[知识]南航民航概论重点

[知识]南航民航概论重点 第一章 总论 定义:用航空器从事除了军事性质以外的所有航空活动。 分类:商业航空和通用航空 也称为航空运输，以航空器进行经营性的客货运输的活动。特点:(1)商业活动，(2) 交通运输的一个组成部分 民用航空中除去商业航空其余部分的民用航空。具体有:工业航空;航空科研和探险 活动;农业航空;飞行训练;航空体育运动;公务航空;私人航空。 民用航空有四部分组成: ,政府部门(事业性质):民用航空总局 ,民航企业(企业性质):航空公司等 ,民航机场(半企业性质) ,参与通用航空各种活动的个人和企事业单位 政府部门:中国民航总局，负责管理民航安全，进行涉及国家主权和交往的事务。 CAAC:Civil Aviation Administration of China 政府，民航企业和民航机场三者关系:共同构成民用航空这一庞大复杂的系统，需三方协调才能保证民航事业安全、高效、有序地进行。 飞艇的诞生 飞艇缺点: (1)体积庞大，(2)飞行速度低，(3) 空中调度困难 第一次世界大战结束后，民用航空业(包括邮政、旅客、货物运输)应运而生。 当时(30年代)生产的客机中，以DC-3最为著名 , 1939年,1945二次世界大战，极大地刺激了飞机的发展,飞机产生了第二次飞跃，主要 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 现在:活塞发动机飞机的性能发展到巅峰状态; ,喷气式飞机开始登上战争的舞台，从此进入了喷气飞行的新纪元。 ,二、民航第一次大发展(1945-1958 ,1、国际航空迅速发展 ,2、机场和航路网等基础设施大量兴建，逐步形成了全球范围的航空网 ,3、直升机进入民航服务 ,4、喷气民用飞机进入实用阶段但过程较长 ,喷气民用飞机发展过程 1950年，最早的喷气式客机——“子爵号”涡轮螺旋桨客机在英国投入航线使用。 ,1952年，装配4发涡轮喷气发动机的英国“彗星号” 客机进入航线使用 ,前苏联是第二个开辟定期喷气航班的国家,图-104于1956年投入航线使用。 ,美国发展喷气式客机起步较晚，但到了60年代，美国却在此领域一跃为领先地位。1958年，美国波音707、DC-8投入航线，标志着喷气航空新时代开始 三、民航的全球化、大众化时期 喷气民用飞机使民航系统发生巨大变化 不断兴建和改造机场，以满足不断增长的航空运输以及较大全球航空公司的竞相成立，民航事业一片繁荣 尺寸、重量的喷气飞机的停放 飞机航行管理各系统不断更新发展，以跟上喷气飞机的速度和容量和不断增长的航空运输的需求 1958年民用航空开始进入了全球大众化运输的新时代 短程、双发喷气式客机——737/100 1970s后，客机向大型化、高速化方向发展，如波音-747和协和号.;1978年，美国实行航空公司放松管制法，并扩展到欧洲、日本，使民航市场全球化空客380波音787 第二章 民用航空器 ?2.1 民用航空器的分类和发展 一、 航空器的分类 航空器 在大气层中进行飞行的飞行器，任何可以从空气的反作用力取得支撑力的机器 轻于空气的航空器:无动力驱动:气球(自由气球和系留气球 每种又分为球形和没球 形)动力驱动:飞艇(刚性，半刚性，非刚性飞艇) 重于空气的航空器:非动力驱动(滑翔机，风筝)动力驱动(飞机《固定翼航空器:陆 上飞机，水上飞机，水陆两用》 旋翼航空器《旋翼机，直升机》) 热气球 飞行原理:气囊中充有热空气、氢/氦，依靠浮力 特点:空中长时间停留，但无法控制飞行方向 飞艇 飞行原理:气囊中充有氦气，升力依靠浮力，但有动力装置 特点:空中长时间停留，飞行成本低，垂直起落，但体积大、速度慢、不灵活、易失火 滑翔机 飞行原理:依靠大的固定翼，起飞依赖惯性或外加动力 特点:无动力，只能短距离滑行 飞行原理:依靠旋翼产生升力 旋翼机 特点:无动力驱动旋翼，前/后方装有螺旋桨，只能短距离起落，灵活性差于直升机 直升机 特点:动力驱动旋翼，能垂直起飞/降落，空中悬停。与飞机相比，航程短，成本高，振动大，载荷小 ?2.2 飞行基本原理 一、空气动力学基础 1、飞行相对运动原理 空气动力是空气相对于飞机运动时产生的 2、流体连续性原理 质量守恒定律-----质量不会自生也不会自灭。 流体的质量流量-----对于稳定流动(定常)而言，单位时间流过横截面面积的流 体质量相等。 q=, s v 流体连续性方程: ,1s1v1= ,2s2v2 = ,3s3v3 =……=const. 即: , s v = const. 当流体不可压缩时， 即: , = const. 时: 有:s v = const. 压缩性:当压力或温度变化时，流体改变体积和密度的性质(弹性) 日常生活中的连续性定理 山谷里的风通常比平原大 河水在河道窄的地方流得快，河道宽的地方流得慢 3、伯努利定理 :对稳定的管流而言(定常)，若流体不可压缩,忽略粘性，且与外界无能量交换，则沿管道各点的流体的静压、动压和重力势能之和等于常量。 伯努利方程 p+,v2/2+ ,gh= const 定理适用条件 流动正常 流动的空气与外界没有能量交换 不考虑空气粘性，及空气为理想液体 流体不可压缩 只有重力场 沿着流线或其他 沿流线方向(忽略重力势能): 压力能与动能之和保持不变 速度越快，静压越小 当速度为零处(驻点)，此时该点压力为“滞止高压” 4.声速和马赫数 声速:微弱扰动在介质中传播速度 马赫数 马赫数简称Ma数，用以描述气体可压缩性的大小。 Ma越大，空气可压缩 性越大马赫数的数学表达式为: Ma= v / a v:当地流体质点的速度; a:当地的声速 根据马赫数的大小，可以把飞行器的飞行速度划分为如下区域: 为低速飞行 为亚音速飞行Ma,0.30.30.85,,Ma 为跨音速飞行 为超音速飞行 0.851.3,,Ma1.35.0,,Ma 为高超音速飞行 Ma,5.0 5.亚声速流动空气的特性 根据流体连续性定理和伯努利定理(近似描述)，可以定性的得到以下规律:流体在管道中流动时，凡是管道剖面大的地方，流体的流速就小，流体的静压 就大，而管道剖面小的地方，流速就大，静压就小。即: 若 A1,A2 则 v1,v2 p1,p2 当气流速度接近和高于音速时，会出现两类特殊的流动现象——激波和膨胀波，其中激波对飞行器、推进系统的设计影响最大。 激波是气流参数发生突变的间断面 气流通过激波时，压强、密度、温度突然增加，而速度却突然降低 二、飞机升力的产生 1、机体坐标系 ,原点:在飞机的重心处; 2、机翼、翼型及其有关参数 翼型:机翼的横剖面形状。翼形最前端的一 点叫“前缘”，最后端一点叫“后缘”。 上反角和下反角:机翼的底面同垂直于飞机立轴的平面之间的夹角，以ψ表示。 ,迎角:翼弦与相对气流速度v之间的夹角，也称 为飞机的攻角，通常以α表示。 ,、升力产生的原理 通常，机翼翼型的上表面凸起较多而下表面比较平直，再加上有一定的迎角。这样，从前缘到后缘，上翼面的气流流速就比下翼面的流速快;上翼面的静压也就比下翼面的静压低，上下翼面间形成压力差，此静压差称为作用在机翼上的空气动力。 空气动力是分布力，其合力的作用点叫做压力中心。空气动力合力在垂直于气流速度方向上的分量就是机翼的升力。 空气动力的分布随迎角的不同而变化。 因此，飞机升力的大小也随迎角的改变而变化。 影响飞机升力的因素 机翼面积的影响 相对速度的影响 空气密度的影响 机翼剖面形状和迎角的影响 升力的计算公式 12 YCvS,(ρ)y 2 式中: ρ为飞机所在高度处的空气密度， v为飞机的飞行速度, (1/2ρv2)为动压， S为机翼的面积， Cy为升力系数。 升力系数的变化规律 在Cy—α曲线中，对应于升力系数等于零 的迎角称为零升力迎角;对应于最大升力系数 Cymax的迎角叫临界迎角或失速迎角 当α<α临界，升力系数随迎角增大而增大当α=α临界，升力系数为最大 , 当α>α临界，升力系数随迎角的增大而急剧下降，这种现象称为失速 大攻角的影响 失速:当迎角增大到一定值(达到并超过)时， 气流的流线被破坏，气流从机翼前缘开始分离， 尾部形成涡流，造成飞机升力突然迅速降低。 飞机进入失速后，飞机会发生螺旋、下降以及抖振现象。 高速的影响 当飞机的飞行速度达到一定值但还未达到音速时，飞机上某些部位的局部流速却已达到或超过了音速。于是，在这些局部超音速区首先开始形成激波。这种在飞机的飞行速度尚未达到音速而在机体表面局部产生的激波称之为“局部激波”。 飞机开始产生局部激波所对应的飞行马赫数称为“临界马赫数” (1) 后掠机翼 原理——降低机翼上的有效速度。 (2)超临界机翼 原理——以特殊的翼剖面形状来延缓机翼上表面的气流加速，以提高临界马赫数，同时下表面后缘处反凹来保持一定的升力特性 三、飞机上的作用力 作用在飞机上的空气动力在平行于气流速度方向上的分力就是飞机的阻力。 低速飞行 摩擦 按阻力产生的原因，飞机低速飞行时的阻力一般可分为:摩擦阻力、压差阻力、诱 导阻力、干扰阻力、激波阻力(高速) 1、 摩擦阻力 当气流流过飞机表 面时，由于空气存在粘性，空气微团 与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的 流动，由此而产生的阻力叫做摩擦阻力。 影响摩擦阻力的因素 同气流接触的飞机表面积的大小 (浸润面积)飞机的表面积越大， 摩擦阻力越大 飞机表面光洁形状 飞机表面越粗糙，摩擦阻力越大 边界层中气流的流动情况 紊流边界层的摩擦阻力比层流边界层的大 2、压差阻力 运动着的物体前后由于压力差而形成的阻力叫做压差阻力。 影响压差阻力的因素 物体的迎风面积，迎风面积大，压差阻力大 物体的形状， 流线型物体，压差阻力最小 3、诱导阻力 诱导阻力是翼面所独有的一种阻力， 它是伴随着升力的产生而产生的， 因此可以说它是为了产生升力而付出 的一种“代价” 空气在翼尖形成漩涡，产生一个向下 的下洗速度ω，使原来的相对气流速 度方向发生改变，由v?v?，使升力L 偏转到L?，L„的水平分量D，即为 诱导阻力。 L L ’ D 影响诱导阻力的因素 机翼平面形状椭圆形机翼的诱导阻力最小 机翼的展弦比展弦比越大，诱导阻力越小 翼梢小翼可以减小诱导阻力 4、干扰阻力 干扰阻力就是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。 飞机各部件之间的平滑过渡和整流包皮，可以有效地减小干扰阻力的大小 5、激波阻力 对于高速飞行，除了上述四个阻力外，还产生激波阻力。 激波导致:阻力增加，升力减小，形成“音障”。飞机速度接近和超过音速时，只有当推力增大到一定程度时，才能克服激波带来的阻力，突破音障。 四、飞机的飞行控制 飞机飞行状态的变化，归根到底，都是力和力矩作用的结果。飞机的平衡、稳定性和操纵性是阐述飞机在力和力矩的作用下，飞机状态的保持和改变的基本原理。 1、飞机的平衡 重心:各部分重力的合力作用点 机体坐标轴:通过飞机重心的三条互相垂直、以机体为基准的坐标轴(X:纵轴 横滚;Y:立轴 偏航 ;Z:横轴 俯仰) 绕纵轴(OX轴)的转动称为横滚运动 绕纵轴(OY轴)的转动称为偏航运动 横轴绕(OZ轴)的转动称为俯仰运动 平衡的概念 飞机处于平衡状态时，飞行速度的大小和方向均保持不变，也不饶重心转动。 作用力的平衡(推力和阻力;升力和重力) 作用力矩的平衡(俯仰平衡、方向平衡和横滚平衡) 俯仰平衡 作用在飞机上的各俯仰力矩之和为零，迎角不变 ,,M0 影响俯仰平衡的主要因素 Z ? 加减油门 ? 收放襟翼 ? 收放起落架 ? 重心变化 , 保持俯仰平衡的主要措施 前后移动驾驶盘或使用调整片来偏转 升降舵产生的俯仰操纵力矩来保持俯仰平衡 方向平衡(偏航/航向平衡) 作用于飞机的各偏转力矩之和为零，侧滑角不变或 侧滑角为零。 ,,M0y 影响方向平衡的主要因素 机翼变形导致两侧阻力不同 侧发动两机工作状态,形成不对称的拉力或推力 保持方向平衡的主要措施 适当登舵或使用调整片来偏转方向舵产生的方向操纵力矩来保持方向平衡 横滚平衡(横侧平衡 作用于飞机上的各滚转力矩之和为零，坡度不变 ,,M0x 影响横滚平衡的主要因素 两翼升力对重心产生的滚转力矩 螺旋桨发动机油门改变对重心产生的滚转力矩 重心左右移动形成附加滚转力矩 , 保持横滚平衡的主要措施 适当调整驾驶盘或调整片来偏转 副翼产生的横滚操纵力矩来保持 横滚平衡 2、飞机的稳定性 物体的稳定是指当物体处于平衡状态时 受到微小的扰动而偏离了原来的平衡状态，之后能够自动恢复到原来的平衡状态的特性。 飞机的稳定性: 飞机的稳定性是飞机设计中衡量飞行品质的一个重要参数。如果飞机受到扰动之后，在驾驶员不进行任何操纵的情况下能够回到受扰动前的原始状态，则称飞机是稳定的，反之则称飞机是不稳定的。 俯仰(纵向)稳定性:飞机绕横轴的稳定性飞机的俯仰稳定性，指的是飞行中，飞机 受微小扰动以至俯仰(绕Z轴)平衡遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复 原平衡状态的特性。 飞机主要靠水平尾翼来保证俯仰稳定，而飞机的重心位置对飞机的俯仰稳定有很大影响。 俯仰稳定性的影响因素:重心位置，尾翼面积及其位置 方向(偏航/航向)稳定性:飞机绕立轴的稳定性 飞机的方向(偏航)稳定性，指的是飞行中，飞机受微小扰动以至偏航方向(绕Y轴)平衡遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复原平衡状态的特性。 飞机主要靠垂直尾翼来保证方向(偏航)稳定 横向稳定稳定性:飞机绕立轴的稳定性 飞机的横向(侧向)稳定性，指的是飞机绕X轴(纵轴)的稳定性，也叫侧向稳定性。反映了飞机的滚转稳定特性 影响横向稳定性的主要因素是机翼的上反角、后掠角和垂尾 上反角的影响:上反角越大，飞机的横向稳定就越好。相反，下反角则起横向不稳定作用。 后掠角的影响:当飞机受到扰动出现侧滑后，由于后掠角的存在，使两侧机翼上的有效速度大小不等，两侧机翼所产生的附加升力也就不等，两者之差相对于重心形成恢复力矩。 后掠角越大，侧向稳定作用也就越强，反则反之。 垂尾作用 垂直尾翼之所以能对飞机产生横向稳定作用， 是因为当出现了侧滑以后，垂直尾翼上产生的 附加侧向力的作用点位于飞机重心的上方， 因而相对于重心也形成恢复力矩。 垂直面上相对于支撑面的重心位置 重心位置低，侧向稳定性较好—— 上单翼飞机优于下单翼飞机 飞机稳定性的小结 稳定性强表明飞机受到干扰恢复的力矩强，因此不利于飞机的结构，造成乘客的不 舒适感。 稳定性越强时，操纵飞机改变飞行状态所需要的力矩就越大，因而操纵性较差。 在飞机设计过程中，需综合考虑飞机的稳定性。 3、飞机的操纵性 飞机的操纵是指驾驶员通过飞机的操纵机构来改变飞机的飞行状态。 飞机的操纵性则指的是飞机对操纵的反应特性，又可以称为飞机的操纵品质。 飞机操纵的实现 飞机的操纵主要是通过驾驶杆和脚蹬等操纵机构偏转飞机的三个主操纵面——升降舵、方向舵和副翼来实现的。 飞机的操纵包括俯仰操纵、方向操纵和横侧操纵。(具体不考) 飞机操纵性的小结 飞机的操纵与飞机的稳定之间存在着一定的排斥关系，因此在飞机设计时必须统筹考虑，协调处理，以满足不同飞机的不同需要。 在实际飞行中，方向操纵和滚转操纵也是不可分的，经常是相互配合、协调进行，因此方向操纵和横侧操纵也常合称为“横航向操纵” ?2.3 飞机的基本结构 飞机基本结构:机身，机翼，尾翼，起落架，动力装置，仪表设备 机翼 机翼是飞机最主要的部件之一，其主要功用是产生升力。 装置油箱和设备，安装增升装置和副翼，固定起落架和发动机 1、机翼的分类 根据机翼在机身上的安装形式和部位，可分为: 上单翼飞机:优点:干扰阻力小;视野好;机身离地高近，易装货，发动机离地高 缺点::起落架安装困难 中单翼飞机:优点:气动外形最好 缺点:翼梁穿过机身，影响客舱容积 下单翼飞机:优点:离地进，起落架短，降落稳定性好，易收放，维修方便;机舱空 间不受影响 缺点:机身离地高，装货不好，视野不好 2、机翼附件部分 副翼:指安装在机翼翼梢后缘外侧的下部分可动的翼面。为飞机做横滚机动的主操作舵 面 前缘缝翼:安装在机翼前缘的一段或几段狭长小翼，前缘缝翼打开时，它与基本机翼前 缘表面形成一道缝隙，前缘缝翼的作用相当于边界层控制。 通常，前缘缝翼 在大迎角，特别是接 近或超过基本机翼 临界迎角时才使用 目前所使用的大多是自动式前缘缝翼。这种前缘缝翼用滑动机构与基本机翼相连，依靠 前缘空气动力的压力和吸力来自动控制其闭合和打开 襟翼:一般的襟翼位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧。襟翼放下时，既增大 机翼的升力，同时也增大飞机的阻力，因此通常在起飞阶段，襟翼只放下较小的角 度，而在着陆阶段才放下到最大角度 巡航时 起飞时 降落时 简单襟翼 简单襟翼的形状与副翼相似，用铰链连接于机翼后缘，其构造比较简单，不偏转时形成机翼后缘的一部分。 简单襟翼放下最大角度时，大约能使Cymax增大65,,75,。 分裂襟翼 分裂襟翼(也称开裂襟翼)象一块薄板，用铰链安装于机翼后缘下表面并成为机翼的一 部分 分裂襟翼一般可把机翼的Cymax提高75,,85, 开缝襟翼 开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的， 当开缝襟翼放下时，其前缘与机翼之间形成一条缝隙。 开缝襟翼的增升效果较好，一般可使Cymax增大约85,,95,。 后退襟翼 后退襟翼工作时，既向下偏转同时又沿滑轨向后移动，也即既增大翼型弯度又增加机翼 面积。 后退襟翼一般可使翼型的Cymax增大约110,,140,。 复合襟翼 复合襟翼由后退襟翼和开缝襟翼合并设计而成， 其增升效果更好，为现代飞机所广泛采用，但其结构 相应地也更复杂 扰流板:又称“减速板”，是对称地布置在机身和 ,或机翼上的阻力板，平时紧贴于机身或机翼以 保持表面流场，使用时打开以增加阻力，从而降 低飞机的飞行或地面滑跑速度 翼梢小翼:在飞机机翼梢部的一组直立的 小翼面，用以减小机翼诱导阻力。一般翼 尖的装置共三种:翼梢小翼(B737NG),翼梢 涡扩散器(A320)，翼梢帆片(A300/310) 3、机翼的结构 纵向骨架:翼梁、桁条 横向骨架:翼肋 骨架外:蒙皮 内部:安装操纵装置、油箱、起落架等 外部:可吊装发动机 尾翼 尾翼的主要功用是保证飞机的纵向和方向的平衡，并使飞机在纵向和方向上具有必要的稳定性和操纵性。 尾翼分为水平尾翼和垂直尾翼。前者由固定的水平安定面和活动的升降舵组成，后者则由固定的垂直安定面和活动的方向舵组成。 调整片:升降舵、方向舵上较小的铰接翼面，调整制造误差，控制主操纵面上的力矩 起落架 起落架是供飞机在起降滑跑、地面滑行、停放和移动时支持飞机重量、承受相应载荷、吸 收和消耗着陆时的撞击能量的装置。主要作用如下 承受飞机在地面停放、滑行、起飞着落滑跑时的重力 承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时撞击和颠簸的能量 滑跑与滑行时的制动 滑跑与滑行时操纵飞机 1、起落架的主要组成部分 带充气轮胎的机轮:满足飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要 刹车或自动刹车装置:缩短着陆滑跑的距离 承力支柱:承力结构，常用作为减震器外筒 减震器:吸收和消耗着陆时的撞击能量 收放机构:收放起落架 其它:前轮减摆器和转弯操纵机构 油气式减震器:当减震器受撞击压缩时，活塞向上 运动，液体上升压缩空气，同时液体经小孔流入 活塞。活塞停止，气体膨胀，液体回流，活塞杆 向下运动。活塞杆往复运动，使冲击能量消耗在 液体流动摩擦和气体膨胀压缩上，从而达到减震目的 2、起落架的布置型式 起落架的布置型式指的是飞机在地面上支持点的数目及其相对于机身重心的位置。 常见的配置型式有: 前三点式起落架 优点:着陆简单且安全可靠;允许强烈制动，着陆滑跑距离较短;驾驶员视界较好，发动机 喷气对跑道影响较小 缺点:前起落架受力较大且构造复杂;高速滑跑时，前起落架会产生摆震现象 后三点式起落架 优点:安装空间容易保证;尾 轮受力 较小，因而结构简单，重量 较小;地面滑跑时迎角较大， 降落时阻力较大缺点:大速度 滑跑时，不允许强烈制动， 滑跑距离长;对着陆技术要求 高，容易发生“跳跃”现象;起 飞着陆操纵困难，方向稳定性 差;驾驶员视界不佳 ?2.4 飞机的动力装置 2、螺旋桨 发动机+螺旋桨——产生拉力或推力 , 叶片(2-6个)从根部到顶部扭曲 , (迎角α不断变化)截面为翼型面 垂直桨叶方向产生空气动力R 前进方向的拉力F 沿旋转面方向的旋转阻力D φ 从根部到尖部逐渐变小，是为了保持叶片各段产生大致相等的拉力 桨叶角:桨叶剖面的叶弦与 旋转平面的夹角 (φ),又叫安装角 迎角:桨叶的叶弦相对于迎面气流的角度(α) α与φ的关系: 飞机不动，α= φ 飞机运动 空中螺旋桨 α<φ 飞行速度对拉力的影响 飞行速度上升，α变小，拉力下降 为使α不变,需要增大φ 螺旋桨的应用 .低速飞 v2<200km/h 定矩螺旋桨,φ不变 2.v2较高 变矩螺旋桨 3.恒速变矩螺旋桨 由转速调节器自动调节桨矩 4.螺旋桨和输出轴功率的喷气发动机的组合 变矩螺旋桨 桨矩:螺旋桨旋转一周，桨上一点向前移动的距离 φ增大 v2上升 飞行员控制 φ减小 v2下降 不需拉力 顺桨 φ=90? φ<0? 阻力大 逆桨、反桨 螺旋桨的限制 800km/h以下 支线飞机，200-700km/h效率很高 飞行速度和旋转速度的合速度，有可能叶尖接近音速 2、 喷气发动机 喷气发动机原理 , 化学能转化为机械能 , 发动机内的气流燃烧，膨胀，向后排出，产生反作用力，推动飞机向前 涡喷发动机:在涡喷发动机中，空气通过进气道进入，经压气机压缩后，流入燃烧室与 喷入的燃油混合后燃烧，形成高温、高压的燃气，驱动涡轮高速旋转带动压气机和附件 工作，之后在尾喷管中膨胀加速高速排出，产生反作用力。 F=m[(v2-v1)/t] 进气道 供给发动机所需的“高品质”的空气流量; 降低高速气流的速度，将动能转变为压力势能。 设有加热防冰装置，以避免进气道唇口等位置结冰 压气机 燃烧室 涡轮 尾喷管 特点 优点:重量轻，推力大，高速性能好 缺点:油耗大，经济性差 由于涡轮喷气发动机的推力是由高速排出高温燃气所获得的，所以在得到推力的同时有不少由燃料燃烧所产生的能量以燃气的动能和热能的形式排出发动机，能量损失较大，因此其耗油率较高。 涡轮螺旋桨发动机:构造与涡喷发动机类似，但涡轮输出轴功率带动螺旋桨 特点 动力分配:90%拉力(螺旋桨产生)，10%推力(尾喷管产生) 螺旋桨叶尖速度限制，飞行速度在800km/h以下 与活塞发动机相比，其油耗接近活塞式，但其是煤油燃烧，更经济，马力质量比高，取 代活塞发动机，用于中速和支线飞机 涡轮风扇发动机:高亚音速，低油耗飞行,大型民航运输飞机唯一的动力装置。 外涵道——气流从核心发动机外流过，产生推力,类似螺旋桨,同时冷却核心机 内涵道:气流通过核心发动机，推动涡轮，从尾喷管排出，与涡喷相同 涵道比过大，则叶片太长，增加阻力;过小，则经济性差，油耗大 涡轮前温度:1250? 增压比27 特点 风扇叶片大大缩短，且被放入有限涵道，避免叶尖激波的产生，提高飞行速度 空气流量大 推力大 高亚音速时油耗低，噪音低 民航飞机上应用广泛 4、发动机的性能及安装 耗油率:耗油率越低越好 千克(油量)/马力小时 (螺旋桨) 千克(油量)/千牛小时 (喷气) 重量: 功率重量比 马力重量比 (螺旋桨) 推力重量比 公斤力/公斤 (喷气) 功率和推力的关系:推进效率 螺旋桨发动机的两种安装方式:机身前段和机翼上的发动机机匣内 喷气式发动机的三种安装方式: 1)机翼根部或中部短舱内 机翼/身完整性破坏，噪音大、振动大 2)机翼下发动机吊舱内 优点:减小机翼结构重量，进气不受干扰，巡航时阻力小，噪声影响小 缺点:单发失效时偏航力矩大，航向控制困难;离地近，易吸入异物 3)机身尾部外侧的混合布局挂舱内 优点:噪声小，单发失效时偏航力矩小，机翼设计简单，可安装奇数个发动机 缺点:结构重量较大，机身长度长，尾翼需精心设计，重心靠后 MD11:混合布局 5、辅助动力系统 ?2.5 飞机的电子仪表装置 一、仪表系统 1)陀螺:定轴性和进动性 定轴性:力图保持其自转轴在惯性空间方向不变的特性，称为定轴性。 进动性:是陀螺旋转时，在外力矩作用下，转子的自转轴总是力图使其沿最短的路径趋向外力矩的作用方向。此时，外力矩大小与轴方向改变的角速度成正比 机械式陀螺:利用陀螺的定轴性——高速陀螺转子,保持固定方向,垂直于地面，作为基准轴;惯性平台始终保持与地面平行;比较转子轴和飞行姿态可获得飞机的姿态角 捷联式陀螺:利用陀螺的进动性——陀螺与机身相连,根据陀螺仪的进动性即时计算出角速度的变化 激光陀螺:利用光学原理，测出转动的角速度 2)地平仪 3)航向指示仪:测量飞机的航向角 原理: 由于陀螺的定轴性，飞机改变航向时，转子、内外环轴保持不变，而表壳上标线随飞机转动，故标线相对航向刻度盘转过的角度就是飞机航向的变化。 二、无线电仪表和装置 飞机无线电通信系统:使飞机在飞行的各阶段中与地面航管人员，维修人员保持双 向语音，信号联系以及飞机内部人员之间和旅客的联络 1)甚高频通信系统(VHF) 应用范围:目视范围内通信,300m高度处为74km 用于起飞、降落或通过管制空域时， 机组人员地面人员的双向语音通信 组成: 收发组，控制盒，天线 2)高频通信系统(HF) 应用范围:远距离通信,使用短波电磁波,依靠电离层反射，通信距离几千公里,在飞行中保持基地与远方航站的联络 组成:收发组，天线耦合器，控制盒，天线 3)选择呼叫系统(SELCAL) 地面呼叫飞机时，灯光、音响通知，特定的四位八进制代码/每一架飞机，通过HF 或VHF发出呼叫 4)音频综合系统(AIS) 二、导航系统 无线电导航仪表:准确到达预定位置，完成航行任务 1)无线电罗盘系统(ADF) 无线电罗盘又称自动定向机，利用无线电信号测定飞机纵轴与地面导航台的相对方位角，精度2-5? 2)测距机(DME) 原理:用飞机与地面测距台之间的往返电磁波的时间测飞机到地面台之间的距离 3)无线电高度表 高度表在起飞、进近着陆时使用原理:利用无线电波的反射回波测飞机与地面之间的高度，0-2500英尺或0-5000英尺的低高度无线电 4)甚高频全向信标系统(VOR) 原理:由地面全向信标台和机载的全向信标接收机组成，飞机上接收机收到信号即可得 出相对发射台的方位角 5)仪表着陆系统(ILS) 引导飞机沿正确的航道下滑着陆,具体在机场这一章中讲解 机上雷达系统和装置 1)气象雷达 2)机应答 地面询问器+机载应答机——>二次雷达 A模式:飞机的编码 C模式:飞机的气压高度 地面航管雷达屏幕上显示飞机的编码和高度 3(空中警告及避撞系统(TCAS) (电子仪表了解) 三、飞行控制仪表系统 四、飞机的自动驾驶和飞行控制系统(选择填空) 现代飞机的各种飞行控制系统 自动驾驶仪指引系统(AFDS):结合飞行指引仪(FD)和自动驾驶仪(AP)的功能 飞行指引仪:只向驾驶员提供姿态信息、指 令，没有执行机构 自动驾驶仪:只按原输入控制飞机 2)推力管理系统(TMS) 自动驾驶仪+发动机 自动控制系统:姿态、推力一体自动化 3)偏航阻尼系统:大后掠角机翼飞机由于横侧稳定性好但航向(方向)稳定性差(垂尾尺寸的限制)——>荷兰滚(措施:增加垂尾)——>偏航阻尼器 4)自动安定面配平系统 飞行速度增加使气动中心后移 ?飞行员需调整升降舵或水平安定面的倾角 ?升降舵迎角增大(向上偏转)，使飞机阻力增大，升力减小 小结 偏航阻尼系统，自动配平系统都是保证飞行稳定性而设的辅助飞行操作系统 偏航阻尼系统(垂直轴增稳)，自动配平系统(俯仰增稳)及自动控制系统叠加， 称为飞机增稳系统 五、 飞行管理系统 6(电传操纵(Fly-by-Wire) 电传操纵的优点: ?操纵灵敏度高 ?自动驾驶系统的功能完整统一 ?飞机机动性能提高(响应速度快) ?重量减轻，可靠性提高 电传操纵的问题: ?机组适应期 ?可靠性疑问，隐蔽故障、突发故障 需要增加备用系统(余度技术)，目前 采用四余度 发展方向:光纤操纵 ?2.6 飞机的其他系统 ?2.7 民航飞机的运行和性能 第三章 航空器活动的环境及导航 ?3.1 大气层 一、 大气层的构造 主要根据大气温度随高度的变化， 在垂直方向，可将大气层分为: 对流层 地球大气层中最低的一层 2.主要特点: 高度增加，温度下降; 对流层包含了大气层质量四分之三的大气，气体密度最大，大气压力也最高。 大气不仅存在水平流动，也存在垂直流动,空气上下剧烈对流 存在各种气象变化:风、雨、云、雾、雪等 平流层(同温层) 主要特点: 密度小，风向稳定，没有对流，空气水平流动 恒温,受地面影响小; 水蒸气少，因此没有云、雨、雾、雪等气象，空气的能见度较佳 中间层 主要特点: , 大气质量只占大气中质量的1/3000左右。 , 几乎不含臭氧，气温随高度迅速下降 , 有风，且风速很大，同时气流存在强烈的垂直运动 电离层(热层) 主要特点: , 温度随高度的增加而上升，从负90度上升到1000度 , 空气处于高度电离状态，含有大量的离子(主要是负离子) 外层(散逸层) 主要特点:空气及其稀薄，同时远离地面几乎不受地球引力的束缚 二、大气物理参数(了解就行) 三、大气各物理参数随高度的变化 四、国际 标准 excel标准偏差excel标准偏差函数exl标准差函数国标检验抽样标准表免费下载红头文件格式标准下载 大气和飞行高度的确定 飞行高度的确定 为了飞机的飞行安全，飞机在不同的飞行阶段，需要使用不同基准的高度。主要有: 1、场压高度(QFE) 机场当地海拔高度的气压高度为零，飞机高度表上表示出来的高度就是机场上空的相对高度距离。起飞和降落阶段使用 2、海平面气压高度(QNH) 以当地实际海平面的气压数据作为高度的基准面，飞机高度表上表示出来的高度就是飞机的实际海拔高度。爬升和下降阶段使用。 3、标准气压高度(ISA) 以国际标准大气的基准面得到的高度称为标准气压高度。巡航阶段使用 ?3.2 空中导航 一、 地球的有关知识 3)航线 a)航线:飞机从地球表面一点到另一点的预定的路线称为航线。 b)主要使用大圆航线和等角航线 大圆航线:沿着大圆在两点之间弧线 的航线为大圆航线 特点:距离最短,方向改变 等角航线:以不变的方位角连接起来的航线(是地球表面上与经线相交成相同角度的曲线) 特点:航线角不变,但距离较长 实际应用中: , 航程短，用等角航线 , 航程长，用大圆航线 二、地球的运动和时间(不考) 三、空中导航(没讲，不考) 第四章 空中交通管理 ?4.1 概述 三、组成 空中交通服务(ATS 空域管理(ASM 空中交通流量管理(ATFM) 二、空中交通服务的组成 空中交通管制服务(ATC):区域管制服务(在航路上的管制) 进近管制服务(在飞机离场或到场时的管制) 机场管制服务(机场控制) 飞行情报服务(FIS):航站终端自动情报通播(ATIS 空中交通咨询服务(ATAS) 告警服务(AS):当航空器处于搜寻和救援等紧急状态时,向有关单位发出通知，并给 予协助的服务 紧急状态:发动机故障、无线电通信失效、座舱失压、遭遇空中非法劫机等 三、间隔标准 目的:保证任何两个航空器之间有足够的距离，防止航空器相互危险接近和相撞 垂直间隔(选择) 高度层:一个标准大气101325帕斯卡为基准，按每100英尺作为一个高度层 , 国际标准 A)29000英尺(8850m、FL290)以下(含29000英尺):每2000英尺(600m)为 一个顺向高度层; 磁航迹在0?,179?的飞机使用的是奇数高度层; 磁航迹在180?,359?的飞机使用的是偶数高度层 垂直间隔标准即为1000英尺 B)29000英尺(8850m、FL290)以上: 垂直间隔标准即为2000英尺 C)北大西洋上空，已取消FL290的限制，在整个空域内，两航空器之间采用1000 英尺的间隔。 国内标准 A)6000m以下:以300m为一高度层间隔; B)6000m,12000m:以600m为一高度层间隔 C)12000m以上，以1000m为一高度层间隔 水平间隔:横向间隔，纵向间隔(时间间隔，距离间隔) 四、飞行规则(选择) 通用飞行规则 , 保护人身和财务的安全; , 避免碰撞 ?航空器不得飞近到与另一个航空器有可能相撞的区域;除特殊允许，不得到禁区飞行 ?航路权(优先通行权) 进近时:两架飞机相向飞行，各自右转; 交汇时:左面的航空器给右面的让路;动力驱动且重于空气为其他航空器让路 超越时:超越者要改变高度或者向右转; 降落时:空中或地面的飞机为在最后着陆的飞机让出航道;高度高的飞机为 高度低的飞机让路; 起飞时:滑行的飞机为起飞飞机让路。 ?机上灯光标志:飞机必须按规定装有防撞灯和导航灯; ?在机场附近要按机场上空规则飞行。 , 飞行 计划 项目进度计划表范例计划下载计划下载计划下载课程教学计划下载 :飞机每次飞行都要向空管部门提交飞行计划; , 时间:使用世界协调时间，24小时时制计时; , 空中交通管制的要求:空管许可飞行、位置报告; 目视飞行规则，仪表飞行规则 每次飞行，或执行目视飞行规则，或执行仪表飞行规则 执行条件:气象条件尤其是能见度 目视飞行气象条件(VMC):最低的能进行目视飞行的天气条件 仪表飞行气象条件(IMC):要求比目视低 气象条件高于VMC要求 执行目视飞行规则 气象条件低于VMC要求 执行仪表飞行规则 ?4.3 空中交通管制服务 进近管制服务 进近管制室(APP ――对按仪表飞行规则在仪表气象条件起飞或降落的飞行提供服务 一般范围大约在 机场90公里半径之内，高度6000米以下。 航路管制服务 区域管制中心(ACC ――航空器进入航路,对航路(线)上的飞行提供的空中交通管制服务 主要是6000米以上的在大范围内运行的航空器，绝大多数是喷气式飞机。 二、机场管制服务 服务的范围 航空器在机场交通管制区的空中飞行 航空器的起飞和降落 航空器在机坪上的运动 防止飞机在运动中与地面车辆和地面障碍物的碰撞 起落航线 定义:对于起飞和降落的飞机在机场要按一定航线飞行的航线 由5条边和4个转弯组成的矩形航线。以起飞方向为准，起飞后向左转弯的航线叫左航线(正常)，反之为右航线。 第四段(第四边、基本边):方向和跑 道垂直，它的终端在跑道和中心线的延 长线交点处 第三段(第三边、顺风边):航迹平行于 跑道，着陆——航向和着陆方向相反 (90度二转弯进入三边;三转弯进入四 边开始准备降落，放襟翼) 四、雷达管制(选择) 雷达基本原理 利用无线电波在遇到障碍时发生 反射，从而利用接受反射的信号 探测前方的物体。雷达使用脉冲 波而不使用非连续波。 , 雷达的组成: 发射机:产生雷达所需要的 脉冲波。空中交通管制使用雷达波长从 1cm到100cm。 天线:发射和接收脉冲电波， 由波导管、馈源线、反射面组成 接收机:接收信号(含放大信号) 显示器:显示探测物体位置信息 二次雷达 , 由地面询问机和机载应答机组成，询问机发射脉冲的频率为1030MHZ，而应答机 回答的脉冲频率为1090MHZ , 传递信息:飞机的编号、位置、高度、速度、方向等 , A模式(间隔8微秒)和C模式(间隔21微秒) 雷达间隔 包括:垂直间隔、纵向间隔、离场的初始间隔 ?4.4航行情报服务 二、航图:航空地图(世界航空地图，区域航空地图，航空计划地图)，特种航图 航空地图;标出重要地形和航行情况 世界航空地图 比例:1:1000000用途:高速飞机做远距离飞行时使用 , 区域航空地图 比例:1:500000，比世界地图详尽，标出了地形、目视标志点、机场、空域、障碍物等，且各种标志都用颜色区分 航空计划地图 比例:1:2000000或1:5000000，应用:采用VFR或IFR飞行计划采用 VFR使用——航空地图，标明地面情况。 IFR使用——只标出无线电导航台的位置和标志 特种航图(航路图，仪表进近图，机场图，机场障碍图)为专门目的(无线电导航 和局部细致地形使用，分13钟，右面4钟为主要的) 第五章 机场 机场的发展大致经过了三个大的阶段 二、机场的分类(军用 民用大的:空港 小的:航站) 飞行区分空中部分 和地面部分 空中部分指机场的空域: 包括进场和离场的航路。 地面部分:包括跑道、 滑行道、停机坪和登机门， 以及一些维修和空中交通管 制服务的设施和场地，如机 库、 塔台和救援中心等。 1)机场飞行区等级 跑道的性能及相应的设施 决定了飞行区等级。飞行区 等级用两个部分组成的编码 表示，第一部分是数字， 飞机场的长度。第二部分 是字母，飞机的最大翼展和 最大轮距宽度。 2)跑道的基本参数 基本尺寸:指跑道的 长度、宽度和坡度 , 跑道的长度取决于所能允许使用的最大飞机的起降距离、海拔高度及温度。海拔高 度高，空气稀薄，地面温度高，发动机功率下降，因而都需要加长跑道。如拉萨贡 嘎机场(4000m) , 跑道的宽度取决于飞机的翼展和主起落架的轮距，一般不超过60米。 , 一般来说，跑道是没有纵向坡度的，但在有些情况下可以有3度以下的坡度，在使 用有坡度的跑道时，要考虑对性能的影响。 方向和跑道号:主跑道的方向一般和当地的主风向一致，跑道号按照四舍五入用两位数表示 跑道道面:分为刚性和非刚性道面 , 刚性道面由混凝土筑成，能把飞机的载荷承担在较大面积上，承载能力强，在一般 中型以上空港都使用刚性道面。国内几乎所有民用机场跑道均属此类。 , 非刚性道面有草坪、碎石、沥青等各类道面，这类道面只能抗压不能抗弯，因而承 载能力小，只能用于中小型飞机起降的机场。 跑道的附属区域:跑道道肩，跑道安全带(侧安全地带，道端安全地带)净空道 净空道:是指跑道端之外的地面和向上延伸的空域。 滑行道:作用:连接飞行区各个部分的飞机运行通路，它从机坪开始连接跑道两端， 在交通繁忙的跑道中段设有一个或几个跑道出口和滑行道相连，以便降落的飞机迅 速离开跑道。 强度要和配套使用的跑道强度相等或更高，因为在滑行道上飞机运行密度通常要高 于跑道，飞机的总重量和低速运动时的压强也会比跑道所承受的略高。 宽度由使用机场最大的飞机的轮距宽度决定，要保证飞机在滑行道中心线上滑行 时，它的主起落轮的外侧距滑行道边线不少于1.5,4.5米。在滑行道转弯处，它的 宽度要根据飞机的性能适当加宽。 , 滑行道在和跑道端的接口附近有等待区，地面上有标志线标出，这个区域是为了飞 机在进入跑道前等待许可指令。等待区与跑道端线保持一定的距离，以防止等待飞 机的任何部分进入跑道，成为运行的障碍物或产生无线电干扰 航站导航设施 导航设施(精密):仪表着陆系统，精密进近雷达系统，微波着陆系统，卫星着陆系统 仪表着陆系统——民航应用最广泛的着陆系统 航向台;位于跑道进近方向的远端，波束为角度很小的扇形，提供飞机相对与跑道 的航向道(水平位置)指引 下滑台;位于跑道入口端一侧，通过仰角为3度左右的波束，提供飞机相对跑道入 口的下滑道(垂直位置)指引 ，指点信标 距离跑道从远到近分别为外指点标(OM)，中指点标(MM)和内指点标(IM)，提供飞 机相对跑道入口的粗略的距离信息，通常表示飞机在依次飞过这些信标台时，分别 到达最终进近定位点(FAF)、I类运行的决断高度、II类运行的决断高度。 I类仪表的天气标准:前方能见度不低于800m，着陆最低标准的决断高不低于60m II类仪表的天气标准:前方能见度为400m,着陆最低决断高不低于30m ?类仪表的天气标准:任何高度都不能有效看到跑道，只能由驾驶员自行作出着陆 决定，无决断高度 I类仪表广泛采用， II类大城市繁忙机场使用， ?类世界上少数机场使用 注意:通过仪表着陆系统引导飞机着陆到决断高度，若飞行员目视到跑道，即可实施着陆，否则就复飞 民航学院11级 学长吐血整理啊 弄到凌晨2点多啊 Ps:by lyc