第二节飞机飞行原理

飞机的重量从几十公斤到几百吨不等，如世界最大的飞机安-225的最大起飞重量高达700吨。如此庞然大物能在空中自由翱翔而不掉下来，就是因为飞机在飞行中产生了足够的升力“托举”着飞机的缘故。

飞机的升力主要靠机翼产生，要产生升力，机翼和空气就必须有相对运动，空气相对于飞机的流动叫做相对气流，简称“气流”。升力的大小和气流状况、物理参数、机翼形状等有很大关系。下面，我们就从气流的特性入手，来探讨飞机为什么能飞、怎么控制飞机飞行等问题。

一、大气层

我们生活的地球周围覆盖着一层厚厚的气态物质，好像给地球穿上了一件量身定做的外衣，这外衣就是大气层，是飞行器活动的地方，我们则生活在大气海洋的最深处。航空器在大气中飞行，与大气有了相对运动，就会在航空器上产生空气动力，空气动力直接影响航空器的飞行状态和飞行性能，空气动力又与大气的物理性质有直接关系。因此，在学习飞机为什么会飞之前，我们必须先了解一下大气层。

（一）大气层的结构

大气层共分五层，从地面往上分别是对流层、平流层（同温层）、中间层、电离层（热层、暖层）和散逸层（见图2-19）。目前，民用飞机的飞行范围仅限于对流层和平流层底部，军用飞机也仅能达到平流层中部，因此我们在本部分学习中，只介绍对流层和平流层。

图2-19 大气层

对流层是大气中最低的一层，或者说是大气海洋的底部。在赤道地区，对流层的厚度可达17千米到18千米，两极地区仅有8千米，在中纬度地区，它的顶层距地面约为11千米。由于地球引力的作用，大气全部质量的3/4和几乎全部水蒸气都集中在这一层，因此对流层是天气变化最复杂的一层，有风、云、雨、雪、雹等天气现象。在对流层中，空气有水平流动也有垂直流动，因此也就形成水平和垂直方向的阵风。

平流层（同温层）位于对流层之上，顶部距地面约50千米。在平流层的下半部（20千米以下），温度不随高度变化，恒定在-56.5℃，然后随高度的增加开始上升，直到顶部大约上升到0℃。平流层空气稀薄，水蒸气极少，通常没有云、雨、雪、雹等天气现象，空气也没有上下对流引起的垂直风，只有水平方向的风，并且风向稳定，平流层里常年是偏西风。这一层大气能见度好、气流平稳、空气阻力小，对飞行很有利，因此现代喷气式客机大多在11～12千米的平流层底层飞行。

（二）大气的物理性质

大气的物理性质包括大气温度、大气密度、大气压力和音速。

大气温度是指大气层内空气的温度，它表示空气分子做热运动的剧烈程度，温度越高，空气分子做无规则热运动速度越大；温度越低，空气分子做无规则热运动的速度就越小。在对流层内，随高度的升高，大气温度呈线性下降，每升高1000米，温度下降6.5℃，到同温层底部，大气温度维持在-56.5℃，不随高度变化。

大气密度是指单位体积大气的质量，随高度升高，大气密度下降。由于大气密度直接影响到飞机的升力、阻力，因此在设计制造和使用航空器的过程中，必须考虑到大气密度随高度变化而改变的特性。

小贴士

音速与大气温度的关系可用一个简单公式计算：

其中“T”是绝对温度，如果换成摄氏度，T＝273＋t

大气压力简称“大气压”，是指空气在单位面积上产生的压力。大气压的来源包括两个方面：一方面是单位面积上方直到大气层顶部的空气柱的重量；另一方面是空气分子在做无规则热运动产生的撞击力量。显然，随高度的升高，单位面积上方的空气柱越短、越轻，同时温度也在降低，空气分子做热运动的动能减小，大气压也就越小。

音速是指声音在空气中的传播速度。音波是典型的弱扰动波，音速也泛指所有弱扰动波在空气中的传播速度。飞机在高速飞行时，升力、阻力等随音速的变化有较大幅度的变化。音速随气温降低而减小，因此随高度升高，大气温度降低，音速也就降低。

（三）标准大气

我们已经知道，随着高度的变化，大气的物理参数会发生变化，这些物理参数的变化，又会引起飞行在大气层中的航空器所受的力和力矩发生变化，航空器的飞行性能就会因此而改变。为了在飞行器设计制造、性能比较时有一个统一的标准，就必须以一个确定的大气环境作为衡量标准，目前，世界上大多数国家采用的是国际大气标准。该标准是参照北半球中纬度地区的大气参数平均值为基础加以修订，作为大气的标准状态参数，满足这种状态的大气，叫做标准大气。

国际标准大气包括如下规定：大气被看做是理想气体（即没有黏性，完全符合气体状态方程）；以海平面的高度为零；在海平面上，大气的温度为15℃，大气压为101325帕（760毫米汞柱），密度为1.225千克/米3，音速为340.29米/秒。各种高度上的大气状态参数，可以通过计算获得（见表2-1）。

表2-1 标准大气表

（续）

二、气体流动的基本规律

气体在流动过程中，随着流动空间的变化，气流的状态参数（速度、压力、密度、温度等）也会发生相应的变化。

先看看流动空间变化对速度的影响。当气体连续稳定地流过一个粗细不均的流管时（见图2-20），由于管中任何一部分气体都不能堆积起来，也不会中断，因此在同一时间内，流进流管和流出流管的空气质量应该是相等的，还可以延伸为同一时间内，流过流管任一截面的空气质量相等。这就是连续性原理。

单位时间内流过某截面的空气质量为：m=ρVA

图2-20 流管

根据连续性原理，可知同一时间内流过截面Ⅰ和流过截面Ⅱ的空气质量相等，即ρ1V1A1=ρ2V2A2

在低速流动（速度小于0.4倍音速）时，可以认为空气不会被压缩，即流动过程中密度不变：

VA=常数

这就是低速气流的连续方程，去掉了空气密度，将流过流管截面的空气质量变换成了空气体积。从连续方程可知，稳定的低速气流在单位时间内流过流管任意截面的体积相等。换一句话说，流管截面积小的地方，气流流速大；流管截面积大的地方，气流流速小。水流也一样，我们可以看到稳定流动的河流中，河道狭窄（截面积小）的地方水流湍急（流速大），河道开阔的地方水流平稳。夏天人们在过道中乘凉，感觉风很大，也是这个原因。

随着流管截面积变化，不仅气流的速度会发生变化，气流的压力也会相应发生变化。气体流动速度与压力之间的关系，可通过如图2-21所示的实验结果来说明。当试验管道中的气体静止时，管道中各截面的气体压力都相同，都等于当地大气压，测压玻璃管中的液面高度都一样（见图2-21A）。当气流稳定、连续地流过试验管道时，通过连续方程可知，截面积大的地方流速小，截面积小的地方流速大。同时，在测压管中的液面也发生了变化，液面普遍升高了，但截面积小的地方液面升高较多，截面积大的地方液面升高较少（见图2-21B）。这一实验表明：截面积大的地方气体流速小、压力大；截面积小的地方气体流速大、压力小。

图2-21 流速与压力的关系

“流体力学之父”丹尼尔?伯努利研究了上述实验，并于1738年总结出著名的伯努利定理（也称伯努利方程）：

将连续性原理和伯努利定理结合起来，可以得出这样的结论：流体稳定的流过管道，在管道截面积小的地方，流体的流速大、静压（压力）小；在管道截面积大的地方，流体流速小、静压（压力）大。

三、飞机升力的产生

飞机的升力主要靠机翼与空气有相对运动产生。和空气有了相对运动，机翼为什么能够产生升力呢？这还和机翼的形状有很大关系。

机翼的剖面形状叫做翼型。翼型的前端点叫前缘，后端点叫后缘，翼型前后缘之间的连线叫做翼弦。通常翼型的上表面弯曲程度较大，下表面弯曲程度较小甚至平直（见图2-22）。

图2-22 翼型

在飞行中，飞机有一定速度，空气就会流过飞机，与飞机之间就会有相对运动，与机翼之间也就有同样的相对运动，我们把流过机翼的气流叫做“相对气流”。相对气流与飞行速度大小相等、方向相反。

相对气流（飞行速度）与翼弦之间的夹角叫做迎角，用α表示（见图2-23）。相对气流指向翼弦下方，迎角为正；相对气流指向翼弦上方，迎角为负。

气流流过机翼的流动情况，可用流谱图直观地显示出来（见图2-24）。流谱图是由许多流线和涡流组成的、反映流动全貌的图形，类似于中学物理里面讲到的磁场图、电场图。在稳定气流中，空气质点流动的路线，就是流线。既然空气质点是沿着流线流动的，所以在流线一侧的空气质点不会穿过流线流到另一侧去，也就是说，流线不会相交。任意两条流线之间的空气都不会穿过这两条流线流到外面去，就可以把任意两条流线围成的空间看作一条流管，流管就像水管一样，把两条流线之间的空气限制在这条管子内流动。

图2-23 迎角

图2-24 流谱图

从如图2-24可以看出，空气流过有一定正迎角的机翼，由于机翼上表面比较突出，在机翼上表面流动空间受到机翼的挤压变小，流管变细；由于机翼下表面弯曲程度较小，流动空间比上表面大，流管较粗。根据气流的基本规律，在机翼上表面，由于流管细，流管内空气流速快，静压小；机翼下表面由于流管粗，流管内空气流速慢，静压大。于是机翼上下表面之间产生了向上的压力差，这个向上的压力差就是机翼的升力（Y），全机上下表面的压力差就是飞机的升力。升力的方向垂直于飞行速度（相对气流），升力的大小可用升力公式表示如下：

其中，V是飞行速度（相对气流速度），S是机翼面积。cy是升力系数，它是实验测得的无因次值，迎角不同、翼型形状不同，升力系数不同。

如果你看过飞行表演，你一定会被飞机的优异性能以及飞行员的娴熟技术所震撼吧。事实上，无论飞机做什么样的复杂动作，都是靠飞行员操纵飞机改变升力的大小和方向来完成的。从升力公式可看出，升力的大小与空气密度、飞行速度、迎角、翼型和机翼面积有关，但是在正常飞行中，翼型和机翼面积是不能改变的，只要飞行高度一定，空气密度我们也没法改变，飞行员只有通过改变迎角和飞行速度来改变升力。升力与飞行速度的平方成正比增大；在中小迎角下，随迎角增大，升力系数增大，升力增大（见图2-25）。

图2-25 升力系数随迎角变化

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在飞机发展过程中，随着飞行速度越来越大，飞机越来越细长，而制造大垂尾的工艺跟不上，造成飞机的纵向稳定性不足。为弥补这一缺陷，设计师在机翼的翼尖部分加装了翼尖小翼（见图2-31）。在风洞实验中，惊喜地发现飞机的阻力非常小，原来是翼尖小翼阻挡了机翼下表面的气流向上表面流动，减弱了翼尖涡，减小了下洗速度和下洗角，也就减小了实际升力向后倾斜的角度，有效地减小了诱导阻力。后来飞机的设计制造工艺提高，已不需要翼尖小翼来增强飞机的稳定性，而很多民用飞机仍然保留了翼尖小翼，其目的就是为了减小诱导阻力。鸟类中经常独自飞行的鹰，在飞行过程中翼尖有几片羽毛是上翘的（见图2-32），也是这个原因。

五、飞机的重心与平衡

稳定飞行中，飞机不仅受力要取得平衡，这些力对重心形成的力矩也要取得平衡（见图2-33），飞机才能保持稳定的匀速直线运动状态。

飞机的重力是指飞机各部件、装载重力之和，飞机重力的作用点叫飞机的重心。

飞行中，飞机各部分的受力都会对重心形成力矩。前面讲到的平飞受力是一种简单的分析，实际上机翼升力的作用点并不在重心上，升力作用点叫压力中心，在重心之后一小段距离，这样，机翼的升力将对重心构成下俯力矩，使机头下俯，不能维持稳定的飞行状态（见图2-33）。民用运输机都是采用在机身尾部安装水平尾翼的常规布局，为了平衡升力产生的下俯力矩，飞机的水平尾翼（平尾）会产生一个向下的力（负升力Yt），它作用在重心后面较远的地方，还对重心构成上仰力矩，抵消机翼升力构成的下俯力矩，保持飞机的平衡。平尾产生的负升力与机翼产生的升力的合力才是全机的升力，在平飞中起抵消飞机重力的作用。

飞行中，如果飞机的重心位置发生变化，对飞机的平衡会产生明显的影响。如果飞机的重心靠前，机翼升力与重心之间的距离加长，升力的力臂增长，下俯力矩将增加很多，尽管平尾的负升力的力臂也有所增长，但影响较小，上仰力矩增加有限，飞机的下俯力矩将大于上仰力矩，必须操纵平尾或升降舵增大平尾的负升力才能平衡飞机。而平尾负升力的增大又会削弱全机的升力并增加飞机阻力，使飞机的经济性下降。如果重心过于靠前，靠操纵也不能平衡飞机，飞机不能维持正常飞行。飞机重心靠后则相反。因此，在飞行中，必须保证飞机的重心在一定的范围之内，这就要求在人员、货物的装载时，必须严格按要求装载，将飞机的重心控制在规定的范围之内。

飞机的重心左右移动对平衡也有影响，但由于飞机左右对称，重心基本在对称面之内，移动距离很小，飞机左右机翼、尾翼产生的升力也基本平衡，一般情况下不会造成左右力矩不平衡，故在此不做讨论。

六、飞机的基本操纵方法

为了便于分析飞机的操纵特点，我们先在飞机上建立一个机体坐标系，将对飞机的各种操纵和飞机的运动都分解到对应的坐标轴上。

机体坐标系的原点为飞机的重心。过重心、在飞机对称面内、与机身对称轴平行的轴线叫机体纵轴（x轴），指向机头方向为正（见图2-34）；过重心、在飞机对称面内、与纵轴垂直的轴线叫机体立轴（y轴），指向机身上方为正；过重心、垂直于飞机对称面的轴线叫机体横轴（z轴），指向右翼方向为正。

飞行中，无论飞机的运动状态多么复杂，都可以将其分解到绕三条轴的转动和在三条轴方向上的运动。为了便于描述和理解，将绕机体各轴的转动分别用不同的名称来表达（见图2-34）。绕机体纵轴的转动叫做滚转，绕机体立轴的转动叫做偏转，绕机体横轴的转动叫做俯仰转动。

飞行员通过驾驶杆和脚蹬操纵不同的舵面使飞机绕各条轴转动，飞机的主操纵舵面有升降舵、方向舵和副翼（见图2-35）。

通过驾驶杆的前推和后拉，控制平尾后方的升降舵偏转。拉杆时，升降舵上偏，飞机的平尾上方气流受阻，速度减小压力增大，在平尾上产生向下的空气动力，由于平尾在重心之后并且离重心较远，这个空气动力将对飞机重心构成上仰力矩，使机头上仰，飞机迎角增大（见图2-36）。同理，如果飞行员推杆，升降舵下偏，平尾产生向上的空气动力，对重心构成下俯力矩，机头下俯，飞机迎角减小。在正常的迎角范围内、飞行速度不变的情况下，拉杆使迎角增大，升力增大，飞机将上升高度，推杆使迎角减小，升力减小，飞机将下降高度。如果要操纵飞机上升，除了拉杆适当增大迎角、增大升力之外，还需相应加大油门，保持足够的飞行速度；操纵飞机下滑，则收小油门，随着速度减小飞机升力减小，飞机自然转入下滑，为防止下滑角太大，还需相应拉点杆，适当增加迎角，才能保持预定的下滑角。

小贴士

为提高飞机的操纵性，需增大升降舵面积。现代战斗机将平尾设计成一个整体，全部起升降舵的作用，称为“全动平尾”，操纵性能较常规的升降舵有大幅提高（见图2-37）。

驾驶杆左右移动习惯称做“压杆”。飞行员向左压杆，左侧翼尖后缘的副翼上偏，右侧的副翼下偏。左副翼上偏，在左侧翼尖部分机翼上表面气流受阻，速度减小，压力增大，产生向下的空气动力；右副翼下偏，在右侧翼尖部分机翼下表面气流受阻，流速减小，压力增大，产生向上的空气动力。这一对方向相反的空气动力对飞机重心形成滚转力矩，使飞机向左滚转，逐渐形成左坡度（见图2-38）。同理，如果飞行员向右压杆，右副翼上偏、左副翼下偏，飞机向右滚转，逐渐形成右坡度。

飞行员左脚向前蹬脚蹬，习惯叫做“蹬左舵”，垂尾后部的方向舵向左偏转，垂尾左侧气流受阻，流速减慢，压力增大，产生向右的空气动力，该空气动力对重心形成使飞机向左偏转的力矩，使机头向左偏转（见图2-39）。同理，蹬右舵，方向舵右偏，垂尾上产生向左的空气动力，对飞机重心形成右偏力矩，使机头向右偏转。

坡度（γ）是飞机对称面与飞机纵轴所在的铅垂面之间的夹角（见图2-40）。坡度有左右之分，左侧机翼向下为左坡度，右侧机翼向下为右坡度。操纵飞机转弯时，飞行员要向预定转弯方向压杆，形成预定的坡度后再将驾驶杆回正甚至回过中立位置，防止坡度继续增大，保持好预定坡度。由于飞机带了坡度，飞机升力发生了倾斜，将分解为两个分力（见图2-40），升力一分力（垂直分力）起平衡重力的作用，升力二分力（水平分力）作向心力使飞机转弯。坡度形成时，升力一分力不足以平衡重力，飞机将转入下滑，为了保持飞行高度，飞行员还需适当拉杆增大迎角，增大升力，坡度较大时还需要加大油门才能保持速度、保持足够的升力。坡度形成时，升力二分力作向心力使飞机转弯，飞行员还需向转弯方向适当蹬舵，产生偏转力矩使机头偏转，才能使飞机协调、稳定地进入转弯。

读一读

侧滑是飞机对称面与飞行速度（相对气流）方向不一致的飞行，相对气流方向与飞机对称面的夹角叫做侧滑角（β），相对气流从飞机对称面左前方吹来，叫做左侧滑，反之叫右侧滑（见图2-41）。正常飞行时飞机不带侧滑，带侧滑时会产生侧力，同时阻力增大，影响飞机的飞行性能和乘客的舒适度，乘客会感觉身体被往一边甩。操纵飞机转弯时如果只压杆不蹬舵，升力二分力也会使飞机进入转弯，但机头跟不上转弯角速度，会落后于飞行轨迹转过的角度，形成侧滑。如果只靠蹬舵使机头偏转而不压杆形成坡度，没有升力二分力作为向心力，机头转过一个角度也会带动飞机转弯，但机头转过的角度超前于飞机轨迹转过的角度，也会产生侧滑。因此，操纵飞机转弯时一定要手脚一致，杆舵配合协调，才能保证飞机不带侧滑转弯。

图2-41 侧滑与侧滑角

第二节 飞机飞行原理

第二节飞机飞行原理