空客A320飛行手冊(cè)---飛行的主要組成部分及功用

1、飛行的主要組成局部及功用* 到目前為止，除了少數(shù)特殊形式的飛機(jī)外，大多數(shù)飛機(jī)都由機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、起落裝置和動(dòng)力裝置五 個(gè)主要局部組成1. 機(jī)翼機(jī)翼的主要功用是產(chǎn)生升力， 以支持飛機(jī)在空中飛行， 同時(shí)也起到一定的穩(wěn)定和操作作用。 在機(jī)翼上一般安裝有副翼和襟翼，操縱副翼可使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，放下襟翼可使升力增大。機(jī)翼上還可安裝發(fā)動(dòng) 機(jī)、起落架和油箱等。不同用途的飛機(jī)其機(jī)翼形狀、大小也各有不同。2. 機(jī)身機(jī)身的主要功用是裝載乘員、 旅客、武器、 貨物和各種設(shè)備， 將飛機(jī)的其他部件如： 機(jī)翼、 尾翼及發(fā)動(dòng)機(jī)等連接成一個(gè)整體。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動(dòng)的升降舵組成

2、， 有的 高速飛機(jī)將水平安定面和升降舵合為一體成為全動(dòng)平尾。 垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可動(dòng)的方向舵。 尾翼的作用是操縱飛機(jī)俯仰和偏轉(zhuǎn)，保證飛機(jī)能平穩(wěn)飛行。4. 起落裝置飛機(jī)的起落架大都由減震支柱和機(jī)輪組成，作用是起飛、著陸滑跑，地面滑行和停放 時(shí)支掌飛機(jī)。5. 動(dòng)力裝置動(dòng)力裝置主要用來(lái)產(chǎn)生拉力和推力，使飛機(jī)前進(jìn)。其次還可為飛機(jī)上的其他用電設(shè)備 提供電源等。現(xiàn)在飛機(jī)動(dòng)力裝置應(yīng)用較廣泛的有：航空活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)加螺旋槳推進(jìn)器、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、 渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。除了發(fā)動(dòng)機(jī)本身，動(dòng)力裝置還包括一系列保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的系 統(tǒng)。*飛機(jī)上除了這五個(gè)主要局部外，根據(jù)飛機(jī)操作和執(zhí)行任務(wù)的需

3、要，還裝有各種儀表、通訊設(shè)備、領(lǐng)航 設(shè)備、平安設(shè)備等其他設(shè)備。二、飛機(jī)的升力和阻力* 飛機(jī)是重于空氣的飛行器，當(dāng)飛機(jī)飛行在空中，就會(huì)產(chǎn)生作用于飛機(jī)的空氣動(dòng)力，飛機(jī)就是靠空氣 動(dòng)力升空飛行的。在了解飛機(jī)升力和阻力的產(chǎn)生之前，我們還要認(rèn)識(shí)空氣流動(dòng)的特性，即空氣流動(dòng)的根本 規(guī)律。流動(dòng)的空氣就是氣流，一種流體，這里我們要引用兩個(gè)流體定理：連續(xù)性定理和伯努利定理 流體的連續(xù)性定理：當(dāng)流體連續(xù)不斷而穩(wěn)定地流過(guò)一個(gè)粗細(xì)不等的管道時(shí)，由于管道中任何一局部的流體 都不能中斷或擠壓起來(lái)，因此在同一時(shí)間內(nèi)，流進(jìn)任一切面的流體的質(zhì)量和從另一切面流出的流體質(zhì)量是 相等的。* 連續(xù)性定理闡述了流體在流動(dòng)中流速和管道切面之

4、間的關(guān)系。流體在流動(dòng)中，不僅流速和管道切面 相互聯(lián)系，而且流速和壓力之間也相互聯(lián)系。伯努利定理就是要闡述流體流動(dòng)在流動(dòng)中流速和壓力之間的 關(guān)系。伯努利定理根本內(nèi)容：流體在一個(gè)管道中流動(dòng)時(shí)，流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大。* 飛機(jī)的升力絕大局部是由機(jī)翼產(chǎn)生，尾翼通常產(chǎn)生負(fù)升力，飛機(jī)其他局部產(chǎn)生的升力很小，一般不 考慮。從上圖我們可以看到：空氣流到機(jī)翼前緣，分成上、下兩股氣流，分別沿機(jī)翼上、下外表流過(guò)，在 機(jī)翼后緣重新集合向后流去。機(jī)翼上外表比擬凸出，流管較細(xì)，說(shuō)明流速加快，壓力降低。而機(jī)翼下外表， 氣流受阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大。這里我們就引用到了上述兩個(gè)定理。于是機(jī)翼上、

5、下 外表出現(xiàn)了壓力差，垂直于相對(duì)氣流方向的壓力差的總和就是機(jī)翼的升力。這樣重于空氣的飛機(jī)借助機(jī)翼 上獲得的升力克服自身因地球引力形成的重力，從而翱翔在藍(lán)天上了。*機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要靠上外表吸力的作用，而不是靠下外表正壓力的作用，一般機(jī)翼上外表形成的 吸力占總升力的60-80%左右，下外表的正壓形成的升力只占總升力的20-40%左右。*飛機(jī)飛行在空氣中會(huì)有各種阻力，阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向相反的空氣動(dòng)力，它阻礙飛機(jī)的前進(jìn)，這 里我們也需要對(duì)它有所了解。按阻力產(chǎn)生的原因可分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力。1. 摩擦阻力空氣的物理特性之一就是粘性。當(dāng)空氣流過(guò)飛機(jī)外表時(shí)，由于粘性，空氣同飛機(jī)外表

6、 發(fā)生摩擦，產(chǎn)生一個(gè)阻止飛機(jī)前進(jìn)的力，這個(gè)力就是摩擦阻力。摩擦阻力的大小，決定于空氣的粘性，飛 機(jī)的外表狀況，以及同空氣相接觸的飛機(jī)外表積?？諝庹承栽酱蟆w機(jī)外表越粗糙、飛機(jī)外表積越大，摩 擦阻力就越大。2. 壓差阻力一一人在逆風(fēng)中行走，會(huì)感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力。這種由前后壓力差形成 的阻力叫壓差阻力。飛機(jī)的機(jī)身、尾翼等部件都會(huì)產(chǎn)生壓差阻力。3. 誘導(dǎo)阻力一一升力產(chǎn)生的同時(shí)還對(duì)飛機(jī)附加了一種阻力。這種因產(chǎn)生升力而誘導(dǎo)出來(lái)的阻力稱(chēng)為誘 導(dǎo)阻力，是飛機(jī)為產(chǎn)生升力而付岀的一種“代價(jià)。其產(chǎn)生的過(guò)程較復(fù)雜這里就不在詳訴。4. 干擾阻力一一它是飛機(jī)各局部之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。

7、這種阻力容易產(chǎn)生在機(jī) 身和機(jī)翼、機(jī)身和尾翼、機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、機(jī)翼和副油箱之間。*以上四種阻力是對(duì)低速飛機(jī)而言，至于高速飛機(jī)，除了也有這些阻力外，還會(huì)產(chǎn)生波阻等其他阻力。三、影響升力和阻力的因素*升力和阻力是飛機(jī)在空氣之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)中相對(duì)氣流中產(chǎn)生的。影響升力和阻力的根本因素有：機(jī)翼在氣流中的相對(duì)位置 迎角、氣流的速度和空氣密度以及飛機(jī)本身的特點(diǎn)飛機(jī)外表質(zhì)量、機(jī)翼形狀、機(jī)翼面積、是否使用襟翼和前緣翼縫是否張開(kāi)等。1. 迎角對(duì)升力和阻力的影響一一相對(duì)氣流方向與翼弦所夾的角度叫迎角。在飛行速度等其它條件相同的情 況下，得到最大升力的迎角，叫做臨界迎角。在小于臨界迎角范圍內(nèi)增大迎角，升力增大：超過(guò)臨

8、界臨界 迎角后，再增大迎角，升力反而減小。迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多：超過(guò)臨界迎角， 阻力急劇增大。2. 飛行速度和空氣密度對(duì)升力阻力的影響飛行速度越大升力、阻力越大。升力、阻力與飛行速度 的平方成正比例，即速度增大到原來(lái)的兩倍，升力和阻力增大到原來(lái)的四倍：速度增大到原來(lái)的三倍，勝 利和阻力也會(huì)增大到原來(lái)的九倍?？諝饷芏却螅諝鈩?dòng)力大，升力和阻力自然也大?？諝饷芏仍龃鬄樵瓉?lái) 的兩倍，升力和阻力也增大為原來(lái)的兩倍，即升力和阻力與空氣密度成正比例。3, 機(jī)翼面積，形狀和外表質(zhì)量對(duì)升力、阻力的影響一一機(jī)翼面積大，升力大，阻力也大。升力和阻力 都與機(jī)翼面積的大小成正比例。機(jī)翼形狀對(duì)升

9、力、阻力有很大影響，從機(jī)翼切面形狀的相對(duì)厚度、最大厚 度位置、機(jī)翼平面形狀、襟翼和前緣翼縫的位置到機(jī)翼結(jié)冰都對(duì)升力、阻力影響較大。還有飛機(jī)外表光滑 與否對(duì)摩擦阻力也會(huì)有影響，飛機(jī)外表相對(duì)光滑，阻力相對(duì)也會(huì)較小，反之那么大。、飛機(jī)的平衡、安定性和操作性一.飛機(jī)的平衡是指作用于飛機(jī)的各力之和為零，各力重心所構(gòu)成的各力矩之和也為零。飛機(jī)處于 平衡狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)速度的大小和方向都保持不變，也不繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)。飛機(jī)的平衡包括俯仰平衡、方向平衡 和橫側(cè)平衡。 飛機(jī)的俯仰平衡是指作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零。飛機(jī)取得平衡后，不繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，迎角保 持不變。作用于飛機(jī)的俯仰力矩很多，主要有：機(jī)翼力矩、水平尾翼力矩及

10、拉力推力力矩。影響俯仰平衡的因素：加減油門(mén)，收放襟翼、收放起落架和重心變化等。飛行中，影響飛機(jī)俯仰的因 素是經(jīng)常存在的。為了保持飛機(jī)的俯仰平衡，飛行員可前后移動(dòng)駕駛桿偏轉(zhuǎn)升降舵或使用調(diào)整片，產(chǎn)生操 縱力矩，來(lái)保持力矩的平衡。 飛機(jī)的方向平衡是作用于飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零。飛機(jī)取得方向平衡后，不繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，側(cè)滑 角不變或沒(méi)有側(cè)滑角。影響飛機(jī)方向平衡的因素：飛機(jī)一邊機(jī)翼變形，左右兩翼阻力不等；多發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)，左右兩邊發(fā)動(dòng)機(jī) 工作狀態(tài)不同，或者一邊發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)，從而產(chǎn)生不對(duì)稱(chēng)拉力；螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，油門(mén)改變，螺旋槳滑流引起 的垂直尾翼力矩隨之改變。 飛機(jī)的方向平衡受破壞時(shí)最有效的克服方法就是適當(dāng)?shù)哦婊蚴褂?/p>

11、方向舵調(diào)整片， 利用偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生的方向操縱力矩來(lái)平衡使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)的力矩，從而保持飛機(jī)的方向平衡。 飛機(jī)的橫側(cè)平衡是作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零。飛機(jī)取得橫側(cè)平衡后，不繞縱軸滾轉(zhuǎn)，坡度不變或沒(méi)有坡度。作用于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要有兩翼升力對(duì)重心形成的力矩：螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)的反作用力 矩。影響飛機(jī)的橫側(cè)平衡：飛機(jī)一邊機(jī)翼變形，兩翼升力不等；螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，油門(mén)改變，螺旋槳反作用 力矩隨之改變；重心左右移動(dòng)如兩翼油箱耗油量不等 ，兩翼升力作用點(diǎn)至重心的力臂改變，形成附加滾 轉(zhuǎn)力矩。飛機(jī)的橫側(cè)平衡受破壞時(shí)，飛行員保持平衡最有效的方法就是適當(dāng)左右壓駕駛桿或使用副翼調(diào)整 片，利用偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的橫側(cè)操縱力矩來(lái)平衡

12、使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的力矩，以保持飛機(jī)的橫側(cè)平衡。飛機(jī)的方向平 衡和橫側(cè)平衡是相互聯(lián)系、相互依賴(lài)的，方向平衡受到破壞，如不修正就會(huì)引起橫側(cè)平衡的破壞。二. 飛機(jī)的安定性就是飛行中，當(dāng)飛機(jī)受微小擾動(dòng)如陣風(fēng)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作不均衡、舵面的偶爾偏轉(zhuǎn)等 而偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，并在擾動(dòng)消失后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原來(lái)平衡狀態(tài)的特性。飛機(jī)的 安定性包括：俯仰安定性、方向安定性和橫側(cè)安定性。飛機(jī)安定性的的強(qiáng)弱，一般由擺動(dòng)衰減時(shí)間、擺動(dòng)幅度、擺動(dòng)次數(shù)來(lái)衡量。當(dāng)飛機(jī)受到擾動(dòng)后，恢復(fù) 原來(lái)平衡狀態(tài)時(shí)間越短，擺動(dòng)幅度越小，擺動(dòng)次數(shù)越少，飛機(jī)的安定性就越強(qiáng)。飛機(jī)安定性的強(qiáng)弱，主要取決于飛機(jī)的重心位置、飛行速度、飛行高度和迎角

13、的變化。三. 飛機(jī)除應(yīng)有必要的安定性外，還應(yīng)有良好的操作性，這樣才能保證飛行員有意識(shí)的飛行。 飛機(jī)的操作性是只指飛機(jī)在飛行員操縱升降舵、方向舵和副翼下改變其飛行狀態(tài)的特性。操縱動(dòng)作簡(jiǎn) 單、省力，飛機(jī)反響快，操作性就好，反之那么不。飛機(jī)的操縱性同樣包括俯仰操縱性、方向操縱性和橫側(cè) 操縱性。 飛機(jī)的俯仰操縱性是飛行員操縱駕駛桿使升降舵偏轉(zhuǎn)之后，飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)而改變迎角等飛行狀態(tài) 的特性。在直線(xiàn)飛行中，飛行員向后拉駕駛桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度，在水平尾翼上產(chǎn)生向下的附升 力，對(duì)飛機(jī)重心形成俯仰操作力矩，迫使機(jī)頭上仰，迎角增大。駕駛桿前后的每個(gè)位置對(duì)應(yīng)著一個(gè)迎角或 飛行速度。 飛行中，升降舵偏轉(zhuǎn)角越

14、大，氣流動(dòng)力越大，升降舵上的空氣動(dòng)力也越大，從而樞軸力矩也越大，所需桿 力飛行員操縱駕駛桿所施加的力也越大。在模擬飛行中，如果使用微軟的力回饋搖桿這種力可以體驗(yàn) 到。 飛機(jī)的方向操縱性，就是在飛行員操縱方向舵后，飛機(jī)繞立軸偏轉(zhuǎn)而改變其側(cè)滑角等飛行特性。與 俯仰角相似，在直線(xiàn)飛行中，每一個(gè)腳蹬位置，對(duì)應(yīng)著一個(gè)側(cè)滑角，蹬右舵，飛機(jī)產(chǎn)生左側(cè)滑；蹬左舵， 飛機(jī)產(chǎn)生右側(cè)滑。方向舵偏轉(zhuǎn)后，同樣產(chǎn)生方向舵樞軸力矩，飛行員需要用力蹬舵才能保持方向舵偏轉(zhuǎn)角不變。方向舵 偏轉(zhuǎn)角越大，氣動(dòng)動(dòng)壓越大，蹬舵力越大。 飛機(jī)的橫側(cè)操縱性是指在飛行員操縱副翼后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)而改變滾轉(zhuǎn)角速度、坡度等飛行狀態(tài) 的特性。比方：飛

15、行員向左壓駕駛盤(pán)，右副翼下偏，右翼升力增大，左副翼上偏，左翼升力減小，兩翼升 力之差，形成橫側(cè)操縱力矩，使飛機(jī)向左加速滾轉(zhuǎn)。 在橫側(cè)操縱中，駕駛盤(pán)左右轉(zhuǎn)動(dòng)的每一個(gè)位置，都對(duì) 應(yīng)著一個(gè)滾轉(zhuǎn)角速度。駕駛盤(pán)左右轉(zhuǎn)動(dòng)的角度越大，滾轉(zhuǎn)角速度越大。如果飛行員要想保持一定的坡度，就必須在接近預(yù)定坡度時(shí)將盤(pán)回到中立位置，消除橫側(cè)操縱力矩，在橫側(cè)阻轉(zhuǎn)力矩的阻止下，使?jié)L轉(zhuǎn)角速 度消失。有時(shí)，飛行員甚至可以向飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的反方向壓一點(diǎn)駕駛盤(pán)，迅速制止飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，使飛機(jī)準(zhǔn)確地達(dá) 到預(yù)定飛行坡度。*飛機(jī)的操縱性不是一成不變的， 它要受到許多因素的制約， 影響飛機(jī)操縱性的因素有飛機(jī)重心位置的 前后移動(dòng)、飛行的速度、飛行高度、迎

16、角等。機(jī)的每次飛行，不管飛什么課目，也不管飛多高、飛多久，總是以起飛開(kāi)始以著陸結(jié)束。起飛和著陸是每次飛行中的兩個(gè)重要環(huán)節(jié)。所以，我們首先需要掌握好起飛和著陸的技術(shù)。一. 滑行 飛機(jī)不超過(guò)規(guī)定的速度，在地面所作的直線(xiàn)或曲線(xiàn)運(yùn)動(dòng)叫滑行。 對(duì)滑行的根本要求是：飛機(jī)平穩(wěn)地開(kāi)始滑行，滑行中保持好速度和方向，并使飛機(jī)能停止在預(yù)定的位置。飛機(jī)從靜止開(kāi)始移動(dòng)，拉力或推力必須大于最大靜摩擦力，故飛機(jī)開(kāi)始滑行時(shí)應(yīng)適當(dāng)加大油門(mén)。飛機(jī)開(kāi)始移動(dòng)后，摩擦力減小，那么應(yīng)酌量減小油門(mén)，以防加速太快，保持起滑平穩(wěn)?；兄校绻龃蠡兴俣?，應(yīng)柔和加大油門(mén)，使拉力或推力大于摩擦力，產(chǎn)生加速度，使速度增大，要減小滑行速度，那么應(yīng)

17、收 小油門(mén)，必要時(shí)，可使用剎車(chē)。二. 起飛 飛機(jī)從開(kāi)始滑跑到離開(kāi)地面，并升到一定高度的運(yùn)動(dòng)過(guò)程，叫做起飛。飛機(jī)起飛的操縱原理飛機(jī)從地面滑跑到離地升空， 是由于升力不斷增大，直到大于飛機(jī)重力的結(jié)果。 而 只有當(dāng)飛機(jī)速度增 大到一定時(shí)， 才可能產(chǎn)生足以支持飛機(jī)重力的升力。 可見(jiàn)飛機(jī)的起飛 是一個(gè)速度不斷增加的加速過(guò)程。 ； 剩余拉力較小的活塞式螺旋槳飛機(jī)的起飛過(guò)程， 一般可分為起飛滑跑、 離地、 小 角度上升 或一段平飛、 上升四個(gè)階段。 對(duì)有足夠剩余拉力的螺旋槳飛機(jī)，或有足夠剩余推力的噴氣式飛機(jī)，因可使飛機(jī)加速并上升，故起飛一般只分三個(gè)階段，即起滑跑、離地和上升。一起飛滑跑的目的是為了增大飛機(jī)的

18、速度，直到獲得離地速度。拉力或推力愈大，剩余拉力或剩 余推力也愈大，飛機(jī)增速就愈快。起飛中，為盡快地增速，應(yīng)把油門(mén)推到最大位置。1. 抬前輪或抬尾輪* 前三點(diǎn)飛機(jī)為什么要太前輪？前三點(diǎn)飛機(jī)的停機(jī)角比擬小， 如果在整個(gè)起飛滑跑階段都保持三點(diǎn)姿態(tài)滑跑， 那么迎角和升力系數(shù)較小， 必然要將速度增大到很大才能產(chǎn)生足夠的升力使飛機(jī)離地，這樣，滑咆距離勢(shì)必很長(zhǎng)。因此，為了減小離 地速度，縮短滑跑距離，當(dāng)速度增大到一定程度時(shí)就需要抬起前輪作兩點(diǎn)姿態(tài)滑跑，以增大迎角和升力系 數(shù)。* 抬前輪的時(shí)機(jī)和高度抬前輪的時(shí)機(jī)不宜過(guò)早或過(guò)晚。抬前輪過(guò)早，速度還小，升力和阻力都小，形成的上仰力矩也小。要拾起前輪， 必須使水平

19、尾翼產(chǎn)生較大的上仰力矩， 但在小速度情況 下，水平尾翼產(chǎn)生的附加空氣動(dòng)力也小， 要產(chǎn)主足夠的上仰力矩就需要多拉桿。結(jié)果， 隨著滑跑速度增大，上仰力矩又將迅速增大，飛行員要保持 抬前倫的平衡狀態(tài)，勢(shì)必又 要用較大的操縱量進(jìn)行往復(fù)修正，給操縱帶來(lái)困難。同時(shí)，抬前輪過(guò)旱，使飛 機(jī)阻力增 大而增長(zhǎng)起飛距離。 如果抬前輪過(guò)晚， 不僅使滑跑距離增長(zhǎng)， 而且還由于拉桿抬前輪到離地的時(shí) 間很 短，飛行員不易修正前輪抬起的高度而保持適當(dāng)?shù)碾x地迎角。甚至容易使升力突增很多 而造成飛機(jī) 猛然離地。 各型飛機(jī)抬前輪的速度均有其具體規(guī)定。 前輪抬起高度應(yīng)正好保持飛機(jī)離地所需的迎角，前輪 抬起過(guò)低，勢(shì)必使迎角和升力系數(shù)過(guò)

20、小，離地速度增大，滑跑距離增長(zhǎng)，前輪抬起過(guò)高，滑跑距離雖可縮 短，但因飛機(jī)阻力大，起飛距離將增長(zhǎng)，而且迎角和升力系數(shù)過(guò)大，又勢(shì)必造成大迎角小速度離地，離地 后，飛機(jī)的安定住差操縱性也不好。仰角過(guò)大，還可能造成機(jī)尾擦地。從既要 保證平安又要縮短滑跑距離 的要求出發(fā)，各型飛機(jī)前輪抬起高度都有其具體規(guī)定。飛行員可從飛機(jī)上的俯仰指示器或從機(jī)頭與天地線(xiàn) 的關(guān)系位置來(lái)判斷前輪抬起的高度是否適當(dāng)。后三點(diǎn)飛機(jī)為什么要抬尾輪后三點(diǎn)飛機(jī)與前三點(diǎn)飛機(jī)相比，停機(jī)角比擬大，因此三點(diǎn)滑跑中迎角較大，接近其 臨界迎角，如果整個(gè)滑跑階段都保持三點(diǎn)滑跑，升力系數(shù)比擬大，飛機(jī)在較小的速度下 即能產(chǎn)生足夠的升力使飛機(jī)離地。此時(shí)滑跑

21、距離雖然很短，但大迎角小速度離地后， 飛 機(jī)安定性操縱性都差，甚至可能失速。因此后三點(diǎn)飛機(jī)，當(dāng)滑跑速度增大到一定時(shí)， 飛 行員應(yīng)前推駕駛桿，抬起機(jī)尾作兩點(diǎn)滑跑，以減小迎角。與前三點(diǎn)飛機(jī)抬前輪一樣， 為了既保證平安，又縮短滑跑距離，必須適時(shí)正確地抬機(jī)尾。抬機(jī)尾過(guò)早或過(guò)晚，過(guò)高或過(guò)低，不僅會(huì)增長(zhǎng)滑跑距離，起飛距離，而且會(huì)危及 飛行平安。各型飛機(jī)抬機(jī)尾 的速度和高度也都有其具體規(guī)定。2. 保持滑跑方向 對(duì)螺旋槳飛機(jī)而言，起飛滑跑中引起飛機(jī)偏轉(zhuǎn)的主要原因是螺旋槳的副作用。 起飛滑 跑中，螺旋槳的反作用力矩力圖使飛機(jī)向螺旋槳旋轉(zhuǎn)的反方向傾斜，造成兩主輪對(duì)地面的作用力不等， 從而使兩主輪的摩擦力不等， 兩

22、主輪摩擦力之差對(duì)重心形成偏轉(zhuǎn)力矩。 螺旋槳滑流作用在垂直尾翼上也產(chǎn)主偏轉(zhuǎn)力矩。前三點(diǎn)飛 機(jī)抬前輪時(shí)和后三點(diǎn)飛機(jī)抬 尾輪時(shí)， 螺旋槳的進(jìn)動(dòng)作用也會(huì)使飛機(jī)產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)。 加減油門(mén)和推拉篤駛桿的動(dòng)作愈粗猛， 螺旋槳副作用影響愈大。為減輕螺旋槳副作用的影響，加油門(mén)和推拉駕駛桿的動(dòng)作應(yīng)柔 和適當(dāng)?；芮岸?，因舵的效用差，一般可用偏轉(zhuǎn)前輪和剎車(chē)的方法來(lái)保持滑跑方向。 滑跑后段應(yīng)用舵來(lái)保持滑跑方向。隨著滑跑速度的不斷增大，方向舵的效用不斷提高， 就應(yīng)當(dāng)回舵，以保持滑跑方向。噴氣飛機(jī)起飛滑跑方向容易保持，其原因是；一是噴氣飛機(jī)都是前三點(diǎn)飛機(jī)， 而 前三點(diǎn)飛機(jī)在滑跑中具有較好的方向安定住，二是沒(méi)有螺旋槳副作用的影響

23、，所以在加 油門(mén)和抬前輪時(shí)，飛機(jī)不會(huì)產(chǎn)主偏轉(zhuǎn)。二當(dāng)速度增大到一定，升力稍大于重力，飛機(jī)即可離地。離地時(shí)作用于飛機(jī) 的力。此時(shí)升力大于重力，拉力或推力 大于阻力。離地時(shí)的操縱動(dòng)作，前三點(diǎn)飛機(jī)和后三點(diǎn)是不同的。前三點(diǎn)飛機(jī)是因飛行員拉桿產(chǎn) 生上仰操縱力矩，而使飛機(jī)作兩點(diǎn)滑跑的。隨著滑跑速度 的增大、上仰力矩增大，迎 角將會(huì)增大。雖然飛行員不斷向前推桿以保持兩點(diǎn)滑跑姿態(tài)，但 原來(lái)的俯仰力矩平衡 總是隨速度的增大而不斷 被破壞，在到達(dá)離地速度時(shí)，迎角仍會(huì)有自動(dòng)增大的趨勢(shì)。 所以，前三點(diǎn)飛機(jī)一般都是等其自動(dòng)離地。 后三點(diǎn)飛機(jī)那么不然，飛機(jī)到達(dá)離地速度時(shí)， 一般都需帶桿增大迎角而后離地。 這是因?yàn)楹笕c(diǎn)飛機(jī)

24、在兩點(diǎn)滑跑中， 飛行員是前推桿， 下偏升降舵來(lái)保持的，隨著速度增大，下俯操縱力矩增大，將使迎角減小，飛行員雖不 斷帶桿以保持兩點(diǎn)滑跑，但在到達(dá) 離地速度時(shí)，迎角仍會(huì)有減小的趨勢(shì)。所以，必須 向后帶桿增大迎角飛機(jī)才能離地。后三點(diǎn)飛機(jī)，正確掌握離地時(shí)機(jī)是很重要的。離地過(guò)早或過(guò)晚，都將給飛行帶來(lái)不利。 機(jī)輪離地后，機(jī)輪摩擦力消失，飛機(jī)有上仰趨勢(shì)， 應(yīng)向前迎桿制止。對(duì)螺旋漿飛 機(jī)，機(jī)輪摩擦力矩也消失，飛機(jī)有向螺旋槳旋轉(zhuǎn)方向偏 轉(zhuǎn)的趨勢(shì)，應(yīng)用舵制止。為 時(shí)機(jī)安三一段平飛或小角度上升 對(duì)剩余拉力比擬小的活塞式螺旋漿飛機(jī)，飛機(jī)離地 還尚未到達(dá)所需的上升速度，故 需作一段平飛或小角度上升來(lái)積累速度。飛機(jī)離地后

25、 在 12 米高度向前迎桿，減小迎 角，使飛機(jī)平飛加速或作小角度上升加速。飛機(jī)剛離地 時(shí)，不宜用較大的上升角上升。 上升角過(guò)大，這會(huì)影響飛機(jī)增速，甚至危及平安。 了減小阻力，便于增速，飛機(jī)高地后，一般不低于 5 米高度收起落架。收起落架 不可過(guò)早或過(guò)晚。過(guò)早，飛機(jī)離地大近，如果飛機(jī)有下俯，就可能重新接地，危及 全；過(guò)晚，速度大大，起落架產(chǎn)生的阻力很大，不易增速，還可能造成起落架收下好。 在一段平飛或小角度上升中，特別要防止出現(xiàn)坡度，因?yàn)檫@時(shí)飛行高度低，飛機(jī)如有坡 度，就會(huì)向下側(cè)滑而可能使飛機(jī)撞地。因此發(fā)現(xiàn)飛機(jī)有坡度應(yīng)及時(shí)糾正。四當(dāng)速度增加到規(guī)定時(shí)，應(yīng)柔和帶桿使飛機(jī)轉(zhuǎn)入穩(wěn)定上升，上升到規(guī)定高度起

26、飛階 段結(jié)束。* 影響起飛滑跑距離的因素影響起飛滑跑距離的困素有油門(mén)位置、離地迎角、襟 翼反置、起飛重量、機(jī)場(chǎng)標(biāo)高與氣溫、跑道外表質(zhì)量、風(fēng)向風(fēng)速、跑道坡度等。這些因 素一般都是通過(guò)影響離地速度 或起飛滑跑的平均加速度來(lái)影響起飛滑跑距離的。* 油門(mén)位置 油門(mén)越大，螺旋槳拉力或噴氣推力越大，飛機(jī)增速快，起飛滑跑距離 就短。所以，一般應(yīng)用最大功率或最大油門(mén)狀態(tài)起飛。* 離地迎角 離地迎角的大小決定于抬前輪或抬機(jī)尾的高度。離地迎角大，離地速 度小，起飛滑跑距離短。但離地迎角又不可過(guò)大，離地迎角過(guò)大，下僅會(huì)因飛機(jī)阻力大 而使飛機(jī)增速慢延長(zhǎng)滑跑距離，而且會(huì)直接危及飛行平安因此從既要保證飛行平安又要 使滑跑

27、距離短出發(fā)，各型飛機(jī)一般都規(guī)定有最有利的離地迎角值。* 襟翼位置 放下襟翼，可增大升力系數(shù)，減小離地速度，因而能縮短起飛滑跑距 離。* 起飛重量 起飛重量增大，不僅使飛機(jī)離地速度增大，而且會(huì)引起機(jī)輪摩擦力增 加，使飛機(jī)不易加速。因此，起飛重量增大，起飛滑跑距離增長(zhǎng)。* 機(jī)場(chǎng)標(biāo)高與氣溫 機(jī)場(chǎng)標(biāo)高或氣溫升高都會(huì)引起空氣密度減小，一放面使拉力或 推力減小，飛機(jī)加速慢；另一方面，離地速度增大，因此起飛滑跑距離必然增長(zhǎng)。所以 在炎熱的高原機(jī)場(chǎng)起飛，滑跑距離顯著增長(zhǎng)。* 跑道外表質(zhì)量 不同跑道外表質(zhì)量的摩擦系數(shù)，滑跑距離也就不同。跑道外表如 果光滑平坦而堅(jiān)實(shí)，那么摩擦系數(shù)小，摩擦力小，飛機(jī)增速快，起飛滑跑

28、距離短。反之跑 道外表粗糙不平或松軟，起飛滑跑距離就長(zhǎng)。* 風(fēng)向風(fēng)速 起飛滑跑時(shí)，為了產(chǎn)生足夠的升力使飛機(jī)離地，不管有風(fēng)或無(wú)風(fēng)，離 地空速是一定的。但滑跑距離只與地速有關(guān)，逆風(fēng)滑跑時(shí)，離地地速小，所以起飛滑跑 距離比無(wú)風(fēng)時(shí)短。反之那么長(zhǎng)。* 滑跑坡度 跑道有坡度，會(huì)使飛機(jī)加速力增大或減小。三. 著陸 飛機(jī)從一定高度下滑，井降落地面滑跑直至完全停止運(yùn)動(dòng)的整個(gè)過(guò)程，叫著陸。 飛機(jī)著陸的操縱原理與起飛相反，著陸是飛機(jī)高度下斷降低、速度不斷減小的運(yùn)動(dòng)過(guò)程。 飛機(jī)從一定 高度作著陸下降時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)處于慢車(chē)工作狀態(tài)，即一般采用帶小油門(mén)下滑的方法下降。 飛行高度降低到接近地面時(shí)，必須在一定高度上開(kāi)始后拉駕駛桿

29、，使飛機(jī)由下滑轉(zhuǎn)入平 飄這就是所謂“拉平。機(jī)拉平后，飛機(jī)速度仍然較大，不能立即接地.需要在離地0.5 1 米高度上繼續(xù)減小速度，這個(gè)拉平后繼續(xù)減小速度的過(guò)程，就是平飄。在這個(gè)過(guò)程中， 隨著飛行速度的不斷減小， 飛行員不斷后拉駕駛桿以保持升力等于重力。在離地0. 150. 25 米時(shí)，將飛機(jī)拉成接地所需的迎角，升力稍小于重力，飛機(jī)輕柔飄落接地飛機(jī)接 地后，還需要滑跑減速直至停止，這個(gè)滑跑減速過(guò)程就是著陸滑跑。由上可見(jiàn)，飛機(jī)著陸過(guò)程一般可分為五個(gè)階段：下滑段、拉平段、平飄段、接地和著陸滑跑段。談?wù)労笕c(diǎn)飛機(jī)抬尾輪滑跑的一點(diǎn)小小看法 :對(duì)于短窄跑道 , 不是很建議用抬尾輪滑跑 ,因?yàn)殡m然可以增加起飛

30、平安速度 ,但也犧牲了滑跑距離 , 使滑跑距 離相對(duì)過(guò)長(zhǎng) , 如是單發(fā)飛機(jī)，容易造成中斷起飛距離不夠 , 有沖出跑道的危險(xiǎn) ; 抬前輪滑跑的技術(shù)相比照擬復(fù)雜 , 對(duì)于比擬輕型的飛機(jī) ,可能容易些 ,如果是載重的大單發(fā)或者多發(fā)后三點(diǎn) 飛機(jī),不建議采用此滑跑起飛方式 ,因?yàn)轱w機(jī)重心和操縱難度的關(guān)系 ,操縱量比擬難掌握 , 呵呵.個(gè)人曾在加格達(dá)奇見(jiàn)過(guò)波蘭產(chǎn) M-18空機(jī)起飛，三機(jī)起飛一定要編隊(duì)玩玩，呵呵，長(zhǎng)機(jī)兩點(diǎn)滑跑滑到 400米才 開(kāi)始離地 , 如果是負(fù)重起飛 , 要是短跑道 , 真捏把汗啊 , 呵呵 .這局部我們要了解飛機(jī)最簡(jiǎn)單的運(yùn)動(dòng)形式：平飛、上升和下降。平飛、上升和下降指的是飛機(jī)既不帶傾斜也

31、不帶側(cè)滑的等速直線(xiàn)飛行。這也是飛機(jī)最根本的飛行狀態(tài)。飛機(jī)平飛、上升和下降性能是飛機(jī)最根本的飛行性能，如：平飛最大速度、平飛最小速度、最大上升角、 最大上升率，升限、最小下降角、最大下降距離等，這些都是飛行員首先要學(xué)習(xí)和掌握的。一. 平飛飛機(jī)作等速直線(xiàn)水平的飛行，叫平飛。 平飛中作用于飛機(jī)的外力有升力、重力、拉力或推力和阻 力。平飛時(shí)，飛機(jī)無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng)，各力對(duì)重心的力矩相互平衡，且上述各力均通過(guò)飛機(jī)重心。為保持平飛，需要 有足夠的升力以平衡飛機(jī)的重量，為了產(chǎn)生這一升力所需的飛行速度，叫平飛所需速度影響平飛所需速度 的因素：*飛機(jī)重量 在其它因素都不變的條件下， 飛機(jī)重量越重，為保持平飛所需的升力 就越

32、大，故平飛所需 速度也越大。相反，飛機(jī)重量越輕，平飛所需速度就越小。*機(jī)翼面積 機(jī)翼面積大，升力也大。為了獲得同樣大的升力以平衡飛機(jī)重量，所需平飛速度就小。反 之，機(jī)翼面積小，平飛所需速度就大。*空氣密度空氣密度小，升力也小，為了獲得同樣大的升力以平衡飛機(jī)重量，平飛所需速度就增大。反 之，空氣密度大，平飛所需速度就減小，空氣密度的大小是隨飛行高度以及該高度的氣溫氣壓而變化的， 飛行高度升高，或在同一高度上，氣溫升高或氣壓降低，空氣密度都會(huì)減小。反之增大。*升力系數(shù) 升力系數(shù)大，平飛所需速度就小。因?yàn)椋ο禂?shù)大，升力大，只需較小的速度就能獲得 平衡飛機(jī)重量的升力。反之，升力系數(shù)小，平飛所需速度

33、就大。而升力系數(shù)的大小又決定于飛機(jī)迎角的大小和增升裝置的使用情況。迎角不同， 開(kāi)力系數(shù)不同， 平飛所需速度也就不同。在小于臨界迎角的范圍內(nèi)，用大迎角平飛，升力系數(shù)大，平飛所需速度就小，用小迎 角平飛， 升力系數(shù)小， 平飛所需速度就大， 即是 說(shuō)，平飛中每一個(gè)迎角均有一個(gè)與之對(duì)應(yīng)的平飛所需速度。比 如放襟翼起飛，由*增升裝置的使用情況不同，升力系數(shù)大小也不同，平飛所需速度也將下一樣。 于升力系數(shù)大，為平衡飛機(jī)重量所需的速度就小，即離地速度小，起飛滑跑距離就短 。1. 最大平飛速度，在一定的高度和重量下，發(fā)動(dòng)機(jī)加滿(mǎn)油門(mén)時(shí)，飛機(jī)所能到達(dá)的穩(wěn)定平飛速度，就是 飛機(jī)在該高度上的最大平飛速度。 平飛最大速

34、度是理論上飛機(jī)平飛所能到達(dá)的最大速度， 而并不是飛機(jī)實(shí) 際的最大使用速度，由于飛機(jī)強(qiáng)度等限制，最大使用速度比平飛最大速度可能要小。比方三叉戟飛機(jī)，在 海平面，標(biāo)準(zhǔn)大氣，全收狀態(tài)下，平飛最大速度為 480海里/小時(shí)，而最大使用速度那么規(guī)定為 365 海里/ 小 時(shí)。2. 平飛最小速度， 是飛機(jī)作等速平飛所能保持的最小速度。 如有足夠的可用拉力或可用功率， 那么平 飛最小速度的大小受最大升力系數(shù)的限制。 因?yàn)榕R界迎角的升力系數(shù)最大， 所以與臨界迎角相對(duì)應(yīng)的平飛 速度失速速度 ，就是平飛最小速度。 對(duì)飛機(jī)的要求來(lái)說(shuō)，平飛最小速度越小 越好，因平飛最小速度越 小，飛機(jī)就可用更 小的速度接地，以改善飛機(jī)

35、的著陸性能。 臨界迎角對(duì)應(yīng)的平飛速度，是平飛的最小理 論速度。實(shí)際上當(dāng)飛機(jī)接近臨界迎角時(shí)，由于機(jī)翼上氣流嚴(yán)重別離，飛機(jī)出現(xiàn)強(qiáng)烈抖動(dòng)，飛機(jī)不僅易失速 而且安定性、操縱性都差。所以實(shí)際上要以該速度平飛是不可能的。為保證平安，對(duì)飛行迎角的使用應(yīng)留 有一定的余量，不允許在臨界迎角狀態(tài)飛行3. 平飛有利速度就是以有利迎角保持平飛的速度。以有利速度平飛，升阻比最大平飛阻力 最小，航程較遠(yuǎn)4. 經(jīng)濟(jì)速度就是用最小所需功率作水平飛行時(shí)的速度。用經(jīng)濟(jì)速度平飛所需功率最 小，即所用發(fā)動(dòng)機(jī)的功率最小，比擬省油，航時(shí)較長(zhǎng)。與經(jīng)濟(jì)速度相對(duì)應(yīng)的迎角，叫經(jīng)濟(jì) 迎角。* 在平飛中改變速度的根本操縱方法是：要增大平飛速度，必須

36、加大油門(mén)，并隨著速度的增大而前推駕駛桿；同理，要減小平飛速度那么必須收個(gè)油門(mén)，并隨著速度的減小而后拉駕駛桿。也就是說(shuō)，從一個(gè)平飛狀態(tài)改變到另一個(gè)乎飛狀態(tài)，必須同時(shí)操縱油門(mén)和駕駛桿。此外，對(duì)螺旋槳飛機(jī)正必頂要修正因加減油門(mén)而引起的螺旋槳副作用的影響。但是必須指出，上述改變平飛速度的操縱規(guī)律只有在大于經(jīng)濟(jì)速度的范圍內(nèi)才適合。二 . 上升飛機(jī)沿向上傾斜的軌跡所作的等速直線(xiàn)飛行就叫上升。上升是飛機(jī)取得高度的根本方 法。上升中作用于飛機(jī)的外力和平飛相同，有升力、重力、拉力或推力和阻力。 飛機(jī)的上升性能主要包括最大上升角、最大上升率、上升時(shí)間和上升限度。1. 上升角和上升梯度 上升角是飛機(jī)上升軌跡與水平線(xiàn)

37、之間的夾角。上升角越大，說(shuō)明經(jīng)過(guò)同樣的水平距離后， 上升的高度越高。上升高度與水平距離的比值，就是上升梯度。飛機(jī)的剩余拉力或剩余 推力越大，或飛機(jī)重量越輕，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，飛機(jī)每秒鐘所上升的高度，叫上升率，也叫上升垂直速度，上升率越大，說(shuō)明 飛機(jī)上升到一定高度所需的時(shí)間越短，飛機(jī)就能迅速取得高 度。所以說(shuō)，飛機(jī)的最大上升 率是飛機(jī)重要的飛行性能之一。 剩余功率越大，或飛機(jī)重量越輕功率越大。 因?yàn)轱w機(jī)上 升的過(guò)程，實(shí)際就是將剩余功率變成勢(shì)能的過(guò)程。在飛機(jī)重量不變的情況下，剩余功率越 大，飛機(jī)在單位時(shí)間內(nèi)增加的勢(shì)能就越多，上升率也就越大。在剩余功率一

38、定的情況下， 飛機(jī)重量越輕，在單位時(shí)間內(nèi)上升的高度越高、上升率也就越大。 在重量一定的情況下升 率的大小主要決定于剩余功率的大小，而剩余功率的大小又決定于油門(mén)位置和上升速度。 在油門(mén)位置一定的情況下，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。對(duì)低速螺旋槳飛機(jī)，加滿(mǎn)油門(mén)，在有利速度附近，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. 上升時(shí)間和上升限度 上升率的變化決定于剩余功率的變化。所以，上升率隨飛行高度的變化，也就決定于 剩余功率隨飛行高度的變化。 就可以確定出飛機(jī)在各個(gè)飛行高度上的最大上升率以及最快 上升速度。在額定高度以上，隨著高度的升高，發(fā)

39、動(dòng)機(jī)發(fā)出的功率減小，可用功率減小， 剩余功率隨之減小。所以，最大上升率隨著高度的升高一直減小。 既然最大上升率隨高度 的增加要一直減小，那么上升到一定高度，上升率勢(shì)必要減 小到零。這時(shí)飛機(jī)不可能再繼 續(xù)上升。上升率等于零的高度叫做理論上 升限度，簡(jiǎn)稱(chēng)理論升限。飛機(jī)上升到預(yù)定高度所需的最短時(shí)間，叫上升時(shí)間。* 飛機(jī)由平飛轉(zhuǎn)入上升的根本操縱方法是：加大油門(mén)到預(yù)定位置，同時(shí)柔 和后拉駕 駛桿，使飛機(jī)逐漸轉(zhuǎn)入上升，及至接近預(yù)定上升角上升率時(shí)，即前推駕駛桿，以便使飛機(jī)穩(wěn)定在預(yù)定的上升角。必要時(shí)，調(diào)整油門(mén)以保持預(yù)定的上升速度。對(duì)螺旋槳飛機(jī)， 還應(yīng)注意修正螺旋槳副作用的影響。 飛機(jī)由上升轉(zhuǎn)入平飛，飛行員就應(yīng)

40、前推駕駛桿，減小 迎角，以減小升力。只有升力小于重力第一分力，飛機(jī)產(chǎn)生向下的向心力之后，飛機(jī)運(yùn)動(dòng) 軌跡才會(huì)向下彎曲，才可能轉(zhuǎn)入平飛。* 飛機(jī)由上升轉(zhuǎn)入平飛的根本操縱方法是：柔和地前推駕駛 桿減小升力，同時(shí)收小 油門(mén)，使飛機(jī)逐漸轉(zhuǎn)入平飛，待上升角接近零時(shí)，即后拉駕駛盤(pán)保持平飛。必要時(shí)調(diào)整油 門(mén)，以保持等速平飛，對(duì)螺旋槳飛機(jī)，還應(yīng)注意修正螺旋槳副作用的影響。三. 下降 飛機(jī)沿向下傾斜的軌跡所作的等速直線(xiàn)飛行就叫下降。下降是飛機(jī)降低高度的根本方法。下降中作用 于飛機(jī)的外力和平飛相同，有升力、重力、拉力或推力和阻力。飛機(jī)的下降根據(jù)需要可用正拉力、零 拉力或負(fù)拉力進(jìn)行。拉力近似于零閉油門(mén)的下降叫下滑。飛

41、機(jī)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離。1. 下降角和下降率 下降軌跡與水平線(xiàn)之間的夾角叫下降角。飛機(jī)每秒鐘所降低的高度叫下降率。下降率越大，飛機(jī)降低 高度越快，下降到一定高度的時(shí)間就短。2. 下降距離飛機(jī)下降一定高度所通過(guò)的水平 距離，叫下降距離。下降距離的長(zhǎng)短，取決于下降高度和下降角。下 降高度越高，下降角越小，下降距離就越長(zhǎng)。以有利迎角下降，因升阻比最大，下降角最小，故 下降距離 最長(zhǎng)。能獲得最大下降距離的下降速度，叫做最大下降距離下降速度。對(duì)零拉力下滑時(shí)，最大下滑距離速度就等于有利速度。 但凡使升阻比減小，下降角增大的因素都將使下降距離縮短。如在放起落架、襟 翼， 飛機(jī)結(jié)冰等情況下，升阻比減小，下降角增大，下降距離縮短，飛機(jī)用負(fù)拉力下降 時(shí)，下降角增大，下降 距離縮短。 飛行中?？筛鶕?jù)滑翔比的大小來(lái)估計(jì)下降距離的長(zhǎng)短。 滑翔比是下降距離與下降高度之比。 滑 翔比就是飛機(jī)每降低一米高度所前進(jìn)的距離。在高度一定的情況下，滑翔比越大，下降距離就越長(zhǎng)。在無(wú) 風(fēng)和零拉力的情況下，滑翔比就等于飛機(jī)的升阻比。下降的操縱原理* 操縱駕駛桿改變下降角。下降速度、下降率以及下降距離在穩(wěn)定的下降中，一個(gè)迎角對(duì)應(yīng)一個(gè)下降 速度。移動(dòng)駕駛