飞行基础学习知识原理学习知识要点

第一章飞机和大气的一般介绍

1、机翼的剖面参数：翼弦：翼型前沿到后沿的连线。厚度：上翼面到下翼面的距离；最大

厚度；最大厚度位置：最大厚度到翼型前沿的距离与弦长的比值，用百分比表示；相对厚度：（厚弦比）翼型最大厚度与弦长的比值，用百分比表示。中弧线：与翼型上下表面相切的一系列元的圆心的连线（中弧线到上下翼面的距离相等），对称翼面中弧线与翼弦重合。弧高：中弧线与翼弦的垂直距离；相对弯度：最大弧高与翼弦的比值，用百分比表示。

2、机翼的平面形状参数：平直机翼有极好的低速特性，便于制造；椭圆形机翼的阻力最小，但是难以制造，成本高；梯形机翼结合律矩形机翼和椭圆机翼的优缺点，具有适中的升阻特性和较好的低速性能，制造成本也较低；后掠翼和三角翼有很好的高速性能，主要用于高亚音速飞机和超音速飞机，低速性能较差

翼展：机翼翼尖之间的距离；展弦比：机翼翼展与平均弦长的比值（表示机翼平面形状长短和宽窄的程度）；梢根比：机翼翼尖弦长玉机翼翼根弦长的比值（表示翼尖道翼根的收缩度）；后掠角：机翼1/4弦线玉机身纵轴垂直线之间的夹角（表示机翼的平面形状向后倾斜的程度）第二节大气的一般介绍

空气密度减小对飞行的影响：真空速不断增大、发动机效率降低

空气压力降低的线性变化规律：高度上升8.25（27ft）米气压降低1hPa；高度上升1000ft 气压降低1inHg；高度上升11米气压降低1mmHg

空气温度降低的线性变化规律：高度上升1000米温度下降6.5°高度上升1000ft温度降低2°

湿度越大，空气的密度越小（水蒸气是干空气重量的62%）；相对湿度，露点（反映空气中水汽含量的多少，假如空气中水汽含量多，温度降低很少—相对较高的温度就可以达到饱和，露点就高），气温露点差：就是实际气温与露点的差值，反映空气的潮湿程度

中低空高度每升高1000米真空速比表速约大5%；气温升高5°速度增大1%

第二章低速空气动力学

第一节低速空气动力学基础

1、飞机的相对气流：相对于飞机运动的空气流，方向与飞行速度方向相反。

2、迎角：相对气流方向与翼弦之间的夹角，用α表示。相对气流指向翼弦下方为正迎角，

相对气流指向翼弦上方为负迎角，相对气流方向与翼弦平行为零迎角。判断迎角大小的方法

3、连续性定理：空气稳定连续地在一流管中流动时，流管收缩，流速增大；流管扩张，流

速减慢，即流速大小与流管截面积成反比。

4、伯努利定理：稳定气流中，在同一流管的任意截面上空气的动压和静压之和保持不变。

流速大动压大则静压小；流速小动压大则静压小；流速为零时静压与总压相等。

第二节升力和升力特性

1、升力的概念：相对气流流过飞机，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机各部分所产生

的空气动力的总和叫做飞机的总空气动力（由于相对气流下洗，总空气动力的方向一般是向上并向后倾斜的）根据其所起的作用进行分解：垂直于飞行速度方向的分力叫升力，用于克服重力支托飞机在空中飞行；平行于飞行速度方向向后的分力叫阻力。

2、升力的产生原理：空气流到机翼前缘，分成上下两股分别沿机翼上下表面流过，机翼上

表面由于正迎角和翼面外凸的影响，流管受挤压收缩，气流流速增大，压力降低；机翼下表面气流受阻，流管扩张，流速减慢，压力增大。机翼上下表面出现压力差，在垂直于相对气流方向上的总压力差就是机翼的升力。然后气流在机翼的后缘回合向后流去。

3、压力沿翼弦方向的分布：矢量表示法---利用箭头的长短和方向表示；坐标表示法---沿翼

弦方向压力系数的分布情况：机翼升力的产生主要是靠机翼上表面吸力的作用（60%~80%），尤其是上翼面前段，而不是靠下翼面正压力的作用（20%~40）

ρv2?S，由公式分析升力的影响因素：C L飞机的升力系数，综合表4、升力公式：L=C L?1

2

达机翼形状（剖面形状）、迎角对飞机升力的影响。1/2pv2，动气运动动压，升力与动压成正比。S机翼面积，机翼在速度所在平面内投影面积，升力与面积成正比。----产生相同的升力，升力系数越大，所需的速度越小，则所需的跑道越短，起飞和着陆越安全。

5、升力特性：指飞机的升力系数的变化。----升力系数曲线，升力系数随迎角的变化规律曲

线（在中小迎角范围内，升力系数随迎角的增大呈线性增大；较大迎角范围内，迎角增大升力系数增大的趋势减缓；迎角达到临界迎角，升力系数达到最大；超过临界迎角，迎角增大升力系数降低）

6、升力特性参数：零升迎角，升力等于0时而迎角；升力曲线斜率：升力增量与迎角增量

的比值（小于临界迎角，斜率大于零，中小迎角时大，大迎角范围内逐渐减小；临界迎角时等于0；大于临界迎角时，斜率小于零）；临界迎角：升力系数曲线最高点对应的迎角；最大升力系数：升力系数曲线最高点对应的升力系数。

第二节附面层相关知识

1、附面层的形成：由于物体表面不是绝对光滑的，且对空气分子有吸附作用，紧贴物体表

面的一层气流受阻滞和吸附，气流相对物面的速度为零，又因为空气的粘性，影响其外层的气流速度减小，这样一层层的影响下去，就出现了气流速度沿物体表面法线方向逐渐增大的薄层----附面层（紧贴物体表面气流速度从物面速度为零处逐渐增大到99%主流速度的很薄的空气流动层）

2、附面层的特点：附面层内沿物面法线方向压强不变且等于法线主流压强；附面层的厚度

随气流流经物面距离的增长而增厚（厚度:物面沿法向到附面层边界的距离）---因为紧贴附面层的空气不断受到附面层内空气粘性的影响逐渐减速变为附面层内的气流。

3、附面层的类型：层流附面层，气体微团沿法向分层流动互不混淆没有明显的上下乱动现

象；紊流附面层：气体微团沿物面流动，同时沿法向上下乱动，各层强烈混合的现象。

层流和紊流之间的过渡区称为转捩点。转捩的内因是层流本身的不稳定；外因是物面的扰动作用

4、压强梯度：主流沿流动方向压强变化即存在压强梯度。顺压梯度：沿流动方向，气流后

部的压强大于前部压强；逆压梯度：沿流动方向，气流后部的压强小于前部压强；

5、附面层的分离：附面层内气流发生倒流，脱离物体表面，形成大量旋涡的现象。分

离点：气流开始脱离物体表面的点。分离内因是空气粘性；外因是物面弯曲出现的逆压梯度。顺压梯度段：在顺压使气流加速的作用大于粘性使空气减速的作用，气流加速流动；逆压梯度段，气流在逆压和空气粘性的双重作用下减速，流速减慢压强增大逆压梯度更强，底层气流在逆压梯度作用下发生倒流，倒流而上的气流与顺流而下的气流相遇后，使附面层气流拱起脱离物体表面，被主流卷走形成旋涡，产生气流分离。

第三节阻力和阻力特性

1、摩擦阻力：飞机飞行中带动空气流动，空气对其则有发作用力，这个反作用力即为摩擦

力。影响因素，附面层类型（紊流层的摩擦力越大）；空气与飞机的接触面积（越大越大）；飞机表面状况（越粗糙越大）

2、压差阻力：由于物体前后的压力差而产生的阻力。气流在机翼后缘产生气流分离，附面

层分离后，涡流区的压强相对于机翼前压强降低。

3、干扰阻力：以机身和机翼结合部为例，其他地方同样的道理。本来气流沿机身流过，但

是在安装机翼位置外凸，气流受干扰流管收缩流速加快压强降低；流过结合部飞机表面又向内弯曲流管扩张流速减慢压强增加；结合部逆压梯度增大气流分离前移涡流区扩大，产生了额外的阻力。

4、诱导阻力：由于气流下洗，垂直于下洗流的实际升力向后倾斜，该力在垂直与速度方向

的分力起着升力的作用；平行于速度方向的分力向后阻碍飞机前进即为诱导阻力。影响因素，机翼形状（平面形状）--椭圆翼的诱导阻力最小；展弦比---越大减弱翼尖涡减小气流下洗从而减小诱导阻力；升力越大分力越大诱导阻力越大；与飞行速度-的平方成反比。1）翼尖涡的形成：上翼面压强低下翼面压强高，气流从下翼面（翼根向翼尖倾斜）绕过翼尖流向上翼面（翼尖向翼根倾斜），流到机翼后缘汇合，由于流向不同而形成旋涡并向后流去----形成翼尖涡（左翼尖顺时针右翼尖逆时针）2）旋涡在机翼剖面会诱起垂直于相对气流方向向下的诱导速度（下洗速度）--→气流下洗改变了翼型的气流方向，使流过翼型的气流向下倾斜，这个向下倾斜的气流称为下洗流。下洗流与相对气流之间的夹角称为下洗角。翼弦与下洗流之间的夹角为有效迎角。

5、总阻力：总阻力包括废阻力（摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力）和诱导阻力。废阻力曲

线；诱导阻力曲线；总阻力曲线

6、阻力特性：主要指阻力系数的变化特性，阻力系数表示飞机的迎角，机翼形状和机翼表

面质量对飞机阻力的影响。阻力系数曲线：阻力系数随迎角的增大而增大（中小迎角时飞机的阻力主要是摩擦阻力迎角对其影响小阻力系数增加缓慢；较大迎角时飞机的阻力主要是压差阻力和诱导阻力，迎角对其影响大，迎角增大阻力系数增加较快；接近或超过零剪迎角时涡流区扩大压差阻力急剧增大）

第四节升阻比特性

1、升阻比：相同迎角下，升力系数与阻力系数的比值。与空气密度、飞行速度、机翼面积

的大小无关，只与迎角的变化有关。

2、升阻比曲线：升阻比随迎角变化的规律，升阻比存在一个最大值，对应的迎角为最小阻

力迎角（有利迎角）

3、性质角：飞机总空气动力与升力之间的夹角。性质角越小总空气动力向后倾斜越少升阻

比越大。

4、极曲线：综合表示飞机的升力系数、阻力系数、升阻比随迎角变化的一条曲线。横坐标

为阻力系数，纵坐标为升力系数，曲线上的每一点代表一个与坐标对应的迎角。曲线最高点对应的是临界迎角和最大升力系数；从原点向曲线引切线切点对应最小阻力迎角和最大升阻比。

第三章低速空气动力学

第一节地面效应：飞机在起飞和着陆贴近地面时，由于流过飞机的气流受地面的影响，使飞机的空气动力和力矩发生变化，这种效应称为地面效应。

升力系数增大，升力增大。贴近地面，流经机翼下表面的气流受到地面阻滞，流速减慢，压强增大（气垫现象）；而且由于地面阻滞原来从下翼面流过的气流改道从上翼面流过，上翼面前段的气流加速，压强降低，上下翼面的压强差增大，升力系数增大由于地面作用，气流下洗减弱，下洗角减小，诱导阻力减小，飞机阻力系数减小。

下洗角减小水平尾翼的负迎角减小，负升力减小，飞机下俯力矩增大

实现表明，飞机距地面在一个翼展高度范围内，地面效应对飞机有影响，距地面越近地面效应越强。-→飞机进出地面效应区时的反应特征？

第二节增升装置的增升原理

增升装置：用来增大最大升力系数的装置。

前缘缝翼：位于机翼前缘，打开一条缝隙下翼面的高压气流从缝隙穿过贴近上翼面

流动，补充上翼面气流动能降低逆压梯度延缓机翼气流分离，增大升力系数和临界迎角；但是减小了上下翼面的压强差同时也会减小升力系数。所以在小速度大迎角上翼面气流分离严重时打开前缘缝翼起到增大升力系数作用。迎角较小时气流分离很弱打开反而会降低升力系数。

后缘襟翼：分裂襟翼（从机翼后段下表面向下偏转而分裂出的翼面，在机翼个襟翼的楔形区域形成涡流压强降低吸引上翼面气流使其流速加快，上下翼面压力差增大即增大了升力系数，同时延缓气流分离；放下襟翼使机翼弯度增大使上下翼面的压强差增大升力系数增大，但是同时使得上翼面最低压强点压强更低气流分离提前临界迎角减小）---可增大75%~85%；简单襟翼（增加机翼弯度，上下翼面的压差增大升力系数增大---同时诱导阻力增大，后缘涡流区扩大压差阻力也增大，总的阻力增大百分比大于升力增大百分比，所以升力系数和阻力系数均增大但是升阻比降低；还会导致临界迎角降低）；开缝襟翼（简单襟翼的基础上开缝，下翼面高压气流通过缝隙流到上翼面后缘，上翼面后缘气流动能增加流速加快，延缓气流分离提高升力系数；弯度增大，上下压力差增大升力系数增大，而且临界迎角降低不多）--可增大85%~95%；后退襟翼（下偏的同时向后滑动，增大机翼弯度，同时还增大了机翼面积，增升效果好且临界迎角降低较少）；后退开缝襟翼（结合了开缝襟翼和后退襟翼的增升效果）---两种形式：查格襟翼（后退较少，面积增加少，可增大110%~115%）；富勒襟翼（后退量和机翼面积增加量较多，可增大110%~140%）。。起飞时，襟翼偏角小，阻力系数增加少，而升力系数却增加很多，升阻比增大，有利于缩短起飞滑跑距离和优化爬升性能；着陆时，襟翼放下角度大，阻力系数和升力系数都提高较多，有利于缩短着陆滑跑距离。

前缘襟翼：大迎角飞行，放下前缘襟翼，可以减小前缘与相对气流之间的夹角，使气流平顺地沿上翼面流动，延缓上表面气流分离；另一方面增大翼型弯度。使得最大升力系数和临界迎角得到增大。（克鲁格襟翼（前缘分裂）既可增大翼型弯度和机翼面积，又可改善前缘绕流）

增升原理总结：一是增大翼型弯度，增大机翼上下翼面的压强差，从而增大升力系数----缺点；延缓上翼面的气流分离，提高临界迎角和最大升力系数----小迎角时气流本身分离不严重，在大迎角时发挥作用；增大机翼面积，从而增大升力系数。

第三节螺旋桨的空气动力

螺旋桨的作用：把发动机传给桨轴的功率转变为拉飞机前进的功率

1、螺旋桨的拉力和旋转阻力

1）螺旋桨主要组成：桨叶（椭圆形、矩形和马刀形）、桨毂、桨叶变距机构。螺旋桨的直径（半径）：桨尖所画圆的直径（半径）；剖面半径：螺旋桨轴线至某一剖面的距离；相对半径：剖面半径与螺旋桨半径的比值。桨弦（桨叶宽度）：桨叶剖面前缘与后缘的连线。旋转面：桨叶旋转时所画的平面，与桨轴垂直。桨叶角：桨叶与旋转面之间的夹角（定矩螺旋桨---桨叶角不能改变；变距螺旋桨---桨叶角可以改变（桨叶角增大叫变大距或变高距；桨叶角减小叫变小距或变低距））；入流角：合速度与旋转面之间的夹角（入流角越大和速度的方向偏离旋转面越多）；桨叶迎角：桨叶剖面相对气流方向与桨弦之间的夹角；

2）螺旋桨的运动：螺旋桨一面旋转，一面前进，桨叶上的每一点的运动轨迹都是一条螺旋线。前进速度：飞机的飞行速度；切向速度：旋转而产生的圆周速度（大小取决于螺旋桨的转速和剖面的半径）飞行速度和转速一定时，桨叶迎角随桨叶角的增大而增大，随桨叶角的减小而减小；桨叶角和转速不变的情况下，桨叶迎角随飞行速度增大而减小，飞行速度增大到一定程度，桨叶迎角可能减小到零，甚至变为负值；在桨叶角和飞行速度一定的情况下，桨叶角随转速增大而增大，随转速减小而减小；（随着剖面半径的增大，旋转相同角速度对应的线速度增大，即从桨根到桨尖，转速增大，桨叶迎角不断增大----为了使桨叶各部分受力均匀，保持各剖面的桨叶迎角基本相等，常把桨叶进行集合扭转，用减小桨叶角的方法来

减小桨叶迎角：从桨根到桨尖桨叶角逐渐减小）

螺旋桨与翼型产生空气动力的原理一样，在叶素上产生空气动力，先将该空气动力分解为垂直于和速度方向和平行于和速度的分力；再将各分力分解垂直于桨轴方向的力和平行于桨轴方向的力，这两个分力分别是螺旋桨的旋转阻力和螺旋桨拉力。这两个分力的大小不仅取决于总空气动力的大小（取决于桨叶迎角和桨叶切面和速度的大小），还取决于总空气动力的方向（取决于合速度的方向和性质角的大小）

3）螺旋桨的拉力：与桨轴平行拉螺旋桨前进的力。

4）螺旋桨的旋转阻力：与桨轴垂直，阻碍螺旋桨旋转运动的力。对桨轴形成阻转力矩（由变距杆控制，前推变距杆减小桨叶角桨叶迎角减小旋转阻力矩减小转速加快）；发动机曲轴发出的带动力形成旋转力矩（通过加减油门来控制，加油门旋转力矩增大减油门旋转力矩减小）：旋转力矩小于阻转力矩螺旋桨转速降低，旋转力矩大于阻转力矩螺旋桨转速增加，旋转力矩等于阻转力矩螺旋桨转速不变。

2、螺旋桨拉力在飞行中的变化

1）变距机构（人工/自动）：变距杆（调速器）前推，桨叶角减小，桨叶迎角减小，阻转力矩减小，螺旋桨转速加快，发动机的有效功率增大，螺旋桨的拉力增大；后拉变距杆，桨叶角增大，桨叶迎角增大，阻转力矩增大，螺旋桨转速减慢。2、油门杆：油门加大，发动机扭转力矩增大，转速增高，相对气流方向改变，更靠近旋转面，总空气动力的方向也越靠近桨轴，而且使桨叶迎角增大总的空气动力增大，在平行于桨轴方向拉力增大；油门减小，转速降低（相反）；油门不变，转速基本不变。

2）飞行速度：随着飞行速度增大，螺旋桨拉力逐渐减小。第一，需要消耗拉力来提供加速度从而增加速度，消耗掉越多剩余的拉力就越少；第二，飞行速度增大，合速度方向改变，更加偏离旋转面，总空气动力的方向更加偏离桨轴，在平行桨轴方向的分力拉力就越小；同时和速度方向偏离旋转面会使桨叶迎角减小总空气动力减小（阻力也减小，转速会加快，变距机构会变大距来平衡）

3）飞行高度：高度升高，空气密度减小，发动机有效功率减小，转速下降，相对气流方向改变更加偏离旋转面，空气动力更加偏离桨轴方向，而且使桨叶迎角减小，总空气动力减小，分力拉力减小。高度降低则相反（增压式发动机，在额定高度（更高）以下发动机效率不变拉力不变，额定高度以上发动机拉力不断减小）

4）气温：气温升高，空气密度减小，发动机有效功率减小，转速下降，相对气流方向改变更加偏离旋转面，空气动力更加偏离桨轴方向，而且使桨叶迎角减小，总空气动力减小，分力拉力减小。气温降低则相反

5）螺旋桨的负拉力：（阻碍飞机前进的力）第一，飞行速度过大，油门比较小时，产生负拉力；第二，飞行速度正常，而油门过小时，产生负拉力；第三，发动机空中停车时产生负拉力。

3、螺旋桨的有效功率和效率

1）螺旋桨的有效功率：每秒钟内螺旋桨对飞机所做的功（拉力与其拉着飞机前进的距离的乘积）的多少就是螺旋桨的有效功率。

2）螺旋桨的效率：螺旋桨的有效功率与发动机的有效功率的比值。效率的高表明发动机有效功率损失少，螺旋桨工作性能好。

4、螺旋桨的副作用

1）螺旋桨的进动：飞行中高速旋转的螺旋桨，当收到改变桨轴方向的操纵力矩作用时，螺旋桨绕操纵力矩方向平行的轴转动，而是还要绕着另一个轴偏转，这种现象叫螺旋桨的进动。2）螺旋桨的反作用力矩：螺旋桨转动扰动空气沿其旋转方向转动，空气对螺旋桨有个反作

用力矩，该反作用力矩传递给发动机和飞机，迫使飞机想螺旋桨转动的反方向滚转倾斜。3）螺旋桨滑流扭转作用：受螺旋桨搅动作用向后加速和顺着螺旋桨旋转方向流动的气流，主要是上层滑流作用于机身尾部和垂直尾翼的左方，产生侧向的空气动力，使机头偏转，4）螺旋桨因子（P-factor）：低速答应叫飞行时，旋转平面倾斜更厉害，下行桨叶的速度更大，产生的拉力更大，上行桨叶的速度小，产生的拉力减小，两桨叶的拉力差产生偏转力矩，使机头向左偏转。

第四章飞机的平衡、稳定性和操纵性

第一节飞机的平衡（所有作用在飞机上的外力与外力矩之和为零的飞行状态，称为平衡状态）包括作用力平衡和力矩（作用力不通过重心时就会产生绕重心转动的力矩）平衡

机体轴系，以飞机的重心为轴系原点，轴系按右手法则组成。包括横轴，纵轴，立轴。

重心：飞机重力（各部件、燃料、乘员、货物等重力的合力）的着力点。重心位置：常用重心在平均空气动力弦(假想的面积、空气动力及俯仰力矩等特性都与原机翼相同的矩形翼的翼弦)/标准平均弦（几何平均弦，等于机翼面积与翼展的比值）上的投影到该线前端的距离占该弦的百分比来表示，C G=(X G/B A)*100%。如15%MAC/SMC

飞机的空中运动：总可分解为飞机各部分随飞机重心一起的移动（位移）和飞机各部分绕飞机重心的转动（飞机本身姿态的改变）。

1）飞机的俯仰平衡（对于横轴）：作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。不绕横轴转动，迎角保持不变。机翼产生的俯仰力矩，取决于升力系数和压力中心到重心的距离，一般下俯力矩；水平尾翼产生的俯仰力矩，取决于机翼迎角、升降舵偏角、流向水平尾翼的气流速度，一般上仰力矩。

2）飞机的方向平衡（对于立轴）：作用于飞机的各偏转力矩之和为零，不绕立轴转动，侧滑角不变或侧滑角为零。两机翼阻力不对称对重心形成的力矩；垂直尾翼侧力（侧滑、滑流扭转、偏转方向舵时产生）对重心形成的力矩；两边发动机拉力对重心形成的力矩。

3）飞机的横侧平衡（对于纵轴）：作用于飞机的各滚转力矩之和为零，不绕纵轴滚转，坡度

第二节飞机的稳定性

稳定性：飞行中飞机受扰动偏离平衡状态以后，自动恢复到原来平衡状态的特性。

要同时具备稳定力矩和阻尼力矩的作用：稳定力矩（静稳定性）作用力矩使飞机恢复到原来平衡状态的趋势----正静稳定性、负静稳定性、中立静稳定性；阻尼力矩（动稳定性）：作用力矩使振荡的振幅减小回到原平衡状态----正动稳定性、负动稳定性、中立动稳定性

1）飞机的俯仰稳定性（纵向稳定性）：飞机受扰动迎角变化，扰动消失以后飞机自动恢复原迎角的特性。俯仰稳定力矩：主要由水平尾翼产生----和机身、机翼等各部分产生的附加升力的总和就是飞机的附加升力，着力点是焦点；（重心位于焦点之前：附加升力产生俯仰稳定力矩（迎角增大时产生下俯力矩）----一般由于平尾附加升力臂较长，使总附加升力作

用点后移，焦点在重心之后；重心位于焦点之后：附加升力产生不稳定力矩（迎角增大时产生上仰力矩）；重心位于焦点处：附加升力产生的俯仰力矩为0，中立不稳定）。俯仰阻尼力矩：主要由水平尾翼产生，机翼和机身等部件产生的阻尼力矩较小，后掠翼的作用稍大些。飞机俯仰转动时重心前后机体产生法向速度，与飞行速度叠加，改变了相对气流方向而导致各部分当地迎角改变：上仰时重心前当地迎角减小向下的附加力，重心后当地迎角增大向上的附加力；下俯时反之。法向力增量对重心形成阻滞飞机转动的力矩。

2）飞机的方向稳定性：飞机受扰动方向变化，扰动消失后飞机自动恢复原方向的特性。方向稳定力矩：飞机侧滑时主要由垂直尾翼产生（侧滑是气流从侧滑一侧吹来，垂尾产生反方向的空气动力，对重心形成力矩使机头向侧滑一侧偏转从而消除侧滑。后掠垂尾可增长力臂增强方向稳定性）；后掠角（侧滑前翼有效分速大阻力大；后翼分速小阻力小，阻力差形成方向稳定力矩）；上反角（侧滑前翼迎角大阻力大后翼应较小阻力小阻力差形成方向稳力矩）背鳍腹鳍（起到增大垂尾面积的作用）。方向阻尼力矩：飞机偏转时主要由垂直尾翼产生（机头偏转垂尾相反方向偏转，侧向速度与飞行速度叠加改变相对气流方向，侧滑角变化，产生与尾翼相反的侧向空气动力阻碍转动）

3）飞机的横侧稳定性：飞机受扰动横滚变化，扰动消失后飞机自动恢复原横滚的特性。横侧稳定力矩：主要由侧滑中机翼的上反角（前翼迎角大升力大，后翼应较小升力小----下反角产生不稳定力矩）和后掠角（前翼有效分速大升力大，后翼有效分速小升力小）产生；垂尾侧力着力点在中心上方也形成横侧稳定力矩。----（上单翼飞机，侧滑前翼下表面气流受阻压力增大升力增大形成横侧稳定力矩；下单翼飞机，侧滑前翼的上表面气流受阻压力增大升力减小形成横侧不稳定力矩；中单翼飞机，上下表面都受挤压横侧稳定性影响不大）。横侧阻尼力矩：主要由机翼产生（滚转下沉机翼一侧引起向上气流与飞行速度叠加，改变相对气流方向，迎角增大产生正的附加升力；上仰一侧机翼迎角减小产生负的附加升力，两机翼升力差形成横侧阻尼力矩）

4）飞机的侧向稳定性：飞机的方向稳定性与横侧稳定性相互联系不能单独存在而相互耦合。方向稳定性和横侧稳定性的总和叫侧向稳定性。不仅需要同时具有方向稳定性和横侧稳定性，而且其内部两种稳定性之间还需要配合恰当。

横侧稳定性过强，方向稳定性过弱，就会产生明显的飘摆现象（荷兰滚）。

方向稳定性过强，横侧稳定性过弱，就会产生缓慢的螺旋下降（螺旋不稳定）。

影响飞机稳定性的因素：

第三节飞机的操纵性

操纵性：飞机在飞行员操纵各操纵面后改变其飞行状态的特性。动作简单省力飞机反应快操纵性好；动作复杂笨重飞机反应慢操纵性不好；没反应或者反应错误则飞机不能操纵。----主要研究飞行状态与杆舵行程和杆舵力大小的关系，飞机反应快慢及影响因素。

1）飞机的俯仰操纵性：飞行员操纵驾驶盘偏转升降舵后，飞机绕横轴转动而改变其迎角等飞行状态的特性。

平直飞行中改变迎角的基本原理：俯仰操纵力矩=俯仰稳定力矩，杆位对应升降舵偏角对应迎角，对应平飞速度

曲线飞行中改变迎角的基本原理：俯仰操纵力矩=俯仰稳定力矩+俯仰阻尼力矩，操纵力矩一部分与稳定力矩平衡保持迎角，一部分与阻尼力矩平衡保持飞机绕横轴做等角速度转动，所以同样的杆位对应的迎角较小，同样迎角拉杆量要增大。

驾驶杆力：杆力的产生：推拉杆，升降舵产生偏转角度增大，升降舵上就会产生相反的力形成铰链力矩使升降舵偏角减小回中，为了保持升降舵偏转角飞行员必须施加杆力以平衡铰链力矩作用。（升降舵偏转角越大，气流动压—空速越大，升降舵上的空气动力越大，铰链力矩越大，杆力越大）

调整片的作用：减小或消除杆力。铰链于操作面后缘，与操纵面偏转方向相反，产生与操纵面相反的抵消铰链力或力矩，从而减小杆力。一般用配平轮控制，配平轮与杆的操纵方向相同，但是调整片与操纵面的偏转方向相反。

2）飞机的方向操纵性：飞行员操纵方向舵后，飞机绕立轴偏转而改变其侧滑角等飞翔状态的特性。

蹬舵改变侧滑角的原理：飞行员蹬舵方向舵向相应的方向偏转，垂尾上产生相反方向的侧力，对重心形成方向操纵力矩，使机头偏转。出现侧滑，机身和垂尾等部件产生方向稳定力矩阻止侧滑角的扩大。方向操纵力矩=方向稳定力矩，保持侧滑角不变飞行，每个脚蹬位置对应一个侧滑角。方向舵偏转角越大，气流动压越大，蹬舵力越大。

3）飞机的横侧操纵性：飞行员操纵副翼，飞机绕纵轴滚转而改变其滚转角速度、坡度等飞行状态的特性。

向左压驾驶盘，左机翼上偏升力减小，有机翼下偏升力增大，两机翼升力差形成横侧操纵力矩使飞机向左滚转从而带坡度。因滚转角速度而产生横侧阻尼力矩，制止飞机做滚。飞机无侧滑时就没有横侧稳定力矩。横侧操纵力矩=横侧阻尼力矩，飞机保持稳定的角速度滚转。驾驶盘左右转动的每个位置，都对应着一个稳定的滚转角速度（而不是坡度），驾驶盘转动角度越大，滚转的角速度就越大。所以要保持一定的坡度，就必须在接近预定坡度是将盘会到中立位，消除横侧操纵力矩，在阻尼力矩阻止下逐渐消除滚转角速度。

4）飞机的侧向操纵性：飞机的方向操纵性和横侧操纵性相互耦合，（分开讲解是为了分析问题方便，实际飞行中同时出现不会独立开来）两种操纵性的总和即为侧向操纵性。---只蹬舵或者只压盘，都能造成飞机同时偏转和滚转-- 大迎角飞行时横侧稳定性变差，可以通过蹬舵来改变或修正飞机的坡度；飞行中方向舵或副翼其中任意一个失去效用，任然可以操纵飞机转弯。

重心前移，机翼升力力臂增长所形成的下俯力矩增加较多，必须拉杆操纵升降舵上偏产生操纵力矩与之平衡。增大同样的迎角所需升降舵偏角增大，重心前移过多，即使把驾驶杆拉到底，偏转角达到极限，迎角也不能增加到所需的迎角，因此规定重心的前限：着陆时，把飞机拉成接地迎角（升降舵偏角最大：接地所需迎角大升降舵偏角大，地面效应作用气流下洗减弱平尾负迎角减小负升力减小上仰力矩减小下俯力矩增大相同迎角所需的升降舵偏转角增大）升降舵偏转角不超过最大偏角的90%为准确定的；前三点飞机，起飞时升降舵偏角应能保证在规定的速度时抬起前轮；着陆进场时，杆力不超过规定值。

重心后移，接近飞机焦点，附加升力产生的俯仰稳定力矩很小，飞机过于灵敏，不宜掌握操纵分量；重心移到焦点之后，飞机失去俯仰稳定性。所以规定重心的后限：在飞机焦点之前留有一定的安全裕量（小型运输机（3%~4%）bcax ，大型运输机10%bcax 以上）

飞机的有利重心范围：在前后限范围内重心过于靠前，使平飞所需升降舵偏角过大飞机废阻力增大影响飞行性能，拉杆力过大；过于靠后，杆力太小不便操纵。从而限制更小的重心范围。（例如，某飞机前限16%，后限32%，有利范围25%~28%）

第五章 平飞、上升、下降

第一节 平飞

平飞：飞机做等高、等速的直线飞行。平飞时的作用力：L=W; P=D

1）平飞所需速度：S

C L ??=ρνW 2平飞(分析各影响因：重量、升力系数（迎角、襟翼偏角）、机翼面积、空气密度)

2）平飞所需拉力：平飞中要保持速度不变，拉力等于阻力，为克服阻力所需要的拉力叫平飞所需拉力。平飞所需拉力曲线：随着速度的增大，平飞所需拉力先减小，随后增大。

3）平飞所需功率：平飞所需拉力在单位时间内所做的功就是平飞所需功率。（N 平飞=P 平飞·V 平飞）

；平飞所需功率曲线：平飞所需功率随平飞速度的变化规律曲线，先减小后增大。 4）平飞剩余拉力：同一速度下，飞机的可用拉力与平飞所需拉力的差值。可用拉力随着速度的增大逐渐减小，所需拉力先减小后增大，所以剩余拉力线增大后减小，最小功率速度处达到最大。

5）平飞剩余功率：同一速度下，飞机的可用功率与平飞需所需功率之差。平飞中发动机油门不变可用功率保持不变，但是由于速度小时功率的利用率低一部分转化为热，所以利用功率较小，随着速度的增大利用率增大，可利用功率不断增大；所需功率先减小后增大，剩余功率先增大后减小，最小阻力速度处达到最大。

6）飞机的平飞性能：平飞最大速度：满油门（不能长时间最大功率状态下工作，额定功率状态下工作）条件下平飞所能达到的稳定飞行速度。V max =√2P 可用满

C D ρS 。平飞最小速度：平

飞所能保持的最小稳定速度，功率足够时为失速速度，功率不够时由发动机功率限制的最小速度，最小使用平飞速度要比失速速度大。飞行包线：平飞速度范围随飞行高度变化的曲线（随着高度的增高，平飞最小速度增大，平飞最大速度减小，平飞速度范围缩小，理论升限时只能以最小功率速度平飞）；抖杆速度（飞机接近临界迎角气流分离严重飞机出现抖动时的速度）。最小阻力速度：平飞所需拉力最小的飞行速度，V MD。以有利迎角飞行，飞机的升阻比最大，平飞所需拉力最小，有利迎角飞行对应的速度就是最小阻力速度（螺旋桨飞机以V MD平飞航程较长）；最小功率速度：平飞所需功率最小的速度，VMP（螺旋桨飞机以V MP 平飞，所需的发动机功率最小，比较省油，航时较长）

7）飞机平飞改变速度的原理：（根据平飞的平衡条件和剩余拉力提供加速度的原理）在第一速度范围内，要增大速度，加油门并随着速度的增大相应的向前推杆减小迎角保持升力；减小速度，减小油门并随速度的减小相应的向后带杆增大迎角保持升力。在第二速度范围内，要增大速度，加油门推杆增速，速度增大后所需拉力减小所以还需要收油门；要减小速度，收油门带杆减速，速度减小后还需要加油门。与正常操纵习惯相反而且速度小稳定性和操纵性都差容易失速，误入第二速度范围应加油门推杆增加速度到第一速度范围进行保持。

第二节巡航性能

1、航时：飞机耗尽其可用燃油在空中所能持续飞行的时间。【发动机转速影响耗油率（转

速配合相应的进气压力最低）和螺旋桨效率---（额定功率下大速度飞行获得高效率）；

飞行速度，以最小功率速度平飞，增大速度燃油消耗率降低螺旋桨效率提高，航时最长的速度称为久航速度---稍大于最小功率速度功率增大不多航时最久；飞行高度，高度增加螺旋桨效率变化不大，发动机燃油消耗率增大，真空速增大所需功率增大，小时燃油消耗量增大平飞航时缩短---高度较低时平飞航程最长---久航高度；飞行重量，商载重增大重量使所需功率增大航时缩短；载油量增大重量使耗油量增加了但是总油量增加航时可能会增长】

小时燃油消耗量：飞行一小时发动机所消耗的燃油量，越小则航时越长（等于发动机有效功率（平飞功率（螺旋桨有效功率）除以螺旋桨效率）乘以燃油消耗率）；燃油消耗率：每马

力有效功率在1小时里所消耗的燃油量；q h=N平飞?sfc

η

2、航程：飞机耗尽其可用燃油沿预定方向所飞过的水平距离。【飞行重量；发动机转速；

螺旋桨效率；飞行速度，最小阻力速度处所需拉力最小，但是sfc/n不是最小，稍大于VMD所需拉力增大不多燃油消耗量减小螺旋桨效率提高sfc/n较小，平飞航程达到最长的速度远航速度；飞行高度，同一指示空速平飞所需拉力不变，高度增高发动机可用功率减小所需，但是由于真速增大所需功率增大，低高度可用功率大于所需功率调整为较低的可用功率则燃油消耗量增大；高高度可用功率小于所需功率需要增大燃油消耗率和量，在可用功率与所需功率相等的高度公里耗油量最小---平飞航程最远的高度称为远航高度；风，顺风飞行地速增大，公里燃油消耗量减小平飞航程远，逆风则相反，顺风飞行时可以适当的减小空速以增大平飞航程，逆风飞行时可以适当增大空速以增大平飞航程】

公里燃油消耗量：飞行1公里所消耗的燃油量，越小则飞航程越长。（速度即为飞机飞行1h

的距离，所需公里耗油量等于小时耗油量除以速度）q km=P平飞?sfc

η

性能图表：巡航时功率设置、燃油消耗量、平飞真速

第二节上升

飞机沿倾斜向上的轨迹做等速直线的飞行叫上升。

1、上升的作用力：重力与飞行轨迹不垂直---分解为垂直于飞行轨迹和平行于飞行轨迹的分

力。升力等于重力垂直于飞行轨迹的分力；拉力等于阻力与重力在平行于飞行轨迹上分力的总和。【飞机升力小于重力，拉力大于阻力】

2、上升性能参数：上升角是飞机上升轨迹与水平面之间的夹角。上升角大说明通过相同的

水平距离飞机上升的的高度高飞机的越障能力强。；上升梯度是上升高度与前机的水平距离的比值，是上升角的正切值---剩余拉力越大，重量越轻，上升角和上升梯度越大。；

陡升速度：能够获得最大上升角和上升梯度的速度称为陡升速度---满油门以最小功率速度上升，飞机的剩余拉力最大，上升角和上升梯度最大。【影响因素：重量，飞行高度，气温】

3、上升性能参数：上升率单位时间内飞机所上升的高度，上升率越大说明飞机上升到同一

高度的时间越短，飞机的上升性能越好。V

y上=V

上

?sinθ=V

上

??P

W

=?N

W

（剩余功率越

大，飞机重量越轻，飞机的上升率越大）；快升速度，能获得最大上升率的速度----满油门下以最小阻力速度上升，剩余功率最大，上升率最大。【影响因素：飞行重量，飞行高度，气温】升限：（理论升限，高度上升上升率减小，上升率等于零时飞机不能上升，理论升限上只能以最小功率速度平飞；实用升限：螺旋桨飞机最大上升率为100ft/min，喷气飞机最大上升率为500ft/min）---重量增大升限会降低；上升时间，飞机上升到预定高度所需的最短时间，高度增大上升率减小，接近理论升限上升时间趋于无穷大。4、风对上升性能的影响：风影响地速，水平气流：顺风上升角和上升梯度减小，逆风上升

角和上升梯度增大。垂直气流：上升气流上升角和上升率增大，下降上升角和上升率减小。

5、上升性能图表：确定飞机起飞上升到巡航高度所需的时间、燃油量、前进距离等。

6、上升的操纵原理：飞机上升时必须要有剩余拉力，以最小功率速度（剩余拉力最大）为

界分为上升第一速度范围和上升第二速度范围。

7、平飞转上升的操纵：（1）油门不变，向后带杆迎角增大升力增大（大于重力）有向上的

向心力，飞行轨迹向上弯曲转入上升。重力在速度方向的阻力使飞机速度减小，所需拉力减小，剩余拉力增大而达到与重力分量平衡，以较小的速度稳定上升。（2）迎角不变，加大油门是飞机加速升力增大，提供向上的向心力，飞机转入上升。重力在速度方向的阻力使飞机速度减小，本身阻力增大，当剩余拉力与重力分量平衡时以较大的速度稳定上升。【加大油门到预定位置，同时柔和地向后拉杆，使飞机逐渐进入上升，当接近预定的上升角是适当前推驾驶杆以便使飞机稳定在预定的上升角，必要时调整油门保持预定的速度】

8、上升转平飞的操纵：柔和地前推驾驶杆减小迎角减小升力产生向下的向心力运动轨迹下

下弯曲上升角和上升率减小，重力的分离减小剩余拉力增大飞机加速，同时适当的收小油门减小可用拉力，是飞机逐渐的转入平飞，待上升角接近0时，适当的后拉驾驶杆保持平飞。

第四节下降飞机沿倾斜向下的轨迹做等速直线飞行

1、下降时的作用力：零拉力；正拉力；负拉力【升力小于重力，同迎角的下降速度小于平

飞速度】---零拉力时的下降就叫下滑

2、下降性能参数：下降角指飞机的下降轨迹与水平面之间的夹角。下降距离只飞机下降一

定高度所前进的水平距离。下滑角tanθ=sinθ

cosθ=Wsinθ

Wcosθ

=D

L

=1

K

=H

l

下

（零拉力下滑时下

滑角的大小取决于飞机的升阻比，下滑距离只取决于升阻比和下滑高度。高度一定时升阻比增大下滑角减小下滑距离增长，下滑角和下滑距离不收飞行重量的影响）；滑翔比是飞机下滑距离与下滑高度之比。正拉力：tanθ=；负拉力：

3、下降性能参数：下降率只飞机在单位时间里下降的高度。零拉力下滑：V y下=V下?sinθ下

（以最小功率速度下滑，可获得最小下滑率）；正拉力时的下降率；负拉力时的下降率4、下降性能的主要影响因素：飞行重量（重量重下滑速度打下滑率大，零拉力下滑时下滑

角和下滑距离不变）；气温（气温升高空气密度减小真空速增大下滑率增大，零拉力下滑角不变，正拉力拉力减小下降角增大）；风（水平风，顺风下降角减小距离增长下降率不变；逆风下降角增大下降距离缩短下降率不变。垂直风，上升气流下降角和下降率都减小下降距离增长，下降气流下降角和下降率都增大，下降距离缩短）

5、飞机下降的操纵原理：以最小阻力速度为界分为两个下降速度范围，第一速度范围内推

杆迎角减小升阻比减小下滑角增大拉杆下滑角减小；第二速度范围内推杆下滑角减小拉杆下滑角增大，大迎角小速度稳定性和操纵性变差。

6、平飞转下降：

7、下降转平飞：

第六章盘旋

飞机在水平面内连续转弯不小于360度的飞行。小坡度盘旋（坡度小于20度）；中坡度盘旋（坡度小于20~45度）；大坡度盘旋（坡度大于45度）；正常盘旋：盘旋中飞机不带侧滑，飞行高度、速度、盘旋半径等参数均不随时间改变。

第一节盘旋中的作用力

盘旋的坡度、高度、速度、半径不变。受理应满足以下条件：高度不变，则升力在垂直方向的分力（升力乘以坡度角的余弦）与重力相等---重力不变，坡度越大，所需的升力越大----升力大小取决于速度和迎角（更容易失速）；盘旋半径不变，则需盘旋速度和升力在水平方向的分力（升力乘以坡度角的正弦）提供向心力不变；速度不变，则拉力与阻力相等---拉力取决于油门位置，阻力由速度和迎角决定。

第二节飞机的载荷因数

飞机的载荷：除飞机本身重量以外的其他作用力（发动机推力和气动力）的载荷；

载荷与飞机重力的比值为载荷因数。飞机三个方向的载荷因数中，立轴方向的载荷因数起主要作用，所以一般所说的载荷因数都是立轴方向的载荷因数，立轴方向的主要载荷即为升力其他力在纵轴方向的分量很小，所以载荷因数：升力比重力----载荷因数越大，升力比重力大的越多，飞机各部件受力越大----结构强度用飞机可以承受的最大载荷因数（限制载荷因数（最大允许使用载荷因数）和极限载荷因数（限制载荷因数的1.5倍））来限制。飞机应该能够承受限制载荷因数而不会产生危及飞行安全的永久变形；能够承受极限载荷因数至少3s而不被破坏。

平飞时，升力等于重力，载荷因数等于1；盘旋时，W=Lcosγ，载荷因数n y=1

cosγ

。

盘旋中的载荷因数取决于坡度，坡度越大载荷因数越大，90度时载荷因数趋于无穷大（不可能）

第三节盘旋性能

1、盘旋中的要素参数：盘旋所需速度v=√2L

C LρS =√2W

C LρScosγ

=V0√n y（盘旋所需速度，除

取决于飞机总量、空气密度、升力系数外，还取决于坡度，载荷因数----盘旋中的载荷因素大于1，盘旋所需速度大于平飞所需速度，盘旋坡度越大，同迎角下盘旋所需速度越

大）； 盘旋所需拉力：P=D=C D 12ρv 2?S =P 0n y （高度和迎角均不变的条件下，盘旋所需的拉力是平飞所需拉力的n y 倍，盘旋中载荷因数大于1，盘旋所需拉力大于平飞所需拉力，坡度越大，盘旋所需拉力也越大） ； 盘旋所需功率：N =P ?V =P 0n y v 0√n y =N 0√n y 3 （盘旋所需功率是平飞所需功率的√n y 3倍，

坡度增加盘旋所需功率增加的更多）；盘旋向心力；盘旋半径：r =mv 2Lsinγ=W g ?v 2Lsinγ=Lcosγg ?v 2Lsinγ=v 2g?tanγ（转弯半径与速度的平方成

正比，与坡度成反比）；盘旋时间：T =

2πr v =2πg ?v tanγ（盘旋时间与速度成正比，与坡度成反比）；盘旋角速度（转弯率）：ω=2πT =g?tanγv （转弯率与坡度成正比，与速度成反

比）----标准转弯率：3°/s ，盘旋一周的时间为2min

盘旋坡度越大，载荷因数越大，盘旋所需速度、拉力和功率也越大，盘旋半径越小，盘旋时间越短，转弯率越大。

2、 盘旋拉力曲线：飞机在一定高度用一定坡度盘旋时，盘旋所需拉力随所需速度变化的曲

线。根据平飞所需拉力曲线，及其关系，可以计算出不同坡度盘旋的所需速度和所需拉力。坡度增大，所需升力增大，相同速度下需要增大迎角（由于阻力增大所以所需拉力增大）；同迎角下所需速度增大（临界迎角对应的失速速度增大，可用速度范围缩小，阻力增大所需拉力增大；同一坡度，迎角增大所需速度减小，所需拉力先减后增，最小阻力速度（随着坡度的增大而增大）盘旋所需拉力最小

3、 极限盘旋性能：飞机结构强度限制（载荷因数），盘旋坡度不能超过限制载荷因素所对

应的坡度；失速边界限制：盘旋的最小速度必须大于该坡度下的抖动速度；发动机功率限制：满油门对应的发动机拉力曲线。

第四节 转弯中的侧滑与盘舵协调

1、侧滑：飞机的对称面和相对气流方向不一致的飞行。相对气流和飞机对称面之间的夹角为侧滑角。从其从左前方吹来叫左侧滑；从右前方吹来叫右侧滑；转弯反方向的侧滑（相对气流从外侧吹来）外侧滑skid ----只蹬舵或蹬舵量过大造成飞机对成名偏离飞行轨迹造成---产生向内的侧力其垂直分量使盘旋高度降低水平分力使盘旋半径减小；外翼升力大内翼升力小促使坡度增大进一步使盘旋高度降低半径减小；向转弯方向的侧滑（相对气流从内侧吹来）内侧滑slip----只压盘或压盘过多所引起飞行轨迹偏离飞机对称面造成----产生向外的侧力其垂直分量是盘旋高度增加水平分量是盘旋半径增大；内翼升力大外翼升力小使坡度减小进一步使高度增高盘旋半径增大。-----盘的作用是使飞机带坡度，以升力的水平分力作为向心力；舵的作用是使飞机协调偏转，不产生侧滑。

第五节 盘旋的操纵原理

1、 进入盘旋阶段的操作原理：坡度逐渐加大，所需升力增大：平飞加油门顶杆增速至预定

速度，手脚一直压盘蹬舵，带杆增大迎角以增加升力，升力增大垂直分量增大平衡重力不至于掉高度，水平分量也增大向心力增大要加大蹬舵量避免侧滑。飞机达到预定坡度前就提前回盘，减小并制止滚转，使坡度稳定在预定坡度。

2、 稳定盘旋阶段的操作原理：坡度保持不变---盘一般处于中立位置附近/顺盘/翻盘；同时

保持高度不变---带杆（太少掉高度太多上高度）；速度不变----油门（油门大速度大油门小速度小）；同时要蹬舵保持飞机不带侧滑。先保持高度，后修正速度

3、 改出盘旋阶段的操纵原理：坡度逐渐减小，到达预定方向前提前改出动作，时机准—改

出角度为坡度的一半（过早落后过晚超过）动作准（过快落后过慢超过），向反方向压盘减小坡度消除向心力，蹬反舵避免侧滑。坡度减小升力水平分量减小垂直分量增大，需要减小升力，向前顶杆并收油门。接近平飞时，盘舵回中。

第六节盘旋的影响因素（侧滑、螺旋桨副作用）

1、侧滑对盘旋的影响（前面）

2、螺旋桨副作用对盘旋的影响：以右转螺旋桨为例：反作用力矩使飞机左滚，滑流扭转使

机头左偏；左盘旋中机头左移进动性是机头上仰，迎角增大升力增大向心力增大产生内侧滑力图减小坡度；右盘旋中，进动性使机头下俯，产生外侧滑，力图增大坡度。

第七节盘旋相关机动飞行简介

1、S形转弯：沿直线地标所进行的一系列的180°半圆飞行，高度保持不变

2、懒八字：由两个相反方向的180°转弯组成，同时在每个转弯飞行中按对称的方式进行

上升和下降

3、急上升转弯：一个180°上升转弯。

第七章起飞和着陆

第一节起飞

飞机从跑道上开始滑跑，加速到抬前轮速度VR时抬前轮，离地上升到距起飞表面50ft高度，速度达到起飞安全速度V2的运动过程。是速度不断增大，升力不断增大的过程（发动机正常工作，襟翼和配平起飞位，变矩杆和混合比最前位，高度表设定正确）。一般分为三阶段：1、起飞滑跑：目的是增大飞机的速度从而增大升力，滑跑中随着速度增大，升力L增大，

正压力N减小摩擦力F减小；气动阻力D增大；螺旋桨的拉力不断减小，加速度减小，增速放缓---为了缩短滑跑距离应使用最大拉力即满油门起飞。主要问题是保持滑跑方向：引起飞机偏转的主要原因是螺旋桨的副作用（右转螺旋桨，反作用力矩和滑流扭转作用都使机头向左偏转应抵右舵；抬前轮进动性是机头右偏）

2、抬前轮离地：当速度增大到抬前轮速度时，柔和带杆抬前轮以增大迎角增大升力，以便

在较小的速度下升力大于重力就可离地缩短滑跑距离。抬前轮时机（过早—速度过小不安全；过晚---滑跑距离增长）前轮抬起高度（过高---迎角过大擦机尾，安全裕度小；过低---应较小滑跑距离增长）

3、初始上升：离地后把杆保持俯仰姿态加速上升，在50ft处飞机加速至起飞安全速度V2，

收起起落架，继续上升到相应高度收襟翼收油门至上升功率。

4、起飞性能及影响因素：离地速度V LOF，飞机起飞滑跑时，当升力正好等于重力时的瞬时

（重量越大离地速度越大；CLOF（离地迎角、襟翼位置）越大离真速度-V LOF=√2W

C LOFρS

地速越小；ρ（机场标高—气压、气温）越大离地速度越小）；起飞安全速度V2，是飞机达到高于起飞表面50ft时必须达到的最小速度，必须大于等于1.2倍VS；起飞滑跑距离，从开始滑跑点至离地点之间的距离（离地速度越小，平均加速度越大，滑跑距离越短）；起飞距离，飞机从跑道上开始滑跑点到离地50ft高度所经过的水平距离（起飞滑跑段+空中段）；起飞性能图表；

5、影响起飞滑跑距离和起飞距离的因素：油门位置；离地姿态；襟翼位置；起飞重量；机

场标高和气温；跑道表面质量；风向风速；跑道坡度

第二节着陆

以3°下降角速度不小于V REF，从50ft高度过跑道头开始，下降接地滑跑直至全停

的整个过程（纵轴对准跑道中线，发动机慢车，襟翼着陆位，起落架放下）是高度

不断降低，速度不断减小的过程。一般分为四个阶段：下降、拉平、接地、着陆滑

跑

1、下降：最后进近的延续，关键是保持3°下降角和五边下降速度，飞机50ft过跑道头时

必须把速度调整到跑道头速度（着陆进场参考速度VREF---当前构型下（着陆构型—最大角度襟翼起落架放下）飞机失速速度的1.3倍），

2、拉平：是飞机由进近姿态平滑过渡到接地姿态的曲线运动过程。在规定高度（过高--；

过低—未拉平接地）开始拉杆（过快；过慢—未拉平接地：根据离地高度、飞机下沉快慢和飞机俯仰姿态大小来决定拉杆快慢）减小下降角（迎角增大升力增大下降率减小；

阻力增大，收油门拉力减小，下降角减小重力在速度方向的分力不断减小，下降速度随高度的降低不断减小；下降速度过快易形成拉高或拉飘），拉平一旦开始就应该是一个连续的过程，直到飞机接地。拉平后段接地前有下降角很小的直线称为平飘或飘飞是拉平的延续速度继续减小俯仰继续增大高度不断减小。保持好盘舵不带侧滑不带坡度，并时刻控制油门柔和均匀的收油门在接地前把油门收完；在突发情况下立即加油门复飞。

3、接地：按规定接地姿态和速度，控制好飞机下沉率，两主轮应同时轻盈接地。避免重接

地和三点同时接地，以免产生着陆弹跳现象。注意：接地前由于相对气流使迎角增大和地面效应的作用使下洗减弱，会出现机头下俯的趋势，所以要继续带杆才能保持接地姿态。

4、着陆滑跑：关键是减速和保持滑跑方向。带杆保持两点滑跑迎角大利用较大的气动阻力

减速；速度减小气动阻力减小，前轮接地后推杆三点滑跑，刹车和摩擦力减速；利用方向舵脚蹬控制前轮偏转保持方向。

5、着陆性能及影响因素：性能参数：着陆进场参考速度V REF，着陆构型下的失速速度的1.3

倍。参考速度大则接地点远且接地速度大使着陆距离和着陆滑跑距离增长；接地速度

（CL TD跟着陆飞机构型：（发动机V TD，接地瞬间升力等于重力时的速度，V TD=k√2W

C LTDρS

慢车，起落架放下，襟翼着陆位，地面效应）下迎角（受临界迎角和擦尾角的限制）和襟翼位置）；着陆滑跑距离：从接地点到滑跑停止所经过的距离；着陆距离：从高于跑道表面50ft高度开始，下降接地滑跑直至完全停止运动所经过的水平距离（着陆空中段+着陆滑跑段）；性能图表；

6、着陆滑跑距离和着陆距离影响因素：（取决于接地速度和滑跑中减速快慢）进场速度和

进场高度（进场速度大造成接地速度大距离长容易拉飘）。接地姿态（姿态大迎角速度小距离短；但是容易引起失速或擦机尾）。襟翼位置。着陆重量。机场压力高度与气温。

跑道表面质量。刹车状况。风向风速。跑道坡度。

7、着陆中的偏差及修正：拉高和拉低；拉飘；跳跃

第五节风对起飞、着陆的影响及修正

1、风分量图的识读：风从任何方向吹来都可以根据其与跑道的夹角分为正侧风量和顺逆风

量。

2、侧风情况下滑跑：起飞或着陆滑跑都应向上风方向压盘下风方向蹬舵，以保持滑跑方向。

3、侧风情况下起飞：上风盘下风舵

4、侧风导致偏流及其修正：空中侧风导致航迹偏离飞机对称面形成偏流。改变航向法修正

---使机头向上风方向偏转一个角度（偏流角），航迹不再向下风放向偏离保持预定航迹（不侧滑无坡度气动行无损失，航向改变不受限制；但是不易改出）；用侧滑法修正----飞行员向上风方向压盘，是飞机向上风方向带坡度和侧滑（侧滑角等于偏流角），同时蹬下风舵，保持机头指向跑道不变（升力倾斜下降角增大升力减小阻力增大升阻比减小但是容易改出，大风中抵满舵无法修正）。

5、侧风情况下着陆：空中用侧滑法或者航向法修正航迹，滑跑中上风盘下风舵

6、侧风极限：用侧滑法修正，起飞着陆时蹬满舵所能修正的测风量即为侧风极限。实际允

许使用的最大侧风值（示范侧风速度）要小于理论侧风极限。法规规定管制员提供风向风速，侧风接近侧风标准时飞行员根据机型性能自行决定。

7、顺、逆风起飞、着陆的特点：顺风起飞，抬轮所需的真空速增大，需要加速时间和加速

距离长；顺风着陆，下降和平飘的距离都增长。逆风起飞，抬轮所需的真空速减小，需要加速时间和加速距离缩短；逆风着陆下降和接地地速小下降和平飘距离短，滑跑减速量小。法规规定：航空器通常应该逆风起降，当跑道长度坡度净空条件允许，航空器可以在风速不大于3m/s时顺风起降，顺风大于3m/s则须经管制员同意。

第七节特殊情况下的起飞、着陆

1、复飞：由于着陆场地有障碍或有其他不宜着陆的条件存在时，终止进近并使飞机转入上

升的过程叫复飞。主要特点是在速度较小河高度较低情况下保证飞机能迅速增速和安全上升。引起复飞的原因：着陆场地突然出现了飞机和障碍物；目测过高或过低；着陆拉飘过高或弹跳过高；侧风大或者侧风修正不当；飞行员没有着陆信心。在气象条件不好的情况，飞机进近下降至一个规定的最低高度时，仍然没有足够的目视参考，必须复飞。精密进近，飞机下降至决断高DH；非精密进近或目视进近，飞机下降至最低下降高MDH；（这两个高都是以跑道入口标高为基准）仍然看不见跑道或引进标志，便要求飞行员及时操纵飞机复飞。

第八章特殊飞行

第一节失速和螺旋

?由于气流分离而飞机产生气动抖动，同时由于升力的大量丧失和阻力急剧增大，飞机的飞行速度迅速降低、高度降低、机头下沉等，飞机不能保持正常的飞行，从而进入失速状态。失速的根本原因是飞机的迎角超过临界迎角。

1、失速判断：自然失速警告：气流分离严重，出现旋涡，周期性的撞击和脱离翼面，整个翼面的升力也产生周期性的变化产生抖动；而且这些涡流陆续流过副翼和尾翼，不断的冲击多面带动驾驶杆和脚蹬也产生抖动。-----随着机翼设计的改进，失速自然警告不明显，飞行员难以察觉，所以安装人工失速警告------迎角探测器，迎角超过规定的值就会触发失速警告喇叭或失速警告灯、振杆器

2、失速速度：飞机刚进入失速时的速度，V S。飞机速度接近失速速度时，飞机迎角接近临界迎角，可根据迎角判断飞机是否接近失速或已经失速。飞行状态不同，载荷因数不同，失

速速度也不相同。V

S平=√2W

C L?ρ?S

其他状态下升力与重力的关系为L=n y W ，失速速度V S=

V

S平

?√n y（重量增加失速速度增加，打开增升装置失速速度相应减小，坡度越大载荷系数越大失速速度越大）

3、失速的改出：及时向前推杆减小迎角，机头虽然不高甚至下俯状态，但由于失速掉高度飞机运动轨迹是向下弯曲的，飞机的迎角仍然会大于临界迎角，如果飞行员误认为飞机已经改出失速过早的把飞机从不大的俯冲姿态中拉起，飞机势必重新增大迎角，而陷入二次失速，更难改出甚至改不出来。-----是否改出失速以飞行速度大于1.3Vs为准，绝不可单以飞机的俯仰姿态来判断。迎角小于临界迎角后（以V大于1.3倍VS），柔和拉杆改出，同时应蹬平舵以防止飞机产生倾斜而进入螺旋。

?螺旋：指飞机失速后，产生的一种急剧滚转和偏转的运动，伴随滚转和偏转，飞机机头

向下，同时绕空中某一垂直轴，沿半径很小和很陡的螺旋线急剧下降的飞行状态。是两个机翼失速不一致的不协调飞行，完全失速的机翼先于另一个机翼下沉，机头朝机翼较低的一边偏转。飞机进入自转后，下沉机翼的阻力远大于上扬机翼的，两翼阻力差产生的偏转力矩，促使飞机绕立轴向自转方向急剧偏转。飞机倾斜后升力一方面产生向心力使飞机做小半径的圆周运动，一方面垂直方向平衡重力的分量减小飞机掉高度。

1、初始螺旋：从飞机失速且开始旋转到螺旋全面形成的阶段。通常发生迅速（4s-6s）由旋转的头两圈组成，大约半圈时飞机几乎直指地面，但由于倾斜的飞行路径，迎角大于失速迎角。接近一圈时机头恢复朝上，迎角继续增大；进入第二圈路径更接近于垂直，俯仰滚转和偏转运动开始重复。

2、螺旋全面形成：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，且飞行路径接近垂直的阶段。随着飞机继续旋转进入第二圈，飞行路径变得更接近于垂直，并且俯仰、滚转和偏转运动开始重复，螺旋全面形成开始。

3、螺旋的改出：从施加制止螺旋的力开始，直至从螺旋中改出的阶段。施加制止螺旋力后两机翼的迎角逐渐减小到小于临界迎角，且旋转速度变慢。

螺旋改出的方法：螺旋是飞机失速后机翼自转产生的，所以改出螺旋的关键在于制止机翼自转和改出失速；首先应在失速后改出尽量避免进入螺旋；进入螺旋了：应将油门收慢车减小速度盘放中立位向螺旋的反方向蹬舵，蹬舵的操纵力矩可以制止飞机的偏转，同时造成内侧滑，内翼升力大，外翼升力小，可有力的制止飞机的滚转。等旋转速度减慢时，推杆使迎角小于临界迎角改出失速；当旋转停止时，蹬平舵并用足够的力逐渐向后拉杆使飞机从急剧下俯的姿态中改出。拉杆过多过猛，使用方向舵和副翼都可能造成二次失速和再次螺旋。-----螺旋中的离心力对燃油系统的作用可能使发动机停车，改出螺旋或许不能立即获得动力。

第二节在扰动气流中的飞行（颠簸）

1、颠簸的形成：飞机收到不稳定气流的影响使飞机迎角、侧滑角、相对气流速度等发生变

化从而引起作用于飞机的空气动力和力矩发生变化，又引起飞机的平衡和载荷因数变化，从而使飞机产生颠簸。

2、阵风：水平阵风—-风速增大升力增大高度升高飞机上仰载荷因数增大有压向座椅的感觉；

风速减小升力减小高度降低飞机下俯载荷因数减小有离开座椅的感觉；垂直阵风---向上阵风使速度增大迎角增大，下降阵风使速度增大迎角减小总升力减小（垂直阵风对飞机颠簸的影响要比水平阵风大的多，颠簸主要由扰动气流中的垂直阵风引起----垂直阵风水平范围与飞机尺寸相当，或脉动周期与飞机振动周期相近是才会使飞机升力产生明显变化从而造成颠簸）；侧向阵风---机头摇摆破坏侧向平衡，大迎角下比较明显。

3、颠簸强度等级划分：弱颠簸；中度颠簸；强颠簸

4、扰动气流中的飞行特点：平飞最小允许速度（应大于抖动速度/失速速度）增大；为了

使载荷因素不超过最大允许使用载荷因数，飞机平飞的最大允许速度就应减小；选择机动速度V A飞行抵抗颠簸的能力最大，也不至于失速或者破坏机体；最大飞行高度降低；

第三节积冰条件下的飞行

飞机积冰主要发生在中、低云族中飞行时，在雾、冻雨或湿雪中飞行时也可能发生。大气温度在0~-40度都有积冰的可能，但发生率最高的在0~-20度

积冰首先在飞机突出的迎风部位开始，曲率半径越小的部位，单位时间内所积的冰层越厚。飞机容易积冰的部位是机翼、尾翼、螺旋桨叶、发动机进气道前缘、风挡、空速管、天线等。常见的积冰类型:毛冰（楔形冰）、混合冰、明冰（双角冰）

机翼积冰，既影响附面层内气流的流动，又改变机翼原来形状，破坏机翼的流态，使升力系数曲线斜率减小，阻力系数增大，同一迎角下的升阻比变小，机翼的最大升阻比降低。机翼积冰后，飞机将在更小的迎角发生气流分离，导致临界和抖动迎角变小，最大升力系数和抖动系数随之降低，空气动力性能变坏。

平尾积冰：平尾的正负临界迎角的绝对值急剧减小，保证飞机具有正常俯仰静稳定性和正常升降舵效能的飞行范围也随着缩小。放下大角度襟翼下洗流增强，平尾负迎角很容易超过超过平尾的负临界迎角而使平尾失速，平尾产生的抬头力矩大大减小，升降舵失去效用，失去了俯仰力矩平衡，拉杆也无法制止飞机。

垂尾积冰：会使垂尾的临界侧滑角减小，侧滑角超过垂尾临界侧滑角时，垂尾侧力急剧减小，侧向操纵性变差。螺旋桨飞机由于滑流扭转作用，垂尾迎扭转气流的一侧积冰强，背扭转气流的一侧积冰弱，造成飞机总向一边偏转的趋势，给航向保持带来困难。

舵面偏转，平尾前缘积冰下偏升降舵平尾负迎角增大，平尾下表面发生严重的气流分离，给舵面的压力大大减小，下偏角逐渐增大出现过补偿现象，以致造成机头急剧下降的危险情况，飞行员需要把推杆力改为拉杆力。

积冰后飞机性能的变化：积冰后阻力增大，平飞所需功率或所需拉力增加，平飞最大速度、上升角、上升率和上升限度均减小。最大升力系数和抖动升力系数降低，所以平飞最小速度和平飞最小允许速度增大，平飞速度范围缩小。-----起飞中有积冰，阻力显著增大升力减小，起飞滑跑过程中摩擦阻力增大加速力减小起飞滑跑距离大大增长；相同迎角下，升力系数减小离地速度需要增大，同速度下需要离地迎角增大----机尾擦地！！离地后因飞机阻力增大剩余功率（推力）减小，飞机加速到安全速度的时间增长，爬升梯度减小，增加了越障困难。小时燃油消耗量和公里燃油消耗量增大，飞机续航性能变差。

积冰条件下飞行的操纵：

飞行前，研究气象条件，云中过冷水滴多存在与-20~0度之间，积冰频数最大和积冰最严重的范围在-8~-2，根据速度等条件确定积冰区域。绕过或者选择积冰最弱、范围最小的航线。检查防冰装置，清除飞机表面的冰、雪和霜。

飞行中，发现积冰应根据实际情况启动防冰装置，不能除冰时，尽快改变高度和航向脱离积冰区域。涡桨涡扇进气口防冰装置过晚就会形成冰块，落入发动机就会引起发动机损坏和停车。--防冰装置引用发动机压缩器的热空气，发动机功率和推力因进气量减小而下降，飞行速度会减小，需要增大油门。在起飞和复飞是发动机使用最大功率，不能继续增大油门，所以在这种情况下不允许开启除防冰装置。打开除冰系统还应减小起飞重量。

积冰条件下着陆，应尽可能除冰，不能除掉时只允许放小角度襟翼，以免出现过补偿现象造成拉杆也无法制止飞机下俯的危险情况。

第四节低空风切变

风切变：是指在同一高度上或不同高度上的很短距离内风向风速发生的变化，以及在较短距离内升降气流变化的一种现象。根据单位距离内风速变化强度等级划分：轻度，中度，强烈，严重。风切变的形式：顺风切变，逆风切变，侧风切变，下冲气流切变（大于等于3.6m/s；小于3.6m/s称升降气流）

着陆时遇到顺风切变：空速减小升力减小飞机掉高度，应加油门加速并带杆减小下降角。着陆时遇到逆风切变：空速增大升力增大飞机上升，应收油门利用侧滑或蹬舵增大阻力使飞机减速，推杆减小迎角。着陆中遇到侧风切变。着陆时遇到下冲气流：使飞机迎角减小升力减小，同时还有下冲力，应加油门增速增大升力

第五节吃气流

中小型飞机进入大型飞机尾流并导致事故的问题----吃气流！（50%着陆阶段30%起飞阶段20%空中巡航阶段）危险性：尾流看不见，气流速度却很强，会导致飞机不由自主的剧烈改变飞行状态。

尾流包括：螺旋桨产生的滑流、放襟翼和机身产生的紊流，喷气发动机排出喷流，翼尖涡流，其中翼尖涡流的影响最大。尾涡强度与载荷因数和重量成正比，与飞行速度、空气密度和翼展成反比。尾涡离开飞机后由于诱导速度会向下移动，下降到飞行轨迹一下210—270m的地方趋于水平不在下降（高度层间隔300米的原因），尾涡生命周期一般小于2min，距离5nmile。下降到地面效应区时分别向外侧横向移动，遇侧风时迎风一侧外移速度减慢或者停留，顺风一侧外移加快。

横穿前机尾涡：开始进入时受尾涡向上的速度影响飞机被吹起，飞行轨迹向上弯曲。然后进入尾涡气流向下区域，飞行轨迹向下弯曲。而后在进入尾涡气流向上区域，飞行轨迹向上弯曲。这样忽上忽下出现颠簸，机身承受很大的正负载荷。但是因为持续时间比较短，对飞行安全构成的的威胁较小。

从正后方进入前机尾涡：只受向下气流影响，上升率下降，下降率增大。在接近地面时候出现容易造成事故。

从正后方进入前机的尾涡中心：一边机翼遭受上升气流，一边遭受下降气流，飞机承受很大的滚转力矩而急剧带坡度或滚转。后机翼展越大进入前机尾涡中心后滚转反应越弱。

从前机旁边遭遇尾涡：进入前机翼尖外侧受上升气流作用，飞机会向外带坡度被推出尾流。

预防进入尾涡的措施：前后距离保持5海里以上（大飞机可保持3海里，目视飞行按时间算2min），上下距离保持300米以上，在前机起飞离地点之后起飞，在前机着陆点之前着陆接地，轨迹保持在前机的上风向。

第六节飞机的操纵限制速度

气动性能限制

飞机结构强度（最大载荷因数）限制

操纵性限制

机动速度V A---以临界迎角飞行时最大载荷因数限制的飞行速度（飞行速度大于机动速度时，飞行员不能做突然或全量操纵以防飞机的载荷因数超过最大允许载荷因数）；结构强度限制的最大巡航速度V NO---飞机在扰动气流中飞行的最大速度（扰动气流中上升气流会使增大载荷因数）；极限速度V NE---在所有飞行中的最大飞行速度（任何飞行中的飞行速度严禁超过该速度否则会使载荷因素超过最大设计载荷因数引起飞机结构损失甚至失效危及飞行安全）；襟翼放下最大速度V FE---放下襟翼后允许的最大飞行速度（速度过大襟翼受力过大产生破坏）襟翼位置不同V FE也不相同；起落架限制速度：收放起落架时的最大速度V LO---在进行起落架收放操纵是的最大允许速度；起落架放下时的最大速度V LE---飞机的起落架在放下位时允许的最大飞行速度。（速度过大起落架受力过大与机身连接处容易损坏，而且对飞机的俯仰影响也大）；着陆构型下的失速速度V SO；

第九章重量与平衡

包括两个方面：重量是否超过最大允许重量；平衡是飞机的重心是否在规定范围内

第一节重量与平衡术语

基准Datum：假想的参考标准，各部件重心位置以及重心极限都以该店到基准的水平距离表示。重心到基准的水平距离即为力臂Arm。

基本空机重量BEW(Basic empty weight)：包括标准飞机重量、选装设备、不可用燃油，全部工作液体如发动机滑油（是飞机进行转载的基础）。使用空机重量：基本空机重量基础上加上机组和旅客服务设施后得到的重量（处于运行状态的最小重量）。

商载：可用于获取收益的那部分重量（旅客与货物）。零燃油重量：飞机去掉可用燃油后的那部分重量。停机坪重量：飞机在地面停机坪上加满燃油后操纵时的重量。

起飞重量：在跑道上开始起飞滑跑时的重量，（停机坪重量减去发动机启动与检查及滑向跑道所消耗的燃油）。着陆重量：飞机着陆时的重量，起飞重量减去航程燃油重量所得到的重量（受起落架强度限制）

第二节重量与平衡原理

各部分重力与力臂形成力矩，总力矩等于各分力矩之和。总力臂等于总力矩与总重量的比值

第三节重量与平衡的确定方法

1、计算法：计算总重是否在飞机的最大重量限制范围内。根据飞行手册中给出的

力臂填入装载单，各部分重量乘以相应的力臂得到相应的力矩，再将总力矩除

以总重量得到全机重心到基准的距离（重心位置） 转化为百分比形式。重

心范围—重量包线图

2、表格法：使用飞机制造商提供的一系列的力矩表格得到相应载荷的力矩，在使

用加法得到总重量，根据总重量查得该重量对应的最大力矩和最小力矩范围

3、曲线法：用曲线的形式表示各种装载位置处的力矩大小。用装载图得到各种大

小装载对应的力矩，计算得到总重量和总力矩值以后，再根据重心力矩包线图

确定本次装载是否处于重量平衡的极限范围内。

第四节装载移动、增减后重心位置的确定

装载的重量在飞机的重量限制范围内，但是重心超出了飞机的重心极限范围，可以通过移动不同位置的重量来调整重心位置。

1、重量的移动：当重量前移总力矩减小；当重量后移总力矩增大。

移动的重量飞机总重量=

重心改变量

重量移动的力臂改变了

2、重量的增减：重量增加为正，重量减小为负；重心改变量后移为正，前移为负。

重量的该变量新的总重=

重心改变量

增减重量与原重心的距离