飞行原理 關十言 2013/8/11 1) 流体力学基础
对于亚音速气流，若流管面积减小，则流速增大，而超音速则刚好相反。流体的伯努利原理表明，不管是超音速还是亚音速气流，只要流速增加，则压强就会减小。由于飞机的翼型上表面向上弯曲的稍多一些，因此从整体上来说飞机下表面的流管截面积要大于上表面，使得亚音速飞机的下表面气流流动比上表面慢，压强则比上表面大，从而产生升力。
音速是微弱扰动的传播速度，与气体的种类和温度有关，随温度的升高而增加。飞机的飞行马赫数是飞机真空速大小与飞行高度上音速之比，飞机的临界马赫数是当机翼上翼面低压力点的局部速度达到音速时的来流马赫数。
超音速气流流过外折角，则会在折点处形成膨胀波，使得气流经过膨胀波后的速度增加、压强减小；流过一个折角很小的二维内折翼面，会在折点处形成斜激波，如果折角比较大，则会形成曲面激波或者正激波。超音速气流经过激波后压强、温度和密度会突然增大，速度会突然减小。从飞机阻力增加的程度来讲，三种激波的影响从大到小依次是正激波、曲面激波和斜激波。
静止的流体中不会产生摩擦力（粘性力），只有运动的实际流体才会产生粘性力。物体在流体中运动时所受的惯性力与粘性力之比就是雷诺数，雷诺数越大，说明粘性对飞机的影响就越小。机翼表面受粘性影响比较大的区域叫做附面层，在附面层边界上，粘性使得该处的局部速度受到1%的影响，在附面层内需要考虑粘性的影响，之外则可以不考虑。
2) 飞机的升阻力特性
飞机的定常飞行中，升力等于重力，推力等于阻力。飞机的升力与速度、大气密度、机翼面积、升力系数等有关。升力系数随着飞机迎角的增大，起初会线性增加，达到斗振升力后，开始曲线增加，一直到最大升力系数（临界迎角），然后开始减小。在其他条件一定时，飞机的升力系数随粘性增大而减小，随后掠角增大而减小。
临界迎角对应飞机的失速速度。飞机在转弯时，升力的垂直分量需要平衡重力，使得飞机的升力随转弯坡度增加而增加，因此大坡度转弯时飞机的升力系数（迎角）较大，可能会引起飞机的抖动。
飞机的气动阻力包括摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、激波阻力（出现超音速区域后才会产生）和诱导阻力（与升力大小有关）。诱导阻力是三维机翼产生升力时伴随产生的一种阻力，飞机重心越靠前，则水平尾翼上需要的向上的配平力就越大，使得机翼升力越大，诱导阻力增加，因此在其中条件一定时，飞机的平飞阻力随重心前移而增加。为减小激波阻力，超音速飞机通常采用菱形或楔形翼型；而为了减少诱导阻力，低速飞机通常采用大展弦比的直机翼，此外加装翼尖小翼也可以减小诱导阻力和尾流强度。
飞机的升阻比最大时，平飞阻力最小，此时对应着飞机的有利迎角、有利速度（绿点速度）。有利速度随飞机重量增加而增加，随高度升高而增加。
尾流是飞机在飞行中由于机翼上下翼面压力差使得气流绕过翼尖而形成的漩涡，对后机的飞行安全有着重要的影响。对于航空器来说，重量越大、速度越小，则尾流越强。尾流的产生开始于飞机起飞前轮离地，结束于飞机着陆前轮接地。
3) 增升原理
飞机常用的增生装臵包括襟翼、缝翼和涡流发生器，其增生原理是改变翼型弯度。控制附面层和增大机翼面积。
放出襟翼时，可以增大飞机的最大升力系数和相同迎角下的升力系数，从而减小飞机的失速速度。
起飞时，放出襟翼可以减小离地速度、缩短所需起飞跑道距离，在其他参数一定时，飞机起飞放出的襟翼角度越大，则离地速度就越小。在通常情况下，迎角一定时飞机的襟翼角度越大则升力系数越大、阻力系数越大、升阻比越小，因此飞机在起飞时放出襟翼会使其气动阻力增加，影响离地后的爬升性能，所以飞机在起飞达到一定高度后，需要尽快收上襟翼。
着陆时，放出的襟翼角度越大，则飞机的进场速度和接地速度就越小，所需着陆滑跑距离也就越短。但是，着陆前放出的襟翼会影响飞机的复飞性能，因此根据需要，在复飞时飞机通常会收上襟翼和起落架。
飞机的缝翼会随着飞机迎角增大而自动打开。打开缝翼后，可以增大机翼上表面附面层中的空气动能，从而起到吹出附面层、增大最大升力系数、减小失速速度的作用。
4) 操纵性与稳定性
当飞机处于平衡状态时，作用在飞机上的各力之和等于零，围绕重心的力矩之和也等于零，所以此时飞机的加速度也等于零。
飞机的静稳定性是飞机受扰偏离平衡状态后，在不需干预的情况下飞机自身具有向原平衡状态恢复的趋势，包括纵向静稳定性、方向静稳定性和横向静稳定性。
通常飞机机翼上的升力对重心产生低头力矩，水平尾翼上的附加升力对重心产生抬头力矩，所以水平尾翼是飞机俯仰静稳定性的主要贡献部件。飞机的焦点是迎角改变时飞机附加升力的着力点，当重心在焦点之前飞机具有纵向静稳定性。若飞机受扰抬头，则作用在焦点上的向上附加升力会使飞机具有低头趋势（重心在焦点之前）；反之若飞机受扰抬头，则作用在焦点上的向下附加升力会使飞机具有抬头趋势。飞机重心越靠前，则俯仰稳定性越好，同时其俯仰操纵性越差。飞机收放起落架会使重心位臵发生变化，从而使飞机产生纵向干扰力矩，当起落架向后收上时，飞机将产生抬头力矩；反之则产生低头力矩。
飞机方向静稳定性的主要贡献部件是垂直尾翼。飞机的侧滑角是其纵向对称面与相对气流方向的夹角。当飞机发生侧滑时，升力系数要减小，阻力系数增大，升阻比则减小，因此在飞行中应尽量避免侧滑。
飞机横向静稳定性的主要贡献部件是机翼和尾翼。
飞机操纵性包括俯仰操纵、方向操纵和横向操纵。其中飞机的俯仰主操纵部件是升降舵，方向主操纵部件是方向舵，横向的主操纵部件是副翼。为避免侧滑，飞机应进行协调转弯，为此需要配合使用方向舵和副翼。为防止高速飞行时出现副翼反效的情况，现代民航飞机的副翼通常包括内副翼和外副翼，在高速飞行时，只能用内侧副翼（外侧副翼在高速时易反效）；在低速飞行时，则可以同时使用内侧副翼和外侧副翼。
飞机的动稳定性是飞机受扰偏离平衡状态后，在不需干预的情况下飞机自身具有向原平衡状态恢复的能力，包括纵向动稳定性和侧向动稳定性两部分。飞机侧向受扰后可能产生的运动模态按时间顺序依次是滚转、飘摆和盘旋下降，其中对飞行影响最大的是飘摆。
5) 性能基础
国际标准大气是假想的大气模型，假定气体是完全气体，而且满足静平衡条件。在国际标准大气环境下，海平面的大气温度为15℃；在0至11000m的对流层中，温度随高度升高而线性递减，直减率为-0.65℃/100m；在11000m至20000m的同温层中，温度保持不变（-56.5℃）；在20000m至30000m的逆温层中，高度每升高1000m，温度升高1℃。在标准大气中，大气压强和密度都随高度升高而降低。
民航中常用到的四种空速包括：当量空速（EAS）、校正空速（修正空速，CAS）、真空速（TAS）和指示空速（表素，IAS）。空速表是依据总压和静压差来测量空速的，其测量误差（位臵误差）主要来自于静压的测量，在低速、非光洁构型下的位臵误差需要修正，其他情况则可以忽略。飞机在对流层内做等表速爬升时，随高度增加，飞机的真空速将一直增大；而如果做等马赫数爬升，则随高度增加，飞机的真空速将一直减小。如果飞机的当量空速相同时，则气压高度越高，真空速越大。
在基准高度相同的情况下，外界温度若高于标准大气温度，则相同的气压高度对应的几何高度也越大；外界温度若低于标准大气温度，则相同的气压高度对应的气压高度对应的几何高度也越小。
目前的直升机采用的动力装臵多为涡轴发动机，而民航干线运输机最常采用的是涡扇发动机。在额定高度以下，螺旋桨拉力随飞行高度的增加而增大；而在额定高度以上，螺旋桨有效功率则随飞行高度的增加而减小。螺旋桨有效功率随飞行速度变化规律是：在小于某一速度范围内，随速度的增大而增大；大于某一速度的范围内，随飞行速度的增大而减小。双发螺旋桨飞机的关键发动机为涡流对垂尾影响较重的一发。螺旋桨变距是指改变其桨叶角，对于没有顺桨机构的飞机，一旦发生停车，应该把变距杆拉向最后。
喷气发动机产生的额定推力将随飞行高度增加而减小，发动机的压力比（EPR）随着气压高度的升高而降低，额定推力随外界温度增加先不变后减小，随飞机速度增加先减小后增加。高涵道比涡扇发动的推进效率最高，因此最适宜作高亚音速飞行，此类发动机通常用EPR表征发动机的推力。在飞机等马赫数巡航时，随着环境温度的升高，燃油流量和真空速都会增加。
6) 飞机使用限制