1、1. 請解釋下列術語：（ 1 ）相對厚度（厚弦比）（ 2）相對彎度（中弧曲度）（3）展弦比（ 4）后掠角（1）翼型最大厚度與弦長的比值，用百分比表示；（ 2 ）最大弧高與翼弦的比值，用百分比表示；（3）機翼翼展與平均弦長的比值；（4 ）機翼四分之一弦線與機身縱軸垂直線之間的夾角。2. 請敘述國際標準大氣規定。國際標準大氣（ In ternatio nal Sta ndardAtmosphere ），簡稱 ISA ，就是人為地規定一個不變的大氣環境，包括大氣壓溫度、密度、氣壓等隨高度變化的關系，得出統一的數據 ,作為計算和試驗飛機的統一標準。 國際標準大氣由國際民航組織 ICAO 制定，它是以北

2、 半球中緯度地區大氣物理特性的平均值為依據，加以適當修訂而建立的。3. 實際大氣與國際標準大氣如何換算？確定實際大氣與國際標準大氣的溫度偏差，即ISA 偏差， ISA 偏差是指確定地點的實際 溫度與該處 ISA 標準溫度的差值，常用于飛 行活動中確定飛機性能的基本已知條件。1. 解釋迎角的含義相對氣流方向與翼弦之間的夾角，稱為迎角。2. 說明流線、流管、流線譜的特點。流線的特點：該曲線上每一點的流體微團速度與曲線在該點的切線重合。流線每點上的流體微團只有一個運動方向。流線不可能相交，不可能分叉。流管的特點：流管表面是由流線所圍成，因此流體不能穿出或穿入流管表面。這樣，流管好像剛體管壁一樣把流體

3、運動局限在流管之內或流管之外。流線譜的特點：流線譜的形狀與流動速度無關。物體形狀不同，空氣流過物體的流線譜不同。物體與相對氣流的相對位置（迎角）不同，空氣流過物體的流線譜不同。氣流受阻，流管擴張變粗，氣流流過物體外凸處或受擠壓，流管收縮變細。氣流流過物體時，在物體的后部都要形成渦流區。當流體流過流管時，在同一時間流過流管任意3. 利用連續性定理說明流管截面積變化與氣流速度變化的關系。截面的流體質量始終相等。因此，當流管橫截面積減小時，流管收縮，流速增大； 當流管橫截面積增大時， 流管擴張，流速增 大。4. 說明伯努利方程中各項參數的物理意義。并利用伯努利定理說明氣流速度變化與氣流壓強變化的關系

4、。+P二PQ動壓，單位體積空氣所具有的動能。這是一種附加的壓力，是空氣在流動中受阻，流速降低時產生的壓力。靜壓，單位體積空氣所具有的壓力能。在靜止的空氣中，靜壓等于當時當地的大氣壓。總壓（全壓），它是動壓和靜壓之和。總壓可以理解為，氣流速度減小到零之點的靜壓。氣流速度增加，動壓增加，為了保持總壓不變，氣流壓強即靜壓必需減小。5. 解釋下列術語（ 1） 升力系數（ 2）壓力 中心（ 1） 升力系數與機翼形狀、機翼壓力分布有關，它綜合的表達了機翼形狀、 迎角等對飛機升力的影響。（ 2）機翼升力的著力點， 稱為壓力中心。6. 機翼的升力是如何產生的？利用翼型的 壓力分布圖說明翼型各部分對升力的貢獻。

5、在機翼上表面的壓強低于大氣壓，對機翼 產生吸力；在機翼下表面的壓強高于大氣壓 , 對機翼產生壓力。由上下表面的壓力差，產 生了垂直于（遠前方）相對氣流方向的分量 , 就是升力。機翼升力的產生主要是靠機翼上 表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而 不是主要靠下表面正壓的作用。7. 寫出飛機的升力公式，并說明公式各個參數的物理意義。飛機的升力系數，飛機的飛行動壓，機翼的面積。U 宅覘的卅力殺數I精選資料，歡迎下載8. 解釋下列術語（ 1）阻力系數（ 2）分離 占八、（1 ）阻力系數與機翼形狀、機翼壓力分布有關，它綜合的表達了機翼形狀、 迎角等對飛機阻力的影響。（ 2）附面層內的氣流發生 倒流，開始

6、脫離物體表面的點稱為分離點。9.附面層是如何形成的？附面層內沿物面的法線方向氣流的速度和壓強變化各有何特點？空氣流過機翼時，由于空氣本身具有粘性，導致緊貼機翼表面的一層空氣的速度恒等于零，同時該層空氣又作用于其上一層空氣并使其減速。機翼表面對空氣的影響由于粘 性的作用就這樣一層一層傳遞開去并逐漸 減弱為零，從而形成的很薄的空氣流動層， 就好像粘在機翼表面一樣。附面層內，沿機 翼物面的法線方向，氣流速度從物面處速度 為零逐漸增加到 99% 主流速度，并且速度呈 拋物線型分布；而氣流壓強不發生變化，等 于法線方向的主流壓強。10.附面層氣流分離是如何產生的？渦流區的壓強有何特點？附面層分離的內因是

7、空氣具有粘性，外因是物體表面彎曲形成的逆壓梯度。在順壓梯度段，雖然附面層內空氣粘性使氣流減速，但是順壓使得附面層內氣流加速的影響更大，氣流仍然加速流動；進入逆壓梯度段以后，在粘性和逆壓共同作用下氣流減速并出 現倒流。倒流而上的氣流與順流而下的氣流 相遇后，使附面層氣流拱起并脫離機翼表面 被主流卷走，于是形成大的漩渦使附面層氣 流產生分離。渦流區內各處的壓強幾乎相等， 并且等于分離點的速度。11. 飛機的摩擦阻力、 壓差阻力、干擾阻力 是如何產生的？由于緊貼飛機表面的空氣受到阻礙作用而流速降低到零，根據作用力與反作用力定律，飛機必然受到空氣的反作用。這個反作用力與飛行方向相反，稱為摩擦阻力。空氣

8、與飛機的接觸面積越大，摩擦阻力越大；飛機表面粗糙度越大，摩擦阻力越大。繞流飛機的氣流受粘性和逆壓梯度的影響，在機翼的后緣部分產生附面層分離，形成渦流區，壓強降低；而在機翼前緣部分，氣流受阻壓強增大，這樣機翼前后緣就產生了壓力差，從而產生壓差阻力。飛機飛行時，迎角越大，氣流分離點越靠前，壓差阻力越大。當氣流流過飛機的各個部件結合部時， 女口：機翼、機身；在結合部中段，由于機翼和機身表面都向外凸出，流管收縮，流速加快，壓強降低；在結合部后段，由于機翼和機身表面都向內彎曲，流管擴張，流速減小，壓強增大；導致結合部逆壓梯度增大，促使氣流分離點前移，渦流區擴大，產生額外的干擾阻力。 結合部之間過渡越突兀

9、，干擾阻力越大。12. 飛機的誘導阻力是如何產生的？由于翼尖渦的誘導，導致氣流下洗，使得機翼產生的升力方向向后偏移。升力在平行 于相對氣流方向的分量， 起著阻礙飛機前進 的作用，這就是誘導阻力。13. 寫出飛機的阻力公式， 并說明公式各個 參數的物理意義。飛機的阻力系數，飛機的飛行動壓，機翼的面積。1 ,D = CD-pv2-SCz； 一飛機的 EK 力系數' 飛機的斜越覽A K 臭的仙中忙14. 解釋下列術語（ 1）最小阻力迎角（ 2） 臨界迎角（ 3）升阻比（ 1 ）在飛機的升阻比曲線中，當升阻比達到最大值時所對應的迎角稱為最小阻力迎角。（ 2）在飛機的升力系數曲線中，當升 力系數

10、達到最大值時所對應的迎角稱為臨 界迎角。（ 3）相同迎角下，飛機的升力系 數與阻力系數之比。15. 簡述升阻比隨迎角變化的規律。精選資料，歡迎下載從零升迎角到最小阻力迎角，升力增加較快，阻力增加緩慢，因此升阻比增大。在最小阻力迎角處，升阻比最大。從最小阻力迎角到臨界迎角，升力增加緩慢，阻力增加較快，因此升阻比減小。超過臨近迎角，壓差阻力急劇增大，升阻比急劇減小。16.地面效應是如何影響飛機的氣動性能的？飛機貼近地面飛行時，流經機翼下表面的氣流受到地面的阻滯，流速減慢，壓強增大，形成所謂的氣墊現象；而且地面的阻滯，使原來從下翼面流過的一部分氣流改道從上翼面流過，是上翼面前段的氣流加速，壓強降低，

11、于是上下翼面的壓強差增大，升力系數增大。同時，由于地面的作用，使流過機翼的氣流下洗減弱，下洗角減小，誘導阻力減小，使飛機阻力系數減小。另外，由于地面效應使下洗角減小，水平尾翼的有效迎角增大（負迎角絕對值減小），平尾產生向上的附加升力，對飛機重心形成附加的下俯力矩。17. 畫出飛機的升力系數曲線。說明升力系數隨迎角變化的原因。+0 5gXofMKk(X當迎角小于臨界迎角時，升力系數隨迎角增大而增大。當迎角等于臨界迎角時，升力系數達到最大。當迎角小于臨界迎角時，升 力系數隨迎角的增大而減小，進入失速區。18. 畫出飛機的阻力系數曲線。說明阻力系 數隨迎角變化的原因。024'1070?./0

12、-16-/ 10.04?"Q mmI ITTiff 4*.4 °曠e*劉AhGiLL or ATTACK19.畫出飛機的極曲線，并在曲線上注明主要的氣動性能參數。見附圖20. 簡述前緣縫翼、前緣襟翼、后緣簡單襟翼、開縫襟翼、后退開縫襟翼的增升原理。前緣縫翼打開時，一方面，下翼面的高壓氣流流過縫隙后，貼近上翼面流動 ，給上翼面氣流 補充了能量，降低了逆壓梯度，延緩氣流分離，達到增大升力系數和臨界迎角的目的；另一 方面，氣流從壓強較高的下翼面通過縫隙流向上翼面，減小了上下翼面的壓強差，又具有減小升力系數的作用。超音速飛機一般采用前緣削尖，相對厚度小的薄機翼。在大迎角飛行時，機翼

13、上表面就開始產生氣流分離， 最大升力系數降低。如放下前緣襟翼，一方面可以減小前緣與相對氣流之間的夾角，使氣流能夠平順地沿上翼面流動，延緩氣流分離；另一方面也增 大了翼型彎度。這樣就使得最大升力系數和臨界迎角得到提高。大迎角下放后緣簡單襟翼，升力系數及最大升力系數增加，阻力系數增加，升阻比降低（即空氣動力性能降低），臨界 迎角降低。后緣開縫襟翼在下偏的同時進行開縫，和簡單襟翼相比， 可以進一步延緩上表面氣流分離，使最大升力系數增加更多，而臨界迎角降低不精選資料，歡迎下載多。后退開縫1、解釋下列術語 平均空氣動力弦 平均空氣動力弦是一個假想矩形機翼的翼弦。這個假想的矩形機翼的機翼面積、空氣動力 及

14、俯仰力矩等特性都與原機翼相同。2、說明常規布局飛機獲得俯仰平衡的基本原理。一般常規布局的飛機，壓力中心在飛機重心之后，機翼升力對飛機重心產生下附力矩；平尾迎角一般為負迎角，平尾負升力對重心形成上仰力矩，機翼力矩、平尾產生的俯仰力矩和拉力力矩之和為零，飛機就取得了俯仰平衡。3. 解釋下列術語（ 1）靜穩定性（ 2）動穩定性（ 3）焦點（ 4）側滑（ 5）穩定力矩（ 6）阻尼力矩（ 1）受擾后出現穩定力矩，具有回到原平衡狀態的趨勢，稱為物體是靜穩定的。靜穩定性研究物體受擾后的最初響應問題。（ 2）擾動運動過程中出現阻尼力矩，最終使物體回到原平衡狀態，稱物體是動穩定的。動穩定性研究物體受擾運動的時間

15、響應歷程問題。（ 3）飛機迎角改變時附加升力的著力點稱為焦點。（ 4）側滑是指相對氣流方向與飛機對稱面不一致的飛行狀態。（ 5） 物體受擾偏離原平衡狀態后，自動出現的、力圖使物體回到原平衡狀態的、方向始終指向原平衡位置的力矩，稱為穩定力矩。（ 6）物體受擾后的運動過程中，自動出現的、力圖使物體最終回到原平衡狀態的、方向始終與運動方向相反的力矩，稱為阻尼力矩。4.利用焦點與重心的位置關系說明飛機獲得俯仰穩定性的原理。當焦點位于重心之后時，如果有小擾動使飛機迎角增加，則作用在焦點上的附加正升力對重心形成低頭力矩，使飛機有回到原平衡狀態的趨勢。反之，當焦點位于重心之前時，飛機 不具有俯仰穩定性。5.

16、簡述機翼上反角、后掠角產生橫側穩定性的原理。飛機受擾左滾，產生左側滑，左翼是前翼。由于上反角的原因，左翼的迎角大于右翼，升 力大于右翼；由于后掠角的原因，左翼的有效相對氣流速度大于右翼， 升力大于右翼。 綜上 所述，由于左翼升力大于右翼，所以飛機有向右滾轉回到原平衡狀態的趨勢。6. 簡述垂尾產生方向穩定性的原理。 飛機受擾左偏，產生右側滑，垂尾在右方來流的作用下，產生向左的側力，對重心形成右 偏力矩，使飛機有回到原平衡狀態的趨勢。7.飄擺是什么原因造成的？簡述飄擺時飛機的動態變化。飛機的橫側穩定性過強而方向穩定性過弱，易產生飄擺。飛機受擾左傾斜T 左側滑，若橫側穩定性強 T 飛機迅速改平坡度；

17、方向穩定性弱T 飛機左偏的速度慢，未等左側滑消除，飛機又帶右坡度 T 右側滑。8. 說明直線飛行中升降舵偏角與迎角、速度的關系。小速度、 大迎角時， 升降舵上偏； 隨著速度增大， 迎角減小， 升降舵上偏角逐漸減小到零； 再增大速度，升降舵轉為下偏，并逐漸增大下偏角。9.在直線飛行中，為什么一個方向舵的位置對應一個側滑角？在沒有側滑的直線飛行中，飛行員蹬舵產生的方向操縱力矩使機頭偏轉形成側滑，當側滑引起的方向穩定力矩與偏轉方向舵導致的方向操縱力矩相等時，側滑角保持不變。舵量越大，平衡操縱力矩需要的穩定力矩就越大，側滑角也就越大。故直線飛行中，每個腳蹬位置，對精選資料，歡迎下載應一個側滑角。10.

18、在無側滑的滾轉中，為什么一個副翼偏角對應一個穩定滾轉角速度？飛行員壓盤時，飛機在橫側操縱力矩作用下開始滾轉，由于無側滑，所以滾轉只產生橫側阻尼力矩；隨滾轉角速度的增大，橫側阻尼力矩逐漸增大，當增大到與橫側操縱力矩平衡時，飛機保持一定的角速度滾轉。 壓盤量越大， 與之平衡的橫側阻尼力矩就越大， 滾轉角速度越 大。因此，無側滑時，一個壓盤位置（副翼偏角）對應一個滾轉角速度。11.飛機的方向操縱與橫側操縱有什么關系？飛機的方向操縱性與橫側操縱性是耦合的，既相互聯系，又相互影響。例如，蹬左舵，機頭左偏，導致右側滑，側滑前翼升力大于側滑后翼升力（即橫側穩定力矩），會使飛機左滾；壓左盤，飛機左滾，導致左側

19、滑，垂尾附加側力（即方向穩定力矩）會使機頭左偏。可見，只蹬舵，飛機不僅繞立軸偏轉，同時還會繞縱軸滾轉；只壓盤，飛機不僅繞縱軸滾轉，同時還會繞立軸偏轉。也就是說， 無論蹬舵或壓盤， 都能造成飛機的偏轉和滾轉。 利用這種關系， 在飛行操縱時盤舵可相互支援，以提高飛機的側向操縱性。12.地面效應怎樣影響飛機的操縱性？地面效應會對飛機產生附加的下附力矩，主要影響飛機著陸時的操縱性。飛機接地時，迎角大，升降舵上偏角大；加之，地面效應使氣流下洗角減小，平尾負迎角減小，對飛機產生 附加下附力矩，保持同樣迎角，需要更大的升降舵上偏角和拉桿力。13. 調整片有哪些作用？1 ）減小乃至消失桿力2 ）輔助操縱14.

20、 為什么要限制飛機重心位置？重心前移，所需升降舵上偏角增大（下偏角減小），所需拉桿力增大（推桿力減小）；增大同樣迎角，所需的升降舵偏角增大；重心前移過多，所需升降舵上偏角越大，可能出現在著陸時拉桿到底也不能獲得所需迎角的情況，故需限制重心前限。重心后移，俯仰穩定性變差，桿位移小，桿力變輕，俯仰操縱性增強，若后移過多，則導致飛機過于靈敏，難以控制；若重心移到焦點或焦點之后，飛機就喪失了俯仰穩定性，因此飛機位置應有一個后限。15.簡述駕駛桿力的產生原理。下以拉桿力的產生為例說明。飛行員向后拉桿，升降舵向上偏一個角度，升降舵上產生一個向下的升力，對升降舵鉸鏈形成一個鉸鏈力矩，這個力矩迫使升降舵和桿回

21、到中立位置，為保持升降舵和桿的位置不變，飛行員必須用一定的力拉桿，以平衡鉸鏈力矩的作用，這個力就是拉桿力。推桿力和蹬舵力的產生與此類似。精選資料，歡迎下載1.解釋下列術語（ 1 ）指示空速 （2）真速（3）平飛最大速度（4）平飛最小速度（5）最小阻力速度（ 6）最小功率速度（ 7 ）剩余拉力（ 8 ）剩余功率（1）指示空速（亦稱指示表速）其縮寫形式為IAS 。指示空速是根據動壓的大小換算而來的。空速表指針是根據所感受的動壓轉動的，空速表刻度則是按海平面標準大氣的密度P 0 制定的。動壓不變則指示空速不變。（2）真速是飛機相對于空氣的真實速度，以VT 表 示，其縮寫形式為TAS 由式計算出的（或

22、由飛機上組合空速表細指針指示的空速）為真速。（3）平飛最大速度是指飛機在滿油門條件下保持平飛能達到的穩定飛行速度。（ 4）平飛最小速度是指飛機平飛所能保持的最小穩定速度。（5）最小阻力速度是指平飛所需拉力最小的飛行速度。（ 6）最小功率速度是指平飛所需功率最小的速度。（7）剩余拉力是指同一速度下，飛機的可用拉力與平飛所需拉力之差。（ 8）剩余功率是指同一速度下，飛機的可用功率與平飛所需功率之差。2. 說明指示空速與真速的區別和關系。當外界空氣密度等于國際標準大氣海平面密度值時，指示空速等于真空速。隨高度增加,相同指示空速條件下，真速會增大。3. 簡述平飛所需拉力（即平飛阻力）隨平飛速度變化的規

23、律，并說明變化的原因。隨著平飛速度的增大，平飛所需拉力先減小，隨后又增大。這是因為：平飛速度增大，其對應的迎角減小，在臨界迎角到有利迎角的范圍內，迎角減小，升阻比增大，則平飛所需拉力減小；在小于有利迎角的范圍內，迎角減小，升阻比減小，則平飛所需拉力增大。以有利迎角平飛，升阻比最大，則平飛所需拉力最小。4.飛行高度、飛行重量、氣溫對平飛最大速度和平飛最小速度有何影響？隨飛行高度的增高，平飛最大指示空速將減小，平飛最大真速也將減小；平飛最小指示空速將增大，而平飛最小真速則增大更多。飛行重量增大，平飛最大指示空速和真速將減小，平飛最小指示空速將增大。氣溫增高，平飛最大速度減小。5. 飛機直線飛行時，

24、如何操縱飛機加減速？飛機在平飛時改變速度的操縱方法是：要增大平飛速度 ，必須增大油門 ，并隨速度的增大相應的向前推駕駛盤；要減小平飛速度 ，則必須減小油門 ，并隨速度的減小相應的向后拉駕駛盤此外 ,對于螺旋槳飛機還必須修正因加減油門而引起的螺旋槳副作用。6.解釋下列術語（ 1）公里燃油消耗量（2）小時燃油消耗量（1）飛機相對地面飛行一公里所消耗的燃油量，叫公里燃油消耗量。（2）小時燃油消耗量是指飛機空中飛行一小時發動機所消耗的燃油量。7. 解釋下列術語（ 1） 上升梯度 （ 2）上升率（ 3）陡升速度 （4）快升速度（1）上升梯度是飛機上升高度與前進的水平距離之比。（ 2）上升率是指飛機上升中

25、單位時間所上升的高度。（3）與最大上升角和最大上升梯度相對應的速度稱為陡升速度。（4）快升速度是指能獲得最大上升率的速度。8. 影響上升角和上升梯度的因素主要有哪些？怎樣才能獲得最大的上升角和上升梯度？精選資料，歡迎下載1 ）飛行重量重量增加，上升角和上升梯度減小。當起飛上升的上升梯度要求高，而飛機的上升梯度滿足不了要求時，應減輕重量以達到要求。2）飛行高度同一指示空速上升，上升角和上升梯度減小。3 ）氣溫氣溫增高，飛機的上升角和上升梯度減小。9. 說明影響上升率大小的因素有哪些？怎樣才能獲得最大的上升率？1 ）飛行重量飛行重量增大則上升所需功率增大，剩余功率減小，飛機的上升率降低。相反，飛行

26、重量減輕則上升率增大。2）飛行高度飛行高度增加，因為空氣密度的降低使發動機有效功率降低，可用功率降低；而飛機同一指示空速下的所需功率因真速的增大而增大，導致剩余功率隨高度增大而減小，上升率減小。 3 ）氣溫氣溫增高，發動機有效功率降低，上升所需功率增大，剩余功率減小，上升率減小。相反氣溫降低這上升率增大。10. 說明飛行重量、氣溫、風對上升性能的影響。1 ）風對上升性能的影響有風的情況下，飛機除了與空氣相對運動外，還隨空氣一起相對地面移動。此時，飛機的上升率、空速、迎角、仰角與無風一樣，但飛機的地速卻發生了變化，飛機相對地面的上升軌跡發生了變化。順風上升，上升角和上升梯度減小；逆風上升，上升角

27、和上升梯度增大。在垂直氣流中上升，上升角和上升率都要改變。在上升氣流中上升，上升角和上升率增大；在下降氣流中上升，上升角和上升率減小。2 ）重量和氣溫增加，會使飛機的上升梯度和上升率均減小，上升性能變差。11. 說明影響下降角大小的因素有哪些？在零拉力的情況下，怎樣才能獲得最小的下滑角？當飛機拉力不為零下降時，飛機的下降角和下降距離不僅決定于升阻比，還決定于拉力和飛行重量。正拉力大則下降角減小，下降距離增大。負拉力增大則下降角增大，下降距離縮短。零拉力下滑時，飛機下滑角的大小決定于飛機升阻比的大小；下降距離的大小決定于下降高度和升阻比的大小，在下降高度一定時，下降距離只決定于升阻比的大小。當升

28、阻比增大時，下降角減小，下降距離增長，以最小阻力速度下滑，飛機的升阻比最大，則下降角最小，下降距離最長。12. 說明飛行重量、氣溫、風對下降性能的影響。1 ）飛行重量飛行重量增大，零拉力下滑時同迎角下的升阻比不變，下滑角不變，下滑距離不變，但由于下滑速度增大使下滑率增大。正拉力下降時，飛行重量增大，飛機的下降角和下降率都增大，下降距離縮短。 2 ）氣溫氣溫增高，同迎角對應的升阻比不變，故零拉力下滑的下滑角不變，但氣溫增高使空氣密度減小，同指示空速的真速增大，下滑率增大。正拉力下降時，氣溫增高，下降角增大。3）風 順風下降，下降角減小，下降距離增長，下降率不變；逆風下降，下降角增大，下降距離縮短

29、，下降率不變。上升氣流中下降，下降角和下降率都減小，下降距離增長；下降氣流中下降，下降角和下降率都增大，下降距離縮短。有風時，最大下降距離將不在最小阻力速度獲得。順風下降，適當減小速度，精選資料，歡迎下載增長下降時間，風的影響增大，可以增長下降距離；逆風下降，適當增大速度則可以增長下降距離。1.正常盤旋時飛機所受的力有哪些？升力、重機產生向內側的側力。側力的垂直分力使盤旋力、拉力和阻力。高度降低。2. 解釋載荷因數的定義。載荷（除飛機本身重9. 穩定盤旋階段中進動作用會如何表現？穩定盤量以外的其它作用力，包括發動機推力和氣動旋中， 飛機保持恒定的旋轉角速度，進動作用力 ）與飛機重力的 比值。通

30、常指立軸方向的載較明顯。 在向右的盤旋中，進動作用使機頭垂荷與重力之比， 也就是升力與重力之比。直下移， 產生外側滑， 增大坡度。因此，飛行員應多回一些舵。向左盤旋則相反。3. 飛機盤旋的載荷因數與坡度有何關系？載荷因數等于坡度的余弦的倒數，坡度越大，載荷因1. 解釋下列術語（ 1）抬前輪速度（ VR （ 2）數越大。起飛安全速度（V2） （3）起飛滑跑距離（4） 起飛距離4. 盤旋所需速度與平飛所需速度的關系是什（ 1 ）起飛滑跑中飛機開始抬前輪的速度么？（ 2）飛機達到高于起飛表面50 英尺時必須盤旋所需速度是相同條件下平飛所需速度與過達到的最小速度（ 3）飛機從開始滑跑至離載的平方根的乘

31、積。地之間的距離 （ 4）飛機從開始滑跑至離地上升至 50 英尺所經過的水平距離5. 解釋下列術語（ 1）內側滑 （ 2）外側滑（ ）轉彎同方向的側滑稱為外側滑。（2） 轉2. 請說明起飛過程中飛機各力及力距的變化及1彎反方向的側滑稱為外側滑。操縱原理。起飛分起飛滑跑、抬前輪離地和初始上升三個6. 側滑的種類以及產生的原因。內側滑，飛行階段 1 ）起飛滑跑中，隨速度增大，拉力減軌跡偏離飛機的對稱面，從操縱上講主要是飛行小，氣動阻力增大，摩擦阻力減小，總阻力增員只壓盤或壓盤過多所引起。外側滑，飛機對稱大，故加速力減小，加速度減小。為使飛機盡快面偏離飛行軌跡，從操縱上講主要是飛行員只蹬增速， 應對

32、準跑道，連續而快速地加滿油門，舵或舵量過 大所造成的。然后松剎車開始滑跑，同時注意修正螺旋槳的副作用，保持好滑跑方向。2）為縮短滑跑距離，7. 盤旋的改出階段中，飛機的各力及力矩是如當速度增大至抬前輪 速度，應柔和一致的向后帶何平衡的？桿抬起前輪；抬輪過程中，迎角增大，升力增改出盤旋首先需要消除向心力。為此，應向盤大，飛機有繼續上仰趨勢，應注意提前穩桿，旋的反方向壓盤，減小飛機坡度，減小向心以使飛機穩 定在規定的離地姿態上。當飛機增力， 使飛機逐漸改出盤旋；為了避免產生側速至離地 速度時，升力大于重力，飛機自行離滑， 需要同時向盤旋的反方向蹬舵，逐漸制止地；離 地后，機輪摩擦力消失，地面效應減

33、弱，飛機偏轉； 飛機坡度減小，升力垂直 分力逐漸機 頭有上仰趨勢， 應向前迎桿以保持俯仰姿增大，為了保持高度不變，需逐漸向前頂桿，態。 3 ）離地后，保持規定姿態，在剩余拉力的同時柔和收油門，保持速度不變。當飛機接近作用下， 飛機在上升的同時繼續增速，在 50平飛伏態時， 將盤和舵回到中立英尺處增速至大于起飛安全速度，至此起飛 結盤旋中坡度正常，蹬舵過多會產生外側滑，飛束。8. 外側滑時，飛機的高度會怎么變化？精選資料，歡迎下載3. 解釋下列術語（ 1）著陸參考速度6. 目測原理與修正方法。（ VREF ） （ 2）著陸滑跑距離（ 3）著陸距離目測的基本原理：正確選擇下滑點，保持規定的（ 1）

34、著陸參考速度是根據飛機著陸時應保留的下滑角，保持規定的下滑速度，以及 正確掌握收安全余量而確定的一個速度，其大小為 著陸構形完油門的時機。 1 ）修正下滑點如發現飛機沒有失速速度的 1 .3倍。（ 2）飛機從 接地到滑跑停向正常下滑點下降， 則應改 變飛機的下滑角，重止所經過的距離（3）從高于 跑道表面 50英尺新對準下降點。 2 ）修 正下滑角在下滑點正確的高度開始，下降接地滑跑直至完全停止運動所經前提下， 下滑角出 現偏差時，需要用桿和油門進過的水平距離行修正， 使飛 機的高距比恢復正常，然后再讓飛機對準正 常下滑點下降。 3）修正下滑速度下4. 著陸中常見偏差與修正方法著陸常見偏差有：滑

35、速度 不正確的原因有二：一是下滑角不適當；拉高（低） 、拉飄和跳躍修正方法： 1 ）拉高一 是油門不合適。修正下滑速度，應首先保持好（拉低） 拉桿的份量和快慢必須與飛機當時離地規定的下滑點和下滑角，然后檢查下滑速度。不的高度、 下沉的 快慢和飛機的姿態相適應。如論目測高、低，都可操縱駕駛桿和油門， 改變下果在 2 米以 上高度形成平飄，且速度小，未能滑角和下滑速度進行修正。駕駛 桿和油門的配合及時修正 時，應及時果斷復飛。若拉低應適當增使用， 是修正目測高低最主要而常用的方法。大拉 桿量，避免飛機重接地。2 ）拉飄 如飄此外， 其他方法如側滑下降等也可以改變飛機的起高度不高，應穩住桿，待飛機下

36、沉時，及時帶下滑角， 因而也能修正目測的高低。桿。 如飄起高度較高，應及時頂桿制止上飄；待飛機下沉時，根據下沉快慢，及時適量拉7. 區分短道面與軟道面上的起飛著陸特點。短跑桿。 飄起高度超過2 米時，應 看好地面果斷道上起飛的特點：應注意對姿態、速度、 軌跡等復飛。 3 ）跳躍修正方法同拉飄飛行狀態參數的準確控制，要求飛機發揮其最大性能，盡可能縮短起飛、著陸滑5. 著陸特別是側風情況下著陸時，力和力矩的變跑距離。 此外， 還需考慮飛機起飛后能否安全化及相關操縱原理。越障。 軟道面上的起飛著陸特點：摩擦力大，起小型飛機的著陸過程一般可分為四個階段：下飛滑跑增速慢，著陸滑跑減速快；滑跑方向不易降、

37、拉平、接地和著陸滑跑。在五邊后段，保持保持。下降角 3 度和五邊下降速度VTGT 下降 , 進入跑道前減速，使飛機以50 英尺高度和速度 VREF8. 說明停車迫降時飛機的性能變化。過跑道頭，然后繼續下降至拉開始高度。拉平是1 ）沒有順槳裝置的小型飛機，停車后阻力增飛行員在規定高度開始拉桿并收油門，使飛機逐大，應將變距桿拉至最后。2 ）一般使用Vmd 以漸退出下降角，形成接地姿態， 并減速至接地速使下滑距離最長。 3）發動機停車后，最大升阻比度的曲線運動過程。拉平中， 飛機俯仰姿態和迎減小，對應的Vmd 減小。 4 ）放 下襟翼后，最大角逐漸增大，下 降角逐漸減小， 飛機的速度和下升阻比減小，

38、對應的 Vmd 減 小。5 ）放下起落降率也不斷 減小。在拉平中根據目測柔和均勻地架后，最大升阻比減小，對應的 Vmd 減小。 6 ）收油門， 最遲在接地前，把油門收完。飛機在接如果可能，應盡量選擇逆風方向迫降。7）停車地前 的機頭有下俯趨勢。這是因為在接地前的下下滑轉彎時，坡度大，飛機損失的高度就大，飛沉過程中，迎角增大，俯仰穩定力矩將使機頭下機的失速速 度也越大。俯，另外，地面效應增強，也使機頭下俯。故在接地過程，還要繼續向后帶桿，才能保持所需接1. 解釋失速速度 ( VS) 的定義。地姿態。 飛機兩點接地后，應帶住桿保持兩點滑飛機剛進入失速時的速度，稱為失速速度。跑， 待升力減小，機頭自

39、然下沉接地后，松桿過2. 飛機的失速是如何產生的？根本原因是什么？中立， 隨即柔和使用剎車減速，同時注意用舵保當飛機的迎角超過臨界迎角時，氣流就不再平滑持方向。 如果 五邊使用航向法修正，地流過機翼的上表面，而產生強烈的氣流分離，由于氣流分離而飛機產生氣動抖動，同時由于升精選資料，歡迎下載力的大量喪失和阻力的急劇 增大，飛機的飛行速度迅速降低、 高度下降、 機頭下沉等， 飛機不能保持正常的飛行，從 而進入失速狀態。 失速的根本原因在于飛 機的迎角超過了臨界迎角。3.飛機失速前后的主要現象有哪些？失速前接近臨界迎角時，飛機就會有抖動，駕駛盤和腳蹬也會有抖動現象。失速后， 飛 機仍然會抖動， 同時

40、由于升力的大量喪失和 阻力的急劇增大， 飛機還表現出飛行速度迅 速降低、高度下降、機頭下沉等現象。4.影響失速速度的主要因素有哪些？飛機的重量、飛機的構形和過載。5.飛機進入失速后如何改出？飛機的失速是由于迎角超過臨界迎角。因此，不論在什么飛行狀態，只要判明飛機進入了失速，都要及時向前推桿減小迎角，當 飛機迎角減小到小于臨界迎角后 ( 一般以飛 行速度大于1.3VS 為準 ) ，柔和拉桿改出。 在推桿減小迎角的同時，還應注意蹬平舵， 以防止飛機產生傾斜而進行螺旋。6.飛機螺旋的原因是什么？飛機進入螺旋后如何改出？螺旋是飛機超過臨界迎界后機翼自轉所產生的。進入螺旋后要改出，首先蹬反舵制止 飛機旋

41、轉，緊接著推桿迅速減小迎角， 使之 小于臨界迎角；當飛機停止旋轉， 收平兩舵， 保持飛機不帶側滑； 然后在俯沖中積累到規 定速度時，拉桿改出，恢復正常飛行。7.飛機的顛簸是怎樣產生的？水平陣風導致空速改變，升力改變，從而形成顛簸；垂直陣風導致迎角和空速都發生改變，升力改變，從而形成顛簸。8. 說明在擾動氣流中飛行的主要特點。 擾動氣流中飛行的主要特點是： 1) 平飛最小與最大允許速度的變化垂直陣風速度越大，在小速度端，飛機易失速，在大速度端 易超載。因此，隨垂直陣風速度增大，飛機 的平飛速度范圍縮小。 2) 飛行速度選擇極 限陣風速度對應的飛行速度稱為擾動氣流 中飛行的有利速度。低于這一速度，

42、失速危 險增加， 高于這一速度， 超載危險增加。 通 常這個速度會比正常巡航速度小。3) 最大 飛行高度的限制極限顛簸飛行的最大高度比平衡氣流飛行的最大高度應低一些。4) 擾動氣流中的操縱特點 (1) 操縱應柔和 , 陣 風載荷系數會增加飛機的總過載； (2) 不要 急于修正 , 強顛簸條件下應斷開自動駕駛儀， 不要配平，使用阻尼器； (3) 較大顛簸氣流 中，柔和及時地修正；(4) 接近升限時，應 繞開強上升氣流； (5) 及時脫離中等強度的 顛簸區； (6) 強顛簸區內應采用“ 半握盤式 操縱飛機。9.飛機積冰對氣動性能、飛行性能有何影響？說明在積冰條件下的飛行特點。一、機翼積冰對飛機的氣

43、動性能的主要影響是：(1) 升力系數曲線斜率減小 (2) 同一 迎角的阻力系數增大 (3) 同一迎角升阻比 和最大升阻比減小 (4)臨界迎角和抖動迎 角減小 (5) 最大升力系數和抖動升力系數 減小二、尾翼積冰對飛機氣動性能的影響是：(1) 阻力增大 (2) 平尾結冰易導致平尾失速， 從而使飛機失去俯仰平衡而導致帶桿也無 法避免的俯沖現象。 (3) 垂尾結冰使垂尾臨 界迎角減小， 使飛機修正側風能力減小。垂 尾積冰甚至可能導致反操縱。 (4) 平尾結冰 還易使舵面出現過補償，導致桿力反效 。 三、積冰后飛機的飛行性能變化主要是： (1) 阻力增大，平飛所需功率或所需推力增加。(2) 平飛最大速

44、度、上升角、上升率和升限減小。(3) 失速速度和平飛最小允許速度增 大， 速度范圍小。 (4) 起飛滑跑和起飛距離 增大。 (5) 續航性能變差。10. 解釋風切變的定義。風向和風速在特定方向上的變化稱為風切變, 一般特指在短時間、短距離內的變化。 包括水平風切變和垂直風切變。11.低空風切變對飛機起飛、著陸有何影響？1 ）飛機著陸下降遇到順風切變在風的切變層內，從上層到下層，逆風突然轉為順風。飛機進入切變層時，空速會突然減小，升力 下降，飛機精選資料，歡迎下載向下掉高度。2 ）飛機著陸下降 遇到逆風切變在備、不可用燃油、 全部工作液體如發動機滑油風的切變層內，從上層到下層，順風突然轉為逆等。（ 2）起飛重量指飛機在跑道上開始起飛滑跑風。 飛機進入切變層時，空速會突然增大，升時的重量。（ 3） 著陸重量為飛機著陸時的重力增加， 飛機上升高度。3）飛機著陸下降遇到量。 （ 4）零燃油重量是飛機去掉可用燃油后的側風切變在著陸下降中遇到側風切變，飛機會產那部分重量。（ 5）商載是可用于獲取收益的那生側滑，帶坡度并偏離預定下降著陸方向。風切部分重量。（ 6）停機重量是飛機在地面