時間：2011-04-08 11:31來源：網(wǎng)絡 作者：航空 點擊：次
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前面的重心極限要通過很多考慮來確定。作為一個安全度量，要求配平裝置不管是配平片還是可調尾翼能夠保持飛機在發(fā)動機停車的條件下正常的滑翔。為確保緊急情況時的最小著陸速度，一架常規(guī)飛機必須能夠完全失速停車著陸。后三點式飛機的載荷使得機頭過重而難于滑行，特別是有大風的時候。通過使用剎車，很容易是機頭過高，在沒有跳動的時候會非常難于著陸，因為在著陸緩慢下降和拉平的時候很容易俯沖。 地面上的操縱困難可能出現(xiàn)在前輪型飛機上，特別是在著陸側滑和起飛時。 1. 重心位置影響升力和機翼迎角，作用于尾部的力的大小和方向，以及尾翼（為穩(wěn)定提供適當?shù)钠胶饬Γ┢疃取：笳呤欠浅Ｖ匾模驗樗P系到升降舵的控制力。 2. 重心位置靠前時，飛機將會在較高速度上失速。這是因為增加的機翼載荷在較高速度時達到失速迎角。 3. 較大的升降舵控制力通常隨靠前重心而出現(xiàn)，因為平衡飛機所需要的升降舵偏差度增加了。 4. 重心位置靠后的飛機可以更快的巡航，因為阻力降低了。阻力降低是因為迎角更小，克支持飛機和克服機頭向下的配平趨勢所需要的升降舵偏差度也更少。 5. 隨重心位置后移也使得飛機的穩(wěn)定性變差。這是因為隨著重心位置后移，導致迎角增加。因此機翼對飛機穩(wěn)定性的影響降低了，而尾部影響仍然穩(wěn)定。當機翼和尾部在這點達到平衡時，就出現(xiàn)了中性穩(wěn)定性。重心位置任何進一步后移會導致飛機進入不穩(wěn)定狀態(tài)。 6. 靠前的重心位置增加了升降舵的反壓力要求。在機頭向下的情況下升降舵可能不再能夠繼續(xù)增加配平了。為能夠在失速速度以上的范圍內控制飛機，需要有足夠的升降舵控制。 注：靠前的重心需要額外的升降舵配平偏差，而當如下降等機頭向下的姿態(tài)中，在機頭抬升的拉平動作時，可能偏差度已經(jīng)被用完了，使得飛機失去俯仰控制。所以這段話是強調要保證升降舵控制的余量，飛機重心位置不能太靠前。 高速飛行 高速飛行這節(jié)講解了飛機飛行速度處于亞音速和超音速時的力學性能，以及飛機在結構設計上的相應措施，重點說明了機翼的后掠角結構和襟翼結構。 超音速流和亞音速流 在亞音速空氣動力學里，升力理論是基于一個物體上產生的力以及包圍這個物體的氣流。大約在260節(jié)速度以下，空氣可以被認為是不可壓縮的，在一個固定的高度上，即使空氣的壓力有所變化，但是可以認為它的密度基本恒定。在這個假設條件下，空氣就像水一樣被分類為一種流體。亞音速空氣動力學理論也假設空氣的粘度(粘度是流體的一種屬性，即流體的一部分阻止另一部分流動的特性)是忽略不計的，把空氣看成一種理想的流體。并遵從理想流體空氣動力學原理，如連續(xù)性，貝努利原理和循環(huán)。 實際上，空氣是可以壓縮的，也有粘度。而在低速的時候這些屬性是可以忽略的，特別是壓縮特性隨著速度的增加而變的重要。當速度接近聲速的時候壓縮性變得最重要（相對于較低的粘度而言）。在這個速度范圍，可壓縮性導致飛機周圍的空氣密度發(fā)生變化。 飛行時，機翼通過加速上表面的氣流速度來產生升力。這個加速的氣流可以而且也能夠聲速，甚至飛機本身可能處于亞音速飛行。在某些極端的迎角時，對于某些飛機，機翼上表面的氣流速度可能是飛機速度的兩倍。因此飛機上同時存在超音速和亞音速的氣流是完全可能的。當飛機某些位置(如機翼的最大拱形區(qū)域)的氣流速度達到聲速的時候，進一步的加速將導致空氣壓縮影響的產生，例如形成沖擊波(shock wave)，阻力增加，飛機振動，穩(wěn)定性以及控制困難。亞音速流理論在這個點之上的所有速度是完全無效的。如圖3-40。 速度范圍 |
