飞机常识及飞行知识合集(5)

涡轮喷气发动机 又称空气涡轮喷气发动机，是以空气为氧化剂，靠喷管高速喷出的燃气产生反作用推力的燃气涡轮航空发动机，简称“涡喷”。装备该发动机的飞机即为喷气飞机。该发动机须由压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管几大部件构成。推力用牛或千克表示。

涡轮螺旋桨发动机 从涡喷发动机派生而来，是一种由螺旋桨提供拉力和喷气反作用提供推力的燃气涡轮航空发动机。其主要部件比涡喷多了一组螺旋桨，它由涡轮驱动。该发动机简称“涡桨”。特点是推力大、耗油省，大多用于运输机，海上巡逻机等机种。功率用当量马力表示。

涡轮轴发动机 从涡喷发动机派生而来，是一种将燃气通过动力涡轮输出轴功率的燃气涡轮航空发动机。其工作特点是几乎将全部可用能量转变为轴功率输出，高速旋转轴通过减速器用来驱动

涡轮风扇发动机 从涡喷发动机派生而来，是一种由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮航空发动机。其主要部件比涡喷发动机多了一个风扇。该发动机简称“涡扇”或“内外涵发动机”。一部分推力靠喷管中高速喷出的燃气产生，另一部分推力由风扇推动的空气反作用力产生。特点是推力大，耗油省。常用于现代客机、运输机、战斗机、轰炸机。

液体火箭发动机 以液态氧化剂和液态燃料组成推进剂的化学火箭发动机。用于火箭、导弹、航天飞行器和飞机的动力装置。它的推力大，不需要空气。

固体火箭发动机 以固态推进剂工作的化学火箭发动机，用于火箭、导弹、航天飞行器的动力装置和飞机的助推器。它的推力大，不需要空气，但工作时间短，用千克来表示推力大小（液体火箭发动机同此）。

翼展 飞机机翼左右两端最大直线距离。

机长 飞机停在地面上时，机头至机尾在地面投影上的最大直线距离（已考虑到机身的仰角因素）通常将空速管计算在内。对直升机而言，是旋翼旋转面外径与尾桨之间或前后二个旋翼旋转面外径之间的最大直线投影距离。

机高 飞机停在地面上时，其最高一点至地面之间的垂直于地面的直线距离（已考虑到轮胎压缩因素和机身仰角因素）。

翼面积 飞机机翼俯仰投影面积。计算时应将机翼与机身重叠部分的投影面积也包括进去，而且机翼的各活动面以收入状态为准。

翼载 机翼单位面积上所承担的飞机重量，即飞机使用状态总重量与机翼面积的比值，单位是千克／平方米。飞行速度与翼载之大小呈正比例关系。

自重 飞机构造的累计重量，也称净重。即指飞机机体结构的全部重量，不应该包括乘员、燃滑油、弹药或其他有效载重。但包括固定的机载设备及军械。

总重 飞机构造重量与乘员、燃油、滑油、弹药武器和货物等其他有效载重的总和。其中又分正常起飞重量、最大起飞重量，最大着陆重量等数种。本书中的最大总重指允许起飞的极限最大总重值。

最大载弹量 在充分利用武器挂架承载能力和充分利用弹舱容积后，攻击武器的最大携带量。此时不考虑燃油箱容积的利用率。

最大携油量 优先考虑全机燃油箱（含副油箱）尽最大可能满载后全机的燃油携带重量（千克）或容积（立升）。在此状态下其他有效载重不可能达到满载状态。

最大速度 也称最大平飞速度，指在一定高度上，飞机强度和推力所能允许达到的最大定常平飞速度。由千米／小时表示。由于随高度的变化，最大速度绝对值也各不相同，因此应在此值后面标出所测量时的高度值（米）。

巡航速度 飞机在巡航状态（指可以持续进行的速度、高度等参数基本不变的一种比较经济的飞行状态）下的平飞速度。一般是最大速度的70～80％，用此速度飞行常能飞出最远距离。

实用升限 飞机能维持平飞的最大飞行高度叫升限，内分理论升限和实用升限。实用升限是爬升率略大于零的某一定值（对喷气飞机而言取5米／秒）时所对应的最大平飞高度。

转场航程 飞机尽最大可能携带燃油后所能达到的最远航程，此时并不优先考虑其他有效载重的载重量。此种状态适用于飞机非作战远程转移。

作战半径 飞机起飞后，飞抵某一空域，并完成作战任务后飞返原起飞机场所能达到的最远单程距离。也称最大活动半径。它小于二分之一航程。

最大续航时间 飞机耗尽其可用燃料所能持续飞行的时间，一般是指用巡航速度作经济航行所达到的数值。此值常成为海上巡逻机、侦察机、预警机的考核指标。

机炮 口径为20毫米或20毫米以上的射击火器。

机枪 口径小于20毫米的射击火器。

爬升率 在一定飞行重量和一定的发动机工作状态下，飞机在单位时间内上升的高度，常用米／分·秒表示。也可用爬升到某高度耗用掉多少时间来表示。如在理论海平面的大气密度和压力下达到的爬升率，叫海面爬升率

悬停高度 直升机上升率为零的理论静升限（最大飞行高度）。由于直升机近地面飞行时有“地面效应”，所以悬停高度应说明有无地面效应，两者数值不同。

M数 气流速度与当地声音传播速度之比，亦称马赫数或马氏数，是衡量空气压缩性的最重要参数。当飞机以音速飞行时，可用M数＝1表示，超音速时M＞1。同样一个M数，在不同高度有不同的飞行速度值。现代战斗机最大M数可大于2。 飞机的平衡

飞机的平衡，是指作用于飞机的各力之和为零，各力对重心所构成的各力矩之和也为零。飞机处于平衡状态时，飞行速度的大小和方向都保持不变，也不绕重心转动。反之，飞机处于不平衡状态时，飞行速度的大小和方向将发生变化，并绕重心转动。

飞机能否自动保持平衡状态，是安定性的问题；如何改变其原有的平衡状态，则是操纵性的问题。所以，研究飞机的平衡，是分析飞机安定性和操纵性的基础。

飞机的平衡包括“作用力平衡”和“力矩平衡两个方面。飞行中，飞机重心移动速度的变化，直接和作用于飞机的各力是否平衡腾；飞机绕重心转动的角速度的变化，则直接和作用于飞机的各力矩是否平衡有关。 为研究问题方便，一般相对于飞机的三个轴来研究飞机力矩的平衡：

相对横轴——俯仰平衡； 相对立轴——方向平衡； 相对纵轴——横侧平衡。

下面分别从这三方面着手，来阐明飞机力矩平衡的客观原理、影响力矩平衡的因素以及保持平衡的方法。

一、 飞机的俯仰平衡

飞机的俯仰平衡，是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零，飞机取得俯仰平衡后，不绕横轴转动，迎角保持不变 （一） 飞机俯仰平衡的取得

作用于飞机的俯仰力矩很多，主要有：机翼力矩、水平尾翼力矩及拉力力矩。

机翼力矩就是机翼升力对飞机重心所构成的俯仰力矩。对同一架飞机、当其在一定高度上、以一定的速度飞行时，机翼力矩的大小只取决于升力系数和压力中心至重心的距离。而升力系数的大小和压力中心的位置又都是随机翼迎角的改变而变化的。所以，机翼力矩的大小，最终只取决于飞机重心位置的前后和迎角的大小。

一般情况，机翼力矩是下俯力矩。当重心后移较多而迎角又很大时，压力中心可能移至重心之前，机翼力矩变成上仰力矩。

水平尾翼力矩是水平尾翼升力对飞机重心所形成的俯仰力矩。

水平尾翼升力系数主要取决于水平尾翼迎角和升降舵偏转角。水平尾翼迎角又取决于机翼迎角、气流流过机翼后的下洗角以及水平尾翼的安装角。升降舵上偏或下偏，能改变水平尾翼的切面形状，从而引起水平尾翼升力系 …… 此处隐藏：3599字，全部文档内容请下载后查看。喜欢就下载吧 ……