抬头力矩

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飞机的俯仰力矩
篇一:抬头力矩

水平尾翼设计：水平尾翼面积一般是机翼面积的40％左右。PIT平尾所占的比例显得略大一些，这是为了适应弹射上升所采取的布局，当然有些PIT采用了可变迎角的水平尾翼结构或平尾后缘加斜面阻力块的方法，以克服模型高速上升时过大的抬头力矩。

这类PIT在升力面积的布局上追求牵引、橡筋、自由飞竞时模型飞机的分配原则，采用小平尾、长尾力臂，虽有利于滑翔，但对少年儿童来说，调整难度过大。

水平尾翼面积的计算式为

S尾=40％Ｓ升力面积

水平尾翼平面形状设计类同于机翼，这里就省略不谈了。

二、确定尾力臂和重心位置

模型飞机重心位置的确定，实质上是俯仰力矩平衡的计算，俯仰力矩平衡的条件为：

Cy机S机l＝Cy尾Sy尾L

注：Cy机—机翼升力系数；Cy尾—水平尾翼升力系数；S机—机翼升力面积；Sy尾—水平尾翼升力面积;l—机翼压力中心（机翼均弦长的前30％－35％）至重心的距离;L－尾力臂（重心至水平尾翼平均弦长前25％处的距离）。

PIT机翼与平尾的安装角差设计为零（即：机翼安装角和平尾安装角＝0度）。由于模型飞机滑翔时的Cy尾为0.12—0.14，机翼为平凸翼型，故Cy机取0.2。S机和S尾刚才已经设计确定，所以关系式中的未知数只有I和L，故确定L－尾力臂。也就可以计算出I的数值，重心位置也就自然确定下来了。

那么L定多少合适呢？有两种方法：一是根据机翼翼展的长度来设计确定，这样机身长和机翼长可成适当比例，一般L取翼展的3/5左右;二是取机翼平均弦长的2.5倍至2.9倍之间的数值来确定L，不管采用哪种方法，最后设计确定的重心位置，最好不要超出机翼后缘，也就是说L值不要过大;否则俯仰安定系数减小，降低模型飞机的俯仰安定性能。

确定了L，就可利用俯仰力矩平衡的关系式计算出机翼压力中心到重心的距离l,l求出，重心位置也就确定了，PIT的重心多位于机翼后缘靠前一些。

在考虑模型飞机的俯仰性能时，还可计算一下俯仰安全系数，作为衡量俯仰安全性能好坏的一个参数。

如利用公式A＝S尾．L/ S机b将平均翼弦b作为其中一个参数的话，PIT的俯仰安全系数A一般在1-1.6之间，如果利用A= S尾·L/ S机·l式计算，所得俯仰数值A比利用前一式大。

三.设计机身、机翼上反角和垂直尾翼

PIT机身设计非常简单，主要考虑机头长短和翼台高低，关于机身的侧面形状列举几种（见图三）。供大家参考。

机头的长短关系到模型飞机动安定性的好与坏。选择得过长，波状时惯量太大不易迅速恢复正常滑翔，动安定性能不好，尽管如此，PIT的机头设计，大部分还是比较长的，约是机翼翼展的2/5左右。

PIT机翼的安装均为上翼，即安装于机身的上面。但论其翼台可分高翼台和低翼台两种。凡机翼安装在水平尾翼翼弦沿长线以上者，称为高翼台;反之称为低翼台。采用高翼台安装机翼，模型飞机的重心偏低，侧倾斜的恢复力矩较大，容易摆平（在与低翼台机翼上反角相同的情况下）。PIT的机身侧面宽度大多在15mm左右，太宽了机头面积过大，会影响模型飞机的侧风滑翔性能。

机翼上反角的确定要同翼台的高低相配合，采用高翼台时，上反角就应该小一些，采用机翼上反角一般设计在15°－20°的范围内，机翼上反角增大可使模型飞机的重心降低，增加侧倾斜状态时的恢复力矩，但是机翼上反角过大，也会出现另一种不良飞行现象－飘摆（即左右摇摆）。飘摆是模型飞机横侧不安定的表现，是一种不正常的滑翔状态。

要考虑模型飞机横侧安定的另一个影响因素是垂直尾翼的高矮。垂直尾翼太矮了，模型飞机滑翔时容易出现飘摆。一般垂直尾翼的高度应与机翼翼尖的高度接近。

模型飞机的横侧安定性只是盘旋安定性的一个方面，另一个方面是方向安定性。垂直尾翼面积大小，前后位置都关系到模型飞机方向安定性的好与坏。模型飞机的方向安定性可通过方向安定系数作为参考数值。数值越大，表示模型飞机的方向安定性能越强;否则，则反之。计算方向安定系数的公式如下：

A方向＝S垂·L/ S机·b

从上式可看出，垂直尾翼面积S垂越大，垂尾距重心位置的距离L越长，方向安定系数值越大，模型飞机的方向安定性也越强。PIT的方向安定系数一般取值在0.3-0.35之间。因为这类模型飞机的机头较长，机头侧面积较大（相对而言）这是造成方向不安定的重要因素之一。故方向安定系数取得稍大一些。

确定S垂，可以通过上式计算得出：式中：A—方向安定系数;S垂—垂直尾翼面积，单位cm2，L—从垂直尾翼平均弦的前1/4处到重心的距离，单位是cm。S机—机翼升力面积，单位cm2；b机翼平均弦长，单位cm，在计算之前，还要确定垂直尾翼的位置，大多数PIT的垂尾都放置在平尾上面而且都安装得稍后一点。这样可使其面积小一些而效能不变，如图四确定了垂尾的位置后，便可算出L，然后将已有的数值代入下面公式，算出垂直尾翼的面积，注意，所用单位不要搞错：

S垂＝A方向·S机·b/ L

另外还有一种确定垂直尾翼的简单方法是，取平尾面积1/3或1/2左右，这是用一般的经验数值推断出来的，A方向大多在0.3-0.5范围内

设计垂直尾翼面积，实际当中还需要机翼上反角的相应配合才能达到完好的盘旋安全性能。因为模型飞机的盘旋安定性是方向安定性与横侧安定性的综合。

下面分析一下机翼上反角与垂直尾翼配合不当可以出现的两种情况：1.如果机翼上反角过小，方向安定性过强。这种情况下，当模型飞机滑翔受到气流扰动，向一边倾斜侧滑时，因没有足够的上反角所产生的恢复力矩，模型飞机就会沿这个方向急转下冲，也就是通常所说的螺旋不安定。2.如果上反角过大，方向安定性又不强。在这种情况下，由于模型飞机的横侧恢复力矩过大，往往又会向倾斜侧滑时的反方向倾斜。如此交替反复，就会左右摇摆。这就是人们常说的横侧不安定。所以，在确定模型飞机的方向安定系数时，要统盘考虑机翼上反角的大小，使二者配合恰当，求得盘旋安定。

在确定了机翼上反角后，就可利用三角函数式算出机翼的实际尺寸，因为我们刚开始设计时，只确定了机翼的升力面积，并不知道制做时的实际长度，求一侧机翼长度，可用下式计算：

Cosθ= X/ R

式中：θ为机翼上反角度数。可查表或用计算器求出所对应的

值;X——1/2机翼翼展;r——所求的机翼制做长度。

此外，在制做中粘接机翼上反角时，不要量翼尖到工作台的高度，直接量机翼翼展就可以了，这样更简单些，设计时也不用计算那段高度，依照以上设计数据。即可画出PIT模型飞机的三面图。

后 记

弹射模型滑翔机是模型飞机中最简单的一种，它简单易做，材料的价格低廉，放飞时不受场地限制，所以最适合学校开展航模活动时选用。

航空模型的制作与放飞是同学们最喜爱的科技活动之一。开展航空模型活动，可以对学生进行爱国主义教育，培养同学热爱祖国的优秀品质;开展航空模型活动，可以拓展学生知识领域，激发学生对科技的兴趣和爱好，提高科技能力，增强学生独立思考问题，分析问题，解决问题的能力，开展航空模型活动，可以增强同学们的动手能力，获得一些基本的劳动技能，学会一些简单工具的使用方法;开展航空模型活动，可以培养出航空事业的未来接班人，国内外很多航天航空的专家、英雄，有很多人在他们的少年时代就是航空模型活动的爱好者。因此开展航空模型活动是一项很有意义的工作。

M8新题汇总
篇二:抬头力矩

A 164飞行中飞机承受的气动升力等于

A载荷因数ny乘以飞机重力 B载荷因数ny减l再乘以飞机

重力

C载荷因数ny加l再乘以飞机重力 D飞机重力除以载荷因数ny

A 165空气动力学中所用的载荷因数ny等于:

A升力比重力 B升力比阻力 C升力比推力 D推力比阻力。

B 169飞机巡航速度是：

A升阻比最小对应的平飞速度。 B每公里耗油量最小的飞行速度。

C飞行阻力最小对应的速度。 D在平飞包线外的一个选定速度。

D 170飞机在某一高度进行匀速巡航飞行时，

A发动机推（拉）力和飞机飞行距离的乘积就是平飞所需功率。

B平飞所需功率只与飞机的平飞速度有关。

C平飞所需功率只与发动机推（拉）力的大小有关

D发动机推（拉）力和平飞速度的乘积就是平飞所需功率。

A 171“某飞机在一定高度以一定的迎角进行匀速巡航飞行时，飞机的重

量越大，”

A平飞所需速度越大。 B平飞所需速度越小。

C平飞所需速度不变。 D平飞所需速度是增大还是减小不确定。

B 172在其它条件不变的情况下，飞机平飞所需速度与巡航高度的关系是：

A平飞所需速度与巡航高度无关。

B巡航高度越高，平飞所需速度越大。

C巡航高度越高，平飞所需速度越小。

D随着巡航高度的增加，平飞所需速度先是增加然后减小。

BD 173飞机平飞速度范围是：

A由飞机剩余推力的变化来决定。 B代表飞机平飞性能的一个参数。

C随着高度的增加而增大。 D由最大平飞速度和最小平飞速度来

确定。

CD 174飞机主要巡航性能之一是航程。

A提高平飞速度可以加大航程。

B航程是飞机在无风的条件下连续飞行耗尽所有燃油时飞行的水平距

离。

C飞机相对地面飞行单位距离的燃油消耗量越小，航程越长。

D航程是飞机在无风的条件下连续飞行耗尽可用燃油时飞行的水平距

离。

A 175飞机的最大平飞速度，

A取决于平飞所需推力（或所需功率）和额定状态下发动机可用推力（或

可用功率）。

B与飞行高度无关。

C在低空飞行时受发动机可用推力的限制。

D在高空飞行时受到飞机结构强度的限制。

C 176飞机的最小平飞速度，

A随着高度的增加而减小。 B应该比失速速度小一些。

C受到最大升力系数的限制。 D与发动机的可用推力无关。

AD 177某飞机在某一高度进行巡航飞行的速度随着迎角的变化为：

A飞机可以进行小迎角大速度平飞，也可以进行大迎角小速度平飞

B加大迎角可以减小平飞速度，减小平飞所需功率

C减小迎角可以增大平飞速度，加大巡航航程

D为了提高飞行效率应选择最大升阻比附近的有利迎角进行巡航飞行。

C 178飞机的平飞包线中，右面的一条线表示最大平飞速度随高度的变化情

况

A在低空受结构强度的限制，飞机的飞行速度要比最大平飞速度大

B在高空受结构强度的限制，飞机的最大平飞速度将减小

C在高空飞机的最大平飞速度受到发动机可用推力的限制抬头力矩。

D在低空受到发动机可用推力的限制。

D 179飞机的平飞速度范围可用飞行包线表示出来 ，从飞行包线可以看出：

A随着高度的增加，最大平飞速度和最小平飞速度减小，平飞速度范围

减小

B随着高度增加，最小平飞速度和最大平飞速度增加，平飞速度范围减

小

C随高度增加，最小平飞速度减小，最大平飞速度增加，平飞速度范围

减小

D随高度增加，最小平飞速度增加，最大平飞速度减小，平飞速度范围

减小。

B 184飞机起飞着陆时通常采取：

A顺风起飞和着陆 B逆风起飞和着陆

C顺风起飞逆风着陆 D逆风起飞和顺风着陆

BD 185关于飞机起飞的离地速度， 下列说法哪些是正确的？

A飞机起飞滑跑时，升力比飞机重量略大时的瞬时速度，叫做离地速度。

B飞机起飞滑跑时，升力等于飞机重量时的瞬时速度，叫做离地速度。

C飞机起飞重量越大，空气密度越大，离地时的迎角越大，离地的速度

就越大。

D飞机起飞重量越大，空气密度越小，离地时的迎角越小，离地的速度

就越大。

ABCD 186飞机起飞距离与下列哪些因素有关？

A爬升角度的选择。 B发动机的推力。 C增升装置的使用。 D飞机重

量。

CD 187关于飞机的着陆接地速度的如下说法，哪些正确？

A与飞机着地重量、接地时的升力系数有关，与空气密度无关。

B与机场海拔高度，当地温度、风力无关

C着陆时后缘襟翼应完全放出，以减小着陆接地速度

D加大飞机接地时的迎角，以减小接地速度。

AC 188假设在其它条件不变的情况下，关于飞机的起飞滑跑距离下列哪些

说法是正确的？

A在夏天起飞滑跑距离比冬天滑跑距离长

B夏天比冬天滑跑距离短

C高海拔机场比低海拔机场所需的跑道长

D高海拔机场比低海拔机场所需的跑道短。

BC 189下列哪些情况会造成飞机着陆滑跑距离长？

A气温低，空气干燥。 B飞机着陆重量大。

C起落架刹车性能不好。 D着陆后立即打开扰流板。

B 190正常操纵飞机向左盘旋时，下述哪项说法正确？

A左机翼飞行扰流板向上打开，右机翼飞行扰流板向上打开 B左机翼飞行扰流板向上打开，右机翼飞行扰流板不动

C左机翼飞行扰流板不动，右机翼飞行扰流板向上打开

D左右机翼飞行扰流板都不动。

B 191飞机正常平飞转弯时，向心力的作用是：

A改变飞行速度的大小 B改变飞行速度的方向

C使飞机机头对准来流 D防止飞机掉高度。

D 192在飞机进行正常转弯时，

A飞机的飞行速度不变 B首先要使飞机倾斜，以便使升力与飞机重量平衡

C首先要使飞机倾斜，使升力等于转弯时所需的向心力 D要增大迎角。

ACD 193飞机正常水平转弯的倾斜角度受到下列哪些条件限制？

A飞机的结构强度 B最大升阻比 C发动机的推力 D飞机的临界迎角。

C 195关于飞机正常转弯的倾斜角度下列说法哪些是正确的？

A倾斜角度超过一定值会造成水平转弯时发生侧滑

B只要飞机结构强度允许倾斜角度越大越好

C倾斜角度越大所需要的飞行迎角越大

D倾斜角度与飞机的结构受力无关。

BC 196飞机正常水平转弯的倾斜角度越大则

A转弯半径越大 B飞机承受的气动升力越大

《飞行原理》
篇三:抬头力矩

一、 单项选择题

1. 在大气层内，大气密度： A在同温层内随高度增加保持不变。 B随高度增加而增加。

C随高度增加而减小。 D随高度增加可能增加，也可能减小。

2.驾驶员蹬左侧脚蹬：

A方向舵向左偏转,机头向左偏转。 B 方向舵向向左偏转，机头向右偏转。 C方向舵向右偏转，机头向左偏转。 D 方向舵向右偏转,机头向右偏转。

3.亚音速气流流过收缩管道，其气流参数如何变化?

A速度增加，压强增大 B速度降低，压强下降

C速度增加，压强下降 D速度降低．压强增大

4.翼型的最大厚度与弦长的比值称为：

A相对弯度 B相对厚度 C最大弯度 D平均弦长

5.影响翼型性能的最主要的参数是：

A前缘和后缘 B翼型的厚度和弯度 C弯度和前缘 D厚度和前缘

6. 增升效率最好的襟翼是

A:富勒襟翼 B:开缝襟翼 C:简单襟翼 D:分裂襟翼

7.当迎角达到临界迎角时：

A升力突然大大增加,而阻力迅速减小 B升力突然大大降低，而阻力迅速增加 C升力和阻力同时大大增加 D升力和阻力同时大大减小

8.飞机飞行中，机翼升力等于零时的迎角称为？

A零升力迎角 B失速迎角 C临界迎角 D零迎角

9.减小干扰阻力的主要措施是:

A把机翼表面做的很光滑 B部件连接处采取整流措施

C把暴露的部件做成流线型 D采用翼尖小翼

10.下列关于诱导阻力的哪种说法是正确的?

A增大机翼的展弦比可以减小诱导阻力。

B把暴露在气流中的所有部件和零件都做成流线型，可以减小诱导阻力。 C在飞机各部件之间加装整流包皮,可以减小诱导阻力。

D提高飞机的表面光洁度可以减小诱导阻力。

11.飞行中操作扰流扳伸出：

A增加机翼上翼面的面积以提高升力 B阻挡气流的流动，增大阻力抬头力矩。

C增加飞机抬头力矩，辅助飞机爬D飞机爬升时补偿机翼弯度以减小气流分离

12.机翼的展弦比是：

A、展长与机翼最大厚度之比。 B、展长与根弦长之比。

C、展长与尖弦长之比。 D、展长与平均弦长之比。

13.超音速气流经过收缩管道后：

A速度增加，压强增大。 B速度降低，压强下降。

C速度增加，压强下降。 D速度降低，压强增大。

14. 升力系数与哪些因素有关?

A、只与翼剖面形状有关。 B、只与迎角有关。

C、与翼剖面形状和迎角有关。 D、与翼弦有关。

15.飞机重心位置的表示方法是：

A用重心到平均气动力弦前缘的距离和平均气动力弦长之比的百分数来表示。 B用重心到平均几何弦前缘的距离和平均几何弦长之比的百分数来表示。 C用重心到机体基准面的距离和平均气动力弦长之比的百分数来表示。 D用重心到机体基准面韵距离和机体长度之比的百分数来表示。

二、 填空题

1、根据不同的气象条件和气温变化等特征，可以把大气分为 、 、 、 和散逸层五层。其中，飞机主要在 层和 层内活动。

2、起飞滑跑距离由离地速度和滑跑阶段的加速度决定的，其中，由离地速度公式V离地2Gy离地得，离地速度与飞机的重量、 、和 有关。

3、飞机着陆过程为 、 、 、 、 五个阶段。

4、飞机处于俯仰平衡时，其 角保持不变；飞机处于方向平衡时，其 角保持不变；当两侧发动机的推力不同时，会影响 平衡，而左右机翼油箱的燃油消耗快慢不同，会破坏 平衡。

5、俯仰力矩的大小最终取决于 、 和 .

三、 简答题

1、飞机起飞的定义？飞机起飞包括那几个阶段？

2. 飞机上安装增升装置的目的是什么？常见的飞机增升装置都有那些？

3、说明高亚音速飞机飞行时存在那些问题？如何通过气动外形的设计来改善高亚音速飞机的气动性能？

4. 什么是飞机的俯仰平衡？影响飞机的俯仰平衡的因素有那些？飞机保持俯仰平衡的条件是什么？

5.飞机的操纵分那三种？简述飞机的三种操纵都是通过那些操纵面来实现的？具体如何操纵？

四、 分析题

（1）根据下图，指出A、B、C曲线分别代表什么？

（2）什么是临界迎角？指出图中所示的临界迎角是多少度？

（3）什么是零升力迎角？指出图中的零升力迎角是多少度？

（4）什么是有利迎角？图中的有利迎角是多少度？

第三册口试题
篇四:抬头力矩

第十A单元 飞机飞行原理

第一章 空气动力学基本原理

什么是摄氏度,华氏度?

绝对温标T[K]和摄氏温标t[℃]：T[K]＝273.15+ t[℃]

伯努利方程 P（静压）+

什么是附面层？它是如何分类的？

当气流流过机翼表面时，气流的粘性使得它与机翼相接触的那层空气微团粘附在机翼表面上，于是这层气流的速度降低到零。紧靠这部分气流的上面的气流由于粘性的摩擦作用，受到影响而降低了速度，但未降为零。这层流速受到粘性影响从自由流速降低到零的空气层就是附面层 按其流动状态：层流附面层和紊流附面层

什么叫马赫数？什么叫亚音速气流和超音速气流？ 扰动源运动速度V与当地音速a的比值M称为马赫数

亚音速：M<0.75；跨音速：0.75≤M<1.2；超音速：1.2≤M<5.0；高超音速：M>5.0

亚音速流和超音速流的区别

1ρ2

ν2（动压）＝p0（总压）

第二章 飞机飞行时的气动力及力矩

升力产生的原因（说出连续流量定律和伯努利定律的应用）？ 将真正的流体看出由稠密而无间隙的连续介质组成

在机翼周围沿着空气经过的路径取出一个假想的矩形截面的流动管道

由伯努利定理可知，机翼上表面的静压比机翼前方的气流静压小得多。但翼形下表面的流管面积与机翼前方的流管面积相比反而增大。因此机翼下表面的静压比机翼前方的气流静压大。由于机翼前方未受扰动的气流静压是一致的，所以上下表面之间就产生了一个压强差。下表面的静压比上表面的静压大。这个静压差在垂直于气流方向上的分量就是机翼产生的压力。

攻角和零升攻角

攻角就是翼弦与相对气流流速之间的夹角，也称为迎角。

当α为某一数值（一般为小的负攻角）时，使得上下翼面所产生的压强彼此抵消。此时升力也就等于零，这一特定的攻角称为零升攻角。

失速和失速攻角怎样？

当机翼的攻角增大到某一值时，机翼几乎横亘在气流中，好像一块竖立在气流中的平板。所以气流的流线被破坏，气流从机翼前缘就开始分离，尾部又很大的涡流区。这时升力突然大大降低，阻力迅速增大。这种现象称为“失速”。

飞机刚刚出现失速时的攻角称为失速攻角，也称临界攻角。

飞机的阻力

摩擦阻力：当空气流过飞机表面时，由于空气有粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，由此产生的阻力称为“摩擦阻力”。 尽可能的把飞机表面做得光滑些

压差阻力：运动着的物体前后所形成的压强差。前面的压强增大，后面的压强减小。

在飞机设计和制造的过程中，应尽可能的把暴露在气流中的所有部件都做成流线型的，并尽量减小飞机及各部件的迎风面积

用刀把一个物体从中剖开正对着迎风吹来的气流的那块面积就称为“迎风面积”； 如果这块面积是从物体的最大截面面积的地方剖开的，就称为“最大迎风面积”；

诱导阻力：机翼所特有的一种阻力。飞机飞行时，下翼面压强大，下翼面压强小。翼展有限，所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖，向上翼面流动，形成漩涡。随着飞机向前飞行，漩涡从翼尖向后方流去，并产生了向下的下洗速度。（下洗速度在翼尖处最大，在机身对称面处达到最小值。）下洗速度使相对速度的方向发生了改变，向下偏转，引起升力的偏转，在飞机飞行相反方向投影的分力即为。 采取增大机翼的展弦比、采用梯形的机翼平面形状以及增设翼尖小翼等措施。 干扰阻力：飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外的阻力。

在飞机设计中，仔细考虑它们的相对位置，使得气流流过它们之间时压强的增大不大也不急剧，可使干扰阻力降低。此外在不同部件的连接处加装流线形的“整流片”，使连接处圆滑过渡，尽可能的减小涡流的产生，也可有效的降低干扰阻力。

激波与波阻

飞机高速飞行时，由于空气可压缩性的影响，在飞机表面会产生激波。激波的物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气层。

空气通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流的流速急剧下降，由于阻滞而产生的能量来不及传走，于是加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。动能的消耗表示产生了一种新的阻力，这种新的阻力由于随激波的形成而来，所以称为“波阻”。

临界速度、临界马赫数

当飞行速度增大到一定程度，机翼表面最低压力点的气流流速等于该点的音速，此时的飞行速度就称为“临界速度”。与临界速度相对应的马赫数就称为“临界马赫数”

大攻角失速

在某一攻角时，速度达到最小值，同时引起纵向配平急变、升力急剧下降、阻力迅速下降以及性能恶化、机体振动、舵面的效率减退或消失，横向平衡不稳定等现象，这种状态称为飞机的大攻角失速。 影响大攻角失速的主要原因有：机翼的剖面形状，机翼的根梢比和后掠角等。 延缓失速的方法有：采用前、后缘襟翼；前缘襟翼和附面层吹吸装置。

涡流发生器

使附面层处于紊流状态，防止附面层气体分离。

压力中心与焦点有何区别？

压力中心：作用在飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点

焦点：翼弦上的一个点，对该点而言，翼剖面的力矩系数不随攻角变化，尽管力是变化的。这个特殊的点称为“焦点”，也称为气动中心。

第三章 飞机的稳定性和操纵性

稳定性

飞机在偏离原来的平衡状态后，自动恢复原状的能力。

操纵性

飞机的操纵性是指飞机在飞行员操纵驾驶杆、脚蹬的情况下，改变其飞行状态的特性。

纵向操纵：向后拉杆－升降舵向上－攻角减小－平尾上向下的力－抬头力矩－飞机抬头，攻角增大 方向操纵：向右蹬舵－方向舵向右－气流在垂尾上产生一个附加力－机头向右的偏航力矩

侧向操纵：驾驶杆向左－左侧副翼向下，右侧副翼向上－右副翼与相对气流之间攻角增大－右副翼上升力增大，左副翼上升力减小－升力差构成一个滚转力矩，使飞机向左侧倾。

副翼反效的产生

“副翼反效”又称为“副翼反逆”、“副翼反操纵”。飞机高速飞行时由于气动载荷而引起的机翼扭转弹性变形，使得偏转副翼时所引起的总滚转力矩与预期方向相反的现象。

当达到某个速度（称为“副翼反操纵临界速度”）时，副翼偏转所引起的升力增量和机翼扭转所减小的升力负增量相抵消，因此偏转副翼并不能产生滚转力矩。超过此速度时，副翼偏转将产生反效果即副翼反效。 可采用内侧副翼、全动式翼尖副翼或扰流片。

什么叫副翼差动？副翼差动的作用是什么？

如果一侧副翼向下偏转的角度与另一侧向上偏转的角度相等，则副翼向下偏转一侧的阻力比另一侧大，这个阻力偏差量试图把机头拉向机翼抬高的一侧，使飞机转向相反的方向。为了防止这种相反作用的产生，副翼经常被设计成具有不同行程的差动副翼，也就是两侧副翼存在差动行程。当驾驶杆被操纵了一个给定的行程时，副翼向上偏转角度要比向下偏转的偏转角度大。这种现象被称为“副翼差动”。

第四章 飞机次要操纵面及辅助操纵面

前缘缝翼

作用：1.延缓机翼上的气流分离，因而提高了“临界攻角”。2.增大最大升力系数Cy,max 构造分类：1.固定式；2.可动式

后缘增升装置

分裂式襟翼、简单襟翼、开缝式襟翼、后退襟翼、后退开缝式襟翼和双缝襟翼、三缝襟翼、多缝襟翼。

空气动力补偿（简称“气动补偿”）

空气补偿的目的是为了使驾驶员操纵飞机时省力。

轴式补偿：将操纵面的转轴从操纵面前缘向后移到某一位置，当操纵面绕转轴偏转时，转轴前面的部分若向上，后部就向下，操纵面前后空气动力所产生的力矩方向恰好相反，可以抵消一部分，这就起到减小铰链力矩的作用
力矩公式

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