第二章飞行原理.ppt

1、,2.2.1 相对运动原理,相对运动原理图,2.2.2 稳定气流,要研究空气动力，首先要了解气流的特性。气流特性是指空气在流动中各点的速度、压力和密度等参数的变化规律。而稳定气流是指空气在流动时，空间各点上的参数不随时间而变化。反之就是不稳定气流。 在稳定气流中，空气微团流动的路线叫做流线。流体流过不同形状的物体时有不同的“流线谱”。,2.2.2 稳定气流,翼剖面流线谱,圆柱体流线谱,2.2.2 稳定气流,斜立平板流线谱,流管,2.2.3 连续性定理,当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的变截面管道时，在管道粗的地方流速比较慢，在管道细的地方流速比较快。 这是由于管道中任一部分的流体不能中断

2、也不能堆积，因此在同一时间，流进任一截面的流体质量和从另一截面的流出的流体质量应该相等。这就是质量守恒定律。,返回,2.2.3 连续性定理,单位时间内流过截面的流体质量，即质量流量qm: qm=vA 流体密度，kg/m3； v 流体流速，m/s ； A 所取截面面积，m2； 单位时间内通过截面A-A和B-B的流体的质量流量应相等 qm1=qm2=常数 1v1A12v2A2常数 这就是质量方程或连续方程。,2.2.3 连续性定理,2.2.4 伯努利定理,伯努利定理是描述流体的压强和速度之间的关系可以用实验说明。如图在粗细不均的管道中在不同截面积处安装三根一样粗细的玻璃管，首先把容器和管道的进口和

3、出口开头都关闭，此时管道中的流体没有流动，不同截面处（A-A、B-B、C-C）的流体流速均为零，三根玻璃管中的液面高度同容器中的液面高度一样。 这表明，不同截面处的流体的压强都是相等的。现在把进口和出口的开头同时都打开，使管道中的流体稳定地流动，并保持容器中的液面高度不变。此时三根玻璃管中的液面高度都降低了，且不同截面处的液面高度各不相同，这说明流体在流动过程中，不同截面处的压强也不相同。,2.2.4 伯努利定理,2.2.4 伯努利定理,同过以上实验我们可以得到一个数学表达式来表示： =常数 式中： 静压力； 动压； 全压。 因当注意，以上定理在下述条件下才成立： （1） 气流是连续的、稳定的

4、。 （2） 流动中的空气与外界没有能量交换。 （3） 气流中没有摩擦，或变化很小，可以忽略不计。 （4） 空气的密度没有变化，或变化很小，可以认为不变。,飞行器的分类、构成与功用,2.3 升力与阻力的产生,重力,阻力,推力,飛行受力圖,2.2.4 伯努利定理,同过以上实验我们可以得到一个数学表达式来表示： =常数 式中： 静压力； 动压； 全压。 因当注意，以上定理在下述条件下才成立： （1） 气流是连续的、稳定的。 （2） 流动中的空气与外界没有能量交换。 （3） 气流中没有摩擦，或变化很小，可以忽略不计。 （4） 空气的密度没有变化，或变化很小，可以认为不变。,2.3.1 机翼的形状,从空

5、气动力角度看，飞机的几何外型由机翼 、机身和尾翼（分水平尾翼和垂直尾翼）等主要部件的外型共同构成。 机翼是产生升力和阻力的主要部件。作用于机翼上的空气动力情况与飞机的性能密切相关，而机翼的空气动力特性受到机翼外型的影响。机翼的几何外型可以分为机翼平面几何形状和翼剖面几何形状。,2.3.1 机翼的形状,1、机翼平面几何参数 如图所示，平面几何形状中最重要的几何尺寸有： 翼展长 b 表征机翼左右翼梢之间最大的横向距离； 外露翼根弦长C0 和翼梢弦长C1； 前缘后掠角A0 机翼前缘线同垂直于翼根 对称平面的直线之间的夹角； 毛机翼根弦长 沿前缘与后缘线作延长线与机身中心线相交时所得的长度，这是一个假

6、想的弦长。,2.3.1 机翼的形状,1.2.1 我国的航空工业,歼-5,1.2.1 我国近代先进的战斗飞机,枭-龙 FC-1,2.3.1 机翼的形状,1、机翼平面几何参数 对于直边形机翼， 称为外露机翼的几何平均弦长；如果机身和外露机翼连接段的宽度为D，则外露机翼的翼展为(b-D)；外露机翼的平面面积为： 外露机翼是气流真实流过的，产生空气动力的机翼。,2.3.1 机翼的形状,2.3.1 机翼的形状,1、机翼平面几何参数 除了以上的几个参数外还有两个重要的平面参数，即机翼的展弦比和梯形比。展弦比是指机翼展长与平均几何弦长之比，梢根比是指机翼梢弦长之比。就毛机翼而言，它的展弦比和梯形比分别为：,

7、2.3.1 机翼的形状,2、翼形几何外型的参数 用平行于对称平面的切平面切割机翼所得的剖面，如图2.8上的e-e剖面，称为翼剖面（简称翼型）。 一般，翼型的几何形状可分为两大类。一类是圆头尖尾翼型，另一类是尖头尖尾翼型。 飞机上采用的绝大多数为圆头尖尾翼型。在每类翼形中又分对称翼型和非对称翼型，如图2-9所示。平板和弯板是最古老、最简单的尖头尖尾翼型，但他们的空气动力性能太差，结构受力情况也不好，只在航空发展的初期被采用过，目前只有理论研究价值。,2.3.1 机翼的形状,2、翼形几何外型的参数,图2.9 翼型的几何形状,对称翼型,非对称翼型,圆头尖尾型,尖头尖尾型,（菱形翼型）,（平板翼型）,

8、（弯板翼型）,2.3.1 机翼的形状,2、翼形几何外型的参数 现在讨论翼型几何外形的参数： （1）几何弦长 c。即连接翼形的前缘点（x=0）和后缘点（x=c）的直线长度，这是一个基准长度。 （2）厚度分布 yt 。称为有厚度的对称翼型。它的上下翼面坐标如用y u和y1表示，则有 y1 = -yu 。 （3）有厚度的非对称尾翼。构造非对称翼型的“骨架”，称为中弧线的弯板，它的高度 yt 的分布称为弯度分布。,2.3.1 机翼的形状,x,2、翼形几何外型的参数,2.3.1 机翼的形状,2、 翼形几何外型的参数 得到有厚度的非对称翼形，上下翼面的坐标值的表达式为： yu = yf+ yt y1 =

9、yf - yt yf = 1/2(yu + y1) yt = 1/2(yu y1) 按机身横截面积Ssh (x)沿轴线的分布如下式:,2.3.1 机翼的形状,2.3.2 升 力,2.3.2 升 力,1、 机翼升力的产生 空气流过机翼的流线谱如图，这样机翼上、下表面产生压力差。垂直于相对气流方向的压力差的总和，就是升力。 机翼升力的着眼点，即升力作用线与翼弦的交点叫压力中心。,2.3.2 升 力,2、 机翼表面的压力分布 机翼表面上各个点的压力大小，可以用箭头长短来表示如图。 箭头方向朝外，表示比大气压力低的吸力或叫负压力； 箭头指向机翼表面，表示比大气压力高的正压力，简称压力。 把各个箭头的外

10、端用平滑的曲线连接起来，这就是用向量表示的机翼压力分布图。 图上吸力用“-”表示，压力用“+”表示。,2.3.2 升 力,图2.15 用向量法表示机翼压力分布,2.3.2 升 力,3、机翼的迎角 相对气流与机翼之间的相对位置，用迎角表示如图。 迎角 ：翼弦与相对气流方向所夹的角叫迎角。 相对气流方向指向机翼上表面，为负迎角；反之,为正迎角. 相对气流方向与翼弦重合，迎角为零。 飞行中，飞行员可通过前后移动驾驶盘来改变迎角的大小或者正负。正常飞行中经常使用的是正迎角。,2.3.2 升 力,图2.15机翼迎角,图2.15机翼迎角,2.3.2 升 力,3、机翼的迎角 飞机在飞行中，会有不同的飞行姿态

11、。飞行姿态不同，迎角的正、负、大、小一般也不同。 判断迎角的正、负、大、小，应当根据迎角本身的含义，即相对气流方向和翼弦平面下表面的夹角为正迎角，相对气流方向和翼弦平面上表面的夹角为负迎角。 机翼的迎角改变后，流线谱会改变，压力分布也随之改变，压力中心发生前后移动，如图2.16。,2.3.2 升 力,3、机翼的迎角,压力中心,Y,2.3.2 升 力,3、机翼的迎角,2.3.3 阻 力,1、摩擦阻力 空气是有粘性的，当它流过飞机表面时，就要产生摩擦阻力。 空气流过飞机时，在贴近表面的地方，由于空气粘性的影响，有一层气流速度逐渐降低的空气流动层，叫做附面层。 如图可以看出附面层的底部速度为零，往外

12、速度逐渐增大，到附面层边界，速度不再变化，等于附面层外主流的速度。,2.3.3 阻 力,2、压差阻力 凡是运动的物体因前后压差而形成的阻力，叫做压差阻力。 飞行中，空气流过机翼时，在机翼前缘受到阻挡，流速减慢，压力增大；在机翼的后缘，由于气流分离形成涡流区，压力减小如图。因此形成压差阻力。,2.3.3 阻 力,2、压差阻力,2.3.3 阻 力,2、压差阻力,（a）,（c）,2.3.3 阻 力,3、诱导阻力 诱导阻力是随升力而产生的，如果没有升力，也就不存在诱导阻力。 飞机的诱导阻力主要来自机翼，当机翼产生升力时，下面的压力比上面的大，下表面的空气就会绕过翼尖向上表面流去，这样就会在翼尖部分形成

13、扭转的翼尖涡流（如图2.20）。,2.3.3 阻 力,3、诱导阻力,图2.20 翼尖涡流,2.3.3 阻 力,3、诱导阻力 翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度w。流过机翼的空气，沿着相对气流速度和下洗速度的合速度方向流动，向下倾斜形成下洗流（图2.21）。 气流方向向下的倾斜角度，叫下洗角。 我们经常可以看到，飞行中的飞机翼尖处拖着两条白雾状的涡流索。这是因为旋转着的翼尖涡流范围内压力很低，如果空气中所含水蒸汽因膨胀冷却，就会凝结成水珠，显示出了翼尖涡流的踪迹。,2.5.1 高速气流特性,激波的独特流动现象,2.5.1 高速气流特性,激波的独特流动现象,2.3.3 阻 力,3、诱导阻力,下洗

14、角,2.3.3 阻 力,3、诱导阻力 我们利用图2.22来分析产生诱导阻力的原因。升力是和相对气流方向垂直的。空气流过机翼的速度v与下洗速度w合成后的洗流速度v1的方向下倾，机翼升力也相应向后倾斜同一角度。 这时，升力垂直于飞行速度方向的分力Y实际起着升力的作用，但其平行于飞机速度方向的分力则起着阻力的作用。这个附加阻力就是诱导阻力，它是由于气流下洗使原来的升力偏转而引起的。,2.3.3 阻 力,3、诱导阻力,L,v,Dy,w,v1,洗 流,下洗速度,图2.22 诱导阻力的产生,2.3.3 阻 力,3、诱导阻力 机翼的平面形状不同，诱导阻力也不同。在其它因素相同的条件（比如速度和升力）下，椭圆

15、形机翼的诱导阻力最小，矩形机翼的诱导阻力最大，梯形机翼的诱导阻力介于其中。 椭圆形机翼虽然诱导阻力最小，但制造施工复杂，一般多使用梯形机翼。机翼面积相同，而展弦比不同的两架飞机在相同升力的情况下，其诱导阻力也大小不同。展弦比大，则诱导阻力小；展弦比小，则诱导阻力大（见图2.23）。,2.3.3 阻 力,2.3.3 阻 力,3、诱导阻力 来较大的诱导阻力；大展弦比产生的下洗速度较小，升力倾斜的也小，所以诱导阻力比较小。 翼尖挂有副油箱（图2-24A），空气绕翼尖的上下流动受到限制。这相当于增大了机翼展弦比，故诱导阻力降低。 还可采取增加展弦比的其它措施，如机翼上装翼梢小翼（图2-24B）。,2.

16、3.3 阻 力,2.3.3 阻 力,4、干扰阻力 飞行中，整架飞机的阻力往往大于机翼、机身、尾翼及其他部件单独在同样气流中的阻力的总和。这种因为各部分气流互相干扰所引起的阻力，叫干扰阻力。 机身与机翼的结合部分，机翼下面悬挂的副油箱或发动机吊舱都会产生干扰阻力。,2.3.3 阻 力,4 、干扰阻力,图2.25 机翼和机身之间形成的气流通道造成气流的干扰,2.3.4 影响升力与阻力的因素,升力和阻力是在飞机与空气之间的相对运动中产生的，影响升力与阻力的基本因素有：,2.3.4 影响升力与阻力的因素,1、迎角对升力和阻力的因素 （1） 迎角对升力的影响 在飞行速度等其他条件相同的情况下，得到最大升

17、力的迎角，叫做临界迎角。 在小于临界迎角的范围内增大迎角，升力增大；超过临界迎角后，再增大迎角升力反而减小。 这是因为迎角增大时，一方面在机翼上表面前部流线更为弯曲、流管变细、流速加快、压力降低、吸力增大；同时，在机翼的下表面，气流受到阻挡、流管变粗、流速减慢、压力增大、使升力增大。,2.3.4 影响升力与阻力的因素,1、迎角对升力和阻力的因素 （2） 迎角改变对机翼阻力的影响 在低速飞行时，机翼的阻力有：摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。 迎角增大，摩擦阻力一般变化不大。迎角增大，分离点前移，机翼后部的涡流区扩大，压力减小、机翼前后的压力差增大，故压差阻力增加。迎角增大到超过临界迎角以后，由于分

18、离点迅速前移，涡流区迅速扩大，压力急剧增加。 迎角小于临界迎角的情况下，迎角增大时，由于机翼上、下表面的压力差增大，使翼尖涡流的作用更强，下洗角增大，导致实际升力更向后倾斜，故诱导阻力增大。超过临界迎角后，迎角增大，由于升力降低，故诱导阻力随之减小。,2.3.4 影响升力与阻力的因素,2、飞行速度v和空气密度对升力、阻力的影响 （1）飞行速度的影响 飞行速度越大，升力和阻力也越大 在同一迎角下机翼流线谱，即机翼周围的流管形状基本上是不随飞行速度而变的。飞行速度愈大，机翼上表面的气流速度将增大得愈多，压力降低愈多；同时，机翼下表面的气流速度减小得愈多，压力也增加愈多。于是机翼上、下表面的压力差相

19、应增大，升力也相应增大。,2.3.4 影响升力与阻力的因素,2、飞行速度v和空气密度对升力、阻力的影响 （2）空气密度 空气密度的增大，空气动力大，升力和阻力自然也大。这是因为，空气密度增大，则当空气流过机翼，速度发生变化时，动压变化也大，作用在机翼上表面的吸力和下表面的正压力也都增大。所以，机翼的升力和阻力随空气密度的增大而增大。,2.3.4 影响升力与阻力的因素,2、飞行速度v和空气密度对升力、阻力的影响 （3）机翼面积、机翼形状和表面质量对升力、阻力的影响 1）机翼面积 机翼面积大，上下表面压力差的总和增大，升力增加，另外与空气摩擦的面积也大。 2）机翼形状 机翼形状对升、阻力的影响很大

20、。 机翼的相对厚度大，机翼的升力和阻力也大。因为相对厚度大机翼的上表面弯曲程度也会大，因为这样一方面使空气流过机翼上表面流速增快得多，压力也降低的多，升力大；另一方面最低压力点的压力小，分离点靠前，涡流区变大，压差阻力大。,2.3.4 影响升力与阻力的因素,2、飞行速度v和空气密度对升力、阻力的影响 （3）机翼面积、机翼形状和表面质量对升力、阻力的影响 3）飞机表面质量 飞机表面光滑与否对摩擦阻力影响很大。飞机表面越粗糙，附面层越厚，转折点越靠前，层流段缩短，紊流段增长，粘性摩擦急剧，摩擦阻力增大。因此，保持好飞机表面光滑，就能减小飞机阻力。减小飞机阻力可采取的措施有以下： 要减小摩擦阻力,设

21、计时应尽可能缩小飞机与空气相接触的表面积。 要减小压差阻力，应尽可能将暴露在空气中的各个部件或零件做成流线型的外型，并减小迎风面积。 要减小诱导阻力，低速飞机可增大展弦比和采用梯形翼 要减小干扰阻力，设计时要妥善按排飞机各部件的相对位置， 同时在各部件连接处安装整流包皮。,2.3.4 影响升力与阻力的因素,2、飞行速度v和空气密度对升力、阻力的影响 归纳影响升、阻力大小的因素，可写成升力和阻力的计算 公式如下： 升力公式 阻力公式 升 、阻力公式综合表达了影响升、阻力的诸因素与升、阻力大小的关系。式中，空气密度、飞行速度和机翼面积对升、阻力大小的影响，已在前面叙述过，这里着重分析升力系数和阻力

22、系数。,2.3.5 空气动力的实验设备 风洞,飞机的升力和阻力大小及其相对关系，对于飞机性能有很大的影响，要提高飞机的飞行性能，应是升力大、阻力小，从而使得飞机的空气动力特性良好。怎样知道飞机升力和阻力的变化数量的大小呢？ 除了进行必要的计算之外，最重要的途径是通过实验的方法，获得必要的数据。目前应用最广泛的是风洞技术。 为了保证风洞试验结果尽可能与飞行实际情况相符，必须做到下列几点：,2.3.5 空气动力的实验设备 风洞,第一、必须把试验模型和真实飞机的形状做到尽可能相似，即把模型各部分的几何尺寸按真实飞机的尺寸以同一比例缩小。 第二、必须使真实飞机同模型的各对应部分的气流速度大小做成同一比

23、例，而且流速方向也要相同。 第三、实验时风洞中的气流扰动情况，也要与实际飞行时的气流扰动情况相同。 第四、还必须使作用于模型上的空气动力同作用于真实飞机上的空气动力的大小成比例。,2.3.5 空气动力的实验设备 风洞,“雷诺”数 “雷诺”数是用来表明摩擦阻力在模型或真飞机的总阻力中所占比例大小的一个系数。“雷诺”数与摩擦阻力在总阻力中所占的比例大小成反比，即“雷诺”大，则摩擦阻力所占的比例小；反之则大。因为“雷诺”数与空气粘性系数成反比，用数学形式表示，则“雷诺”数可表示为： 式中为空气密度；v为风洞中的风速或飞行速度；L为飞机或模型的某一具有代表性的几何尺寸，如机翼翼弦弦长。飞机各部分的几何

24、尺寸之间有一定的比例，从任何一部分的长度可以看出其它尺寸，以至整个飞机或模型尺寸的大小； 为空气的粘性系数。,2.3.5 空气动力的实验设备 风洞,1、低速风洞 低速风洞是一种结构最简单的直流式风洞。风洞的人造风是由风扇旋转时产生的，风洞则由电动机带动；调整电动机的转速，就可改变风扇的转速，从而改变风洞中气流的速度。,2.3.5 空气动力的实验设备 风洞,1、低速风洞,1-电动机；2-风扇；3-防护网；4-支架；5-模型；6-铜丝网；7-整流格 ；8-天平；9-空速管；10-空速表；11-收敛段；12-实验段；13-扩张段,图2.26 直流式低速风洞,2.3.5 空气动力的实验设备 风洞,2、

25、高速风洞 高速风洞包括亚声速、跨声速、超声速以及高超声速风洞。风洞的尺寸和速度的加大，使风洞所需的动力随着增加。 早期风洞的功率只有几十千瓦，目前某些大型的超声速风洞，其动力可达十几万千瓦。人造风的速度是超声速的，超声速气流则由超声速喷管产生。,2.3.5 空气动力的实验设备 风洞,1-电动机；2-压缩机；3-储气罐；4-整流格；5-超声速喷管； 6-实验段；7-模型；8-扩散段；9-快速阀门,2、高速风洞,图2.27 暂冲式超音速风洞,2.3.6 空气动力的特性曲线,以下着些特性曲线都是由风洞实验获得他们表示了飞机在不同的参数下的不同的飞行状态。可分为以下几种：,2.3.6 空气动力的特性曲

26、线,1、升力系数曲线（CL-曲线） 如图(2.28)是某飞机的升力系数曲线，图中横坐标表示迎角的大小，纵坐标表示升力系数CL的大小。从CL- 曲线可以看出，这种飞机的迎角为-3时的CL为零。升力系数为零，叫做无升力迎角。翼型不同，无升力迎角的大小也不等，变化范围一般为-4 0。对称翼型的无升力迎角为。 随着迎角的增大，在一定范围内，升力系数也随之增大。当迎角增大到临界迎角时，如果迎角继续增大，升力系数不但不增大，反而会减小。临界迎角所对应的升力系数，叫做最大升力系数。,2.3.6 空气动力的特性曲线,2.3.6 空气动力的特性曲线,2.3.6 空气动力的特性曲线,2、阻力系数曲线（CD- 曲线

27、） 从阻力系数曲线图2.29可以看出，在小迎角下，迎角增大，阻力系数增大得较慢；在大迎角下，阻力系数增大得较快；超过临界迎角以后，阻力系数急剧增大。 这是因为机翼后部涡流区扩大，压力减小，压差阻力增大的缘故。当超过临界迎角以后，由于气流分离点迅速前移，涡流区扩大到机翼的前部，压力降低更多，压差阻力也就更大。,2.3.6 空气动力的特性曲线,3、升力比和升阻力比曲线 （1）升阻力的意义 升力和阻力时互相联系和互相影响的。研究飞机的飞机的飞行性能事，不能单从升力，或单从阻力一个方面着手，有必要把二者结合起来，分析升力和阻力之间的对比关系。通常以升阻比来表达如下：,2.3.6 空气动力的特性曲线,3

28、、升力比和升阻力比曲线 （2）升力比曲线 把 K 值与对应的迎角a绘成曲线就是升阻比曲线。它表达了升阻比随迎角而变化的规律。可以直接看出取得最大升阻比的迎角，即有利迎角（图中为）。此外，也可以看出无升力迎角（图中为）。从无升力迎角开始，逐渐增大迎角，因升力系数比阻力系数增加得快，所以升阻比增大，曲线几乎直线上升，增至有利迎角，曲线到达最高点，再增大迎角，因升力系数比阻力系数增加得慢，升阻比便减小，曲线向下弯曲。 升阻比曲线的横坐标也可以用升力系数来代替迎角，如图2-30（B），其意义和作用是一样的。,2.3.6 空气动力的特性曲线,3、升力比和升阻力比曲线,2.4 飞机主要的飞行性能和飞行科目

29、,飞机的飞行性能是评价飞机优劣的主要指标。主要的飞行性能和飞行科目包括下列几项：,2.4.1 飞机的主要飞行性能,2.4.1 飞机的主要飞行性能,1、最大平飞速度(Vmax) 最大平飞速度是飞机在一定高度上做水平飞行时,在发动机最大功率（或最大推力）时飞机所获得的平飞速度。 影响飞机最大平飞速度的主要因素是发动机的推力和飞机的阻力。由于发动机推力、飞机阻力与高度有关，所以在说明最大平飞速度时，要明确是在什么高度上达到。 通常飞机不用最大平飞速度长时间飞行，因为耗油太多，而且发动机容易损坏，缩短使用寿命。除作战或特殊需要外，一般以比较省油的巡航速度飞行。,2、最小平飞速度：是指飞机在一定的飞行高

30、度上维持飞机定常水平飞行的最小速度。 飞机的最小平飞速度越小，它的起飞、着陆和盘旋性能就越好。,2.4.1 飞机的主要飞行性能,3、巡航速度(Vc) 巡航速度是指发动机每千米消耗燃油最少情况下的飞行速度。 这时飞机的飞行最经济，航程也最运，发动机也 不大“吃力”。对于运程轰炸机和运输机，巡航速度也是一项重要的性能指标。其单位也是km/h。,2.4.1 飞机的主要飞行性能,4、爬升率（VL) 飞机的爬升率是指单位时间内飞机所上升的高度（即飞行速度的垂直分量），其单位是m/min或m/s。 爬升率大，说明飞机爬升的快，上升到预定高度所需的时间短。爬升率是歼击机的一项重要性能。 爬升率与飞行高度有关

31、。随着飞行高度的增加，空气密度减少，发动机推力降低，所以爬升率随着高度的增加而减少。一般最大爬爬升率在高度为海平面高度时。,2.4.1 飞机的主要飞行性能,5、升限（Hm) 飞机上升所能达到最大高度，叫做升限。“升限”对战斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可以居高临下，取得主动权。 飞机的升限有两种。一种叫理论升限，它指爬升率等于零时的高度，没有什么实际的意义；常用的是实用升限。所谓实用升限就是飞机的爬升率等于5m/s时的高度。 此外还有动力升限，它是靠动能向上冲而取得最大高度的。一般创纪录的是指动力升限。,2.4.1 飞机的主要飞行性能,6、航程（R） 航程是指飞机一次加油所能飞越的

32、最大距离。以巡航速度飞行可取最大航程。增加航程的主要办法是多带燃料、减少发动机的燃料消耗和增大升阻比K。 航程远，表示飞机的活动范围大。对军用飞机来说，可以直接威胁敌人的战略后方，远程作战能力强；对民用客机和运输机来说，可以把客货运到更远的地方，而减少中途停留加油的次数。,7、续航时间：是指飞机耗尽其可用燃料所能持续飞行的时间。 这一性能指标对于海上巡逻机和反潜机十分重要，飞得越久就意味着能更好地完成巡逻和搜索任务。,2.4.1 飞机的主要飞行性能,8、作战半径（Rmis) 飞机从某一机场起飞，执行作战任务后再返回原机场，机场至该空域的水平距离就是作战半径。 理论上作战半径应该是航程的一半。但

33、因飞机在最远点处要执行作战任务，消耗燃料，缩短直线航程，故一般规定作战半径等于航程的25%-40%。,2.4.2 飞机的主要飞行科目,飞机科目一般包括飞机的起飞、着陆，直线飞行（平飞、上升和下滑）和曲线飞行（或称机动飞行）。 飞机起飞着陆的性能优劣主要是看飞机在起飞和着陆时滑跑距离的长短，距离越短则性能优越。,2.4.2 飞机的主要飞行科目,1、飞机的起飞和着陆 飞机的起飞和着陆是飞行最基本的科目。飞机在这时是作变速运动。 （1）飞机的起飞 飞机从静止开始滑跑离开地面，并上升到h高度的加速运动过程，叫做起飞。 飞机离地升空需要足够的升力；要获得足够的升力，就需要通过加速滑跑来增加飞机的速度。现

34、代喷气式飞机的起飞过程分成两个阶段：（1）地面加速滑跑；（2）加速上升到安全高度。如图2.31。,2.4.2 飞机的主要飞行科目,图2.31 飞机的起飞,1-起飞滑跑；2-加速爬升；3-起飞距离；4-建筑物,2.4.2 飞机的主要飞行科目,1、飞机的起飞和着陆 （2）飞机的着陆 飞机从安全高度下滑过渡到接地滑跑直至完全停止的整个减速运动过程。 飞机的着陆同起飞相反，是一种减速运动。一般可分为五个阶段：下滑、拉平、平飞减速、飘落触地和着陆滑跑。如图2.32。降落之前，飞机大约在300m左右的高度上飞行员放下起落架,而在200m左右的高度上放下襟翼,同时发动机转速减小到最小转速,并使飞机转入下滑状态。,2.4.2 飞机的主要飞行科目,图2.32 飞机的着陆,1-下滑；2-拉平；3-平飞减速；4-飘落触地；5-着陆滑跑；6-着陆距离；7-建筑物,2.4.2 飞机的主要飞行科目,2、机动飞行 飞机按一定的轨迹作高度、速