飞行原理简介-第2章

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　　增升装置的使用情况不同，升力系数大小也不同，平飞所需速度也将下一样。（比　如放襟翼起飞，由于升力系数大，为平衡飞机重量所需的速度就小，即离地速度小，起飞滑跑距离就短）。

　　　　1。　最大平飞速度，在一定的高度和重量下，发动机加满油门时，飞机所能达到的稳定平飞速度，就是飞机在该高度上的最大平飞速度。平飞最大速度是理论上飞机平飞所能达到的最大速度，而并不是飞机实际的最大使用速度，由于飞机强度等限制，最大使用速度比平飞最大速度可能要小。比如三*　戟飞机，在海平面，标准大气，全收状态下，平飞最大速度为480海里/小时，而最大使用速度则规定为365海里/小时。　

　　　　平飞最小速度，是飞机作等速平飞所能保持的最小速度。如有足够的可用拉力或可用功率，那么平飞最小速度的大小受最大升力系数的限制。因为临界迎角的升力系数最大，　所以与临界迎角相对应的平飞速度（失速速度），就是平飞最小速度。　对飞机的要求来说，平飞最小速度越小越好，因平飞最小速度越小，飞机就可用更　小的速度接地，以改善飞机的着陆性能。临界迎角对应的平飞速度，是平飞的最小理论速度。实际上当飞机接近临界迎角时，由于机翼上气流严重分离，飞机出现强烈抖动，飞机不仅易失速而且安定性、操纵性都差。所以实际上要以该速度平飞是不可能的。为保证安全，对飞行迎角的使用应留有一定的余量，不允许在临界迎角状态飞行。　
　　　　
　　　　平飞有利速度就是以有利迎角保持平飞的速度。以有利速度平飞，升阻比最大平飞阻力最小，航程较远。　

　　　　4。　经济速度就是用最小所需功率作水平飞行时的速度。用经济速度平飞所需功率最小，即所用发动机的功率最小，比较省油，航时较长。与经济速度相对应的迎角，叫经济迎角。　

　　在平飞中改变速度的基本操纵方法是：要增大平飞速度，必须加大油门，并随着速度的增大而前推驾驶杆；同理，要减小平飞速度则必须收个油门，并随着速度的减小而后拉驾驶杆。也就是说，从一个平飞状态改变到另一个乎飞状态，必须同时操纵油门和驾驶杆。此外，对螺旋桨飞机正必顶要修正因加减油门而引起的螺旋桨副作用的影响。但是必须指出，上述改变平飞速度的操纵规律只有在大于经济速度的范围内才适合。　

二。　上升　


　　飞机沿向上倾斜的轨迹所作的等速直线飞行就叫上升。上升是飞机取得高度的基本方法。上升中作用于飞机的外力和平飞相同，有升力、重力、拉力（或推力）和阻力。　

飞机的上升性能主要包括最大上升角、最大上升率、上升时间和上升限度。　

1。上升角和上升梯度　

　　上升角是飞机上升轨迹与水平线之间的夹角。上升角越大，说明经过同样的水平距离后，上升的高度越高。上升高度与水平距离的比值，就是上升梯度。飞机的剩余拉力（或剩余推力）越大，或飞机重量越轻，则上升角和上升梯度越大。　

2。　上升率和最快上升速度　

　　在上升中，飞机每秒钟所上升的高度，叫上升率，也叫上升垂直速度，上升率越大，表明飞机上升到一定高度所需的时间越短，飞机就能迅速取得高度。所以说，飞机的最大上升率是飞机重要的飞行性能之一。　剩余功率越大，或飞机重量越轻功率越大。因为飞机上升的过程，实际就是将剩余功率变成势能的过程。在飞机重量不变的情况下，剩余功率越大，飞机在单位时间内增加的势能就越多，上升率也就越大。在剩余功率一定的情况下，飞机重量越轻，在单位时间内上升的高度越高、上升率也就越大。在重量一定的情况下升率的大小主要决定于剩余功率的大小，而剩余功率的大小又决定于油门位置和上升速度。在油门位置一定的情况下，用不同速度上升，由于剩余功率大小不同，上升率大小也就不同。对低速螺旋桨飞机，加满油门，在有利速度附近，剩余功率最大，所以用近似有利速度的速度上升，可以得到最大的上升率。　

3。　上升时间和上升限度　

　　上升率的变化决定于剩余功率的变化。所以，上升率随飞行高度的变化，也就决定于剩余功率随飞行高度的变化。就可以确定出飞机在各个飞行高度上的最大上升率以及最快上升速度。在额定高度以上，随着高度的升高，发动机发出的功率减小，可用功率减小，剩余功率随之减小。所以，最大上升率随着高度的升高一直减小。　既然最大上升率随高度的增加要一直减小，那么上升到一定高度，上升率势必要减小到零。这时飞机不可能再继续上升。上升率等于零的高度叫做理论上　升限度，简称理论升限。　

　　飞机上升到预定高度所需的最短时间，叫上升时间。

　　飞机由平飞转入上升的基本操纵方法是：加大油门到预定位置，同时柔　和后拉驾驶杆，使飞机逐渐转入上升，及至接近预定上升角（上升率）时，即前推驾驶杆，以便使飞机稳定在预定的上升角。必要时，调整油门．以保持预定的上升速度。对螺旋桨飞机，还应注意修正螺旋桨副作用的影响。飞机由上升转入平飞，飞行员就应前推驾驶杆，减小迎角，以减小升力。只有升力小于重力第一分力，飞机产生向下的向心力之后，飞机运动轨迹才会向下弯曲，才可能转入平飞。

　　飞机由上升转入平飞的基本操纵方法是：柔和地前推驾驶　杆减小升力，同时收小油门，使飞机逐渐转入平飞，待上升角接近零时，即后拉驾驶盘保持平飞。必要时调整油门，以保持等速平飞，对螺旋桨飞机，还应注意修正螺旋桨副作用的影响。　

三。　下降


　飞机沿向下倾斜的轨迹所作的等速直线飞行就叫下降。下降是飞机降低高度的基本方法。下降中作用于飞机的外力和平飞相同，有升力、重力、拉力（或推力）和阻力。飞机的下降根据需要可用正拉力、零拉力或负拉力进行。拉力近似于零（闭油门）的下降叫下滑。

　　飞机的下降性能主要包括最小下降角、最小下降率和最大下降距离。

1。　下降角和下降率　


　　下降轨迹与水平线之间的夹角叫下降角。飞机每秒钟所降低的高度叫下降率。下降率越大，飞机降低高度越快，下降到一定高度的时间就短。

2。　下降距离

　　飞机下降一定高度所通过的水平距离，叫下降距离。下降距离的长短，取决于下降高度和下降角。下降高度越高，下降角越小，下降距离就越长。以有利迎角下降，因升阻比最大，下降角最小，故下降距离最长。能获得最大下降距离的下降速度，叫做最大下降距离下降速度。对零拉　力下滑时，最大下滑距离速度就等于有利速度。凡是使升阻比减小，下降角增大的因素都将使下降距离缩短。如在放起落架、襟翼，飞机结冰等情况下，升阻比减小，下降角增大，下降距离缩短，飞机用负拉力下降　时，下降角增大，下降距离缩短。飞行中常可根据滑翔比的大小来估计下降距离的长短。滑翔比是下降距离与下降高度之比。滑翔比就是飞机每降低一米高度所前进的距离。在高度一定的情况下，滑翔比越大，下降距离就越长。在无风和零拉力的情况下，滑翔比就等于飞机的升阻比。　

下降的操纵原理　

　　操纵驾驶杆改变下降角。下降速度、下降率以及下降距离在稳定的下降中，一个迎角对应一个下降速度。移动驾驶杆改变迎角，就可相应地改变下降速度、下降角、下降率以及下降距离。在下降第一范围内，后位驾驶杆，迎角　增大，升力系数增大，下降速度减小，下降角减小，下降率减小，下降距离增长，反之，前推驾驶盘，下降速度增大，下降角、下降率增大，下降距离缩短，用有利迎角下　降，下降角最个，下降距离最远。用经济迎角下降，下降率最小。下降中，主要是操纵驾驶盘和油门，保持好下降速度和下降角。只要油门在规定位　置，操纵驾驶杆保持好规定的下降速度，就可以获得预定的下降角。　


　　加、减油门改变下降角、下降距离。下降中，不动驾驶盘，即迎角保持下变，加油门可使下降角减小，下降速度稍增　大，下降距离增长，减油门可使下降角增大，　　下降速度稍减小，下降距离缩短。　加油门，拉力增大，下降速度增大，升、阻力增大。　

　　飞机由平飞转入下降的基本操纵方法一般是：柔和前推驾驶盘，以减小迎　角，使飞机逐渐转入下降，同时收小油门，减小拉力。待飞机接近预定的下降角（下　降率）时，应及时后拉驾驶盘，保持好预定的下降角下降。

　　飞机由下滑转平飞的基本操纵方法是：加大油门至平飞位置，同时柔和地后拉驾驶盘以减小下降角，待飞机接近平飞状态时，应向前回盘，保持平飞。　

　飞机的每次飞行，不论飞什么课目，也不论飞多高、飞多久，总是以起飞开始以着陆结束。　起飞和着陆是每次飞行中的两个重要环节。所以，我们首先需要掌握好起飞和着陆的技术。

一。　滑行


飞机不超过规定的速度，在地面所作的直线或曲线运动叫滑行。　

　　对滑行的基本要求是：飞机平稳地开始滑行，滑行中保持好速度和方向，并使飞机能停止在预定的位置。飞机从静止开始移动，拉力或推力必须大于最大静摩擦力，故飞机开始滑行时应适　当加大油门。飞机开始移动后，摩擦力减小，则应酌量减小油门，以防加速太快，保持起滑平稳。滑行中，如果要增大滑行速度，应柔和加大油门，使拉力或推力大于摩擦力，产生加速度，使速度增大，要减小滑行速度，则应收小油门，必要时，可使用刹车。

二。　起飞

　飞机从开始滑跑到离开地面，并升到一定高度的运动过程，叫做起飞。

　　飞机起飞的操纵原理　


　　飞机从地面滑跑到离地升空，是由于升力不断增大，直到大于飞机重力的结果。而只有当飞机速度增大到一定时，才可能产生足以支持飞机重力的升力。可见飞机的起飞　是一个速度不断增加的加速过程。　；剩余拉力较小的活塞式螺旋桨飞机的起飞过程，一般可分为起飞滑跑、离地、小　角度上升（或一段平飞）、上升四个阶段。对有足够剩余拉力的螺旋桨飞机，或有足够剩余推力的喷气式飞机，因可使飞机加　速并上升，故起飞一般只分三个阶段，即起滑跑、离地和上升。　

　　（一）起飞滑跑的目的是为了增大飞机的速度，直到获得离地速度。拉力或推力愈大，剩余拉力或剩余推力也愈大，飞机增速就愈快。起飞中，为尽快地增速，应把油门推到最大位置。　

1。抬前轮或抬尾轮

前三点飞机为什么要抬前轮？

　　前三点飞机的停机角比较小，如果在整个起飞滑跑阶段都保持三点姿态滑跑，则迎角和升力系数较小，必然要将速度增大到很大才能产生足够的升力使飞机离地，这样，滑咆距离势必很长。因此，为了减小离地速度，缩短滑跑距离，当速度增大到一定程度时就需要抬起前轮作两点姿态滑跑，以增大迎角和升力系数。　

抬前轮的时机和高度　

　　抬前轮的时机不宜过早或过晚。抬前轮过早，速度还小，升力和阻力都小，形成的上仰力矩也小。要拾起前轮，必须使水平尾翼产生较大的上仰力矩，但在小速度情况下，水平尾翼产生的附加空气动力也小，要产主足够的上仰力矩就需要多拉杆。结果，随着滑跑速度增大，上仰力矩又将迅速增大，飞行员要保持抬前伦的平衡状态，势必又要用较大的操纵量进行往复修正，给操纵带来困难。同时，抬前轮过旱，使飞机阻力增大而增长起飞距离。如果抬前轮过晚，不仅使滑跑距离增长，而且还由于拉杆抬前轮到离地的时间很短，飞行员不易修正前轮抬起的高度而保持适当的离地迎角。甚至容易使升力突增很多　而造成飞机猛然离地。各型飞机抬前轮的速度均有其具体规定。前轮抬起高度应正好保持飞机离地所需的迎角，前轮抬起过低，势必使迎角和升力系数过小，离地速度增大，滑跑距离增长，前轮抬起过高，滑跑距离虽可缩短，但因飞机阻力大，起飞距离将增长，而且迎角和升力系数过大，又势必造成大迎角小速度离地，离地后，飞机的安定住差操纵性也不好。仰角过大，还可能造成机尾擦地。从既要保证安全又要缩短滑跑距离的要求出发，各型飞机前轮抬起高度都有其具体规定。飞行员可从飞机上的俯仰指示器或从机头与天地线的关系位置来判断前轮抬起的高度是否适当。

后三点飞机为什么要抬尾轮

　　后三点飞机与前三点飞机相比，停机角比较大，因此三点滑跑中迎角较大，接近其临界迎角，如果整个滑跑阶段都保持三点滑跑，升力系数比较大，飞机在较小的速度下即能产生足够的升力使飞机离地。此时滑跑距离虽然很短，但大迎角小速度离地后，飞机安定性操纵性都差，甚至可能失速。因此后三点飞机，当滑跑速度增大到一定时，飞行员应前推驾驶杆，抬起机尾作两点滑跑，以减小迎角。与前三点飞机抬前轮一样，为了既保证安全，又缩短滑跑距离，必须适时正确地抬机尾。抬机尾过早或过晚，过高或过低，不仅会增长滑跑距离，起飞距离，而且会危及　飞行安全。各型飞机抬机尾的速度和高度也都有其具体规定。

2。　保持滑跑方向　

　　对螺旋桨飞机而言，起飞滑跑中引起飞机偏转的主要原因是螺旋桨的副作用。起飞滑跑中，螺旋桨的反作用力矩力图使飞机向螺旋桨旋转的反方向倾斜，造成两主轮对地面的作用力不等，从而使两主轮的摩擦力不等，两主轮摩擦力之差对重心形成偏转力矩。螺旋桨滑流作用在垂直尾翼上也产主偏转力矩。前三点飞机抬前轮时和后三点飞机抬尾轮时，螺旋桨的进动作用也会使飞机产生偏转。加减油门和推拉笃驶杆的动作愈粗猛，螺旋桨副作用影响愈大。为减轻螺旋桨副作用的影响，加油门和推拉驾驶杆的动作应柔和适当。滑跑前段，因舵的效用差，一般可用偏转前轮和刹车的方法来保持滑跑方向。滑跑后段应用舵来保持滑跑方向。随着滑跑速度的不断增大，方向舵的效用不断提高，就应当回舵，以保持滑跑方向。　

　　喷气飞机起飞滑跑方向容易保持，其原因是；一是喷气飞机都是前三点飞机，　而前三点飞机在滑跑中具有较好的方向安定住，二是没有螺旋桨副作用的影响，所以在加油门和抬前轮时，飞机不会产主偏转。

　　（二）　当速度增大到一定，升力稍大于重力，飞机即可离地。离地时作用于飞机的力。此时升力大于重力，拉力或推力　大于阻力。

　　离地时的操纵动作，前三点飞机和后三点是不同的。前三点飞机是因飞行员拉杆产生上仰操纵力矩，而使飞机作两点滑跑的。随着滑跑速度的增大、上仰力矩增大，迎角将会增大。虽然飞行员不断向前推杆以保持两点滑跑姿态，但　原来的俯仰力矩平衡总是随速度的增大而不断被破坏，在到达离地速度时，迎角仍会有自动增大的趋势。所以，前三点飞机一般都是等其自动离地。后三点飞机则不然，飞机到达离地速度时，一般都需带杆增大迎角而后离地。这是因为后三点飞机在两点滑跑中，飞行员是前推杆