5边飞行示意图[转载 ]

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5边飞行示意图-----------转自绿心

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在进入失速的时候，如果机翼有侧滑，就是说机翼不是水平的，再拉杆就会进入螺旋。

一种是常规螺旋，一种是平螺旋。
常规螺旋改出方法可以参考这样：前提，高度低于1000最好直接跳伞。机背朝上是正螺旋，机背朝下是负螺旋，对于正螺旋，要往相反旋转方向打满舵，同时反方向侧压驾驶杆+前推驾驶杆，油门加到最大！直至改出俯冲，轻拉机头恢复水平。对于反螺旋（游戏中很少见，除非你倒飞进入失速螺旋），反方向打满舵，同时反方向侧压杆+后拉驾驶杆，油门加到最大！直至改出俯冲，恢复水平。

平尾旋改出办法 ：
首先以从上向下看飞机顺时针尾旋尾例，这时飞机已经进入了一个相当稳定的模态，改出尾旋就是让飞机飞出势垒。首先做向右横滚的操作，同时踏左踏板(以上操作在逆时针尾旋时相反)，这是在大多数情况想都有效的操作。如果没有反应，就必须进行飞越势垒的操作，通过有规律的推拉操纵杆(频率要与飞机在这个模态的固有频率相同)，这样引起飞机共振，积蓄飞越势垒所需的机械能；同时减小发动机功率，螺旋桨叶片迎角调到最大，然后突然增加到满功率，造成机翼摆动，对势垒进行脉冲式的冲击；同时还可以放下翼襟到Landing，放下起落架，通过降低重心，和改变气动布局来降低势垒壁的高度。

※（小知识：对势垒的解释）
形象的说陷入尾旋的飞机就像碗中失去速度的小球，因此只能被稳定的固定在碗低，小球必须积累足够的机械能才能划出碗壁，这个小球划出碗壁所需的最小机械能就是势垒。飞机也一样，必须具有足够的可控机械能才能冲过尾旋模态的势垒，进入正常飞行模态。※

不同的飞机有着不同的尾旋特性，虽然改出操作大同小异，但力度、节奏却要自己体会。另外如果飞机没有进入稳定平尾旋的模态，而是一种自转轴与速度轴想差很远的情况，以上操作就不起作用了，这种状态的飞机只有进入平尾旋才能改出。1000m以上进入稳定或临界稳定尾旋的飞机都能改出，过了1000m还不稳定的，只能跳伞了，轻机型的900m也可改出。

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关于失速的解释：

我们知道，机翼能够产生升力是因为机翼上下存在着压力差。但是这是有前提条件的，就是要保证上翼面的的气流不分离。

　　当机翼的迎角较小时，在相同的时间里气流绕过上翼面所通过的路程比流过下翼面的路程长，所以上翼面的气流速度比下翼面的快，由于气流的速度越快压力就越低，因而产生了上下翼面的压力差。

　　但是如果机翼的迎角大到了一定程度，靠近机翼翼面附近的气流在绕过上翼面时，由于自身粘性的作用，流速会减慢，甚至减慢到零，而上游尚未减速的气流仍然源源不断地流过来，减速了的气流就成为了阻碍，最后气流就不可能再沿着机翼表面流动了，它将从表面抬起进入外层的绕流，这就叫做边界层分离。

于是就引出这个概念：边界层分离。
当流体流过物体的时候，由于流体本身的粘性，靠近物体表面的流体的速度为零，而离开物体表面一定距离的流体的速度则不受粘性影响，此处的流动可以按照无粘来处理。在物面和可以按无粘处理的流体之间的这一部分流体就是边界层。

　　边界层是一个薄层，它紧靠物面，沿物面法线方向存在着切向速度的梯度，并因此而产生了粘性应力。粘性应力对边界层的流体来说是阻力，所以随着流体沿物面向后流动，边界层内的流体会逐渐减速，增压。由于流体流动的连续性，边界层会变厚以在同一时间内流过更多的低速流体。因此边界层内存在着流向的逆压梯度，流动在逆压梯度作用下，会进一步减速，最后整个边界层内的流体的动能都被粘性应力给耗散掉，不能再朝下游流动了，然而远前方的还未减速的边界层还在源源不断地追赶上来。就向被堵塞的水池的水会溢出一样，边界层内的流体也会因为无法继续贴着物面流动而“溢出”—边界层离开了物面，它分离了。边界层分离之后，它将从紧靠物面的地方抬起进入主流，与主流发生参混。结果是整个参混区域的压力趋于一致。

　　由上面的原理我们可以知道，边界层要分离必须满足两个条件，一个是流体有粘性，第二个是流体必须流过物面。

　　边界层分离如果发生在机翼上将产生很严重的后果，那就是失速。边界层分离还会使机翼的阻力大大增加，机翼被设计成园头尖尾的流线型就是为了减小阻力。在高亚音速飞机上采用的超临界翼型，也是为了避免边界层的分离。

　　航空科技人员为了克服边界层分离所做的努力，贯穿了近代航空的发展历程，始终是推进航空科技发展的重要动力之一

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看上图：

当气流从机翼表面抬起时，受外层气流的带动，向后下方流动，最后就会卷成一个封闭的涡，叫做分离涡。像这样旋转的涡中的压力是不变的，它的压力等于涡上方的气流的压力。而涡上方的气流流线弯曲程度并不大，所以其压力与下翼面的压力相比小不了多少，这样机翼的升力就比原来减小了。这种情况就叫作失速，对应的机翼迎角叫做失速迎角或临界迎角。

如果我们给出机翼的升力系数和机翼迎角之间的关系，可以看出，当机翼的迎角达到临界迎角之前，升力系数随迎角增大而增大；当迎角超过临界迎角之后，升力系数就下降了。由于机翼的升力系数与升力成正比，所以说明了当机翼迎角大到一定程度之后，升力的确下降了。

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机翼升力系数与迎角的关系图

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失速之后的机翼气动效率极低，已经不能够产生足够的有效升力。所以对现在的飞机，都要求在临界迎角以下一定范围内飞行，不允许靠近更不允许超过，以避免发生尾旋等危险。

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尾旋：

尾旋是飞机在超过临界迎角后绕其自身的三根轴自转的同时、重心沿陡的螺旋线航迹急剧下降的自发运动，又称螺旋。尾旋的特点是迎角大，约20度-70度；螺旋半径小，甚至只有几米；旋转角速度高可达每秒几弧度，下沉速度大，甚至达每秒百米。

　　尾旋不是飞机的正常飞行状态，一般是因为飞行员操作不当造成飞机迎角过大或遇到突风而发生的。由于尾旋的不可控性，极易造成飞机的坠毁，正常情况下应该尽量避免进入尾旋。但为了训练飞行员遇到尾旋时的处理能力及研究尾旋的改出方法，某些机动性较高飞机，如歼击机、教练机，允许有意进入尾旋并改出。机动性较差的飞机，如轰炸机、侦察机以及非机动性飞机，如旅客机、运输机，则严禁进入尾旋。由于尚不能保证飞机在任何情况下都不会意外地进入尾旋，多年来尾旋事故屡有发生。

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尾旋阶段示意图

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正螺旋动态图示例

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后记——失速尾旋试飞小史

由于失速而引起的尾旋称为失速尾旋。失速和尾徒是两个概念,但又相互联系。在飞行中,当飞机的边角达到最大时,升力突然减小,这时就称为失速(也有人把计力称为举力,因此又叫失举)。失速如不能及时改出,就要进入尾旋,也称螺旋。尾旋是空中飞行的一大“杀手”,因此而造成的事故,每年占全世界飞机失事率的30%以上。所以,这也是一个倍受世界航空界关注的问题,一直在进行探索和研究。

50年代初的一天,朝鲜临津江上空,白云淡淡,炮声隆隆,中国人民志愿军的战机正与美国空军在这里进行空战。只见双方战机忽上忽下,互相追逐。突然,我空军一架米格一15战斗机咬住了敌人的F－84飞机。然后是锁定瞄准,按下武器按钮,一串炮弹射向目标,敌机冒着黑烟栽进了滔滔的江水中…

然而,也就在这时,我们的这架飞机也因迎角太大,突然失速,很快进入尾旋状态。飞行员反推杆几次,毫无反应。飞机一边旋转,一边往下掉。在这千钧一发的关头,飞行员只有狠心按下弹射钮,弃机逃生了。本来是一次漂亮杖,可惜的是由于当时我们不懂得尾旋,也不知道如何改出尾旋而白白丢了一架飞机。

从此,研究失速尾旋机理和寻找改出尾旋办法,我国这一历史责任便落到了后来人的肩上。从那时起到现在,40多年来,中国人民空军和中国试飞研究院克服重重困难,潜心研究,大胆实践。相继对平直翼、后掠翼、三角翼和民用飞机等四种不同类型的飞机进行了失速尾旋研究和试飞。终于摸索出了一套套改出失速尾旋的办法,使我军的尾旋失事率减少到了世界上最少的水平。下面对我国失速尾旋试飞的情况作一简要介绍。

前苏联专家带飞训练阶段在抗美援朝战争中,前苏联援助我们一批米格～15战斗机的散装件。这些散装件运到后,由当时的沈阳空军五厂和苏联专家一块进行安装。只经过短短的三个月,就完成了组装任务。这些飞机,后来成了我志愿军空军作战的主力战机。

另外,还有一些是经过修理的原国民党遗留或起义的飞机。当时,在苏联的飞行教材中也没有介绍关于如何对付失速尾旋的方法。他们的教员口头传授的方法,称为“反舵推杆”标准改出法,并告诉飞行员改不出就跳伞。实际上,后来在飞行和战斗中改出的很少,弃机跳伞的居多。

1954年,我国空军在大连普兰店和瓦房店组织了我国历史上的第一次尾旋培训,由苏联专家用马米格一15带飞,当时共带出了20个飞行员。刘国民、马驹、于振武等空军将领都是这次培训中中国飞行员的佼佼者,钟日超是理论教员。

后来这2O个飞行员作为“种子”撒向全国,办了多次类似学习班,促进了全军飞行员的反尾旋训练,也使我国失速尾旋改出水平上了一个台阶。

因新中国的航空事业是先有空军。后有工厂,最后才有科研机构。所以初期的失速尾族试飞是由空军组织的,各航空主机厂主要是组织出厂试飞,而且这一阶段中苏关系不错,苏联提供了不少现成技术。

在“一五”期间,建立中国飞行试验研究院,是苏联援建我国的重点项目之一。1959年4月,中国飞行试验研究院(简称试飞院)在关中建成。从此,中国的飞行试验就进入了一个崭新的阶段。失速尾旋是飞行试验的重要科目,也列入了该院的重要日程,中国开始钻研自己的反失速尾旋技术。

失速尾旋试飞从根本上来讲,是一种驾驶技术和飞机操纵性能的综合。也属于飞行试验的范畴,而且随各种飞机的性能不同而变。

1960 年4月,在中国试飞院中,由“红专502”(即后来的初教六)飞机的首席飞行员黄肇濂同志进行失速尾旋试验。试飞院的李景熏、李树有进行试飞方案设计和技术负责。

最初由李树有和320厂的许宪章设计好反尾旋伞,并作过多次地面的成功试验。但由于该机性能良好,完全可以靠操纵系统改出尾旋,他们搞的这种反尾旋伞一直没有派上用场。

1960年11月,黄肇濂在初教六飞机上完成了一次三圈失速尾旋试飞,而且动作做得非常漂亮,如同空中杂技。后来,由于飞机的布局改变,黄肇濂同志又在初教六飞机上完成了一至四圈失速尾旋试验,不论采取“反舵推杆”标准法,还是“三中立’(即舵、杆、油门均居中)方法都可以有效地改出尾旋。这一结果,后被写入了该型机的 《飞行员手册》。

因初教六飞机采用的是直机翼,故称为直机翼反失速尾旋试飞。这也是中国试飞院的第一次反失速尾旋的成果。初教六型教练机,采用平直机翼,具有良好的气动布局,操纵性好,安全可靠,至今仍为中国空军航校的初级教练机,并被广泛使用。




后掠翼飞机反失速尾旋试飞

后掠翼飞机是指机翼前缘有一定后掠角度,又称箭形翼飞机。是第二次世界大战后期出现的机种,速度比平直翼高,一般在跨音速范围内。美国的F－86．前苏联的米格一15．我国的歼五和歼六系列均系此类飞机。

1963年后,中国试飞院的李树有、陈扬健二人提出了反尾旋火箭技术。其设想是在飞机机翼下安装反尾旋火箭,当进入尾旋状态时,发射该火箭产生反推力,使飞机回到正常状态。他们为此到612所、331厂进行调研,由这两个单位共同研制反尾旋火箭,而132厂主要解决机翼下挂点及强度问题。

1967年,由中国试飞院苏国华主持,由王昂、滑俊和毕云喜等四名试飞员,在空军某师孙庆祥副师长带飞下,进行后掠翼飞机的反尾旋试飞。

遗憾的是,因为当时正是“文化革命”期间,由于武斗等原因,使飞行试验难以进行。也是在这一段时间内,空军建设也受到“文化革命”的冲击,飞行事故严重,尤其是歼六飞机的失速尾旋事故突出。为了解决这一问题,由当时的国防工办牵头,空军、三机部和第六研究院的人员参加,于1976年 2月在 11航校召开会议,准备开展后掠翼飞机的失速尾旋攻关。在这次会议确定的攻关人员中,中国试飞院的李树有作为技术组负责人,试飞员有当时的空军训练部部长于振武、11航校校长薛伦、空军某师副师长刘国民、航校校长乌驹、空军军训部训练处长彭功阁、11航校训练处长葛文缩,罗珊、钟日趋、朱宝琉等著名专家为理论负责人。

在飞行中,用歼教五飞了17个起落,歼教六飞了18个起落,其中多次进入失速尾旋状态,从而找到了“平、中、顺”的改出方法,获得了极大的成就。并拍摄了我国第一部彩色反尾旋教学片进行推广,打破了广大飞行员对失速尾旋的恐惧感,同时也使我军的失速尾旋事故大大减少,保证了飞行安全,将我国的反失速尾旋研究又提高了一个档次。



三角翼飞机反失速尾旋试飞

三角翼飞机在我国是从60年代后期已开始出现的,到七八十年代我国的战斗机已全改为三角翼飞机,如歼七系列和歼八系列等。三角翼飞机在速度。高度、一机动性、火控系统和电子系统上,比前者都上了一个台阶。它们装备的武器,除了传统的航炮外,已经有了空空、空地、空舰导弹和火箭等,其战斗力比过去大大提高。

三角翼飞机由于气动布局的改变,传统的后掠翼飞机反失速尾旋方法已不再适用,需研究新的改出方法。这一重担又一次落到了中国试飞院反失速尾旋专家李树有及其弟子王启的肩上。李树有研究员,这位参加了我国反失速尾旋试飞全过程的老专家,这时他已过了五十岁,但他还是全力以赴地和助手们投入新的研究课题。

1984年8月,在中国航空工业部郭玉斌、试飞院王昂等人的呼吁下在北京北苑召开了“新机尾旋试飞经济技术论证会”。军队、院校、工厂、航空部机关都参加了会,会上形成了决议。但由于花费太大,无财力支持,终于无法实施。

中国试飞院没有忘记自己的责任,开始开展研究,进行技术准备,进行论证。到了90年代初,由李树有、王启先后率试飞员卢军、雷强、李存宝、李中华等,来到俄罗斯试飞院在米格-21、米格-23、米格一29等飞机上进行失速尾旋训练,从而培训出了一批中国的三角翼飞机反失速尾旋试飞员。

1992年冬到1993年秋,中国试飞院先后完成K－8的失速尾旋试飞。先由俄罗斯试飞员带,后由我们的试飞员李存宝等试飞,卢军、胡朝德等也曾在K-8上完成了37次失速尾旋演示,均很成功。

1998年到1999年,在中国试飞院的机场上,由李树有和王启两位研究员负责,利用歼教七飞机进行失这尾族试验。试飞员是空军试飞团的李存宝和李中华。在经费不足的情况下,中国试飞院用歼教七飞机,展开了中国的三角翼飞机反失速尾旋试验。

一般来说,尾旅有正尾旋和倒飞尾旋之分。正尾旋是在正飞情况下,当迎角最大时开始失速,飞机进入尾旋状;倒飞尾旋是在飞机倒飞状态下,飞机进入尾旋状。

在飞失速尾旋时,试飞员要承担极大的正负过载,其中正过载是大于体重几倍的力,将人向下压,造成眼球鼓胀;负过载是大于人体重几倍的力将人向上提,使人脱离座椅,尤其在飞倒飞尾旋时,使试飞员头顶舱盖,倒挂在座舱中。

为了三角翼飞机的反尾旋试飞,李树有和王启等还进行过多次风洞试验。模型自由飞试验和地面试验,找到了突破点,制订了周密的试飞方案。

李存宝、李中华这两位“虎将”在歼教七飞机上,经过了三年奋战,共飞了35个架次,其中I类风险12次、II类风险16次、III类风险3次、进入失速74次、尾旋33次、其它牛头尾冲跃升和大迎角共87次。

终于在李树有和王启二位研究员的带领和大家的努力下,以科学的态度,求实的精神,成功地飞出了三角翼飞机的反失速尾旋方法,填补了我国三角翼飞机反失速尾旋的空白,使中国的反失速尾旋试验又迈上了一个新的台阶。

1999年3月15日,中国航空工业总公司科技局从北京发来了贺电,对李树有、王启等表示了祝贺。这时,李树有这位老专家已年近花甲,但中国试飞院以王启为代表的新生代又成长了起来了。



民机失速尾旋试验

根据中国民航条例CCAR23部要求:正常类、实用类、通勤类、特技类飞机必须进行失速演示,而特技类飞机还必须进行尾旋演示。

中国的民机从50年代末开始制造运五,后来自行研制了运十一、运十二、运七和运八等。但到1990年为止,只有运十二飞机由孟宪珍驾驶,飞过失速和单发失速等。


1991年,在中国试飞院,由李树有负责技术,由李玉民等开始对运七飞机进行了失速特性试飞。实时验证计算是由试飞院的秦川测试系统完成的。按照FAR条例,他们对该机的失速状态下空速系统的位置误差修正和延迟性修正、近失速状态下的迎角校推和纵向重心的自动调控等关键技术进行了研究,同时完成了运七500和运七200B的失速适航试飞,并将结果写入了飞行手册,从而保障了七运系列飞机的安全。


中国的反失速尾旋试验至今仅40多年历史,其间因政治运动和经费等原因曾造成过干扰,但没有因此而停顿,一直在往前走,而且是～步一个台阶。以中国试飞院为主先后解决了直机翼,后掠角,三角翼和部分民用飞机的反失速尾旋问题,为我国的飞行的安全提供了可靠保证。

航空技术在发展,新机在不断涌现,新技术层出不穷,中国试飞院反失速尾旋的专家们和全国同行一道,潜心求索,不断钻研,正在为中国反失速尾旋的技术谱写着新的篇章。

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图示改出动作：操纵杆以及舵的动作

Xhong

头都看晕了,但要顶一下.
对不起借用地方一下:

桨矩问题

转贴准我飞:{发帖:猛击者52}
最近在研究IL－2的桨矩。正巧在DOF上找到了关于桨矩的文章。个人觉得写的比较完整详细。只是比较零乱，内容也存在重复，不利于新人学习提高。现整理如下：（著作权属于最初作者 [:>] ，本人知识对个别内容在自身理解基础上加以调整）

一、 FB中的桨矩（prop pitch）
1. FB里面的0%pitch就是high pitch，也是英国人说的coarse pitch，意思是桨叶迎角大，100%pitch是low pitch，英国人叫fine pitch，意思是桨叶迎角小。
2. 螺旋桨桨叶相对于来流速度（来流速度是螺旋桨转速和飞行速度的矢量和）的“绝对”迎角应该是固定的，在这个“固定”的角度下，桨叶才能提供最大拉力（桨叶这时的升阻比最大，效率最高），比如静止时30度，速度500时也可以是30度。二战飞机的桨叶迎角一般是20～50度。
3. “使桨叶的绝对迎角达到设定值”是桨矩使用原则，而不是去得到稳定的最快发动机转速。在满油门情况下，活塞发动机有最佳有效功率输出转速。 因为功率=力矩×转速。小于这个转速，发动机不能提供足够大的力矩。而大于这个转速，都发热去了。调整浆距的目的除了改变桨叶迎角外，实际上也改变了螺旋桨的扭矩，从而也影响发动机的转速。在使桨叶迎角达到最佳值的时候，发动机也达到了最佳功率输出转速（由于空气动力学的关系，可能稍有差）。“发动机2800～3000转了，拉力就最大”不完全正确，应该是在这个转速下满油门拉力最大。如果小油门、小浆距、高速。同样可以保持高转速，这个时候几乎没拉力，差不多是风把螺旋桨吹转的，可能拉力还是负的。 在实际操作中，没有任何仪表或设备让你去判断浆叶的迎角。你只有通过转速表、浆距表来粗略判断。 在满油门下，通过转速就可以大致了解浆叶的迎角是否达到最佳值。

二、 各种飞机的桨矩
一般来说，螺旋桨分5种：
1、 定距桨：桨矩固定不变，不能在所有飞行状态下最高效率，TB3这种老式飞机使用。
2、 恒速变距螺旋桨：最先进的螺旋桨，大多数二战时代飞机使用，飞行员用桨距控制来设定需要的引擎转速，而螺旋桨反馈控制器（governor）来自动保持引擎的转速。选定的prop-pitch其实是在选定转速，一旦选定了转速（比如prop-pitch选定了80%），发动机就是一定的对应转速（比如说80%pitch对应2500转）。这时候，无论你速度如何，转速都基本不变。受速度影响有小波动，甚至（这里是重点！）当你变化油门时都不变！比如80%pitch，2500转，稳定后，你加油门到110，或者减到40，转速都不变。当然，你收光油门到10%甚至0%，转速还是下来的（实在没动力了）。大家可以用P47做次项测试，那么这是怎么做到的呢？！FW190A系列告诉了我们，这种飞机是FB里唯一用“恒速变距桨”但同时舱内又有桨距显示的飞机！大家可以看到，飞机速度增加时，桨距自动增大（自动变距），以维持转速不变，反之亦然。而加油门时，发动机扭矩增大，桨距也会自动增大以稳定转速，反之亦然。恒速的转速是用0%～100%prop pitch来设定的，而变距是自动的！盟军飞机都没有桨距仪表，因为恒速桨根本不用也不能设定桨距，飞行员只能用桨距调节手柄来设定他想要的引擎转速（RPM）。一旦设定好了一定转速，在一般范围内，无论你速度有什么变化（比如俯冲）还是引擎油门有什么变化（加到110%，或者减到40%），自动桨距控制系统都会根据情况来调整桨叶迎角来稳定转速在既定范围内。
3、 定距变速螺旋桨：代表机种是109E。特点是prop-pitch设定的是桨距，一旦你（手动）设定了桨距，桨距就不动了！然后你加油门，转速增加，反之亦然，速度增加（比如俯冲），转速增加，反之亦然。这种飞机要好好伺候！因为你必须知道什么速度下用什么转速配什么桨距，简直是噩梦！！！
4、 带自动控制系统的定距变速桨：代表机种是109全系列（除了Emil）和190D9，他们本质就是“定距变速桨”，不过有自动控制pitch的控制仪，所以控制起来最轻松！只要管油门！油门大了，自动控制系统就知道你要加速，然后就会增加发动机转速，同时会控制桨距，不让桨距太大降低转速，也不让桨距太小把发动机拉坏。飞行员的负担最小，只要知道大油门加速，小油门减速就可以了，比盟军飞机更简单！比如要飞机用经济巡航速度飞行，dora的飞行员只要知道，68%油门是经济速度，然后就可以了，盟军还要知道该飞机的经济巡航油门和经济巡航转速两个数值，然后先设定转速（prop pitch），再设定油门。
5、 空气动力螺旋桨：这种螺旋桨会根据空气动力和螺旋桨惯性来自动保持螺旋桨的桨叶迎角，这种桨不需要飞行员控制。手册没说什么飞机装了这种东西，但是我从现象来看，似乎就是变距桨加上109G/K上面的自动控制系统。

三、 恒速变矩螺旋桨的调节原理
恒速变矩螺旋桨的桨矩（桨叶迎角）是可调的，能更高效率的使用发动机动力。
节流阀调节杆是控制进气道歧管总压的，直接控制进入气缸的混合气的多少，是对发动机输出功率的直接控制。调油门杆可令转速表在很大范围内变化，但正确反映油门开度的是歧管总压表。
在一定的节流阀开度下，拉回螺旋桨桨矩调节杆可增大桨矩，令转速降低；推前螺旋桨桨矩调节杆，可减小桨矩，令转速升高。转速表读数的变化反映了桨矩的变化。螺旋桨高速转动时，其桨叶角应处于较小状态（杆推前）；螺旋桨低速转动时，其桨叶角应处于较大状态（杆拉后），以提供更大拉力。
维持飞机低速飞行（如起飞时）所需的拉力较大，而维持飞机较高速飞行（如巡航时）所需的拉力小。正如我们骑自行车，开始车速慢时要很花力气去踩脚踏，但在车速加快后，花很小的力气就很小了。低速飞行（例如起飞）时，需要发动机提供最大动力，应先将螺旋桨转速调节杆推至最前，使桨叶角在最小位置，（这时桨叶的迎角小，则桨叶的空气阻力较小，因而螺旋桨转速增大），再将油门杆推前加大节流阀开度，这时螺旋桨转速最高，飞机动力系统产生的拉力最大。巡航时，先将油门杆收回一些令节流阀开度减小，再将螺旋桨转速调节杆收回一些以增大桨叶角，随着桨叶角的增加，桨叶空气阻力增大，螺旋桨转速减小，这时飞机动力系统产生的拉力较小。
油门杆与螺旋桨转速调节杆操作的先后顺序为：要增加发动机功率，先推螺旋桨桨矩调节杆增大螺旋桨转速（此时桨矩小），再推油门/节流阀调节杆增大歧管总压。要减小发动机功率，先收油门/节流阀调节杆以减小歧管总压，再收螺旋桨转速调节杆以降低螺旋桨转速（增大桨矩）。
不要让螺旋桨在大桨叶角时高速运转。正如当变速器挂在低档时，不要将汽车开得太快；当汽车车速高时，不要挂入低档。

四、 飞行中控制桨矩的方法
桨矩（prop pitch）就类似于汽车的档位，不但从使用规则上类似，从原理上也类似。以下是各种飞行状况的桨矩使用方法：
起飞时，prop pitch要用85％～100%的prop pitch，此时螺旋桨的迎角小（不是零度，大概30度多一点），能够提供最大的静拉力。所谓静拉力就是指飞机在静止时螺旋桨产生的拉力，所以100%pitch时，螺旋桨的迎角是一个精确调整过的值，调整的参照就是“能否提供最大的静推力”。
随着飞机速度的增加，螺旋桨产生的拉力不断减小。原因是桨叶的一个与前进方向相同的分速度使桨叶的绝对迎角减小，桨叶的升力（所有桨叶升力总和等于螺旋桨的拉力）也减小，飞机的拉力随之变小。而飞机随着速度增加阻力增加，飞机的加速度减小。同时由于桨叶的迎角减小，桨叶轴向旋转时的阻力减小，螺旋桨就开始加速（或者从能量守恒理论这样理解，发动机输出功率不变，而螺旋桨的拉力减小了，螺旋桨所做的功也减小了，那么多出来的功率呢？开始转化成发动机的热能，这个发热过程如果不加控制就会烧毁发动机），螺旋桨加速后，由于发动机输出轴和飞机桨盘刚性连接，发动机转速随之增加，和109K4 100%pitch引擎超速一个道理。为了不烧坏引擎，同时也为了增加螺旋桨拉力，需要增大桨叶的迎角，fine pitch开始向coarse pitch变化（100% ---> 0%）。

爬升时，要合理减小浆矩（百分比增大）。一般来说爬升过程中飞行速度减小，此时减小桨矩，能增加拉力，提高爬升能力。

巡航时，为了省油和保护发动机，应该将转速控制在最佳值，（每种战机不一样，BF-109系列的自动桨矩就是最佳巡航桨矩）。

俯冲时，要合理加大桨矩（百分比减小），以免高转速拉缸。特别是德系战机，一个俯冲就可能拉缸。

[ Last edited by =|HERO|=chenr on 2005-9-1 at 15:28 ]

Xhong

学习中

我不是天使

晕了晕了晕了晕了晕了