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飞行员航空知识手册 航空知识手册全集

时间:2011-04-08 11:31来源:网络 作者:航空 点击:


当用于侧滚控制时,向上伸出副翼一侧的扰流器降低这一侧的升力,导致机翼下降。当扰流板作为速度制动器伸出时,它们仍然可以用于侧滚控制。如果它们是差动型的,将会在一边进一步伸出而另一边收进。如果它们是非差动型的,将会在一边进一步伸出,而另一边不再收进。当作为速度制动而完全伸出是,非差动型扰流器仍然伸出,不增补副翼。
为得到一个气流不分离的平稳失速和较高迎角,飞机机翼前缘应该有一个良好的圆整形差不多是钝形的,这样气流就可以在大迎角时依附前缘。使用这个形状,气流分离将会从机翼后缘开始,随着迎角增加而逐渐的向前移动。
尖角的前缘对于高速飞行必定导致突然失速,限制后缘襟翼的使用,因为气流不能沿机翼前缘的尖锐曲线流动。在中等迎角时,气流趋于从上表面放松破裂,更合适的说法是突然破裂。为利用后缘襟翼,因此增加最大升力系数,机翼必须迎角更大而没有气流分离。因此,前缘的狭槽,前缘缝翼,和襟翼用于改进起飞,爬升和着陆时的低速特性。尽管这些装置不像后缘襟翼那样强大,当时使用完全翼展和高升力后缘襟翼结合使用时它们是有效的。在这些高级的高升力装置帮助下,气流分离被延迟,最大升力系数(Clmax)有相当可观的增加。实际上,失速速度降低50节并不是难得的。
大型喷气运输飞机的运行要求使大幅度的俯仰调整变化成为不可避免的。这些要求的部分如下:
* 大的重心范围要求
* 覆盖大的速度范围的要求
* 处理由于机翼前缘和后缘高升力装置的大配平变化而不限制升降舵余量的大小的要求
* 配平阻力降低到最小
通过使用一个可变安装角的水平稳定起来满足这些要求。固定尾翼飞机的大俯仰平衡变化需要升降舵有大的偏转。在这些大的偏转中,小的升降舵运动保持在相同方向。可变安装角水平尾翼设计用于获得俯仰配平变化。水平尾翼比升降舵大,从而就不需要大角度移动。这就让升降舵通过全范围的上下运动而流线化飞机尾部。可变安装角的水平尾翼可以被设定来处理大量的配平控制请求,而升降舵处理其它请求。在装配了可变安装角的水平尾翼飞机上,升降舵更小,也比它在固定尾翼飞机上的效用更低。和其它飞行控制相比,可变安装角水平尾翼的效果是非常强大的。飞行机组人员必须完全理解和掌握它的使用和影响。
由于喷气式运输飞机的尺寸和高速度,移动控制面所要求的力会超过飞行员的力气。因此,控制面是由液压或者电动单元驱动的。移动驾驶舱内的控制装置就会把需要的控制角信号发出去,动力单元会决定控制面的实际位置。在动力单元完全失效时,控制面的运动可以通过手工的调节控制片而起作用。移动控制片来扰乱(upset)导致控制面运动的气动平衡。
第四章 - 飞行控制

飞行器飞行控制系统费为主要飞行控制和辅助飞行控制。主要飞行控制系统包含那些飞行中要求的安全控制飞机,这些包含副翼,升降舵或者安定面,以及方向舵。辅助控制系统提升了飞机的性能特性,或者减轻了飞行员的过多控制力。辅助控制系统的例子有机翼襟翼和配平系统。
主要飞行控制
飞机控制系统被细心的设计为提供自然的感觉,同时,对控制输入有足够的响应度。低速时,控制通常感觉是偏软且反应缓慢的,飞机对施加控制的反应是慢慢的。在高速飞行时,控制感是偏硬的,反应也更快。
三个主要飞行控制面中任意一个的运动都会改变机翼上面和周围的气流以及压力分布。这些变化影响机翼和控制面结合而产生的升力和阻力,这样飞行员才能够操控飞机沿3个轴向的旋转。
设计特征限制了飞行控制面的偏转程度。例如,控制停止机制可能会结合到飞行控制中,或者控制杆的运动和/或方向脚舵可能受限。这些设计限制的目的是防止在正常机动时飞行员无意中的操纵过量或者飞机的过载。
良好设计的飞机应该是机动时稳定而容易控制的。控制面输入导致3个轴向旋转的运动。飞机表现出来的稳定性类型也和3个轴向的旋转有关。如图4-1。

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