5U第一章
飞机五个主要组成部分：机翼，机身，尾翼 起落装置 动力装置
相对弯度是最大弧高与翼弦的比值 表示机翼上下表面外凸程度的差别 相对厚度是翼型最大厚度与弦长的比值 表示翼型的厚薄程度 展弦比 机翼翼展与平均弦长的比值
后掠角 机翼1/4弦线与机身纵轴垂直线之间的夹角 第二章
流体模型化：理想流体（忽略流体粘性作用） 不可压流体（密度为常量的流体） 绝热流体（不考虑热传导性的流体） 迎角 相对气流方向与翼弦之间的夹角
连续性定理 流速大小与流管截面面积成反比 伯努利定理 动压+静压=总压
升力原理 空气流到翼型的前缘，分成上下两股，分别沿翼型的上下表面流过，并在翼型的 后缘汇合后向后流去。在翼型的上表面，由于正迎角和翼面外凸的影响，流管收 缩，流速增大，压力降低；而在翼型的下表面，气流受阻，流管扩张，流速减慢， 压力增大。这样，翼型的上下翼面出现压力差，总压力差在垂直于相对气流方向 的分量，就是升力 压力中心 机翼升力的着力点
驻点 在机翼前缘附近，流速减小到0，正压最大点（动压=0 静压=总压）P26 P27 最大压力点 吸力最大的点
升力公式 L=CL×ρν2×S 影响CL的因素：迎角、翼型
阻力分为废阻力（摩擦阻力 压差阻力 干扰阻力）和诱导阻力 转捩点 层流和紊流之间的过渡区（层流变为紊流）
附面层由层流转悷为紊流的内因是层流本身的不稳定 外因是物面的扰动作用
12dP<0 流线逐渐变密，流速增快，压强降低 dxdP>0 流线逐渐变稀，流速减慢，压强升高 逆压梯度 dx顺压梯度
分离点 气流开始脱离物体表面的点（顺流变为倒流）
附面层分离的内因是空气具有黏性 外因是物体表面弯曲而出现的逆压梯度 诱导阻力的产生 翼尖涡 下洗角 诱导阻力
翼尖涡的形成 正升力时，下翼面的压强比上翼面的压强高，上下翼面压强差的作用下，下 翼面的气流就绕过翼尖流向上翼面，这样就使下翼面的流线由机翼的翼根向 翼尖倾斜，而上翼面的流线则由翼尖偏向翼根。由于上下翼面气流在后缘处 具有不同的流向，就形成漩涡并在翼尖卷成翼尖涡 诱导阻力主要受到机翼形状，展弦比，升力大小，飞行速度的影响。展弦比大，诱导阻力小； 升力大，诱导阻力大；平直飞行，诱导阻力与速度的平方成反比 零升迎角 飞机升力系数=0时的迎角
临界迎角 升力系数曲线最高点所对应的迎角
升阻比 相同迎角下，升力系数与阻力系数之比，用K表示 K越大，飞机的空气动力性能越好
性质角 飞机总空气动力与飞机升力之间的夹角
图P42 从原点引切线，切点对应最小阻力迎角和最大升阻比
从原点引直线与极曲线交于两点，两点的升阻比相同，较高者的迎角较大 增升装置包括 前缘缝翼 后缘襟翼 前缘襟翼 简述増升装置：（1）增升装置就是用来增大最大升力系数的装置 （2）增升装置包括 前缘缝翼 后缘襟翼 前缘襟翼
（3）増升原理：一是增大翼型的弯度，增大机翼上下翼面的压力差；二是延 缓上翼面的气流分离，提高临界迎角和最大升力系数；三是增大机翼面积 第四章
1、平均空气动力弦 重心在某一特定翼弦上的投影到该翼弦前端的距离占该翼弦的百分比来表示，这一特定的翼弦，就是~。
~是一种假想的矩形机翼的翼弦。这个假想的矩形机翼的面积、空气动力及俯仰力矩等特 性与原机翼相同
表示方法：20%MAC （百分数越小，中心越靠前）
2、作用于飞机的俯仰力矩主要有：机翼产生的俯仰力矩，水平尾翼产生的俯仰力矩，拉力（或推力）产生的俯仰力矩。
3、侧滑角 是指相对气流与对称面的夹角。
4、稳定力矩 使飞机具有自动恢复到原来平衡位置的趋势的力矩。
5、阻尼力矩 作用于飞机的阻力对机轴也构成一个力矩，阻止飞机摆动的力矩。 6、俯仰稳定力矩主要由水平尾翼产生
焦点 由于迎角变化所引起的附加升力的着力点称为焦点 飞机焦点位于重心之后，飞机产生俯仰稳定力矩
为保证飞机具有俯仰稳定力矩，飞机的焦点必须位于飞机重心之后 7、俯仰阻尼力矩主要由水平尾翼产生
俯仰力矩系数曲线斜率为负 稳定；为正 不稳定
8、方向稳定力矩由垂直尾翼、上反角（侧滑前翼有效风速大）、后掠角（侧滑前翼迎角大） 产生
9、横侧稳定力矩有上反角和后掠角产生
在侧滑中，侧滑前翼的有效风速比侧滑后翼的有效风速大
10、飘摆（荷兰滚） 如果飞机的横侧稳定性过强，而方向稳定性过弱，飞机在飞行中受到 微小扰动出现倾斜、侧滑时，就会产生明显的飘摆现象
11、螺旋下降 如果飞机的方向稳定性过强，而横侧稳定性过弱，飞机在飞行中受微小扰动 发生倾斜、侧滑时，就会自动产生缓慢螺旋下降
12、影响飞机稳定性的因素：重心位置、速度变化、高度变化、大迎角飞行
13、机翼自转现象的解释：在大迎角或接近临界迎角飞行时，飞行的横测阻尼力矩的方向可 能发生变化，因此机翼可能丧失横侧稳定性，出现~
14、驾驶杆力 飞行员操作驾驶杆，要施加一定的力，这个力叫做~
15、升降舵上产生一个向上的空气动力，对升降舵转动轴形成一个力矩（叫铰链力矩）舵面 产生
16、使用配平片可以减小或消除杆力
17、对俯仰操纵而言，前后推拉驾驶盘，对应一个迎角 对方向操纵而言，左右蹬舵，对应一个侧滑角
对横侧操纵而言，左右压盘，对应一个稳定的滚转角速度
第五章 1、V平飞=
2W 飞机的飞行重量越重，V平飞越大；升力系数大，V平飞越小
CL×ρ×S2、P平飞=
剩余拉力 是指同一速度下，飞机的可用拉力与平飞所需拉力之差。 2、飞行包线 飞机的平飞速度范围随飞行高度变化的曲线。 3、久航速度 能获得平飞航时最长的速度。
4、远航速度Vmd 把能获得海里燃油消耗量最小，平飞航程最长的速度称为。
5、上升角 是飞机上升轨迹与水平面之间的夹角。上升梯度 是飞机上升高度与前进的水平距离之比，等于上升的正切。
6、陡升速度 能获得最大上升角和最大上升梯度的速度。 7、上升率 是指飞机上升中单位时间所上升的高度。快升速度是指能获得最大上升率的速度。 8、顺风上升，上升角和上升梯度都减小，逆风上升，上升角和上升梯度都增大；在上升气流中上升，上升角和上升率增大，在下降气流中上升，上升角和上升率减小。
9、零拉力下滑是，飞机下滑角的大小取决于飞机升阻比的大小。以最小阻力速度下滑，飞机的升阻比最大，下滑角最小，下滑距离最长。10、顺风下降，下降角减小，下降距离增长，下降率不变；逆风下降，下降角增大，下降距离缩短，下降率不变。上升气流中下降，下降角和下降率都减小，下降距离增长；下降气流中下降，下降角和下降率都增大，下降距离缩短。
第六章
1、飞机的载荷因数是载荷与飞机重力的比值。
飞机的最大载荷因数分为极限载荷因数和 限制载荷因数（正常类：3.8 运输类：2.5） 坡度越大，盘旋中的载荷因数越大。Ny=1cosγ
gtanγ2πνν22、角速度ω=；盘旋半径r=；盘旋一周时间T= ×Vgtanγgtanγ3、标准速率转弯 按30/s的速率进行转弯，各类飞机以标准速率盘旋3600所需2.5min
2、外侧滑，只蹬舵或舵量过大所造成的。内侧滑主要是只压盘或压盘过多引起的。 第七章
1、前三点式飞机在滑行中具有自动方向保持能力，具有方向稳定性
2、起飞 飞机从跑道上开始滑跑，加速到抬前轮速度Vr时抬前轮，离地上升到距起飞表面 50ft高度，速度达到起飞安全速度v2 的运动过程。
3、起飞过程分为 起飞滑跑，抬前轮离地，初始上升 三个阶段。 4、抬前轮时机过早，飞机失速的危险性增加
抬前轮时机过晚，飞机以大速度离地，起飞滑跑距离过长，起飞性能差 5、起飞安全速度 必须不小于1.2Vs
6、着陆 飞机以3度下降角，从50ft高度过跑到头开始，下降接地滑跑直至完全停止的整个过程。着陆分为下降，拉平，接地，着陆滑跑几个阶段。 7、着陆进场参考速度VREF，为当前构型飞机失速速度的1.3倍 8、修正偏流的两个方法：改变航向法（大飞机），侧滑法（小飞机）。
9、侧滑法 优点：飞机的航迹与机体纵轴一致，便于根据纵轴方向保持飞机的运动方向，飞 机接地前改出侧滑法的修正量较易掌握。缺点：飞机在侧滑中，升力减小，阻力
增大，升阻比减小，导致飞机气动性能变差。而且，保持飞机作直线侧滑，蹬满 舵所对应的最大侧滑角一定。
改变航向法 优点：飞机不带侧滑和坡度，升阻比大，没有气动性能损失。而且改变航向 不受侧风限制，即使侧风很大，也能用改变航向法来修正。缺点：但由于航 迹与纵轴不一致，飞行员不便于根据纵轴方向保持运动方向，而且飞机接地 前改出航向法的修正量较不易掌握 第八章
1、飞机重量增加，Vs大；放下襟翼等増升装置，Vs小；随着坡度增大，载荷因素增Vs大； 重心越靠前，Vs大；气压高度减小，Vs大；发动机功率越大，Vs小。 2、机动速度Va 指以临界迎角飞行，载荷因数为3.8时的飞行速度
结构强度限制的最大巡航速度Vno：飞机在扰动气流中飞行的最大速度 极限速度Vne：飞机在所有飞行中的最大速度
襟翼放下时的最大速度：襟翼放下时，允许的最大飞行速度
收放起落架是的最大速度：进行起落架收放操纵时的最大允许速度 起落架放下时的最大速度：飞机起落架放下位时允许的最大飞行速度 第九章
全机的重心位置：Xcg=
总力矩
总重量第十章
音速 是声波传播速度（c表示空气压缩性的指标，c小空气容易压缩，c大空气不容易压缩） 音速大小仅取决于温度，温度越低，音速越小 连续性方程
dAdν=M2-1 Aν()激波阻力：物理本质是受到强烈压缩的一层薄薄的空气，厚度很小。
气流经过激波时，气流的部分机械能会因消耗于摩擦变成热能而使自身温度急剧 升高，这一损失所引起的阻力称为激波阻力，简称波阻。
由于空气密度显著变化，导致翼型的压力分布呈“吸处更吸，压处更压”的特点
临界马赫数：当飞行马赫数M增大到某一值时，翼型表面最低压力点的气流速度等于该点 的局部音速，该点称为等音速点，这是对应的马赫数称为临界马赫数。