飛機(jī)常識(shí)及飛行知識(shí)普及課程

1、 飛機(jī)常識(shí)及飛行知識(shí)普及課程 本內(nèi)容由臺(tái)風(fēng)發(fā)表于盛唐第一課 飛機(jī)的一般知識(shí) 飛機(jī)是目前最主要的飛行器。它廣泛地用于軍事和國(guó)民經(jīng)濟(jì)兩方面。本節(jié)簡(jiǎn)要介紹飛機(jī)的主要組成部分及其功用，操縱飛機(jī)的基本方法，以及機(jī)翼的形狀等問(wèn)題。一、 飛機(jī)的主要組成部分及其功用自從世界上出現(xiàn)飛機(jī)以來(lái)，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)形式雖然在不斷改進(jìn)，飛機(jī)類(lèi)型不斷增多，但到目前為止，除了極少數(shù)特殊形式的飛機(jī)之外，大多數(shù)飛機(jī)都是由下面五個(gè)主要部分組成，即：機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、起落裝置和動(dòng)力裝置。它們各有其獨(dú)特的功用。（一） 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；也起一定的穩(wěn)

2、定和操縱作用。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)；放下襟翼能使機(jī)翼升力增大。另外，機(jī)翼上還可安裝發(fā)動(dòng)機(jī)、起落架和油箱等。機(jī)翼有各種形狀，數(shù)目也有不同。歷史上曾出現(xiàn)過(guò)雙翼機(jī)，甚至還出現(xiàn)過(guò)多翼機(jī)。但現(xiàn)代飛機(jī)一般都是單翼機(jī)。（二） 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；還可將飛機(jī)的其它部件如尾翼、機(jī)翼及發(fā)動(dòng)機(jī)等連接成一個(gè)整體。（三） 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定面和可動(dòng)的升降舵組成。垂直尾翼則包括固定的垂直安定面和可動(dòng)的方向舵。尾翼的主要功用是用來(lái)操縱飛機(jī)俯仰和偏轉(zhuǎn)，并保證飛機(jī)能平穩(wěn)地飛行。（四） 起落裝置起

3、落裝置是用來(lái)支持飛機(jī)并使它能在地面和水平面起落和停放。陸上飛機(jī)的起落裝置，大都由減震支柱和機(jī)輪等組成。它是用于起飛、著陸滑跑，地面滑行和停放時(shí)支撐飛機(jī)。（五） 動(dòng)力裝置動(dòng)力裝置主要用來(lái)產(chǎn)生拉力或推力，使飛機(jī)前進(jìn)。其次還可以為飛機(jī)上的用電設(shè)備提供電源，為空調(diào)設(shè)備等用氣設(shè)備提供氣源?，F(xiàn)代飛機(jī)的動(dòng)力裝置，應(yīng)用較廣泛的有四種：一是航空活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)加螺旋槳推進(jìn)器；二是渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)；三是渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)；四是渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、原子能航空發(fā)動(dòng)機(jī)等，也將會(huì)逐漸被采用。動(dòng)力裝置除發(fā)動(dòng)機(jī)外，還包括一系列保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的系統(tǒng)，如燃油供應(yīng)系統(tǒng)等。飛機(jī)除了上述五

4、個(gè)主要部分之外，根據(jù)飛行操縱和執(zhí)行任務(wù)的需要，還裝有各種儀表、通訊設(shè)備、領(lǐng)航設(shè)備、安全設(shè)備和其它設(shè)備等。二、 操縱飛機(jī)的基本方法飛行員操縱駕駛盤(pán)（或駕駛桿）、腳蹬板，使升降舵、副翼和方向舵偏轉(zhuǎn)，能使飛機(jī)向各個(gè)方向轉(zhuǎn)動(dòng)。例如后拉駕駛盤(pán)，升降舵上偏，機(jī)頭上仰；前推駕駛盤(pán)，則升降舵下偏，機(jī)頭下俯。向左壓駕駛盤(pán)，左邊副翼上偏，右邊副翼下偏，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；反之，向右壓駕駛盤(pán)右副翼上偏，左副翼下偏，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。向前蹬左腳蹬板（即蹬左舵），方向舵左偏，機(jī)頭向偏轉(zhuǎn)；反之，向前蹬右腳蹬板（即蹬右舵），方向舵右偏，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。 三、 機(jī)翼的形狀機(jī)翼的形狀主要是指機(jī)翼的平面形狀、切

5、面形狀、扭轉(zhuǎn)角和左右半翼的傾斜度。而機(jī)翼的空氣動(dòng)力性能，主要取決于機(jī)翼的切面形狀和平面形狀。因此，下面分別介紹機(jī)翼的切面形和平面形。（一）機(jī)翼的切面形（簡(jiǎn)稱(chēng)翼型）（二）機(jī)翼的平面形仰視在藍(lán)天飛行的飛機(jī)時(shí)，所看到的體現(xiàn)飛機(jī)特征的機(jī)翼樣子就叫機(jī)翼的平面形狀。機(jī)翼的平面形狀是決定飛機(jī)性能的重要因素。早期的飛機(jī)，機(jī)翼平面形大都做成矩形。矩形機(jī)翼制造簡(jiǎn)單，但阻力較大，因此一般用于舊式飛機(jī)和現(xiàn)代的小型飛機(jī)。為了適應(yīng)提高飛行速度的需要，解決阻力與飛行速度之間的矛盾，后來(lái)又制造出了梯形翼和橢圓翼。橢圓翼的阻力（誘導(dǎo)阻力）最小，但因制造復(fù)雜，未被廣泛采用。梯形翼的阻力也較小，制造也簡(jiǎn)單，因而是目前活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)飛

6、機(jī)用的最多的一種機(jī)翼。隨著噴氣式飛機(jī)的出現(xiàn)，飛行速度在接近或超過(guò)音速時(shí)，要產(chǎn)生新的阻力（波阻），為減小波阻，提高飛行速度，適應(yīng)高速飛行，相繼出現(xiàn)了后掠翼、三角翼、形前緣翼、 雙三角翼，變后掠翼等機(jī)翼，并獲得廣泛應(yīng)用。目前，高亞音速客機(jī)之所以廣泛采用后掠翼，就是為了提高機(jī)翼的臨界數(shù)，避免在重要飛行狀態(tài)下產(chǎn)生更大的波阻，從而提高飛機(jī)的性能。各種不同平面形狀的機(jī)翼，其升、阻力之所以有差異，與機(jī)翼平面形狀的各種參數(shù)有關(guān)。機(jī)翼平面形狀的參數(shù)有：展弦比、尖削比、后掠角第二課 飛機(jī)升力和阻力的產(chǎn)生飛機(jī)在空氣中運(yùn)動(dòng)或者空氣流過(guò)飛機(jī)時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生作用于飛機(jī)的空氣動(dòng)力，飛機(jī)各部分所受到的空氣動(dòng)力

7、的總和，叫總空氣動(dòng)力，通常用R表示。一般情況，這個(gè)力是向上并向后傾斜的，根據(jù)它所起的作用，可將它分解為垂直于相對(duì)氣流方向和平等于相對(duì)氣流方向的兩個(gè)分力。垂直方向的力叫升力，用Y表示。升力通常是起支托飛機(jī)的作用。平等方向阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力叫陰力，用X表示。飛機(jī)的升力絕大部份是機(jī)翼產(chǎn)生的，尾翼通常產(chǎn)生負(fù)升力，飛機(jī)其它部份產(chǎn)生的升力很小，一般都不考慮。至于飛機(jī)的阻力，只要是暴露在相對(duì)氣流中的任何部件，都是要產(chǎn)生的。一、升力的產(chǎn)生從流線(xiàn)譜可以看出：空氣流到機(jī)翼前緣，分成上、下兩股，分別沿機(jī)翼上、下表面流過(guò)，而在機(jī)翼后緣重新匯合向后流去。在機(jī)翼上表面，由于比較凸出，流管變細(xì)，說(shuō)明流速加快，壓力降低。在機(jī)翼

8、下表面，氣流受到阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大。于是，機(jī)翼上、下表面出現(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。機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，即升力作用線(xiàn)和翼弦的交點(diǎn)，叫壓力中心。機(jī)翼各部位升力的大小是不同的，要想了解機(jī)翼各個(gè)部位升力的大小，就需知道機(jī)翼表面壓力分布的情形。機(jī)翼表面壓力的頒可通過(guò)實(shí)驗(yàn)來(lái)測(cè)定。凡是比大氣壓力低的叫吸力（負(fù)壓力），凡是比大氣壓力高的叫壓力（正壓力）。機(jī)翼表面各點(diǎn)的吸力和正壓力都可用向量表示。向量的長(zhǎng)短表示吸力或正壓力的大小。向量的方向同機(jī)翼表面垂直，箭頭方向朝外，表示吸力；箭頭指向機(jī)翼表面，表示正壓力。將各個(gè)向量的外端用平滑的曲線(xiàn)連接起來(lái)。壓力最低（

9、即吸力最大）的一點(diǎn)，叫最低壓力點(diǎn)。在前緣附近，流速為零，壓力最高的一點(diǎn)，叫駐點(diǎn)。機(jī)翼壓力分布并不是一成不變的。如果機(jī)翼在相對(duì)氣流中的關(guān)系位置改變了，流線(xiàn)譜就會(huì)改變，機(jī)翼的壓力分布也就隨之而變。 機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠上表面吸力的作用，而不是主要靠下表面的壓力高于大氣壓的情況下，由上表面吸力所形成的升力，一般占總升力的60%到80%左右，而下表面的正壓力所形成的升力只不過(guò)占總升力的20%到40%左右。如果下表面的壓力低于大氣壓力產(chǎn)生向下的吸力，則機(jī)翼總升力就等于上表面吸力減去下表面的吸力。在此情況下，機(jī)翼升力就完全由上表面吸力所形成。二、阻力的產(chǎn)生阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向相反的空氣動(dòng)力，起

10、著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，按其產(chǎn)生的原因可分為摩擦，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。摩擦阻力是在“附面層”（或叫邊界層）內(nèi)產(chǎn)生的。所謂附面層，就是指，空氣流過(guò)飛機(jī)時(shí)，貼近飛機(jī)表面、氣流速度由層外主流速度逐漸降低為零的那一層空氣流動(dòng)層。附面層是怎樣形成的呢？原來(lái)是，當(dāng)有粘性的空氣流過(guò)飛機(jī)時(shí)，緊貼飛機(jī)表面的一層空氣，與飛機(jī)表面發(fā)生粘性摩擦，這一層空氣完全粘附在飛機(jī)表面上，氣流速度降低為零。緊靠這靜止空氣層的外面第二氣流層，因受這靜止空氣層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用要弱些，因此氣流速度不會(huì)降低為零。再往外，第三氣流層又要受第二氣流層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種

11、作用更弱些，因此氣流速度降低就更少些。這樣，沿垂直于飛機(jī)表面的方向，從飛機(jī)表面向外，由于粘性摩擦作用的減弱，氣流速度就一層一層的逐漸增大，到附面層邊界，就和主流速度相等了。這層氣流速度由零逐漸增大到主流速度的空氣層，就是附面層。附面層內(nèi)，氣流速度之所以越貼近飛機(jī)表面越慢，這必然是由于這些流動(dòng)空氣受到了飛機(jī)表面給它的向前的作用力的作用的結(jié)果。根據(jù)作用和反作用定律，這些被減慢的空氣，也必然要給飛機(jī)表面一個(gè)向后的反作用力，這就是飛機(jī)表面的摩擦阻力。附面層按其性質(zhì)不同，可分為層流附面層和紊流附面層。就機(jī)翼而言，一般在最大厚度以前，附面層的氣流各層不相混雜而分層的流動(dòng)。這部份叫層流附面層。在這之后，氣流

12、流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無(wú)章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運(yùn)動(dòng)。這部份叫率流附面層。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)叫轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。附面層內(nèi)的摩擦阻力與附面層的性質(zhì)有很大關(guān)系。實(shí)驗(yàn)表明，紊流附面層的摩擦阻力要比層流附面層的摩擦阻力大得多。因此，盡可能在機(jī)翼上保持層流附面層，對(duì)于減小阻力是有利的。所謂層流翼型，就是這樣設(shè)計(jì)的?？偟恼f(shuō)來(lái)，摩擦阻力的大小，決定于空氣的粘性，飛機(jī)的表面狀況，以及同空氣相接觸的飛機(jī)的表面積。空氣粘性越大，飛機(jī)表面越粗糙，飛機(jī)表面積越大，摩擦阻力就越大。（二）壓差阻力人在逆風(fēng)中行走，會(huì)感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力。空氣流過(guò)機(jī)翼時(shí)，在機(jī)翼前緣部分，受機(jī)翼阻擋，流速減慢，壓力增大；在機(jī)翼后緣，由于氣流分

13、離形成渦流區(qū)，壓力減小。這樣，機(jī)翼前后便產(chǎn)生壓力差，形成阻力。這種由前后壓力差形成的阻力叫壓差阻力。機(jī)身、尾翼等飛機(jī)的其它部件都會(huì)產(chǎn)生壓差阻力。為什么在機(jī)翼后緣會(huì)出現(xiàn)氣流分離呢？其根本原因是空氣有粘性，空氣流過(guò)機(jī)翼的過(guò)程中，在機(jī)翼表面產(chǎn)生了附面層。附面層中氣流速度不僅要受到粘性摩擦的阻滯作用，而且還要受到附面層外主流中壓力的影響。附面層中，沿垂直于機(jī)翼表面方向的壓力變化很小，可認(rèn)為是相等的，且等于層外主流的壓力。在最低壓力點(diǎn)之前，附面層外主流是從高壓區(qū)流向低壓區(qū)，沿途壓力逐漸降低，即形成順壓，氣流速度是不斷增大的。附面層內(nèi)的氣流雖受粘性摩擦的阻滯作用，使之沿途不斷減速，但在順氣壓的推動(dòng)下，其結(jié)

14、果氣流仍能加速向后流去，但在順氣壓的推動(dòng)下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去，但速度增加不多。在最低壓力點(diǎn)（E）之后情況就不一樣了。主流是從低壓區(qū)流向高壓區(qū)，沿途壓力越來(lái)越大，即形成反壓，主流速度是不斷減小的。附面層內(nèi)的氣流除了要克服粘性摩擦的陰滯作用外，還要克服反壓的作用，因此氣流速度迅速減小，到達(dá)某一位置，附面層底層空氣就會(huì)完全停止下來(lái)，速度降低為零，空氣再不能向后流動(dòng)。在S點(diǎn)之后，附面層底層空氣在反壓作用下開(kāi)始向前倒流。于是附面層中逆流而上的空氣與順流而下的空氣相頂碰，就使附面層氣流脫離機(jī)翼表面，而卷進(jìn)主流。這時(shí)，就形成大量逆流和旋渦而形成氣流分離現(xiàn)象。這些旋渦一方面在相對(duì)氣流中吹離機(jī)翼，一方

15、面又連續(xù)不斷地在機(jī)翼表面產(chǎn)生，如此周而復(fù)始地變化著，這樣就在分離點(diǎn)之后形成了渦流區(qū)。附面層發(fā)生分離之點(diǎn)（S點(diǎn)），叫做分離點(diǎn)。這種旋渦運(yùn)動(dòng)的周期性，是引起飛機(jī)機(jī)翼、尾翼和其它部分生產(chǎn)振動(dòng)的重要原因之一。為什么機(jī)翼后緣渦流區(qū)中壓力會(huì)有所減小呢？道德我們要明確，這里指的渦流區(qū)壓力的大小，是和機(jī)翼前部的氣流相比而言的。如果空氣流過(guò)機(jī)翼上下表面不產(chǎn)生氣流分離，則在機(jī)翼后部，上下表面氣流重新匯合，流速和壓力都會(huì)恢復(fù)到與機(jī)翼前部相等。這樣，機(jī)翼前、后不會(huì)出現(xiàn)壓力差而形成壓差阻力。然而事實(shí)不是這樣，當(dāng)空氣流到機(jī)翼后部會(huì)產(chǎn)生氣流分離而形成渦流區(qū)。渦流區(qū)中，由于產(chǎn)生了旋渦，空氣迅速轉(zhuǎn)動(dòng)，一部分動(dòng)能因摩擦而損耗，即

16、使流速可以恢復(fù)到與機(jī)翼前部的流速相等，而壓力卻恢復(fù)不到原來(lái)的大小，比機(jī)翼前部的壓力要小。例如汽車(chē)開(kāi)過(guò)，在車(chē)身后的灰塵之所以被吸起，就是由于車(chē)身后面渦流區(qū)內(nèi)的空氣壓力小的緣故。根據(jù)實(shí)驗(yàn)的結(jié)果，渦流區(qū)的壓力與分離點(diǎn)處氣流的壓力，其大小相差不多。這就是說(shuō)：分離點(diǎn)靠機(jī)翼后緣，渦流區(qū)的壓力比較大；分離點(diǎn)離開(kāi)機(jī)翼后緣越遠(yuǎn)，渦流區(qū)的壓力就越小。可見(jiàn)，分離點(diǎn)在機(jī)翼表面的前后位置，可以表明壓差阻力的大小?？偟恼f(shuō)來(lái)，壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積、形狀和物體在氣流中的相對(duì)位置有很大關(guān)系。迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大。象水滴那樣的，前端園鈍，后面尖細(xì)的流線(xiàn)形物體，壓差阻力最小。物體相對(duì)于氣流的角度越大，壓差阻力越大。由上面

17、的分析可知，摩擦阻力和壓差阻力都是由于空氣的粘性面引起產(chǎn)生的阻力，如果空氣沒(méi)粘性，那么上面兩種阻力都將不會(huì)存在。（三）誘導(dǎo)阻力機(jī)翼上除了產(chǎn)生摩擦阻力和壓差阻力以外，由于升力的產(chǎn)生，還要產(chǎn)生一種附加的阻力。這種由于產(chǎn)生升力而誘導(dǎo)出來(lái)的附加阻力稱(chēng)為誘導(dǎo)阻力?？梢哉f(shuō)，誘導(dǎo)阻力是為產(chǎn)生升力而付出的一種“代價(jià)”。誘導(dǎo)阻力是怎樣產(chǎn)生的呢？當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)，機(jī)翼下表面的壓力比上表面的大，而機(jī)翼翼展長(zhǎng)度又是有限的，所以下翼面的高壓氣流會(huì)繞過(guò)兩端翼尖，力圖向上翼面的低壓區(qū)流去。當(dāng)氣流繞過(guò)翼尖時(shí)，在翼尖部份形成旋渦，這種旋渦的不斷產(chǎn)生而又不斷地向后流去即形成了所謂翼尖渦流。翼尖渦流使流過(guò)機(jī)翼的空氣產(chǎn)生下洗速度，而

18、向下傾斜形成下洗流。氣流方向向下傾斜的角度，叫下洗角。由翼尖渦流產(chǎn)生的下洗速度，在兩翼尖處最大，向中心逐漸減少，在中心處最小。這是因?yàn)榭諝庥姓承裕砑庑郎u會(huì)帶動(dòng)它周?chē)目諝庖黄鹦D(zhuǎn)，越靠?jī)?nèi)圈，旋轉(zhuǎn)越快，越靠外圈，旋轉(zhuǎn)越慢。因此離翼尖越遠(yuǎn)，氣流下洗速度越小。在是常生活中，也可觀察到翼尖渦流的現(xiàn)象。例如大雁南飛，常排成人字或斜一字形，領(lǐng)隊(duì)的大雁排在中間，而幼弱的小雁常排在外側(cè)。這樣使得后雁處于前雁翅梢處所產(chǎn)生的翼尖渦流之中。翼尖渦流中氣流的放置是有規(guī)律的，靠翼尖內(nèi)側(cè)面，氣流向下，靠翼尖外側(cè)，氣流是向上的即上升氣流。這樣后雁就處在前雁翼尖渦流的上升氣流之中，有利于長(zhǎng)途飛行。從實(shí)驗(yàn)也可看出翼尖渦流的存

19、在。當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生正升力時(shí)，由于機(jī)翼下表面的壓力比上表面的大，故空氣從下翼面繞過(guò)翼尖翻到上翼面去世。因而處在兩翼尖處的兩個(gè)葉輪都放置起來(lái)，在左翼尖的向右放置（從機(jī)尾向機(jī)頭看），在右翼尖的向左放置。升力增大，上下翼表面壓力差增大，葉輪放置得更快。升力為零，上下翼面無(wú)壓力差，葉輪不轉(zhuǎn)動(dòng)。若機(jī)翼產(chǎn)生負(fù)升力，則上民辦面的壓力比下翼面大，故兩葉輪就會(huì)反轉(zhuǎn)。飛行中，有時(shí)從飛機(jī)翼尖的凝結(jié)云也可看到翼尖渦流。因?yàn)橐砑鉁u流的范圍內(nèi)壓力很低，如果空氣中所含水蒸汽黑龍江省 膨脹冷卻而凝結(jié)成水珠，便會(huì)看到由翼尖向后的兩道白霧狀的渦流索。升力是和相對(duì)氣流方向垂直的。既然流過(guò)機(jī)翼的空氣因受機(jī)翼的作用而向下華僑，則機(jī)

20、翼的升力也應(yīng)隨之向后華僑。實(shí)際升力是和洗流方向垂直的。把實(shí)際升力分解成垂直于飛行速度方向和平等于飛行速度方向的兩個(gè)分力。垂直于飛行速度方向的分力，仍起著升力的作用，這就是我們經(jīng)常使用的升力。平等于飛行速度方向的分力，則起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，成為一部份附加阻力。而這一部分附加阻力，是同升力的存在分不開(kāi)的，因此這一部分附加阻力稱(chēng)為誘導(dǎo)阻力。實(shí)踐表明，誘導(dǎo)阻力的大小與機(jī)翼的升力和展弦比有很大關(guān)系。升力越大，誘導(dǎo)阻力越大。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。（四）干擾阻力實(shí)踐表明，飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等，單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和總是小于把它們組成一個(gè)整體時(shí)所產(chǎn)生的阻力。所謂干擾阻力，就是

21、飛機(jī)各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。現(xiàn)我們以機(jī)翼和機(jī)身為例，看干擾阻力是怎樣產(chǎn)生的。氣流流過(guò)機(jī)翼和機(jī)身的連接處，在機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合的中部，由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向外凸出，流管收縮，流速迅速加快，壓力很快降低。而在后部由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓力很快增高。這種壓力的變化，就促使氣流的分離點(diǎn)前移，并使機(jī)身和機(jī)翼結(jié)合處后部渦流區(qū)擴(kuò)大，從而產(chǎn)生了一種額外的阻力。這一阻力是因氣流的干擾而產(chǎn)生的，因此叫干擾阻力。不但機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合處會(huì)產(chǎn)生干擾阻力，而且在機(jī)身和尾翼，機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)知艙，機(jī)翼和副油箱等結(jié)合處，都可能產(chǎn)生。為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)要考慮飛機(jī)

22、各部分的相對(duì)位置外，在機(jī)翼與機(jī)身、機(jī)身與尾翼等結(jié)合部，可安裝整流包皮。這樣可使連接處較為圓滑，流管不致過(guò)分?jǐn)U張，而產(chǎn)生氣流分離。以上我們把低速飛機(jī)所產(chǎn)生的四種阻力-摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力，分別作了介紹。這只是對(duì)低速飛機(jī)而言訴，至于高速飛機(jī)，除了也有這些阻力外，還將會(huì)產(chǎn)生波陰。 第三課 飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能 飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能是決定飛機(jī)飛行性能的一個(gè)重要因素。飛行員既要熟悉飛機(jī)空氣動(dòng)力的產(chǎn)生和變化，同時(shí)也要清楚飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的基本數(shù)據(jù)。這對(duì)于更好地認(rèn)識(shí)飛機(jī)的飛行性能，正確處理飛行中遇到的有關(guān)問(wèn)題，非常重要。所謂飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，其

23、中包括飛機(jī)的最大升力系數(shù)、最小阻力系數(shù)和最大升阻比等。應(yīng)該注意：升力系數(shù)或阻力系數(shù)僅僅是影響升力或阻力的因素之一，系數(shù)本身并不就是升力或阻力。確定升、阻力的大小，不僅要看升力系數(shù)、阻力系數(shù)的大小，而且還要看影響升、阻力大小的其它因素，空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積是否變化和如何變化。因此，不能把升力系數(shù)同升力、阻力 力系數(shù)同阻力混為一談。我們?cè)诜治鲇菍?duì)升力或阻力的影響時(shí)，之所以常用升力系數(shù)或阻力系數(shù)來(lái)表達(dá)這種影響，而不直接用升力或阻力來(lái)表達(dá)，其優(yōu)點(diǎn)是可以撇開(kāi)空氣密度。飛行速度和翼面積對(duì)升、阻力的影響。這樣就突出了迎角對(duì)升、阻力的影響，對(duì)分析問(wèn)題和計(jì)算都帶來(lái)很大方便。一、飛機(jī)的升阻比衡

24、量一架飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，不能單從升力，或單從阻力一個(gè)方面來(lái)看，必須把兩者結(jié)合起來(lái)，分析升力和阻力之間的對(duì)比關(guān)系。所謂升阻比，就是在同一迎角下升力與阻力之比。升阻比也就是同一迎角下升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小主要隨迎角而變，所以升阻比的大小也主要隨迎角而變。也就是說(shuō)，升阻比與空氣密度、飛行速度、機(jī)翼面積的磊小無(wú)關(guān)。因?yàn)檫@些因素變了，升力和阻力都按同一比例隨之改變，而不影響兩者的比值。升阻比大，說(shuō)明在取得同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好，對(duì)飛行越有利。二、飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能曲線(xiàn)（一）升力系數(shù)升力系數(shù)為零，這個(gè)迎角叫無(wú)升力迎角。翼型不同，無(wú)升

25、力迎角的大小也不同。對(duì)稱(chēng)翼型的無(wú)升力迎角為零度，非對(duì)稱(chēng)翼型的無(wú)升力迎角一般為負(fù)值。從無(wú)升力迎角開(kāi)始，迎角增加，升力系數(shù)增加，直到最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對(duì)應(yīng)的迎角，叫臨界迎角。超過(guò)臨界迎角，迎角再增加，升力系數(shù)將急劇降低。迎角從無(wú)升力迎角減小，升力系數(shù)將變?yōu)樨?fù)值，也就是升力變成負(fù)升力了。（二）阻力系數(shù)小迎角范圍內(nèi)時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)增加緩慢；迎角比較大時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)增加較快；接近或超過(guò)臨界迎角時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)急劇增加。應(yīng)當(dāng)注意，阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不會(huì)為零，也就是說(shuō)飛機(jī)上的阻力是始終存在的。（三）升阻比升阻比有一個(gè)最大值，叫最大升阻比。最大升阻比所對(duì)應(yīng)的迎角叫有利迎角。從無(wú)升力迎角

26、開(kāi)始，迎角增加，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)多，所以升阻比是增大的，到有利迎角，升阻比達(dá)到最大值。超過(guò)有利迎角，再增大迎角，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)少，所以升阻比減小。飛機(jī)在有利迎角下飛行是有利的，所以一般飛機(jī)飛行的迎角都不大。（四）空氣動(dòng)力系數(shù)前面我們講了，在每一個(gè)迎角下，都有一個(gè)升力系數(shù)和阻力系數(shù)。所謂飛機(jī)的空氣動(dòng)力系數(shù)曲線(xiàn)，就是把飛機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角而變化的關(guān)系，綜合地用一條曲線(xiàn)畫(huà)出來(lái)，這條曲線(xiàn)就是飛機(jī)的空氣動(dòng)力系數(shù)曲線(xiàn)，簡(jiǎn)稱(chēng)飛機(jī)極線(xiàn)。飛機(jī)極線(xiàn)比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，在空氣動(dòng)力計(jì)算中很有用處。從飛機(jī)極線(xiàn)上還可得出各迎角下的升阻比，以及最大升阻比和有利迎角。各

27、迎角下的升阻比，可以由飛機(jī)極線(xiàn)上查出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)計(jì)算出來(lái)。也榀以從飛機(jī)極線(xiàn)上量得的性質(zhì)角計(jì)算出來(lái)。所謂性質(zhì)角，就是飛機(jī)的總空氣動(dòng)力與飛機(jī)升力之間的夾角。性質(zhì)角的大小，表明總空氣動(dòng)力（沿相對(duì)氣流方向）向后傾斜的程度。性質(zhì)角小，說(shuō)明總空氣動(dòng)力向后傾斜得少，阻力小?？梢?jiàn)，性質(zhì)角的大小，表明了升阻比的大小。迎角由無(wú)升力迎角逐漸增大時(shí)，性質(zhì)角減小，升阻比增大。性質(zhì)角最小時(shí)所對(duì)應(yīng)的迎角為有利迎角，此時(shí)升阻比最大。例如飛機(jī)放起落架后，同一迎角下的阻力系數(shù)增大，而升力系數(shù)變化不大，因而性質(zhì)角變大，升阻比減小，曲線(xiàn)向右平稱(chēng)。顯然有利迎角也變大了。又如，螺旋槳飛機(jī)，在同樣的飛行速度下，由于螺旋槳的吹風(fēng)（稱(chēng)

28、為滑流），使受影響的機(jī)翼部分，實(shí)際相對(duì)氣流速度增大，因而飛機(jī)的升力和阻力都要增大。但因受吹風(fēng)影響的機(jī)翼部分一般都位于機(jī)翼中段，盡管升力因上下壓力差增大而增大，而由翼尖渦流引起的誘導(dǎo)阻力卻增加不多，所以阻力增加較少，其結(jié)果升阻比是增大的。發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不同，螺旋槳吹風(fēng)對(duì)空氣動(dòng)力性能影響程度也不同。第四課 影響飛機(jī)升力和阻力的因素升力和阻力是在飛機(jī)與空氣之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)（相對(duì)氣流）中產(chǎn)生的。影響升力和阻力的基本因素有：機(jī)翼在氣流臺(tái)的相對(duì)位置（迎角）、氣流的速度和空氣密度（空氣的動(dòng)壓以及飛機(jī)本身的特點(diǎn)（飛機(jī)表面質(zhì)量、機(jī)翼形狀機(jī)翼面積、是否使用襟翼和前緣縫翼是否張開(kāi)等）。這些因素中，經(jīng)常變化的

29、有迎角、飛行速度和空氣密度。飛行員主要是通過(guò)改變迎角和飛行速度來(lái)改變升力和阻力的。因此，本節(jié)主要分析迎角和飛行速度對(duì)升力、阻力的影響。至于由于使用襟翼和前緣縫翼等所引起的升力、阻力的變化，留在第五節(jié)再作分析。為便于分析問(wèn)題，在分析一個(gè)因素時(shí)，假定其它因素不變。一、迎角對(duì)升力和阻力的影響（一）迎角相對(duì)氣流方向（飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向）與翼弦所夾的角度，叫迎角。相對(duì)氣流方向指向機(jī)翼下表面，為正迎角；相對(duì)氣流方向指向機(jī)翼上表面，為負(fù)迎角。飛行中，飛行員可通過(guò)前后移動(dòng)駕駛盤(pán)來(lái)改變迎角的大小或者正負(fù)。飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。飛行狀態(tài)不同，迎角的正、負(fù)、大、小一般也不同。在水平飛行中，飛行員可根據(jù)機(jī)頭的高低來(lái)判斷

30、迎角的大小，機(jī)頭高，迎角大。機(jī)頭低，迎角小。其它飛行狀態(tài)，單憑機(jī)頭的高低就很難判斷迎角的大小和正負(fù)，只有根據(jù)迎角本身的含義去判斷。例如，飛機(jī)俯沖中。機(jī)頭雖然很低，但迎角并不為負(fù)的，氣流仍從下表面吹向機(jī)翼，因此迎角是正的。又如在上升中，機(jī)頭雖然比較高，但迎角卻不一定很大，在改出上升時(shí)，若推桿過(guò)猛，也可能會(huì)出現(xiàn)負(fù)迎角。（二）迎角對(duì)升力的影響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。在小于臨界迎角的范圍內(nèi)增大迎角，升力增大；超過(guò)臨界邊角后，再增大迎角，升力反而減小。這是因?yàn)?，迎角增大時(shí)，一方面在機(jī)翼上表面前部，流線(xiàn)更為彎曲，流管變細(xì)，流速加快，壓力降低，吸力增大。與此同時(shí)，

31、在機(jī)翼下表面，氣流受到阻擋，流管變粗，流速減慢，壓力增大，要使升力增大。但是，另一方面迎角增大時(shí)，由于機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)的壓力降低。因此，后緣部分的壓力比最低壓力點(diǎn)的壓力大得更多，于是在上表面后部的附面層中，空氣向前倒流的趨勢(shì)增強(qiáng)，氣流分離點(diǎn)向前移動(dòng)，渦流區(qū)擴(kuò)大，就會(huì)破壞空氣的平順流動(dòng)，從而使升力降低。在中、小迎角，增大迎角時(shí)，分離點(diǎn)前移緩慢，渦流區(qū)只占機(jī)翼后部的不大的一段范圍，這對(duì)機(jī)翼表面空氣的平順流動(dòng)影響不大，前一方面起著主要作用，因此，在小于臨界迎角的范圍內(nèi)，迎角增大，升力是增大的。到臨界迎角，升力達(dá)到最大。超過(guò)臨界迎角后，迎角再增大，則分離點(diǎn)迅速前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，嚴(yán)重破壞空氣的平

32、順流動(dòng)，機(jī)翼上表面前段，流管變粗，流速減慢，吸力降低。從分離點(diǎn)到機(jī)翼后緣的渦流區(qū)內(nèi)，壓力大致相同，比大氣壓力稍小。在靠近后緣的一段范圍內(nèi)，吸力雖稍有增加，但很有限，補(bǔ)償不了前段吸力的降低。所以，超過(guò)臨界迎角以后，迎角再增大，升力反而減小。改變迎角，不僅升力大小要發(fā)生變化，而且壓力中心也要發(fā)生前后移動(dòng)。迎角由小逐漸增大時(shí)，由于機(jī)翼上表面前段吸力增大，壓力中心前移。超過(guò)臨界迎角以后，機(jī)翼前段和中段吸力減小，而機(jī)翼后段吸力稍有增加，所以壓力中心后移。（三）迎角改變對(duì)機(jī)翼阻力的影響在低速飛行時(shí)，機(jī)翼的阻力有：摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。實(shí)驗(yàn)表明，迎角增大，摩擦阻力一般變化不大。迎角增大，分離點(diǎn)前移，

33、機(jī)翼后部的渦流區(qū)擴(kuò)大，壓力減小，機(jī)翼前后的壓力差增加，故壓差阻力增加。迎角增大到超過(guò)臨界迎角以后，由于分離點(diǎn)迅速前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，因此壓差阻力急劇增加。小于臨界迎角，迎角增大時(shí)，由于機(jī)翼上、下表面的壓力差增大，使翼尖渦流的作用更強(qiáng)，下洗角增大，導(dǎo)致實(shí)際升力更向后傾斜，故誘導(dǎo)阻力增大。超過(guò)臨界迎角，迎角增大，由于升力降低，故誘導(dǎo)阻力隨之減小。綜上所述，在小迎角的情況下增加迎角時(shí)，由于升力的增加和渦流區(qū)的擴(kuò)大都很慢，故壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增加都很少，這時(shí)機(jī)翼的阻力主要是摩擦阻力，因此整個(gè)機(jī)翼阻力增加不多。當(dāng)迎角逐漸變大以后，再增大迎角時(shí)，由于機(jī)翼升力的增加和渦流區(qū)的擴(kuò)大都加快，故壓差阻力和誘導(dǎo)阻

34、力的增加也隨之加快。特別是誘導(dǎo)阻力，在大迎角時(shí)，隨著迎角的增大而增加更快。因此，整個(gè)機(jī)翼的阻力隨著迎角的增大而增加較快。這時(shí)，誘導(dǎo)阻力是機(jī)翼阻力的主要部份。超過(guò)臨界迎角以后，雖然誘導(dǎo)阻力要隨著升力的降低而減小，但由于壓差阻力的急劇增加，結(jié)果使整個(gè)機(jī)翼阻力增加更快。簡(jiǎn)單說(shuō)：迎角增大，阻力增大；迎角越大，阻力增加越多；超過(guò)臨界迎角，阻力急劇增大。 二、飛行速度和空氣密度對(duì)升、阻力的影響（一）飛行速度飛行速度越大，空氣動(dòng)力（升力、阻力）越大。實(shí)驗(yàn)證明：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，升力和阻力增大到原來(lái)的九倍。即升力、阻力與飛行速度的平方成正比例。飛

35、行速度增大，為什么升、陰力會(huì)隨之增大呢？因?yàn)樵谕挥窍拢瑱C(jī)翼流線(xiàn)譜，即機(jī)翼周?chē)牧鞴苄螤罨旧鲜遣浑S飛行速度而變的。飛行速度愈大，機(jī)翼上表面的氣流速度將增大得愈多，壓力降低愈多。與此同時(shí)，機(jī)翼下表面的氣流速度減小得愈多，壓力也增大愈多。于是，機(jī)翼上、下表面的壓力差愈加相應(yīng)增大，升力和阻力也更加相應(yīng)增大。（二）空氣密度空氣密度大，空氣動(dòng)力大，升力和阻力自然也大。這是因?yàn)?，空氣密度增大，則當(dāng)空氣流過(guò)機(jī)翼，速度發(fā)生變化時(shí)，動(dòng)壓變化也大，作用在機(jī)翼上表面的吸力和下表面的正壓力也都增大。所以，機(jī)翼的升力和阻力隨空氣密度的增大而增大。實(shí)驗(yàn)證實(shí)，空氣密度增大為原來(lái)的兩倍，升力和阻力也增大為原來(lái)的兩倍。即升

36、力和阻力與空氣密度成正比例。顯然，由于高度升高，空氣密度減小，升力和阻力也就會(huì)減小。 三、機(jī)翼面積，形狀和表面質(zhì)量對(duì)升、阻力的影響（一）機(jī)翼面積機(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。（二）機(jī)翼形狀機(jī)翼形狀對(duì)升、阻力有很大影響。就機(jī)翼切面形狀來(lái)說(shuō)，相對(duì)厚度大，機(jī)翼的升力和阻力也大。這是因?yàn)?，相?duì)厚度大，機(jī)翼上表面的彎曲程度也大，一方面使空氣流過(guò)機(jī)翼上表面流速增快得多，壓力也降低得多，升力大。另一方面最低壓力點(diǎn)的壓力小，分離點(diǎn)靠前，渦流區(qū)變大，壓差阻力大。實(shí)驗(yàn)表明，相對(duì)厚度在5%-12%的翼型，其升力比較大，相對(duì)厚度若超過(guò)14%，不僅阻力過(guò)大，而且升力會(huì)因上

37、表面渦流區(qū)的擴(kuò)大而減小。最大厚度位置，對(duì)升阻力也有影響。最大厚度位置靠前，機(jī)翼前緣勢(shì)必彎曲得更厲害些，導(dǎo)致流管在前緣變細(xì)，流速加快，吸力增大，升力較大。但因后緣渦流區(qū)大，阻力也較大。最大厚度位置靠近翼弦中央，升力較小，但其阻力也較小。因?yàn)?，最大厚度位置靠后，最低壓力點(diǎn)，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)均向后移，層流附面層加長(zhǎng)，紊流附面層減短，使摩擦阻力減小，所以阻力較小。在相對(duì)厚度相同情況下，中弧曲度大，表明上表面彎曲比較厲害，流速大，壓力低，所以升力比較大。平凸型機(jī)翼比雙凸型機(jī)翼的升力大，對(duì)稱(chēng)型機(jī)翼升力最小。中弧曲度大，渦流區(qū)大，故阻力也大。機(jī)翼平面形狀對(duì)升、陰力也有影響。實(shí)驗(yàn)表明，橢園形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，而矩形機(jī)翼

38、和菱形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最大。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。放下襟翼和前緣縫翼張開(kāi)，會(huì)改變機(jī)翼的切面形狀，從而會(huì)改變機(jī)翼的升力和阻力。又如機(jī)翼結(jié)冰，會(huì)破壞機(jī)翼流線(xiàn)形外形，從而使升力降低，阻力增大。 （三）飛機(jī)表面質(zhì)量飛機(jī)表面光滑與否對(duì)摩擦阻力影響很大。飛機(jī)表面越粗糙，附面層越厚，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)越靠前，層流段縮短，紊流段增長(zhǎng)，粘性摩擦加劇，摩擦阻力越大。因此保持好飛機(jī)表面光滑，就能減小飛機(jī)阻力。飛機(jī)的阻力對(duì)于提高飛機(jī)的飛行性能是不利的。因此，在飛機(jī)的設(shè)計(jì)制造和使用維護(hù)中，應(yīng)想方設(shè)法減小飛機(jī)的阻力。下面從阻力產(chǎn)生的不同原因，談?wù)劀p小飛機(jī)阻力可采取的一些措施。要減小摩擦阻力，設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡可能縮小飛機(jī)與空氣相接

39、觸的表面積。制造過(guò)程中應(yīng)將飛機(jī)表面做得很光滑，有的高速飛機(jī)甚至將表面打磨光。維護(hù)使用中，保持好飛機(jī)表面光潔。如上飛機(jī)，要求穿軟底鞋，鋪好腳踏布等。飛機(jī)要定期清洗。停放時(shí)加蓋蒙布，以防風(fēng)沙雨雪侵蝕。要減小壓差阻力，應(yīng)盡可能將暴露在空氣中的各個(gè)部件或另件做成流線(xiàn)形的外形，并減小迎風(fēng)面積。對(duì)不能收起的起落架和活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)都應(yīng)加整流罩。維護(hù)使用中，要保持好飛機(jī)的外形，不要碰傷飛機(jī)表面，各種艙的口蓋應(yīng)蓋好，同時(shí)保持好飛機(jī)的密封性。要減小誘導(dǎo)阻力，低速飛機(jī)可增大展弦比和采用梯形翼。高速飛機(jī)可在翼尖懸掛副油箱或安裝翼尖翼刀等。要減小干擾阻力，設(shè)計(jì)時(shí)要妥善安排飛機(jī)各部件的相對(duì)位置，同時(shí)在各部件連接處安裝整流包

40、皮。采取上面一些措施，對(duì)減小飛機(jī)的阻力，提高飛機(jī)的飛行性能是有利的。但這只是問(wèn)題的一個(gè)方面。在某些情況下，阻力對(duì)飛機(jī)的飛行不但無(wú)害而且還是必須的。如空戰(zhàn)中，為了提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性，有時(shí)必須打開(kāi)減速板，增大飛機(jī)阻力，使速度很快降低，以便繞到敵機(jī)后面的有利位置進(jìn)行攻擊。又如，飛機(jī)著陸時(shí)，為增大飛機(jī)阻力，使飛機(jī)減速快，從而縮短著陸滑跑距離，機(jī)輪使用剎車(chē)；高速飛機(jī)還可打減速板和減速傘使飛機(jī)減速。有的飛機(jī)可使螺旋槳產(chǎn)生負(fù)拉力，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生反推力來(lái)增大飛機(jī)的阻力，達(dá)到減速的目的。第五課 主要航空術(shù)語(yǔ)淺釋氣動(dòng)布局飛機(jī)外形構(gòu)造和大部件的布局與飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特性及所受到的空氣動(dòng)力密切相關(guān)。關(guān)系到飛機(jī)的飛行

41、特征及性能。故將飛機(jī)外部總體形態(tài)布局與位置安排稱(chēng)作氣動(dòng)布局。其中，最常采用的機(jī)翼在前，尾翼在后的氣動(dòng)布局又叫做常規(guī)氣動(dòng)布局。無(wú)尾飛機(jī)不配置水平尾翼（或鴨式前翼）的飛機(jī)。它利用機(jī)翼后緣裝有的“升降副翼”活動(dòng)面來(lái)替代傳統(tǒng)的水平尾翼（含升降舵），獲得俯仰穩(wěn)定性和俯仰操縱（升降運(yùn)動(dòng)）力矩。 變后掠翼后掠角在飛行中可視需要隨時(shí)改變的活動(dòng)機(jī)翼。它的問(wèn)世，能較好地解決飛機(jī)高速與低速性能之間的一系列矛盾。采用小后掠角能使飛機(jī)具備較高的低速巡航效率和較大的起飛著陸升力。當(dāng)超音速飛行時(shí)采用大后掠角，有利于減少飛行阻力，或者減少低空高速飛行中的顛簸，后者對(duì)戰(zhàn)斗轟炸機(jī)來(lái)講尤為重要。 旋翼機(jī)由旋翼（

42、旋轉(zhuǎn)槳葉）產(chǎn)生升力的飛行器有直升機(jī)與旋翼機(jī)兩大類(lèi)，前者的旋翼有發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)；而后者的發(fā)動(dòng)機(jī)只提供拉力，旋翼則靠迎面氣流的沖擊而自轉(zhuǎn)，從而獲得升力。 近耦合鴨式飛機(jī)無(wú)水平尾翼，但在機(jī)翼的前方另設(shè)置一對(duì)水平小翼面的飛機(jī)叫鴨式飛機(jī)，如小翼（又叫前翼或鴨翼）與機(jī)翼極其靠近，那么可稱(chēng)近耦合鴨式飛機(jī)。前置小翼起俯仰操縱與平衡作用（相當(dāng)于水平尾翼之功能），并可產(chǎn)生脫體渦使機(jī)翼升力增加。是現(xiàn)代先進(jìn)軍用機(jī)常見(jiàn)形式。 電傳操縱指把飛機(jī)駕駛員的操縱指令從傳統(tǒng)的機(jī)械傳輸變?yōu)殡娦盘?hào)傳輸方式的新型操縱系統(tǒng)，可大大減輕重量，提高靈敏度。為可靠起見(jiàn)，常設(shè)34套以供備用，稱(chēng)“三（四）余度”。一般適用于隨控布局

43、飛機(jī)。 隨控布局飛機(jī)應(yīng)用主動(dòng)控制技術(shù)的飛機(jī)。可利用控制技術(shù)來(lái)改善飛機(jī)性能，改善穩(wěn)定性與操縱品質(zhì)，減少結(jié)構(gòu)重量及阻力，提高飛行機(jī)動(dòng)性。具體手段有放寬靜穩(wěn)定性控制、乘坐品質(zhì)控制、機(jī)動(dòng)載荷控制、結(jié)構(gòu)振動(dòng)控制和直接力控制等等。常為現(xiàn)代軍用機(jī)所采納。 座艙蓋飛機(jī)駕駛員或空勤組在機(jī)身中的專(zhuān)門(mén)座艙上方的透明玻璃天蓋?？梢允嵌嗫蚣艿模部梢允巧倏蚣芰骶€(xiàn)形的（如氣泡形）。一般均可拉開(kāi)供人員出入。 懸臂式機(jī)翼不用撐桿或張線(xiàn)加強(qiáng)的單層機(jī)翼。它無(wú)支撐物地獨(dú)立架設(shè)在機(jī)身側(cè)面，由內(nèi)部翼梁承載。 平直翼無(wú)明顯后掠角的機(jī)翼。一般指后掠角小于20度、平面形狀呈矩形、梯形或半橢圓形的機(jī)翼。

44、常用在亞音速飛機(jī)上。 上反角從機(jī)頭沿飛機(jī)縱軸向后看，兩側(cè)機(jī)翼翼尖向上翹或向下傾斜的角度。向上翹時(shí)取正值。 后掠角從飛機(jī)的俯仰方向看，機(jī)翼四分之一弦長(zhǎng)連線(xiàn)自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是機(jī)翼前緣線(xiàn)的歪斜角，則稱(chēng)前緣后掠角。高速飛機(jī)的后掠角一般很大。 上、中、下單翼裝在機(jī)身背部或中部或腹部的單層機(jī)翼。也稱(chēng)高、中、低單翼。前者多用于運(yùn)輸機(jī)與水上飛機(jī)，后者多用于軍用機(jī)或大型噴氣客機(jī)。中單翼因翼梁與機(jī)身難以協(xié)調(diào)，近幾十年較少見(jiàn)。 張線(xiàn)舊時(shí)雙層機(jī)翼飛機(jī)上為上下層機(jī)翼承擔(dān)一部分載荷的細(xì)鋼絲，多見(jiàn)于三十年代前的飛機(jī)。 支柱又叫撐桿或翼間支柱，用途同上，是上下

45、層翼間的剛性硬式支撐桿，常有整流包皮減阻，并呈H形、V形或N形架設(shè)在機(jī)翼外側(cè)。 展弦比機(jī)翼的翼展與弦長(zhǎng)之比值。用以表現(xiàn)機(jī)翼相對(duì)的展張程度。弦長(zhǎng)是指一片機(jī)翼順氣流方向的“翼弦”寬度尺寸，而翼弦是指連結(jié)機(jī)翼順氣流剖面最前與最后一點(diǎn)之間的直線(xiàn)。大“展弦比”，飛機(jī)適宜作低速遠(yuǎn)程飛行。 邊條翼飛機(jī)機(jī)翼根部前緣向前延伸的頭部尖削，呈狹長(zhǎng)水平狀的翼片。它與機(jī)身及機(jī)翼連在一起，尤如一對(duì)大后掠角細(xì)長(zhǎng)三角形機(jī)翼，它形成的有利渦流能大大改善飛機(jī)大迎角時(shí)的升力特性，推遲失速，是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)常用的布局之一。 機(jī)翼增升裝置機(jī)翼上用來(lái)改善氣流狀況和增加升力的一套活動(dòng)面板?？稍陲w機(jī)起飛、著陸或低速

46、機(jī)動(dòng)飛行時(shí)增加機(jī)翼剖面之彎曲度及迎角，從而增加升力。常見(jiàn)有前緣縫翼、前后緣襟翼、吹氣襟翼等等。 襟翼見(jiàn)“機(jī)翼增升裝置”。 副翼裝在機(jī)翼最外側(cè)的后緣，用來(lái)控制飛機(jī)橫側(cè)傾斜與滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的可上下偏轉(zhuǎn)的小活動(dòng)面板。 腹鰭也稱(chēng)鰭翼或鰭片，是機(jī)身后腹部順氣流固定安裝的刀狀薄翼面。用來(lái)輔助垂尾起增強(qiáng)飛機(jī)方向安定性或抵消方向舵偏轉(zhuǎn)后帶來(lái)的滾轉(zhuǎn)力矩的作用。 背鰭又稱(chēng)脊翼，與腹鰭對(duì)應(yīng)，是安裝在機(jī)身背部，常成為垂尾前方一部分的順氣流片狀翼面或管條狀突起物，前者作用近似于垂尾的安定面，后者用于內(nèi)部鋪設(shè)電纜、油料或設(shè)備，常與座艙蓋及垂尾前后連為一體。 垂尾是垂直尾翼之簡(jiǎn)稱(chēng)

47、，又叫立尾，是飛機(jī)主要大部件之一，是順氣流垂直安裝在機(jī)身后上方的翼面。其前半部是不可活動(dòng)的垂直安定面，起方向安定作用，后半部用鉸鏈與前半部相連，是方向舵，控制飛機(jī)轉(zhuǎn)向。 平尾是水平尾翼之簡(jiǎn)稱(chēng)。是飛機(jī)主要大部件之一，一般呈水平狀安裝在機(jī)尾。其前半部不可活動(dòng)，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，控制飛機(jī)上升下降，由鉸鏈與前者相連。垂尾與平尾合稱(chēng)尾翼，也可用一組V形翼綜合替代。 整流罩將原裸露在機(jī)體外面的某一部件或裝置用流線(xiàn)形殼體封閉包覆起來(lái)的罩子。起保護(hù)與減少阻力的雙重作用。如發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩、雷達(dá)天線(xiàn)罩等等。 鼓包相對(duì)而言更加凸出于飛機(jī)外表的局部的小型整流罩，

48、一般呈半卵形。 炮塔軍用飛機(jī)上裝有一至數(shù)門(mén)機(jī)槍或機(jī)炮并可上下左右轉(zhuǎn)動(dòng)、且明顯突出于機(jī)身外表的專(zhuān)用透明艙位。一般呈半球形，可人力操作，也可借助于動(dòng)力裝置驅(qū)動(dòng)，也可遙控。每架飛機(jī)可配備1至數(shù)個(gè)，用于自衛(wèi)或攻擊，大多見(jiàn)于二戰(zhàn)時(shí)期的中、大型轟炸機(jī)。 尾梁在帶尾槳的單旋翼形式直升機(jī)機(jī)身后段、外形變得明顯細(xì)長(zhǎng)的那一段構(gòu)造。其末端裝有尾翼、尾槳及尾橇。 尾撐連在飛機(jī)機(jī)身后部或在機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼上獨(dú)立設(shè)置的直徑明顯小于機(jī)身的艙身構(gòu)造，部分起著后機(jī)身的作用，末端裝有尾翼，故又起到了力臂的作用。常見(jiàn)于舊時(shí)“雙身飛機(jī)”的后部構(gòu)造。 前三點(diǎn)（后三點(diǎn)）起落架飛機(jī)下部用于起飛降落或地面

49、滑行時(shí)支撐飛機(jī)并用于地面移動(dòng)的附件裝置，叫做起落架。常見(jiàn)形式是三點(diǎn)式機(jī)輪。如果一對(duì)主要承載起落架位于飛機(jī)重心之后，另一個(gè)起落架位于機(jī)頭之下，那就是前三點(diǎn)式起落架。如一對(duì)主要起落架位于飛機(jī)重心之前，另一起落架在機(jī)尾之下，便是后三點(diǎn)式起落架。前者為現(xiàn)代飛機(jī)所采納，后者為舊式飛機(jī)所采納。 吊艙安裝有某機(jī)載設(shè)備或武器，并吊掛在機(jī)身或機(jī)翼下的流線(xiàn)形短艙段?？晒潭ò惭b（如發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙），也可脫卸（如武器吊艙）。 副油箱除機(jī)身與機(jī)翼內(nèi)原有的燃油箱外，在機(jī)體外部（偶爾在機(jī)艙內(nèi)部）臨時(shí)攜帶的輔助性燃油箱，用來(lái)額外增加航程。通常掛在翼下，呈流線(xiàn)形，應(yīng)急時(shí)可投棄。多見(jiàn)于戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)。 進(jìn)氣道

50、空氣噴氣發(fā)動(dòng)工作時(shí)所需空氣的進(jìn)氣通道，其入口處則為進(jìn)氣口?？稍O(shè)在機(jī)身頭部，也可設(shè)在機(jī)身兩側(cè)或上、下方。 活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī)為航空器（飛機(jī)、直升機(jī)、氣艇等）提供飛行動(dòng)力的往復(fù)式內(nèi)燃機(jī)。并由它帶動(dòng)螺旋槳產(chǎn)生拉力（推力），其功率用馬力表示，其燃料是汽油。裝備活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)也可叫做活塞式飛機(jī)。五十年代之前的飛機(jī)基本上都采用這類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)。 空冷（水冷）活塞發(fā)動(dòng)機(jī)氣缸靠迎面氣流冷卻的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)叫空冷活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，氣缸靠?jī)?nèi)循環(huán)水冷卻的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)叫水冷（液冷）活塞發(fā)動(dòng)機(jī)。后者需要配備一套水散熱器，機(jī)構(gòu)復(fù)雜，但可使機(jī)頭變得較流線(xiàn)形。由于生存性差，軍用機(jī)上較少使用。 星形空冷活塞發(fā)

51、動(dòng)機(jī)常見(jiàn)的氣缸排列方式，即復(fù)數(shù)氣缸以主軸為中心呈輻射狀徑向排列在一個(gè)平面上，它們的活塞聯(lián)桿共同驅(qū)動(dòng)一個(gè)主軸。當(dāng)氣缸超過(guò)九個(gè)時(shí)，也有排列在前后二個(gè)平面上的，這叫做“雙排星形”。星形氣缸排列方式使發(fā)動(dòng)機(jī)呈短圓柱形（水冷發(fā)動(dòng)機(jī)的氣缸常按一字縱列型或H形雙列型或雙列V型縱向排列，發(fā)動(dòng)機(jī)外形呈長(zhǎng)箱形狀）。 渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)又稱(chēng)空氣渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，是以空氣為氧化劑，靠噴管高速?lài)姵龅娜細(xì)猱a(chǎn)生反作用推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動(dòng)機(jī)，簡(jiǎn)稱(chēng)“渦噴”。裝備該發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)即為噴氣飛機(jī)。該發(fā)動(dòng)機(jī)須由壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管幾大部件構(gòu)成。推力用?；蚯Э吮硎尽?#160;渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)從渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)派生而來(lái)，是一種由螺

52、旋槳提供拉力和噴氣反作用提供推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動(dòng)機(jī)。其主要部件比渦噴多了一組螺旋槳，它由渦輪驅(qū)動(dòng)。該發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)稱(chēng)“渦槳”。特點(diǎn)是推力大、耗油省，大多用于運(yùn)輸機(jī)，海上巡邏機(jī)等機(jī)種。功率用當(dāng)量馬力表示。 渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)從渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)派生而來(lái)，是一種將燃?xì)馔ㄟ^(guò)動(dòng)力渦輪輸出軸功率的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動(dòng)機(jī)。其工作特點(diǎn)是幾乎將全部可用能量轉(zhuǎn)變?yōu)檩S功率輸出，高速旋轉(zhuǎn)軸通過(guò)減速器用來(lái)驅(qū)動(dòng)直升機(jī)的旋翼及尾槳。其功率用軸馬力來(lái)表示。是當(dāng)代直升機(jī)的主要?jiǎng)恿ρb置。 渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)從渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)派生而來(lái)，是一種由噴管排出燃?xì)夂惋L(fēng)扇排出空氣共同產(chǎn)生反作用推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動(dòng)機(jī)。其主要部件比渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)多了一個(gè)風(fēng)

53、扇。該發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)稱(chēng)“渦扇”或“內(nèi)外涵發(fā)動(dòng)機(jī)”。一部分推力靠噴管中高速?lài)姵龅娜細(xì)猱a(chǎn)生，另一部分推力由風(fēng)扇推動(dòng)的空氣反作用力產(chǎn)生。特點(diǎn)是推力大，耗油省。常用于現(xiàn)代客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)。 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)以液態(tài)氧化劑和液態(tài)燃料組成推進(jìn)劑的化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。用于火箭、導(dǎo)彈、航天飛行器和飛機(jī)的動(dòng)力裝置。它的推力大，不需要空氣。 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)以固態(tài)推進(jìn)劑工作的化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，用于火箭、導(dǎo)彈、航天飛行器的動(dòng)力裝置和飛機(jī)的助推器。它的推力大，不需要空氣，但工作時(shí)間短，用千克來(lái)表示推力大?。ㄒ后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同此）。 翼展飛機(jī)機(jī)翼左右兩端最大直線(xiàn)距離。 機(jī)長(zhǎng)飛機(jī)停在地面上

54、時(shí)，機(jī)頭至機(jī)尾在地面投影上的最大直線(xiàn)距離（已考慮到機(jī)身的仰角因素）通常將空速管計(jì)算在內(nèi)。對(duì)直升機(jī)而言，是旋翼旋轉(zhuǎn)面外徑與尾槳之間或前后二個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)面外徑之間的最大直線(xiàn)投影距離。 機(jī)高飛機(jī)停在地面上時(shí)，其最高一點(diǎn)至地面之間的垂直于地面的直線(xiàn)距離（已考慮到輪胎壓縮因素和機(jī)身仰角因素）。 翼面積飛機(jī)機(jī)翼俯仰投影面積。計(jì)算時(shí)應(yīng)將機(jī)翼與機(jī)身重疊部分的投影面積也包括進(jìn)去，而且機(jī)翼的各活動(dòng)面以收入狀態(tài)為準(zhǔn)。 翼載機(jī)翼單位面積上所承擔(dān)的飛機(jī)重量，即飛機(jī)使用狀態(tài)總重量與機(jī)翼面積的比值，單位是千克平方米。飛行速度與翼載之大小呈正比例關(guān)系。 自重飛機(jī)構(gòu)造的累計(jì)重量，也稱(chēng)凈重。

55、即指飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的全部重量，不應(yīng)該包括乘員、燃滑油、彈藥或其他有效載重。但包括固定的機(jī)載設(shè)備及軍械。 總重飛機(jī)構(gòu)造重量與乘員、燃油、滑油、彈藥武器和貨物等其他有效載重的總和。其中又分正常起飛重量、最大起飛重量，最大著陸重量等數(shù)種。本書(shū)中的最大總重指允許起飛的極限最大總重值。 最大載彈量在充分利用武器掛架承載能力和充分利用彈艙容積后，攻擊武器的最大攜帶量。此時(shí)不考慮燃油箱容積的利用率。 最大攜油量?jī)?yōu)先考慮全機(jī)燃油箱（含副油箱）盡最大可能滿(mǎn)載后全機(jī)的燃油攜帶重量（千克）或容積（立升）。在此狀態(tài)下其他有效載重不可能達(dá)到滿(mǎn)載狀態(tài)。 最大速度也稱(chēng)最大平飛速度，指在

56、一定高度上，飛機(jī)強(qiáng)度和推力所能允許達(dá)到的最大定常平飛速度。由千米小時(shí)表示。由于隨高度的變化，最大速度絕對(duì)值也各不相同，因此應(yīng)在此值后面標(biāo)出所測(cè)量時(shí)的高度值（米）。 巡航速度飛機(jī)在巡航狀態(tài)（指可以持續(xù)進(jìn)行的速度、高度等參數(shù)基本不變的一種比較經(jīng)濟(jì)的飛行狀態(tài)）下的平飛速度。一般是最大速度的7080，用此速度飛行常能飛出最遠(yuǎn)距離。 實(shí)用升限飛機(jī)能維持平飛的最大飛行高度叫升限，內(nèi)分理論升限和實(shí)用升限。實(shí)用升限是爬升率略大于零的某一定值（對(duì)噴氣飛機(jī)而言取5米秒）時(shí)所對(duì)應(yīng)的最大平飛高度。 轉(zhuǎn)場(chǎng)航程飛機(jī)盡最大可能攜帶燃油后所能達(dá)到的最遠(yuǎn)航程，此時(shí)并不優(yōu)先考慮其他有效載重的載重量。

57、此種狀態(tài)適用于飛機(jī)非作戰(zhàn)遠(yuǎn)程轉(zhuǎn)移。 作戰(zhàn)半徑飛機(jī)起飛后，飛抵某一空域，并完成作戰(zhàn)任務(wù)后飛返原起飛機(jī)場(chǎng)所能達(dá)到的最遠(yuǎn)單程距離。也稱(chēng)最大活動(dòng)半徑。它小于二分之一航程。 最大續(xù)航時(shí)間飛機(jī)耗盡其可用燃料所能持續(xù)飛行的時(shí)間，一般是指用巡航速度作經(jīng)濟(jì)航行所達(dá)到的數(shù)值。此值常成為海上巡邏機(jī)、偵察機(jī)、預(yù)警機(jī)的考核指標(biāo)。 機(jī)炮口徑為20毫米或20毫米以上的射擊火器。 機(jī)槍口徑小于20毫米的射擊火器。 爬升率在一定飛行重量和一定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)下，飛機(jī)在單位時(shí)間內(nèi)上升的高度，常用米分·秒表示。也可用爬升到某高度耗用掉多少時(shí)間來(lái)表示。如在理論海平面的大氣密度和壓力下達(dá)到的爬升率，叫海面爬升率。 懸停高度直升機(jī)上升率為零的理論靜升限（最大飛行高度）。由于直升機(jī)近地面飛行時(shí)有“地面效應(yīng)”