飛機空氣動力學課件：飛機飛行的基礎認知

飛機飛行的基礎認知《飛機空氣動力學》

目錄9.9相對運動原理與迎角和側滑角的介紹9.6飛行速度的測量與修正9.8飛機飛行時所承受的力9.5飛行高度的類型與轉換9.1飛機的機體結構與功用9.3國際標準大氣的描述9.4大氣氣流的特性9.2飛機的飛行環(huán)境9.7飛機的飛行重力9.1

飛機的機體結構與功用9.1

飛機的機體結構與功用

自世界首架飛機于1903年12月17日誕生以來，飛機的外形及機載設備隨著科技的快速發(fā)展不斷改進，飛機的類型和功能也在不斷增加。但是不管其如何變化，飛機的機體結構仍然是由機翼

(Wing)、機身(Uselage)、尾翼(Empennage)、起落裝置(Landing

gear)和動力裝置

(Power

plant)5大部分組成，如圖9-1所示。圖9-1飛機主要機體結構9.1

飛機的機體結構與功用

1．機

翼機翼(Airfoil，或Wing)是飛機產生升力的主要部件，它的主要功能是使飛機產生升力，以便在空中飛行，另外機翼還起著穩(wěn)定和操縱的作用。機翼上通常安裝有副翼(Aileron)和襟翼

(Flap)，有的機翼還安裝有擾流板(Spoiler)或減速板(Air

brake)等調整升力與阻力的裝置，如圖9-2所示圖9-2飛機機翼主要構件9.1

飛機的機體結構與功用

在機翼后緣可以操縱的活動面中，靠近外側的叫作副翼，其作用是控制飛機的

滾轉運動，也就是讓機體產生翻轉或傾側的運動；靠近內側的叫作襟翼，其作用是

增加飛機起飛或著陸時的升力。擾流板與減速板的主要作用是減小升力、輔助副翼操縱和增大飛機的阻力。有的飛機將襟翼與副翼合為一體，稱襟副翼。飛機左右兩側機翼的襟副翼同時下偏，起襟翼的作用；如果反向偏轉則起副翼作用。機翼有各種形狀，裝在飛機上數(shù)目也不同。飛機發(fā)展之初曾經(jīng)流行過雙層機翼，甚至還出現(xiàn)過多翼機。那時飛機的飛行速度很小，為了產生足夠大的升力只好增加飛機的機翼面積，但是機翼面積過大對結構和材料提出更高的要求?，F(xiàn)代飛機的飛行速度都比較大，已不需要純粹增加機翼的面積，一般采用單翼9.1

飛機的機體結構與功用

2．機

身機身(Fuselage)的主要作用是裝載人員、貨物、設備、燃料和武器等，也是

飛機其他結構部件安裝的基礎，它能夠將尾翼、機翼、發(fā)動機等構件連接成一個整體。輕型或小型飛機飛行高度都不高，機身的內部(機艙)通常不密封?，F(xiàn)代大型客機或戰(zhàn)斗機飛行的高度在10~11km或更高，機身必須采用氣密座艙，且在高空能夠自動調整座艙的壓力，以滿足機上人員正常生存環(huán)境的需要。機身的尾部向上收縮，是為了防止飛機著陸時尾部擦地，而產生飛行安全事故9.1

飛機的機體結構與功用

3．尾

翼尾翼(Empennage)通常由垂直尾翼

(Verticaltail)和水平尾翼(Horizontal

tail)組成，主要用

來保持和控制飛機在飛行方向的穩(wěn)定性和操縱性。垂直尾翼通常由固定的垂直安定面(Verticalstabilizer)和可操縱的方向舵(Rudder)兩個部分

組成水平尾翼通常由水平安定面(Horizontalstabilizer)和可操縱的升降舵(Elevator)兩個部

分所組成，如圖9-3所示。圖9-3飛機尾翼主要構件9.1

飛機的機體結構與功用

在圖中，方向舵是用來控制飛機的偏航(航向)

運動，

也就是使機頭左右移動。而升降舵用來

控制飛機的俯仰運動，也就是使機頭上下移動。垂直安定面與水平安定面用來平衡和穩(wěn)定飛機的飛

行姿態(tài)。另外，大多數(shù)的飛機在升降舵與方向舵上還安裝配平調整片(Trimtab)，用以減輕飛行員駕駛時的負擔。水平尾翼通常安裝在機身尾段，但是有些飛機為了避免發(fā)動機噴氣干擾以及平尾顫振的問題，水平尾翼安裝在垂直尾翼上，整個組成“T”形尾翼。大偏轉角的限制而引起的俯仰操縱性不足的問題。在超聲速飛機上，

為了提高飛機縱向操縱能力，

常將水平安定面和升降舵合為一體，整個水平尾翼都可以轉動，使其同時具有水平安定面和升降舵

的功用，這種尾翼稱為全動平尾。有些飛機的水平尾翼左右兩側升降舵既可同向偏轉當升降舵使用，又可反向偏轉作副翼使用，這種尾翼稱為升降副翼現(xiàn)代大型飛機水平安定面的角度可以根據(jù)需要進行操縱，以彌補某些情況下因為受到升降舵最9.1

飛機的機體結構與功用

4．起落裝置起落裝置(Landing

gear)是用于支撐飛機停放、滑行、起飛和著陸的部件，除了使用滑橇在雪地起降和使用浮筒在水上起降的飛機外，都是使用輪式起落架。輪式起落架由減振支柱、緩沖器、剎車裝置、機輪和收放機構組成，其主要作用是緩沖和吸收飛機著陸時帶來的撞擊，以及起飛著陸滑跑時因地面不平引起的振動，同時承受飛機停放、滑行、起飛和著陸滑跑過程中的重力。固定式起落架結構簡單、維護方便，常用于小型飛機大中型飛機采用可收放式起落架以減小空中飛行時的阻力9.1

飛機的機體結構與功用

5．動力裝置飛機動力裝置(Power

plant)的核心是航空發(fā)動機，飛機采用的航空發(fā)動機分為活塞式發(fā)動機(往復式發(fā)動機)、渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機以及渦輪風扇發(fā)動機。其主要的功能是產生拉力或推力，克服飛機的重力以及飛行時產生的空氣阻力，另外動力裝置還可為飛機其他相關設備提供電源或氣源。輕、小型飛機多使用活塞式發(fā)動機(往復式發(fā)動機)，中型運輸機多使用渦輪螺旋槳發(fā)動機，現(xiàn)代大型客機多使用渦輪風扇發(fā)動機，而戰(zhàn)斗機主要使用渦輪噴氣發(fā)動機或渦輪風扇發(fā)動機。單發(fā)動機裝置通常安裝在機頭前部(牽引式)或機身尾部(推進式)，多發(fā)飛機則將發(fā)動機掛吊在機翼下部或安裝在機翼上，也有的動力裝置安裝在機身尾部。載客民用飛機使用兩發(fā)及以上發(fā)動機，以避免其中一發(fā)發(fā)動機發(fā)生故障9.2

飛機的飛行環(huán)境9.2

飛機的飛行環(huán)境飛機在大氣層內飛行時所處的環(huán)境條件稱為飛機的飛行環(huán)境(Flight

environment)，飛行環(huán)境的特性直接或間接對飛機的空氣動力以及飛行性能造成影響，甚至影響飛行穩(wěn)定和安全1．飛行環(huán)境的范圍飛機活動的范圍主要在離地面約25

km以下的大氣層內，在研究飛行環(huán)境隨著飛行高度的變化時，通常視大氣為理想氣體并使用流體連續(xù)性的假設。2．飛行環(huán)境的類型和特性實踐發(fā)現(xiàn)，以大氣層溫度隨著海平面垂直高度的變化作為依據(jù)，飛行環(huán)境的類型可以分為對流層和同溫層

兩種類型，如圖9-4所示圖9-4飛機飛行環(huán)境內溫度隨高度變化情形9.2

飛機的飛行環(huán)境(1)對流層的范圍與特性大氣的對流層(Troposphere)是指地球大氣層中最靠近地面的一層，也是空

氣密度最稠密的一層。其區(qū)域范圍是海平面高度11km內。大氣中全部空氣質量的

3/4和全部水蒸氣都集中在這一層，且溫度隨著高度的升高而降低，所以對流層的

天氣變化最為復雜，有云、雨、雪、雹等現(xiàn)象。地形和地貌的不同以及氣溫與氣壓的變化促使空氣在水平和垂直方向形成強烈的對流，從而產生陣風。對流層的氣候特點對飛機飛行的影響很大，例如，在高空飛行時，由于氣溫低，飛機容易結冰。空氣的對流使飛機上下顛簸，云、霧、雨、雪等天氣現(xiàn)象也給飛行帶來困難，嚴重時甚至威脅飛行安全。依據(jù)氣流和天氣現(xiàn)象分布的特點，對流層再細分為下層、中層和上層。9.2

飛機的飛行環(huán)境①

對流層下層的范圍及特性對流層下層為離地2

km的高度范圍內，地形復雜，并常伴隨著劇烈的氣流擾動，引起突發(fā)的下沖氣流和強

烈的低空風切變增加了飛行駕駛的難度。另外，大量的水汽和塵埃導致濃霧和其他能見度惡化的現(xiàn)象，對飛機的起飛和著陸構成嚴重的障礙。因此為了確保飛行安全，每個機場都規(guī)定了各類飛機的起降氣象條件。②

對流層中層的范圍及特性對流層中層是從對流層下層的頂部向上伸展到離地約6

km的高度范圍。中層受到的地表影響遠小于對流層的下層，所以輕型運輸機、直升機常在此層中飛行。③

對流層上層的范圍及特性對流層上層是從對流層中層的頂部再向上伸展到離地約10~

11

km的高度范圍，該層的氣溫常年保持在0C

，在中緯度和亞熱帶地區(qū)，這一層常有大于30

m/s的強風帶，也就是所謂的高空急流。飛機在急流附近飛行時，往往遇到強烈顛簸，乘員有不適感，飛行安全受到威脅。對流層和平流層之間還有一個厚度為數(shù)百米到1~2

km的過渡層，稱為對流層頂。對流層的頂端對垂直的氣流有很大的阻擋作用，上升的水汽和微粒大多聚集在這個區(qū)域，因此能見度往往較差。9.2

飛機的飛行環(huán)境(2)同溫層的范圍與特性在地球的大氣平流層的下半部，也就是從對流層頂部向上至離地面約25

km的

區(qū)域范圍內，期間大氣溫度保持不變，稱為同溫層。同溫層之上，也就是平流層的上半部，溫度將逐漸升高，這是因為該層存在大量臭氧，臭氧直接吸收太陽輻射。同溫層中空氣稀薄，水蒸氣極少，通常沒有云、雨、雪、雹等現(xiàn)象?？諝獠粫a生由上下對流引起的垂直方向的風，只有水平方向的風，所以風向穩(wěn)定。同溫層的大氣能見度良好、氣流平穩(wěn)、空氣阻力小，對于平穩(wěn)飛行相當有利，是飛機飛行的理想空間，所以現(xiàn)代的大型客機多在同溫層(平流層)的底層飛行。9.3

國際標準大氣的描述9.3

國際標準大氣的描述大氣層內飛行環(huán)境的壓力、溫度、密度等隨著飛機所在的地理位置、季節(jié)和飛行高度產生變化，因而飛機的空氣動力也隨之改變。例如一架飛機在不同地點試飛會得出不同的飛行性能；即使在同一地點，不同季節(jié)或時間的試飛也會得出不同的結果。為了便于研究標準的飛機性能數(shù)據(jù)，國際民航組織制訂出來國際標準大氣以作統(tǒng)一參照的標準。1．國際標準大氣的定義研究飛機的空氣動力特性時，不會因時與因地而異，這個參考標準就稱為國際標準大氣 (International

standard

atmosphere，ISA)，它是由國際民航組織(ICAO)依照北半球中緯度

地區(qū)大氣物理特性的平均值作為制訂的基礎并加以適當修正而建立的一個固定不變的大氣環(huán)境隨著

高度變化的規(guī)律。所有飛行器制造商提供的飛機性能數(shù)據(jù)、圖表都依據(jù)標準大氣規(guī)定的物理性質條件而制定，每架飛機的測量儀表也以標準大氣條件作為基準。2．國際標準大氣的制訂內容國際民航組織(ICAO)制訂的國際標準大氣，內容大致可以分成3個部分。(1)大氣被當成理想氣體在國際標準大氣的制訂內容中，大氣層內氣體被當成靜止、相對濕度為零以及完全潔凈的理想氣體(Ideal

gas或Perfect

gas)。(2)以海平面為基準國際標準大氣的制訂內容是以海平面的高度為基準高度，也就是規(guī)定海平面的高度為零，并將海平面氣溫定為T

=15。C=288.15K、壓力為P

=

1

atm

=

101

325

Pa

或760mmHg、密度為p

=

1.225

kg

/

m、3聲速是a

=341m/s(3)對流層的溫度垂直向上遞減而同溫層的溫度保持不變在國際標準大氣的制訂內容中，對流層的區(qū)域范圍內，溫度以遞減率=

?0.006

5

K

/

m

=

?0.003

560

R

/

ft逐漸地垂直向上遞減，而在同溫層的區(qū)域范圍內，大氣的溫度保持不變。9.3

國際標準大氣的描述9.3

國際標準大氣的描述【例9-1】對流層中大氣的聲速值是否隨著高度的升高而逐漸降低？其原因是什么？【解答】在對流層中，大氣的溫度隨著高度的升高而逐漸降低而根據(jù)聲速的計算公式a

=

RT

，聲速值隨著高度的升高而逐漸降低。9.3

國際標準大氣的描述【例9-2】同溫層中大氣的聲速值是否隨著高度的升高而改變，其原因是什么？【解答】在同溫層中，大氣的溫度基本上保持不變而根據(jù)聲速的計算公式a

=RT，聲速值基本上不會隨著高度的升高而改變。9.3

國際標準大氣的描述3．大氣性質與高度之間關系的計算公式利用積分的方法可以求出大氣層內對流層與同溫層的壓力P、溫度T與密度ρ隨著高度h的變化關系式，如表9-1所示。表9-1標準大氣計算公式一覽表9.3

國際標準大氣的描述4．國際標準大氣的應用飛機設計應以國際標準大氣為參考標準來確定飛行性能，試飛結果也應換算成標準大氣條件，以便在統(tǒng)一的基準下分析和比較，并進行標準化。在飛行時，飛機也必須根據(jù)實際的大氣條件與國際標準大氣條件的差異，對儀表和飛機性能做校準(Calibration)與修正(Correction)，否則將可能發(fā)生極為嚴重的后果。5．國際標準大氣的轉換飛行手冊列出的飛行性能數(shù)據(jù)是以國際標準大氣為條件，而實際飛行的大氣狀況往往不與國際標準大氣完全吻合，因此需要進行轉換，而彼此之間的換算主要是確定兩者之間的溫度偏差，也就是ISA偏差(ISA

Deviation)。9.3

國際標準大氣的描述【例9-3】如果巡航時飛機的壓力表高度為2000

m

，氣溫為－

5

C，試求該高度的標準大氣

溫度與ISA偏差?！窘獯稹繉α鲗觾葴囟纫赃f減率=

?0.006

5

K

/

m

逐漸地垂直向上遞減，所以可得標準大氣溫度為T標準

=

15

C

?

(6.5

C

/1

000

m)

2

000

m

=

2

CISA偏差為

ISA偏差

=?5C?2C=?7C9.4

大氣氣流的特性9.4

大氣氣流的特性【例9-4】簡要說明流經(jīng)飛機機體表面的氣流所導致摩擦阻力的影響因素【解答】du由此可知，摩擦阻力與空氣的黏性系數(shù)、氣流與飛機的接觸面積以及接觸表面法向速度梯度成正比。氣體的黏性系數(shù)隨著溫度的升高而增加，所以大氣溫度也包括在影響摩擦阻力的因素內。

氣流摩擦阻力的計算式為Fs

=

T

A

=

dy

A9.5

飛行高度的類型與轉換9.5

飛行高度的類型與轉換飛機的飛行高度是指飛機在空中至某一基準水平面的垂直距離。飛行的安全高度(Safety

height)指

的是避免飛機與地面障礙物相撞的最低飛

行高度。從飛機相對于地球上的某一個地面來說，飛行高度可以分成相對高度、絕對高度和真實高度；從飛機的氣壓式高度表測量時所選擇的氣壓面基準來看，測量的高度可以定義為場壓高度、海壓高度和標準氣壓高度，如圖9-5所示圖9-5飛機飛行高度類型與關系9.5

飛行高度的類型與轉換1．相對高度飛機飛行時與某一機場場面(水平面)的垂直距離，稱為相對高度，又稱場壓高

度(HQFE

)。飛機在起飛和著陸時必須知道相對高度，以確保高度表指示出與機場地面和地面障礙物之間的垂直距離，這時以機場當?shù)睾０胃叨鹊臍鈮焊叨葹?，這樣在高度表上表示出來的高度就是機場上空的相對高度。2．絕對高度

飛機飛行時與海平面的垂直距離，稱為絕對高度，又稱海壓高度(HQNH

)。高度表使用某地修正海平面氣壓值為基準面，所得到的指示高度即為絕對高度，飛機的爬升和下降階段都需要知道真實海拔高度。9.5

飛行高度的類型與轉換3．標準氣壓高度飛機飛行時與國際標準大氣壓力平面(也就是壓力為101325Pa的海平面)之間的垂直距離，稱為標準氣壓高度(HQNE

)。這是為了使空中飛行的各航空器有統(tǒng)一的高度標準，從而避免因高度基準不同導致垂直間隔不夠而出現(xiàn)事故。標準氣壓平面是人為擬定的平面，它的優(yōu)點是不受大氣環(huán)境變化的影響，從而避免了因各地氣壓不同而帶來的高度表數(shù)據(jù)偏差，保證了飛行安全。飛機在航線上飛行和轉場時，都需要利用標準氣壓高度，以避免發(fā)生相撞事故。4．真實高度

真實高度是飛機離偵測地面的垂直距離，飛機在執(zhí)行低空飛行時需要測量真實高度，無線電高度表測量的就是真實高度。9.5

飛行高度的類型與轉換5．各種飛行高度之間的轉換從圖9-5中可以看出各高度之間的相互轉換關系。(1)絕對高度(海壓高度)＝相對高度(場壓高度)＋機場標高。(2)絕對高度＝真實高度(海壓高度)＋地點標高。(3)相對高度＝真實高度＋地點標高－機場標高。(4)標準氣壓高度＝絕對高度＋海平面修正高度。飛行高度必須依據(jù)機體與發(fā)動機設計、飛行任務等需求來選擇，中小型客機大約在數(shù)千米的高度上飛行，大型客機在平流層底部(10~11km高度)飛行。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的最大飛行高度約為20千米，一些輕型飛機可以離地十幾米飛行。不同類型飛機的飛行高度上限主要決定于動力裝置，下限主要決定于飛機的最小平飛速度和機動性。9.5

飛行高度的類型與轉換【例9-5】試說明場面氣壓與標準大氣壓力的意義?！窘獯稹繄雒鏆鈮?，是指當?shù)貦C場平面的氣壓標準大氣壓力是指在標準大氣狀況下的氣壓9.5

飛行高度的類型與轉換【例9-5】修正海平面氣壓高度(HQNH

)、場面氣壓高度(HQFE

)與標準大氣壓力高度(HQNE

)的意義如何？【解答】修正海平面氣壓高度是指將當?shù)睾Ｆ矫鏆鈮涸O定為測量基準，飛機高度表所測量出的高度，也就是把海平面氣壓設定為0時飛機高度表顯示的測量高度。場面氣壓高度是指將當?shù)貦C場平面的氣壓設定為測量基準，飛機高度表所測量出的高度，也就是把當?shù)貦C場平面的氣壓設定為0時飛機高度表顯示的測量高度。標準大氣壓力高度是指將標準大氣壓力設定為測量基準，飛機高度表所測量出的高度，也就是把標準大氣壓力高度設定為0時飛機高度表顯示的測量高度。9.6

飛行速度的測量與修正9.6

飛行速度的測量與修正從飛行考慮的基準來看，飛機的飛行速度可分為地速與空速；從測量方法上的差異來看，飛行空速又可分為指示空速、校準空速、當量空速與真實空速。飛行速度會影響飛機的空氣動力特性與飛行姿態(tài)，需做相關的測量與修正工作。1．地速與空速的差異定義飛機重心(質心)相對于靜止大氣的運動速度為空速(Air

speed)，用符號Va

表示；

因大氣氣候而造成的空氣流動速度稱為風速(Wind

speed)，用符號Vw

表示?？账倥c風速的總和稱為地速(Ground

speed)，用符號Vg

表示。它們的關系為Vg

=

Va

+Vw

，如圖9-6所示。圖96地速、空速與風速的關系9.6

飛行速度的測量與修正2．空速表的測量原理空速表利用伯努利原理(P

+

pV2

=

Pt

)來測量飛機的飛行空速，如圖9-7所示?？账俟苡瓪饬鞯墓芸谑占瘹饬鞯目倝?，空速管尾部的一圈小孔收集大氣的靜壓，在總壓和靜壓之間的差值就是飛行空速度所產生的動壓。動壓促使圖中的膜盒變形，帶動指標偏轉，就可測出飛機的速度，即V

=

必須注意的是，空速表的刻度是按國際標準大氣規(guī)定在海平面的大氣密度p0

=1.225kg/m3

且不考慮氣流可壓縮性的條件下制定的，所以只有在國際標準大氣海平面且低速的情況下，空速表指示的飛行速度，

也就是指示空速或表速才等于飛行的真實速度。圖9-7空速表的原理9.6

飛行速度的測量與修正3．真實空速與指示空速之間的轉換關系如果忽略儀表自身存在的各種誤差，真實空速和指示空速的換算關系式為V真實

=

V表

實式中，V真實為真實空速，也就是實際的飛行速度；V表

為表速，也就是空速表指示的飛行速度；p真實

p0

分別為實際飛行與國際標準大氣狀態(tài)下的空氣密度。4．空速的類型與彼此間的關系根據(jù)測量與修正方法上的差異，空速可以分為指示空速、校準空速、當量空速與真實空速。(1)指示空速(IAS)。指示空速(Indicated

airspeed)又稱為表速，根據(jù)伯努利方程式按照關系式V

=

得到，也就是空速表在修正了儀表誤差后指示的速度讀數(shù)，其英文縮寫形式為IAS，用符號VI表示。為了防止飛機失速，飛行員主要依據(jù)指示空速(IAS)飛行，而在飛行手冊和使用手冊中，性能圖表上使用的速度也是指示空速。p真p09.6

飛行速度的測量與修正(2)校準空速(CAS)校準空速(Calibrated

airspeed)又稱為修正表速，是指示空速在經(jīng)過位置誤差

修正后的空速表指示的速度讀數(shù)，其英文縮寫形式為CAS，用符號VC

表示。由于安裝在飛機上一定位置的總、靜壓管處的氣流方向隨著飛機的具體型號和迎角而改變，影響了總、靜壓測量的準確度，造成速度讀數(shù)的誤差，因此必須加以修正。校正空速(VC)與指示空速(VI

)的關系為VC

=VI

+

VP式中，VP

為位置誤差修正值，與飛機迎角、襟翼位置、地面效應、風向等影響因素有關。校準空速(CAS)多用于表示飛行試驗的速度，在海平面標準大氣條件下，校準空速等于真實空速。9.6

飛行速度的測量與修正(3)當量空速(EAS)當量空速(Equivalent

airspeed)是修正空氣壓縮性誤差后得到的空速，其英文

縮寫形式為EAS，用符號VE

表示。空氣壓縮性(Ma

>0.3)造成的空氣密度變化，產生了測量空速的誤差。當量空速(VE

)與校準空速(VC

)的關系為VE

=VC

+

VC式中，VC

為空氣壓縮性誤差修正值?？諝獾拿芏炔粌H與飛機的飛行速度有關，同時也是飛行高度的函數(shù)，因此采用等熵關系式修正空氣壓縮性誤差時多以海平面標準大氣條件為計算基準。這樣計算所得結果只有在海平面標準大氣條件下才會準確，而其他高度則必須另外再做進一步地修正。當量空速(EAS)多用于表示在飛機強度計算中所受載荷的速度，當飛機的指示空速低于100

m/s以及飛行高度低于6

km時，

我們可以將因為空氣壓縮性造成的空速誤差忽略不計。9.6

飛行速度的測量與修正(4)真實空速(TAS)真實空速(True

airspeed)又稱為真空速，表示飛機飛行時相對周圍空氣的速度，也就是飛機實際飛行的速度，其英文縮寫形式為TAS，用符號

VT

表示。我們根據(jù)實際飛行高度去修正當量空速后所得的速度即為飛機實際T

EE式中，p0

與p實際飛行高度分別為國際標準大氣海平面與飛機實際飛行高度時的空氣密度。我們在討論飛機的飛行性能時使用的空速為真實空速(TAS)。(5)綜合討論指示空速(IAS)是飛機空速表的刻度讀數(shù)，真實空速是飛機飛行的實際速度，兩者間的差異就是飛機飛行測量的空速誤差。造成飛機飛行測量空速誤差的原因有機械誤差、位置誤差、飛行速度引起的空氣壓縮性誤差，以及飛行高度引起的密度誤差。對于低空、低速飛行的輕小型飛機，我們可以將因空氣密度變化造成的空速誤差忽

略不計。但是飛行高度高于6

km與飛行速度高于100

m/s時，必須對飛行速度引起的空氣壓縮性誤差以及飛行高

度引起的密度誤差進行修正。過去傳統(tǒng)的輕小型低速飛機一般僅裝有空速表，用于表示指示空速，而現(xiàn)代飛機上的組合型速度表則能同時指示出指示空速(IAS)和真實空速(TAS)。飛行的速度，也就是真實空速。真實空速(V

)與當量空速(V

)的關系為=

TT00TV

pp實際飛行高度V9.7

飛機的飛行重力9.7

飛行的飛行重力飛機是重于空氣的航空器，如果重力大于升力，飛機將無法在空中飛行。在實際飛行時，飛行重力包含了空機重力、商務載重(旅客、行李、貨物與郵件的重力)與燃油重力，其中空機重力(Empty

weight)又稱為飛機的基本重力，它是指在扣除商務載重和燃油重力后，做好飛行任務準備時的飛機

重力，而空機重力加上燃油重力，

我們稱之為飛機的操作重力(Operatingweight)。盡管飛行重力在飛行的過程中隨著燃油的消耗等因素不斷地變化，但是為了簡化飛行性能計算，通常把飛機的重力當成已知的常數(shù)值，對不同的飛行階段，將選用不同的飛行重力。一般而言，我們在分析起飛性能時

使用起飛重力

，也就是飛行的最大重力；在分析著陸性能時使用著陸重力

，也就是飛行的最小重力。至于飛機的其他性能指標分析，如果沒有特別述明，我們一般用正常飛行重力，通常是指起飛重力WTO

和著陸重力WL

的平均值：W

=(WTO

+WL

)/29.8

飛機飛行時所承受的力9.8

飛機飛行時所承受的力飛機在飛行中受到重力(W)、推力(T)、升力(L)以及阻力(D)

4種作用力的影響，其中重力是由地心引力產生垂直向下的力量；推力是由飛機的動力裝置產生的向前驅動力；升力主要由

飛行時空氣流經(jīng)機翼產生以支撐飛機的重力；阻力是氣流阻止飛機前進的力。升力與阻力又統(tǒng)稱為

飛機的空氣動力。當所有外力與力矩的總和為零，我們稱之為飛機處于平衡狀態(tài)，此時飛機呈等速直線飛行。例如當升力(L)等于重力(W)、推力(T)等于阻力(D)時，飛機在某一固定高度下做等速水平直線飛行(簡稱平飛)，如圖9-8所示圖9-8飛機飛行時受力情況9.8

飛機飛行時所承受的力當合力、合力矩之一不為0時，

我們稱