飞行基础知识

迎角(Angle of attack)

对于固定翼飞机，机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。

对于直升机和旋翼机，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。

侧滑角（side slip angle）

是指飞机的轴线与飞机的飞行速度方向在水平面内的夹角。侧滑角是确定飞机飞行姿态的重要参数。

过载（overload）

作用在飞机上的气动力和发动机推力的合力与飞机重力之比称为飞机的过载。飞机所能承受过载的大小是衡量飞机机动性的重要参数。过载越大，飞机的受力越大，为保证飞机的安全，飞机的过载不能过大。飞行员在机动飞行中也会因为过载大于一或者小于一而承受超重和失重。飞行员所能承受的最大过载一般不能超过8G（8倍重力加速度）。

边条(Strake)

边条是指附加于机身或机翼机身结合处的小翼面，包括机身边条和机翼边条两种。机身边条位于机身左右两侧，宽度相等；而机翼边条则是位于机翼机身结合处近似三角形的小翼面。采用边条翼结构可以减少阻力，改善飞机的操作性。

上反角(Dihedral angle)

上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedral angle)

三角翼(Delta wing)

指平面形状呈三角形的机翼。三角翼的特点是后掠角大，结构简单，展弦比小，适合于超音速飞行。

副油箱(Droppable fuel tank)

是指挂在机身或机翼下面的中间粗、两头尖呈流线型的燃油箱。挂副油箱可以增加飞机的航程和续航时间，而飞机在空战时又可以扔掉副油箱，以较好的机动性投入战斗。

马赫数(Mach number)

常写作M数，它是高速流的一个相似参数。我们平时所说的飞机的M数是指飞机的飞行速度与当地大气(即一定的高度、温度和大气密度)中的音速之比。比如M1.6表示飞机的速度为当地音速的1.6倍。

推力重量比(Thrust-weight ratio)

表示发动机单位重量所产生的推力，简称为推重比，是衡量发动机性能优劣的一个重要指标，推重比越大，发动机的性能越优良。当前先进战斗机的发动机推重比一般都在10以上。

翼载(Wing loading)

翼载是指飞机的满载重量W和飞机的机翼面积S的比值W/S。翼载的大小直接影响到飞机的机动性能、爬升性能以及起飞着陆性能等。

襟翼(Flap)

襟翼是安装在机翼后缘附近的翼面，是后缘的一部分。襟翼可以绕轴向后下方偏转，从而增大机翼的弯度，提高机翼的升力。襟翼的类型有很多，如简单襟翼、开缝襟翼、多缝襟翼、吹气襟翼等等。

配平片(Trim)

或称配平补片,用于飞行路径的微调,通常位于各个操纵面上,你可以看到在操纵面当中有的一部分方形的调整片，可以做长期的飞行姿态调整,以减轻飞行员操作驾驶杆的负担,通常大型飞机会有副翼及方向舵、升降舵的配平片，配平齐全。一般来说，配平的第一目的是为了减轻飞行员的负担。

·最早的飞行控制系统是将操纵杆和脚踏板以钢线或是钢缆，加上滑轮等机械方式连接到翼面上，飞行员直接施力去移动控制面的角度以达到需要的动作。

·当飞机速度愈来愈快的时候，因为气动力施加在控制面上的力量也愈大，因此在较高速度时需要输出较大的力量去移动控制面，当力量需求大过一般值时，就混造成飞机在高速时动作迟缓，一种解决的方式是加装配平片，利用反作力的原理，配平片可以协助施加更多的力量在控制面上，以达到有效的控制。

·另外，因为螺旋桨飞机的引擎出力加大时，扭力会愈来愈大，或是飞机在作长程飞行时因为油料或是弹药的消耗使得飞机保持平飞的状况不一定释放开双手或是维持操纵杆在中央就可以，飞行员可能要持续施加力量以维持飞机的水平飞行，此时配平片的使用就可以利用微小角度的调整，使控制翼面固定在某一个角度上以配合当时保持飞机稳定飞行所需要的角度，而飞行员无须持需施加力量，只要维持在中央就可以。

·当飞机的体积和速度在增加的时候，光是钢缆和滑轮配合配平片已经不能有效提供需要的控制力量，于是在控制翼面的连接触加上液压制动器，飞行员的控制输出经过钢缆达到液压制动器上，制动器再将需要的力量加诸在控制翼面上，虽然飞行员不在直接施加力量在控制翼面上，但是制动器的输出还是要根据飞行员移动操纵杆的幅度来控制。在这一方面，往往也会加上力量回馈系统，使飞行员可以感受到力量的反馈，以免输出过大失去控制。

·使用钢缆控制方式的好处是系统成熟，缺点早期是维修不太容易，因为钢缆分布在机身内部，要检查或是抽换并不是像抽换脚踏车剎车线一般容易，在维修过程中假使接错地方，甚至会酿成飞机控制失效而坠毁的惨剧，B-29的垂直尾翼因为钢缆接反导致试飞时首席试飞员和其它多位飞行员的丧生。另外，钢缆的呆重很高，在作战时如果钢缆受到外来撞击（炮弹或是破片），很可能所能承受的力量减小，飞行员在施加较大力量时会导致钢缆断裂，解决的方式是加装不只一套钢缆形成被用系统，但是重量会更高。

·线传飞控的主要需求是由战斗机设计而来，利用计算机辅助控制，当飞行员输出讯号时，讯号不再经过钢缆，而是电线，进入计算机后再输出到各翼面的液压或是电动马达上去输出需要的角度，这样的方式可以有效解决钢缆的重量的问题，增加讯号输出的稳定和精确度，设计良好的计算机和软件可以协这飞行员面对乱流或是不稳定的飞行状况，保持飞机的安全。

·与驰静稳定设计扯上关系可以说是线传飞控的另外一项运用，因为驰静稳定设计的飞机需要持续对飞机的各控制翼面发出配平指令，这样的工作远非人力能负荷。

·早期的线传飞控不成熟时，还是会有钢缆系统最被备份，但当系统成熟之后，钢缆系统就被抛掉不再使用，而是利用线传飞控作备份的控制系统。

·飞机都有杆力和舵力，也有一个最稳定的巡航速度，但是即使在这个速度下，飞机一般也都会有偏航，而在起飞时的扭力跟使飞行员对于方向舵的控制变的非常吃力。

这样一个例子：F4U-4在不进行方向舵配平的起飞时要求一直保持150磅的右舵压力，也就是说飞行员要在将近一分钟的时间内一直保持用70多公斤的力量踩住右舵，这样来说简直是恐怖的，这跟人类能在短时间内产生的爆发力是不同的，如此就有了F4U-4在起飞前进行进行6度的右舵配平，这样的结果是使飞行员在起飞时的右舵力可以减轻为60磅，也就是大约30公斤（好象也够要命的了）。P51系列是7度右舵配平起飞，109尤其是后期的大功率型号比较惨，基本上要一直踩着的，不过有只能在地面上调节的调整片，这样来说负担也相对来说不是大很多。

再说一个，比如说P39D的巡航速度是350公里左右，而P39的水平操纵面面积大概是2平方米多一点点（简单计算方法，只是让大家明白这个意思，其它的因素比如重量和高度啊湿度啊温度啊什么的不再此提供了，All Clear）大家算一下，如果在这个速度下为保持平飞，也就是一直推着2度的平尾，那么杆力是多少？答案也是几十公斤，要人命的。于是进行配平，也就是-2度的平尾配平，飞行员可以松开杆了。再说副翼，首先发动机是有扭力的，再有，由于方向舵一般只位于机身轴线的上方，Do335那样的爽垂尾是另一种情况，也就是说，方向舵的任何动作那怕是配平也都相当于飞机的一个副翼在动作，会导致飞机滚转。即使是现代飞机，由于飞机两侧重量不同，也会发生一边倒的情况，所以要进行副翼配平，否则结果也是一样，一直要向某一侧压着杆。高速状态下为解决杆力过重的问题而使用配平在这里就不赘述了。全都配平好后，飞机会一直保持直飞的，由于自然环境的气流啊圆的地球啊什么的影响，还需要进行细微的修正，不过几乎可以忽略不计了。配平对飞机速度的影响要比杆子小的多。实际操作中：·所谓巡航直线配平就其实是满足了“暂时的运动平衡”，一旦情况产生变化，例如加速准备战斗、减速准备降落，这种暂时平衡由于速度变化、升力变化而导致再次不平衡，所以，不是长时间续航就不用考虑“俯仰配平”。由此来看，岂不是越配越麻烦？！所以，不是特别情况（长续航、辅助拉起、滚转）配平无须太多操作，不然你配完了当前平衡，等你过一段发现机头老是上扬，你才意识到，配平还没回中呐～～～

·同样对于“滚转配平”，主要是对付发动机扭力，大马力下扭力太大，导致机身有向一边滚转的趋势，为了平衡这种“不平衡状态”，就用到副翼的“滚转配平”。同样，你一减小发动机功率，这种暂时平衡就被打破了，接下来你又会抱怨机身老往一边歪，你可不还得再配？只要你喜欢“走直线”，配平会让你玩个够的。

·再者，航向配平用到垂直尾翼上的配平片，但是要注意，这种配平也能导致机身在航线小幅度偏转的同时，机身也有滚转趋势，就是说，你垂尾配平飞了一会发现，机身也向你配的那一边歪了，不水平了。你可以有意的来个垂尾大幅度配平，马上就可以看到机身的滚转趋势！（默认是逗号、句号俩键，但要注意在IL2里并不是垂尾的配平片在左右偏转，而是整个垂尾在偏转，是把它的默认中间改变了）

早期的一些飞机并未有完善的配平措施，有些只有俯仰配平，所以还要看机型来设置。

副翼(Aileron)

是指安装在机翼翼梢后缘的一小块可动的翼面。飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动。

前缘缝翼

前缘缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或者几段狭长小翼（如美制轰炸机B－1B机翼上有七段前缘缝翼），是靠增大翼型弯度来获得升力增加的一种增升装置。下面用前缘缝翼的一个剖

面来看看它的工作原理(如图所示)。

在前缘缝翼闭合时（即相当于没有安装前缘缝翼），随着迎角的增大，机翼上表面的分离区逐渐向前移，当迎角增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下降，机翼失速。当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了这里的分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免了大迎角下的失速，使得升力系数提高。

因此，前缘缝翼的作用主要有两个：一是延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的临界迎角，使得飞机在更大的迎角下才会发生失速；二是增大机翼的升力系数。其中增大临界迎角的作用是主要的。这种装置在大迎角下，特别是接近或超过基本机翼的临界迎角时才使用，因为只有在这种情况下，机翼上才会产生气流分离。

从构造上看，前缘缝翼有固定式和自动式两种：

固定式前缘缝翼：固定式前缘缝翼直接固定在机翼前缘上，与基本机翼之间构成一条固定的狭缝，不能随迎角的改变而开闭。它的优点是结构简单，但在飞行速度增加时，所受到的阻力也急剧增大，因此目前应用不多，只有在早期低速飞机上使用。

自动式前缘缝翼：自动式前缘缝翼用滑动机构与机翼相连，它可以根据迎角的变化而自动开闭。在小迎角情况下，空气动力将它压在基本机翼上，处于闭合状态；当迎角增大到一定程度，机翼前缘的空气动力变为吸力，将前缘缝翼自动吸开。自动式前缘缝翼的优点是显而易见的，目前应用十分广泛。

后缘襟翼

在机翼上安装襟翼可以增加机翼面积，提高机翼的升力系数。襟翼的种类很多，常用的有简单襟翼、分裂襟翼、开缝襟翼和后退襟翼等等。一般的襟翼均位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧。当襟翼下放时，升力增大，同时阻力也增大，因此一般用于起飞和着陆阶段，以便获得较大的升力，减少起飞和着陆滑跑距离。

* 简单襟翼：简单襟翼的形状与副翼相似，其构造比较简单。简单襟翼在不偏转时形成机翼后缘的一部分，当放下(即向下偏转)时，相当于增大了机翼翼型的弯度，从而使升力增大。当它在着陆偏转50～60度时，大约能使升力系数增大65％～75％。

* 分裂襟翼：分裂襟翼（也称为开裂襟翼）象一块薄板，紧贴于机翼后缘下表面并形成机翼

的一部分。使用时放下(即向下旋转)，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流有吸引作用，使气流流速增大，从而增大了机翼上下表面的压强差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了机翼翼型的弯度，同样可提高升力。这种襟翼一般可把机翼的升力系数提高75％～85％。

* 开缝襟翼：它是在简单襟翼的基础上改进而成的。除了起简单襟翼的作用外，还具有类似于前缘缝翼的作用，因为在开缝襟翼与机翼之间有一道缝隙，下面的高压气流通过这道缝隙以高速流向上面，延缓气流分离，从而达到增升目的。开缝襟翼的增升效果较好，一般可使升力系数增大85％～95％。

* 后退襟翼：后退襟翼在下放前是机翼后缘的一部分，当其下放时，一边向下偏转一边向后移动，既加大了机翼翼型的弯度，又增大了机翼面积，从而使升力增大。此外它还有开裂襟翼的效果。这种襟翼的增升

效果比前三种的增升效果都好，一般可使翼型的升力系数增加110％～140％。

除了上面提到的四种后缘襟翼以外，还有后退开缝襟翼和后退多缝襟翼，它们的增升效果更好，但同时构造也更加复杂。

特殊襟翼

我们知道，襟翼的种类有很多，除了常用的简单襟翼、开裂襟翼、开缝襟翼和后退襟翼等均位于机翼后缘的后缘襟翼以外，还有一些与普通后缘襟翼构造有差别的特殊襟翼，如位于机翼前缘的前缘襟翼与克鲁格襟翼，以及可以在机翼上引入发动机的喷气流，改变空气在机翼上的流动状态的喷气襟翼。

前缘襟翼：后缘襟翼都位于机翼的后缘，如果把它的位置移到机翼的前缘，就变成了前缘襟翼。前缘襟翼也可以看作是可偏转的前缘。在大迎角下，它向下偏转，使前缘与来流之间的角度减小，气流沿上翼面的流动比较光滑，避免发生局部气流分离，同时也可增大翼型的弯度。

前缘襟翼与后缘襟翼配合使用可进一步提高增升效果。一般的后缘襟翼有一个缺点，就是当它向下偏转时，虽然能够增大上翼面气流的流速，从而增大升力系数，但同时也使得机翼前缘处气流的局部迎角增大，当飞机以大迎角飞行时，容易导致机翼前缘上部发生局部的气流分离，使飞机的性能变坏。如果此时采用前缘襟翼，不但可以消除机翼前缘上部的局部气流分离，改善后缘襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。

克鲁格襟翼

与前缘襟翼作用相同的还有一种克鲁格(Krueger)襟翼。它一般位于机翼前缘根部，靠作动筒收放。打开时，伸向机翼下前方，既增大机翼面积，又增大翼型弯度，具有较好的增升效果，同时构造也比较简单。

喷气襟翼

这是目前正在研究中的一种增升装置。它的基本原理是：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，从而起到襟冀的增升作用。这是超音速飞机的一种特殊襟翼，其名称来历就是将“喷气”和“襟翼”结合起来。

喷气襟翼一方面改变了机翼周围的流场，增加了上下压力差；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。所以，这种装置的增升效果极好。根据试验表明，采用喷气襟翼可以使升力系数增大到12．4左右，约为附面层控制系统增升效果的2～3倍。虽然喷气襟翼的增升效果很好，但也有许多尚待解决的难题：发动机的喷气量太大，喷流能量的损失大；形成的喷气幕对飞机的稳定性和操纵性有不良影响；机翼构造复杂，重量急剧增加；发动机的燃气流会烧毁机场跑道等等。