资源描述
飞行的主要组成局部及功用 *到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要局部组成 1. 机翼机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到肯定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形态、大小也各有不同。 2. 机身机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 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安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。4.起落装置飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支掌飞机。 5.动力装置动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备供应电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推动器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 *飞机上除了这五个主要局部外，依据飞机操作和执行任务的须要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、平安设备等其他设备。二、飞机的升力和阻力 *飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要相识空气流淌的特性，即空气流淌的根本规律。流淌的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理 流体的连续性定理：当流体连绵不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一局部的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。 *连续性定理阐述了流体在流淌中流速和管道切面之间的关系。流体在流淌中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流淌在流淌中流速和压力之间的关系。 伯努利定理根本内容：流体在一个管道中流淌时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。*飞机的升力绝大局部是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他局部产生的升力很小，一般不考虑。从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下外表流过，在机翼后缘重新集合向后流去。机翼上外表比拟凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下外表，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下外表出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克制自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。* 机翼升力的产生主要靠上外表吸力的作用，而不是靠下外表正压力的作用，一般机翼上外表形成的吸力占总升力的60-80%左右，下外表的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。 *飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也须要对它有所了解。按阻力产生的缘由可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。 1.摩擦阻力空气的物理特性之一就是粘性。当空气流过飞机外表时，由于粘性，空气同飞机外表发生摩擦，产生一个阻挡飞机前进的力，这个力就是摩擦阻力。摩擦阻力的大小，确定于空气的粘性，飞机的外表状况，以及同空气相接触的飞机外表积。空气粘性越大、飞机外表越粗糙、飞机外表积越大，摩擦阻力就越大。 2.压差阻力人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。这种由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。飞机的机身、尾翼等部件都会产生压差阻力。 3.诱导阻力升力产生的同时还对飞机附加了一种阻力。这种因产生升力而诱导出来的阻力称为诱导阻力，是飞机为产生升力而付出的一种“代价。其产生的过程较困难这里就不在详诉。 4.干扰阻力它是飞机各局部之间因气流相互干扰而产生的一种额外阻力。这种阻力简洁产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和副油箱之间。 *以上四种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。 三、影响升力和阻力的因素 *升力和阻力是飞机在空气之间的相对运动中相对气流中产生的。影响升力和阻力的根本因素有：机翼在气流中的相对位置迎角、气流的速度和空气密度以及飞机本身的特点飞机外表质量、机翼形态、机翼面积、是否运用襟翼和前缘翼缝是否张开等。 1.迎角对升力和阻力的影响相对气流方向与翼弦所夹的角度叫迎角。在飞行速度等其它条件一样的状况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。在小于临界迎角范围内增大迎角，升力增大：超过临界临界迎角后，再增大迎角，升力反而减小。迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多：超过临界迎角，阻力急剧增大。2.飞行速度和空气密度对升力阻力的影响飞行速度越大升力、阻力越大。升力、阻力与飞行速度的平方成正比例，即速度增大到原来的两倍，升力和阻力增大到原来的四倍：速度增大到原来的三倍，成功和阻力也会增大到原来的九倍。空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍，即升力和阻力与空气密度成正比例。 3，机翼面积，形态和外表质量对升力、阻力的影响机翼面积大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。机翼形态对升力、阻力有很大影响，从机翼切面形态的相对厚度、最大厚度位置、机翼平面形态、襟翼和前缘翼缝的位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大。还有飞机外表光滑与否对摩擦阻力也会有影响，飞机外表相对光滑，阻力相对也会较小，反之那么大。 No.1一、飞机的平衡、安定性和操作性 一.飞机的平衡是指作用于飞机的各力之和为零，各力重心所构成的各力矩之和也为零。飞机处于平衡状态时，飞机速度的大小和方向都保持不变，也不绕重心转动。飞机的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和横侧平衡。 飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。飞机取得平衡后，不绕纵轴转动，迎角保持不变。作用于飞机的俯仰力矩很多，主要有：机翼力矩、水平尾翼力矩及拉力推力力矩。影响俯仰平衡的因素：加减油门，收放襟翼、收放起落架和重心变更等。飞行中，影响飞机俯仰的因素是常常存在的。为了保持飞机的俯仰平衡，飞行员可前后移动驾驶杆偏转升降舵或运用调整片，产生操纵力矩，来保持力矩的平衡。 飞机的方向平衡是作用于飞机的各偏转力矩之和为零。飞机取得方向平衡后，不绕立轴转动，侧滑角不变或没有侧滑角。影响飞机方向平衡的因素：飞机一边机翼变形，左右两翼阻力不等；多发动机飞机，左右两边发动机工作状态不同，或者一边发动机停车，从而产生不对称拉力；螺旋桨发动机，油门变更，螺旋桨滑流引起的垂直尾翼力矩随之变更。飞机的方向平衡受破坏时最有效的克制方法就是适当蹬舵或运用方向舵调整片，利用偏转方向舵产生的方向操纵力矩来平衡使机头偏转的力矩，从而保持飞机的方向平衡。 飞机的横侧平衡是作用于飞机的各滚转力矩之和为零。飞机取得横侧平衡后，不绕纵轴滚转，坡度不变或没有坡度。作用于飞机的滚转力矩，主要有两翼升力对重心形成的力矩：螺旋桨旋转时的反作用力矩。影响飞机的横侧平衡：飞机一边机翼变形，两翼升力不等；螺旋桨发动机，油门变更，螺旋桨反作用力矩随之变更；重心左右移动如两翼油箱耗油量不等，两翼升力作用点至重心的力臂变更，形成附加滚转力矩。飞机的横侧平衡受破坏时，飞行员保持平衡最有效的方法就是适当左右压驾驶杆或运用副翼调整片，利用偏转副翼产生的横侧操纵力矩来平衡使飞机滚转的力矩，以保持飞机的横侧平衡。飞机的方向平衡和横侧平衡是相互联系、相互依靠的，方向平衡受到破坏，如不修正就会引起横侧平衡的破坏。 二.飞机的安定性就是飞行中，当飞机受微小扰动如阵风、发动机工作不均衡、舵面的间或偏转等而偏离原来的平衡状态，并在扰动消逝后，不经飞行员操纵，飞机自动复原原来平衡状态的特性。飞机的安定性包括：俯仰安定性、方向安定性和横侧安定性。飞机安定性的的强弱，一般由摇摆衰减时间、摇摆幅度、摇摆次数来衡量。当飞机受到扰动后，复原原来平衡状态时间越短，摇摆幅度越小，摇摆次数越少，飞机的安定性就越强。 飞机安定性的强弱，主要取决于飞机的重心位置、飞行速度、飞行高度和迎角的变更。 三.飞机除应有必要的安定性外，还应有良好的操作性，这样才能保证飞行员有意识的飞行。飞机的操作性是只指飞机在飞行员操纵升降舵、方向舵和副翼下变更其飞行状态的特性。操纵动作简洁、省力，飞机反响快，操作性就好，反之那么不。飞机的操纵性同样包括俯仰操纵性、方向操纵性和横侧操纵性。 飞机的俯仰操纵性是飞行员操纵驾驶杆使升降舵偏转之后，飞机绕横轴转动而变更迎角等飞行状态的特性。在直线飞行中，飞行员向后拉驾驶杆，升降舵向上偏转一个角度，在水平尾翼上产生向下的附升力，对飞机重心形成俯仰操作力矩，迫使机头上仰，迎角增大。驾驶杆前后的每个位置对应着一个迎角或飞行速度。 飞行中，升降舵偏转角越大，气流淌力越大，升降舵上的空气动力也越大，从而枢轴力矩也越大，所需杆力飞行员操纵驾驶杆所施加的力也越大。在模拟飞行中，假如运用微软的力回馈摇杆这种力可以体验到。 飞机的方向操纵性，就是在飞行员操纵方向舵后，飞机绕立轴偏转而变更其侧滑角等飞行特性。与俯仰角相像，在直线飞行中，每一个脚蹬位置，对应着一个侧滑角，蹬右舵，飞机产生左侧滑；蹬左舵，飞机产生右侧滑。 方向舵偏转后，同样产生方向舵枢轴力矩，飞行员须要用力蹬舵才能保持方向舵偏转角不变。方向舵偏转角越大，气动动压越大，蹬舵力越大。 飞机的横侧操纵性是指在飞行员操纵副翼后，飞机绕纵轴滚转而变更滚转角速度、坡度等飞行状态的特性。比方：飞行员向左压驾驶盘，右副翼下偏，右翼升力增大，左副翼上偏，左翼升力减小，两翼升力之差，形成横侧操纵力矩，使飞机向左加速滚转。 在横侧操纵中，驾驶盘左右转动的每一个位置，都对应着一个滚转角速度。驾驶盘左右转动的角度越大，滚转角速度越大。 假如飞行员要想保持肯定的坡度，就必需在接近预定坡度时将盘回到中立位置，消退横侧操纵力矩，在横侧阻转力矩的阻挡下，使滚转角速度消逝。有时，飞行员甚至可以向飞机滚转的反方向压一点驾驶盘，快速制止飞机滚转，使飞机精确地到达预定飞行坡度。*飞机的操纵性不是一成不变的，它要受到很多因素的制约，影响飞机操纵性的因素有飞机重心位置的前后移动、飞行的速度、飞行高度、迎角等。机的每次飞行，不管飞什么课目，也不管飞多高、飞多久，总是以起飞开场以着陆完毕。 起飞和着陆是每次飞行中的两个重要环节。所以，我们首先须要驾驭好起飞和着陆的技术。 一. 滑行 飞机不超过规定的速度，在地面所作的直线或曲线运动叫滑行。 对滑行的根本要求是：飞机平稳地开场滑行，滑行中保持好速度和方向，并使飞机能停顿在预定的位置。飞机从静止开场移动，拉力或推力必需大于最大静摩擦力，故飞机开场滑行时应适 当加大油门。飞机开场移动后，摩擦力减小，那么应酌量减小油门，以防加速太快，保持起滑平稳。 滑行中，假如要增大滑行速度，应柔软加大油门，使拉力或推力大于摩擦力，产生加速度，使速度增大，要减小滑行速度，那么应收小油门，必要时，可运用刹车。 二. 起飞 飞机从开场滑跑到离开地面，并升到肯定高度的运动过程，叫做起飞。 飞机起飞的操纵原理 飞机从地面滑跑到离地升空，是由于升力不断增大，直到大于飞机重力的结果。而 只有当飞机速度增大到肯定时，才可能产生足以支持飞机重力的升力。可见飞机的起飞 是一个速度不断增加的加速过程。 ； 剩余拉力较小的活塞式螺旋桨飞机的起飞过程，一般可分为起飞滑跑、离地、小 角度上升或一段平飞、上升四个阶段。 对有足够剩余拉力的螺旋桨飞机，或有足够剩余推力的喷气式飞机，因可使飞机加 速并上升，故起飞一般只分三个阶段，即起滑跑、离地和上升。一起飞滑跑的目的是为了增大飞机的速度，直到获得离地速度。拉力或推力愈大，剩余拉力或剩余推力也愈大，飞机增速就愈快。起飞中，为尽快地增速，应把油门推到最大位置。 1.抬前轮或抬尾轮* 前三点飞机为什么要太前轮？前三点飞机的停机角比拟小，假如在整个起飞滑跑阶段都保持三点姿态滑跑，那么迎角和升力系数较小，必定要将速度增大到很大才能产生足够的升力使飞机离地，这样，滑咆距离势必很长。因此，为了减小离地速度，缩短滑跑距离，当速度增大到肯定程度时就须要抬起前轮作两点姿态滑跑，以增大迎角和升力系数。* 抬前轮的时机和高度抬前轮的时机不宜过早或过晚。抬前轮过早，速度还小，升力和阻力都小，形成的 上仰力矩也小。要捡起前轮，必需使水平尾翼产生较大的上仰力矩，但在小速度状况 下，水平尾翼产生的附加空气动力也小，要产主足够的上仰力矩就须要多拉杆。结果， 随着滑跑速度增大，上仰力矩又将快速增大，飞行员要保持抬前伦的平衡状态，势必又 要用较大的操纵量进展往复修正，给操纵带来困难。同时，抬前轮过旱，使飞机阻力增 大而增长起飞距离。假如抬前轮过晚，不仅使滑跑距离增长，而且还由于拉杆抬前轮到离地的时间很 短，飞行员不易修正前轮抬起的高度而保持适当的离地迎角。甚至简洁使升力突增很多 而造成飞机猛然离地。各型飞机抬前轮的速度均有其详细规定。 前轮抬起高度应正好保持飞机离地所需的迎角，前轮抬起过低，势必使迎角和升力系数过小，离地速度增大，滑跑距离增长，前轮抬起过高，滑跑距离虽可缩短，但因飞机阻力大，起飞距离将增长，而且迎角和升力系数过大，又势必造成大迎角小速度离地，离地后，飞机的安定住差操纵性也不好。仰角过大，还可能造成机尾擦地。从既要 保证平安又要缩短滑跑距离的要求动身，各型飞机前轮抬起高度都有其详细规定。飞行员可从飞机上的俯仰指示器或从机头与天地线的关系位置来推断前轮抬起的高度是否适当。 后三点飞机为什么要抬尾轮 后三点飞机与前三点飞机相比，停机角比拟大，因此三点滑跑中迎角较大，接近其临界迎角，假如整个滑跑阶段都保持三点滑跑，升力系数比拟大，飞机在较小的速度下 即能产生足够的升力使飞机离地。此时滑跑距离虽然很短，但大迎角小速度离地后，飞 机安定性操纵性都差，甚至可能失速。因此后三点飞机，当滑跑速度增大到肯定时，飞 行员应前推驾驶杆，抬起机尾作两点滑跑，以减小迎角。与前三点飞机抬前轮一样，为了既保证平安，又缩短滑跑距离，必需适时正确地抬 机尾。抬机尾过早或过晚，过高或过低，不仅会增长滑跑距离，起飞距离，而且会危及 飞行平安。各型飞机抬机尾的速度和高度也都有其详细规定。 2. 保持滑跑方向 对螺旋桨飞机而言，起飞滑跑中引起飞机偏转的主要缘由是螺旋桨的副作用。 起飞滑跑中，螺旋桨的反作用力矩力图使飞机向螺旋桨旋转的反方向倾斜，造成两 主轮对地面的作用力不等，从而使两主轮的摩擦力不等，两主轮摩擦力之差对重心形成偏转力矩。螺旋桨滑流作用在垂直尾翼上也产主偏转力矩。前三点飞 机抬前轮时和后三点飞机抬尾轮时，螺旋桨的进动作用也会使飞机产生偏转。加减油门和推拉笃驶杆的动作愈粗猛，螺旋桨副作用影响愈大。为减轻螺旋桨副作用的影响，加油门和推拉驾驶杆的动作应柔软适当。滑跑前段，因舵的效用差，一般可用偏转前轮和刹车的方法来保持滑跑方向。滑跑后段应用舵来保持滑跑方向。随着滑跑速度的不断增大，方向舵的效用不断提高，就应当回舵，以保持滑跑方向。喷气飞机起飞滑跑方向简洁保持，其缘由是；一是喷气飞机都是前三点飞机， 而前三点飞机在滑跑中具有较好的方向安定住，二是没有螺旋桨副作用的影响，所以在加油门和抬前轮时，飞机不会产主偏转。 二 当速度增大到肯定，升力稍大于重力，飞机即可离地。离地时作用于飞机的力。此时升力大于重力，拉力或推力 大于阻力。 离地时的操纵动作，前三点飞机和后三点是不同的。前三点飞机是因飞行员拉杆产生上仰操纵力矩，而使飞机作两点滑跑的。随着滑跑速度 的增大、上仰力矩增大，迎角将会增大。虽然飞行员不断向前推杆以保持两点滑跑姿态，但 原来的俯仰力矩平衡总是随速度的增大而不断 被破坏，在到达离地速度时，迎角仍会有自动增大的趋势。所以，前三点飞机一般都是等其自动离地。 后三点飞机那么不然，飞机到达离地速度时，一般都需带杆增大迎角而后离地。这是因为后三点飞机在两点滑跑中，飞行员是前推杆，下偏升降舵来保持的，随着速度增大，下俯操纵力矩增大，将使迎角减小，飞行员虽不断带杆以保持两点滑跑，但在到达 离地速度时，迎角仍会有减小的趋势。所以，必需向后带杆增大迎角飞机才能离地。后三点飞机，正确驾驭离地时机是很重要的。离地过早或过晚，都将给飞行带来不利。 机轮离地后，机轮摩擦力消逝，飞机有上仰趋势，应向前迎杆制止。对螺旋浆飞 机，机轮摩擦力矩也消逝，飞机有向螺旋桨旋转方向偏转的趋势，应用舵制止。 三一段平飞或小角度上升 对剩余拉力比拟小的活塞式螺旋浆飞机，飞机离地还尚未到达所需的上升速度，故 需作一段平飞或小角度上升来积累速度。飞机离地后在12米高度向前迎杆，减小迎 角，使飞机平飞加速或作小角度上升加速。飞机刚离地时，不宜用较大的上升角上升。 上升角过大，这会影响飞机增速，甚至危及平安。 为了减小阻力，便于增速，飞机高地后，一般不低于5米高度收起落架。收起落架 时机不行过早或过晚。过早，飞机离地大近，假如飞机有下俯，就可能重新接地，危及 平安；过晚，速度大大，起落架产生的阻力很大，不易增速，还可能造成起落架收下好。在一段平飞或小角度上升中，特殊要防止出现坡度，因为这时飞行高度低，飞机如有坡度，就会向下侧滑而可能使飞机撞地。因此发觉飞机有坡度应刚好订正。 四当速度增加到规定时，应柔软带杆使飞机转入稳定上升，上升到规定高度起飞阶段完毕。 *影响起飞滑跑距离的因素影响起飞滑跑距离的困素有油门位置、离地迎角、襟翼反置、起飞重量、机场标高与气温、跑道外表质量、风向风速、跑道坡度等。这些因素一般都是通过影响离地速度 或起飞滑跑的平均加速度来影响起飞滑跑距离的。 * 油门位置 油门越大，螺旋桨拉力或喷气推力越大，飞机增速快，起飞滑跑距离就短。所以，一般应用最大功率或最大油门状态起飞。 * 离地迎角 离地迎角的大小确定于抬前轮或抬机尾的高度。离地迎角大，离地速度小，起飞滑跑距离短。但离地迎角又不行过大，离地迎角过大，下仅会因飞机阻力大而使飞机增速慢延长滑跑距离，而且会干脆危及飞行平安因此从既要保证飞行平安又要使滑跑距离短动身，各型飞机一般都规定有最有利的离地迎角值。* 襟翼位置 放下襟翼，可增大升力系数，减小离地速度，因而能缩短起飞滑跑距离。* 起飞重量 起飞重量增大，不仅使飞机离地速度增大，而且会引起机轮摩擦力增加，使飞机不易加速。因此，起飞重量增大，起飞滑跑距离增长。 * 机场标高与气温 机场标高或气温上升都会引起空气密度减小，一放面使拉力或推力减小，飞机加速慢；另一方面，离地速度增大，因此起飞滑跑距离必定增长。所以在燥热的高原机场起飞，滑跑距离显著增长。 * 跑道外表质量 不同跑道外表质量的摩擦系数，滑跑距离也就不同。跑道外表假如光滑平坦而坚实，那么摩擦系数小，摩擦力小，飞机增速快，起飞滑跑距离短。反之跑道外表粗糙不平或松软，起飞滑跑距离就长。* 风向风速 起飞滑跑时，为了产生足够的升力使飞机离地，不管有风或无风，离地空速是肯定的。但滑跑距离只与地速有关，逆风滑跑时，离地地速小，所以起飞滑跑距离比无风时短。反之那么长。 * 滑跑坡度 跑道有坡度，会使飞机加速力增大或减小。 三. 着陆 飞机从肯定高度下滑，井着陆地面滑跑直至完全停顿运动的整个过程，叫着陆。 飞机着陆的操纵原理与起飞相反，着陆是飞机高度下断降低、速度不断减小的运动过程。 飞机从肯定高度作着陆下降时，发动机处于慢车工作状态，即一般采纳带小油门下滑的方法下降。飞行高度降低到接近地面时，必需在肯定高度上开场后拉驾驶杆，使飞机由下滑转入平飘这就是所谓“拉平。 机拉平后，飞机速度仍旧较大，不能马上接地须要在离地051米高度上接着减小速度，这个拉平后接着减小速度的过程，就是平飘。在这个过程中，随着飞行速度的不断减小，飞行员不断后拉驾驶杆以保持升力等于重力。在离地015025米时，将飞机拉成接地所需的迎角，升力稍小于重力，飞机温柔飘落接地飞机接地后，还须要滑跑减速直至停顿，这个滑跑减速过程就是着陆滑跑。由上可见，飞机着陆过程一般可分为五个阶段：下滑段、拉平段、平飘段、接地和着陆滑跑段。 谈谈后三点飞机抬尾轮滑跑的一点小小看法:对于短窄跑道,不是很建议用抬尾轮滑跑,因为虽然可以增加起飞平安速度,但也牺牲了滑跑距离,使滑跑距离相对过长,如是单发飞机，简洁造成中断起飞距离不够,有冲出跑道的危急;抬前轮滑跑的技术相比照拟困难,对于比拟轻型的飞机,可能简洁些,假如是载重的大单发或者多发后三点飞机,不建议采纳此滑跑起飞方式,因为飞机重心和操纵难度的关系,操纵量比拟难驾驭,呵呵.个人曾在加格达奇见过波兰产M-18空机起飞,三机起飞肯定要编队玩玩,呵呵,长机两点滑跑滑到400米才开场离地,假如是负重起飞,要是短跑道,真捏把汗啊,呵呵.这局部我们要了解飞机最简洁的运动形式：平飞、上升和下降。平飞、上升和下降指的是飞机既不带倾斜也不带侧滑的等速直线飞行。这也是飞机最根本的飞行状态。飞机平飞、上升和下降性能是飞机最根本的飞行性能，如：平飞最大速度、平飞最小速度、最大上升角、最大上升率，升限、最小下降角、最大下降距离等，这些都是飞行员首先要学习和驾驭的。 一. 平飞 飞机作等速直线水平的飞行，叫平飞。 平飞中作用于飞机的外力有升力、重力、拉力或推力和阻力。平飞时，飞机无转动，各力对重心的力矩相互平衡，且上述各力均通过飞机重心。为保持平飞，须要有足够的升力以平衡飞机的重量，为了产生这一升力所需的飞行速度，叫平飞所需速度影响平飞所需速度的因素：*飞机重量 在其它因素都不变的条件下，飞机重量越重，为保持平飞所需的升力 就越大，故平飞所需速度也越大。相反，飞机重量越轻，平飞所需速度就越小。 *机翼面积 机翼面积大，升力也大。为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，所需平飞速度就小。反之，机翼面积小，平飞所需速度就大。 *空气密度空气密度小，升力也小，为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，平飞所需速度就增大。反之，空气密度大，平飞所需速度就减小，空气密度的大小是随飞行高度以及该高度的气温气压而变更的，飞行高度上升，或在同一高度上，气温上升或气压降低，空气密度都会减小。反之增大。*升力系数 升力系数大，平飞所需速度就小。因为，升力系数大，升力大，只需较小的速度就能获得平衡飞机重量的升力。反之，升力系数小，平飞所需速度就大。 而升力系数的大小又确定于飞机迎角的大小和增升装置的运用状况。 迎角不同，开力系数不同，平飞所需速度也就不同。在小于临界迎角的范围内，用大迎角平飞，升力系数大，平飞所需速度就小，用小迎角平飞，升力系数小，平飞所需速度就大，即是 说，平飞中每一个迎角均有一个与之对应的平飞所需速度。 *增升装置的运用状况不同，升力系数大小也不同，平飞所需速度也将下一样。比 如放襟翼起飞，由于升力系数大，为平衡飞机重量所需的速度就小，即离地速度小，起飞滑跑距离就短。 1. 最大平飞速度，在肯定的高度和重量下，发动机加满油门时，飞机所能到达的稳定平飞速度，就是飞机在该高度上的最大平飞速度。 平飞最大速度是理论上飞机平飞所能到达的最大速度，而并不是飞机实际的最大运用速度，由于飞机强度等限制，最大运用速度比平飞最大速度可能要小。比方三叉戟飞机，在海平面，标准大气，全收状态下，平飞最大速度为480海里/小时，而最大运用速度那么规定为365海里/小时。 2. 平飞最小速度，是飞机作等速平飞所能保持的最小速度。如有足够的可用拉力或可用功率，那么平飞最小速度的大小受最大升力系数的限制。因为临界迎角的升力系数最大， 所以与临界迎角相对应的平飞速度失速速度，就是平飞最小速度。 对飞机的要求来说，平飞最小速度越小 越好，因平飞最小速度越小，飞机就可用更 小的速度接地，以改善飞机的着陆性能。 临界迎角对应的平飞速度，是平飞的最小理论速度。事实上当飞机接近临界迎角时，由于机翼上气流严峻别离，飞机出现剧烈抖动，飞机不仅易失速而且安定性、操纵性都差。所以事实上要以该速度平飞是不行能的。为保证平安，对飞行迎角的运用应留有肯定的余量，不允许在临界迎角状态飞行3. 平飞有利速度就是以有利迎角保持平飞的速度。以有利速度平飞，升阻比最大平飞阻力最小，航程较远 4. 经济速度就是用最小所需功率作水平飞行时的速度。用经济速度平飞所需功率最小，即所用发动机的功率最小，比拟省油，航时较长。与经济速度相对应的迎角，叫经济迎角。 *在平飞中变更速度的根本操纵方法是：要增大平飞速度，必需加大油门，并随着 速度的增大而前推驾驶杆；同理，要减小平飞速度那么必需收个油门，并随着速度的减小 而后拉驾驶杆。也就是说，从一个平飞状态变更到另一个乎飞状态，必需同时操纵油门 和驾驶杆。此外，对螺旋桨飞机正必顶要修正因加减油门而引起的螺旋桨副作用的影响。 但是必需指出，上述变更平飞速度的操纵规律只有在大于经济速度的范围内才适合。 二. 上升 飞机沿向上倾斜的轨迹所作的等速直线飞行就叫上升。上升是飞机取得高度的根本方法。上升中作用于飞机的外力和平飞一样，有升力、重力、拉力或推力和阻力。 飞机的上升性能主要包括最大上升角、最大上升率、上升时间和上升限度。 1.上升角和上升梯度上升角是飞机上升轨迹与水平线之间的夹角。上升角越大，说明经过同样的水平距离后，上升的高度越高。上上升度与水平距离的比值，就是上升梯度。飞机的剩余拉力或剩余推力越大，或飞机重量越轻，那么上升角和上升梯度越大。 2. 上升率和最快上升速度在上升中，飞机每秒钟所上升的高度，叫上升率，也叫上升垂直速度，上升率越大，说明飞机上升到肯定高度所需的时间越短，飞机就能快速取得高 度。所以说，飞机的最大上升率是飞机重要的飞行性能之一。 剩余功率越大，或飞机重量越轻功率越大。 因为飞机上升的过程，实际就是将剩余功率变成势能的过程。在飞机重量不变的状况下，剩余功率越大，飞机在单位时间内增加的势能就越多，上升率也就越大。在剩余功率肯定的状况下，飞机重量越轻，在单位时间内上升的高度越高、上升率也就越大。 在重量肯定的状况下升率的大小主要确定于剩余功率的大小，而剩余功率的大小又确定于油门位置和上升速度。在油门位置肯定的状况下，用不同速度上升，由于剩余功率大小不同，上升率大小也就不同。对低速螺旋桨飞机，加满油门，在有利速度旁边，剩余功率最大，所以用近似有利速度的速度上升，可以得到最大的上升率。 3. 上升时间和上升限度上升率的变更确定于剩余功率的变更。所以，上升率随飞行高度的变更，也就确定于剩余功率随飞行高度的变更。 就可以确定出飞机在各个飞行高度上的最大上升率以及最快上升速度。在额定高度以上，随着高度的上升，发动机发出的功率减小，可用功率减小，剩余功率随之减小。所以，最大上升率随着高度的上升始终减小。 既然最大上升率随高度的增加要始终减小，那么上升到肯定高度，上升率势必要减 小到零。这时飞机不行能再接着上升。上升率等于零的高度叫做理论上 升限度，简称理论升限。飞机上升到预定高度所需的最短时间，叫上升时间。 * 飞机由平飞转入上升的根本操纵方法是：加大油门到预定位置，同时柔 和后拉驾驶杆，使飞机渐渐转入上升，及至接近预定上升角上升率时，即前推驾驶 杆，以便使飞机稳定在预定的上升角。必要时，调整油门以保持预定的上升速度。对螺旋桨飞机，还应留意修正螺旋桨副作用的影响。 飞机由上升转入平飞，飞行员就应前推驾驶杆，减小迎角，以减小升力。只有升力小于重力第一分力，飞机产生向下的向心力之后，飞机运动轨迹才会向下弯曲，才可能转入平飞。* 飞机由上升转入平飞的根本操纵方法是：柔软地前推驾驶 杆减小升力，同时收小油门，使飞机渐渐转入平飞，待上升角接近零时，即后拉驾驶盘保持平飞。必要时调整油门，以保持等速平飞，对螺旋桨飞机，还应留意修正螺旋桨副作用的影响。 三. 下降 飞机沿向下倾斜的轨迹所作的等速直线飞行就叫下降。下降是飞机降低高度的根本方法。下降中作用于飞机的外力和平飞一样，有升力、重力、拉力或推力和阻力。飞机的下降依据须要可用正拉力、零拉力或负拉力进展。拉力近似于零闭油门的下降叫下滑。 飞机的下降性能主要包括最小下降角、最小下降率和最大下降距离。 1. 下降角和下降率下降轨迹与水平线之间的夹角叫下降角。飞机每秒钟所降低的高度叫下降率。下降率越大，飞机降低高度越快，下降到肯定高度的时间就短。 2. 下降距离飞机下降肯定高度所通过的水平 距离，叫下降距离。下降距离的长短，取决于下降高度和下降角。下降高度越高，下降角越小，下降距离就越长。以有利迎角下降，因升阻比最大，下降角最小，故 下降距离最长。能获得最大下降距离的下降速度，叫做最大下降距离下降速度。对零拉 力下滑时，最大下滑距离速度就等于有利速度。 但凡使升阻比减小，下降角增大的因素都将使下降距离缩短。如在放起落架、襟 翼，飞机结冰等状况下，升阻比减小，下降角增大，下降距离缩短，飞机用负拉力下降 时，下降角增大，下降距离缩短。 飞行中常可依据滑翔比的大小来估计下降距离的长短。滑翔比是下降距离与下降高度之比。滑翔比就是飞机每降低一米高度所前进的距离。在高度肯定的状况下，滑翔比越大，下降距离就越长。在无风和零拉力的状况下，滑翔比就等于飞机的升阻比。 下降的操纵原理* 操纵驾驶杆变更下降角。下降速度、下降率以及下降距离在稳定的下降中，一个迎角对应一个下降速度。移动驾驶杆变更迎角，就可相应地变更下降速度、下降角、下降率以及下降距离。在下降第一范围内，后位驾驶杆，迎角 增大，升力系数增大，下降速度减小，下降角减小，下降率减小，下降距离增长，反 之，前推驾驶盘，下降速度增大，下降角、下降率增大，下降距离缩短，用有利迎角下 降，下降角最个，下降距离最远。用经济迎角下降，下降率最小。 下降中，主要是操纵驾驶盘和油门，保持好下降速度和下降角。只要油门在规定位 置，操纵驾驶杆保持好规定的下降速度，就可以获得预定的下降角。 * 加、减油门变更下降角、下降距离。下降中，不动驾驶盘，即迎角保持下变，加油门可使下降角减小，下降速度稍增 大，下降距离增长，减油门可使下降角增大，下降速度稍减小，下降距离缩短。 加油门，拉力增大，下降速度增大，升、阻力增大。 *飞机由平飞转入下降的根本操纵方法一般是：柔软前推驾驶盘，以减小迎 角，使飞机渐渐转入下降，同时收小油门，减小拉力。待飞机接近预定的下降角下 降率时，应刚好后拉驾驶盘，保持好预定的下降角下降。 *飞机由下滑转平飞的根本操纵方法是：加大油门至平飞位置，同时柔软地后拉驾驶盘以减小下降角，待飞机接近平飞状态时，应向前回盘，保持平飞。 实际飞行中，在正逆风中或无风中着陆是很少遇到的。在侧风中着陆才算是“常规。第五边侧风时，飞机将随风向侧向飘移，使飞机偏离跑道，修正侧风有侧滑修正法和航向修正法两种方法：1、侧滑修正法侧滑修下法就是向侧风方向上风方向压杆，同时向下风方向蹬舵，使飞机向侧风方向侧滑，航迹对准跑道中心线。例如，侧风从右边吹来，就向右压杆，蹬左舵。向右压杆的结果是使飞机带右坡度，造成右侧滑。蹬左舵是制止因右侧滑引起的机头向右偏转，保持航向对正跑道中心线。飞机接地前需回杆、回舵，以正常姿态接地。侧滑修正法适用于侧风速较小的状况，因为蹬满反舵后，飞机能到达的侧滑角是有限的。 2、航向修正法航向修正法就是操纵飞机向侧风方向上风方向转一角度，使飞机的航迹压在跑道的延长线上。如右图所示，要修正从右边吹来的侧风，就使飞机航憧憬右方偏，侧风越大，所需偏转的角度越大。由于速度合成的结果，使飞机的航迹压在跑道延长线上。 飞机接地前，应蹬舵使机头正对跑道中心线，同时向右上风方向压杆，以右轮单轮接地，接地后接着加大向右压杆力度，此时仍要蹬舵使机头保持正对跑道中心线。随着飞机的减速，左轮轻轻接地，此时前轮仍高高在上，接着用方向舵保持机头方向，保持向右的压杆力，直至前轮因飞机的进一步减速而自然放下接地，此时，向右压杆究竟，蹬左舵以免机头向右偏机头自动右偏是侧风对垂直尾翼的“风标效应引起的。假如侧风很强，满蹬左舵仍不能制止机头右偏，就用左轮的机轮刹车-单轮刹车来订正方向。在侧风中原那么上应少用刹车，因为这时机轮易打滑。机轮打滑不仅使车胎磨损加剧，而且制动效果远比不上机轮不打滑时。记住机轮接地的依次为上风主轮-下风主轮-前轮航向修正法利用航向与航迹的夹角来修正侧风，一般不受风速限制，但由于航向与跑道不平行，不便推断飞机的运动方向航迹。侧风着陆难度较大，特殊是航向修正法接地前后的一系列动作，初练习时难免在跑道上“欢蹦乱跳，但只要勤思索、多尝试，必定可以把波音“要将飞机飞到跑道上，而不是落到跑道上这说法表现得淋漓尽致。
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