航空知识手册全集5

飞行机动中的空气动力学受力

介绍飞行机动如转弯，爬升和降落时的飞机受力情况。

转弯受力

如果从后面看一个平直飞行的飞机，如图3－20，而且如果作用于飞机的力可以看见的话，两个力(升力和重力)是显然的，如果飞机处于倾斜状态，可以明显的看到升力不再正好和重力方向相反，升力作用在倾斜的方向上。实际情况是，当飞机倾斜时，升力作用方向是朝转弯的中心且向上的，这是在考虑飞机转弯时要记住的一个基本事实。

一个物体如果静止或者沿直线匀速运动会一直保持静止或匀速直线运动，直到某个其他的力作用于这个物体。飞机和任何其他运动物体类似，需要有一个侧向力使它转弯。在一个正常的转弯中，这个是通过飞机的倾斜得到的，这时升力是向上和向内作用的。转弯时候的升力被分解为两个分力，这两个分力成合适的角度。竖直作用的分力和重力成对，称为垂直升力分量，另一个是水平的指向转弯的中心，称为水平升力分量，或者叫向心力。这个水平方向的力把飞机从直线航迹拉动到转弯航迹上。离心力和飞机转弯时的向心力方向相反，大小相等。这就解释了为什么在正常转弯时使飞机转弯的力不是方向舵施加的。

飞机的驾驶不像小船或者汽车；为了转弯，它必须倾斜。如果飞机不倾斜，那么就没有让它偏离原来直线航向的力。反过来说，当飞机倾斜时，它就会转弯，让它不滑到转弯的一侧。良好的方向控制是基于一个事实，只要飞机倾斜它就会转弯。

这个事实一定要牢记在心，特别是保持飞机处于平直飞行时。单就飞机的倾斜使得它转弯来说，飞机的总升力没有得到增加。然而就像指出的，倾斜时的升力分为两个分量：一个垂直的和另一个水平的。这一分解降低了抵消重力的力，进而飞机的高度就会下降，需要增加额外的力来抵消重力。这是通过增加迎角来实现的，直到升力的竖直分量再一次等于重量。由于竖直分力随倾斜角度的增加而降低，那么就需要相应的增加迎角来产生足够的升力以平衡飞机的重力。当进行恒

定高度转弯时，一定要记住升力的竖直分量必须要等于飞机的重量才能维持飞机的高度。

对于给定的空速，飞机转弯的快慢依赖于升力水平分量的大小。你会发现，升力的水平分量和倾斜角成正比。逻辑上也遵守倾斜角增加时升力的水平分量也增加，也就加快了转弯速度。因此，对于任何给定空速，转弯速度可以通过调整倾斜角来控制。

在水平转弯中，为提供足够的升力竖直分量来维持高度，迎角需要有一定的增加。由于机翼阻力直接和迎角成正比，当升力增加时诱导阻力降低。这就导致空速的降低和倾斜角成比例，小倾斜角的结果是空速的少量降低，大倾斜角时空速会降低很多。在水平转弯中，必须要增加额外的推力来防止空速降低；需要的额外推力大小和倾斜角成比例。

为补偿额外的升力，如果要维持恒定高度，结果是如果转弯时空速增加，迎角必须降低，或者倾斜角降低。如果倾斜角保持恒定，而迎角降低，转弯速度将会降低。所以，当空速增加时为了保持恒速转弯，迎角必须保持恒定且倾斜角增加。 必须记住空速增加导致转弯半径增加，离心力直接和转弯半径成正比。在一次正确执行的转弯中，升力的水平分力必须恰好等于向心力且方向相反。所以，当恒定角速度水平转弯时空速增加，转弯半径也要增加。转弯半径的增加导致离心力的增加，这也必须通过增加升力的水平分力来平衡，它只能通过增加倾斜角来增加。

内侧滑转弯时，飞机转弯的快慢和所倾斜的角度不对应，然后飞机会偏航到转弯航迹的内侧。飞机以一定的角速度转弯而倾斜过多时，水平升力分量大于离心力。升力的水平分量和离心力的平衡要么通过降低倾斜度，降低角速度或者二者的结合才能建立。

外侧滑转弯是由于离心力比升力的水平分量还大，把飞机向转弯的外侧拉。这个倾斜角度时的转弯太快了。外测滑转弯的纠正引起角速度的降低，倾斜角增加，或者二者的结合。

为维持一个给定的角速度，倾斜角必须随空速变化。在高速飞机上这变得特别重要。例如，在400mph时，飞机必须倾斜大约44度来完成一个标准的转弯角速度(3度每秒)。在这个倾斜度上，只要大约79%的飞机升力构成升力的竖直分量；结果是高度的损失，直到迎角增加到足够补偿升力的损失。

爬升受力

对于所有实际效果，处于稳定的正常爬升状态的机翼升力是和相同空速时平直飞行的升力一样的。尽管确立爬升时的飞行航迹变化了，对应于倾斜航迹的机翼迎角回复到了实际的相同值，如升力时一样。然而，有一个最初的短暂的变化，如图3－22

从平直飞行到爬升的转换期间，升力的变化发生在后升降舵压力应用的一开始。飞机头的抬升增加了迎角，短暂的增加了升力。此时的升力大于重力，启动飞机的爬升。当飞行航迹建立在向上爬升后，迎角和升力再次恢复到水平飞行时的值左右。

如果爬升时功率设置不改变，一般的空速会降低，因为维持平飞时的空速需要的推力不足以维持相同的空速来爬升。当航迹向上倾斜时，飞机重量的一个分量作用于相同的方向，和飞机总阻力平行，因此也增加了诱导阻力。所以，总阻力大于推力，空速下降。一般空速下降的结果是对应于阻力的降低，直到总阻力(包含相同方向的重力分量)等于推力。如图3－23。由于动力，空速的变化一般依不同的飞机大小，重量和总阻力以及其他因素而变化。

通常的，当空速稳定后推力和阻力，升力和重力再次平衡，但是比相同功率设置

下的平飞状态的空速值要低。由于在爬升中飞机的重力不仅向下作用，还随阻力向后作用，这就需要额外的功率以保持和平飞时相同的空速。功率大小依赖于爬升角度。如果爬升的航迹很陡峭，那么可用功率将不足，空速较低。你会看到备用功率的大小确定了飞机的爬升性能。

下降受力

如同爬升一样，飞机从平直飞行进入下降状态，作用于飞机的力必定变化。这里的讨论假定下降时的功率和平直飞行时的功率一样。

当前向压力施加于升降舵控制上开始下降，或飞机头向下倾斜时，迎角降低，结果是机翼升力降低。总升力和迎角的降低是短暂的，发生在航迹变成向下时。航迹向下的变化时由于迎角降低时升力暂时的小于飞机的重量。升力和重力的这个不平衡导致飞机沿平直航迹之后开始下降。当航迹时处于稳定下降时，机翼的迎角再次获得原来的大小，升力和重力会再次平衡。从下降开始到稳定状态，空速通常增加。这是因为重力的一个分量现在沿航迹向前作用，类似于爬升中的向后作用。总体效果相当于动力增加，然后导致空速比平飞时增加。

为使下降时的空速和平飞时相同，很显然，功率必须降低。重力的分量沿航迹向前作用将随迎角的下降率增加而增加，相反的，迎角的下降率降低时重力的向前分量增加也就变慢。因此，为保持空速和巡航时一样，下降时要求降低的功率大小通过下降坡度来确定。

失速

只要机翼产生的升力足够抵消飞机的总载荷，飞机就会一直飞行。当升力完全失去时，飞机就失速。

记住，每次失速的直接原因时迎角过大。有很多飞行机动会增加飞机的迎角，但是直到迎角过大之前飞机不会失速。

必须要强调的是，每个飞机的失速速度在所有飞行条件下都不是固定的值。然而，一个特定的飞机总会在同一个迎角时失速，而不管空速，重量，载荷因素或密度高度。每一个飞机都有一个特殊的迎角，那时，气流从飞机的上表面分离，发生失速。根据飞机设计，临界迎角可以从16度到20度变化。但是每个飞机只有一个特定的发生失速的迎角。

在三种情况下会超过临界迎角：低速飞行，高速飞行，和转弯飞行。 飞机在平直飞行时如果飞的太慢也会失速。空速降低时，必须增加迎角来获得维持高速所需要的升力。空速越低，必须增加更大的迎角。最终，达到一个迎角，它会导致机翼不能产生足够的升力维持飞机，飞机开始下降。如果空速进一步降

低，飞机就会失速，由于迎角已经超出临界迎角，机翼上的气流被打乱了(变成了紊流)。

这里还要再次强调的是，低速不是发生失速所必要的。机翼可以在任何速度下处于过大迎角。例如，假设一个飞机以200节空速俯冲，这是飞行员突然向后猛拉升降舵控制。由于重力和离心力，飞机不能立即的改变他的航迹，但是只能突然的改变他的迎角从很低到很高。由于飞机航迹和迎面而来空气的关系确定了相对风的方向，迎角突然增加，飞机机会和快的达到失速迎角，而这是他的空速是比一般失速的空速大得多。

类似的，水平转弯时的飞机失速速度高于平直飞行时的失速速度。这是因为离心力增加到飞机的重力上，机翼必须产生足够的额外升力来抗衡离心力和重力的合力载荷。转弯时，必要的额外升力通过向后压升降舵控制来获得。这增加了机翼的迎角，结果增加了升力。倾斜增加时迎角必须增加以平衡离心力导致的载荷增加。如果在转弯的任何时候迎角过大，飞机就会失速。

在这里，应该检查失速时飞机的动作。为气动的平衡飞机，升力中心通常位于重心之后。尽管这让飞机固有的产生“头重”，水平尾翼上的下洗流抵消了这个作

用。可以看到，失速时机翼升力的向上力和尾部向下的力降低，不平衡条件就出现了。这允许飞机突然向下配平，绕它的重心转动。在机头下倾的姿态中，迎角降低，空速再次增加；因此，机翼上的气流再次变的平滑，升力恢复，飞机可以继续飞行。但是，在这个周期完成之前会损失相当大的高速(低空失速极度容易酿成灾难事故)。

螺旋桨基本原理

飞机螺旋桨由两个或者多个桨叶以及一个中轴组成，桨叶安装在中轴上。飞机螺旋桨的每一个桨叶基本上是一个旋转翼。由于他们的结构，螺旋桨叶类似机翼产生拉动或者推动飞机的力。

旋转螺旋桨叶的动力来自引擎。引擎使得螺旋桨叶在空气中高速转动，螺旋桨把引擎的旋转动力转换成前向推力。

空气中飞机的移动产生和它的运动方向相反的阻力。所以，飞机要飞行的话，就必须由力作用于飞机且等于阻力，而方向向前。这个力称为推力。

典型螺旋桨叶的横截面如图3－26。桨叶的横界面可以和机翼的横截面对比。一种桨叶的表面是拱形的或者弯曲的，类似于飞机机翼的上表面，而其他表面类似机翼的下表面是平的。弦线是一条划过前缘到后缘的假想线。类似机翼，前缘是桨叶的厚的一侧，当螺旋桨旋转时前缘面对气流。

桨叶角一般用度来度量单位，是桨叶弦线和旋转平面的夹角，在沿桨叶特定长度的的特定点测量。因为大多数螺旋桨有一个平的桨叶面，弦线通常从螺旋桨桨叶面开始划。螺旋角和桨叶角不同，但是螺旋角很大程度上由桨叶角确定，这两个

术语长交替使用。一个角的变大或者减小也让另一个随之增加或者减小。

当为新飞机选定固定节距螺旋桨时，制造商通常会选择一个螺旋距使得能够有效的工作在预期的巡航速度。然而，不幸运的是，每一个固定距螺旋桨必须妥协，因为他只能在给定的空速和转速组合才高效。飞行时，飞行员是没这个能力去改变这个组合的。

当飞机在地面静止而引擎工作时，或者在起飞的开始阶段缓慢的移动时，螺旋桨效率是很低的，因为螺旋桨受阻止不能全速前进以达到它的最大效率。这时，每一个螺旋桨叶以一定的迎角在空气中旋转，相对于旋转它所需要的功率大小来说产生的推力较少。

为理解螺旋桨的行为，首先考虑它的运动，它是既旋转又向前的。因此，如图3－27中显示的螺旋桨力向量，螺旋桨叶的每一部分都向下和向前运动。空气冲击螺旋桨叶的角度就是迎角。这个角度引起的空气偏向导致了在螺旋桨引擎侧的气动压力比大气压力大，所以产生了推力。

桨叶的形状叶产生推力，因为它的弯曲就像机翼的外形。所以，空气流过螺旋桨时，一侧的压力就小于另一侧。如机翼中的情形一样，这产生一个向较低压力方向的反作用力。对于机翼，它的上面气压低，升力是向上的。对于螺旋桨，它是垂直安装的，而不是水平的飞机上，压力降低的区域是螺旋桨的前面，这样推力就是朝前的。按照空气动力学的说法，推力是螺旋桨外形和桨叶迎角的结果. 考虑推力的另外一个方法是螺旋桨应对的空气质量方面。这方面，推力等于它的空气质量，螺旋桨引起的滑流速度越大，飞机速度就越小。产生推力所消耗的功率取决于空气团的运动速度。一般来说，推力大约是扭距的80％，其他20%消耗在摩擦阻力和滑移上。对于任何旋转速度，螺旋桨吸收的马力平衡力引擎输出的马力。对螺旋桨的任意一周，螺旋桨处理的空气总量依赖于桨叶角，它确定了螺旋桨推动了多少的空气。所以，桨叶角是一个很好的调整螺旋桨负荷的方法来控制引擎转速。

桨叶角也是一个很好的调整螺旋桨迎角的方法。在横速螺旋桨上，对所有引擎和飞机速度，桨叶角必须可调以提供最大效率迎角。螺旋桨和机翼的升力－阻力曲

线，表明最大效率迎角是一个小的值，从2到4度变化的正值。实际桨叶角必须维持这个随飞机前进速度而变化的小迎角.

为一周旋转和前进速度的效率最好而设计了固定桨距和地面可调节

(ground-adjustable)螺旋桨。这些螺旋桨设计用于特定的飞机和引擎配合。螺旋桨可以在起飞，爬升和巡航或高速巡航时提供最大螺旋桨效率。这些条件的任何改变将会导致螺旋桨和引擎效率的降低。由于任何机械的效率是有用的输出功率和实际输出功率的比值，那么螺旋桨效率就是推力功率和制动功率的比值。螺旋桨的效率范围一般是50%到87%，和螺旋桨的滑距(Slip)有关。

螺旋桨滑距是螺旋桨的几何节距和有效节距之间的差值。如图3-28，几何节距是螺旋桨旋转一周应该前进的理论距离；有效节距是螺旋桨旋转一周的实际前进距离。因此，几何的或者理论的节距是基于没有滑动的，但是实际的或者有效的节距包含了螺旋桨在空气中的滑动

螺旋桨扭曲的原因是螺旋桨叶的外面部分切向速度比中心部分快。如图3-29，如果桨叶在全部长度上的几何节距相同，在巡航速度上靠近螺旋桨中心的部分会有负迎角而螺旋桨尖部将会失速。在桨叶几何节距范围内的扭曲或者变形让巡航飞行时螺旋桨叶在他的长度上保持相对恒定的迎角工作。换句话说，就是螺旋桨叶的扭曲对应于螺旋桨叶长度上不同速度的部分有合适的迎角，这样就能够让推力在螺旋桨叶长度上的分布相对均衡。

通常1度到4度能够提供最有效的升力/阻力比，但是固定节距螺旋桨的飞行时迎角可变范围可以从0度到15度。这个变化是由于相对气流的变化进而导致飞机速度的变化。简而言之，螺旋桨迎角是两个运动的结果：螺旋桨沿其轴的转动和它的前进运动。

然而恒速螺旋桨会在飞行中遇到的大多数情况下自动调节它的桨叶角保持在最大效率。在起飞时，此时要求最大功率和推力，恒速螺旋桨处于低螺旋桨叶角或节距。低桨叶角时迎角小，能够保持和相对风的效率。同时，它使得螺旋桨旋转一周推动的空气质量更小。这样的轻载荷让引擎旋转高转速，能够在一定时间内把最大量的燃油转换成热能。高转速也产生了最大的推力；因为，尽管每旋转一周推动的空气质量变小了，但是每分钟的旋转次数大大增加了，推动的气流运动速度变高了，在飞机低速时，推力是最大的。

升空后，随着飞机速度的增加，恒速螺旋桨自动改变到更高的迎角（或节距）。较高的桨叶角再次保持小迎角且对相对风保持较好的效率。较高的桨叶角增加了每周旋转推动的空气质量。这降低了引擎的转速，减少了燃油消耗和引擎磨损，且保持推力在最大。

在起飞后，可控螺旋桨节距的飞机建立了稳定爬升，飞行员把引擎的输出功率降低到爬升功率，方法是首先降低歧管压力(manifold pressure)然后降低桨叶角来降低转速。

在巡航高度，当飞机处于水平飞行时，需要的功率比起飞和爬升时更低，飞行员再次通过降低歧管压力的方法降低引擎功率和增加桨叶角来降低转速。再次的，这提供了扭矩要求以匹配降低的引擎功率；因为，尽管螺旋桨每转处理的空气质量更大了，更多的是通过降低气流速度和增加空速来弥补的。迎角仍然小，因为桨叶角已经随空速的增加而增加。

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