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1、飞行原理飞行原理第三章第三章ppt课件课件 飞飞机机的的装装载载情情况况不不仅仅影影响响飞飞机机的的稳稳定定性性和和操操纵纵性性，还还要要影影响响飞飞行行性能，甚至危及飞机和飞行的安全。性能，甚至危及飞机和飞行的安全。重量对飞行性能的影响重量对飞行性能的影响重量对飞机结构的影响（特别是大重量重量对飞机结构的影响（特别是大重量在阵风中飞行）在阵风中飞行）重量对飞机稳定性和可控性的影响重量对飞机稳定性和可控性的影响载荷分布的影响载荷分布的影响3.13.1飞机重心、机体坐标和飞机重心、机体坐标和飞机在空中的自由度飞机在空中的自由度2 飞机飞行状态的变化，归根到底，都是飞机飞行状态的变化，归根到底，都
2、是力和力矩力和力矩作用的结果。飞机的平衡、稳定性和操纵性是阐述作用的结果。飞机的平衡、稳定性和操纵性是阐述飞机飞机在力和力矩的作用下，飞机状态的保持和改变在力和力矩的作用下，飞机状态的保持和改变的基本原理。的基本原理。3重心（重心（Center of Gravity）飞机各部件、燃料、乘员、货物等重力的合力，叫飞机各部件、燃料、乘员、货物等重力的合力，叫飞机的重力。飞机重力的着力点叫做飞机重心。飞机的重力。飞机重力的着力点叫做飞机重心。飞机的重心和坐标轴飞机的重心和坐标轴4重心重心CG 飞机在空中的运动，总可分解成飞机各部分随飞机飞机在空中的运动，总可分解成飞机各部分随飞机重心一起的移动和飞机
3、各部分绕重心的转动。重心一起的移动和飞机各部分绕重心的转动。重心与机体轴重心与机体轴5重心位置的表示重心位置的表示X重重bMCA重心重心 重心的前后位置常用重心在某一特定翼弦上的投影重心的前后位置常用重心在某一特定翼弦上的投影到该翼弦前端的距离，占该翼弦的百分数来表示。到该翼弦前端的距离，占该翼弦的百分数来表示。6平均空气动力弦（平均空气动力弦（MAC）假想的矩形翼的面积、空气动力及俯仰特性与原机假想的矩形翼的面积、空气动力及俯仰特性与原机翼相同。翼相同。7几何中心几何中心标准平均弦（标准平均弦（SMC）平均空气动力弦（平均空气动力弦（MAC）重心的前后位置常重心的前后位置常用重心在用重心在M
4、AC上的投上的投影到该翼弦前端的距影到该翼弦前端的距离，占该翼弦的百分离，占该翼弦的百分数来表示。数来表示。标准平均弦等于机翼面积与翼展的比值。标准平均弦等于机翼面积与翼展的比值。8 飞机的平衡包括作用力平衡和力矩平衡两个方面。飞机的平衡包括作用力平衡和力矩平衡两个方面。本节只分析各本节只分析各力矩的平衡力矩的平衡。相对横轴相对横轴(OZ轴轴)俯仰平衡俯仰平衡相对立轴相对立轴(OY轴轴)方向平衡方向平衡相对纵轴相对纵轴(OX轴轴)横侧平衡横侧平衡3.2 飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程91、飞机的俯仰平衡飞机的俯仰平衡 飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的
5、各俯仰力矩之飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零，迎角不变。和为零，迎角不变。10CPCG俯仰力矩主要有俯仰力矩主要有:机翼产生的俯仰力矩机翼产生的俯仰力矩水平尾翼产生的俯仰力矩水平尾翼产生的俯仰力矩拉力（或推力）产生的俯仰力矩拉力（或推力）产生的俯仰力矩11 机翼产生的俯仰力矩的大小最终只取决于飞机重机翼产生的俯仰力矩的大小最终只取决于飞机重心位置、迎角和飞机构型。心位置、迎角和飞机构型。一般情一般情况下机翼况下机翼产生下俯产生下俯力矩。力矩。机翼产生的俯仰力矩机翼产生的俯仰力矩12平尾产生的俯仰力矩平尾产生的俯仰力矩 在正常飞行中，水平尾翼产生负升力，故水平尾翼力在正常飞行中，
6、水平尾翼产生负升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。矩是上仰力矩。当迎角很大时，也可能会产生下俯力矩。当迎角很大时，也可能会产生下俯力矩。水平尾水平尾翼产生的俯翼产生的俯仰力矩取决仰力矩取决于机翼迎角、于机翼迎角、升降舵偏角升降舵偏角和流向水平和流向水平尾翼的气流尾翼的气流速度。速度。13获得俯仰平衡的条件：获得俯仰平衡的条件：142、飞机的方向平衡飞机的方向平衡 飞机的方向平衡是指作用于飞机的各偏转力矩之和飞机的方向平衡是指作用于飞机的各偏转力矩之和为零，为零，侧滑角不变侧滑角不变或侧滑角为零。或侧滑角为零。15侧滑是指相对气流方向与飞机对称面不一侧滑是指相对气流方向与飞机对称面不一致的飞行状态。
7、致的飞行状态。16偏转力矩主要有偏转力矩主要有:两翼阻力对重心产生的偏转力矩两翼阻力对重心产生的偏转力矩垂尾侧力对重心产生的偏转力矩垂尾侧力对重心产生的偏转力矩双发或多发飞机拉力产生的偏转力矩双发或多发飞机拉力产生的偏转力矩17获得方向平衡的条件：获得方向平衡的条件：183、飞机的横侧平衡飞机的横侧平衡 飞机的横侧平衡是指作用于飞机的各滚转力矩之和飞机的横侧平衡是指作用于飞机的各滚转力矩之和为零，坡度不变。为零，坡度不变。19滚转力矩主要有滚转力矩主要有:两翼升力对重心产生的滚转力矩两翼升力对重心产生的滚转力矩螺旋桨反作用力矩对重心产生的滚转力矩螺旋桨反作用力矩对重心产生的滚转力矩20获得横侧
8、平衡的条件：获得横侧平衡的条件：21平衡方程平衡方程力的平衡：力矩平衡：223.3 载荷系数载荷系数 L-飞机升力飞机升力 W-飞机重力飞机重力 平飞平飞L=W n nY Y=1=1n nY Y=L/W=L/W233.4 巡航飞行、起飞和着陆巡航飞行、起飞和着陆 3.4.1 巡航飞行巡航飞行n nY Y=1=1243.4.2 巡巡航性能航性能 巡航性能主要研究飞机的航程和航时。巡航性能主要研究飞机的航程和航时。航时是指飞机耗尽其可用燃油在空中所能航时是指飞机耗尽其可用燃油在空中所能持续飞行的时间。持续飞行的时间。航程是指飞机耗尽其可用燃油沿预定方向航程是指飞机耗尽其可用燃油沿预定方向所飞过的水
9、平距离。所飞过的水平距离。ppt课件课件1、平平飞航时飞航时 能获得平飞航时最长的平飞速度称久航速度。久航速度等于最小功率速度Vmp。26 能获得平飞航程最长的速度称远航速度。远航速度等于最小阻力速度Vmd；实际中，远航速度大于Vmd。2、平平飞航程飞航程272 、平、平飞航程飞航程 重量增加（货），航程缩短；重量增加（油），航程增加。小型飞机实际飞行中的典型巡航状态均为远航状态。在保持同一空速下，顺风飞行，地速增大，公里（海里）燃油消耗量减小，平飞航程增长；逆风飞行则相反。顺风飞行可适当减小空速以增大平飞航程；逆风飞行可适当增大空速以增大平飞航程。283.4.2 起飞起飞 起飞线滑跑起飞线滑
10、跑-加速加速-飞机离地飞机离地-爬升过安全高爬升过安全高度度飞机离地速度飞机离地速度v离离=(2W)/(CL离离S)1/2293.4.3 着陆着陆飞机接地速度机接地速度v接接=k(2W)/(CL接接S)1/230 平飞是指飞机作等高、等速不带倾斜和侧滑的直线飞行。平飞是运输机的一种主要飞行状态。平平 飞飞311、平飞的作用力及所需速度平飞的作用力及所需速度飞机在空中稳定直线飞行时飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用：受到四个力的作用：升力升力(L)、重力、重力(W)、拉力、拉力(P)、阻力、阻力(D)。升力升力拉力拉力重力重力阻力阻力32升力等于重力，高度不变升力等于重力，高度不变拉力等
11、于阻力，速度不变拉力等于阻力，速度不变平飞运动方程平飞运动方程升力升力拉力拉力重力重力阻力阻力332、平飞所需速度平飞所需速度 能够产生足够的升力来平衡重力的飞行速度叫平飞所需速度，以v平飞表示。v平飞平飞计算公式和影响因素计算公式和影响因素34v平飞平飞的主要影响因素的主要影响因素飞机重量越大，飞机重量越大，v平飞平飞越大越大升力系数越大，升力系数越大，v平飞平飞越小越小35 3、平飞、平飞拉力曲线拉力曲线平飞所需拉力 随着平飞速度的增随着平飞速度的增大，平飞所需拉力先减大，平飞所需拉力先减小后增大。小后增大。原因：升阻比随原因：升阻比随迎角的变化迎角的变化36平飞所需拉力即平飞阻力平飞所需
12、拉力曲线变化的原因分析VV 平飞诱导阻力平飞诱导阻力废阻力废阻力平飞阻力最小对应：平飞阻力最小对应：平飞诱导阻力废平飞诱导阻力废阻力阻力有利速度有利速度37 平飞所需功率最小的速度，VMP平飞最小功率速度在平飞所需功率曲线的最低点。以前称经济速度，对应的迎角称最小功率迎角，以前称经济迎角。IV.4、最小功率速度 VMP38平飞最小速度到平飞最大速度的区间称为平飞速度范围。V.平飞速度范围 平飞第一速度范围平飞第一速度范围是正操纵区是正操纵区平飞第二速度范围平飞第二速度范围是反操纵区是反操纵区39平平飞性能变化飞性能变化平飞最大速度的变化高度增加，密度减小，发动机功率降低，可用拉力曲线下移；高度
13、增加，保持表速飞行，动压不变，阻力不变，需用拉力曲线不动。vmax随飞行高度的变化随飞行高度的变化40 高度增加，平飞最大速度IAS减小，平飞最大真速TAS也减小。vmax随飞行高度的变化随飞行高度的变化41vmax随重量的变化随重量的变化 重量增加，同一迎角下只能增速，才能产生更大的升力，速度重量增加，同一迎角下只能增速，才能产生更大的升力，速度大，阻力大。因此，所需拉力曲线上的每一点（对应一迎角）均大，阻力大。因此，所需拉力曲线上的每一点（对应一迎角）均向上（阻力大）向右（速度大）移动。因此，向上（阻力大）向右（速度大）移动。因此，重量增加，平飞最重量增加，平飞最大速度减小。大速度减小。4
14、25、飞机飞机平飞改变速度的原理平飞改变速度的原理 螺旋桨飞机以最小功率速度为界，将平飞速度划为两个范围。第一范围为正操纵区，第二范围为反操纵区。43加速：V1到V2，加油门，随速度的增加，顶杆保持高度。减速：V2到V1，收油门，随速度的降低，带杆保持高度。在第一速度范围内44加速：V1到V2，最初需加油门使飞机加速，顶杆保持高度，然后逐步收油门。减速：V2到V1，最初需收油门使飞机减速，带杆保持高度，然后逐步加油门。在第二速度范围内在第二速度范围内453.6 上上升与下降升与下降 飞机沿倾斜向上的轨迹做等速直线的飞行叫飞机沿倾斜向上的轨迹做等速直线的飞行叫做上升。上升是飞机取得高度的基本方法
15、。做上升。上升是飞机取得高度的基本方法。3.6 上上升与下降升与下降3.6.1 上上升升ppt课件课件1、飞机上升的作用力飞机上升的作用力升力升力重力重力W上升角上升角阻力阻力推力推力 飞机在空中稳定上升时飞机在空中稳定上升时,受到四个力的作用：受到四个力的作用：升力升力(L)、重力、重力(W)、拉力、拉力(P)、阻力、阻力(D)。通常把。通常把重力再进行分解。重力再进行分解。47上升运动方程，将重力进行分解上升运动方程，将重力进行分解分析：分析：同速度上升时，同速度上升时，上升拉力大于平飞拉力；上升拉力大于平飞拉力；上升升力小于平飞升力。上升升力小于平飞升力。上升运动方程上升运动方程48 上
16、升时，上升角较小，V上与V平飞近似相等，D上D平 而 P D （P=D+Wsin）即：上升与平飞区别在于油门不同。（从而可用平飞拉力曲线分析上升性能。上升所需速度上升所需速度49 2、上、上升性能升性能上升角与陡升速度Vx升力升力重力重力W上升角上升角阻力阻力推力推力50上升角：上升轨迹与水平线的夹角。陡升速度：上升角最大对应的上升速度。结论：结论：上升角最大上升角最大 上升梯度最大上升梯度最大 剩余拉力最大剩余拉力最大 以以VmpVmp上升上升活塞螺旋桨飞机，活塞螺旋桨飞机，VxVx为为VmpVmp。上升角与陡升速度Vx51重量：重量增加，需用拉力曲线上移，Pmax减小，最大上升角和上升梯度
17、减小。影响上升角和上升梯度的主要因素影响上升角和上升梯度的主要因素52飞行高度与气温：飞行高度增加和气温增加，均使空气密度减小。空气密度减小，需用拉力曲线不动，可用拉力曲线下移,Pmax减小，最大上升角和上升梯度减小，Vx(IAS)不变。影响上升角和上升梯度的主要因素影响上升角和上升梯度的主要因素53上升率与上升率与快升速度快升速度VyVy上升率：上升时的垂直分速，以上升率：上升时的垂直分速，以Vy上上表示。表示。快升速度：上升率最大对应的上升速度快升速度：上升率最大对应的上升速度。Vertical Speed Indicator Vertical Speed Indicator 升升降降速速
18、度度表表 54结论：结论：上升率最大剩余功率最大上升率最大剩余功率最大 以以Vmd上升上升对于活塞螺旋桨飞机，快升速度对于活塞螺旋桨飞机，快升速度VY为为Vmd。上升率与上升率与快升速度快升速度VyVy55重量：重量增加，需用功率曲线上移，Nmax减小，最大上升率减小。影响上升率和快升速度的主要因素影响上升率和快升速度的主要因素56 飞行高度和气温：飞行高度增加或气温增加，空气密度减小。需用功率曲线上移，可用功率曲线下移，Nmax减小且位置向较小速度端移动，最大上升率减小。Vy(IAS)减小，升限处，Vy(IAS)减小到Vx(IAS)。影响上升率和快升速度的主要因素影响上升率和快升速度的主要因
19、素57陡升速度和快升速度的比较陡升速度和快升速度的比较陡升速度使飞机在相同的陡升速度使飞机在相同的水平距离内获得的高度增水平距离内获得的高度增量最多。量最多。快升速度使飞机在相同的快升速度使飞机在相同的时间内的高度增量最多。时间内的高度增量最多。58上升时间与升限螺旋桨飞机升限图螺旋桨飞机升限图 上升时间 飞机上升到预定高度所需的最短时间。实用升限实用升限 飞机最大上升率为飞机最大上升率为100ft/min(FPM)100ft/min(FPM)对应的高度（低速飞机），或对应的高度（低速飞机），或500ft/min(FPM500ft/min(FPM)对应的高度（高速飞对应的高度（高速飞机）。机）
20、。理论升限 飞机的最大上升率为零对应的高度。理论升限处，飞机只能以Vmp平飞。飞机要稳定上升到理论升限的上升时间趋于无穷。59风（稳定风场）对上升性能的影响 在稳定风场中，飞机在稳定风场中，飞机将完全随风平飘。将完全随风平飘。60水平气流不影响飞机的上升率。顺风使地速增加，上升角减小。逆风使地速减小，上升角增大。上升气流使上升率增加，上升角增加。下沉气流使上升率减小，上升角减小。风（稳定风场）对上升性能的影响613、飞机飞机上升操纵原理上升操纵原理 以带杆后飞机上升角的变化特点，将上升速度分为两个范围。上升两个速度范围的划分62 活塞螺旋桨飞机，以Vmp为界(实质是以Pmax对应速度为界)，将
21、上升速度分为两个范围。大于Vmp为第一范围：带杆飞机姿态变高，速度减小，上升角增加。小于Vmp为第二范围：带杆飞机姿态变高，速度减小，但上升角减小，不符合正常操纵习惯。带杆上升时，应特别注意空速表指示读数是否小于陡升速度。上升两个速度范围的划分63 只带杆：带杆后升力增大，飞机转入上升；同时，阻力增大，加上重力在航迹方向的分力，使飞机在上升的过程中开始减速。最终稳定时的上升角取决于带杆量的大小，稳定后 P-D=W sin，因此，只带杆，飞机以较小的速度上升。飞机由平飞转上升的操纵64只带杆上升飞机稳定后速度会减小只带杆上升飞机稳定后速度会减小65 只加油门：加油门后飞机开始加速，随着速度增加，
22、升力增大，飞机转入上升；同时，阻力增大，加上重力在航迹方向的分力，使飞机在上升的过程中开始减速。最终稳定时的上升角取最终稳定时的上升角取决于加油门的大小，稳定决于加油门的大小，稳定后后 P-D=W sinP-D=W sin，因，因此，此，只加油门，飞机基本只加油门，飞机基本保持原速度上升。保持原速度上升。飞机由平飞转上升的操纵66结论：平飞转上升的操纵是，加油门至预定位置，同时柔和带杆，使飞机逐渐转入上升，接近预定上升角时，适当顶杆以使飞机稳定在预定的上升角，同时注意修正螺旋桨副作用。飞机由平飞转上升的操纵67 上升转平飞，首先应前推杆，升力减小，上升角和上升率不断减小，重力沿航迹方向的分力不
23、断减小，飞机有加速趋势，为保持预定速度，需逐渐收油门。结论：结论：上升转平飞的操纵方法是，柔和顶杆，同时适当收小油门，上升转平飞的操纵方法是，柔和顶杆，同时适当收小油门，使飞机逐渐转入平飞，待上升角（率）接近零时，适当带杆保持使飞机逐渐转入平飞，待上升角（率）接近零时，适当带杆保持平飞。同时注意修正螺旋桨副作用。平飞。同时注意修正螺旋桨副作用。飞机由上升转平飞的操纵683.6.2 下降下降 飞机沿倾斜向下的轨迹做等速直线的飞行叫做下降。下降是飞机降低高度的基本方法。ppt课件课件1、飞机飞机下降时的作用力下降时的作用力LRDWW1W2P 飞机在空中稳定下降时飞机在空中稳定下降时,受到四个力的作
24、用：受到四个力的作用：升力升力(L)、重力、重力(W)、拉力、拉力(P)、阻力、阻力(D)。通常把。通常把重力再进行分解。重力再进行分解。70根据拉力可分为三种下降：根据拉力可分为三种下降：零拉力零拉力正拉力正拉力负拉力负拉力71零拉力的运动方程72正拉力的运动方程73下降速度下降速度结论：结论：同迎角下的下降速度与平飞速度近似相等，则同迎角下的下降速度与平飞速度近似相等，则阻力也近似相等，可以使用平飞所需拉力曲线（阻阻力也近似相等，可以使用平飞所需拉力曲线（阻力曲线）来分析飞机的下降性能。力曲线）来分析飞机的下降性能。742、下下降性能降性能 下降角是指飞机的下降轨下降角是指飞机的下降轨迹与
25、水平面之间的夹角。下迹与水平面之间的夹角。下降距离是指飞机下降一定高降距离是指飞机下降一定高度所前进的水平距离。度所前进的水平距离。下降角和下降距离75则零拉力下滑时：则零拉力下滑时：结论：结论：零拉力时，飞机的下滑角仅取决于升阻比的大零拉力时，飞机的下滑角仅取决于升阻比的大小（注意和重量无关）小（注意和重量无关），以最大升阻比下滑，即以，以最大升阻比下滑，即以最小阻力速度最小阻力速度VmdVmd下滑，下滑角最小。下滑，下滑角最小。I.零拉力下滑时的下滑角和下滑距离由运动方程：由运动方程：根据下滑角和下滑距离的关系：根据下滑角和下滑距离的关系：76 滑翔比是飞机下滑距离与下滑高度之比，无风零拉
26、力情况下，飞机的滑翔比等于飞机的升阻比。滑翔比滑翔比滑翔比滑翔比根据下滑角和下滑距离的关系：根据下滑角和下滑距离的关系：77滑翔比滑翔比 以最大升阻比速度下滑，下降同样高度，前进距离最长。78II.正拉力下降时的下降角和下降距离结论：结论：正拉力下降，下降角取决于升阻比、重量和拉力。正拉力下降，下降角取决于升阻比、重量和拉力。拉力越大，下降角越小。拉力越大，下降角越小。79下降率垂直速度垂直速度（下降率）（下降率）水平速度水平速度 下降率是指飞机在单位时间内下降的高度，以vy下表示。80结论：结论：零拉力时，飞机的下降率取决于平飞所需功率和重量，零拉力时，飞机的下降率取决于平飞所需功率和重量，
27、以最以最小功率速度小功率速度VmpVmp下滑，下滑率最小。下滑，下滑率最小。I.零拉力时的下滑率下滑率下滑率81结论：结论：正拉力时，飞机的下降率取决于速度、重量和拉正拉力时，飞机的下降率取决于速度、重量和拉力，力，拉力越大，下降率越小。拉力越大，下降率越小。II.正拉力时的下降率下降率下降率823、下降性能的主要下降性能的主要影响影响因素因素 零拉力：重量增加，下滑角不变，下滑距离不变，但下滑速度增加，下滑率增大。正拉力：重量增加，下降角、下降速度、下降率都增大，下降距离缩短。正拉力情况正拉力情况：零拉力情况：零拉力情况：飞行重量83零拉力：密度减小，同一表速下滑角不变，真速增加导致下滑率增
28、加。正拉力：密度减小，拉力减小，负的剩余拉力增大，下降角增大。气温正拉力正拉力：零拉力：零拉力：84风风（稳定风场）（稳定风场）顺逆风只影响下降角，不影响下降率。顺逆风只影响下降角，不影响下降率。顺风下降，下降角减小，下降距离增长，下降率不变；顺风下降，下降角减小，下降距离增长，下降率不变；逆风下降，下降角增大，下降距离缩短，下降率不变逆风下降，下降角增大，下降距离缩短，下降率不变。85 升降气流影响下降角和下降率。上升气流中下降，下降角和下降率都减小，下降距离增长；下降气流中下降，下降角和下降率都增大，下降距离缩短。风风（稳定风场）（稳定风场）864、下降下降操纵原理操纵原理飞机下降的两个速
29、度范围 以最小阻力速度Vmd为界，把零拉力下滑分为两个速度范围。大于Vmd，带杆抬头速度减小，下滑角减小；小于Vmd，带杆抬头速度减小，但下滑角却增大，不符合操纵习惯。87改变下降角、下降速度和下降距离 在下降第一速度范围，后拉驾驶杆，飞机迎角增大，下降角、下降速度及下降率减小，下降距离增长。在下降第一速度范围，增大油门，下降角减小，下降速度稍增大，下降距离增长。因此可用油门与杆配合改变下降角、下降速度、下降率、下降距离。88 升力减小，飞机下降，在重力分量的作用下，飞机开始加速，加速导致负剩余拉力的产生，直至负的P和重力分力相等，最后飞机以较大的速度下降。平飞转下降和下降转平飞的操纵平飞转下
30、降和下降转平飞的操纵I.平飞转下降不收油门只顶杆：不收油门只顶杆：89 速度减小升力减小，飞机转入下降，在重力分量的作用下，飞机开始加速，加速导致负剩余拉力的产生，直至负的P和重力分力相等，最后飞机基本以原速度下降。I.平飞转下降不动杆只收油门：不动杆只收油门：结论：由平飞转入下降的操纵是，柔和顶杆转入下降，同时收油门，待接近预定下降角（率）时，带杆保持稳定下降，注意修正螺旋桨副作用。90II.下降转平飞 由下降转入平飞的操纵是，加油门至预定平飞位，同时柔和带杆，待接近平飞时，适当顶杆保持平飞，注意修正螺旋桨副作用。913.7 增升原理和增升装置增升原理和增升装置3.7.1增升装置的功用和增升
31、原理92迎角与速度的关系迎角与速度的关系速速度度迎迎角角 飞机的升力主要飞机的升力主要随飞行速度和迎角随飞行速度和迎角变化。在大速度飞变化。在大速度飞行时，只要求较小行时，只要求较小迎角，机翼就可以迎角，机翼就可以产生足够的升力维产生足够的升力维持飞行。在小速度持飞行。在小速度飞行时，则要求较飞行时，则要求较大的迎角，机翼才大的迎角，机翼才能产生足够的升力能产生足够的升力来维持飞行。来维持飞行。93为什么要使用增升装置为什么要使用增升装置 增升装置用于增增升装置用于增大飞机的最大升力系大飞机的最大升力系数数，从而缩短飞机在起，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距飞着陆阶段的地面滑跑距离。离。
32、94主要增升装置包括：主要增升装置包括：后缘襟翼后缘襟翼前缘襟翼前缘襟翼前缘缝翼前缘缝翼953.7.2 增升装置增升装置简单襟翼简单襟翼（The Plain Flap）分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap）开缝襟翼开缝襟翼（The Slotted Flap）后退襟翼后退襟翼（The Fowler Flap）后退开缝襟翼后退开缝襟翼（The Slotted Fowler Flap）放下后缘襟翼放下后缘襟翼，使升力系数和阻力系数同时增大。因，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。此，在起飞时放小角度襟翼，着陆时，放大角度襟翼。增增升升效效果果增增
33、强强1、后缘襟翼、后缘襟翼96简单襟翼简单襟翼（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。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。97 大迎角下放简单襟翼，升力系数及最大升力系数增加，阻力系大迎角下放简单襟翼，升力系数及最大升力系数增加，阻力系数增加，升阻比降低（即空气动力性能降低），临界迎角降低。数增加，升阻比降
34、低（即空气动力性能降低），临界迎角降低。简单襟翼简单襟翼（The Plain Flap）98分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap）分裂襟翼是一块从机翼后段下表面向下偏转而分裂出的翼面，分裂襟翼是一块从机翼后段下表面向下偏转而分裂出的翼面，它使升力系数和最大升力系数增加，但临界迎角减小。它使升力系数和最大升力系数增加，但临界迎角减小。99 放下分裂襟翼后，在机翼和襟翼之间的楔形区形成涡流，压强放下分裂襟翼后，在机翼和襟翼之间的楔形区形成涡流，压强降低，吸引上表面气流流速增加，上下翼面压差增加，从而增大了降低，吸引上表面气流流速增加，上下翼面压差增加，从而增大了升力系数，延缓了气流分离。
35、升力系数，延缓了气流分离。此外，放下分裂襟翼使此外，放下分裂襟翼使得翼型弯度增大，上下翼面得翼型弯度增大，上下翼面压差增加，从而也增大了升压差增加，从而也增大了升力系数。力系数。分裂襟翼分裂襟翼（The Split Flap）100开缝襟翼开缝襟翼（The Slotted Flap）开缝襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时进行开开缝襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。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。度，使升力系数提高更多，而临界迎角却降
36、低不多。101开缝襟翼开缝襟翼（The Slotted Flap）下翼面气流经开缝流向上翼面下翼面气流经开缝流向上翼面开缝襟翼的流线谱开缝襟翼的流线谱 102后退襟翼（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。力系数以及最大升力系数增大更多，临界迎角降低较少。103后退开缝襟翼后退开缝襟翼（The Slotted F
37、owler 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。好，结构最复杂。大型飞机普遍使用后退双开缝或三开缝的形式。大型飞机普遍使用后退双开缝或三开缝的形式。双开缝双开缝三开缝三开缝104747的后退开缝襟翼的后退开缝襟翼1052、前缘襟翼前缘襟翼 前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上表面前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上表面气流分离，能增加翼型弯度，使最大升力系数和临界迎角气流分离，能增加翼型弯度，使最大升力系数和临界迎角得到提高。得到提高。前缘襟翼广泛应用于高亚音速飞机和超音速
38、飞机。前缘襟翼广泛应用于高亚音速飞机和超音速飞机。106B737-800的前缘襟翼的前缘襟翼107 前缘缝翼前缘缝翼 前缘缝翼位于机翼前缘，在大迎角下打开前缘缝翼，可以延前缘缝翼位于机翼前缘，在大迎角下打开前缘缝翼，可以延缓上表面的气流分离，从而使最大升力系数和临界迎角增大。在缓上表面的气流分离，从而使最大升力系数和临界迎角增大。在中小迎角下打开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。中小迎角下打开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。108前缘缝翼前缘缝翼 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
39、和临界迎角。另一方面，减度，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。小了上下翼面的压强差，减小升力系数。109增升装置增升原理总结增升装置增升原理总结 增升装置主要是通过三个方面实现增升：增升装置主要是通过三个方面实现增升：增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。延缓上表面气流分离，提高临界迎角和最大升力系数。延缓上表面气流分离，提高临界迎角和最大升力系数。增大机翼面积。增大机翼面积。增升装置的目的是增大最大升力系数。增升装置的目的是增大最大升力系数。110本章小结本章小结n重量术语和重量间的关系重量术语和重量间的关系n重量计算的力学原理重量计算的力学原理n计算法、表格法和曲线法确定飞机重量与平衡的方法计算法、表格法和曲线法确定飞机重量与平衡的方法n后后缘襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼对缘襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼对气动性能影响气动性能影响111