飞行原理基本概念

飞行原理基本概念空气动力学空气动力学是研究空气和其他气体的运动以及它们与物体的相对运动时相互作用的科学，简称气动力学。它重点研究飞行器的飞行原理，是航空航天军事最重要的基础理论之一。在任何一种飞行器的设计中，必须解决两方面的气动问题：一是在确定新飞行器所要求的性能后，寻找满足要求的外形和气动措施；另一方面是在确定飞行器外形和其他条件后，预测飞行器的气动特性，为飞行器性能计算和结构、控制系统的设计提供依据。20世纪以来，飞机和航天器的外形不断改进，性能不断提高，都是于空气动力学的发展分不开的。亚音速飞机为获得高升力阻比采用大展弦比机翼；跨音速飞机为了减小波阻采用后掠机翼，机翼和机身的布置满足面积率；超音速飞机为了利用旋涡升力采用细长机翼；高超音速再入飞行器为了减少气动加热采用钝的前缘形状，这些都是在航空航天技术中成功应用空气动力学研究成果的典型例子。除此之外，空气动力学在气象、交通、建筑、能源化工、环境保护、自动控制等领域都得到广泛的应用。音速音速又称声速。音速在物理学上，音速指声波在介质中传播的速度。它同介质的性质和状态（如温度）有关。如在摄氏0度时，空气中音速为331.36米/秒，水中音速约为440米／秒。对于一定的气体，音速只取决于温度。若流场中各点的温度不同，则与某一点温度相当的音速称为“当地音速”。在空气动力学中，音速是一个重要的基准值。气体的流动规律和飞机的气动力特性在流速（或飞行速度）在抵于音速和高于音速时大不相同。马赫数马赫数，气流速度V与当地声（音）速a之比。马赫数是以奥地利物理学家E.马赫的姓命名的，简称Ma数。飞机的飞行速度常以马赫数表示，当其飞行速度小于当地音速时，则马赫数小于1，反之，飞行速度大于当地音速时，马赫数则大于1。一般把马赫数小于或等于0.4的飞行称为低速飞行，马赫数在0.75至1.2（或1.4）之间称为亚音速飞行，马赫数在1.2（或1.4）至5之间称为超音速飞行，马赫数大于5时则称为高超音速飞行。音障音障指飞机的飞行速度接近音速时，进一步提高飞机速度时所遇到的障碍。40年代后期，某些战斗机的最大平飞速度已达马赫数0.5，俯冲时马赫数达到0.7以上。这时发现，飞机的阻力激增，升力下降，机翼和尾翼出现抖振，再提高飞机的飞行速度就十分困难。以后的空气动力学研究表明，这时飞行速度接近音速时必然产生的影响。为了突破音障，根据空气动力学理论，采用了后掠翼，面积率等先进的空气动力布局，减弱了不利因素的影响。另一方面，喷气发动机的研制成功使飞机获得了更大的推力。1947年10月4日，美国的一架用于研究超音速飞行的火箭飞机X—1首次突破音障，飞行马赫数达到1.015.后来，实战用的战斗机的飞行速度在50年代初期终于突破了音障。音爆音爆指飞机在超音速飞行时产生的强烈压力波，传到地面上形成如同雷鸣般的爆炸声。影响音爆的因素很多，如飞行速度、高度的航线，这些因素是可以控制的，其他如气象条件和接近地面的湍流等则是无法改变的。音爆因时间暂短，一般对地面室外影响不大，对室内压强虽小，但经多次反射形成共鸣，持续时间较长，影响颇大。因此，在城市上空低于1万米高度禁止作超音速飞行。热障热障指飞机或其它飞行器的速度超过一定马赫数时因高速气流引起表面加热（气动加热）而遇到的障碍。速度越高，加热越严重。过高的温度会引起飞机蒙皮和结构材料性能下降，并产生热应力和引起灾难性的颤振。当马赫数超过2.2时，就必须设法克服热障，解决的办法是采用耐热材料（钛合金和不锈钢等）、加装隔热设备、安装冷却系统等。实验空气动力学用实验方法研究空气流动特性、空气和物体相对运动时的相互作用规律以及其他空气动力学问题。是空气动力学的一个分支。实验空气动力学的主要研究内容是：通过实验揭示流动的本质，为理论研究提供物理模型，并验证其结果；同理论方法相结合，研究飞行器及其部件的气动布局新技术；给出具体飞行器模型的气动特性数据等。实验空气动力学的主要实验手段，按空气和物体（一般称为模型）发生相对运动的方式不同，可分为三大类：1、 空气运动，模型不动，如风洞实验，这时最常用的。2、 空气静止，模型运动，如自由飞行实验，飞行实验，火箭车实验等。3、 空气和物体都运动，如自由飞风洞实验等。实验空气动力学的基本理论是流动相似理论，它研究如何保持实验流场与真实流场之间的相似，以及当未能完全相似时，为得到较准确的结果所应进行的各种修正。早在十七世纪，就有人探索用实验方法研究流体的运动特性及其与物体之间的相互作用规律。十九世纪时，已出现了各种实验设备，1871年在英国建成了第一座风洞。但只是在本世纪初实用飞机发明成功之后，由于航空事业的发展，新的课题不断出现，实验空气动力学才和理论空气动力学一道迅速成长，并成熟起来。70年代以来，风洞实验已用电子计算机控制而实现自动化，使实验空气动力学的发展进入一个新的阶段。风洞产生人工气流并能观测气流或气流与物体之间相互作用的管道装置，是实验空气动力学的主要实验设备。风洞一般由稳定段、收缩段、喷管、实验段、扩压段和动力段等主要部分组成。风洞中模型一般是不动的，而使气流流过它。为模拟飞行器在大气中的真实飞行姿态，模型的姿态如迎角、侧滑角等，是可变的。风洞广泛用于研究空气动力学的基本规律，验证和发展有过理论，并直接为各种飞行器的研制服务，通过风洞实验来确定飞行器的气动布局和评估其气动性能。现代飞行器的设计对方得到依赖性很大。例如50年代美国B-52型轰炸机的研制，曾进行了约10000个小时的风洞实验，而80年代第一架航天飞机的研制，则进行乐约100000个小时的风洞实验。风洞的分类方法很多，但主要根据风洞中气流的速度（马赫数）范围分类。马赫数M〉0.3的风洞称为低速风洞，在0.3〈M〈0.8范围内的风洞称为亚音速风洞，0.8〈M〈1.2范围内的风洞称为跨音速风洞，1.2〈M〈5范围内的风洞称为超音速风洞，Mn5的风洞称为高超音速风洞。由于风洞在飞行器的研制中的具有举足轻重的作用，因此风洞的规模和现代化水平往往反映航空航天科学技术的发展水平。全世界的风洞总数已达千余座，最大的低速风洞在美国航空航天局艾姆斯中心，其实验段截面尺寸为24.4X36.6米，足以实验一架完整的真飞机。中国气动力研究和发展中心也建成了亚洲最大的风洞群，具有从低速到超音速的各种风洞。其中大型低速风洞的实验段尺寸也达到12X16X25米。大气层飞行动力学研究飞行器在大气层内飞行的运动规律的学科，简称飞行力学。飞机、直升机、导弹、航天飞机、人造地球卫星和其他航天器的运载火箭等都要在大气层中飞行。大气层飞行动力学直接为这些飞行器的总体设计服务，它对于新型飞行器的设计、飞行性能的改善和航空航天技术的发展都有重要的作用。大气层飞行动力学主要包括两部分内容。一为飞行性能计算，研究飞行器重心的运动轨迹问题，例如飞行速度和高度范围、航程、起飞和着陆距离等。在这类问题中可将航空器视为质点。另一为稳定性和操纵性，研究飞行器保持和改变原有飞行状态的能力。例如飞机对外界扰动的反应、对驾驶员操纵动作和推力变化的反应、飞机在完成各种飞行动作时所需的操纵等。在这类问题中需将飞行器视作刚体或弹性体来处理。研究飞行力学的方法可归纳为理论法和实验法。前者将真实的问题加以合理的简化，利用力学和数学的方法加以研究，或利用电子计算机计算或模拟各种飞行问题。后者利用风洞、自由飞模型、飞行模拟器直至真实飞机进行各种实验研究。本学科对改进飞机设计和帮助驾驶员更好地操纵飞机具有重要作用。飞机飞行性能描述飞机质心运动规律的诸参数，包括飞机的速度、高度、航程、航时、起飞、着陆和机动飞行等性能。在飞机设计和使用上，又称“飞机性能”。飞机作定常（加速度为零）直线运动时的性能称为基本飞行性能，包括最大水平飞行速度、最小水平飞行速度、爬升率、升限和上升时间等。这些具体性能也可合并成一些代表飞机某一方面飞行特性的性能，如速度性能、爬升性能、起飞性能、着陆性能、巡航性能、机动性能等。飞行性能数据是评价飞机优劣、判断各类飞机先进性的主要依据之一。它常由使用部门提出，而在设计和生产中加以满足。计算飞行性能是飞机飞行动力学的主要内容之一。最大水平飞行速度最大水平飞行速度:在一定飞行高度上，飞机所能达到的最大定常水平飞行速度，常用马赫数表示。它是飞机的重要性能指标之一，对军用飞机尤其重要。由于在用最大水平飞行速度飞行时，发动机需加满油门，故不经济。一般飞机在巡航时采用一种较为经济的飞行速度，称为巡航速度，常为最大水平飞行速度的70〜80%。最小水平飞行速度最小水平飞行速度:在一定飞行高度上，能维持飞机定常水平飞行的最小速度。最小水平飞行速度越小，飞机的起飞、着陆和盘旋性能越好。飞行速度范围由最小水平飞行速度到最大水平飞行速度的间隔，称为飞机的飞行速度范围。显然，这个范围越大，说明飞机的性能约优越。爬升率爬升率：指在一定的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。提高爬升率可以使飞机迅速上升到所需要的或有利的高度，这对战斗机尤为重要。为此，除设法减小阻力和减轻重量外，重要的措施是加大推力。升限升限指飞机能进行平飞的最大飞行高度，有理论升限和实用升限两个概念。理论升限是飞机能维持等速平飞的最大高度。从理论上将，当飞机的爬升率为零时的升限即为理论升限，但要达到爬升率为零的高度所需时间为无穷大，所以在实践中规定最大爬升率略大于零的某一定值（对喷气飞机通常取5米/秒）所对应的高度为实用升限。除理论升限和实用升限外还有动升限，它是飞机通过跃升动作所能达到的最大高度。动升限大于理论升限，但飞机在动升限上不能维持直线平飞。上升时间上升时间：飞机从一个高度爬升的另一个高度所需的时间。在爬升过程中采用相应高度的最大爬升率，便可得到最短的爬升时间。由于最大爬升率随高度上升而下降，所以高度越高爬升单位高度所需要的时间就越长。作用在飞机上的力和力矩为了研究飞机的运动规律，必须首先分析作用在飞机上的力和力矩。为方便起见，常将作用在飞机上的力和力矩分为纵向和侧向两组。所谓纵向，是指力和力矩的作用方向在通过飞机机身纵轴的铅垂平面，而侧向则指与该平面垂直的力和力矩。1、纵向力和力矩通常将重力看作侧向力，其作用点称飞机的重心，用符号G表示。机翼和水平尾翼的升力，也是侧向力，如图5.a所示。实际上，机翼升力常作用于重心之后，对重心形成下俯力矩；平尾升力则朝下，对重心形成上仰力矩。在考虑了上述力矩之后，就可以把机翼升力和平尾升力平行移到重心上相迭加，就得到整个飞机的升力，该升力作用在飞机的重心上。使平尾升力朝下是出于稳定的考虑，不得已而为之。今天人们还在想办法缓解平尾升力对机翼升力的抵消作用。如采用自动增稳系统、鸭式布局等。纵向力还包括飞机各部件的阻力和发动机的推力。阻力若不通过重心，也会产生明显的俯仰力矩。推力的作用线由发动机的位置决定，若推力线偏离重心较远，加减油门时会产生较大的俯仰力矩变化，给操纵带来不便。推力和阻力在考虑了俯仰力矩后，也可以移到飞机重心上。这样，作用在飞机上的纵向力就可归结为通过重心的重力（G）、升力（Y）、阻力（X）和推力（P）,另外家一个俯仰力矩（M）,如图5.b所示。2、侧向力和力矩作用与飞机上的侧向力和力矩源于不对称。如果飞机左右完全对称，两翼水平，相对气流也平行于对称面吹来，就不会有侧向力和力矩产生。但实际情况往往不是这样。飞机侧滑时会产生侧力、偏转力矩和滚转力矩。由于同时产生偏转和滚转力矩，使飞机的偏航和滚转运动不可分割地耦合在一起。在研究飞行安全时，这一特性值得注意。其他任何不对称情况，如载荷或耗油不匀引起重心偏离对称面，两边推力不对称、方向舵或副翼偏转等，都会引起侧向力和侧向力矩。定常飞行无加速度的飞行。此时作用在飞机上的合外力和合外力矩据均为零。定常飞行是一种理想化了的飞行状态，但若忽略一些小的偏离，它也是飞机最经常、最重要的飞行状态。研究飞机稳定性和操纵性问题，常以定常状态为原始状态（又称基准状态），以使问题的研究大为简化。飞机在对称面内的定常直线飞行，简称为“对称定直飞行”，是最重要的基准状态。有加速度或带有震荡的飞行，称为非对称飞行。航程和航时表明飞机远航和持久飞行能力的性能指标。航程是指在无风和比进行空中加油的条件下，飞机沿预定方向连续方向耗尽其可用燃料时所飞达的水平距离，单位为公里。可用燃料是指飞机装载的总燃料减去以下几部分后的剩余量：①地面试车、滑行、起飞和着陆所需的燃料；②为保证安全而必须储备的燃料；③残留在油箱和供油系统中无法用尽的燃料。在一定的装载情况下，航程越大经济性越好。对于一定的飞机，航程主要与装载的可用燃料量、发动机工作状态、飞行高度、飞行速度等参数有关。载满可用燃料并适当选择飞行上述参数和发动机工作状态，使飞机飞行单位距离所消耗的燃料最少，便能使航程达到最大。飞机耗尽其可用燃料所能持续飞行的时间称为航时，以前也称为“续航时间”。它直接表明飞机在一次加油后持久作战和持久飞行的能力，对作观测、警戒等用途的飞机具有特殊意义。飞最大航程和最大航时的飞行状态一般是不同的。起飞飞机自起飞线开始至越过安全高度点为止所经历的过程。一般喷气式飞机的起飞过程包括三个阶段：起飞滑跑、拉起（即离陆）和加速爬升（见图6）。与起飞过程有关的性能，如起飞滑跑距离、起飞距离、离陆速度等统称为起飞性能，是飞机性能的重要组成部分。随着飞机向大型化、高速化方向发展，离陆速度逐渐提高，起飞距离变长，所需的跑道长度和机场范围相应增大，这会限制飞机的广泛使用。一般说来，增大发动机的推力或功率、减少机翼载荷、采用强有力的增升装置等都能有效地改善起飞性能，但这些措施又常与飞机的高速性能和经济性能发生矛盾，设计飞机时必须全面综合考虑。在研究起飞问题时，还必须注意噪声、废气等影响环境的因素，并努力提高起飞的安全性。下滑飞机航迹略微向下倾斜，有动力或无动力的准定常直线飞行。下滑性能包括下滑角、下降率和下滑水平距离等。飞机升阻比（升力与阻力之比）越大，下滑角越小。对应于最大升阻比的下滑称为最有利下滑，此时下滑角最小，下滑水平距离最长。飞机有动力下滑时，如果增大推力，则下滑角减小，下滑水平距离加长，减小推力则结果相反。因此，驾驶员长通过控制发动机油门来改变飞机的下滑性能。着陆飞机从安全高度下滑过渡到接地滑跑直到完全停止的整个减速运动过程。飞机着陆一般分下滑、拉平、平飞、飘落、滑跑5个阶段进行（见图7）。下滑段发动机处于慢车状态，航迹接近于直线。下滑角保持某一负值（一1 7度左右）。下滑到离地面6〜12米时，向后拉驾驶杆将机头抬起，进入拉平阶段。在降至离地面0.5〜1.0米时，拉平段结束，进入平飞减速段。在此阶段中，为保持飞机升力与重量平衡，应柔和地拉杆，逐渐增大迎角。在空气阻力作用下，速度不断降低，飞机慢慢下降。当升力减小到小于飞机重量时，进入飘落段，飞逐渐飘落。当主轮接地是进入滑跑阶段，飞机开始沿跑道滑跑。滑跑速度减小到一定速度时，驾驶员推杆使前轮接地（前三点起落架时），进行三轮滑跑，同时使用刹车和减速装置使飞机继续减速，直至完全停止，着陆过程结束。着陆性能指标包括：着陆距离、接地速度、滑跑距离等。其中接地速度指飞机主轮开始接触地面瞬间的水平速度。接地速度越大，滑跑距离越长，机场占地越多。这不仅很不经济，而且限制大型飞机只能在大型机场起降。现代飞机飞行速度很大，载重量也大，使接地速度增大，着陆滑跑距离加长。为了降低接地速度和缩短滑跑距离，可以采用的措施有：在机翼上设置襟翼、缝翼、控制机翼的附面层，使用阻力板、减速伞或反推力装置等。垂直起落飞机着陆时不需要跑道，短距起落飞机只需要短跑道，这种飞机可以用在航空母舰上。机动飞行飞行状态（包括缩短、高度和飞行方向）随时间变化的飞行动作，又称机动。单位时间内改变飞行状态的能力称机动性。飞行状态改变的范围越大，改变状态所需的时间越短，飞机的机动性就越好。这时评价军用飞机性能优劣的主要指标之一。从飞机运动轨迹看，可分为铅垂面内、水平面内和三维空间的机动飞行。在铅垂面内典型的机动飞行动作有水平飞加（减）速、俯冲、跃升、筋斗。在水平面内典型的筋斗飞行动作是盘旋，即飞机连续转弯不小于360度的飞行。三维空间的筋斗飞行是同时改变飞行速度、高度和方向的飞行，适用于空战，常见的有斜筋斗、战斗转弯、横滚、战斗半滚等。飞行包线简称包线。?以飞行速度、?高度、过载等飞行参数为坐标，以不同飞行限制条件（如最大速度、最小速度、升限、最大过载等）为边界所画出的封闭几何图形。不同类型飞机所受到的飞行限制条件不同；同类飞机为完成不同任务而处于不同的飞行阶段时飞行包线也不同。常见的包线示意图见图8,该图是在高度等于常值时作出的。由包线来观察机动飞行范围和飞行限制条件是十分清晰的，对比不同飞机的包线也有助于评价飞机性能的优劣。在实践中有时又分为使用飞行包线（范围小），实用飞行包线（范围较大）和允许飞行包线（范围最大）。在不同包线范围内飞行时飞行品质要求应有所不同。飞行力学中将过载为1时的速度—高度限制范围称为平飞包线。（见图9）飞行剖面为完成某一特定任务而绘制的飞机航迹图形。是飞机战术技术要求的组成部分和重要的设计依据，也是形象地表达飞行任务的一种形式。按航迹所在平面分为垂直飞行剖面和水平飞行剖面。经常使用的是垂直飞行剖面。飞行剖面以起飞基地为原点，由起飞、爬升、巡航、机动飞行、攻击、下滑和着陆等若干个飞行阶段组成。在每个飞行阶段上，一般都标明飞行速度、高度、耗油量（或余油量）、飞行时间、离开原机场的距离和飞行方式等。为完成同一飞行任务，往往存在多种飞行剖面，应作出详细计算和比较，以便选择其中最佳者。飞机配平平衡飞机的纵向力矩和驾驶杆的杆力。这是操纵飞机的基本要求。飞行速度的变化、飞机重心的改变（由于油料消耗或投弹等）和气动外形的改变（由于襟翼和扰流板偏转等）都会导致飞机力矩的不平衡，影响飞机的正常飞行。配平的作用就在于消除不平衡力矩和稳态时的杆力。配平分为人工配平和自动配平。人工配平是有驾驶员驱动配平舵机（又称调效结构）来实现的。自动配平是由自动配平系统完成的。飞机飞行品质涉及飞行安全和驾驶员操纵难易程度的飞机的各种特性。对飞行品质规定具体的指标，作为设计、验收和使用飞机的准则性文件称为飞机品质规范。飞机设计应满足飞行品质的要求，这也是订货部门决定飞机可否被接受的主要依据之一。飞行品质规范还是飞机稳定性和操纵性计算、风洞实验结果分析、飞行品质实验与试飞的评价准则。飞机飞行品质的主要内容包括以下各项：操纵效能：表示操纵飞机以获得一定范围的平衡飞行状态或机动动作的能力。例如，升降舵的操纵应保证飞机在所有飞行速度和高度范围内纵向力矩的平衡，方向舵的操纵应保证飞机在对不对称动力的情况下偏航力矩的平衡等。驾驶力：规定驾驶员为保持平衡状态或进行机动方向所需施加于操作系统的杆力或脚蹬力的范围或限度。静稳定性：对飞机纵向集静稳定性，按速度静稳定性等及与之直接有关的一些操纵性指标作出规定。动稳定性：对各扰动运动模态的阻尼和频率值作出规定。操作系统特性：对操作系统的机械特性（如摩擦、间隙、弹性等）和动态特性（对操纵力输入反应的滞后、操作系统震荡的阻尼等）方面的要求。其他方向品质要求：如对失速的警告，飞机对地球湍流的反应，对失速和尾旋特性以及对系统故障的要求等。为使驾驶员在对飞行品质评分时有统一的描述方法和语言，规定了一组描述飞行特性的术语。例如许多国家采用的美国库珀一哈珀品质评分等级，共分为10级。1级最优，10级最劣。为保证飞机的飞行安全和实现其预定的功能，正常状态下应使飞行品质优于3.5级；在故障（如操作系统、增稳系统的故障）飞行状态下，飞行品质不应在7.5级以下。经过几十年的飞行实践和研究，随着飞机飞行速度和高度范围不断扩大和操作系统日益复杂，各国对飞行品质的研究日益深入，对飞行品质规范也不断进行补充和修订，以适应新的情况。飞行速度飞行器单位时间内飞行的距离，是航空器重要的性能之一。航空器飞行速度的度量有表速、空速和地速之分，通常说的飞行速度指的是空速。表速：航空器空速表上显示的飞行速度。它是空速表通过测量气流总压与静压之差间接测出的航空器相对于未扰动大气的飞行速度。主要供驾驶员使用。空速：由表速经过修正的出的飞行速度，又称真速或真实空速。它能更准确地反映航空器相当于周围空气的飞行速度。地速：航空器相当于地面坐标系的运动速度，他是风速与空速的向量之和。无风飞行时，空速就是地速。飞机的地速可用机载多普勒导航雷达测量，也可利用电影经纬仪、脉冲测量雷达从地面测定。高速飞行时，必须考虑空气压缩性对性能的影响。这时如用马赫数（M数）代替飞行速度值能更直接、更确切地描述飞行特性。飞行时的M数可用马赫数表读出。根据M数的大小，可以把飞行分成亚音速、跨音速、超音速和高超音速4种情况。M数在0.3以下，可以不考虑空气压缩性的影响，随着M数的增大，空气压缩性对飞行的影响也逐步明显。M数在0。8以下，压缩性对飞行的影响只有量的变化，无质的突破。一般把M〈0.8的飞行称为亚音速飞行。M数大于0.8后，飞行器表面的局部流速可达到音速，开始出现激波，且随M数增大而逐渐扩大，直到M数大体等于1.2左右，流动呈现亚音速和超音速共存的局面，通常把这一阶段的飞行称为跨速飞行。在跨音速区域内，气流分离现象严重，空气阻力剧增，飞行稳定性变坏。当M数大于1.2后，整个流场都达到超音速，流动的性质与亚音速有本质的不同。通常把M数为1.2〜5.0的飞行称为超音速飞行。M数大于5.0的飞行称为高超音速飞行。高超音速飞行大的激波和附面层有强烈干扰，飞行器前缘由于气流受到强烈压缩，会出现温度达到数千摄氏度的激波层。这样高的温度会使周围的空气分子分解甚至电离，给飞行器的设计和制造带来许多新问题。飞行高度指从飞行中的飞行器到某基准水平面的垂直距离，是重要的飞行性能之一。航空器常用的有绝对高度、气压高度、相对高度和几何高度。绝对高度：飞行器到平均海平面的垂直距离。在海上飞行有雷达可直接测出绝对高度。气压高度：根据标准大气表的大气压强与高度的关系推算出的飞行高度，它可由气压式高度表显示出来。把气压式高度表的气压刻度调到标准大气压状态，所指示的高度称标准气压高度。飞机远航、分层飞行等都需要一个统一的高度标准，避免飞机相撞，这时需要用到标准气压高度。相对高度：飞行器到某指定水平面（如机场）的垂直距离。飞机在起飞和着陆是需要知道飞机对机场的相对高度。几何高度飞行器沿垂直线到地球表面的距离，又称真实高度。在执行轰炸、侦察、救援以及农林作业等飞行任务时，需要知道几何高度。几何高度可用电影经纬仪或雷达测出。一定的飞行器只能在预先设计的某高度范围内飞行。可根据不同的飞行任务，在超低空到超高空范围内选择飞行高度。旅客机的飞行高度以经济、舒适为原则，中小型客机在数千米高度上飞行，大型客机则在平流层内（大约11000米高度）飞行。现代服役的歼击机的最大飞行高度约为2万米，一些轻型飞机可以在离地十几米的高度飞行。不同类型飞机的飞行高度上限主要决定于动力装置，下限主要决定于能安全飞行的最小速度和飞机的机动性。尾旋飞机在超过临界应角后饶其自身的三根轴自转的同时、重心沿陡的螺旋线航迹急速下降的自发运动，又称螺旋。尾旋的特点是应角大、螺旋半径小、下沉速度快，可达百米每秒。尾旋不是飞机的正常飞行状态。但为了训练或研究的目的，某些高机动性飞机（如歼击机、教练机）允许有意进入尾旋并改出，半机动性飞机（如轰炸机、侦察机）和非机动性飞机（如旅客机、运输机）严禁进入尾旋。由于尚不能保证飞机在任何情况下都不会意外地进入尾旋，多年来尾旋事故屡有发生。改出尾旋的关键是首先要能制止自转，然后设法减小应角，使飞机进入俯冲，最后由俯冲中改出。针对不同的尾旋形态，人们已经研究出多种改出尾旋的操纵方法。失速当飞机的迎角（翼弦与飞行方向的夹角）大于其临界角时产生的一种非正常飞行状态。失速的主要现象有机头下沉、滚转和操纵器件抖动等。严重的会进入尾旋这一危险状态。失速的本质是迎角大于临界角后，升力面发生严重的附面层气流分离，产生大量涡流，导致升力急剧下降、阻力迅速增大，从而出现种种失速现象。旅客运输机应极力避免进入失速状态。为此，人们从飞机设计、飞行操纵以至飞机维修等方面采取了许多措施。然而，统计表明，近十年所有的飞行事故中仍有20％与飞机失速有关。到目前为止，民航运输机失速仍市有发生并造成了严重后果。为了预测失速现象的发生，飞机上均装有迎角表、操纵杆激振装置等。仪表飞行在看不清天地线和地标的情况下，飞行员完全根据飞机上各种仪表指示操纵飞机的飞行，过去称为盲目飞行。在仪表飞行中，飞行员不能直观感觉飞行状态，每个仪表又只能反映出飞行状态的某一参数，因此，飞行员必须熟悉各种仪表位置及其指示特点，全面合理的分配注意力。飞行的操纵动作应柔和、细致，修正偏差要及时、准确。仪表飞行比目视飞行驾驶技术复杂，要求精力高度集中，因而飞行员容易疲劳。仪表飞行始于1929年，之后，随着仪表设备的改进和飞行范围的扩大，仪表飞行已成为飞行员必须掌握的基本驾驶技术。仪表飞行是昼间复杂气象飞行、夜间飞行、海上飞行的基础。仪表飞行一般可在双座舱飞机上进行训练，学员用暗舱罩控制视线，培养按仪表指示操纵飞机和靠仪表指示安全着陆的技能。利用地面飞行模拟器也是训练仪表飞行驾驶技术的重要途径。大气飞行环境飞行器在大气层内飞行所处的环境条件。包围地球的空气层（大气）是飞行器的唯一飞行活动环境，也是导弹和航天器的重要飞行环境。大气层无明显的上限，它的各种特性在铅垂方向上的差异非常明显，例如空气密度随高度增加而很快趋于稀薄。以大气层中温度随高度的分布为主要依据，可将大气层划分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层（外大气层）等5个层次（图13）。航空器的方向环境是对流层和平流层。？大气层对飞行有很大影响，？恶劣的天气条件会危及飞行安全。大气属性（温度、压力、湿度、风向、风速等）对飞机飞行特性和飞行航迹也会产生不同程度的影响。对流层：大气大气中最低的一层。对流层中气温随高度增加而降低，空气的对流运动极为明显，空气温度和湿度的水平分布也很不均匀。对流层的厚度随纬度和季节变化，一般低纬度地区平均为16〜18公里，中纬度地区平均为10〜12公里，高纬度地区平均为8〜9公里。我国绝大部分地区都是夏季对流层厚，冬季对流层薄。对流层中集中了全部地区四分之三的质量和几乎全部水汽，是天气变化最复杂的层次，也是对飞行影响最重要的层次。飞行中所遇到的各种重要天气现象几乎度出现在这一层中，如雷暴、浓雾、低云雾、雨、雪、大气湍流、风切变等。低速飞行的飞机一般在这一层中飞行。平流层：位于对流层之上，顶界伸展的约50〜55公里。在平流层内，随高度的增加气温最初保持不变，或略有上升，到20〜30公里以上气温升高较快，到平流层顶层气温约升至270〜290K。这一层过去常被称作同温层，实际指的是平流层的下部。在平流层中空气的垂直运动远比对流层弱，水汽和尘粒含量也较少，因而气流比较平缓、能见度佳。现代喷气旅客机和歼击机、轰炸机等一般都在平流层作巡航飞行。但平流层中空气稀薄，飞行器的稳定性和操纵性恶化，这又是不利的一面。在平流层飞行的飞机，必须使用气密增压座舱。中间层：从平流层顶延伸到大约80〜85公里高度。这一层的特点是：气温随高度增加而下降，空气有相当剧烈的垂直运动，顶部气温可低至160〜190K。热层：它的范围从中间层延伸到大约800公里高度。这一层的空气密度很小，声波也难以传播。热层的一个特征是气温随高度增加而上升，另一个重要特征是空气处于高度电离状态，因而又叫电离层（实际是属于电离层）。电离层的变化会影响航空器的通信。散逸层：又称逃逸层，外大气层。位于热层之上，是地球大气的最外层。那里的空气极其稀薄，同时又远离地球，受地球的引力作用小，因而大气分子不断地向星际空间逃逸。航天器脱离这一层后便进入太空飞行。标准大气由权威性机构颁布的一种“模式大气”。它依据实测资料，用简化方式近似地表示大气温度、压力和密度等参数的平均垂直分布。标准大气主要是应飞行器设计和飞行器试验的需要而提出的。国际性组织（如国际民用航空组织、国际标准化组织）颁布的称为国际标准大气，国家机关颁布的称为国家标准大气。20世纪20年代美国首次制定“标准大气”，接着国际航空联合会在美国标准大气的基础上制定了一个国际标准大气。随后，各个国家、各个组织的标准大气也陆续出现。1980年中国国家标准总局分布了中华人民共和国国家标准大气（30公里以下部分）。各地的实际大气与标准大气之间存在着一定差别。大气湍流大气的一种随机的不规则的运动形式，又称大气紊流或大气乱流。常由一系列大小不一的涡旋运动组成。主要有风暴涡流、晴空或卷云区涡流和山地上空涡流等三类。大气涡流直接影响飞机的飞行性能，飞行品质和飞机所受的载荷。飞机在大气湍流中飞行时会产生颠簸，影响乘员的舒适程度和某些飞行任务的完成质量，同时也增加驾驶员的工作负担。大气涡流还会造成飞机结构的疲劳损伤，严重时会导致飞机失事。如1959年苏联民航机图104遇到强烈的大气涡流，使机翼折断而坠毁。为了防止飞机意外地进入强烈的大气涡流区，人们越来越重视大气涡流探测设备的研制，已投入使用的有机载红外线涡流探测器和多普勒雷达等。飞机飞行品质规范中也列有大气涡流的条款，新飞机须按规范要求进行一系列的验证，以确保飞机的飞行品质。风切变风矢量（风向、风速）在空中水平和（或）垂直距离上的变化。对飞机起飞和着陆安全威协最大的是低空风切变，即发生在着陆进场或起飞爬升阶段的风切变。它不仅能使飞机航迹偏离，而且可能使飞机失去稳定。如果驾驶员判断失误或处置不当，则常会产生严重后果。世界上曾发生多起机毁人亡的飞行事故。风切变还严重影响火箭飞行的稳定性。风切变主要由锋面（冷暖空气的交界面）、逆温层、雷暴、复杂地形地物和地面摩擦效应等因素引起。为了确保安全，国际航空、航天和气象界都积极开展低空风切变的研究。风切变常分为以下几种：①风的水平切变是水平风向和风速在水平距离上的变化；②风的垂直切变是水平风向和风速在垂直距离上的变化；③垂直风的切变是垂直风（即升降气流）在水平货航迹方向上的变化。下冲气流是垂直风的切变的一种形式，呈现为一股强烈的下降气流，可以引起下降飞机的失事（见图14）。范围小而强度很大的下冲气流称为微下冲气流，它是对飞行危害最大的风切变类型。统计表明，约有65%的风切变飞行事故都涉及带微下冲气流的雷暴。大气影响大气影响：指大气中各种气象要素和天气现象对飞机的结构、机载设备、飞行航迹、飞行性能和操纵性、稳定性的影响。例如扰动气流会使飞机颠簸，大气电场会使飞机被电击，在冻雨区飞行时飞机表面会结冰等。大气环境条件的影响与飞机的种类、飞行状态、时空背景和气象条件等都有密切的关系。对起飞和着陆的影响：任何飞机都需要在一定的气象条件下起飞和着陆。起飞和着陆主要受地面风、云底高和跑道能见距离的影响。大风速、强侧风和顺风都不利于起飞和着陆，低的云幕和恶劣的能见度都是起落飞行的主要彰碍。低空风切变和大雨雪造成的跑道积水、积雪、湿雪、积冰，也会危及起落安全。“全天候”飞机仅是在较差的气象条件下能依靠自动（盲目）着陆设备降落。事实上，真正不受任何气象条件限制的“全天候”飞机是不存在的。对空中飞行的影响：大气扰动（风切变、阵风、大气湍流等）、空中云层和降水、大气电场以及大气中气温和水汽分布状况，都会直接影响飞机的飞行。这些影响主要表现在：①空中风速和风向的强烈变化货升降气流引起的飞机颠簸，使飞机操纵困难，乘员疲劳不适，严重时会使飞机因结构载荷过大而损坏。②云中过冷却水滴的存在和飞机表面温度低于冰点，造成飞机表面结冰，使飞机的空气动力性能变坏，飞行仪表的指示出现误差，风挡玻璃模糊不清，严重威协飞行安全。为此，飞机一般都装有防冰除冰装置。③飞机电击，大气电场向飞机放电的现象。它往往能击穿飞机表面，破