导图社区 飞行原理与性能(地面专业)
这是一篇关于飞行原理与性能(地面专业)思维导图,模板内容全面覆盖《飞行原理与性能》课程的核心要点,包括飞机的飞行环境、空气动力学基础、稳定性与操纵、起飞性能、上升下降性能、巡航性能、着陆与复飞等章节的关键概念、计算公式、操作流程与性能分析,支持编辑修改,可根据学习需求补充细节、调整结构,适配课程学习、备考复习、业务培训等多种场景,帮助用户高效梳理航空专业知识,提升学习与工作效率。完整覆盖课程的全部核心内容,每个章节下细分关键知识点、概念定义、计算公式与实操要点,既保留了航空专业知识的严谨性,又具备清晰的逻辑层级,帮助用户系统搭建飞行原理的知识框架。对于航空院校的学生而言,该模板可作为课程笔记、期末复习资料、飞行员执照考试备考工具,帮助快速梳理空气动力学、飞机稳定性与操纵、起飞着陆性能、巡航性能等核心知识点,理清不同飞行阶段的关键参数、操作流程与性能分析方法,解决课程知识点零散、概念抽象、公式繁多的痛点;对于民航飞行员、机务人员等从业者来说,模板是高效的知识复盘工具,可用于业务学习、技术培训、知识巩固,快速回顾飞行原理的核心理论,强化对飞行性能、操作规范的理解;对于航空爱好者而言,模板也可作为入门学习指南,帮助系统了解飞机飞行的基本原理与性能知识,建立清晰的知识体系。
编辑于2026-05-12 10:58:32这是一篇关于飞行原理与性能(地面专业)思维导图,模板内容全面覆盖《飞行原理与性能》课程的核心要点,包括飞机的飞行环境、空气动力学基础、稳定性与操纵、起飞性能、上升下降性能、巡航性能、着陆与复飞等章节的关键概念、计算公式、操作流程与性能分析,支持编辑修改,可根据学习需求补充细节、调整结构,适配课程学习、备考复习、业务培训等多种场景,帮助用户高效梳理航空专业知识,提升学习与工作效率。完整覆盖课程的全部核心内容,每个章节下细分关键知识点、概念定义、计算公式与实操要点,既保留了航空专业知识的严谨性,又具备清晰的逻辑层级,帮助用户系统搭建飞行原理的知识框架。对于航空院校的学生而言,该模板可作为课程笔记、期末复习资料、飞行员执照考试备考工具,帮助快速梳理空气动力学、飞机稳定性与操纵、起飞着陆性能、巡航性能等核心知识点,理清不同飞行阶段的关键参数、操作流程与性能分析方法,解决课程知识点零散、概念抽象、公式繁多的痛点;对于民航飞行员、机务人员等从业者来说,模板是高效的知识复盘工具,可用于业务学习、技术培训、知识巩固,快速回顾飞行原理的核心理论,强化对飞行性能、操作规范的理解;对于航空爱好者而言,模板也可作为入门学习指南,帮助系统了解飞机飞行的基本原理与性能知识,建立清晰的知识体系。
高三一轮复习 地理湘教版——第二章地球的运动,整理了宇宙中的地球、地球的历史和圈层的重点难点,大家可以用于备考复习。
高三一轮复习 地理湘教版--第一章地球工具与地理实践,汇总了地球仪与地图和等高线的判读的重点难点,大家可以用于备考复习。可以作为学习笔记和复习资料,帮助大家系统地回顾和巩固所学知识,学生更好地理解和记忆知识。
社区模板帮助中心,点此进入>>
这是一篇关于飞行原理与性能(地面专业)思维导图,模板内容全面覆盖《飞行原理与性能》课程的核心要点,包括飞机的飞行环境、空气动力学基础、稳定性与操纵、起飞性能、上升下降性能、巡航性能、着陆与复飞等章节的关键概念、计算公式、操作流程与性能分析,支持编辑修改,可根据学习需求补充细节、调整结构,适配课程学习、备考复习、业务培训等多种场景,帮助用户高效梳理航空专业知识,提升学习与工作效率。完整覆盖课程的全部核心内容,每个章节下细分关键知识点、概念定义、计算公式与实操要点,既保留了航空专业知识的严谨性,又具备清晰的逻辑层级,帮助用户系统搭建飞行原理的知识框架。对于航空院校的学生而言,该模板可作为课程笔记、期末复习资料、飞行员执照考试备考工具,帮助快速梳理空气动力学、飞机稳定性与操纵、起飞着陆性能、巡航性能等核心知识点,理清不同飞行阶段的关键参数、操作流程与性能分析方法,解决课程知识点零散、概念抽象、公式繁多的痛点;对于民航飞行员、机务人员等从业者来说,模板是高效的知识复盘工具,可用于业务学习、技术培训、知识巩固,快速回顾飞行原理的核心理论,强化对飞行性能、操作规范的理解;对于航空爱好者而言,模板也可作为入门学习指南,帮助系统了解飞机飞行的基本原理与性能知识,建立清晰的知识体系。
高三一轮复习 地理湘教版——第二章地球的运动,整理了宇宙中的地球、地球的历史和圈层的重点难点,大家可以用于备考复习。
高三一轮复习 地理湘教版--第一章地球工具与地理实践,汇总了地球仪与地图和等高线的判读的重点难点,大家可以用于备考复习。可以作为学习笔记和复习资料,帮助大家系统地回顾和巩固所学知识,学生更好地理解和记忆知识。
飞行原理与性能
第一章 飞机的飞行环境与民用飞机概述
飞机的飞行环境
大气的主要物理参数
粘性
温度
摄氏度与开尔文温度的转化
K=273.15+°C
密度
理想气体状态方程:
主要随压强和温度的变化而变化
高度越高,空气密度越小
湿度越大,空气密度越小
空气密度越小,飞机的飞行性能越差
密度的影响因素
压强
静压、动压、总压
静压:当空气静止,静压向物体各个方向施加大小相等的力
动压:当空气运动时对壁面额外产生的力
“静”和“动”都说的是空气
总压:动压+静压
随高度增加,压强减小
压强的单位
Pa
psi
mbar
hPa
in Hg
标准大气压:1013.25hPa
米制单位与英制单位的转化
1ft=0.3048m
1m=3.2808ft
高原机场
一般高原机场
高高原机场
>8000ft
国内有21座
5000-8000ft
国内有25座
湿度
表示大气干燥程度的物理量
湿度越大,空气密度越小,飞行性能越差
压缩性
是否考虑压缩性对飞行的影响是高速飞行和低速飞行的主要区别
低速飞行不考虑压缩性
高速飞行考虑压缩性
大气分层
大气分层
对流层
平流层
中间层
电离层
散逸层
绝大部分民航飞行器载对流层内运行,少部分民航飞行器会进入平流层底层
国际大气标准
ISA偏差=实际温度-标准温度
国际大气标准
海平面高度为0ft
海平面气温为288.15K、15摄氏度、59华氏度
海平面气压为1013.2mbar或29.92Hg
海平面音速为661 NM/h
对流层高度为11km
对流层内标准温度递减率为高度每增加1000m温度递减6.5摄氏度,每增加1000ft温度递减2摄氏度
11~20km的平流层底部气体温度为常值,即-56.5摄氏度
飞机的环境包线
飞机运行的高度和温度范围
民用飞机概述
民用飞机的分类
正常类
实用类
特技类
通勤类
运输类
民用飞机的主要组成部件
机翼
副翼
襟翼
机身
尾翼
水平尾翼
垂直尾翼
起落装置
动力装置
第二章 飞机的空气动力学基础
机翼形状描述和迎角
机翼的剖面形状
翼型的分类
早期翼
梢后翼
Clark-Y翼
层流翼
对称翼
菱形翼
翼型的主要参数
翼弦
翼型前缘到后缘的连线
厚度分布
相对厚度(厚弦比)
最大厚度与弦长的比值
反应翼型的厚薄程度
最大厚度位置
最大厚度到前缘的距离与弦长的比值
中弧线
翼型上下表面相切的一系列圆的圆心连线
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
反应上下翼面外凸程度
机翼的平面形状
翼展(b)
机翼翼间之间的距离
展弦比
翼展与平均弦长的比值
展弦比的应用
低速飞机用大展弦比机翼
高速飞机用小展弦比机翼
梢根比
机翼翼间弦长与机翼翼根弦长的比值,表示机翼翼尖到翼根的收缩度
后掠角
机翼1/4弦线与机身纵轴垂直线之间的夹角,表示机翼的形状向后倾斜的程度
性质角
是速度坐标系和机体坐标系的转角
迎角
侧滑角
相对气流与迎角
飞机的相对气流方向与飞行速度方向相反
迎角(攻角)
相对气流与翼弦之间的夹角
相对气流方向是判断迎角大小的依据,只有在平飞的时候才能通过机头高低来判断迎角大小
正迎角、负迎角与零迎角
相对气流方向指向翼弦下方为正迎角,反之为负迎角
迎角的大小取决于相对气流位置和翼型位置
俯仰角
飞机纵轴与水平面的夹角
机头越高,俯仰角越大
平飞状态下,俯仰角越大,迎角越大
安装角
翼弦与飞机纵轴的夹角
地面上,安装角越大,迎角越大
低速空气动力学基础
流线和流线谱
流线
流场中的一条空间曲线,在该曲线上每点的流体微团的速度与曲线在该点的切线重合
流管
由许多流线围成的管状曲面
流线谱
所有流线的合集
流线谱的形状主要由物体的外形和物体在气流中的相对位置决定
流线谱的特点
流线谱的形状与运动速度无关
物体形状不同,空气流过物体的流线谱不同
物体与相对气流的相对位置不同,空气流过物体的流线谱不同
气流受阻,流体扩张变粗,气流流过物体外凸处或受挤压,流管收缩变细
气流流过物体时,在物体的后部都要形成涡流区
连续性定理和伯努利原理
连续性定理
当流体流过一流管时,流体质量既不会自我产生,也不会自我消失,流体将连续不断而稳定地在流管中流动,在同一时间流过流管任意截面的流体质量相等
质量守恒定律是连续性定理的基础
空气流过一流管时,流速大小与截面积成反比
伯努利原理
伯努利定理的表达
在同一流管的任意截面上、空气的静压和动压之和保持不变
能量守恒定律是伯努利定理的基础
伯努利方程
P为静压
P0为总压
同一流管下,截面积越大,流速越小,压力越大
伯努利定理的适用条件
气体连续稳定
流动的空气与外界没有能量交换,空气绝热
空气没有粘性
空气密度不变
在同一条流线或流管上
地面效应;当飞机距离地面一个翼展时产生地面效应,此时升力增大,并且诱导阻力减小
升力
压力中心
升力的着力点
压力中心的位置
迎角小于临界迎角
迎角增大,压力中心前移
迎角大于临界迎角
迎角增大,压力中心后移
剩余压力
各点静压与大气压的差值
正压
驻点
流速达到最小,正压达到最大值
负压
最低压力点
流速最大,负压达到最大值
是顺压变逆压的分离点
吸力最大的点
下表面不一定是正压面
压力系数的计算
压力系数取决于迎角和翼型,与动压无关
升力
机翼的升力产生主要是靠机翼上表面吸力的作用
升力公式
升力系数
升力系数综合体现了机翼翼型、迎角等对飞机升力的影响
阻力
附面层
指在紧贴物体表面,气流速度从物面处速度为0逐渐增大到99%主流速度的很薄的空气流动层
厚度一般为mm-cm级
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的距离的增加而增加
转捩点
层流与紊流之间的过度区域
层流的附面层薄于紊流
摩擦阻力
影响摩擦阻力的因素
附面层的类型
在紊流的附面层低层,飞机表面对气流的阻滞作用大
空气与飞机的接触面积
接触面积越大,摩擦阻力越大
飞机的表面状况
飞机表面越粗糙,摩擦阻力越大
压差阻力
飞机前后的压力差产生的阻力
压力梯度
顺压梯度
沿流动方向压强梯度减小
顺压的作用大于附面层阻力的作用,附面层内气流加速流动
逆压梯度
沿流动方向压强梯度增大
分离点
附面层的气流在空气粘性和逆压的双重作用下减速,在分离点减小为零
分离点后,附面层气流在逆压的作用下发生倒流,倒流而上的气流与顺流而下的气流在分离点相遇,使附面层气流拱起而脱离物体表面,并被主流气流卷走,使附面层气流产生分离
失速的核心原因
附面层脱离机翼表面,附面层分离后,涡流区的压强减小
机翼分离点的位置
迎角越大,分离点越靠近机翼前缘
分离点靠近机翼前缘时,涡流区压强进一步减小,压差阻力增大,反之减小
压差阻力
气流流过机翼后,在机翼的后缘部分也会产生附面层分离,形成涡流区,使压强减小;机翼前缘由于气流受阻,压强增大,机翼前后缘形成压差
压差阻力的大小关系
迎风面积大,压差阻力越大
迎角越大,分离点越考前,压差阻力越大
影响压差阻力的因素
迎风面积
迎风面积越大,压差阻力越大
形状
前段圆钝、后面细尖的流线型体,压差阻力小
迎角
迎角越大,压差阻力越大
干扰阻力
飞机各部分之间由于气流的相互干扰而产生的额外阻力
减小干扰阻力的办法
1.考虑部件的形状和安装位置
2.为各个部件安装整流盟皮
废阻力(零升阻力、寄生阻力)
诱导阻力
翼尖涡
上下翼面气流在后缘处具有不同方向的流向,形成翼尖涡,翼尖涡向后移动即形成翼尖涡流。
机翼上的升力越大,产生的翼尖涡越强
翼尖涡的方向
翼尖涡向机体方向旋转
翼梢小翼可以减小诱导阻力
下洗作用
下洗速度
翼尖涡在机翼剖面会诱起沿垂直于相对气流方向的诱导速度,方向在整个机翼展长范围内都是向下的
下洗流
下洗速度影响流过翼型的气流向下倾斜,称该气流为下洗流
下洗角
下洗流与相对气流之间的夹角
有效迎角
下洗流与翼弦之间的夹角
诱导阻力
下洗作用使得飞机迎角增大,实际升力指向飞机斜后方,向后的分力即为诱导阻力
诱导阻力大小和飞行速度的平方成反比
展弦比越大,诱导阻力越小;升力越大,诱导阻力越大
飞机的低速气动特性
升力特性
升力系数
升力特性是飞机升力系数的变化
表示飞机的迎角、机翼形状对飞机升力的影响
在中小迎角范围,升力系数与迎角呈线性变化,升力系数随迎角的增大而增大 在较大的迎角范围,升力系数增加趋势减缓,呈曲线增加 到达临界迎角升力系数达到最大值 超过临界迎角,随着迎角增大,升力系数减小,进入失速区
零升迎角和零度迎角
升力系数曲线斜率
升力系数增量与迎角增量之比的极限值
反应了迎角改变时升力升力系数的变化程度,是影响飞机操稳特性的重要参数
阻力特性
阻力系数
阻力特性是飞机阻力系数的变化
飞机的阻力系表示飞机的迎角、机翼形状和机翼表面对飞机阻力的影响
阻力系数随迎角的增大而持续增大 超过临界迎角之后,阻力系数增幅提升
在中小迎角范围,迎角增大,飞机的阻力系数怎加缓慢,此时阻力主要以摩擦阻力为主 在较大迎角,飞机的阻力主要以压差阻力和诱导阻力为主 超过临界迎角,压差阻力急剧增大,导致整体阻力急剧增大
最小阻力系数在零度迎角附近
升阻比特性
同一迎角下,升力系数与阻力系数之比
升阻比的大小主要随迎角变化而变化
对于低速飞行器,升阻比越大,飞机的空气动力性能越好,对飞行越有利
升阻比曲线
从零升迎角到最小阻力迎角,迎角增大,升力系数随迎角呈线性增加;废阻力系数变化小,故阻力系数的增加缓慢,升阻比增加,到达最小阻力迎角,升阻比最大
高速空气动力学基础 (马赫数>0.4)
音速与扰动波的传播
音速的大小
扰动波传播影响区域
运动速度小于音速时
运动速度等于音速时
运动速度大于音速时
马赫数与压缩性
马赫数的计算
在可压缩气流中,气流速度相对变化同密度相对变化之间的关系
飞行马赫数和局部马赫数
飞行马赫数(自由来流马赫数)
指离飞机足够远,不受飞机影响的气流的马赫数
局部马赫数
物体表面的实际气流速度
临界马赫数与激波
临界马赫数
随着马赫数的增加,机翼上的最低压力点达到音速,此时飞机的飞行马赫数
最快的局部马赫数达到1.0时对应的飞机飞行马赫数
安装后掠角可以提高临界马赫数
激波
流过机翼表面的气流超过音速后,扰动来不及传到飞机前方,飞机前方的气流受到飞机突越式的压缩,形成集中的强扰动,出现一个压缩过度的界面
正激波与斜激波的区别
相同马赫数下,正激波有更大的压缩
激波阻力
由于激波分离而产生的额外阻力
激波阻力会使飞机的阻力增大,油耗升高
飞机飞行速度超多临界马赫数就会产生激波
飞机的高速气动特性
翼型压力系数基本按同一系数放大,导致“吸处更吸、压处更压”
阻力发散马赫数
随着马赫数的增大,阻力系数关于自由来流马赫数偏导数等于0.1时所对应的马赫数
随着马赫数的增加,在亚音速范围内飞行,飞机的阻力系数变化不大
随着马赫数的增加,飞机的飞行速度超过阻力发散马赫数,飞机的激波阻力增大,阻力系数增大
高速升力特性曲线
提高临界马赫数的方法
超临界翼型
特点
头部半径非常大,上下表面较为平坦,后缘弯曲较大,下边面有反凹
缺点
升力系数较低
带来了巨大的低头力矩
后掠翼设计
后掠翼的升力大小由垂直与前缘的有效分速所决定
特点
对称气流经过后掠翼,可以将气流速度分解到垂直于机翼前缘和平行于机翼前缘
后掠翼的临界马赫数比相同剖面平直翼的大是高亚音速飞机采用后掠翼的主要原因
飞机的高度测量和速度测量
高度测量
常用的气压高度
标准海压QNE
飞机距ISA海平面的垂直距离
场压QFE
机场标高或跑道入口标高
修正海压QNH
按照场压所调定的高出平均海平面的高度
各种高度
机场标高
以平均海平面为基准
高和高度
相对于海平面的距离为高度
相对于任意平面的距离叫高
速度测量
真空速TAS
飞机相对于空气的真实速度
直线飞行中,迎角与TAS一一对应,但对应关系随高度而变
指示空速(表速)IAS
飞机的空速表的读数
直线飞行中,迎角与IAS一一对应,对应关系不随高度变化
矫正空速
在IAS基础上修正了仪表误差、位置误差的速度
当量空速
在IAS基础上修正了所有的误差速度
地速GS
表示飞机在一种固定的地面坐标系中的飞行速度
GS=TAS+WS
第三章 飞机的稳定性与操纵
飞机的平衡
机体轴及对应转动
横轴
俯仰(pitch)
角速度和力矩按照右手螺旋法判定正负
纵轴
滚转(roll)
立轴
偏航(yaw)
重心的位置表示
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比
重心的前后位置常用重心在MAC上的投影到该翼弦前端的距离占该翼弦的百分比表示
重心位置越考前,飞机的方向稳定性越强
重心靠后,飞机总升力增加,总阻力减小
平均空气动力弦 MAC
假象的矩形翼
面积、空气动力及俯仰特性与原机翼相同
飞机的平衡
横轴:俯仰平衡
飞机的各俯仰力矩平衡,迎角不变
俯仰力矩
机翼
一般情况下产生向上升力,低头力矩
产生的俯仰力矩只取决于飞机的重心位置、迎角和飞机构型
重心后移较多切迎角很大时,产生抬头力矩
水平尾翼
一般情况下产生向下升力,抬头力矩
推力
通过调整与飞机重心的位置关系产生围绕重心的力矩
注意重心位置
立轴:方向平衡
作用于飞机的各偏转力矩之和为零,侧滑角不变或为零
侧滑是只相对气流方向与飞机对称面不一致的飞行状态
偏转力矩
两翼阻力对重心产生的偏转力矩
垂尾对重心产生的偏转力矩
双发或多发飞机拉力不对成产生的偏转力矩
纵轴:横侧平衡
作用于飞机的各滚转力矩之和为零,坡度保持不变
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
飞机的稳定性
稳定力矩和阻尼力矩
稳定力矩
方向始终指向原平衡位置的力矩
阻尼力矩
方向始终与运动方向相反的力矩
静稳定性
受扰后出现稳定力矩,具有回到原平衡状态的趋势
动稳定性
受扰后出现阻尼力矩,最终使物体回到原平衡状态
俯仰稳定性
俯仰稳定力矩
俯仰稳定力矩主要由平尾产生,一般平尾的安装角小于机翼的安装角
焦点:飞机迎角改变时附加升力的着力点
焦点位于重心之后,飞机具有俯仰稳定性
焦点和重心重合,飞机俯仰中立不稳定
焦点位于重心之前,飞机没有俯仰稳定性
俯仰阻尼力矩
俯仰阻尼力矩主要由平尾产生
俯仰稳定性不能保持高度不变,只能保持迎角不变
方向稳定性
方向稳定力矩
主要由垂直尾翼产生
上反角和后掠角通过阻力产生方向稳定性
上反角使侧滑前翼的迎角更大,阻力越大
后掠角使侧滑前翼的相对气流有效分速度增大,阻力更大
方向阻尼力矩
主要由垂尾产生
方向稳定性与侧滑角
左侧风使飞机向左偏转,同时飞机带右坡度,导致右侧滑,右侧滑使飞机右坡度消失,但飞机左偏转使得推力与速度不一致,最终飞机偏离原航向向左飞行
侧滑角:飞机对称面与相对气流方向的夹角
飞机的方向稳定性只能保持侧滑角,而不能保持飞机的航向不变
横侧稳定性
飞机产生滚转必然会产生侧滑
横侧稳定力矩
上反角
飞机产生滚转使得侧滑前翼迎角大于侧滑后翼,侧滑前翼的升力大于侧滑后翼的升力
后掠翼
飞机产生滚转使得侧滑前翼相对气流有效分速度增加,升力大于侧滑后翼的升力
上单翼
气流被机体阻挡,侧滑前翼上下表面压差增大,升力大于侧滑后翼升力
上单翼飞机横侧稳定性强于下单翼飞机
垂直尾翼
飞机产生侧滑,被风给吹回去
横侧阻尼力矩
主要由机翼产生
飞机产生滚转使得侧滑前翼迎角大于侧滑后翼,侧滑前翼的升力大于侧滑后翼的升力
荷兰滚和失速螺旋
荷兰滚(飘摆不稳定)
横侧稳定性过强方向稳定性过弱
失速螺旋(螺旋不稳定)
方向稳定性过强横侧稳定性过弱
飞机的操作性
飞机的主操纵面
升降舵
拉杆升降舵上偏,机头上仰
俯仰姿态改变会影响飞机的迎角和空速
副翼
压右杆,左副翼下偏,右副翼上偏,飞机右倾
两侧机翼阻力改变,机头向副翼下偏侧偏转;反副翼偏转
副翼的分类
差角副翼
阻力副翼
开缝副翼
方向舵
蹬左舵方向舵左偏,机头左偏
飞机会产生与偏转方向相同的滚转
飞机的气动性补偿
角平衡铰链
内平衡铰链
镶入式铰链
飞机的调整片
平衡调整片
反平衡调整片
弹簧伺服调整片
飞机的增升装置
主要的增升装置
前缘缝翼
后缘襟翼
分裂襟翼
简单襟翼
开缝襟翼
后退襟翼
后退开缝襟翼
前缘襟翼
增升装置原理
增大翼型弯度,提高上下翼面压力差
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
第四章 起飞
起飞的定义
对于正常类和实用类:飞机从跑道开始滑跑,到上升到距离起飞表面50英尺高度,速度达到安全速度的过程
运输类:飞机从跑道开始滑跑到离地高度不低于1500英尺,完成起飞到航路的构型转换,速度不低于1.25Vs,爬升梯度达到规定值的过程
起飞场道阶段:飞机从地面开始滑跑到离地35英尺,速度不低于起飞安全速度
起飞航道阶段:从起飞场道阶段到起飞结束
起飞的三个阶段
空间位置分
地面段
空中段
按照主轮离地开始划分
起飞阶段
起飞滑跑
抬前轮离地
初始上升
起飞中的速度概念
最小速度
最小操纵速度VMC
关键发动机
地面上:上风方向最外侧的发动机
空中:给主液压系统供压的发动机
空中最小操纵速度VMCA
单发停车后能维持飞机稳定直线飞行的最小速度
坡度不大于5度的直线飞行
维持操纵所需的方向脚舵蹬力不超过150磅
VMCA不得大于相应构型下的失速速度的1.2倍,不得大于空中飞行速度
影响因素
发动机推力
安装位置
飞机重量
舵面效应
地面最小操纵速度VMCG
单发停车后仅通过气动操作面维持飞机稳定直线飞行的最小速度
侧向偏移量不超过30英尺的直线滑行
维持操纵所需的方向脚舵蹬力不超过150磅
影响因素
机场气温及标高
安装位置
飞机重量
失速速度VS
失速:飞机迎角超过临界迎角后,不能保持正常飞行的现象
失速对应最大升力系数VS1g
常规失速速度VS
基准失速速度VSR
最小离地速度VMU
指飞机以最大允许的地面俯仰姿态离地的最小速度,在全发或一发失效的情况下飞机能够安全离地并继续起飞,不对出现机尾擦地的最小速度
发动机故障速度VEF
最大刹车能量速度VBE
最大轮胎地速Vtire
起飞速度
抬前轮速度VR
开始拉杆抬轮以增大飞机的迎角的速度
起飞决断速度V1
决断速度,可以安全的继续起飞或中断起飞,中断起飞的距离和继续起飞的距离都不对超过可用的起飞距离
V1>=VEF+delat V
V1<=VR
V1<=VMBE
起飞离地速度VLOF
升力等于重力一瞬间的速度
起飞安全速度V2
在发动机发生故障时在高出跑道表面35英尺处必须达到的爬升速度
该速度能确保飞机有足够的稳定性和操作性,确保飞机起飞后能安全爬升
最后起飞速度VFTO
起飞距离
跑道的定义
跑道道肩
跑道侧安全道
跑道端安全道
起飞跑道以外被指定可用于中断起飞时飞机减速的一个区域
使用安全道可以提高飞机的起飞性能
净空道
跑道头的一段宽度不小于500ft,沿跑道方向的向上延伸的坡度不大于1.25%,无障碍物的一块区域
净空道可以供全发起飞和继续起飞空中段使用
可用距离
可用起飞滑跑距离TORA
跑道长度
可用起飞距离TODA
跑道长度+可用净空道长度
可用加速停止距离ASDA
跑道长度+停止停止道长度
起飞距离TOD
干跑道
单发失效
从开始起飞到飞机爬升高于起飞点35ft的距离
全发工作
从开始起飞到飞机爬升高于起飞点35ft的距离的115%
湿跑道
单发失效
从开始起飞到飞机爬升高于起飞点35ft的距离
全发工作
从开始起飞到飞机爬升高于起飞点35ft的距离的115%
起飞滑跑距离TOR
干跑道
湿跑道
中断起飞所需距离ASD
飞机加速到V1并且在到飞机完全停止再加上飞机以V1速度运动2秒所覆盖的距离总和
影响起飞距离的因素
飞机重量
大气密度
风
跑道条件
起飞爬升的梯度限制
起飞一航段
自基准零点开始,到起落架完全收上
该段襟翼处于起飞位置,发动机处于起飞工作状态
速度保持在V2-V2+20kt之间
起飞二航段
等表速爬升阶段,从起落架完全收上到高度不低于400ft
保持起飞襟翼
速度保持在V2-V2+20kt之间
起飞三航段
减小上升角或改平使得飞机增速,分几次将襟翼完全收起,同时增速到襟翼全收的速度
发动机用最大上升工作状态
起飞四航道
增速到规定速度,并保持该表速上升到不低于1500ft,使用最大上升推力
起飞越障
障碍物保护区
在一定重量下,预定净起飞飞行轨迹以35英尺的余度超越所有障碍物
对于仪表飞行规则,预定航迹的航向变化小于15度时,为600米,大于15度时,为900米
涡轮发动机驱动飞机的起飞限制
传统飞行程序:
总上升梯度和净上升梯度
总上升梯度:根据飞行性能手册计算得到的上升梯度
净上升梯度:总上升梯度减去一个安全余量
双发0.8%
三发0.9%
四发1.0%
起飞性能优化
优化起飞程序增大起飞重量:改进爬升
用于场地限制的最大起飞重量大于上升梯度显示的最大起飞重量较多
减推力起飞
假设温度法减推力起飞
通过一个比机场外界高的假设温度来确定需要的推力
减功率减推力起飞
起飞分析表
第五章 上升与下降
上升
飞机沿倾斜向上的轨迹做等速直线的飞行
飞机上升的受力分析
升力L
重力W
推力T
阻力D
L<W
T>D
上升角
上升梯度
定义:飞机上升高度与前进的水平距离之比
计算
陡升速度Vx
定义
飞机能够获得最大上升角和上升梯度的速度
剩余推力最大时的速度
喷气式飞机的最大上升陡升速度就是最小阻力速度
螺旋桨飞机的最大陡升速度是最小功率速度
喷气式飞机的陡升速度小于螺旋桨飞机的陡升速度
上升率
飞机的垂直速度(ft/min)
最大上升率速度Vy
定义
飞机能获得最大上升率的速度
剩余功率最大时的速度
喷气式飞机的Vy
Vy=1.32VMD
螺旋桨飞机的Vy
Vy非常接近最小阻力速度VMD
Vx稍小于最小阻力速度VMD
上升的速度
等表速/马赫数爬升
典型上升程序的表示方法
250Kt/290Kt/0.78M
1.从1500ft到10000ft,保持等表速250Kt爬升 2.在10000ft高度加速到290Kt 3.保持290Kt等表速爬升到HC(转换高度) 4.在HC处转换为0.78M等马赫数爬升只爬升顶点
等表速/马赫数爬升剖面图
陡升速度爬升
当升阻比最大的时候爬升梯度最大,是最优的越障或梯度策略
快升速度爬升
对应最大爬升率爬升,用于燃油成本上升
最低成本速度爬升
成本指数越大,说明小时成本占总成本比例大,反之则燃油成本占成本比例大
影响上升性能的因素
飞机重量
上升角
飞机重量增加,剩余推力减小,上升角减小,陡升速度Vx增加
上升率
飞机重量增加,剩余功率减小,上升率降低,Vy增加
飞机构型
上升角
飞机表面不光洁,阻力增大,飞机剩余推力减小,上升角减小,Vx减小
上升率
飞机表面不光洁,剩余功率减小,上升率减小,Vy减小
气温
气温升高,飞机有效功率和推力均减小,Vx、Vy均减小
高度
高度升高,飞机有效功率和推力均减小,Vx、Vy均减小
风向
风向只会影响上升角,不会影响上升率
逆风增大上升角,顺风减小上升角
升限
理论升限:飞机最大上升率为零的理论高度
使用升限
喷气式飞机:500ft/min
螺旋桨飞机:100ft/min
座舱的压力高度
座舱压力高度
舒适座舱高度
8000ft
最大座舱高度
15000ft
座舱高度变化率
上升率
500ft/min
下降率
350ft/min
座舱余压
8.6磅/平方英尺
第六章 巡航
飞机巡航时的受力分析
受力分析
升力平衡于重力
升力=重力+平尾附升力
L=W
推力平衡于阻力
推力等于阻力
T=D
飞机巡航所需参数
平飞速度V平飞
公式
主要影响因素
飞机重量越大,平飞速度越大
飞机升力系数越大,平飞速度越小
所需推力T平飞
公式
平飞所需推力与飞机重量呈正比,与飞机升阻比成反比
随平飞速度增大,平飞所需推力先减小后增大
所需功率N平飞
随平飞速度的增大,平飞所需功率先减小后增大
巡航经济性
航程计算公式
航程燃油比SR
消耗单位燃油飞机所飞行的距离
航油里程SR越大,航程越远
重量对SR的影响
随着巡航的进行,燃油消耗,飞机重量减小,SR逐渐增加
燃油流量FF
飞机单位时间内消耗的燃油量
燃油消耗率SFC
产生单位推力,在单位时间内所消耗的燃油量
典型的巡航方式
最大航程巡航MRC
长航程巡航LRC
LRC以较小的燃油里程减小为代价换取较大的速度增加
LRC航程约比MRC航程减小1%
随着巡航的进行,燃油消耗,飞机的重量逐渐减小,固定马赫数巡航的SR比LRC巡航的燃油里程小的多,因此固定马赫数巡航的燃油消耗比LRC巡航的燃油消耗更多
随着重量的减小,固定马赫数巡航的马赫数比LRC巡航的马赫数更大,飞行时间更短
等马赫数等高巡航
优点:速度固定,易于飞行管理,便于时间控制
缺点:不是始终保持SR最大飞行,随着重量减小,SR逐渐偏离最大值,导致燃油消耗增加
阶梯巡航
采用接近优化高度的阶梯爬升,每次爬升不大于4000ft
偏离最佳高度对飞机燃油消耗影响巨大
成本指数与经济巡航马赫数
航司的成本构成
直接运营费DOC
油费
时费
常值费用
计算公式
DOC随马赫数的变化
成本指数与经济巡航马赫数
经济马赫数
DOC对应的最小马赫数
成本指数CI
时费/油费
对成本指数的分析
成本指数越高,说明时费越高或油价越低,经济巡航马赫数大
成本指数越低,说明油价越高或时费越低,经济巡航马赫数小
成本指数为零,经济巡航马赫数定于远航马赫数
成本指数为最大值,则经济巡航马赫数为飞行最大速度
影响航程的因素
重量
温度:随着温度升高,发动机油耗升高,燃油里程和航程缩短
巡航飞行时,顺风使航程增长,逆风使航程缩短
有梯度风时,飞行员是否应该改变飞行高度取决于梯度风的大小和偏离最佳巡航高度巡航性能变差的快慢
影响巡航性能的因素
马赫数一定时最佳高度的确定
影响航程的因素
逆风和顺风对航程的影响
降低飞行高度,飞机偏离远航高度,巡航性能变差,使得飞机航程减小
飞行员应当把飞机降低到使航程增加量大于使航程减小量的飞行高度上
间接运营费IOC
航路越障、飘降与供氧
航路越障的分析
由于发动机停车引起的附加阻力,使飞机的升阻比减小,通常飞机的航程缩短
单发失效时航路净飞行轨迹数据应当复合下列两项要求之一
在预定航迹两侧各25km范围内所有地形和障碍物上空至少300m的高度上有正梯度
能以至少600m的余度垂直超越预定航迹两侧各25km范围内所有地形和障碍物,并在发动机失效后飞机要着陆的机场上空450米的高度上有正梯度
飘降程序
飘降分析:确保航路任意一点出现发动机失效,净航迹满足越障要求的分析
发动机在爬升中故障
若净航迹以至少1000ft的余度越过障碍物,则航线分析完成,且在爬升的任何时候,都可以保证越过障碍物
若净航迹不能以1000ft的间隔飞越至少一个障碍物,则减小起飞重量并重新计算净航迹直至满足要求
发动机在巡航高度层故障时的方法
无返回点NRP
过该点后不能返回,否则不满足2000ft的净航迹越障余度
继续点CP
过该点后可继续前飞,因为可以保证2000ft的净航迹越障余度
1.剩余的发动机推力选择为最大连续推力 2.减速到有利飘降速度 3.以有利飘降速度爬升或下降,直到飘降升限
净梯度=总梯度-梯度损失
改平后的三种飞行方式
保持飘降速度飞行,随燃油消耗,飞机重量减轻,飞机高度不断增加。
改平后保持高度,随燃油消耗,飞机重量减轻,速度会逐渐增加到 LRC 速度。然后保持 LRC 速度,
改平后立即降低高度到该重量对应的 LRC 高度,然后等高飞行。随重量的降低,速度逐渐减小
应急下降程序: 1.断开自动油门收到慢车,放出扰流板,推杆使飞机以10度俯角转入下降,但不得出现负过载 2.通常在应急下降过程中应放下起落架,以增大下降率,但必须满足相应规定
供氧
氧气系统
化学氧系统
规格 12分钟、15分钟、22分钟
优点:低成本、轻重量
氧气流量仅由时间决定,与客舱高度无关
气体氧系统
氧气流量取决于高度,高度越低,氧气流量越小,低于10000ft,没有氧气流量
化学氧气系统比氧气瓶供氧系统的成本低并且重量轻,且氧气剖面是固定的
法规供氧要求
>15000ft:供应100%的旅客
15000ft(含)-14000ft:供应30%的旅客
14000ft(含)-10000ft:供应10%的旅客
10000ft(含)-8000ft:客舱释压后供应2%的旅客
飞机的盘旋性能
盘旋的运动方程
高度不变
半径不变
速度不变P=D
飞机的载荷因数
载荷因数
载荷与飞机重力的比值
立轴方向的载荷因数n,指飞机的升力与重量的比值
限制载荷因数和极限载荷因数
限制载荷因数:飞机结构必须能够承受限制载荷因数而无有害的永久变形
极限载荷因数:飞机结构必须能够承载极限载荷因数至少3秒而不破坏,为前者的1.5倍
典型飞行状态的过载
平飞
上升
下降
盘旋
坡度越大,过载越大
飞机盘旋性能参数
盘旋所需速度
盘旋所需拉力
盘旋所需功率
盘旋半径
盘旋半径与速度平飞成正比,与坡度正切成反比
盘旋时间
盘旋时间与速度平飞成正比,与坡度正切成反比
盘旋角速度
保持坡度,增大速度就减小量转弯角速度
飞机盘旋能力限制
飞机结构强度限制
失速边界限制
发动机功率限制
抖动与巡航速度范围
抖振
飞机气流紊乱流动导致飞机的控制面产生微小且快速的运动现象
低速抖振
随迎角增大,气流分离出现,漩涡形成,当迎角大于抖动迎角时,气流出现严重分离,漩涡强度增加,飞机出现抖动
高速抖振
随着飞行速度的增加,形成局部激波,上表面翼面气流出现分离,随着速度增加,气流分离越来越严重,飞机出现抖动,最后飞机进入失速,称为激波失速
第七章 着陆与复飞
着陆的定义与基本操作
着陆定义:飞机以3度下滑角,从50ft高度过跑道头开始,下降接地滑跑直至完全停止运动的整个过程
着陆过程
下降
以3度下滑角下降,使飞机以50ft和VREF过跑道头
VREF为当前构型飞机失速速度的1.3倍
着陆进场参考速度,主要由飞机的着陆重量与襟翼位置决定
拉平
在规定高度开始拉杆并收油门,使飞机退出下降角,形成接地姿态
最迟在接地前,油门要全部收完
拉平中姿态的变化:飞机俯仰姿态和迎角逐渐增大,下降率逐渐减小,飞机的速度和下降率也不断减小
接地
小飞机要求轻两点接地,大飞机扎实接地
着陆滑跑
着陆中的制动限制
刹车及刹车防滞系统
着陆中的基本制动手段,低速滑跑时提供近70%的减速力
自动刹车的特点
延迟时间段,缩短着陆距离
有效减轻机组工作负荷
降低刹车和机轮磨损,提高刹车装置的使用寿命
为获得最大制动力,可用人工刹车超控自动刹车
刹车防滞系统通过调节刹车压力从而使机轮维持最佳打滑率
扰流板
通过破坏机翼升力,提高作用于机轮上的正压力而增强刹车效果
反推
最佳减速效果是在高速滑跑阶段
在湿跑道或人工刹车的情况下,反推减速效果显著
着陆距离
可用着陆距离LDA
指公布的跑道可用着陆距离,通常等于跑道长度TORA,可能会比跑道的总长度短
停止道:长度是跑道的一部分,但是不能用于着陆计算
净空道也不能用于着陆
审定着陆距离
条件
制动措施
刹车(最大人工刹车)
扰流板
防滞系统
不带反推
考虑的条件
ISA温度
跑道无坡度
干跑道
不考虑使用
自动刹车
自动着陆系统
HUD
审定着陆距离是从过跑道头50ft开始,到跑道上实现全停所要求的距离
所需着陆距离RLD
所需着陆距离=审定着陆距离+安全余量
RLD干=1.67审定着陆距离干
RLD湿=1.15RLD干
所需着陆距离和放行前评估
RLD=审定着陆距离+安全余量
实际着陆距离和到达前评估
条件
制动措施
刹车
扰流板
防滞系统
反推
考虑的条件
报告的气象和跑道条件
实际进近速度
实际温度、跑道坡度
实际飞机重量、构型
可以考虑使用
自动刹车
自动着陆系统
HUD
到达前所需着陆距离评估=实际着陆距离+15%
复飞限制
复飞梯度限制
进近爬升
对应的是飞机的爬升能力,前提是假设一台发动机不工作
进近爬升的最低梯度要求
双发:2.1%
三发:2.4%
四发:2.7%
复飞越障
飞机的最大着陆重量
飞机结构强度限制
着陆机场的可用场地长度限制
复飞梯度限制
复飞越障限制
轮胎速度限制
刹车能量限制
分离点和转捩点的区别
1.转捩点是层流变化为紊流的点、分离点是顺流变为倒流的点
2.分离点可以在层流区,也可以在紊流区
3.转捩点和分离点的物理含义完全不同