飛行器飛行原理.ppt

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第二章飛行器飛行原理,《航空航天概論》,廈門大學航空航天學院,2.1飛行環(huán)境,飛行環(huán)境包括大氣環(huán)境和空間環(huán)境,2.1.1大氣環(huán)境1.對流層2.平流層3.中間層（高空對流層）4.熱層5.散逸層（外大氣層）,航空器的飛行環(huán)境主要是對流層和平流層。,航空器飛行環(huán)境,臭氧層吸收太陽紫外線,地面輻射熱量,平流層熱量,99.9%大氣質(zhì)量,90%大氣質(zhì)量,太陽短波輻射,2000～3000公里,大氣外層頂界,國際空間站平均高度360公里,哈勃太空望遠鏡平均軌道高度569公里,2.1飛行環(huán)境,2.1.1大氣的物理性質(zhì),大氣的狀態(tài)由參數(shù)確定，其關(guān)系由狀態(tài)方程表示：2.連續(xù)性3.黏性大氣相鄰流動層間產(chǎn)生的摩擦力。不同的流體黏性不同，黏性大小用內(nèi)摩擦系數(shù)衡量。流體黏性和溫度有關(guān)，氣體溫度升高，黏性增大。液體相反。4.可壓縮性當氣體的壓強改變時，其密度和體積也改變，為氣體可壓縮性。5.聲速振動的聲源在介質(zhì)中傳播時產(chǎn)生的疏密波?？諝庵屑s為340m/s。介質(zhì)可壓縮性越大，聲速越小。,,,,2.1飛行環(huán)境,6.國際標準大氣飛行器飛行性能和大氣物理狀態(tài)有關(guān)，而大氣物理狀態(tài)與其地理位置、季節(jié)和高度相關(guān)。為對飛行器的性能進行研究和對比，目前我國采用的國際標準大氣。大氣被看成完全氣體，服從氣體狀態(tài)方程；以海平面高度為零高度。在海平面狀態(tài)為：氣溫15度，壓強為一個標準大氣壓，密度為1.225kg/m2，聲速為341m/s。,,,,2.1飛行環(huán)境,,,,7.空間環(huán)境真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子體和微流星體組成的飛行環(huán)境，是航天器的主要環(huán)境。地球空間環(huán)境、行星際空間環(huán)境和恒星際空間環(huán)境,2.2氣體流動基本規(guī)律,氣體流過物體時其物理量的變化規(guī)律與作用在物體上的空氣動力有密切關(guān)系。,2.2.1相對運動原理飛機產(chǎn)生的空氣動力與飛機和空氣間的相對運動速度有很大關(guān)系。,空氣相對飛機的運動稱為相對氣流。相對氣流的方向與飛機運動方向相反。只要相對氣流速度相同，產(chǎn)生的空氣動力也就相等。將飛機的飛行轉(zhuǎn)換為空氣的流動，使空氣動力問題的研究得到簡化。,2.2氣體流動基本規(guī)律,1.流體流動的連續(xù)性定理可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程,不可壓縮流體沿管道流動的連續(xù)性方程,2.2.2.連續(xù)性定理和伯努力定理,,不可壓縮流體流過管道時，流速與截面面積成反比,2.2氣體流動基本規(guī)律,2.伯努利定理（1738年）伯努利定理是能量守恒定律在流體中的應(yīng)用。伯努利定理描述了流體在流動過程中流體壓強和速度之間的流動關(guān)系。,丹尼爾伯努利,不可壓縮理想流體的伯努力方程,連續(xù)性定理和伯努力方程是分析和研究飛機上空氣動力產(chǎn)生的物理原因及其變化規(guī)律的基本定理。,2.2氣體流動基本規(guī)律,2.2氣體流動基本規(guī)律,3.低速氣流和高速氣流的流動特點（1）低速氣流特點流動過程中近似認為不可壓縮。管道收縮速度增大，靜壓減小。（2）高速氣流特點高速飛行中，氣流速度變化引起空氣密度發(fā)生變化，從而引起空氣動力發(fā)生變化，必須考慮空氣的可壓縮性。特別對于高速氣流?？諝饪蓧嚎s性和空氣密度和施加的空氣壓力有關(guān)?？諝獾拿芏群吐曀儆嘘P(guān)，施加于空氣的壓力與在空氣中運動的物體速度有關(guān)，速度越大，施加給空氣的壓力越大。衡量空氣被壓縮的程度用馬赫數(shù)（Ma）表示：,2.2氣體流動基本規(guī)律,超聲速氣流在變截面管道中流動情況和低速氣流相反。收縮管道超聲速氣流減速、增壓；擴張形管道使超聲速氣流增速、減壓。原因：截面積變化引起的密度的變化比截面積變化引起速度的變化快得多，密度變化占主導(dǎo)地位?？傊?，在亞聲速氣流中，流速增大，管道截面面積必然減??；而在超聲速氣流中，隨著流速增大，，管道截面面積必然增大。要使氣流由亞聲速加速到超聲速，除了沿氣流方向要有一定的壓力差外，還應(yīng)具有一定的管道形狀，即先收縮后擴張的拉瓦爾管形狀。,2.2氣體流動基本規(guī)律,2.2氣體流動基本規(guī)律,2.3飛機飛行原理,作用在飛機上的空氣動力包括升力和阻力。,2.3.1平板上的空氣動力1.平板剖面與相對氣流夾角為零無垂直于氣流的升力。2.平板剖面與相對氣流夾角為90度,2.3飛機飛行原理,3.平板剖面與相對氣流速度成一定夾角,2.3飛機飛行原理,2.3.2機翼升力的產(chǎn)生和增升裝置,翼型的定義：,2.3飛機飛行原理,翼型按速度分：,翼型按形狀分：,2.3飛機飛行原理,翼型幾何參數(shù)：,翼弦：前緣和后緣之間的連線。迎角：翼弦與相對氣流速度之間的夾角。,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,在一定范圍內(nèi)，迎角大，升力大。當迎角達到一定程度，氣流會從機翼前緣開始分離，尾部出現(xiàn)很大的渦流區(qū)，致使升力突然下降，阻力迅速增大，出現(xiàn)失速。臨界迎角：失速剛出現(xiàn)時的迎角。,飛機不應(yīng)以接近或大于臨界迎角的狀態(tài)飛行。,升力的大小與翼型形狀和迎角大小有很大關(guān)系。不對稱的流線型翼型在迎角為零時仍可產(chǎn)生升力。,2.影響飛機升力的因素（1）機翼面積的影響機翼機翼面積應(yīng)包括同機翼相連的部分面積。升力與機翼面積成正比。（2）相對速度的影響速度越大，空氣動力越大，機翼上產(chǎn)生的升力也越大。升力與相對速度的平方成正比。（3）空氣密度的影響升力大小與空氣密度成正比。（4）機翼剖面形狀和迎角的影響機翼剖面形狀和迎角不同，產(chǎn)生的升力也不同，其影響通過升力系數(shù)體現(xiàn)。升力系數(shù)起初隨迎角增大而增大，但當迎角達到一定值后，會驟降，出現(xiàn)失速。綜合各項因素，升力公式為：,2.3飛機飛行原理,3.增升裝置（1）改變機翼剖面形狀，增大機翼彎度；（2）增大機翼面積；（3）改變氣流動的流動狀態(tài)，控制機翼上的附面層，延緩氣流分離；飛機的增升裝置通常安裝在機翼的前緣和后緣部位。類型：前緣襟翼，后緣襟翼，前緣縫翼；控制附面層。,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,簡單后緣襟翼缺點：當它向下偏轉(zhuǎn)時，雖然能夠增大上翼面氣流的流速，從而增大升力系數(shù)，但同時也使得機翼前緣處氣流的局部迎角增大，當飛機以大迎角飛行時，容易導(dǎo)致機翼前緣上部發(fā)生局部的氣流分離，使飛機的性能變壞。,機翼升力的產(chǎn)生和增升裝置,機翼升力的產(chǎn)生和增升裝置,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,控制附面層增升裝置,原理：通過延緩附面層分離，起到增升作用。,“鷂”式垂直起降飛機和F－4、米格－21輕型戰(zhàn)斗機使用了噴氣襟翼。,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,A.渦流發(fā)生器：渦流發(fā)生器是以某一安裝角垂直地安裝在機體表面上的小展弦比小機翼，所以它在迎面氣流中和常規(guī)機翼一樣能產(chǎn)生翼尖渦，但是由于其展弦比小，因此翼尖渦的強度相對較強。這種高能量的翼尖渦與其下游的低能量邊界層流動混合后，就把能量傳遞給了邊界層，使處于逆壓梯度中的邊界層流場獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在機體表面而不致分離。作用：將外界氣流的能量不斷輸入附面層，增加附面層流動速度，推遲氣流分離。,2.3飛機飛行原理,3.渦流發(fā)生器和翼刀,B.翼刀裝置：一般的平直翼和后掠翼，機翼上表面的氣流會自動向翼梢流動，相應(yīng)的，附面層也會逐漸向翼梢堆積。這些氣流最終會在翼梢分離，從而降低飛機的升力。此外，氣流在翼梢的分離會造成很大的滾轉(zhuǎn)力矩，容易使飛機進入尾旋。這種狀況在大后掠角機翼上尤為明顯。若在機翼的上表面，沿著翼弦的方向放置具有一定高度的擋板，就可以阻礙上翼面的附面層向翼梢移動，從而阻止或者延緩分離的發(fā)生。作用：后掠翼飛機減小翼梢渦流和附面層厚度。,2.3飛機飛行原理,2.3.3飛機阻力的產(chǎn)生和減阻措施,飛機機翼產(chǎn)生的空氣動力包括升力和氣動阻力。低速飛機受到的阻力分為：摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力、和干擾阻力。摩擦阻力,2.3飛機飛行原理,2.壓差阻力,2.3飛機飛行原理,可通過增大展弦比、適當平面形狀、增加翼梢小翼等來減小誘導(dǎo)阻力。,3.誘導(dǎo)阻力,2.3飛機飛行原理,4.干擾阻力,2.3飛機飛行原理,2.3.4高速飛行空氣動力特點,1.激波和激波阻力（波阻）,不同飛行速度下聲音（弱擾動波）的傳播,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,高速飛行阻力特點,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,超聲速飛行聲爆,2.3飛機飛行原理,超聲速飛行熱障,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,美國SR-71的機體結(jié)構(gòu)的93%采用鈦合金越過熱障，達到3.3倍音速。,航空氣器的防熱方法：采用耐高溫的新材料，如鈦合金、不銹鋼或復(fù)合材料來制造飛機的重要受力構(gòu)件和蒙皮；用隔熱層來保護機內(nèi)設(shè)備和人員；采用冷卻液冷卻結(jié)構(gòu)內(nèi)表面。,2.3飛機飛行原理,應(yīng)用：燒蝕法適用于不重復(fù)使用的飛船、衛(wèi)星等。,材料：石墨、陶瓷等。高溫下的熱解和相變：固液，固氣，液氣。,航天器的防熱方法：,2.3飛機飛行原理,可重復(fù)使用的放熱材料,用于像航天飛機類似的可重復(fù)使用的航天器的防熱。根據(jù)航天器表面不同溫度的區(qū)域，采用相應(yīng)的可重復(fù)使用的防熱材料。例如：機身頭部、機翼前緣溫度最高，采用增強碳碳復(fù)合材料，溫度可耐受1593度；機身、機翼下表面前部和垂尾前緣溫度高，可采用防熱隔熱陶瓷材料；機身、機翼上表面前部和垂尾前緣氣動加熱不是特別嚴重處，可采用防熱隔熱的陶瓷瓦材料；機身中后部兩側(cè)和有效載荷艙門處，溫度相對較低（約350度），可采用柔性的表面隔熱材料；對于溫度最高的區(qū)域，采用熱管冷卻和強制循環(huán)冷卻和發(fā)汗冷卻等。,2.3.5超聲速飛機的氣動外形,超聲速飛機的氣動外形，廣義上講是指飛機主要部件的數(shù)量以及他們之間安排和配置。,不同的布局型式對飛機的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。,2.3飛機飛行原理,1.飛機氣動布局,機翼幾何參數(shù),2.飛機的幾何外形和參數(shù),機翼平面形狀主要參數(shù)：翼展、翼弦、前緣后掠角等。影響飛機氣動主要參數(shù)：前緣后掠角、展弦比、梢根比、翼型相對厚度。,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,不同的翼剖面形狀,2.3飛機飛行原理,3.超聲速飛機的氣動外形,2.3飛機飛行原理,A.超聲速飛機的翼型特點,（a）雙弧形；（b）棱形；（c）楔形；（d）雙菱形,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,B.超聲速飛機的機翼平面形狀和布局形式,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,B-1Lancer轟炸機,F-14Tomcat艦載機,米格-23,2.3飛機飛行原理,邊條渦,超聲速飛機的氣動外形,2.3飛機飛行原理,G,鴨翼升力,機翼升力,G,機翼升力,尾翼升力,鴨翼產(chǎn)生的脫體漩渦,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,2.3飛機飛行原理,（8）前掠翼,機翼前、后緣向前伸展（前掠）的飛機。它的梢弦在根弦的前面，左右翼俯視投影形成一個V字。前掠翼是和后掠翼同時提出的，兩者推遲激波產(chǎn)生的原理是完全相同的。,優(yōu)點：機翼和機身更好的連接；亞音速機動能力好；升力大；可控性好。,缺點：在氣動發(fā)散問題：即當速度和仰角達到一定值時，很難保證飛機的靜穩(wěn)定性。仰角越大，機翼的彎曲變形越大，直至結(jié)構(gòu)被破壞。,3.超聲速飛機和低、亞聲速飛機外形區(qū)別,2.3飛機飛行原理,2.3.6風洞的功用和典型構(gòu)造,飛機的升力和阻力對飛機性能有很大影響。良好的氣動特性：提高升力，減小阻力。獲得升力和阻力變化特性：科學計算和風洞試驗。,風洞是一種利用人造氣流來進行飛機空氣動力試驗的設(shè)備。,風洞試驗：（1）幾何相似，即飛機和模型之間的；（2）運動相似，即模型各部分氣流速度大小與真實飛機對應(yīng)部分成同一比例，流速方向相同；氣流擾動和實際情況相同；（3）動力相似，作用與模型上的空氣動力（升力和阻力）和作用于真實飛機上的空氣動力大小成比例，且方向相同。,為保證“動力相似”，必須保證實驗中模型和真實飛機飛行時的雷諾數(shù)相同。,試驗飛機模型尺寸比真實飛機小得多，風洞風速也比真實飛行速度小很多，導(dǎo)致模型摩擦阻力在總阻力中所占比例比真實情況大得多。,2.3.6風洞的功用和典型構(gòu)造,雷諾數(shù)（Reynoldsnumber）一種可用來表征流體流動情況的無量綱數(shù),雷諾數(shù),其中v、ρ、μ分別為流體的流速、密度與黏性系數(shù)，d為一特征長度。,雷諾數(shù)越小意味著粘性力影響越顯著，越大意味著慣性力影響越顯著。,例如霧珠的降落或潤滑膜內(nèi)的流動過程，粘性效應(yīng)在整個流場中都是重要的。而飛機近地面飛行時相對于飛機的氣流，流體粘性對物體繞流的影晌只在物體邊界層和物體后面的尾流內(nèi)才是重要的。,低速風洞,2.3.6風洞的功用和典型構(gòu)造,氣流速度,空氣動力,風煙洞,2.3.6風洞的功用和典型構(gòu)造,低速風洞,可形象地顯示出環(huán)繞實驗?zāi)Ｐ偷臍饬髁鲃忧闆r，清晰顯示模型流線譜。,超聲速風洞主體結(jié)構(gòu),2.3.6風洞的功用和典型構(gòu)造,高速風洞,包括亞、跨、超以及高超聲速風洞。,“暫沖式”超聲速速風洞,依靠高壓空氣和大氣之間的壓力差來工作。,蜂窩器,優(yōu)點：降低了電動機功率；缺點：工作時間短。,風洞的功用,2.3.6風洞的功用和典型構(gòu)造,風洞可用于對整架飛機或飛機的某個部件進行吹風實驗。,2.4.1飛機的飛行性能,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機的飛行性能是衡量一架飛機的重要標志，一般包括：飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機動性能等。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,安全高度,起飛距離,（加速飛行過程）,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,減小起飛距離措施：增升裝置增加推力彈射裝置（艦載機）,飛機起飛距離越短越好。,（減速飛行過程）,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,平飛減速和飄落觸地,慢車狀態(tài)襟翼打開直線下滑,提高著陸性能措施：機翼擾流片反向推力裝置阻力板或阻力傘剎車阻攔索,飛機著陸速度越小，著陸距離越短，著陸性能越好。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,5、飛機的機動性能,飛機在一定時間間隔內(nèi)改變飛行狀態(tài)的能力，它在奪取空戰(zhàn)優(yōu)勢中起著相當重要的作用，是軍用飛機重要的戰(zhàn)術(shù)性能指標。對于運輸機機動性能要求低。,飛機載荷：,飛機除受重力之外的外力總和與飛機重量之比。垂直方向上的過載：,飛機設(shè)計中，常用過載來評定飛機的機動性。,飛機飛行中除了有俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)等常規(guī)機動動作外，對于戰(zhàn)斗機還有盤旋、筋斗、俯沖、躍升、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎等機動動作?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機還具備過失速機動能力。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,爬升,倒飛,俯沖,平飛,筋斗,俯沖,躍升,過載可達9g,過載可達6g,躍升高度,動升限：躍升可達到的最大高度。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,3、戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎,同時改變飛行方向和增加飛行高度的機動飛行稱為戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎。用途：空戰(zhàn)中奪取高度優(yōu)勢和占據(jù)有利方位。過載系數(shù)3-4g。此外，還可采用筋斗方法進行戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎以縮短機動時間。,4.過失速機動,飛機在超過失速迎角之后，仍然有能力對飛機姿態(tài)作出調(diào)整，實現(xiàn)快速機頭指向，完成可操縱的戰(zhàn)術(shù)機動。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,作用：瞬時使飛機占據(jù)有利位置，改變敵我攻守態(tài)勢。,F-22榔頭機動,S-27眼鏡蛇機動,,1989年6月巴黎航展，蘇聯(lián)試飛員普加喬夫第一次世界面前表演了“眼鏡蛇”機動。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,,飛機的飛行迎角超過臨界迎角后，發(fā)生的一種連續(xù)自動旋轉(zhuǎn)運動。是由大迎角下的自轉(zhuǎn)現(xiàn)象引起的。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,5.尾旋,尾旋過程軌跡為小半徑螺旋線，一面旋轉(zhuǎn)，一面下降。同時繞滾轉(zhuǎn)、俯仰偏航三軸不斷旋轉(zhuǎn)。,尾旋特點：迎角大、螺旋半徑小，旋轉(zhuǎn)速度高、下沉速度大。,尾旋是一種危險的飛行狀態(tài)，極易造成飛行事故，但為了訓(xùn)練和研究目的，有些高機動飛機允許進入尾旋并改出。,2.4.2飛機的穩(wěn)定性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機焦點,附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機焦點,附加升力的合力△Y的作用點為飛機的焦點。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機的焦點,飛機重心位置與縱向穩(wěn)定性之間的關(guān)系,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機主要依靠垂尾的作用來保證方向穩(wěn)定性，方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機即向前、又向側(cè)方運動。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機在速度提高（特別是超聲速以后），垂尾側(cè)力系數(shù)減小，產(chǎn)生側(cè)力能力下降，導(dǎo)致飛機方向靜穩(wěn)定性降低。措施：增大垂尾面積，選用腹鰭、雙立尾增大方向穩(wěn)定性。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,使飛機自動恢復(fù)橫側(cè)平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩主要由機翼上反角、機翼后掠角和垂直尾翼的作用產(chǎn)生的。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,超聲速飛機一般采用大后掠角，其橫向靜穩(wěn)定作用可能過大而出現(xiàn)左右往復(fù)的飄擺運動?？刹捎孟路唇峭庑我韵魅鹾舐右砗舐右淼臋M向靜穩(wěn)定性。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機具有靜穩(wěn)定性，表明該飛機的平衡狀態(tài)具有抗外界干擾的能力。但為了保證飛機的穩(wěn)定性，決不能單純依靠飛機自身的穩(wěn)定性，飛行員也必須積極主動地實施操縱，做及時修正。,2.4.3飛機的操縱性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛機的操縱性是指駕駛員通過操縱設(shè)備（如駕駛桿、腳蹬和氣動舵面等）來改變飛機飛行狀態(tài)的能力。,主要研究飛行狀態(tài)的改變與桿舵行程和桿力大小之間的基本關(guān)系，飛機反應(yīng)快慢，以及影響因素等。操作氣動舵面包括：升降舵、方向舵和副翼。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛行中，向后拉桿，機頭上仰；向前推桿，機頭下俯。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,,,飛行中，向左壓駕駛桿，飛機向左傾斜；反之，向右壓駕駛桿，飛機向右傾斜。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛行中，踏左腳蹬，機頭向左偏轉(zhuǎn)；踏右腳蹬，機頭向右偏轉(zhuǎn)。,2.4飛機的飛行性能及穩(wěn)定性和操縱性,飛行馬赫數(shù)的提高，飛行動壓迅速增大，偏轉(zhuǎn)操縱面所施加的力也越大，現(xiàn)代飛機采用助力器、力臂調(diào)節(jié)器，并用人工載荷機構(gòu)模擬駕駛桿的氣動載荷以減小飛行員所需操縱力，并感受操縱力矩的變化。,駕駛員操縱舵面改變飛機姿態(tài)要和人體的自然動作協(xié)調(diào)一致。手上的所感受的力的大小和方向也應(yīng)正常和適中，以避免產(chǎn)生操縱失誤。,飛機的穩(wěn)定性是飛機本身的特性，它與操縱性有密切聯(lián)系。,很穩(wěn)定的飛機，操縱往往不靈敏；操縱很靈敏的飛機，則往往不太穩(wěn)定。穩(wěn)定性和操縱性應(yīng)綜合考慮，以獲得最佳飛機性能。,2.5直升機的飛行原理,一般認為直升機技術(shù)比固定翼飛機復(fù)雜，發(fā)展比固定翼飛機慢。,隨著對直升機空氣動力學、直升機動力學等學科認識的深入，直升機技術(shù)也有可很大發(fā)展。直升機特點：能垂直起降，對起降場地無太多特殊要求；能空中懸停；能沿任意方向飛行，飛行速度低，航程相對短。目前最大速度：417公里/小時（X2），400公里/小時（山貓）。實用升限：4000-6000m；航程：400-800Km。,X2-西科斯基公司,山貓直升機,2.5直升機的飛行原理,2.5.1直升機旋翼工作原理,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,米-6“Hook”直升機,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,2.5.4直升機的操縱性和穩(wěn)定性,直升機的操縱系統(tǒng):傳遞操縱指令、進行總距操縱、變距操縱和腳操縱的操縱機構(gòu)和操縱線路。,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,（轉(zhuǎn)動臂）,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,當傾斜器無傾斜時：每片槳葉在旋轉(zhuǎn)中保持槳距恒定。當傾斜器被操縱傾斜時：每片槳葉在旋轉(zhuǎn)中周期性改變槳距。變距拉桿轉(zhuǎn)至傾斜器上位時，槳距加大，槳葉向上揮舞；變距拉桿轉(zhuǎn)至傾斜器下位時，槳距減小，槳葉向下?lián)]舞。從而，形成旋翼旋轉(zhuǎn)面的傾斜。,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,2.5直升機的飛行原理,