航空名词的解释

气流
一、名词解释

1．气流

流动的空气称为气流。如风。

2．空气动力

空气流过物体或物体在空气中运动时,空气对物体的作用力称为空气动力。如风吹 动红旗飘摆,跑步时风迎面吹来。

3．流线

表示空气微团流动路线的线称为流线。

4．流管

两条相邻流线组成的空间称为流管。

5．流线谱

流体流过物体时整个流线组成的图象称为流线谱。根据流线谱可从理论上对空气动力作定性的分析。图1—1—1所示为垂直平板,斜置平板和流线体的流线谱。

6．静压

静压是压能,是势能的一种。它是空气垂直作用于物体单位表面积上的压力,用压强表示,在静止的气流中其大小为空气的大气压。

7．动压

动压是单位体积空气包含的动能,由于流速产生的附加压力。不作用在物体表面。 可用下式表示。

g=1/2ρv²

式中: g—动压;ρ—空气密度;v—气流速度。

8．全压

气流的静压与动压之和称为全压。

二、气流特性

1．可逆性原理

物体在静止的空气中运动或气流流过静止的物体,如果两者相对速度相等,物体上 所受的空气动力完全相等。

一般在研究,分析和实验时,采用气流流过物体的方法较为直观和简单。根据此原 理只要相对速度相等,它的结果与物体在空气中运动时所受的空气动力就一样。

2．连续性定理

这是描述流速与气流截面关系的定理。气流稳定地流过直径变化的管子时,图 1—1—2,每秒流入多少空气,也流出等量的空气。所以管径粗处的气流速度较小,而管径细处较大。可用下式表示。

S₁V₁＝S₂V₂＝常数

式中:

S—管子截面积;V—流速。

3．伯努利定理

是能量不灭定理在空气动力学中的应用,它描述空气动压、静压和总压之间的关系。

1/2ρv₁²+p₁=1/2ρv₂²+p₂=p₀(常数)

式中:

1/2ρv²—动压;p—静压;p₀—总压。

流体在截面较大处(Ⅰ)仍流速较小,动压较小,静压较大,而 在截面较小处(Ⅱ)流速较大,动压较大,静压较小。

升力和阻力
一、名词解释

1．机翼

飞机上产生升力的部件称为机翼。单翼机有左、右翼,图1—1—3,双翼机有上、下翼。

2．翼尖

机翼的左右两个尖端部位称为翼尖。

3．翼根

机翼的根部(通常是与机身连接处)称为翼根。

4．前缘

机翼的前部边缘称为前线。

5．后缘

机翼的后部边缘称为后缘。

6．翼展

左、右两翼尖之间的距离称为翼展。

7．翼型

机翼的横断面形状称为翼型,图1—1—4。

8．翼弦

翼型的前缘与后缘之间的连线称翼弦。

9．弦长

前后缘的距离称为弦长(b)。对于长方形机翼,弦长沿展向是不变的,其它形状的 机翼弦长沿展向是变化的,此时用平均气动弦长(b_平均)来表示,它可用下式计算

b_平均=S/L

式中:

b_平均—平均气动弦长;S—面积;L—翼展

10．展弦比

翼展与平均气动弦长之比称为展弦比(λ)。可用下式计算

λ=L/b_平均=L²/S

式中:

λ—展弦比;L—翼展;b_平均—平均气动弦长;S—面积

11．迎角

翼弦与相对气流的夹角称为迎角。

12．付翼:

在机翼外侧后部可活动的舵面称为付翼。

二、升力

从翼型流线谱中看出:相对气流稳定而连续地流过翼型时,上下表面的流线情况不 同。上表面流线密集流管细,其气流流速快、压力小;而下表面流线较稀疏,流管粗, 其气流流速慢,压力较大。因此,产生了上下压力差。这个压力差就是空气动力(R), 它垂直流速方向的分力就是升力(Y)。如图1—1—5所示。流过各个剖面升力总合就是机翼的升力。升力维持飞机在空中飞行。

三、阻力的产生

空气动力沿气流方向的分力阻碍飞机在空气中前进的力称为阻力,图1—1—5中 “X”。机翼的阻力包括压差阻力、摩擦阻力和诱导阻力。

1．压差阻力:

相对气流流过机翼时,机翼前缘的气流受阻,流速减慢,压力增大;而机翼后缘气 流分离,形成涡流区,压力减小。这样,机翼前后产生压力差形成阻力。这个阻力称为压差阻力(图1—1—6)。

2．摩擦阻力

在飞行中,空气贴着飞机表面流过,由于空气具有粘性,与飞机表面发生摩擦,产 生了阻止飞机前进的摩擦阻力(图1—1—7)。

3．诱导阻力

伴随升力的产生而产生的阻力称为诱导阻力,图1—1—8。

机翼产生升力时,下表面的压力比上表面的压力大。空气从下表面绕过翼尖向上表面流去使翼尖气流发生扭转而形成翼尖涡流(如图1—1—8A)。翼尖气流扭转,产生下洗速度,气流方向向下倾斜,形成洗流(如图1—1—8B)。升力亦随之向后倾斜。实际有效的升力应与飞行速度垂直,可求出“有效”升力和诱导阻力(X_诱导),(如图1—1—9)。

四、影响升力和阻力的因素

1．机翼迎角的影响

(1)在一定范围内,机翼迎角增加,升力则增大。因为机翼迎角增加后,机翼上表面气流的流线更加密集,流速更块,压力更小(吸力更大),压差更大。

(2)机翼迎角增加,阻力随之增大。因为随着机翼迎角的增加,机翼后部的涡流区也不断扩大,压力减小;而机翼前部气流压力增大,前后压力差(阻力)增大。机翼升力增加诱导阻力页随之增加。

2．速度的影响

相对气流的速度越大,升力和阻力就越大。实验证明:升力和阻力与速度的平方成正比。

(1)根据柏努利定理,机翼上表面的相对气流流速越快,静压越小,上下压力差则越大,升力就越大。

(2)气流流速越快,机翼前部的气流动压越大,受档后转换成的静压也就越大,前后压力差也越大。压差阻力越大．另外由于相对速度大摩擦阻力也随之增大。

3．空气密度的影响:

空气密度越大,升力和阻力越大。升力、阻力的大小与空气密度成正比。根据动压公式(g=1/2ρv²),空气密度增大后,气流流过机翼时的动压变化大。所以机翼上下的压力差和机翼前后的压力差变化也大。

4．机真的影响

(1)面积:升力和阻力与面积成正比。

(2)平面形状:机翼产生升力后出现涡流,使上翼面压强增加,下翼面压强减小,机翼升力受到损失,并产生诱导阻力。当机翼平面形状接近椭圆形时,升力损失最小,诱导阻力也较小,平面形状为矩形的机翼升力损失较大,诱导阻力也较大。而梯形机翼居两者之间,因此椭圆形机翼空气动力性能最好。

(3)展弦比:展弦比越大涡流影响所占的比例越小,升力损失和诱导阻力也越小。

5．翼型的影响

相对厚度:

翼型的最大厚度(c)占翼弦(b)的百分比,称作相对厚度(C^-),表示翼型的厚薄程度。

公式:s^-=c/b×100%

中弧线弯度:翼型中线与冀弦之间的最大距离(f)占翼弦(b)的百分比,叫做中弧 线相对弯度(f^-),表示翼型的弯曲程度。

公式:f^-=f/b×100%

在一定范围内,翼型的相对厚度、中弧线弯度越大,机翼上表面的流线越密,流速越快,压力越小,因而上下压力差越大,升力也越大,阻力也随之增大。

6．表面质量的影响

飞机表面越光滑,摩擦阻力越小;表面越粗糙,摩擦阻力则越大。

飞机各部外形的流线型越好,则阻力越小。

五、升力和阻力公式

根据升力、阻力与上述诸因素的关系,升力、阻力公式如下:

升力:Y=C_y1/2 ρv²s

阻力:X=C_x1/2 ρv²s

式中:Y—升力;X—阻力;ρ—空气密度;s—机翼面积;C_y—升力系数;C_x—阻力系数;v—气流速度

C_y、C_x是翼型、迎角、机翼形状、飞机表面光滑和流线性对升力、阻力大小的影响。其数值通过实验测得。

飞行中,机翼翼型、面积和形状及飞机状况等一般是不变的。在同一高度飞行时,空气密度也可看成相对不变。那么,升力和阻力的大小就取决于速度和迎角。在飞行中,是用改变速度、改变迎角来改变升力和阻力。

六、升力系数曲线和阻力系数曲线

1．升力系数曲线

是表示机翼迎角对升力影响的曲线。翼型确定后升力系数的大小与迎角有关。升力系数随迎角的变化可用风洞实验测定。如表1—1—1系实测的某型飞机升力系数数值。

表1—1—1
α	-1°	0°	2°	6°	8.9°	10°	14°	16°	18°	19°	20°
Cy	0	0.073	0.222	0.52	0.738	0.822	1.12	1.27	1.36	1.37	1.35

从升力系数曲线图中可以看出:

·曲线与横座标的交点,为零升力迎角。

·在一定范围内,升力系数随迎角的增加而增大。

·曲线最高点的升力系数最大,这一点所对应的迎角,叫做临界迎角(即获得最大升力系数的迎角,如图中19°)。超过临界迎角后,迎角再增大时升力系数反而减小。

2．阻力系数曲线

是表示机翼迎角对阻力的影响的曲线。阻力系数随迎角的变化数据亦可由风洞实验测得。依据这些数据,即可绘出阻力系数曲线图。

在小迎角范围内,迎角增加阻力系数增加很小;而在迎角较大时,阻力系数增加较多。超过临界迎角后,阻力系数急剧增加。这是由于,随着迎角增大,涡流区迅速扩大,压差阻力增大的缘故。

空气动力特性
一、升阻比与有利迎角:

1．升阻比(K):

同一迎角的升力与阻力之比,叫升阻比。升阻比是表示飞机的空气动力性能的参数。

K=y/x=(1/2C_yρv²s)/(1/2C_xρv²s)=C_y/C_x

从式中看出:升阻比就是升力系数与阻力系数之比,随迎角的改变而改变。

2．有利迎角:

随着迎角的变化,升力和阻力的变化情况有所不同。能获得最大升阻比的迎角,叫 有利迎角。

在小于有利迎角的范围内,随着迎角的增大,升阻比逐渐增加;超过有利迎角后, 迎角再增大,升阻比反而减小。

二、失速

超过临界迎角后,产生严重的分离,升力急剧下降而不能保持正常飞行的现象,叫失速。

1．失速的征候

(1)飞机抖动并左右摇晃:这是因为机翼上表面气流强烈分离而产生大量涡流,引起升力时大时小,和左、右翼的升力变化不均造成的。

(2)杆舵抖动、操纵变轻:飞机超过临界迎角时,机翼上表面的气流强烈分离,产生了大量涡流,影响到各个舵面,所以杆舵发生抖动;涡流区内的压力较小,所以杆舵变轻。

(3)飞机下降、机头下沉:超过临界迎角后,会使气流分离,升力下降;另外,由于阻力增大,速度减小,也使升力降低。当升力不能维持飞机的重力时。就会使飞机下降;促使机头下沉。

2．失速的处理

判明失速后,应立即推杆减小迎角,恢复升力。待飞机获得速度后,即可转入正常飞行。

三、空气动力性能曲线:

1．性质角(θ)

总空气动力(R)与升力(Y)间的夹角,叫性质角。

从图中看出:性质角越小,升阻比越大;反之,性质角越大;升阻比越小。性质角是由升阻比的决定的。反映升力与阻力的比值。所以把它叫做性质角。

2．空气动力特性曲线:

飞机的升力系数和阻力系数随迎角变化的关系,在座标中用一条曲线面出来,这条 曲线就是空气动力特性曲线(又称极曲线)。(图1—1—15A)

　

曲线的纵座标代表升力系数,横座标代表阻力系数。曲线上的每一点代表一个迎角。从曲线可看到各迎角的升力系数、阻力系数和性质角。另外,还可看到几个特殊迎角。

·曲线与横主座标的交点(-4°)是零升力迎角。

·曲线最高点(16°),升力系数最大,对应临界迎角。

·由座标原点(O)向曲线作切线,切点(8°)的性质角最小,升阻比最大,这个迎角 即是有利迎角。

四、双翼的空气动力特点:

1．升力

气流流过机翼时,由于下翼处在上翼的下面,其气流流速会受上翼下表面流速减慢 的影响而变慢,以致使下翼的升力减小。

2．阻力

由于双翼机的上下翼之间相隔很近,上下翼的翼尖涡流相互影响,而使总的翼尖涡 流增加,从而使诱导阻力增大。

超轻型飞机的速度很小,欲获得足够的升力,就需要面积较大的机翼。为了使结构 重量较轻,有些超轻型飞机采用双翼的结构形式。如“蜜蜂”3型超轻型飞机。

 

螺旋桨
一、工作原理

    　　可以把螺旋桨看成是一个一面旋转一面前进的机翼进行讨论。流经桨叶各剖面的气 流由沿旋转轴方向的前进速度和旋转产生的切线速度合成。在螺旋桨半径r₁和r₂(r₁＜r₂)两处各取极小一段,讨论桨叶上的气流情况。V—轴向速度;n—螺旋桨转速;φ—气流角,即气流与螺旋桨旋转平面夹角;α—桨叶剖面迎角;β—桨叶角,即桨叶剖面弦线与旋转平面夹角。显而易见β＝α+φ。

　　空气流过桨叶各小段时产生气动力,阻力ΔD和升力ΔL,合成后 总空气动力为ΔR。ΔR沿飞行方向的分力为拉力ΔT,与旋螺桨旋转方向相反的力ΔP 阻止螺旋桨转动。将整个桨叶上各小段的拉力和阻止旋转的力相加,形成该螺旋桨的拉 力和阻止螺旋桨转动的力矩。

　　从以上两图还可以看到。必须使螺旋桨各剖面在升阻比较大的迎角工作,才能获得较大的拉力,较小的阻力矩,也就是效率较高。螺旋桨工作时。轴向速度不随半径变化,而切线速度随半径变化。因此在接近桨尖,半径较大处气流角较小,对应桨叶角也应较小。而在接近桨根,半径较小处气流角较大,对应桨叶角也应较大。螺旋桨的桨叶角从桨尖到桨根应按一定规律逐渐加大。所以说螺旋桨是一个扭转了的机翼更为确切。

　　从图中还可以看到,气流角实际上反映前进速度和切线速度的比值。对某个螺旋桨的某个剖面,剖面迎角随该比值变化而变化。迎角变化,拉力和阻力矩也随之变化。用进矩比“J”反映桨尖处气流角,J＝V/nD。式中D—螺旋桨直径。理论和 试验证明:螺旋桨的拉力(T),克服螺旋桨阻力矩所需的功率(P)和效率(η)可用下列公式 计算:

T=C_tρn²D⁴

P=C_pρn³D⁵

η=J·C_t/C_p

　　式中:C_t—拉力系数;C_p—功率系数;ρ—空气密度;n—螺旋桨转速;D—螺旋桨直径。其 中C_t和C_p取决于螺旋桨的几何参数,对每个螺旋桨其值随J变化。图1—1—21称为螺 旋桨的特性曲线,它可通过理论计算或试验获得。特性曲线给出该螺旋桨拉力系数、功 率系数和效率随前进比变化关系。是设计选择螺旋桨和计算飞机性能的主要依据之一。

　　从图形和计算公式都可以看到,当前进比较小时,螺旋桨效率很低。对飞行速度较 低而发动机转速较高的轻型飞机极为不利。例如:飞行速度为72千米/小时,发动转 速为6500转/分时,η≈32%。因此超轻型飞机必须使用减速器,降低螺旋桨的转 速,提高进距比,提高螺旋桨的效率。

二、几何参数

直径(D):影响螺旋桨性能重要参数之一。一般情况下,直径增大拉力随之增大, 效率随之提高。所以在结构允许的情况下尽量选直径较大的螺旋桨。此外还要考虑螺旋桨桨尖气流速度不应过大(＜0.7音速),否则可能出现激波,导致效率降低。

桨叶数目(B):可以认为螺旋桨的拉力系数和功率系数与桨叶数目成正比。超轻型飞 机一般采用结构简单的双叶桨。只是在螺旋桨直径受到限制时,采用增加桨叶数目的方法使螺旋桨与发动机获得良好的配合。

实度(σ):桨叶面积与螺旋桨旋转面积(πR²)的比值。它的影响与桨叶数目的影响相 似。随实度增加拉力系数和功率系数增大。

桨叶角(β):桨叶角随半径变化,其变化规律是影响桨工作性能最主要的因素。习惯 上以70%直径处桨叶角值为该桨桨叶角的名称值。

螺距:它是桨叶角的另一种表示方法。图1—1—22是各种意义的螺矩与桨叶角的关 系。

几何螺距(H):桨叶剖面迎角为零时,桨叶旋转一周所前进的距离。它反映了桨叶 角的大小,更直接指出螺旋桨的工作特性。桨叶各剖面的几何螺矩可能是不相等的。习惯上以70%直径处的几何螺矩做名称值。国外可按照直径和螺距订购螺旋桨。如 64/34,表示该桨直径为60英寸,几何螺矩为34英寸。

实际螺距(H_g):桨叶旋转一周飞机所前进的距离。可用H_g＝v/n计算螺旋桨的实际螺矩值。可按H＝1.1～1.3Hg粗略估计该机所用螺旋桨几何螺矩的数值。

理论螺矩(H_T):设计螺旋桨时必须考虑空气流过螺旋桨时速度增加,流过螺旋桨旋转平面的气流速度大于飞行速度。因而螺旋桨相对空气而言所前进的距离一理论螺矩将大于实际螺矩。

三、螺旋桨拉力在飞行中的变化

1．桨叶迎角随转速的变化

在飞行速度不变的情况下,转速增加,则切向速度(U)增大,进距比减小桨叶迎角增大,螺旋桨拉力系数增大(图1—1—20所示)。又由于拉力与转速平方成正比,所以增大油门时,可增大拉力。

2．桨叶迎角随飞行速度的变化:

在转速不变的情况下,飞行速度增大,进距比加大,桨叶迎角减小,螺旋桨拉力系数减小。如图1—1—20所示,拉力随之降低。

当飞行速度等于零时,切向速度就是合速度,桨叶迎角等于桨叶角。飞机在地面试 车时,飞行速度(V)等于零,桨叶迎角最大,一些剖面由于迎角过大超过失速迎角气动性能变坏,因而螺旋桨产生的拉力不一定最大。

3．螺旋桨拉力曲线:

根据螺旋桨拉力随飞行速度增大而减小的规律,可绘出螺旋桨可用拉力曲线。

4．螺旋桨拉力随转速、飞行速度变化的综合情况:

在飞行中,加大油门后固定。螺旋桨的拉力随转速和飞行速度的变化过程如下:

由于发动机输出功率增大,使螺旋桨转速(切向速度)迅速增加到一定值,螺旋桨拉 力增加。飞行速度增加,由于飞行速度增大,致使桨叶迎角又开始逐渐减小,拉力也随之逐渐降低,飞机阻力逐渐增大,从而速度的增加趋势也逐渐减慢。当拉力降低到一定 程度(即拉力等于阻力)后,飞机的速度则不再增加。此时,飞行速度、转速、桨叶迎角及螺旋桨拉力都不变,飞机即保持在一个新的速度上飞行。

四、螺旋桨的自转:

当发动机空中停车后,螺旋桨会象风车一样继续沿着原来的方向旋转,这种现象, 叫螺旋桨自转。

螺旋桨自转,不是发动机带动的,而是被桨叶的迎面气流“推着”转的。它不但不能 产生拉力,反而增加了飞机的阻力。

螺旋桨发生自转时,由于形成了较大的负迎角。桨叶的总空 气动力方向及作用发生了质的变化。它的一个分力(Q)与切向速度(U)的方向相同,成为推动桨叶自动旋转的动力,迫使桨叶沿原来方向续继旋转:另一个分力(-P)与速度方向 相反,对飞行起着阻力作用。

一些超轻型飞机的发动机空中停车后由于飞行速度较小,产生自旋力矩不能克服螺 旋桨的阻旋力矩时螺旋桨不会出现自转。此时,桨叶阻力较大,飞机的升阻比(或称滑翔比)将大大降低。

五、螺旋桨的有效功率:

1．定义:螺旋桨产生拉力,拉着飞机前进,对飞机作功。螺旋桨单位时间所作功, 即为螺旋桨的有效功率。

公式: N_桨＝PV

式中: N_桨—螺旋桨的有效功率;P—螺旋桨的拉力;V—飞行速度

2．螺旋桨有效功率随飞行速度的变化:

(1)地面试车时,飞机没有前进速度(V＝0),拉力没有对飞机作功,故螺旋桨的有效功率为“零”。

(2)飞行速度增大时,从实际测得的螺旋桨有效功率曲线:

在OA速度范围内,螺旋桨的效功率随飞行速度的增大而增大;在大于该速度范围后螺旋桨有效功率则随飞行速度的增大而减小。在OA速度范围内,当飞行速度增大时,拉力减小较慢,随速度的增大,螺旋桨有效功率逐渐提高。当飞行速度增大到A时,螺旋桨的有效功率最大。当飞行速度再增大时,由于拉力迅速减小,因此随着飞行速度的增加而螺旋桨有效功率反会降低。

螺旋桨是发动机带动旋转的,螺旋桨的作用是把发动机的功率转变为拉着飞机前进的有效功率。

螺旋桨有效功率与发动机输出功率之比,叫螺旋桨效率。

η=N_桨/N_有效

飞机的平衡

一、飞机的重心

1．定义:

飞机各部分重力的合力着用点,称为飞机的重心。飞机的重心位置用其在平均气动 弦长上的位置表示,如图1—2—1所示为25%。

2．重心的特性

(1)飞行中,重心位置不随姿态改变。

(2)飞机在空中的一切旋转运动,都是转绕着飞机重心进行的。

3．飞机的转动轴

(1)纵轴:沿机身轴线,通过飞机重心的轴线,叫飞机的纵轴。飞机绕纵轴的转动,叫飞机的横向滚转。

(2)横轴:沿机翼屁向通过飞机重心并垂直纵轴的轴线,叫飞机的横轴。飞机绕横 轴的转动,叫俯仰转动。

(3)立轴:通过飞机重心并垂直于纵轴和横轴的轴线,叫飞机的立铀。飞机绕立轴 的转动,叫方向偏转。

飞机的纵轴和立轴,都在飞机的对称面内,飞机的横轴垂直于飞机的对称面。(图 1—2—2)。

二、飞机的纵向平衡:

仰角和俯角:飞机的纵轴与水平面间的夹角,机头上仰的叫仰角,机头下俯的叫俯 角。如图1—2—3所示。

飞行中,飞机不绕横轴转动(即迎角保持不变),飞机即获得了纵向平衡或称俯仰平衡。

1．纵向平衡的条件:

机翼升力(Y_翼)的着力点到重心的距离为L₁;尾翼升力(Y_尾)到重心的距离为L₂。机翼升力(Y_翼)对重心形成下俯力矩M_翼＝-Y_翼·L₁;水平尾翼的升力(Y_尾)对重心形成上仰力矩。M_尾＝-Y_尾·L₂。

飞机得到纵向平衡时,机翼升力形成的下俯力矩等于尾翼升力形成的上仰力矩。迎 角保持不变。(图1—2—4)。即:M_翼十M_翼=0

2．飞机的配重:

飞行中,飞机的下俯力矩等于上仰力矩,才能获得俯仰平衡。当飞机重心位置的前 后移动(如前后舱载重变化),就会影响各力矩,从而破坏了飞机原有的纵向平衡引起飞机的俯仰转动。如飞机重心位置变化不大时,飞行员可操纵飞机保持平衡。但是,如果 重心位置变化过大超过一定范围,飞机的纵向平衡无法维持。可能导致飞行事故。

例如:蜜蜂三号飞机设计空机重心位置偏后,飞行前应根据驾驶员体重,装载情况在飞机前舱前部配重(沙袋),使飞机的重心在合理位置,保持纵向平衡。因此,一般情况下,双座飞机做单人飞行时,只能乘前座。

 

三、飞机的侧向平衡:

飞行中,飞机不绕纵铀转动,飞机即得到了侧向平衡。

坡度(γ): 飞机的横轴与水平而的夹角,叫飞机的坡度(如图1—2—5)。

侧向平衡的条件:从图1—2—6中看出:

M_右滚=Y_左·L_左

M_左滚=Y_右·L_右

M_右滚=M_左滚

式中: M_右滚—右滚力矩;M_左滚—左滚力矩; Y_左—左翼升力; Y_右—右翼升力;L_左—Y_左着力点到重心的距离;L_右—Y_右着力点到重心的距离。

飞机得到侧向平衡后,则不绕纵轴转动坡度不变。

四、飞机的方向平衡

飞行中,飞机不绕立轴转动即得到了方向平衡。从图1—2—7中看出:

M_右偏=X_左·L_左

M_左偏=X_右·L_右

M_右偏=M_左偏

式中:M_右偏—右偏力矩;M_左偏—左偏力矩;X_左—左侧阻力;X_右—右侧阻力;L_左—X_左到飞机重心的距离;L_右—X_右到飞机重心的距离。

五、侧向平衡和方向平衡的关系

侧滑:飞机运动方向与飞机的对称面不一致的飞行状态,叫侧滑。

测滑角(β):相对气流(或飞行速度)与飞机对称面的夹角,叫侧滑角,图1—2—8。

如果飞机的侧向平衡因某种原因(如一侧遇上升气流)受到破坏后,飞机就会产生坡度。从而升力随飞机的对称面发生倾斜,而飞机的重力(G)永远垂直于地面。飞机的升力与重力便形成合力(F),使飞机的运动方向发生了改变而产生侧滑。侧滑后,方向舵迎角变化产生空气动力破坏了飞机的方向平衡(如图1—2—9所示)。

如果飞机的方向平衡受到破坏,使飞机方向发生偏转,则外翼的速度较大,外翼的升力也就相应增大,与内翼较小的升力形成内外翼的升力差。因而使飞机向内翼一侧产生坡度。这样便又破坏了飞机的侧向平衡。

所以,飞机的横向平衡和方向平衡紧密共连,是相互影响。

六、方向平衡与螺旋桨的扭转气流:

螺旋桨旋转时,桨叶拨动空气,一方面使空气向后流动另一方面又使空气顺着螺旋桨旋转方向扭转流动(图1—2—10),这种由于螺旋桨的作用使气流加速和扭转叫螺旋桨的滑流。

飞行中,当螺旋桨的扭转气流打在飞机垂直尾翼的一侧时,则会引起飞机的方向偏 转。如果螺旋桨是向左旋转的,则扭转气流上层自右向左侧扭转,从右方向作用于垂直尾翼,使尾翼产生向左的空气动力(ΔZ_尾),对飞机重心形成右偏力矩,即机头向左偏 转。螺旋桨的转速越大,扭转气流对飞机的方向偏转影响越明显。

飞机的安定性

 飞行中,飞机的平衡是暂时、相对的,各种扰动会使飞机偏离原来的平衡状态。当 飞机偏离平衡状态后,能自动恢复原来平衡状态的性能,就是飞机的安定性。

一、飞机的纵向安定性

飞行中,当飞机受到扰动而偏离原来的纵向平衡状态后,飞机自动恢复原来纵向平 衡状态的性能,叫飞机的纵向安定性。飞机的纵向安定性是靠水平尾翼的安定力矩获得的。

当飞机受到扰动抬头时,水平尾翼的迎角增大,并产生向上的附加升力(ΔY_尾),它 对飞机重心形成使机头下俯的安定力矩,飞机低头可恢复原来的迎角飞行。从而纵向平衡得到恢复(如图1—2—11所示)。

如果扰动使飞机的迎角减小时,水平尾翼则产生向下的附加升力,它对飞机重心形 成使机头上仰的安定力矩,使飞机恢复原来的纵向平衡状态。

二、飞机的方向安定性

当飞机受扰动而方向平衡改变后,飞机自动恢复原来方向平衡状态的性能,叫飞机的方向安定性。飞机的方向安定性是靠垂直尾翼产生的方向安定力矩获得的。飞行中,如飞机受到扰动而瞬间运动方向发生改变,产生测滑,相对气流作用于垂直层翼而产生向另一侧的附加侧力(ΔZ_尾),它对飞机重心形成方向安定力矩,使机头向回转。从而,飞机的方向平衡又得到了恢复。如图1—2—12所示。

三、飞机的侧向安定性

飞行中,当飞机受到扰动其侧向平衡改变后,飞机自动依复原来侧向平衡状态的性能,叫飞机的侧向安定性。上反角:机翼前缘与水平面的夹角,叫机翼上反角(图1—2—13)。飞机的侧向安定性是靠“上反角”产生的安定力矩获得的。

飞行中,如飞机受扰动产生坡度时,随飞机对称面倾斜的升力与飞机重力形成的力使飞机产生侧滑。相对气流从带坡度的一侧吹来,作用于机翼下表面。由于机翼上反角的原因,下翼的迎角增大,升力较大。另一翼的迎角减小,升力较小。两翼升力差就产生了飞机的横向安定力矩,它使飞机的坡度及侧滑得以消失,飞机的侧向平衡即得到恢复。如图1—2—14。

四、飞机的横侧安定性

飞机的横侧安定性又称盘旋安定性。飞机的侧向稳定和方向稳定紧密联系互相影响。因而二者必须适当配合。横向平衡受到破坏出现侧滑,方向平衡也随之破坏。若横向安定性过强而方向安定性过弱时,横向恢复力矩过大,而造成飞机绕纵轴左右摇摆,而当侧向稳定性过弱或方向稳定性过强,平衡受到破坏后,侧向恢复力矩较小,不能减小坡度而进入螺旋。

飞机的安定性与操纵性是有矛盾的,安定性过强影响操纵性。因此不同的飞机有不同的要求,如旅客机要求安定性较好,战斗机则要求操纵性较好。飞机虽然有自动恢复原来平衡状态的安定性,但平衡的恢复总要有一个过程和一段时间。如果只等着飞机自身自动恢复平衡状态,就会延误时机。飞机原来的飞行状态(速度、高度、方向等)就要改变,影响飞行任务的完成,所以,当飞机的平衡状态受扰动改变后,除依靠飞机的安定性外,飞行员还要积极、能动地及时操纵飞机,使之迅速恢复平衡状态。

飞机的操纵性

 飞行员操纵飞机的杆舵改变舵面角度,在空气动力的作用下,改变或恢复飞机平衡状态的性能,叫做飞机的操纵性。

一、飞机的纵向操纵性

飞行员推拉驾驶杆,偏转升降舵,改变或恢复飞机纵向平衡状态的性能,叫飞机的纵向操纵性。

例如:飞行员向后拉驾驶杆时,使飞机的升降舵向上偏转一个角度,相对气流作用于改变了形状的水平尾翼,使其产生一个向下的附加升力(ΔY_尾),它对飞机重心形成一个使飞机绕横轴转动(机头上仰)的操纵力矩(M_操纵),如图1—2—15所示。所以,拉杆可使飞机仰头,迎角增大。若此时发动机功率不变,则飞机速度相应减小。反之,向前推驾驶杆时,则升降舵向下偏转一个角度,水平尾翼产生一个向上的附加升力,使机头下俯、迎角减小,飞行速度增大。

二、飞机的方向操纵性

飞行员用脚蹬操纵方向舵,使飞机绕立轴偏转而改变侧滑角等飞行状态的性能,就是飞机的方向操纵性。

飞机做没有侧滑的直线飞行中,飞行员蹬右脚蹬时,飞机的方向舵向右偏转一个角度。在相对气流的作用下,改变了形状的垂直尾翼产生一个向左的侧力(Z_尾),它对飞机重心形成一个使飞机和右偏转的方向操纵力矩,并使飞机做左侧滑。如图1—2—16所示。相反,蹬左脚蹬时,方向舵向左偏转一个角度,使飞机产生一个向左偏转的方向操纵力矩并使飞机做右侧滑。

三、飞机的侧向操纵性

飞行员左右摆动驾驶杆时操纵飞机的副翼时,飞机绕纵轴转而改变坡度等飞行状态的性能,叫飞机的侧向操纵性。

飞行中,飞行员向左压杆时,左翼的副翼向上偏转一个角度,而右翼的副翼则向下 偏转一个角度。这样,使左翼的翼型中弧线弯度变小,因而升力较小;而右翼的翼型中弧线弯度变大,因而升力较大。飞机在升力差产生的力矩的作用下,使绕纵轴向左产生 滚转,从而形成右坡度,当向右压杆时,右翼副翼向上而左翼副翼向下各偏转一个角度。在相对气流及两翼升力差产生的力矩作用下,使飞机向右产生滚转,形成右坡度( 图1—2—17)。

如果驾驶杆压量越大,则左右副翼的上下偏转角度就越大。在相对气流的作用下,两翼的升力差也就越大,飞机滚转得也就越快。

如果压杆得时间越久,飞机该转的时间也就越长,所产生的坡度越大。

四、侧向与方向操纵性的关系

在飞行中,飞机的侧向操纵性和方向操纵性是互相影响的。如蹬左舵时,机头向左偏转,产生右侧滑。由于机翼上反角的作用,右翼的迎角和升力比左翼的大,飞机在升力差的作用下,就会向左滚转,使飞机带左坡度。又如向左压杆时,飞机向左滚转,带左坡度。在倾斜的升力与飞机重力的合力(F)的作用下(见图1—2—9),飞机产生左侧滑。相对气流从左前方吹来,使垂直尾翼产生向左的空气动力,对重心形成使飞机向左偏转的左偏力矩。因而机头向左偏转。

同样,如果只蹬右脚蹬或只压右杆,飞机也会既向右偏转,又带右坡度。

由于飞机的侧向操纵性和方向操纵性互相影响,通常飞行员在改变飞行方向或改变飞机坡度时,采用既压杆,同时又蹬舵的协调一致的操纵动作来完成,以达到见效快并不带侧滑的良好操纵效果。

平飞

   飞机作水平等速、直线飞行,叫平飞。平飞是最基本的飞行状态。

一、平飞力的分析

Y＝G

P＝X

式中:Y—升力;G—飞机重力,垂直于地面;P—螺旋桨推(拉)力;X—飞机的阻力

飞机维持平飞,除上述各力平衡外,各力绕重心的力矩也应平衡飞机不绕重心旋转(图1—3—1)。

二、平飞所需速度

飞机保持平飞需要有足够的升力,以平衡飞机的重力。为产生这个升力所得的速度,叫平飞所需速度。

1.影响平飞所需速度的因素

平飞中:G=1/2C_yρV_平飞²S

V_平飞=√(2G/C_yρS)

飞机重量(G):飞机重量大,则所需升力大。平飞所需速度大。

空气密度(ρ):空气密度小则升力小平飞所需速度大。

机翼面积(S):机翼面积大则升力大,平飞所需速度则小。

升力系数(C_y):升力系数大则升力大,平飞所需速度小。

在实际飞行中,飞机重量、机翼面积及同高度时的空气密度均可看成相对不变, 平飞所需速度主要随迎角变化。

2．平飞所需速度与迎角的关系

在小于临界迎角的范围内,迎角增大升力系数增大乎飞所需速度减小。平飞中, 每一个迎角对应一个平飞所需速度。

三、平飞所需拉力及效力曲线

飞机保持平飞,克服飞机阻力所密的拉力,叫平飞所需拉力(P_平飞)

根据

G=Y
P_平飞=X
K=Y/X

可得 P_平飞=G/K

平飞所需拉力飞机重量和迎角有关。

平飞所需拉力随迎角变化,而平飞时每一个迎角对应一个速度。所以,当飞行重量 一定时,平飞所需拉力随速度变化。这种变化关系,可用平飞拉力曲线表示出来,图 1—3—2。为某飞机平飞拉力曲线,将平飞拉力曲线和螺旋桨可用拉力曲线绘制在一起。 通过它可以看出飞机的平飞性能。

在平飞拉力曲线中看出:随平飞速度增大,迎角相应减小;平飞所需拉力先是减 小,后是增大。

1．平飞最大速度

发动机以最大功率工作时,飞机平飞能达到的速度,就是平飞最大速度。螺旋桨可用拉力曲线与平飞拉力曲线的交点所对应的速度,就是平飞最大速度。

2．平飞最小速度

飞机作等速直线平飞所能保持的最小速度,为平飞最小速度。平飞最小速度,由最大升力系数确定。所以与临界迎角相对应的平飞速度,就是平飞最小速度。在曲线中,平飞拉力曲线最左边一点所对应的速度,就是平飞最小速度。

3．平飞有利速度:以有利角迎保持平飞的速度,就是平飞有利速度。此时,升阻比最大,平飞所需拉力最小。平飞拉力曲线的最下一点所对应的速度,就是平飞有利速度。用平飞有利速度飞行时,航程最远。

4．平飞经济速度;所消耗的发动机功率最小的工作状态所对应的平飞速度,称为平飞经济速度。螺旋桨可用拉力曲线向下平移动时,与平飞所需拉力曲线相切的切点所对应的速度。就是平飞经济速度。用经济速度平飞时,最省油、航时最久。与经济速度相对应的迎角,叫经济迎角。

5．平飞速度范围 平飞最大速度到最小速度,称为平飞速度范围。在此范围内的任一速度,都可保持平飞。平飞的速度范围越大,飞机的平飞性能越好。

以经济速度为界,从经济速度到最大速度,叫平飞第一速度范围;从经济速度到最小速度,叫平飞第二速度范围。在平飞第一速度范围内,加大油门时拉力增加,飞机的速度增大．此时还要推杆相应地减小迎角,以保持平飞。

在第二速度范围内平飞时,操纵复杂、容易超过临界迎角,造成飞机失速。所以,一般不允许在第二速度范围内作平飞。

四、平飞功率曲线

平飞时,拉力克服阻力作功,每秒钟所需功,就是平飞所需功率。

N_平需=P_平需·V_平需

式中:N_平需—平飞所需功率;F—平飞所需拉力;V_平需—平飞速度

平飞所需功率,决定于平飞所需拉力和平飞速度。其中任何一个因素变大,都会引起平飞所需功率增大。

由公式计算出每一平飞速度的所需功率,以平飞所需功率为纵座标,以平飞速度为横座标,即可绘出乎飞所需功率曲线(图1—3—3)。

平飞功率曲线包括平飞功率曲和螺旋桨可用功率曲线。

平飞所需功率曲线与螺旋桨可用功率曲线的交点所对应的速度为平飞最大速度。平飞所需功率曲线最左边一点所对应的速度,为平飞最小速度。平飞所需功率曲线的最低点表明保持平飞所需的发动机功率最小,该点所对应的速度为经济速度。从平飞所需功率曲线图的座标原点,向平飞所需功率曲线作切线,切点所对应的速度即为平飞有利速度。平飞有利速度虽然所需拉力最小,但其速度较大。所以,平飞有利速度的所需功率并不是最小。

下滑

  飞机沿向下倾斜的轨迹所作的等速直线飞行下滑。下滑是飞机降低角度的基本方法。

一、下滑力的分析

下滑角(θ_下):下滑轨迹与水平面的夹角,叫下滑角。

首先讨论发动机在怠速状态,即螺旋桨的拉力可忽略不计时下滑状态。图 1—3—6。

下滑时的平衡关系如下:

Y=G·cosθ_下=G₁
X=G·sinθ_下=G₂

二、下滑性能:

1．下滑角

从图1—3—6中得知:

tgθ_下=G₂/G₁=X/Y=1/K

式中:θ_下—下滑角;K—飞机的升阻比。

可见,飞机的下滑角与升阻比有关。即:飞机的升阻比越大,则下滑角越小。用有 利迎角(有利速度)下滑时的升阻比最大,其下滑角最小。而有利迎角的性质角也是最小,无风时飞机的下滑角等于性质角。(如图1—3—7所示)。

2．下滑距离

飞机下滑中所经过的水平距离,叫飞机的下滑距离(L_下滑)。

(1)影响下滑距离的因素:

从图1—3—8中可以看出高度越高, 下滑距离越长。下滑角(θ_下)越小, 下滑距 离(L_下滑)越长。

(2)下滑距离公式

从图1—3—8中看出:

tgθ_下=H/L_下滑
L_下滑=H·K

式中:H—飞机下滑过程中所降低的高度;K—飞机的升阻比。

从公式得知,下滑距离与下降的高度和升阻比成正比。

(3)滑翔比:无风时,飞机的下滑距离与下降的高度之比叫滑翔比。

滑翔比=L_下滑/H=Y/X=K

所以,在无风闭油门下滑时,飞机的滑翔比等于升阻比。

3．下降率

飞机每秒钟下降的高度,叫下降率(V_y),也称下沉速度。飞机的下降率越大,高度降低得越快。

从图1—3—1中可知:

V_y=V_下滑·sinθ_下

用有利速度下滑时,虽然下滑角最小,但其下滑速度较大,故其下降率不是最小。 而以经济速度下滑时的下降率最小。飞机的下滑时间最长。

4．带油门和停车后的下滑

(1)带油门下滑

飞机带油门下滑时,P+G₂＞X,使飞机的下滑速度增加,升力随之增大,当Y＞G₁时,则下滑角减小,从而使飞机的下滑距离增长。下滑中,带油门越多,下滑角越小,下滑距离越远。(图1—3—10)

(2)飞机停车后的下滑

飞机发动机空中停车后,螺旋桨产生“自转”或不转。这样,螺旋桨不但不产生拉力、反产生较大的阻力,使飞机的阻力增加,因而引起升阻比减小,下滑角增大,下沉速度增大,下滑距离大大缩短。所以,飞机发动机停车后,下沉速度快,滑行距离短,下滑性能明显变差。此时应防止着陆目测过低。

三、下滑速度极线:

飞机的重量不变时,下滑速度,下滑角,下降率随迎角变化。根据这个变化规律,可以作出说明下滑速度、下滑角和下降率之间关系的曲线,称为下滑速度极线。(图 1—3—11)

1．曲线表示的意义

下滑速度极线表示任一迎角的下滑速度,下沉速度和下滑角。还可看出四个特殊速 度:

(1)最小下滑速度(V_最小):曲线最左边一点临界迎角对应下滑速度。此时,升力系数(C_y)最大,下滑速度最小。

(2)经济下滑速度(V_经济):作横座标的平行线与曲线相切,切点即经济迎角(α_经济),如,经济迎角所对应的速度就是经济速度。用经济速度下滑,可得到最小的下降率。

(3)有利下滑速度(V_有利):从座标原点(O)向曲线作切线,切点即有利迎角α_有利,有利迎角所对应的速度就是有利速度。以有利速度下滑,可得到最小的下滑角(θ_最小)。

(4)最大下滑速度(V_最大):取决于飞机的强度和刚度,在设计飞机时确定。

2．两个飞行范围:

从最小下滑速度到最大下滑速度是下滑飞行的允许速度范围。这个速度范围越大,说明该机种的性能越好。

以有利速度为界,又可分为两个飞行范围。即:从有利速度到最大速度,称为第一 飞行范围;从最小速度到有利速度,称为第二飞行范围。

第一飞行范围内的迎角小于有利迎角,速度大于有利速度。向后拉驾驶杆,迎角增大下滑速度减小,下滑角减小;前推驾驶杆,则迎角减小。下滑速度增大,下滑角也增大。

第二飞行范围内的迎角大于有利迎角、速度小于有利速度。向后拉驾驶杆,迎角增大下滑速度减小,下滑角增大。前推驾驶杆,则迎角减小,下滑速度增大,下滑角减小。一般不在第二飞行范围飞行。因为迎角过大时可能失速或进入螺旋。

上升

  飞机沿向上倾斜的轨迹所作的等速直线飞行称为上升。上升是飞机取得高度的基本方法。

一、上升时力的分析

飞机以稳定角度和速度爬升,图1—3—4,作用在飞机上的力平衡关系如下式

Y=G·sinθ_上=G₁
P=G·cosθ_上+X=G2+x

式中:G₁—重力垂直于飞机运动方向的分力;G₂—重力平行于飞机运动方向的分 力; Y—升力; P—螺旋桨拉力; X—阻力;θ_上—上升角

二、上升性能

1．上升角:

飞机上升时的运动轨迹与水平面的夹角,称为上升角(θ_上)。

sinθ_上=(P-X)/G ΔP=P-X
sinθ_上=ΔP/G

式中 P—剩余拉力; G—飞机重量。

由上式可知:

(1)飞机的剩余拉力越大,则上升角越大。

(2)飞机的重量越大,则上升角越小。

由平飞拉力曲线得知:经济速度的剩余拉力(ΔP)最大,因此用经济速度上升时可以得到最大的上升角。

2．上升率

飞机每秒钟所上升的高度,叫上升率(V_y)。上升率大,说明飞机上升得快,单位时间内取得的高度高。上升率是一项重要的飞行性能。从图1—3—5中得知:上升速度越大,上升率越大;上升角越大,上升率越大。

上升有利速度:由于速度和上升角都影响上升率,所以,只有采用上升角和上升速度都比较大的速度上升时,才能取得最大的上升率。这个速度,叫上升有利速度。上升有利速度比经济速度稍大,而接近于平飞有利速度。

平飞、上升、下滑的相互转换

   平飞、上升、下滑之间的转换,都是飞行状态(飞机的姿势及运动轨迹)沿飞机对称而方向上的变化。因此,问题的中心是研究飞机垂直运动方向和平行运动方向上的力和 力矩的变化关系。

垂直飞机运动方向上飞机姿态的变化,主要是由操纵驾驶杆引起的;平行飞机运动 方向上力和速度的变化,主要是由加减油门使拉力改变引起的。垂直和平行飞机运动方向上的力和力矩的变化,是互相联系而又互相影响的。

所以,平飞、上升、下滑间的转换,是油门和驾驶杆配合使用的过程。

一、拉(推)力力矩

当螺旋桨的轴线不通过飞机重心时,它产生的推(拉)力对重心形成一个俯仰力距。 称为推(拉)力力矩(M_拉力)。

例如:蜜蜂三号飞机的推力作用线在重心的上方。因而,对重心形成一个下俯力 矩。

M_推＝P·C

式中“C”为重心至推力作用线的垂直距离。

影响拉(推)力力矩的主要因素是拉(推)力的大小,加油门时,拉(推)力力矩增大,使 飞机的下俯力矩增大;收油门时,拉(推)力力矩减小,使飞机的下俯力矩减小。在平飞、上升、下滑的转换过程中,拉(推)力矩对飞机的俯仰力矩平衡影响比较明显,加 减油门时需注意到这个特点。

此外,还应注意螺旋桨滑流对尾翼的影响。处在滑流区内的水平尾翼由于滑流作用 气流速度和方向改变,产生俯仰力矩。如蜜蜂3C,推力有4°下拉,滑流使水平尾翼迎角变小,升力减小。上仰力矩变小。推力越大上仰力矩越小。

二、上升转平飞:

飞机在上升时向前顶杆,同时适当收小油门,使飞机转入平飞。

顶杆减小迎角使升力降低,Y<G1,飞行轨迹向下弯曲。上升角减小直至零。(如图 1—2—13)

随爬升角减小,重力分量G₂也随之减小,P>G₂+X速度增加,则升力又有所增加。适当收油门当y=G时,飞行态度即可保持不变。

迎角的减小,使飞机的阻力也随之减小。平飞时所需功率比上升时小,为保持平飞 的速度不致过大,故应适当收小油门,以减小拉力。当P＝X后,平飞速度即可保持不变。

三、飞平转下滑:

飞机在平飞时收小油门,同时向前推杆,使飞机从平飞转入下滑。

收小油门减小拉力。当P<X时,则速度减小,推杆使机翼迎角减小,升力减小。 Y<G时,则飞机的运动轨迹逐渐向下弯曲、形成下滑角(如图1—3—14所示)。重力的分力G₂使下滑速度增加阻力和升力随之加大。保持适当的油门和杆位置,可使飞机进 入稳定的下滑状态。

四、下滑转平飞

飞机在下滑时向前适当推油门,向后拉杆,使飞机转入平飞。(图1—3—15)

拉杆产生的俯仰操纵力矩使飞机迎角增大,升力增大。当Y>G₁时,推油门使飞 机速度增大,从而飞机的运动轨迹逐渐向上弯曲,下滑角变小,直到为零。当油门和杆在适当位置时飞机保持平飞。

五、平飞转上升:

飞机在平飞时适量向前推油门,并向后拉杆,使飞机进入爬升姿态。

向后拉杆产生的俯仰操纵力矩增大迎角。推油门增大推力使飞行速度增加。升力加 大,Y＞G飞机的运动轨迹逐渐向上弯曲,形成上升角。(图3—1—16)

此时,飞机重力的分力G₂,引起飞机的速度和升力减小。因此,为保持稳定的上 升轨迹油门应适当加大。

六、拉杆后俯仰力矩的变化关系:

飞行员向后拉杆,升降舵向上偏转一个角度。于是水平尾翼产生向下的附加升力(ΔY_尾),对飞机重心形成操纵力矩(图1—3—17),使机头上仰,迎角增大。由于迎角增大,产生向上的附加升力(ΔY_飞机),对重心形成安定力矩,其方向与操纵力矩相反。

迎角逐渐增大安定力矩也逐渐增大。当安定力矩与操纵力矩平衡时,飞机即停止转动、保持较大迎角飞行。此时,力矩的关系为:

操纵力矩＝安定力矩

飞机向上作曲线运动时,水平尾翼向下运动,产生的向上的相对速度(ΔV)。使水平尾翼迎角增大(Δα_尾),产生了附加升力(ΔY_尾)。形成了阻止飞机旋转的力矩(即阻转力矩)。因此,操纵力矩除克服安定力矩外还要克服阻转力矩,图1—3—18。

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