空气动力学机体形状课件

空气动力学空气动力学流体流动的基本概念流体流动的基本概念气流沿物体边缘的流动状态气流沿物体边缘的流动状态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1 流体流动的基本概念流体流动的基本概念 *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。*相对运动原理：物体在静止的空气中运动和空气流相对运动原理：物体在静止的空气中运动和空气流过静止的物体，会产生同样的相对气流和同样的空气过静止的物体，会产生同样的相对气流和同样的空气动力。动力。应用：对飞机进行试飞或利用飞机模型安装在风洞应用：对飞机进行试飞或利用飞机模型安装在风洞中来研究飞机空气动力的产生和变化。中来研究飞机空气动力的产生和变化。2 连续性假设连续性假设 将流体看成由无间隙的连续介质所组成，将流体看成由无间隙的连续介质所组成，各种物理量都是空间和时间的连续性函各种物理量都是空间和时间的连续性函数数 0 03 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路路线线（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。一一般般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。流流线线间间隔隔缩缩小小，表表明明流流管管收收缩缩；反反之之，表表明明流流管扩张。管扩张。4 流体流动的两个基本定理流体流动的两个基本定理1 1、连连续续性性定定理理：质质量量守守恒恒定定律律在在流流体体力力学学上上的的应应用用形形式式。当当气气流流连连续续而而稳稳定定地地流流过过一一根根流流管管时时，在在同同一一时时间间间隔内，流过流管任何切面的空气质量都是相等的。间隔内，流过流管任何切面的空气质量都是相等的。1 1V V1 1S S1 1=2 2V V2 2S S2 2=常数常数低低速速流流动动的的气气体体近近似似看看作作是是不不可可压压缩缩的的,即即 1 1 =2 2则则得得到到低低速空气动力学和液体流体动力学中常用的连续性方程。速空气动力学和液体流体动力学中常用的连续性方程。V V1 1S S1 1=V=V2 2S S2 2=常数常数上式表明，在不考虑压缩性的情况下，气流速度与流管的上式表明，在不考虑压缩性的情况下，气流速度与流管的切面积成反比。切面积成反比。5 2,2,伯伯努努利利定定理理：理理想想流流体体连连续续而而稳稳定定地地在在流流管管内内流流过过时时，在在与与外外界界没没有有能能量量交交换换情情况况下下，则则在在流流管管内内任任一一切切面面上上流体的静压与动压之和为常数，即总压沿程不变。流体的静压与动压之和为常数，即总压沿程不变。伯努利定理实质上是能量守恒定理在流体力学中的应用。定伯努利定理实质上是能量守恒定理在流体力学中的应用。定理表明，理想流体沿流管流动过程中，流速增大的地方，静理表明，理想流体沿流管流动过程中，流速增大的地方，静压力必然减小，反之亦然。这个定理不能用于高速气流中。压力必然减小，反之亦然。这个定理不能用于高速气流中。6 机机翼翼上上产产生生升升力力的的原原因因：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。据据连连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，上翼面处气流的静压低于来流大气压强，而下翼面静压大于来面处气流的静压低于来流大气压强，而下翼面静压大于来流大气压强。作用在机翼上、下表面的压强差的总和在垂流大气压强。作用在机翼上、下表面的压强差的总和在垂直于相对气流方向的分力，就是机翼产生的升力。升力方直于相对气流方向的分力，就是机翼产生的升力。升力方向与相对气流的方向垂直。向与相对气流的方向垂直。机翼上表面有一个最低压力点（气流流速最大）。前缘机翼上表面有一个最低压力点（气流流速最大）。前缘处有一个最高压力点（气流速度为零）称为处有一个最高压力点（气流速度为零）称为驻点驻点。7 气流沿物体边缘的流动状态气流沿物体边缘的流动状态 附面层附面层 附面层特性附面层特性 气流分离机理及其危害气流分离机理及其危害 8 附面层附面层：气流流经物体表面时，由于空气粘性影响而使贴近气流流经物体表面时，由于空气粘性影响而使贴近物体表面的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体表面的气流流速逐渐减慢的空气层。附面层内在物体表面处的流速为零。通常把流速达到外部流速的物体表面处的流速为零。通常把流速达到外部流速的99%99%这一点到表面的距离这一点到表面的距离，称为该处附面层的厚度。，称为该处附面层的厚度。9（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）附面层内因为摩擦，使气流部分动能转化为热能，所以）附面层内因为摩擦，使气流部分动能转化为热能，所以总压降低，并且沿气流方向各切面的总压均不同。附面层外部总压降低，并且沿气流方向各切面的总压均不同。附面层外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10（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状状态态称称为为层层流流附附面面层层。物物体体前前部部一一般般保保持持层层流流附附面面层层状状态态；流流经经一一段段距距离离后后，则则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状状态态，形形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，所所以以造成的摩擦阻力要大得多。造成的摩擦阻力要大得多。（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表表面面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；另另外外机机翼翼表表面面粗粗糙糙也也将将使使转转捩捩点前移，从而增加摩擦阻力。点前移，从而增加摩擦阻力。11气流分离及其危害气流分离及其危害（1 1）气气流流分分离离：流流经经物物体体的的气气流流脱脱离离物物体体表表面面，使使物物体体后后部部形形成成大大量量涡流的现象。气流开始脱离表面处称为气流分离点。涡流的现象。气流开始脱离表面处称为气流分离点。（2 2）气气流流分分离离机机理理：附附面面层层内内流流速速低低，外外部部高高速速气气流流流流经经翼翼型型最最低低压压力力点点后后，沿沿途途压压力力逐逐渐渐增增大大。致致使使附附面面层层内内流流动动受受到到阻阻滞滞，甚甚至至发发生生逆逆流。迫使外部气流脱离翼型表面，并形成大量旋涡。流。迫使外部气流脱离翼型表面，并形成大量旋涡。（3 3）气气流流分分离离的的危危害害：机机翼翼气气流流分分离离会会使使升升力力突突然然大大大大下下降降、阻阻力力剧剧增增（压压差差阻阻力力）引引起起飞飞机机失失速速；机机翼翼和和尾尾翼翼发发生生抖抖振振；操操纵纵性性和和稳稳定定性性下降。下降。（4 4）影影响响气气流流分分离离的的因因素素：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对位置及物体表面光洁度等。位置及物体表面光洁度等。12 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，所剖开来的剖面形状(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。13机翼剖面形状 层层流流翼翼型型：具具有有较较小小的的相相对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缘4050%4050%的的翼翼弦弦处处，能能使使翼翼型型上上压压强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临界界马马赫赫数数和和延延缓缓气气流流分分离。这种翼型用于高亚音速的飞机上。离。这种翼型用于高亚音速的飞机上。菱形翼型：具有尖的前缘和小的相对厚度，用于超音菱形翼型：具有尖的前缘和小的相对厚度，用于超音速飞机。速飞机。14机翼平面形状机翼平面形状机机翼翼平平面面形形状状是是飞飞机机处处于于水水平平状状态态时时，机机翼翼在在水水平平面面上上的的投投影影形形状状（a a）矩矩形形；（b b）梯梯形形；（c c）椭椭圆圆形形；（d d）后后掠掠翼翼；（e e）（f f）和和（g g）为为三三角角形形和和双双三三角形。角形。15机翼平面的特征参数机翼平面的特征参数1 1、翼展：左右两翼尖之间的距离、翼展：左右两翼尖之间的距离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：不不同同平平面面形形状状的的机机翼翼对对应应当当量量矩矩形形机机翼翼的的弦弦长长。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相同。积及力矩特性相同。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、梯形比（根梢比）：翼根弦长与翼尖弦长之、梯形比（根梢比）：翼根弦长与翼尖弦长之比比。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，一般用角，称为后掠角，一般用x x表示。表示。167 7、上上反反角角和和下下反反角角：翼翼尖尖上上翘翘为为上上反反角角，反反之之为为下下反反角角。均均为为弦弦平平面面沿沿展展向向与与垂垂直直于于飞飞机机立立轴轴的的平平面面之之间间的的夹夹角角。在在飞飞机机校校装装时时，按按给给定定位位置置进进行行测测量。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纵轴轴之之间间所所夹夹的的锐锐角角，机机翼翼的的安安装装角角为为正正，前前缘缘上上偏偏。在在校校装装时时调调大大安安装装角角称称内内洗洗、调调小小安装角称安装角称外洗外洗。9 9、纵纵向向上上反反角角：机机翼翼安安装装角角与与飞飞机机水水平平安安定定面面安安装装角角之之差差。一一般般水水平平安安定定面面的的安安装装角角为为负负，前前缘缘下下偏。偏。17 机身的几何形状和参数机身的几何形状和参数前部：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。18 作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力作用在飞机上的空气动力总空气动力：作用在飞机上的空气动力总和。总空气动力：作用在飞机上的空气动力总和。总空气动力：作用在飞机上的空气动力总和。总空气动力：作用在飞机上的空气动力总和。压力中心：总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。压力中心：总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。压力中心：总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。压力中心：总空气动力作用线与飞机纵轴的交点。升力：在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的升力：在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的升力：在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的升力：在飞机对称面内总空气动力在垂直来流方向上的分量。分量。分量。分量。阻力：在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的阻力：在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的阻力：在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的阻力：在飞机对称面内总空气动力在平行来流方向上的分量。分量。分量。分量。v v19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 飞机与气流之间的相对速度；飞机与气流之间的相对速度；S 机翼面积；机翼面积；升力系数；升力系数；阻力系数。阻力系数。20影影响响升升力力的的因因素素: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：飞飞机机飞飞行行环环境境的的温温度度和和高高度度通通过过大大气气密密度度的的变变化化而而体体现现。，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，只只有有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21 升升力力系系数数：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、机机翼翼平平面面形形状状等等的的函函数。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。22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23 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，当升力系数达到最大值后随迎角的增大而迅速减小。大，当升力系数达到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。24 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：25 飞机的阻力飞机的阻力飞机阻力的表达式为：飞机阻力的表达式为：式式中中C Cx x阻阻力力系系数数，由由实实验验得得到到。是是机机翼翼翼翼型型、平平面面形形状状、迎角及机身机翼等各部件布局的综合参数。迎角及机身机翼等各部件布局的综合参数。飞飞机机的的总总阻阻力力可可分分为为：摩摩擦擦阻阻力力、压压差差阻阻力力、诱诱导导阻阻力力、干干扰扰阻阻力力和和高高速速飞飞行行时时产产生生的的波波阻阻。其其中中摩摩擦擦阻阻力力、压压差差阻力和干扰阻力之和总称为阻力和干扰阻力之和总称为废阻废阻。影响飞机阻力的因素：阻力系数、机翼面积、空气密度及影响飞机阻力的因素：阻力系数、机翼面积、空气密度及飞行速度。飞行速度。26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原原因因。摩摩擦擦阻阻力力的的大大小小取取决决于于飞飞机机表表面面面面积积、飞飞机机表表面面的的粗粗糙糙度度及及附附面面层层的的流流动动状状态态。紊紊流流附附面面层层的的摩摩擦擦阻阻力力较较大大，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。气气流流分分离离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离离，明明显显降降低低压压差差阻阻力力。机机翼翼采采用用合合适适的的安安装装角角和和飞飞机机在在飞飞行行中中进进行行配配平平，其其目目的的就是减小压差阻力提高经济性。就是减小压差阻力提高经济性。27干干扰扰阻阻力力是是由由于于流流经经飞飞机机各各部部分分之之间间的的气气流流相相互互干干扰扰而而产产生生的的一一种种额额外外阻阻力力。图图所所示示为为机机身身与与机机翼翼连连接接处处，形形成成一一个个先先收收缩缩再再扩扩张张的的流流管管，使使翼翼根根后后部部形形成成旋旋涡涡造造成成能能量量损损失失，产产生生干干扰扰阻阻力力情情况况。正正确确布布局局飞飞机机各各部部件件之之间间的的相相对对位位置置和和在在各各部部件件连连接接处处加加装装合合适适的的“整整流流片片”是是减减小干扰阻力的有效措施。小干扰阻力的有效措施。中中单单翼翼飞飞机机的的干干扰扰阻阻力力最最小小，下下单单翼翼最最大大，上上单单翼翼居中。居中。1干扰阻力干扰阻力28诱导阻力诱导阻力诱导阻力是伴随着机诱导阻力是伴随着机翼上的升力产生而产生的一翼上的升力产生而产生的一种升力面上特有的阻力。升种升力面上特有的阻力。升力愈大（迎角增大），诱导力愈大（迎角增大），诱导阻力愈大。它是机翼翼尖涡阻力愈大。它是机翼翼尖涡流和机翼上翼面气流流过翼流和机翼上翼面气流流过翼型后部产生下洗速度，使相型后部产生下洗速度，使相对气流产生下洗角，总气动对气流产生下洗角，总气动力向后倾斜而造成的。为减力向后倾斜而造成的。为减小下洗的影响，可采取大的小下洗的影响，可采取大的展弦比、椭园形或梯形机翼展弦比、椭园形或梯形机翼及增设翼尖小翼等措施。及增设翼尖小翼等措施。29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地位。高速飞行时废阻占主导地位。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地位。地位。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地位，大迎摩擦阻力占主导地位，大迎角飞行时压差阻力占主导地角飞行时压差阻力占主导地位。位。l1l1一一30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，但不为零。系数最小，但不为零。2 2、阻力系数随迎角的绝对、阻力系数随迎角的绝对值增大而增大。值增大而增大。3 3、升力系数为零（零升迎、升力系数为零（零升迎角）对应的阻力系数叫作角）对应的阻力系数叫作零升阻力系数零升阻力系数。31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，升阻比随迎角的增加而增大;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依据。4、超过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。32 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。33 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，气流严重分离，升力系数迅机翼攻角大于临界攻角后，气流严重分离，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，并使飞机的操纵和稳定性下降。使飞机的操纵和稳定性下降。各型飞机在使用中都规定一个各型飞机在使用中都规定一个 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达到限制值（大于失速当飞机迎角探测器探测到其迎角达到限制值（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。34 飞机的失速速度飞机的失速速度1 1、定义（、定义（CCAR-25CCAR-25部）：部）：飞机可以操纵的定常飞行飞机可以操纵的定常飞行的最小速度的最小速度。此时飞机的迎角达到最大迎角的限制。此时飞机的迎角达到最大迎角的限制值。值。2 2、使用中影响飞机失速速度的主要因素：、使用中影响飞机失速速度的主要因素：飞机重量：重量愈大失速速度越高。飞机重量：重量愈大失速速度越高。载荷系数：载荷系数愈大失速速度越高。载荷系数：载荷系数愈大失速速度越高。增升装置：使用增升装置可降低失速速度。增升装置：使用增升装置可降低失速速度。向上垂直突风：向上垂直突风引起附加迎角，使向上垂直突风：向上垂直突风引起附加迎角，使失速速度提高。失速速度提高。35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交点。在攻角不大的情况下，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。在一定迎角范围内，压力中心位置随迎角的增大而前移。焦点焦点（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。焦点位置不随攻角改变，飞机从亚音速进入超音速时焦点位置将后移。36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：迎风面加大迎风面加大压差阻力增大。压差阻力增大。表面粗糙表面粗糙增大摩擦阻力。增大摩擦阻力。2 2、升力系数和临界迎角减小：、升力系数和临界迎角减小：翼型改变翼型改变同样迎角对应的升力系数小，使起飞和着陸同样迎角对应的升力系数小，使起飞和着陸速度提高。速度提高。两侧机翼翼型不对称两侧机翼翼型不对称使飞机倾钭，操纵困难。使飞机倾钭，操纵困难。破坏翼型破坏翼型-临界迎角减小，使飞机过早出现失速。临界迎角减小，使飞机过早出现失速。37高速飞行的一些特点高速飞行的一些特点音速和马赫数音速和马赫数1 1、音音速速：当当空空气气受受到到扰扰动动时时，空空气气发发生生压压缩缩和和膨膨胀胀，并并以以纵纵波波的的形形式式向向外外传传播播，这这个个传传播播速速度度就就是是音音速速。空空气气中中的的音音速速 a20.1a20.1T T 米米秒秒。温温度度愈愈高高，压压缩缩和和膨膨胀胀过过程的传播速度就愈大。音速高低表示空气本身的可压缩性。程的传播速度就愈大。音速高低表示空气本身的可压缩性。2 2、马马赫赫数数：飞飞机机相相对对气气流流的的速速度度V V与与当当地地音音速速a a 的的比比值，即值，即M=V/a M=V/a。3 3、马马赫赫数数的的意意义义：马马赫赫数数的的大大小小表表明明飞飞机机飞飞行行速速度度（扰扰动动的的强强度度）接接近近或或超超过过当当地地音音速速（空空气气本本身身的的可可压压缩缩性性）的的程程度度，它它反反映映了了空空气气的的可可压压缩缩性性对对飞飞机机空空气气动动力力影影响的严重性。响的严重性。38 亚音速流和超音速流的加速、减速特性：亚音速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压缩性（密度变区别主要是由于气体在高速流动时的可压缩性（密度变化）的影响而产生的。据连续性方程：化）的影响而产生的。据连续性方程：管道形状管道形状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增加，压强下降速度增加，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，压强增大速度增加，压强下降速度增加，压强下降 拉瓦尔喷管：管道先收缩使亜音速气流加速，当达到音速（M=l）时管道再扩张，使气流膨胀速度增加，压强下降，得到超音速气流。39激波和波阻激波和波阻1 1、激波的形成：激波是由大气的可压缩性引起的。、激波的形成：激波是由大气的可压缩性引起的。当飞机以音速或超音速飞行时，飞机会在飞机前方形成当飞机以音速或超音速飞行时，飞机会在飞机前方形成一道扰动区和未被扰动区的分界面，即边界波。无数道一道扰动区和未被扰动区的分界面，即边界波。无数道办界波被叠加在一起，就形成一层受到强烈压缩的薄薄办界波被叠加在一起，就形成一层受到强烈压缩的薄薄的空气层，这就是激波。气流通过激波时，受到很强的的空气层，这就是激波。气流通过激波时，受到很强的阻滞，参数发生突变。速度突然下降，压强、温度、密阻滞，参数发生突变。速度突然下降，压强、温度、密度突然增高。度突然增高。402 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，消消耗耗很很大大动动能能，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。气气流流通通过过斜斜激激波波后后，消消耗耗的的动动能能比比正正激激波波小小，其其速速度度可可能能降降为为亚亚音音速速，也也可可能能保保持持超超音音速速，具具体体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。41 3 3、M M数数和和物物体体形形状状对对激激波波形形状状的的影影响响：M M数数等等于于或或稍稍大大于于1 1时时，在在钝钝头头或或尖尖头头物物体体前前面面形形成成的的都都是是正正激激波波。当当M M数数超超过过1 1相相当当多多（例例M M=2.4792.479）时时，则则在在尖尖头头物物体体前前形成的是斜激波，而在圆钝形头部物体前仍形成正激波。形成的是斜激波，而在圆钝形头部物体前仍形成正激波。4 4、波阻：气流通过激波时，能量发生了转换，由、波阻：气流通过激波时，能量发生了转换，由动能转化为热能。动能的消耗表示产生了新的阻力动能转化为热能。动能的消耗表示产生了新的阻力波阻。显然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。波阻。显然，正激波的波阻比斜激波的波阻大。42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，其其流流管管切切面面逐逐渐渐扩扩大大，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，气气流流在在转转折折点点处处将将形形成成一个扇形的膨胀区域（扇形波），称为膨胀波。一个扇形的膨胀区域（扇形波），称为膨胀波。43临界临界M M数与局部激波数与局部激波1 1、临临界界M M数数：当当飞飞机机飞飞行行速速度度达达到到某某一一数数值值时时（M M数数小小于于l.0l.0），机机翼翼上上表表面面的的局局部部流流速速（压压力力最最低低点点）达达到到该该处处的的音音速速（局局部部马马赫赫数数等等于于1 1）时时，对对应应的的飞飞行行速速度度称为临界速度，相应的飞行称为临界速度，相应的飞行M M数称为临界数称为临界M M数。数。2 2、局局部部激激波波：当当飞飞机机飞飞行行速速度度达达到到临临界界马马赫赫数数以以后后，在在机机翼翼上上表表面面局局部部M M数数等等于于1 1的的点点的的后后部部形形成成的的正正激激波波，称为称为“局部激波局部激波”。3 3、激波分离与激波失速。、激波分离与激波失速。（1 1）激激波波分分离离：气气流流流流经经局局部部激激波波后后，因因局局部部激激波后的高压而导致机翼上的气流分离称为波后的高压而导致机翼上的气流分离称为“激波分离激波分离”。（2 2）激激波波失失速速：由由激激波波分分离离而而引引起起的的飞飞机机失失速速称称为为“激波失速激波失速”。44临界临界M M数与局部激波数与局部激波45 亜音速、跨音速和超音速飞行亜音速、跨音速和超音速飞行（1 1）亚亚音音速速：M M0.7;0.7;流流过过机机翼翼表表面面的的流流场场为为亚亚音音速速流流场场，低低亚亚音音速速范范围围内内可可不不考考虑虑空空气气的的压压缩缩性性影影响响，而而在在高高亜亜音音速速范范围围内内则则必必须须进进行行压压缩缩性性的的修修正正和和解解决决提提高临界马赫数的问题。高临界马赫数的问题。（2 2）跨跨音音速速：0.7M0.7M1.3;1.3;流流过过机机翼翼表表面面的的流流场场既既有有亜亜音音速速也也有有超超音音速速流流场场。它它的的气气动动力力系系数数在在飞飞行行过过程程中中会会出出现现上上下下波波动动的的现现象象，除除造造成成阻阻力力突突增增难难于于加加速速外外，还还会会出出现现使使飞飞机机难难以以控控制制的的情情况况音音障障。关关键键的的向题是克服向题是克服音障音障。（3 3）超超音音速速：1.3M;1.3M;流流过过机机翼翼表表面面的的流流场场为为超超音音速速流流场场。重重点点解解决决的的问问题题是是：减减小小波波阻阻和和空空气气动动力力加加热问题。热问题。46 提高临界马赫数的措施提高临界马赫数的措施 层层流流翼翼型型：较较小小的的前前缘缘半半径径、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缓慢慢、压压力力分分布布比比较较平平坦坦降降低低了了翼翼面面最最高高点点的的局局部部速速度度。主主要要用用于于高高亜亜音音速速飞机。飞机。超超临临界界翼翼型型：较较大大的的前前缘缘半半径径、上上翼翼面面比比较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缓慢慢。即即使使出出现现局局部部激激波波则则强强度度也也弱弱并并且且靠靠后后，避避免免诱诱导导激激波波分分离离，具具有有好好的的跨跨音音速速特特性性。主主要要用用于跨音速飞机。于跨音速飞机。后后掠掠机机翼翼：机机翼翼的的后后掠掠角角为为x x，则则流流过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缘或或1/41/4弦弦线线的的气气流流速速度度）v v=VcosxVcosx。式式中中VV飞飞机机迎迎面面气气流流相相对对速速度度。故故提提高高了了飞飞机机的的临临界界马马赫赫数数。从从高高亜亜音音速到超音速飞机，速度愈高采用的后掠角愈大。速到超音速飞机，速度愈高采用的后掠角愈大。47减小波阻的措施减小波阻的措施 波波阻阻是是超超音音速速气气流流通通过过激激波波消消耗耗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则则使使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超音音速速飞机上。飞机上。48涡流发生器涡流发生器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飞机机的的机机翼翼上上翼翼面面上，延缓气流分离和提高安装于机翼后缘舵面的操纵效率。上，延缓气流分离和提高安装于机翼后缘舵面的操纵效率。2 2、工工作作原原理理：涡涡流流发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过这这些些垂垂直直固固定定的的“小小翼翼”时时，会会在在其其顶顶部部产产生生涡涡流流。涡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较厚厚的的附附面面层层内内，从从而而使使附附面面层层减减薄薄、沿沿翼翼型型近近表表面面的的气气流流流流速速加加快快，达达到到适适缓缓气气流流分离的作用。分离的作用。高速飞机的附面层控制高速飞机的附面层控制涡流发生器、翼刀涡流发生器、翼刀49翼刀翼刀构造：一种较窄的构造：一种较窄的刀条刀条，平行于飞机对称面垂，平行于飞机对称面垂直安装于后掠机翼或三角形机翼的上翼面上。直安装于后掠机翼或三角形机翼的上翼面上。功用：在大迎角时阻止后掠翼表面气流沿展向流动，功用：在大迎角时阻止后掠翼表面气流沿展向流动，避免翼梢部分附面层增厚，引起翼梢处气流首先分避免翼梢部分附面层增厚，引起翼梢处气流首先分离离;改善后掠翼飞机大迎角失速自动上仰的不良失改善后掠翼飞机大迎角失速自动上仰的不良失速特性和提高副翼操纵效率。速特性和提高副翼操纵效率。50超音速飞行时的空气动力加热超音速飞行时的空气动力加热热障热障空气动力加热机理：空气动力加热机理：空气的粘性使附面层内的空气在流动中受到摩擦、阻空气的粘性使附面层内的空气在流动中受到摩擦、阻滞和压缩，把气流的动能转变为热能，对机体表面进行滞和压缩，把气流的动能转变为热能，对机体表面进行加热。加热。热障热障现象只有在超音速飞行时才有显著的表现象只有在超音速飞行时才有显著的表现。现。空气动力加热引起的后果：空气动力加热引起的后果：在结构中形成温度梯度在结构中形成温度梯度产生热应力。产生热应力。结构在高温下工作结构在高温下工作降低受力构件的强度和刚度，使降低受力构件的强度和刚度，使 非金属材料不能正常工作或损坏。非金属材料不能正常工作或损坏。座舱温度过高座舱温度过高环境恶化，影响乘员和设备的正常工环境恶化，影响乘员和设备的正常工作。作。51飞行理论飞行理论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机的巡航飞行飞机的巡航飞行起飞起飞 着陆着陆飞机水平转弯飞机水平转弯等速爬升等速爬升 等速下滑等速下滑飞机的增升装置飞机的增升装置52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则互相垂直。方向按右手定则互相垂直。x x轴轴方向指向机头方向指向机头;y;y轴在飞机对称轴在飞机对称平面内。平面内。.地面坐标系：与地球表面固地面坐标系：与地球表面固定，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则定点，坐标轴方向按右手定则互相垂直。互相垂直。x x轴指向地球表面上轴指向地球表面上某一选定方向某一选定方向;x;x轴和轴和z z轴在水平轴在水平面内面内;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53飞机在空中运动的自由度：飞机在空中运动的自由度：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述。共有六个自由度：重心的旋转运动两种运动的叠加来描述。共有六个自由度：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平移自由度的运动有三个平移自由度;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由度机体绕重心的转动运动有三个转动自由度;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。54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飞机上的外力：重力、空气动力（升力、阻力、侧向作用在飞机上的外力：重力、空气动力（升力、阻力、侧向力）和发动机推力。力是改变飞机重心平移运动状态的原因。力）和发动机推力。力是改变飞机重心平移运动状态的原因。力矩力矩：力矩是改变飞机绕重心转动运动狀态的原因力矩是改变飞机绕重心转动运动狀态的原因。l滚转力矩：绕纵轴滚转力矩：绕纵轴x x的力矩的力矩l偏航力矩：绕立轴偏航力矩：绕立轴y y的力矩的力矩l俯仰力矩：绕横轴俯仰力矩：绕横轴z z的力矩的力矩飞机定常（等速直线）飞行时力的平衡方程：对机体坐标系飞机定常（等速直线）飞行时力的平衡方程：对机体坐标系 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：MMX X=0,M=0,MY Y=0,M=0,MZ Z=0=055飞机等速直线飞行飞机等速直线飞行：Y0=G P0=X056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重量的比值，称为该方向的飞机重心过载系数，用n 表示。飞机在y 轴方向的过载系数等于飞机升力Y 与飞机重量G 的比值飞机结构强度主要取决于飞机结构强度主要取决于Y Y轴方向的过载。轴方向的过载。57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和方向。升力与y 轴正向一致时取正号，反之则取负号。飞行中遇到向下的强大突风，可能使飞机升力向下，产生负过载。飞机从平飞减速緩慢转入下滑,过载是小于1.0 的正数。飞机从平飞突然推杆进入俯冲,可能产生负过载。飞机从下滑急速拉起,可能产生很大的正过载。飞机等速直线水平飞行，过载系数等于1.0。58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受到外载荷的严重程度。飞机受到外载荷的严重程度。过载表：指示飞机实际的过载系数值。过载表：指示飞机实际的过载系数值。过载表指示数值过大，应对机体结构进过载表指示数值过大，应对机体结构进行检查，并记录在飞机履历本上。行检查，并记录在飞机履历本上。59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：升力等于重量、推力等于阻飞机巡航飞行应满足的平衡条件：升力等于重量、推力等于阻力。力。*平飞所需速度：飞机在某高度上保持平飞所需的升力（等于平飞所需速度：飞机在某高度上保持平飞所需的升力（等于重量）对应的飞行速度。重量）对应的飞行速度。影响平飞所需速度的因素：影响平飞所需速度的因素：飞机重量飞机重量：重量愈大所需速度愈高。：重量愈大所需速度愈高。升力系数升力系数：取决于飞机的迎角，迎角减小所需速度就高。：取决于飞机的迎角，迎角减小所需速度就高。空气密度空气密度：取决于飞行高度和大气温度，飞行高度高或气温：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。机翼面积机翼面积：面积大所需速度就低。：面积大所需速度就低。*平飞需用推力（或功率）：推力用于克服阻力，平飞需用推平飞需用推力（或功率）：推力用于克服阻力，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=60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）与发动机在额定状（由阻力確定）与发动机在额定状态下的可用推力（由发动机性能確态下的可用推力（由发动机性能確定）相等来求解。定）相等来求解。.飞机的最大平飞速度随高度增加而飞机的最大平飞速度随高度增加而减小（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61.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：在发动机满油门状态下，飞机作水平直线飞行时所能在发动机满油门状态下，飞机作水平直线飞行时所能达到的最高稳定的飞行速度。达到的最高稳定的飞行速度。在规定的油门状态下，飞机所能达到的水平直线稳定在规定的油门状态下，飞机所能达到的水平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，并据此给出结构强度限需推力和可用推力相等来確定，并据此给出结构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因素：发动机可用推力和飞机限制飞机最大平飞速度的因素：发动机可用推力和飞机结构强度。结构强度。62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水平直线稳定飞行的定义：飞机最小平飞速度是维持飞机水平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，随着高度的增加最小飞行速度增加。增加最小飞行速度增加。限制最小平飞速度的因素：限制最小平飞速度的因素：.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。63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界组成的一条封闭曲线。界组成的一条封闭曲线。.意义：代表飞机正常飞行中可意义：代表飞机正常飞行中可能出现的各种参数的组合范围。能出现的各种参数的组合范围。即飞机只要符合在曲线上和其即飞机只要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界给出的飞机在速度曲线为边界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。64 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、负过载系数为边界画出的飞行包线。它表界画出的飞行包线。它表示飞机结构在不同飞行速示飞机结构在不同飞行速度下的受载情况，是选取度下的受载情况，是选取飞机结构强度设计情况的飞机结构强度设计情况的依据。依据。65巡航性能主要指标巡航性能主要指标巡航速度：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速度。飞机以此速度飞行可取得最大航程。速度飞行可取得最大航程。航程：飞机在无风条件下，连续飞行耗尽可用燃油时飞行航程：飞机在无风条件下，连续飞行耗尽可用燃油时飞行的水平距离。民航飞机一般用业载的水平距离。民航飞机一般用业载-航程曲线的形式给出。航程曲线的形式给出。航时（续航时间）：飞机在飞行中耗尽可用燃油时，持续航时（续航时间）：飞机在飞行中耗尽可用燃油时，持续飞行时间。飞行时间。66起飞起飞起飞定义：从起飞线开始，经过滑跑起飞定义：从起飞线开始，经过滑跑-离地离地-爬升到安全高度爬升到安全高度（飞机高于起飞表面（飞机高于起飞表面10.710.7米米CCAR-25CCAR-25）为止的全过程。）为止的全过程。主要性能指标：地面滑跑距离、离地速度和起飞距离。主要性能指标：地面滑跑距离、离地速度和起飞距离。影响起飞性能的主要因素：起飞重量、大气条件（密度、风影响起飞性能的主要因素：起飞重量、大气条件（密度、风向等）、离地时的迎角、增升装置的使用、发动机的推力及向等）、离地时的迎角、增升装置的使用、发动机的推力及爬升阶段爬升角的选择等。爬升阶段爬升角的选择等。i i67着陆着陆定义：安全高度（高于着陸表面定义：安全高度（高于着陸表面1515米米CCAR-25CCAR-25）下滑）下滑-拉拉平平-平飞减速平飞减速-飘落触地飘落触地-滑跑停机，五个阶段的全过程。滑跑停机，五个阶段的全过程。主要性能指标：接地速度、着陸滑跑距离和着陸距离。主要性能指标：接地速度、着陸滑跑距离和着陸距离。影响着陆性能的主要因素：着陸重量、大气条件（密度、影响着陆性能的主要因素：着陸重量、大气条件（密度、风向等）、接地时的迎角（正常应取允许的最大值）、增风向等）、接地时的迎角（正常应取允许的最大值）、增升增阻装置和发动机的反推及刹车装置的使用等。升增阻装置和发动机的反推及刹车装置的使用等。68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）方向的移轴（横轴）方向的移动。动。侧滑角：飞机对称面与相对侧滑角：飞机对称面与相对气流之间的夹角。以气流从气流之间的夹角。以气流从机身右侧吹来为机身右侧吹来为正正。左侧滑左侧滑:气流从机头左侧吹来。气流从机头左侧吹来。右侧滑：气流从机头右侧吹右侧滑：气流从机头右侧吹来。来。内侧滑：气流从转弯飞机的内侧滑：气流从转弯飞机的内侧吹来。内侧吹来。外侧滑：气流从转弯飞机的外侧滑：气流从转弯飞机的外侧吹来。外侧吹来。69飞机水平转弯飞机水平转弯定义：飞机在水平面内（高度不变）连续改变航向的等速定义：飞机在水平面内（高度不变）连续改变航向的等速曲线运动。航向改变角度大于曲线运动。航向改变角度大于360360度，叫水平盘旋度，叫水平盘旋;小于小于360360度叫水平转弯。度叫水平转弯。70 飞机水平转弯飞机水平转弯转弯理论：偏转副翼转弯理论：偏转副翼-拉驾驶杆拉驾驶杆-推油门杆推油门杆-蹬方向舵（有飞行蹬方向舵（有飞行扰流板的飞机不蹬舵）。扰流板的飞机不蹬舵）。.力是产生加速的原因：要使飞机速度方向改变，应在重心力是产生加速的原因：要使飞机速度方向改变，应在重心处施加与原来速度方向垂直的水平横向力。通过操纵副翼使飞处施加与原来速度方向垂直的水平横向力。通过操纵副翼使飞机产生倾斜角（盘旋坡度），飞机升力在水平方向上的分量使机产生倾斜角（盘旋坡度），飞机升力在水平方向上的分量使飞机速度方向改变飞机速度方向改变转弯。转弯。.保持保持水平水平转弯转弯 ：飞机升力在垂直方向上的分量应等于：飞机升力在垂直方向上的分量应等于重量。通过拉驾驶杆操纵升降舵使飞机迎角增加而实现。飞机重量。通过拉驾驶杆操纵升降舵使飞机迎角增加而实现。飞机作水平盘旋时，其过载系数大于作水平盘旋时，其过载系数大于l.0l.0，转弯半径愈小要求的盘，转弯半径愈小要求的盘旋坡度愈大，对应的过载系数也愈大。转弯最大坡度由使用限旋坡度愈大，对应的过载系数也愈大。转弯最大坡度由使用限制过载确定。制过载确定。.保持速度大小不变：加大发动机推力克服因迎角增加引起保持速度大小不变：加大发动机推力克服因迎角增加引起的阻力增量。的阻力增量。.防止侧滑：蹬方向舵（或飞行扰流板）使飞机机头连续摆防止侧滑：蹬方向舵（或飞行扰流板）使飞机机头连续摆向来流方向。向来流方向。71 等速爬升等速爬升定义：飞机沿斜直线等速上升。飞机爬升轨迹与水平面之定义：飞机沿斜直线等速上升。飞机爬升轨迹与水平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