航空知識(shí)手冊(cè)全集(上)

...wd......wd......wd...飛行員航空知識(shí)手冊(cè)?飛行員航空知識(shí)手冊(cè)?為飛行員提供了非常重要的根基知識(shí)。本手冊(cè)為飛行員介紹了在將來的培訓(xùn)進(jìn)程中需要的廣泛知識(shí)。除了和民用航空有關(guān)的聯(lián)邦法規(guī)全書(CFR)局部?jī)?nèi)容外，大局部適用于飛行員認(rèn)證的知識(shí)領(lǐng)域都有講述。這本手冊(cè)對(duì)于飛行學(xué)員和那些需要更多高級(jí)證書的飛行員都非常有用。偶爾在預(yù)期行動(dòng)被認(rèn)為是充滿不安全的時(shí)候，會(huì)使用〞必須〞或者類似語言。這種語氣的使用不是對(duì)14CFR的責(zé)任的一種附加，解釋或者減輕。使用本手冊(cè)的人熟悉和使用14CFR的相關(guān)局部以及航空信息手冊(cè)(AIM)也是重要的。AIM可以在線獲得，網(wǎng)址為\o":///atpubs":///atpubs。本手冊(cè)取代FAA1997年出版的Pilot’sHandbookofAeronauticalKnowledge。譯者注：1)本手冊(cè)來源于美國航空管理局FAA的公開出版物2003年版本的Pilot’sHandbookofAeronauticalKnowledge(H-8083-25)翻譯而來,翻譯時(shí)間為2007年3月至2007年12月。2)本手冊(cè)之目的是為飛行模擬游戲愛好者提供一本系統(tǒng)的根基原理教材，以幫助提高玩飛行模擬游戲的技能。3)假設(shè)真實(shí)飛行學(xué)員以此為參考材料時(shí)，請(qǐng)?zhí)貏e注意本手冊(cè)中可能的翻譯不準(zhǔn)確導(dǎo)致的誤解或者錯(cuò)譯，有歧異時(shí)以教官的觀點(diǎn)和培訓(xùn)學(xué)校教材為準(zhǔn)。另要注意書中所述的規(guī)那么和法規(guī)都是美國規(guī)那么和法規(guī)。4)有任何的錯(cuò)誤、不準(zhǔn)確及相關(guān)事宜，請(qǐng)您告知譯者您的觀點(diǎn)和建議。5)【】中的文字是為了便于閱讀理解而由譯者增加的注釋文字。中文版PDF格式:PDF,建議使用AdobeAcrobat5.0或者更高版本閱讀。

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1)飛行員航空知識(shí)手冊(cè)-簡(jiǎn)體中文版

2)飛行員航空知識(shí)手冊(cè)-繁體中文版英文PDF原版飛行員航空知識(shí)手冊(cè)-1飛行員航空知識(shí)手冊(cè)-2飛行員航空知識(shí)手冊(cè)-3飛行員航空知識(shí)手冊(cè)-42008年新版?飛行員航空知識(shí)手冊(cè)?2008年FAA修訂了一批航空和飛行器手冊(cè)，本手冊(cè)的最新版下載地址為

\o":///Library/manuals/aviation/pilot_handbook/":///Library/manuals/aviation/pilo...第一章-飛機(jī)構(gòu)造摘要：飛機(jī)構(gòu)造是第一章，主要講述了飛機(jī)的機(jī)身，機(jī)翼，尾翼，起落架，和發(fā)動(dòng)機(jī)這幾個(gè)主要構(gòu)造局部。根據(jù)美國聯(lián)邦法規(guī)全書(CFR)第14篇第一局部的定義和縮寫，飛行器(Aircraft)是一種用于或者可用于飛行的設(shè)備。飛行員執(zhí)照的飛行器分類包括飛機(jī)(Airplane)，直升機(jī)，氣球類(lighter-than-air)，動(dòng)力升力類(powered-lift)，以及滑翔機(jī)。還定義了飛機(jī)(Airplane)是由引擎驅(qū)動(dòng)的，比空氣重的固定翼飛行器，在飛行中由作用于機(jī)翼上的空氣動(dòng)態(tài)反作用力支持。本章簡(jiǎn)單介紹飛機(jī)和它的主要組成局部。主要組成局部盡管飛機(jī)可以設(shè)計(jì)用于很多不同的目的，大多數(shù)還是有一樣的主要構(gòu)造。它的總體特性大局部由最初的設(shè)計(jì)目標(biāo)確定。大局部飛機(jī)構(gòu)造包含機(jī)身，機(jī)翼，尾翼，起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)。機(jī)身機(jī)身包含駕駛艙和/或客艙，其中有供乘客使用的坐位和飛機(jī)的控制裝置。另外，機(jī)身可能也提供貨艙和其他主要飛機(jī)部件的掛載點(diǎn)。一些飛行器使用開放的桁架構(gòu)造。桁架型機(jī)身用鋼或者鋁質(zhì)管子構(gòu)造。通過把這些管子焊接成一系列三角形來獲得強(qiáng)度和剛性，成為桁架構(gòu)造。圖1-2就是華倫桁架。華倫桁架構(gòu)造中有縱梁，斜管子和豎直的管子單元。為降低重量，小飛機(jī)一般使用鋁合金管子，可能是用螺釘或者鉚釘通過連接件鉚成一個(gè)整體。隨著技術(shù)進(jìn)步，飛行器設(shè)計(jì)人員開場(chǎng)把桁架單元弄成流線型的飛機(jī)以改進(jìn)性能。在最初使用布料織物來實(shí)現(xiàn)的，最終讓位于輕金屬比方鋁。在某些情況下，外殼可以支持所有或者一主要局部的飛行載荷。大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)使用稱為單體橫造或者半單體構(gòu)造的加強(qiáng)型外殼構(gòu)造。單體橫造設(shè)計(jì)使用加強(qiáng)的外殼來支持幾乎全部的載荷。這種構(gòu)造非常結(jié)識(shí)，但是外表不能有凹痕或者變形。這種特性可以很容易的通過一個(gè)鋁的飲料罐來演示。你可以對(duì)飲料罐的兩頭施加相當(dāng)?shù)牧α抗茏硬皇苁裁磽p壞。然而，如果罐壁上只有一點(diǎn)凹痕，那么這個(gè)罐子就很容易的被扭曲變形。實(shí)際的單體造型構(gòu)造主要由外殼，隔框，防水壁組成。隔框和防水壁形成機(jī)身的外形。如圖1－3

由于沒有支柱，外殼必須足夠的穩(wěn)固以保持機(jī)身的剛性。這樣，單體造型構(gòu)造有一個(gè)重要的問題，在保持重量在允許的范圍內(nèi)同時(shí)要維持足夠的力量。由于單體設(shè)計(jì)的限制，今天的大多數(shù)飛機(jī)使用半單體造型構(gòu)造。半單體造型構(gòu)造使用飛機(jī)外殼可以貼上去的亞構(gòu)造，亞構(gòu)造由隔框和不同尺寸的防水隔壁以及桁條組成，通過來自機(jī)身的彎曲應(yīng)力來加固加強(qiáng)的外殼。機(jī)身的主要局部也包括機(jī)翼掛載點(diǎn)和防火隔板。如圖1－4在單引擎飛機(jī)上，引擎一般附加在機(jī)身的前端。在引擎后面和駕駛艙或客艙之間有防火局部以保護(hù)飛行員或乘客受到引擎火焰的傷害。這局部稱為防火隔壁，一般由阻熱材料如不銹鋼制成。機(jī)翼機(jī)翼機(jī)翼是連接到機(jī)身兩邊的翅膀，也是支持飛機(jī)飛行的主要升力外表。很多飛機(jī)制造商設(shè)計(jì)了多種不同的機(jī)翼樣式，尺寸和外形。每一種都是為了滿足特定的需要，這些需要由具體飛機(jī)的目標(biāo)性能決定。下面的章節(jié)將解釋機(jī)翼是如何獲得升力的。

機(jī)翼可以安裝在機(jī)身的上，中或較低局部，分別稱為高翼，中翼，低翼設(shè)計(jì)。機(jī)翼的數(shù)量也可以不同。有一組機(jī)翼的飛機(jī)稱為單翼機(jī)，有兩組機(jī)翼的飛機(jī)稱為雙翼飛機(jī)或者復(fù)翼飛機(jī)。如圖1－5許多高翼飛機(jī)有外部支柱，或者機(jī)翼支桿，它可以通過支桿把飛行和著陸負(fù)荷傳遞到主機(jī)身構(gòu)造。由于支桿一般安裝在機(jī)翼突出機(jī)身的一半位置上，所以這種類型的機(jī)翼構(gòu)造也叫半懸臂機(jī)翼。少數(shù)高翼飛機(jī)和多數(shù)低翼飛機(jī)用全懸臂機(jī)翼不用外部支桿來承載負(fù)荷。機(jī)翼的主要構(gòu)造部件有翼梁，翼肋，桁條。如圖1－6

這些都通過支桿，I字型梁，管子，或其他設(shè)備包括外殼而加固。翼肋決定了機(jī)翼的外形和厚度。在大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)上，油箱也是機(jī)翼的一個(gè)集成部件?；蛘哂伸`活的安裝在機(jī)翼里的容器組成。安裝在機(jī)翼后面的或者尾部和邊緣的是兩種類型的控制面，稱為副翼和襟翼。副翼大約從機(jī)翼的一半處向外伸出，以利于創(chuàng)造使得飛機(jī)側(cè)滾的反方向移動(dòng)和傾斜的空氣動(dòng)力。襟翼從靠近機(jī)翼中點(diǎn)處向外伸出。襟翼在巡航飛行時(shí)通常是和機(jī)翼外表齊平的。當(dāng)向外伸出時(shí)，襟翼同時(shí)向下延伸以在起飛或者著陸時(shí)增加機(jī)翼的升力。尾翼飛機(jī)尾巴局部的正確名字叫尾翼。尾翼包括整個(gè)的尾巴局部，由固定翼面如垂直尾翼和水平尾翼組成?？苫顒?dòng)的外表包括方向舵，升降舵，一個(gè)或者多個(gè)配平片(補(bǔ)翼)。如圖1－7第二種尾翼的設(shè)計(jì)不需要升降舵。相反，在中央的鉸鏈點(diǎn)安裝一片水平尾翼，鉸鏈軸是水平的。這種類型的設(shè)計(jì)叫全動(dòng)式水平尾翼，使用控制輪移動(dòng)，就像使用升降舵一樣。例如，當(dāng)你向后拉控制輪時(shí)，水平尾翼轉(zhuǎn)動(dòng)，拖尾邊緣向上運(yùn)動(dòng)。水平尾翼還有一個(gè)沿尾部邊緣的防沉降片。如圖1－8防沉降片的運(yùn)動(dòng)方向和水平尾翼尾部邊緣的運(yùn)動(dòng)方向一樣。防沉降片也作為減輕控制壓力的配平片，幫助維持水平尾翼在需要的位置。垂直方向舵安裝在垂直尾翼的后部。飛行時(shí)，它用于使得飛機(jī)頭部向左或者向右運(yùn)動(dòng)。在飛行轉(zhuǎn)彎時(shí)，垂直方向舵需要和副翼配合使用。升降舵安裝在水平尾翼的后面，用于控制在飛行中飛機(jī)的頭部向上或者向下運(yùn)動(dòng)。配平片是位于控制面的尾部邊緣可活動(dòng)的一小局部。這些可活動(dòng)的配平片，從駕駛艙控制，降低控制壓力。配平片也可以安裝在副翼，方向舵和/或升降舵。起落架起落架是飛機(jī)停放，滑行，起飛或者著陸時(shí)的主要支撐局部。大多數(shù)普通類型的起落架由輪子組成，但是飛機(jī)也可以裝備浮筒以便在水上運(yùn)作，或者用于雪上著陸的雪橇。如圖1－9起落架由三個(gè)輪子組成，兩個(gè)主輪子，以及一個(gè)可以在飛機(jī)后面或者前面的第三個(gè)輪子。使用后面安裝第三個(gè)輪子的起落架稱為傳統(tǒng)起落架。傳統(tǒng)起落架的飛機(jī)有時(shí)候是指后三點(diǎn)式飛機(jī)。當(dāng)?shù)谌齻€(gè)輪子位于飛機(jī)頭部位置時(shí)稱為前三點(diǎn)式飛機(jī)，相應(yīng)的這種設(shè)計(jì)叫三輪車式起落架?？刹倏氐那拜喕蛘呶草喸试S在地面上對(duì)飛機(jī)的全部控制。發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一般包括引擎和螺旋推進(jìn)器。引擎的主要作用是為螺旋推進(jìn)器提供轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力。它也產(chǎn)生電力，為一些儀表提供真空源，在大多數(shù)單引擎飛機(jī)上，引擎為飛行員和乘客提供熱量的來源。引擎飛機(jī)引擎罩蓋住，或者在某些飛機(jī)上，它被飛機(jī)引擎機(jī)艙包圍。引擎罩或者引擎機(jī)艙的作用是使得引擎周圍的空氣流動(dòng)變得流線型，用管子引導(dǎo)氣缸的空氣來幫助冷卻引擎。安裝在引擎前面的推進(jìn)器把引擎的轉(zhuǎn)動(dòng)力量轉(zhuǎn)化為稱為反沖力的前向作用力，幫助飛機(jī)在空氣中移動(dòng)。如圖1－10第二章-飛行原理本章討論飛行中支配作用于飛機(jī)上力的基本物理定律，以及這些自然定律和力對(duì)飛機(jī)性能特性的影響。為了勝任的控制飛機(jī)，飛行員必須理解涉及的原理，學(xué)會(huì)利用和抵抗這些自然力?，F(xiàn)代通用航空飛機(jī)可能有相當(dāng)高的性能特性。因此，飛行員充分領(lǐng)會(huì)和理解飛行藝術(shù)所依賴的原理是越來越必要的。大氣構(gòu)造飛行所處的大氣是環(huán)繞地球并貼近其外表的一層空氣包層。它是地球的相當(dāng)重要的一個(gè)組成局部，就像海洋或者陸地一樣。然而，空氣不同于陸地和水是因?yàn)樗嵌喾N氣體的混合物。它具有質(zhì)量，也有重量，和不確定的形狀。空氣象其他任何流體一樣，由于分子內(nèi)聚力的缺乏，當(dāng)受到非常微小的壓力時(shí)就會(huì)流動(dòng)和改變它的形狀。例如，氣體會(huì)充滿任何裝它的容器，膨脹和傳播直到其外形到達(dá)容器的限制。大氣的組成是由78％的氮?dú)猓?1％的氧氣以及1％的其他氣體，如氬氣和氦氣。由于局部元素比其他的重，較重的氣體如氧氣有個(gè)天然的趨勢(shì)，會(huì)占據(jù)地球的外表。而較輕的氣體會(huì)升到較高的區(qū)域。這就解釋了為什么大多數(shù)氧氣包含在35000英尺高度以下。因?yàn)榭諝庥匈|(zhì)量也有重量，它是一個(gè)物體，作為一個(gè)物體，科學(xué)定律會(huì)向其他物體一樣對(duì)氣體起作用。氣體駐留于地球外表之上，它有重量，在海平面上產(chǎn)生的平均壓力為每平方英寸14.7磅，或者29.92英寸水銀柱高度。由于其濃度是有限的，在更高的高度上，那里的空氣就更加稀薄。由于這個(gè)原因，18000英尺高度的大氣重量?jī)H僅是海平面時(shí)的一半。如圖2－1

大氣壓力盡管有多種壓力，這里的討論主要涉及大氣壓力。它是天氣變化的基本因素之一，幫助提升飛機(jī)，也驅(qū)動(dòng)飛機(jī)里的某些重要飛行儀表。這些儀表是高度儀，空速指示儀，和爬升率指示儀，和進(jìn)氣壓力表。雖然空氣很輕，也受重力吸引的影響。因此，和其他物質(zhì)一樣，由于有重量，就產(chǎn)生了力量。由于它是流體物質(zhì)，朝各個(gè)方向施加的力是相等的，它作用于空氣中物體的效果就是壓力。在海平面的標(biāo)準(zhǔn)條件下，由于大氣重量而施加于人體的平均壓力大約14.7lb/in。空氣密度對(duì)飛機(jī)的性能有重大的影響。如果空氣密度變低，1)飛時(shí)機(jī)降低動(dòng)力，因?yàn)橐嫖崭俚目諝猓?)降低推力，因?yàn)槁菪龢谙”〉目諝饬Ω托В?〕降低升力，因?yàn)橄”〉目諝鈱?duì)機(jī)翼施加的力量更小。壓力對(duì)密度的影響由于空氣是氣體，它可以被壓縮或者膨脹。當(dāng)空氣被壓縮時(shí)，一定的容積可以容納更多的空氣。相反的，當(dāng)一定容積上空氣的壓力降低時(shí)，空氣會(huì)膨脹且占據(jù)更大的空間。那是因?yàn)檩^低壓力下的最初空氣體積容納了更少質(zhì)量的空氣。換句話說，就是空氣密度降低了。事實(shí)上，密度直接的和壓力成比例。如果壓力增倍，密度也就增倍，如果壓力降低，密度也就相應(yīng)的降低。這個(gè)說法只在恒定溫度條件下成立。溫度對(duì)密度的影響增加一種物質(zhì)的溫度的效果就是降低其密度。相反的，降低溫度就有增加密度的效果。這樣，空氣密度就和絕對(duì)溫度成反比例變化。這個(gè)說法只在恒定壓力的條件下成立。在大氣中，溫度和壓力都隨高度而下降，對(duì)密度的影響是矛盾的。然而，隨著高度的增加壓力非常快的下降是占主要影響的。因此，可以預(yù)期密度是隨高度下降的。濕度對(duì)密度的影響前面段落的表達(dá)都假設(shè)空氣是完全枯燥的。實(shí)際上，空氣從不是完全枯燥的?？諝庵械纳倭克魵庠谔囟ㄇ闆r下幾乎可以忽略，但是在其他條件下濕度可能成為影響飛機(jī)性能的重要因素。水蒸氣比空氣輕，因此，濕空氣比干空氣要輕。在給定的一組條件下，空氣包含最多的水蒸氣那么其密度就最小。溫度越高，空氣中能包含的水蒸氣就越多。當(dāng)比照兩個(gè)獨(dú)立的空氣團(tuán)時(shí)，第一個(gè)溫暖潮濕〔兩個(gè)因素使空氣趨于變輕〕的和第二個(gè)寒冷枯燥(兩個(gè)因素使得空氣變重)的氣團(tuán)，第一個(gè)的密度必定比第二個(gè)低。壓力，溫度和濕度對(duì)飛機(jī)性能有重要的影響，就是因?yàn)樗麄冎苯佑绊懣諝饷芏?。運(yùn)動(dòng)和力的牛頓定律在17世紀(jì)，哲學(xué)家和數(shù)學(xué)家牛頓提出了三個(gè)基本的運(yùn)動(dòng)定律。他在這樣做的時(shí)候腦子里確定無疑的沒有飛機(jī)這個(gè)概念，但是幾乎所有的運(yùn)動(dòng)都可以回到這三個(gè)定律。這些定律以牛頓的名字命名如下：牛頓第一定律：一個(gè)靜止的物體有維持其靜止?fàn)顟B(tài)的特性，運(yùn)動(dòng)中的物體有維持其原有速度和方向的特性。簡(jiǎn)而言之，本質(zhì)上，一個(gè)物體一直保持其運(yùn)動(dòng)狀態(tài)知道有外界力量改變他。停機(jī)坪上的靜止飛時(shí)機(jī)一直保持靜止除非施加一個(gè)足夠強(qiáng)的抑制其慣性的力。然而，一旦其開場(chǎng)運(yùn)動(dòng)，他的慣性會(huì)讓他保持運(yùn)動(dòng)，抑制施加于飛機(jī)上的各種其他力量。這些力量或推動(dòng)其運(yùn)動(dòng)，或減慢其速度，或改變他的方向。牛頓第二定律：當(dāng)一個(gè)物體收到一個(gè)恒定力的作用時(shí)，其加速度和物體的質(zhì)量成反比，和物體的所施加的力成正比。這里所涉及的就是抑制牛頓第一定律的慣性的因素。其包含方向和速度的改變，有兩層含義：從靜止到運(yùn)動(dòng)〔正加速度〕和從運(yùn)動(dòng)到停頓〔負(fù)加速度或者減速〕。牛頓第三定律：無論何時(shí)一個(gè)物體對(duì)另一個(gè)物體施加力量，那么另一個(gè)物體也對(duì)這個(gè)物體施加力量，這個(gè)力的大小是相等的，而方向是相反的。開火時(shí)槍的反作用力是牛頓第三定律的形象化例子。游泳冠軍在折回時(shí)對(duì)游泳池壁施加反作用力，或者嬰兒學(xué)步－都會(huì)失敗，但是現(xiàn)象都表現(xiàn)了這個(gè)定律。飛機(jī)上，螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)向后推動(dòng)空氣，所以，空氣向相反的方向推螺旋槳－飛機(jī)前進(jìn)。在噴氣式飛機(jī)上，引擎向后推動(dòng)熱空氣氣流，作用于引擎的反向等大小的作用力推動(dòng)引擎，使得飛機(jī)前進(jìn)。所有交通工具的運(yùn)動(dòng)都形象的演示了牛頓第三運(yùn)動(dòng)定律。馬格努斯效應(yīng)通過觀察氣流中旋轉(zhuǎn)的圓柱可以很好的解釋升力的原因。靠近圓柱的局部速率由氣流速度和圓柱的旋轉(zhuǎn)速率共同決定，距離圓柱越遠(yuǎn)其速率越低。對(duì)于圓柱，頂部外表的旋轉(zhuǎn)方向和氣流方向一致，頂部的局部速率高，底部的速率低。如圖2－2所示，在A點(diǎn)，氣流線在分支點(diǎn)分開，這里有個(gè)停滯點(diǎn)；一些空氣向上，一些空氣向下。另一個(gè)停滯點(diǎn)在B點(diǎn)，兩個(gè)氣流集合，局部速度一樣?，F(xiàn)在圓柱面前部有了升流，后面有降流。

外表局部速度的差異說明壓力的不同，頂部壓力比底部低。低壓區(qū)產(chǎn)生向上的力稱為“馬格努斯效應(yīng)〞。這種機(jī)械降低的循環(huán)演示了旋轉(zhuǎn)和升力之間的關(guān)系。正迎角的機(jī)翼產(chǎn)生的氣流使得機(jī)翼尾部的停滯點(diǎn)稱為尾部邊緣的尾巴，而前面的停滯點(diǎn)前導(dǎo)機(jī)翼邊緣的下方。壓力的伯努利原理牛頓發(fā)表其定律的半個(gè)世紀(jì)之后，一個(gè)瑞士數(shù)學(xué)家伯努利先生解釋了運(yùn)動(dòng)流體(液體或者氣體)的壓力是如何隨其運(yùn)動(dòng)速度而變化的。特別的，他說道運(yùn)動(dòng)或者流動(dòng)的速度增加會(huì)導(dǎo)致流體壓力的降低。這就是空氣通過飛機(jī)機(jī)翼上曲面所發(fā)生的?？梢允褂闷胀ü茏永锏乃鱽碜鱾€(gè)模擬。在恒定直徑的管子中流動(dòng)的水對(duì)管壁施加一致的壓力；但是如果管子的一段直徑增加或者降低，在那點(diǎn)水的壓力是肯定要變化的。假設(shè)管子收縮，那么就會(huì)壓縮這個(gè)區(qū)域里的水流。假設(shè)在一樣的時(shí)間流過收縮局部管子的水量和管子收縮前是一樣的，那么這個(gè)點(diǎn)的水流速度必定增加。因此，如果管子的一局部收縮，它不僅增加流速，還降低了所在點(diǎn)的壓力。流線型的固體(機(jī)翼)在管子中同一點(diǎn)也會(huì)得到類似的結(jié)果。這個(gè)一樣的原理是空速測(cè)試和機(jī)翼產(chǎn)生升力能力分析的根基。伯努利定理的實(shí)踐應(yīng)用是文氏管。文氏管的入口比喉部直徑大，出口局部的直徑也和入口一樣大。在喉部，氣流速度增加，壓力降低；在出口處氣流速度降低，壓力增加。如圖2－4機(jī)翼設(shè)計(jì)在討論牛頓和伯努利的發(fā)現(xiàn)的章節(jié)里，我們已經(jīng)一般性的討論了飛機(jī)比空氣重而機(jī)翼為什么能夠維持飛行的問題。或許這個(gè)解釋能夠最好的簡(jiǎn)化為一個(gè)最基本的概念，升力就是機(jī)翼上空氣流動(dòng)的結(jié)果，或者用日常語言來說，就是因?yàn)闄C(jī)翼在空氣中的運(yùn)動(dòng)。由于機(jī)翼利用其在空氣中的運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生力量，下面降會(huì)討論和解釋機(jī)翼構(gòu)造以及前面討論的牛頓和伯努利定律的材料。機(jī)翼是一種利用其外表上運(yùn)動(dòng)的空氣來獲得反作用力的構(gòu)造。當(dāng)空氣收到不同的壓力和速度時(shí)，其運(yùn)動(dòng)方式多種多樣。但是這里討論的是限于飛行中飛行員最關(guān)心的那些局部，也就是說機(jī)翼是用來產(chǎn)生升力的。看一下典型的機(jī)翼剖面圖，如機(jī)翼的橫截面，就可以看到幾個(gè)明顯的設(shè)計(jì)特征。如圖2－5請(qǐng)注意機(jī)翼的上外表和下外表的彎曲(這個(gè)彎曲稱為拱形)是不同的。上外表的彎曲比下面的彎曲更加明顯，下外表在大多數(shù)具體機(jī)翼上是有點(diǎn)平的。在圖2－5中，注意機(jī)翼剖面的兩個(gè)極端位置的外觀也不一樣，飛行中朝前的一端叫前緣，是圓形的，而另一端叫尾緣，相當(dāng)?shù)募?，呈錐形。在討論機(jī)翼的時(shí)候經(jīng)常使用一條稱為弦線的參考線，一條劃過剖面圖中兩個(gè)端點(diǎn)前緣和后緣的直線。弦線到機(jī)翼上下外表的距離表示上下外表任意點(diǎn)的拱形程度。另一條參考線是從前緣劃到后緣的，叫“平均彎度線〞。意思是這條線到上下外表輪廓是等距離的。機(jī)翼的構(gòu)造通過成形來利用空氣的對(duì)應(yīng)于特定物理定律的作用使得提供大于它的重量的作用力。它從空氣獲得兩種作用力：一種是從機(jī)翼下方空氣產(chǎn)生的正壓升力，另外就是從機(jī)翼上方產(chǎn)生的反向壓力。當(dāng)機(jī)翼和其運(yùn)動(dòng)方向成一個(gè)小角度傾斜是，氣流沖擊相對(duì)較平的機(jī)翼下外表，空氣被迫向下推動(dòng)，所以導(dǎo)致了一個(gè)向上作用的升力，而同時(shí)沖擊機(jī)翼前緣上曲面局部的氣流斜向上運(yùn)動(dòng)。也就是說，機(jī)翼導(dǎo)致作用于空氣的力，迫使空氣向下，同時(shí)也就提供了來自空氣的相等的反作用力，迫使機(jī)翼向上。如果構(gòu)造機(jī)翼的形狀能夠?qū)е律Υ笥陲w機(jī)的重量，飛機(jī)就可以飛起來。然而，如果所有需要的力僅僅來自于機(jī)翼下外表導(dǎo)致的空氣偏流，那么飛機(jī)就只需要一個(gè)類似風(fēng)箏的平的機(jī)翼。當(dāng)然，情況基本不是這樣；在特定條件下被擾亂的機(jī)翼尾部氣流會(huì)足夠?qū)е嘛w機(jī)失去速度和升力。支撐飛機(jī)所需力的平衡來自機(jī)翼上方的氣流。這里它是飛行的關(guān)鍵。大局部升力來自機(jī)翼上部氣流的下洗流(因機(jī)翼所產(chǎn)生的下降氣流)的結(jié)果，這個(gè)事實(shí)必須透徹的理解才能繼續(xù)深入的研究飛行。然而，給機(jī)翼上外表產(chǎn)生的力和下外表產(chǎn)生的力指定一個(gè)具體的百分比是既不正確也達(dá)不到實(shí)際目的。這些(來自上下外表的力以及他們的比例)都不是恒定值，他們的變化不僅取決于飛行條件還和不同的機(jī)翼設(shè)計(jì)有關(guān)。應(yīng)該明白不同的機(jī)翼有不同的飛行特性。在風(fēng)洞和實(shí)際飛行中測(cè)試了成千上萬種機(jī)翼，但是沒有發(fā)現(xiàn)一種機(jī)翼能夠滿足每一項(xiàng)飛行要求。重量，速度和每種飛機(jī)的用途決定了機(jī)翼的外形。很多年前人們就認(rèn)識(shí)到產(chǎn)生最大升力的最有效率的機(jī)翼是一種有凹陷的下外表的勺狀機(jī)翼。后來還認(rèn)識(shí)到作為一種固定的設(shè)計(jì)，這種類型的機(jī)翼在產(chǎn)生升力的時(shí)候犧牲了太多的速度，因此不適合于高速飛行。然而，有一個(gè)需要說明的有趣事情，通過工程上巨大的進(jìn)步，今天的高速噴氣機(jī)又開場(chǎng)利用勺狀機(jī)翼的高升力特性這個(gè)優(yōu)勢(shì)。前緣(Kreuger)襟翼和后緣(福勒)襟翼從基本機(jī)翼構(gòu)造向外延伸時(shí)，直接的把機(jī)翼的外形變化為經(jīng)典的勺狀形態(tài)，這樣就能夠在慢速飛行條件下產(chǎn)生大的多的升力。另一方面，特別流線型的機(jī)翼有時(shí)候風(fēng)阻力很小，沒有足夠的升力讓飛機(jī)離地。這樣，現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼在設(shè)計(jì)上采取極端之間的中庸，外形根據(jù)飛機(jī)的設(shè)計(jì)需要而變化。圖2－6顯示了局部更加普通的機(jī)翼剖面。

低壓在上在一個(gè)風(fēng)洞或者飛行中，機(jī)翼僅僅是插入到空氣流中的流線型物體。如果機(jī)翼剖面是淚珠型外形，流過機(jī)翼上下外表兩邊的空氣速度和壓力的變化是一樣的。但是如果淚珠狀機(jī)翼沿縱向切去一般，就可以產(chǎn)生構(gòu)成基本機(jī)翼剖面的外形。如果機(jī)翼有傾角，氣流就以一個(gè)角度(迎角，也叫迎角)沖擊它，由于上外表的彎曲引起運(yùn)動(dòng)距離的增加，導(dǎo)致機(jī)翼上外表移動(dòng)的空氣分子就被迫比沿下外表移動(dòng)的分子更快。速度的增加降低了機(jī)翼上部的壓力。伯努利壓力原理本身沒有解釋機(jī)翼上外表的壓力分布情況。后面將介紹流經(jīng)靠近機(jī)翼曲面的不同路徑上空氣沖力的影響。圖2－7

沖力是一種使物體運(yùn)動(dòng)方向或大小改變的阻力。當(dāng)一個(gè)物體受力在環(huán)形路徑上運(yùn)動(dòng)時(shí)，它產(chǎn)生一個(gè)背向曲線路徑中心的阻力。這是“離心力〞。當(dāng)空氣粒子在曲線路徑AB上運(yùn)動(dòng)時(shí)，離心力趨向于把粒子向AB之間箭頭的方向上拋，這樣就導(dǎo)致空氣在對(duì)機(jī)翼前緣施加正常壓力之外還有別的力。但是當(dāng)空氣粒子通過B點(diǎn)(路徑彎曲的反轉(zhuǎn)點(diǎn))之后，離心力趨向于把他們往BC之間的箭頭方向上拋(導(dǎo)致機(jī)翼上壓力降低)。這個(gè)效應(yīng)一直維持到空氣粒子到達(dá)C點(diǎn)，C點(diǎn)是第二個(gè)氣流彎曲反轉(zhuǎn)點(diǎn)。離心力再一次反轉(zhuǎn)，空氣粒子會(huì)趨向于給機(jī)翼尾部邊緣在正常壓力之外稍微多加一點(diǎn)力，如圖中CD之間短箭頭所示。所以，機(jī)翼上外表的空氣壓力是分布式的，前緣所受的壓力比周圍的大氣壓力大的多，導(dǎo)致了前進(jìn)運(yùn)動(dòng)的強(qiáng)大阻力；但是在上外表的很大一局部(B點(diǎn)到C點(diǎn))空氣壓力小于周圍的大氣壓力。就像應(yīng)用伯努利原理的文氏管中所看到的，機(jī)翼上外表空氣的加速引起壓力的下降。這個(gè)較低的壓力是總升力的一局部。然而，機(jī)翼上下外表壓力差是總升力的唯一來源的設(shè)想是錯(cuò)誤的。還必須記住和較低壓力有關(guān)的是下洗力－機(jī)翼頂部外表向下向后的氣流。就像在前面對(duì)空氣動(dòng)態(tài)作用相關(guān)的討論中看到的那樣，氣流沖擊機(jī)翼的下外表，向下向后的氣流的反作用力是向前向上的。機(jī)翼上外表和下外表適用一樣的反作用力，牛頓第三定律再次得到表達(dá)。高壓在下在討論和升力相關(guān)的牛頓定律章節(jié)里，已經(jīng)討論了機(jī)翼下方的壓力條件特定大小的壓力是如何生成的。機(jī)翼下方的正壓力在迎角較大時(shí)也相應(yīng)增加。但是氣流的另一方面也必須考慮。在靠近前緣的點(diǎn)，實(shí)際上氣流是停滯的(停滯點(diǎn))，然后逐漸的增加速度。在靠近尾緣的某些點(diǎn)，速度又變到和機(jī)翼上外表的速度一樣。遵循伯努利原理，機(jī)翼下方的氣流速度較慢，產(chǎn)生了一個(gè)支撐機(jī)翼的正壓力，當(dāng)流體速度下降時(shí)，壓力必定增加。基本上，由于機(jī)翼上下外表的壓力差的增加，因此機(jī)翼上增加的總升力會(huì)導(dǎo)致下外表壓力沒有增加。無論何時(shí)機(jī)翼產(chǎn)生的升力中伯努利原理和牛頓定律都生效。液體流動(dòng)或者氣體流動(dòng)是飛機(jī)飛行的根基，也是飛機(jī)速度的產(chǎn)物。由于飛機(jī)的速度影響飛機(jī)的升力和阻力，所以對(duì)飛行員非常重要。飛行員在最小滑翔角，最大續(xù)航力和很多其他飛行機(jī)動(dòng)中使用空速飛行?？账偈秋w機(jī)相對(duì)于所飛過的空氣的速度。機(jī)翼的壓力分布從風(fēng)洞模型和實(shí)際大小的飛機(jī)上所作的試驗(yàn)上，已經(jīng)確知在不同迎角的機(jī)翼外表氣流中，外表的不同區(qū)域壓力有負(fù)的〔比空氣壓力小〕也有正的(比空氣壓力大)。上外表的負(fù)壓產(chǎn)生的力比下外表空氣沖擊機(jī)翼產(chǎn)生的正壓得到的力更大。圖2－8顯示了三個(gè)不同迎角時(shí)沿機(jī)翼的壓力分布。通常，較大迎角時(shí)壓力中心前移，小迎角時(shí)壓力中心后移。在機(jī)翼構(gòu)造的設(shè)計(jì)中，壓力中心的移動(dòng)是非常重要的，是因?yàn)槠溆绊懘笥呛托∮菚r(shí)作用于機(jī)翼構(gòu)造上的空氣動(dòng)力負(fù)荷的位置。飛機(jī)的航空動(dòng)力學(xué)平衡和可控制性是由壓力中心的改變來控制的。

壓力中心是通過計(jì)算和機(jī)翼迎角在正常的極值范圍內(nèi)變化的風(fēng)洞測(cè)試得到的。當(dāng)迎角變化時(shí)，壓力分布特性也就不同。圖2－8所示，在每個(gè)迎角時(shí)正負(fù)壓力加總得到合力?？偤狭τ脠D2－9中的合力矢量來表示。

這個(gè)力矢量應(yīng)用的點(diǎn)在術(shù)語上稱為“壓力中心CP〞。對(duì)于任意給定的迎角，壓力中心在合力矢量和弦線的焦點(diǎn)位置。這個(gè)點(diǎn)用機(jī)翼弦的百分比來表示。對(duì)于一個(gè)60英寸弦的30％位置的壓力中心點(diǎn)即機(jī)翼后緣的18英寸位置。設(shè)計(jì)者這樣設(shè)計(jì)機(jī)翼的時(shí)候，壓力中心就在飛機(jī)的重心，飛機(jī)總會(huì)平衡。然而，壓力中心的位置隨機(jī)翼迎角的變化而改變，這樣困難就出現(xiàn)了。如圖2－10

在飛機(jī)的正常飛行姿態(tài)范圍內(nèi)，如果迎角增加，壓力中心就向前移動(dòng)；反之那么后移。因?yàn)橹匦墓潭ㄔ谝稽c(diǎn)，很明顯，迎角增加時(shí)，升力中心朝重心的前面移動(dòng)，產(chǎn)生一個(gè)抬升機(jī)頭的力，或者增加多一點(diǎn)迎角。另一方面，如果迎角減小，升力中心后移，趨向于迎角減小很多。這樣就可以看到，正常的機(jī)翼是內(nèi)在不穩(wěn)定的，這樣就必須增加一個(gè)額外的輔助設(shè)備如水平尾翼來維持飛機(jī)縱向平衡。所以飛行中的飛機(jī)平衡取決于重心和機(jī)翼壓力中心的相對(duì)位置。經(jīng)歷已經(jīng)說明重心在機(jī)翼弦線的20％附近的飛機(jī)可以獲得平衡和滿意的飛行。錐形的機(jī)翼說明了翼展范圍內(nèi)翼弦的多樣性。指定某弦線其平衡點(diǎn)可以被表示開場(chǎng)變得有必要。這個(gè)弦即知名的平均空氣動(dòng)力弦(MAC),通常定義為假設(shè)的非錐形機(jī)翼的弦，它和被討論的機(jī)翼有一樣的壓力中心特性。飛機(jī)的載荷和重量分布也影響重心的位置而產(chǎn)生額外的力，進(jìn)而影響飛機(jī)的平衡。第三章-飛行空氣動(dòng)力學(xué)飛行空氣動(dòng)力學(xué)介紹作用于飛機(jī)上的力的相互關(guān)系和由相關(guān)力產(chǎn)生的效應(yīng)。作用于飛機(jī)的力至少在某些方面，飛行中飛行員做的多好取決于方案和對(duì)動(dòng)力使用的協(xié)調(diào)以及為改變推力，阻力，升力和重力的飛行控制能力。飛行員必須控制的是這些力之間的平衡。對(duì)這些力和控制他們的方法的理解越好，飛行員執(zhí)行時(shí)的技能就更好。下面定義和平直飛行(未加速的飛行)相關(guān)的力。推力是由發(fā)動(dòng)機(jī)或者螺旋槳產(chǎn)生的向前力量。它和阻力相反。作為一個(gè)通用規(guī)那么，縱軸上的力是成對(duì)作用的。然而在后面的解釋中也不總是這樣的情況。阻力是向后的阻力，由機(jī)翼和機(jī)身以及其他突出的局部對(duì)氣流的破壞而產(chǎn)生。阻力和推力相反，和氣流相對(duì)機(jī)身的方向并行。重力由機(jī)身自己的負(fù)荷，乘客，燃油，以及貨物或者行禮組成。由于地球引力導(dǎo)致重量向下壓飛機(jī)。和升力相反，它垂直向下地作用于飛機(jī)的重心位置。升力和向下的重力相反，它由作用于機(jī)翼的氣流動(dòng)力學(xué)效果產(chǎn)生。它垂直向上的作用于機(jī)翼的升力中心。在穩(wěn)定的飛行中，這些相反作用的力的總和等于零。在穩(wěn)定直飛中沒有不平衡的力(牛頓第三定律)。無論水平飛行還是爬升或者下降這都是對(duì)的。也不等于說四個(gè)力總是相等的。這僅僅是說成對(duì)的反作用力大小相等，因此各自抵消對(duì)方的效果。這點(diǎn)經(jīng)常被無視，而導(dǎo)致四個(gè)力之間的關(guān)系經(jīng)常被錯(cuò)誤的解釋或說明。例如，考慮下一頁的圖3－1。在上一幅圖中的推力，阻力，升力和重力四個(gè)力矢量大小相等。象下一幅圖顯示的通常解釋說明(不保證推力和阻力就不等于重力和升力)推力等于阻力，升力等于重力。必須理解這個(gè)基本正確的表述，否那么可能誤解。一定要明白在直線的，水平的，非加速飛行狀態(tài)中，相反作用的升力和重力是相等的，但是它們也大于相反作用的推力和阻力。簡(jiǎn)而言之，非加速的飛行狀態(tài)下是推力和阻力大小相等，而不是說推力和阻力的大小和升力重力相等，基本上重力比推力更大。必須強(qiáng)調(diào)的是，這是在穩(wěn)定飛行中的力平衡關(guān)系?？偨Y(jié)如下：向上力的總和等于向下力的總和向前力的總和等于向后力的總和對(duì)舊的“推力等于阻力，升力等于重力〞公式的提煉考慮了這樣的事實(shí)，在爬升中，推力的一局部方向向上，表現(xiàn)為升力，重力的一局部方向向后，表現(xiàn)為阻力。在滑翔中，重力矢量的一局部方向向前，因此表現(xiàn)為推力。換句話說，在飛機(jī)航跡不水平的任何時(shí)刻，升力，重力，推力和阻力每一個(gè)都會(huì)分解為兩個(gè)分力。如圖3－2對(duì)前面概念的討論在航空學(xué)課本或者手冊(cè)中經(jīng)常被忽略。原因不是因?yàn)樗麄儾恢匾?，而是因?yàn)橛捎诤雎赃@個(gè)討論，談到作用于飛行中飛機(jī)的航空動(dòng)力學(xué)作用力的主要思想就可以用最基本的要素來表達(dá)，而不用考慮航空動(dòng)力學(xué)者的專業(yè)性。就事實(shí)而言，僅僅考慮水平飛行和穩(wěn)定狀態(tài)中的正常爬升和下降，機(jī)翼升力確實(shí)是重要的向上的力而重力是重要的向下的力的表述仍然是正確的。經(jīng)常的，在解釋作用于飛機(jī)的力時(shí)遇到的大量困難在很大程度上是語言和其含義的問題。例如，飛行員長(zhǎng)期認(rèn)為在飛機(jī)爬上是因?yàn)樯Υ笥谥亓?。如果他僅僅根據(jù)機(jī)翼升力考慮的話這是不對(duì)的。然而，如果考慮所有向上力的合力導(dǎo)致升力大于重力，那么這就是對(duì)的。但是當(dāng)提到“升力推力和重力阻力〞時(shí)，為這些力確立的前面的定義就不再有效，使問題變的復(fù)雜。語言表述的如此不嚴(yán)密為大量的爭(zhēng)論提供了借口，這些爭(zhēng)論集中于基本原理的精練。盡管已經(jīng)定義了作用于飛機(jī)上的力，飛行員如何使用他們來進(jìn)展受控的飛行就需要對(duì)他們進(jìn)展深入詳細(xì)的討論。推力飛機(jī)開場(chǎng)移動(dòng)前，必須施加推力。飛機(jī)持續(xù)移動(dòng)，速度增加，直到推力和阻力相等。為了維持恒定的空速，就像升力和重力必須保持相等以維持穩(wěn)定的飛行高度一樣，推力和阻力必須保持相等。假設(shè)在平直飛行中，引擎功率降低，推力就會(huì)下降，飛機(jī)速度就減慢。只要推力小于阻力，飛機(jī)就會(huì)一直減速，知道它的空速缺乏以支持飛行。同樣的，如果引擎的動(dòng)力增加，推力比阻力大，空速就增加。只要推力一直比阻力大，飛機(jī)就一直加速。當(dāng)阻力等于推力時(shí)，飛機(jī)飛行在恒定的空速。平直飛行可以維持的速度可以很慢也可以很快。如果飛機(jī)要保持水平飛行，飛行員必須在所有飛行狀態(tài)協(xié)調(diào)迎角和推力。概略的，這些飛行狀態(tài)可以按類分為三組，低速飛行，巡航飛行和高速飛行。在低空速時(shí)，要維持升力和重力的平衡，迎角必須相對(duì)較高以增加升力。如圖3-3，

如果推力降低空速增加，升力變得小于重力，飛機(jī)就會(huì)開場(chǎng)下降。要維持水平飛行，飛行員可以增加一定量的迎角，它會(huì)再次讓升力等于飛機(jī)的重力，而飛時(shí)機(jī)飛的更慢點(diǎn)，如果飛行員適當(dāng)?shù)膮f(xié)調(diào)了推力和迎角也可以保持水平飛行。低速狀態(tài)的平直飛行提供了需要關(guān)注的和力平衡有關(guān)的條件，因?yàn)轱w機(jī)處于高機(jī)頭的姿態(tài)，有一個(gè)垂直的推力分量幫助支持飛機(jī)。首先，可以預(yù)期機(jī)翼載荷趨于減少。大多數(shù)飛行員知道相比發(fā)動(dòng)機(jī)停頓時(shí)飛機(jī)在有動(dòng)力時(shí)速度較低會(huì)失速，螺旋槳引起的氣流通過機(jī)翼時(shí)也會(huì)惡化這種情況。然而，如果分析僅僅限于通常定義的這四個(gè)力，你可以說，平直低速飛行時(shí)推力等于阻力，升力等于重力。在平直飛行中，推力增加時(shí)，空速增加，必須要降低迎角。如果協(xié)調(diào)好了變化，飛機(jī)仍然保持平直飛行，但是推力和迎角之間建設(shè)了適宜的關(guān)系后飛行速度會(huì)變高。如果推力增加時(shí)迎角沒有降低，飛時(shí)機(jī)爬升。但是降低迎角可以修正升力，保持它等于重力，如果做的恰好，飛機(jī)仍然保持平飛。輕微的負(fù)迎角甚至可以出現(xiàn)在非常高速度的平直飛行中。那么就很明顯，可以以失速迎角和高速時(shí)的相對(duì)較小負(fù)迎角之間的任意迎角進(jìn)展平飛。阻力飛行中的阻力有兩個(gè)基本類型：寄生阻力和誘導(dǎo)阻力。第一個(gè)稱為寄生的是因?yàn)樗肋h(yuǎn)對(duì)飛行的幫助是無用的，第二個(gè)是由機(jī)翼產(chǎn)生升力的結(jié)果所導(dǎo)致的。寄生阻力有兩個(gè)基本元素：形阻力，來自機(jī)身對(duì)氣流的破壞，另外就是外殼的摩擦阻力。對(duì)于寄生阻力的兩個(gè)因素，在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)容易降低形阻力。一般的，一個(gè)物體越是流線型的就越容易降低寄生阻力的形阻力。外殼摩擦力是最難降低的寄生阻力類型。沒有完全光滑的外表。甚至是機(jī)械加工的外表，通過放大來檢測(cè)的話，仍然可以看到粗糙的不平坦的外觀。這種粗糙的外表會(huì)使外表的空氣流線型彎曲，對(duì)平滑氣流產(chǎn)生阻力。通過使用光滑的磨平的外表，和去掉突出的鉚釘頭，粗糙和其他的不規(guī)那么物來最小化外殼摩擦力。設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)必須要增加另一個(gè)對(duì)寄生阻力的考慮。這個(gè)阻力復(fù)合了形阻力效應(yīng)和外殼摩擦，稱為所謂的干預(yù)阻力。如果兩個(gè)物體靠近放置，產(chǎn)生的合成紊亂會(huì)比單個(gè)測(cè)試時(shí)大50％到200％。形阻力，外殼摩擦力和干預(yù)阻力這三個(gè)阻力都要被計(jì)算以確定一個(gè)飛機(jī)的寄生阻力。寄生阻力中一個(gè)物體的外形是一個(gè)很大的因素。然而，說道寄生阻力時(shí)指示空速也是一個(gè)同樣重要的因素。一個(gè)物體的外形阻力保持在一個(gè)相對(duì)氣流固定的位置，大約以速度的平方成正比增加；這樣，空速增加為原來的兩倍，那么阻力就會(huì)變成原來的四倍，空速增加為三倍的話阻力也就增加為九倍。但是，這個(gè)關(guān)系只在相當(dāng)?shù)牡鸵羲贂r(shí)維持很好。在某些更高速度，外形阻力的增加會(huì)隨速度而變的突然很快。第二個(gè)基本的阻力類型是誘導(dǎo)阻力。以機(jī)械運(yùn)動(dòng)方式工作的系統(tǒng)沒有一個(gè)可以到達(dá)100%的效率，這是一個(gè)確定的物理事實(shí)。這就意味著無論什么特性的系統(tǒng)，總是以系統(tǒng)中消耗某些額外的功來獲得需要的功。系統(tǒng)越高效，損失就越小。在平飛過程中，機(jī)翼的空氣動(dòng)力學(xué)特性產(chǎn)生要求的升力，但是這只能通過某種代價(jià)才能獲得。這種代價(jià)的名字就叫誘導(dǎo)阻力。誘導(dǎo)阻力是內(nèi)在的，在機(jī)翼產(chǎn)生升力的任何時(shí)刻，而事實(shí)上，這種阻力是升力的產(chǎn)物中不可別離的。繼而，只要有升力就會(huì)有這種力。機(jī)翼通過利用三種氣流的能量產(chǎn)生升力。無論什么時(shí)候機(jī)翼產(chǎn)生升力，機(jī)翼下外表的壓力總是大于機(jī)翼上外表的壓力。結(jié)果，機(jī)翼下方的高壓區(qū)空氣有向機(jī)翼上方的低壓去流動(dòng)的趨勢(shì)。在機(jī)翼的翼尖附近，這些壓力有區(qū)域相等的趨勢(shì)，產(chǎn)生一個(gè)從下外表到機(jī)翼上外表的向外的側(cè)面氣流。這個(gè)側(cè)向氣流給予翼尖的空氣和機(jī)翼后面的尾流一個(gè)旋轉(zhuǎn)速度。因此，翼尖的氣流會(huì)變成隨著機(jī)翼運(yùn)動(dòng)的兩個(gè)渦流軌跡。從尾部看飛機(jī)時(shí)，右邊翼尖的渦流逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，而左邊翼尖的渦流順時(shí)針旋轉(zhuǎn)。如圖3－4記住這些渦流的旋轉(zhuǎn)方向，可以看到他們?cè)谝砑庵庖胍粋€(gè)向上的氣流，在機(jī)翼尾緣之后產(chǎn)生一個(gè)向下的氣流。這個(gè)誘導(dǎo)的下洗氣流和產(chǎn)生升力所需的下洗氣流沒有關(guān)系。實(shí)際上是誘導(dǎo)阻力的來源。渦流和后面的機(jī)翼上凈氣流分量越大越強(qiáng)，誘導(dǎo)阻力效應(yīng)也就越強(qiáng)。這個(gè)機(jī)翼頂部的下洗流在翼尖處有一樣的使向后的升力矢量彎曲的效果，因此升力和相對(duì)氣流的蒸餃稍微向后，產(chǎn)生一個(gè)后向升力分量。這就是誘導(dǎo)阻力。要記住為了在機(jī)翼上外表產(chǎn)生較大的負(fù)壓力，機(jī)翼可以傾斜獲得更大的迎角；如果不對(duì)稱機(jī)翼的迎角為零，也就沒有壓力差，繼而沒有下洗分量，因此也就沒有誘導(dǎo)阻力。無論如何，只要迎角增加，誘導(dǎo)阻力相應(yīng)的增加。換一種說法就是，較低的空速時(shí)就要求更大的迎角來產(chǎn)生等于飛機(jī)重量的升力，因而誘導(dǎo)阻力也就更大?？傉T導(dǎo)阻力和空速的平方成反比變化關(guān)系。從前面的討論知道寄生阻力隨空速的平方增加，誘導(dǎo)阻力隨空速的平方反比變化。當(dāng)空速降低到接近失速速度時(shí)，總阻力變的更大，主要由于誘導(dǎo)阻力的快速升高。類似的，當(dāng)空速到達(dá)飛機(jī)的終速時(shí)，因?yàn)榧纳枇Φ娘w速增加使得總阻力再次快速增加。從圖3－5可以看到，在某些空速上，總阻力處于最大值。在計(jì)算最大續(xù)航力和航程時(shí)這是非常重要的；阻力最小時(shí)，抑制阻力所需要的動(dòng)力也是最小的。為理解飛行中飛機(jī)的升力和阻力的影響，需要結(jié)合考慮兩者以及升阻比L/D(升力/阻力)。對(duì)于穩(wěn)定的非加速狀態(tài)的飛機(jī)，用不同空速時(shí)升力和阻力的數(shù)據(jù)，可以計(jì)算每一具體迎角時(shí)的升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD。升阻比對(duì)迎角的結(jié)果圖顯示升阻比增加到一最大值，在較高的升力系數(shù)和迎角階段開場(chǎng)下降，如圖3－6。注意最大升阻比(L/DMax)出現(xiàn)在一個(gè)特定的迎角和升力系數(shù)處。如果飛機(jī)在最大升阻比處穩(wěn)定飛行，總阻力為最小。任何比最大升阻比(L/DMax)處更大或者更小的迎角，升阻比降低繼而在給定飛機(jī)升力時(shí)總阻力增加。重心(CG)的位置在每一具體飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)階段確定。設(shè)計(jì)者要確定壓力中心(CP)會(huì)移動(dòng)多大距離。他們?nèi)缓蟀阎匦某鄳?yīng)的飛行速度下的壓力中心前面固定，這是為了提供足夠的恢復(fù)運(yùn)動(dòng)以保持飛行平衡。一架飛機(jī)的配置也對(duì)升阻比有很大的影響。高性能滑翔時(shí)機(jī)有極高的升阻比，超音速飛機(jī)在亞音速飛行時(shí)好似升阻比低，那可是超音速飛行(高馬赫數(shù)時(shí)高升阻比)需要的飛機(jī)配置導(dǎo)致這樣的情況。重力重力是趨向把所有物體朝地球中心拽的拉力。重心可以看成是飛機(jī)的所有重量都集中于所在的一點(diǎn)。如果飛機(jī)的重心恰好得到支持，飛機(jī)就會(huì)平衡在任何姿態(tài)。也會(huì)注意到重心占飛機(jī)的主導(dǎo)重要性，因?yàn)樗奈恢脤?duì)穩(wěn)定性有極大的影響。重心的位置通過每個(gè)飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)來確定。設(shè)計(jì)者要確定壓力中心(CP)會(huì)移動(dòng)多大距離。他們?nèi)缓蟀阎匦某鄳?yīng)的飛行速度下的壓力中心前面固定，這是為了提供足夠的恢復(fù)運(yùn)動(dòng)以保持飛行平衡。重力和升力有明確的關(guān)系，推力對(duì)應(yīng)于拉力。這個(gè)關(guān)系簡(jiǎn)單，但是對(duì)于理解飛行動(dòng)力學(xué)很重要。升力是作用于機(jī)翼上的向上的力，和相對(duì)風(fēng)方向垂直。需要的升力是用來抑制飛機(jī)的重力(由作用于飛機(jī)物質(zhì)的地球引力導(dǎo)致)。這個(gè)重力通過飛機(jī)的重心向下作用。在穩(wěn)定的平飛中，此時(shí)升力大小等于重力，飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，高度不增加也減少。如果升力變得小于重力，飛機(jī)將會(huì)降低高度。當(dāng)升力大于重力時(shí)，飛機(jī)飛行高度增加。升力飛行員可以控制升力。隨時(shí)控制輪子向前或者向后一點(diǎn)，迎角就會(huì)改變。當(dāng)迎角增加時(shí)，升力增加(假設(shè)其他因素不變)。當(dāng)飛機(jī)到達(dá)最大迎角時(shí)，升力開場(chǎng)快速變小。這就是失速迎角，或者叫紊流點(diǎn)。在繼續(xù)深入討論升力和如何控制它之前，必須先說一下速度。機(jī)翼的外形不會(huì)有效，除非它持續(xù)不斷的沖擊新的空氣。飛機(jī)假設(shè)要保持飛行，它必須持續(xù)移動(dòng)。升力和飛機(jī)速度成相應(yīng)的比例。例如，如果迎角和其他因素不變的話，以200節(jié)速度飛行的飛機(jī)所得的升力是它在100節(jié)速度飛行時(shí)升力的四倍。實(shí)際上，如果迎角增加，飛機(jī)就不能保持繼續(xù)保持同一迎角而高度不變的平飛；升力會(huì)增加，結(jié)果升力增加使飛機(jī)爬升。因此，為了維持升力和重力的平衡，和為了保持飛機(jī)平直的平衡飛行狀態(tài)，只要速度增加，升力必須減小。這通常是通過減小迎角來實(shí)現(xiàn)的，如降低機(jī)頭。相反的，當(dāng)飛機(jī)速度減慢時(shí)，降低的速度要求增加迎角來維持足夠的升力以保持飛行。當(dāng)然，如果要防止失速的話，迎角可以增加的范圍是有限制的。所以，如果所有其他因素不變的話，可以得出一個(gè)結(jié)論，對(duì)于每一個(gè)迎角，有一個(gè)要求的對(duì)應(yīng)指示空速來維持穩(wěn)定的高度－非加速飛行。記住，這只適用于維持水平飛行。由于機(jī)翼在一個(gè)一樣的迎角上總會(huì)失速，如果增加重量，升力必須也要增加，如果迎角保持恒定且恰好在臨界迎角，這樣做的唯一方法是增加速度。升力和阻力也隨空氣密度直接變化。好幾個(gè)因素會(huì)影響密度，如壓力，溫度和濕度。記住，在18000英尺高度，空氣密度是海平面上密度的一半。因此，為了在較高的高度維持升力，對(duì)于任何迎角都必須以更高的真實(shí)空速來飛行。此外，暖空氣密度比冷空氣密度低，潮濕空氣密度小于枯燥空氣的密度。這樣，在熱的潮濕天氣，對(duì)于任何給定迎角都必須以比干冷天氣下更大的真實(shí)空速飛行。如果密度因素降低，總升力必須等于總重量才能維持飛行，它遵循其他因素之一必須增加。通常那些增加的因素是空速或者迎角，因?yàn)檫@些因素可以由飛行員直接控制。也要指出，升力隨機(jī)翼的面積直接變化，機(jī)翼的平面圖沒有改變。如果機(jī)翼有一樣的比例和機(jī)翼剖面，迎角一樣時(shí)，200平方英尺平面面積的機(jī)翼升力是100平方英尺面積機(jī)翼的兩倍。如你所見，從飛行員角度的兩個(gè)主要因素是升力和速度，因?yàn)檫@兩個(gè)因素的控制是最容易的和準(zhǔn)確的。當(dāng)然，飛行員可以通過調(diào)整來控制密度，如果機(jī)翼恰好有可以擴(kuò)大機(jī)翼面積的襟翼，那么也可以控制機(jī)翼面積。但是，對(duì)大多數(shù)情況，飛行員控制升力和速度來操縱飛機(jī)。例如，在平直飛行狀態(tài)，以恒定高度巡航時(shí)，調(diào)整升力以匹配飛機(jī)速度或者巡航速度來保持高度，而當(dāng)升力等于重力時(shí)就可以維持平衡狀態(tài)。在著陸進(jìn)近中，當(dāng)飛行員希望以實(shí)用的慢速著陸時(shí)，增加升力到接近最大以維持升力等于飛機(jī)的重量是有必要的。翼尖渦流對(duì)機(jī)翼的作用力提供升力的同時(shí)也產(chǎn)生了誘導(dǎo)阻力。當(dāng)機(jī)翼以正迎角飛行時(shí)，機(jī)翼的上下外表有壓力差是確定的，上外表的壓力比大氣壓力低，下外表壓力等于或者大于大氣壓力。由于空氣總是從高壓區(qū)域向低壓區(qū)域流動(dòng)，阻力最小的路徑是朝飛機(jī)的翼尖，從機(jī)翼下方來的空氣順機(jī)身翼展方向向外繞翼尖運(yùn)動(dòng)。這個(gè)氣流導(dǎo)致在翼尖溢出，所以產(chǎn)生了稱為渦流的漩渦。同時(shí)，機(jī)翼上外表的空氣趨于流向機(jī)身和機(jī)翼的尾緣。這個(gè)氣流在機(jī)翼尾緣的內(nèi)側(cè)形成一個(gè)類似的渦流，但是由于機(jī)身阻止了向內(nèi)的流動(dòng)，這個(gè)渦流不是很重要。從而，翼尖的氣流方向偏差是最大的，在未受限制的側(cè)面氣流是最強(qiáng)的。氣流在翼尖處向上彎曲，它和機(jī)翼的下洗氣流結(jié)合形成了更快的旋轉(zhuǎn)的尾部渦流。這些漩渦增加了阻力，因?yàn)槟芰肯脑诋a(chǎn)生紊流上。接著可以看到無論何時(shí)機(jī)翼產(chǎn)生升力，誘導(dǎo)阻力就會(huì)產(chǎn)生，翼尖渦流隨之出現(xiàn)。就像升力隨迎角增加而增加，誘導(dǎo)也隨之增加。這是因?yàn)橛窃黾雍?，機(jī)翼上下外表的壓力差更大，空氣的側(cè)向流動(dòng)也就更強(qiáng)；進(jìn)而，這導(dǎo)致了更強(qiáng)烈的渦流的形成，結(jié)果紊流更多，誘導(dǎo)阻力也更多。翼尖渦流的強(qiáng)度或者力度直接的和飛機(jī)的重量成正比，和翼展及飛機(jī)速度成反比。較重和慢速的飛機(jī)，迎角越大，翼尖渦流越強(qiáng)。因此，飛機(jī)在飛行的起飛爬升和著陸階段會(huì)產(chǎn)生最大強(qiáng)度的翼尖渦流。地面效應(yīng)飛機(jī)在暢通的地面以稍微低于高空平飛要求的空速來飛行是可能的。這樣的結(jié)果源于一種現(xiàn)象，甚至對(duì)一些有經(jīng)歷的飛行員來說，知道這個(gè)比理解它更重要。當(dāng)飛行的飛機(jī)離地面幾英尺時(shí)，飛機(jī)周圍的三個(gè)方向的氣流模式開場(chǎng)發(fā)生改變，因?yàn)闄C(jī)翼周圍氣流的垂直分量受地面限制。這就改變了機(jī)翼的升流和翼尖渦流，如圖3－這些由于地面而導(dǎo)致的基本影響稱為“地面效應(yīng)〞。地面效應(yīng)時(shí)由于飛機(jī)飛行時(shí)氣流模式受地面或者水面的干擾導(dǎo)致的。

當(dāng)尾部外表和機(jī)身的空氣動(dòng)力學(xué)特性因地面效應(yīng)改變時(shí)，由于接近地面受到的主要影響是機(jī)翼的空氣動(dòng)力學(xué)特性的變化。當(dāng)機(jī)翼遇到地面效應(yīng)且維持在恒定的升力系數(shù)時(shí)，那么上升流和下洗流和翼尖渦流隨之減少。誘導(dǎo)阻力是支持飛機(jī)的機(jī)翼導(dǎo)致的，機(jī)翼通過加速空氣向后來獲得飛機(jī)的升力。機(jī)翼上外表壓力的降低是升力的主要根基，這樣說是對(duì)的，但是這只是推動(dòng)空氣向后的總效果的其中之一。下洗流越多，機(jī)翼推動(dòng)空氣向下的難度就越大。大迎角時(shí)，總的誘導(dǎo)阻力就大，在實(shí)際的飛行中就相應(yīng)于較低的空速，以可以這么說，低速飛行時(shí)誘導(dǎo)阻力是主導(dǎo)地位。然而，由于地面效應(yīng)導(dǎo)致的翼尖渦流減少改變了翼展方向的升力分布，降低了誘導(dǎo)迎角和誘導(dǎo)阻力。所以，在地面效應(yīng)中機(jī)翼只要較小的迎角就能產(chǎn)生一樣的升力系數(shù)，或者如果維持迎角不變，將導(dǎo)致升力系數(shù)的增加。如圖

地面效應(yīng)也會(huì)改變所需推力和速度的關(guān)系。由于誘導(dǎo)阻力在低速時(shí)占主導(dǎo)，因地面效應(yīng)使誘導(dǎo)阻力降低，這樣就導(dǎo)致了最重要的低速時(shí)所需推力的降低。地面效應(yīng)導(dǎo)致的誘導(dǎo)流降低使得誘導(dǎo)阻力有重大的減少，但是對(duì)寄生阻力無直接影響。誘導(dǎo)阻力減少的結(jié)果就是使得在低速飛行時(shí)所需要的推力也減少了。由于升流，下洗流和翼尖渦流的改變，可能空速系統(tǒng)有定位(設(shè)備)誤差，這和地面效應(yīng)有關(guān)。大多數(shù)情況下，地面效應(yīng)會(huì)導(dǎo)致靜態(tài)源的局部壓力增加，出現(xiàn)對(duì)空速和高度的偏低指示。因此，會(huì)要求飛機(jī)空降的指示空速低于正常要求的值。為了使地面效應(yīng)有較大的程度，機(jī)翼必須相當(dāng)?shù)慕咏孛?。地面效?yīng)的直接結(jié)果之一就是誘導(dǎo)阻力在恒定升力系數(shù)處隨機(jī)翼距地面的高度變化。當(dāng)機(jī)翼的高度等于翼展時(shí)，誘導(dǎo)阻力只降低1.4%。然而，當(dāng)機(jī)翼高度為四分之一翼展時(shí)，誘導(dǎo)阻力降低23.5%，機(jī)翼高度等于翼展十分之一時(shí)，誘導(dǎo)阻力降低47.6％。所以，只有機(jī)翼非?？拷孛鏁r(shí)，誘導(dǎo)阻力才有很大的降低。因?yàn)檫@種變化，地面效應(yīng)在起飛離地和著陸觸地的一瞬間是最明顯的。在飛行的起飛階段，地面效應(yīng)引起一些重要的關(guān)系。飛機(jī)起飛后離開地面效應(yīng)會(huì)遇到和著陸時(shí)進(jìn)入地面效應(yīng)相反的情況，例如飛機(jī)離開地面效應(yīng)將會(huì)：要求增加迎角來維持一樣的升力系數(shù)誘導(dǎo)阻力增加，所需要的推理也要增加穩(wěn)定性降低，機(jī)頭在瞬間會(huì)向上翹產(chǎn)生靜態(tài)源壓力的減少，指示空速增加應(yīng)當(dāng)指出在獲得建議著陸速度之前這些總效果可能會(huì)對(duì)著陸嘗試不安全。由于地面效應(yīng)中阻力降低，飛機(jī)好似能在低于建議速度下正常起飛。但是，當(dāng)飛機(jī)以缺乏的速度飛出地面效應(yīng)時(shí)，更大的誘導(dǎo)阻力可能會(huì)導(dǎo)致恰好臨界的初始爬升性能。在，如大的總重量，高密度高度，高溫的極端條件下，起飛時(shí)空速的缺乏可以使飛機(jī)飛起來，但是可能缺乏以飛出地面效應(yīng)。這時(shí)，飛機(jī)可能在最初以缺乏的速度飛行，然后又下降回跑道。不要試圖強(qiáng)制飛機(jī)以缺乏的速度飛起來是非常重要的；為提供充足的初始爬升性能建議起飛速度是非常必要的。因?yàn)檫@個(gè)原因，在收回起落架或者襟翼之前必須進(jìn)入確定爬升狀態(tài)。在飛行的著陸階段，也必須要理解和認(rèn)識(shí)近地效應(yīng)。如果飛機(jī)以恒定迎角被帶進(jìn)到地面效應(yīng)，飛機(jī)升力系數(shù)會(huì)增加，所需要的推力會(huì)減少。因此，會(huì)出現(xiàn)“漂浮〞效應(yīng)。由于地面效應(yīng)中阻力的降低和停車減速，拉平點(diǎn)的任何多余速度都會(huì)導(dǎo)致相當(dāng)長(zhǎng)的“漂浮〞距離。當(dāng)飛機(jī)接近觸地點(diǎn)時(shí)，低于翼展高度時(shí)的地面效應(yīng)是最容易發(fā)生的。在飛機(jī)接近地面的最后進(jìn)近階段，有必要降低動(dòng)力配置或者降低所需的推力，這樣可以讓飛機(jī)在預(yù)期滑行軌跡上滑行。飛機(jī)的軸向飛行中無論什么時(shí)候飛機(jī)改變它的飛行姿態(tài)和位置，它都繞三個(gè)軸向的一個(gè)或者多個(gè)旋轉(zhuǎn)，這些軸向是通過飛機(jī)重心的想象出來的線。飛機(jī)的軸向可以看成飛機(jī)可以繞這它轉(zhuǎn)動(dòng)的假想軸，非常象車輪旋轉(zhuǎn)的那個(gè)軸。在三個(gè)軸的相交點(diǎn)，每一個(gè)軸都和其他兩個(gè)軸成90度角。從飛機(jī)頭部到尾部沿機(jī)身長(zhǎng)度方向擴(kuò)展的軸稱為縱軸。從機(jī)翼到機(jī)翼的延伸軸稱為橫軸。垂直通過重心的軸叫垂直軸。圖3－9

飛機(jī)關(guān)于其縱軸的運(yùn)動(dòng)類似于船從一邊到一邊的搖擺。事實(shí)上，描述飛機(jī)三個(gè)軸向運(yùn)動(dòng)的名字最初是航海術(shù)語。這三個(gè)術(shù)語被采納到空氣動(dòng)力學(xué)術(shù)語就是因?yàn)轱w機(jī)和航船之間運(yùn)動(dòng)的類似性。根據(jù)對(duì)航海術(shù)語的采用，飛機(jī)縱軸固定后的運(yùn)動(dòng)稱為“側(cè)滾〞，橫軸固定時(shí)的運(yùn)動(dòng)叫“俯仰〞；最后，飛機(jī)垂直軸固定后的運(yùn)動(dòng)叫“偏航〞，就是飛機(jī)頭水平的左右運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)的三個(gè)運(yùn)動(dòng)由三個(gè)控制面控制。側(cè)滾由副翼控制，俯仰由升降舵控制，偏航由方向舵控制。對(duì)這些控制的使用在第四章解釋－飛行控制。運(yùn)動(dòng)和力臂物理學(xué)研究說明如果一個(gè)物體可以自由旋轉(zhuǎn)的話，將總是繞它的重心旋轉(zhuǎn)。在空氣動(dòng)力學(xué)術(shù)語中，對(duì)飛機(jī)的趨向繞它的重心旋轉(zhuǎn)的準(zhǔn)確測(cè)量叫力矩。力矩是所施加的力和作用點(diǎn)距離的乘積。力臂是從參考點(diǎn)到作用力的距離。為計(jì)算飛機(jī)的重量和平衡，力矩用力臂距離乘以飛機(jī)的重量來表示，簡(jiǎn)單說是英寸磅(距離乘以重量，公制單位是牛頓米)。飛機(jī)設(shè)計(jì)者把飛機(jī)的重心位置或前或后的定位在盡可能靠近平均動(dòng)力弦的20%位置。如果推力線設(shè)計(jì)成水平的通過重心，這樣當(dāng)動(dòng)力改變時(shí)也不會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)俯仰，因此飛行中不管是有動(dòng)力還是停機(jī)狀態(tài)力臂都不會(huì)有差異。盡管設(shè)計(jì)者對(duì)阻力的位置可以有些控制，他們也不總是能夠讓合成阻力通過飛機(jī)的重心。不過，他們最能夠控制的其中之一就是尾部的大小和位置。目標(biāo)是讓力矩(由于阻力，推力和升力產(chǎn)生)盡可能?。挥眠m當(dāng)?shù)奈膊课恢米鳛槿魏物w行條件下的飛機(jī)提供縱向平衡的手段。飛行時(shí)，除了通過改變迎角來控制升力中心外，飛行員沒有對(duì)作用于飛機(jī)的力的位置作直接控制。然而，迎角的這個(gè)改變會(huì)立即的影響到其他力的改變。所以，飛行員不可能單獨(dú)改變一個(gè)力的位置而不改變其他效果。例如，空速的改變伴隨升力的改變，以及阻力的改變，還有尾部向上和向下的力也會(huì)改變。當(dāng)象紊流和陣風(fēng)這樣的力作用于飛機(jī)時(shí)讓飛機(jī)移動(dòng)，飛行員通過提供反向的控制力來對(duì)抗這樣的力。某些飛機(jī)在載荷變化時(shí)引起重心位置的變化。配平設(shè)備用來抵消由燃油消耗，載荷或者乘客或貨物的非載荷因素導(dǎo)致的力。升降舵配平片和可調(diào)節(jié)水平尾翼組成了為飛行員提供載荷配平的最常用設(shè)備。在大飛機(jī)的大范圍飛行平衡中，如果不提供配平的手段，那么飛行員必須施加的用于控制的力將會(huì)是過多的且使人容易疲勞。設(shè)計(jì)特性每一個(gè)飛過很多類型飛機(jī)的飛行員已經(jīng)注意到操作是有些區(qū)別的，那就是對(duì)控制壓力的抵抗和相應(yīng)都有他們自己的方式。訓(xùn)練型飛機(jī)對(duì)控制有快速的相應(yīng)，而運(yùn)輸型的飛機(jī)通常感覺控制繁重而且對(duì)控制壓力的響應(yīng)也更慢。通過考慮特定的穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)要求，這些特征可以設(shè)計(jì)到飛機(jī)中使特定用途的飛機(jī)容易實(shí)現(xiàn)。在接下來的討論中，要總結(jié)一下更為重要的飛機(jī)穩(wěn)定性方面；討論穩(wěn)定性是如何分析的；以及不同飛行條件下他們的關(guān)系。簡(jiǎn)而言之，穩(wěn)定性，機(jī)動(dòng)性和可控性的主要區(qū)別如下：穩(wěn)定性－這是飛機(jī)糾正那些可能改變它的平衡條件的內(nèi)在品質(zhì)，以及返回或繼續(xù)在原始航跡上飛行的能力。這是一個(gè)飛機(jī)的主要設(shè)計(jì)特性。機(jī)動(dòng)性－這是飛機(jī)容易機(jī)動(dòng)且承受機(jī)動(dòng)引發(fā)的壓力的能力。它受飛機(jī)的重量，慣量，大小，飛行控制的位置，構(gòu)造強(qiáng)度，以及發(fā)動(dòng)機(jī)等因素決定。這也是一個(gè)飛機(jī)的主要設(shè)計(jì)特性?？煽匦裕@是飛機(jī)對(duì)飛行員控制的響應(yīng)能力，特別考慮的是航跡和姿態(tài)。它是飛機(jī)對(duì)飛行員操作飛機(jī)時(shí)施加控制的響應(yīng)特性，和穩(wěn)定性特性無關(guān)。穩(wěn)定性的基本概念飛機(jī)飛行的航跡和高度僅受飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)特性，推進(jìn)系統(tǒng)和它的構(gòu)造強(qiáng)度限制。這些限制說明了飛機(jī)的最大性能和機(jī)動(dòng)性。如果飛機(jī)要提供最大效用，在這些限制的全部范圍內(nèi)必須是安全可控的，且不超出飛行員的強(qiáng)度和要求額外的飛行能力。如果飛機(jī)沿任意航跡筆直穩(wěn)定的飛行，那么作用于飛機(jī)的力必定是靜態(tài)平衡的。任何物體的平衡受到破壞后的反響和穩(wěn)定性有關(guān)。有兩種穩(wěn)定性：靜態(tài)的和動(dòng)態(tài)的。先討論靜態(tài)的平衡，這里的討論將用到下面的定義：1)平衡－所有作用于飛機(jī)的相反的力都是平衡的。(飛機(jī)處于穩(wěn)定的不加速的飛行狀態(tài))2)靜態(tài)穩(wěn)定性－當(dāng)平衡被破壞后飛機(jī)顯示出的最初趨勢(shì)。3)正靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機(jī)平衡被破壞后返回到原來平衡狀態(tài)的最初趨勢(shì)。圖3－104)負(fù)靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機(jī)平衡被破壞后持續(xù)偏離原來平衡狀態(tài)的最初趨勢(shì)。5)中性靜態(tài)穩(wěn)定性－飛機(jī)平衡被破壞后維持在一個(gè)新條件的最初趨勢(shì)。靜態(tài)穩(wěn)定性飛行中飛機(jī)的穩(wěn)定性比解釋的要稍微復(fù)雜的多，因?yàn)轱w機(jī)可以自由的向各個(gè)方向運(yùn)動(dòng)，且俯仰和側(cè)滾以及方向都必須是可控的。設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)，工程師必須在穩(wěn)定性，機(jī)動(dòng)性和可控性之間折中；因?yàn)轱w機(jī)的三個(gè)軸向自由度使得問題變的更加復(fù)雜了。太高的穩(wěn)定性對(duì)機(jī)動(dòng)性有害，類似的，缺乏的穩(wěn)定性對(duì)可控性也有害。在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，這兩者(穩(wěn)定性和機(jī)動(dòng)性)之間的折中是個(gè)關(guān)鍵。動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性靜態(tài)穩(wěn)定性定義為飛機(jī)在平衡條件被破壞后顯示出來的初始趨勢(shì)。有時(shí)候，初始趨勢(shì)和總體趨勢(shì)不同或者相反，因此必須區(qū)別這兩者。動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性是飛機(jī)的平衡被打破后顯示出來的總體趨勢(shì)。圖3－11的曲線顯示了受控的功能隨時(shí)間的變化。可以看出時(shí)間單位非常重要。如果一個(gè)周期或者一個(gè)起伏的時(shí)間單位超過10秒，這叫長(zhǎng)周期振動(dòng)(起伏運(yùn)動(dòng))，且容易被控制。在縱向長(zhǎng)周期振動(dòng)中，當(dāng)空速增加或者降低時(shí)，迎角保持不變。對(duì)于某一角度，期望振動(dòng)會(huì)收斂，但是不是必須的。起伏運(yùn)動(dòng)只能在靜態(tài)穩(wěn)定的飛機(jī)上測(cè)定，這對(duì)飛機(jī)的配平質(zhì)量有很大的影響。如果一個(gè)周期或者一個(gè)起伏的時(shí)間單位小于一秒或者兩秒，這稱為短周期振動(dòng)，如果不是不可能的話，飛行員通常是非常難以控制的。這是飛行員很容易增強(qiáng)它的一種振動(dòng)類型。中性或者發(fā)散的短期振動(dòng)是不安全的，如果振動(dòng)不是快速阻尼的話，一般會(huì)導(dǎo)致構(gòu)造化失效。短期振動(dòng)影響飛機(jī)和控制面是類似的，它們表現(xiàn)為飛機(jī)的縱向擺動(dòng)，或表現(xiàn)為控制面的振動(dòng)或顫抖?；旧?，短期振動(dòng)出現(xiàn)在迎角變化而空速不變時(shí)。控制面的短期振動(dòng)一般是飛機(jī)的高頻振動(dòng)以至于飛機(jī)都沒時(shí)間反響。邏輯上，聯(lián)邦管制法規(guī)要求短期振動(dòng)必須是大阻尼的(也就是短期振動(dòng)立即消失)。飛機(jī)的適航性認(rèn)證時(shí)的飛行測(cè)試就是為這個(gè)情況而執(zhí)行的，方法是通過降低極大臨界速度(也就是Vne,不過速)時(shí)配平，側(cè)滾或俯仰控制中的振動(dòng)。測(cè)試中，飛行員拉下控制輪或下踏方向舵踏板壓低，然后觀察結(jié)果。縱向穩(wěn)定性(俯仰)設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)，為開發(fā)三個(gè)軸向期望的穩(wěn)定性角度作了大量的努力。但是橫軸的縱向穩(wěn)定性被認(rèn)為是最受不同飛行條件下特定變量的影響?？v向穩(wěn)定性是使飛機(jī)繞橫軸維持穩(wěn)定的品質(zhì)。它影響飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)，即飛機(jī)頭向上或向下的運(yùn)動(dòng)?？v向不穩(wěn)定的飛機(jī)有一個(gè)逐漸爬升或者俯沖到非常極端狀態(tài)的趨勢(shì)，甚至是失速。因此，縱向不穩(wěn)定的飛機(jī)變的難以飛行，有時(shí)還不安全。飛機(jī)的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性或者不穩(wěn)定性依賴于下面三個(gè)因素：機(jī)翼對(duì)重心的位置水平尾翼控制面對(duì)重心的位置尾部控制面面積和大小分析穩(wěn)定性時(shí)，應(yīng)該記得一個(gè)物體如果可以自由旋轉(zhuǎn)的話，它總會(huì)繞它的重心旋轉(zhuǎn)。為獲得靜態(tài)縱向穩(wěn)定性，機(jī)翼和尾部力矩的關(guān)系必須是這樣的，如果力矩最初是平衡的，然后突然機(jī)頭上翹，機(jī)翼力矩和尾部力矩將會(huì)改變以至于他們的力的總和將提供一個(gè)不平衡的但是恢復(fù)力矩，接著機(jī)頭被再次向下拉。類似的，如果機(jī)頭向下，結(jié)果力矩的改變使得機(jī)頭向后。升力中心，有時(shí)也叫壓力中心，在大多數(shù)飛對(duì)稱機(jī)翼中有一個(gè)趨勢(shì)，即隨著迎角的改變而改變它的前后位置。迎角增加時(shí)壓力中心趨于向前移動(dòng)，迎角減小時(shí)壓力中心趨于向后移動(dòng)。這就意味著機(jī)翼的迎角增加時(shí)，壓力(升力)中心向前移動(dòng)，趨于把機(jī)翼的前緣抬升的多一些。這個(gè)趨勢(shì)給機(jī)翼帶來了固有的不穩(wěn)定特性。圖3－12所示的飛機(jī)處于平直飛行狀態(tài)。線段CG-CL-T表示從重心CG到水平升降舵T點(diǎn)的飛機(jī)縱軸。CL點(diǎn)表示升力中心。大多數(shù)飛機(jī)設(shè)計(jì)成機(jī)翼的升力中心CL在飛機(jī)的重心CG后面。這使得飛機(jī)出現(xiàn)“頭重〞現(xiàn)象，也要求水平升降舵有向下的力來維持飛機(jī)的平衡，以防止機(jī)頭持續(xù)的向下俯。對(duì)“頭重〞的補(bǔ)償是通過設(shè)置升降舵處于輕微的負(fù)迎角來實(shí)現(xiàn)的。這樣就產(chǎn)生了保持尾部向下的力，來平衡很重的機(jī)頭。就象線段CG-CL-T是水平的，CL點(diǎn)有向上的作用力，另外兩個(gè)向下的力互相平衡，一個(gè)是作用在CG點(diǎn)的很大的力，另外一個(gè)是作用于T點(diǎn)大的小得多的力。應(yīng)用簡(jiǎn)單的物理學(xué)原理就可以看到，如果CL點(diǎn)用鐵條懸掛，而很大的重量掛在CG點(diǎn)，那么就會(huì)在T點(diǎn)產(chǎn)生維持水平平衡的向下作用力。盡管平飛時(shí)水平升降舵可能是水平的，還是有來自機(jī)翼的向下氣流。這個(gè)氣流沖擊升降舵的上外表產(chǎn)生向下的壓力，在某一速度就足以保持飛機(jī)水平平衡。飛機(jī)飛的越快，向下的氣流就越強(qiáng)，產(chǎn)生的作用于升降舵(T尾除外)的力也就越大，圖3－13。在固定位置的水平升降舵飛機(jī)中，飛機(jī)制造商設(shè)置一個(gè)升降舵迎角，以設(shè)計(jì)巡航速度和功率設(shè)置飛行時(shí)能夠提供最好穩(wěn)定性。圖3－14如果飛機(jī)速度降低，機(jī)翼上氣流的速度也會(huì)降低。機(jī)翼上氣流速度降低的結(jié)果是下洗流也降低，導(dǎo)致升降舵上向下的作用力變小。接著，“頭重〞特性加重，使得機(jī)頭更加的向下俯。這樣飛機(jī)就處于低頭姿態(tài)，減少機(jī)翼迎角和阻力可以讓空速增加，當(dāng)飛機(jī)繼續(xù)處于低頭姿態(tài)時(shí)，它的速度增加，升降舵上向下的力再次增加。進(jìn)而，尾部再次被向下壓，機(jī)頭抬升進(jìn)入爬升姿態(tài)。當(dāng)爬升繼續(xù)時(shí)，空速又降低，導(dǎo)致尾部的向下力又降低，直到機(jī)頭更低。但是，因?yàn)轱w機(jī)是動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的，這回機(jī)頭的降低就不會(huì)向前面降低的那么厲害。這次飛機(jī)將獲得足夠的速度，更加逐漸的沖到另一個(gè)爬升狀態(tài)，但是爬升不會(huì)象前一次那么陡峭。經(jīng)過幾次減小的起伏后，起伏中機(jī)頭時(shí)而抬升時(shí)而降低，飛機(jī)最終會(huì)在一個(gè)速度上平穩(wěn)下來，這個(gè)速度會(huì)讓尾部向下的力恰好平衡機(jī)頭向下俯沖的趨勢(shì)。當(dāng)獲得這樣的條件后，飛時(shí)機(jī)再次平衡的飛行，只要高度和空速不變就會(huì)持續(xù)穩(wěn)定的飛行。當(dāng)關(guān)閉節(jié)流閥時(shí)會(huì)注意到一個(gè)類似的效果。機(jī)翼的下洗流降低，圖3－12中T點(diǎn)作用力缺乏以保持升降舵向下。這就好似T點(diǎn)的作用力讓機(jī)頭的重力下拉機(jī)頭一樣。當(dāng)然這是想要的特性，因?yàn)轱w機(jī)固有地試圖再次獲得空速和再次建設(shè)適當(dāng)?shù)钠胶?。?dòng)力或者推力也有不穩(wěn)定效果，增加的動(dòng)力會(huì)趨于使機(jī)頭抬升。飛機(jī)設(shè)計(jì)者可以通過建設(shè)一個(gè)“高推力線〞來抵消這個(gè)效果，高推力線中推力從重心上方通過。圖3－15和圖3－16。這種情況下，當(dāng)動(dòng)力或者推力增加時(shí)，就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)抵抗尾部向下載荷的力矩。另一方面，一個(gè)恰好的“低推力線〞會(huì)趨于增加水平尾部控制面的抬升機(jī)頭效果。那么就可以得出結(jié)論，隨著重心向升力中心的前面移動(dòng)，尾部向下的空氣動(dòng)力，結(jié)果是飛機(jī)總是試圖恢復(fù)到安全飛機(jī)姿態(tài)?？v向穩(wěn)定性的簡(jiǎn)單演示如下：把飛機(jī)配平到不用控制的平飛狀態(tài)。然后快速的控制飛機(jī)頭輕微的向下壓。如果在短暫的時(shí)間內(nèi)，機(jī)頭抬升到原來的位置然后停頓，飛機(jī)就是靜態(tài)穩(wěn)定的。一般的，機(jī)頭會(huì)通過原來的位置，連續(xù)的慢速俯仰起伏隨之而來。如果起伏逐漸停頓，即飛機(jī)有正的穩(wěn)定性；如果繼續(xù)不穩(wěn)定，那么飛機(jī)就有中性穩(wěn)定性；如果起伏增加，那么飛機(jī)是不穩(wěn)定的。橫向穩(wěn)定性(側(cè)滾)沿機(jī)頭到尾部的縱軸的穩(wěn)定性稱為飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性。當(dāng)一邊的機(jī)翼比另一邊的機(jī)翼低時(shí)，這可以幫助穩(wěn)定側(cè)面傾斜或者側(cè)滾效果。有四個(gè)主要的因素使飛機(jī)保持橫向穩(wěn)定：上反角，傾覆效應(yīng)，后掠角和重力分布。引起橫向穩(wěn)定性的最通常步驟是構(gòu)造機(jī)翼有1－3度的上反角。換句話說，飛機(jī)每一邊的機(jī)翼和機(jī)身形成一個(gè)窄的V字型，或者叫上反角。它是通過位于平行于橫軸的直線之上的機(jī)翼形成的角度來度量。當(dāng)然，側(cè)滾穩(wěn)定性的根基是機(jī)翼產(chǎn)生力的橫向平衡。升力的任何不平衡都導(dǎo)致飛機(jī)縱軸側(cè)滾的趨勢(shì)。也就是說，上反角引起升力的平衡，這些升力由飛機(jī)縱軸兩邊的機(jī)翼產(chǎn)生。如果短暫的陣風(fēng)使飛機(jī)的一個(gè)機(jī)翼上升，另外一個(gè)機(jī)翼較低，飛機(jī)就會(huì)傾斜。當(dāng)飛機(jī)不是轉(zhuǎn)彎的傾斜時(shí)，它會(huì)側(cè)滑或者超機(jī)翼較低的側(cè)面下滑。圖3－17

因?yàn)闄C(jī)翼有上反角，空氣沖擊較低一側(cè)的機(jī)翼的迎角比較高一側(cè)的機(jī)翼大得多。這樣，較低一側(cè)的機(jī)翼的升力就增加，高一側(cè)的機(jī)翼升力就降低，飛機(jī)趨于恢復(fù)到最初的橫向平衡狀態(tài)(機(jī)翼水平)－即兩個(gè)機(jī)翼的迎角和升力又一次相等。上反角的效果是產(chǎn)生一個(gè)側(cè)滾力矩，在發(fā)生側(cè)滑時(shí)這個(gè)力矩趨于使飛機(jī)恢復(fù)到橫向平衡飛行條件?；謴?fù)力會(huì)把較低一側(cè)的機(jī)翼向上移動(dòng)很多，導(dǎo)致另一側(cè)的機(jī)翼向下。如果這樣的話，這個(gè)過程會(huì)重復(fù)下去，每一次橫向擺動(dòng)幅度降低，直到最終到達(dá)了機(jī)翼水平飛行的平衡。相反地，過大的上反角對(duì)橫向機(jī)動(dòng)特性是不利的。飛時(shí)機(jī)橫向非常穩(wěn)定，以至于它會(huì)阻抗任何有意識(shí)的側(cè)滾運(yùn)動(dòng)。出于這個(gè)原因，要求快速側(cè)滾或者傾斜特性的飛機(jī)通常其上反角比那些較少機(jī)動(dòng)性設(shè)計(jì)的飛機(jī)上反角小。由于后掠角影響的本性，它對(duì)上反角效果的影響是重要的。在側(cè)滑時(shí)，風(fēng)中的機(jī)翼后掠角實(shí)際減小，而外側(cè)的機(jī)翼后掠角實(shí)際增大。掠翼只對(duì)垂直于機(jī)翼前緣的風(fēng)分量敏感。從而，如果機(jī)翼工作在正升力系數(shù)，風(fēng)中的機(jī)翼升力增加，風(fēng)外的機(jī)翼升力降低。如此，后掠翼會(huì)促進(jìn)正上反角效果，而前掠翼會(huì)促進(jìn)負(fù)上反角效果。飛行中，機(jī)身的側(cè)面區(qū)域和垂直尾翼對(duì)氣流的反作用非常類似于船的龍骨。它對(duì)飛機(jī)的縱軸施加一個(gè)穩(wěn)定的橫向影響。建造如此橫向穩(wěn)定的飛機(jī)，以至于龍骨區(qū)域的絕大局部在重心的后面上方。圖3－18

這樣，當(dāng)飛機(jī)朝一邊側(cè)滑時(shí)，飛機(jī)的重量和對(duì)抗龍骨區(qū)域上部的氣流壓力(都作用于重心)的合力趨于使飛機(jī)側(cè)滾回到機(jī)翼水平的飛行狀態(tài)中。垂直穩(wěn)定性(偏航)飛機(jī)的垂直軸(側(cè)向力矩)穩(wěn)定性稱為偏航或者方向穩(wěn)定性。偏航或者方向穩(wěn)定性在飛機(jī)設(shè)計(jì)中是更加容易實(shí)現(xiàn)的穩(wěn)定性。垂直尾翼的面積和重心之后的側(cè)面起主要的作用，它使得飛機(jī)就向熟悉的風(fēng)向標(biāo)或者箭一樣使機(jī)頭指向相對(duì)風(fēng)方向。在考察風(fēng)向標(biāo)時(shí)，可以看到如果支點(diǎn)的前后迎風(fēng)的面積大小是一樣的，那么結(jié)果是前后的力平衡，指向運(yùn)動(dòng)很小或者基本沒有。所以，就必須讓支點(diǎn)后面的面積比前面的面積大得多。在飛機(jī)中也類似，設(shè)計(jì)者必須確保正的方向穩(wěn)定性，方法是適重心之后的側(cè)面積比重心之前的側(cè)面積大得多。如圖3－19

為了在機(jī)身之外提供更多得正穩(wěn)定性，增加了一個(gè)垂直尾翼。垂直尾翼得作用類似于箭上維持直飛的羽毛。和風(fēng)向標(biāo)和箭一樣，垂直尾翼的位置越靠后，面積越大，飛機(jī)的方向穩(wěn)定性就越強(qiáng)。如果飛機(jī)以直線飛行，一個(gè)側(cè)向陣風(fēng)就會(huì)讓飛機(jī)繞垂直軸發(fā)生輕微的轉(zhuǎn)動(dòng)(假定是右側(cè))，那么運(yùn)動(dòng)會(huì)被垂直尾翼阻止并停頓，因?yàn)楫?dāng)飛機(jī)往右旋轉(zhuǎn)時(shí)，空氣會(huì)以一個(gè)角度沖擊垂直尾翼的左側(cè)。在垂直尾翼的左側(cè)就產(chǎn)生一個(gè)壓力，它阻止飛機(jī)向右轉(zhuǎn)動(dòng)，使偏航慢慢的降低下來。在這樣做時(shí)，飛機(jī)向相對(duì)風(fēng)方向旋轉(zhuǎn)有點(diǎn)象風(fēng)向標(biāo)。飛機(jī)航跡方向的最初變化通常在飛機(jī)機(jī)頭朝向的變化之后。因此，當(dāng)飛機(jī)向右稍微偏航后，有一個(gè)短暫的時(shí)間，這段時(shí)間內(nèi)飛機(jī)繼續(xù)沿原來的航跡方向移動(dòng)，但是它的縱軸稍微指向右側(cè)。然后飛機(jī)有短暫的側(cè)滑，在這個(gè)時(shí)刻(因?yàn)榧僭O(shè)盡管偏航運(yùn)動(dòng)停頓，垂直尾翼左側(cè)的額外壓力仍然存在)飛機(jī)必定有朝左側(cè)回轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。即，垂直尾翼導(dǎo)致了一個(gè)短暫的恢復(fù)趨勢(shì)。這個(gè)恢復(fù)趨勢(shì)反展的相對(duì)較慢，當(dāng)飛機(jī)停頓側(cè)滑時(shí)它也停頓。在停頓后，飛機(jī)就在稍微不同于原來方向的新方向上飛行。也就是說，它不會(huì)自己協(xié)調(diào)返回到原來的航向；飛行員必須重新確立最初的航向。方向穩(wěn)定性的一個(gè)小的改進(jìn)可以通過后掠角實(shí)現(xiàn)。機(jī)翼設(shè)計(jì)中使用后略角主要是為了延遲高速飛行中壓縮性的開場(chǎng)。在較輕和慢速的飛機(jī)上，后掠角對(duì)壓力中心和重心建設(shè)正確的關(guān)系有幫助。壓力中心在中心之后這樣制造的飛機(jī)具備縱向穩(wěn)定性。由于結(jié)果的原因，飛機(jī)設(shè)計(jì)者有時(shí)候不能把機(jī)翼安裝在恰好需要的位置。如果他們必須把機(jī)翼安裝的太向前，且和機(jī)身成恰當(dāng)?shù)慕嵌龋敲磯毫χ行木筒粫?huì)足夠靠后，達(dá)不到要求的縱向穩(wěn)定度。但是，通過增加機(jī)翼后掠角，設(shè)計(jì)者可以向后移動(dòng)壓力中心。后掠角的大小和機(jī)翼的位置使壓力中心置于正確的位置。機(jī)翼對(duì)靜態(tài)方向穩(wěn)定性的奉獻(xiàn)通常很小。掠翼提供的穩(wěn)定性作用依賴于后掠角的大小，但是這個(gè)奉獻(xiàn)和其他局部相比就相對(duì)較小了。自由向擺動(dòng)(荷蘭軌輥)荷蘭軌輥是耦合的側(cè)向/方向擺動(dòng)，它通常是動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的，由于擺動(dòng)的特性，在飛機(jī)中這是要不得的。擺動(dòng)模式的阻尼可能很弱或者很強(qiáng)，這依賴于具體飛機(jī)的特性。不幸的是所有空氣都不是平穩(wěn)的。并發(fā)的上升氣流和下降氣流產(chǎn)生顛簸和下降，以及飛機(jī)前后和兩邊的陣風(fēng)。飛機(jī)對(duì)平衡的破壞的反響是復(fù)合的側(cè)滾/偏航擺動(dòng)，其中側(cè)滾運(yùn)動(dòng)發(fā)生在偏航運(yùn)動(dòng)之前。偏航運(yùn)動(dòng)不是很嚴(yán)重，但是側(cè)滾運(yùn)動(dòng)要顯而易見得多。當(dāng)飛機(jī)響應(yīng)上反角效應(yīng)而側(cè)滾回到水平飛行時(shí)，它會(huì)側(cè)滾得太遠(yuǎn)而朝另一個(gè)方向側(cè)滑。這樣，由于強(qiáng)烈的上反角效應(yīng)飛機(jī)每次側(cè)滑過頭。當(dāng)上反角效應(yīng)比靜態(tài)方向穩(wěn)定性大時(shí)，荷蘭軌輥運(yùn)動(dòng)是弱阻尼的，也是要不得的。當(dāng)靜態(tài)方向穩(wěn)定性比上反角效應(yīng)強(qiáng)時(shí)，荷蘭軌輥運(yùn)動(dòng)具有強(qiáng)阻尼，也不是要不得的了。但是這些特性趨于螺旋不穩(wěn)定性。那么選擇只能是兩個(gè)不利中的次要因素－荷蘭軌輥運(yùn)動(dòng)是要不得的，而如果發(fā)散率低的話螺旋不穩(wěn)定性是可以容忍的。所以更重要的操控品質(zhì)是高靜態(tài)方向穩(wěn)定性和最小化必要的上反角的結(jié)果，大多數(shù)飛機(jī)顯示出輕微的螺旋傾向。這個(gè)傾向向飛行員顯示了一個(gè)事實(shí)：飛機(jī)不能無限期的以無手操控方式飛行。除高速掠翼設(shè)計(jì)之外，大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)，這些自由向擺動(dòng)通常在很少的幾個(gè)周期后自動(dòng)消失，除非空氣持續(xù)的是陣風(fēng)或者湍流。具有持續(xù)荷蘭軌輥傾向的飛機(jī)通常配備了陀螺穩(wěn)定的偏航阻尼器。退一步說，荷蘭軌輥傾向的飛機(jī)很讓人不安。所以，制造商試圖在過大和過小方向穩(wěn)定性之間尋找折中。對(duì)于飛機(jī)制造商來說，他們更愿意有螺旋不穩(wěn)定性也不想要荷蘭軌輥傾向，大多數(shù)飛機(jī)設(shè)計(jì)有這樣的特性。螺旋不穩(wěn)定性當(dāng)飛機(jī)的靜態(tài)方向穩(wěn)定性和維持橫向平衡的上反角效應(yīng)相比很強(qiáng)時(shí)，就會(huì)出現(xiàn)螺旋不穩(wěn)定性。當(dāng)飛機(jī)的橫向平衡被陣風(fēng)打破后，就會(huì)產(chǎn)生側(cè)滑，強(qiáng)烈的方向穩(wěn)定性趨于使機(jī)頭偏向合成的相對(duì)風(fēng)方向，而相對(duì)弱的上反角在橫向平衡的恢復(fù)中滯后。由于這個(gè)偏航，轉(zhuǎn)彎運(yùn)動(dòng)外測(cè)的機(jī)翼比內(nèi)側(cè)的機(jī)翼速度要快，因此它的升力變的更大。這產(chǎn)生一個(gè)過分傾斜的傾向，如果飛行員不糾正的話，會(huì)導(dǎo)致傾斜角變的越來越陡峭。同時(shí)，使飛機(jī)偏航到相對(duì)風(fēng)方向強(qiáng)烈方向穩(wěn)定性實(shí)際上迫使機(jī)頭向更低的姿態(tài)傾斜。然后向下的螺旋慢慢開場(chǎng)，如果飛行員不糾正，會(huì)逐漸增強(qiáng)為更陡峭的螺旋俯沖。通常，螺旋運(yùn)動(dòng)的發(fā)散率是慢慢增加的，飛行員可以毫不費(fèi)力的控制這個(gè)趨勢(shì)。所有的飛機(jī)在某種程度上都受到這個(gè)特性的影響，盡管所有其他普通參數(shù)可能是固有穩(wěn)定的。這個(gè)傾向通過一個(gè)事實(shí)告訴飛行員：飛機(jī)不能無限期以無手操控飛行。為消除或者至少糾正這個(gè)不穩(wěn)定性，在控制設(shè)備(機(jī)翼校平器)的開發(fā)上付出了大量的研究和努力。螺旋條件的前期階段要求飛行員非常仔細(xì)的應(yīng)用恢復(fù)控制，或者可能引起構(gòu)造上的過量載荷。發(fā)生在通用航空飛機(jī)飛行中的構(gòu)造化失效，這種條件下的不適當(dāng)恢復(fù)可能是更多不幸的基本原因，而不是其他任何單一因素。原因是螺旋條件下的空速快速的增大，降低這個(gè)速度的后升降舵力和拉高機(jī)頭的力的應(yīng)用使轉(zhuǎn)彎加緊，載荷因子持續(xù)增加。不受控螺旋的拖延結(jié)果總是一樣的；要么飛行的構(gòu)造化失效，或者墜落到地面，要不就是兩者。根據(jù)記錄最通常的原因是：飛行員失去視野參考，不能參考儀表來控制飛機(jī)，或者是同時(shí)發(fā)生這兩者。飛行機(jī)動(dòng)中的空氣動(dòng)力學(xué)受力介紹飛行機(jī)動(dòng)如轉(zhuǎn)彎，爬升和降落時(shí)的飛機(jī)受力情況。轉(zhuǎn)彎受力如果從后面看一個(gè)平直飛行的飛機(jī)，如圖3－20，而且如果作用于飛機(jī)的力可以看見的話，兩個(gè)力(升力和重力)是顯然的，如果飛機(jī)處于傾斜狀態(tài)，可以明顯的看到升力不再正好和重力方向相反，升力作用在傾斜的方向上。實(shí)際情況是，當(dāng)飛機(jī)傾斜時(shí)，升力作用方向是朝轉(zhuǎn)彎的中心且向上的，這是在考慮飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時(shí)要記住的一個(gè)基本領(lǐng)實(shí)。

一個(gè)物體如果靜止或者沿直線勻速運(yùn)動(dòng)會(huì)一直保持靜止或勻速直線運(yùn)動(dòng)，直到某個(gè)其他的力作用于這個(gè)物體。飛機(jī)和任何其他運(yùn)動(dòng)物體類似，需要有一個(gè)側(cè)向力使它轉(zhuǎn)彎。在一個(gè)正常的轉(zhuǎn)彎中，這個(gè)是通過飛機(jī)的傾斜得到的，這時(shí)升力是