第八章 飞机性能

航空

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第八章  飞机性能
    随着在较大和较复杂的飞机上获得的飞行经历的增多，飞行员需要对飞机的飞平
行评估，了解影响飞行性能的各种因素。
第一节空气动力学
  本节是对作用在飞机上的基本空气动力进行复习和巩固。这些基本力与飞行状舞
飞、转弯、爬升、下降有关。同时将空气动力学的知识扩展至商用飞行员要求的水j
  在匀速平飞时，方向相反的空气动力处于平衡状态。升力与重力反向，拉力与阻
在稳定的飞行状态下，方向相反的力的合力为零。方向相反的力如不等将打破平衡。
一、升力
    升力是主要的空气动力，了解升力产生是了解飞机空气动力的基础。在学习飞机
我们先简单的复习描述翼型、气流等的有关术语。
  相对气流是空气相对于物体的运动，它与飞机的飞行方向相反。翼弦是机翼前后
连线。迎角是翼弦与相对气流之间的夹角，它表示飞机与相对气流之间的位置关系。
装角是指翼弦与飞机纵轴之间的夹角（图8-1）。
习醋译
图8--2  机器的压力分布
    机翼的压力分布随迎角的变化而改变。当改变迎角时，也就改变了升力、空速和阻力。
如图8-3所示，标有“CP”的箭头代表压力中心，它是机翼上、下表面压力的矢量和。由左
图可见在小迎角状态下，压力中心位于重心之后。由右图可见大迎角状态下，具有正弯度的
机翼，压力中心可能位于重心之前。
    图8-3机翼的压力分布随迎角的变化
    当压力中心位于重心之后，升力对重心的力矩是下俯力矩，该力矩由平尾产生的抬头力
矩平衡。随着迎角的增加而压力中心朝前移动，如果移动到重心之前，就需要平尾提供下俯
力矩以保特飞行姿态。．因此，压力中心的移动，会对正弯度机翼飞机的空气动力平衡和操纵
性产生影响。由于对称翼型的压力中心不受迎角改变的影响，因此，压力中心的移动，不会
出现在对称翼型上。
    1．升力公式
    升力公式有助于理解影响升力的诸变量间的关系。其表达式为
    上=吉cLp y2S
￡——升力；
CL——升力系数（它随冀型的形状和迎角变化）：
s-机翼的表面积；
p——空气密度（即单位体积空气的质量）：
v——速度。
    因为升力与速度的平方成正比
    增大4倍。在高速度下，阻力的增
    最大拉力，飞机达到最大速度。在
    相同的升力，飞机将用较大迎角或
，所以即使迎角不变，当速度增大为原来的2倍，升力则
加也与速度的平方成正比。平飞时，当总阻力等于可用的
高空飞行时，因为空气密度随高度增高而减小，为了产生
较高的速度飞行。最大速度受可用拉力限制，而迎角最多
只能增大至飞机的失速迎角。
  在减速飞行时，随着空速的减小，为保持高度，必须增加迎角来保持相同的升力6不过，
迎角只能增加到最大升力系数( CLmax)对应的迎角——J临界迎角。
  升力系数(CL)由迎角和机翼形状确定。图8-4所示为CL随迎角的变化曲线图，该曲线
称为升力系数曲线。由图可看出，在CLmax之前，升力系数呈稳定上升趋势，此后随机翼的
失速而急剧下降。
    图8-4升力系数随迎角的变化曲线
  对于给定翼型，失速总是发生在同一迎角上，而与重量、动压、坡度或俯仰姿态无关。
失速速度不是定值，它随重量、动压、坡度而变化。如紊流会引起相对气流的突变，这会增
大失速速度a在杌动飞行时，例如作大坡度转弯、过载也会使失速速度增大。过猛或急剧的
机动飞行所引起的失速速度可能是平飞时的几倍。飞行员不能有意地让飞机高于机动飞行速
度失速，因为这极易超出过载限制。
  2．增升装置
  升力公式中能控制的两个变量是升力系数和速度。除了通过改变迎角来改变升力系数外．
还可以通过使用前缘和后缘襟翼等增升装置，改变翼型的弯度，从而改变升力系数。
    ·后缘襟翼
    270
缘
翼
在
00
鲢一i    圈8—5通用航空飞机上常见的后缎襟翼
f
I藕弹襟翼是四种襟翼中最简单的一种。它增加了翼邀的弯度．使在给定迎角下的升力大
蠛踟。与此同时，也大大增加了阻力并使压力中心詹移，又而产生-.~F俯力矩。
：努裂式襟翼从机翼的下表面向下偏转，比简单襟翼芦t婪，奇够j，0稀大一些、然而，由于翼
    焉流，阻力的增加也更多。
    巴生的升力更大。这种襟翼的结构让空气从翼露姆’F为’流商襟樊的上表面，推
    辱，从而提高了升力系数。同时，这种襟翼岜增勰j’翼面的弯度，更有助于提
    p，富勒襟翼效果最好。这种襟翼不但向下偏转增加了机翼的弯度，而
    ’Ⅱ了机翼的面积。这两种因素结合起来便产生了更大的升力和相对小的阻力。
    1-装置
    包可用在机翼前缘。前缘增升装置在通用航空飞机上较为少见，但当使用前缘
    雪在更大的范围内控制升力系数。最常见的类型有固定缝翼、可操纵缝冀和前
图8-6
通用航空飞机上常见的前绦增升浆置
在大迎角状态下推迟气流的分离，增大机翼的失
部分组成。在大迎角状态下，无论是机翼前缘的
前运动而开缝，让机翼下方的气流由缝隙流向机
图8-7机翼的平面形状
，我们已经熟悉了诱导阻力和废阻力。诱导阻力随速度的增大i减小，
增加而增加。
    i．诱导阻力
    由于升力的产生而产生的阻力，称为诱导阻力。在正升力状态，机翼下表面的气流压力
比上表面要高，这样在翼尖、下表面的气流绕翼尖流向上表面，形成翼尖涡，翼尖涡向后流
形成翼尖涡流。翼尖涡流使相对气流向下倾潆}形成下洗流。由于相对气流向下倾斜，因此总
升力不再与相对气流相垂直，而与下洗流相垂直～总升力的垂直分量与相对气流垂直。诱导
阻力与相对气流平行，它随着下洗流的进一步下偏（由于迎角增加）而增加(图8-8)。
    因为翼尖涡在翼尖，所以大展弦比机翼比小展弦比机翼产生的诱导阻力小。诱导阻力也
随空速和迎角而变化。诱导阻力曲线表明，诱导阻力在低速时最大，随速度的增加而迅速减
小。若其他因素保持不变，诱导阻力与速度的平方成反比。例如，如果空速增大为原来的2
倍，那么诱导阻力减小为原来的1/4（图8-9）。
图8-8诱导阻力的产生原理
图8-9诱导阻力随速度的变化
  2．废阻力
  与升力的产生无关的阻力为废阻力。它是由飞机的表面对平滑气流的扰动以及产生的涡
流所引起的。废阻力主要包括形状阻力、摩擦阻力和f扰阻力。
  对平滑气流产生阻碍作用的结构，如起落架和无线电天线等，就会产生所谓的形状阻力。
飞机设计师通过将突出部分设计成沆线型的方法，使形状阻力减到最小。像轮胎那样不能做
成流线型的物体常常特地罩上一个水滴状的整流罩，以使气流能平滑流过。螺旋桨整流罩所
起的作用也是如此，其目的是使流过发动机前的气流更平滑。
  从微观角度来看，机翼的表面相当粗糙。空气附面层吸附在机翼的表面，形成很多的小
旋涡，由此产生的阻力称为摩擦阻力。摩擦阻力不可能从根本上消除，但通过应用附面层控
制、层流机翼和微观表面改善等技术，可以减小摩擦阻力。
    另一种废阻力是干扰阻力，它产生在飞机上各个部件结合部。在各个部件结合部，各种
气流相遇和相互作用而产生额外的阻力。例如，机翼和机身结合部，翼身气流相互干扰-使
沿翼根的气流发生偏转。在多发动机飞机上，发动机短舱也使机翼气流发生偏转，该偏转气
流也与机翼和机身的气流相互作用。飞机设计师在选择部件形状和安装位置时．必须考虑干
擒阻力。
    圈8-10为废阻力随速度的变化曲线。该曲线表明废阻力大小与速度的平方成正比。例
如，同一架飞机在相同高度上，以160 kn速度飞行的废阻力是以80 kn速度飞行的废阻力
的碍倍。
    273
。    ‘。    r，，。  ．
    3．总阻力
    飞机的总阻力是诱导阻力和废阻力之和。在低速时诱导阻力占支配地位，在高速时废阻
力占主导地位。诱导阻力和废阻力相等时，总阻力最小。总阻力最小的点也就是以最大升阻
比（//D），nax的点。以(￡／D)．nax驾驶飞机，提供了最大航程和停车后最有利的下滑速度(图
8-11)。
圈8-10废阻力随速度的变化
    400
    300
盏200
总阻力一
最小阻力
或雉大
L升乒哆
——废阻力
：二寻2±三二≥；广一诱导阻力
o们80。2蠢F丙i
    速度
圊8-1!飞机的总阻力
  4．最大航程
  飞机的最大航程可在(￡，D)呻。处获得。应当注意：f，．rD j㈨。处获得萎’太航程只适用于
以指定重量和形态，作稳定匀速飞行的飞机。随着燃料翡瀵耗：要求达到避大航程的空速和
功率会发生改变。当重量减小时，空速和功率必须随之减小．否则就会缩藩最大航程。对于
活塞式飞机，高度几乎不会对最大航程产生影响，并且要．求保持i 0缈j m。。（和最大航程）
的迎角不变。
    闭油门下滑时，如果保持迎角不变，对每个重量都健；。强至确靛譬速，重量的变化就不会
影响下滑角。
    如果高度保持不变，当空速大于(LfD)m。x对应的速度，飞机速度增大，由于废阻力增
加，飞机的总阻力会增加。耜反，如果空速低于(//D)啪。处对应的速度，飞机速度减小，
由于诱导阻力增加，飞机的总阻力也会增加。
三、拉力
    拉力是用以克服总阻力所必需的力。在恒速的水平飞行状态，拉力一定等于总阻力。如
果拉力超过了阻力，飞机将加速直至拉力和阻力重新达到平衡。
    喷气发动机通过增加发动机进气道和排气口间的空气速度来产生推力。螺旋桨通过向后
偏转空气产生拉力。每个螺旋桨的桨叶都有弯度，与机翼的形状一样。这种形状加上桨叶的
迎角，使螺旋桨前部气流压力比后部低，此压力差就产生了拉力。
    1．螺旋桨的效率
    螺旋桨将发动机的轴功率转换成推进功率，这个功率如何有效地转换成拉力，对飞机性
能的影响十分重要。螺旋桨的效率主要取决于桨叶迎角和旋转速度。
    小桨叶角的定距螺旋桨，在低空速时获得最大效率：大桨叶角的定距螺旋桨，在高空速
时获得最大效率。小桨叶角的定距螺旋桨在起飞和爬升期间提供更大的效率，而大桨叶角的
    274
定距螺旋桨在达到巡航空速时效率最高。
    变距或恒速螺旋桨通常用于高性能发动机上。对于恒速螺旋桨，针对不同的飞行阶段，
可选择适当的桨叶角和转速。
    2．最大平飞速度
    在平飞中，飞机的最大速度受发动机产生的功率和飞机的总阻力的限制。如果使用全功
率时拉力超过了总阻力，飞机就开始增速。当总阻力与拉力相等时，飞机将以最大平飞速度
飞行。
    拉力和功率是不同的，拉力是螺旋桨产生的用以克服阻力的一个力，而功率是单位时间
拉力克服阻力所作的功。尽管拉力和功率并不相同，但是功率曲线十分类似于阻力或拉力曲
线。
    需要功率曲线表明了以不同速度平飞时必需的瓒棼i，闽为可用功率是随空速变化的，可
用功率也可以用一条曲线表示，如图8r i 2所示，融之暑端线交赢处的速度是最大平飞速度，在
该点拉力与阻力平衡。应注意到，在A点褐j{，n曩：篝j逸两点的速度不同，但操纵飞机所需
的功率却是相同的。如果以A点的速度Uj，t,：镰jojl艇搬纵区，f:该氡空速的减小要求增
加功率。A点的空速已非常接近最曩．ji再篾爱．．
    图8-12功率曲线
    在考虑航时和航程时，必须选择适当的飞行速度。最大航时和最大航程要求的速度不
  同。
    最大航时速度（久航速度）是指飞机航时最饫的速度。该速度要求维持平飞所需的功率
  最小。最小功率使燃油消耗量最低。
    最大航程速度（远航速度）是在给定燃油量的情况下，使航程最远的速度。在该速度下，
  飞机消耗单位重量的燃油所能飞的距离最远。该速度对应的总阻力最小，即是在阻力曲线上
（L/D）max时的速度。
    在飞机功率需求曲线上，最大航时速度为曲线最低点对应的速度，在稳定的平飞中，这
港以llk小功率设定保持飞行的速度。最大航程速度是使总阻力攮小．最大航程速度比最大航
时速度大<图8-13）。
K√肥高高搠睬蔫啊_k
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四、重力
图8-13最大航时速度和最大航程速度
    重力是四个力中最简单的力，它的大小等于飞机的重量，用G表示，它的方向总是向下
指向地心。由于机动飞行或紊流，载荷可能超过G。机翼承受载荷与飞机实际重量之比称为
载荷因数。如果一架自重为3 000 kg的飞机，如飞行中载荷因数为3，那么机体承受的载荷
为9 000 kg。为此，飞机的结构应能承受比G更大的载荷因数。后面将更详细地讨论载荷因
数。
五、飞机的安定性
    所有的飞机都必须具有安定性和操纵特性。一架具有安定性的飞机易于驾驶，并减轻飞
行员的疲劳程度。飞机的操纵特性与其安定性直接相关。
    机动性是使飞行员易于作机动飞行的特性，它表示飞机承受由机动飞行产生的应力的能
力。飞机的大小、重量、飞机操纵系统、结构强度和拉力决定其机动性。
    操纵性是指飞机对操纵输入，尤其是对姿态和飞行方向的响应能力。机动性和操纵性都
有助于有效地减轻操纵负担。
    安定性是指飞机在飞行中受扰动后，使其恢复到平衡或稳定飞行状态的特性。例如：
如果一架具有安定性的飞机，在平直飞行中受到扰动后，就具有回复到平直飞行姿态的
趋势。安定性的类型包括：静安定性、动安定性、纵向安定性、横向安定性和方向安定
性。
    1．静安定性
弋机从受扰动偏离原平衡状态，是否具有自动恢复原平衡状态趋势的特性。
回到原平衡状态的趋势，称飞机具有正静安定性。如果飞饥趋向于进一步
偏离原平衡状态，称飞机具有负静安定性。如果飞机趋向于保持偏离后的姿态，则称飞机具
有中立静安定性。
    正静安定性是最理想的特性，因为飞机趋向于回到原来平衡状态。任何装载适当的飞机
都表现出这种特性。负静安定性和中立静安定性不是所希期的特性（图8-14）。
    图8-14正静安定性、负静安定性和中立静安定性
  2．动安定性
  动安定性是指飞机受扰动偏离原平衡状态后一毛机的响应过程。动安定性描述的是飞机受
虢动后的整个响应过程，而静安定性研究的是扰动消失后飞机的运动趋势。动安定性由飞机
发生偏离状态后的趋势和阻尼确定。虽然可以将飞机设计成具有正静安定性，但是它可能有
正，负或中立动安定性。
    如果飞机受扰动偏离原平衡状态后，它的趋势是自动恢复到原来状态，并经过一系列振
-蜻减J,的摆动，飞机最终恢复到原状态，称飞机具有正动安定性。如果摆动振幅越来越大，
飞机就越来越偏离原状态，称飞机具有负动安定性。如果飞机趋于回到原来的平衡状态，但
霪随着时间的推移摆动振幅的大小既不增大也不减小，表现出中立动安定性。正静安定性和
蕈动安定性的结合是最理想的特性。在此状态下，无需花多大力气就可以使飞机恢复到原来
鞠状态，因为飞机本身就具有恢复到原妆态的能力（图8-15）。
图8-J5正动安定性、负动安定性和中立动安定性
    3．纵向安定性
    纵向安定性是指飞机受扰动后绕其横轴的俯仰运动或趋贽。飞机.在受到扰动而产生俯仰
  运动时，会自动产生抑制俯仰运动的力，该力使飞机恢复到原来的+毪行姿态。飞行中，在飞
  机的三个安定性中，纵向安定性是最重要的。
    飞机的重心位置对飞机纵向安定性的影响很大。如果飞机的装载靠近重心前限，就会出
_喃罱穗_圈瞄熊瞳1
现机头重而下沉的情况。因此，为使飞机具有纵向安定性，水平安定面应设计成具有既能产
生所需的正升力，又能产生所需的负升力的特性。如图8-16所示，如果在平直飞行时机尾重，
水平安定面就产生正升力以保持纵向安定性（序号1）。如果机头重，水平安定面就产生负升
力（序号2）。若紊流或操纵输入使机头上抬，水平安定面的迎角就增加，其结果是增加了序
号1中飞机的正升力，减小了序号2中飞机的负升力。在上述两种情况下，飞机的机尾向上
运动，机头向下运动。
图8-16飞机纵向安定性的产生
    如果扰动使机头下俯，情况则相反。迎角减小使水平安定面产生的正升力减小。因此，
机尾正升力的减小，使机头上抬、则机尾下沉。如纵向安定性由水平安定面产生负升力而引
起的，那么机头下俯就增加了水平安定面的迎角，使其产生更大的负升力。这样将迫使机尾
下沉机头上抬，使飞机恢复到原配平的姿态。
    纵向不安定的飞机具有危险的飞行特性，因而不能通过飞机的适航审定。然而．足|J使具
有纵向安定性的飞机，如果装载不适当使重心超出了可接受的限制，也会产生纵向不安定性。
例如；假设松开杆后飞机就发生俯仰改变，并且保留在新的俯仰姿态上，这就是中立纵向静
安定性的表现。如果飞杌本身进行自我修正，但却进入了一系列不断加剧的摆动，它就表现
出纵向动不安定性。
    4．横向安定性
    横向安定性是指飞机受扰动偏离原平衡状态后，具有阻止绕纵轴的横向（滚转1运动和
使t冀恢复到水平姿态的趋势。一般而言，并不希望将飞机设计得具有过强的横向安定性。
在侧风起飞和着陆期间。过强的横向安定性对滚转性能和操纵特性有不利的影响。
    278
    飞机两翼水平飞行受扰动，机翼发生倾斜，从而使飞机产生侧滑。如图8-17所示，相对
气流从侧边吹向飞机，上风机翼的迎角增加，升力增大；下风机翼迎角减小，升力减小。升
力差产生了滚转运动，下沉机翼趋于上抬使机翼恢复水平。飞机的这种安定性通过上反角机
翼获得。
图8-17飞机的横向安全性
    常常用于喷气飞机上的后掠翼也具有横向安定作用。如图8 -18所示，当后掠翼飞机侧滑
时，侧滑前翼（上风机翼）的缘相遇的榴对气涟更接近予垂妻，即侧滑前翼的有效后掠角较
,/J.。在侧滑中，侧滑前翼产生更大的升力j同时rIi了7 l乜更大j，这就产生一个升力差使机翼回
到水平位置。
    5．方向安定性
    飞机绕立轴（或偏航轴）保持稳定的趋势豫为方向安定骷。当相对气流与飞机对称面平
行，飞机处于平衡状态。如果有某种力使飞机偏转，飞j将产生侧滑。如果飞机具有方向安
定性，它使飞机回到平衡状态…一一飞机无侧潜状悉．，
    要获得方向安定性，重心之前的机体面积必须小于其后的7积，遗使得飞移l对相对气流
具有“风向标”的特性。然而，这种机体的瞄狰莲安定程度避常j"：高，[jL此，遂直加上垂
直安定面的作用。垂直安定面是一个对称的翼丽。在两々，方向0磐身童，'圭侧乃。侧滑角改变
了垂壹安定面上的相对气流，在一个方向上产生更大的;~/Iii,ii.i:J，jx．捌一．：q sn飞机向右侧滑，
7生的侧力指向水平安定面的左边，使机尾向左移动，浊“毛机纵辅，刊准相对气流，
    6．横向与纵向安定性的作用
    飞机设计具有的安定性有助于减轻飞行员的操纵负担，若各种安定性配合不当，也产生
—些不希望的副作用。最常见的两种是飘摆与螺旋不稳定性。
  飘摆由操纵输入或阵风引起的滚转和偏转运动不匹配的结果。主要原因是飞机的横侧安
楚性相对过强。在典型情况下，当平衡被打破时，滚转作用在偏转之前，且滚转运动比偏转
运动更明显。当飞机回到两翼水平状态时，它继续滚转且向另一边侧滑。由于强烈的横侧安
定性，每次摆动都超过机翼的水平位置。飘摆是一种往复的滚转和偏转运动。如果职摆的趋
势零能被抑制制止，后果将不堪设想。
  设计时要使飞机不带飘摆趋势，其方法是使方向安定性优于横向安定性。如果增加方向
安定性且减少横向安定性，那么飘摆运动将得到充分的抑制。然而这种设tf．布Jr易引起螺旋
不稳定性。
图8-18后掠翼的横侧安定性
图8-19飞机的方向安定性
  螺旋不稳定性则与方向安定性强于横向安定性的飞机有关。具有螺旋不稳定性的飞机在
平衡条件下受到扰动时，进入侧滑。在这种情况下，较强的方向安定性使飞机偏回到对准相
对气流的方向。同时，相对较弱的横向安定性使机囊恢复水平滞后。由于飞机偏回到相对气
流的方向，因此外侧机翼的速度比内侧机翼快，其结果是外侧机翼产生的升力更大。当飞机
回转到对准相对气流时，此偏转迫使机头下俯。最后的结果是出现坡度连大且机头下俯的趋
势，一般认为这种趋势的危害程度比飘摆要轻一些。一般而言，设计师尽力使飘摆减小到最
低程度，而一定程度的螺旋不稳定性认为是可以被接受的。
空气动力学与飞行机动
    任何飞机的性能都与其空气动力有关。个体飞机间的表面差异和飞行性能取决于空气动
力因素及飞机设计的目的。虽然个体飞机在设计方面变化多样，但都受相同的空气动力学原
理的支配。
    1．平直飞行
    作平直、无加速度飞行的飞机是处于平衡状态的。此时升力与重力相等，拉力与总阻力
相等。要在平飞中增减速度，必须改变功率设置以产生不平衡的条件。随着功率和空速的改
变，同时应相应地调整迎角，以使升力与重力相等，才能保持水平飞行，水平飞行所要求的
指示空速与每个迎角一一对应（所有其他因素保持不变）。
    图8-20为飞机保持平飞时的所需功率曲线，它表明在各种空速下要达到平衡所需的功
率。对于序号1的给定空速，功率需求曲线表明了要保持平衡必须获得的发动机功率。若·希
望更大的空速（序号2），平衡要求的功率也大大增加。当需要的功率等于可用功率时．bj‘ fklt
到最大平飞速度（序号3）。
    2．爬升
    正常情况下，通过向后拉杆增大迎角增加升力使飞机爬升。然而．爬升是用剩余的拉力
而不是用剩余的升力。爬升角主要受剩余拉力的影响：爬升率主要受剩余功率的影响。
    最大爬升率所对应的速度出现在可用功率和要求的功率间差值最大处（即剩余-IJ率最
大）。若不能获得剩余功率，飞机处于稳定的平飞状态。若有可用的剩余功率，则爬外率与剩
    280
余功率的大小成正比。可用的功率曲线向下弯曲，因为螺旋桨效率随空速和俯仰姿态的变化
而改变（图8-21）。
图8-20飞机平飞所需功率曲线
圈8-21  飞机的最大爬升率速度
  对于任何给定重量的飞机，最大爬升角（即在最小的水平或前进距离内得到的最大高度）
取决于剩余拉力的大小。最大爬升角速度出现在拉力和阻力之差最大处（即剩余拉力最大）。
可用拉力与需要拉力曲线与空速有关。可用拉力随空速的增加而减小，而需要拉力随空速的
增加而增加。因此，最大爬升角速度出现在两条曲线差值最大处（图8-22）。
    期8-22  飞机的量大爬升角速鹰
  可用拉力曲线表明螺旋浆拉力在低空速时最高，并随空逮的增加而减小。|大剩余拉力
在空速非常接近失速速度时获得。
    ·影响爬升性能的因素
    空速影响爬升角和爬升率。在给定飞机重量的情况下，最大性盹要求特定的空迪．一艘
    强l
    善舞虢？j速度变化越大，性能变化也越大。重量也会影响性能，如果改变飞机重量，也就改变
    了阻力和所需的功率。随着重量的增加，最大爬升率和最大爬升角减小。
    高度增加对爬升性能影响最大。这是因为高度增加了所需功率和所需的拉力，而减少了
    可用功率和拉力。因此，爬升角（率）随高度的增加而减小。同时，获得最大爬升角所需的
    空速随高度的增加而增加，但最有利的爬升率所对应的空速却减小。这两个空速的会聚点称
    为飞机的理论升限。
    3．下滑
    如果发动机出现故障，飞行员应以最小下滑角操纵飞机，以便获得最大的下滑距离。当
    风的影响不大时，在阻力最小时可得到最小下滑角。因为升力基本上与重力相等，可在最大
    升阻比（//D）．nax处得到最小阻力。因此，它出现在特定的升力系数和迎角处。图8-23表明
    了每个迎角对应的升力、阻力系数和升阻比。升阻比( //D)曲线可用于表明迎角与下滑距
    离间的关系。例如：60迎角对应最大升阻比( //D)m。x。要找到此升阻比，在迎角坐标轴上
    找到60刻度（序号1），过60作垂线与l4/D曲线的相交（序号2）。然后由交点向右作水平线
    与升阻比坐标轴相交，得到升阻比为12.5（序号3）。它表示高度每损失1 km，飞机T滑前
    进的水平距离为12.5 km。
    不在最大升阻比（￡佃）Ⅲ。。迎角飞行将减少下滑距离。由图8 -23还可发现有砦不同的迎
    角对应着相同的下滑距离。如迎角为4c和90对应的升阻比f』，，D）都约为1 i．6。
        0.  1600
0,1400
         0.  1200
CD
O*1000
    0. 0800
     0. 0600
   0- 0400
     O. 0200
        o
图8-23飞机的升力系数、阻力系数和升阻比曲线
  4．转弯
  飞机的转弯性能由各空气动力间的基本关系决定。任何作曲线运动的物体有向心力的作
用。飞机转弯时，使升力倾斜，由升力在水平方向上的分力提供向心力。此时飞机的升力可以
分解成两个力：一个作用在铅垂方向，另—个作用在水平方向。如图8-24所示，升力的水平
分量为飞机提供了向转弯中心加速的向心力，而升力的垂直分罱用以克服重力。向心力持续地
克服惯性，惯性阻碍物体在任何运动方向上改变。惯性离心力与升力水平分量方向相反。在水
平的匀速转弯中，水平升力分量与离心力相等。重力与离心力的合力决定了施加于体机的载荷。
为了保持高度，升力必须与合成的载荷平衡。合成载荷通常用载荷因数的大小来表示。
    282
图8-24转弯时作用于飞机上的各力的关系
    ·载荷因数
    协调的水平转弯，飞机的载荷因数不变，载荷因数并不取决于转弯速度或半径，而取决
于转弯坡度。坡度不变，则载荷因数也不变。当坡度角为600时，载荷因数为2G，这表示机
翼承受了2倍于飞机重量的力的作用。为了曝持高度，当增加坡度时，必须增加迎角以弥补
升力垂直分量的损失。载荷因数、迎角和失：送速磨闻的关系对同一架飞机是相同的。
  如图8-25．随坡度的增加，载荷因数迅速增加。~度从600（序号1）增加到800(Fr号
2)，载荷因数增加了4G（序号3）。大坡度也增加了失速速度。失速速度的增加与载荷因效
的平方根成正比。正常情况下，平飞失速速度为50 kn的飞机，在4G的情况下失速速度为
1.00 kno从图中左边4G（序号4）处，向右找到载荷因数曲线对应点（序号5），然后向上找
到失速速度曲线上的对应点（序号6），左边对应的即是失速速度增加的百分比（序号7），它
为100%。这表示在4G转弯中失速速度为平飞失速速度的2倍。
圈8-215飞机协调水平转弯时，坡度、t荷因数、失速速度增加■的关系
141．__  一、
283
    ·协调转弯
    转弯时坡度与转弯速度间的关系可通过侧滑仪小球反映出来。小球能反映出转弯的质量。
如果小球在中央位置，转弯是协调的。当飞机出现内侧滑时，飞机偏向转弯的外侧，而小球
偏向转弯的内侧。这表明对给定的坡度，转弯的角速度不够快，升力的水平分量(HCL)太
子离心力(CF)。可以通过减小坡度，蹬舵增加转弯角速度使小球回到中心，或结合使用上
述两种方法。在带外侧滑的转弯中，飞机偏向转弯的内侧，侧滑仪小球偏向转弯的外侧。在
这种情况下，对于给定的坡度转弯角速度太大。离心力大于升力的水平分量。离心力的增加
导致载荷因数的增加。要使飞机协调转弯，可增加坡度或减小舵力来减小转弯角速度，让小
球回到中央位置，也可结合使用这两种修正方法（图8-26）。
图8-26不协调转弯
    ·转弯半径R与转弯角速度翻
    在给定的坡度下，转弯半径与空速的平方成正比。因此，如果空速增大为原来的2倍，
转弯半径则增大为原来的4倍。对于任何给定的坡度，转弯角速度也随空逮而变化，但却是
空速增加。转弯角速度减小，速度较慢的飞机完成转弯需要的时间和空间都较少。
    因为转弯性能取决于升力的水平分量，所以影响性能的两个变量：鞋速度和坡度。对于稳
定协调的转弯可使周两个公式来计算转弯半径和转弯角速度。
    震=—！
    gtan y
    珊-墨tn
    V
    从上述公式可见：无论重量、重心位置或飞机的型号如何．相同的坡度和真空速对应的
转弯角速度和转弯半径是相同的。保持坡度不变，增大速度就增大了转弯半径，减小丁转弯
角速度。要增加转弯角速度并减小转弯半径，就应该增加坡度并减小空速。
    ·逆偏转
    开始转弯时，转变内侧机翼的副翼朝上，转变外侧机翼的副翼朝下。朝下的副骥增加了
机翼的弯度，外侧机翼产生的升力大，升力的增加相应增加了诱导阻力，同时，内o矾翼的
诱导阻力减小，这就使飞机向转弯的外侧偏转。要求按转弯方向施加舵力米克服逆濑转-这
样就可在进入转弯时保持协调。
    5．地面效应
    r    笙起-和着陆期间。当飞机非常接近地面时。地面改变飞t jirjil围气流谱．这将使X尖 t81
    2科
速和螺旋是商用飞行员的训练要求。在训练中，应有意识强调识别可能导致非故意失速，螺旋
的环境。这个训练通过包括低速飞行期间实际的注意力分散在内的练习来完成。有意进入失
速并从中改出的练习也包括在训练中。按照执照的要求，只有欲当飞行教员，才要求熟练掌
握螺旋进入、螺旋和螺旋改出技术。
    1．失速
    商用飞行员应该了解失速产生的原因和影响因素。在低速飞行时这一点尤为重要，因为
此时飞机的速度大于失速的余度很小。记住每一次起飞和着陆都是低速飞行。
    ·失速的产生
    当超过最大升力系数（CL，玎ax）迎角——临界迎角时，气流不再平滑地流过机翼的上表面，
飞机就会出现失速。因此，失速可以出现在任何空速、姿态和功率设置下。引起失速的气流
分离是一个渐进的过程。当翼面的迎角接近临界迎角时气流开始分离：随后，当迎角增加并
超过临界迎角时，气流分离加剧，升力显著减小，同时阻力急剧增大。若不立即减小迎角改
出，就可能产生二次失速或螺旋。
    虽然在任何空速下都可能出现失速，但不能说空速对于失速或避免失速无影响÷将空速
同其他因素结合起来，空速可以成为防止失速的“指示器”。超过临界迎角的速度就是当前飞
行状态下的失速速度。在特定条件下的失速速度已在袋飞机飞行手册》或《飞行员操纵手册》
(POH)中载明。但《飞行员操纵手册》的速度仅适用于指明的条件。
    图8-28为不同坡度、襟翼收上和放下时的失速速度。图示了某一高度。坡度角为3(]。
的飞机，其收上襟翼的失速速度为表速47 kn (KIAS)，放下襟翼的失速速度为表速3 i kii
(KIAS)。
    圈8-28不同坡度、襟翼收上和放下时的失速速度
    满载的飞机比轻载的飞机失速速度大，重心靠前比重心靠后9速速度更大．、除了栽筒因
数外，襟翼的设置、重量、重心位置以及其他因素也会影响失速速度。例如：紊流、摊纵的
不协调、机翼上的冰雪或霜等都可能增加失速速度。尽管不常考虑飞机的情况，f.L/芒也艟}l；
中一种因素。保养不善或装配不当也影响失速速度。
    286
    -失速的种类
个组触越  皓逮会速角适
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当的措施。从失速的征兆中改出十分简单，但如令其发展，改出就变得更加困难。
‘  从失速中改出的关键措施是立即减小迎角‘i让机翼再次获得升力。通过向前推杆减小迎
角，操纵量可能仅仅是松杆，或稳定地向前推杆，这取决于飞机的设计、失速的严重程度和
其他因素。然而，过量地向前推杆可能对机翼强加一个负载荷并延迟了失速的改出。接着的
措施（与第一个措施几乎同时进行）是柔和地将功率加至最大，以增加空速和最大限度地减
小高度损失。随着空速的增加，将功率调整到希望的飞行状态。在多数训练情况下，这种状
态为平飞或爬升姿态。在改出期间，充分协调地使用操纵方法尤其重要。不协调的飞行操纵
会使失速加剧并产生螺旋。此外，还必须避免超过飞机的空速和螺旋桨转速的限制。
    2．螺旋
    因为商用飞行员的申请者并不要求熟练掌握螺旋飞行的技能，所以仅讨论与意外螺旋有
关的基本概念和关系。航空条例要求飞行员弄清楚是何种原因引起螺旋、如何避免、怎样改
出（如果必要的话）。
    螺旋是所有机动飞行中最复杂的。在轻型训练飞机上，螺旋可以定义为产生自动旋转的
加剧失速。在螺旋期间，飞机沿螺旋路径下降，而迎角大于临界迎角。
    ·主要原因
    在螺旋形成前一定出现失速。失速大体上是协词的机动飞行，因为两个机翼失速程度相
同或几乎相同。相比较而言，螺旋是两个机翼失速不等的不协调机动飞行。在这种情况下，
完全失速的机翼常常先于另一个下沉，机头向机翼较低的方向偏转。
    典型的意外螺旋形成的原因是：当进行不协调的飞行机动时，超过了临界迎j‘自∥舛j二副
翼或拉力因素( P-factor)导致的偏转力，一般由于舵力太大或不足引起操纵不奎、冀≥青果导
致了杆舵交叉失速，如果不立即改出，飞机的失速很可能进一步发展而进入螺艇jj常t下驼
交叉操纵引起的螺旋使飞机沿蹬舵的方向产生旋转，而与机翼高低无关。
    在杆舵交叉、不协调的飞行机动期间，全静压仪表，尤其是高度表和空速表可靴r￡j芝．
这是机体上的气压分布不均匀所致。这个误差可能使机组相信飞机的空速足以保持气流光滑
地流过机翼表面。事实上，这时飞机已非常接近失速了，仅有的失速警告也许只有气动抖动
或失速警告喇叭。
    尽管多数飞行员在例行的机动飞行中能保持协调的飞行操纵，但是当精神不集叫一，注意
力分散时，这种能保持协调飞行的操纵能力常常会减退。注意力分散可能会对以下问题产：生
影响：洞察座舱内外的情况，机动飞行避让其他飞机，在起飞、爬升、进近或着陆期间rlU过
机动、行以越过障碍物。因此，飞行员需要在飞行教官指导下，通过“低速飞行注意力'兮 rit
情况”的飞行课程训练，学会如何认识和对付精力分散问题。
    。螺旋阶段
    在轻型训练飞机上，完全的螺旋由三个阶段组成：初始螺旋、螺旋的形成和螺旋的L毗fl
（图8-29）o初始螺旋是指从飞机失速且开始旋转到螺旋全面形成的阶段。螺旋iflj形成址
指从一圈到另一圈的旋转中旋转角速度、空速和垂直速度比较稳定，而且飞行路径接近．睡I≮
的阶段。螺旋的改出是施加制止螺旋的力，直至从螺旋中改出的阶段。
    在轻型飞机上，初始螺旋通常发生迅速（约为4～6 s）．大概由旋转的头PXJrkitki)L&:.. .kl<J
在半圈时飞机几乎直指地面，但由于倾斜的飞行路径，迎角大于失速迎ft。当接近一圈If’『，
机头恢复朝上，迎角继续增大。随着飞机继续旋转进入第二阌，飞行路径变博虹接近’，：垂直．
    28
机更能有效地防止失速和螺旋的发生。此外，重心靠后的螺旋比通常的螺旋更平缓一些。平
螺旋具有绕飞机重心附近的螺旋轴作近乎水平的俯仰和滚转的特征。从平螺旋中改出可能相
当困难，有时甚至不可能。
    在训练飞机上，后座上增一名乘客或后部行李舱放置一只箱子都可能使重心受到影响，
从而足以改变螺旋的特性。平螺旋比通常的螺旋容易发生。另外，还存在其他一些不利的载
重。例如载重过于集中、重量分布不平衡或重量远离重心等。这类载重可能出现在有翼尖油
箱或外挂油箱的飞机上。若这些油箱的油不平衡，就存在不对称的条件。最糟的不对称情形
是螺旋外侧的油箱装满，而旋转内侧的油箱油则用完了。一旦螺旋形成，在此条件下惯性力
使改出几乎不可能。
    单发正常类飞机禁止有意进入螺旋。通过标牌上的诸如“未经准许，不得进行包括螺旋
在内的特技飞行”给飞行员提示。然而，在飞机的合格试飞中，正常类飞机必须表现f起从一
圈或三秒的螺旋中改出的能力，在两种情况中，以较长一个螺旋时间为适航标准。对-正常
的操纵，必须能在附』1秘一圈的螺旋中改出。因为正常类飞机未在多于一圈或三秒钟的螺旋中
进行测试，超出此限制的性青毫特点是一个未知数。一圈的安全间隔仅对延迟或幻睁陵速[即
初始螺旋阶段的早期）的飞机操纵性提供检验时间，并不保证从螺旋全丽形成中改出的可能
性。
    特技类飞机必须在一圈半内从螺旋全面形成中改出，这类飞机的适舷审定要求在进行改
出操纵以前，允许飞六龋或三秒钟的螺旋。两种情况中，融较长…个螺旋时间为适航标准。
    实用类飞机可能在一圈螺旋（正常类）标准下进行试飞，或者满足六圈螺旋（特技类）
的要求。实用类飞机仅在特定重量条件下才允许进入螺旋。洌如，重量减轻和重心靠前时。
了解飞机的所有操纵限制，对飞行员来说极其重要。操纵限制常以标牌形式指明，或者写入
《飞行员操纵手册》中。
    -螺旋的改出
    螺旋的改出技术因飞机而异。因此，必须依照所操纵飞机的《飞行员操纵手册>规定的
改出程序来实施。以下是一般的改出程序，在未参考生产厂家建议的方法前，不应随意运用
此程序。
    因为飞机进入螺旋前一定先失速，所以飞行员应做的第一件事是在螺旋形成前尽量使飞
机从失速中改出。若反应太慢使飞机进入了螺旋，应将油门收到慢车，盘放在中立位置，并
且收上襟翼。接下来，向旋转的反方向蹬满舵。当旋转速度减慢时，轻快地推杆将升降舵置
于中立位置以减小迎角。当旋转停止时，蹬平舵使方向舵处于中立位置，用足够的力逐渐向
后拉杆便飞机从急剧下俯的姿态中改出。在改出时，应避免过大的空速和过载。在拉起的过
程中，过多过猛地向后拉杆、使用方向舵和副翼都可能造成二次失速和再次螺旋。
自测题
1．迎角是怎样影响翼面的压力中心的？
2．如何使用各种襟翼和前缘装置改变机翼的弯度及增大升力系数？
3．压力中心与重心的相对位置和移动是如何影响飞机平衡的？
4．翼面的形状和展弦比是怎样影响升力系数的？
290

qq229117217

这是啥啊 还不然卡那

爱的

sunbo5251

看看是什么 谢谢！

chengrichie

asasasasadsdsdsd

csl01514218

第八章 飞机性能

sonfy

是哪个学校的教材啊？

bocome

第八章 飞机性能

sheikhcn

hhhhhhhhhhhhhhhhhhhh

orison24

早起学习，呵呵