飞行物理学常识

fa18 · 发表于 2004-12-20 07:59:33

飞行归因于作用在飞机上的几个力。第一个是飞机的重量，即将飞机拉向地面的重力。第二个是引擎产生的推力，它通过空气推动飞机，飞机向前运动引起空气在机翼上方运动，反过来又产生可抵销重力的升力。最后一个作用在飞机上的是阻力，它是与飞行相反方向产生的力。

多个力可同时从不同方向作用于同一架飞机上，单个的力称作分力，多个力作用总的效果称为净力或合力。

推力

产生推力是飞机引擎工作的基本目的。这个力使飞机能够克服惯性(阻止物体改变运动状态趋势的性质)。推力使飞机向前运动，然后使机翼产生升力。飞机的推力／重量比是飞机的普通度量标准，即飞机的最大推力与飞机的总重量之比。推力／重量比大于1表示飞机可以克服重力。

推力／重量比大于1：1表明飞机可以克服地球引力，而竖直向上飞行的F—15E双涡轮喷气引擎(PW—200型引擎)每个可产生23450磅的推力。

引擎产生的推力驱动飞机向前运动，使得空气在机翼上下表面运动，从而产生压力，将机翼向上推。推力也可改变飞机的速度。

上升

当机翼在空气中运动，并将空气上下一分为二时，飞机就会升起来。一半空气流过机翼上部，另一半空气从机翼下部通过。流过机翼附近的空气在碰撞点被一分为二(见下图)，并分别从机翼上下外表面流过。

机翼上表面的弯曲度比较大，因此机翼上表面比下表面长(参见图)，流过机翼上表面的空气的表面面积要比流过下表面的面积大。从机翼上部流过的空气行程长，因此它的流动速度比从机翼下部流过的气流要快。机翼上表面上的较快的气流对机翼上部的压力要比下表面上的气流对机翼下表面的压力要小，这样就产生了压力差，即机翼上表面与下表面之间的压力不平衡，这个压力将机翼向上报，使得飞机上升。

攻角

机翼产生的升力大小随机翼碰撞空气的角度变化而变化，这个角称为攻角(AoA角)，不要将攻角与空间方位角或机头与水平的倾角相混淆。F15战机的攻角以单位数度量，而空间方位角以度数度量。

攻角大小不是一成不变，而随具体情况变化而变化。有时攻角保持14个单位，可使飞机的巡航范围最大，在转弯时主要关注能量的节省，16—22个单位有是最佳的。加速时最好选择8—10个单位攻角。如果攻角太大，座舱中音频声音会响起来，警告你失速即将发生。观察平视显示器左侧指示航速正下方的符号和数字来检查攻角大小，它是以单位表示的飞机的攻角。“主平视显示器中的符号”。

阻力

阻力是阻止飞机沿飞行方向运动的力。任何一个物体在流体(空气也是一种流体)中运动都会要产生摩擦力。在飞机向前运动，空气对机翼摩擦时，以及空气推向飞机表面引起压力积聚时，都会产生阻力。

产生的阻力是升力向后的分力。机翼产生的升力越大，阻力也就越大。在飞机的速度达到1马赫时，声波阻力也会产生。机翼前部产生的压力比后部大，这样就产生了向后的阻力。寄生阻力包括风力和各种非升力引起的阻力。

不管碰到哪些阻力，飞机的综合飞行特性决定于升力系数和阻力系数叠加。不同的攻角产生不同的升力和阻力。每一架飞机都有一个理想的攻角、推力和阻力组合，在不同航速下，产生的阻力种类也不同。

航速

飞机在大气中飞行时，空气从飞机表面上流过，气流将产生压力。在较高的高空上，空气比较稀薄，从飞机表面上流过的空气较少。通过测量气流的压力，F—15上的皮托管与计算机连机可计算航速。

由于大气的密度不同，计算出的在某一高度上以不变推力和攻角飞行的飞机的航速同另一架以相同椎力和攻角在不同高度上飞行的飞机航速有差别。因此，飞机有指示航速(根据当前空气密度和高度计算出的视航速)和实际航速(根据空气密度和高度变化修正的航速)。

例如，假设你在一架实际航速为350节在5000英尺高度上飞行的飞机中，第二架飞机以同样的实际航速在30000英尺高度上飞行。由于第二架飞机在更高的高度上(空气比较稀薄)飞行，两架飞机上的皮托管测出的指示航速不同。上面那架飞机测出的指示航速比下面那架飞机要小。如果你和另一个飞行员都想同时到达某一个地方，你们二人需要一个与高度无关而能够比较的读数，这个修正过的读数就是实际航速。

通过实际航速的比较，你和另一个飞行员可计算出，一架飞机飞行是否比另一架快。尽管指示航速不同，如果实际航速相同，那么你们可以同时到达目的地。

攻角和航速

虽然推力是决定航速的动力，但攻角对航速影响也很大。如果你想在某一标高上飞行，重要的要记住，通过调节油门来改变攻角，使飞机飞行高度固定。低速时(即起飞或降落时)，攻角对航速影响最明显。

通常先用飞行摇杆选择攻角，再调节油门，一直到飞起来(在游戏中，当前指示航速以指示航速节(KIAS)或以节为单位的指示航速显示在平视显示器中，以及飞行状态指示页面的多用途显示器中)。

高度

飞机升空后，飞机到达某一高度。象表示航速一样，高度也有几种表示方法。指示高度(气压表测出的高度)和雷达高度是游戏中最重要的两种高度度量方法。在前上方控制器中，你可让雷达高度显示或不显示。

气压计高度给出了海拔高度(ASL)。雷达高度指示距飞行地面的高度(AGL)。高度增高，由于大气压低，引擎工作效率降低。随高度升高，大气变得稀薄。飞机的临界高度是飞机能够保持引擎正常功率飞行的高度。飞机以正常的效率飞行受到高度限制。在25000英尺高度上，飞机喷气引擎的功率只有海平面的一半。

G力

升力和飞机重量关系可以用“G”术语来叙述。1G等于在海平面上某一物体的重力。在海平面上飞行的飞机受到地球吸引的1G力的作用。

在快速转弯或突然加速时，最容易感到G力，它可以是正的9也可以是负的。在转弯将你推向椅子时，G力是正值，而拉作用时，G力是负值。在高G表演中，你的心脏应该工作得快些，将血压向远离拉的方向。

经很好训练的飞行员在有限时时间内约可承受9—10G的正G力，除可能引起隧道幻觉或头晕外，没有别的感觉。血向躯干下部和腿部集中，而不向脑部集中。视觉开始发生“视灰”，最后发生“视黑”。在飞机被拉起很大的负G力时，会产生类似的所谓的“视红”条件，即血集中到躯干的上部，眼部血管膨胀，这将引起你的视野变红。通常，在以3G或3G以上加速度飞行几秒钟后就会发生以上现象。

F15E StrikeEagle具有比一般飞行员能承的G力要大得多的高级飞机外壳。在游戏中准确地模拟了“视红”和“视黑”效果。因此，你应该借助于平视显示器注意当前的G值水平。如果你超过可用的G值极限，那么音频警告就会响起来。

　　

飞行包线

飞机升空是飞机的航速、高度和攻角作用的结果。这三个因素共同使飞机飞行，在谈论飞机做机动动作时，也应该同时考虑这三个因素。用飞机．的飞行包线图来描述它的极限。F15
StrikeEagle的飞行包线如图所示。

竖轴为飞行高度，水平轴为以马赫数表示的航速。图中画出的曲线是1G时的包线极限范围。它是F—15E战机操作极限的简单描述。当武器装备不同时，由于飞机的重量和阻力不同，飞行包线也有所变化。

绝对极限

攻角。攻角是飞行包线中最重要的考虑因素之一。无论飞机有什么样的高度、负载和航速，但攻角是一个极限因素。通常，F15E战机安全飞行的攻角极限是30个单位。最大升力对应的攻角是17个单位。如果攻角太陡，即倾角太大，座舱中900赫兹的声音会响起来。

在飞行包线中，上升的实线表示亚声速航速时可用最大升力。在曲线的上部，飞机会产生抖动和其它气流的扰动。

在游戏中，当前攻角读数在乎视显示器左侧指示航速正下方显示出来。

航速。曲线右部分表示了在不同高度下F—15E战机的最大航速。高度越高，由于空气稀薄，产生的阻力小，所以航速越高。超过包线航速边缘，飞机可能发生结构损坏。

F15E战机的航速极限约为800节，马赫极限为2.5。随着武器和燃料装载量的不同，这个极限值稍有变化。

马赫数。曲线右上部位表示最大马赫速度极限。值得注意的是，飞机在图形右部阴影区域中只能飞行有限的时间。飞机在长于这个时间极限内仍保持2.5马赫航速飞行，就会引起结构过热。

推力。曲线平顶部分表示飞机在某一水平飞行航线上最大推力所能获得的最大航速。在爬高时会降低航速，如果攻角太大，飞机的高度又要损失，又问到飞行包线中。

G力。飞机能经受几个G力作用几十秒钟，虽然，部分与装载的武器和燃料量多少有关。该实例中的包线是1G力给出的飞行包线。如果经受更大的G力作用，包线形状会变化。飞机可经受的最大G值和当前G值读数均显示在平视显示器中

fa18 · 发表于 2004-12-20 19:35:13

空气动力特性 一、升阻比与有利迎角：
1．升阻比(K)：

同一迎角的升力与阻力之比，叫升阻比。升阻比是表示飞机的空气动力性能的参数。

K=y/x=(1/2Cyρv2s)/(1/2Cxρv2s)=Cy/Cx

从式中看出：升阻比就是升力系数与阻力系数之比，随迎角的改变而改变。

2．有利迎角：

随着迎角的变化，升力和阻力的变化情况有所不同。能获得最大升阻比的迎角，叫有利迎角。

在小于有利迎角的范围内，随着迎角的增大，升阻比逐渐增加；超过有利迎角后，迎角再增大，升阻比反而减小。

二、失速

超过临界迎角后，产生严重的分离，升力急剧下降而不能保持正常飞行的现象，叫失速。

1．失速的征候

(1)飞机抖动并左右摇晃：这是因为机翼上表面气流强烈分离而产生大量涡流，引起升力时大时小，和左、右翼的升力变化不均造成的。

(2)杆舵抖动、操纵变轻：飞机超过临界迎角时，机翼上表面的气流强烈分离，产生了大量涡流，影响到各个舵面，所以杆舵发生抖动；涡流区内的压力较小，所以杆舵变轻。

(3)飞机下降、机头下沉：超过临界迎角后，会使气流分离，升力下降；另外，由于阻力增大，速度减小，也使升力降低。当升力不能维持飞机的重力时。就会使飞机下降；促使机头下沉。

2．失速的处理

判明失速后，应立即推杆减小迎角，恢复升力。待飞机获得速度后，即可转入正常飞行。

三、空气动力性能曲线：

1．性质角(θ)

总空气动力(R)与升力(Y)间的夹角，叫性质角。

从图中看出：性质角越小，升阻比越大；反之，性质角越大；升阻比越小。性质角是由升阻比的决定的。反映升力与阻力的比值。所以把它叫做性质角。

2．空气动力特性曲线：

飞机的升力系数和阻力系数随迎角变化的关系，在座标中用一条曲线面出来，这条曲线就是空气动力特性曲线(又称极曲线)。(图1—1—15A)

　

曲线的纵座标代表升力系数，横座标代表阻力系数。曲线上的每一点代表一个迎角。从曲线可看到各迎角的升力系数、阻力系数和性质角。另外，还可看到几个特殊迎角。

·曲线与横主座标的交点(-4°)是零升力迎角。

·曲线最高点(16°)，升力系数最大，对应临界迎角。

·由座标原点(O)向曲线作切线，切点(8°)的性质角最小，升阻比最大，这个迎角即是有利迎角。

四、双翼的空气动力特点：

1．升力

气流流过机翼时，由于下翼处在上翼的下面，其气流流速会受上翼下表面流速减慢的影响而变慢，以致使下翼的升力减小。

2．阻力

由于双翼机的上下翼之间相隔很近，上下翼的翼尖涡流相互影响，而使总的翼尖涡流增加，从而使诱导阻力增大。

超轻型飞机的速度很小，欲获得足够的升力，就需要面积较大的机翼。为了使结构重量较轻，有些超轻型飞机采用双翼的结构形式。如“蜜蜂”3型超轻型飞机。

fa18 · 发表于 2004-12-20 19:35:34

平飞、上升、下滑的相互转换 平飞、上升、下滑之间的转换，都是飞行状态(飞机的姿势及运动轨迹)沿飞机对称
而方向上的变化。因此，问题的中心是研究飞机垂直运动方向和平行运动方向上的力和
力矩的变化关系。垂直飞机运动方向上飞机姿态的变化，主要是由操纵驾驶杆引起的；平行飞机运动
方向上力和速度的变化，主要是由加减油门使拉力改变引起的。垂直和平行飞机运动方
向上的力和力矩的变化，是互相联系而又互相影响的。所以，平飞、上升、下滑间的转换，是油门和驾驶杆配合使用的过程。一、拉(推)力力矩当螺旋桨的轴线不通过飞机重心时，它产生的推(拉)力对重心形成一个俯仰力距。
称为推(拉)力力矩(M拉力)。例如：蜜蜂三号飞机的推力作用线在重心的上方。因而，对重心形成一个下俯力
矩。M推＝P·C式中“C”为重心至推力作用线的垂直距离。影响拉(推)力力矩的主要因素是拉(推)力的大小，加油门时，拉(推)力力矩增大，使
飞机的下俯力矩增大；收油门时，拉(推)力力矩减小，使飞机的下俯力矩减小。在平
飞、上升、下滑的转换过程中，拉(推)力矩对飞机的俯仰力矩平衡影响比较明显，加
减油门时需注意到这个特点。　此外，还应注意螺旋桨滑流对尾翼的影响。处在滑流区内的水平尾翼由于滑流作用
气流速度和方向改变，产生俯仰力矩。如蜜蜂3C，推力有4°下拉，滑流使水平尾翼
迎角变小，升力减小。上仰力矩变小。推力越大上仰力矩越小。二、上升转平飞：飞机在上升时向前顶杆，同时适当收小油门，使飞机转入平飞。顶杆减小迎角使升力降低，Y<G1，飞行轨迹向下弯曲。上升角减小直至零。(如图
1—2—13)　随爬升角减小，重力分量G2也随之减小，P>G2+X速度增加，则升力又有所增
加。适当收油门当y=G时，飞行态度即可保持不变。迎角的减小，使飞机的阻力也随之减小。平飞时所需功率比上升时小，为保持平飞
的速度不致过大，故应适当收小油门，以减小拉力。当P＝X后，平飞速度即可保持不变。三、飞平转下滑：飞机在平飞时收小油门，同时向前推杆，使飞机从平飞转入下滑。收小油门减小拉力。当P<X时，则速度减小，推杆使机翼迎角减小，升力减小。
Y<G时，则飞机的运动轨迹逐渐向下弯曲、形成下滑角(如图1—3—14所示)。重力的
分力G2使下滑速度增加阻力和升力随之加大。保持适当的油门和杆位置，可使飞机进
入稳定的下滑状态。　四、下滑转平飞飞机在下滑时向前适当推油门，向后拉杆，使飞机转入平飞。(图1—3—15)拉杆产生的俯仰操纵力矩使飞机迎角增大，升力增大。当Y>G1时，推油门使飞
机速度增大，从而飞机的运动轨迹逐渐向上弯曲，下滑角变小，直到为零。当油门和杆
在适当位置时飞机保持平飞。　五、平飞转上升：飞机在平飞时适量向前推油门，并向后拉杆，使飞机进入爬升姿态。向后拉杆产生的俯仰操纵力矩增大迎角。推油门增大推力使飞行速度增加。升力加
大，Y＞G飞机的运动轨迹逐渐向上弯曲，形成上升角。(图3—1—16)此时，飞机重力的分力G2，引起飞机的速度和升力减小。因此，为保持稳定的上
升轨迹油门应适当加大。　六、拉杆后俯仰力矩的变化关系：飞行员向后拉杆，升降舵向上偏转一个角度。于是水平尾翼产生向下的附加升力(ΔY尾)，对飞机重心形成操纵力矩(图1—3—17)，使机头上仰，迎角增大。由于迎角增大，产生向上的附加升力(ΔY飞机)，对重心形成安定力矩，其方向与操纵力矩相反。　迎角逐渐增大安定力矩也逐渐增大。当安定力矩与操纵力矩平衡时，飞机即停止转动、保持较大迎角飞行。此时，力矩的关系为：操纵力矩＝安定力矩飞机向上作曲线运动时，水平尾翼向下运动，产生的向上的相对速度(ΔV)。使水平尾翼迎角增大(Δα尾)，产生了附加升力(ΔY尾)。形成了阻止飞机旋转的力矩(即阻转力矩)。因此，操纵力矩除克服安定力矩外还要克服阻转力矩，

Mark · 发表于 2004-12-21 04:40:41

本文有些地方描述的不正确：（借此机会我也复习复习飞行动力学知识）飞行动力学涉及到四种力，而不是三个，即推力、阻力、升力和重力。推力：本文中“推力／重量比大于1表示飞机可以克服重力”的描述不正确，克服重力的是升力，而不是推力。推重比小于1的飞机一样可以垂直向上飞，飞行动力学中的推重比只衡量飞机的加速性，F剩余(F推－f 阻)/M=a，初中就学过的牛二。升力：本文只描述了凹凸、平凸和双凸不对称这几种有正弧度机翼截面翼型的升力原理，这几种翼型的特性是产生的升力大阻力小，缺点是升力中心不固定，飞机的安定性差。（Su-27为双凸不对称）。现代绝大多数战斗机都采用的是机翼上下弧度一样的双凸对称翼型，其优点是升力中心固定，飞机的安定性好，缺点是同样面积（比有正弧度翼型）产生的升力小同时阻力大。（F-15为这种翼型）。升力随速度的增加而增加，增加的大小有规律，升力的增加是速度增加的平方倍数，即速度增加2倍，升力增加4倍，速度增加4倍，升力增加16倍。如Su-27（空机）最小平飞速度为200公里/小时，即此时的其升力等于其重量，在它的速度增加了3倍，到600公里/小时，它已经可以产生9倍于其重量的升力，可以做9G的动作了。阻力：飞行动力学中的阻力被分为废阻力和升致阻力。废阻力包括：摩擦阻力：飞机表面积产生形状阻力：飞机前投影面积产生干扰阻力：形状改变产生（如翼根、挂架）压差阻力：机身前后压力差产生激波阻力：突破音障时产生以上阻力的特性是随速度的增加而增加。升致阻力包括诱导阻力和一切随升力产生而产生的阻力。其特性是随升力的增加而增加，随速度的增加而减少。废阻力和升致阻力两种阻力的比值最小时的速度，一般被定为飞机的最佳巡航速度。

fa18 · 发表于 2004-12-24 12:05:14

气流一、名词解释
1．气流

流动的空气称为气流。如风。

2．空气动力

空气流过物体或物体在空气中运动时，空气对物体的作用力称为空气动力。如风吹动红旗飘摆，跑步时风迎面吹来。

3．流线

表示空气微团流动路线的线称为流线。

4．流管

两条相邻流线组成的空间称为流管。

5．流线谱

流体流过物体时整个流线组成的图象称为流线谱。根据流线谱可从理论上对空气动力作定性的分析。图1—1—1所示为垂直平板，斜置平板和流线体的流线谱。

6．静压

静压是压能，是势能的一种。它是空气垂直作用于物体单位表面积上的压力，用压强表示，在静止的气流中其大小为空气的大气压。

7．动压

动压是单位体积空气包含的动能，由于流速产生的附加压力。不作用在物体表面。可用下式表示。

g=1/2ρv2

式中： g—动压；ρ—空气密度；v—气流速度。

8．全压

气流的静压与动压之和称为全压。

二、气流特性

1．可逆性原理

物体在静止的空气中运动或气流流过静止的物体，如果两者相对速度相等，物体上所受的空气动力完全相等。

一般在研究，分析和实验时，采用气流流过物体的方法较为直观和简单。根据此原理只要相对速度相等，它的结果与物体在空气中运动时所受的空气动力就一样。

2．连续性定理

这是描述流速与气流截面关系的定理。气流稳定地流过直径变化的管子时，图 1—1—2，每秒流入多少空气，也流出等量的空气。所以管径粗处的气流速度较小，而管径细处较大。可用下式表示。

S1V1＝S2V2＝常数

式中：

S—管子截面积；V—流速。

3．伯努利定理

是能量不灭定理在空气动力学中的应用，它描述空气动压、静压和总压之间的关系。

1/2ρv12+p1=1/2ρv22+p2=p0(常数)

式中：

1/2ρv2—动压；p—静压；p0—总压。

流体在截面较大处(Ⅰ)仍流速较小，动压较小，静压较大，而在截面较小处(Ⅱ)流速较大，动压较大，静压较小。

fa18 · 发表于 2005-1-1 16:11:20

飞机的安定性飞行中，飞机的平衡是暂时、相对的，各种扰动会使飞机偏离原来的平衡状态。当飞机偏离平衡状态后，能自动恢复原来平衡状态的性能，就是飞机的安定性。一、飞机的纵向安定性飞行中，当飞机受到扰动而偏离原来的纵向平衡状态后，飞机自动恢复原来纵向平衡状态的性能，叫飞机的纵向安定性。飞机的纵向安定性是靠水平尾翼的安定力矩获得的。当飞机受到扰动抬头时，水平尾翼的迎角增大，并产生向上的附加升力(ΔY尾)，它对飞机重心形成使机头下俯的安定力矩，飞机低头可恢复原来的迎角飞行。从而纵向平衡得到恢复(如图1—2—11所示)。如果扰动使飞机的迎角减小时，水平尾翼则产生向下的附加升力，它对飞机重心形成使机头上仰的安定力矩，使飞机恢复原来的纵向平衡状态。　二、飞机的方向安定性当飞机受扰动而方向平衡改变后，飞机自动恢复原来方向平衡状态的性能，叫飞机的方向安定性。飞机的方向安定性是靠垂直尾翼产生的方向安定力矩获得的。飞行中，如飞机受到扰动而瞬间运动方向发生改变，产生测滑，相对气流作用于垂直层翼而产生向另一侧的附加侧力(ΔZ尾)，它对飞机重心形成方向安定力矩，使机头向回转。从而，飞机的方向平衡又得到了恢复。如图1—2—12所示。　三、飞机的侧向安定性飞行中，当飞机受到扰动其侧向平衡改变后，飞机自动依复原来侧向平衡状态的性能，叫飞机的侧向安定性。上反角：机翼前缘与水平面的夹角，叫机翼上反角(图1—2—13)。飞机的侧向安定性是靠“上反角”产生的安定力矩获得的。飞行中，如飞机受扰动产生坡度时，随飞机对称面倾斜的升力与飞机重力形成的力使飞机产生侧滑。相对气流从带坡度的一侧吹来，作用于机翼下表面。由于机翼上反角的原因，下翼的迎角增大，升力较大。另一翼的迎角减小，升力较小。两翼升力差就产生了飞机的横向安定力矩，它使飞机的坡度及侧滑得以消失，飞机的侧向平衡即得到恢复。如图1—2—14。　四、飞机的横侧安定性飞机的横侧安定性又称盘旋安定性。飞机的侧向稳定和方向稳定紧密联系互相影响。因而二者必须适当配合。横向平衡受到破坏出现侧滑，方向平衡也随之破坏。若横向安定性过强而方向安定性过弱时，横向恢复力矩过大，而造成飞机绕纵轴左右摇摆，而当侧向稳定性过弱或方向稳定性过强，平衡受到破坏后，侧向恢复力矩较小，不能减小坡度而进入螺旋。飞机的安定性与操纵性是有矛盾的，安定性过强影响操纵性。因此不同的飞机有不同的要求，如旅客机要求安定性较好，战斗机则要求操纵性较好。飞机虽然有自动恢复原来平衡状态的安定性，但平衡的恢复总要有一个过程和一段时间。如果只等着飞机自身自动恢复平衡状态，就会延误时机。飞机原来的飞行状态(速度、高度、方向等)就要改变，影响飞行任务的完成，所以，当飞机的平衡状态受扰动改变后，除依靠飞机的安定性外，飞行员还要积极、能动地及时操纵飞机，使之迅速恢复平衡状态。

Maverick.L · 发表于 2006-3-15 10:37:01

谢谢,我的空气动力学也得在好好复习啦,都快忘光了,现在开始玩这个又可以好好看书了!!!

dmh_27 · 发表于 2009-3-17 01:03:39

挖坟贴顶一下

红色伯爵 · 发表于 2009-4-7 21:17:17

今天刚学飞机的升力！

米格001 · 发表于 2009-4-18 07:04:45

学习贴顶一个~~~

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[飞控] 飞行物理学常识