飞机飞行原理及过程

第二章　飞机及飞行原理

本章学习目标

1.了解飞机的结构。

2.了解飞机的飞行原理。

飞机指具有机翼，一具或多具发动机的靠自身动力驱动前进，能在太空或者大气中自身的密度大于空气的航空器。自从飞机发明以后，飞机日益成为现代文明不可缺少的交通工具。它深刻地改变和影响了人们的生活，开启了人们征服蓝天的新篇章。

第一节　飞机的结构

自世界上出现飞机以来，其结构虽经不断改进而使其外貌不尽相同，甚至相差极大，但其主要组成部分却大体一致。飞机基本部分可以分为机身、机翼、尾翼、起落架、动力装置和仪表设备等几个大部分，通常把机身、机翼、尾翼、起落架这几个构成飞机外部形状的部分合称为机体。它们的尺寸大小及位置变化影响着飞机的使用性能及运行效率。

飞机还可按组成部件的外形、数目和相对位置进行分类。

按机翼的数目，可分为单翼机、双翼机和多翼机。按机翼相对于机身的位置，可分为下单翼、中单翼和上单翼飞机。

按机翼平面形状，可分为平直翼飞机、后掠翼飞机、前掠翼飞机和三角翼飞机。

按水平尾翼的位置和有无水平尾翼，可分为正常布局飞机(水平尾翼在机翼之后)、鸭式飞机(前机身装有小翼面)和无尾飞机(没有水平尾翼);正常布局飞机有单垂尾、双垂尾、多垂尾和V型尾翼等型式。

按用途可分为战斗机、轰炸机、攻击机、拦截机。按推进装置的类型，可分为螺旋桨飞机和喷气式飞机;

按发动机的类型，可分为活塞式飞机、涡轮螺旋桨式飞机和喷气式飞机;按发动机的数目，可分为单发飞机、双发飞机和多发飞机。

按起落装置的型式，可分为陆上飞机、水上飞机和水陆两用飞机。

还可按飞机的飞行性能进行分类:

按飞机的飞行速度，可分为亚音速飞机、超音速飞机和高超音速飞机。

按飞机的航程，可分为近程飞机、中程飞机和远程飞机。

视窗:民航运输机的分类

(1)按用途分:可分为民用飞机、军用飞机。民航运输机是民用飞机中的一类，包括客机、货机和公务机等。

(2)在民航业内，一般把飞机按旅客座位数分为大型飞机(旅客座位数＞200)、中型飞机(旅客座位数100～200)和小型飞机(旅客座位数＜100)。

(3)按机身直径分:机身直径大于3.75m称为宽体客机，机身直径小于3.75m称为窄体客机。

(4)按发动机分:涡喷式飞机、涡扇式飞机和涡桨式飞机等。

(5)按飞行速度分:低速飞机速度小于400km/h;亚声速飞机一高亚声速飞机马赫数为0.8～0.89(1马赫= 1224km/h);超声速飞机马赫数大于1。

(6)按任务性质分:客机和货机。

在我们常见的飞机中，波音747、波音787，空客380等属于大型宽体亚声速飞机;波音737、波音757，空客319、空客320等属于中型窄体亚声速飞机;国产新舟60等属于小型窄体飞机。而在20世纪曾经辉煌过的“协和”号，则是超声速飞机。

一、机身

机身是飞机的主要部分，机身呈现长筒形状，把机翼、尾翼和起落架连在一起，它的前头部分即机头，装置驾驶舱用来控制整个飞机，中部是客舱(载客分头等舱、商务舱、经济舱)和货运舱(用来装载货物、燃油及各种必需的设备)。机身后部则与尾翼相连。

机翼用来产生支持飞机重量的升力，使飞机能在空中飞行。尾翼用来操纵飞机俯仰或偏转，并保证飞机能平稳地飞行。机身用来装载人员、物资和各种设备。起落架用于起飞、着陆滑跑和滑行，停放时支撑飞机。动力装置用来产生推力或者拉力，使飞机前进。

机身设计时要考虑三方面的因素:一是要载人载物，二是起到连接飞机其他部位的作用，三是在空气中受到的阻力必须尽量小。从空气动力学的角度出发，要同时满足这些条件，机身的形状必须是长筒形，为了减少阻力，机身前端要缩小，呈流线型;为了防止在起飞抬头时机尾擦地，机尾就要向上翘起并且缩小。于是，典型的机身都是一个中间粗两头小的长筒。

由一组成型的隔框用多根长梁串接起来构成骨架，外边再用蒙皮包上就形成了机身。机身中间的多数隔框规格尺寸完全相同，一来加工方便，二来制造商可以在中间通过增减几个框架就能使机身加长或缩短，这样同一种型号的飞机就由于机身尺寸的改变而出现一系列的变型，可以满足不同用户的要求。

在使用方面，应要求机身具有尽可能大的空间，使它的单位体积利用率最高，以便能装载更多的人和物资，同时连接必须安全可靠;应有良好的通风加温和隔音设备;视界必须广调，以利于飞机的起落。

在气动方面，机身的迎风面积应减少到最小，表面应光滑，形状应流线化而没有突角和缝隙，以便尽可能地减小阻力。

在保证有足够的强度、刚度和抗疲劳能力的情况下，应使机身的重量最轻。对于具有气密座舱的机身，抗疲劳的能力尤为重要。

机身的结构形式有3种:(1)梁式机身由4根桁梁承受机身的全部或大部分弯曲正应力。蒙皮较薄，只承受扭矩和横向剪切力。桁条较少，用于支持蒙皮或承受少量轴向力。这种结构形式多用于机身口盖较多的部位。如歼击机的前机身有较多的大开口(座舱盖、前起落架舱盖、电子设备舱和武器舱口盖等)，蒙皮不可能受力，宜用梁式结构。(2)半硬壳式机身没有强的桁梁。密布的桁条与蒙皮一起承受弯曲正应力。这种结构重量较轻，机身上凡是开口较少的部位大多采用这种结构形式。(3)硬壳式机身没有桁梁和桁条。为了改善蒙皮的支持情况，沿机身长度方向布置有较密的普通框，有时也称密框结构。一般用在弯矩很小而又无大开口的部位。有些轻型飞机为便于制造而采用硬壳式机身。

飞机的机身还按规定喷涂有国籍登记标志。根据国际民用航空公约的规定，从事国际航行的每一航空器都应载有国籍标志和登记标志。中国民用航空器的国籍标志为“B”，登记标志为阿拉伯数字、罗马体大写字母或二者的组合。国籍标志和登记标志之间有一个短横线“-”。中国大陆地区航空器国籍和登记标志格式为B-XXXX(编号为四位数字);香港、澳门地区为B-XXX(编号为三位字母);台湾地区为B-XXXXX(编号为五位数字)。

在飞机外表绘制的国籍和登记标志的位置、字体大小必须符合以下规定:

(1)在机翼和机尾之间的机身两侧，右翼的上表面、左翼的下表面。

(2)喷在机翼上的每个字的高不得小于50cm;喷在其身上的不得小于30cm。字的宽度应是高的2/3，每两个字之间的间隔宽度不小于字宽的1/4。

(3)机身两侧标志要对应，机翼上字母或数字的顶端与前、后缘的距离要相等。

(4)国籍登记的字母必须用正体大写，字母和数字都不加装饰，每个字必须用实线构成，颜色与背底呈鲜明对照。

目前我国民航飞机登记标志编号如下:

0字头号段，滑翔机，如气球B-0005，“海燕”;

2字头号段，大型喷气运输机，如B-2456(波音系列如波音747、波音737、波音707等);

3字头号段，小型喷气、螺旋桨式运输机，如B-3441，“运七”;

5字头号段，波音系列飞机(新增号段)波音737-800: B-5111;

6字头号段，空客系列飞机如空客319-100: B-6014;

7字头号段，旋翼机，固定翼小型飞机，如赛斯约: B-7900，贝尔212: B-7710;

8字头号段，农用飞机、固定翼公务机和教练机，如“湾流”IV: B-8080，运5: B-8001，TB200: B-8830;

9字头号段，一些小型固定翼飞机，飞艇和教练机，如B-9000，B-9003(飞艇)。

二、机翼

机翼是飞机的重要部分，机翼一般分为左右两个翼面，机翼除了提供升力外，还作为油箱和起落架的安放位置，机翼的翼尖两点之间的距离称为翼展，机翼的剖面称为翼型，翼型要符合飞机飞行速度范围并产生足够升力。

机翼内部的空间除了安装机翼表面各种附加翼面的操纵装置外，主要部分是用来存储燃油的油箱，机翼上的燃油载量大约占全机燃油的1/4;机翼的主要功能是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操纵作用。在机翼上一般安装有副翼、襟翼和扰流板。操纵副翼可使飞机滚转，收放襟翼可使机翼面积改变。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各不相同。机翼还用来安放起落架舱。

(一)机翼的形状和位置

飞机的升力主要由机翼产生。为了增大机翼的面积，早期的飞机设计师们就造出了多层机翼的飞机，有二层的、三层的甚至还有四层的，它们被称为双翼机、三翼机等。以后，由于技术改进使飞机的飞行速度提高，从而获得了更大的升力，飞机就不再依靠增加机翼面积来提高升力了。同样速度下，双翼机的升力大于单翼机，而且安全性能也好。

20世纪30年代，随着飞机速度的提高，双翼机也没能逃脱被淘汰的命运。现在只有在小型低速的飞机中可见到少量的双翼机，它们常被用于农田作业或短途的观光飞行，国产的运5飞机就属于这一类型。飞机的飞行速度与机翼产生的升力成正比，同时阻力也产生变化。

人们在探索中发现，如果使机翼与机身在水平方向上形成一定的角度，就能有效减少飞机所受的阻力。这个角度被称为后掠角，这种机翼叫后掠翼。后掠翼不适用于速度低的飞机。

飞行速度较小的飞机，如运七飞机，不需要后掠翼;飞行速度较大的空客和波音飞机，它们的机翼就有后掠角。速度越大，后掠角度越大。飞得最快的民航机——“协和”号飞机，使用三角形的机翼，前段后掠角达到70度，后段也达到57度之多。

机翼除了面积不同，形状上也各不相同:有长方形、梯形和三角形等。低速飞行的小型机，机翼多选择长方 形;大型的高速飞机普遍多采用后掠的梯形机翼;超声速的客机则采用三角翼。

我们根据机翼在机身上安装的部位不同，将它们分成上单翼、中单翼、下单翼三种类型。

上单翼的飞机，是指把机翼装在机身上方的飞机，上单翼的飞机一般为运输机与水上飞机，由于高度问题，此时起落架等装置一般就不安装在机翼上，而改在机身上，使用上单翼的飞机一般采用下反角的安装。

对乘客来说，这种飞机的优点在于，不论坐什么位置，都可以不受机翼的阻挡，通过舷窗饱览地面风光，机身距地面高度低，上下方便。但对维修人员来说，由于这种飞机的发动机装在机翼上，离地面较高，维修很不方便。即使如此民航还是有一定数量的上单翼飞机。

中单翼飞机把机翼安装在飞机的机身中部，机翼大梁把飞机隔成前后舱，使用不方便，多用于军用飞机。

下单翼飞机的机翼安装在机身下，起落架容易安排，发动机等设备维修也方便，这些优点抵消了机身高、坐在机翼上方座位的旅客视野不佳等缺点，多为飞机制造厂家采用。民航系统现在运行的大型民航飞机几乎都是下单翼飞机。

视窗:下单翼的好处

1.下单翼有助于屏蔽发动机噪声提高舒适性;

2.下单翼的起降性能较好;

3.下单翼的发动机位置低，便于维修;

4.下单翼容易安排起落架位置;

5.下单翼的翼梁在地板下，便于安排客舱;

6.下单翼的力学结构简单。

飞机的上单翼结构和下单翼结构的差别。好像现在一般军用的运输机都是上单翼结构，民航机都是下单翼结构。为什么?

主要原因是装载的货物不同。

民航机主要是装人，就算是货机装的也是散货。飞机采用下单翼，发动机受到机翼的屏蔽，舒适型较好，同时发动机距离地面较近，维护较为方便，民航机的货舱是被中央翼盒分割为两段的，货舱通常是侧面开口，这样的货舱不利于将重型货物(如坦克)安置在飞机的重心附近，而且货舱离地面较高，也不利于快速装卸。

军用运输机主要是运输重型货物，如果使用下单翼，中央翼盒就会影响到货物的装载。试想一下一架自重150吨的伊尔76，被一辆50吨的坦克压在飞机的前部或者后部，那基本上就不可能飞得起来了，原因是飞机无法平衡，而采用上单翼，机身为整体结构，坦克可以很容易的放在飞机中心位置。在下单翼结构中，中央翼盒是直接连接飞机两边机翼的部件，是整个飞机上受力最强的部分，是绝对不允许损伤的。如果我们想要把一辆坦克从货舱地板上抬起两米高，然后摆在中央翼盒上，这显然是不可能的。

因此大型军用运输机只能采用上单翼。

(二)机翼上的襟翼、副翼和扰流板

1.襟翼

我们知道飞机在起飞和降落的时候飞行速度都不能太大，否则容易冲出跑道，造成事故。可飞机起飞时如果速度上不去，升力不足，就不能飞离地面，这是一对矛盾。为解决这对矛盾，设计师在机翼的后部内侧紧邻副翼的位置上增添了一对或几对可以活动的翼面——襟翼。

襟翼是飞机的一种增升装置，被对称地安装在两侧机翼上。襟翼装在机翼后缘(有的也装在前缘)，可向下偏转、向后(前)滑动，其基本效用是在飞行中增加升力。依据所安装部位和具体作用的不同，襟翼可分为后缘襟翼、前缘襟翼和开缝襟翼等。

襟翼打开向下弯曲后，改变了机翼下表面的弯曲程度，使机翼下方的空气流动受阻，流速变慢，同时，襟翼打开也使机翼面积变大，这两种因素同时作用的结果使升力加大。当然，襟翼打开时阻力也会增加。

当飞机在起飞时，襟翼伸出的角度较小，主要起到增加升力的作用，缩短飞机在地面滑跑的距离;飞机起飞后及时收好襟翼，飞机阻力减小，速度提高，就能自由地在空中朝翔了;飞机在降落时，襟翼伸出的角度较大，可以使飞机的升力和阻力同时增大，以利于降低着陆速度，缩短落地滑跑的距离。因此，飞机在起飞和降落时，都要打开襟翼以增加低速飞行时飞机的升力。

视窗:开缝襟翼、后缘襟翼和前缘襟翼

20世纪20年代，英国著名设计师汉德莱·佩奇和德国空气动力学家拉赫曼发明了开缝襟翼。开缝襟翼是襟翼中十分重要的一种。它是一条或几条附着在机翼后缘的可动翼片，平时与机翼合为一体，飞机起飞或着陆时放下。襟翼片能够增加机翼的面积，改变机翼弯度，同时还会形成一条或几条缝隙。增加面积可以提高升力，形成缝隙可使下表面的气流经缝隙流向上表面，使上表面的气流速度提高，可较大范围保持层流，也可使升力增加，并能减少失速现象的发生。它也可以装在飞机前缘上，通常都是一条。大型飞机特别是客机都安装了双缝襟翼，可提高升力系数85%～95%，效果十分显著。

1.后缘襟翼(Trailing-edge flaps)

后缘襟翼是在机翼后缘安装的活动翼面，平时紧贴在机翼下表面上。使用时，襟翼沿下翼面安装的滑轨后退，同时下偏。常见的四种襟翼有:简单襟翼(Plain flaps)、分裂襟翼(Split flaps)、开缝襟翼(Slotted flaps)和后退襟翼(Folwer flaps)。

使用富勒襟翼(即后退襟翼)可以增加翼剖面的弯度，同时能大大增加机翼面积，增升效果非常明显，升力系数可提高85%～95%，个别大面积富勒襟翼的升力系数可提高110%～140%。这种襟翼结构较复杂，多在大、中型飞机上采用，可大大改善起降性能。

2.前缘襟翼(Leading-edge flaps)

飞机的翼前缝条主要在飞机起飞及降落时，增加升力及阻力，是经由滑轨的前推及收回产生作用。

把后缘襟翼的位置移到机翼的前缘，就变成了前缘襟翼(注:不同于缝翼Slats)。前缘襟翼也可以看作是可偏转的前缘。在大迎角下，它向下偏转，使前缘与来流之间的角度减小，气流沿上翼面的流动比较光滑，避免发生局部气流分离，同时也可增大翼型的弯度。

前缘襟翼与后缘襟翼配合使用可进一步提高增升效果。一般的后缘襟翼有一个缺点，就是当它向下偏转时，虽然能够增大上翼面气流的流速，从而增大升力系数，但同时也使得机翼前缘处气流的局部迎角增大，当飞机以大迎角飞行时，容易导致机翼前缘上部发生局部的气流分离，使飞机的性能变坏。如果此时采用前缘襟翼，不但可以消除机翼前缘上部的局部气流分离，改善后缘襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。

2.副翼

副翼是指安装在机翼翼梢后缘外侧的一小块可活动的翼面，为飞机的主操作舵面。飞行员操纵左右副翼改变翼弦长度，差动偏转所产生的滚转力矩使飞机绕纵轴做横滚机动。

副翼的翼展一般占整个机翼翼展的1/6到1/5，其翼弦占整个机翼弦长的1/5到1/4。也就是说，副翼与襟翼同在机翼的后缘，前者靠近翼梢，后者靠近机身。

除了副翼、襟翼外，在机翼的上表面还有很多活动的小翼面，这些小翼面被称为扰流板。飞机降落时它们被翻起以增加阻力，并且把机翼压向地面增加机轮与地面的摩擦力。

3.机翼内油箱

机翼根据设计由许多翼肋支撑，外表蒙上蒙皮。因此，不难想象，机翼是中空的，设计师们很好地利用了这个空间，把飞机的燃油存放在这个空间里，使机翼成为一个大油箱。

这样设计是因为飞机飞行时，机翼受到的升力是向上的，而机翼中装的燃油重力是向下的，这两个不同方向的力会相互抵消，使机翼受力减少，是一举两得的好办法。现在大型客机有70%的燃油是装在机翼中的。例如，波音747客机，仅机翼就可以装110t左右的燃油，相当于2节火车皮的载重量。

三、尾翼

飞机的尾部叫尾翼，相当于我们射的箭的箭铺。箭铺就是起平衡作用的。没有箭铺，箭在空中就会翻身打滚。同样道理，飞机装上尾翼，在空中飞行时就不会翻滚。

飞机尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和水平方向偏转，保证飞机能平稳飞行。所以尾翼是飞机必不可少的部分。

四、起落架

起落架是航空器下部用于起飞降落或地面(或水面)滑行时支撑航空器并用于地面(或水面)移动的附件装置。起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可或缺的一部分，没有它，飞机便不能在地面移动。当飞机起飞后，可以视飞机性能而收回起落架。

在过去，由于飞机的飞行速度低，对飞机气动外形的要求不十分严格，因此飞机的起落架都由固定的支架和机轮组成，这样对制造来说不需要有很高的技术。当飞机在空中飞行时，起落架仍然暴露在机身之外。随着飞机飞行速度的不断提高，飞机很快就跨越了音速的障碍，由于飞行的阻力随着飞行速度的增加而急剧增加，这时，暴露在外的起落架就严重影响了飞机的气动性能，阻碍了飞行速度的进一步提高。

因此，人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时再将起落架放下来。然而，有得必有失，这样做的不足之处是由于起落架增加了复杂的收放系统，使得飞机的总重增加。但总的说来是得大于失，因此现代飞机不论是军用飞机还是民航飞机，它们的起落架绝大部分都是可以收放的，只有一小部分超轻型飞机仍然采用固定形式的起落架(如蜜蜂系列超轻型飞机)。

(一)起落架的构造

为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要，起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括承力支柱、减震器(常用承力支柱作为减震器外筒)、收放机构、前轮减摆器和转弯操纵机构等。承力支柱将机轮和减震器连接在机体上，并将着陆和滑行中的撞击载荷传递给机体。前轮减摆器用于消除高速滑行中前轮的摆振。前轮转弯操纵机构可以增加飞机地面转弯的灵活性。对于在雪地和冰上起落的飞机，起落架上的机轮用滑橇代替。

1.减震器

飞机在着陆接地瞬间或在不平的跑道上高速滑跑时，与地面发生剧烈的撞击，除充气轮胎可起小部分缓冲作用外，大部分撞击能量要靠减震器吸收。现代飞机上应用最广的是油液空气减震器。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。而油液以极高的速度穿过小孔，吸收大量撞击能量，把它们转变为热能，使飞机撞击后很快平稳下来，不致颠簸不止。

2.收放系统

收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起落架向前收入前机身，而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。同一架飞机，如果放出起落架的最高时速为170km/h，那么当它收起起落架时，速度可以提高到300km/h。大型客机降落时，如果提前5分钟放下起落架，就会多消耗1t的燃油。

3.机轮和刹车系统

机轮的主要作用是在地面支持飞机的重量，减少飞机地面运动的阻力，吸收飞机着陆和地面运动时的一部分撞击动能。主起落架上装有刹车装置，可用来缩短飞机着陆的滑跑距离，并使飞机在地面上具有良好的机动性。机轮主要由轮毂和轮胎组成。刹车装置主要有弯块式、胶囊式和圆盘式三种。应用最为广泛的是圆盘式，其主要特点是摩擦面积大，热容量大，容易维护。

4.转弯系统

操纵飞机在地面转弯有两种方式，一种是通过主轮单刹车或调整左右发动机的推力(拉力)使飞机转弯;而另一种方式是通过前轮转弯机构操纵前轮偏转使飞机转弯。轻型飞机一般采用前一种方式;而中型及以上的飞机因转弯困难，大多装有前轮转弯机构。另外，有些重型飞机在转弯操纵时，主轮也会配合前轮偏转，提高飞机的转弯性能。

(二)起落架的种类

1.构架式起落架

构架式起落架的主要特点是:它通过承力构架将机轮与机翼或机身相连。承力构架中的杆件及减震支柱都是相互铰接的。它们只承受轴向力(沿各自的轴线方向)而不承受弯矩。因此，这种结构的起落架构造简单，质量也较小，在过去的轻型低速飞机上用得很广泛。但由于难以收放，现代高速飞机基本上不采用。

2.支柱式起落架

支柱式起落架的主要特点是:减震器与承力支柱合而为一，机轮直接固定在减震器的活塞杆上。减震支柱上端与机翼的连接形式取决于收放要求。对收放式起落架，撑杆可兼作收放作动筒。扭矩通过扭力臂传递，亦可以通过活塞杆与减震支柱的圆筒内壁采用花键连接来传递。这种形式的起落架构造简单紧凑，易于放收，而且质量较小，是现代飞机上广泛采用的形式之一。

支柱式起落架的缺点是:活塞杆不但承受轴向力，而且承受弯矩，因而容易磨损及出现卡滞现象，使减震器的密封性能变差，不能采用较大的初压力。

3.摇臂式起落架

摇臂式起落架的主要特点是:机轮通过可转动的摇臂与减震器的活塞杆相连。减震器亦可以兼作承力支柱。这种形式的活塞只承受轴向力，不承受弯矩，因而密封性能好，可增大减震器的初压力以减小减霞器的尺寸，克服了支柱式的缺点，在现代飞机上得到了广泛的应用。摇臂式起落架的缺点是构造较复杂，接头受力较大，因此它在使用过程中的磨损亦较大。

4.浮筒式起落架

浮筒式起落架是应用于水陆两栖飞机上，由于水陆两栖飞机需要能够安全降落在水上和陆上，因此浮筒式起落架除了设有普通可收缩的机轮外，还设有专在水上降落、不能收回的浮筒。浮筒式起落架的机轮是收回在浮筒之内，为了方便在水面转向，有些浮筒的尾端还有装尾舵。

五、动力装置

飞机的动力装置时飞机的重要组成部分，包括航空发动机、螺旋桨、动力辅助装置，其中最主要的是航空发动机，它构造复杂，自成体系，相对独立。发动机由发动机及其启动、操纵系统、固定装置、燃油系统、滑油系统等7部分组成。

(一)发动机构成

发动机及其起动、操纵系统:发动机将燃油的化学能转换为机械能，然后带动螺旋桨加速外界空气产生推力或拉力(如活塞式航空发动机和涡轮螺旋桨发动机)，或者是直接向后排出燃气获得反作用推力(如喷气发动机和火箭发动机)。涡轮喷气发动机必须达到一定转速才能正常工作，起动系统的主要作用就是将发动机加速到能工作的转速。根据使用要求的不同，起动方式分为压缩空气起动、电动起动和小型内燃机起动。

发动机固定装置:用于将发动机固定在飞机机体上。

飞机燃油系统:用于存贮和向发动机的油泵供给燃油，保证发动机正常工作。

飞机滑油系统:活塞式发动机和涡轮螺旋桨发动机减速器有许多转动机件，需要较多滑油用于散热和润滑。飞机滑油系统(或称外滑油系统)的功用是向发动机供给需用的滑油，并进行过滤和散热，保证一定量的滑油循环使用。滑油系统一般由带过滤装置的滑油箱、导管和空气滑油散热器组成。涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机传动机件简单，所需滑油数量和吸热量不大，发动机内部的少量滑油利用燃油散热已能满足要求，不需要在飞机上另设外滑油系统。

发动机散热装置:活塞式发动机气缸需要散热。气冷式发动机直接利用飞行时迎面气流进行冷却。为了减少冷却空气流量，降低阻力，在汽缸后面加有挡流板，整个发动机加整流罩。在整流罩的进口或出口设置风门，根据散热需要调节冷却空气的流量。液冷式发动机的冷却方法类似于汽车发动机，用循环水或其他液体冷却发动机，而冷却液又通过蜂窝状空气散热器进行冷却。为了提高冷却效率和降低阻力，散热器通常装在精心设计的通道内。涡轮喷气发动机除尾喷管温度较高外，其他部分温度并不很高，发动机及其传动附件的散热比较简单，多从进气道引出少量空气，使其流过发动机和飞机体间的环形通道，同时起隔热作用。

防火和灭火装置:包括防火墙、预警和灭火系统。防火墙实质上是设置在发动机舱周围的防火隔板。预警系统向驾驶员指示发生火情的部位，以便及时妥善处置。灭火系统能自动扑灭火情于萌芽状态，保证飞行的安全。

进气和排气装置:包括进气道、排气管和喷口。

(二)不同类型的发动机特点

现代飞机上用得最多的是涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机。涡轮螺旋桨发动机也广泛用于中小型亚音速飞机上。活塞式发动机只用于低速轻型飞机，如农业飞机、运动机和游览机。固体和液体火箭发动机仅作为起飞加速器短时间使用。

①活塞式发动机:构造复杂，重量大而输出功率小，加之螺旋桨推进在高速飞行时效率低，所以不适用于大型和高速飞机。活塞式发动机的优点是省油。另外，螺旋桨在低速飞行时推进效率高，在相同功率下能产生较大的拉力，有利于提高飞机起飞性能。

②涡轮螺旋桨发动机:燃气涡轮发动机构造简单、功率大、体积小和重量轻，可以用在大型飞机上。由于螺旋桨的限制，仍限于用在飞行速度低于800千米/时的飞机上。

③涡轮喷气发动机:具有重量轻、体积小和功率大的特点，适于超音速飞行。但在高亚音速以下范围内推进效率较低，耗油也多。在发动机涡轮后的喷管中补充燃油，构成加力燃烧室，可以大幅度提高推力，但是耗油量增加较多，只能用在短时间做超音速飞行的超音速歼击机和轰炸机上，而且涡喷发动机在飞行过程中会产生大量因燃油不完全燃烧所产生的黑色烟迹。

一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解(浅蓝色箭头为气流流向)

图片注解: 1—吸入，2—低压压缩，3—高压压缩，4—燃烧，5—排气，
6—热区域，7—涡轮机，8—燃烧室，9—冷区域，10—进气口

④涡轮风扇发动机:在涡轮喷气发动机外增加一风扇通道(或称外涵道)，风扇通道内的气流温度低、速度小，它与内部通道的燃气喷流混合，使整个发动机的排气速度降低，使发动机在高亚音速范围内的推进效率大为提高，同时还能降低发动机的噪声。现代应用最多的有两类涡轮风扇发动机:一类是直径较大的高流量比(发动机风扇通道的空气流量与发动机内部流量之比)风扇发动机，主要用于高亚音速旅客机，它具有耗油率小和起飞推力大的特点。另一类是低流量比的带加力燃烧室的风扇发动机，它兼顾了亚音速时省油(加力燃烧室不工作)和超音速时推力大(加大燃烧室工作)的要求，广泛用在各类超音速飞机上。

(三)辅助动力APU

APU的全称是Auxiliary Power Units，辅助动力装置。作用是给飞机在地面主发动机关车的时候提供空调引气和电源，提供压缩空气供发动机启动，在飞行过程中如果有发动机停车，也可以用来向飞机提供气源和电源。一般装在飞机的尾部。

APU的作用是向飞机独立地提供电力和压缩空气，也有少量的APU可以向飞机提供附加推力。飞机在地面上起飞前，由APU供电来启动主发动机，从而不需依靠地面电、气源车来发动飞机。在地面时APU提供电力和压缩空气，保证客舱和驾驶舱内的照明和空调，在飞机起飞时使发动机功率全部用于地面加速和爬升，改善了起飞性能。降落后，仍由APU供应电力照明和空调，使主发动机提早关闭，从而节省了燃油，降低机场噪声。

通常在飞机爬升到一定高度(5000米以下)辅助动力装置关闭，但在飞行中当主发动机空中停车时，APU可在一定高度(一般为10000米)以下的高空中及时启动，为发动机重新启动提供动力。

辅助动力装置的核心部分是一个小型的涡轮发动机，大部分是专门设计的，也有一部分由涡桨发动机改装而成，一般装在机身最后段的尾锥之内，在机身上方垂尾附近开有进气口，排气直接由尾锥后端的排气口排出。发动机前端除正常压气级外装有一个工作压气级，它向机身前部的空调组件输送高温的压缩空气，以保证机舱的空调系统工作同时还带动一个发电机，可以向飞机电网送出115V的三相电流。APU有自己单独启动电动机，由单独的电池供电，有独立的附加齿轮箱、润滑系统、冷却系统和防火装置。它的燃油来自飞机上总的燃油系统。

APU是动力装置中一个完整的独立系统，但是在控制上它和整架飞机是一体的。它的控制板装在驾驶员上方仪表板上，它的启动程序、操纵、监控及空气输出都由电子控制组件协调，并显示到驾驶舱相关位置，如EICAS的屏幕上。

现代化的大、中型客机上，APU是保证发动机空中停车后再启动的主要装备，它直接影响飞行安全。APU又是保证飞机停在地面时，客舱舒适的必要条件，这会影响旅客对乘机机型的选择。因此APU成为飞机上一个重要的不可或缺的系统。

六、仪表设备

飞机的电子仪表系统是飞机感知和处理外部情况并且控制飞机飞行状态的核心，相当于人的大脑及精神系统，对保障飞机安全、改善飞行性能起着至关重要的作用。飞机可依靠电子设备和地面导航系统的帮助，在远距离的航线上，能自动辨别航向，适应各种各样的气象条件，并且能在能见度很低的(50 ～100米)情况下着陆，能选择最佳航线、最佳飞行状态，使飞机性能有很大的提高，并能够给乘客提供机上视听娱乐和电话服务。飞机的电子仪表系统可分为四部分:通信系统、导航系统、飞机控制仪表系统和飞机电子综合仪表系统。

(一)通信系统

通信系统是飞机和飞机之间、飞机与地面航线管制人员，通过通信过程的全部设备，实现双向的语音和信号联系，主要包括:

1.甚高频通信系统

用于飞机起飞和降落时，机舱驾驶员与地面双向语音通信。使用甚高频无线电波，它的有效作用范围较短，只在目视范围之内，作用距离随高度变化，在高度为300米时距离为74千米。该系统是目前民航飞机主要的通信工具，用于飞机在起飞、降落时或通过控制空域时机组人员和地面管制人员的双向语音通信。起飞和降落时期是驾驶员处理问题最繁忙的时期，也是飞行中最容易发生事故的时间，因此必须保证甚高频通信的高度可靠，民航飞机上一般都装有一套以上的备用系统。甚高频通信系统由收发机组、控制盒和天线三部分组成。收发机组用频率合成器提供稳定的基准频率，然后和信号一起，通过天线发射出去。接收部分则从天线上收到信号，经过放大、检波、静噪后变成音频信号，输入驾驶员的耳机。

甚高频所使用的频率范围按照国际民航组织的统一规定在118.000～135.975MHz，每25KHz为一个频道，可设置720个频道由飞机和地面控制台选用。其中121.500MHz定为遇难呼救的全世界统一的频道。

2.高频通信系统

用于飞机在飞行时保持与地面和航站的联系，是远距离通信系统。它使用了和短波广播的频率范围相同的电磁波，它利用电离层的反射，因而通信距离可达数千千米。用于飞行中保持与基地和远方航站的联络。使用的频率范围为2～30MHz，每1KHz为一个频道。大型飞机一般装有两套高频通信系统，使用单边带通信，这样可以大大压缩所占用的频带，节省发射功率。高频通信系统由收发机组、天线搞合器、控制盒和天线组成，它的输出功率较大，需要有通风散热装置。现代民航机用的高频通信天线一般埋入飞机蒙皮之内，装在飞机尾部，不过目前该系统已很少使用。

3.选择呼叫系统

是以信号灯和音响器通知机组有人呼叫，从而进行通话联系。它的作用是用于当地面呼叫一架飞机时，飞机上的选择呼叫系统以灯光和音响通知机组有人呼叫，从而进行联络，避免了驾驶员长时间等候呼叫或是由于疏漏而不能接通联系。每架飞机上的选择呼叫必须有一个特定的四位字母代码，机上的通信系统都调在指定的频率上，当地面的高频或甚高频系统发出呼叫脉冲，其中包含着四字代码，飞机收到这个呼叫信号后输入译码器，如果呼叫的代码与飞机代码相符，则译码器把驾驶舱信号灯和音响器接通，通知驾驶员进行通话。

4.音频综合系统

机内所有通话、广播、录音等音频系统。用来实现机内各类人员之间以及飞机在地面维护时机组与地勤人员之间的语音交流，还包括驾驶舱内的话音记录系统。

包括飞机内部的通话系统，如机组人员之间的通话系统、对旅客的广播和电视等娱乐设施以及飞机在地面时机组和地面维护人员之间的通话系统。它分为飞行内话系统、勤务内话系统、客舱广播及娱乐系统以及呼唤系统等。

飞行内话系统主要功能是使驾驶员使用音频选择盒，把话筒连接到所选择的通信系统，向外发射信号，同时使这个系统的音频信号输入驾驶员的耳机或扬声器中，也可以用这个系统选择收听从各种导航设备来的音频信号或利用相连的线路进行机组成员之间的通话。

勤务内话系统是指在飞机上各个服务站位，包括驾驶舱、客舱、乘务员、地面服务维修人员站位上安装的话筒或插孔组成的通话系统，机组人员之间和机组与地面服务人员之间利用它进行联络，如地面维护服务站位一般是安装在前起落架上方，地面人员将话筒接头插入插孔即可进行通话。

客舱广播及娱乐系统是机内向旅客广播通知和放送音乐的系统。各种客机的旅客娱乐系统区别较大。

呼唤系统与内话系统相配合，呼唤系统由各站位上的呼唤灯和谐音器及呼唤按钮组成，各内话站位上的人员按下要通话的站位按钮，那个站位的扬声器发出声音或接通指示灯，以呼唤对方接通电话。呼唤系统还包括旅客座椅上呼唤乘务员的按钮和乘务员站位的指示灯。

(二)导航系统

导航是指飞机按照规定的航线，保持正确的航向和外置，完成飞行任务并准确到达预定位置的方法。

导航系统可分为他备式导航和自备式导航两大类。他备式导航的数据是由飞机上的导航设备依靠外部的基准导航台(包括地面和卫星)，包括各种无线电导航系统来取得导航。广义上的导航设备包括罗盘系统、甚高频全向信标系统、仪表着陆系统、无线电高度表、测距机、气象雷达、惯性基准系统、卫星导航系统及应答机等。狭义上只包括在航路上使用的设备。

(三)飞机控制仪表系统

飞机控制仪表系统包括大气数据仪表(由气压高度表、飞机速度表、大气温度表、大气数据计算机等组成)、飞行姿态指引仪表(陀螺仪表)、惯性基准系统(飞机姿态数据，如位置、航向、倾斜速度和加速度)，其实现了飞机导航、控制及显示一体化。

波音客机原先采用大型彩色显像管显示仪表系统，后来进行改革如波音777目前采用彩色液晶显示器全面替代彩色显像管系统和机电仪表，标志着飞机显示仪表进入了液晶综合电子系统新时代。

(四)飞机电子综合仪表系统

飞机电子综合仪表系统包括:飞机管理计算机系统(飞机驾驶自动化、信号基准系统)，飞机记录系统(驾驶舱话音记录器、数字飞行数据记录器即黑匣子)，近地警告系统和空中警告及避撞系统，以及电能操纵系统。民航空客首先在A320上采用了电能操纵，它是由计算机通过电指令操纵。

(五)飞行信息记录系统

飞行记录器，俗称黑匣子(flight recorder)，是安装在航空器上，用于航空器事故的调查或维修和飞行试验。装设的位置在空难时最常被完整保留下来的机尾上。

很多的空难发生后只有飞行记录器能够向调查人员提供飞机出事故前各系统的运作情况，因为空难通常发生在一瞬间，飞行员和全部乘客都同时遇难，调查事故的原因会有很大困难，而飞行记录器则可以向人们提供飞机失事瞬间和失事前一段时间里，飞机的飞行状况、机上设备的工作情况等;驾驶舱话音记录器能帮助人们根据机上人员的各种对话分析事故原因，以便对事故作出正确的结论。

一架飞机上的飞行记录器包含两个不同的部分，分别是飞行数据记录器和驾驶舱话音记录器。

飞行数据记录器(flight data recorder，FDR)能记录飞机的系统工作状况和引擎工作参数等飞行参数，内容包括:空中飞行速度、高度、航向、发动机推力资料、俯仰与滚动资料、纵向加速度资料及许多参数资料，根据美国联邦航空局对飞行数据记录器的最低要求，必须包括压力高度、空速、磁航向、加速度及经过时间等5项，除了上述5项，美国联邦航空局另外再要求俯仰姿态、滚转姿态、发动机动力及襟翼的位置。记录器是由马达带动的8条磁道，磁带全长约140米，可记录60多种资料25小时。

驾驶舱通话记录器，又称座舱通话记录器，仪器上的四条音轨分别记录飞行员与航空管制员的通话，正、副驾驶员之间的对话，驾驶员、空服员对乘客的广播，以及驾驶舱内各种声音(引擎声、警报声)。记录的时间约2小时，录完后，会自动倒带从头录起，若发生空难，之前的2个小时会被完整保留，并持续发出讯号，直到断电为止(记录器所提供的电力足够发出信号30日)。飞行记录器虽名为“黑匣子”，但它实际的颜色为桶红色，以求显目便于寻找。

第二节　飞机飞行原理及过程

飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理:连续性定理和伯努利定理。流体的连续性定理:当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。

伯努利定理基本内容:流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。

从图上我们可以看到:空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60%～80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20%～40%左右。飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也需要对它有所了解。按阻力产生的原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。

摩擦阻力。空气的物理特性之一就是粘性。当空气流过飞机表面时，由于粘性，空气同飞机表面发生摩擦，产生一个阻止飞机前进的力，这个力就是摩擦阻力。摩擦阻力的大小，决定于空气的粘性，飞机的表面状况，以及同空气相接触的飞机表面积。空气粘性越大、飞机表面越粗糙、飞机表面积越大，摩擦阻力就越大。

压差阻力。人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。这种由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。飞机的机身、尾翼等部件都会产生压差阻力。

诱导阻力。升力产生的同时还对飞机附加了一种阻力。这种因产生升力而诱导出来的阻力称为诱导阻力，是飞机为产生升力而付出的一种“代价”。其产生的过程较复杂。

干扰阻力。它是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外阻力。这种阻力容易产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和副油箱之间。以上四种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。

(一)影响升力和阻力的因素

升力和阻力是飞机在空气之间的相对运动(相对气流)中产生的。影响升力和阻力的基本因素有:机翼在气流中的相对位置(迎角)、气流的速度和空气密度以及飞机本身的特点(飞机表面质量、机翼形状、机翼面积、是否使用襟翼和前缘翼缝是否张开等)。

迎角对升力和阻力的影响。相对气流方向与翼弦所夹的角度叫迎角。在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。在小于临界迎角范围内增大迎角，升力增大;超过临界迎角后，再增大迎角，升力反而减小。迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多;超过临界迎角，阻力急剧增大。

飞行速度和空气密度对升力阻力的影响。飞行速度越大，升力、阻力越大。升力、阻力与飞行速度的平方成正比例，即速度增大到原来的两倍，升力和阻力增大到原来的四倍;速度增大到原来的三倍，胜利和阻力也会增大到原来的九倍。空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍，即升力和阻力与空气密度成正比例。

机翼面积，形状和表面质量对升力、阻力的影响——机翼面积大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。机翼形状对升力、阻力有很大影响，从机翼切面形状的相对厚度、最大厚度位置、机翼平面形状、襟翼和前缘翼缝的位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大。还有飞机表面光滑与否对摩擦阻力也会有影响，飞机表面相对光滑，阻力相对也会较小，反之则大，用力的平衡来解释比较合适，飞机在空中作匀速运动时作用在飞机上的力是平衡的，飞机引擎向前的推立和向后的阻力相等，飞机向下的重力和向上的推力相等，其中向上的阻力和向后的阻力时有一个力分解来的，就是“\”型的机翼所受到空气作用向后上方的推力，飞机的起飞和降落、加速和减速就是靠变换机翼的角度和调节引擎的速度来实现的。

(二)飞行原理简介

飞机能自由地飞行在空中，靠的是飞行员对飞机正确的操控。飞行员操作飞机，就是运用油门、杆、舵改变飞机的空气动力和力矩，从而改变飞行状态。了解飞机的平衡、安定性和操作性等相关知识，则有助于我们了解飞行原理。

1.飞机的重心和飞机的坐标轴

飞机的各部件燃料、乘员、货物等重力之和是飞机的重力，飞机重力的着力点叫做飞机重心。飞机的坐标轴也叫机体轴是以机体为基准，通过飞机重心的三条相互垂直的坐标轴。

飞机的平衡是指作用于飞机的各力之和为零，各力重心所构成的各力矩之和也为零。飞机处于平衡状态时，飞机速度的大小和方向都保持不变，也不绕重心转动。飞机的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和横侧平衡。

飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。飞机取得平衡后，不绕纵轴转动，迎角保持不变。作用于飞机的俯仰力矩很多，主要有:机翼力矩、水平尾翼力矩及拉力(推力)力矩。影响俯仰平衡的因素:加减油门，收放襟翼、收放起落架和重心变化等。飞行中，影响飞机俯仰的因素是经常存在的。为了保持飞机的俯仰平衡，飞行员可前后移动驾驶杆偏转升降舵或使用调整片，产生操纵力矩，来保持力矩的平衡。

飞机的方向平衡是作用于飞机的各偏转力矩之和为零。飞机取得方向平衡后，不绕立轴转动，侧滑角不变或没有侧滑角。影响飞机方向平衡的因素:飞机一边机翼变形，左右两翼阻力不等;多发动机飞机，左右两边发动机工作状态不同，或者一边发动机停车，从而产生不对称拉力;螺旋桨发动机，油门改变，螺旋桨滑流引起的垂直尾翼力矩随之改变。飞机的方向平衡受破坏时最有效的克服方法就是适当蹬舵或使用方向舵调整片，利用偏转方向舵产生的方向操纵力矩来平衡使机头偏转的力矩，从而保持飞机的方向平衡。

飞机的横侧平衡是作用于飞机的各滚转力矩之和为零。飞机取得横侧平衡后，不绕纵轴滚转，坡度不变或没有坡度。作用于飞机的滚转力矩，主要有两翼升力对重心形成的力矩:螺旋桨旋转时的反作用力矩。影响飞机的横侧平衡:飞机一边机翼变形，两翼升力不等;螺旋桨发动机，油门改变，螺旋桨反作用力矩随之改变;重心左右移动(如两翼油箱耗油量不等)，两翼升力作用点至重心的力臂改变，形成附加滚转力矩。飞机的横侧平衡受破坏时，飞行员保持平衡最有效的方法就是适当左右压驾驶杆或使用副翼调整片，利用偏转副翼产生的横侧操纵力矩来平衡使飞机滚转的力矩，以保持飞机的横侧平衡。飞机的方向平衡和横侧平衡是相互联系、相互依赖的，方向平衡受到破坏，如不修正就会引起横侧平衡的破坏。

飞机的安定性就是飞行中，当飞机受微小扰动(如阵风、发动机工作不均衡、舵面的偶尔偏转等)而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失后，不经飞行员操纵，飞机自动恢复原来平衡状态的特性。飞机的安定性包括:俯仰安定性、方向安定性和横侧安定性。

飞机安定性的强弱，主要取决于飞机的重心位置、飞行速度、飞行高度和迎角的变化。当飞机受到扰动后，恢复原来平衡状态时间越短，摆动幅度越小，摆动次数越少，飞机的安定性就越强。飞机的操作性是只指飞机在飞行员操纵升降舵、方向舵和副翼下改变其飞行状态的特性。操纵动作简单、省力，飞机反应快，操作性就好。飞机的操纵性同样包括俯仰操纵性、方向操纵性和横侧操纵性。飞机的俯仰操纵性是飞行员操纵驾驶杆使升降舵偏转之后，飞机绕横轴转动而改变迎角等飞行状态的特性。在直线飞行中，飞行员向后拉驾驶杆，升降舵向上偏转一个角度，在水平尾翼上产生向下的附升力，对飞机重心形成俯仰操作力矩，迫使机头上仰，迎角增大。驾驶杆前后的每个位置对应着一个迎角或飞行速度。飞行中，升降舵偏转角越大，气流动力越大，升降舵上的空气动力也越大，从而枢轴力矩也越大，所需杆力(飞行员操纵驾驶杆所施加的力)也越大。在模拟飞行中，如果使用微软的力回馈摇杆这种力可以体验到。

飞机的方向操纵性，就是在飞行员操纵方向舵后，飞机绕立轴偏转而改变其侧滑角等飞行特性。与俯仰角相似，在直线飞行中，每一个脚蹬位置，对应着一个侧滑角，蹬右舵，飞机产生左侧滑;蹬左舵，飞机产生右侧滑。方向舵偏转后，同样产生方向舵枢轴力矩，飞行员需要用力蹬舵才能保持方向舵偏转角不变。方向舵偏转角越大，气动动压越大，蹬舵力越大。

飞机的横侧操纵性是指在飞行员操纵副翼后，飞机绕纵轴滚转而改变滚转角速度、坡度等飞行状态的特性。比如，飞行员向左压驾驶盘，右副翼下偏，右翼升力增大，左副翼上偏，左翼升力减小，两翼升力之差，形成横侧操纵力矩，使飞机向左加速滚转。在横侧操纵中，驾驶盘左右转动的每一个位置，都对应着一个滚转角速度。驾驶盘左右转动的角度越大，滚转角速度越大。如果飞行员要想保持一定的坡度，就必须在接近预定坡度时将驾驶盘回到中立位置，消除横侧操纵力矩，在横侧阻转力矩的阻止下，使滚转角速度消失。有时，飞行员甚至可以向飞机滚转的反方向压一点驾驶盘，迅速制止飞机滚转，使飞机准确地达到预定飞行坡度。

飞机的操纵性不是一成不变的，它要受到许多因素的制约，影响飞机操纵性的因素有飞机重心位置的前后移动、飞行的速度、飞行高度、迎角等。平飞、上升和下降指的是飞机既不带倾斜也不带侧滑的等速直线飞行。这也是飞机最基本的飞行状态。飞机平飞、上升和下降性能是飞机最基本的飞行性能，如，平飞最大速度、平飞最小速度、最大上升角、最大上升率，升限、最小下降角、最大下降距离等，这些都是飞行员首先要学习和掌握的。

飞机作等速直线水平的飞行，叫平飞。平飞中作用于飞机的外力有升力、重力、拉力(或推力)和阻力。平飞时，飞机无转动，各力对重心的力矩相互平衡，且上述各力均通过飞机重心。为保持平飞，需要有足够的升力以平衡飞机的重量，为了产生这一升力所需的飞行速度，叫平飞所需速度。

影响平飞所需速度的因素主要有:(1)飞机重量。在其它因素都不变的条件下，飞机重量越重，为保持平飞所需的升力就越大，故平飞所需速度也越大。相反，飞机重量越轻，平飞所需速度就越小。(2)机翼面积。机翼面积大，升力也大。为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，所需平飞速度就小。反之，机翼面积小，平飞所需速度就大。(3)空气密度。空气密度小，升力也小，为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，平飞所需速度就增大。反之，空气密度大，平飞所需速度就减小，空气密度的大小是随飞行高度以及该高度的气温气压而变化的。飞行高度升高，或在同一高度上，气温升高或气压降低，空气密度都会减小。反之增大。(4)升力系数。升力系数大，平飞所需速度就小。升力系数大升力就大，只需较小的速度就能获得平衡飞机重量的升力。反之，升力系数小，平飞所需速度就大。而升力系数的大小又决定于飞机迎角的大小和增升装置的使用情况。迎角不同，开力系数不同，平飞所需速度也就不同。在小于临界迎角的范围内，用大迎角平飞，升力系数大，平飞所需速度就小，用小迎角平飞，升力系数小，平飞所需速度就大，也就是说，平飞中每一个迎角均有一个与之对应的平飞所需速度。增升装置的使用情况不同，升力系数大小也不同，平飞所需速度也将下一样。(比如，放襟翼起飞，由于升力系数大，为平衡飞机重量所需的速度就小，即离地速度小，起飞滑跑距离就短。)

最大平飞速度，在一定的高度和重量下，发动机加满油门时，飞机所能达到的稳定平飞速度，就是飞机在该高度上的最大平飞速度。平飞最大速度是理论上飞机平飞所能达到的最大速度，而并不是飞机实际的最大使用速度，由于飞机强度等限制，最大使用速度比平飞最大速度可能要小。比如三叉戟飞机，在海平面，标准大气，全收状态下，平飞最大速度为480n mile/h，而最大使用速度则规定为365n mile/h。

平飞最小速度，是飞机作等速平飞所能保持的最小速度。如有足够的可用拉力或可用功率，那么平飞最小速度的大小受最大升力系数的限制。因为临界迎角的升力系数最大，所以与临界迎角相对应的平飞速度(失速速度)，就是平飞最小速度。对飞机的要求来说，平飞最小速度越小越好，因平飞最小速度越小，飞机就可用更小的速度接地，以改善飞机的着陆性能。临界迎角对应的平飞速度，是平飞的最小理论速度。实际上当飞机接近临界迎角时，由于机翼上气流严重分离，飞机出现强烈抖动，飞机不仅易失速而且安定性、操纵性都差。所以，实际上要以该速度平飞是不可能的。为保证安全，对飞行迎角的使用应留有一定的余量，不允许在临界迎角状态飞行。平飞有利速度就是以有利迎角保持平飞的速度。以有利速度平飞，升阻比最大平飞阻力最小，航程较远。经济速度就是用最小所需功率作水平飞行时的速度。用经济速度平飞所需功率最小，即所用发动机的功率最小，比较省油，航时较长。与经济速度相对应的迎角，叫经济迎角。在平飞中改变速度的基本操纵方法是:要增大平飞速度，必须加大油门，并随着速度的增大而前推驾驶杆;同理，要减小平飞速度则必须收油门，并随着速度的减小而后拉驾驶杆。也就是说，从一个平飞状态改变到另一个平飞状态，必须同时操纵油门和驾驶杆。此外，对螺旋桨飞机则必须要修正因加减油门而引起的螺旋桨副作用的影响。但是必须指出，上述改变平飞速度的操纵规律只有在大于经济速度的范围内才适合。

2.上升

飞机沿向上倾斜的轨迹所作的等速直线飞行就叫上升。上升是飞机取得高度的基本方法。上升中作用于飞机的外力和平飞相同，有升力、重力、拉力(或推力)和阻力。飞机的上升性能主要包括最大上升角、最大上升率、上升时间和上升限度。

上升角和上升梯度。上升角是飞机上升轨迹与水平线之间的夹角。上升角越大，说明经过同样的水平距离后，上升的高度越高。上升高度与水平距离的比值，就是上升梯度。飞机的剩余拉力(或剩余推力)越大，或飞机重量越轻，则上升角和上升梯度越大。

上升率和最快上升速度。在上升中，飞机每秒钟所上升的高度，叫上升率，也叫上升垂直速度。上升率越大，表明飞机上升到一定高度所需的时间越短，飞机就能迅速取得高度。所以说，飞机的最大上升率是飞机重要的飞行性能之一。剩余功率越大，或飞机重量越轻，功率越大。因为飞机上升的过程，实际就是将剩余功率变成势能的过程。在飞机重量不变的情况下，剩余功率越大，飞机在单位时间内增加的势能就越多，上升率也就越大。在剩余功率一定的情况下，飞机重量越轻，在单位时间内上升的高度越高、上升率也就越大。在重量一定的情况下升率的大小主要决定于剩余功率的大小，而剩余功率的大小又决定于油门位置和上升速度。在油门位置一定的情况下，用不同速度上升，由于剩余功率大小不同，上升率大小也就不同。对低速螺旋桨飞机，加满油门，在有利速度附近，剩余功率最大。所以，用近似有利速度的速度上升，可以得到最大的上升率。上升率的变化决定于剩余功率的变化。所以，上升率随飞行高度的变化，也就决定于剩余功率随飞行高度的变化，就可以确定出飞机在各个飞行高度上的最大上升率以及最快上升速度。在额定高度以上，随着高度的升高，发动机发出的功率减小，可用功率减小，剩余功率随之减小。所以，最大上升率随着高度的升高一直减小。既然最大上升率随高度的增加要一直减小，那么上升到一定高度，上升率势必要减小到零，这时飞机不可能再继续上升。上升率等于零的高度叫做理论上升限度，简称理论升限。飞机上升到预定高度所需的最短时间，叫上升时间。飞机由平飞转入上升的基本操纵方法是:加大油门到预定位置，同时柔和后拉驾驶杆，使飞机逐渐转入上升，及至接近预定上升角(上升率)时，即前推驾驶杆，以便使飞机稳定在预定的上升角。必要时，调整油门以保持预定的上升速度。对螺旋桨飞机，还应注意修正螺旋桨副作用的影响。飞机由上升转入平飞，飞行员就应前推驾驶杆，减小迎角，以减小升力。只有升力小于重力第一分力，飞机产生向下的向心力之后，飞机运动轨迹才会向下弯曲，才可能转入平飞。飞机由上升转入平飞的基本操纵方法是:柔和地前推驾驶杆减小升力，同时收小油门，使飞机逐渐转入平飞，待上升角接近零时，即后拉驾驶盘保持平飞。必要时调整油门，以保持等速平飞，对螺旋桨飞机，还应注意修正螺旋桨副作用的影响。

3.下降

飞机沿向下倾斜的轨迹所作的等速直线飞行就叫下降。下降是飞机降低高度的基本方法。下降中作用于飞机的外力和平飞相同，有升力、重力、拉力(或推力)和阻力。飞机的下降根据需要可用正拉力、零拉力或负拉力进行。拉力近似于零(闭油门)的下降叫下滑。飞机的下降性能主要包括最小下降角、最小下降率和最大下降距离。下降轨迹与水平线之间的夹角叫下降角。飞机每秒钟所降低的高度叫下降率。下降率越大，飞机降低高度越快，下降到一定高度的时间就短。飞机下降一定高度所通过的水平距离，叫下降距离。下降距离的长短，取决于下降高度和下降角。下降高度越高，下降角越小，下降距离就越长。以有利迎角下降，因升阻比最大，下降角最小，故下降距离最长。能获得最大下降距离的下降速度，叫做最大下降距离下降速度。对零拉力下滑时，最大下滑距离速度就等于有利速度。凡是使升阻比减小，下降角增大的因素都将使下降距离缩短。如在放起落架、襟翼，飞机结冰等情况下，升阻比减小，下降角增大，下降距离缩短，飞机用负拉力下降时，下降角增大，下降距离缩短。飞行中常可根据滑翔比的大小来估计下降距离的长短。滑翔比是下降距离与下降高度之比。滑翔比就是飞机每降低一米高度所前进的距离。在高度一定的情况下，滑翔比越大，下降距离就越长。在无风和零拉力的情况下，滑翔比就等于飞机的升阻比。

下降的操纵原理，操纵驾驶杆改变下降角。下降速度、下降率以及下降距离在稳定的下降中，一个迎角对应一个下降速度。移动驾驶杆改变迎角，就可相应地改变下降速度、下降角、下降率以及下降距离。在下降第一范围内，后推驾驶杆，迎角增大，升力系数增大，下降速度减小，下降角减小，下降率减小，下降距离增长，反之，前推驾驶盘，下降速度增大，下降角、下降率增大，下降距离缩短，用有利迎角下降，下降角最小，下降距离最远。用经济迎角下降，下降率最小。下降中，主要是操纵驾驶盘和油门，保持好下降速度和下降角。只要油门在规定位置，操纵驾驶杆保持好规定的下降速度，就可以获得预定的下降角。加、减油门改变下降角、下降距离。下降中，不动驾驶盘，即迎角保持下变，加油门可使下降角减小，下降速度稍增大，下降距离增长，减油门可使下降角增大，下降速度稍减小，下降距离缩短。加油门，拉力增大，下降速度增大，升、阻力增大。飞机由平飞转入下降的基本操纵方法一般是:柔和前推驾驶盘，以减小迎角，使飞机逐渐转入下降，同时收小油门，减小拉力。待飞机接近预定的下降角(下降率)时，应及时后拉驾驶盘，保持好预定的下降角下降。飞机由下滑转平飞的基本操纵方法是:加大油门至平飞位置，同时柔和地后拉驾驶盘以减小下降角，待飞机接近平飞状态时，应向前回盘，保持平飞。

本章小结

飞机基本部分可以分为机身、机翼、尾翼、起落架、动力装置和仪表设备等几个大部分，通常把机身、机翼、尾翼、起落架这几个构成飞机外部形状的部分合称为机体。

机身是飞机的主要部分，机身呈现长筒形状，把机翼、尾翼和起落架连在一起，它的前头部分即机头，装置驾驶舱用来控制整个飞机，中部是客舱(载客分头等舱、商务舱、经济舱)和货运舱(用来装载货物、燃油及各种必需的设备)。机身后部则与尾翼相连。

机翼是飞机的重要部分，机翼一般分为左右两个翼面，机翼除了提供升力外，还作为油箱和起落架的安放位置，机翼的翼尖两点之间的距离称为翼展，机翼的剖面称为翼型，翼型要符合飞机飞行速度范围并产生足够升力。

飞机的尾部叫尾翼，相当于我们射的箭的箭铺。箭铺就是起平衡作用的。没有箭铺，箭在空中就会翻身打滚。同样道理，飞机装上尾翼，在空中飞行时就不会翻滚。

起落架是航空器下部用于起飞降落或地面(或水面)滑行时支撑航空器并用于地面(或水面)移动的附件装置。起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可分缺的一部分。

飞机的动力装置时飞机的重要组成部分，包括航空发动机、螺旋桨、动力辅助装置，其中最主要的是航空发动机，它构造复杂，自成体系，相对独立。发动机由发动机及其启动、操纵系统、固定装置、燃油系统、滑油系统等7部分组成。

飞机的电子仪表系统是飞机感知和处理外部情况并且控制飞机飞行状态的核心，相当于人的大脑及精神系统，对保障飞机安全、改善飞行性能起着至关重要的作用。

思考题

1.简述飞机的结构。

2.简述飞机飞行的原理。