发布时间 : 星期二 文章飞行原理 - 图文更新完毕开始阅读45febfe6aa00b52acfc7ca57
5) 性能基础
国际标准大气是假想的大气模型，假定气体是完全气体，而且满足静平衡条件。在国际标准大气环境下，海平面的大气温度为15℃；在0至11000m的对流层中，温度随高度升高而线性递减，直减率为-0.65℃/100m；在11000m至20000m的同温层中，温度保持不变（-56.5℃）；在20000m至30000m的逆温层中，高度每升高1000m，温度升高1℃。在标准大气中，大气压强和密度都随高度升高而降低。
民航中常用到的四种空速包括：当量空速（EAS）、校正空速（修正空速，CAS）、真空速（TAS）和指示空速（表素，IAS）。空速表是依据总压和静压差来测量空速的，其测量误差（位臵误差）主要来自于静压的测量，在低速、非光洁构型下的位臵误差需要修正，其他情况则可以忽略。飞机在对流层内做等表速爬升时，随高度增加，飞机的真空速将一直增大；而如果做等马赫数爬升，则随高度增加，飞机的真空速将一直减小。如果飞机的当量空速相同时，则气压高度越高，真空速越大。
在基准高度相同的情况下，外界温度若高于标准大气温度，则相同的气压高度对应的几何高度也越大；外界温度若低于标准大气温度，则相同的气压高度对应的气压高度对应的几何高度也越小。
目前的直升机采用的动力装臵多为涡轴发动机，而民航干线运输机最常采用的是涡扇发动机。在额定高度以下，螺旋桨拉力随飞行高度的增加而增大；而在额定高度以上，螺旋桨有效功率则随飞行高度的增加而减小。螺旋桨有效功率随飞行速度变化规律是：在小于某一速度范围内，随速度的增大而增大；大于某一速度的范围内，随飞行速度的增大而减小。双发螺旋桨飞机的关键发动机为涡流对垂尾影响较重的一发。螺旋桨变距是指改变其桨叶角，对于没有顺桨机构的飞机，一旦发生停车，应该把变距杆拉向最后。
喷气发动机产生的额定推力将随飞行高度增加而减小，发动机的压力比（EPR）随着气压高度的升高而降低，额定推力随外界温度增加先不变后减小，随飞机速度增加先减小后增加。高涵道比涡扇发动的推进效率最高，因此最适宜作高亚音速飞行，此类发动机通常用EPR表征发动机的推力。在飞机等马赫数巡航时，随着环境温度的升高，燃油流量和真空速都会增加。
6) 飞机使用限制
飞机的迎角较大时，机翼上表面的附面层会发生分离，当超过临界迎角时，分离的附面层会严重破坏飞机的气动性，使飞机的升力减小掉高度，即失速。飞机的失速速度先后有FAR失速速度和1g失速速度两种，两者分别是在载荷因子小于1和等于1的条件下测得，且后者大于前者。1g失速速度和FAR失速速度是通过在翼型、机翼水平、起落架型态、飞机重量和重心位臵一定的情况下经试飞得到并作为该机型计算各种保护速度的标准，它们在相应机型中都用Vs来表示。飞机的法向过载（过载）是飞机的升力与重力之比。飞机的失速速度取决于飞机坡度角（或过载系数）、重量、构型和高度、若飞机转弯的坡度角越大，则对应的失速速度就越大；飞机的重量越大，则对应的失速速度也越大；在其他条件一定时，飞机着陆构型时的失速速度要小于进场构型时的失速速度，起飞构型时的失速速度要小于光洁状态下的失速速度。
飞机平飞的最小速度应考虑的限制因素包括失速限制、失稳限制和推力限制。在低空主要是失速或稳定性限制，而在高空有时需要考虑推力限制。从总体上讲，飞机的最小真空速随高度升高而增加，随重量增加而增加。飞机的有利速度是指推力最小速度，也叫绿点速度，随重量增加而增加。
飞机的平飞最大速度需要考虑稳定性限制、结构限制（Vmo/Mmo）和推力限制。在高度相同的情况下，如果飞机的重量减小，则发动机推力所限制的最大平飞速度增加。在其他条件一定时，受飞机推力限制的最大真空速随高度升高先增后减。
7) 起飞与着陆性能
飞机在起飞加速滑跑的过程中，轮胎与道面间的摩擦力将越来越小，气动阻力会越来越大。飞机在起飞滑跑过程中遇到一台发动机失效的紧急情况时，若飞机表速小于决断速度V1，则机长应立即中断起飞，反之则只能继续起飞。
CCAR（china civil aviation regulations）规定的所需全发起飞距离是飞机全发起飞到离地35ft处所经水平距离的115%。飞机起飞爬升的总梯度是按照临界发动机停车的条件计算出来的，净梯度是在总梯度基础上减去一定的梯度差，用来考察飞机的越障情况。起飞时放出襟翼可以增大场地长度限重，但也会增大飞机阻力，影响爬升梯度限重和障碍物限重，因此在高原机场起飞时，若受障碍物限制，通常采用小襟
翼起飞。飞机上坡起飞时，如果起飞重量小于场长限重，则障碍物的有效距离增加，有效高度增加。在飞机起飞重量受到爬升梯度或障碍物限制时，可以采用改善爬升的方式，通过增加起飞安全速度V2来改善飞机的起飞性能，同时在这种情况下还可以采用减小襟翼角度的方式来提高飞机的起飞性能。对于直升机来说，通过滑跑起飞可以增大受性能限制的最大允许起飞重量。
起飞前必须将水平安定面调整到适当位臵，否则起飞拉升时将不能拉起机头导致冲出跑道，或机头过快抬起导致飞机擦尾。起飞时若飞行员抬轮过早、过快或飞机的实际重心偏后，都有可能导致飞机出现擦尾的危险。
在污染跑道上起飞时，通常把干跑道起飞允许的起飞重量和决断速度V1减小一定数量来作为在污染跑道上起飞时允许的起飞重量允许的决断速度。当积冰或雪浆厚度大于12.7mm或干雪厚度大于101.6mm时不允许起飞。
为了降低发动的拆换率，提高发动机的可靠性和延长发动机的寿命，民用飞机通常使用减推力方式起飞，飞机在起飞时的实际重量越小，则在减推力起飞时刻选择的灵活温度越大。
飞机着陆时打开减阻装臵，会使其所需要的着陆距离减小，其中扰流板最主要的作用是减小飞机的升力以增大地面支持力、摩擦阻力和飞机的气动阻力。在其他条件一定时，机场标高越高，飞机着陆时的接地速度（真空速或地速）就越大，而表速则没有太大变化。
发动机的加速性会影响到飞机的复飞性能。
在湿跑道上着陆距离增长，通常在湿跑道上着陆的距离按CCAR干跑道着陆距离的1.15倍进行计算。
8) 机动飞行性能
保持盘旋坡度，增加速度，则飞机的转弯率减小，转弯半径增加；保持盘旋坡度和高度不变，随着盘旋速度增大，转弯率减小，过载不变。因此，采用增加坡度、减小速度的方式可以同时增加转弯率并减小飞机的转弯半径。如果飞机盘旋的坡度越大，则失速速度越大，盘旋最小速度越大，最大速度越小，因此速度范围也就越小。飞机要求的过载能力越高，受机动能力限制的飞行高度将越低。飞机重量一定，巡航方式一定，温度越高，可用推力就越小，则飞机理论升限也就越
小。
飞机在无动力下降时，通常用有利迎角（有利速度）下滑，此时下降一定高度，可获得最长的飞行距离。如果飞机采用最小下滑角下滑，则近似等于最大升阻比对应的速度（有利速度），该速度随着飞机重量的减小而减小。在下降方式一定的情况下，飞机重量对下降距离影响最大，而对下降时间和燃油消耗影响不大。单旋翼直升机在空中的升降是通过总桨距杆改变旋翼桨距来实现的。
在飞机重量一定的条件下，爬升率主要取决于飞机的剩余功率大小，而爬升梯度则主要取决于飞机的剩余推力大小。飞机以等表速爬升时，随着高度的增加，爬上梯度将逐渐减小，爬升率也逐渐减小。航路爬升时的转换高度是飞机有等IAS爬升转换为等M数爬上时的高度。飞机重量越大，其最佳爬升速度越大。在推力状态一定时，随着飞行速度的增大，爬升率和爬升梯度先增大后减小。在其他条件一定时，与无风爬升相比较，逆风爬升的爬升梯度增大，爬升率不变。
9) 高速性能
飞机在飞行中的成本包括时间成本、燃油成本和固定成本。飞行成本指数是单位时间价格与燃油价格的比值，在CDU（control display unit）中输入的成本指数越大，则对应的巡航速度、爬升速度和下降速度就越大，反之则越小。当飞行员输入的成本指数比实际大时，航班飞行时间会缩短，但飞行成本会增大。
常用的巡航方式包括远程巡航（LRC）、等M数巡航和经济巡航。飞机在巡航中如遇到顺风，为使燃油里程最大，和无风远航速度相比，应适当减小巡航速度，反之应增大巡航速度。飞行中随着燃油消耗，其最佳飞行高度随着重量减小而逐渐增大。从理论上讲，为了获得最远航程，随着重量减轻，航空器增加高度或减小速度。
飞机的最佳巡航高度需要考虑发动机推力、飞机过载能力的限制。当飞机在最佳飞行高度层巡航时，如遇到不利的逆风，可以考虑改变巡航高度到顺风的高度层去飞行。对于远程航线，由于飞机重量变化较大，导致最佳高度也有比较大的变化，因此为了使飞机尽可能在最佳高度层上飞行，节省航班燃油，长航线往往采用阶梯巡航方式巡航。
飞机在平飞中遇到一发失效时，应将速度调整到有利速度来越障（飘降）。飘降轨迹的下降段，要求净航迹至少高于障碍物600m（2000ft），而在改平段，则至少为300m(1000ft)。飞行中遇到中度以上
颠簸时，应尽可能保持在手册上批准的穿越颠簸气流速度。飞机失压后在高空应急下降时，可将飞机加速到Vmo/Mmo，并放出扰流板以增加飞机阻力，是实现紧急下降。
民用运输机客舱里的座舱高度通常维持在8000ft，当失压造成座舱高度升到14000ft时，旅客氧气系统会自动启动，对于化学氧气发生器的旅客氧气系统，其供氧时间一般为10至15分钟。
等时点是飞机拟定的航路上一点，从该点到最近的两个合适备降机场以一发失效的巡航速度飞行，改航时间相等（考虑当日的风力与温度条件）。由于飞机在等时点处的出航和返航飞行时间相等，通常飞机飞过等时点后不再考虑返航，但如有必要，仍有返航的可能性。