目录
一、直升飞机飞行原理 (2)
1.1伯努利定理 (2)
1.2直升机与普通飞机区别及飞行简单原理： (4)
二、平衡分析（对单旋翼式） (4)
三、飞行动作受力分析 (5)
3.1垂直飞行 (5)
3.2前飞 (6)
3.2.1前飞时的受力分析 (6)
3.2.2过渡升力 (6)
3.2.3升力不对称 (6)
3.3侧飞 (7)
3.3.1、侧飞时的受力 (7)
3.4、倒飞 (8)
3.4.1倒飞时的受力 (8)
3.5、转弯 (8)
3.5.1转弯时的受力 (8)
四、攻角飞行 (9)
4.1攻角的概念 (9)
五、固定翼原理 (11)
六、固定翼机翼的受载 (12)
七、直升机与固定翼飞机的力学分析 (14)
文章编号：1000-4650
直升机与固定翼飞行状态研究
刚1
(1.学院机械工程系，，230601；)
摘要：二十世纪最重大的发明之一就是飞机；人类自古以来就梦想着能像鸟儿一样在天空
中翱翔。而两千多年前中国人发明的风筝虽然不能把人带上天空，但它也应该算飞机的鼻祖了。
现在随着科技的不断发展，飞上天空早已成为常见的事了，飞机也有直升机和固定翼飞机两种。
飞机为人类的进步与发展插上了翅膀，将人们的活动围从陆地、海洋扩展到天空，并且越飞越
高、越飞越快、越飞越远，创造了人类历史上一个又一个辉煌，并对社会生活的各个方面产生
了和正在产生着极其巨大的影响。本文对直升飞机的攻角、迎角阻力、平稳飞行力学状态进行
了分析，对固定翼飞行器的攻角飞行、飞行阻力进行分析，并用这些参数描述主要战技指标，
评价战机的优越性性。
关键词：特征参数；螺旋桨；固定翼；流体；伯努利原理；载荷
中图分类号：TU358 文献标志码：A
Helicopter and fixed-wing flight status
Y AO Gang
(Hefei University, Hefei 230601, China)
Abstract:one of the great inventions of the 20th century was the airplane;Human beings have long dreamed of flying in the sky like birds.More than two thousand years ago, a kite invented by the Chinese could not bring people to the sky, but it should also be the granddaddy of the airplane.Now, with the development of technology, flying into the sky has become commonplace, with helicopters and fixed-wing aircraft.Aircraft plug in the wings for human progress and development, to expand the activities of the people from the land, sea to the sky, and the fly higher and higher and faster, the fly far, created the human history one after another brilliant, and on every aspect of social life and is having a huge impact.In this paper, the Angle of attack of the helicopter, Angle of attack resistance, steady state of flight mechanics are analyzed, and the Angle of attack of the fixed wing aircraft flight, flight resistance is analyzed, and these parameters describe the technical indicators, evaluate the superiority of aircraft.
Keywords:feature parameters;Propellers.Fixed wing;Fluid;Bernoulli principle;load
一、直升飞机飞行原理
1.1伯努利定理
直升机能飞上天的原理是什么? 要想理解它必须先理解1600年伯努利发现的"[color=Blue]伯努利原理[/color]"。如果知道了这个原理就能知道直升机升天的原理了。
所谓"伯努利原理"就是类似空气或水的流体流速快，流体产生的压力就会变弱。所以水流动时如果一边的水势强，另一边弱那么水势弱的一边压力就大，水势强的一边压力就小。如果在它们之间放入树叶，树叶就会顺着水势强的一边。因为水势弱的一边压力大，水势强的一边就把树叶推向弱的一边。
半圆模样的木板经过大气时同样如此。把半圆圆的一面朝上放置以后，如果把半圆向前移动就把空气分成了上下两股气流。向上的空气就会沿着半圆圆的一边流动，向下的空气就会沿直线流动。因为半圆的长度更长，向上的空气流动更快。下面流动较慢的空气就被流动快的空气－压力较弱的－上方推动做半圆运动。这种力被称为"举力"。飞机能飞上天也是有了这种力的缘故。因为飞机的机翼上部旋转出的是流线型，所以就能很容易的上升。
直升机上升的原理稍微复杂一些。因为它虽然利用了举力但是和流线型的机翼产生的举力是不同的。直升机的旋转机翼上部和下部是一样的。那么是如何产生举力的呢？直升机改变旋转机翼的角度就产生了举力。力学分析图如图一图二、所示
图一
图二
这可以坐在车上体会到。汽车行驶时把旁边的车窗放下后把手略微伸出窗外。如果把水平伸开的手稍微向前倾斜就能感到手在上升。在水平面上倾斜后接受风的上下面积不同就产生了举力。利用这个原理直升机把中央螺旋桨的机翼角度倾斜后使之旋转就产生了举力。
想要改变直升机方向时只要改变机翼面的角度就行了。这可以从陀螺上得到验证。轻轻拨动沿反时针方向急速旋转的陀螺的右边就会发现陀螺会向前旋转。陀螺旋转时同时进行两边的旋转运动。一种是自己沿着轴旋转的运动，另一种是沿着轴周围旋转的运动。一般旋转式这两个运动会保持均衡，如果拨动旋转的陀螺的一边，破坏了这种平衡，那么为了保持平衡陀螺就会反射似地向前旋转。物理学家们把这种作用称为"旋进性
[color=Blue](GyroscopicPrecession)"（陀螺进动）。[/color]直升机向前飞行就是依据这个原理。
有些人认为直升机可以无限往上飞，那自然是不可能的。直升飞机上升力来自气流，而高空空气稀薄，终会导致上升力不足而无法提高高度。所以有些人说用直升飞机飞上珠穆朗玛峰不切实际的。
1.2直升机与普通飞机区别及飞行简单原理：
不可否认，直升机和飞机有些共同点。比如，都是飞行在大气层中，都重于空气，都是利用空气动力的飞行器，但直升机有诸多独有特性。
（1）直升机飞行原理和结构与飞机不同飞机靠它的固定机翼产生升力，而直升机是靠它头上的桨叶（螺旋桨）旋转产生升力。
（2）直升机的结构和飞机不同，主要由旋翼、机身、发动机、起落装置和操纵机构等部分组成。根据螺旋桨个数，分为单旋翼式、双旋翼式和多旋翼式。
（3）单旋翼式直升机尾部还装有尾翼，其主要作用：抗扭，用以平衡单旋翼产生的反作用力矩和控制直升机的转弯。
（4）直升机最显眼的地方是头上窄长的大刀式的旋翼，一般由2～5片桨叶组成一副，由1～2台发动机带动，其主要作用：通过高速的旋转对大气施加向下的巨大的力，然后利用大气的反作用力（相当与直升飞机受到大气向上的力）使飞机能够平稳的悬在空中。
二、平衡分析（对单旋翼式）
（1）直升飞机的大螺旋桨旋转产生升力平衡重力。
直升飞机的桨叶大概有2—3米长，一般有5叶组成。普通飞机是靠翅膀产生升力起飞的，而直升飞机是靠螺旋桨转动，拨动空气产生升力的。直升飞机起飞时，螺旋桨越转越快，产生的升力也越来越大，当升力比飞机的重量还大时，飞机就起飞了。在飞行中飞行员调节高度时，就只要通过改变大螺旋桨旋转的速度就可以了。
（2）直升飞机的横向稳定。
因为直升飞机如果只有大螺旋桨旋，那么根据动量守衡，机身就也会旋转，因此直升飞机就必须要一个能够阻止机身旋转的装置。而飞机尾部侧面的小型螺旋桨就是起到这个作用，飞机的左转、右转或保持稳定航向都是靠它来完成的。同时为了不使尾桨碰到旋翼，就必须把直升飞机的机身加长，所以，直升飞机有一个像蜻蜓式的长尾巴。
三、能量方式分析。
根据能量守恒定律可知：能量既不会消失，也不会无中生有，它只能从一种形式转化成为另一种形式。在低速流动的空气中，参与转换的能量只有压力能和动能。一定质量的空气具有一定的压力，能推动物体做功；压力越大，压力能也越大；流动的空气具有动能，流速越大，动能也越大。
而空气的流速只有来自于发动机所带的螺旋桨对空气的作用，当然从这里分析能量也是守衡的。
三、飞行动作受力分析
3.1垂直飞行
3.1.1、垂直飞行时的受力分析
在桨叶速度保持不变时，增加桨叶迎角(桨距)会产生额外的垂直升力和拉力，因此直升机会上升。减小桨距会导致直升机下降。在无风条件下，升力和拉力都小于重力和阻力时，直升机会垂直下降。如果升力和拉力大于重力和阻力时，直升机垂直上升。
图3.1 垂直飞行受力分析
为使直升机垂直上升，必须要产生更多的升力和拉力以克服重力和阻力。
3.2前飞
3.2.1前飞时的受力分析
图3.2.1 前飞受力分析
前飞中，旋翼桨尖轨迹面向前倾斜，旋翼拉力可分解为垂直向上的升力和水平作用在飞行方向上的推力。除了升力和推力，还有重力(向下的作用力)和阻力(向后的作用力或阻滞力和风阻力)。
3.2.2过渡升力
过渡升力是与流经旋翼的水平方向气流一起出现的。在空速达到约 16 至 24 节时，这种增加的气流会很显著。当直升机加速通过这个速度时，旋翼移出自己产生的涡流，进入相对平稳的气流。气流也变得更为水平，从而减小了诱导气流和阻力，并且迎角和升力也有相应的增加。在这个速度上可用的额外升力被称为“有效的过渡升力”(ETL)。
3.2.3升力不对称
当直升机在空气中移动时，流经主旋翼桨盘的相对气流在前行一侧和后行一侧是不同的。前行桨叶遇到的相对气流因直升机的前飞速度而增加，作用在后行桨叶上的相对气流则因直升
机的前飞速度而减弱。因此，相对气流速度造成桨盘的前行桨叶一侧产生的升力大于后行桨叶一侧，这种情况定义为升力不对称。分析如图3.2.3所示。
图3.2.3 受力非对称分析
实际上，主旋翼桨叶能够自动挥舞和变距使桨盘的升力平衡。桨叶挥舞与作用在后行桨叶上的较慢相对气流共同作用，通常会限制直升机的最大前飞速度。在大前飞速度下，由于大迎角和较慢的相对气流速度，后行桨叶会失速。这种情况称为后行桨叶失速，失速时，机头上仰、振动并带有滚转趋势-对旋翼系统逆时针旋转的直升机而言，通常向左滚转。
3.3侧飞
3.3.1、侧飞时的受力
侧飞时，桨尖轨迹面向所需飞行方向倾斜。拉力倾斜，即升力-推力总矢量侧向倾斜。
这种情况下，垂直分量或升力仍竖直向上，重力竖直向下，但水平分量或推力此时为侧向，并伴有反方向的阻力。分析如图3.3.1所示。
图3.3.1 侧飞受力分析
3.4、倒飞
3.4.1倒飞时的受力
倒飞时，桨尖轨迹面向后倾斜，拉力向后倾斜，即旋翼升力-推力矢量向后倾斜。此时，阻力向前，升力竖直向上，重力竖直向下。
3.5、转弯
3.5.1转弯时的受力
前飞时桨盘向前倾，桨盘的总升力-推力也向前倾。直升机带坡度时，桨盘侧向倾斜，导致升力分为两个分量。升力垂直向上并与重力方向相反的分量称为升力的垂直分量。水平方向与惯性力(离心力)方向相反的称为升力的水平分量(向心力)坡度增加时，总升力向水平方向更加倾斜，导致转弯速率增加，因为升力的水平分量增加。由于总升力水平方向上增大，所以升力在垂直方向上的作用会减弱。为了补偿升力垂直分量的减小，旋翼桨叶的迎角必须要增加，以保持高度。坡度越大，保持高度所需的旋翼桨叶迎角也就越大。因此，随着坡度和迎角的增加，总升力增加，转弯速率增加。分析如图3.5.1所示。
图3.5.1转弯受力分析
四、攻角飞行
4.1攻角的概念
Angle of Attack(AOA)：攻角。机翼的前缘和后缘的连线称为弦线，而相对气流和弦线的角度就是作战飞机的攻角对于飞机来说，攻角是指飞机的升力方向矢量与飞机纵轴之间的夹角。
机翼产生的升力大小随机翼碰撞空气的角度变化而变化，这个角称为攻角(AoA角)，不要将攻角与空间方位角或机头与水平的倾角相混淆。F15战机的攻角以单位数度量，而空间方位角以度数度量。
1线是飞行方向，水平向左。3线是气流方向，与飞行方向相反，2线是机翼弦线与黄线的夹角α就是攻角.
4.2攻角飞行状态机及受力分析
攻角大小不是一成不变，而随具体情况变化而变化。有时攻角保持14个单位，可使飞机的巡航围最大，在转弯时主要关注能量的节省，16—22个单位有是最佳的。加速时最好选择8—10个单位攻角。如果攻角太大，座舱中音频声音会响起来，警告你失速即将发生。观察平视显示器左侧指示航速正下方的符号和数字来检查攻角大小，它是以单位表示的飞机的攻角。“主平视显示器中的符号”。当攻角增加时，空气流过翼型件转移的围更大，从而导致空气流速和升力的提升，随着攻角的继续增大，空气想要平稳地流过桨叶顶部会变得越来越困难。在某点气流开始在桨叶后发散而进入湍流模式，这种现象会地增加升力，并且导致湍流区域的升力减少，在达到这个点之前，升力随着攻角的增大而增大。攻角超过这个点的话，会导致失速以及升力剧烈减小的现象。不能把桨距角与攻角的概念混淆，攻角取决于相对来流的方向，但你也可以通过改变桨距角来改变攻角，他们两个一同增大，一同减小。分析图如图八所示：
图4.2攻角飞行
升力矢量指示在西方战机HUD上很常见的。它也叫做飞行航径指示（FPM），它指示出了飞机实际的运动方向，而不是相应的机头所指。如果你将升力矢量对准地面，最后飞机将
会飞到那一点去。这个指示对飞行员来说是很重要的工具，可以在战斗机动和进场落地时使用。
现代高机动性的飞机像F15，可以执行高攻角（AOA）机动-当飞机飞向一个方向时纵轴（水平线）却指向另外一个方向。
升力矢量也许不会和飞机的纵轴（水平线）重叠。升力矢量指示和飞机纵轴之间的夹角叫攻角。当飞行员向后拉杆时，通常会增加飞机的攻角。如果在平飞时飞行员减少引擎推力，飞机会开始掉高度，为了保持平飞，飞行员会拉杆，因此也会增加攻角。
飞机的升力特征是和攻角以及表速连在一起的。当飞机攻角增加到危险数值时，升力也会增加。当攻角不变时增加表速也会增加升力。但是，当攻角和表速增加时机身的诱导阻力也会增加。
当攻角增加到危险数值时，机翼上的气流会被干扰从而损失升力。气流会从左右机翼开始分离引起侧滑，最终导致失速。当进入失速的时候，飞机围绕垂直轴旋转并且不停的损失高度。某些型号的飞机在螺旋时会拌有俯仰。当飞机进入失速状态时，飞行员应集中他所有的注意力来尝试重新控制飞机。有很多种可以让飞机从新恢复控制的方法。一般来说，减少推力，向螺旋的反方向踩舵，控制装置应该保持在这个位置直到飞机不再螺旋并且可以控制，将飞机改平，小心不要再在进入螺旋。
五、固定翼原理
大自然中有许多会飞行的生物，这些生物的一个共同特点是它们都有一对翅膀。对飞机来说，它的翅膀就是机身两边的机翼。
机翼是飞机产生升力的部件，机翼后缘有可操纵的活动面，靠外侧的叫做副翼，用于控制飞机的滚转运动，靠侧的则是襟翼，用于增加起飞着陆阶段的升力。机翼部通常安装油箱，机翼下面则可供挂载副油箱和武器等附加设备。有些飞机的发动机和起落架也被安装在机翼下方。根据伯努利定律，气体流速越快，产生的压力就越小。机翼被设计成上表面较下表面突起，结果从机翼侧面剖面来看机翼的上半部气流的流动路线就比下半部长，因此机翼上半部气流流动速度较下半部流动速度的快，上方气压较小。飞机在跑道上冲刺到一定速度后这气压压飞。分析图如图9所示
图5固定翼飞行原理图
飞机是整体密度大于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动
力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理。流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的，面积大的地方流速较小。连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。
流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。伯努利定理的基本容为：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大，飞机的升力绝大部分是由机翼产生，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样密度大于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在上了。
六、固定翼机翼的受载
当飞机在飞行状态时，作用在机翼上的力有：（1）以吸力和压力的形式直接作用在蒙皮上的分布气动力载荷；（2）分布在机翼整个体积上的机翼结构质量力和装载物的质量力；（3）其他部件的集中质量力和支反力。机翼在这些力的作用下处于平衡状态。
设单位长度翼展上的设计气动力载荷为q b，可以用表示（图6.1.1），
其中，而Cαx和C yα按相对应的设计受载情况下的攻角在机翼极曲线上
选取。对于工程计算，β角很小，可以取cosβ= 1。一般假设飞机的全部升力由机翼产生，于是有（2.1.1）式中：
图6.1.1 气动力沿机翼弦向的分布
机翼的结构质量力为气动力的8% ~15%，它们按与气动力同样的规律分布，即
质量力q w的作用点x m就是抛面的质心，一般位于距前缘40%——50%的弦长处。机翼上分布的气动力载荷和质量分布可以用一个当量载荷代替，即
其中，，其作用点距前缘的距离为
用沿翼展分布的载荷q来表示作用在翼面上的力，如图 6.1.2 所示。图6.1.2 中，
c·g为抛面刚心，c·p为压心。假想的从翼面上截取一部分S sec；它上面的合力为Q sec，Q sec既不通过a-a轴，也不通过z-z轴。由于Q sec的作用，在a-a 切面上产生了限制位移的力一一剪力Q和弯矩M，而相对与z-z轴，产生了弯矩M。
建立Q使翼梁腹板受剪。在弯矩M作用下机翼承受弯曲变形（图6.1.3），而翼梁缘条和机翼壁板承受拉伸和压缩。
图6.1.2：气动载荷沿翼展和翼弦方向的分布
图6.1.3：机翼在气动载荷作用下的变形
在扭矩M，的作用下机翼承受总体扭转变形（如上图），而蒙皮和翼梁腹板形成的闭室受剪。
机翼上的分布载荷q实际上作用在与气动升力Y成β角的方向上（Y⊥V），因此，与q同方向的剪力Q和弯矩向量M（M⊥Q）将具有垂直方向的分量（以Q v和M v）和水平方向的分量（Q h和M h）。但是，因为β角很小，而惯性矩Jy 比Jx二大得多，由Q h和M h引起的机翼结构件中的应力可以忽略不计，因此，认为机翼剖面上只有3个力:Q v≈Q，M v≈M和Mt。
七、直升机与固定翼飞机的力学分析
飞行中的直升机上共有四个作用力,它们是升力,重力,推力和阻力。升力是旋翼在空气中运动所产生的向上的力,重力与升力方向相反,是由地心引力产生的.推力是驱动直升机在空气中前进的力.阻力抵消升力和推力,这是由于升力的产生和机体在空气中的运动而产生
的阻碍力。直升机飞行原理和结构与飞机不同飞机靠它的固定机翼产生升力，而直升机是靠它头上的桨叶（螺旋桨）旋转产生升力。直升机的结构和飞机不同，主要由旋翼、机身、发动机、起落装置和操纵机构等部分组成。根据螺旋桨个数，分为单旋翼式、双旋翼式和多旋翼式。单旋翼式直升机尾部还装有尾翼，其主要作用：抗扭，用以平衡单旋翼产生的反作用力矩和控制直升机的转弯。
固定翼飞机飞行在空中时，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。伯努利定理基本容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在上了。机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，按阻力产生的原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。
参考文献：
[1] 林一平.研发中的折叠充气翼飞机[J]. 飞航导弹，2002，8(3)
[2] 玉芬，高俊国.炮兵侦察用无人机[J] .飞航导弹，2003，4
[3] 穆军.美军实施“外科手术”的关键武器[J].现代兵器，1999，5
[4] 动态.小直径炸弹长出“钻石背”弹翼[J].现代军事，2004，4
[5] Jamey D. Jacob, Andrew Simpson, Suzanne Smith. Design and Flight Testing of
Inflatable Wings with Wing Warping [J]. Society Automotive Engineers, 2005, 6(3)
[6] Andrew Simpson, Jamey Jacob. Aerodynamic Control of an Inflatable Wing Using
Wing Warping. AIAA-2005-5133
[7] 雷娟棉，吴甲生.钻石背弹翼外形参数对气动特性的影响[J] .理工大学学报，
[8] 钟伟. 论现代低空防空导弹武器系统的发展[J]. 中国工程科学, 2001, 3(5): 1―11.
Zhong Wei. Development of modern low altitude air-defence missile weapon system [J]. Engineering Science, 2001, 3(5): 1―11. (in Chinese)
[9] Robert M J. Mechanics of composite materials [M]. Philadelphia: Taylor & Francis, 1999: 23―27.
[10] Chen B. State of the art report on solids [C]// Yang W, Liang J. Proceedings of the 10th International
Conference. Beijing: Science Press, 2009: 10―15.
飞机的飞行性能 在对飞机进行介绍时，我们常常会听到或看到诸如“活动半径”、“爬升率”、“巡航速度”这样的名词，这些都是用来衡量飞机飞行性能的术语。简单地说，飞行性能主要是看飞机能飞多快、能飞多高、能飞多远以及飞机做一些机动飞行（如筋斗、盘旋、战斗转弯等）和起飞着陆的能力。 速度性能 最大平飞速度：是指飞机在一定的高度上作水平飞行时，发动机以最大推力工作所能达到的最大飞行速度，通常简称为最大速度。这是衡量飞机性能的一个重要指标。 最小平飞速度：是指飞机在一定的飞行高度上维持飞机定常水平飞行的最小速度。飞机的最小平飞速度越小，它的起飞、着陆和盘旋性能就越好。 巡航速度：是指发动机在每公里消耗燃油最少的情况下飞机的飞行速度。这个速度一般为飞机最大平飞速度的70%～80%，巡航速度状态的飞行最经济而且飞机的航程最大。这是衡量远程轰炸机和运输机性能的一个重要指标。 当飞机以最大平飞速度飞行时，此时发动机的油门开到最大，若飞行时间太长就会导致发动机的损坏，而且消耗的燃油太多，所以一般只是在战斗中使用，而飞机作长途飞行时都是使用巡航速度。 高度性能 最大爬升率：是指飞机在单位时间内所能上升的最大高度。爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能的重要指标之一。 理论升限：是指飞机能进行平飞的最大飞行高度，此时爬升率为零。由于达到这一高度所需的时间为无穷大，故称为理论升限。 实用升限：是指飞机在爬升率为5m/s时所对应的飞行高度。升限对于轰炸机和侦察机来说有相当重要的意义，飞得越高就越安全。 飞行距离 航程：是指飞机在不加油的情况下所能达到的最远水平飞行距离，发动机的耗油率是决定飞机航程的主要因素。在一定的装载条件下，飞机的航程越大，经济性就越好（对民用飞机），作战性能就更优越（对军用飞机）。 活动半径：对军用飞机也叫作战半径，是指飞机由机场起飞，到达某一空中位置，并完成一定任务（如空战、投弹等）后返回原机场所能达到的最远单程距离。飞机的活动半径略小于其航程的一半，这一指标直接构成了歼击机的战斗性
《飞行性能与计划》复习要点 题型：1、名词解释2、单选题3、多选题4、判断题5、简答题6、查图计算题 第一章 一、名词解释 气动效率-飞行马赫数与飞机升阻比的乘积，高速飞行时，常常使用气动效率来衡量飞机气动性能的好坏。低速时常用升阻比。 二、掌握以下结论 2、国际标准大气海平面标准温度和平流层的标准温度分别为多少？ 国际标准大气海平面标准温度为15℃，气压高度37000英尺处的标准温度为-56.5℃。 3、非标准大气如何表示成ISA偏差的形式？ 场气压高度1500ft，气温30℃，则温度可以表示为ISA+18℃。气压高度3000英尺处的气温为20℃，则该大气温度可表示为ISA+ ? 11℃。 第二章 一、名词解释 1、中断起飞距离（教材P29）：是指飞机从0开始加速滑跑到一台发动机停车，飞行员判断并采用相应的制动程序使飞机完全停下来所需的距离 2、空中最小操纵速度（教材P18）：指在飞行中在该速度关键发动机突然停车和继续保持停车的情况下，使用正常的操纵技能，能保持向可工作发动机一侧的坡度不大于5度的直线飞行，为保持操纵的方向舵蹬力不超过150磅，也不得用减小工作发动机推力的方法来维持方向控制。 3、起飞平衡速度（教材P36）：在同一起飞重量下的中断起飞所需距离与继续起飞所需距离的两条曲线的交点所对应的速度，在此速度下，中断起飞距离与继续起飞距离相等。 4、继续起飞最小速度（教材P35）：是指如果发动机在此速度上停车，飞行员采用继续起飞标准程序，可以使飞机在净空道外侧完成起飞场道阶段的最小速度。 5、起飞决断速度（教材P19）：指飞机在此速度上被判定关键发动机停车等故障时，飞行员可以安全地继续起飞或中断起飞，中断起飞的距离和继续起飞的距离都不会超过可用的起飞距离。 6、净空道（教材P22）：是指在跑道头的一段宽度不小于500尺，其中心线是跑道中心延长线，并受机场相关管制的区域。 7、污染道面（教材P65）：湿滑道面或跑道上有积水积冰积雪以及其他沉积物的跑道统称污染道面 二、掌握以下结论 11）中断起飞中，开始执行中断程序的最迟速度为V1。 2）使用假设温度法减推力起飞，假设温度与当前实际温度的关系是前者比后者高 3）在起飞航道阶段，FAR要求起飞净航迹需高于障碍物35英尺。
1. 已知压力高度3000英尺处的温度偏差为ISA+10℃，则该高度的实际气温为（）。 A: B:19 C:25 D:30 正确答案: 2 2. 国际标准大气ISA规定，海平面温度为（）℃，海平面压力（）mbar。 A:15，1003 B:59，1003 C:15，1013 D:59，1013 正确答案: C 3. 低速飞行常用飞机的________来衡量飞机气动性能的好坏，高速飞行常用________来衡量飞机气动性能的好坏。 A:升阻比，马赫数 B:最大升阻比，气动效率 C:阻力系数，升阻比 D:阻力系数，最大升阻比 正确答案: B 1. 飞机起飞场道结束时和着陆过跑道头时的高度分别是___ (ft) A:15,35 B:35,15 C:50,35 D:35,50 正确答案: D 2. 飞机一发故障，在V1时决定继续起飞，在跑道头上空35ft处速度不小于___。 A:V2 B:V2+5 C:V2+10 D:V2+15 正确答案: A 3. 在平衡跑道条件下起飞，_____。 A:从起飞加速到V1的距离，等于从V1停下来的距离 B:起飞性能最好
C:C. 加速到V1之前1秒一台发动机失效，使飞机停下来的距离，等于继续起飞到高度35ft，速度达到V2的距离 D:起飞距离与着陆距离相等 正确答案: C 4. 若起飞中只计入净空道，和不计净空道相比____。 A:最大起飞重量增大且相应的V1降低 B:最大起飞重量减小且相应的V1降低 C:最大起飞重量增大且相应的V1增大 D:最大起飞重量减小且相应的V1增大 正确答案: C 5. 适当增大起飞襟翼角度，可导致____。 A:较短的滑跑距离 B:较大的离地速度VLOF C:上升性能改进 D:减小飞机阻力 正确答案: A 6. 最大轮胎速度是指（）。 A:地速 B:空速 C:表速 D:VMBE 正确答案: A 7. FAA规定，用假设温度法减推力起飞，减推力的最大值不得超过______，假设温度比实际温度______。 A:25，高 B:30，高 C:25，低 D:30，低 正确答案: A 8. FAR对飞机起飞净航迹与障碍物之间的高度规定是飞机净航迹（）。 A:至少高于障碍物35英尺 B:高于障碍物50英尺 C:高于障碍物30英尺 D:根据具体情况而定
飞机的飞行性能 2014-06-15 飞机的飞行性能 在对飞机进行介绍时，我们常常会听到或看到诸如“活动半径”、“爬升率”、“巡航速度”这样的名词，这些都是用来衡量飞机飞行性能的术语。简单地说，飞行性能主要是看飞机能飞多快、能飞多高、能飞多远以及飞机做一些机动飞行（如筋斗、盘旋、战斗转弯等）和起飞着陆的能力。 速度性能 最大平飞速度：是指飞机在一定的高度上作水平飞行时，发动机以最大推力工作所能达到的最大飞行速度，通常简称为最大速度。这是衡量飞机性能的一个重要指标。 最小平飞速度：是指飞机在一定的飞行高度上维持飞机定常水平飞行的最小速度。飞机的最小平飞速度越小，它的起飞、着陆和盘旋性能就越好。 巡航速度：是指发动机在每公里消耗燃油最少的情况下飞机的飞行速度。这个速度一般为飞机最大平飞速度的'70%～80%，巡航速度状态的飞行最经济而且飞机的航程最大。这是衡量远程轰炸机和运输机性能的一个重要指标。 当飞机以最大平飞速度飞行时，此时发动机的油门开到最大，若飞行时间太长就会导致发动机的损坏，而且消耗的燃油太多，所以一般只是在战斗中使用，而飞机作长途飞行时都是使用巡航速度。 高度性能 最大爬升率：是指飞机在单位时间内所能上升的最大高度。爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能的重要指标之一。 理论升限：是指飞机能进行平飞的最大飞行高度，此时爬升率为零。由于达到这一高度所需的时间为无穷大，故称为理论升限。 实用升限：是指飞机在爬升率为5m/s时所对应的飞行高度。升限对于轰炸机和侦察机来说有相当重要的意义，飞得越高就越安全。 飞行距离
飞机飞行的各阶段简要介绍 飞机要完成一次飞行任务要经过滑行、起飞、爬升、巡航、下降、着陆几个阶段。 1、滑行和起飞阶段 飞机完成航班飞行前各项地面勤务工作。包括旅客登机完成、货物行李装卸结束、机务人员检查完毕签署文件放行飞机、机组从航管部门等获取相关飞行资料、地面商务值机人员与机组共同核对人员、飞机装舱单正确等； 然后向航空管制部门、塔台申请并获准后，在机坪上启动好发动机，经滑行道到达跑道端准备起飞。是滑行阶段，在这一阶段飞机有如一个运动的车辆，要按照地面的交通要求来运行，滑行段是飞机重量最大的时刻，也是驾驶员做起飞前各种准备和检查的时刻，同空中飞行一样也需认真小心。 飞机起飞是一个直线加速运动，是飞机功率最大和驾驶员操作最繁忙的时候，它分两个阶段，飞机首先以最大功率在地面滑跑，在起始阶段由于速度不大，方向舵不起作用，驾驶员控制着前轮方向，以保持飞机直线前进，当速度到每小时80公里时驾驶员用驾驶杆操纵飞机，但在达到决断速度Vl以前，驾驶员的手绝对不离油门杆，以便在发生突然情况时中止起飞。超过Vl速度后驾驶员必须继续起飞，因为这时的速度太大，再中断起飞，飞机会冲出跑道造成事故。 Vl的数值根据飞机的大小、装置不同、跑道情况、外界环境（温度、气压值、地面风速）而不同。速度继续增加到一定数值时，机翼的升力和重量大致相等，驾驶员拉杆向后，飞机抬起机头，前轮离地，这个速度称为抬前轮速度。这时飞机开始升空，起飞的第一阶段滑跑完成，转入第二阶段即加速爬升阶段。飞机飞到规定的高度，起飞阶段结束。 从飞机滑跑开始到飞越35米高度的地面距离称为起飞距离，起飞距离越短越好。这个距离的长短取决于发动机的推力的大小，增升装置（襟翼、维翼）的性能，同时也和海拔高度及地面温度有关。 2、爬升阶段 有两种方式，一种是按固定的角度持续爬升达到预定高度。这样做的好处是节省时间，但发动机所需的功率大，燃料消耗大。另一种是阶梯式的爬升，飞机升到一定高度后，水平飞行以增加速度，然后再爬升到第二个高度，经过几个阶段后爬升到预定高度，由于飞机的升力随速度升高而增加，同时燃油的消耗使飞机的重量不断减轻，因而这样的爬升最节约燃料。 3、巡航阶段
飞机主要的飞行性能和飞行科目 一、飞机的主要飞行性能 飞机的飞行性能是评价飞机优劣的主要指标。主要的飞行性能包括下列几项： (一)最大平飞速度(V最大)。’ 飞机的最大平飞速度是在发动机最大率（或最大推力)时一飞机所获得的平飞速度。 飞机的最大平飞速度是在发动机最大率（或最大推力)时一飞机所获得的平飞速度。 影响飞机最大平飞速度的主要因素是发动机的推力和飞机的阻力。由于发动机推力、飞机阻力与高度有关，所以在说明最大平飞速度时，要明确是在什么高度上达到的。 通常飞机不用最大平飞速度长时间飞行，因为耗油太多，而且发动机容易损坏，缩短 使用寿命。除作战或特殊需要外，一般以比较省油的巡航速度飞行。 对歼击歼来说，V最大更重要一些。歼击机靠它来追上敌机，予以歼灭。同时也靠它变被动为主动。 创造世界速度纪录的飞机，都是以最大平飞速度作为评定标准。其速度单位是“公里／小时”。 (二)巡航速度(V巡) ‘ 巡航速度是指发动机每公里消耗燃油最少情况下的飞行速度。这时飞机的飞行最经济，航程也最远，发动机也不大“吃力”。对于远程轰炸机和运输机，巡航速度也是一项重要的性能指标。其单位也是“公里／小时”。 (三)爬升率(V、，) 飞机的爬升率是指单位时问内飞机所上升的高度，其单位是“米／分”或“米／秒”。 爬升率大，说明飞机爬升快，上升到预定高度所需的时间短。
爬升率是歼击机的一项重要性能。 爬升率与飞行高度有关。随着飞行高度增加，空气密度减少，发动机推力降低，所以一般最大爬升率在海平面时，随着高度增加而减小。 (四)升限(H) 飞机上升所能达到的最大高度，叫做升限。“升限”对战斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可居高临下，取得主动权。 飞机的升限有两种：一种叫理论升限，它指爬升率等于零时的高度，没有什么实际意义；常用的是“实用升限”。所谓“实用升限”就是飞机的爬升率等于每秒5米时的高度。此外还有动力升限，它是靠动能向上冲而取得最大高度的。一般创纪求的升限是指动力升限。(五)航程及续航时间 航程是指飞机一次加油所能飞越的最大距离。用巡航速度飞行可取得最大航程。增加航程的主要办法是多带燃料、减小发动机的燃料消耗和增大升阻比K。 航程远，表示飞机的活动范围大。对军用飞机来说，可以直接威胁敌人的战略后方，远程作战能力强；对民用客机和运输机来说，可以把客货运到更远的地方，而减少中途停留加油的次数。 续航时间是指飞机一次加油，在空中所能持续飞行的时间。这一性能对侦察机、海上巡逻机和反潜机是很重要的；歼击机的续航时间长，也有利于对敌作战。增加续航时间的措施同增加航程的措施相类似。现代作战飞机大都挂有副油箱，就是为了多带燃料，以增大航程和航时。某些飞机为了增大航程，并减小起飞时的载油量，以缩短滑跑距离或增加其它载重，可用空中加油的办法，在飞行途中由加油机补给燃料。 (六)作战半径 飞机从某一机场起飞，执行作战任务后再返回原机场，这距
1、爬升限制的起飞重量的影响因素有：气压高度、襟翼位置、机场气温 2、下列有关爬升限制的起飞重量的影响正确的是襟翼越小，爬升限制的起飞重量越大 3、增大V1速度的因素有：机场气温增加 4、EPR随外界条件变化的关系是：当机场温度超过某一值后，温度增加，EPR降低 5、炫酷儿确定推理的参数中，经常采用的是EPR 6、在下列哪种条件下可使用灵活推力起飞：湿跑道 7、确定EPR是需要的参数是：跑道长度、起飞重量、爬升梯度 8、当襟翼偏度较小时，除了场地长度、爬升梯度的限制外，还需要考虑灵活温度的限制是： 越障限制 9、灵活推力起飞与正常推力起飞相比，下列哪种起飞限制的安全水平是相同的：爬升限制 10、使用灵活推力是推力减小量不得超过正常起飞推力的：1/4 11、下列关于改进爬升叙述正确的是：改进爬升是通过增大爬升速度来完成的 12、下列正大爬升梯度正确的做法是：增大爬升速度 13、已知机场气温24℃，机场风味13805MPS，查出飞机的最大起飞重量为：50600公 斤 14、已知机场气温24℃，机场风味13805MPS，查出机场的决断速度为130节 15、已知机场气温24℃，机场风为13805MPS，查出飞机的抬前轮速度为132节 16、已知机场气温24℃，机场风为13805MPS，查出飞机的安全速度问140节 17、已知机场气温问24℃。机场风为13805MPS，查出飞机的最大起飞重量的限制因素 为：越障限制 18、已知机场气温24℃，机场风为13805MPS，使用改进爬升，查出飞机的最大起飞重 量为：51200公斤 19、已知机场气温为30℃，机场风为13805MPS，使用改进爬升，查出飞机的起飞安全 速度为：146 20、已知机场气温30℃，机场风为13805MPS，使用改进爬升，查出飞机的决断速度的 增量为：5节 21、从起飞分析表中科得知，该机场的可用起飞距离为：2000米 22、从起飞分析表中可得知，该机场的可用加速停止距离为：2060米 23、某飞机所选巡航高度为FL331，所选航路的高空平均气温为—41℃，则该飞机的爬 升性能参数对应的大气状态为ISA+10 24、已知某飞机的爬升梯度为5%，速度400节，则爬升率为：10米/秒 25、已知某飞机爬升率为5.4米/秒，速度为350公里/小时，则爬上梯度为：5.6% 26、以最大爬升率爬升时：爬升燃油最省 27、对最佳爬升速度影响最大的因素为：起飞重量 28、螺旋桨式飞机在最大升阻比飞行时的性能特征是什么：最大航程和下滑距离 29、对于喷气式飞机，最大航程所对应的速度是什么：大于最大升阻比对应的速度 30、在相同重量下，巡航高度与燃油流量的关系是：在最佳巡航高度的燃油流量最小 31、下列关于燃油里程叙述正确的是：燃油流量越大，燃油里程越小 32、采用M数和飞行高度固定不变的巡航方式的特点是：飞行时间缩短 33、下列关于远程(LRC)叙述正确的是：该巡航速度是损失1%最大燃油里程对应的速 度 34、燃油里程的大小与什么有关？温度飞机失速速度的正确代表符号（VS） 35、飞机在着陆机型下的最小稳定操纵速度或失速度或失速速度的正确代表符号是 （VSO）
起飞试验的目的是测定飞机飞行手册所需要的起飞性能参数，和验证所讨论的飞机型态满足于合格审定的性能要求，当要生产一种新飞机时，需要进行一个完整系列的起飞试验，确定起飞速度和距离、滚动加速度和制动加速度，抬前轮速率和最小离地速度等参数。根据美国联邦航空局适航条例规定，凡装载二十人以上的民用飞机应按照联邦航空条例第25部（FAR25）验证其符合性。其中B分部中直接涉及飞机飞行性能的条款13条，是飞机设计时考虑起飞、爬升、航行、进场和着陆必须遵守的安全标准。而飞行手册是飞机一个重要软件组成部分、其中的性能数据就根据FAR25部有关飞行性能条款的规定和飞机飞行动力、发动机推力特性进行计算和编制的。 起飞性能符合性验证工作可理解为三个方面：（1）起飞性能原始参数的验证；（2）飞行手册中起飞性能的计算；（3）对起飞性能计算。 FAR25定义了各种起飞速度，讨论了加速-减速距离、起飞航迹和起飞距离。给出了一些适用于起飞试验的速度和术语的定义是有益的，因为许多速度和术语关系到其它类型的性能和规章的论述，起飞性能原始参数是计算起飞性能所必须的原始特征数据。这些参数一般要通过试飞确定或加以校核。 1.失速速度Vs：飞机最小安全速度，是飞机基本特征速度之一（其它还有VMU、VMCA、VMCG），它是决定飞机其它特征速度之一，这些特征速度为：VEF、V1、VR、VLOF、V2；而且是确定操稳特性试飞速度范围的基准速度。因此，在试飞的早期就要进行失速速度的试飞，仅次于空速校正试飞。飞机手册中给出飞机各种构型和重量下的Vs值，以便直接提醒飞行人员飞行时速度不小于该值。另外Vs还是起飞等各阶段速度的参考值。根据FAR25.201失速演示规定： (a)必须在直线飞行和30°坡度转变中演示失速：给出了失速速度的定义以及确定失速速度时对飞机状态的要求，包括：推力、起落架位置、襟翼位置、重量、重心。试飞时，一般说来前重心为不利位置，这主要是此时需要平尾产生比后重心时更大的上仰力矩，平尾产生的负升力较大，因而此时的失速速度更大，但是为了确定重心对失速速度的影响程度，还是有必要适当进行一些后重心的失速速度。起落架、襟翼的不同组合必须囊括了飞机在所有飞行阶段的飞行状态。如果必要的话，还得通过试飞评估拟在空中使用的其它次气动操纵面对失速速度的影响，如：扰流板等。 (b)规定了试飞方法，即规定了飞机的配平速度范围、进入失速速度的飞机减速率；并规定了在试飞过程中，飞机所表现出的操稳和改出特性必须满足§25.203的要求。 (c)减速率：失速速度是对应于1节/秒的减速率的。 (d)当固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认为该飞机以失速。可接受的失速现象如下，这些现象既可单独出现，也可以组合出现 (1)不能即可阻止的机头下沉； (2)抖振，其幅度和剧烈程度能强烈而有效的阻止进一步减速；或 (3)俯仰操纵达到后止动点，并且在改出开始前操纵器件在该位置保持一暂短的时间后不能进一步增加俯仰状态。 （对装有失速推杆器的飞机，推杆器工作即认为进入失速） ▲关于1g失速速度：FAA在新的咨询通告AC25-7中，附录5给出了关于1g的失速速度的定义，及其随之产生的专用条件。我们都清楚，现行的§25.103和§25.201规定了失速速度的定义，从理论上来说是可行的，但在实际执行中往往出现偏差，因为该失速的定义基本上是定性的，在试飞中需要飞行员判断失速点，并实施改出。而客观上由于飞机及飞行员本身的原因试飞时各飞行员判断的失速点不会一样的，有的提前改出，有的迟后改出，这一切都要取决于飞行员的技术和判断。特别是当进入失速过程中抖振、低过载、机头自然下俯现象时，对于许多高速的后掠翼运输机失速进入过程中航迹法向过载小于1。所有这些将导致失