方英寸 14.7 磅，或者 29.92 英寸水银柱高度。由于其浓度是有 限的，在更高的高度上，那里的空气就更加稀薄。由于这个原因，18000 英尺高 度的大气重量仅仅是海平面时的一半。如图 2－1大气压力尽管有多种压力， 这里的讨论主要涉及大气压力。 它是天气变化的基本因素之一， 帮助提升飞机，也驱动飞机里的某些重要飞行仪表。这些仪表是高度仪，空速指 示仪，和爬升率指示仪，和进气压力表。虽然空气很轻，也受重力吸引的影响。因此，和其他物质一样，由于有重量，就 产生了力量。由于它是流体物质，朝各个方向施加的力是相等的，它作用于空气 中物体的效果就是压力。 在海平面的标准条件下，由于大气重量而施加于人体的 平均压力大约 14.7lb/in。空气密度对飞机的性能有重大的影响。如果空气密度 变低，1)飞机会降低动力，因为引擎吸收更少的空气，2)降低推力，因为螺旋桨 在稀薄的空气力更低效，3）降低升力，因为稀薄的空气对机翼施加的力量更小。压力对密度的影响由于空气是气体，它可以被压缩或者膨胀。当空气被压缩时，一定的容积可以容 纳更多的空气。相反的，当一定容积上空气的压力降低时，空气会膨胀且占据更 大的空间。 那是因为较低压力下的最初空气体积容纳了更少质量的空气。换句话 说，就是空气密度降低了。事实上，密度直接的和压力成比例。如果压力增倍， 密度也就增倍，如果压力降低，密度也就相应的降低。这个说法只在恒定温度条 件下成立。温度对密度的影响增加一种物质的温度的效果就是降低其密度。相反的，降低温度就有增加密度的 效果。这样，空气密度就和绝对温度成反比例变化。这个说法只在恒定压力的条 件下成立。 在大气中，温度和压力都随高度而下降，对密度的影响是矛盾的。然而，随着高 度的增加压力非常快的下降是占主要影响的。因此，可以预期密度是随高度下降 的。湿度对密度的影响前面段落的叙述都假设空气是完全干燥的。实际上，空气从不是完全干燥的。空 气中的少量水蒸气在特定情况下几乎可以忽略， 但是在其他条件下湿度可能成为 影响飞机性能的重要因素。水蒸气比空气轻，因此，湿空气比干空气要轻。在给 定的一组条件下，空气包含最多的水蒸气则其密度就最小。温度越高，空气中能 包含的水蒸气就越多。当对比两个独立的空气团时，第一个温暖潮湿（两个因素 使空气趋于变轻） 的和第二个寒冷干燥(两个因素使得空气变重)的气团，第一个 的密度必定比第二个低。压力，温度和湿度对飞机性能有重要的影响，就是因为 他们直接影响空气密度。运动和力的牛顿定律在 17 世纪， 哲学家和数学家 牛顿提出了三个基本的运动定律。他在这样做的时 候脑子里确定无疑的没有飞机这个概念， 但是几乎所有已知的运动都可以回到这 三个定律。这些定律以牛顿的名字命名如下： 牛顿第一定律： 一个静止的物体有维持其静止状态的特性，运动中的物体有维持 其原有速度和方向的特性。简而言之，本质上，一个物体一直保持其运动状态知 道有外界力量改变他。 停机坪上的静止飞机会一直保持静止除非施加一个足够强 的克服其惯性的力。然而，一旦其开始运动，他的惯性会让他保持运动，克服施 加于飞机上的各种其他力量。这些力量或推动其运动，或减慢其速度，或改变他 的方向。 牛顿第二定律： 当一个物体收到一个恒定力的作用时，其加速度和物体的质量成 反比， 和物体的所施加的力成正比。这里所涉及的就是克服牛顿第一定律的惯性 的因素。其包含方向和速度的改变，有两层含义：从静止到运动（正加速度）和 从运动到停止（负加速度或者减速）。 牛顿第三定律： 无论何时一个物体对另一个物体施加力量，那么另一个物体也对 这个物体施加力量，这个力的大小是相等的，而方向是相反的。开火时枪的反作 用力是牛顿第三定律的形象化例子。游泳冠军在折回时对游泳池壁施加反作用 力，或者婴儿学步－都会失败，但是现象都表现了这个定律。飞机上，螺旋桨转 动向后推动空气，所以，空气向相反的方向推螺旋桨－飞机前进。在喷气式飞机 上，引擎向后推动热空气气流，作用于引擎的反向等大小的作用力推动引擎，使 得飞机前进。所有交通工具的运动都形象的演示了牛顿第三运动定律。马格努斯效应通过观察气流中旋转的圆柱可以很好的解释升力的原因。 靠近圆柱的局部速率由 气流速度和圆柱的旋转速率共同决定，距离圆柱越远其速率越低。对于圆柱，顶 部表面的旋转方向和气流方向一致，顶部的局部速率高，底部的速率低。 如图 2－2 所示，在 A 点，气流线在分支点分开，这里有个停滞点；一些空气向 上，一些空气向下。另一个停滞点在 B 点，两个气流汇合，局部速度相同。现在 圆柱面前部有了升流，后面有降流。表面局部速度的差别说明压力的不同，顶部压力比底部低。低压区产生向上的力 称为“马格努斯效应”。这种机械降低的循环演示了旋转和升力之间的关系。 正迎角的机翼产生的气流使得机翼尾部的停滞点称为尾部边缘的尾巴， 而前面的 停滞点前导机翼边缘的下方。压力的伯努利原理牛顿发表其定律的半个世纪之后，一个瑞士数学家伯努利先生解释了运动流体 (液体或者气体)的压力是如何随其运动速度而变化的。特别的，他说道运动或者 流动的速度增加会导致流体压力的降低。 这就是空气通过飞机机翼上曲面所发生 的。 可以使用普通管子里的水流来作个模拟。 在恒定直径的管子中流动的水对管壁施 加一致的压力； 但是如果管子的一段直径增加或者降低，在那点水的压力是肯定 要变化的。假设管子收缩，那么就会压缩这个区域里的水流。假设在一样的时间 流过收缩部分管子的水量和管子收缩前是一样的， 那么这个点的水流速度必定增 加。 因此，如果管子的一部分收缩，它不仅增加流速，还降低了所在点的压力。流线 型的固体(机翼)在管子中同一点也会得到类似的结果。 这个一样的原理是空速测 试和机翼产生升力能力分析的基础。 伯努利定理的实践应用是文氏管。文氏管的入口比喉部直径大，出口部分的直径 也和入口一样大。在喉部，气流速度增加，压力降低；在出口处气流速度降低， 压力增加。如图 2－4机翼设计在讨论牛顿和伯努利的发现的章节里， 我们已经一般性的讨论了飞机比空气重而 机翼为什么能够维持飞行的问题。 或许这个解释能够最好的简化为一个最基本的 概念，升力就是机翼上空气流动的结果，或者用日常语言来说，就是因为机翼在 空气中的运动。 由于机翼利用其在空气中的运动产生力量， 下面降会讨论和解释机翼结构以及前 面讨论的牛顿和伯努利定律的材料。机翼是一种利用其表面上运动的空气来获得反作用力的结构。 当空气收到不同的 压力和速度时， 其运动方式多种多样。但是这里讨论的是限于飞行中飞行员最关 心的那些部分，也就是说机翼是用来产生升力的。看一下典型的机翼剖面图，如 机翼的横截面，就可以看到几个明显的设计特征。如图 2－5请注意机翼的上表面和下表面的弯曲(这个弯曲称为拱形)是不同的。 上表面的弯 曲比下面的弯曲更加明显，下表面在大多数具体机翼上是有点平的。在图 2－5 中， 注意机翼剖面的两个极端位置的外观也不一样，飞行中朝前的一端叫 前缘， 是圆形的，而另一端叫尾缘，相当的尖，呈锥形。 在讨论机翼的时候经常使用一条称为弦线的参考线， 一条划过剖面图中两个端点 前缘和后缘的直线。弦线到机翼上下表面的距离表示上下表面任意点的拱形程 度。另一条参考线是从前缘划到后缘的，叫“平均弯度线”。意思是这条线到上 下表面轮廓是等距离的。 机翼的构造通过成形来利用空气的对应于特定物理定律的作用使得提供大于它 的重量的作用力。 它从空气获得两种作用力：一种是从机翼下方空气产生的正压 升力，另外就是从机翼上方产生的反向压力。 当机翼和其运动方向成一个小角度倾斜是，气流冲击相对较平的机翼下表面，空 气被迫向下推动， 所以导致了一个向上作用的升力，而同时冲击机翼前缘上曲面 部分的气流斜向上运动。也就是说，机翼导致作用于空气的力，迫使空气向下， 同时也就提供了来自空气的相等的反作用力，迫使机翼向上。如果构造机翼的形 状能够导致升力大于飞机的重量，飞机就可以飞起来。 然而， 如果所有需要的力仅仅来自于机翼下表面导致的空气偏流，那么飞机就只 需要一个类似风筝的平的机翼。当然，情况根本不是这样；在特定条件下被扰乱 的机翼尾部气流会足够导致飞机失去速度和升力。 支撑飞机所需力的平衡来自机 翼上方的气流。 这里它是飞行的关键。 大部分升力来自机翼上部气流的下洗流(因 机翼所产生的下降气流)的结果，这个事实必须透彻的理解才能继续深入的研究 飞行。 然而， 给机翼上表面产生的力和下表面产生的力指定一个具体的百分比是 既不正确也达不到实际目的。 这些(来自上下表面的力以及他们的比例)都不是恒 定值，他们的变化不仅取决于飞行条件还和不同的机翼设计有关。 应该明白不同的机翼有不同的飞行特性。 在风洞和实际飞行中测试了成千上万种 机翼，但是没有发现一种机翼能够满足每一项飞行要求。重量，速度和每种飞机 的用途决定了机翼的外形。 很多年前人们就认识到产生最大升力的最有效率的机 翼是一种有凹陷的下表面的勺状机翼。后来还认识到作为一种固定的设计，这种 类型的机翼在产生升力的时候牺牲了太多的速度， 因此不适合于高速飞行。 然而，有一个需要说明的有趣事情， 通过工程上巨大的进步，今天的高速喷气机又开始 利用勺状机翼的高升力特性这个优势。前缘(Kreuger)襟翼和后缘(福勒)襟翼从 基本机翼结构向外延伸时， 直接的把机翼的外形变化为经典的勺状形态，这样就 能够在慢速飞行条件下产生大的多的升力。 另一方面，特别流线型的机翼有时候风阻力很小，没有足够的升力让飞机离地。 这样， 现代飞机机翼在设计上采取极端之间的中庸，外形根据飞机的设计需要而 变化。图 2－6 显示了部分更加普通的机翼剖面。低压在上在一个风洞或者飞行中， 机翼仅仅是插入到空气流中的流线型物体。如果机翼剖 面是泪珠型外形， 流过机翼上下表面两边的空气速度和压力的变化是一样的。但 是如果泪珠状机翼沿纵向切去一般，就可以产生构成基本机翼剖面的外形。如果 机翼有倾角，气流就以一个角度(迎角，也叫迎角)冲击它，由于上表面的弯曲引 起运动距离的增加， 导致机翼上表面移动的空气分子就被迫比沿下表面移动的分 子更快。速度的增加降低了机翼上部的压力。 伯努利压力原理本身没有解释机翼上表面的压力分布情况。 后面将介绍流经靠近 机翼曲面的不同路径上空气冲力的影响。图 2－7冲力是一种使物体运动方向或大小改变的阻力。 当一个物体受力在环形路径上运 动时，它产生一个背向曲线路径中心的阻力。这是“离心力”。当空气粒子在曲 线路径 AB 上运动时， 离心力趋向于把粒子向 AB 之间箭头的方向上抛，这样就导 致空气在对机翼前缘施加正常压力之外还有别的力。但是当空气粒子通过 B 点 (路径弯曲的反转点)之后， 离心力趋向于把他们往 BC 之间的箭头方向上抛(导致 机翼上压力降低)。这个效应一直维持到空气粒子到达 C 点，C 点是第二个气流 弯曲反转点。 离心力再一次反转，空气粒子会趋向于给机翼尾部边缘在正常压力 之外稍微多加一点力，如图中 CD 之间短箭头所示。 所以， 机翼上表面的空气压力是分布式的，前缘所受的压力比周围的大气压力大 的多，导致了前进运动的强大阻力；但是在上表面的很大一部分(B 点到 C 点)空 气压力小于周围的大气压力。就像应用伯努利原理的文氏管中所看到的， 机翼上表面空气的加速引起压力的下 降。这个较低的压力是总升力的一部分。然而，机翼上下表面压力差是总升力的 唯一来源的设想是错误的。 还必须记住和较低压力有关的是下洗力－机翼顶部表面向下向后的气流。 就像在 前面对空气动态作用相关的讨论中看到的那样，气流冲击机翼的下表面，向下向 后的气流的反作用力是向前向上的。机翼上表面和下表面适用一样的反作用力， 牛顿第三定律再次得到体现。高压在下在讨论和升力相关的牛顿定律章节里， 已经讨论了机翼下方的压力条件特定大小 的压力是如何生成的。 机翼下方的正压力在迎角较大时也相应增加。但是气流的 另一方面也必须考虑。在靠近前缘的点，实际上气流是停滞的(停滞点)，然后逐 渐的增加速度。在靠近尾缘的某些点，速度又变到和机翼上表面的速度相同。遵 循伯努利原理，机翼下方的气流速度较慢，产生了一个支撑机翼的正压力，当流 体速度下降时，压力必定增加。基本上，由于机翼上下表面的压力差的增加，因 此机翼上增加的总升力会导致下表面压力没有增加。 无论何时机翼产生的升力中 伯努利原理和牛顿定律都生效。 液体流动或者气体流动是飞机飞行的基础，也是飞机速度的产物。由于飞机的速 度影响飞机的升力和阻力，所以对飞行员非常重要。飞行员在最小滑翔角，最大 续航力和很多其他飞行机动中使用空速飞行。 空速是飞机相对于所飞过的空气的 速度。机翼的压力分布从风洞模型和实际大小的飞机上所作的试验上， 已经确知在不同迎角的机翼表面 气流中， 表面的不同区域压力有负的 （比空气压力小） 也有正的(比空气压力大)。 上表面的负压产生的力比下表面空气冲击机翼产生的正压得到的力更大。图 2－ 8 显示了三个不同迎角时沿机翼的压力分布。通常，较大迎角时压力中心前移， 小迎角时压力中心后移。在机翼结构的设计中，压力中心的移动是非常重要的， 是因为其影响大迎角和小迎角时作用于机翼结构上的空气动力负荷的位置。 飞机 的航空动力学平衡和可控制性是由压力中心的改变来控制的。压力中心是通过计算和机翼迎角在正常的极值范围内变化的风洞测试得到的。 当 迎角变化时，压力分布特性也就不同。图 2－8 所示， 在每个迎角时正负压力加总得到合力。总合力用图 2－9 中的合力 矢量来表示。这个力矢量应用的点在术语上称为 “压力中心 CP”。对于任意给定的迎角，压 力中心在合力矢量和弦线的焦点位置。这个点用机翼弦的百分比来表示。对于一 个 60 英寸弦的 30％位置的压力中心点即机翼后缘的 18 英寸位置。设计者这样 设计机翼的时候，压力中心就在飞机的重心，飞机总会平衡。然而，压力中心的 位置随机翼迎角的变化而改变，这样困难就出现了。如图 2－10在飞机的正常飞行姿态范围内，如果迎角增加，压力中心就向前移动；反之则后 移。因为重心固定在一点，很明显，迎角增加时，升力中心朝重心的前面移动， 产生一个抬升机头的力，或者增加多一点迎角。另一方面，如果迎角减小，升力 中心后移， 趋向于迎角减小很多。 这样就可以看到， 正常的机翼是内在不稳定的， 这样就必须增加一个额外的辅助设备如水平尾翼来维持飞机纵向平衡。 所以飞行中的飞机平衡取决于重心和机翼压力中心的相对位置。 经验已经表明重 心在机翼弦线的 20％附近的飞机可以获得平衡和满意的飞行。 锥形的机翼表明了翼展范围内翼弦的多样性。 指定某弦线其平衡点可以被表示开 始变得有必要。 这个弦即知名的平均空气动力弦(MAC),通常定义为假设的非锥形 机翼的弦，它和被讨论的机翼有相同的压力中心特性。 飞机的载荷和重量分布也影响重心的位置而产生额外的力，进而影响飞机的平 衡。第三章 - 飞行空气动力学飞行空气动力学介绍作用于飞机上的力的相互关系和由相关力产生的效应。作用于飞机的力至少在某些方面， 飞行中飞行员做的多好取决于计划和对动力使用的协调以及为 改变推力，阻力，升力和重力的飞行控制能力。飞行员必须控制的是这些力之间 的平衡。对这些力和控制他们的方法的理解越好，飞行员执行时的技能就更好。 下面定义和平直飞行(未加速的飞行)相关的力。 推力是由发动机或者螺旋桨产生的向前力量。 它和阻力相反。 作为一个通用规则， 纵轴上的力是成对作用的。然而在后面的解释中也不总是这样的情况。 阻力是向后的阻力， 由机翼和机身以及其他突出的部分对气流的破坏而产生。阻 力和推力相反，和气流相对机身的方向并行。 重力由机身自己的负荷，乘客，燃油，以及货物或者行礼组成。由于地球引力导 致重量向下压飞机。和升力相反，它垂直向下地作用于飞机的重心位置。 升力和向下的重力相反， 它由作用于机翼的气流动力学效果产生。它垂直向上的 作用于机翼的升力中心。 在稳定的飞行中，这些相反作用的力的总和等于零。在稳定直飞中没有不平衡的 力(牛顿第三定律)。 无论水平飞行还是爬升或者下降这都是对的。也不等于说四 个力总是相等的。 这仅仅是说成对的反作用力大小相等，因此各自抵消对方的效 果。 这点经常被忽视， 而导致四个力之间的关系经常被错误的解释或阐明。 例如， 考虑下一页的图 3－1。在上一幅图中的推力，阻力，升力和重力四个力矢量大 小相等。象下一幅图显示的通常解释说明(不保证推力和阻力就不等于重力和升 力)推力等于阻力，升力等于重力。必须理解这个基本正确的表述，否则可能误 解。一定要明白在直线的，水平的，非加速飞行状态中，相反作用的升力和重力 是相等的，但是它们也大于相反作用的推力和阻力。简而言之，非加速的飞行状 态下是推力和阻力大小 相等，而不是说推力和阻力的大小和升力重力相等，基 本上重力比推力更大。必须强调的是，这是在稳定飞行中的力平衡关系。总结如 下：? 向上力的总和等于向下力的总和 ? 向前力的总和等于向后力的总和对旧的“推力等于阻力， 升力等于重力”公式的提炼考虑了这样的事实，在爬升 中， 推力的一部分方向向上， 表现为升力， 重力的一部分方向向后， 表现为阻力。在滑翔中，重力矢量的一部分方向向前，因此表现为推力。换句话说，在飞机航 迹不水平的任何时刻，升力，重力，推力和阻力每一个都会分解为两个分力。如 图 3－2对前面概念的讨论在航空学课本或者手册中经常被忽略。 原因不是因为他们不重 要， 而是因为由于忽略这个讨论，谈到作用于飞行中飞机的航空动力学作用力的 主要思想就可以用最基本的要素来表达，而不用考虑航空动力学者的专业性。就 事实而言， 仅仅考虑水平飞行和稳定状态中的正常爬升和下降，机翼升力确实是 重要的向上的力而重力是重要的向下的力的表述仍然是正确的。 经常的， 在解释作用于飞机的力时遇到的大量困难在很大程度上是语言和其含义 的问题。例如，飞行员长期认为在飞机爬上是因为升力大于重力。如果他仅仅根 据机翼升力考虑的话这是不对的。然而，如果考虑所有向上力的合力导致升力大 于重力，那么这就是对的。但是当提到“升力推力和重力阻力”时，为这些力确 立的前面的定义就不再有效， 使问题变的复杂。语言表述的如此不严密为大量的 争论提供了借口，这些争论集中于基本原理的精练。 尽管已经定义了作用于飞机上的力， 飞行员如何使用他们来进行受控的飞行就需 要对他们进行深入详细的讨论。推力飞机开始移动前，必须施加推力。飞机持续移动，速度增加，直到推力和阻力相 等。 为了维持恒定的空速， 就像升力和重力必须保持相等以维持稳定的飞行高度 一样，推力和阻力必须保持相等。假设在平直飞行中，引擎功率降低，推力就会 下降，飞机速度就减慢。只要推力小于阻力，飞机就会一直减速，知道它的空速 不足以支持飞行。 同样的，如果引擎的动力增加，推力比阻力大，空速就增加。只要推力一直比阻 力大，飞机就一直加速。当阻力等于推力时，飞机飞行在恒定的空速。 平直飞行可以维持的速度可以很慢也可以很快。如果飞机要保持水平飞行，飞行 员必须在所有飞行状态协调迎角和推力。概略的，这些飞行状态可以按类分为三 组，低速飞行，巡航飞行和高速飞行。 在低空速时，要维持升力和重力的平衡，迎角必须相对较高以增加升力。如图 3-3，如果推力降低空速增加，升力变得小于重力，飞机就会开始下降。要维持水平飞 行，飞行员可以增加一定量的迎角，它会再次让升力等于飞机的重力，而飞机会 飞的更慢点，如果飞行员适当的协调了推力和迎角也可以保持水平飞行。 低速状态的平直飞行提供了需要关注的和力平衡有关的条件， 因为飞机处于高机 头的姿态，有一个垂直的推力分量帮助支持飞机。首先，可以预期机翼载荷趋于 减少。 大多数飞行员知道相比发动机停止时飞机在有动力时速度较低会失速，螺 旋桨引起的气流通过机翼时也会恶化这种情况。然而，如果分析仅仅限于通常定 义的这四个力，你可以说，平直低速飞行时推力等于阻力，升力等于重力。 在平直飞行中，推力增加时，空速增加，必须要降低迎角。如果协调好了变化， 飞机仍然保持平直飞行， 但是推力和迎角之间建立了合适的关系后飞行速度会变 高。 如果推力增加时迎角没有降低，飞机会爬升。但是降低迎角可以修正升力，保持 它等于重力，如果做的恰好，飞机仍然保持平飞。轻微的负迎角甚至可以出现在 非常高速度的平直飞行中。 那么就很明显，可以以失速迎角和高速时的相对较小 负迎角之间的任意迎角进行平飞。阻力飞行中的阻力有两个基本类型： 寄生阻力和诱导阻力。第一个称为寄生的是因为 它永远对飞行的帮助是无用的， 第二个是由机翼产生升力的结果所导致的。寄生 阻力有两个基本元素：形阻力，来自机身对气流的破坏，另外就是外壳的摩擦阻 力。 对于寄生阻力的两个因素，在设计飞机时容易降低形阻力。一般的，一个物体越 是流线型的就越容易降低寄生阻力的形阻力。 外壳摩擦力是最难降低的寄生阻力类型。没有完全光滑的表面。甚至是机械加工 的表面，通过放大来检测的话，仍然可以看到粗糙的不平坦的外观。这种粗糙的 表面会使表面的空气流线型弯曲，对平滑气流产生阻力。通过使用光滑的磨平的 表面，和去掉突出的铆钉头，粗糙和其他的不规则物来最小化外壳摩擦力。 设计飞机时必须要增加另一个对寄生阻力的考虑。 这个阻力复合了形阻力效应和 外壳摩擦，称为所谓的干涉阻力。如果两个物体靠近放置，产生的合成紊乱会比 单个测试时大 50％到 200％。形阻力， 外壳摩擦力和干涉阻力这三个阻力都要被计算以确定一个飞机的寄生阻 力。 寄生阻力中一个物体的外形是一个很大的因素。然而，说道寄生阻力时指示空速 也是一个同样重要的因素。一个物体的外形阻力保持在一个相对气流固定的位 置，大约以速度的平方成正比增加；这样，空速增加为原来的两倍，那么阻力就 会变成原来的四倍，空速增加为三倍的话阻力也就增加为九倍。但是，这个关系 只在相当的低音速时维持很好。 在某些更高速度，外形阻力的增加会随速度而变 的突然很快。 第二个基本的阻力类型是诱导阻力。 以机械运动方式工作的系统没有一个可以达 到 100%的效率，这是一个确定的物理事实。这就意味着无论什么特性的系统， 总是以系统中消耗某些额外的功来获得需要的功。系统越高效，损失就越小。 在平飞过程中， 机翼的空气动力学特性产生要求的升力，但是这只能通过某种代 价才能获得。这种代价的名字就叫诱导阻力。诱导阻力是内在的，在机翼产生升 力的任何时刻，而事实上，这种阻力是升力的产物中不可分离的。继而，只要有 升力就会有这种力。 机翼通过利用三种气流的能量产生升力。无论什么时候机翼产生升力，机翼下表 面的压力总是大于机翼上表面的压力。结果，机翼下方的高压区空气有向机翼上 方的低压去流动的趋势。在机翼的翼尖附近，这些压力有区域相等的趋势，产生 一个从下表面到机翼上表面的向外的侧面气流。 这个侧向气流给予翼尖的空气和 机翼后面的尾流一个旋转速度。 因此，翼尖的气流会变成随着机翼运动的两个涡 流轨迹。 从尾部看飞机时，右边翼尖的涡流逆时针旋转，而左边翼尖的涡流顺时针旋转。 如图 3－4记住这些涡流的旋转方向， 可以看到他们在翼尖之外引入一个向上的气流，在机 翼尾缘之后产生一个向下的气流。 这个诱导的下洗气流和产生升力所需的下洗气 流没有关系。 实际上是诱导阻力的来源。涡流和后面的机翼上净气流分量越大越 强， 诱导阻力效应也就越强。 这个机翼顶部的下洗流在翼尖处有相同的使向后的 升力矢量弯曲的效果， 因此升力和相对气流的蒸饺稍微向后，产生一个后向升力 分量。这就是诱导阻力。 要记住为了在机翼上表面产生较大的负压力，机翼可以倾斜获得更大的迎角；如 果不对称机翼的迎角为零，也就没有压力差，继而没有下洗分量，因此也就没有 诱导阻力。无论如何，只要迎角增加，诱导阻力相应的增加。换一种说法就是，较低的空速时就要求更大的迎角来产生等于飞机重量的升力， 因而诱导阻力也就更大。总诱导阻力和空速的平方成反比变化关系。 从前面的讨论知道寄生阻力随空速的平方增加，诱导阻力随空速的平方反比变 化。当空速降低到接近失速速度时，总阻力变的更大，主要由于诱导阻力的快速 升高。类似的，当空速达到飞机的终速时，因为寄生阻力的飞速增加使得总阻力 再次快速增加。从图 3－5 可以看到，在某些空速上，总阻力处于最大值。在计 算最大续航力和航程时这是非常重要的；阻力最小时，克服阻力所需要的动力也 是最小的。为理解飞行中飞机的升力和阻力的影响，需要结合考虑两者以及升阻比 L/D(升 力/阻力)。对于稳定的非加速状态的飞机，用不同空速时升力和阻力的数据，可 以计算每一具体迎角时的升力系数 CL 和阻力系数 CD。升阻比对迎角的结果图显 示升阻比增加到一最大值，在较高的升力系数和迎角阶段开始下降，如图 3－6。 注意最大升阻比(L/D Max)出现在一个特定的迎角和升力系数处。如果飞机在最 大升阻比处稳定飞行，总阻力为最小。任何比最大升阻比(L/D Max)处更大或者 更小的迎角，升阻比降低继而在给定飞机升力时总阻力增加。重心(CG)的位置在每一具体飞机的总体设计阶段确定。设计者要确定压力中心 (CP)会移动多大距离。他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固 定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。 一架飞机的配置也对升阻比有很大的影响。高性能滑翔机会有极高的升阻比，超 音速飞机在亚音速飞行时好像升阻比低，那可是超音速飞行(高马赫数时高升阻 比)需要的飞机配置导致这样的情况。重力重力是趋向把所有物体朝地球中心拽的拉力。 重心可以看成是飞机的所有重量都 集中于所在的一点。如果飞机的重心恰好得到支持，飞机就会平衡在任何姿态。 也会注意到重心占飞机的主导重要性，因为它的位置对稳定性有极大的影响。重 心的位置通过每个飞机的总体设计来确定。 设计者要确定压力中心(CP)会移动多大距离。 他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提 供足够的恢复运动以保持飞行平衡。 重力和升力有明确的关系，推力对应于拉力。这个关系简单，但是对于理解飞行 动力学很重要。升力是作用于机翼上的向上的力，和相对风方向垂直。需要的升 力是用来克服飞机的重力(由作用于飞机物质的地球引力导致)。 这个重力通过飞 机的重心向下作用。在稳定的平飞中，此时升力大小等于重力，飞机处于平衡状 态，高度不增加也减少。如果升力变得小于重力，飞机将会降低高度。当升力大 于重力时，飞机飞行高度增加。升力飞行员可以控制升力。随时控制轮子向前或者向后一点，迎角就会改变。当迎角 增加时，升力增加(假设其他因素不变)。当飞机到达最大迎角时，升力开始快速 变小。这就是失速迎角，或者叫紊流点。 在继续深入讨论升力和如何控制它之前，必须先说一下速度。机翼的外形不会有 效，除非它持续不断的冲击新的空气。飞机若要保持飞行，它必须持续移动。升 力和飞机速度成相应的比例。例如，如果迎角和其他因素不变的话，以 200 节速 度飞行的飞机所得的升力是它在 100 节速度飞行时升力的四倍。 实际上，如果迎角增加，飞机就不能保持继续保持同一迎角而高度不变的平飞； 升力会增加，结果升力增加使飞机爬升。因此，为了维持升力和重力的平衡，和 为了保持飞机平直的平衡飞行状态，只要速度增加，升力必须减小。这通常是通 过减小迎角来实现的，如降低机头。相反的，当飞机速度减慢时，降低的速度要 求增加迎角来维持足够的升力以保持飞行。当然，如果要避免失速的话，迎角可 以增加的范围是有限制的。 所以，如果所有其他因素不变的话，可以得出一个结论，对于每一个迎角，有一 个要求的对应指示空速来维持稳定的高度－非加速飞行。记住，这只适用于维持 水平飞行。由于机翼在一个相同的迎角上总会失速，如果增加重量，升力必须也 要增加，如果迎角保持恒定且恰好在临界迎角，这样做的唯一方法是增加速度。 升力和阻力也随空气密度直接变化。好几个因素会影响密度，如压力，温度和湿 度。记住，在 18000 英尺高度，空气密度是海平面上密度的一半。因此，为了在 较高的高度维持升力，对于任何迎角都必须以更高的真实空速来飞行。 此外，暖空气密度比冷空气密度低，潮湿空气密度小于干燥空气的密度。这样， 在热的潮湿天气，对于任何给定迎角都必须以比干冷天气下更大的真实空速飞 行。 如果密度因素降低， 总升力必须等于总重量才能维持飞行，它遵循其他因素之一 必须增加。 通常那些增加的因素是空速或者迎角，因为这些因素可以由飞行员直 接控制。也要指出，升力随机翼的面积直接变化，机翼的平面图没有改变。如果机翼有相 同的比例和机翼剖面，迎角相同时，200 平方英尺平面面积的机翼升力是 100 平 方英尺面积机翼的两倍。 如你所见， 从飞行员角度的两个主要因素是升力和速度，因为这两个因素的控制 是最容易的和准确的。当然，飞行员可以通过调整来控制密度，如果机翼恰好有 可以扩大机翼面积的襟翼，那么也可以控制机翼面积。但是，对大多数情况，飞 行员控制升力和速度来操纵飞机。例如，在平直飞行状态，以恒定高度巡航时， 调整升力以匹配飞机速度或者巡航速度来保持高度， 而当升力等于重力时就可以 维持平衡状态。在着陆进近中，当飞行员希望以实用的慢速着陆时，增加升力到 接近最大以维持升力等于飞机的重量是有必要的。翼尖涡流对机翼的作用力提供升力的同时也产生了诱导阻力。当机翼以正迎角飞行时，机 翼的上下表面有压力差是确定的，上表面的压力比大气压力低，下表面压力等于 或者大于大气压力。 由于空气总是从高压区域向低压区域流动，阻力最小的路径 是朝飞机的翼尖， 从机翼下方来的空气顺机身翼展方向向外绕翼尖运动。这个气 流导致在翼尖溢出，所以产生了称为涡流的漩涡。同时，机翼上表面的空气趋于 流向机身和机翼的尾缘。 这个气流在机翼尾缘的内侧形成一个类似的涡流，但是 由于机身阻止了向内的流动，这个涡流不是很重要。从而，翼尖的气流方向偏差 是最大的，在未受限制的侧面气流是最强的。气流在翼尖处向上弯曲，它和机翼 的下洗气流结合形成了更快的旋转的尾部涡流。这些漩涡增加了阻力，因为能量 消耗在产生紊流上。接着可以看到无论何时机翼产生升力，诱导阻力就会产生， 翼尖涡流随之出现。 就像升力随迎角增加而增加，诱导也随之增加。这是因为迎角增加后，机翼上下 表面的压力差更大，空气的侧向流动也就更强；进而，这导致了更强烈的涡流的 形成，结果紊流更多，诱导阻力也更多。 翼尖涡流的强度或者力度直接的和飞机的重量成正比，和翼展及飞机速度成反 比。较重和慢速的飞机，迎角越大，翼尖涡流越强。因此，飞机在飞行的起飞爬 升和着陆阶段会产生最大强度的翼尖涡流。地面效应飞机在畅通的地面以稍微低于高空平飞要求的空速来飞行是可能的。 这样的结果 源于一种现象，甚至对一些有经验的飞行员来说，知道这个比理解它更重要。 当飞行的飞机离地面几英尺时，飞机周围的三个方向的气流模式开始发生改变， 因为机翼周围气流的垂直分量受地面限制。这就改变了机翼的升流和翼尖涡流， 如图 3－这些由于地面而导致的基本影响称为“地面效应”。地面效应时由于飞 机飞行时气流模式受地面或者水面的干扰导致的。当尾部表面和机身的空气动力学特性因地面效应改变时， 由于接近地面受到的主 要影响是机翼的空气动力学特性的变化。 当机翼遇到地面效应且维持在恒定的升 力系数时，那么上升流和下洗流和翼尖涡流随之减少。 诱导阻力是支持飞机的机翼导致的，机翼通过加速空气向后来获得飞机的升力。 机翼上表面压力的降低是升力的主要基础，这样说是对的，但是这只是推动空气 向后的总效果的其中之一。下洗流越多，机翼推动空气向下的难度就越大。大迎 角时， 总的诱导阻力就大， 在实际的飞行中就相应于较低的空速， 以可以这么说， 低速飞行时诱导阻力是主导地位。 然而， 由于地面效应导致的翼尖涡流减少改变了翼展方向的升力分布，降低了诱 导迎角和诱导阻力。 所以， 在地面效应中机翼只要较小的迎角就能产生相同的升 力系数，或者如果维持迎角不变，将导致升力系数的增加。如图地面效应也会改变所需推力和速度的关系。由于诱导阻力在低速时占主导，因地 面效应使诱导阻力降低，这样就导致了最重要的低速时所需推力的降低。 地面效应导致的诱导流降低使得诱导阻力有重大的减少， 但是对寄生阻力无直接 影响。诱导阻力减少的结果就是使得在低速飞行时所需要的推力也减少了。 由于升流，下洗流和翼尖涡流的改变，可能空速系统有定位(设备)误差，这和地 面效应有关。大多数情况下，地面效应会导致静态源的局部压力增加，出现对空 速和高度的偏低指示。因此，会要求飞机空降的指示空速低于正常要求的值。 为了使地面效应有较大的程度， 机翼必须相当的接近地面。地面效应的直接结果 之一就是诱导阻力在恒定升力系数处随机翼距地面的高度变化。 当机翼的高度等 于翼展时，诱导阻力只降低 1.4%。然而，当机翼高度为四分之一翼展时 ，诱导 阻力降低 23.5%，机翼高度等于翼展十分之一时，诱导阻力降低 47.6％。所以， 只有机翼非常靠近地面时，诱导阻力才有很大的降低。因为这种变化，地面效应 在起飞离地和着陆触地的一瞬间是最明显的。 在飞行的起飞阶段， 地面效应引起一些重要的关系。飞机起飞后离开地面效应会 遇到和着陆时进入地面效应相反的情况，例如飞机离开地面效应将会：? 要求增加迎角来维持相同的升力系数? 诱导阻力增加，所需要的推理也要增加 ? 稳定性降低，机头在瞬间会向上翘 ? 产生静态源压力的减少，指示空速增加应当指出在获得建议着陆速度之前这些总效果可能会对着陆尝试危险。 由于地面 效应中阻力降低，飞机好像能在低于建议速度下正常起飞。但是，当飞机以不足 的速度飞出地面效应时，更大的诱导阻力可能会导致恰好临界的初始爬升性能。 在，如大的总重量，高密度高度，高温的极端条件下，起飞时空速的不足可以使 飞机飞起来，但是可能不足以飞出地面效应。这时，飞机可能在最初以不足的速 度飞行， 然后又下降回跑道。 不要试图强制飞机以不足的速度飞起来是非常重要 的；为提供充足的初始爬升性能建议起飞速度是非常必要的。因为这个原因，在 收回起落架或者襟翼之前必须进入确定爬升状态。 在飞行的着陆阶段， 也必须要理解和认识近地效应。如果飞机以恒定迎角被带进 到地面效应， 飞机升力系数会增加， 所需要的推力会减少。 因此， 会出现“漂浮” 效应。 由于地面效应中阻力的降低和停车减速，拉平点的任何多余速度都会导致 相当长的“漂浮”距离。 当飞机接近触地点时，低于翼展高度时的地面效应是最 容易发生的。 在飞机接近地面的最后进近阶段，有必要降低动力配置或者降低所 需的推力，这样可以让飞机在预期滑行轨迹上滑行。飞机的轴向飞行中无论什么时候飞机改变它的飞行姿态和位置， 它都绕三个轴向的一个或者 多个旋转， 这些轴向是通过飞机重心的想象出来的线。飞机的轴向可以看成飞机 可以绕这它转动的假想轴，非常象车轮旋转的那个轴。在三个轴的相交点，每一 个轴都和其他两个轴成 90 度角。从飞机头部到尾部沿机身长度方向扩展的轴称 为纵轴。从机翼到机翼的延伸轴称为横轴。垂直通过重心的轴叫垂直轴。图 3－9 飞机关于其纵轴的运动类似于船从一边到一边的摇摆。事实上，描述飞机三个轴 向运动的名字最初是航海术语。 这三个术语被采纳到空气动力学术语就是因为飞 机和航船之间运动的类似性。 根据对航海术语的采用， 飞机纵轴固定后的运动称为“侧滚”，横轴固定时的运 动叫“俯仰”；最后，飞机垂直轴固定后的运动叫“偏航”，就是飞机头水平的 左右运动。 飞机的三个运动由三个控制面控制。侧滚由副翼控制，俯仰由升降舵控制，偏航 由方向舵控制。对这些控制的使用在第四章解释－飞行控制。运动和力臂物理学研究表明如果一个物体可以自由旋转的话，将总是绕它的重心旋转。在空 气动力学术语中， 对飞机的趋向绕它的重心旋转的精确测量叫力矩。力矩是所施 加的力和作用点距离的乘积。 力臂是从参考点到作用力的距离。为计算飞机的重 量和平衡，力矩用力臂距离乘以飞机的重量来表示，简单说是英寸磅(距离乘以 重量，公制单位是牛顿米)。 飞机设计者把飞机的重心位置或前或后的定位在尽可能靠近平均动力弦的 20% 位置。 如果推力线设计成水平的通过重心，这样当动力改变时也不会导致飞机俯 仰， 因此飞行中不管是有动力还是停机状态力臂都不会有差别。尽管设计者对阻 力的位置可以有些控制，他们也不总是能够让合成阻力通过飞机的重心。不过， 他们最能够控制的其中之一就是尾部的大小和位置。目标是让力矩(由于阻力， 推力和升力产生)尽可能小；用适当的尾部位置作为任何飞行条件下的飞机提供 纵向平衡的手段。 飞行时， 除了通过改变迎角来控制升力中心外，飞行员没有对作用于飞机的力的 位置作直接控制。然而，迎角的这个改变会立即的影响到其他力的改变。所以， 飞行员不可能单独改变一个力的位置而不改变其他效果。例如，空速的改变伴随 升力的改变，以及阻力的改变，还有尾部向上和向下的力也会改变。当象紊流和 阵风这样的力作用于飞机时让飞机移动， 飞行员通过提供反向的控制力来对抗这 样的力。 某些飞机在载荷变化时引起重心位置的变化。配平设备用来抵消由燃油消耗，载 荷或者乘客或货物的非载荷因素导致的力。 升降舵配平片和可调节水平尾翼组成 了为飞行员提供载荷配平的最常用设备。 在大飞机的大范围飞行平衡中， 如果不提供配平的手段，那么飞行员必须施加的 用于控制的力将会是过多的且使人容易疲劳。设计特性每一个飞过很多类型飞机的飞行员已经注意到操作是有些区别的， 那就是对控制 压力的抵抗和相应都有他们自己的方式。训练型飞机对控制有快速的相应，而运 输型的飞机通常感觉控制繁重而且对控制压力的响应也更慢。 通过考虑特定的稳 定性和机动要求， 这些特征可以设计到飞机中使特定用途的飞机容易实现。在接 下来的讨论中， 要总结一下更为重要的飞机稳定性方面；讨论稳定性是如何分析 的；以及不同飞行条件下他们的关系。简而言之，稳定性，机动性和可控性的主 要区别如下： 稳定性－这是飞机纠正那些可能改变它的平衡条件的内在品质， 以及返回或继续 在原始航迹上飞行的能力。这是一个飞机的主要设计特性。机动性－这是飞机容易机动且承受机动引发的压力的能力。它受飞机的重量，惯 量，大小，飞行控制的位置，结构强度，以及发动机等因素决定。这也是一个飞 机的主要设计特性。 可控性－这是飞机对飞行员控制的响应能力，特别考虑的是航迹和姿态。它是飞 机对飞行员操作飞机时施加控制的响应特性，和稳定性特性无关。稳定性的基本概念飞机飞行的航迹和高度仅受飞机的空气动力学特性， 推进系统和它的结构强度限 制。这些限制表明了飞机的最大性能和机动性。如果飞机要提供最大效用，在这 些限制的全部范围内必须是安全可控的， 且不超出飞行员的强度和要求额外的飞 行能力。 如果飞机沿任意航迹笔直稳定的飞行，那么作用于飞机的力必定是静态 平衡的。任何物体的平衡受到破坏后的反应和稳定性有关。有两种稳定性：静态 的和动态的。先讨论静态的平衡，这里的讨论将用到下面的定义： 1) 平衡－所有作用于飞机的相反的力都是平衡的。 (飞机处于稳定的不加速的飞 行状态) 2) 静态稳定性－当平衡被破坏后飞机显示出的最初趋势。 3) 正静态稳定性－飞机平衡被破坏后返回到原来平衡状态的最初趋势。图 3－ 10 4) 负静态稳定性－飞机平衡被破坏后持续偏离原来平衡状态的最初趋势。 5) 中性静态稳定性－飞机平衡被破坏后维持在一个新条件的最初趋势。静态稳定性飞行中飞机的稳定性比解释的要稍微复杂的多， 因为飞机可以自由的向各个方向 运动，且俯仰和侧滚以及方向都必须是可控的。设计飞机时，工程师必须在稳定 性， 机动性和可控性之间折中； 因为飞机的三个轴向自由度使得问题变的更加复 杂了。太高的稳定性对机动性有害，类似的，不足的稳定性对可控性也有害。在 飞机设计中，这两者(稳定性和机动性)之间的折中是个关键。动态稳定性静态稳定性定义为飞机在平衡条件被破坏后显示出来的初始趋势。有时候，初始 趋势和总体趋势不同或者相反， 因此必须区别这两者。动态稳定性是飞机的平衡 被打破后显示出来的总体趋势。图 3－11 的曲线显示了受控的功能随时间的变 化。可以看出时间单位非常重要。如果一个周期或者一个起伏的时间单位超过 10 秒，这叫长周期振动(起伏运动)，且容易被控制。在纵向长周期振动中，当 空速增加或者降低时，迎角保持不变。对于某一角度，期望振动会收敛，但是不 是必须的。 起伏运动只能在静态稳定的飞机上测定，这对飞机的配平质量有很大 的影响。 如果一个周期或者一个起伏的时间单位小于一秒或者两秒，这称为短周 期振动，如果不是不可能的话，飞行员通常是非常难以控制的。这是飞行员很容 易增强它的一种振动类型。 中性或者发散的短期振动是危险的，如果振动不是快速阻尼的话，一般会导致结 构化失效。短期振动影响飞机和控制面是类似的，它们表现为飞机的纵向摆动， 或表现为控制面的振动或颤动。 基本上， 短期振动出现在迎角变化而空速不变时。 控制面的短期振动一般是飞机的高频振动以至于飞机都没时间反应。逻辑上，联 邦管制法规要求短期振动必须是大阻尼的(也就是短期振动立即消失)。 飞机的适 航性认证时的飞行测试就是为这个情况而执行的， 方法是通过降低极大临界速度 (也就是 Vne, 不过速)时配平，侧滚或俯仰控制中的振动。测试中，飞行员拉下 控制轮或下踏方向舵踏板压低，然后观察结果。纵向稳定性(俯仰)设计飞机时， 为开发三个轴向期望的稳定性角度作了大量的努力。但是横轴的纵 向稳定性被认为是最受不同飞行条件下特定变量的影响。 纵向稳定性是使飞机绕 横轴维持稳定的品质。它影响飞机的俯仰运动，即飞机头向上或向下的运动。纵 向不稳定的飞机有一个逐渐爬升或者俯冲到非常极端状态的趋势，甚至是失速。 因此，纵向不稳定的飞机变的难以飞行，有时还危险。 飞机的静态纵向稳定性或者不稳定性依赖于下面三个因素：? 机翼对重心的位置 ? 水平尾翼控制面对重心的位置 ? 尾部控制面面积和大小分析稳定性时， 应该记得一个物体如果可以自由旋转的话，它总会绕它的重心旋 转。 为获得静态纵向稳定性， 机翼和尾部力矩的关系必须是这样的，如果力矩最初是 平衡的， 然后突然机头上翘， 机翼力矩和尾部力矩将会改变以至于他们的力的总 和将提供一个不平衡的但是恢复力矩，接着机头被再次向下拉。类似的，如果机 头向下，结果力矩的改变使得机头向后。 升力中心，有时也叫压力中心，在大多数飞对称机翼中有一个趋势，即随着迎角 的改变而改变它的前后位置。 迎角增加时压力中心趋于向前移动，迎角减小时压 力中心趋于向后移动。 这就意味着机翼的迎角增加时， 压力(升力)中心向前移动， 趋于把机翼的前缘抬升的多一些。这个趋势给机翼带来了固有的不稳定特性。 图 3－12 所示的飞机处于平直飞行状态。线段 CG-CL-T 表示从重心 CG 到水平升 降舵 T 点的飞机纵轴。CL 点表示升力中心。大多数飞机设计成机翼的升力中心 CL 在飞机的重心 CG 后面。这使得飞机出现 “头重”现象， 也要求水平升降舵有向下的力来维持飞机的平衡，以避免机头持 续的向下俯。对“头重”的补偿是通过设置升降舵处于轻微的负迎角来实现的。 这样就产生了保持尾部向下的力，来平衡很重的机头。就象线段 CG-CL-T 是水平 的，CL 点有向上的作用力，另外两个向下的力互相平衡，一个是作用在 CG 点的 很大的力， 另外一个是作用于 T 点大的小得多的力。应用简单的物理学原理就可 以看到，如果 CL 点用铁条悬挂，而很大的重量挂在 CG 点，那么就会在 T 点产生 维持水平平衡的向下作用力。 尽管平飞时水平升降舵可能是水平的，还是有来自机翼的向下气流。这个气流冲 击升降舵的上表面产生向下的压力，在某一速度就足以保持飞机水平平衡。飞机飞的越快，向下的气流就越强，产生的作用于升降舵(T 尾除外)的力也就越大， 图 3－13。在固定位置的水平升降舵飞机中，飞机制造商设置一个升降舵迎角，以设计巡航 速度和功率设置飞行时能够提供最好稳定性。图 3－14如果飞机速度降低， 机翼上气流的速度也会降低。机翼上气流速度降低的结果是 下洗流也降低，导致升降舵上向下的作用力变小。接着，“头重”特性加重，使 得机头更加的向下俯。 这样飞机就处于低头姿态，减少机翼迎角和阻力可以让空 速增加，当飞机继续处于低头姿态时，它的速度增加，升降舵上向下的力再次增 加。进而，尾部再次被向下压，机头抬升进入爬升姿态。 当爬升继续时，空速又降低，导致尾部的向下力又降低，直到机头更低。但是， 因为飞机是动态稳定的， 这回机头的降低就不会向前面降低的那么厉害。这次飞 机将获得足够的速度， 更加逐渐的冲到另一个爬升状态，但是爬升不会象前一次 那么陡峭。 经过几次减小的起伏后， 起伏中机头时而抬升时而降低，飞机最终会在一个速度 上平稳下来， 这个速度会让尾部向下的力恰好平衡机头向下俯冲的趋势。当获得 这样的条件后， 飞机会再次平衡的飞行，只要高度和空速不变就会持续稳定的飞 行。 当关闭节流阀时会注意到一个类似的效果。机翼的下洗流降低，图 3－12 中 T 点作用力不足以保持升降舵向下。 这就好像 T 点的作用力让机头的重力下拉机头 一样。 当然这是想要的特性， 因为飞机固有地试图再次获得空速和再次建立适当 的平衡。 动力或者推力也有不稳定效果， 增加的动力会趋于使机头抬升。飞机设计者可以 通过建立一个“高推力线”来抵消这个效果，高推力线中推力从重心上方通过。 图 3－15 和图 3－16。这种情况下，当动力或者推力增加时，就会产生一个抵抗 尾部向下载荷的力矩。 另一方面，一个恰好的“低推力线”会趋于增加水平尾部 控制面的抬升机头效果。那么就可以得出结论，随着重心向升力中心的前面移动，尾部向下的空气动力， 结果是飞机总是试图恢复到安全飞机姿态。 纵向稳定性的简单演示如下： 把飞机配平到不用控制的平飞状态。然后快速的控 制飞机头轻微的向下压。 如果在短暂的时间内， 机头抬升到原来的位置然后停止， 飞机就是静态稳定的。一般的，机头会通过原来的位置，连续的慢速俯仰起伏随 之而来。如果起伏逐渐停止，即飞机有正的稳定性；如果继续不稳定，那么飞机 就有中性稳定性；如果起伏增加，那么飞机是不稳定的。横向稳定性(侧滚)沿机头到尾部的纵轴的稳定性称为飞机的横向稳定性。 当一边的机翼比另一边的 机翼低时， 这可以帮助稳定侧面倾斜或者侧滚效果。有四个主要的因素使飞机保 持横向稳定：上反角，倾覆效应，后掠角和重力分布。 引起横向稳定性的最通常步骤是构造机翼有 1－3 度的上反角。换句话说，飞机 每一边的机翼和机身形成一个窄的 V 字型，或者叫上反角。它是通过位于平行于 横轴的直线之上的机翼形成的角度来度量。 当然， 侧滚稳定性的基础是机翼产生力的横向平衡。升力的任何不平衡都导致飞 机纵轴侧滚的趋势。也就是说，上反角引起升力的平衡，这些升力由飞机纵轴两 边的机翼产生。 如果短暂的阵风使飞机的一个机翼上升，另外一个机翼较低，飞机就会倾斜。当 飞机不是转弯的倾斜时，它会侧滑或者超机翼较低的侧面下滑。图 3－17因为机翼有上反角，空气冲击较低一侧的机翼的迎角比较高一侧的机翼大得多。这样，较低一侧的机翼的升力就增加，高一侧的机翼升力就降低，飞机趋于恢复 到最初的横向平衡状态(机翼水平)－即两个机翼的迎角和升力又一次相等。 上反角的效果是产生一个侧滚力矩， 在发生侧滑时这个力矩趋于使飞机恢复到横 向平衡飞行条件。 恢复力会把较低一侧的机翼向上移动很多，导致另一侧的机翼 向下。如果这样的话，这个过程会重复下去，每一次横向摆动幅度降低，直到最 终达到了机翼水平飞行的平衡。 相反地，过大的上反角对横向机动特性是不利的。飞机会横向非常稳定，以至于 它会阻抗任何有意识的侧滚运动。出于这个原因，要求快速侧滚或者倾斜特性的 飞机通常其上反角比那些较少机动性设计的飞机上反角小。 由于后掠角影响的本性，它对上反角效果的影响是重要的。在侧滑时，风中的机 翼后掠角实际减小， 而外侧的机翼后掠角实际增大。掠翼只对垂直于机翼前缘的 风分量敏感。从而，如果机翼工作在正升力系数，风中的机翼升力增加，风外的 机翼升力降低。如此，后掠翼会促进正上反角效果，而前掠翼会促进负上反角效 果。 飞行中， 机身的侧面区域和垂直尾翼对气流的反作用非常类似于船的龙骨。它对 飞机的纵轴施加一个稳定的横向影响。 建造如此横向稳定的飞机，以至于龙骨区域的绝大部分在重心的后面上方。图 3 －18这样，当飞机朝一边侧滑时，飞机的重量和反抗龙骨区域上部的气流压力(都作 用于重心)的合力趋于使飞机侧滚回到机翼水平的飞行状态中。垂直稳定性(偏航)飞机的垂直轴(侧向力矩)稳定性称为偏航或者方向稳定性。 偏航或者方向稳定性 在飞机设计中是更加容易实现的稳定性。 垂直尾翼的面积和重心之后的侧面起主 要的作用，它使得飞机就向熟悉的风向标或者箭一样使机头指向相对风方向。 在考查风向标时， 可以看到如果支点的前后迎风的面积大小是相同的，那么结果 是前后的力平衡，指向运动很小或者基本没有。所以，就必须让支点后面的面积 比前面的面积大得多。在飞机中也类似，设计者必须确保正的方向稳定性，方法 是适重心之后的侧面积比重心之前的侧面积大得多。如图 3－19为了在机身之外提供更多得正稳定性，增加了一个垂直尾翼。垂直尾翼得作用类 似于箭上维持直飞的羽毛。和风向标和箭一样，垂直尾翼的位置越靠后，面积越 大，飞机的方向稳定性就越强。 如果飞机以直线飞行，一个侧向阵风就会让飞机绕垂直轴发生轻微的转动(假定 是右侧)，那么运动会被垂直尾翼阻止并停止，因为当飞机往右旋转时，空气会 以一个角度冲击垂直尾翼的左侧。在垂直尾翼的左侧就产生一个压力，它阻止飞 机向右转动，使偏航慢慢的降低下来。在这样做时，飞机向相对风方向旋转 有 点象风向标。飞机航迹方向的最初变化通常在飞机机头朝向的变化之后。因此， 当飞机向右稍微偏航后， 有一个短暂的时间，这段时间内飞机继续沿原来的航迹 方向移动，但是它的纵轴稍微指向右侧。 然后飞机有短暂的侧滑，在这个时刻(因为假设尽管偏航运动停止，垂直尾翼左 侧的额外压力仍然存在)飞机必定有朝左侧回转的趋势。即，垂直尾翼导致了一 个短暂的恢复趋势。 这个恢复趋势反展的相对较慢，当飞机停止侧滑时它也停止。在停止后，飞机就 在稍微不同于原来方向的新方向上飞行。也就是说，它不会自己协调返回到原来 的航向；飞行员必须重新确立最初的航向。 方向稳定性的一个小的改进可以通过后掠角实现。 机翼设计中使用后略角主要是 为了延迟高速飞行中压缩性的开始。在较轻和慢速的飞机上，后掠角对压力中心 和重心建立正确的关系有帮助。 压力中心在中心之后这样制造的飞机具备纵向稳 定性。 由于结果的原因， 飞机设计者有时候不能把机翼安装在恰好需要的位置。如果他 们必须把机翼安装的太向前， 且和机身成恰当的角度，那么压力中心就不会足够 靠后，达不到要求的纵向稳定度。但是，通过增加机翼后掠角，设计者可以向后 移动压力中心。后掠角的大小和机翼的位置使压力中心置于正确的位置。 机翼对静态方向稳定性的贡献通常很小。 掠翼提供的稳定性作用依赖于后掠角的 大小，但是这个贡献和其他部分相比就相对较小了。自由向摆动(荷兰轨辊)荷兰轨辊是耦合的侧向/方向摆动，它通常是动态稳定的，由于摆动的特性，在 飞机中这是要不得的。 摆动模式的阻尼可能很弱或者很强，这依赖于具体飞机的 特性。不幸的是所有空气都不是平稳的。并发的上升气流和下降气流产生颠簸和下降， 以及飞机前后和两边的阵风。 飞机对平衡的破坏的反应是复合的侧滚/偏航摆动，其中侧滚运动发生在偏航运 动之前。偏航运动不是很严重，但是侧滚运动要显而易见得多。当飞机响应上反 角效应而侧滚回到水平飞行时，它会侧滚得太远而朝另一个方向侧滑。这样，由 于强烈的上反角效应飞机每次侧滑过头。当上反角效应比静态方向稳定性大时， 荷兰轨辊运动是弱阻尼的， 也是要不得的。 当静态方向稳定性比上反角效应强时， 荷兰轨辊运动具有强阻尼， 也不是要不得的了。 但是这些特性趋于螺旋不稳定性。 那么选择只能是两个不利中的次要因素－荷兰轨辊运动是要不得的， 而如果发散 率低的话螺旋不稳定性是可以容忍的。 所以更重要的操控品质是高静态方向稳定 性和最小化必要的上反角的结果，大多数飞机显示出轻微的螺旋倾向。这个倾向 向飞行员显示了一个事实：飞机不能无限期的以无手操控方式飞行。 除高速掠翼设计之外，大多数现代飞机， 这些自由向摆动通常在很少的几个周 期后自动消失， 除非空气持续的是阵风或者湍流。具有持续荷兰轨辊倾向的飞机 通常配备了陀螺稳定的偏航阻尼器。 退一步说， 荷兰轨辊倾向的飞机很让人不安。 所以， 制造商试图在过大和过小方向稳定性之间寻找折中。 对于飞机制造商来说， 他们更愿意有螺旋不稳定性也不想要荷兰轨辊倾向， 大多数飞机设计有这样的特 性。螺旋不稳定性当飞机的静态方向稳定性和维持横向平衡的上反角效应相比很强时， 就会出现螺 旋不稳定性。当飞机的横向平衡被阵风打破后，就会产生侧滑，强烈的方向稳定 性趋于使机头偏向合成的相对风方向， 而相对弱的上反角在横向平衡的恢复中滞 后。由于这个偏航，转弯运动外测的机翼比内侧的机翼速度要快，因此它的升力 变的更大。这产生一个过分倾斜的倾向，如果飞行员不纠正的话，会导致倾斜角 变的越来越陡峭。 同时， 使飞机偏航到相对风方向强烈方向稳定性实际上迫使机 头向更低的姿态倾斜。然后向下的螺旋慢慢开始，如果飞行员不纠正，会逐渐增 强为更陡峭的螺旋俯冲。通常，螺旋运动的发散率是慢慢增加的，飞行员可以毫 不费力的控制这个趋势。 所有的飞机在某种程度上都受到这个特性的影响， 尽管所有其他普通参数可能是 固有稳定的。 这个倾向通过一个事实告诉飞行员：飞机不能无限期以无手操控飞 行。 为消除或者至少纠正这个不稳定性， 在控制设备(机翼校平器)的开发上付出了大 量的研究和努力。 螺旋条件的前期阶段要求飞行员非常仔细的应用恢复控制，或 者可能引起结构上的过量载荷。 发生在通用航空飞机飞行中的结构化失效，这种 条件下的不适当恢复可能是更多不幸的根本原因，而不是其他任何单一因素。原 因是螺旋条件下的空速快速的增大， 降低这个速度的后升降舵力和拉高机头的力 的应用使转弯加紧，载荷因子持续增加。不受控螺旋的拖延结果总是一样的；要么飞行的结构化失效，或者坠落到地面，要不就是两者。根据记录最通常的原因 是：飞行员失去视野参考，不能参考仪表来控制飞机，或者是同时发生这两者。飞行机动中的空气动力学受力介绍飞行机动如转弯，爬升和降落时的飞机受力情况。转弯受力如果从后面看一个平直飞行的飞机，如图 3－20，而且如果作用于飞机的力可以 看见的话，两个力(升力和重力)是显然的，如果飞机处于倾斜状态，可以明显的 看到升力不再正好和重力方向相反，升力作用在倾斜的方向上。实际情况是，当 飞机倾斜时， 升力作用方向是朝转弯的中心且向上的，这是在考虑飞机转弯时要 记住的一个基本事实。一个物体如果静止或者沿直线匀速运动会一直保持静止或匀速直线运动， 直到某 个其他的力作用于这个物体。 飞机和任何其他运动物体类似，需要有一个侧向力 使它转弯。在一个正常的转弯中，这个是通过飞机的倾斜得到的，这时升力是向 上和向内作用的。 转弯时候的升力被分解为两个分力， 这两个分力成合适的角度。 竖直作用的分力和重力成对， 称为垂直升力分量，另一个是水平的指向转弯的中 心，称为水平升力分量，或者叫向心力。这个水平方向的力把飞机从直线航迹拉 动到转弯航迹上。离心力和飞机转弯时的向心力方向相反，大小相等。这就解释 了为什么在正常转弯时使飞机转弯的力不是方向舵施加的。 飞机的驾驶不像小船或者汽车；为了转弯，它必须倾斜。如果飞机不倾斜，那么 就没有让它偏离原来直线航向的力。反过来说，当飞机倾斜时，它就会转弯，让 它不滑到转弯的一侧。 良好的方向控制是基于一个事实，只要飞机倾斜它就会转 弯。 这个事实一定要牢记在心， 特别是保持飞机处于平直飞行时。单就飞机的倾斜使 得它转弯来说，飞机的总升力没有得到增加。然而就像指出的，倾斜时的升力分 为两个分量：一个垂直的和另一个水平的。这一分解降低了抵消重力的力，进而 飞机的高度就会下降， 需要增加额外的力来抵消重力。这是通过增加迎角来实现 的， 直到升力的竖直分量再一次等于重量。由于竖直分力随倾斜角度的增加而降 低， 那么就需要相应的增加迎角来产生足够的升力以平衡飞机的重力。当进行恒 定高度转弯时， 一定要记住升力的竖直分量必须要等于飞机的重量才能维持飞机 的高度。对于给定的空速，飞机转弯的快慢依赖于升力水平分量的大小。你会发现，升力 的水平分量和倾斜角成正比。逻辑上也遵守倾斜角增加时升力的水平分量也增 加，也就加快了转弯速度。因此，对于任何给定空速，转弯速度可以通过调整倾 斜角来控制。 在水平转弯中， 为提供足够的升力竖直分量来维持高度， 迎角需要有一定的增加。 由于机翼阻力直接和迎角成正比，当升力增加时诱导阻力降低。这就导致空速的 降低和倾斜角成比例， 小倾斜角的结果是空速的少量降低，大倾斜角时空速会降 低很多。在水平转弯中，必须要增加额外的推力来防止空速降低；需要的额外推 力大小和倾斜角成比例。 为补偿额外的升力，如果要维持恒定高度，结果是如果转弯时空速增加，迎角必 须降低，或者倾斜角降低。如果倾斜角保持恒定，而迎角降低，转弯速度将会降 低。所以，当空速增加时为了保持恒速转弯，迎角必须保持恒定且倾斜角增加。 必须记住空速增加导致转弯半径增加，离心力直接和转弯半径成正比。在一次正 确执行的转弯中，升力的水平分力必须恰好等于向心力且方向相反。所以，当恒 定角速度水平转弯时空速增加， 转弯半径也要增加。转弯半径的增加导致离心力 的增加， 这也必须通过增加升力的水平分力来平衡，它只能通过增加倾斜角来增 加。 内侧滑转弯时， 飞机转弯的快慢和所倾斜的角度不对应，然后飞机会偏航到转弯 航迹的内侧。 飞机以一定的角速度转弯而倾斜过多时， 水平升力分量大于离心力。 升力的水平分量和离心力的平衡要么通过降低倾斜度， 降低角速度或者二者的结 合才能建立。外侧滑转弯是由于离心力比升力的水平分量还大，把飞机向转弯的外侧拉。这个 倾斜角度时的转弯太快了。外测滑转弯的纠正引起角速度的降低，倾斜角增加， 或者二者的结合。 为维持一个给定的角速度， 倾斜角必须随空速变化。在高速飞机上这变得特别重 要。例如，在 400mph 时，飞机必须倾斜大约 44 度来完成一个标准的转弯角速度 (3 度每秒)。在这个倾斜度上，只要大约 79%的飞机升力构成升力的竖直分量； 结果是高度的损失，直到迎角增加到足够补偿升力的损失。爬升受力对于所有实际效果， 处于稳定的正常爬升状态的机翼升力是和相同空速时平直飞 行的升力一样的。 尽管确立爬升时的飞行航迹变化了，对应于倾斜航迹的机翼迎 角回复到了实际的相同值，如升力时一样。然而，有一个最初的短暂的变化，如 图 3－22从平直飞行到爬升的转换期间，升力的变化发生在后升降舵压力应用的一开始。 飞机头的抬升增加了迎角，短暂的增加了升力。此时的升力大于重力，启动飞机 的爬升。 当飞行航迹建立在向上爬升后，迎角和升力再次恢复到水平飞行时的值 左右。 如果爬升时功率设置不改变， 一般的空速会降低，因为维持平飞时的空速需要的 推力不足以维持相同的空速来爬升。当航迹向上倾斜时，飞机重量的一个分量作 用于相同的方向，和飞机总阻力平行，因此也增加了诱导阻力。所以，总阻力大 于推力，空速下降。一般空速下降的结果是对应于阻力的降低，直到总阻力(包 含相同方向的重力分量)等于推力。如图 3－23。由于动力，空速的变化一般依 不同的飞机大小，重量和总阻力以及其他因素而变化。通常的，当空速稳定后推力和阻力，升力和重力再次平衡，但是比相同功率设置 下的平飞状态的空速值要低。 由于在爬升中飞机的重力不仅向下作用，还随阻力 向后作用， 这就需要额外的功率以保持和平飞时相同的空速。功率大小依赖于爬 升角度。如果爬升的航迹很陡峭，那么可用功率将不足，空速较低。你会看到备 用功率的大小确定了飞机的爬升性能。下降受力如同爬升一样，飞机从平直飞行进入下降状态，作用于飞机的力必定变化。这里 的讨论假定下降时的功率和平直飞行时的功率一样。 当前向压力施加于升降舵控制上开始下降，或飞机头向下倾斜时，迎角降低，结 果是机翼升力降低。总升力和迎角的降低是短暂的，发生在航迹变成向下时。航 迹向下的变化时由于迎角降低时升力暂时的小于飞机的重量。 升力和重力的这个 不平衡导致飞机沿平直航迹之后开始下降。当航迹时处于稳定下降时，机翼的迎 角再次获得原来的大小，升力和重力会再次平衡。从下降开始到稳定状态，空速 通常增加。 这是因为重力的一个分量现在沿航迹向前作用，类似于爬升中的向后 作用。总体效果相当于动力增加，然后导致空速比平飞时增加。为使下降时的空速和平飞时相同，很显然，功率必须降低。重力的分量沿航迹向 前作用将随迎角的下降率增加而增加，相反的，迎角的下降率降低时重力的向前 分量增加也就变慢。因此，为保持空速和巡航时一样，下降时要求降低的功率大 小通过下降坡度来确定。失速只要机翼产生的升力足够抵消飞机的总载荷，飞机就会一直飞行。当升力完全失 去时，飞机就失速。 记住，每次失速的直接原因时迎角过大。有很多飞行机动会增加飞机的迎角，但 是直到迎角过大之前飞机不会失速。 必须要强调的是， 每个飞机的失速速度在所有飞行条件下都不是固定的值。 然而， 一个特定的飞机总会在同一个迎角时失速，而不管空速，重量，载荷因素或密度 高度。每一个飞机都有一个特殊的迎角，那时，气流从飞机的上表面分离，发生 失速。根据飞机设计，临界迎角可以从 16 度到 20 度变化。但是每个飞机只有一 个特定的发生失速的迎角。 在三种情况下会超过临界迎角：低速飞行，高速飞行，和转弯飞行。 飞机在平直飞行时如果飞的太慢也会失速。空速降低时，必须增加迎角来获得维 持高速所需要的升力。空速越低，必须增加更大的迎角。最终，达到一个迎角， 它会导致机翼不能产生足够的升力维持飞机，飞机开始下降。如果空速进一步降 低，飞机就会失速，由于迎角已经超出临界迎角，机翼上的气流被打乱了(变成 了紊流)。 这里还要再次强调的是， 低速不是发生失速所必要的。机翼可以在任何速度下处 于过大迎角。例如，假设一个飞机以 200 节空速俯冲，这是飞行员突然向后猛拉 升降舵控制。由于重力和离心力，飞机不能立即的改变他的航迹，但是只能突然 的改变他的迎角从很低到很高。 由于飞机航迹和迎面而来空气的关系确定了相对 风的方向，迎角突然增加，飞机机会和快的达到失速迎角，而这是他的空速是比 一般失速的空速大得多。类似的， 水平转弯时的飞机失速速度高于平直飞行时的失速速度。这是因为离心 力增加到飞机的重力上， 机翼必须产生足够的额外升力来抗衡离心力和重力的合 力载荷。转弯时，必要的额外升力通过向后压升降舵控制来获得。这增加了机翼的迎角， 结果增加了升力。 倾斜增加时迎角必须增加以平衡离心力导致的载荷增 加。如果在转弯的任何时候迎角过大，飞机就会失速。在这里，应该检查失速时飞机的动作。为气动的平衡飞机，升力中心通常位于重 心之后。 尽管这让飞机固有的产生“头重”，水平尾翼上的下洗流抵消了这个作 用。可以看到，失速时机翼升力的向上力和尾部向下的力降低，不平衡条件就出 现了。这允许飞机突然向下配平，绕它的重心转动。在机头下倾的姿态中，迎角 降低，空速再次增加；因此，机翼上的气流再次变的平滑，升力恢复，飞机可以 继续飞行。但是，在这个周期完成之前会损失相当大的高速(低空失速极度容易 酿成灾难事故)。螺旋桨基本原理飞机螺旋桨由两个或者多个桨叶以及一个中轴组成，桨叶安装在中轴上。飞机螺 旋桨的每一个桨叶基本上是一个旋转翼。由于他们的结构，螺旋桨叶类似机翼产 生拉动或者推动飞机的力。 旋转螺旋桨叶的动力来自引擎。 引擎使得螺旋桨叶在空气中高速转动，螺旋桨把 引擎的旋转动力转换成前向推力。 空气中飞机的移动产生和它的运动方向相反的阻力。所以，飞机要飞行的话，就 必须由力作用于飞机且等于阻力，而方向向前。这个力称为推力。 典型螺旋桨叶的横截面如图 3－26。桨叶的横界面可以和机翼的横截面对比。一 种桨叶的表面是拱形的或者弯曲的，类似于飞机机翼的上表面，而其他表面类似 机翼的下表面是平的。弦线是一条划过前缘到后缘的假想线。类似机翼，前缘是 桨叶的厚的一侧，当螺旋桨旋转时前缘面对气流。桨叶角一般用度来度量单位， 是桨叶弦线和旋转平面的夹角，在沿桨叶特定长度 的的特定点测量。 因为大多数螺旋桨有一个平的桨叶面，弦线通常从螺旋桨桨叶 面开始划。螺旋角和桨叶角不同，但是螺旋角很大程度上由桨叶角确定，这两个术语长交替使用。一个角的变大或者减小也让另一个随之增加或者减小。当为新飞机选定固定节距螺旋桨时， 制造商通常会选择一个螺旋距使得能够有效 的工作在预期的巡航速度。然而，不幸运的是，每一个固定距螺旋桨必须妥协， 因为他只能在给定的空速和转速组合才高效。飞行时，飞行员是没这个能力去改 变这个组合的。 当飞机在地面静止而引擎工作时，或者在起飞的开始阶段缓慢的移动时，螺旋桨 效率是很低的，因为螺旋桨受阻止不能全速前进以达到它的最大效率。这时，每 一个螺旋桨叶以一定的迎角在空气中旋转， 相对于旋转它所需要的功率大小来说 产生的推力较少。 为理解螺旋桨的行为，首先考虑它的运动，它是既旋转又向前的。因此，如图 3 －27 中显示的螺旋桨力向量，螺旋桨叶的每一部分都向下和向前运动。空气冲 击螺旋桨叶的角度就是迎角。 这个角度引起的空气偏向导致了在螺旋桨引擎侧的 气动压力比大气压力大，所以产生了推力。 桨叶的形状叶产生推力，因为它的弯曲就像机翼的外形。所以，空气流过螺旋桨 时，一侧的压力就小于另一侧。如机翼中的情形一样，这产生一个向较低压力方 向的反作用力。对于机翼，它的上面气压低，升力是向上的。对于螺旋桨，它是 垂直安装的，而不是水平的飞机上，压力降低的区域是螺旋桨的前面，这样推力 就是朝前的。按照空气动力学的说法，推力是螺旋桨外形和桨叶迎角的结果. 考虑推力的另外一个方法是螺旋桨应对的空气质量方面。这方面，推力等于它的 空气质量，螺旋桨引起的滑流速度越大，飞机速度就越小。产生推力所消耗的功 率取决于空气团的运动速度。一般来说，推力大约是扭距的 80％，其他 20%消耗 在摩擦阻力和滑移上。 对于任何旋转速度，螺旋桨吸收的马力平衡力引擎输出的 马力。对螺旋桨的任意一周，螺旋桨处理的空气总量依赖于桨叶角，它确定了螺 旋桨推动了多少的空气。 所以， 桨叶角是一个很好的调整螺旋桨负荷的方法来控 制引擎转速。 桨叶角也是一个很好的调整螺旋桨迎角的方法。在横速螺旋桨上，对所有引擎和 飞机速度， 桨叶角必须可调以提供最大效率迎角。螺旋桨和机翼的升力－阻力曲 线，表明最大效率迎角是一个小的值，从 2 到 4 度变化的正值。实际桨叶角必须 维持这个随飞机前进速度而变化的小迎角. 为一周旋转和前进速度的效率最好而设计了固定桨距和地面可调节 (ground-adjustable)螺旋桨。这些螺旋桨设计用于特定的飞机和引擎配合。螺 旋桨可以在起飞， 爬升和巡航或高速巡航时提供最大螺旋桨效率。这些条件的任 何改变将会导致螺旋桨和引擎效率的降低。 由于任何机械的效率是有用的输出功率和实际输出功率的比值， 那么螺旋桨效率就是推力功率和制动功率的比值。螺 旋桨的效率范围一般是 50%到 87%，和螺旋桨的滑距(Slip)有关。 螺旋桨滑距是螺旋桨的几何节距和有效节距之间的差值。如图 3-28，几何节距 是螺旋桨旋转一周应该前进的理论距离； 有效节距是螺旋桨旋转一周的实际前进 距离。因此，几何的或者理论的节距是基于没有滑动的，但是实际的或者有效的 节距包含了螺旋桨在空气中的滑动螺旋桨扭曲的原因是螺旋桨叶的外面部分切向速度比中心部分快。如图 3-29， 如果桨叶在全部长度上的几何节距相同， 在巡航速度上靠近螺旋桨中心的部分会 有负迎角而螺旋桨尖部将会失速。 在桨叶几何节距范围内的扭曲或者变形让巡航 飞行时螺旋桨叶在他的长度上保持相对恒定的迎角工作。换句话说，就是螺旋桨 叶的扭曲对应于螺旋桨叶长度上不同速度的部分有合适的迎角， 这样就能够让推 力在螺旋桨叶长度上的分布相对均衡。通常 1 度到 4 度能够提供最有效的升力/阻力比，但是固定节距螺旋桨的飞行时 迎角可变范围可以从 0 度到 15 度。这个变化是由于相对气流的变化进而导致飞 机速度的变化。简而言之，螺旋桨迎角是两个运动的结果：螺旋桨沿其轴的转动 和它的前进运动。 然而恒速螺旋桨会在飞行中遇到的大多数情况下自动调节它的桨叶角保持在最 大效率。在起飞时，此时要求最大功率和推力，恒速螺旋桨处于低螺旋桨叶角或 节距。低桨叶角时迎角小，能够保持和相对风的效率。同时，它使得螺旋桨旋转 一周推动的空气质量更小。 这样的轻载荷让引擎旋转高转速，能够在一定时间内 把最大量的燃油转换成热能。高转速也产生了最大的推力；因为，尽管每旋转一 周推动的空气质量变小了， 但是每分钟的旋转次数大大增加了，推动的气流运动 速度变高了，在飞机低速时，推力是最大的。 升空后，随着飞机速度的增加，恒速螺旋桨自动改变到更高的迎角（或节距）。 较高的桨叶角再次保持小迎角且对相对风保持较好的效率。 较高的桨叶角增加了 每周旋转推动的空气质量。这降低了引擎的转速，减少了燃油消耗和引擎磨损， 且保持推力在最大。在起飞后， 可控螺旋桨节距的飞机建立了稳定爬升，飞行员把引擎的输出功率降 低到爬升功率，方法是首先降低歧管压力(manifold pressure)然后降低桨叶角 来降低转速。 在巡航高度，当飞机处于水平飞行时，需要的功率比起飞和爬升时更低，飞行员 再次通过降低歧管压力的方法降低引擎功率和增加桨叶角来降低转速。再次的， 这提供了扭矩要求以匹配降低的引擎功率；因为，尽管螺旋桨每转处理的空气质 量更大了，更多的是通过降低气流速度和增加空速来弥补的。迎角仍然小，因为 桨叶角已经随空速的增加而增加。扭矩和 P 因子对于飞行员来说，“扭矩”(飞机的向左旋转趋势)是由四个因素构成的，他们导 致或者产生至少围绕飞机三个轴向之一的扭曲或者旋转运动。这四个因素是: 1. 2. 3. 4. 来自引擎或者螺旋桨的扭矩反作用 螺旋桨气流的螺旋运动效应 螺旋桨的回转作用(陀螺效应) 螺旋桨的非对称负载(P 因子)扭矩反作用力扭矩反作用力涉及到牛顿第三物理定律-对于任何作用力，有一个方向相反但是 大小相同的反作用力。 应用到飞机上，这就是说内部的引擎部件或者螺旋桨朝一 个方向旋转，那么另一个方向相反的大小相等的力试图把飞机朝相反方向旋转。 如图 3-30当飞机在空中飞行时，这个力绕飞机纵轴作用，有让飞机旋转的趋势。为了补偿 这个力， 一些旧的飞机用一种不好的方式在被强制下降的机翼一侧产生更多的升 力。更加现代的飞机的设计是引擎偏移来抵消扭矩的效应。说明：大多数美国制造的飞机引擎推动螺旋桨旋转从飞行员座位上看是顺时针 的。这里讨论的就是指这种引擎。一般的，补偿因子是永久设定好的，在巡航速度上补偿这个力，因为大多数飞机 的工作升力就是在这个速度上。 但是， 副翼配平片可以在其他速度上进一步调节。起飞旋转期间飞机的轮子在地面上， 扭矩反作用力引起一个额外的绕飞机垂直轴 的旋转运动。 当飞机的左侧因为扭矩反作用力作用而被强制向下时，左侧的主起 落架承受更多的重量。 这导致左侧论坛的地面摩擦力或者阻力比右侧更多，这样 进一步导致了左转弯运动。这个运动的强度依赖于很多变量。一部分变量是：? 引擎尺寸和马