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第二 飞机飞行原理（第3页）

亚音速是指M数大于0。4（0。3）、小于0。8（0。7或0。9）的速度范围。此时空气压缩性对飞机性能已经有明显影响，在考虑飞机性能时不能忽略，但飞机表面速度最快处也未达到音速，飞机表面全是亚音速气流。

飞行速度还未达到音速，但飞机表面流速最快处的气流速度就可能达到音速；飞行速度超过音速不多时，飞机表面流速最慢处的速度还未达到音速。这两种情况下飞机表面既有超音速气流又有亚音速气流，这个范围的速度称为跨音速，对应的M数为0。8（0。7或0。9）～1。3（1。2或1。4）。飞机表面流速最快处的气流速度刚达到音速时，对应的M数叫临界M数，标志着飞机表面的气流特点将发生本质变化，也将产生激波阻力。

当M数较大时，飞机表面流速最小的气流速度也达到了音速，飞机表面全是超音速气流时，飞机才进入超音速范围，通常对应的M数大于1。3（1。2或1。4）。

摩擦阻力产生的原因是由于飞机表面不绝对光滑，气流经过飞机表面时会发生摩擦。为了减小飞机的摩擦阻力，除了尽可能提高制造工艺外，在使用飞机的过程中，保持飞机表面不要产生变形也是很重要的。

压差阻力是飞机前后压力差形成的阻力，以机翼产生压差阻力为例来说明，（见图2-27）。空气流经机翼时，在前缘附近气流受到机翼的阻挡，速度减小，根据伯努利方程可知，这片区域压力增大，压力最大的一点速度减小到零，称为驻点；在后缘部分是涡流区，压力较小。机翼前后就存在一个压力差，该压力差与飞行速度相反，阻碍飞机前进，就是压差阻力。另外，在机翼和机身的接合部、机翼和发动机吊舱的接合部等，由于这些部件的相互干扰，会使接合部前方气流更加受阻，压力增大更多，后方涡流区增大，压力减小更多，致使压差阻力增大，导致全机的阻力比所有部件单独产生的阻力之和还大。额外增大的这部分阻力就是由于飞机各部件接合处相互干扰而产生的，我们称为干扰阻力，干扰阻力是压差阻力的一部分。

诱导阻力是伴随着升力的产生而产生的阻力，或者说是由升力“诱导”出来的阻力。飞机在飞行过程中要产生升力，机翼下表面气流的压力大于上表面气流压力，由于流体（**和气体）的特性会从压力高的地方往压力低的地方流动，机翼下表面的气流也会绕过翼尖往机翼上表面流动。流过机翼下表面的气流，除了有往后的速度之外，还有一个往翼尖方向流动的速度，气流是沿着二者的合速度方向流动，相对于飞行速度来说，机翼下表面气流是往翼尖方向偏斜的（见图2-28）；同理，机翼上表面的气流是往翼根方向偏斜的。流经机翼上下表面的气流在机翼后缘汇合时，具有不同的流动方向，会在机翼后方形成一排旋涡面，由于旋涡的相互作用，这排旋涡面会在机翼后不远处汇合成两束大的旋涡，叫翼尖涡流，简称“翼尖涡”。

空气流过机翼，会沿着相对气流速度（飞行速度）与翼尖涡引起的速度的合速度方向流动。在机翼范围之内，翼尖涡的方向是往下的，由于翼尖涡附加的往下的速度叫做下洗速度（W）。实际流过机翼的气流是沿着飞行速度和下洗速度的合速度方向流动的，相对于飞行速度来说，它向下倾斜了一个角度，这种向下倾斜的气流叫做下洗流，向下倾斜的角度叫下洗角（ε）。流过机翼的气流是下洗流，飞机产生的实际升力也就是垂直于下洗流方向的，相对于垂直于飞行速度方向的有效升力来说，实际升力向后倾斜了一个角度（ε），实际升力在垂直于飞行速度方向的分力为有效升力，在平行于飞行速度方向上的分力就是诱导阻力（见图2-29）。

读一读

翼尖涡在机翼范围之内的速度是往下的下洗速度，在机翼范围之外的速度就是往上的上洗速度。长途迁徙的大雁在飞行中保持“人”字或“一”字队形（见图2-30），并由身强力壮的大雁作领头雁，就是让外侧的大雁充分利用内侧大雁翼尖外的上洗速度产生托举作用，飞行起来较为省力。在飞行一段时间后，更换一只领头雁，有利于整个雁群的长途飞行。

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在飞机发展过程中，随着飞行速度越来越大，飞机越来越细长，而制造大垂尾的工艺跟不上，造成飞机的纵向稳定性不足。为弥补这一缺陷，设计师在机翼的翼尖部分加装了翼尖小翼（见图2-31）。在风洞实验中，惊喜地发现飞机的阻力非常小，原来是翼尖小翼阻挡了机翼下表面的气流向上表面流动，减弱了翼尖涡，减小了下洗速度和下洗角，也就减小了实际升力向后倾斜的角度，有效地减小了诱导阻力。后来飞机的设计制造工艺提高，已不需要翼尖小翼来增强飞机的稳定性，而很多民用飞机仍然保留了翼尖小翼，其目的就是为了减小诱导阻力。鸟类中经常独自飞行的鹰，在飞行过程中翼尖有几片羽毛是上翘的（见图2-32），也是这个原因。

五、飞机的重心与平衡

稳定飞行中，飞机不仅受力要取得平衡，这些力对重心形成的力矩也要取得平衡（见图2-33），飞机才能保持稳定的匀速直线运动状态。

飞机的重力是指飞机各部件、装载重力之和，飞机重力的作用点叫飞机的重心。

飞行中，飞机各部分的受力都会对重心形成力矩。前面讲到的平飞受力是一种简单的分析，实际上机翼升力的作用点并不在重心上，升力作用点叫压力中心，在重心之后一小段距离，这样，机翼的升力将对重心构成下俯力矩，使机头下俯，不能维持稳定的飞行状态（见图2-33）。民用运输机都是采用在机身尾部安装水平尾翼的常规布局，为了平衡升力产生的下俯力矩，飞机的水平尾翼（平尾）会产生一个向下的力（负升力Yt），它作用在重心后面较远的地方，还对重心构成上仰力矩，抵消机翼升力构成的下俯力矩，保持飞机的平衡。平尾产生的负升力与机翼产生的升力的合力才是全机的升力，在平飞中起抵消飞机重力的作用。

飞行中，如果飞机的重心位置发生变化，对飞机的平衡会产生明显的影响。如果飞机的重心靠前，机翼升力与重心之间的距离加长，升力的力臂增长，下俯力矩将增加很多，尽管平尾的负升力的力臂也有所增长，但影响较小，上仰力矩增加有限，飞机的下俯力矩将大于上仰力矩，必须操纵平尾或升降舵增大平尾的负升力才能平衡飞机。而平尾负升力的增大又会削弱全机的升力并增加飞机阻力，使飞机的经济性下降。如果重心过于靠前，靠操纵也不能平衡飞机，飞机不能维持正常飞行。飞机重心靠后则相反。因此，在飞行中，必须保证飞机的重心在一定的范围之内，这就要求在人员、货物的装载时，必须严格按要求装载，将飞机的重心控制在规定的范围之内。

飞机的重心左右移动对平衡也有影响，但由于飞机左右对称，重心基本在对称面之内，移动距离很小，飞机左右机翼、尾翼产生的升力也基本平衡，一般情况下不会造成左右力矩不平衡，故在此不做讨论。

六、飞机的基本操纵方法

为了便于分析飞机的操纵特点，我们先在飞机上建立一个机体坐标系，将对飞机的各种操纵和飞机的运动都分解到对应的坐标轴上。

机体坐标系的原点为飞机的重心。过重心、在飞机对称面内、与机身对称轴平行的轴线叫机体纵轴（x轴），指向机头方向为正（见图2-34）；过重心、在飞机对称面内、与纵轴垂直的轴线叫机体立轴（y轴），指向机身上方为正；过重心、垂直于飞机对称面的轴线叫机体横轴（z轴），指向右翼方向为正。

飞行中，无论飞机的运动状态多么复杂，都可以将其分解到绕三条轴的转动和在三条轴方向上的运动。为了便于描述和理解，将绕机体各轴的转动分别用不同的名称来表达（见图2-34）。绕机体纵轴的转动叫做滚转，绕机体立轴的转动叫做偏转，绕机体横轴的转动叫做俯仰转动。

飞行员通过驾驶杆和脚蹬操纵不同的舵面使飞机绕各条轴转动，飞机的主操纵舵面有升降舵、方向舵和副翼（见图2-35）。

通过驾驶杆的前推和后拉，控制平尾后方的升降舵偏转。拉杆时，升降舵上偏，飞机的平尾上方气流受阻，速度减小压力增大，在平尾上产生向下的空气动力，由于平尾在重心之后并且离重心较远，这个空气动力将对飞机重心构成上仰力矩，使机头上仰，飞机迎角增大（见图2-36）。同理，如果飞行员推杆，升降舵下偏，平尾产生向上的空气动力，对重心构成下俯力矩，机头下俯，飞机迎角减小。在正常的迎角范围内、飞行速度不变的情况下，拉杆使迎角增大，升力增大，飞机将上升高度，推杆使迎角减小，升力减小，飞机将下降高度。如果要操纵飞机上升，除了拉杆适当增大迎角、增大升力之外，还需相应加大油门，保持足够的飞行速度；操纵飞机下滑，则收小油门，随着速度减小飞机升力减小，飞机自然转入下滑，为防止下滑角太大，还需相应拉点杆，适当增加迎角，才能保持预定的下滑角。

小贴士

为提高飞机的操纵性，需增大升降舵面积。现代战斗机将平尾设计成一个整体，全部起升降舵的作用，称为“全动平尾”，操纵性能较常规的升降舵有大幅提高（见图2-37）。

驾驶杆左右移动习惯称做“压杆”。飞行员向左压杆，左侧翼尖后缘的副翼上偏，右侧的副翼下偏。左副翼上偏，在左侧翼尖部分机翼上表面气流受阻，速度减小，压力增大，产生向下的空气动力；右副翼下偏，在右侧翼尖部分机翼下表面气流受阻，流速减小，压力增大，产生向上的空气动力。这一对方向相反的空气动力对飞机重心形成滚转力矩，使飞机向左滚转，逐渐形成左坡度（见图2-38）。同理，如果飞行员向右压杆，右副翼上偏、左副翼下偏，飞机向右滚转，逐渐形成右坡度。

飞行员左脚向前蹬脚蹬，习惯叫做“蹬左舵”，垂尾后部的方向舵向左偏转，垂尾左侧气流受阻，流速减慢，压力增大，产生向右的空气动力，该空气动力对重心形成使飞机向左偏转的力矩，使机头向左偏转（见图2-39）。同理，蹬右舵，方向舵右偏，垂尾上产生向左的空气动力，对飞机重心形成右偏力矩，使机头向右偏转。

坡度（γ）是飞机对称面与飞机纵轴所在的铅垂面之间的夹角（见图2-40）。坡度有左右之分，左侧机翼向下为左坡度，右侧机翼向下为右坡度。操纵飞机转弯时，飞行员要向预定转弯方向压杆，形成预定的坡度后再将驾驶杆回正甚至回过中立位置，防止坡度继续增大，保持好预定坡度。由于飞机带了坡度，飞机升力发生了倾斜，将分解为两个分力（见图2-40），升力一分力（垂直分力）起平衡重力的作用，升力二分力（水平分力）作向心力使飞机转弯。坡度形成时，升力一分力不足以平衡重力，飞机将转入下滑，为了保持飞行高度，飞行员还需适当拉杆增大迎角，增大升力，坡度较大时还需要加大油门才能保持速度、保持足够的升力。坡度形成时，升力二分力作向心力使飞机转弯，飞行员还需向转弯方向适当蹬舵，产生偏转力矩使机头偏转，才能使飞机协调、稳定地进入转弯。

读一读

侧滑是飞机对称面与飞行速度（相对气流）方向不一致的飞行，相对气流方向与飞机对称面的夹角叫做侧滑角（β），相对气流从飞机对称面左前方吹来，叫做左侧滑，反之叫右侧滑（见图2-41）。正常飞行时飞机不带侧滑，带侧滑时会产生侧力，同时阻力增大，影响飞机的飞行性能和乘客的舒适度，乘客会感觉身体被往一边甩。操纵飞机转弯时如果只压杆不蹬舵，升力二分力也会使飞机进入转弯，但机头跟不上转弯角速度，会落后于飞行轨迹转过的角度，形成侧滑。如果只靠蹬舵使机头偏转而不压杆形成坡度，没有升力二分力作为向心力，机头转过一个角度也会带动飞机转弯，但机头转过的角度超前于飞机轨迹转过的角度，也会产生侧滑。因此，操纵飞机转弯时一定要手脚一致，杆舵配合协调，才能保证飞机不带侧滑转弯。

图2-41侧滑与侧滑角