第一課 飛機(jī)的一般知識
飛機(jī)是目前最主要的飛行器。它廣泛地用于軍事和國民經(jīng)濟(jì)兩方面。本節(jié)簡要介紹飛機(jī)的主要組成部分及其功用，操縱飛機(jī)的基本方法，以及機(jī)翼的形狀等問題。
一、 飛機(jī)的主要組成部分及其功用
自從世界上出現(xiàn)飛機(jī)以來，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)形式雖然在不斷改進(jìn)，飛機(jī)類型不斷增多，但到目前為止，除了極少數(shù)特殊形式的飛機(jī)之外，大多數(shù)飛機(jī)都是由下面五個(gè)主要部分組成，即：機(jī)翼、機(jī)身、尾翼、起落裝置和動(dòng)力裝置。它們各有其獨(dú)特的功用。
（一）、機(jī)翼
機(jī)翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機(jī)在空中飛行；也起一定的穩(wěn)定和操縱作用。在機(jī)翼上一般安裝有副翼和襟翼。操縱副翼可使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)；放下襟翼能使機(jī)翼升力增大。另外，機(jī)翼上還可安裝發(fā)動(dòng)機(jī)、起落架和油箱等。機(jī)翼有各種形狀，數(shù)目也有不同。歷史上曾出現(xiàn)過雙翼機(jī)，甚至還出現(xiàn)過多翼機(jī)。但現(xiàn)代飛機(jī)一般都是單翼機(jī)。
（二）、機(jī)身
機(jī)身的主要功用是裝載乘員、旅客、武器、貨物和各種設(shè)備；還可將飛機(jī)的其它部件如尾翼、機(jī)翼及發(fā)動(dòng)機(jī)等連接成一個(gè)整體。
（三）、尾翼
尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平定面和可動(dòng)的升降舵組成。垂直尾翼則包括固定的垂直安定面和可動(dòng)的方向舵。尾翼的主要功用是用來操縱飛機(jī)俯仰和偏轉(zhuǎn)，并保證飛機(jī)能平穩(wěn)地飛行。
（四）、起落裝置
起落裝置是用來支持飛機(jī)并使它能在地面和水平面起落和停放。陸上飛機(jī)的起落裝置，大都由減震支柱和機(jī)輪等組成。它是用于起飛、著陸滑跑，地面滑行和停放時(shí)支撐飛機(jī)。
（五）、動(dòng)力裝置
動(dòng)力裝置主要用來產(chǎn)生拉力或推力，使飛機(jī)前進(jìn)。其次還可以為飛機(jī)上的用電設(shè)備提供電源，為空調(diào)設(shè)備等用氣設(shè)備提供氣源。
現(xiàn)代飛機(jī)的動(dòng)力裝置，應(yīng)用較廣泛的有四種：一是航空活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)加螺旋槳推進(jìn)器；二是渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)；三是渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)；四是渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)、原子能航空發(fā)動(dòng)機(jī)等，也將會(huì)逐漸被采用。動(dòng)力裝置除發(fā)動(dòng)機(jī)外，還包括一系列保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的系統(tǒng)，如燃油供應(yīng)系統(tǒng)等。
飛機(jī)除了上述五個(gè)主要部分之外，根據(jù)飛行操縱和執(zhí)行任務(wù)的需要，還裝有各種儀表、通訊設(shè)備、領(lǐng)航設(shè)備、安全設(shè)備和其它設(shè)備等。
二、 操縱飛機(jī)的基本方法
飛行員操縱駕駛盤（或駕駛桿）、腳蹬板，使升降舵、副翼和方向舵偏轉(zhuǎn)，能使飛機(jī)向各個(gè)方向轉(zhuǎn)動(dòng)。
例如后拉駕駛盤，升降舵上偏，機(jī)頭上仰；前推駕駛盤，則升降舵下偏，機(jī)頭下俯。向左壓駕駛盤，左邊副翼上偏，右邊副翼下偏，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；反之，向右壓駕駛盤右副翼上偏，左副翼下偏，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。向
前蹬左腳蹬板（即蹬左舵），方向舵左偏，機(jī)頭向偏轉(zhuǎn)；反之，向前蹬右腳蹬板（即蹬右舵），方向舵右偏，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。
三、 機(jī)翼的形狀
機(jī)翼的形狀主要是指機(jī)翼的平面形狀、切面形狀、扭轉(zhuǎn)角和左右半翼的傾斜度。而機(jī)翼的空氣動(dòng)力性能，主要取決于機(jī)翼的切面形狀和平面形狀。因此，下面分別介紹機(jī)翼的切面形和平面形。
（一）機(jī)翼的切面形（簡稱翼型）
?。ǘC(jī)翼的平面形
仰視在藍(lán)天飛行的飛機(jī)時(shí)，所看到的體現(xiàn)飛機(jī)特征的機(jī)翼樣子就叫機(jī)翼的平面形狀。機(jī)翼的平面形狀是決定飛機(jī)性能的重要因素。
早期的飛機(jī)，機(jī)翼平面形大都做成矩形。矩形機(jī)翼制造簡單，但阻力較大，因此一般用于舊式飛機(jī)和現(xiàn)代的小型飛機(jī)。為了適應(yīng)提高飛行速度的需要，解決阻力與飛行速度之間的矛盾，后來又制造出了梯形翼和橢圓翼。橢圓翼的阻力（誘導(dǎo)阻力）最小，但因制造復(fù)雜，未被廣泛采用。梯形翼的阻力也較小，制造也簡單，因而是目前活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)用的最多的一種機(jī)翼。隨著噴氣式飛機(jī)的出現(xiàn)，飛行速度在接近或超過音速時(shí)，要產(chǎn)生新的阻力（波阻），為減小波阻，提高飛行速度，適應(yīng)高速飛行，相繼出現(xiàn)了后掠翼、三角翼、Ｓ形前緣翼、雙三角翼，變后掠翼等機(jī)翼，并獲得廣泛應(yīng)用。
目前，高亞音速客機(jī)之所以廣泛采用后掠翼，就是為了提高機(jī)翼的臨界Ｍ數(shù)，避免在重要飛行狀態(tài)下產(chǎn)生更大的波阻，從而提高飛機(jī)的性能。
各種不同平面形狀的機(jī)翼，其升、阻力之所以有差異，與機(jī)翼平面形狀的各種參數(shù)有關(guān)。機(jī)翼平面形狀的參數(shù)有：展弦比、尖削比、后掠角
第二課 飛機(jī)升力和阻力的產(chǎn)生
飛機(jī)在空氣中運(yùn)動(dòng)或者空氣流過飛機(jī)時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生作用于飛機(jī)的空氣動(dòng)力，飛機(jī)各部分所受到的空氣動(dòng)力的總和，叫總空氣動(dòng)力，通常用R表示。一般情況，這個(gè)力是向上并向后傾斜的，根據(jù)它所起的作用，可將它分解為垂直于相對氣流方向和平等于相對氣流方向的兩個(gè)分力。垂直方向的力叫升力，用Y表示。升力通常是起支托飛機(jī)的作用。平等方向阻礙飛機(jī)前進(jìn)的力叫陰力，用X表示。
飛機(jī)的升力絕大部份是機(jī)翼產(chǎn)生的，尾翼通常產(chǎn)生負(fù)升力，飛機(jī)其它部份產(chǎn)生的升力很小，一般都不考慮。至于飛機(jī)的阻力，只要是暴露在相對氣流中的任何部件，都是要產(chǎn)生的。
一、升力的產(chǎn)生
從流線譜可以看出：空氣流到機(jī)翼前緣，分成上、下兩股，分別沿機(jī)翼上、下表面流過，而在機(jī)翼后緣重新匯合向后流去。在機(jī)翼上表面，由于比較凸出，流管變細(xì)，說明流速加快，壓力降低。在機(jī)翼下表面，氣流受到阻擋作用，流管變粗，流速減慢，壓力增大。于是，機(jī)翼上、下表面出現(xiàn)了壓力差，垂直于相對氣流方向的壓力差的總和，就是機(jī)翼的升力。
機(jī)翼升力的著力點(diǎn)，即升力作用線和翼弦的交點(diǎn)，叫壓力中心。
機(jī)翼各部位升力的大小是不同的，要想了解機(jī)翼各個(gè)部位升力的大小，就需知道機(jī)翼表面壓力分布的情形。
機(jī)翼表面壓力的頒可通過實(shí)驗(yàn)來測定。凡是比大氣壓力低的叫吸力（負(fù)壓力），凡是比大氣壓力高的叫壓力（正壓力）。機(jī)翼表面各點(diǎn)的吸力和正壓力都可用向量表示。向量的長短表示吸力或正壓力的大小。向量的方向同機(jī)翼表面垂直，箭頭方向朝外，表示吸力；箭頭指向機(jī)翼表面，表示正壓力。將各個(gè)向量的外端用平滑的曲線連接起來。壓力最低（即吸力最大）的一點(diǎn)，叫最低壓力點(diǎn)。在前緣附近，流速為零，壓力最高的一點(diǎn)，叫駐點(diǎn)。
機(jī)翼壓力分布并不是一成不變的。如果機(jī)翼在相對氣流中的關(guān)系位置改變了，流線譜就會(huì)改變，機(jī)翼的壓力分布也就隨之而變。
機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要是靠上表面吸力的作用，而不是主要靠下表面的壓力高于大氣壓的情況下，由上表面吸力所形成的升力，一般占總升力的60%到80%左右，而下表面的正壓力所形成的升力只不過占總升力的20%到40%左右。如果下表面的壓力低于大氣壓力產(chǎn)生向下的吸力，則機(jī)翼總升力就等于上表面吸力減去下表面的吸力。在此情況下，機(jī)翼升力就完全由上表面吸力所形成。
二、阻力的產(chǎn)生
阻力是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向相反的空氣動(dòng)力，起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，按其產(chǎn)生的原因可分為摩擦，產(chǎn)生一個(gè)阻止飛機(jī)前進(jìn)的力。這個(gè)力就是摩擦阻力。
摩擦阻力是在“附面層”（或叫邊界層）內(nèi)產(chǎn)生的。所謂附面層，就是指，空氣流過飛機(jī)時(shí)，貼近飛機(jī)表面、氣流速度由層外主流速度逐漸降低為零的那一層空氣流動(dòng)層。附面層是怎樣形成的呢？原來是，當(dāng)有粘性的空氣流過飛機(jī)時(shí)，緊貼飛機(jī)表面的一層空氣，與飛機(jī)表面發(fā)生粘性摩擦，這一層空氣完全粘附在飛機(jī)表面上，氣流速度降低為零。緊靠這靜止空氣層的外面第二氣流層，因受這靜止空氣層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用要弱些，因此氣流速度不會(huì)降低為零。再往外，第三氣流層又要受第二氣流層粘性摩擦的作用，氣流速度也要降低，但這種作用更弱些，因此氣流速度降低就更少些。這樣，沿垂直于飛機(jī)表面的方向，從飛機(jī)表面向外，由于粘性摩擦作用的減弱，氣流速度就一層一層的逐漸增大，到附面層邊界，就和主流速度相等了。這層氣流速度由零逐漸增大到主流速度的空氣層，就是附面層。附面層內(nèi)，氣流速度之所以越貼近飛機(jī)表面越慢，這必然是由于這些流動(dòng)空氣受到了飛機(jī)表面給它的向前的作用力的作用的結(jié)果。根據(jù)作用和反作用定律，這些被減慢的空氣，也必然要給飛機(jī)表面一個(gè)向后的反作用力，這就是飛機(jī)表面的摩擦阻力。
附面層按其性質(zhì)不同，可分為層流附面層和紊流附面層。就機(jī)翼而言，一般在最大厚度以前，附面層的氣流各層不相混雜而分層的流動(dòng)。這部份叫層流附面層。在這之后，氣流流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)殡s亂無章，并且出現(xiàn)了旋渦和橫向運(yùn)動(dòng)。這部份叫率流附面層。層流轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞯哪且稽c(diǎn)叫轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。附面層內(nèi)的摩擦阻力與附面層的性質(zhì)有很大關(guān)系。實(shí)驗(yàn)表明，紊流附面層的摩擦阻力要比層流附面層的摩擦阻力大得多。因此，盡可能在機(jī)翼上保持層流附面層，對于減小阻力是有利的。所謂層流翼型，就是這樣設(shè)計(jì)的。
總的說來，摩擦阻力的大小，決定于空氣的粘性，飛機(jī)的表面狀況，以及同空氣相接觸的飛機(jī)的表面積?？諝庹承栽酱螅w機(jī)表面越粗糙，飛機(jī)表面積越大，摩擦阻力就越大。
（二）壓差阻力
人在逆風(fēng)中行走，會(huì)感到阻力的作用，這就是一種壓差阻力。
空氣流過機(jī)翼時(shí)，在機(jī)翼前緣部分，受機(jī)翼阻擋，流速減慢，壓力增大；在機(jī)翼后緣，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓力減小。這樣，機(jī)翼前后便產(chǎn)生壓力差，形成阻力。這種由前后壓力差形成的阻力叫壓差阻力。機(jī)身、尾翼等飛機(jī)的其它部件都會(huì)產(chǎn)生壓差阻力。
為什么在機(jī)翼后緣會(huì)出現(xiàn)氣流分離呢？其根本原因是空氣有粘性，空氣流過機(jī)翼的過程中，在機(jī)翼表面產(chǎn)生了附面層。附面層中氣流速度不僅要受到粘性摩擦的阻滯作用，而且還要受到附面層外主流中壓力的影響。附面層中，沿垂直于機(jī)翼表面方向的壓力變化很小，可認(rèn)為是相等的，且等于層外主流的壓力。在最低壓力點(diǎn)之前，附面層外主流是從高壓區(qū)流向低壓區(qū)，沿途壓力逐漸降低，即形成順壓，氣流速度是不斷增大的。附面層內(nèi)的氣流雖受粘性摩擦的阻滯作用，使之沿途不斷減速，但在順氣壓的推動(dòng)下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去，但在順氣壓的推動(dòng)下，其結(jié)果氣流仍能加速向后流去，但速度增加不多。在最低壓力點(diǎn)（E）之后情況就不一樣了。主流是從低壓區(qū)流向高壓區(qū)，沿途壓力越來越大，即形成反壓，主流速度是不斷減小的。附面層內(nèi)的氣流除了要克服粘性摩擦的陰滯作用外，還要克服反壓的作用，因此氣流速度迅速減小，到達(dá)某一位置，附面層底層空氣就會(huì)完全停止下來，速度降低為零，空氣再不能向后流動(dòng)。在S點(diǎn)之后，附面層底層空氣在反壓作用下開始向前倒流。于是附面層中逆流而上的空氣與順流而下的空氣相頂碰，就使附面層氣流脫離機(jī)翼表面，而卷進(jìn)主流。這時(shí)，就形成大量逆流和旋渦而形成氣流分離現(xiàn)象。這些旋渦一方面在相對氣流中吹離機(jī)翼，一方面又連續(xù)不斷地在機(jī)翼表面產(chǎn)生，如此周而復(fù)始地變化著，這樣就在分離點(diǎn)之后形成了渦流區(qū)。附面層發(fā)生分離之點(diǎn)（S點(diǎn)），叫做分離點(diǎn)。
這種旋渦運(yùn)動(dòng)的周期性，是引起飛機(jī)機(jī)翼、尾翼和其它部分生產(chǎn)振動(dòng)的重要原因之一。
為什么機(jī)翼后緣渦流區(qū)中壓力會(huì)有所減小呢？道德我們要明確，這里指的渦流區(qū)壓力的大小，是和機(jī)翼前部的氣流相比而言的。如果空氣流過機(jī)翼上下表面不產(chǎn)生氣流分離，則在機(jī)翼后部，上下表面氣流重新匯合，流速和壓力都會(huì)恢復(fù)到與機(jī)翼前部相等。這樣，機(jī)翼前、后不會(huì)出現(xiàn)壓力差而形成壓差阻力。然而事實(shí)不是這樣，當(dāng)空氣流到機(jī)翼后部會(huì)產(chǎn)生氣流分離而形成渦流區(qū)。渦流區(qū)中，由于產(chǎn)生了旋渦，空氣迅速轉(zhuǎn)動(dòng)，一部分動(dòng)能因摩擦而損耗，即使流速可以恢復(fù)到與機(jī)翼前部的流速相等，而壓力卻恢復(fù)不到原來的大小，比機(jī)翼前部的壓力要小。例如汽車開過，在車身后的灰塵之所以被吸起，就是由于車身后面渦流區(qū)內(nèi)的空氣壓力小的緣故。
根據(jù)實(shí)驗(yàn)的結(jié)果，渦流區(qū)的壓力與分離點(diǎn)處氣流的壓力，其大小相差不多。這就是說：分離點(diǎn)靠機(jī)翼后緣，渦流區(qū)的壓力比較大；分離點(diǎn)離開機(jī)翼后緣越遠(yuǎn)，渦流區(qū)的壓力就越小?？梢?，分離點(diǎn)在機(jī)翼表面的前后位置，可以表明壓差阻力的大小。
總的說來，壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積、形狀和物體在氣流中的相對位置有很大關(guān)系。迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大。象水滴那樣的，前端園鈍，后面尖細(xì)的流線形物體，壓差阻力最小。物體相對于氣流的角度越大，壓差阻力越大。
由上面的分析可知，摩擦阻力和壓差阻力都是由于空氣的粘性面引起產(chǎn)生的阻力，如果空氣沒粘性，那么上面兩種阻力都將不會(huì)存在。
（三）誘導(dǎo)阻力
機(jī)翼上除了產(chǎn)生摩擦阻力和壓差阻力以外，由于升力的產(chǎn)生，還要產(chǎn)生一種附加的阻力。這種由于產(chǎn)生升力而誘導(dǎo)出來的附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力?？梢哉f，誘導(dǎo)阻力是為產(chǎn)生升力而付出的一種“代價(jià)”。
誘導(dǎo)阻力是怎樣產(chǎn)生的呢？
當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)，機(jī)翼下表面的壓力比上表面的大，而機(jī)翼翼展長度又是有限的，所以下翼面的高壓氣流會(huì)繞過兩端翼尖，力圖向上翼面的低壓區(qū)流去。當(dāng)氣流繞過翼尖時(shí)，在翼尖部份形成旋渦，這種旋渦的不斷產(chǎn)生而又不斷地向后流去即形成了所謂翼尖渦流。
翼尖渦流使流過機(jī)翼的空氣產(chǎn)生下洗速度，而向下傾斜形成下洗流。氣流方向向下傾斜的角度，叫下洗角。
由翼尖渦流產(chǎn)生的下洗速度，在兩翼尖處最大，向中心逐漸減少，在中心處最小。這是因?yàn)榭諝庥姓承?，翼尖旋渦會(huì)帶動(dòng)它周圍的空氣一起旋轉(zhuǎn)，越靠內(nèi)圈，旋轉(zhuǎn)越快，越靠外圈，旋轉(zhuǎn)越慢。因此離翼尖越遠(yuǎn)，氣流下洗速度越小。
在是常生活中，也可觀察到翼尖渦流的現(xiàn)象。例如大雁南飛，常排成人字或斜一字形，領(lǐng)隊(duì)的大雁排在中間，而幼弱的小雁常排在外側(cè)。這樣使得后雁處于前雁翅梢處所產(chǎn)生的翼尖渦流之中。翼尖渦流中氣流的放置是有規(guī)律的，靠翼尖內(nèi)側(cè)面，氣流向下，靠翼尖外側(cè)，氣流是向上的即上升氣流。這樣后雁就處在前雁翼尖渦流的上升氣流之中，有利于長途飛行。
從實(shí)驗(yàn)也可看出翼尖渦流的存在。當(dāng)機(jī)翼產(chǎn)生正升力時(shí)，由于機(jī)翼下表面的壓力比上表面的大，故空氣從下翼面繞過翼尖翻到上翼面去世。因而處在兩翼尖處的兩個(gè)葉輪都放置起來，在左翼尖的向右放置（從機(jī)尾向機(jī)頭看），在右翼尖的向左放置。升力增大，上下翼表面壓力差增大，葉輪放置得更快。升力為零，上下翼面無壓力差，葉輪不轉(zhuǎn)動(dòng)。若機(jī)翼產(chǎn)生負(fù)升力，則上民辦面的壓力比下翼面大，故兩葉輪就會(huì)反轉(zhuǎn)。
飛行中，有時(shí)從飛機(jī)翼尖的凝結(jié)云也可看到翼尖渦流。因?yàn)橐砑鉁u流的范圍內(nèi)壓力很低，如果空氣中所含水蒸汽黑龍江省膨脹冷卻而凝結(jié)成水珠，便會(huì)看到由翼尖向后的兩道白霧狀的渦流索。
升力是和相對氣流方向垂直的。既然流過機(jī)翼的空氣因受機(jī)翼的作用而向下華僑，則機(jī)翼的升力也應(yīng)隨之向后華僑。實(shí)際升力是和洗流方向垂直的。把實(shí)際升力分解成垂直于飛行速度方向和平等于飛行速度方向的兩個(gè)分力。垂直于飛行速度方向的分力，仍起著升力的作用，這就是我們經(jīng)常使用的升力。平等于飛行速度方向的分力，則起著阻礙飛機(jī)前進(jìn)的作用，成為一部份附加阻力。而這一部分附加阻力，是同升力的存在分不開的，因此這一部分附加阻力稱為誘導(dǎo)阻力。
實(shí)踐表明，誘導(dǎo)阻力的大小與機(jī)翼的升力和展弦比有很大關(guān)系。升力越大，誘導(dǎo)阻力越大。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。
（四）干擾阻力
實(shí)踐表明，飛機(jī)的各個(gè)部件，如機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等，單獨(dú)放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和總是小于把它們組成一個(gè)整體時(shí)所產(chǎn)生的阻力。
所謂干擾阻力，就是飛機(jī)各部分之間因氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。
現(xiàn)我們以機(jī)翼和機(jī)身為例，看干擾阻力是怎樣產(chǎn)生的。
氣流流過機(jī)翼和機(jī)身的連接處，在機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合的中部，由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向外凸出，流管收縮，流速迅速加快，壓力很快降低。而在后部由于機(jī)翼表面和機(jī)身表面都向內(nèi)彎曲，流管擴(kuò)張，流速減慢，壓力很快增高。這種壓力的變化，就促使氣流的分離點(diǎn)前移，并使機(jī)身和機(jī)翼結(jié)合處后部渦流區(qū)擴(kuò)大，從而產(chǎn)生了一種額外的阻力。這一阻力是因氣流的干擾而產(chǎn)生的，因此叫干擾阻力。
不但機(jī)翼和機(jī)身結(jié)合處會(huì)產(chǎn)生干擾阻力，而且在機(jī)身和尾翼，機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)知艙，機(jī)翼和副油箱等結(jié)合處，都可能產(chǎn)生。
為了減小干擾阻力，除了在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)要考慮飛機(jī)各部分的相對位置外，在機(jī)翼與機(jī)身、機(jī)身與尾翼等結(jié)合部，可安裝整流包皮。這樣可使連接處較為圓滑，流管不致過分?jǐn)U張，而產(chǎn)生氣流分離。
以上我們把低速飛機(jī)所產(chǎn)生的四種阻力-摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力和干擾阻力，分別作了介紹。這只是對低速飛機(jī)而言訴，至于高速飛機(jī)，除了也有這些阻力外，還將會(huì)產(chǎn)生波陰。
第三課 飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能
飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能
飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能是決定飛機(jī)飛行性能的一個(gè)重要因素。飛行員既要熟悉飛機(jī)空氣動(dòng)力的產(chǎn)生和變化，同時(shí)也要清楚飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的基本數(shù)據(jù)。這對于更好地認(rèn)識飛機(jī)的飛行性能，正確處理飛行中遇到的有關(guān)問題，非常重要。
所謂飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，其中包括飛機(jī)的最大升力系數(shù)、最小阻力系數(shù)和最大升阻比等。
應(yīng)該注意：升力系數(shù)或阻力系數(shù)僅僅是影響升力或阻力的因素之一，系數(shù)本身并不就是升力或阻力。確定升、阻力的大小，不僅要看升力系數(shù)、阻力系數(shù)的大小，而且還要看影響升、阻力大小的其它因素，空氣密度、飛行速度和機(jī)翼面積是否變化和如何變化。因此，不能把升力系數(shù)同升力、阻力力系數(shù)同阻力混為一談。我們在分析迎角對升力或阻力的影響時(shí)，之所以常用升力系數(shù)或阻力系數(shù)來表達(dá)這種影響，而不直接用升力或阻力來表達(dá)，其優(yōu)點(diǎn)是可以撇開空氣密度。飛行速度和翼面積對升、阻力的影響。這樣就突出了迎角對升、阻力的影響，對分析問題和計(jì)算都帶來很大方便。
一、飛機(jī)的升阻比
衡量一架飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，不能單從升力，或單從阻力一個(gè)方面來看，必須把兩者結(jié)合起來，分析升力和阻力之間的對比關(guān)系。
所謂升阻比，就是在同一迎角下升力與阻力之比。升阻比也就是同一迎角下升力系數(shù)與阻力系數(shù)之比。由于升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小主要隨迎角而變，所以升阻比的大小也主要隨迎角而變。也就是說，升阻比與空氣密度、飛行速度、機(jī)翼面積的磊小無關(guān)。因?yàn)檫@些因素變了，升力和阻力都按同一比例隨之改變，而不影響兩者的比值。
升阻比大，說明在取得同一升力的情況下，阻力比較小。升阻比越大，飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能越好，對飛行越有利。
二、飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能曲線
（一）升力系數(shù)
升力系數(shù)為零，這個(gè)迎角叫無升力迎角。翼型不同，無升力迎角的大小也不同。對稱翼型的無升力迎角為零度，非對稱翼型的無升力迎角一般為負(fù)值。從無升力迎角開始，迎角增加，升力系數(shù)增加，直到最大升力系數(shù)。最大升力系數(shù)所對應(yīng)的迎角，叫臨界迎角。超過臨界迎角，迎角再增加，升力系數(shù)將急劇降低。迎角從無升力迎角減小，升力系數(shù)將變?yōu)樨?fù)值，也就是升力變成負(fù)升力了。
（二）阻力系數(shù)
小迎角范圍內(nèi)時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)增加緩慢；迎角比較大時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)增加較快；接近或超過臨界迎角時(shí)，迎角增加，阻力系數(shù)急劇增加。應(yīng)當(dāng)注意，阻力系數(shù)永遠(yuǎn)不會(huì)為零，也就是說飛機(jī)上的阻力是始終存在的。
（三）升阻比
升阻比有一個(gè)最大值，叫最大升阻比。最大升阻比所對應(yīng)的迎角叫有利迎角。從無升力迎角開始，迎角增加，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)多，所以升阻比是增大的，到有利迎角，升阻比達(dá)到最大值。超過有利迎角，再增大迎角，因升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加的倍數(shù)少，所以升阻比減小。飛機(jī)在有利迎角下飛行是有利的，所以一般飛機(jī)飛行的迎角都不大。
（四）空氣動(dòng)力系數(shù)
前面我們講了，在每一個(gè)迎角下，都有一個(gè)升力系數(shù)和阻力系數(shù)。所謂飛機(jī)的空氣動(dòng)力系數(shù)曲線，就是把飛機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角而變化的關(guān)系，綜合地用一條曲線畫出來，這條曲線就是飛機(jī)的空氣動(dòng)力系數(shù)曲線，簡稱飛機(jī)極線。飛機(jī)極線比較全面地表達(dá)了飛機(jī)的空氣動(dòng)力性能，在空氣動(dòng)力計(jì)算中很有用處。
從飛機(jī)極線上還可得出各迎角下的升阻比，以及最大升阻比和有利迎角。各迎角下的升阻比，可以由飛機(jī)極線上查出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)計(jì)算出來。也榀以從飛機(jī)極線上量得的性質(zhì)角計(jì)算出來。所謂性質(zhì)角，就是飛機(jī)的總空氣動(dòng)力與飛機(jī)升力之間的夾角。性質(zhì)角的大小，表明總空氣動(dòng)力（沿相對氣流方向）向后傾斜的程度。性質(zhì)角小，說明總空氣動(dòng)力向后傾斜得少，阻力小?？梢?，性質(zhì)角的大小，表明了升阻比的大小。
迎角由無升力迎角逐漸增大時(shí)，性質(zhì)角減小，升阻比增大。性質(zhì)角最小時(shí)所對應(yīng)的迎角為有利迎角，此時(shí)升阻比最大。
例如飛機(jī)放起落架后，同一迎角下的阻力系數(shù)增大，而升力系數(shù)變化不大，因而性質(zhì)角變大，升阻比減小，曲線向右平稱。顯然有利迎角也變大了。
又如，螺旋槳飛機(jī)，在同樣的飛行速度下，由于螺旋槳的吹風(fēng)（稱為滑流），使受影響的機(jī)翼部分，實(shí)際相對氣流速度增大，因而飛機(jī)的升力和阻力都要增大。但因受吹風(fēng)影響的機(jī)翼部分一般都位于機(jī)翼中段，盡管升力因上下壓力差增大而增大，而由翼尖渦流引起的誘導(dǎo)阻力卻增加不多，所以阻力增加較少，其結(jié)果升阻比是增大的。發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不同，螺旋槳吹風(fēng)對空氣動(dòng)力性能影響程度也不同。
第四課 影響飛機(jī)升力和阻力的因素
升力和阻力是在飛機(jī)與空氣之間的相對運(yùn)動(dòng)（相對氣流）中產(chǎn)生的。影響升力和阻力的基本因素有：機(jī)翼在氣流臺的相對位置（迎角）、氣流的速度和空氣密度（空氣的動(dòng)壓以及飛機(jī)本身的特點(diǎn)（飛機(jī)表面質(zhì)量、機(jī)翼形狀機(jī)翼面積、是否使用襟翼和前緣縫翼是否張開等）。
這些因素中，經(jīng)常變化的有迎角、飛行速度和空氣密度。飛行員主要是通過改變迎角和飛行速度來改變升力和阻力的。因此，本節(jié)主要分析迎角和飛行速度對升力、阻力的影響。至于由于使用襟翼和前緣縫翼等所引起的升力、阻力的變化，留在第五節(jié)再作分析。為便于分析問題，在分析一個(gè)因素時(shí)，假定其它因素不變。
一、迎角對升力和阻力的影響
（一）迎角
相對氣流方向（飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向）與翼弦所夾的角度，叫迎角。相對氣流方向指向機(jī)翼下表面，為正迎角；相對氣流方向指向機(jī)翼上表面，為負(fù)迎角。飛行中，飛行員可通過前后移動(dòng)駕駛盤來改變迎角的大小或者正負(fù)。飛行中經(jīng)常使用的是正迎角。
飛行狀態(tài)不同，迎角的正、負(fù)、大、小一般也不同。在水平飛行中，飛行員可根據(jù)機(jī)頭的高低來判斷迎角的大小，機(jī)頭高，迎角大。機(jī)頭低，迎角小。其它飛行狀態(tài)，單憑機(jī)頭的高低就很難判斷迎角的大小和正負(fù)，只有根據(jù)迎角本身的含義去判斷。例如，飛機(jī)俯沖中。機(jī)頭雖然很低，但迎角并不為負(fù)的，氣流仍從下表面吹向機(jī)翼，因此迎角是正的。又如在上升中，機(jī)頭雖然比較高，但迎角卻不一定很大，在改出上升時(shí)，若推桿過猛，也可能會(huì)出現(xiàn)負(fù)迎角。
（二）迎角對升力的影響
在飛行速度等其它條件相同的情況下，得到最大升力的迎角，叫做臨界迎角。在小于臨界迎角的范圍內(nèi)增大迎角，升力增大；超過臨界邊角后，再增大迎角，升力反而減小。
這是因?yàn)椋窃龃髸r(shí)，一方面在機(jī)翼上表面前部，流線更為彎曲，流管變細(xì)，流速加快，壓力降低，吸力增大。與此同時(shí)，在機(jī)翼下表面，氣流受到阻擋，流管變粗，流速減慢，壓力增大，要使升力增大。但是，另一方面迎角增大時(shí)，由于機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)的壓力降低。因此，后緣部分的壓力比最低壓力點(diǎn)的壓力大得更多，于是在上表面后部的附面層中，空氣向前倒流的趨勢增強(qiáng)，氣流分離點(diǎn)向前移動(dòng)，渦流區(qū)擴(kuò)大，就會(huì)破壞空氣的平順流動(dòng)，從而使升力降低。在中、小迎角，增大迎角時(shí)，分離點(diǎn)前移緩慢，渦流區(qū)只占機(jī)翼后部的不大的一段范圍，這對機(jī)翼表面空氣的平順流動(dòng)影響不大，前一方面起著主要作用，因此，在小于臨界迎角的范圍內(nèi)，迎角增大，升力是增大的。到臨界迎角，升力達(dá)到最大。
超過臨界迎角后，迎角再增大，則分離點(diǎn)迅速前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，嚴(yán)重破壞空氣的平順流動(dòng)，機(jī)翼上表面前段，流管變粗，流速減慢，吸力降低。從分離點(diǎn)到機(jī)翼后緣的渦流區(qū)內(nèi)，壓力大致相同，比大氣壓力稍小。在靠近后緣的一段范圍內(nèi)，吸力雖稍有增加，但很有限，補(bǔ)償不了前段吸力的降低。所以，超過臨界迎角以后，迎角再增大，升力反而減小。
改變迎角，不僅升力大小要發(fā)生變化，而且壓力中心也要發(fā)生前后移動(dòng)。迎角由小逐漸增大時(shí)，由于機(jī)翼上表面前段吸力增大，壓力中心前移。超過臨界迎角以后，機(jī)翼前段和中段吸力減小，而機(jī)翼后段吸力稍有增加，所以壓力中心后移。
（三）迎角改變對機(jī)翼阻力的影響
在低速飛行時(shí)，機(jī)翼的阻力有：摩擦阻力、壓差阻力和誘導(dǎo)阻力。
實(shí)驗(yàn)表明，迎角增大，摩擦阻力一般變化不大。
迎角增大，分離點(diǎn)前移，機(jī)翼后部的渦流區(qū)擴(kuò)大，壓力減小，機(jī)翼前后的壓力差增加，故壓差阻力增加。迎角增大到超過臨界迎角以后，由于分離點(diǎn)迅速前移，渦流區(qū)迅速擴(kuò)大，因此壓差阻力急劇增加。
小于臨界迎角，迎角增大時(shí)，由于機(jī)翼上、下表面的壓力差增大，使翼尖渦流的作用更強(qiáng)，下洗角增大，導(dǎo)致實(shí)際升力更向后傾斜，故誘導(dǎo)阻力增大。超過臨界迎角，迎角增大，由于升力降低，故誘導(dǎo)阻力隨之減小。
綜上所述，在小迎角的情況下增加迎角時(shí)，由于升力的增加和渦流區(qū)的擴(kuò)大都很慢，故壓差阻力和誘導(dǎo)阻力增加都很少，這時(shí)機(jī)翼的阻力主要是摩擦阻力，因此整個(gè)機(jī)翼阻力增加不多。當(dāng)迎角逐漸變大以后，再增大迎角時(shí)，由于機(jī)翼升力的增加和渦流區(qū)的擴(kuò)大都加快，故壓差阻力和誘導(dǎo)阻力的增加也隨之加快。特別是誘導(dǎo)阻力，在大迎角時(shí)，隨著迎角的增大而增加更快。因此，整個(gè)機(jī)翼的阻力隨著迎角的增大而增加較快。這時(shí)，誘導(dǎo)阻力是機(jī)翼阻力的主要部份。超過臨界迎角以后，雖然誘導(dǎo)阻力要隨著升力的降低而減小，但由于壓差阻力的急劇增加，結(jié)果使整個(gè)機(jī)翼阻力增加更快。
簡單說：迎角增大，阻力增大；迎角越大，阻力增加越多；超過臨界迎角，阻力急劇增大。
二、飛行速度和空氣密度對升、阻力的影響
（一）飛行速度
飛行速度越大，空氣動(dòng)力（升力、阻力）越大。實(shí)驗(yàn)證明：速度增大到原來的兩倍，升力和阻力增大到原來的四倍；速度增大到原來的三倍，升力和阻力增大到原來的九倍。即升力、阻力與飛行速度的平方成正比例。
飛行速度增大，為什么升、陰力會(huì)隨之增大呢？因?yàn)樵谕挥窍?，機(jī)翼流線譜，即機(jī)翼周圍的流管形狀基本上是不隨飛行速度而變的。飛行速度愈大，機(jī)翼上表面的氣流速度將增大得愈多，壓力降低愈多。與此同時(shí)，機(jī)翼下表面的氣流速度減小得愈多，壓力也增大愈多。于是，機(jī)翼上、下表面的壓力差愈加相應(yīng)增大，升力和阻力也更加相應(yīng)增大。
（二）空氣密度
空氣密度大，空氣動(dòng)力大，升力和阻力自然也大。這是因?yàn)?，空氣密度增大，則當(dāng)空氣流過機(jī)翼，速度發(fā)生變化時(shí)，動(dòng)壓變化也大，作用在機(jī)翼上表面的吸力和下表面的正壓力也都增大。所以，機(jī)翼的升力和阻力隨空氣密度的增大而增大。
實(shí)驗(yàn)證實(shí)，空氣密度增大為原來的兩倍，升力和阻力也增大為原來的兩倍。即升力和阻力與空氣密度成正比例。顯然，由于高度升高，空氣密度減小，升力和阻力也就會(huì)減小。
三、機(jī)翼面積，形狀和表面質(zhì)量對升、阻力的影響
（一）機(jī)翼面積
機(jī)翼面積大，升力大，阻力也大。升力和阻力都與機(jī)翼面積的大小成正比例。
（二）機(jī)翼形狀
機(jī)翼形狀對升、阻力有很大影響。
就機(jī)翼切面形狀來說，相對厚度大，機(jī)翼的升力和阻力也大。這是因?yàn)椋鄬穸却?，機(jī)翼上表面的彎曲程度也大，一方面使空氣流過機(jī)翼上表面流速增快得多，壓力也降低得多，升力大。另一方面最低壓力點(diǎn)的壓力小，分離點(diǎn)靠前，渦流區(qū)變大，壓差阻力大。實(shí)驗(yàn)表明，相對厚度在5%-12%的翼型，其升力比較大，相對厚度若超過14%，不僅阻力過大，而且升力會(huì)因上表面渦流區(qū)的擴(kuò)大而減小。
最大厚度位置，對升阻力也有影響。最大厚度位置靠前，機(jī)翼前緣勢必彎曲得更厲害些，導(dǎo)致流管在前緣變細(xì)，流速加快，吸力增大，升力較大。但因后緣渦流區(qū)大，阻力也較大。最大厚度位置靠近翼弦中央，升力較小，但其阻力也較小。因?yàn)椋畲蠛穸任恢每亢?，最低壓力點(diǎn)，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)均向后移，層流附面層加長，紊流附面層減短，使摩擦阻力減小，所以阻力較小。
在相對厚度相同情況下，中弧曲度大，表明上表面彎曲比較厲害，流速大，壓力低，所以升力比較大。平凸型機(jī)翼比雙凸型機(jī)翼的升力大，對稱型機(jī)翼升力最小。中弧曲度大，渦流區(qū)大，故阻力也大。
機(jī)翼平面形狀對升、陰力也有影響。實(shí)驗(yàn)表明，橢園形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，而矩形機(jī)翼和菱形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最大。展弦比越大，誘導(dǎo)阻力越小。
放下襟翼和前緣縫翼張開，會(huì)改變機(jī)翼的切面形狀，從而會(huì)改變機(jī)翼的升力和阻力。又如機(jī)翼結(jié)冰，會(huì)破壞機(jī)翼流線形外形，從而使升力降低，阻力增大。
（三）飛機(jī)表面質(zhì)量
飛機(jī)表面光滑與否對摩擦阻力影響很大。飛機(jī)表面越粗糙，附面層越厚，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)越靠前，層流段縮短，紊流段增長，粘性摩擦加劇，摩擦阻力越大。因此保持好飛機(jī)表面光滑，就能減小飛機(jī)阻力。
飛機(jī)的阻力對于提高飛機(jī)的飛行性能是不利的。因此，在飛機(jī)的設(shè)計(jì)制造和使用維護(hù)中，應(yīng)想方設(shè)法減小飛機(jī)的阻力。下面從阻力產(chǎn)生的不同原因，談?wù)劀p小飛機(jī)阻力可采取的一些措施。
要減小摩擦阻力，設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡可能縮小飛機(jī)與空氣相接觸的表面積。制造過程中應(yīng)將飛機(jī)表面做得很光滑，有的高速飛機(jī)甚至將表面打磨光。維護(hù)使用中，保持好飛機(jī)表面光潔。如上飛機(jī)，要求穿軟底鞋，鋪好腳踏布等。飛機(jī)要定期清洗。停放時(shí)加蓋蒙布，以防風(fēng)沙雨雪侵蝕。
要減小壓差阻力，應(yīng)盡可能將暴露在空氣中的各個(gè)部件或另件做成流線形的外形，并減小迎風(fēng)面積。對不能收起的起落架和活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)都應(yīng)加整流罩。維護(hù)使用中，要保持好飛機(jī)的外形，不要碰傷飛機(jī)表面，各種艙的口蓋應(yīng)蓋好，同時(shí)保持好飛機(jī)的密封性。
要減小誘導(dǎo)阻力，低速飛機(jī)可增大展弦比和采用梯形翼。高速飛機(jī)可在翼尖懸掛副油箱或安裝翼尖翼刀等。
要減小干擾阻力，設(shè)計(jì)時(shí)要妥善安排飛機(jī)各部件的相對位置，同時(shí)在各部件連接處安裝整流包皮。
采取上面一些措施，對減小飛機(jī)的阻力，提高飛機(jī)的飛行性能是有利的。但這只是問題的一個(gè)方面。在某些情況下，阻力對飛機(jī)的飛行不但無害而且還是必須的。如空戰(zhàn)中，為了提高飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性，有時(shí)必須打開減速板，增大飛機(jī)阻力，使速度很快降低，以便繞到敵機(jī)后面的有利位置進(jìn)行攻擊。又如，飛機(jī)著陸時(shí)，為增大飛機(jī)阻力，使飛機(jī)減速快，從而縮短著陸滑跑距離，機(jī)輪使用剎車；高速飛機(jī)還可打減速板和減速傘使飛機(jī)減速。有的飛機(jī)可使螺旋槳產(chǎn)生負(fù)拉力，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生反推力來增大飛機(jī)的阻力，達(dá)到減速的目的。
第五課 主要航空術(shù)語淺釋
氣動(dòng)布局 飛機(jī)外形構(gòu)造和大部件的布局與飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特性及所受到的空氣動(dòng)力密切相關(guān)。關(guān)系到飛機(jī)的飛行特征及性能。故將飛機(jī)外部總體形態(tài)布局與位置安排稱作氣動(dòng)布局。其中，最常采用的機(jī)翼在前，尾翼在后的氣動(dòng)布局又叫做常規(guī)氣動(dòng)布局。
無尾飛機(jī) 不配置水平尾翼（或鴨式前翼）的飛機(jī)。它利用機(jī)翼后緣裝有的“升降副翼”活動(dòng)面來替代傳統(tǒng)的水平尾翼（含升降舵），獲得俯仰穩(wěn)定性和俯仰操縱（升降運(yùn)動(dòng)）力矩。
變后掠翼 后掠角在飛行中可視需要隨時(shí)改變的活動(dòng)機(jī)翼。它的問世，能較好地解決飛機(jī)高速與低速性能之間的一系列矛盾。采用小后掠角能使飛機(jī)具備較高的低速巡航效率和較大的起飛著陸升力。當(dāng)超音速飛行時(shí)采用大后掠角，有利于減少飛行阻力，或者減少低空高速飛行中的顛簸，后者對戰(zhàn)斗轟炸機(jī)來講尤為重要。
旋翼機(jī) 由旋翼（旋轉(zhuǎn)槳葉）產(chǎn)生升力的飛行器有直升機(jī)與旋翼機(jī)兩大類，前者的旋翼有發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)；而后者的發(fā)動(dòng)機(jī)只提供拉力，旋翼則靠迎面氣流的沖擊而自轉(zhuǎn)，從而獲得升力。
近耦合鴨式飛機(jī) 無水平尾翼，但在機(jī)翼的前方另設(shè)置一對水平小翼面的飛機(jī)叫鴨式飛機(jī)，如小翼（又叫前翼或鴨翼）與機(jī)翼極其靠近，那么可稱近耦合鴨式飛機(jī)。前置小翼起俯仰操縱與平衡作用（相當(dāng)于水平尾翼之功能），并可產(chǎn)生脫體渦使機(jī)翼升力增加。是現(xiàn)代先進(jìn)軍用機(jī)常見形式。
電傳操縱 指把飛機(jī)駕駛員的操縱指令從傳統(tǒng)的機(jī)械傳輸變?yōu)殡娦盘杺鬏敺绞降男滦筒倏v系統(tǒng)，可大大減輕重量，提高靈敏度。為可靠起見，常設(shè)3～4套以供備用，稱“三（四）余度”。一般適用于隨控布局飛機(jī)。
隨控布局飛機(jī) 應(yīng)用主動(dòng)控制技術(shù)的飛機(jī)。可利用控制技術(shù)來改善飛機(jī)性能，改善穩(wěn)定性與操縱品質(zhì)，減少結(jié)構(gòu)重量及阻力，提高飛行機(jī)動(dòng)性。具體手段有放寬靜穩(wěn)定性控制、乘坐品質(zhì)控制、機(jī)動(dòng)載荷控制、結(jié)構(gòu)振動(dòng)控制和直接力控制等等。常為現(xiàn)代軍用機(jī)所采納。
座艙蓋 飛機(jī)駕駛員或空勤組在機(jī)身中的專門座艙上方的透明玻璃天蓋。可以是多框架的，也可以是少框架流線形的（如氣泡形）。一般均可拉開供人員出入。
懸臂式機(jī)翼 不用撐桿或張線加強(qiáng)的單層機(jī)翼。它無支撐物地獨(dú)立架設(shè)在機(jī)身側(cè)面，由內(nèi)部翼梁承載。
平直翼 無明顯后掠角的機(jī)翼。一般指后掠角小于20度、平面形狀呈矩形、梯形或半橢圓形的機(jī)翼。常用在亞音速飛機(jī)上。
上反角 從機(jī)頭沿飛機(jī)縱軸向后看，兩側(cè)機(jī)翼翼尖向上翹或向下傾斜的角度。向上翹時(shí)取正值。
后掠角 從飛機(jī)的俯仰方向看，機(jī)翼四分之一弦長連線自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是機(jī)翼前緣線的歪斜角，則稱前緣后掠角。高速飛機(jī)的后掠角一般很大。
上、中、下單翼 裝在機(jī)身背部或中部或腹部的單層機(jī)翼。也稱高、中、低單翼。前者多用于運(yùn)輸機(jī)與水上飛機(jī)，后者多用于軍用機(jī)或大型噴氣客機(jī)。中單翼因翼梁與機(jī)身難以協(xié)調(diào)，近幾十年較少見。
張線 舊時(shí)雙層機(jī)翼飛機(jī)上為上下層機(jī)翼承擔(dān)一部分載荷的細(xì)鋼絲，多見于三十年代前的飛機(jī)。
支柱 又叫撐桿或翼間支柱，用途同上，是上下層翼間的剛性硬式支撐桿，常有整流包皮減阻，并呈H形、V形或N形架設(shè)在機(jī)翼外側(cè)。
展弦比 機(jī)翼的翼展與弦長之比值。用以表現(xiàn)機(jī)翼相對的展張程度。弦長是指一片機(jī)翼順氣流方向的“翼弦”寬度尺寸，而翼弦是指連結(jié)機(jī)翼順氣流剖面最前與最后一點(diǎn)之間的直線。大“展弦比”，飛機(jī)適宜作低速遠(yuǎn)程飛行。
邊條翼 飛機(jī)機(jī)翼根部前緣向前延伸的頭部尖削，呈狹長水平狀的翼片。它與機(jī)身及機(jī)翼連在一起，尤如一對大后掠角細(xì)長三角形機(jī)翼，它形成的有利渦流能大大改善飛機(jī)大迎角時(shí)的升力特性，推遲失速，是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)常用的布局之一。
機(jī)翼增升裝置 機(jī)翼上用來改善氣流狀況和增加升力的一套活動(dòng)面板。可在飛機(jī)起飛、著陸或低速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)增加機(jī)翼剖面之彎曲度及迎角，從而增加升力。常見有前緣縫翼、前后緣襟翼、吹氣襟翼等等。
襟翼 見“機(jī)翼增升裝置”。
副翼 裝在機(jī)翼最外側(cè)的后緣，用來控制飛機(jī)橫側(cè)傾斜與滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的可上下偏轉(zhuǎn)的小活動(dòng)面板。
腹鰭 也稱鰭翼或鰭片，是機(jī)身后腹部順氣流固定安裝的刀狀薄翼面。用來輔助垂尾起增強(qiáng)飛機(jī)方向安定性或抵消方向舵偏轉(zhuǎn)后帶來的滾轉(zhuǎn)力矩的作用。
背鰭 又稱脊翼，與腹鰭對應(yīng)，是安裝在機(jī)身背部，常成為垂尾前方一部分的順氣流片狀翼面或管條狀突起物，前者作用近似于垂尾的安定面，后者用于內(nèi)部鋪設(shè)電纜、油料或設(shè)備，常與座艙蓋及垂尾前后連為一體。
垂尾 是垂直尾翼之簡稱，又叫立尾，是飛機(jī)主要大部件之一，是順氣流垂直安裝在機(jī)身后上方的翼面。其前半部是不可活動(dòng)的垂直安定面，起方向安定作用，后半部用鉸鏈與前半部相連，是方向舵，控制飛機(jī)轉(zhuǎn)向。
平尾 是水平尾翼之簡稱。是飛機(jī)主要大部件之一，一般呈水平狀安裝在機(jī)尾。其前半部不可活動(dòng)，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，控制飛機(jī)上升下降，由鉸鏈與前者相連。垂尾與平尾合稱尾翼，也可用一組V形翼綜合替代。
整流罩 將原裸露在機(jī)體外面的某一部件或裝置用流線形殼體封閉包覆起來的罩子。起保護(hù)與減少阻力的雙重作用。如發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩、雷達(dá)天線罩……等等。
鼓包 相對而言更加凸出于飛機(jī)外表的局部的小型整流罩，一般呈半卵形。
炮塔 軍用飛機(jī)上裝有一至數(shù)門機(jī)槍或機(jī)炮并可上下左右轉(zhuǎn)動(dòng)、且明顯突出于機(jī)身外表的專用透明艙位。一般呈半球形，可人力操作，也可借助于動(dòng)力裝置驅(qū)動(dòng)，也可遙控。每架飛機(jī)可配備1至數(shù)個(gè)，用于自衛(wèi)或攻擊，大多見于二戰(zhàn)時(shí)期的中、大型轟炸機(jī)。
尾梁 在帶尾槳的單旋翼形式直升機(jī)機(jī)身后段、外形變得明顯細(xì)長的那一段構(gòu)造。其末端裝有尾翼、尾槳及尾橇。
尾撐 連在飛機(jī)機(jī)身后部或在機(jī)身兩側(cè)機(jī)翼上獨(dú)立設(shè)置的直徑明顯小于機(jī)身的艙身構(gòu)造，部分起著后機(jī)身的作用，末端裝有尾翼，故又起到了力臂的作用。常見于舊時(shí)“雙身飛機(jī)”的后部構(gòu)造。
前三點(diǎn)（后三點(diǎn)）起落架 飛機(jī)下部用于起飛降落或地面滑行時(shí)支撐飛機(jī)并用于地面移動(dòng)的附件裝置，叫做起落架。常見形式是三點(diǎn)式機(jī)輪。如果一對主要承載起落架位于飛機(jī)重心之后，另一個(gè)起落架位于機(jī)頭之下，那就是前三點(diǎn)式起落架。如一對主要起落架位于飛機(jī)重心之前，另一起落架在機(jī)尾之下，便是后三點(diǎn)式起落架。前者為現(xiàn)代飛機(jī)所采納，后者為舊式飛機(jī)所采納。
吊艙 安裝有某機(jī)載設(shè)備或武器，并吊掛在機(jī)身或機(jī)翼下的流線形短艙段。可固定安裝（如發(fā)動(dòng)機(jī)吊艙），也可脫卸（如武器吊艙）。
副油箱 除機(jī)身與機(jī)翼內(nèi)原有的燃油箱外，在機(jī)體外部（偶爾在機(jī)艙內(nèi)部）臨時(shí)攜帶的輔助性燃油箱，用來額外增加航程。通常掛在翼下，呈流線形，應(yīng)急時(shí)可投棄。多見于戰(zhàn)術(shù)飛機(jī)。
進(jìn)氣道 空氣噴氣發(fā)動(dòng)工作時(shí)所需空氣的進(jìn)氣通道，其入口處則為進(jìn)氣口?？稍O(shè)在機(jī)身頭部，也可設(shè)在機(jī)身兩側(cè)或上、下方。
活塞航空發(fā)動(dòng)機(jī) 為航空器（飛機(jī)、直升機(jī)、氣艇等）提供飛行動(dòng)力的往復(fù)式內(nèi)燃機(jī)。并由它帶動(dòng)螺旋槳產(chǎn)生拉力（推力），其功率用馬力表示，其燃料是汽油。裝備活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)也可叫做活塞式飛機(jī)。五十年代之前的飛機(jī)基本上都采用這類發(fā)動(dòng)機(jī)。
空冷（水冷）活塞發(fā)動(dòng)機(jī) 氣缸靠迎面氣流冷卻的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)叫空冷活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，氣缸靠內(nèi)循環(huán)水冷卻的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)叫水冷（液冷）活塞發(fā)動(dòng)機(jī)。后者需要配備一套水散熱器，機(jī)構(gòu)復(fù)雜，但可使機(jī)頭變得較流線形。由于生存性差，軍用機(jī)上較少使用。
星形 空冷活塞發(fā)動(dòng)機(jī)常見的氣缸排列方式，即復(fù)數(shù)氣缸以主軸為中心呈輻射狀徑向排列在一個(gè)平面上，它們的活塞聯(lián)桿共同驅(qū)動(dòng)一個(gè)主軸。當(dāng)氣缸超過九個(gè)時(shí)，也有排列在前后二個(gè)平面上的，這叫做“雙排星形”。星形氣缸排列方式使發(fā)動(dòng)機(jī)呈短圓柱形（水冷發(fā)動(dòng)機(jī)的氣缸常按一字縱列型或H形雙列型或雙列V型縱向排列，發(fā)動(dòng)機(jī)外形呈長箱形狀）。
渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) 又稱空氣渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，是以空氣為氧化劑，靠噴管高速噴出的燃?xì)猱a(chǎn)生反作用推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動(dòng)機(jī)，簡稱“渦噴”。裝備該發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)即為噴氣飛機(jī)。該發(fā)動(dòng)機(jī)須由壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管幾大部件構(gòu)成。推力用?；蚯Э吮硎?。
渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī) 從渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)派生而來，是一種由螺旋槳提供拉力和噴氣反作用提供推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動(dòng)機(jī)。其主要部件比渦噴多了一組螺旋槳，它由渦輪驅(qū)動(dòng)。該發(fā)動(dòng)機(jī)簡稱“渦槳”。特點(diǎn)是推力大、耗油省，大多用于運(yùn)輸機(jī)，海上巡邏機(jī)等機(jī)種。功率用當(dāng)量馬力表示。
渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī) 從渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)派生而來，是一種將燃?xì)馔ㄟ^動(dòng)力渦輪輸出軸功率的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動(dòng)機(jī)。其工作特點(diǎn)是幾乎將全部可用能量轉(zhuǎn)變?yōu)檩S功率輸出，高速旋轉(zhuǎn)軸通過減速器用來驅(qū)動(dòng)直升機(jī)的旋翼及尾槳。其功率用軸馬力來表示。是當(dāng)代直升機(jī)的主要?jiǎng)恿ρb置。
渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī) 從渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)派生而來，是一種由噴管排出燃?xì)夂惋L(fēng)扇排出空氣共同產(chǎn)生反作用推力的燃?xì)鉁u輪航空發(fā)動(dòng)機(jī)。其主要部件比渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)多了一個(gè)風(fēng)扇。該發(fā)動(dòng)機(jī)簡稱“渦扇”或“內(nèi)外涵發(fā)動(dòng)機(jī)”。一部分推力靠噴管中高速噴出的燃?xì)猱a(chǎn)生，另一部分推力由風(fēng)扇推動(dòng)的空氣反作用力產(chǎn)生。特點(diǎn)是推力大，耗油省。常用于現(xiàn)代客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)。
液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī) 以液態(tài)氧化劑和液態(tài)燃料組成推進(jìn)劑的化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。用于火箭、導(dǎo)彈、航天飛行器和飛機(jī)的動(dòng)力裝置。它的推力大，不需要空氣。
固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī) 以固態(tài)推進(jìn)劑工作的化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，用于火箭、導(dǎo)彈、航天飛行器的動(dòng)力裝置和飛機(jī)的助推器。它的推力大，不需要空氣，但工作時(shí)間短，用千克來表示推力大?。ㄒ后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)同此）。
翼展 飛機(jī)機(jī)翼左右兩端最大直線距離。
機(jī)長 飛機(jī)停在地面上時(shí)，機(jī)頭至機(jī)尾在地面投影上的最大直線距離（已考慮到機(jī)身的仰角因素）通常將空速管計(jì)算在內(nèi)。對直升機(jī)而言，是旋翼旋轉(zhuǎn)面外徑與尾槳之間或前后二個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)面外徑之間的最大直線投影距離。
機(jī)高 飛機(jī)停在地面上時(shí)，其最高一點(diǎn)至地面之間的垂直于地面的直線距離（已考慮到輪胎壓縮因素和機(jī)身仰角因素）。
翼面積 飛機(jī)機(jī)翼俯仰投影面積。計(jì)算時(shí)應(yīng)將機(jī)翼與機(jī)身重疊部分的投影面積也包括進(jìn)去，而且機(jī)翼的各活動(dòng)面以收入狀態(tài)為準(zhǔn)。
翼載 機(jī)翼單位面積上所承擔(dān)的飛機(jī)重量，即飛機(jī)使用狀態(tài)總重量與機(jī)翼面積的比值，單位是千克／平方米。飛行速度與翼載之大小呈正比例關(guān)系。
自重 飛機(jī)構(gòu)造的累計(jì)重量，也稱凈重。即指飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的全部重量，不應(yīng)該包括乘員、燃滑油、彈藥或其他有效載重。但包括固定的機(jī)載設(shè)備及軍械。
總重 飛機(jī)構(gòu)造重量與乘員、燃油、滑油、彈藥武器和貨物等其他有效載重的總和。其中又分正常起飛重量、最大起飛重量，最大著陸重量等數(shù)種。本書中的最大總重指允許起飛的極限最大總重值。
最大載彈量 在充分利用武器掛架承載能力和充分利用彈艙容積后，攻擊武器的最大攜帶量。此時(shí)不考慮燃油箱容積的利用率。
最大攜油量 優(yōu)先考慮全機(jī)燃油箱（含副油箱）盡最大可能滿載后全機(jī)的燃油攜帶重量（千克）或容積（立升）。在此狀態(tài)下其他有效載重不可能達(dá)到滿載狀態(tài)。
最大速度 也稱最大平飛速度，指在一定高度上，飛機(jī)強(qiáng)度和推力所能允許達(dá)到的最大定常平飛速度。由千米／小時(shí)表示。由于隨高度的變化，最大速度絕對值也各不相同，因此應(yīng)在此值后面標(biāo)出所測量時(shí)的高度值（米）。
巡航速度 飛機(jī)在巡航狀態(tài)（指可以持續(xù)進(jìn)行的速度、高度等參數(shù)基本不變的一種比較經(jīng)濟(jì)的飛行狀態(tài)）下的平飛速度。一般是最大速度的70～80％，用此速度飛行常能飛出最遠(yuǎn)距離。
實(shí)用升限 飛機(jī)能維持平飛的最大飛行高度叫升限，內(nèi)分理論升限和實(shí)用升限。實(shí)用升限是爬升率略大于零的某一定值（對噴氣飛機(jī)而言取
轉(zhuǎn)場航程 飛機(jī)盡最大可能攜帶燃油后所能達(dá)到的最遠(yuǎn)航程，此時(shí)并不優(yōu)先考慮其他有效載重的載重量。此種狀態(tài)適用于飛機(jī)非作戰(zhàn)遠(yuǎn)程轉(zhuǎn)移。
作戰(zhàn)半徑 飛機(jī)起飛后，飛抵某一空域，并完成作戰(zhàn)任務(wù)后飛返原起飛機(jī)場所能達(dá)到的最遠(yuǎn)單程距離。也稱最大活動(dòng)半徑。它小于二分之一航程。
最大續(xù)航時(shí)間 飛機(jī)耗盡其可用燃料所能持續(xù)飛行的時(shí)間，一般是指用巡航速度作經(jīng)濟(jì)航行所達(dá)到的數(shù)值。此值常成為海上巡邏機(jī)、偵察機(jī)、預(yù)警機(jī)的考核指標(biāo)。
機(jī)炮 口徑為
機(jī)槍 口徑小于
爬升率 在一定飛行重量和一定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)下，飛機(jī)在單位時(shí)間內(nèi)上升的高度，常用米／分·秒表示。也可用爬升到某高度耗用掉多少時(shí)間來表示。如在理論海平面的大氣密度和壓力下達(dá)到的爬升率，叫海面爬升率。
懸停高度 直升機(jī)上升率為零的理論靜升限（最大飛行高度）。由于直升機(jī)近地面飛行時(shí)有“地面效應(yīng)”，所以懸停高度應(yīng)說明有無地面效應(yīng)，兩者數(shù)值不同。
M數(shù) 氣流速度與當(dāng)?shù)芈曇魝鞑ニ俣戎?，亦稱馬赫數(shù)或馬氏數(shù)，是衡量空氣壓縮性的最重要參數(shù)。當(dāng)飛機(jī)以音速飛行時(shí)，可用M數(shù)＝1表示，超音速時(shí)M＞1。同樣一個(gè)M數(shù)，在不同高度有不同的飛行速度值?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)最大M數(shù)可大于2。
第六課 飛機(jī)的平衡
飛機(jī)的平衡，是指作用于飛機(jī)的各力之和為零，各力對重心所構(gòu)成的各力矩之和也為零。飛機(jī)處于平衡狀態(tài)時(shí)，飛行速度的大小和方向都保持不變，也不繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)。反之，飛機(jī)處于不平衡狀態(tài)時(shí)，飛行速度的大小和方向?qū)l(fā)生變化，并繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)。
飛機(jī)能否自動(dòng)保持平衡狀態(tài)，是安定性的問題；如何改變其原有的平衡狀態(tài)，則是操縱性的問題。所以，研究飛機(jī)的平衡，是分析飛機(jī)安定性和操縱性的基礎(chǔ)。
飛機(jī)的平衡包括“作用力平衡”和“力矩平衡兩個(gè)方面。飛行中，飛機(jī)重心移動(dòng)速度的變化，直接和作用于飛機(jī)的各力是否平衡騰；飛機(jī)繞重心轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度的變化，則直接和作用于飛機(jī)的各力矩是否平衡有關(guān)。
為研究問題方便，一般相對于飛機(jī)的三個(gè)軸來研究飛機(jī)力矩的平衡：
相對橫軸——俯仰平衡；
相對立軸——方向平衡；
相對縱軸——橫側(cè)平衡。
下面分別從這三方面著手，來闡明飛機(jī)力矩平衡的客觀原理、影響力矩平衡的因素以及保持平衡的方法。
一、 飛機(jī)的俯仰平衡
飛機(jī)的俯仰平衡，是指作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零，飛機(jī)取得俯仰平衡后，不繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，迎角保持不變。
（一）、飛機(jī)俯仰平衡的取得
作用于飛機(jī)的俯仰力矩很多，主要有：機(jī)翼力矩、水平尾翼力矩及拉力力矩。
機(jī)翼力矩就是機(jī)翼升力對飛機(jī)重心所構(gòu)成的俯仰力矩。對同一架飛機(jī)、當(dāng)其在一定高度上、以一定的速度飛行時(shí)，機(jī)翼力矩的大小只取決于升力系數(shù)和壓力中心至重心的距離。而升力系數(shù)的大小和壓力中心的位置又都是隨機(jī)翼迎角的改變而變化的。所以，機(jī)翼力矩的大小，最終只取決于飛機(jī)重心位置的前后和迎角的大小。
一般情況，機(jī)翼力矩是下俯力矩。當(dāng)重心后移較多而迎角又很大時(shí)，壓力中心可能移至重心之前，機(jī)翼力矩變成上仰力矩。
水平尾翼力矩是水平尾翼升力對飛機(jī)重心所形成的俯仰力矩。
水平尾翼升力系數(shù)主要取決于水平尾翼迎角和升降舵偏轉(zhuǎn)角。水平尾翼迎角又取決于機(jī)翼迎角、氣流流過機(jī)翼后的下洗角以及水平尾翼的安裝角。升降舵上偏或下偏，能改變水平尾翼的切面形狀，從而引起水平尾翼升力系數(shù)的變化。
流向水平尾翼的氣流速度。由于機(jī)身機(jī)翼的阻滯、螺旋槳滑流等影響，流向水平尾翼的氣流速度往往與飛機(jī)的飛行速度是不相同的，可能大也可能小，這與機(jī)型和飛行狀態(tài)有關(guān)。水平尾翼升力著力點(diǎn)到飛機(jī)重心的距離。迎角改變，水平尾翼升力著力點(diǎn)也要改變，但其改變量同距離比較起來，卻很微小，一般可以認(rèn)為不變。
由上知，對同一架飛機(jī)、在一定高度上飛行，若平尾安裝角不變，而下洗角又取決于機(jī)翼迎角的大小。所以，飛行中影響水平尾翼力矩變化的主要因素，是機(jī)翼迎角、升降舵偏轉(zhuǎn)角和流向水平尾翼的氣流速度。在一般飛行情況下，水平尾翼產(chǎn)生負(fù)升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。機(jī)翼迎角很大時(shí)，也可能會(huì)形成下俯力矩。
拉力力矩是螺旋槳的拉力或噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，其作用線若不通過飛機(jī)重心，也就會(huì)形成圍繞重心的俯仰力矩，這叫拉力或推力力矩。
對同一架飛機(jī)來說，拉力或推力所形成的俯仰力矩，其大小主要受油門位置的影響。增大油門，拉力或推力增大，俯仰力矩增大。
飛機(jī)取得俯仰平衡，必須是作用于飛機(jī)的上仰力矩之和等于下俯力矩之和，即作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和為零。
（二）、影響俯仰平衡的因素
影響俯仰平衡的因素很多，主要有：加減油門，收放襟翼、收放起落架和重心變化。
下面分別介紹之：
加減油門對俯仰平衡的影響
加減油門會(huì)改變拉力或推力的大小，從而改變拉力力矩或推力力矩的大小，影響飛機(jī)的俯仰平衡。需要指出的是，加減油門后，飛機(jī)是上仰還是下俯，不能單看拉力力矩或推力力矩對俯仰平衡的影響，需要綜合考慮加減油門所引起的機(jī)翼、水平尾翼等力矩的變化。
收放襟翼對俯仰平衡的影響
收放襟翼會(huì)引起飛機(jī)升力和俯仰力矩的改變，從而影響俯仰平衡。比如，放下襟翼，一方面因機(jī)翼升力和壓力中心后移，飛機(jī)的下俯力矩增大，力圖使機(jī)頭下俯。另一方面由于通過機(jī)翼的氣流下洗角增大，水平尾翼的負(fù)迎角增大，負(fù)升力增大，飛機(jī)上仰力矩增大，力圖使機(jī)頭上仰。放襟后，究竟是下俯力矩大還是上仰力矩大、這與襟翼的類型、放下的角度以及水平尾翼位置的高低、面積的大小等特點(diǎn)有關(guān)。
放下襟翼后，機(jī)頭是上仰還是下俯，因然要看上仰力矩和下俯力矩誰大誰小，而且還要看升力最終是增還是減。放下襟翼后，如果上仰力矩增大，迎角因之增加，升力更為增大。此時(shí)，飛機(jī)自然轉(zhuǎn)入向上的曲線飛行而使機(jī)頭上仰。但如果放下襟翼后使下俯力矩增大，迎角因之減小，這就可能出現(xiàn)兩種可能情況。一種是迎角減小得較多，升力反而降低，飛機(jī)就轉(zhuǎn)入向下的曲線飛行而使機(jī)頭下俯。一種是迎角減小得不多，升力因放襟翼而仍然增大，飛機(jī)仍將轉(zhuǎn)入向上的曲線飛行而使機(jī)頭上仰。
為減輕放襟翼對飛機(jī)的上述影響，各型飛機(jī)對放襟翼時(shí)的速度和放下角度都有一定的規(guī)定。
收襟翼，升力減小，飛機(jī)會(huì)轉(zhuǎn)入向下的曲線飛行而使機(jī)頭下俯。
收放起落架對俯仰平衡的影響
收放起落架，會(huì)引起飛機(jī)重心位置的前后移動(dòng)，飛機(jī)將產(chǎn)生附加的俯仰力矩。比如，放下起落架，如果重心前移，飛機(jī)將產(chǎn)生附加的下俯力矩；反之，重心后移，產(chǎn)生附加的上仰力矩。此外，起落架放下后，機(jī)輪和減震支柱上還會(huì)產(chǎn)生阻力，這個(gè)阻力對重心形成下俯力矩。上述力矩都將影響飛機(jī)的俯仰平衡。收放起落架，飛機(jī)到底是上仰還下俯，就需綜合考慮上述力矩的影響。
重心位置變化對俯仰平衡的影響
飛行中，人員、貨物的移動(dòng)，燃料的消耗等都可能會(huì)引起飛機(jī)重心位置的前后變動(dòng)。重心位置的改變勢必引起各俯仰力矩的改變，其主要是影響到機(jī)翼力矩的改變。所以，重心前移，下俯力矩增大；反之，重心后移，上仰力矩增大。
（三）、保持俯仰平衡的方法
如上所述，飛行中，影響飛機(jī)俯仰平衡的因素是經(jīng)常存在的。為了保持飛機(jī)的俯仰平衡。飛行員可前后移動(dòng)駕駛盤偏轉(zhuǎn)升降舵或使用調(diào)整片（調(diào)整片工作原理第四節(jié)再述）偏轉(zhuǎn)升降舵，產(chǎn)生操縱力矩，來保持力矩的平衡。
二、飛機(jī)的方向平衡
飛機(jī)取得方向平衡后，不繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，側(cè)滑角不變或沒有側(cè)滑角。
作用于飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩，主要有兩翼阻力對重心形成的力矩；垂直尾翼側(cè)力對重心形成的力矩；雙發(fā)或多發(fā)動(dòng)機(jī)的拉力對重心形成的力矩。
垂直尾翼上側(cè)力，可能因飛機(jī)的側(cè)滑、螺旋槳滑流的扭轉(zhuǎn)以及偏轉(zhuǎn)方向舵等產(chǎn)生。
飛機(jī)取得方向平衡，必須是作用于飛機(jī)的左偏力矩之和等于右偏力矩之和，即作用于飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩之和為零。
下列因素將影響飛機(jī)的方向平衡：
一邊機(jī)翼變形（或兩邊機(jī)翼形狀不一致），左、右兩翼阻力不等；
多發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)，左、右兩邊發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不同，或者一邊發(fā)動(dòng)機(jī)停車，從而產(chǎn)生不對稱拉力；
螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，油門改變，螺旋槳滑流引起的垂直尾翼力矩隨之改變。
飛機(jī)的方向平衡受到破壞時(shí)，最有效的克服方法就是適當(dāng)?shù)氐哦婊蚴褂梅较蚨嬲{(diào)整片，利用偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生的方向操縱力矩來平衡使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)的力矩，從而保持飛機(jī)的方向平衡。
三、飛機(jī)的橫側(cè)平衡
飛機(jī)的橫側(cè)平衡，是指作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零。飛機(jī)取得橫側(cè)平衡后，不繞縱軸滾轉(zhuǎn)，坡度不變或沒有坡度。
作用于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要有兩翼升力對重心形成的力矩；螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)的反作用力矩。
要使飛機(jī)獲得橫側(cè)平衡，必須使飛機(jī)的左滾力矩之和等于右滾力矩之和，即作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零。
下列因素將影響飛機(jī)的橫側(cè)平衡：
一邊機(jī)翼變（或兩邊機(jī)翼形狀不一致），兩翼升力不等；
螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)，油門改變，螺旋槳反作用力矩隨之改變；
重心左右移動(dòng)（如兩翼的油箱，耗油量不均），兩翼升力作用點(diǎn)至重心的力臂改變，形成附加滾轉(zhuǎn)力矩。
飛機(jī)的橫側(cè)平衡受到破壞時(shí)，飛行員保持平衡最有效的方法就是適當(dāng)轉(zhuǎn)動(dòng)駕駛盤或作用副翼調(diào)整片，利用偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的橫側(cè)操縱力矩來平衡使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的力矩，以保持飛機(jī)的橫側(cè)平衡。
飛機(jī)的方向平衡和橫側(cè)平衡是相互聯(lián)系，相互領(lǐng)帶的，方向平衡受到破壞，如不修正就會(huì)引起橫側(cè)平衡的破壞。反之，如果失去橫側(cè)平衡，方向平衡也就保持不住。飛機(jī)的方向平衡和橫側(cè)平衡合起來叫飛機(jī)的側(cè)向平衡。
第七課 飛機(jī)的襟翼
對于同一飛機(jī)來說，其升力大小主要隨飛行速度和迎角而變。飛機(jī)以大速度飛行時(shí)，即使迎角很小，機(jī)翼也能產(chǎn)生足夠的升力，以克服重量而維持飛行。如果以小速度飛行，則必須配合大迎角，機(jī)翼才能產(chǎn)生足夠的升力來維持飛行。但用增大迎角的方法來減小飛行速度，是有限度的。因?yàn)楫?dāng)迎角增大到臨界迎角時(shí)，再增大迎角，升力反而降低。但是為了保證飛機(jī)能在更小的速度的情況（例如起飛和著陸）時(shí)，仍能產(chǎn)生足夠的升力，就有必要在機(jī)翼上裝設(shè)增加升力的裝置。目前使用較廣泛的有前緣縫翼，后緣襟翼、前緣襟翼等。其工作原理分述如下。
一、前緣縫翼
為了延緩機(jī)翼的氣流分離現(xiàn)象，以提高臨界迎角和最大升力系數(shù)，有的飛機(jī)裝有前緣縫翼。
前緣縫翼位于機(jī)翼前緣，打開時(shí)與機(jī)翼之間有一縫隙。一方面空氣會(huì)從壓力較大的下表面通過前緣縫隙流向上表面，減小上、下表面的壓力差，而具有減小升力系數(shù)的作用。另一方面，空氣通過縫隙加速后，貼近上表面流動(dòng)，能夠增大上表面附面層中的空氣動(dòng)能，以延遲氣流分離的產(chǎn)生。又具有增大升力系數(shù)的作用。那么，升力系數(shù)是提高，還是降低？這要看迎角大小而定。前曾指出，在接近臨界迎角時(shí)，上表面氣流分離是升力系數(shù)降低的主要原因，因而在此遼角下，利用前緣縫翼延緩氣流分離，就能提高臨界迎角和升力系數(shù)。在中小迎角下，機(jī)翼上表面氣流分離本來就很微弱，故在這些迎角下，打開前緣縫翼不僅不能提高升力系數(shù)，反而會(huì)使機(jī)翼上、下表面的壓力差減小而降低升力系數(shù)?？梢?，前緣縫翼增大升力的作用是有條件的。只有當(dāng)迎角接近或超過臨界迎角，即在機(jī)翼上表面氣流分離現(xiàn)象嚴(yán)重時(shí)，前緣縫翼才起增大升力的作用。
從構(gòu)造上看，前緣縫翼有固定式和自動(dòng)式兩種。固定式前緣縫翼，其縫隙是固定的。不能隨迎角的改變而開閉。它的優(yōu)點(diǎn)是構(gòu)造簡單，但在大速度時(shí)，阻力增加較多，所以目前應(yīng)用不多，只有個(gè)別的低速飛機(jī)上才使用。
自動(dòng)式前緣縫翼，有專門機(jī)構(gòu)與機(jī)翼相連，領(lǐng)先空氣的壓力或吸力來使縫翼閉合和張開。當(dāng)飛機(jī)在小迎角下飛行時(shí)，機(jī)翼前承受隨空氣壓力，前緣縫翼被壓緊貼于機(jī)翼前緣，而處于閉合狀態(tài)。在大迎角下飛行，機(jī)翼前緣承受很大吸力，將前緣縫翼吸開。這種前緣縫翼能充分發(fā)揮大迎角下提高升力的作用，而又不致在小迎角（大速度）下增加很大阻力，故常為某些飛機(jī)所采用。
目前有的飛機(jī)，只在靠近翼尖位于副翼之前設(shè)有縫翼，叫翼尖前緣縫翼。它的主要作用是在大迎角下延緩翼尖部分的氣流分離，從而提高副翼的效能，改善飛機(jī)的橫側(cè)面安定性和操縱性。
二、后緣襟翼
襟翼位于機(jī)翼后緣，叫后緣襟翼。它的種類很多，較常用的有：分裂襟翼，簡單襟翼、開縫襟翼、后退襟翼、后退開縫襟翼等。放下襟翼既可提高升力，同時(shí)也增大阻力。所以多用于著陸。有的飛機(jī)為了縮短起飛滑跑距離，起飛也放襟翼，但放下角度很小。
（一）、分裂襟翼
這種襟翼本身像一塊薄板，緊貼于機(jī)翼后緣。放下襟翼，在后緣和機(jī)翼之間，形成渦流區(qū)，壓力降低，對機(jī)翼上表面的氣流有吸引作用，使其流速增大，上下壓差增大，既增大了升力，同時(shí)又延緩了氣流分離。另一方面，放下襟翼，機(jī)翼剖面變得更彎曲，使上、下表面壓力差增大，升力增大。由于以上兩方面的原因，放下分裂襟翼的增升效果相當(dāng)好，一般最大升力系數(shù)可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼，上表面的最低壓力點(diǎn)的壓力更小了，使氣流更易提前分離，故臨界迎角有所減小。
（二）、簡單襟翼
簡單襟翼與副翼形狀相似，放下簡單襟翼，相當(dāng)于改變了機(jī)切面形狀，使機(jī)翼更加彎曲。這樣，空氣流過機(jī)翼上表面，流速加快，壓力降低；而流過機(jī)翼下表面，流速減慢，壓力提高。因而機(jī)翼上、下壓力差增大，升力增大?？墒?，襟翼放下之后，機(jī)翼后緣渦流區(qū)擴(kuò)大，機(jī)翼前后壓力差增大，故阻力同時(shí)增大。襟翼放下角度越大，升力和阻力也增大得越多。
放下襟翼，升力和阻力雖然同時(shí)增大，但在一般情況下阻力增大的百分比要比升力增大的百分比要大些，所以升阻比是降低的。
在大迎角下放襟翼，機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)的壓力，比后緣部分的壓力小得更多。這更促機(jī)翼后部附面層中的空氣向前倒流，迫使氣流提早分離，而使渦流區(qū)擴(kuò)大。因此，放下襟翼后，機(jī)翼的臨界迎角要比不放時(shí)小些。
某飛機(jī)放下襟翼和未放下襟翼兩種情況下的飛機(jī)極線。由曲線看出：放下襟翼后的升力系數(shù)和阻力系數(shù)普遍增大，最大升力系數(shù)增大，臨界迎角減小，升阻比降低。
由于這種襟翼的增升效果不是很高，故一般多用于低速飛機(jī)，高速飛機(jī)很少單獨(dú)使用。
（三）、開縫襟翼
開縫襟翼是在簡單襟翼的基礎(chǔ)上改進(jìn)而成的。放下開縫襟翼，一方面襟翼前緣和機(jī)翼后緣之間形成縫隙，下表面高壓氣流，通過縫隙高速流向上表面后緣，使上翼面附面層中空氣流速加大，延緩了氣流的分離，提高最大升力系數(shù)。另一方面，放下開縫襟翼，使機(jī)翼更加彎曲，也有提高升力的作用。所以開縫襟翼的增升效果比較好，最大升力系數(shù)一般可增大85-95%，而臨界迎角降低不多。因此它是中、小型飛機(jī)主要采用的類型。
有一種襟翼的工作原理與開縫襟翼非常相似。放下襟翼時(shí)，壓縮空氣從機(jī)翼轉(zhuǎn)折部位噴出，吹掉后緣的渦流而增大升力。這時(shí)最大升力系數(shù)提高很多，而臨界迎角降低較少。這種襟翼叫吹氣襟翼。目前，某些高速噴氣式飛機(jī)的薄機(jī)翼上，多采用這種襟翼。
開縫襟翼是利用氣流通過縫隙來延緩氣流的分離。但有一定限度，當(dāng)襟翼的角度增大到一定時(shí)，機(jī)翼后緣仍會(huì)產(chǎn)生氣流分離，使增升效果降低。若采用雙縫襟翼，就可克服這個(gè)缺點(diǎn)。用雙開縫襟翼，將有更多的高速氣流從下翼面通過兩道縫隙流向上翼面后緣，吹除渦流，促使氣流仍然能貼著彎曲的翼面流動(dòng)。這樣，襟翼偏轉(zhuǎn)到相當(dāng)大的角度，還不至于發(fā)生氣流分離，因而能提高增升效果。
雙開縫后緣襟翼與單開縫后緣襟翼構(gòu)造相似，只是有兩個(gè)縫。在襟翼之前還有一小塊翼面，因此放下時(shí)與機(jī)翼后緣構(gòu)成兩個(gè)縫。
若采用三縫和多縫襟翼，增升效果會(huì)更好，但構(gòu)造復(fù)雜、故目前采用雙開縫襟翼較為普遍。
（四）、后退襟翼
放下后退襟翼，不僅能增大了機(jī)翼切面的彎曲度，而且還增大了機(jī)翼面積。故增升效果好。高速飛機(jī)采用較多。
（五）、后退開縫襟翼
后退開縫襟翼和后退襟翼相似，也可后退。同時(shí)又和開縫襟翼相似，當(dāng)襟翼處于后退位置時(shí)，它的前緣和機(jī)翼后緣形成一條縫隙。所以它兼有后退襟翼和開縫襟翼二者的優(yōu)點(diǎn)，增升效果很好，現(xiàn)代高速和重型飛機(jī)廣泛使用。
后退開縫襟翼有兩種型式：一種叫查格襟翼。這種襟翼后退量不很多，機(jī)翼面積增加不很大。最大升力系數(shù)可增大110-115%。起飛時(shí)，襟翼下偏角度小，與翼間形成的縫隙大，這樣可使阻力系數(shù)增加少，而升力系數(shù)增加卻很多，有利于縮短起飛距離。著陸時(shí)，下偏角度大，而與翼間形成的縫隙小，這樣阻力系數(shù)和升力系數(shù)都提高較多，有利于縮短著陸距離。另一種富勒襟翼。這種襟翼的后退量和機(jī)翼面積的增加都比查格襟翼多，而且后退到相當(dāng)位置，與翼間形成的縫隙也更大，增升效果更好。其最大升力系數(shù)可增大110-140%但在下偏中，壓力中心后移很多，操縱結(jié)構(gòu)也更復(fù)雜，這是它的缺點(diǎn)。
三、前緣襟翼
位于機(jī)翼前緣的襟翼叫前緣襟翼。這種襟翼廣泛用于超音速飛機(jī)上。因?yàn)槌羲亠w機(jī)一般采用前緣尖削，相對厚度小的薄機(jī)翼。在大迎角飛行，機(jī)翼上表面前緣就開始產(chǎn)生氣流分離，最大升力系數(shù)大大降低。大迎角飛行時(shí)，放下前緣襟翼，一方面可減小前緣與相對氣流之間的角度，使氣流能夠平順地沿上翼面流過。另一方面也增大了翼切面的彎度。這樣，氣流分離就能延緩，而且最大升力系數(shù)和臨界迎角也都得到提高。屬于前緣襟翼的還有一種叫克魯格襟翼，裝在前緣下部向前下方翻轉(zhuǎn)，既增大機(jī)翼面積，又增大了翼切面的彎度，所以具有很好的增升效果，構(gòu)造也很簡單。這是最新研制的一種增升裝置。波音噴氣客機(jī)都使用了此種襟翼。
現(xiàn)代中型或大型客機(jī)和高速軍用飛機(jī)，為提高增升效果，往往同時(shí)采用幾種升裝增置（叫組合式增升）。
第八課 飛行物理學(xué)常識
以下章節(jié)給出了有關(guān)飛行中起作用的力的知識。
飛行歸因于作用在飛機(jī)上的幾個(gè)力。第一個(gè)是飛機(jī)的重量，即將飛機(jī)拉向地面的重力。第二個(gè)是引擎產(chǎn)生的推力，它通過空氣推動(dòng)飛機(jī)，飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)引起空氣在機(jī)翼上方運(yùn)動(dòng)，反過來又產(chǎn)生可抵銷重力的升力。最后一個(gè)作用在飛機(jī)上的是阻力，它是與飛行相反方向產(chǎn)生的力。
多個(gè)力可同時(shí)從不同方向作用于同一架飛機(jī)上，單個(gè)的力稱作分力，多個(gè)力作用總的效果稱為凈力或合力。
推力
產(chǎn)生推力是飛機(jī)引擎工作的基本目的。這個(gè)力使飛機(jī)能夠克服慣性(阻止物體改變運(yùn)動(dòng)狀態(tài)趨勢的性質(zhì))。推力使飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)，然后使機(jī)翼產(chǎn)生升力。飛機(jī)的推力／重量比是飛機(jī)的普通度量標(biāo)準(zhǔn)，即飛機(jī)的最大推力與飛機(jī)的總重量之比。推力／重量比大于1表示飛機(jī)可以克服重力。
推力／重量比大于1：1表明飛機(jī)可以克服地球引力，而豎直向上飛行的F—15E雙渦輪噴氣引擎(PW—200型引擎)每個(gè)可產(chǎn)生
引擎產(chǎn)生的推力驅(qū)動(dòng)飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)，使得空氣在機(jī)翼上下表面運(yùn)動(dòng)，從而產(chǎn)生壓力，將機(jī)翼向上推。推力也可改變飛機(jī)的速度。
上升
當(dāng)機(jī)翼在空氣中運(yùn)動(dòng)，并將空氣上下一分為二時(shí)，飛機(jī)就會(huì)升起來。一半空氣流過機(jī)翼上部，另一半空氣從機(jī)翼下部通過。流過機(jī)翼附近的空氣在碰撞點(diǎn)被一分為二(見下圖)，并分別從機(jī)翼上下外表面流過。
機(jī)翼上表面的彎曲度比較大，因此機(jī)翼上表面比下表面長(參見圖)，流過機(jī)翼上表面的空氣的表面面積要比流過下表面的面積大。從機(jī)翼上部流過的空氣行程長，因此它的流動(dòng)速度比從機(jī)翼下部流過的氣流要快。機(jī)翼上表面上的較快的氣流對機(jī)翼上部的壓力要比下表面上的氣流對機(jī)翼下表面的壓力要小，這樣就產(chǎn)生了壓力差，即機(jī)翼上表面與下表面之間的壓力不平衡，這個(gè)壓力將機(jī)翼向上報(bào)，使得飛機(jī)上升。
攻角
機(jī)翼產(chǎn)生的升力大小隨機(jī)翼碰撞空氣的角度變化而變化，這個(gè)角稱為攻角(AoA角)，不要將攻角與空間方位角或機(jī)頭與水平的傾角相混淆。F15戰(zhàn)機(jī)的攻角以單位數(shù)度量，而空間方位角以度數(shù)度量。
攻角大小不是一成不變，而隨具體情況變化而變化。有時(shí)攻角保持14個(gè)單位，可使飛機(jī)的巡航范圍最大，在轉(zhuǎn)彎時(shí)主要關(guān)注能量的節(jié)省，16—22個(gè)單位有是最佳的。加速時(shí)最好選擇8—10個(gè)單位攻角。如果攻角太大，座艙中音頻聲音會(huì)響起來，警告你失速即將發(fā)生。觀察平視顯示器左側(cè)指示航速正下方的符號和數(shù)字來檢查攻角大小，它是以單位表示的飛機(jī)的攻角。“主平視顯示器中的符號”。
阻力
阻力是阻止飛機(jī)沿飛行方向運(yùn)動(dòng)的力。任何一個(gè)物體在流體(空氣也是一種流體)中運(yùn)動(dòng)都會(huì)要產(chǎn)生摩擦力。在飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)，空氣對機(jī)翼摩擦?xí)r，以及空氣推向飛機(jī)表面引起壓力積聚時(shí)，都會(huì)產(chǎn)生阻力。
產(chǎn)生的阻力是升力向后的分力。機(jī)翼產(chǎn)生的升力越大，阻力也就越大。在飛機(jī)的速度達(dá)到1馬赫時(shí)，聲波阻力也會(huì)產(chǎn)生。機(jī)翼前部產(chǎn)生的壓力比后部大，這樣就產(chǎn)生了向后的阻力。寄生阻力包括風(fēng)力和各種非升力引起的阻力。
不管碰到哪些阻力，飛機(jī)的綜合飛行特性決定于升力系數(shù)和阻力系數(shù)疊加。不同的攻角產(chǎn)生不同的升力和阻力。每一架飛機(jī)都有一個(gè)理想的攻角、推力和阻力組合，在不同航速下，產(chǎn)生的阻力種類也不同。
航速
飛機(jī)在大氣中飛行時(shí)，空氣從飛機(jī)表面上流過，氣流將產(chǎn)生壓力。在較高的高空上，空氣比較稀薄，從飛機(jī)表面上流過的空氣較少。通過測量氣流的壓力，F—15上的皮托管與計(jì)算機(jī)連機(jī)可計(jì)算航速。
由于大氣的密度不同，計(jì)算出的在某一高度上以不變推力和攻角飛行的飛機(jī)的航速同另一架以相同椎力和攻角在不同高度上飛行的飛機(jī)航速有差別。因此，飛機(jī)有指示航速(根據(jù)當(dāng)前空氣密度和高度計(jì)算出的視航速)和實(shí)際航速(根據(jù)空氣密度和高度變化修正的航速)。
例如，假設(shè)你在一架實(shí)際航速為350節(jié)在
通過實(shí)際航速的比較，你和另一個(gè)飛行員可計(jì)算出，一架飛機(jī)飛行是否比另一架快。盡管指示航速不同，如果實(shí)際航速相同，那么你們可以同時(shí)到達(dá)目的地。
攻角和航速
雖然推力是決定航速的動(dòng)力，但攻角對航速影響也很大。如果你想在某一標(biāo)高上飛行，重要的要記住，通過調(diào)節(jié)油門來改變攻角，使飛機(jī)飛行高度固定。低速時(shí)(即起飛或降落時(shí))，攻角對航速影響最明顯。
通常先用飛行搖桿選擇攻角，再調(diào)節(jié)油門，一直到飛起來(在游戲中，當(dāng)前指示航速以指示航速節(jié)(KIAS)或以節(jié)為單位的指示航速顯示在平視顯示器中，以及飛行狀態(tài)指示頁面的多用途顯示器中)。
高度
飛機(jī)升空后，飛機(jī)到達(dá)某一高度。象表示航速一樣，高度也有幾種表示方法。指示高度(氣壓表測出的高度)和雷達(dá)高度是游戲中最重要的兩種高度度量方法。在前上方控制器中，你可讓雷達(dá)高度顯示或不顯示。
氣壓計(jì)高度給出了海拔高度(ASL)。雷達(dá)高度指示距飛行地面的高度(AGL)。高度增高，由于大氣壓低，引擎工作效率降低。隨高度升高，大氣變得稀薄。飛機(jī)的臨界高度是飛機(jī)能夠保持引擎正常功率飛行的高度。飛機(jī)以正常的效率飛行受到高度限制。在
G力
升力和飛機(jī)重量關(guān)系可以用“G”術(shù)語來敘述。
在快速轉(zhuǎn)彎或突然加速時(shí)，最容易感到G力，它可以是正的9也可以是負(fù)的。在轉(zhuǎn)彎將你推向椅子時(shí)，G力是正值，而拉作用時(shí)，G力是負(fù)值。在高G表演中，你的心臟應(yīng)該工作得快些，將血壓向遠(yuǎn)離拉的方向。
經(jīng)很好訓(xùn)練的飛行員在有限時(shí)時(shí)間內(nèi)約可承受9—
F15E StrikeEagle具有比一般飛行員能承的G力要大得多的高級飛機(jī)外殼。在游戲中準(zhǔn)確地模擬了“視紅”和“視黑”效果。因此，你應(yīng)該借助于平視顯示器注意當(dāng)前的G值水平。如果你超過可用的G值極限，那么音頻警告就會(huì)響起來。
飛行包線
飛機(jī)升空是飛機(jī)的航速、高度和攻角作用的結(jié)果。這三個(gè)因素共同使飛機(jī)飛行，在談?wù)擄w機(jī)做機(jī)動(dòng)動(dòng)作時(shí)，也應(yīng)該同時(shí)考慮這三個(gè)因素。用飛機(jī)．的飛行包線圖來描述它的極限。F15 StrikeEagle的飛行包線如圖所示。
豎軸為飛行高度，水平軸為以馬赫數(shù)表示的航速。圖中畫出的曲線是
絕對極限
攻角。攻角是飛行包線中最重要的考慮因素之一。無論飛機(jī)有什么樣的高度、負(fù)載和航速，但攻角是一個(gè)極限因素。通常，F15E戰(zhàn)機(jī)安全飛行的攻角極限是30個(gè)單位。最大升力對應(yīng)的攻角是17個(gè)單位。如果攻角太陡，即傾角太大，座艙中900赫茲的聲音會(huì)響起來。
在飛行包線中，上升的實(shí)線表示亞聲速航速時(shí)可用最大升力。在曲線的上部，飛機(jī)會(huì)產(chǎn)生抖動(dòng)和其它氣流的擾動(dòng)。
在游戲中，當(dāng)前攻角讀數(shù)在乎視顯示器左側(cè)指示航速正下方顯示出來。
航速。曲線右部分表示了在不同高度下F—15E戰(zhàn)機(jī)的最大航速。高度越高，由于空氣稀薄，產(chǎn)生的阻力小，所以航速越高。超過包線航速邊緣，飛機(jī)可能發(fā)生結(jié)構(gòu)損壞。
F15E戰(zhàn)機(jī)的航速極限約為800節(jié)，馬赫極限為2.5。隨著武器和燃料裝載量的不同，這個(gè)極限值稍有變化。
馬赫數(shù)。曲線右上部位表示最大馬赫速度極限。值得注意的是，飛機(jī)在圖形右部陰影區(qū)域中只能飛行有限的時(shí)間。飛機(jī)在長于這個(gè)時(shí)間極限內(nèi)仍保持2.5馬赫航速飛行，就會(huì)引起結(jié)構(gòu)過熱。
推力。曲線平頂部分表示飛機(jī)在某一水平飛行航線上最大推力所能獲得的最大航速。在爬高時(shí)會(huì)降低航速，如果攻角太大，飛機(jī)的高度又要損失，又問到飛行包線中。
G力。飛機(jī)能經(jīng)受幾個(gè)G力作用幾十秒鐘，雖然，部分與裝載的武器和燃料量多少有關(guān)。該實(shí)例中的包線是
第九課 飛行控制與特性
升力通常垂直作用于機(jī)翼上?？伸`活地控制機(jī)翼表面(副翼、升降舵和方向舵)來改變升力，使其在它的空氣動(dòng)力學(xué)中心旋轉(zhuǎn)。你可應(yīng)用這些控制使飛機(jī)做各種機(jī)動(dòng)動(dòng)作。
俯仰、滾動(dòng)和偏航
飛機(jī)的三維機(jī)動(dòng)動(dòng)作有：俯仰、滾動(dòng)和偏航。三維總是以飛行員的視線為基準(zhǔn)，而與飛機(jī)的方向和飛行高度無關(guān)。當(dāng)你對飛機(jī)進(jìn)行控制時(shí)，你需要輸入能量。
俯仰是機(jī)頭做上下運(yùn)動(dòng)。利用飛機(jī)的平衡器(F—15E戰(zhàn)機(jī)上的平的后部表面，有時(shí)稱為升降舵)控制俯仰。在做俯仰動(dòng)作時(shí)，平衡器表面向上或向下轉(zhuǎn)動(dòng)。這樣使得平衡器上下表面的壓力不同，機(jī)頭向上或向下。
滾動(dòng)由飛機(jī)的副翼所控制。象襟翼一樣，副翼是絞接在機(jī)翼上的控制板。與襟翼不同的是，兩個(gè)副翼彼此向相反方向運(yùn)動(dòng)，一個(gè)機(jī)翼升力增大，另一個(gè)機(jī)翼升力減小，因此飛機(jī)以機(jī)頭—機(jī)尾軸做滾動(dòng)。也可使用F15E戰(zhàn)機(jī)的舵做滾動(dòng)。
偏航是機(jī)頭向側(cè)方向運(yùn)動(dòng)。此時(shí)飛機(jī)的高度(機(jī)頭角度)保持不變，而飛機(jī)向左或向右飛行。利用飛機(jī)的尾舵控制偏航。
俯仰和偏航聯(lián)合運(yùn)動(dòng)可產(chǎn)生復(fù)合運(yùn)動(dòng)，即在沿縱軸和飛行方向上發(fā)生運(yùn)動(dòng)。相反地，簡單運(yùn)動(dòng)(偏航或俯仰)是非復(fù)合運(yùn)動(dòng)。偏航可以與俯仰聯(lián)合，產(chǎn)生傾斜轉(zhuǎn)彎或滾動(dòng)效果。
飛行搖桿
向前或向后移動(dòng)飛行搖桿，即調(diào)節(jié)飛機(jī)的平衡器，可改變機(jī)頭的仰俯角。將搖桿向后拉，即利用后搖桿可使機(jī)頭升高，將搖桿向前推，即使用前搖桿，可使機(jī)頭下降。將搖桿向左右移動(dòng)，即使用側(cè)向搖桿，可控制飛機(jī)的副翼。例如，搖桿向左移，飛機(jī)向左滾動(dòng)。搖桿向右移，飛機(jī)向右滾動(dòng)。
方向舵腳踏板
方向舵和腳踏板可移動(dòng)飛機(jī)的舵，控制飛機(jī)偏航。右舵飛機(jī)機(jī)頭向右偏，左舵飛機(jī)機(jī)頭向左偏。航速高于1馬赫時(shí)，F15E戰(zhàn)機(jī)的舵鎖定。這意味著，航速高于1馬赫時(shí)，你踏不動(dòng)舵。舵鎖定是為飛機(jī)控制時(shí)提供的一個(gè)保險(xiǎn)。
利用舵也可以做滾動(dòng)，此時(shí)，飛機(jī)向舵給的方向滾動(dòng)。舵主要用于射擊瞄準(zhǔn)和自旋螺狀態(tài)的恢復(fù)。你可以用舵腳踏板或通過鍵盤敲RUDDER—LEFT(“，”鍵)或RUDDER—RIGHT(“．”鍵)來控制舵。
油門
油門控制引擎推力輸出。油門向后拉降低引擎輸出，油門向前推增大引擎輸出。不用補(bǔ)燃器時(shí)引擎的最大輸出稱為軍用功率。補(bǔ)燃器通過將原燃料泵人排氣管中再點(diǎn)燃它，來增加引擎的輸出。推力的增大幅度是相當(dāng)大的，但是燃料的消耗也非常快的。
在游戲中你可以用油門裝置控制油門的閥位(如下所述)，你也可以用相應(yīng)的鍵盤輸入來控制推力。
油門的閥位 效果，鍵盤操作完全移向前方 節(jié)流器增至最大／與補(bǔ)燃器連接THROTTLE—AB”＼”向前移動(dòng)大部分 節(jié)流器增至軍用功率 THROTTLE—MIL”Shift“十”＝"稍稍移向前 節(jié)流器增大 THROTTLE—UP”＝0●稍稍移向后 節(jié)流器減小 THR0訂LE—DOWN”—”完全移向后方 節(jié)流器調(diào)到飛行空轉(zhuǎn) THR01TLE—IDLE”Shift”
飛行特性
飛行特性反映飛機(jī)的穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)能力。飛機(jī)的形狀、重量、外補(bǔ)給品和機(jī)內(nèi)飛行控制系統(tǒng)決定了它在特定飛行包線中的飛行特性。當(dāng)飛機(jī)的重心、升力、速度和總動(dòng)量變化時(shí)，飛行特性也可能變化。在
轉(zhuǎn)彎特性
轉(zhuǎn)彎特性是飛機(jī)在飛行中改變方向的能力，轉(zhuǎn)彎特性經(jīng)?？僧?dāng)作它的機(jī)動(dòng)能力。轉(zhuǎn)彎時(shí)飛機(jī)受到的G倍數(shù)的力通常表示了飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的難易程度?？梢杂脙煞N方法(瞬時(shí)和持續(xù)特性)來描述飛機(jī)的最大轉(zhuǎn)彎特性。在轉(zhuǎn)彎時(shí)所感覺到的加速度為負(fù)荷系數(shù)。
負(fù)荷系數(shù)。它是轉(zhuǎn)彎時(shí)所產(chǎn)生的離心加速度的分力、轉(zhuǎn)彎使飛機(jī)的加速度增大，再加上G力，這就是負(fù)荷系數(shù)。航速越高，轉(zhuǎn)彎時(shí)的負(fù)荷系數(shù)越大。
瞬時(shí)轉(zhuǎn)彎能力?？梢哉J(rèn)為是飛機(jī)在某一瞬時(shí)最好的轉(zhuǎn)彎能力。隨著航速和飛行高度變化，瞬時(shí)轉(zhuǎn)彎能力也變化。飛機(jī)所產(chǎn)生的升力大小直接與瞬時(shí)轉(zhuǎn)彎能力有關(guān)。
Vn圖用圖形描述了負(fù)荷系數(shù)與航速的關(guān)系。在
持續(xù)持續(xù)能力。在持續(xù)轉(zhuǎn)彎時(shí)，飛機(jī)在一段時(shí)間內(nèi)，保持特定的轉(zhuǎn)彎速度和轉(zhuǎn)彎半徑。為了保持當(dāng)前的升力和高度，負(fù)荷系數(shù)至少為1。
高負(fù)荷系數(shù)可改善飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎特性，但阻力增大。飛機(jī)總的轉(zhuǎn)彎特性決定于它的推力／重量比和升力大小。
用低航速持續(xù)轉(zhuǎn)彎較佳，通常，航速越低(到達(dá)某一航速)，轉(zhuǎn)彎動(dòng)作可能越快。這就是老飛行員相信的“慢下來，可以快到達(dá)”口頭禪。
轉(zhuǎn)彎速率和轉(zhuǎn)彎半徑
轉(zhuǎn)彎特性用轉(zhuǎn)彎速率和轉(zhuǎn)彎半徑來度量。飛機(jī)每秒鐘能轉(zhuǎn)彎的度數(shù)為轉(zhuǎn)彎速率。航速越高，傾斜角越小，飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎速率也越小。飛機(jī)完成轉(zhuǎn)彎所需半徑長度為轉(zhuǎn)彎半徑。轉(zhuǎn)彎半徑隨航速增大和向外傾斜角度減小而增大。高轉(zhuǎn)彎速率和小轉(zhuǎn)彎半徑可以得到最好的轉(zhuǎn)彎特性。攻角影響轉(zhuǎn)彎特性。
在轉(zhuǎn)彎最急時(shí)攻角接近30個(gè)單位，但不能超過此值。在最佳轉(zhuǎn)變時(shí)(盡快轉(zhuǎn)彎)，其目的是犧牲轉(zhuǎn)彎半徑節(jié)省總沖量，此時(shí)的攻用較小，一般為16—22個(gè)單位。
轉(zhuǎn)彎速度
在給定高度上，無結(jié)構(gòu)故障轉(zhuǎn)彎時(shí)產(chǎn)生最大升力所對應(yīng)的航速稱為轉(zhuǎn)彎速度。轉(zhuǎn)彎速度給出最好的轉(zhuǎn)彎特性，即在轉(zhuǎn)彎半徑盡可能小的情況下，轉(zhuǎn)彎速率盡可能高。在轉(zhuǎn)彎速度時(shí)，飛機(jī)具有最好的持續(xù)轉(zhuǎn)彎特性。
轉(zhuǎn)彎速度表示如Vn圖中。值得注意的是，轉(zhuǎn)彎速度是在飛機(jī)以在結(jié)構(gòu)極限范圍內(nèi)能提供最大升力所對應(yīng)的航速時(shí)產(chǎn)生的。
自動(dòng)控制系統(tǒng)
由于飛機(jī)的形狀、重量和結(jié)構(gòu)度不同，所以每架飛機(jī)有各自的操作性能，F—15E飛機(jī)也不例外。Strike Eagle飛機(jī)有幾個(gè)幫助你操作飛機(jī)的系統(tǒng)。
第一個(gè)是控制增強(qiáng)系統(tǒng)(CAS)，其目的是使作用于位于飛行包線內(nèi)正常飛行的飛機(jī)上的G力穩(wěn)定。該系統(tǒng)可以根據(jù)飛行條件的不同，自動(dòng)調(diào)節(jié)飛機(jī)原來的俯仰、滾動(dòng)和偏航輸入。如CAS正確操作，你就可以在飛行中使飛行搖桿上的力和G力一定，而不管航速或負(fù)荷的變化。
F—15E飛機(jī)上使用的另一個(gè)系統(tǒng)是俯仰微調(diào)補(bǔ)償器(PTC)，它可自動(dòng)微調(diào)飛機(jī)的俯仰角(微調(diào)過程借助飛機(jī)上的計(jì)算機(jī)自動(dòng)微調(diào)，保持穩(wěn)定的
在高馬赫數(shù)和高攻角時(shí)飛機(jī)的操作不同，飛行控制很容易過補(bǔ)償。自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)(AFCS)通過調(diào)節(jié)你所給的每個(gè)控制輸入來彌合它們之間的差距，所以航速和攻角變化的反效應(yīng)最小。這樣可以促使StrikeEagle飛機(jī)進(jìn)入飛包線中。
AFCS可調(diào)節(jié)武器和燃料負(fù)荷的不平衡和彌補(bǔ)一個(gè)引擎的損壞。在飛機(jī)降落時(shí)也可做一定的調(diào)節(jié)。但是此時(shí)如果攻角太大(超過30個(gè)單位)，可能會(huì)產(chǎn)生不希望的偏航。
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