飞行原理课件

飞行原理/CAFUC飞行原理

飞行原理/CAFUC飞机和大气的一般介绍

第一章第页3莱特兄弟的飞行者(“flyer”)，飞行距离120英尺，持续时间12秒。人类早期的飞行第一章第页4人类早期的飞行第一章第页5人类早期的飞行第一章第页6本章主要内容1.1

飞机的一般介绍1.2

飞机大气环境的一般介绍*飞行原理/CAFUC1.1

飞机的一般介绍第一章第页8

飞机是目前最主要的飞行器。本节将简要介绍飞机的主要组成部分及其功用、操纵飞机的基本方法及机翼形状等。第一章第页91.1.1

飞机的主要组成部分及其功用五大部分：机身,机翼,尾翼,起落装置,动力装置。机翼机身动力装置起落装置尾翼第一章第页10机身（Fuselage）装载机组、旅客、货物和其它必须设备。将飞机的其他部分如尾翼、机翼、发动机联结成一个整体。第一章第页11驾驶舱(Cockpit)第一章第页12机身（B747全货机）第一章第页13机身（B747经济舱）第一章第页14机身（B747上层商务舱）第一章第页15机身（B747豪华舱）第一章第页16机身（A300Transporter）第一章第页17机身（A300Transporter）第一章第页18机翼（Wings）机翼产生升力。机翼在飞机的稳定性和操纵性中扮演重要角色，机翼上安装的可操纵翼面主要有副翼、襟翼、前缘襟翼、前缘缝翼。机翼还用于安装发动机、起落架及其轮舱、油箱。第一章第页19机翼的分类上单翼下单翼中单翼第一章第页20机翼的分类单翼机、双翼机、多翼机第一章第页21B747机翼上的主操纵和辅助操纵翼面外侧（低速）副翼前缘襟翼后缘外侧襟翼飞行扰流板内侧（高速）副翼地面扰流板后缘内侧襟翼第一章第页22机翼（TB200）第一章第页23机翼（B747）第一章第页24机翼（B747在着陆进近中）第一章第页25尾翼（Empennage）操纵飞机的俯仰和偏转。是飞机稳定性的重要组成部分。第一章第页26尾翼V形尾翼T形尾翼常见布局尾翼第一章第页27尾翼的构成

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动的升降舵组成；垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵组成。第一章第页28尾翼（TB200）

若水平尾翼是整体活动面，则称全动平尾；升降舵的后缘的活动面，称为配平片。第一章第页29起落装置（LandingGear）起落装置用于飞机的起飞、着陆和滑行并支撑飞机。飞机的前轮可偏转，用于地面滑行时控制方向。飞机的主轮上装有各自独立的刹车装置。第一章第页30A320前起落架第一章第页31B747放下起落架第一章第页32起落装置的分类起落装置可分为前三点式、后三点式。第一章第页33起落装置还可分为固定式、可收放式。起落装置的分类第一章第页34起落装置（水上飞机）第一章第页35水上飞机第一章第页36起落装置（雪上飞机）第一章第页37动力装置（PowerPlant）产生拉力或推力。发动机带动的发电机为飞机用电设备提供电源，从发动机引入的热气流可用于座舱加温或空调系统。第一章第页38动力装置的分类活塞式涡轮式涡轮喷气式第一章第页39涡轮桨叶式涡轮风扇式第一章第页401.1.2飞机座舱基本仪表介绍TB20座舱仪表第一章第页41小型飞机的六个基本仪表AirspeedIndicator

空速表AttitudeIndicator

姿态仪AltitudeIndicator

高度表TurnCoordinator

转弯侧滑仪HorizontalSituationIndicator水平状态指示器VerticalSpeedIndicator升降速度表第一章第页42不同飞行状态的转弯侧滑仪和地平仪左转弯右转弯第一章第页43不同飞行状态的转弯侧滑仪小球好比汽车过弯时仪表台上放置的眼镜。第一章第页44BASICT（彩色）第一章第页45老式驾驶舱（B17）第一章第页46新式驾驶舱（B777）第一章第页471.1.3操纵飞机的基本方法6自由度：3个空间位置，3个空间姿态3个姿态：俯仰控制：升降舵滚转控制：副翼偏航控制：方向舵3个位置：纵向位移：油门侧向位移：间接实现垂向位移：间接实现偏航控制俯仰控制滚转控制油门控制飞机的操纵方法第一章第页48飞机的姿态控制偏航控制滚转控制俯仰控制第一章第页49驾驶舱的其他操纵（TB20）发动机操纵杆及其松紧旋钮襟翼操纵器及指位表俯仰配平方向配平甚高频通讯收发机甚高频导航接收机无线电测距仪第一章第页50起落架收放手柄第一章第页51涡桨发动机控制第一章第页52喷气式发动机控制第一章第页53A380侧位驾驶杆第一章第页541.1.4

机翼的形状机翼的剖面形状(翼型)剖面形状与平面形状等第一章第页55翼型参数翼弦中弧线相对厚度（厚弦比)，反映了翼型的厚薄程度。最大厚度位置相对弯度，反映了上下翼面外凸程度差别的大小最大厚度最大中弧高前缘后缘前缘半径弦长翼弦中弧线上表面下表面第一章第页56机翼的平面形状椭圆形梯形后掠翼三角翼矩形第一章第页57机翼平面形状参数翼展展弦比梢根比后掠角翼根弦长翼尖弦长1/4弦线翼展后掠角翼弦典型飞机的展弦比ModelMAR后掠角F-152.53.0B737-3000.769.1725B747-4000.837.3937.5Concorde2.051.85第一章第页58上反角下反角机翼沿横轴方向与机身关系第一章第页591.1.5

飞机的分类飞机审定（型号合格证）分类（FAACategory）:正常类Normal实用类Utility特技类Acrobatic通勤类Commuter运输类Transport限制类Restricted限用类Limited娱乐类Provisional试验类Experimental第一章第页60本章主要内容1.1

飞机的一般介绍1.2

飞机大气环境的一般介绍*飞行原理/CAFUC1.2

飞机大气环境的一般介绍第一章第页62

飞机是在大气的海洋里航行的飞行器。飞机的空气动力、发动机工作状态都与大气密切相关。第一章第页63

大气主要有三种成分：纯干空气、水蒸气以及尘埃颗粒。纯干空气含有78%的氮气和21%的氧气，余下的1%由各种其他气体组成。1.2.1

大气的组成第一章第页641.2.2

大气的分层

若以气温变化为基准，则可将大气分为对流层、平流层、中间层、电离层、和散逸层等五层。第一章第页65大气的分层kg/m3hPaKftKmKg/m3对流层平流层(同温层)中间层电离层(暖层)温度第一章第页661.2.3

大气的特性高度增加，空气密度减小。随着高度增加，空气压力减小。高度增加，气温近似线性降低（11000米对流层内）。空气的湿度越大，空气的密度越小。第一章第页671.2.4

国际标准大气

所谓国际标准大气，简称ISA，就是人为地规定一个不变的大气环境，作为计算和试验飞机的统一标准。第一章第页68国际标准大气参数海平面高度为0，气温为288.15

K、15

C或59

F。海平面气压为1013.2mBar(毫巴)或1013.2hPa(百帕)或29.92inHg(英寸汞柱)。对流层顶高度为11km或36089ft，对流层内标准温度递减率为，每增加1000m温度递减6.5

C，或每增加1000ft温度递减2

C。从11km到20km之间的平流层底部气体温度为常值。第一章第页69国际标准大气表第一章第页70ISA偏差ISA偏差是指：某处实际温度与ISA标准温度的差值。例1.1：已知某机场场温20

C，机场压力高度2000英尺。求：机场高度处ISA偏差。解：在压力高度为2000英尺的机场处，ISA标准温度应为：T标准=15

C

（2

C/1000ft）

2000ft=11

C，而实际温度为：T实际=20

C，所以，ISA偏差即温度差为：ISA偏差=T实际

T标准=20

C

11

C=9

C，表示为：ISA+9

C

第一章第页711.2.5

高度的表示绝对高度真实高度标高压力高度绝对高度（TrueAltitude）真实高度（AbsoluteAltitude）压力高度（PressureAltitude）第一章第页72压力高度

气压降低，压力高度增加。第一章第页73常用的几个压力高度QNE：标准海压，指飞机距ISA海平面的垂直距离。当气压高度表小窗内的气压设定为29.92inHg或1013.2mbar，高度表表示的值即为标准气压高度（标准海压）。性能图表上的高度一般为标准海压高度。QFE：场压高度，等于机场标高或跑道入口标高的高度。QNH：修正海压，按照场压调定的高出海平面的高度。第一章第页74场压第一章第页75QNHQNEQFE第一章第页76例1.2机场标高600ft，QNH等于997hPa,请找出机场相对于国际标准大气海平面的高度.

答案:机场相对于ISA海平面的高度是1080ft。QNH和QNE之间关系的计算第一章第页77例1.3机场标高600ft，QNH等于1027hPa,请找出机场相对于国际标准大气海平面的高度.

QNH和QNE之间关系的计算答案:机场相对于ISA海平面的高度是180ft。第一章第页78过渡高度与过渡高度层第一章第页79过渡高度与过渡高度层第二章第页80本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理*飞行原理/CAFUC2.1空气流动的描述第二章第页82

空气动力是空气相对于飞机运动时产生的，要学习和研究飞机的升力和阻力，首先要研究空气流动的基本规律。第二章第页832.1.1

流体模型化理想流体，不考虑流体粘性的影响。不可压流体，不考虑流体密度的变化，Ma<0.4。绝热流体，不考虑流体温度的变化，Ma<0.4。第二章第页842.1.2

相对气流运动方向相对气流方向自然风方向第二章第页85飞机的相对气流方向与飞行速度方向相反只要相对气流速度相同，飞机产生的空气动力就相同。第二章第页86对相对气流的现实应用直流式风洞回流式风洞第二章第页87风洞实验段及实验模型第二章第页88风洞的其它功用第二章第页892.1.3

迎角迎角就是相对气流方向与翼弦之间的夹角。第二章第页90相对气流方向就是飞机速度的反方向第二章第页91相对气流方向是判断迎角大小的依据

平飞中，可以通过机头高低判断迎角大小。而其他飞行状态中，则不可以采用这种判断方式。第二章第页92水平飞行、上升、下降时的迎角上升平飞下降第二章第页93迎角探测装置第二章第页942.1.4流线和流线谱空气流动的情形一般用流线、流管和流线谱来描述。流线：流场中一条空间曲线，在该曲线上流体微团的速度与曲线在该点的切线重合。对于定常流，流线是流体微团流动的路线。第二章第页95流管：由许多流线所围成的管状曲面。第二章第页96流线和流线谱流线谱是所有流线的集合。第二章第页97流线和流线谱的实例第二章第页98流线和流线谱的实例第二章第页99流线的特点该曲线上每一点的流体微团速度与曲线在该点的切线重合。流线每点上的流体微团只有一个运动方向。流线不可能相交，不可能分叉。第二章第页100流线谱的特点流线谱的形状与流动速度无关。物体形状不同，空气流过物体的流线谱不同。物体与相对气流的相对位置（迎角）不同，空气流过物体的流线谱不同。气流受阻，流管扩张变粗，气流流过物体外凸处或受挤压，流管收缩变细。气流流过物体时，在物体的后部都要形成涡流区。第二章第页1012.1.5

连续性定理

流体流过流管时，在同一时间流过流管任意截面的流体质量相等。质量守恒定律是连续性定理的基础。第二章第页102连续性定理12A1,v1A2,v2单位时间内流过截面1的流体体积为单位时间内流过截面1的流体质量为同理，单位时间内流过截面2的流体质量为则根据质量守恒定律可得：即结论：空气流过一流管时，流速大小与截面积成反比。第二章第页103山谷里的风通常比平原大河水在河道窄的地方流得快，河道宽的地方流得慢日常的生活中的连续性定理高楼大厦之间的对流通常比空旷地带大第二章第页1042.1.6伯努利定理

同一流管的任意截面上，流体的静压与动压之和保持不变。能量守恒定律是伯努力定理的基础。第二章第页105伯努利定理

空气能量主要有四种：动能、压力能、热能、重力势能。低速流动，热能可忽略不计；空气密度小，重力势能可忽略不计。

因此，沿流管任意截面能量守恒，即为：动能+压力能=常值。公式表述为：

上式中第一项称为动压，第二项称为静压，第三项称为总压。第二章第页106伯努利定理—动压，单位体积空气所具有的动能。这是一种附加的压力，是空气在流动中受阻，流速降低时产生的压力。—静压，单位体积空气所具有的压力能。在静止的空气中，静压等于当时当地的大气压。—总压（全压），它是动压和静压之和。总压可以理解为，气流速度减小到零之点的静压。第二章第页107深入理解动压、静压和总压同一流线：总压保持不变。动压越大，静压越小。流速为零的静压即为总压。第二章第页108同一流管：截面积大，流速小，压力大。截面积小，流速大，压力小。深入理解动压、静压和总压第二章第页109伯努利定理适用条件气流是连续、稳定的，即流动是定常的。流动的空气与外界没有能量交换，即空气是绝热的。空气没有粘性，即空气为理想流体。空气密度是不变，即空气为不可压流。在同一条流线或同一条流管上。第二章第页1102.1.7连续性定理和伯努利定理的应用用文邱利管测流量2A1,v1,P1A2,v2,P21文邱利管测流量第二章第页111空速管测飞行速度的原理第二章第页112与动压、静压相关的仪表空速表高度表升降速度表第二章第页113空速表第二章第页114升降速度表第二章第页115本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理*飞行原理/CAFUC2.2升力第二章第页117升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag

升力垂直于飞行速度方向，它将飞机支托在空中，克服飞机受到的重力影响，使其自由翱翔。第二章第页1182.2.1升力的产生原理起点终点

相同的时间，相同的起点和终点，小狗的速度和人的速度哪一个更快？第二章第页119升力的产生原理前方来流被机翼分为了两部分，一部分从上表面流过，一部分从下表面流过。由连续性定理或小狗与人速度对比分析可知，流过机翼上表面的气流，比流过下表面的气流的速度更快。第二章第页120P1v1P2v2升力的产生原理第二章第页121

上下表面出现的压力差，在垂直于（远前方）相对气流方向的分量，就是升力。机翼升力的着力点，称为压力中心(CenterofPressure)升力的产生原理第二章第页122压力中心的移动

非对称翼型，在迎角小于临界迎角的范围内，迎角增大，压力中心前移。迎角大于临界迎角时，迎角增大压力中心后移。第二章第页1232.2.2翼型的压力分布当机翼表面压强低于大气压，称为吸力。当机翼表面压强高于大气压，称为压力。

用矢量来表示压力或吸力，矢量线段长度为力的大小，方向为力的方向。矢量表示法第二章第页124驻点和最低压力点

B点，称为最低压力点，是机翼上表面负压最大的点。

A点，称为驻点，是正压最大的点，位于机翼前缘附近，该处气流流速为零。第二章第页125坐标表示法

从右图可以看出，机翼升力的产生主要是靠机翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正压的作用。第二章第页1262.2.3升力公式—飞机的升力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。第二章第页127本章主要内容2.1空气流动的描述2.2升力2.3阻力2.4飞机的低速空气动力特性2.5增升装置的增升原理*飞行原理/CAFUC2.3阻力第二章第页129

阻力是与飞机运动轨迹平行，与飞行速度方向相反的力。阻力阻碍飞机的飞行，但没有阻力飞机又无法稳定飞行。升力重力拉力阻力LiftPullWeightDrag第二章第页130阻力的分类

对于低速飞机，根据阻力的形成原因，可将阻力分为：摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)升力粘性第二章第页1312.3.1低速附面层

附面层，是气流速度从物面处速度为零逐渐增加到99%主流速度的很薄的空气流动层。速度不受干扰的主流附面层边界物体表面附面层的形成第二章第页132附面层厚度较薄第二章第页133无粘流动沿物面法线方向速度一致粘性流动沿物面法线方向速度不一致“附面层”无粘流动和粘性流动附面层的形成是受到粘性的影响。第二章第页134附面层的特点附面层内沿物面法向方向压强不变且等于法线主流压强。P1P2

只要测出附面层边界主流的静压，便可得到物面各点的静压，它使理想流体的结论有了现实意义。第二章第页135附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。l第二章第页136附面层厚度随气流流经物面的距离增长而增厚。l第二章第页137附面层的特点三

附面层分为层流附面层和紊流附面层，层流在前，紊流在后。层流与紊流之间的过渡区称为转捩点。转捩点层流附面层紊流附面层第二章第页138层流的不稳定性123abc第二章第页139层流附面层和紊流附面层的速度型第二章第页1402.3.2阻力的产生摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)升力粘性第二章第页141摩擦阻力

由于紧贴飞机表面的空气受到阻碍作用而流速降低到零，根据作用力与反作用力定律，飞机必然受到空气的反作用。这个反作用力与飞行方向相反，称为摩擦阻力。第二章第页142影响摩擦阻力的因素紊流附面层的摩擦阻力比层流附面层的大。飞机的表面积越大，摩擦阻力越大。飞机表面越粗糙，摩擦阻力越大。

摩擦阻力的大小与附面层的类型密切相关，此外还取决于空气与飞机的接触面积和飞机的表面状况。第二章第页143摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大摩擦阻力占总阻力的比例超音速战斗机25-30%大型运输机40%小型公务机50%水下物体70%船舶90%第二章第页144压差阻力

压差阻力是由处于流动空气中的物体的前后的压力差，导致气流附面层分离，从而产生的阻力。第二章第页145顺压梯度与逆压梯度顺压：A到B，沿流向压力逐渐减小，如机翼上表面前段。逆压：B到C，沿流向压力逐渐增加，如机翼上表面后段。ABC第二章第页146附面层分离

在逆压梯度作用下，附面层底层出现倒流，与上层顺流相互作用，形成漩涡脱离物体表面的现象。分离点第二章第页147分离区的特点一

分离区内漩涡是一个个单独产生的，它导致机翼的振动。第二章第页148分离区的特点二分离区内压强几乎相等，并且等于分离点处的压强。P分离点P1P2P3P4P分离点=P1=P2=P3=P4第二章第页149分离区的特点三

附面层分离的内因是空气的粘性，外因是因物体表面弯曲而出现的逆压梯度。ABC第二章第页150分离点与最小压力点的位置ABC最小压力点分离点第二章第页151分离点与转捩点的区别层流变为紊流（转捩），顺流变为倒流（分离）。分离可以发生在层流区，也可发生在紊流区。转捩和分离的物理含义完全不同。第二章第页152压差阻力的产生

气流流过机翼后，在机翼的后缘部分产生附面层分离形成涡流区，压强降低；而在机翼前缘部分，气流受阻压强增大，这样机翼前后缘就产生了压力差，从而使机翼产生压差阻力。第二章第页153分离点位置与压差阻力大小的关系分离点靠前，压差阻力大。分离点靠后，压差阻力小。ABCC’第二章第页154影响压差阻力的因素

总的来说，飞机压差阻力与迎风面积、形状和迎角有关。迎风面积大，压差阻力大。迎角越大，压差阻力也越大。压差阻力在飞机总阻力构成中所占比例较小。第二章第页155干扰阻力

飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独阻力之和小于把它们组合成一个整体所产生的阻力，这种由于各部件气流之间的相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力。第二章第页156干扰阻力的消除干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小。

飞机各部件之间的平滑过渡和整流包皮，可以有效地减小干扰阻力的大小。第二章第页157诱导阻力

由于翼尖涡的诱导，导致气流下洗，在平行于相对气流方向出现阻碍飞机前进的力，这就是诱导阻力。第二章第页158翼尖涡的形成

正常飞行时，下翼面的压强比上翼面高，在上下翼面压强差的作用下，下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面。这样形成的漩涡流称为翼尖涡。（注意旋转方向）第二章第页159

正常飞行时，下翼面的压强比上翼面高，在上下翼面压强差的作用下，下翼面的气流就会绕过翼尖流向上翼面，就使下翼面的流线由机翼的翼根向翼尖倾斜，上翼面反之。翼尖涡的形成第二章第页160翼尖涡的形成

由于上、下翼面气流在后缘处具有不同的流向，于是就形成旋涡，并在翼尖卷成翼尖涡，翼尖涡向后流即形成翼尖涡流。第二章第页161翼尖涡形成的进一步分析注意旋转方向第二章第页162翼尖涡的立体形态第二章第页163翼尖涡的形态第二章第页164下洗流（DownWash）和下洗角

由于两个翼尖涡的存在，会导致在翼展范围内出现一个向下的诱导速度场，称为下洗。在亚音速范围内，这下洗速度场会覆盖整个飞机所处空间范围。第二章第页165下洗角

下洗速度的存在，改变了翼型的气流方向，使流过翼型的气流向下倾斜，这个向下倾斜的气流称为下洗流，下洗流与相对气流之间的夹角称为下洗角ε。第二章第页166下洗速度沿翼展分布

不同平面形状的机翼，沿展向下洗速度的分布是不一样的。第二章第页167诱导阻力的产生

有限展长机翼与无限展长机翼相比，由于前者存在翼尖涡和下洗速度场，导致前者的总空气动力较后者更加后斜，即前者总空气动力沿飞行速度方向（即远前方相对气流方向）的分量较后者更大。这一增加的阻力即为诱导阻力。LL’D第二章第页168影响诱导阻力的因素机翼平面形状：椭圆形机翼的诱导阻力最小。展弦比越大，诱导阻力越小升力越大，诱导阻力越大平直飞行中，诱导阻力与飞行速度平方成反比翼梢小翼可以减小诱导阻力第二章第页169低展弦比使翼尖涡变强，诱导阻力增加。高展弦比使翼尖涡减弱，诱导阻力变小。展弦比对诱导阻力的影响第二章第页170展弦比对诱导阻力的影响机翼展弦比倒数诱导阻力系数减少的百分比升力系数不变第二章第页171高展弦比飞机第二章第页172空速大小对诱导阻力大小的影响阻力诱导阻力空速空速小，下洗角大，诱导阻力大空速大，下洗角小，诱导阻力小第二章第页173翼梢小翼第二章第页174翼梢小翼第二章第页175翼梢小翼可以减小诱导阻力第二章第页176翼梢小翼可以减小诱导阻力

翼梢小翼改变了机翼沿展向分布的翼载荷。第二章第页177翼梢小翼可以减小总阻力第二章第页178阻力公式—飞机的阻力系数—飞机的飞行动压—机翼的面积。第二章第页179回顾阻力组成摩擦阻力(SkinFrictionDrag)压差阻力(FormDrag)干扰阻力(InterferenceDrag)诱导阻力(InducedDrag)废阻力(ParasiteDrag)第二章第页180阻力相关资料典型飞机阻力构成阻力名称亚音速运输机超音速战斗机单旋翼直升机摩擦阻力45%23%25%诱导阻力40%29%25%干扰阻力7%6%40%激波阻力3%35%5%其他阻力5%7%5%第二章第页181本章主要内容2.1

空气流动的描述2.2

升力2.3

阻力2.4

飞机的低速空气动力特性2.5

增升装置的增升原理*飞行原理/CAFUC2.4飞机的低速空气动力性能第二章第页183飞机的主要空气动力性能包括：升力特性阻力特性升阻比特性主要空气动力性能参数包括：最大升力系数最小阻力系数最大升阻比第二章第页1842.4.1升力特性升力系数的变化规律第二章第页185升力系数随迎角的变化规律当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大。当α=α临界，升力系数为最大。当α>α临界，升力系数随迎角的增大而减小，进入失速区。第二章第页186烟风洞翼型绕流实验小迎角较大迎角大迎角第二章第页187翼型在不同迎角下的压强分布第二章第页188翼型在不同迎角下的压强分布第二章第页189压力中心（CP）位置随迎角改变的变化第二章第页190压力中心（CP）位置随迎角改变的变化第二章第页191升力特性参数零升迎角第二章第页192翼型在零升迎角下的压强分布压强高于环境气压压强低于环境气压压强低于环境气压气动中心前半部分合力后半部分合力第二章第页193升力系数曲线斜率第二章第页194临界迎角和最大升力系数第二章第页195相对厚度对升力特性的影响相对厚度增加

相对厚度增加，最大升力系数增加，临界迎角减小。第二章第页196翼型前缘半径对升力特性的影响半径小半径大

前缘半径增加，临界迎角增加。第二章第页197展弦比对升力特性的影响展弦比高展弦比低

展弦比越高，最大升力系数越大，临界迎角越小。第二章第页198后掠翼对升力特性的影响平直机翼后掠翼

平直机翼的最大升力系数更大，升力系数曲线斜率越大，临界迎角越小。第二章第页199翼型前缘粗糙度对升力特性的影响光滑粗糙

翼型前缘越光滑，最大升力系数越高，临界迎角越大。第二章第页2002.4.2阻力特性

阻力系数的变化规律第二章第页201阻力系数随迎角的变化规律在中小迎角范围，阻力系数随迎角增大而缓慢增大，飞机阻力主要为摩擦阻力。在迎角较大时，阻力系数随迎角增大而较快增大，飞机阻力主要为压差阻力和诱导阻力。在接近或超过临近迎角时，阻力系数随迎角的增大而急剧增大，飞机阻力主要为压差阻力。第二章第页202

阻力特性参数最小阻力系数和零升阻力系数

飞机的最小阻力系数非常接近零升阻力系数，一般认为二者为同一个值。第二章第页203中小迎角时的阻力公式

在中小迎角时，阻力公式可以表示为：

A是诱导阻力因子，大小与机翼形状有关。第二章第页2042.4.3升阻比特性

升阻比

升阻比是相同迎角下，升力系数与阻力系数之比，用K表示。升阻比的大小主要随迎角变化而变化。

升阻比越大，飞机的空气动力性能越好。第二章第页205

升阻比曲线迎角临界迎角最小阻力迎角第二章第页206升阻比随迎角的变化规律从零升迎角到最小阻力迎角，升力增加较快，阻力增加缓慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角处，升阻比最大。从最小阻力迎角到临界迎角，升力增加缓慢，阻力增加较快，因此升阻比减小。超过临近迎角，压差阻力急剧增大，升阻比急剧减小。第二章第页207性质角性质角是总空气动力与升力之间的夹角。性质角越小，总空气动力向后倾斜越少，升阻比越大。第二章第页2082.4.4飞机的极曲线

极曲线将飞机的升力系数、阻力系数、升阻比随迎角变化的关系综合起来用一条曲线表示出来，以便于综合衡量飞机的空气动力性能。.

极曲线第二章第页209极曲线的深入理解

从坐标原点向曲线引切线，切点对应最小阻力迎角和最大升阻比。第二章第页210

从原点所引直线与极曲线交于两点，则两点的升阻比相同，较高者的迎角较大，较高者的平飞速度较小。极曲线的深入理解第二章第页211螺旋桨滑流不同滑流状态的极曲线第二章第页212不同滑流状态的极曲线

滑流使得升力系数和最大升力系数增大，最大升阻比增大，极曲线向右上偏移。第二章第页213不同展弦比机翼的极曲线

展弦比越大，低速空气动力性能越好。第二章第页214飞机的低速空气动力性能曲线总结第二章第页2152.4.5地面效应

飞机在起飞和着陆贴近地面时，由于流过飞机的气流受地面的影响，使飞机的空气动力和力矩发生变化。这种效应称为地面效应。第二章第页216地面效应的产生原因上下翼面压差增加地面阻碍使下洗流减小下洗角减小，使平尾迎角减小飞机脱离地面效应区飞机处于地面效应区第二章第页217地面效应的效果上下翼面压差增加，从而使升力系数增加。地面阻碍使下洗流减小，使诱导阻力减小，阻力系数减小。下洗角减小，使平尾迎角减小，出现附加下俯力矩（低头力矩）。

第二章第页218地面效应的产生范围

飞机距地面高度在一个翼展以内，地面效应对飞机有影响，距地面越近地面效应越强。第二章第页219地效飞机

地效飞机是介于船和普通飞机之间的新型水上快速交通工具。地效飞机在民用方面使用前景也十分广阔，如可用于海上和内河快速运输，海情侦察，水上救生等。“小鹰”地效飞机速度可达556千米/小时第二章第页220BerievBartiniVVA14地效飞行器飞行原理/CAFUC2.5增升装置的增升原理第二章第页222迎角与速度的关系速度迎角

飞机的升力主要随飞行速度和迎角变化。在大速度飞行时，只要求较小迎角，机翼就可以产生足够的升力维持飞行。在小速度飞行时，则要求较大的迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。第二章第页223为什么要使用增升装置

用增大迎角的方法来增大升力系数从而减小速度是有限的，飞机的迎角最多只能增大到临界迎角。因此，为了保证飞机在起飞和着陆时，仍能产生足够的升力，有必要在机翼上装设增大升力系数的装置。

增升装置用于增大飞机的最大升力系数，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距离。第二章第页224主要增升装置包括：前缘缝翼后缘襟翼前缘襟翼第二章第页2252.5.1

前缘缝翼

前缘缝翼位于机翼前缘，在大迎角下打开前缘缝翼，可以延缓上表面的气流分离，从而使最大升力系数和临界迎角增大。在中小迎角下打开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。第二章第页226前缘缝翼

下翼面高压气流流过缝隙，贴近上翼面流动。一方面降低逆压梯度，延缓气流分离，增大最大升力系数和临界迎角。另一方面，减小了上下翼面的压强差，减小升力系数。第二章第页227前缘缝翼对压强分布的影响

较大迎角下，使用前缘缝翼可以增加升力系数。第二章第页2282.5.2

后缘襟翼分裂襟翼（TheSplitFlap）简单襟翼（ThePlainFlap）开缝襟翼（TheSlottedFlap）后退襟翼（TheFowlerFlap）后退开缝襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

放下后缘襟翼，使升力系数和阻力系数同时增大。因此，在起飞时放小角度襟翼，着陆时，放大角度襟翼。第二章第页229分裂襟翼（TheSplitFlap）

分裂襟翼是一块从机翼后段下表面向下偏转而分裂出的翼面，它使升力系数和最大升力系数增加，但临界迎角减小。第二章第页230

放下分裂襟翼后，在机翼和襟翼之间的楔形区形成涡流，压强降低，吸引上表面气流流速增加，上下翼面压差增加，从而增大了升力系数，延缓了气流分离。

此外，放下分裂襟翼使得翼型弯度增大，上下翼面压差增加，从而也增大了升力系数。分裂襟翼（TheSplitFlap）第二章第页231简单襟翼（ThePlainFlap）

简单襟翼与副翼形状相似。放下简单襟翼，增加机翼弯度，进而增大上下翼面压强差，增大升力系数。但是放简单襟翼使得压差阻力和诱导阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。第二章第页232

大迎角下放简单襟翼，升力系数及最大升力系数增加，阻力系数增加，升阻比降低（即空气动力性能降低），临界迎角降低。简单襟翼（ThePlainFlap）第二章第页233TB200的简单襟翼第二章第页234开缝襟翼（TheSlottedFlap）

开缝襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时进行开缝，和简单襟翼相比，可以进一步延缓上表面气流分离，增大机翼弯度，使升力系数提高更多，而临界迎角却降低不多。第二章第页235开缝襟翼（TheSlottedFlap）下翼面气流经开缝流向上翼面开缝襟翼的流线谱第二章第页236后退襟翼（TheFowlerFlap）

后退襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时向后滑动，和简单襟翼相比，增大了机翼弯度也增加了机翼面积，从而使升力系数以及最大升力系数增大更多，临界迎角降低较少。第二章第页237后退开缝襟翼（TheSlottedFowlerFlap）

后退开缝襟翼结合了后退式襟翼和开缝式襟翼的共同特点，效果最好，结构最复杂。大型飞机普遍使用后退双开缝或三开缝的形式。双开缝三开缝第二章第页238747的后退开缝襟翼第二章第页2392.5.3

前缘襟翼

前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上表面气流分离，能增加翼型弯度，使最大升力系数和临界迎角得到提高。前缘襟翼广泛应用于高亚音速飞机和超音速飞机。第二章第页240B737-800的前缘襟翼第二章第页241增升装置的原理总结第二章第页242增升装置的原理总结

增升装置主要是通过三个方面实现增升：增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。延缓上表面气流分离，提高临界迎角和最大升力系数。增大机翼面积。增升装置的目的是增大最大升力系数。第三章第页243

螺旋桨的拉力是活塞式飞机和涡轮螺旋桨飞机前进的动力。螺旋桨运作好坏直接影响拉力大小，而拉力大小又关系到飞机的飞行性能。本章着重分析螺旋桨空气动力的产生及其变化规律，介绍螺旋桨的功率、效率及负拉力、副作用等问题。第三章第页244本章主要内容3.1螺旋桨的拉力和旋转阻力3.2螺旋桨拉力在飞行中的变化3.3螺旋桨的有效功率和效率3.4螺旋桨的副作用*飞行原理/CAFUC3.1

螺旋桨的拉力和旋转阻力第三章第页2463.1.1螺旋桨简介桨叶桨毂变距机构桨尖桨根后缘前缘螺旋桨的组成第三章第页247桨叶平面形状

桨叶的平面形状很多，使用较多的有三种：第三章第页248Rr螺旋桨直径D桨叶基本参数螺旋桨半径R剖面半径

r相对半径r/R桨弦b第三章第页249αγφ桨弦相对气流旋转面桨叶角φ：桨弦和旋转面之间的夹角桨叶迎角α：桨弦和入流（即相对气流）之间的夹角入流角γ：入流和旋转面之间的夹角桨叶基本参数第三章第页250定距螺旋桨与变距螺旋桨桨叶角增大叫变高距或变大距。桨叶角减小叫变低距或变小距。现代飞机普遍使用自动变距螺旋桨。桨叶角不能改变的螺旋桨叫定距螺旋桨。桨叶角能够改变的螺旋桨叫变距螺旋桨。第三章第页251TB200螺旋桨外观第三章第页252Seminole螺旋桨外观第三章第页253

飞行中，螺旋桨是一面旋转一面前进的。螺旋桨剖面具有两个速度：一个是前进速度v,一个是圆周速度（切向速度）u。3.1.2螺旋桨的运动

右图为桨叶切面上某一点的运动轨迹第三章第页254相对进距λ第三章第页255桨叶迎角α随桨叶角φ的变化为常数时为常数时第三章第页256桨叶迎角α随飞行速度v的变化

在桨叶角和转速不变的情况下，桨叶迎角随飞行速度增大而减小，当飞行速度增大到一定程度，桨叶迎角可能减小到零，甚至变为负值。第三章第页257桨叶迎角α随切向速度u的变化

在桨叶角和飞行速度不变的情况下，桨叶迎角随转速增大而增大，随转速减小而减小。第三章第页258螺旋桨的几何扭转

螺旋桨几何扭转的目的，是为了保持螺旋桨桨叶各剖面的桨叶迎角基本相等。下图为没有进行几何扭转的螺旋桨工作时的情况。第三章第页259螺旋桨的几何扭转示意图第三章第页260螺旋桨的几何扭转的效果

下图为进行了几何扭转的螺旋桨，可以看到从桨根到桨尖，桨叶角逐渐减小，以保证各切面迎角大致相等。桨尖桨根第三章第页261TB200螺旋桨的几何扭转第三章第页2623.1.3

螺旋桨拉力和旋转阻力的产生叶素的空气动力CR叶素的空气动力系数ds叶素的面积第三章第页263桨叶的空气动力及其分布第三章第页264旋转阻力矩

螺旋桨各桨叶旋转阻力的作用点离桨轴有一段距离，其方向与桨叶的旋转方向相反，故形成阻碍螺旋桨旋转的力矩M阻。

旋转阻力矩M阻通常由发动机输出的旋转力矩M扭来平衡。M阻>M扭，螺旋桨转速将会降低M扭<M扭，螺旋桨转速将会增加M扭=M扭，螺旋桨转速不变第三章第页265飞行中螺旋桨所受力分析离心力阻力矩致弯曲力拉力第三章第页266本章主要内容3.1螺旋桨的拉力和旋转阻力3.2螺旋桨拉力在飞行中的变化3.3螺旋桨的有效功率和效率3.4螺旋桨的副作用*飞行原理/CAFUC3.2螺旋桨拉力在飞行中的变化第三章第页2683.2螺旋桨拉力在飞行中的变化

螺旋桨的拉力是总空气动力的一个分力，拉力的大小不仅取决于总空气动力的大小，还取决于总空气动力的方向。总空气动力大小总空气动力方向桨叶迎角α桨叶切面合速度w合速度的方向性质角θ拉力大小第三章第页269变距机构的分类人工变距机构，以变距杆为代表自动变距机构，以调速器为代表3.2.1螺旋桨的变距变距的目的

人工变距，通过前推或后拉变距杆，改变桨叶角、桨叶迎角、旋转阻力的大小，从而调整转速快慢。自动变距，通过调速器自动调整桨叶角的大小，保持转速恒定不变。第三章第页270变距机构第三章第页271不同工况下的操作油门杆变距杆混合比杆第三章第页2723.2.2螺旋桨拉力随飞行速度的变化

飞行速度增大，使得相对气流方向越发偏离旋转面，因此桨叶总空气动力R的方向也更加偏离桨轴。第三章第页273螺旋桨飞机拉力随速度变化曲线螺旋桨拉力随速度的增大而逐步减小。第三章第页2743.2.3螺旋桨拉力随油门位置的变化

油门增加，螺旋桨转速增大。调速器为了保持转速，自动增大桨叶角。因此桨叶总空气动力R增大。第三章第页275螺旋桨飞机不同油门位置下的拉力曲线螺旋桨的拉力随油门的增大而逐步减小。第三章第页2763.2.4螺旋桨拉力随飞行高度的变化

对于安装自然吸气式活塞发动机的螺旋桨的拉力随高度的增大而减小。第三章第页277螺旋桨的拉力随温度的增加而减小。3.2.5螺旋桨拉力随气温的变化第三章第页278产生负拉力的几种情况：飞行速度过大，产生负拉力。油门过小，产生负拉力。发动机空中停车,产生负拉力。3.2.6螺旋桨的负拉力第三章第页279飞行速度过大时负拉力的产生

飞行速度增大，调速器为保持转速不变，会自动增大桨叶角。但由于入流角也在增大，所以桨叶迎角仍在减小，桨叶总空气动力R逐渐向旋转面靠拢。第三章第页280油门过小时负拉力的产生

油门减小，调速器为保持转速不变，会自动减小桨叶角。但由于入流角短时间内保持不变，桨叶迎角逐渐减小，甚至成为负迎角。第三章第页281发动机空中停车时负拉力的产生

发动机空中停车，调速器为保持转速不变，会自动减小桨叶角。由于桨叶角和桨叶迎角均迅速减小，形成较大的负迎角，桨叶总空气动力R指向斜后方。第三章第页282空中停车后螺旋桨的自转（风车状态）相对气流飞行阻力总空气动力旋转力第三章第页283

顺桨的目的是将桨叶角增大到90度左右，桨叶几乎与飞行速度方向相平行，从而避免发动机的磨损，消除负拉力，减小阻力。顺桨机构相对气流桨弦第三章第页284顺桨的过程第三章第页285顺桨完成第三章第页286不同桨叶角下螺旋桨阻力风车状态下螺旋桨阻力很大。第三章第页287本章主要内容3.1螺旋桨的拉力和旋转阻力3.2螺旋桨拉力在飞行中的变化3.3螺旋桨的有效功率和效率3.4螺旋桨的副作用*飞行原理/CAFUC3.3螺旋桨的有效功率和效率第三章第页289螺旋桨有效功率是影响螺旋桨飞机飞行性能好坏的因素之一。螺旋桨效率则是衡量螺旋桨性能好坏的重要标志。因此，飞行员对什么是螺旋桨有效功率和效率、以及如何获得好的螺旋桨有效功率和效率应该有所了解。第三章第页2903.3.1螺旋桨的有效功率

螺旋桨产生拉力，拉着飞机前进，对飞机做功。每秒钟内螺旋桨对飞机所做的功的多少就是螺旋桨的有效功率。P

——

螺旋桨拉力，单位：牛顿v

——

飞行速度，单位：米/秒第三章第页291螺旋桨的有效功率随飞行速度的变化小于某一飞行速度时，螺旋桨有效功率随速度增大而增大。大于某一飞行速度时，螺旋桨有效功率随速度增大而减小。第三章第页292螺旋桨的有效功率随不同油门位置的变化

飞行高度和转速均不变的情况下，油门位置越大，发动机有效功率越大，螺旋桨有效功率随之增大。第三章第页293注：吸气式发动机与增压式发动机的工作原理不同，受高度变化的影响也有不同。螺旋桨的有效功率随不同高度的变化

低于额定高度，随着高度增加，发动机有效功率增大，螺旋桨有效功率也增大。

超过额定高度，随着高度增加，发动机有效功率减小，螺旋桨有效功率也减小。第三章第页294获得螺旋桨最大有效功率的方法

对于活塞式螺旋桨飞机，当高度和飞行速度一定的情况下，要想使螺旋桨有效功率尽可能大，在加油门的同时应当前推变距杆增大转速。第三章第页2953.3.2螺旋桨的效率

螺旋桨的有效功率与发动机的有效功率之比，定义为螺旋桨的效率η第三章第页296螺旋桨的效率η与相对进距λ的关系

在固定桨叶角的情况下，螺旋桨的效率在某一固定相对进距下达到最大。第三章第页297螺旋桨的效率η与桨叶角φ的关系相对进矩越大，对应较高效率的桨叶角也越大。第三章第页298

活塞式变距螺旋桨飞机，在使用额定转速和额定油门做大速度平飞时，螺旋桨效率最高。获得螺旋桨最大效率的方法

在飞行速度减小时，收小油门、减小进气压力、后拉变距杆减小转速，以保持螺旋桨效率。在飞行速度增大时，加大油门、增大进气压力、前推变距杆增大转速，以保持螺旋桨效率。第三章第页299本章主要内容3.1螺旋桨的拉力和旋转阻力3.2螺旋桨拉力在飞行中的变化3.3螺旋桨的有效功率和效率3.4螺旋桨的副作用*飞行原理/CAFUC3.4螺旋桨的副作用第三章第页301螺旋桨在工作中，一方面产生拉力，提供飞机的前进动力；另一方面还会产生一些对飞行不利的副作用。进动反作用力矩滑流扭转作用第三章第页302

飞行中高速旋转的螺旋桨，当受到桨轴方向的操纵力矩作用时，螺旋桨并不完全绕与操纵力矩方向平行的轴转动，还要绕另一个轴偏转，这种现象叫做进动。3.4.1螺旋桨的进动纵轴竖轴横轴机头上仰向右进动螺旋桨旋转方向反作用力矩方向第三章第页303进动的产生机理第三章第页304螺旋桨进动的产生

当机头上仰时，转动到上方的桨叶受到向后的作用力，产生向后的加速度。在桨叶继续向右转动的过程中，该加速度的影响仍然存在。第三章第页305进动方向的判断方法通过绘图判断右转螺旋桨的方向通过右手判断右转螺旋桨的方向方法一：方法二：机头转动方向进动方向第三章第页306

后三点式螺旋桨飞机，在起飞滑跑抬尾轮时，受进动的影响较为明显。进动的影响举例：第三章第页307进动的影响

后三点式螺旋桨飞机，在起飞滑跑阶段，受进动的影响较为明显。第三章第页3083.4.2螺旋桨的反作用力矩

右转螺旋桨飞机，在反作用力矩作用下，会向左倾斜。第三章第页309在空中飞行时，反作用力矩有使飞机带坡度的趋势。加油门，桨叶空气动力增大，反作用力矩随之增大。减油门，桨叶空气动力减小，反作用力矩随之减小。反作用力矩对空中飞行的影响螺旋桨转动方向反作用力矩方向第三章第页310反作用力矩对地面滑跑的影响

在地面滑跑时，反作用力矩的作用使左右两侧机轮对地面的压力不均，受到的摩擦阻力不同，使得机头向一侧偏转。反作用力矩N左N右偏转力矩F左F右第三章第页311受螺旋桨作用，向后加速和扭转的气流叫螺旋桨滑流。3.4.3螺旋桨的滑流扭转作用第三章第页312螺旋桨滑流对飞机的扭转作用

对于右转螺旋桨飞机，滑流的影响主要从左方作用于机体和垂直尾翼，使得飞机机头向左侧偏转。

飞行速度越大，舵面效应越强，偏转力矩越大。第三章第页313加油门时滑流对俯仰平衡的影响油门增加滑流速度增加偏转力矩增加附加空气动力增加上仰力矩增加V上仰力矩滑流速度增大△RY尾第三章第页314收油门时飞机会下俯第三章第页315C130的螺旋桨滑流第四章第页316

飞机飞行状态的变化，归根到底，都是力和力矩作用的结果。飞机的平衡、稳定性和操纵性是阐述飞机在力和力矩的作用下，飞机状态的保持和改变的基本原理。第四章第页317本章主要内容4.1飞机的平衡4.2飞机的稳定性4.3飞机的操纵性*飞行原理/CAFUC4.1飞机的平衡第四章第页3194.1.1飞机的坐标轴和重心机体轴第四章第页320横轴纵轴立轴俯仰滚转偏转机体轴及对应转动第四章第页321绕横轴（OZ轴）的转动称为俯仰转动注：角速度和力矩均按右手螺旋法则判定正负

第四章第页322绕立轴（OY轴）的转动称为偏转

第四章第页323绕纵轴（OX轴）的转动称为滚转第四章第页324重心（CenterofGravity）

飞机各部件、燃料、乘员、货物等重力的合力，叫飞机的重力。飞机重力的着力点叫做飞机重心。第四章第页325重心CG

飞机在空中的运动，总可分解成飞机各部分随飞机重心一起的移动和飞机各部分绕重心的转动。重心（CenterofGravity）第四章第页326重心位置的表示X重bMCA重心

重心的前后位置常用重心在某一特定翼弦上的投影到该翼弦前端的距离，占该翼弦的百分数来表示。第四章第页327平均空气动力弦（MAC）

假想的矩形翼的面积、空气动力及俯仰特性与原机翼相同。第四章第页328几何中心标准平均弦（SMC）平均空气动力弦（MAC）

重心的前后位置常用重心在MAC上的投影到该翼弦前端的距离，占该翼弦的百分数来表示。

标准平均弦等于机翼面积与翼展的比值。第四章第页329

飞机的平衡包括作用力平衡和力矩平衡两个方面。本节只分析各力矩的平衡。飞机的平衡相对横轴(OZ轴)——俯仰平衡相对横轴(OY轴)——方向平衡相对横轴(OX轴)——横侧平衡第四章第页3304.1.2飞机的俯仰平衡

飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零，迎角不变。第四章第页331CPCG俯仰力矩主要有:机翼产生的俯仰力矩水平尾翼产生的俯仰力矩拉力（或推力）产生的俯仰力矩第四章第页332

机翼产生的俯仰力矩的大小最终只取决于飞机重心位置、迎角和飞机构型。

一般情况下机翼产生下俯力矩。但当重心后移较多且迎角有很大时，则可能产生上仰力矩。机翼产生的俯仰力矩第四章第页333平尾产生的俯仰力矩

在正常飞行中，水平尾翼产生负升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。当迎角很大时，也可能会产生下俯力矩。第四章第页334

水平尾翼产生的俯仰力矩取决于机翼迎角、升降舵偏角和流向水平尾翼的气流速度。平尾产生的俯仰力矩第四章第页335

螺旋桨的拉力或发动机的推力，其作用线若不通过飞机重心，也会形成围绕重心的俯仰力矩。拉力产生的俯仰力矩第四章第页336获得俯仰平衡的条件：第四章第页3374.1.3飞机的方向平衡

飞机的方向平衡是指作用于飞机的各偏转力矩之和为零，侧滑角不变或侧滑角为零。第四章第页338侧滑是指相对气流方向与飞机对称面不一致的飞行状态。第四章第页339偏转力矩主要有:两翼阻力对重心产生的偏转力矩垂尾侧力对重心产生的偏转力矩双发或多发飞机拉力产生的偏转力矩第四章第页340获得方向平衡的条件：第四章第页3414.1.4飞机的横侧平衡

飞机的横侧平衡是指作用于飞机的各滚转力矩之和为零，坡度不变。第四章第页342滚转力矩主要有:两翼升力对重心产生的滚转力矩螺旋桨反作用力矩对重心产生的滚转力矩第四章第页343获得横侧平衡的条件：第四章第页3444.1.5影响飞机平衡的主要因素

●加减油门

●收放襟翼

●收放起落架

●重心变化影响俯仰平衡的主要因素第四章第页345加减油门

加减油门不仅直接影响拉力或推力力矩的大小，还会影响到机翼和尾翼力矩的大小。第四章第页346襟翼收放

放襟翼机翼升力增大，同时升力作用点（压力中心）后移，下俯力矩增加；另一方面，放襟翼使下洗增大，平尾负升力增大，抬头力矩变大。第四章第页347起落架收放

一方面导致飞机重心移动；另一方面，起落架附加阻力变化会引起俯仰力矩变化。第四章第页348重心位置变化

重心移动对机翼的俯仰力矩影响较大。第四章第页349保持俯仰平衡的主要方法

飞行员可利用偏转升降舵产生的俯仰操纵力矩来平衡俯仰力矩以保持俯仰平衡。第四章第页350

一边机翼变形导致两侧阻力不同、两侧发动机工作状态不同以及螺旋桨副作用影响等。影响方向平衡的主要因素

飞行员可利用偏转方向舵产生的方向操纵力矩来平衡偏转力矩以保持方向平衡。第四章第页351

一边机翼变形导致两侧升力不同、油门改变和重心移动等。影响飞机横侧平衡的因素

飞行员可利用偏转副翼产生的横侧操纵力矩来平衡滚转力矩以保持横侧平衡。第四章第页352本章主要内容4.1飞机的平衡4.2飞机的稳定性4.3飞机的操纵性*飞行原理/CAFUC4.2

飞机的稳定性第四章第页354

飞机的稳定性是指，飞机受扰偏离原平衡状态，偏离后飞机能自动恢复到原平衡状态的能力。俯仰稳定性方向稳定性横侧稳定性第四章第页3554.2.1稳定性概念及条件

一旦摆锤偏离原平衡状态，重力分力形成的力矩力图使摆锤回到原平衡位置。此外，摆锤在摆动过程中还受到空气阻力形成的力矩作用。

单摆的稳定性

下垂的单摆是稳定的，因为其受到稳定力矩和阻尼力矩的共同作用。阻尼力矩原平衡状态稳定力矩阻尼力矩原平衡状态稳定力矩

单摆在这两个力矩的共同作用下，最终回到原平衡状态。第四章第页356

物体受扰后的运动过程中，自动出现的、力图使物体最终回到原平衡状态的、方向始终与运动方向相反的力矩，称为阻尼力矩。

物体受扰偏离原平衡状态后，自动出现的、力图使物体回到原平衡状态的、方向始终指向原平衡位置的力矩，称为稳定力矩。阻尼力矩原平衡状态稳定力矩阻尼力矩原平衡状态稳定力矩

单摆的稳定性分析第四章第页357

倒立单摆的稳定性倒立的单摆不具备这两个力矩，因此是不稳定的。原平衡状态不稳定力矩第四章第页358静稳定性与动稳定性

受扰后出现稳定力矩，具有回到原平衡状态的趋势，称为物体是静稳定的。静稳定性研究物体受扰后的最初响应问题。正的静稳定性中立静稳定性负的静稳定性外力外力外力第四章第页359静稳定性与动稳定性

扰动运动过程中出现阻尼力矩，最终使物体回到原平衡状态，称物体是动稳定的。动