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飞机根据什么原理起飞的?

归档日期:09-28       文本归类:滑行      文章编辑:爱尚语录

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  飞机的每次飞行,不论飞什么课目,也不论飞多高、飞多久,总是以起飞开始以着陆结束。 起飞和着陆是每次飞行中的两个重要环节。所以,我们首先需要掌握好起飞和着陆的技术。

  对滑行的基本要求是:飞机平稳地开始滑行,滑行中保持好速度和方向,并使飞机能停止在预定的位置。飞机从静止开始移动,拉力或推力必须大于最大静摩擦力,故飞机开始滑行时应适 当加大油门。飞机开始移动后,摩擦力减小,则应酌量减小油门,以防加速太快,保持起滑平稳。 滑行中,如果要增大滑行速度,应柔和加大油门,使拉力或推力大于摩擦力,产生加速度,使速度增大,要减小滑行速度,则应收小油门,必要时,可使用刹车。

  飞机从地面滑跑到离地升空,是由于升力不断增大,直到大于飞机重力的结果。而 只有当飞机速度增大到一定时,才可能产生足以支持飞机重力的升力。可见飞机的起飞 是一个速度不断增加的加速过程。 ; 剩余拉力较小的活塞式螺旋桨飞机的起飞过程,一般可分为起飞滑跑、离地、小 角度上升(或一段平飞)、上升四个阶段。 对有足够剩余拉力的螺旋桨飞机,或有足够剩余推力的喷气式飞机,因可使飞机加 速并上升,故起飞一般只分三个阶段,即起滑跑、离地和上升。

  (一)起飞滑跑的目的是为了增大飞机的速度,直到获得离地速度。拉力或推力愈大,剩余拉力或剩余推力也愈大,飞机增速就愈快。起飞中,为尽快地增速,应把油门推到最大位置。

  前三点飞机的停机角比较小,如果在整个起飞滑跑阶段都保持三点姿态滑跑,则迎角和升力系数较小,必然要将速度增大到很大才能产生足够的升力使飞机离地,这样,滑咆距离势必很长。因此,为了减小离地速度,缩短滑跑距离,当速度增大到一定程度时就需要抬起前轮作两点姿态滑跑,以增大迎角和升力系数。

  抬前轮的时机不宜过早或过晚。抬前轮过早,速度还小,升力和阻力都小,形成的 上仰力矩也小。要拾起前轮,必须使水平尾翼产生较大的上仰力矩,但在小速度情况 下,水平尾翼产生的附加空气动力也小,要产主足够的上仰力矩就需要多拉杆。结果, 随着滑跑速度增大,上仰力矩又将迅速增大,飞行员要保持抬前伦的平衡状态,势必又 要用较大的操纵量进行往复修正,给操纵带来困难。同时,抬前轮过旱,使飞机阻力增 大而增长起飞距离。如果抬前轮过晚,不仅使滑跑距离增长,而且还由于拉杆抬前轮到离地的时间很 短,飞行员不易修正前轮抬起的高度而保持适当的离地迎角。甚至容易使升力突增很多 而造成飞机猛然离地。各型飞机抬前轮的速度均有其具体规定。 前轮抬起高度应正好保持飞机离地所需的迎角,前轮抬起过低,势必使迎角和升力系数过小,离地速度增大,滑跑距离增长,前轮抬起过高,滑跑距离虽可缩短,但因飞机阻力大,起飞距离将增长,而且迎角和升力系数过大,又势必造成大迎角小速度离地,离地后,飞机的安定住差操纵性也不好。仰角过大,还可能造成机尾擦地。从既要 保证安全又要缩短滑跑距离的要求出发,各型飞机前轮抬起高度都有其具体规定。飞行员可从飞机上的俯仰指示器或从机头与天地线的关系位置来判断前轮抬起的高度是否适当。

  后三点飞机与前三点飞机相比,停机角比较大,因此三点滑跑中迎角较大,接近其临界迎角,如果整个滑跑阶段都保持三点滑跑,升力系数比较大,飞机在较小的速度下 即能产生足够的升力使飞机离地。此时滑跑距离虽然很短,但大迎角小速度离地后,飞 机安定性操纵性都差,甚至可能失速。因此后三点飞机,当滑跑速度增大到一定时,飞 行员应前推驾驶杆,抬起机尾作两点滑跑,以减小迎角。与前三点飞机抬前轮一样,为了既保证安全,又缩短滑跑距离,必须适时正确地抬 机尾。抬机尾过早或过晚,过高或过低,不仅会增长滑跑距离,起飞距离,而且会危及 飞行安全。各型飞机抬机尾的速度和高度也都有其具体规定。

  对螺旋桨飞机而言,起飞滑跑中引起飞机偏转的主要原因是螺旋桨的副作用。 起飞滑跑中,螺旋桨的反作用力矩力图使飞机向螺旋桨旋转的反方向倾斜,造成两 主轮对地面的作用力不等,从而使两主轮的摩擦力不等,两主轮摩擦力之差对重心形成偏转力矩。螺旋桨滑流作用在垂直尾翼上也产主偏转力矩。前三点飞 机抬前轮时和后三点飞机抬尾轮时,螺旋桨的进动作用也会使飞机产生偏转。加减油门和推拉笃驶杆的动作愈粗猛,螺旋桨副作用影响愈大。为减轻螺旋桨副作用的影响,加油门和推拉驾驶杆的动作应柔和适当。滑跑前段,因舵的效用差,一般可用偏转前轮和刹车的方法来保持滑跑方向。滑跑后段应用舵来保持滑跑方向。随着滑跑速度的不断增大,方向舵的效用不断提高,就应当回舵,以保持滑跑方向。

  喷气飞机起飞滑跑方向容易保持,其原因是;一是喷气飞机都是前三点飞机, 而前三点飞机在滑跑中具有较好的方向安定住,二是没有螺旋桨副作用的影响,所以在加油门和抬前轮时,飞机不会产主偏转。

  (二) 当速度增大到一定,升力稍大于重力,飞机即可离地。离地时作用于飞机的力。此时升力大于重力,拉力或推力 大于阻力。

  离地时的操纵动作,前三点飞机和后三点是不同的。前三点飞机是因飞行员拉杆产生上仰操纵力矩,而使飞机作两点滑跑的。随着滑跑速度 的增大、上仰力矩增大,迎角将会增大。虽然飞行员不断向前推杆以保持两点滑跑姿态,但 原来的俯仰力矩平衡总是随速度的增大而不断 被破坏,在到达离地速度时,迎角仍会有自动增大的趋势。所以,前三点飞机一般都是等其自动离地。 后三点飞机则不然,飞机到达离地速度时,一般都需带杆增大迎角而后离地。这是因为后三点飞机在两点滑跑中,飞行员是前推杆,下偏升降舵来保持的,随着速度增大,下俯操纵力矩增大,将使迎角减小,飞行员虽不断带杆以保持两点滑跑,但在到达 离地速度时,迎角仍会有减小的趋势。所以,必须向后带杆增大迎角飞机才能离地。后三点飞机,正确掌握离地时机是很重要的。离地过早或过晚,都将给飞行带来不利。 机轮离地后,机轮摩擦力消失,飞机有上仰趋势,应向前迎杆制止。对螺旋浆飞 机,机轮摩擦力矩也消失,飞机有向螺旋桨旋转方向偏转的趋势,应用舵制止。

  (三)一段平飞或小角度上升 对剩余拉力比较小的活塞式螺旋浆飞机,飞机离地还尚未达到所需的上升速度,故 需作一段平飞或小角度上升来积累速度。飞机离地后在12米高度向前迎杆,减小迎 角,使飞机平飞加速或作小角度上升加速。飞机刚离地时,不宜用较大的上升角上升。 上升角过大,这会影响飞机增速,甚至危及安全。 为了减小阻力,便于增速,飞机高地后,一般不低于5米高度收起落架。收起落架 时机不可过早或过晚。过早,飞机离地大近,如果飞机有下俯,就可能重新接地,危及 安全;过晚,速度大大,起落架产生的阻力很大,不易增速,还可能造成起落架收下好。在一段平飞或小角度上升中,特别要防止出现坡度,因为这时飞行高度低,飞机如有坡度,就会向下侧滑而可能使飞机撞地。因此发现飞机有坡度应及时纠正。

  (四)当速度增加到规定时,应柔和带杆使飞机转入稳定上升,上升到规定高度起飞阶段结束。

  ***影响起飞滑跑距离的因素影响起飞滑跑距离的困素有油门位置、离地迎角、襟翼反置、起飞重量、机场标高与气温、跑道表面质量、风向风速、跑道坡度等。这些因素一般都是通过影响离地速度 或起飞滑跑的平均加速度来影响起飞滑跑距离的。

  * 油门位置 油门越大,螺旋桨拉力或喷气推力越大,飞机增速快,起飞滑跑距离就短。所以,一般应用最大功率或最大油门状态起飞。

  * 离地迎角 离地迎角的大小决定于抬前轮或抬机尾的高度。离地迎角大,离地速度小,起飞滑跑距离短。但离地迎角又不可过大,离地迎角过大,下仅会因飞机阻力大而使飞机增速慢延长滑跑距离,而且会直接危及飞行安全因此从既要保证飞行安全又要使滑跑距离短出发,各型飞机一般都规定有最有利的离地迎角值。

  * 襟翼位置 放下襟翼,可增大升力系数,减小离地速度,因而能缩短起飞滑跑距离。

  * 起飞重量 起飞重量增大,不仅使飞机离地速度增大,而且会引起机轮摩擦力增加,使飞机不易加速。因此,起飞重量增大,起飞滑跑距离增长。

  * 机场标高与气温 机场标高或气温升高都会引起空气密度减小,一放面使拉力或推力减小,飞机加速慢;另一方面,离地速度增大,因此起飞滑跑距离必然增长。所以在炎热的高原机场起飞,滑跑距离显著增长。

  * 跑道表面质量 不同跑道表面质量的摩擦系数,滑跑距离也就不同。跑道表面如果光滑平坦而坚实,则摩擦系数小,摩擦力小,飞机增速快,起飞滑跑距离短。反之跑道表面粗糙不平或松软,起飞滑跑距离就长。

  * 风向风速 起飞滑跑时,为了产生足够的升力使飞机离地,不论有风或无风,离地空速是一定的。但滑跑距离只与地速有关,逆风滑跑时,离地地速小,所以起飞滑跑距离比无风时短。反之则长。

  与起飞相反,着陆是飞机高度下断降低、速度不断减小的运动过程。 飞机从一定高度作着陆下降时,发动机处于慢车工作状态,即一般采用带小油门下滑的方法下降。飞行高度降低到接近地面时,必须在一定高度上开始后拉驾驶杆,使飞机由下滑转入平飘这就是所谓“拉平”。 机拉平后,飞机速度仍然较大,不能立即接地.需要在离地0.5~1米高度上继续减小速度,这个拉平后继续减小速度的过程,就是平飘。在这个过程中,随着飞行速度的不断减小,飞行员不断后拉驾驶杆以保持升力等于重力。在离地0.15~0.25米时,将飞机拉成接地所需的迎角,升力稍小于重力,飞机轻柔飘落接地飞机接地后,还需要滑跑减速直至停止,这个滑跑减速过程就是着陆滑跑。 由上可见,飞机着陆过程一般可分为五个阶段:下滑段、拉平段、平飘段、接地和着陆滑跑段。

  拉平是飞机由下滑转入平飘的曲线运动过程,即飞机由下滑状态转入近似平飞状态的过程。为完成这个过程,飞行员应拉杆增加迎角:使升力大于重力第一分力, 此两力之差为向心力,促进飞机向上作曲线运动,减小下滑角。对某些飞机,因放襟翼后,上仰力矩较大,下滑中通常是向下顶杆以保持飞机的平衡,所以开始拉平时只需松杆,后再逐渐转为拉杆。拉杆或松杆增大迎角,阻力也同时增大,且因下滑角不断减小,重力也跟着减小,所以阻力大于重力飞行速度不断减小。可见飞机在拉平阶段中,下滑角和下滑速度都逐渐减小,同时高度不断降低。飞行员应根据飞机的离地和下沉接近地面的情况,掌握好拉杆的分量和快慢,使之符合客观实际,才能做到正确的拉平。如高度高、下沉慢、俯角小,拉杆的动作应适当慢一些;反之,高度低、下沉快、俯角大,拉杆的动作应适当快一些。

  飞机转入平飘后,在阻力的作用下,速度逐渐减小,升力不断降低。为了使飞机升力与飞机重力近似相等,让飞机缓慢下沉接近地面,飞行员应相应不断地拉杆增大迎角,以提高升力。在离地约0.15--0.25米的高度上将飞机拉成接地迎角姿态,同时速度减至接地速度,是飞机轻轻接地。

  在平飘过程中,飞行员应根据飞机下沉和减速的情况相应地向后拉杆。一般来说:在平飘前段,需要的拉杆量较少。因为此时飞机的速度较大,在速度减小,升力减小时,只需稍稍拉杆增加少量的迎角,就能保持平飘所需的升力。如拉杆量过多,会使升力突增,飞机将会飘起。

  在平飘后段,需要的拉杆量较多。因为此时飞机的速度较小,如拉杆量与前段相同,增加同样多迎角,升力增加小,飞机将迅速下沉;此外随着迎角的增大,阻力增大,飞机减速快,也将使飞机迅速下沉,因此只有多拉杆,迎角增加多一些,才能得到所需的升力,使飞机下沉缓慢。

  总之,在平飘中,拉杆的时机、分量、和快慢,由飞机的速度和下沉情况来决定。飞机速度大,下沉慢,拉杆的动作应慢些;反之,速度小,下沉快拉杆的动作应适当加快。

  此外,为了使飞机平稳地按预定方向接地,在平飘过程中,还须注意用舵保持好方向。如有倾斜,应立即以杆舵一致的动作修正。因此时迎角大速度小,副翼效用差,姑应利用方向舵支援副翼,即向倾斜的反方向蹬舵,帮助副翼修正飞机的倾斜。

  飞机在接地前会出现机头自动下俯的现象。这是因为飞机在下沉过程中,迎角要增大,迎角安定力矩使机头下俯,另外由于飞机接近地面,地面的影响增强,下洗速度减小,水平有效迎角增大,产生向上的附加升力,对重心形成的力矩使机头下俯。故在接地前,还要继续向后带杆,飞机才能保持好所需的接地姿态。

  为减小接地速度和增大滑跑中阻力,以缩短着陆滑跑距离,接地时应有较大的迎角,故前三点飞机以两主轮接地,而后三点飞机以通常以三轮同时接地。

  飞机接地后,为尽快减速,缩短着陆滑跑距离,必须在滑跑中增大飞机阻力。滑跑中飞机阻力有气动阻力、机轮摩擦力、以及喷气反推力和螺旋桨负拉力等。滑跑中,增大飞机迎角,放减速板(或减速率),以及使用反推、螺旋桨负拉力、刹车等都能增大飞机阻力

  展开全部航天飞机是一种可重复使用的由运载火箭发射的飞行器,用于进入地球轨道,在地球与轨道航天器之间运送人员和物资,并滑翔降落回地面。第一架航天飞机于1981年4月12日发射升空。航天飞机主要由3部分组成:带机翼的轨道器,用于运载航天员和物资;外部推进剂箱,用于携带供3台主发动机使用的液氢和液氧;一对大型固体推进剂捆绑式助推火箭。整个系统的起飞重量达2000吨,高56米。发射时,助推器和轨道器主发动机同时点火,推力达3100万牛顿。起飞后约两分钟,助推火箭被抛弃并用降落伞降落,回收后再次使用。轨道器将外部推进剂箱中的推进剂消耗完时,已获得99%的轨道高度,于是抛弃。此推进剂箱在坠入大气层时解体。虽然航天飞机像常规载人航天器一样垂直发射,但不同的是,它能像普通喷气式飞机一样滑翔降落在跑道上。轨道器在设计上可重复使用00次,降低了航天飞行的成本。航天飞机可将卫星和探测器装入它的货仓带到太空去施放,也可由航天员在太空中回收或修理轨道上出了问题的卫星。航天心机还可用作太空实验室,携带专门的研究设备进行各种科学实验。航天飞机完成任务返回地面远比升空时的难度与危险性要大。当轨道飞行器返回地球重入大气层时,它必须十分精确地调整好自己的状态和角度。由于机身与空气的剧烈摩擦,其外部可产生1500摄氏度的高温,如果没有防护装置,飞机将会熔化。所以,在航天飞机的外表覆盖了一层大小形状不同的黑色光亮的硅酸盐纤维瓷片,这些瓷片的隔热性能非常好,可以保证热量不被传导到飞行器上。航天飞机是迄今为止人类所制造的最复杂、最尖端的运载工具。它庞大而精密的系统由数百万个零部件组成,其中任何一个出现问题,都可能导致整个航天飞机毁灭。两架失事的航天飞机,一个是因为小小的密封圈发生泄漏,在起飞后不久发生了爆炸;一个是因为瓷片脱落击坏身,在重返大气层时发生机身解体。两次事故使十几名宇航员壮烈牺牲。人们在感激这些勇士,震惊这种灾难的同时,仍然会对科学事业充满不懈的激情。

  目前只有美国拥有航天飞机,但由这些航天飞机所进行伟大事业,使人类对科学的认识产生了突飞猛进的作用

  齐寿祥:高级工程师北京航空航天学会科普与教育委员会副主任,中国科学院科普宣教团成员。科普作家。

  飞机螺旋桨在发动机驱动下高速旋转,从而产生拉力,牵拉飞机向前飞行。这是人们的常识。可是,有人认为螺旋桨的拉力是由于螺旋桨旋转时桨叶把前面的空气吸入并向后排,用气流的反作用力拉动飞机向前飞行的,这种认识是不对的。

  那么,飞机的螺旋桨是怎样产生拉力的呢?如果大家仔细观察,会看到飞机的螺旋桨结构很特殊,如图1所示,单支桨叶为细长而又带有扭角的翼形叶片,桨叶的扭角(桨叶角)相当于飞机机翼的迎角,但桨叶角为桨尖与旋转平面呈平行逐步向桨根变化的扭角。

  桨叶的剖面形状与机翼的剖面形状很相似,前桨面相当于机翼的上翼面,曲率较大,后桨面则相当于下翼面,曲率近乎平直,每支桨叶的前缘与发动机输出轴旋转方向一致,所以,飞机螺旋桨相当于一对竖直安装的机翼。

  桨叶在高速旋转时,同时产生两个力,一个是牵拉桨叶向前的空气动力,一个是由桨叶扭角向后推动空气产生的反作用力。

  从桨叶剖面图中可以看出桨叶的空气动力是如何产生的,由于前桨面与后桨面的曲率不一样,在桨叶旋转时,气流对曲率大的前桨面压力小,而对曲线近于平直的后桨面压力大,因此形成了前后桨面的压力差,从而产生一个向前拉桨叶的空气动力,这个力就是牵拉飞机向前飞行的动力。

  另一个牵拉飞机的力,是由桨叶扭角向后推空气时产生的反作用力而得来的。桨叶与发动机轴呈直角安装,并有扭角,在桨叶旋转时靠桨叶扭角把前方的空气吸入,并给吸入的空气加一个向后推的力。与此同时,气流也给桨叶一个反作用力,这个反作用力也是牵拉飞机向前飞行的动力。

  由桨叶异型曲面产生的空气动力与桨叶扭角向后推空气产生的反作用力是同时发生的,这两个力的合力就是牵拉飞机向前飞行的总空气动力。

  早期飞机大多使用桨叶角固定不变的螺旋桨,它的结构简单,但不能适应飞行速度变化。现代的螺旋桨飞机多采用桨叶角可调的变距螺旋桨,如图3所示,这种螺旋桨可根据飞行需要调整桨叶角,提高螺旋桨的工作效率。

  由于螺旋桨在旋转时,桨根和桨尖的圆周速度不同,为了保持桨叶各部分都处于最佳气动力状态,所以把桨根的桨叶角设计成最大,依次递减,桨尖的桨叶角最小。(如图1所示)。

  工作状态的桨叶是一根悬壁梁受力态势,为了增加桨根的强度,桨根的截面积设计为最大。

  一架飞机上桨叶数目根据发动机的功率而定,有2叶、3叶和4叶的,也有5叶、6叶的。如图4—6是多桨叶飞机。

  装于飞机头部的螺旋桨为拉力式螺旋桨(如图4),装于飞机后部的螺旋桨为推力式螺旋桨(如图6),还有既装有拉力式螺旋桨又装有推力式螺旋桨的飞机(如图7)。

  第二次世界大战以前的飞机,基本上是使用活塞式发动机作动力装置驱动螺旋桨。近代在涡轮喷气发动机的基础上研制出了涡轮螺旋桨发动机和涡轮桨扇发动机。用这两种发动机驱动螺旋桨使螺旋桨的工作效率大大提高,同时也提高了飞机的性能。图9是装有涡轮螺旋桨发动机的运输机,图10是装有涡轮螺旋桨发动机的轰炸机,该机的螺旋桨是由同轴串联的两组反向旋转的桨叶组成。图11是美法两国共同研制的新型涡轮桨扇发动机。

  螺旋桨飞机最大飞行速度在700千米/小时左右,如果飞行速度再提高,飞行中产生的激波阻力是螺旋桨飞机无法克服的。这项技术问题请看航空航天技术科普知识讲座的第四讲“飞行器的三障”。

  展开全部真复杂的回答。简单地说,物体表面的空气流动速度越大,那么空气对物体表面的作用力就越小。飞机机翼的断面设计成上面是弧形下面是平面,当机翼与空气产生相对运动时,流经机翼上下表面空气的速度就不同,这样就产生了压力差,当这个差值等于飞机的重量时,飞机就被抬起来了。

  至于直升飞机,它头顶上的旋翼的断面和固定翼飞机机翼的断面形状差不多,旋翼转动时,也会在上下表面产生压力差。

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