【正文】 飛機的方向靜穩(wěn)定性：飛機飛行中，受到干擾使飛機繞立軸（ y軸）轉(zhuǎn)動產(chǎn)生側(cè)滑角時 。 .氣動阻尼力矩 ：飛機在擾動運動中，因為滾轉(zhuǎn)和偏航角速度引起機翼和垂尾上氣動力變化產(chǎn)生的阻止飛機轉(zhuǎn)動的力矩。由于交叉力矩的影響，要求飛機的方向靜穩(wěn)定力矩與側(cè)向靜穩(wěn)定力矩要適當匹配，以避免發(fā)生 ‘ 螺旋 ’ 或 ‘ 荷蘭滾 ’ 現(xiàn)象。 特性 ：飛機滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度迅速變化，側(cè)滑角和偏航角的變化很小。滾轉(zhuǎn)和偏航運動的速度較小。 .飛機的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性大小的搭配。 升降舵向下偏，舵偏角為正，對橫軸產(chǎn)生負的附加氣動力矩，使飛機低頭。 操縱方向與飛機傾斜方向一致。 飛機的方向操縱 通過腳蹬操縱方向舵進行飛機方向操縱。 操縱力矩：拉（推）舵面的傳動桿力對轉(zhuǎn)軸的力矩。 氣動平衡 氣動平衡 安裝角可調(diào)的水平安定面 功用：起飛前配平、馬赫配平、松桿飛行配平、著陸前配平。 集中式配重、 分散式配重、固定配重和可調(diào)配重。弗來茲副翼。 .飛機重心范圍的確定依據(jù)：保證飛機具有足夠的穩(wěn)定性和良好的操縱性。 飛機的操縱性 飛機的縱向操縱性 飛機的側(cè)向操縱性 飛機的方向（橫向）操縱性 飛機主操縱面上的附設裝置 飛機的縱向操縱 性 飛機的縱向操縱 通過駕駛桿操縱水平尾翼上的升降舵實現(xiàn)。駕駛員難于控制直接影響飛行安全 。 .螺旋模態(tài)： 運動形式： 一旦飛機受到擾動發(fā)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，便產(chǎn)生機身向一側(cè)傾斜，機頭下沉并不斷對準來流，飛機沿螺旋線航跡盤旋下降，形成螺旋發(fā)散運動。 產(chǎn)生原因 ：飛機繞縱軸的轉(zhuǎn)動慣量較小，滾轉(zhuǎn)阻尼力矩較大。 .交叉力矩 ：由滾轉(zhuǎn)運動產(chǎn)生的偏航力矩和由偏航運動產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩。 ?機身側(cè)面迎風面積的阻力分布 飛機的橫側(cè)向動穩(wěn)定性 飛機橫側(cè)向擾動運動中作用在飛機上的力矩 .橫側(cè)向靜穩(wěn)定力矩 ：因橫側(cè)向擾動產(chǎn)生的側(cè)滑引起的恢復力矩（滾轉(zhuǎn)、偏航）。 影響飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性的因素： 機翼上反角 機翼后掠角 垂直尾翼 機身和機翼相對位置 機翼上反角對飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響 機翼后掠角對飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響 垂直尾翼對飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響 在機身上方的垂尾增加側(cè)向靜穩(wěn)定性，在下方的垂尾（腹鰭）減小側(cè)向靜穩(wěn)定性。 運動的形成 ：重力、升力、阻力、慣性力和發(fā)動機推力相互作用結(jié)果。為簡化分析，把一個復雜的擾動運動過程看作由短周期運動摸態(tài)和長周期運動摸態(tài)兩種摸態(tài)疊加而成。阻尼力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。 .升降舵隨風偏轉(zhuǎn)的情況 ：在飛行中，如果升降舵能隨風自由偏轉(zhuǎn)，則使縱向靜穩(wěn)定性降低。 .縱向靜穩(wěn)定性判別式：飛機的縱向靜穩(wěn)定性取決于飛機的重心和焦點之間的相對位置?？账傧蛄吭跈C頭右側(cè)，側(cè)滑角為正。機頭上仰為正。 x軸方向指向機頭 。 )， 使得機翼在更大的攻角下才會發(fā)生失速 。 后緣增升裝置 分裂式襟翼 –增大機翼彎度、延緩氣流分離。升阻比愈大，下滑角愈小，下滑距離愈長。 爬升率：單位時間飛機上升的高度。 等速爬升 定義：飛機沿斜直線等速上升。 .力是產(chǎn)生加速的原因：要使飛機速度方向改變，應在重心處施加與原來速度方向垂直的水平橫向力。 左側(cè)滑 :氣流從機頭左側(cè)吹來。 主要性能指標：地面滑跑距離、離地速度和起飛距離。 速度 過載包線（機動包線和突風包線）：以飛行速度和過載系數(shù)為坐標，以最大和最小飛行速度，最大正、負過載系數(shù)為邊界畫出的飛行包線。不同高度有不同的最小飛行速度，隨著高度的增加最小飛行速度增加。 .剩余推力：發(fā)動機的可用推力大于飛機平飛所需推力的部分。 影響平飛所需速度的因素： 飛機重量 ：重量愈大所需速度愈高。 飛機從平飛突然推桿進入俯沖 ,可能產(chǎn)生負過載。力是改變飛機重心平移運動狀態(tài)的原因。 飛機在空中運動的坐標系 飛機在空中運動的自由度： 空間一個剛體的運動，可以用其重心的質(zhì)點平移運動和繞其重心的旋轉(zhuǎn)運動兩種運動的疊加來描述。 座艙溫度過高 —環(huán)境惡化，影響乘員和設備的正常工作。 渦流使外部高速氣流卷入原來較厚的附面層內(nèi) ， 從而使附面層減薄 、 沿翼型近表面的氣流流速加快 ， 達到適緩氣流分離的作用 。 從高亜音速到超音速飛機 ， 速度愈高采用的后掠角愈大 。 超臨界翼型 ：較大的前緣半徑 、 上翼面比較平坦后部略向下彎 。流過機翼表面的流場既有亜音速也有超音速流場 。 臨界 M數(shù)與局部激波 臨界 M數(shù)：當飛機飛行速度達到某一數(shù)值時 （ M數(shù)小于 ） ， 機翼上表面的局部流速 （ 壓力最低點 ） 達到該處的音速 （ 局部馬赫數(shù)等于 1） 時 ， 對應的飛行速度稱為臨界速度 ， 相應的飛行 M數(shù)稱為臨界 M數(shù) 。 （ 2） 斜激波：激波波面與相對氣流成向后傾斜角的激波 。據(jù)連續(xù)性方程： 管道形狀 亞音速流動 超音速流動 收縮管道 擴張管道 速度增加，壓強下降 速度下降，壓強增大 速度下降，壓強增大 速度增加，壓強下降 拉瓦爾噴管：管道先收縮使亜音速氣流加速，當達到音速（ M=l）時管道再擴張，使氣流膨脹速度增加，壓強下降，得到超音速氣流。 破壞翼型 臨界迎角減小，使飛機過早出現(xiàn)失速。在攻角不大的情況下，常近似地把總升力在縱軸上的作用點作為全機的壓力中心。 各型飛機在使用中都規(guī)定一個 升力系數(shù)（小于最大升力系數(shù)）或迎角（小于臨界迎角）的限制值，并且當飛機迎角探測器探測到其迎角達到限制值（大于失速速度 7％）時，失速警告設備發(fā)出警告：警告喇叭、警告燈、抖桿器。 飛機的極曲線 飛機的極曲線：在不同迎角下，升力系數(shù)隨阻力系數(shù)的變化關(guān)系曲線。 阻力系數(shù)隨迎角的絕對值增大而增大。它是機翼翼尖渦流和機翼上翼面氣流流過翼型后部產(chǎn)生下洗速度，使相對氣流產(chǎn)生下洗角，總氣動力向后傾斜而造成的。 流線型物體可減少后部氣流分離 ，明顯降低壓差阻力 。 其中摩擦阻力 、 壓差阻力和干擾阻力之和總稱為 ‘ 廢阻 ’ 。 臨界攻角（失速攻角）：升力系數(shù)最大值所對應的攻角。 翼型對升力系數(shù)的影響：彎度和厚度越大 ， 升力系數(shù)越大 。 yC影響升力的因素 :機翼面積 空氣密度 飛行速度 升力系數(shù) 機翼面積：飛機的升力與機翼面積成正比 。 中部：等剖面園柱體。 上反角和下反角：翼尖上翹為上反角 ， 反之為下反角 。 機翼平面的特征參數(shù) 翼展：左右兩翼尖之間的距離 L。 機體幾何外形和參數(shù) 翼型： 沿著飛機機身縱軸平行的方向剖一刀，所剖開來的剖面形狀 (通常也稱為 ? 翼剖面 ? )。 對給定的飛機其機翼表面上的轉(zhuǎn)捩點將隨飛行速度的提高而前移；另外機翼表面粗糙也將使轉(zhuǎn)捩點前移 ， 從而增加摩擦阻力 。通常把流速達到外部流速的99%這一點到表面的距離 ?，稱為該處附面層的厚度。 下翼面的氣流流速小于來流流速 。 V1S1 = V2S2 = 常數(shù) 上式表明，在不考慮壓縮性的情況下，氣流速度與流管的切面積成反比。 連續(xù)性假設 將流體看成由無間隙的連續(xù)介質(zhì)所組成，各種物理量都是空間和時間的連續(xù)性函數(shù) 0 流線和流線譜：在定常流動中 ， 空氣微團流過的路線 （ 軌跡 ） 叫作流線 。 應用：對飛機進行試飛或利用飛機模型安裝在風洞中來研究飛機空氣動力的產(chǎn)生和變化。 ?1V1S1 = ?2V2S2 = 常數(shù) 低速流動的氣體近似看作是不可壓縮的 ,即 ?1 = ?2則得到低速空氣動力學和液體流體動力學中常用的連續(xù)性方程 。 據(jù)連續(xù)性定理可知 ， 上翼面的空氣流速大于來流的流速 。附面層內(nèi)在物體表面處的流速為零。 （ 4） 轉(zhuǎn)捩點：由層流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鞲矫鎸拥呐R界點 。 （ 4） 影響氣流分離的因素：物體外形 、 來流速度 、 來流與物體的相對位置及物體表面光潔度等 。 機翼平面形狀 機翼平面形狀是飛機處于水平狀態(tài)時 ， 機翼在水平面上的投影形狀（ a） 矩形； （ b） 梯形；（ c） 橢圓形； （ d） 后掠翼； （ e） （ f） 和（ g） 為三角形和雙三角形 。 機翼四分之一弦線的連線與垂直于機身縱軸線的平面之間的夾角 ， 稱為后掠角 ， 一般用 x表示 。 機身的幾何形狀和參數(shù) 前部：園頭錐體。 v 飛機升力和阻力的計算公式 221 vSCYy ??221 vSCQx ??xCY— 升力； Q— 阻力； ρ— 空氣密度； v — 飛機與氣流之間的相對速度； S — 機翼面積； — 升力系數(shù)； — 阻力系數(shù)。 升力系數(shù)是個綜合參數(shù) ，它是翼型 、 攻角 、 機翼平面形狀等的函數(shù) 。 具有正彎度的翼型其零升攻角為一個小的負攻角 。 飛機的總阻力可分為： 摩擦阻力 、 壓差阻力 、 誘導阻力 、干擾阻力和高速飛行時產(chǎn)生的波阻 。 氣流分離會使壓差阻力急劇增大 。升力愈大（迎角增大），誘導阻力愈大。 l1 一 飛機阻