文档飞行原理

關關十言2013/8/11飞行原理

飞行原理流体力学基础对于亚音速气流，若流管面积减小，则流速增大，而超音速则刚好相反。流体的伯努利原理表明，不管是超音速还是亚音速气流，只要流速增加，则压强就会减小。由于飞机的翼型上表面向上弯曲的稍多一些，因此从整体上来说飞机下表面的流管截面积要大于上表面，使得亚音速飞机的下表面气流流动比上表面慢，压强则比上表面大，从而产生升力。音速是微弱扰动的传播速度，与气体的种类和温度有关，随温度的升高而增加。飞机的飞行马赫数是飞机真空速大小与飞行高度上音速之比，飞机的临界马赫数是当机翼上翼面低压力点的局部速度达到音速时的来流马赫数。超音速气流流过外折角，则会在折点处形成膨胀波，使得气流经过膨胀波后的速度增加、压强减小；流过一个折角很小的二维内折翼面，会在折点处形成斜激波，如果折角比较大，则会形成曲面激波或者正激波。超音速气流经过激波后压强、温度和密度会突然增大，速度会突然减小。从飞机阻力增加的程度来讲，三种激波的影响从大到小依次是正激波、曲面激波和斜激波。静止的流体中不会产生摩擦力（粘性力），只有运动的实际流体才会产生粘性力。物体在流体中运动时所受的惯性力与粘性力之比就是雷诺数，雷诺数越大，说明粘性对飞机的影响就越小。机翼表面受粘性影响比较大的区域叫做附面层，在附面层边界上，粘性使得该处的局部速度受到1%的影响，在附面层内需要考虑粘性的影响，之外则可以不考虑。飞机的升阻力特性飞机的定常飞行中，升力等于重力，推力等于阻力。飞机的升力与速度、大气密度、机翼面积、升力系数等有关。升力系数随着飞机迎角的增大，起初会线性增加，达到斗振升力后，开始曲线增加，一直到最大升力系数（临界迎角），然后开始减小。在其他条件一定时，飞机的升力系数随粘性增大而减小，随后掠角增大而减小。临界迎角对应飞机的失速速度。飞机在转弯时，升力的垂直分量需要平衡重力，使得飞机的升力随转弯坡度增加而增加，因此大坡度转弯时飞机的升力系数（迎角）较大，可能会引起飞机的抖动。操纵性与稳定性当飞机处于平衡状态时，作用在飞机上的各力之和等于零，围绕重心的力矩之和也等于零，所以此时飞机的加速度也等于零。飞机的静稳定性是飞机受扰偏离平衡状态后，在不需干预的情况下飞机自身具有向原平衡状态恢复的趋势，包括纵向静稳定性、方向静稳定性和横向静稳定性。通常飞机机翼上的升力对重心产生低头力矩，水平尾翼上的附加升力对重心产生抬头力矩，所以水平尾翼是飞机俯仰静稳定性的主要贡献部件。飞机的焦点是迎角改变时飞机附加升力的着力点，当重心在焦点之前飞机具有纵向静稳定性。若飞机受扰抬头，则作用在焦点上的向上附加升力会使飞机具有低头趋势（重心在焦点之前）；反之若飞机受扰抬头，则作用在焦点上的向下附加升力会使飞机具有抬头趋势。飞机重心越靠前，则俯仰稳定性越好，同时其俯仰操纵性越差。飞机收放起落架会使重心位置发生变化，从而使飞机产生纵向干扰力矩，当起落架向后收上时，飞机将产生抬头力矩；反之则产生低头力矩。飞机方向静稳定性的主要贡献部件是垂直尾翼。飞机的侧滑角是其纵向对称面与相对气流方向的夹角。当飞机发生侧滑时，升力系数要减小，阻力系数增大，升阻比则减小，因此在飞行中应尽量避免侧滑。飞机横向静稳定性的主要贡献部件是机翼和尾翼。飞机操纵性包括俯仰操纵、方向操纵和横向操纵。其中飞机的俯仰主操纵部件是升降舵，方向主操纵部件是方向舵，横向的主操纵部件是副翼。为避免侧滑，飞机应进行协调转弯，为此需要配合使用方向舵和副翼。为防止高速飞行时出现副翼反效的情况，现代民航飞机的副翼通常包括内副翼和外副翼，在高速飞行时，只能用内侧副翼（外侧副翼在高速时易反效）；在低速飞行时，则可以同时使用内侧副翼和外侧副翼。飞机的动稳定性是飞机受扰偏离平衡状态后，在不需干预的情况下飞机自身具有向原平衡状态恢复的能力，包括纵向动稳定性和侧向动稳定性两部分。飞机侧向受扰后可能产生的运动模态按时间顺序依次是滚转、飘摆和盘旋下降，其中对飞行影响最大的是飘摆。性能基础国际标准大气是假想的大气模型，假定气体是完全气体，而且满足静平衡条件。在国际标准大气环境下，海平面的大气温度为15℃；在0至11000m的对流层中，温度随高度升高而线性递减，直减率为-0.65℃/100m；在11000m至20000m的同温层中，温度保持不变（-56.5℃）；在20000m至30000m的逆温层中，高度每升高1000m，温度升高1℃。在标准大气中，大气压强和密度都随高度升高而降低。民航中常用到的四种空速包括：当量空速（EAS）、校正空速（修正空速，CAS）、真空速（TAS）和指示空速（表素，IAS）。空速表是依据总压和静压差来测量空速的，其测量误差（位置误差）主要来自于静压的测量，在低速、非光洁构型下的位置误差需要修正，其他情况则可以忽略。飞机在对流层内做等表速爬升时，随高度增加，飞机的真空速将一直增大；而如果做等马赫数爬升，则随高度增加，飞机的真空速将一直减小。如果飞机的当量空速相同时，则气压高度越高，真空速越大。在基准高度相同的情况下，外界温度若高于标准大气温度，则相同的气压高度对应的几何高度也越大；外界温度若低于标准大气温度，则相同的气压高度对应的气压高度对应的几何高度也越小。目前的直升机采用的动力装置多为涡轴发动机，而民航干线运输机最常采用的是涡扇发动机。在额定高度以下，螺旋桨拉力随飞行高度的增加而增大；而在额定高度以上，螺旋桨有效功率则随飞行高度的增加而减小。螺旋桨有效功率随飞行速度变化规律是：在小于某一速度范围内，随速度的增大而增大；大于某一速度的范围内，随飞行速度的增大而减小。双发螺旋桨飞机的关键发动机为涡流对垂尾影响较重的一发。螺旋桨变距是指改变其桨叶角，对于没有顺桨机构的飞机，一旦发生停车，应该把变距杆拉向最后。喷气发动机产生的额定推力将随飞行高度增加而减小，发动机的压力比（EPR）随着气压高度的升高而降低，额定推力随外界温度增加先不变后减小，随飞机速度增加先减小后增加。高涵道比涡扇发动的推进效率最高，因此最适宜作高亚音速飞行，此类发动机通常用EPR表征发动机的推力。在飞机等马赫数巡航时，随着环境温度的升高，燃油流量和真空速都会增加。飞机使用限制飞机的迎角较大时，机翼上表面的附面层会发生分离，当超过临界迎角时，分离的附面层会严重破坏飞机的气动性，使飞机的升力减小掉高度，即失速。飞机的失速速度先后有FAR失速速度和1g失速速度两种，两者分别是在载荷因子小于1和等于1的条件下测得，且后者大于前者。1g失速速度和FAR失速速度是通过在翼型、机翼水平、起落架型态、飞机重量和重心位置一定的情况下经试飞得到并作为该机型计算各种保护速度的标准，它们在相应机型中都用Vs来表示。飞机的法向过载（过载）是飞机的升力与重力之比。飞机的失速速度取决于飞机坡度角（或过载系数）、重量、构型和高度、若飞机转弯的坡度角越大，则对应的失速速度就越大；飞机的重量越大，则对应的失速速度也越大；在其他条件一定时，飞机着陆构型时的失速速度要小于进场构型时的失速速度，起飞构型时的失速速度要小于光洁状态下的失速速度。飞机平飞的最小速度应考虑的限制因素包括失速限制、失稳限制和推力限制。在低空主要是失速或稳定性限制，而在高空有时需要考虑推力限制。从总体上讲，飞机的最小真空速随高度升高而增加，随重量增加而增加。飞机的有利速度是指推力最小速度，也叫绿点速度，随重量增加而增加。飞机的平飞最大速度需要考虑稳定性限制、结构限制（Vmo/Mmo）和推力限制。在高度相同的情况下，如果飞机的重量减小，则发动机推力所限制的最大平飞速度增加。在其他条件一定时，受飞机推力限制的最大真空速随高度升高先增后减。起飞与着陆性能飞机在起飞加速滑跑的过程中，轮胎与道面间的摩擦力将越来越小，气动阻力会越来越大。飞机在起飞滑跑过程中遇到一台发动机失效的紧急情况时，若飞机表速小于决断速度V1，则机长应立即中断起飞，反之则只能继续起飞。CCAR（chinacivilaviationregulations）规定的所需全发起飞距离是飞机全发起飞到离地35ft处所经水平距离的115%。飞机起飞爬升的总梯度是按照临界发动机停车的条件计算出来的，净梯度是在总梯度基础上减去一定的梯度差，用来考察飞机的越障情况。起飞时放出襟翼可以增大场地长度限重，但也会增大飞机阻力，影响爬升梯度限重和障碍物限重，因此在高原机场起飞时，若受障碍物限制，通常采用小襟翼起飞。飞机上坡起飞时，如果起飞重量小于场长限重，则障碍物的有效距离增加，有效高度增加。在飞机起飞重量受到爬升梯度或障碍物限制时，可以采用改善爬升的方式，通过增加起飞安全速度V2来改善飞机的起飞性能，同时在这种情况下还可以采用减小襟翼角度的方式来提高飞机的起飞性能。对于直升机来说，通过滑跑起飞可以增大受性能限制的最大允许起飞重量。起飞前必须将水平安定面调整到适当位置，否则起飞拉升时将不能拉起机头导致冲出跑道，或机头过快抬起导致飞机擦尾。起飞时若飞行员抬轮过早、过快或飞机的实际重心偏后，都有可能导致飞机出现擦尾的危险。在污染跑道上起飞时，通常把干跑道起飞允许的起飞重量和决断速度V1减小一定数量来作为在污染跑道上起飞时允许的起飞重量允许的决断速度。当积冰或雪浆厚度大于12.7mm或干雪厚度大于101.6mm时不允许起飞。为了降低发动的拆换率，提高发动机的可靠性和延长发动机的寿命，民用飞机通常使用减推力方式起飞，飞机在起飞时的实际重量越小，则在减推力起飞时刻选择的灵活温度越大。飞机着陆时打开减阻装置，会使其所需要的着陆距离减小，其中扰流板最主要的作用是减小飞机的升力以增大地面支持力、摩擦阻力和飞机的气动阻力。在其他条件一定时，机场标高越高，飞机着陆时的接地速度（真空速或地速）就越大，而表速则没有太大变化。发动机的加速性会影响到飞机的复飞性能。在湿跑道上着陆距离增长，通常在湿跑道上着陆的距离按CCAR干跑道着陆距离的1.15倍进行计算。机动飞行性能保持盘旋坡度，增加速度，则飞机的转弯率减小，转弯半径增加；保持盘旋坡度和高度不变，随着盘旋速度增大，转弯率减小，过载不变。因此，采用增加坡度、减小速度的方式可以同时增加转弯率并减小飞机的转弯半径。如果飞机盘旋的坡度越大，则失速速度越大，盘旋最小速度越大，最大速度越小，因此速度范围也就越小。飞机要求的过载能力越高，受机动能力限制的飞行高度将越低。飞机重量一定，巡航方式一定，温度越高，可用推力就越小，则飞机理论升限也就越小。飞机在无动力下降时，通常用有利迎角（有利速度）下滑，此时下降一定高度，可获得最长的飞行距离。如果飞机采用最小下滑角下滑，则近似等于最大升阻比对应的速度（有利速度），该速度随着飞机重量的减小而减小。在下降方式一定的情况下，飞机重量对下降距离影响最大，而对下降时间和燃油消耗影响不大。单旋翼直升机在空中的升降是通过总桨距杆改变旋翼桨距来实现的。在飞机重量一定的条件下，爬升率主要取决于飞机的剩余功率大小，而爬升梯度则主要取决于飞机的剩余推力大小。飞机以等表速爬升时，随着高度的增加，爬上梯度将逐渐减小，爬升率也逐渐减小。航路爬升时的转换高度是飞机有等IAS爬升转换为等M数爬上时的高度。飞机重量越大，其最佳爬升速度越大。在推力状态一定时，随着飞行速度的增大，爬升率和爬升梯度先增大后减小。在其他条件一定时，与无风爬升相比较，逆风爬升的爬升梯度增大，爬升率不变。高速性能飞机在飞行中的成本包括时间成本、燃油成本和固定成本。飞行成本指数是单位时间价格与燃油价格的比值，在CDU（controldisplayunit）中输入的成本指数越大，则对应的巡航速度、爬升速度和下降速度就越大，反之则越小。当飞行员输入的成本指数比实际大时，航班飞行时间会缩短，但飞行成本会增大。常用的巡航方式包括远程巡航（LRC）、等M数巡航和经济巡航。飞机在巡航中如遇到顺风，为使燃油里程最大，和无风远航速度相比，应适当减小巡航速度，反之应增大巡航速度。飞行中随着燃油消耗，其最佳飞行高度随着重量减小而逐渐增大。从理论上讲，为了获得最远航程，随着重量减轻，航空器增加高度或减小速度。飞机的最佳巡航高度需要考虑发动机推力、飞机过载能力的限制。当飞机在最佳飞行高度层巡航时，如遇到不利的逆风，可以考虑改变巡航高度到顺风的高度层去飞行。对于远程航线，由于飞机重量变化较大，导致最佳高度也有比较大的变化，因此为了使飞机尽可能在最佳高度层上飞行，节省航班燃油，长航线往往采用阶梯巡航方式巡航。飞机在平飞中遇到一发失效时，应将速度调整到有利速度来越障（飘降）。飘降轨迹的下降段，要求净航迹至少高于障碍物600m（2000ft），而在改平段，则至少为300m(1000ft)。飞行中遇到中度以上颠簸时，应尽可能保