飞行原理民航大学
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中国民用航空飞行学院2015年10月公招面试成绩页数:12
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第三章 飞行原理
➢ 平衡状态的稳定性又分为静稳定性和动稳定性。 ➢ 静稳定性是当外界扰动消失后，物体是否具有
回到原始平衡位置的趋势，也就是扰动消失后， 物体的瞬间运动。 ➢ 动稳定性是研究外界扰动消失后，物体回到原 平衡位置的运动过程：扰动运动是收敛的，物 体最终回到原始平衡位置，物体平衡状态就具 有动稳定性，否则就是动不稳定的
飞机在空间的姿态
空速向量相对机体的方位， 可以用两个方位角表示： ➢ 飞机迎角 ➢ 飞机侧滑角
第三章 飞行原理
飞行时的外载荷
飞行中，作用在飞机上的外载 荷有飞机重力W、空气动力 （气动升力L、气动阻力 D、侧 向气动力Z）和发动机推力P。
外载荷组成平衡力系的条件是： ➢ 外载荷的合力等于零； ➢ 外载荷的合力矩等于零；
飞机概论
授课教师：XXX
飞机概论
第三章 飞行原理
1、飞机运动基础 2、飞行的稳定性 3、飞机的操纵性 4、旋翼航空器基本飞行原理
第三章 飞行原理
机体坐标
第三章 飞行原理
飞机空中运动自由度
第三章 飞行原理
飞机在空间的姿态
描述飞机在空中姿态 的姿态角有： ➢ 俯仰角 ➢ 偏航角 ➢ 滚转角
第三章 飞行原理
当作用在飞机上的外载荷为零 时，飞机处于平衡的飞行状态， 速度的大小和方向都不会发生 变化。这种飞行状态也叫做定 常飞行。
第三章 飞行原理
起飞
飞机起飞过程是指飞机从起飞线开始滑跑，加速到抬起前轮，继续加速到飞机离地，最 后爬升越过安全高度点为止所经历的整个过程。
起飞过程分为地面滑跑加速、拉起（离地）和空中加速爬升三个阶段。 飞机起飞的主要性能是起飞滑跑距离、离地速度和起飞距离。
第三章 飞行原理
增升原理和增升装置
回到原始平衡位置的趋势，也就是扰动消失后， 物体的瞬间运动。 ➢ 动稳定性是研究外界扰动消失后，物体回到原 平衡位置的运动过程：扰动运动是收敛的，物 体最终回到原始平衡位置，物体平衡状态就具 有动稳定性，否则就是动不稳定的
飞机在空间的姿态
空速向量相对机体的方位， 可以用两个方位角表示： ➢ 飞机迎角 ➢ 飞机侧滑角
第三章 飞行原理
飞行时的外载荷
飞行中，作用在飞机上的外载 荷有飞机重力W、空气动力 （气动升力L、气动阻力 D、侧 向气动力Z）和发动机推力P。
外载荷组成平衡力系的条件是： ➢ 外载荷的合力等于零； ➢ 外载荷的合力矩等于零；
飞机概论
授课教师：XXX
飞机概论
第三章 飞行原理
1、飞机运动基础 2、飞行的稳定性 3、飞机的操纵性 4、旋翼航空器基本飞行原理
第三章 飞行原理
机体坐标
第三章 飞行原理
飞机空中运动自由度
第三章 飞行原理
飞机在空间的姿态
描述飞机在空中姿态 的姿态角有： ➢ 俯仰角 ➢ 偏航角 ➢ 滚转角
第三章 飞行原理
当作用在飞机上的外载荷为零 时，飞机处于平衡的飞行状态， 速度的大小和方向都不会发生 变化。这种飞行状态也叫做定 常飞行。
第三章 飞行原理
起飞
飞机起飞过程是指飞机从起飞线开始滑跑，加速到抬起前轮，继续加速到飞机离地，最 后爬升越过安全高度点为止所经历的整个过程。
起飞过程分为地面滑跑加速、拉起（离地）和空中加速爬升三个阶段。 飞机起飞的主要性能是起飞滑跑距离、离地速度和起飞距离。
第三章 飞行原理
增升原理和增升装置
民航概论飞行基本原理
阻力相关资料
阻力名称
摩擦阻力 诱导阻力 干扰阻力 激波阻力 其他阻力
典型飞机阻力构成
亚音速运 超音速战 单旋翼直
输机
斗机
升机
45%
23%
25%
40%
29%
25%
7%
6%
40%
3%
35%
5%
5%
7%
5%
第二章 第二节 飞行基本原理——飞机升力的产生
2、伯努力定理的应用—高速飞行的问题 1969年美国国家航空航天局（NASA）兰利研究中心的理查 德.惠特科姆运用理论方法设计出超临界翼型，特点是前缘 钝圆，上表面平坦，下表面在后缘处有反凹，且后缘较薄并 向下弯曲。与普通翼型相比可提高临界马赫数0.06-0.1。
在飞机表面形成较大的速度梯度，从而产生的阻力。
99%v
Boundary lay er
第二章 第二节 飞行基本原理——飞机升力的产生
2、伯努力定理的应用—飞机上作用的力
压差阻力--空气绕流飞机时 前后形成的压力 差的阻力，它也 是由于粘性造成 的。如果没有粘 性，压力分布不 会造成这种阻力。
第二章 第二节 飞行基本原理——飞机升力的产生
拉杆
升降舵上偏 附加向下升力
第二章 第二节 飞行基本原理——飞机的飞行控制 3、飞机的操纵性—方向操纵性
第二章 第二节 飞行基本原理——飞机的飞行控制 3、飞机的操纵性—横侧操纵性
1、飞机的平衡——俯仰平衡 绕 横 轴 （
OZ
轴
）
的
转
动
称
为
俯
获得俯仰平衡的条件 M Z 0
仰
第二章 第二节 飞行基本原理——飞机的飞行控制
1、飞机的平衡——方向平衡
第二章_空气动力学(民航大学)
早期低速飞机可以通过调整外撑杆的长度来调整 机翼的安装角：加大安装角叫内洗，减小安装角 叫外洗。
2.3 机体几何外形和参数
上反角和下反角：机翼底 面与垂直机体立轴平面之 间的夹角，ψ 。
纵向上反角：机翼安装角 与水平尾翼安装角之差。
机身的几何形状和参数
机身长度Lsh、最大当量 直径Dsh及其所在轴向相 对位置和长细比 λ sh=Lsh/Dsh。
附面层转变的原因
气流流过机体表面的距离越长，附面层越厚。 机体表面过于粗糙、凹凸不平。
层流附面层和紊流附面层
紊流附面层VS层流附面层
紊流附面层比层流附面层厚，底部的横向速度 梯度也比层流的大。紊流附面层对气流的阻滞 作用比层流附面层大。
层流附面层和紊流附面层的速度型
气流在机体表面的流动状态
机翼的空气动力
α 小迎角下作用在机翼上的空气动力
伯努利定理的应用
阻力
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。
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(Skin Friction Drag) •压差阻力(Form Drag) •干扰阻力(Interference Drag)
影响因素：
空气的粘性 附面层内气流的流动状态（紊流大于层流）。 机体与气流的接触面积越大，机体表面越粗糙，
摩擦阻力越大。
层流附面层和紊流附面层的速度型
摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大
超音速战斗机 大型运输机 小型公务机 水下物体 船舶
摩擦阻力占总阻力的比例 25-30% 40% 50% 70% 90%
废阻力
2.3 机体几何外形和参数
上反角和下反角：机翼底 面与垂直机体立轴平面之 间的夹角，ψ 。
纵向上反角：机翼安装角 与水平尾翼安装角之差。
机身的几何形状和参数
机身长度Lsh、最大当量 直径Dsh及其所在轴向相 对位置和长细比 λ sh=Lsh/Dsh。
附面层转变的原因
气流流过机体表面的距离越长，附面层越厚。 机体表面过于粗糙、凹凸不平。
层流附面层和紊流附面层
紊流附面层VS层流附面层
紊流附面层比层流附面层厚，底部的横向速度 梯度也比层流的大。紊流附面层对气流的阻滞 作用比层流附面层大。
层流附面层和紊流附面层的速度型
气流在机体表面的流动状态
机翼的空气动力
α 小迎角下作用在机翼上的空气动力
伯努利定理的应用
阻力
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。
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(Skin Friction Drag) •压差阻力(Form Drag) •干扰阻力(Interference Drag)
影响因素：
空气的粘性 附面层内气流的流动状态（紊流大于层流）。 机体与气流的接触面积越大，机体表面越粗糙，
摩擦阻力越大。
层流附面层和紊流附面层的速度型
摩擦阻力在飞机总阻力构成中占的比例较大
超音速战斗机 大型运输机 小型公务机 水下物体 船舶
摩擦阻力占总阻力的比例 25-30% 40% 50% 70% 90%
废阻力
大一飞行理论知识点归纳
大一飞行理论知识点归纳飞行理论是航空学中的基础学科，涵盖了飞机的原理、飞行规律、气象学、导航等内容。
作为大一航空专业的学生，对飞行理论的学习至关重要。
本文将对大一飞行理论课程中的重要知识点进行归纳总结，帮助大家更好地理解和掌握这些内容。
1. 飞行器结构和原理1.1 飞行器的构造：机翼、机身、机尾和控制面的作用及结构特点。
1.2 飞行器的原理：升力产生原理、气动力学基本方程、稳定性和操纵性原理。
2. 基本飞行力学2.1 坐标系：惯性坐标系、地理坐标系和飞行坐标系，以及各种坐标系在飞行中的应用。
2.2 动力学原理：牛顿运动定律在飞行中的应用，包括力的合成和分解等。
2.3 运动学原理：平直飞行、曲线飞行、爬升和下降等运动状态的分析。
3. 气流和气象学3.1 大气层结和气温变化规律：对飞行性能和气象条件的影响。
3.2 大气动力学：气压、密度、温度和湿度等与飞行相关的气象要素。
3.3 气象现象：云、降水、雷暴、大风等对飞行安全的影响和应对措施。
4. 飞行器系统和仪表4.1 飞行仪表：基础仪表、导航仪表和辅助仪表的功能和使用方法。
4.2 飞行器系统：动力系统、控制系统、导航系统和通讯系统的组成和工作原理。
4.3 自动飞行控制系统：自动驾驶仪、飞行管理计算机和飞行导航系统等自动化设备。
5. 飞行器性能和运行规范5.1 飞行性能参数：空速、地速、爬升率、滑跑距离等与飞行性能相关的参数。
5.2 稳定性和操纵性：飞行器在不同条件下的稳定性和操纵性特点。
5.3 运行规范：民航规章、航空法规和飞行操作手册等对飞行员行为的规范。
以上只是大一飞行理论课程中的一部分知识点，通过对这些知识的学习和理解，可以为进一步深入研究航空领域打下稳固的基础。
在学习中要注重理论与实践的结合，通过模拟飞行和实际飞行的训练，加深对飞行理论的理解，并掌握操作飞行器的技能。
需要指出的是，飞行理论是一个庞大而复杂的学科，涉及的内容非常广泛。
因此，在大一阶段，我们只能对相关知识点进行初步了解和学习，以便更好地应用于飞行实践中。
飞行原理_精品文档
纵向上反角：机翼安装角与水平尾翼安
装角之差叫纵向上反角 (见图2—13)
图2—13 飞机纵向上反角
2.3.2 机身的几何形状和参数
为了减小阻力，一般机身前部为圆头锥 体，后部为尖削的锥体，中间较长的部分为 等剖面柱体。表示机身几何形状特征的参数 有：机身长度 Lsh 、最大当量直径 Dsh 及其所 在轴向的相对位置和机身的长细比sh Lsh / Dsh 。
4％ -6％，最大弯度位置靠前。随着飞行速度 的提高翼型的弯度也逐渐减小，高速飞机为 减小阻力，大多采用弯度为零的对称翼型 （j）。
图2-8 各种不同的翼剖面
2．机翼平面形状和参数
从飞机顶上向下看去，机翼在平面上的 投影形状叫机翼平面形状(见图2-9)。表示机 翼平面形状的参数有：
(1)机翼面积：机翼在水平面内的投影面 积叫机翼面积，用符号S表示，如图2—9中 阴影部分所示。
(1)弦线、弦长：翼型最前端的一点叫机翼前缘， 最后端的—点叫机翼后缘。连接机翼前缘和 机翼后缘的线叫弦线，也叫翼弦。弦线的长 度叫几何弦长简称弦长。用符号b表示(见图 2—7)。
(2)厚度、相对厚度：翼弦垂直线与翼型上下翼 面的交点之间距离称为翼型的厚度。厚度的 最大值称为最大厚度 Cmax 。最大厚度与弦长 之比 C (Cmax / b) 100 % 称为相对厚度。
飞行原理
Principles of Flight
长沙航空职业技术学院飞机及发动机维 修教研室
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。
上单翼
●机翼下单的翼分类
装角之差叫纵向上反角 (见图2—13)
图2—13 飞机纵向上反角
2.3.2 机身的几何形状和参数
为了减小阻力，一般机身前部为圆头锥 体，后部为尖削的锥体，中间较长的部分为 等剖面柱体。表示机身几何形状特征的参数 有：机身长度 Lsh 、最大当量直径 Dsh 及其所 在轴向的相对位置和机身的长细比sh Lsh / Dsh 。
4％ -6％，最大弯度位置靠前。随着飞行速度 的提高翼型的弯度也逐渐减小，高速飞机为 减小阻力，大多采用弯度为零的对称翼型 （j）。
图2-8 各种不同的翼剖面
2．机翼平面形状和参数
从飞机顶上向下看去，机翼在平面上的 投影形状叫机翼平面形状(见图2-9)。表示机 翼平面形状的参数有：
(1)机翼面积：机翼在水平面内的投影面 积叫机翼面积，用符号S表示，如图2—9中 阴影部分所示。
(1)弦线、弦长：翼型最前端的一点叫机翼前缘， 最后端的—点叫机翼后缘。连接机翼前缘和 机翼后缘的线叫弦线，也叫翼弦。弦线的长 度叫几何弦长简称弦长。用符号b表示(见图 2—7)。
(2)厚度、相对厚度：翼弦垂直线与翼型上下翼 面的交点之间距离称为翼型的厚度。厚度的 最大值称为最大厚度 Cmax 。最大厚度与弦长 之比 C (Cmax / b) 100 % 称为相对厚度。
飞行原理
Principles of Flight
长沙航空职业技术学院飞机及发动机维 修教研室
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。
上单翼
●机翼下单的翼分类
沈阳航空航天大学大二航空专业飞行原理考试试卷及参考答案3
沈阳航空航天大学飞行原理考试试卷及参考答案3一、单项选择题（5’）1. 俯仰操纵力矩是飞行员操纵驾驶杆偏转升降舵时（）上产生的附加升力对重心形成的力矩。
A、升降舵B、水平尾翼C、飞机答案：B2. 飞机在等速平直飞行中，作用于飞机上的四个力的关系是：A、升力等于阻力，拉力等于重力B、升力等于拉力，阻力等于重力C、升力等于重力，拉力等于阻力答案：C3. 对于同一架飞机来说，大速度平飞与小速度平飞比较（第一范围）其升阻比：A、相同B、大速度时较大C、大速度时较小答案：C4. 上升中，杆不动，加油门，待作用力平衡后，速度和上升角：A、速度增大，上升角增大B、速度减小，上升角增大C、速度不变，上升角增大D、速度不变，上升角减小答案：C5. 直线飞行中，蹬舵量一定，飞行速度增大，则相应的侧滑角：A、增大B、减小C、不变答案：C6.按国际标准大气规定的标准海平面气温是（）。
A.15°CB.10°CC.25°C答案：A7.飞机用同一表速在不同高度平飞，机翼表面某点的（）。
A.静压不同、动压相同、全压不同B.静压相同、动压相同、全压相同C.静压不同、动压不同、全压不同答案：A8.在相同条件下，飞机的（）越大，诱导阻力越小。
A.展弦比B.弯度C.机翼面积答案：A9.右转螺旋桨飞机的滑流作用使飞机（）。
A.向左偏转B.低头C.向右偏转答案：A10.机翼的后掠角越大，表明该飞机的临界M数（）。
A.越大B.越小C.与后掠角无关答案：A11.飞机超过临界迎角后：A、不能产生L稳B、不能产生N阻C、不能产生L阻答案：C12. 飞机滚转时，作用在飞机上的横向力矩平衡后，飞机会（）。
A、加速滚转B、等速滚转C、减速滚转答案：B13. 高空和低空相比，在同一表速下，压同样行程的杆，高空稳定滚转角速度（）。
A、大C、不变答案：A14. 具有中立静稳定性的飞机，当受到扰动使平衡状态变化后，有（）。
A、稳定力矩的大小B、阻尼力矩的大小C、稳定力矩和阻尼力矩的大小答案：C15. 常规布局的飞机，机翼升力对飞机重心形成的力矩常为使飞机机头（）。
大学飞行原理教案
大学飞行原理教案大学飞行原理教案一、课程简介本课程主要介绍飞行原理的基础知识和应用，包括气体力学、航空动力学、飞机设计等方面的内容。
课程旨在培养学生对于飞行器设计、运作和性能的基本认识，为飞行器工程、航空航天和相关领域的研究和应用打下基础。
二、教学目标1.了解飞行器的基本构造和工作原理，理解飞行器性能和控制的基本原理。
2.掌握气体力学、航空动力学和飞行器设计的基本原理和方法，能够解决相关问题。
3.培养学生分析问题、解决问题和独立思考的能力，为将来从事飞行器设计、运作和研究工作做好准备。
三、教学内容1.气体力学气体基本原理、气体状态方程、气体流动基本理论、空气动力学基本原理等。
2.航空动力学机翼、机身、飞行器的姿态、飞行器控制等。
3.飞行器设计飞行器设计的基本要求和设计方法、任务、载荷等。
四、教学方式本课采用小班授课、案例讨论和实验教学相结合的教学方式，注重理论和实践相结合，注重培养学生的实际操作能力和独立思考能力。
五、考核方式1.课堂参与度（10%）学生必须积极参与课堂讨论，并根据老师的要求完成相关任务。
2.平时作业（20%）老师会定期布置相关课程作业，检验学生对于知识点的掌握情况。
3.实验报告（20%）课程设置实验环节，学生必须积极参与，并按照老师要求撰写实验报告。
4.期末考试（50%）学生根据教师要求，进行闭卷考试，考察学生对于课程内容的掌握。
六、参考教材1.《民用飞机设计原理》（张宝新，李虎主编）2.《飞行器原理》（宋伟，戴荣生编著）3.《飞行器设计的基础知识》（周德鑫等编著）七、教学进度第一章气体力学 5学时第二章航空动力学 5学时第三章飞行器设计 5学时第四章实验教学 10学时第五章课程总结 2学时八、教学评估本课程采用成绩评价、学生反馈、教师评估等方式进行教学评估，及时发现和解决教学过程中出现的问题，并对教学内容进行调整和优化，旨在提高教学质量和成效。
中国民航大学大二航空专业飞行原理考试试卷及参考答案4
中国民航大学飞行原理考试试卷及参考答案4一、单项选择题（5’）1. 起飞两点滑跑中，随速度增大，应不断向前迎杆，这是为了：A、保持升力不变B、保持迎角不变C、减小升降舵阻力，便于增速答案：B2. 大逆风条件下着陆容易目测低是因为（）造成的。
A、阻力小B、地速小C、实际下滑角变小答案：B3. 起飞重量越大，起飞距离：A、越长B、越短C、与起飞重量无关答案：A4. 侧风中着陆，为了修正偏流，采用( )修正偏流，可使飞机的升阻比不减小。
A、侧滑法B、改变航向法和侧滑法相结合C、改变航向法答案：C5. 飞机坡度增大，升力的垂直分量：A、增大B、减小C、保持不变答案：B6. 飞机重量增加，飞机的失速速度：A、减小B、增大C、不变答案：B7. 机翼积冰将使：A、升力减小B、阻力减小C、升阻力增大答案：A8. 某飞机在侧风中起飞，为了保持方向，应向风来方向压杆，并向（）方向蹬舵。
A、风去B、风来答案：A9.俯仰操纵力矩是（）对重心形成的力矩。
A.偏转升降舵时升降舵附加升力B.偏转升降舵或平尾时平尾附加升力C.偏转副翼时机翼附加升力答案：B10.飞机上升时，飞机的拉力平衡（）。
A.重力的第二分量和升力B.阻力和重力的第二分量C.阻力和升力答案：B11.放襟翼与不放襟翼比较，若迎角相同，放襟翼下滑时速度小是由于（）所致。
A.阻力系数增大B.升力系数增大C.升阻比增大答案：B12.顺风与无风比较，飞机在顺风中以相同表速飞行时，经过相同飞行时间所飞过的距离（）。
A.缩短B.增长C.没有影响答案：B13.飞机在平飞中，如果坡度增大，升力的水平分量（）。
A.减小B.增大C.保持不变答案：B二、判断题（5’）1. 放襟翼着陆之所以可能减小接地速度，是因为平飘阻力大了。
答案：错误2. 同一架飞机在不同高度上用同一坡度、同一迎角盘旋，真速相同。
答案：错误3. 上升时的失速速度，与平飞的失速速度相比较，上升时的大。
答案：错误4. 起飞两点滑跑中，若保持拉杆量不变，随着速度增大，迎角不会发生变化。
飞行专业知识点总结
飞行专业知识点总结导论飞行是一门复杂而又迷人的学科，涉及到空气动力学、航空制造、飞行动力学、导航和飞行电子学等众多领域。
飞行员需要掌握丰富的专业知识，包括飞行原理、飞机构造、飞行器性能、气象学、导航、驾驶技术等方面的内容。
本文将从飞行原理、飞机结构、飞行器性能、气象学、导航和驾驶技术等方面进行总结与分析。
一、飞行原理1. 空气动力学空气动力学是研究空气对飞行器的作用的学科，是飞行学科的基础。
通过空气动力学的研究，我们可以了解到飞机在不同状态下的飞行特性，包括升力、阻力、稳定性、操纵性等。
飞机的机翼形状、机身设计、控制面设置等都离不开空气动力学的原理。
2. 升力与阻力升力是飞机上升的力量，而阻力则是飞机前进时所受的阻碍力。
在飞机的设计与驾驶中，升力与阻力的平衡是十分重要的。
飞机具有不同的升力和阻力特性，在不同的飞行状态下，升力和阻力的变化会对飞机的性能产生影响。
3. 稳定性与操纵性飞机的稳定性是指飞机在特定状态下保持平衡的能力，包括纵向稳定性、横向稳定性和航向稳定性。
操纵性指的是飞机在飞行中受操纵面操控时的稳定性。
飞机的稳定性与操纵性是飞行员控制飞机的重要依据，也是飞机设计时需要考虑的重要因素。
二、飞机结构1. 飞机构造飞机的构造包括机翼、机身、机尾、起落架等部分。
飞机的不同构造对其飞行性能和安全性都有影响。
飞机构造的设计要考虑到载荷、重量、气动性能、结构强度等因素，以确保飞机的安全可靠。
2. 发动机飞机发动机是飞机的动力源，不同类型的发动机包括活塞发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡喷发动机等。
飞机发动机的工作原理、性能和维护都是飞行员必须了解的内容，也和飞机的飞行性能有密切关系。
3. 飞机系统飞机包括了许多复杂的系统，如油系统、液压系统、电气系统、空调系统等。
这些系统的正常工作对飞机的安全飞行至关重要，飞行员需要了解不同系统的工作原理与故障处理方法。
三、飞行器性能1. 飞行器运动学飞行器的运动学是研究飞机在三维空间中的运动特性。
第04章 飞行原理
第四章 飞机飞行的基本原理
§4.1
低速流动空气的特性 根据流体连续性定理和伯努利定理， 根据流体连续性定理和伯努利定理，可 以得到以下：流体在管道中流动时， 以得到以下：流体在管道中流动时，凡是管 道剖面大的地方，流体的流速就小， 道剖面大的地方，流体的流速就小，流体的 就大，而管道剖面小的地方，流速就大， 静压 就大，而管道剖面小的地方，流速就大， 静压就小。 静压就小。即： s1＞ s2 ＞ s3 若 v1＜ v2＜ v3 则 p1＞ p2＞ p3
弯度：厚度线中点的连线叫中弧线。 弯度：厚度线中点的连线叫中弧线。中 弧线与翼弦之间的最大距离叫翼 形的最大弯度， 表示。 形的最大弯度，以fmax表示。
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4.2.2(4)
航空航天概论
第四章 飞机飞行的基本原理
展弦比：展长和平均气动力弦长之比 以 展弦比：展长和平均气动力弦长之比;以 λ表示，即：λ=L/ bba=L2/S。 表示， 表示 根稍比： 根稍比：机翼的翼根弦长与翼尖弦长之 也称“梯形比” 比，也称“梯形比”或“尖削 表示。 比”,以η= b根弦/ b梢弦表示。 以 后掠角：通常以χ表示 后掠角：通常以 表示
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航空航天概论
第四章 飞机飞行的基本原理
4.2.4(2)
阻力的计算公式： 阻力的计算公式： 1 X = C（ ρv 2）S x 2 与计算升力时不同的是： 与计算升力时不同的是： Cx为阻力系数。对某一翼型、某一平面形状 为阻力系数。对某一翼型、 的机翼而言，阻力系数Cx不仅与迎角α有关， 的机翼而言，阻力系数 不仅与迎角 有关， 有关 而且还与速度v的大小有很大关系 的大小有很大关系。 而且还与速度 的大小有很大关系。阻力系数 曲线同样也由试验获得。 曲线同样也由试验获得。 S为参考面积，计算时应视使用的部件不同而 为参考面积， 为参考面积 不同。 不同。
§4.1
低速流动空气的特性 根据流体连续性定理和伯努利定理， 根据流体连续性定理和伯努利定理，可 以得到以下：流体在管道中流动时， 以得到以下：流体在管道中流动时，凡是管 道剖面大的地方，流体的流速就小， 道剖面大的地方，流体的流速就小，流体的 就大，而管道剖面小的地方，流速就大， 静压 就大，而管道剖面小的地方，流速就大， 静压就小。 静压就小。即： s1＞ s2 ＞ s3 若 v1＜ v2＜ v3 则 p1＞ p2＞ p3
弯度：厚度线中点的连线叫中弧线。 弯度：厚度线中点的连线叫中弧线。中 弧线与翼弦之间的最大距离叫翼 形的最大弯度， 表示。 形的最大弯度，以fmax表示。
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4.2.2(4)
航空航天概论
第四章 飞机飞行的基本原理
展弦比：展长和平均气动力弦长之比 以 展弦比：展长和平均气动力弦长之比;以 λ表示，即：λ=L/ bba=L2/S。 表示， 表示 根稍比： 根稍比：机翼的翼根弦长与翼尖弦长之 也称“梯形比” 比，也称“梯形比”或“尖削 表示。 比”,以η= b根弦/ b梢弦表示。 以 后掠角：通常以χ表示 后掠角：通常以 表示
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航空航天概论
第四章 飞机飞行的基本原理
4.2.4(2)
阻力的计算公式： 阻力的计算公式： 1 X = C（ ρv 2）S x 2 与计算升力时不同的是： 与计算升力时不同的是： Cx为阻力系数。对某一翼型、某一平面形状 为阻力系数。对某一翼型、 的机翼而言，阻力系数Cx不仅与迎角α有关， 的机翼而言，阻力系数 不仅与迎角 有关， 有关 而且还与速度v的大小有很大关系 的大小有很大关系。 而且还与速度 的大小有很大关系。阻力系数 曲线同样也由试验获得。 曲线同样也由试验获得。 S为参考面积，计算时应视使用的部件不同而 为参考面积， 为参考面积 不同。 不同。
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开缝襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进，其作用类似于简单襟翼和前缘缝 翼的“综合” 。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。
国际飞行学院
23
后缘襟翼
③开缝襟翼 （The Slotted Flap）
Better lift performance for any AOA
1
1.9 增升装置 Lift Augmentation
增升装置是用来增大飞机的最大升力系数的装置
2013-10-27
国际飞行学院
2
1
2013-10-27
1.9 增升装置
L
=W
⇔
1 2
ρV 2SCL
=
mg
大速度飞行时，小迎角； 以小速度飞行，大迎角。
用增大迎角的方法维持小飞行速度是
速 度
迎 有限度的。因为当迎角增大到临界迎 角 角时，升力将随迎角的增加而降低。
同时，放下前缘襟翼能增加翼型弯度。 使最大升力系数和临界迎角得到提高。
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33
B737-800的前缘襟翼 (克鲁格襟翼)
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34
17
Leading edge flaps extended:
• Increase the wing`s stalling AOA • Increase the wing level pitch attitude
失速产生的根本原因是飞机的 迎角超过临界迎角。
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失速 (STALL)
The angle at which stall occurs is called the critical angle of attack.
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失速 (STALL)
The critical AOA is a function of design and does
国际飞行学院
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2013-10-27
Yaw
Ailerons Spoilers Trailing Edge Flaps
CG
Roll
国际飞行学院
42
Horizontal Stabilizer Elevator
Leading Edge Flaps
Pitch
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增升装置小结
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后缘襟翼
④后退襟翼（The Fowler Flap）
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。故增升效果好。高速飞机采用较多。
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主要增升装置： ① 前缘缝翼 ② 后缘襟翼 ③ 前缘襟翼 ④ 喷气襟翼
1.9 增升装置
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前缘襟翼
前缘襟翼广泛用于高亚音速飞机和超音速飞机。 大迎角飞行时，前驻点下移，机翼前缘的绕流很强，上翼面前部的逆压梯度
很大，容易造成气流分离。机翼上表面前缘襟翼放下后，改善了前缘的绕流情况， 能延缓上表面气流分离。
25
后缘襟翼
⑤后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap）
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。现代高速和重型飞机广泛使用。
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
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后缘襟翼 ⑤后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap）
The greater the flap deflection, the lower the stalling speed.
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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。
Take off
Landing
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2013-10-27
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19
后缘襟翼
② 简单襟翼 （The Plain Flap）
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。
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• LE Slots work like fixed slats and affect performance by increasing the stalling angle of attack.
Leading Edge Slat Leading Edge Slot
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主要增升装置： ① 前缘缝翼 ② 后缘襟翼 ③ 前缘襟翼 ④ 喷气襟翼
第一章 亚音速空气动力学
• 1.1 物理基础 • 1.2飞行大气环境与标准大气 • 1.3空气流动的描述与基本定理 • 1.4 翼型和机翼形状及参数 • 1.5 气动力的合力、力矩及其系数 • 1.6 升力 • 1.7 阻力 • 1.8 升力与阻力的关系 • 1.9 增升装置 • 1.10 失速
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主要增升装置： ① 前缘缝翼 ② 后缘襟翼 ③ 前缘襟翼 ④ 喷气襟翼
1.9 增升装置
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喷气襟翼
喷气襟翼的基本原理是，利用从涡轮喷气发动机引出的压缩空气或燃气流， 通过机翼后缘的缝隙沿整个翼展向后下方以高速喷出，形成一片喷气幕如图所 示，这一方面增加了机翼上、下表面的压力差；另一方面，喷气的反作用力在 垂直方向上的分力也使机翼升力大大增加。
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1.9 增升装置
增升装置的工作原理
增升装置主要是通过三个方面实现增升： ① 改变翼型弯度 增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。 ② 控制附面层 增大附面层内的气流速度延缓上表面气流分离； 吹除附面层和吸除附面层 ③ 动力增升 利用喷气式发动机动力改变推力方向来获得动升力。 采用喷管可旋转的发动机来实现
Ø 前缘襟翼
Ø 喷气襟翼
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第一章 亚音速空气动力学
• 1.1 物理基础 • 1.2飞行大气环境与标准大气 • 1.3空气流动的描述与基本定理 • 1.4 翼型和机翼形状及参数 • 1.5 气动力的合力、力矩及其系数 • 1.6 升力 • 1.7 阻力 • 1.8 升力与阻力的关系 • 1.9 增升装置 • 1.10 失速 • 1.11 特殊情况
1.9 增升装置
2013-10-27
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后缘襟翼
飞机的襟翼是机翼上可以偏转和或 滑动的翼片，平时飞机停在机场上或 在高空巡航飞行时，襟翼都收拢在机 翼上。
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对称地位于两边机翼后缘内侧
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后缘襟翼
① 分裂襟翼 （The Split Flap） ② 简单襟翼 （The Plain Flap） ③ 开缝襟翼 （The Slotted Flap） ④ 后退襟翼 （The Fowler Flap） ⑤ 后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap）
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前缘缝翼增升原理
前缘缝翼
在接近临界迎角时，上翼面的气 流分离是使升力系数降低的主要 原因，因此，在此迎角下，利用 前缘缝翼能提高最大升力系数和 临界迎角
在小迎角的情况下，上翼面的气流分离本来就很弱，此时若打开前缘缝翼，不 仅不能增大最大升力系数，反而会使上下翼面的压强差减小而降低升力系数。
放下襟翼，在后缘和机翼之间，形成涡流区，压 力降低，对机翼上表面的气流有吸引作用，使其流 速增大，上下压差增大，既增大了升力，同时又延 缓了气流分离。
另一方面，放下襟翼，机翼翼剖面变得更弯曲， 使上、下表面压力差增大，升力增大。
由于以上两方面的原因，放下分裂襟翼的增升效 果相当好。但因大迎角放下襟翼，上表面的最低压 力点的压力更小了，使气流更易提前分离，故临界 迎角失速 (STALL)
1、失速的根本原因
失速是指飞机迎角超过临角迎角,不 能保持正常飞行的现象。
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随迎角增加，上
翼面气流分离现 象逐渐发展。
迎角超过临界迎
角后，上翼面产生 强烈的气流分离。
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失速 (STALL) 1、失速的根本原因
Leading Edge Slat
前缘缝翼
Leading Edge Slot
9
前缘翼缝
前缘缝翼
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10
5
前缘缝翼增升原理示意图
前缘缝翼
α
α
闭合
打开
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。
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前缘缝翼
CL 前缘缝翼打开 前缘缝翼闭合
αcrαcr
α
前缘缝翼在小迎角时并不能起到增加升力的作用，只在大迎角时使用。
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后缘襟翼
③开缝襟翼 （The Slotted Flap）
Better lift performance for any AOA
1
1.9 增升装置 Lift Augmentation
增升装置是用来增大飞机的最大升力系数的装置
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L
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⇔
1 2
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=
mg
大速度飞行时，小迎角； 以小速度飞行，大迎角。
用增大迎角的方法维持小飞行速度是
速 度
迎 有限度的。因为当迎角增大到临界迎 角 角时，升力将随迎角的增加而降低。
同时，放下前缘襟翼能增加翼型弯度。 使最大升力系数和临界迎角得到提高。
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失速产生的根本原因是飞机的 迎角超过临界迎角。
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失速 (STALL)
The angle at which stall occurs is called the critical angle of attack.
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The critical AOA is a function of design and does
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CG
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后缘襟翼
④后退襟翼（The Fowler Flap）
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。故增升效果好。高速飞机采用较多。
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主要增升装置： ① 前缘缝翼 ② 后缘襟翼 ③ 前缘襟翼 ④ 喷气襟翼
1.9 增升装置
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前缘襟翼
前缘襟翼广泛用于高亚音速飞机和超音速飞机。 大迎角飞行时，前驻点下移，机翼前缘的绕流很强，上翼面前部的逆压梯度
很大，容易造成气流分离。机翼上表面前缘襟翼放下后，改善了前缘的绕流情况， 能延缓上表面气流分离。
25
后缘襟翼
⑤后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap）
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。现代高速和重型飞机广泛使用。
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
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后缘襟翼 ⑤后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap）
The greater the flap deflection, the lower the stalling speed.
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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。
Take off
Landing
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后缘襟翼
② 简单襟翼 （The Plain Flap）
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。
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• LE Slots work like fixed slats and affect performance by increasing the stalling angle of attack.
Leading Edge Slat Leading Edge Slot
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主要增升装置： ① 前缘缝翼 ② 后缘襟翼 ③ 前缘襟翼 ④ 喷气襟翼
第一章 亚音速空气动力学
• 1.1 物理基础 • 1.2飞行大气环境与标准大气 • 1.3空气流动的描述与基本定理 • 1.4 翼型和机翼形状及参数 • 1.5 气动力的合力、力矩及其系数 • 1.6 升力 • 1.7 阻力 • 1.8 升力与阻力的关系 • 1.9 增升装置 • 1.10 失速
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主要增升装置： ① 前缘缝翼 ② 后缘襟翼 ③ 前缘襟翼 ④ 喷气襟翼
1.9 增升装置
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喷气襟翼
喷气襟翼的基本原理是，利用从涡轮喷气发动机引出的压缩空气或燃气流， 通过机翼后缘的缝隙沿整个翼展向后下方以高速喷出，形成一片喷气幕如图所 示，这一方面增加了机翼上、下表面的压力差；另一方面，喷气的反作用力在 垂直方向上的分力也使机翼升力大大增加。
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1.9 增升装置
增升装置的工作原理
增升装置主要是通过三个方面实现增升： ① 改变翼型弯度 增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。 ② 控制附面层 增大附面层内的气流速度延缓上表面气流分离； 吹除附面层和吸除附面层 ③ 动力增升 利用喷气式发动机动力改变推力方向来获得动升力。 采用喷管可旋转的发动机来实现
Ø 前缘襟翼
Ø 喷气襟翼
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• 1.1 物理基础 • 1.2飞行大气环境与标准大气 • 1.3空气流动的描述与基本定理 • 1.4 翼型和机翼形状及参数 • 1.5 气动力的合力、力矩及其系数 • 1.6 升力 • 1.7 阻力 • 1.8 升力与阻力的关系 • 1.9 增升装置 • 1.10 失速 • 1.11 特殊情况
1.9 增升装置
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后缘襟翼
飞机的襟翼是机翼上可以偏转和或 滑动的翼片，平时飞机停在机场上或 在高空巡航飞行时，襟翼都收拢在机 翼上。
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对称地位于两边机翼后缘内侧
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后缘襟翼
① 分裂襟翼 （The Split Flap） ② 简单襟翼 （The Plain Flap） ③ 开缝襟翼 （The Slotted Flap） ④ 后退襟翼 （The Fowler Flap） ⑤ 后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap）
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前缘缝翼增升原理
前缘缝翼
在接近临界迎角时，上翼面的气 流分离是使升力系数降低的主要 原因，因此，在此迎角下，利用 前缘缝翼能提高最大升力系数和 临界迎角
在小迎角的情况下，上翼面的气流分离本来就很弱，此时若打开前缘缝翼，不 仅不能增大最大升力系数，反而会使上下翼面的压强差减小而降低升力系数。
放下襟翼，在后缘和机翼之间，形成涡流区，压 力降低，对机翼上表面的气流有吸引作用，使其流 速增大，上下压差增大，既增大了升力，同时又延 缓了气流分离。
另一方面，放下襟翼，机翼翼剖面变得更弯曲， 使上、下表面压力差增大，升力增大。
由于以上两方面的原因，放下分裂襟翼的增升效 果相当好。但因大迎角放下襟翼，上表面的最低压 力点的压力更小了，使气流更易提前分离，故临界 迎角失速 (STALL)
1、失速的根本原因
失速是指飞机迎角超过临角迎角,不 能保持正常飞行的现象。
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随迎角增加，上
翼面气流分离现 象逐渐发展。
迎角超过临界迎
角后，上翼面产生 强烈的气流分离。
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失速 (STALL) 1、失速的根本原因
Leading Edge Slat
前缘缝翼
Leading Edge Slot
9
前缘翼缝
前缘缝翼
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前缘缝翼增升原理示意图
前缘缝翼
α
α
闭合
打开
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。
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前缘缝翼
CL 前缘缝翼打开 前缘缝翼闭合
αcrαcr
α
前缘缝翼在小迎角时并不能起到增加升力的作用，只在大迎角时使用。