飞机常识及飞行知识普及课程

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第一课 飞机的一般知识

飞机是目前最主要的飞行器。它广泛地用于军事和国民经济两方面。本节简要介绍飞机的主要组成部分及其功用，操纵飞机的基本方法，以及机翼的形状等问题。

一、 飞机的主要组成部分及其功用
自从世界上出现飞机以来，飞机的结构形式虽然在不断改进，飞机类型不断增多，但到目前为止，除了极少数特殊形式的飞机之外，大多数飞机都是由下面五个主要部分组成，即：机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置。它们各有其独特的功用。
（一） 机翼
机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；也起一定的稳定和操纵作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼。操纵副翼可使飞机滚转；放下襟翼能使机翼升力增大。另外，机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。机翼有各种形状，数目也有不同。历史上曾出现过双翼机，甚至还出现过多翼机。但现代飞机一般都是单翼机。
（二） 机身
机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备；还可将飞机的其它部件如尾翼、机翼及发动机等连接成一个整体。
（三） 尾翼
尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平定面和可动的升降舵组成。垂直尾翼则包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的主要功用是用来操纵飞机俯仰和偏转，并保证飞机能平稳地飞行。
（四） 起落装置
起落装置是用来支持飞机并使它能在地面和水平面起落和停放。陆上飞机的起落装置，大都由减震支柱和机轮等组成。它是用于起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。
（五） 动力装置
动力装置主要用来产生拉力或推力，使飞机前进。其次还可以为飞机上的用电设备提供电源，为空调设备等用气设备提供气源。
现代飞机的动力装置，应用较广泛的有四种：一是航空活塞式发动机加螺旋桨推进器；二是涡轮喷气发动机；三是涡轮螺旋桨发动机；四是涡轮风扇发动机。随着航空技术的发展，火箭发动机、冲压发动机、原子能航空发动机等，也将会逐渐被采用。动力装置除发动机外，还包括一系列保证发动机正常工作的系统，如燃油供应系统等。
飞机除了上述五个主要部分之外，根据飞行操纵和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备和其它设备等。

二、 操纵飞机的基本方法
飞行员操纵驾驶盘（或驾驶杆）、脚蹬板，使升降舵、副翼和方向舵偏转，能使飞机向各个方向转动。
　　例如后拉驾驶盘，升降舵上偏，机头上仰；前推驾驶盘，则升降舵下偏，机头下俯。向左压驾驶盘，左边副翼上偏，右边副翼下偏，飞机向左滚转；反之，向右压驾驶盘右副翼上偏，左副翼下偏，飞机向右滚转。向前蹬左脚蹬板（即蹬左舵），方向舵左偏，机头向偏转；反之，向前蹬右脚蹬板（即蹬右舵），方向舵右偏，机头向右偏转。

三、 机翼的形状
机翼的形状主要是指机翼的平面形状、切面形状、扭转角和左右半翼的倾斜度。而机翼的空气动力性能，主要取决于机翼的切面形状和平面形状。因此，下面分别介绍机翼的切面形和平面形。
（一）机翼的切面形（简称翼型）
（二）机翼的平面形
仰视在蓝天飞行的飞机时，所看到的体现飞机特征的机翼样子就叫机翼的平面形状。机翼的平面形状是决定飞机性能的重要因素。
早期的飞机，机翼平面形大都做成矩形。矩形机翼制造简单，但阻力较大，因此一般用于旧式飞机和现代的小型飞机。为了适应提高飞行速度的需要，解决阻力与飞行速度之间的矛盾，后来又制造出了梯形翼和椭圆翼。椭圆翼的阻力（诱导阻力）最小，但因制造复杂，未被广泛采用。梯形翼的阻力也较小，制造也简单，因而是目前活塞式发动机飞机用的最多的一种机翼。随着喷气式飞机的出现，飞行速度在接近或超过音速时，要产生新的阻力（波阻），为减小波阻，提高飞行速度，适应高速飞行，相继出现了后掠翼、三角翼、Ｓ形前缘翼、双三角翼，变后掠翼等机翼，并获得广泛应用。

目前，高亚音速客机之所以广泛采用后掠翼，就是为了提高机翼的临界Ｍ数，避免在重要飞行状态下产生更大的波阻，从而提高飞机的性能。
各种不同平面形状的机翼，其升、阻力之所以有差异，与机翼平面形状的各种参数有关。机翼平面形状的参数有：展弦比、尖削比、后掠角

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第二课 飞机升力和阻力的产生

飞机在空气中运动或者空气流过飞机时，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机各部分所受到的空气动力的总和，叫总空气动力，通常用R表示。一般情况，这个力是向上并向后倾斜的，根据它所起的作用，可将它分解为垂直于相对气流方向和平等于相对气流方向的两个分力。垂直方向的力叫升力，用Y表示。升力通常是起支托飞机的作用。平等方向阻碍飞机前进的力叫阴力，用X表示。

飞机的升力绝大部份是机翼产生的，尾翼通常产生负升力，飞机其它部份产生的升力很小，一般都不考虑。至于飞机的阻力，只要是暴露在相对气流中的任何部件，都是要产生的。

一、升力的产生
从流线谱可以看出：空气流到机翼前缘，分成上、下两股，分别沿机翼上、下表面流过，而在机翼后缘重新汇合向后流去。在机翼上表面，由于比较凸出，流管变细，说明流速加快，压力降低。在机翼下表面，气流受到阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。于是，机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和，就是机翼的升力。

机翼升力的着力点，即升力作用线和翼弦的交点，叫压力中心。

机翼各部位升力的大小是不同的，要想了解机翼各个部位升力的大小，就需知道机翼表面压力分布的情形。

机翼表面压力的颁可通过实验来测定。凡是比大气压力低的叫吸力（负压力），凡是比大气压力高的叫压力（正压力）。机翼表面各点的吸力和正压力都可用向量表示。向量的长短表示吸力或正压力的大小。向量的方向同机翼表面垂直，箭头方向朝外，表示吸力；箭头指向机翼表面，表示正压力。将各个向量的外端用平滑的曲线连接起来。压力最低（即吸力最大）的一点，叫最低压力点。在前缘附近，流速为零，压力最高的一点，叫驻点。

机翼压力分布并不是一成不变的。如果机翼在相对气流中的关系位置改变了，流线谱就会改变，机翼的压力分布也就随之而变。

机翼升力的产生主要是靠上表面吸力的作用，而不是主要靠下表面的压力高于大气压的情况下，由上表面吸力所形成的升力，一般占总升力的60%到80%左右，而下表面的正压力所形成的升力只不过占总升力的20%到40%左右。如果下表面的压力低于大气压力产生向下的吸力，则机翼总升力就等于上表面吸力减去下表面的吸力。在此情况下，机翼升力就完全由上表面吸力所形成。

二、阻力的产生
阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，起着阻碍飞机前进的作用，按其产生的原因可分为摩擦，产生一个阻止飞机前进的力。这个力就是摩擦阻力。

摩擦阻力是在“附面层”（或叫边界层）内产生的。所谓附面层，就是指，空气流过飞机时，贴近飞机表面、气流速度由层外主流速度逐渐降低为零的那一层空气流动层。附面层是怎样形成的呢？原来是，当有粘性的空气流过飞机时，紧贴飞机表面的一层空气，与飞机表面发生粘性摩擦，这一层空气完全粘附在飞机表面上，气流速度降低为零。紧靠这静止空气层的外面第二气流层，因受这静止空气层粘性摩擦的作用，气流速度也要降低，但这种作用要弱些，因此气流速度不会降低为零。再往外，第三气流层又要受第二气流层粘性摩擦的作用，气流速度也要降低，但这种作用更弱些，因此气流速度降低就更少些。这样，沿垂直于飞机表面的方向，从飞机表面向外，由于粘性摩擦作用的减弱，气流速度就一层一层的逐渐增大，到附面层边界，就和主流速度相等了。这层气流速度由零逐渐增大到主流速度的空气层，就是附面层。附面层内，气流速度之所以越贴近飞机表面越慢，这必然是由于这些流动空气受到了飞机表面给它的向前的作用力的作用的结果。根据作用和反作用定律，这些被减慢的空气，也必然要给飞机表面一个向后的反作用力，这就是飞机表面的摩擦阻力。

附面层按其性质不同，可分为层流附面层和紊流附面层。就机翼而言，一般在最大厚度以前，附面层的气流各层不相混杂而分层的流动。这部份叫层流附面层。在这之后，气流流动转变为杂乱无章，并且出现了旋涡和横向运动。这部份叫率流附面层。层流转变为紊流的那一点叫转捩点。附面层内的摩擦阻力与附面层的性质有很大关系。实验表明，紊流附面层的摩擦阻力要比层流附面层的摩擦阻力大得多。因此，尽可能在机翼上保持层流附面层，对于减小阻力是有利的。所谓层流翼型，就是这样设计的

总的说来，摩擦阻力的大小，决定于空气的粘性，飞机的表面状况，以及同空气相接触的飞机的表面积。空气粘性越大，飞机表面越粗糙，飞机表面积越大，摩擦阻力就越大。

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（二）压差阻力

人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。

空气流过机翼时，在机翼前缘部分，受机翼阻挡，流速减慢，压力增大；在机翼后缘，由于气流分离形成涡流区，压力减小。这样，机翼前后便产生压力差，形成阻力。这种由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。机身、尾翼等飞机的其它部件都会产生压差阻力。

为什么在机翼后缘会出现气流分离呢？其根本原因是空气有粘性，空气流过机翼的过程中，在机翼表面产生了附面层。附面层中气流速度不仅要受到粘性摩擦的阻滞作用，而且还要受到附面层外主流中压力的影响。附面层中，沿垂直于机翼表面方向的压力变化很小，可认为是相等的，且等于层外主流的压力。在最低压力点之前，附面层外主流是从高压区流向低压区，沿途压力逐渐降低，即形成顺压，气流速度是不断增大的。附面层内的气流虽受粘性摩擦的阻滞作用，使之沿途不断减速，但在顺气压的推动下，其结果气流仍能加速向后流去，但在顺气压的推动下，其结果气流仍能加速向后流去，但速度增加不多。在最低压力点（E）之后情况就不一样了。主流是从低压区流向高压区，沿途压力越来越大，即形成反压，主流速度是不断减小的。附面层内的气流除了要克服粘性摩擦的阴滞作用外，还要克服反压的作用，因此气流速度迅速减小，到达某一位置，附面层底层空气就会完全停止下来，速度降低为零，空气再不能向后流动。在S点之后，附面层底层空气在反压作用下开始向前倒流。于是附面层中逆流而上的空气与顺流而下的空气相顶碰，就使附面层气流脱离机翼表面，而卷进主流。这时，就形成大量逆流和旋涡而形成气流分离现象。这些旋涡一方面在相对气流中吹离机翼，一方面又连续不断地在机翼表面产生，如此周而复始地变化着，这样就在分离点之后形成了涡流区。附面层发生分离之点（S点），叫做分离点。
这种旋涡运动的周期性，是引起飞机机翼、尾翼和其它部分生产振动的重要原因之一。

为什么机翼后缘涡流区中压力会有所减小呢？道德我们要明确，这里指的涡流区压力的大小，是和机翼前部的气流相比而言的。如果空气流过机翼上下表面不产生气流分离，则在机翼后部，上下表面气流重新汇合，流速和压力都会恢复到与机翼前部相等。这样，机翼前、后不会出现压力差而形成压差阻力。然而事实不是这样，当空气流到机翼后部会产生气流分离而形成涡流区。涡流区中，由于产生了旋涡，空气迅速转动，一部分动能因摩擦而损耗，即使流速可以恢复到与机翼前部的流速相等，而压力却恢复不到原来的大小，比机翼前部的压力要小。例如汽车开过，在车身后的灰尘之所以被吸起，就是由于车身后面涡流区内的空气压力小的缘故。

根据实验的结果，涡流区的压力与分离点处气流的压力，其大小相差不多。这就是说：分离点靠机翼后缘，涡流区的压力比较大；分离点离开机翼后缘越远，涡流区的压力就越小。可见，分离点在机翼表面的前后位置，可以表明压差阻力的大小。

总的说来，压差阻力与物体的迎风面积、形状和物体在气流中的相对位置有很大关系。迎风面积越大，压差阻力越大。象水滴那样的，前端园钝，后面尖细的流线形物体，压差阻力最小。物体相对于气流的角度越大，压差阻力越大。

由上面的分析可知，摩擦阻力和压差阻力都是由于空气的粘性面引起产生的阻力，如果空气没粘性，那么上面两种阻力都将不会存在。

（三）诱导阻力
机翼上除了产生摩擦阻力和压差阻力以外，由于升力的产生，还要产生一种附加的阻力。这种由于产生升力而诱导出来的附加阻力称为诱导阻力。可以说，诱导阻力是为产生升力而付出的一种“代价”。

诱导阻力是怎样产生的呢？

当机翼产生升力时，机翼下表面的压力比上表面的大，而机翼翼展长度又是有限的，所以下翼面的高压气流会绕过两端翼尖，力图向上翼面的低压区流去。当气流绕过翼尖时，在翼尖部份形成旋涡，这种旋涡的不断产生而又不断地向后流去即形成了所谓翼尖涡流。

翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度，而向下倾斜形成下洗流。气流方向向下倾斜的角度，叫下洗角。

由翼尖涡流产生的下洗速度，在两翼尖处最大，向中心逐渐减少，在中心处最小。这是因为空气有粘性，翼尖旋涡会带动它周围的空气一起旋转，越靠内圈，旋转越快，越靠外圈，旋转越慢。因此离翼尖越远，气流下洗速度越小。

在是常生活中，也可观察到翼尖涡流的现象。例如大雁南飞，常排成人字或斜一字形，领队的大雁排在中间，而幼弱的小雁常排在外侧。这样使得后雁处于前雁翅梢处所产生的翼尖涡流之中。翼尖涡流中气流的放置是有规律的，靠翼尖内侧面，气流向下，靠翼尖外侧，气流是向上的即上升气流。这样后雁就处在前雁翼尖涡流的上升气流之中，有利于长途飞行。

从实验也可看出翼尖涡流的存在。当机翼产生正升力时，由于机翼下表面的压力比上表面的大，故空气从下翼面绕过翼尖翻到上翼面去世。因而处在两翼尖处的两个叶轮都放置起来，在左翼尖的向右放置（从机尾向机头看），在右翼尖的向左放置。升力增大，上下翼表面压力差增大，叶轮放置得更快。升力为零，上下翼面无压力差，叶轮不转动。若机翼产生负升力，则上民办面的压力比下翼面大，故两叶轮就会反转。

飞行中，有时从飞机翼尖的凝结云也可看到翼尖涡流。因为翼尖涡流的范围内压力很低，如果空气中所含水蒸汽黑龙江省 膨胀冷却而凝结成水珠，便会看到由翼尖向后的两道白雾状的涡流索。

升力是和相对气流方向垂直的。既然流过机翼的空气因受机翼的作用而向下华侨，则机翼的升力也应随之向后华侨。实际升力是和洗流方向垂直的。把实际升力分解成垂直于飞行速度方向和平等于飞行速度方向的两个分力。垂直于飞行速度方向的分力，仍起着升力的作用，这就是我们经常使用的升力。平等于飞行速度方向的分力，则起着阻碍飞机前进的作用，成为一部份附加阻力。而这一部分附加阻力，是同升力的存在分不开的，因此这一部分附加阻力称为诱导阻力。

实践表明，诱导阻力的大小与机翼的升力和展弦比有很大关系。升力越大，诱导阻力越大。展弦比越大，诱导阻力越小。

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（四）干扰阻力

实践表明，飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼等，单独放在气流中所产生的阻力的总和总是小于把它们组成一个整体时所产生的阻力。

所谓干扰阻力，就是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外的阻力。

现我们以机翼和机身为例，看干扰阻力是怎样产生的。

气流流过机翼和机身的连接处，在机翼和机身结合的中部，由于机翼表面和机身表面都向外凸出，流管收缩，流速迅速加快，压力很快降低。而在后部由于机翼表面和机身表面都向内弯曲，流管扩张，流速减慢，压力很快增高。这种压力的变化，就促使气流的分离点前移，并使机身和机翼结合处后部涡流区扩大，从而产生了一种额外的阻力。这一阻力是因气流的干扰而产生的，因此叫干扰阻力。

不但机翼和机身结合处会产生干扰阻力，而且在机身和尾翼，机翼和发动机知舱，机翼和副油箱等结合处，都可能产生。

为了减小干扰阻力，除了在设计飞机时要考虑飞机各部分的相对位置外，在机翼与机身、机身与尾翼等结合部，可安装整流包皮。这样可使连接处较为圆滑，流管不致过分扩张，而产生气流分离。

以上我们把低速飞机所产生的四种阻力-摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力，分别作了介绍。这只是对低速飞机而言诉，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还将会产生波阴。

第三课 飞机的空气动力性能
飞机的空气动力性能

飞机的空气动力性能是决定飞机飞行性能的一个重要因素。飞行员既要熟悉飞机空气动力的产生和变化，同时也要清楚飞机空气动力性能的基本数据。这对于更好地认识飞机的飞行性能，正确处理飞行中遇到的有关问题，非常重要。

所谓飞机的空气动力性能，其中包括飞机的最大升力系数、最小阻力系数和最大升阻比等。

应该注意：升力系数或阻力系数仅仅是影响升力或阻力的因素之一，系数本身并不就是升力或阻力。确定升、阻力的大小，不仅要看升力系数、阻力系数的大小，而且还要看影响升、阻力大小的其它因素，空气密度、飞行速度和机翼面积是否变化和如何变化。因此，不能把升力系数同升力、阻力力系数同阻力混为一谈。我们在分析迎角对升力或阻力的影响时，之所以常用升力系数或阻力系数来表达这种影响，而不直接用升力或阻力来表达，其优点是可以撇开空气密度。飞行速度和翼面积对升、阻力的影响。这样就突出了迎角对升、阻力的影响，对分析问题和计算都带来很大方便。

一、飞机的升阻比

衡量一架飞机的空气动力性能，不能单从升力，或单从阻力一个方面来看，必须把两者结合起来，分析升力和阻力之间的对比关系。

所谓升阻比，就是在同一迎角下升力与阻力之比。升阻比也就是同一迎角下升力系数与阻力系数之比。由于升力系数和阻力系数的大小主要随迎角而变，所以升阻比的大小也主要随迎角而变。也就是说，升阻比与空气密度、飞行速度、机翼面积的磊小无关。因为这些因素变了，升力和阻力都按同一比例随之改变，而不影响两者的比值。

升阻比大，说明在取得同一升力的情况下，阻力比较小。升阻比越大，飞机的空气动力性能越好，对飞行越有利。

二、飞机的空气动力性能曲线

（一）升力系数

升力系数为零，这个迎角叫无升力迎角。翼型不同，无升力迎角的大小也不同。对称翼型的无升力迎角为零度，非对称翼型的无升力迎角一般为负值。从无升力迎角开始，迎角增加，升力系数增加，直到最大升力系数。最大升力系数所对应的迎角，叫临界迎角。超过临界迎角，迎角再增加，升力系数将急剧降低。迎角从无升力迎角减小，升力系数将变为负值，也就是升力变成负升力了。

（二）阻力系数

小迎角范围内时，迎角增加，阻力系数增加缓慢；迎角比较大时，迎角增加，阻力系数增加较快；接近或超过临界迎角时，迎角增加，阻力系数急剧增加。应当注意，阻力系数永远不会为零，也就是说飞机上的阻力是始终存在的。

（三）升阻比

升阻比有一个最大值，叫最大升阻比。最大升阻比所对应的迎角叫有利迎角。从无升力迎角开始，迎角增加，因升力系数比阻力系数增加的倍数多，所以升阻比是增大的，到有利迎角，升阻比达到最大值。超过有利迎角，再增大迎角，因升力系数比阻力系数增加的倍数少，所以升阻比减小。飞机在有利迎角下飞行是有利的，所以一般飞机飞行的迎角都不大。

（四）空气动力系数

前面我们讲了，在每一个迎角下，都有一个升力系数和阻力系数。所谓飞机的空气动力系数曲线，就是把飞机的升力系数和阻力系数随迎角而变化的关系，综合地用一条曲线画出来，这条曲线就是飞机的空气动力系数曲线，简称飞机极线。飞机极线比较全面地表达了飞机的空气动力性能，在空气动力计算中很有用处。

从飞机极线上还可得出各迎角下的升阻比，以及最大升阻比和有利迎角。各迎角下的升阻比，可以由飞机极线上查出的升力系数和阻力系数计算出来。也榀以从飞机极线上量得的性质角计算出来。所谓性质角，就是飞机的总空气动力与飞机升力之间的夹角。性质角的大小，表明总空气动力（沿相对气流方向）向后倾斜的程度。性质角小，说明总空气动力向后倾斜得少，阻力小。可见，性质角的大小，表明了升阻比的大小。

迎角由无升力迎角逐渐增大时，性质角减小，升阻比增大。性质角最小时所对应的迎角为有利迎角，此时升阻比最大。

例如飞机放起落架后，同一迎角下的阻力系数增大，而升力系数变化不大，因而性质角变大，升阻比减小，曲线向右平称。显然有利迎角也变大了。

又如，螺旋桨飞机，在同样的飞行速度下，由于螺旋桨的吹风（称为滑流），使受影响的机翼部分，实际相对气流速度增大，因而飞机的升力和阻力都要增大。但因受吹风影响的机翼部分一般都位于机翼中段，尽管升力因上下压力差增大而增大，而由翼尖涡流引起的诱导阻力却增加不多，所以阻力增加较少，其结果升阻比是增大的。发动机工作状态不同，螺旋桨吹风对空气动力性能影响程度也不同。

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第四课 影响飞机升力和阻力的因素

升力和阻力是在飞机与空气之间的相对运动（相对气流）中产生的。影响升力和阻力的基本因素有：机翼在气流台的相对位置（迎角）、气流的速度和空气密度（空气的动压以及飞机本身的特点（飞机表面质量、机翼形状机翼面积、是否使用襟翼和前缘缝翼是否张开等）。

这些因素中，经常变化的有迎角、飞行速度和空气密度。飞行员主要是通过改变迎角和飞行速度来改变升力和阻力的。因此，本节主要分析迎角和飞行速度对升力、阻力的影响。至于由于使用襟翼和前缘缝翼等所引起的升力、阻力的变化，留在第五节再作分析。为便于分析问题，在分析一个因素时，假定其它因素不变。

一、迎角对升力和阻力的影响

（一）迎角

相对气流方向（飞机运动方向）与翼弦所夹的角度，叫迎角。相对气流方向指向机翼下表面，为正迎角；相对气流方向指向机翼上表面，为负迎角。飞行中，飞行员可通过前后移动驾驶盘来改变迎角的大小或者正负。飞行中经常使用的是正迎角。

飞行状态不同，迎角的正、负、大、小一般也不同。在水平飞行中，飞行员可根据机头的高低来判断迎角的大小，机头高，迎角大。机头低，迎角小。其它飞行状态，单凭机头的高低就很难判断迎角的大小和正负，只有根据迎角本身的含义去判断。例如，飞机俯冲中。机头虽然很低，但迎角并不为负的，气流仍从下表面吹向机翼，因此迎角是正的。又如在上升中，机头虽然比较高，但迎角却不一定很大，在改出上升时，若推杆过猛，也可能会出现负迎角。

（二）迎角对升力的影响

在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。在小于临界迎角的范围内增大迎角，升力增大；超过临界边角后，再增大迎角，升力反而减小。

这是因为，迎角增大时，一方面在机翼上表面前部，流线更为弯曲，流管变细，流速加快，压力降低，吸力增大。与此同时，在机翼下表面，气流受到阻挡，流管变粗，流速减慢，压力增大，要使升力增大。但是，另一方面迎角增大时，由于机翼上表面最低压力点的压力降低。因此，后缘部分的压力比最低压力点的压力大得更多，于是在上表面后部的附面层中，空气向前倒流的趋势增强，气流分离点向前移动，涡流区扩大，就会破坏空气的平顺流动，从而使升力降低。在中、小迎角，增大迎角时，分离点前移缓慢，涡流区只占机翼后部的不大的一段范围，这对机翼表面空气的平顺流动影响不大，前一方面起着主要作用，因此，在小于临界迎角的范围内，迎角增大，升力是增大的。到临界迎角，升力达到最大。

超过临界迎角后，迎角再增大，则分离点迅速前移，涡流区迅速扩大，严重破坏空气的平顺流动，机翼上表面前段，流管变粗，流速减慢，吸力降低。从分离点到机翼后缘的涡流区内，压力大致相同，比大气压力稍小。在靠近后缘的一段范围内，吸力虽稍有增加，但很有限，补偿不了前段吸力的降低。所以，超过临界迎角以后，迎角再增大，升力反而减小。

改变迎角，不仅升力大小要发生变化，而且压力中心也要发生前后移动。迎角由小逐渐增大时，由于机翼上表面前段吸力增大，压力中心前移。超过临界迎角以后，机翼前段和中段吸力减小，而机翼后段吸力稍有增加，所以压力中心后移。

（三）迎角改变对机翼阻力的影响

在低速飞行时，机翼的阻力有：摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。

实验表明，迎角增大，摩擦阻力一般变化不大。

迎角增大，分离点前移，机翼后部的涡流区扩大，压力减小，机翼前后的压力差增加，故压差阻力增加。迎角增大到超过临界迎角以后，由于分离点迅速前移，涡流区迅速扩大，因此压差阻力急剧增加。

小于临界迎角，迎角增大时，由于机翼上、下表面的压力差增大，使翼尖涡流的作用更强，下洗角增大，导致实际升力更向后倾斜，故诱导阻力增大。超过临界迎角，迎角增大，由于升力降低，故诱导阻力随之减小。

综上所述，在小迎角的情况下增加迎角时，由于升力的增加和涡流区的扩大都很慢，故压差阻力和诱导阻力增加都很少，这时机翼的阻力主要是摩擦阻力，因此整个机翼阻力增加不多。当迎角逐渐变大以后，再增大迎角时，由于机翼升力的增加和涡流区的扩大都加快，故压差阻力和诱导阻力的增加也随之加快。特别是诱导阻力，在大迎角时，随着迎角的增大而增加更快。因此，整个机翼的阻力随着迎角的增大而增加较快。这时，诱导阻力是机翼阻力的主要部份。超过临界迎角以后，虽然诱导阻力要随着升力的降低而减小，但由于压差阻力的急剧增加，结果使整个机翼阻力增加更快。

简单说：迎角增大，阻力增大；迎角越大，阻力增加越多；超过临界迎角，阻力急剧增大。

二、飞行速度和空气密度对升、阻力的影响

（一）飞行速度

飞行速度越大，空气动力（升力、阻力）越大。实验证明：速度增大到原来的两倍，升力和阻力增大到原来的四倍；速度增大到原来的三倍，升力和阻力增大到原来的九倍。即升力、阻力与飞行速度的平方成正比例。

飞行速度增大，为什么升、阴力会随之增大呢？因为在同一迎角下，机翼流线谱，即机翼周围的流管形状基本上是不随飞行速度而变的。飞行速度愈大，机翼上表面的气流速度将增大得愈多，压力降低愈多。与此同时，机翼下表面的气流速度减小得愈多，压力也增大愈多。于是，机翼上、下表面的压力差愈加相应增大，升力和阻力也更加相应增大。

（二）空气密度

空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。这是因为，空气密度增大，则当空气流过机翼，速度发生变化时，动压变化也大，作用在机翼上表面的吸力和下表面的正压力也都增大。所以，机翼的升力和阻力随空气密度的增大而增大。

实验证实，空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍。即升力和阻力与空气密度成正比例。显然，由于高度升高，空气密度减小，升力和阻力也就会减小。

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三、机翼面积，形状和表面质量对升、阻力的影响

（一）机翼面积

机翼面积大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。

（二）机翼形状

机翼形状对升、阻力有很大影响。

就机翼切面形状来说，相对厚度大，机翼的升力和阻力也大。这是因为，相对厚度大，机翼上表面的弯曲程度也大，一方面使空气流过机翼上表面流速增快得多，压力也降低得多，升力大。另一方面最低压力点的压力小，分离点靠前，涡流区变大，压差阻力大。实验表明，相对厚度在5%-12%的翼型，其升力比较大，相对厚度若超过14%，不仅阻力过大，而且升力会因上表面涡流区的扩大而减小。

最大厚度位置，对升阻力也有影响。最大厚度位置靠前，机翼前缘势必弯曲得更厉害些，导致流管在前缘变细，流速加快，吸力增大，升力较大。但因后缘涡流区大，阻力也较大。最大厚度位置靠近翼弦中央，升力较小，但其阻力也较小。因为，最大厚度位置靠后，最低压力点，转捩点均向后移，层流附面层加长，紊流附面层减短，使摩擦阻力减小，所以阻力较小。

在相对厚度相同情况下，中弧曲度大，表明上表面弯曲比较厉害，流速大，压力低，所以升力比较大。平凸型机翼比双凸型机翼的升力大，对称型机翼升力最小。中弧曲度大，涡流区大，故阻力也大。

机翼平面形状对升、阴力也有影响。实验表明，椭园形机翼诱导阻力最小，而矩形机翼和菱形机翼诱导阻力最大。展弦比越大，诱导阻力越小。

放下襟翼和前缘缝翼张开，会改变机翼的切面形状，从而会改变机翼的升力和阻力。又如机翼结冰，会破坏机翼流线形外形，从而使升力降低，阻力增大。

（三）飞机表面质量
飞机表面光滑与否对摩擦阻力影响很大。飞机表面越粗糙，附面层越厚，转捩点越靠前，层流段缩短，紊流段增长，粘性摩擦加剧，摩擦阻力越大。因此保持好飞机表面光滑，就能减小飞机阻力。

飞机的阻力对于提高飞机的飞行性能是不利的。因此，在飞机的设计制造和使用维护中，应想方设法减小飞机的阻力。下面从阻力产生的不同原因，谈谈减小飞机阻力可采取的一些措施。

要减小摩擦阻力，设计时应尽可能缩小飞机与空气相接触的表面积。制造过程中应将飞机表面做得很光滑，有的高速飞机甚至将表面打磨光。维护使用中，保持好飞机表面光洁。如上飞机，要求穿软底鞋，铺好脚踏布等。飞机要定期清洗。停放时加盖蒙布，以防风沙雨雪侵蚀。

要减小压差阻力，应尽可能将暴露在空气中的各个部件或另件做成流线形的外形，并减小迎风面积。对不能收起的起落架和活塞式发动机都应加整流罩。维护使用中，要保持好飞机的外形，不要碰伤飞机表面，各种舱的口盖应盖好，同时保持好飞机的密封性。

要减小诱导阻力，低速飞机可增大展弦比和采用梯形翼。高速飞机可在翼尖悬挂副油箱或安装翼尖翼刀等。

要减小干扰阻力，设计时要妥善安排飞机各部件的相对位置，同时在各部件连接处安装整流包皮。

采取上面一些措施，对减小飞机的阻力，提高飞机的飞行性能是有利的。但这只是问题的一个方面。在某些情况下，阻力对飞机的飞行不但无害而且还是必须的。如空战中，为了提高飞机的机动性，有时必须打开减速板，增大飞机阻力，使速度很快降低，以便绕到敌机后面的有利位置进行攻击。又如，飞机着陆时，为增大飞机阻力，使飞机减速快，从而缩短着陆滑跑距离，机轮使用刹车；高速飞机还可打减速板和减速伞使飞机减速。有的飞机可使螺旋桨产生负拉力，喷气发动机产生反推力来增大飞机的阻力，达到减速的目的。

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第五课 主要航空术语浅释

气动布局　飞机外形构造和大部件的布局与飞机的动态特性及所受到的空气动力密切相关。关系到飞机的飞行特征及性能。故将飞机外部总体形态布局与位置安排称作气动布局。其中，最常采用的机翼在前，尾翼在后的气动布局又叫做常规气动布局。

无尾飞机　不配置水平尾翼（或鸭式前翼）的飞机。它利用机翼后缘装有的“升降副翼”活动面来替代传统的水平尾翼（含升降舵），获得俯仰稳定性和俯仰操纵（升降运动）力矩。

变后掠翼　后掠角在飞行中可视需要随时改变的活动机翼。它的问世，能较好地解决飞机高速与低速性能之间的一系列矛盾。采用小后掠角能使飞机具备较高的低速巡航效率和较大的起飞着陆升力。当超音速飞行时采用大后掠角，有利于减少飞行阻力，或者减少低空高速飞行中的颠簸，后者对战斗轰炸机来讲尤为重要。

旋翼机　由旋翼（旋转桨叶）产生升力的飞行器有直升机与旋翼机两大类，前者的旋翼有发动机驱动；而后者的发动机只提供拉力，旋翼则靠迎面气流的冲击而自转，从而获得升力。

近耦合鸭式飞机　无水平尾翼，但在机翼的前方另设置一对水平小翼面的飞机叫鸭式飞机，如小翼（又叫前翼或鸭翼）与机翼极其靠近，那么可称近耦合鸭式飞机。前置小翼起俯仰操纵与平衡作用（相当于水平尾翼之功能），并可产生脱体涡使机翼升力增加。是现代先进军用机常见形式。

电传操纵　指把飞机驾驶员的操纵指令从传统的机械传输变为电信号传输方式的新型操纵系统，可大大减轻重量，提高灵敏度。为可靠起见，常设3～4套以供备用，称“三（四）余度”。一般适用于随控布局飞机。

随控布局飞机　应用主动控制技术的飞机。可利用控制技术来改善飞机性能，改善稳定性与操纵品质，减少结构重量及阻力，提高飞行机动性。具体手段有放宽静稳定性控制、乘坐品质控制、机动载荷控制、结构振动控制和直接力控制等等。常为现代军用机所采纳。

座舱盖　飞机驾驶员或空勤组在机身中的专门座舱上方的透明玻璃天盖。可以是多框架的，也可以是少框架流线形的（如气泡形）。一般均可拉开供人员出入。

悬臂式机翼　不用撑杆或张线加强的单层机翼。它无支撑物地独立架设在机身侧面，由内部翼梁承载。

平直翼　无明显后掠角的机翼。一般指后掠角小于20度、平面形状呈矩形、梯形或半椭圆形的机翼。常用在亚音速飞机上。

上反角　从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘或向下倾斜的角度。向上翘时取正值。

后掠角　从飞机的俯仰方向看，机翼四分之一弦长连线自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是机翼前缘线的歪斜角，则称前缘后掠角。高速飞机的后掠角一般很大。

上、中、下单翼　装在机身背部或中部或腹部的单层机翼。也称高、中、低单翼。前者多用于运输机与水上飞机，后者多用于军用机或大型喷气客机。中单翼因翼梁与机身难以协调，近几十年较少见。

张线　旧时双层机翼飞机上为上下层机翼承担一部分载荷的细钢丝，多见于三十年代前的飞机。

支柱　又叫撑杆或翼间支柱，用途同上，是上下层翼间的刚性硬式支撑杆，常有整流包皮减阻，并呈H形、V形或N形架设在机翼外侧。

展弦比　机翼的翼展与弦长之比值。用以表现机翼相对的展张程度。弦长是指一片机翼顺气流方向的“翼弦”宽度尺寸，而翼弦是指连结机翼顺气流剖面最前与最后一点之间的直线。大“展弦比”，飞机适宜作低速远程飞行。

边条翼　飞机机翼根部前缘向前延伸的头部尖削，呈狭长水平状的翼片。它与机身及机翼连在一起，尤如一对大后掠角细长三角形机翼，它形成的有利涡流能大大改善飞机大迎角时的升力特性，推迟失速，是现代战斗机常用的布局之一。

机翼增升装置　机翼上用来改善气流状况和增加升力的一套活动面板。可在飞机起飞、着陆或低速机动飞行时增加机翼剖面之弯曲度及迎角，从而增加升力。常见有前缘缝翼、前后缘襟翼、吹气襟翼等等。

襟翼　见“机翼增升装置”。

副翼　装在机翼最外侧的后缘，用来控制飞机横侧倾斜与滚转运动的可上下偏转的小活动面板。

腹鳍　也称鳍翼或鳍片，是机身后腹部顺气流固定安装的刀状薄翼面。用来辅助垂尾起增强飞机方向安定性或抵消方向舵偏转后带来的滚转力矩的作用。

背鳍　又称脊翼，与腹鳍对应，是安装在机身背部，常成为垂尾前方一部分的顺气流片状翼面或管条状突起物，前者作用近似于垂尾的安定面，后者用于内部铺设电缆、油料或设备，常与座舱盖及垂尾前后连为一体。

垂尾　是垂直尾翼之简称，又叫立尾，是飞机主要大部件之一，是顺气流垂直安装在机身后上方的翼面。其前半部是不可活动的垂直安定面，起方向安定作用，后半部用铰链与前半部相连，是方向舵，控制飞机转向。

平尾　是水平尾翼之简称。是飞机主要大部件之一，一般呈水平状安装在机尾。其前半部不可活动，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，控制飞机上升下降，由铰链与前者相连。垂尾与平尾合称尾翼，也可用一组V形翼综合替代。

整流罩　将原裸露在机体外面的某一部件或装置用流线形壳体封闭包覆起来的罩子。起保护与减少阻力的双重作用。如发动机整流罩、雷达天线罩……等等。

鼓包　相对而言更加凸出于飞机外表的局部的小型整流罩，一般呈半卵形。

炮塔　军用飞机上装有一至数门机枪或机炮并可上下左右转动、且明显突出于机身外表的专用透明舱位。一般呈半球形，可人力操作，也可借助于动力装置驱动，也可遥控。每架飞机可配备1至数个，用于自卫或攻击，大多见于二战时期的中、大型轰炸机。

尾梁　在带尾桨的单旋翼形式直升机机身后段、外形变得明显细长的那一段构造。其末端装有尾翼、尾桨及尾橇。

尾撑　连在飞机机身后部或在机身两侧机翼上独立设置的直径明显小于机身的舱身构造，部分起着后机身的作用，末端装有尾翼，故又起到了力臂的作用。常见于旧时“双身飞机”的后部构造。

前三点（后三点）起落架　飞机下部用于起飞降落或地面滑行时支撑飞机并用于地面移动的附件装置，叫做起落架。常见形式是三点式机轮。如果一对主要承载起落架位于飞机重心之后，另一个起落架位于机头之下，那就是前三点式起落架。如一对主要起落架位于飞机重心之前，另一起落架在机尾之下，便是后三点式起落架。前者为现代飞机所采纳，后者为旧式飞机所采纳。

吊舱　安装有某机载设备或武器，并吊挂在机身或机翼下的流线形短舱段。可固定安装（如发动机吊舱），也可脱卸（如武器吊舱）。

副油箱　除机身与机翼内原有的燃油箱外，在机体外部（偶尔在机舱内部）临时携带的辅助性燃油箱，用来额外增加航程。通常挂在翼下，呈流线形，应急时可投弃。多见于战术飞机。

进气道　空气喷气发动工作时所需空气的进气通道，其入口处则为进气口。可设在机身头部，也可设在机身两侧或上、下方。

活塞航空发动机　为航空器（飞机、直升机、气艇等）提供飞行动力的往复式内燃机。并由它带动螺旋桨产生拉力（推力），其功率用马力表示，其燃料是汽油。装备活塞发动机的飞机也可叫做活塞式飞机。五十年代之前的飞机基本上都采用这类发动机。

空冷（水冷）活塞发动机　气缸靠迎面气流冷却的航空活塞发动机叫空冷活塞发动机，气缸靠内循环水冷却的航空活塞发动机叫水冷（液冷）活塞发动机。后者需要配备一套水散热器，机构复杂，但可使机头变得较流线形。由于生存性差，军用机上较少使用。

星形　空冷活塞发动机常见的气缸排列方式，即复数气缸以主轴为中心呈辐射状径向排列在一个平面上，它们的活塞联杆共同驱动一个主轴。当气缸超过九个时，也有排列在前后二个平面上的，这叫做“双排星形”。星形气缸排列方式使发动机呈短圆柱形（水冷发动机的气缸常按一字纵列型或H形双列型或双列V型纵向排列，发动机外形呈长箱形状）。

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直升机的旋翼及尾桨。其功率用轴马力来表示。是当代直升机的主要动力装置。

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。

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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。


第六课 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数的变化。

流向水平尾翼的气流速度。由于机身机翼的阻滞、螺旋桨滑流等影响，流向水平尾翼的气流速度往往与飞机的飞行速度是不相同的，可能大也可能小，这与机型和飞行状态有关。水平尾翼升力着力点到飞机重心的距离。迎角改变，水平尾翼升力着力点也要改变，但其改变量同距离比较起来，却很微小，一般可以认为不变。

由上知，对同一架飞机、在一定高度上飞行，若平尾安装角不变，而下洗角又取决于机翼迎角的大小。所以，飞行中影响水平尾翼力矩变化的主要因素，是机翼迎角、升降舵偏转角和流向水平尾翼的气流速度。在一般飞行情况下，水平尾翼产生负升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。机翼迎角很大时，也可能会形成下俯力矩。

拉力力矩是螺旋桨的拉力或喷气发动机的推力，其作用线若不通过飞机重心，也就会形成围绕重心的俯仰力矩，这叫拉力或推力力矩。

对同一架飞机来说，拉力或推力所形成的俯仰力矩，其大小主要受油门位置的影响。增大油门，拉力或推力增大，俯仰力矩增大。

飞机取得俯仰平衡，必须是作用于飞机的上仰力矩之和等于下俯力矩之和，即作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。

（二） 影响俯仰平衡的因素
影响俯仰平衡的因素很多，主要有：加减油门，收放襟翼、收放起落架和重心变化。

下面分别介绍之：

加减油门对俯仰平衡的影响

加减油门会改变拉力或推力的大小，从而改变拉力力矩或推力力矩的大小，影响飞机的俯仰平衡。需要指出的是，加减油门后，飞机是上仰还是下俯，不能单看拉力力矩或推力力矩对俯仰平衡的影响，需要综合考虑加减油门所引起的机翼、水平尾翼等力矩的变化。

收放襟翼对俯仰平衡的影响

收放襟翼会引起飞机升力和俯仰力矩的改变，从而影响俯仰平衡。比如，放下襟翼，一方面因机翼升力和压力中心后移，飞机的下俯力矩增大，力图使机头下俯。另一方面由于通过机翼的气流下洗角增大，水平尾翼的负迎角增大，负升力增大，飞机上仰力矩增大，力图使机头上仰。放襟后，究竟是下俯力矩大还是上仰力矩大、这与襟翼的类型、放下的角度以及水平尾翼位置的高低、面积的大小等特点有关。

放下襟翼后，机头是上仰还是下俯，因然要看上仰力矩和下俯力矩谁大谁小，而且还要看升力最终是增还是减。放下襟翼后，如果上仰力矩增大，迎角因之增加，升力更为增大。此时，飞机自然转入向上的曲线飞行而使机头上仰。但如果放下襟翼后使下俯力矩增大，迎角因之减小，这就可能出现两种可能情况。一种是迎角减小得较多，升力反而降低，飞机就转入向下的曲线飞行而使机头下俯。一种是迎角减小得不多，升力因放襟翼而仍然增大，飞机仍将转入向上的曲线飞行而使机头上仰。

为减轻放襟翼对飞机的上述影响，各型飞机对放襟翼时的速度和放下角度都有一定的规定。

收襟翼，升力减小，飞机会转入向下的曲线飞行而使机头下俯。

收放起落架对俯仰平衡的影响

收放起落架，会引起飞机重心位置的前后移动，飞机将产生附加的俯仰力矩。比如，放下起落架，如果重心前移，飞机将产生附加的下俯力矩；反之，重心后移，产生附加的上仰力矩。此外，起落架放下后，机轮和减震支柱上还会产生阻力，这个阻力对重心形成下俯力矩。上述力矩都将影响飞机的俯仰平衡。收放起落架，飞机到底是上仰还下俯，就需综合考虑上述力矩的影响。

重心位置变化对俯仰平衡的影响

飞行中，人员、货物的移动，燃料的消耗等都可能会引起飞机重心位置的前后变动。重心位置的改变势必引起各俯仰力矩的改变，其主要是影响到机翼力矩的改变。所以，重心前移，下俯力矩增大；反之，重心后移，上仰力矩增大。

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（三）保持俯仰平衡的方法

如上所述，飞行中，影响飞机俯仰平衡的因素是经常存在的。为了保持飞机的俯仰平衡。飞行员可前后移动驾驶盘偏转升降舵或使用调整片（调整片工作原理第四节再述）偏转升降舵，产生操纵力矩，来保持力矩的平衡。

二、飞机的方向平衡

飞机取得方向平衡后，不绕立轴转动，侧滑角不变或没有侧滑角。

作用于飞机的偏转力矩，主要有两翼阻力对重心形成的力矩；垂直尾翼侧力对重心形成的力矩；双发或多发动机的拉力对重心形成的力矩。

垂直尾翼上侧力，可能因飞机的侧滑、螺旋桨滑流的扭转以及偏转方向舵等产生。

飞机取得方向平衡，必须是作用于飞机的左偏力矩之和等于右偏力矩之和，即作用于飞机的各偏转力矩之和为零。

下列因素将影响飞机的方向平衡：
一边机翼变形（或两边机翼形状不一致），左、右两翼阻力不等；

多发动机飞机，左、右两边发动机工作状态不同，或者一边发动机停车，从而产生不对称拉力；

螺旋桨发动机，油门改变，螺旋桨滑流引起的垂直尾翼力矩随之改变。

飞机的方向平衡受到破坏时，最有效的克服方法就是适当地蹬舵或使用方向舵调整片，利用偏转方向舵产生的方向操纵力矩来平衡使机头偏转的力矩，从而保持飞机的方向平衡。

三、飞机的横侧平衡

飞机的横侧平衡，是指作用于飞机的各滚转力矩之和为零。飞机取得横侧平衡后，不绕纵轴滚转，坡度不变或没有坡度。

作用于飞机的滚转力矩，主要有两翼升力对重心形成的力矩；螺旋桨旋转时的反作用力矩。

要使飞机获得横侧平衡，必须使飞机的左滚力矩之和等于右滚力矩之和，即作用于飞机的各滚转力矩之和为零。

下列因素将影响飞机的横侧平衡：

一边机翼变（或两边机翼形状不一致），两翼升力不等；

螺旋桨发动机，油门改变，螺旋桨反作用力矩随之改变；

重心左右移动（如两翼的油箱，耗油量不均），两翼升力作用点至重心的力臂改变，形成附加滚转力矩。

飞机的横侧平衡受到破坏时，飞行员保持平衡最有效的方法就是适当转动驾驶盘或作用副翼调整片，利用偏转副翼产生的横侧操纵力矩来平衡使飞机滚转的力矩，以保持飞机的横侧平衡。

飞机的方向平衡和横侧平衡是相互联系，相互领带的，方向平衡受到破坏，如不修正就会引起横侧平衡的破坏。反之，如果失去横侧平衡，方向平衡也就保持不住。飞机的方向平衡和横侧平衡合起来叫飞机的侧向平衡。

第七课 飞机的襟翼

对于同一飞机来说，其升力大小主要随飞行速度和迎角而变。飞机以大速度飞行时，即使迎角很小，机翼也能产生足够的升力，以克服重量而维持飞行。如果以小速度飞行，则必须配合大迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。但用增大迎角的方法来减小飞行速度，是有限度的。因为当迎角增大到临界迎角时，再增大迎角，升力反而降低。但是为了保证飞机能在更小的速度的情况（例如起飞和着陆）时，仍能产生足够的升力，就有必要在机翼上装设增加升力的装置。目前使用较广泛的有前缘缝翼，后缘襟翼、前缘襟翼等。其工作原理分述如下。

一、前缘缝翼
为了延缓机翼的气流分离现象，以提高临界迎角和最大升力系数，有的飞机装有前缘缝翼。

前缘缝翼位于机翼前缘，打开时与机翼之间有一缝隙。一方面空气会从压力较大的下表面通过前缘缝隙流向上表面，减小上、下表面的压力差，而具有减小升力系数的作用。另一方面，空气通过缝隙加速后，贴近上表面流动，能够增大上表面附面层中的空气动能，以延迟气流分离的产生。又具有增大升力系数的作用。那么，升力系数是提高，还是降低？这要看迎角大小而定。前曾指出，在接近临界迎角时，上表面气流分离是升力系数降低的主要原因，因而在此辽角下，利用前缘缝翼延缓气流分离，就能提高临界迎角和升力系数。在中小迎角下，机翼上表面气流分离本来就很微弱，故在这些迎角下，打开前缘缝翼不仅不能提高升力系数，反而会使机翼上、下表面的压力差减小而降低升力系数。可见，前缘缝翼增大升力的作用是有条件的。只有当迎角接近或超过临界迎角，即在机翼上表面气流分离现象严重时，前缘缝翼才起增大升力的作用。

从构造上看，前缘缝翼有固定式和自动式两种。固定式前缘缝翼，其缝隙是固定的。不能随迎角的改变而开闭。它的优点是构造简单，但在大速度时，阻力增加较多，所以目前应用不多，只有个别的低速飞机上才使用。

自动式前缘缝翼，有专门机构与机翼相连，领先空气的压力或吸力来使缝翼闭合和张开。当飞机在小迎角下飞行时，机翼前承受随空气压力，前缘缝翼被压紧贴于机翼前缘，而处于闭合状态。在大迎角下飞行，机翼前缘承受很大吸力，将前缘缝翼吸开。这种前缘缝翼能充分发挥大迎角下提高升力的作用，而又不致在小迎角（大速度）下增加很大阻力，故常为某些飞机所采用。

目前有的飞机，只在靠近翼尖位于副翼之前设有缝翼，叫翼尖前缘缝翼。它的主要作用是在大迎角下延缓翼尖部分的气流分离，从而提高副翼的效能，改善飞机的横侧面安定性和操纵性。

二、后缘襟翼

襟翼位于机翼后缘，叫后缘襟翼。它的种类很多，较常用的有：分裂襟翼，简单襟翼、开缝襟翼、后退襟翼、后退开缝襟翼等。放下襟翼既可提高升力，同时也增大阻力。所以多用于着陆。有的飞机为了缩短起飞滑跑距离，起飞也放襟翼，但放下角度很小。

（一）分裂襟翼
这种襟翼本身像一块薄板，紧贴于机翼后缘。放下襟翼，在后缘和机翼之间，形成涡流区，压力降低，对机翼上表面的气流有吸引作用，使其流速增大，上下压差增大，既增大了升力，同时又延缓了气流分离。另一方面，放下襟翼，机翼剖面变得更弯曲，使上、下表面压力差增大，升力增大。由于以上两方面的原因，放下分裂襟翼的增升效果相当好，一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼，上表面的最低压力点的压力更小了，使气流更易提前分离，故临界迎角有所减小。

（二）简单襟翼
简单襟翼与副翼形状相似，放下简单襟翼，相当于改变了机切面形状，使机翼更加弯曲。这样，空气流过机翼上表面，流速加快，压力降低；而流过机翼下表面，流速减慢，压力提高。因而机翼上、下压力差增大，升力增大。可是，襟翼放下之后，机翼后缘涡流区扩大，机翼前后压力差增大，故阻力同时增大。襟翼放下角度越大，升力和阻力也增大得越多。

放下襟翼，升力和阻力虽然同时增大，但在一般情况下阻力增大的百分比要比升力增大的百分比要大些，所以升阻比是降低的。

在大迎角下放襟翼，机翼上表面最低压力点的压力，比后缘部分的压力小得更多。这更促机翼后部附面层中的空气向前倒流，迫使气流提早分离，而使涡流区扩大。因此，放下襟翼后，机翼的临界迎角要比不放时小些。

某飞机放下襟翼和未放下襟翼两种情况下的飞机极线。由曲线看出：放下襟翼后的升力系数和阻力系数普遍增大，最大升力系数增大，临界迎角减小，升阻比降低。

由于这种襟翼的增升效果不是很高，故一般多用于低速飞机，高速飞机很少单独使用。

（三）开缝襟翼
开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼，一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙，下表面高压气流，通过缝隙高速流向上表面后缘，使上翼面附面层中空气流速加大，延缓了气流的分离，提高最大升力系数。另一方面，放下开缝襟翼，使机翼更加弯曲，也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好，最大升力系数一般可增大85-95%，而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。

有一种襟翼的工作原理与开缝襟翼非常相似。放下襟翼时，压缩空气从机翼转折部位喷出，吹掉后缘的涡流而增大升力。这时最大升力系数提高很多，而临界迎角降低较少。这种襟翼叫吹气襟翼。目前，某些高速喷气式飞机的薄机翼上，多采用这种襟翼。

开缝襟翼是利用气流通过缝隙来延缓气流的分离。但有一定限度，当襟翼的角度增大到一定时，机翼后缘仍会产生气流分离，使增升效果降低。若采用双缝襟翼，就可克服这个缺点。用双开缝襟翼，将有更多的高速气流从下翼面通过两道缝隙流向上翼面后缘，吹除涡流，促使气流仍然能贴着弯曲的翼面流动。这样，襟翼偏转到相当大的角度，还不至于发生气流分离，因而能提高增升效果。

双开缝后缘襟翼与单开缝后缘襟翼构造相似，只是有两个缝。在襟翼之前还有一小块翼面，因此放下时与机翼后缘构成两个缝。

若采用三缝和多缝襟翼，增升效果会更好，但构造复杂、故目前采用双开缝襟翼较为普遍。

（四）后退襟翼
放下后退襟翼，不仅能增大了机翼切面的弯曲度，而且还增大了机翼面积。故增升效果好。高速飞机采用较多。

（五）后退开缝襟翼
后退开缝襟翼和后退襟翼相似，也可后退。同时又和开缝襟翼相似，当襟翼处于后退位置时，它的前缘和机翼后缘形成一条缝隙。所以它兼有后退襟翼和开缝襟翼二者的优点，增升效果很好，现代高速和重型飞机广泛使用。

后退开缝襟翼有两种型式：一种叫查格襟翼。这种襟翼后退量不很多，机翼面积增加不很大。最大升力系数可增大110-115%。起飞时，襟翼下偏角度小，与翼间形成的缝隙大，这样可使阻力系数增加少，而升力系数增加却很多，有利于缩短起飞距离。着陆时，下偏角度大，而与翼间形成的缝隙小，这样阻力系数和升力系数都提高较多，有利于缩短着陆距离。另一种富勒襟翼。这种襟翼的后退量和机翼面积的增加都比查格襟翼多，而且后退到相当位置，与翼间形成的缝隙也更大，增升效果更好。其最大升力系数可增大110-140%但在下偏中，压力中心后移很多，操纵结构也更复杂，这是它的缺点。

三、前缘襟翼
位于机翼前缘的襟翼叫前缘襟翼。这种襟翼广泛用于超音速飞机上。因为超音速飞机一般采用前缘尖削，相对厚度小的薄机翼。在大迎角飞行，机翼上表面前缘就开始产生气流分离，最大升力系数大大降低。大迎角飞行时，放下前缘襟翼，一方面可减小前缘与相对气流之间的角度，使气流能够平顺地沿上翼面流过。另一方面也增大了翼切面的弯度。这样，气流分离就能延缓，而且最大升力系数和临界迎角也都得到提高。属于前缘襟翼的还有一种叫克鲁格襟翼，装在前缘下部向前下方翻转，既增大机翼面积，又增大了翼切面的弯度，所以具有很好的增升效果，构造也很简单。这是最新研制的一种增升装置。波音喷气客机都使用了此种襟翼。

现代中型或大型客机和高速军用飞机，为提高增升效果，往往同时采用几种升装增置（叫组合式增升）。

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第八课 飞行物理学常识

以下章节给出了有关飞行中起作用的力的知识。

飞行归因于作用在飞机上的几个力。第一个是飞机的重量，即将飞机拉向地面的重力。第二个是引擎产生的推力，它通过空气推动飞机，飞机向前运动引起空气在机翼上方运动，反过来又产生可抵销重力的升力。最后一个作用在飞机上的是阻力，它是与飞行相反方向产生的力。

多个力可同时从不同方向作用于同一架飞机上，单个的力称作分力，多个力作用总的效果称为净力或合力。

推力
产生推力是飞机引擎工作的基本目的。这个力使飞机能够克服惯性(阻止物体改变运动状态趋势的性质)。推力使飞机向前运动，然后使机翼产生升力。飞机的推力／重量比是飞机的普通度量标准，即飞机的最大推力与飞机的总重量之比。推力／重量比大于1表示飞机可以克服重力。

推力／重量比大于1：1表明飞机可以克服地球引力，而竖直向上飞行的F—15E双涡轮喷气引擎(PW—200型引擎)每个可产生23450磅的推力。

引擎产生的推力驱动飞机向前运动，使得空气在机翼上下表面运动，从而产生压力，将机翼向上推。推力也可改变飞机的速度。

上升
当机翼在空气中运动，并将空气上下一分为二时，飞机就会升起来。一半空气流过机翼上部，另一半空气从机翼下部通过。流过机翼附近的空气在碰撞点被一分为二(见下图)，并分别从机翼上下外表面流过。

机翼上表面的弯曲度比较大，因此机翼上表面比下表面长(参见图)，流过机翼上表面的空气的表面面积要比流过下表面的面积大。从机翼上部流过的空气行程长，因此它的流动速度比从机翼下部流过的气流要快。机翼上表面上的较快的气流对机翼上部的压力要比下表面上的气流对机翼下表面的压力要小，这样就产生了压力差，即机翼上表面与下表面之间的压力不平衡，这个压力将机翼向上报，使得飞机上升。

攻角
机翼产生的升力大小随机翼碰撞空气的角度变化而变化，这个角称为攻角(AoA角)，不要将攻角与空间方位角或机头与水平的倾角相混淆。F15战机的攻角以单位数度量，而空间方位角以度数度量。

攻角大小不是一成不变，而随具体情况变化而变化。有时攻角保持14个单位，可使飞机的巡航范围最大，在转弯时主要关注能量的节省，16—22个单位有是最佳的。加速时最好选择8—10个单位攻角。如果攻角太大，座舱中音频声音会响起来，警告你失速即将发生。观察平视显示器左侧指示航速正下方的符号和数字来检查攻角大小，它是以单位表示的飞机的攻角。“主平视显示器中的符号”。

阻力
阻力是阻止飞机沿飞行方向运动的力。任何一个物体在流体(空气也是一种流体)中运动都会要产生摩擦力。在飞机向前运动，空气对机翼摩擦时，以及空气推向飞机表面引起压力积聚时，都会产生阻力。

产生的阻力是升力向后的分力。机翼产生的升力越大，阻力也就越大。在飞机的速度达到1马赫时，声波阻力也会产生。机翼前部产生的压力比后部大，这样就产生了向后的阻力。寄生阻力包括风力和各种非升力引起的阻力。

不管碰到哪些阻力，飞机的综合飞行特性决定于升力系数和阻力系数叠加。不同的攻角产生不同的升力和阻力。每一架飞机都有一个理想的攻角、推力和阻力组合，在不同航速下，产生的阻力种类也不同。

航速
飞机在大气中飞行时，空气从飞机表面上流过，气流将产生压力。在较高的高空上，空气比较稀薄，从飞机表面上流过的空气较少。通过测量气流的压力，F—15上的皮托管与计算机连机可计算航速。

由于大气的密度不同，计算出的在某一高度上以不变推力和攻角飞行的飞机的航速同另一架以相同椎力和攻角在不同高度上飞行的飞机航速有差别。因此，飞机有指示航速(根据当前空气密度和高度计算出的视航速)和实际航速(根据空气密度和高度变化修正的航速)。

例如，假设你在一架实际航速为350节在5000英尺高度上飞行的飞机中，第二架飞机以同样的实际航速在30000英尺高度上飞行。由于第二架飞机在更高的高度上(空气比较稀薄)飞行，两架飞机上的皮托管测出的指示航速不同。上面那架飞机测出的指示航速比下面那架飞机要小。如果你和另一个飞行员都想同时到达某一个地方，你们二人需要一个与高度无关而能够比较的读数，这个修正过的读数就是实际航速。

通过实际航速的比较，你和另一个飞行员可计算出，一架飞机飞行是否比另一架快。尽管指示航速不同，如果实际航速相同，那么你们可以同时到达目的地。

攻角和航速
虽然推力是决定航速的动力，但攻角对航速影响也很大。如果你想在某一标高上飞行，重要的要记住，通过调节油门来改变攻角，使飞机飞行高度固定。低速时(即起飞或降落时)，攻角对航速影响最明显。

通常先用飞行摇杆选择攻角，再调节油门，一直到飞起来(在游戏中，当前指示航速以指示航速节(KIAS)或以节为单位的指示航速显示在平视显示器中，以及飞行状态指示页面的多用途显示器中)。

高度
飞机升空后，飞机到达某一高度。象表示航速一样，高度也有几种表示方法。指示高度(气压表测出的高度)和雷达高度是游戏中最重要的两种高度度量方法。在前上方控制器中，你可让雷达高度显示或不显示。

气压计高度给出了海拔高度(ASL)。雷达高度指示距飞行地面的高度(AGL)。高度增高，由于大气压低，引擎工作效率降低。随高度升高，大气变得稀薄。飞机的临界高度是飞机能够保持引擎正常功率飞行的高度。飞机以正常的效率飞行受到高度限制。在25000英尺高度上，飞机喷气引擎的功率只有海平面的一半。

G力
升力和飞机重量关系可以用“G”术语来叙述。1G等于在海平面上某一物体的重力。在海平面上飞行的飞机受到地球吸引的1G力的作用。

在快速转弯或突然加速时，最容易感到G力，它可以是正的9也可以是负的。在转弯将你推向椅子时，G力是正值，而拉作用时，G力是负值。在高G表演中，你的心脏应该工作得快些，将血压向远离拉的方向。

经很好训练的飞行员在有限时时间内约可承受9—10G的正G力，除可能引起隧道幻觉或头晕外，没有别的感觉。血向躯干下部和腿部集中，而不向脑部集中。视觉开始发生“视灰”，最后发生“视黑”。在飞机被拉起很大的负G力时，会产生类似的所谓的“视红”条件，即血集中到躯干的上部，眼部血管膨胀，这将引起你的视野变红。通常，在以3G或3G以上加速度飞行几秒钟后就会发生以上现象。

F15E StrikeEagle具有比一般飞行员能承的G力要大得多的高级飞机外壳。在游戏中准确地模拟了“视红”和“视黑”效果。因此，你应该借助于平视显示器注意当前的G值水平。如果你超过可用的G值极限，那么音频警告就会响起来。

飞行包线
飞机升空是飞机的航速、高度和攻角作用的结果。这三个因素共同使飞机飞行，在谈论飞机做机动动作时，也应该同时考虑这三个因素。用飞机．的飞行包线图来描述它的极限。F15 StrikeEagle的飞行包线如图所示。

竖轴为飞行高度，水平轴为以马赫数表示的航速。图中画出的曲线是1G时的包线极限范围。它是F—15E战机操作极限的简单描述。当武器装备不同时，由于飞机的重量和阻力不同，飞行包线也有所变化。

绝对极限
攻角。攻角是飞行包线中最重要的考虑因素之一。无论飞机有什么样的高度、负载和航速，但攻角是一个极限因素。通常，F15E战机安全飞行的攻角极限是30个单位。最大升力对应的攻角是17个单位。如果攻角太陡，即倾角太大，座舱中900赫兹的声音会响起来。

在飞行包线中，上升的实线表示亚声速航速时可用最大升力。在曲线的上部，飞机会产生抖动和其它气流的扰动。

在游戏中，当前攻角读数在乎视显示器左侧指示航速正下方显示出来。

航速。曲线右部分表示了在不同高度下F—15E战机的最大航速。高度越高，由于空气稀薄，产生的阻力小，所以航速越高。超过包线航速边缘，飞机可能发生结构损坏。

F15E战机的航速极限约为800节，马赫极限为2.5。随着武器和燃料装载量的不同，这个极限值稍有变化。

马赫数。曲线右上部位表示最大马赫速度极限。值得注意的是，飞机在图形右部阴影区域中只能飞行有限的时间。飞机在长于这个时间极限内仍保持2.5马赫航速飞行，就会引起结构过热。

推力。曲线平顶部分表示飞机在某一水平飞行航线上最大推力所能获得的最大航速。在爬高时会降低航速，如果攻角太大，飞机的高度又要损失，又问到飞行包线中。

G力。飞机能经受几个G力作用几十秒钟，虽然，部分与装载的武器和燃料量多少有关。该实例中的包线是1G力给出的飞行包线。如果经受更大的G力作用，包线形状会变化。飞机可经受的最大G值和当前G值读数均显示在平视显示器中。