第三章 飛行理論

1、空氣動力學基礎（ME、AV） 第一章 大氣物理學 第二章 空氣動力學 第三章 飛行理論 第四章 飛機的穩(wěn)定性和操縱性 第三章 飛行理論 3.1 飛機重心、機體坐標和飛機在空中運動的自 由度 3.2 飛行時作用在飛機上的外載荷及其平衡方程 3.3 載荷系數(shù) 3.4 巡航飛行、起飛和著陸 3.5 水平轉彎和側滑 3.6 等速爬升和等速下滑 3.7 增升原理和增升裝置 飛機的重（質）心：飛機的重（質）心：是是 飛機各部件、燃油、乘員飛機各部件、燃油、乘員 和貨物等重力和貨物等重力(W)合力的合力的 作用點。作用點。 3.1 飛機重心、機體坐標 和飛機在空中運動的自由度 W 一般均以飛機平一般均以飛機

2、平 均氣動力弦長的均氣動力弦長的 前緣點最為參考前緣點最為參考 點記作：點記作：xw 相對重心位置：相對重心位置： 飛機的重心CG (center of gravity )位置 A w w b x x W 25% b A 飛機的重心CG (center of gravity )位置 %25 A w w b x x 3.1 飛機重心、機體坐標 和飛機在空中運動的自由度 飛機的空中運動飛機的空中運動：確 定飛機在空中運動特 性的基本方法是把飛 機看做一個剛體剛體，飛 機的任何一種運動都 可以分解成隨重心重心的 移動和繞重心的轉動。 那么飛機在空中運動 的自由度有六個自由度有六個：平 移3個；轉動3

3、個。 飛機機體坐標系O（Xt，Yt，Zt） 飛機機體坐標系O（Xt，Yt，Zt） 飛機的機體軸線有三個，它們都相交于飛 機的重心，并且兩兩相互垂直 l沿著機身長度方向，在水平平面內由機尾通過 重心指向機頭的直線稱為飛機的縱軸縱軸OXt（滾（滾 轉軸）轉軸） l通過飛機的重心并垂直于縱軸和橫軸，指向飛 機上方的直線稱為飛機的立軸立軸OYt（偏航軸）（偏航軸） l從左機翼通過飛機重心到右機翼并與縱軸垂直 的直線稱為飛機的橫軸橫軸OZt（俯仰軸）（俯仰軸） 飛機繞全機重心轉動的三個自由度 3.2 飛行時作用在飛機上的 外載荷及其平衡方程 飛機的平衡飛機的平衡是指作用于是指作用于飛機的各力之和為飛機的

4、各力之和為 零零，各力重心所構成的，各力重心所構成的各力矩之和也為零各力矩之和也為零。 飛機處于平衡狀態(tài)時（也叫做飛機處于平衡狀態(tài)時（也叫做定常飛行定常飛行）：）： 飛機速度的大小和方向都保持不變；飛機速度的大小和方向都保持不變； 也不繞重心轉動。飛機的平衡包括俯也不繞重心轉動。飛機的平衡包括俯 仰平衡、方向平衡和橫側平衡仰平衡、方向平衡和橫側平衡 3.2 飛行時作用在飛機上的 外載荷及其平衡方程 飛機上的外載荷：重力、空氣動力和發(fā)動重力、空氣動力和發(fā)動 機推力。機推力。 飛機上的外載荷平衡方程 0, 0, 0 0, 0, 0 ZYX MMM ZYX 飛機機體坐標系O（Xt，Yt，Zt） 飛機

5、水平直線勻速飛行時的平衡方程 BA oo o MM DP WL 飛機俯沖拉起時的受載情況 )/()/( cos 2 RgW amWL n 3.3 載荷系數(shù)（Ny） 除了飛機重力外，作用在飛機上的其他外載荷其他外載荷沿 飛機機體坐標軸方向的分量與飛機重力之比稱為 飛機在該方向的載荷系數(shù)（過載）。載荷系數(shù)（過載）。分別用 nx,ny,nz來表示，下標表示過載的方向。如 Ny=L/W。 載荷系數(shù)的大小表示外載荷是飛機重力的幾倍， 正負表示外載荷的方向。 3.4飛機水平直線勻速飛行時的平衡方程 升力升力 拉力拉力 重力重力 阻力阻力 DP WL 升力等于重力，高度不變升力等于重力，高度不變 拉力等于阻

6、力，速度不變拉力等于阻力，速度不變 3.4 巡航飛行、起飛和著陸 平飛速度 l能夠產生足夠的升力來平衡重力的飛行速度叫 平飛所需速度，以v平飛表示。 影響因素：飛機重量飛機重量、機翼面積、空氣密 度和升力系數(shù)升力系數(shù)。 飛機巡航飛行時，減小迎角可以加大平飛飛機巡航飛行時，減小迎角可以加大平飛 速度；加大迎角可以減小平飛速度。速度；加大迎角可以減小平飛速度。 2 1 /2）（ 平飛 SCW L 巡航飛行 平飛所需拉力 KWD/P 平飛 隨著平飛速度的增隨著平飛速度的增 大，平飛所需拉力先減大，平飛所需拉力先減 小后增大。小后增大。 平飛所需拉力曲線變化的原因分析 根據(jù)升阻比隨迎角變化的規(guī)律，可以

7、知道平飛所 需拉力是隨迎角增加先減小后增大。 平飛所需拉力曲線變化的原因分析 SvCD D 2 2 1 廢廢 Sv W CD L 2 2 2 21 誘導 平飛所需功率平飛所需功率 平飛平飛平飛 vPN 隨著平飛速度的增隨著平飛速度的增 大，平飛所需功率先減大，平飛所需功率先減 小后增大。小后增大。 平飛所需功率 巡航飛行 最大平飛速度 一般是指發(fā)動機滿油門發(fā)動機滿油門狀態(tài)下，飛機做水平直線水平直線 飛行飛行時所能達到的最高穩(wěn)定平飛速度。 相關因素： l發(fā)動機的可用推力 l飛機平飛所需推力 飛行高度的限制飛行高度的限制 l隨著高度的增加，隨著高度的增加， 最大平飛速度減小最大平飛速度減小 飛機結

8、構強度限制飛機結構強度限制 剩余推力 P平飛P可用 翼型的壓力分布 巡航飛行 最小平飛速度 飛機維持水平飛行的 最低穩(wěn)定速度。 相關因素 l最大升力系數(shù)（最小 平飛速度大于失速速 度） l發(fā)動機可用推力 飛行高度（隨著高隨著高 度的增加，飛機的度的增加，飛機的 最小平飛速度將增最小平飛速度將增 大大） 2 1 /2）（ 平飛 SCW L 巡航飛行 飛機平飛速度范圍 巡航飛行 飛行包線 飛機在飛行中出現(xiàn)的各種飛行參數(shù)的組合 只能出現(xiàn)在飛行包線所圍范圍以內或飛行 包線的邊界上。 速度過載包線 巡航飛行 巡航性能 巡航速度 l每千米耗油量最小的飛行速度 航程 l飛機在無風和不加油的條件下，連續(xù)飛行耗

9、盡 可用燃油時飛行的水平距離 航時 l飛機耗盡可用燃油時能持續(xù)飛行的時間。 起飛 離地速度 起飛距離 l從開始滑跑到飛機越過安全高度時所經過的水平距離。 l三個階段：起飛滑跑加速、拉起離地和上升到安全高度 l影響因素：起飛重量，發(fā)動機推力，大氣條件，增升裝置的 使用以及爬升角 2/1 L SC/W2）（）（ 離離 v 著陸 接地速度 著陸滑跑距離 l相關因素：接地速度、滑跑減速快慢。 2/1 )S/()2( 接接L CWkv 3.5 水平轉彎和側滑 水平轉彎：飛機在水平面內連續(xù)改變飛行 方向的曲線運動。 正常水平轉彎是一種無側滑側滑的、勻速的圓 周運動，飛行高度也不變。 水平轉彎 R v gW

10、 R v mL WL DP 22 )/(sin cos 水平轉彎 飛機水平轉彎時，升力在垂直方向分量與飛機的 重量平衡；在水平方向的分量提供了使飛機作曲 線運動的向心力。 相關操縱：副翼，升降舵，發(fā)動機推力，方向副翼，升降舵，發(fā)動機推力，方向 舵舵 。 最大傾斜角的限制因素：飛機結構強度、發(fā)動機飛機結構強度、發(fā)動機 推力、飛機臨界迎角。推力、飛機臨界迎角。 cos/1/cosWLnWL y 側滑 側滑 l飛機沿機體坐標軸Zt 軸方向的移動叫做側 滑。 側滑角 l飛機對稱面與相對來 流之間的夾角叫做側 滑角，。 需要副翼，升降舵和 方向舵操縱,油門桿相 互配合完成。 3.6 等速爬升和等速下滑

11、等速爬升 爬升角 l飛行速度與水平 面之間的夾角。 爬升率 l單位時間內， 飛機等速上升的高度。 sin cos WDP WL 升限 理論升限 飛機的最大上升率為 零對應的高度。 實用升限 飛機最大上升率為 100ft/min對應的高 度。 等速下滑 飛機在零推力狀態(tài)下，沿直線等速下降的運動。 下降角是指飛下降角是指飛 機的下降軌跡與機的下降軌跡與 水平面之間的夾水平面之間的夾 角。下降距離是角。下降距離是 指飛機下降一定指飛機下降一定 高度所前進的水高度所前進的水 平距離。平距離。 sin cos WD WL Ktg/1則零拉力下滑時：則零拉力下滑時： 結論：結論： 零拉力時，飛機的下滑角僅

12、取決于升阻比的大?。ㄗ⒁夂土憷r，飛機的下滑角僅取決于升阻比的大?。ㄗ⒁夂?重量無關）重量無關），以最大升阻比下滑，即以最小阻力速度下滑，以最大升阻比下滑，即以最小阻力速度下滑， 下滑角最小。下滑角最小。 零拉力下滑時的下滑角和下滑距離 由運動方程：由運動方程： sin cos WD WL 根據(jù)下滑角和下滑距離的關系：根據(jù)下滑角和下滑距離的關系： KH tg Height Range 滑翔比滑翔比 以最大升阻比速度下滑，下降同樣高度，前進距離最長。 3.7 增升原理和增升裝置 3.7 增升原理和增升裝置 隨著現(xiàn)代民用運輸機逐漸大型化、高速化， 這些大型飛機的起飛著陸速度會越來越高。 目的：在

13、較低速度下得到較大的升力，即 增大飛機的最大升力系數(shù)增大飛機的最大升力系數(shù)，降低飛機起飛 著陸速度，改善飛機起飛著陸性能，提高 飛機起飛著陸安全性。 SvCL L 2 2 1 2 1 /2）（ 平飛 SCW L 增升裝置的原理 改變機翼剖面形狀，加大翼型的彎度。 l 增大機翼上下表面的壓強差，提高升力系數(shù)。 增大機翼面積，從而增大升力系數(shù)。 控制機翼上的附面層，推遲機翼上表面 氣流分離。 l 提高臨界迎角值，提高升力系數(shù)。 主要增升裝置包括： 后緣襟翼后緣襟翼 前緣襟翼前緣襟翼 前緣縫翼前緣縫翼 后緣襟翼后緣襟翼 放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同放下后緣襟翼，使升力系數(shù)和阻力系數(shù)同 時增大

14、。時增大。 分類 l簡單襟翼 l開裂式襟翼 l開縫式襟翼 l后退式襟翼 l后退開縫式襟翼 l雙縫或三縫襟翼 簡單襟翼 它主要靠增大翼剖面的彎拱程度彎拱程度( (彎度彎度) )來增大 升力。當簡單襟翼放下時，翼剖面變得更彎拱， 增大了上翼面氣流的流速，從而增大了升力，但 同時阻力也隨著增大。 開裂式襟翼 開裂式襟翼 襟翼放下后，機翼剖面變得更彎拱，也就是增大 了翼剖面的彎拱程度彎拱程度( (彎度彎度) )。這樣可提高機翼上 表面的流速，增大了上下表面的壓強差，也就是 增大了升力。 這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機翼后緣并形成 機翼的一部分，用時放下，在后緣與機翼之間形 成一個低壓區(qū)，對機翼上表面的

15、氣流具有吸引作 用，使其流速增大，因而增大了機翼上下表面的 壓強差，即增大了升力；同時還延緩了氣流分離。 開縫式襟翼 開縫式襟翼 開縫式襟翼是對簡單襟翼的改進，當它放 下時，一方面能增大機翼翼剖面的彎度彎度； 另一方面它的前緣與機翼后緣之間形成一 個縫隙。下翼面的高壓氣流通過這個縫隙， 以較高的速度流向上翼面，使上翼面附面附面 層層中的氣流速度增大，因而延緩了氣流分 離，達到增升的目的。 后退式襟翼 后退式襟翼與開縫式襟翼相似，也有雙重增升 作用。（1）增加翼剖面的彎度；（2）增大機 翼的面積。 后退開縫式襟翼（福勒襟翼） 后退開縫襟翼結合了后退式襟翼和開縫式襟翼的 共同特點，效果最好，結構最

16、復雜。 大型飛機普遍使用后退雙開縫或三開縫的形式。 雙縫和三縫襟翼 雙開縫雙開縫 三開縫三開縫 雙縫和三縫襟翼 747的后退開縫襟翼 型式不同的后緣襟翼的增升效果 型式不同的后緣襟翼的增升效果 后緣襟翼在提高升力系數(shù)的同時也增大阻力系數(shù) 在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。在起飛時放小角度襟翼，著陸時，放大角度襟翼。 后緣襟翼在提高升力系數(shù)的同時，臨界迎角減小 前緣襟翼的作用及原理 前緣襟翼位于機翼前緣。前緣襟翼放下后 能延緩上表面氣流分離，能增加翼型彎度， 使最大升力系數(shù)和臨界迎角得到提高。 前緣襟翼的分類 B737-800的前緣襟翼 前緣縫翼 前緣縫翼位于機翼前緣，在大迎角下大迎角

17、下打開前緣縫 翼，可以延緩上表面的氣流分離，從而使最大升 力系數(shù)和臨界迎角增大。在中小迎角下打開前緣 縫翼，會導致機翼升力性能變差。 下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯下翼面高壓氣流流過縫隙，貼近上翼面流動。一方面降低逆壓梯 度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減度，延緩氣流分離，增大最大升力系數(shù)和臨界迎角。另一方面，減 小了上下翼面的壓強差，減小升力系數(shù)。小了上下翼面的壓強差，減小升力系數(shù)。 前緣縫翼 較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。較大迎角下，使用前緣縫翼可以增加升力系數(shù)。 前緣縫翼 前緣縫翼的作用 延緩機翼上的氣流分 離，因而提高了“臨 界攻角”(一般能增大 1015)，使得 機翼在更大的攻角下 才會發(fā)生失速。 增大最大升力系數(shù)(一 般能增大百分之五十 左右）。 前緣縫翼的分類 固定式前緣縫翼 可動式前緣縫翼 l自動式 l可操縱式 通常與后緣襟翼自動配合動作，防止在大迎角下使用 后緣襟翼造成飛機失速。 自動式前緣襟翼作用原理 翼尖前緣縫翼的作用 這種布置在翼這種布