DS1802
DS18B20
DS-18B20 数字温度传感器
DS18B20数字温度传感器接线方便，封装成后可应用于多种场合，如管道式，螺纹式，磁铁吸附式，不锈钢封装式，型号多种多样，有LTM8877，LTM8874等等。主要根据应用场合的不同而改变其外观。封装后的DS18B20可用于电缆沟测温，高炉水循环测温，锅炉测温，机房测温，农业大棚测温，洁净室测温，弹药库测温等各种非极限温度场合。耐磨耐碰，体积小，使用方便，封装形式多样，适用于各种狭小空间设备数字测温和控制领域。
1: 技术性能描述
1.1 独特的单线接口方式，DS18B20在与微处理器连接时仅需要一条口线即可实现微处理器与DS18B20的双向通讯。
1.2 测温范围－55℃～+125℃，固有测温分辨率0.5℃。
1.3 支持多点组网功能，多个DS18B20可以并联在唯一的三线上，最多只能并联8个，实现多点测温，如果数量过多，会使供电电源电压过低，从而造成信号传输的不稳定。
1.4 工作电源: 3~5V/DC
1.5 在使用中不需要任何外围元件
1.6 测量结果以9~12位数字量方式串行传送
1.7 不锈钢保护管直径Φ6
1.8 适用于DN15~25, DN40~DN250各种介质工业管道和狭小空间设备测温
1.9 标准安装螺纹M10X1, M12X1.5, G1/2”任选
1.10 PVC电缆直接出线或德式球型接线盒出线,便于与其它电器设备连接。
2：应用范围
2.1 该产品适用于冷冻库，粮仓，储罐，电讯机房，电力机房，电缆线槽等测温和控制领域
2.2 轴瓦，缸体，纺机，空调，等狭小空间工业设备测温和控制。
2.3 汽车空调、冰箱、冷柜、以及中低温干燥箱等。
2.4 供热/制冷管道热量计量，中央空调分户热能计量和工业领域测温和控制
3：产品型号与规格
型号测温范围安装螺纹电缆长度适用管道
TS-18B20 -55~125 无 1.5 m
TS-18B20A -55~125 M10X1 1.5m DN15~25
TS-18B20B -55~125 1/2”G 接线盒 DN40~ 60
4：接线说明
特点独特的一线接口，只需要一条口线通信多点能力，简化了分布式温度传感应用无需外部元件可用数据总线供电，电压范围为3.0 V至5.5 V 无需备用电源测量温度范围为-55 ° C至+125 ℃ 。华氏相当于是-67 ° F到257华氏度 -10 ° C至+85 ° C范围内精度为±0.5° C 温度传感器可编程的分辨率为9~12位温度转换为12位数字格式最大值为750毫秒用户可定义的非易失性温度报警设置应用范围包括恒温控制，工业系统，消费电子产品温度计，或任何热敏感系统
描述该DS18B20的数字温度计提供9至12位（可编程设备温度读数。信息被发送到/从DS18B20 通过1线接口，所以中央微处理器与DS18B20只有一个一条口线连接。为读写以及温度转换可以从数据线本身获得能量，不需要外接电源。因为每一个DS18B20的包含一个独特的序号，多个
ds18b20s可以同时存在于一条总线。这使得温度传感器放置在许多不同的地方。它的用途很多，包括空调环境控制，感测建筑物内温设备或机器，并进行过程监测和控制。
8引脚封装 TO-92封装用途描述
5 1 接地接地
4 2 数字信号输入输出，一线输出：源极开路
3 3 电源可选电源管脚。见"寄生功率"一节细节方面。电源必须接地，为行动中，寄生虫功率模式。
不在本表中所有管脚不须接线。
概况框图图1显示的主要组成部分DS18B20的。DS18B20内部结构主要由四部分组成：64位光刻ROM、温度传感器、非挥发的温度报警触发器TH 和TL、配置寄存器。该装置信号线高的时候，内部电容器储存能量通由1线通信线路给片子供电，而且在低电平期间为片子供电直至下一个高电平的到来重新充电。 DS18B20的电源也可以从外部3V-5 .5V的电压得到。
DS18B20采用一线通信接口。因为一线通信接口，必须在先完成ROM设定，否则记忆和控制功能将无法使用。主要首先提供以下功能命令之一：
1 ）读ROM，
2 ）ROM匹配，
3 ）搜索ROM，
4 ）跳过ROM，
5 ）报警检查。这些指令操作作用在没有一个器件的64位光刻ROM序列号，可以在挂在一线上多个器件选定某一个器件，同时，总线也可以知道总线上挂有有多少，什么样的设备。
若指令成功地使DS18B20完成温度测量，数据存储在DS18B20的存储器。一个控制功能指挥指示DS18B20的演出测温。测量结果将被放置在
DS18B20内存中，并可以让阅读发出记忆功能的指挥，阅读内容的片上存储器。温度报警触发器TH和TL都有一字节EEPROM 的数据。如果DS18B20不使用报警检查指令，这些寄存器可作为一般的用户记忆用途。在片上还载有配置字节以理想的解决温度数字转换。写TH,TL指令以及配置字节利用一个记忆功能的指令完成。通过缓存器读寄存器。所有数据的读，写都是从最低位开始。
DS18B20有4个主要的数据部件：
（1）光刻ROM中的64位序列号是出厂前被光刻好的，它可以看作是该DS18B20的地址序列码。64位光刻ROM的排列是：开始8位（28H）是产品类型标号，接着的48位是该DS18B20自身的序列号，最后8位是前面56位的循环冗余校验码（CRC=X8+X5+X4+1）。光刻ROM的作用是使每一个
DS18B20都各不相同，这样就可以实现一根总线上挂接多个DS18B20的目的。
（2） DS18B20中的温度传感器可完成对温度的测量，以12位转化为例：用16位符号扩展的二进制补码读数形式提供，以0.0625℃/LSB形式表达，其中S为符号位。
表1 DS18B20温度值格式表
4.3.1
DS18B20的管脚排列如图4.4所示。
图4.4DS18B20的管脚排列如图
DS18B20内部结构主要由四部分组成：64位光刻ROM，温度传感器，温度报警触发器TH和TL,配置寄存器。DS18B20内部结构图如图4.5所示。
图4.5 DS18B20内部结构图
4.3.2存储器
DS18B20的存储器包括高速暂存器RAM和可电擦除RAM，可电擦除RAM 又包括温度触发器TH和TL，以及一个配置寄存器。存储器能完整的确定一线端口的通讯，数字开始用写寄存器的命令写进寄存器，接着也可以用读寄存器的命令来确认这些数字。当确认以后就可以用复制寄存器的命令来将这些数字转移到可电擦除RAM中。当修改过寄存器中的数时，这个过程能确保数字的完整性。
高速暂存器RAM是由8个字节的存储器组成；第一和第二个字节是温度的显示位。第三和第四个字节是复制TH和TL，同时第三和第四个字节的数字可以更新；第五个字节是复制配置寄存器，同时第五个字节的数字可以更新；六、七、八三个字节是计算机自身使用。用读寄存器的命令能读出第九个字节，这个字节是对前面的八个字节进行校验。存储器的结构图如图4.6所示。
图4.6 存储器的结构图
4.3.3 64-位光刻ROM
64位光刻ROM的前8位是DS18B20的自身代码，接下来的48位为连续的数字代码，最后的8位是对前56位的CRC校验。64-位的光刻ROM又包括5个ROM的功能命令：读ROM，匹配ROM，跳跃ROM，查找ROM和报警查找。64-位光刻ROM的结构图如图4.7所示。
图4.7位64-位光刻ROM的结构图
4.3.4 DS18B20外部电源的连接方式
DS18B20可以使用外部电源VDD，也可以使用内部的寄生电源。当VDD 端口接3.0V—5.5V的电压时是使用外部电源；当VDD端口接地时使用了内部的寄生电源。无论是内部寄生电源还是外部供电，I/O口线要接5KΩ左右的上拉电阻。连接图如图4.8、图4.9所示。
图4.8 使用寄生电源的连接图
图4.9外接电源的连接图
4.3.4 DS18B20温度处理过程
4.3.4.1配置寄存器
配置寄存器是配置不同的位数来确定温度和数字的转化。配置寄存器的结构图如图4.10所示。
图4.10 配置寄存器的结构图
由图4.9可以知道R1，R0是温度的决定位，由R1，R0的不同组合可
以配置为9位，10位，11位，12位的温度显示。这样就可以知道不同的温度转化位所对应的转化时间，四种配置的分辨率分别为0.5℃，0.25℃，
0.125℃和0.0625℃，出厂时以配置为12位。温度的决定配置图如图8所示。
图4.11 温度的决定配置图
4.3.4.2 温度的读取
DS18B20在出厂时以配置为12位，读取温度时共读取16位，所以把后11位的2进制转化为10进制后在乘以0.0625便为所测的温度，还需要判
断正负。前5个数字为符号位，当前5位为1时，读取的温度为负数；当
前5位为0时，读取的温度为正数。16位数字摆放是从低位到高位，温度
的关系图如图4.12所示。
图4.12为温度的关系图
4.3.4.3．DS18B20控制方法
DS18B20有六条控制命令，如表4.1所示：
表4.1 为DS18B20有六条控制命令
指令约定代码操作说明
温度转换 44H 启动DS18B20进行温度转换
读暂存器 BEH 读暂存器9位二进制数字
写暂存器 4EH 将数据写入暂存器的TH、TL字节
复制暂存器 48H 把暂存器的TH、TL字节写到E2RAM中
重新调E2RAM B8H 把E2RAM中的TH、TL字节写到暂存器TH、TL字节读电源供电方式 B4H 启动DS18B20发送电源供电方式的信号给主CPU
4.3.4.4 DS18B20的初始化
（1）先将数据线置高电平“1”。
（2）延时（该时间要求的不是很严格，但是尽可能的短一点）
（3）数据线拉到低电平“0”。
（4）延时750微秒（该时间的时间范围可以从480到960微秒）。
（5）数据线拉到高电平“1”。
（6）延时等待（如果初始化成功则在15到60毫秒时间之内产生一
个由DS18B20所返回的低电平“0”。据该状态可以来确定它的存在，但是应注意不能无限的进行等待，不然会使程序进入死循环，所以要进行超时
控制）。
（7）若CPU读到了数据线上的低电平“0”后，还要做延时，其延时的时间从发出的高电平算起（第（5）步的时间算起）最少要480微秒。
（8）将数据线再次拉高到高电平“1”后结束。
其时序如图4.13所示：
图4.13 初始化时序图
4.3.4.5 DS18B20的写操作
（1）数据线先置低电平“0”。
（2）延时确定的时间为15微秒。
（3）按从低位到高位的顺序发送字节（一次只发送一位）。
（4）延时时间为45微秒。
（5）将数据线拉到高电平。
（6）重复上（1）到（6）的操作直到所有的字节全部发送完为止。
（7）最后将数据线拉高。
DS18B20的写操作时序图如图4.14所示。
图4.14 DS18B20的写操作时序图
4.3.4.6 DS18B20的读操作
（1）将数据线拉高“1”。
（2）延时2微秒。
（3）将数据线拉低“0”。
（4）延时15微秒。
（5）将数据线拉高“1”。
（6）延时15微秒。
（7）读数据线的状态得到1个状态位，并进行数据处理。
（8）延时30微秒。
DS18B20的读操作时序图如图4.15所示。
图1.15 DS18B20的读操作图
数字温度传感器DS18B20介绍
1、DS18B20的主要特性
1.1、适应电压范围更宽，电压范围：3.0～5.5V，在寄生电源方式下可由数据线供电
1.2、独特的单线接口方式，DS18B20在与微处理器连接时仅需要一条口线即可实现微处理器与DS18B20的双向通讯
1.3、 DS18B20支持多点组网功能，多个DS18B20可以并联在唯一的三线上，实现组网多点测温
1.4、DS18B20在使用中不需要任何外围元件，全部传感元件及转换电路集成在形如一只三极管的集成电路内
1.5、温范围－55℃～+125℃，在-10～+85℃时精度为±0.5℃
1.6、可编程的分辨率为9～12位，对应的可分辨温度分别为0.5℃、
0.25℃、0.125℃和0.0625℃，可实现高精度测温
1.7、在9位分辨率时最多在 93.75ms内把温度转换为数字，12位分辨率时最多在750ms内把温度值转换为数字，速度更快
1.8、测量结果直接输出数字温度信号，以"一线总线"串行传送给CPU，同时可传送CRC校验码，具有极强的抗干扰纠错能力
1.9、负压特性：电源极性接反时，芯片不会因发热而烧毁，但不能正常工作。2、DS18B20的外形和内部结构DS18B20内部结构主要由四部分组成：64位光刻ROM 、温度传感器、非挥发的温度报警触发器TH和TL、配置寄存器。DS18B20的外形及管脚排列如下图1:
DS18B20引脚定义：(1)DQ为数字信号输入/输出端；
(2)GND为电源地；
(3)VDD为外接供电电源输入端（在寄生电源接线方式时接地）。
图2：DS18B20内部结构图
3、DS18B20工作原理
DS18B20的读写时序和测温原理与DS1820相同，只是得到的温度值的位数因分辨率不同而不同，且温度转换时的延时时间由2s 减为750ms。DS18B20测温原理如图3所示。图中低温度系数晶振的振荡频率受温度影响很小，用于产生固定频率的脉冲信号送给计数器1。高温度系数晶振随温度变化其振荡率明显改变，所产生的信号作为计数器2的脉冲输入。计数器1和温度寄存器被预置在－55℃所对应的一个基数值。计数器1对低温度系数晶振产生的脉冲信号进行减法计数，当计数器1的预置值减到0时，温度寄存器的值将加1，计数器1的预置将重新被装入，计数器1重新开始对低温度系数晶振产生的脉冲信号进行计数，如此循环直到计数器2计数到0时，停止温度寄存器值的累加，此时温度寄存器中的数值即为所测温度。图3中的斜率累加器用于补偿和修正测温过程中的非线性，其输出用于修正计数器1的预置值。
图3： DS18B20测温原理框图
DS18B20有4个主要的数据部件：（1）光刻ROM中的64位序列号是出厂前被光刻好的，它可以看作是该DS18B20的地址序列码。64位光刻ROM的排列是：开始8位（28H）是产品类型标号，接着的48位是该DS18B20自身的序列号，最后8位是前面56位的循环冗余校验码（CRC=X8+X5+X4+1）。光刻ROM的作用是使每一个DS18B20都各不相同，这样就可以实现一根总
当几个温度传感器挂在同一根I/O线上进行多点测温时，只靠4.7K上拉电阻就无法提供足够的能量，会造成无法转换温度或温度误差极大。
因此，图4电路只适应于单一温度传感器测温情况下使用，不适宜采用电池供电系统中。并且工作电源VCC必须保证在5V，当电源电压下降时，寄生电源能够汲取的能量也降低，会使温度误差变大。
图4
图4
5.2、DS18B20寄生电源强上拉供电方式电路图改进的寄生电源供电方式如下面图5所示，为了使DS18B20在动态转换周期中获得足够的电流供应，当进行温度转换或拷贝到 E2存储器操作时，用MOSFET把I/O线直接拉到VCC就可提供足够的电流，在发出任何涉及到拷贝到E2存储器或启动温度转换的指令后，必须在最多10μS内把I/O线转换到强上拉状态。在强上拉方式下可以解决电流供应不走的问题，因此也适合于多点测温应用，缺点就是要多占用一根I/O口线进行强上拉切换。
图5
图5
注意：在图4和图5寄生电源供电方式中，DS18B20的VDD引脚必须接地
5.3、DS18B20的外部电源供电方式在外部电源供电方式下，DS18B20工作电源由VDD引脚接入，此时I/O线不需要强上拉，不存在电源电流不足的问题，可以保证转换精度，同时在总线上理论可以挂接任意多个
DS18B20传感器，组成多点测温系统。注意：在外部供电的方式下，DS18B20的GND引脚不能悬空，否则不能转换温度，读取的温度总是85℃。
图6：外部供电方式单点测温电路
图6
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图7：外部供电方式的多点测温电路图
图7
外部电源供电方式是DS18B20最佳的工作方式，工作稳定可靠，抗干扰能力强，而且电路也比较简单，可以开发出稳定可靠的多点温度监控系统。站长推荐大家在开发中使用外部电源供电方式，毕竟比寄生电源方式只多接一根VCC引线。在外接电源方式下，可以充分发挥DS18B20宽电源电压范围的优点，即使电源电压VCC降到3V时，依然能够保证温度量精度。
6、DS1820使用中注意事项
DS1820虽然具有测温系统简单、测温精度高、连接方便、占用口线少等优点，但在实际应用中也应注意以下几方面的问题：
6.1、较小的硬件开销需要相对复杂的软件进行补偿，由于DS1820与微处理器间采用串行数据传送，因此，在对DS1820进行读写编程时，必须严格的保证读写时序，否则将无法读取测温结果。在使用PL/M、C等高级语言进行系统程序设计时，对 DS1820操作部分最好采用汇编语言实现。
6.2、在DS1820的有关资料中均未提及单总线上所挂DS1820数量问题，容易使人误认为可以挂任意多个 DS1820，在实际应用中并非如此。当单总
线上所挂DS1820超过8个时，就需要解决微处理器的总线驱动问题，这一点在进行多点测温系统设计时要加以注意。
6.3、连接DS1820的总线电缆是有长度限制的。试验中，当采用普通信号电缆传输长度超过50m时，读取的测温数据将发生错误。当将总线电缆改为双绞线带屏蔽电缆时，正常通讯距离可达150m，当采用每米绞合次数更多的双绞线带屏蔽电缆时，正常通讯距离进一步加长。这种情况主要是由总线分布电容使信号波形产生畸变造成的。因此，在用DS1820进行长距离测温系统设计时要充分考虑总线分布电容和阻抗匹配问题。
6.4、在DS1820测温程序设计中，向DS1820发出温度转换命令后，程序总要等待DS1820的返回信号，一旦某个DS1820接触不好或断线，当程序读该DS1820时，将没有返回信号，程序进入死循环。这一点在进行DS1820硬件连接和软件设计时也要给予一定的重视。测温电缆线建议采用屏蔽4芯双绞线，其中一对线接地线与信号线，另一组接VCC和地线，屏蔽层在源端单点接地。
直升机飞行原理(图解)
飞行原理（图解） 直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力，但谁来产生前进的推力呢？单独安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。旋翼旋转产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题。 直升机主旋翼反扭力的示意图 没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转/ 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法 直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转，对机身就产生逆
时针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。 抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见/ 典型的贝尔407 的尾桨主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解，中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能只是一个历史的玩笑。
各国直升机主旋翼旋转方向的比较尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆。尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。在居民区或林间空地悬停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。 尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向前转（或者说，从右
飞行原理复习题(选择答案) 2
第一章：飞机和大气的一般介绍 一、飞机的一般介绍 1. 翼型的中弧曲度越大表明 A:翼型的厚度越大 B:翼型的上下表面外凸程度差别越大 C:翼型外凸程度越大 D:翼型的弯度越大 2. 低速飞机翼型前缘 A:较尖 B:较圆钝 C:为楔形 D:以上都不对 3. 关于机翼的剖面形状（翼型），下面说法正确的是 A:上下翼面的弯度相同 B:机翼上表面的弯度大于下表面的弯度 C:机翼上表面的弯度小于下表面的弯度 D:机翼上下表面的弯度不可比较 二、1. 国际标准大气规定的标准海平面气温是 A:25℃ B:10℃ C:20℃ D:15℃ 2. 按照国际标准大气的规定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，气温随季节变化 A:降低6.5℃ B:升高6.5℃ C:降低2℃ D:降低2℃ 3. 在3000米的高度上的实际气温为10℃，则该高度层上的气温比标准大气规定的温度 A:高12.5℃ B:低5℃ C:低25.5℃ D:高14.5℃
4. 在气温比标准大气温度低的天气飞行，飞机的真实高度与气压高度表指示的高度（基准相同）相比，飞机的真实高度 A:偏高 B:偏低 C:相等 D:不确定 第二章：飞机低速空气动力学 1. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变粗处，气流速度将 A:变大 B:变小 C:不变 D:不一定 2. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变细处，气流压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 3. 根据伯努利定律，同一管道中，气流速度减小的地方，压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 4. 飞机相对气流的方向 A:平行于机翼翼弦，与飞行速度反向 B:平行于飞机纵轴，与飞行速度反向 C:平行于飞行速度，与飞行速度反向 D:平行于地平线 5. 飞机下降时，相对气流 A:平行于飞行速度，方向向上 B:平行于飞行速度，方向向下 C:平行于飞机纵轴，方向向上 D:平行于地平线 6. 飞机的迎角是 A:飞机纵轴与水平面的夹角 B:飞机翼弦与水平面的夹角 C:飞机翼弦与相对气流的夹角 D:飞机纵轴与相对气流的夹角 7. 飞机的升力
飞行原理
飞行原理 低速飞机翼型前缘较圆鈍 高速飞机翼型前缘较尖 平直机翼有极好的低速特性 椭圆机翼诱导阻力最小 梯形机翼矩形加椭圆优点，升阻比特性和低速特性 后掠翼、三角翼------ -------- ------ 高速特性 基本术语： 翼弦---翼型前沿到后沿的连线弦。 相对厚度（厚弦比）----翼型最大厚度与弦长的比值。 翼型的中弧曲度越大表明翼型的上下表面外凸程度差别越大。 翼展---机翼翼尖之间的距离。 展弦比---机翼翼展与平均弦长的比值。 飞机展弦比越大，诱导阻力越小。 后掠角---机翼1／４弦线与机身纵轴垂直线之间夹角。后掠角为了增大临界马赫数。 迎角---- 相对气流方向与翼弦夹角。 临界迎角---升力系数最大时对应的迎角。 有利迎角---升阻比最大时对应的迎角。
阻力 阻力=诱导阻力+废阻力 诱导阻力： 1.大展弦比机翼比小展弦比机翼诱导阻力小。 2.翼梢小翼可以减小飞机的诱导阻力。 3.诱导阻力与速度平方成反比。 废阻力： 废阻力=压差阻力+摩擦阻力+干扰阻力 1.摩擦阻力： 飞机表面积越大或表面越粗糙，摩擦阻力也越大。 2.压差阻力： 与迎风面积、机翼形状、迎角有关。 3.干扰阻力： 废阻力大小与速度的平方成正比。 总阻力是诱导阻力和废阻力之和。 在低速（起降）时诱导阻力占主要，在高速（巡航）时废阻力占主导。 诱导阻力=废阻力时，总阻力最小，升阻比最大。 放下起落架，升阻比减小。 增升装置----前缘缝翼+后缘襟翼 前缘缝翼：
位于机翼前缘，延缓机翼气流分离，提高最大升力系数和临界迎角。 在迎角较小时打开，会降低升力系数。 只有在接近临界迎角时打开，才能起到增升的作用。有的飞机装有“翼尖前缘缝翼”，其主要作用是在 大迎角下延缓翼尖部分的气流分离，提高副翼的效能，改善飞机横侧稳定性和操纵性。 后缘襟翼：简单襟翼+开缝襟翼+后退襟翼+后退开缝襟翼+前缘襟翼 1.简单襟翼—改变了翼型弯度—升阻比降低。 2.开缝襟翼—机翼弯度增大；最大升力系数增大 多，临界迎角降低不多。 3.后退襟翼—增大了机翼弯度和机翼面积，增升 效果好，临界迎角降低较少。 4.后退开缝襟翼（查格襟翼+富勒襟翼）—兼有 后退襟翼和开缝襟翼优点。 5.前缘襟翼—一方面减小前缘延缓气流分离；另 一方面增大了翼型弯度。使最大升力系数和临 界迎角得到提高。 增升装置通过三个方面达到增升目的： 一是增大翼型弯度，提高机翼上、下压强差，从而增大升力系数。
飞行原理复习资料
飞行原理复习资料 140001 放襟翼的主要目的是（）。 A：增大升阻比 B：减小升阻比 C：增大最大升力系数 D：增大升力系数 140002 增升装置的主要作用是（）。 A：增大最大升阻比 B：增大最大升力 C：增大阻力 D：增大临界迎角 140003 通常规定升力的方向是（）。 A：垂直于地面向上 B：与翼弦方向垂直 C：与飞机纵轴垂直向上 D：与相对气流方向垂直 140004 前缘缝翼能延缓机翼的气流分离现象，主要原因是可以（）。 A：减小机翼对相对气流的阻挡 B：增大临界迎角 C：减小阻力使升阻比增大 D：增大上表面附面层中空气动能 140005 在通常情况下，放下大角度简单襟翼能使升力系数和阻力系数增大、临界迎角减小、升阻比（）。 A：增大 B：不变 C：难以确定其增减 D：减小 140006 有利迎角的（）最大。 A：升力系数 B：性质角 C：升阻比 D：性质角的正切值 140007 在额定高度以下，螺旋桨拉力随飞行高度的增高将（）。 A：增大 B：减小 C：难以确定 D：不变 140008 即使在发动机工作的情况下，如果（）螺旋桨也会产生负拉力。 A：飞行速度过大且油门也较大时 B：飞行速度过大且油门较小时 C：飞行速度小且油门较大时 D：飞行速度过小且油门也较小时 140009 对于没有顺桨机构的飞机，一旦发生停车，应该（）。 A：把变距杆推向最前 B：把变距杆拉向最后 C：立即关闭油门 D：增大飞机的迎角 140010 螺旋桨有效功率随飞行速度的变化规律是：在小于某一速度的范围内，随速度的增大而（），大于某一飞行速度的范围内，随飞行速度的增大而（）。 A：增大，保持不变 B：增大；减小 C：减小，增大 D：减小，保持不变 140011 在额定高度以上，螺旋桨有效功率随飞行高度的增高将（）。 A：减小 B：增大 C：难以确定 D：不变
飞行原理和飞行性能基础教材
VERSION 0.1
飞行原理和性能是航空的基础。我们将简单介绍飞机的基本构成及其主要系统的工作，然后引入许多飞行原理概念，研究飞行中四个力的基础——空气动力学原理，讨论飞机的稳定性和设计特点。最后介绍飞行性能、重量与平衡等有关知识。 第一节飞机结构 本节主要介绍飞机的主要组成部件及其功用、基本工作原理，最后介绍飞机的分类。 飞机的设计和形状虽然千差万别，但它们的主要部件却非常相似(图1—1)。 *飞机一般由五个部分组成：动力装置、机翼、尾翼和起落架， 它们都附着在机身上，所以机身也被看成是基本部件。 图1—1 一、机体 1．机身 机身是飞机的核心部件，它除了提供主要部件的安装点外，还包括驾驶舱、客舱、行李舱、仪表和其他重要设备。现代小型飞机的机身一般按结构类型分为构架式机身和半硬壳式机身。构架式机身所受的外力由钢管或铝管骨架承受；半硬壳式机身由铝合金蒙皮承受主要外力，其余外力由桁条、隔框及地板等构件承受。单发飞机的发动机通常安装于机身的前部。为了防止发动机失火时危及座舱内飞行员和乘客的安全，在发动机后部与座舱之间设置有耐高温不锈钢隔板，称为“防火墙”(图1—2)。
图1—2构架式和半硬壳式机身结构形式 2．机翼 机翼连接于机身两侧的中央翼接头处，横贯机身形成一个受力整体。飞行中空气流过机翼产生一种能使飞机飞起来的“升力”。现代飞机常采用一对机翼，称为单翼。机翼可以安装于机身的上部、中部或下部，分别称为上翼、中翼和下翼。民用机常采用下单翼或上单翼。许多上单翼飞机装有外部撑杆，称为“半悬臂式”；部分上单翼和大多数下单翼飞机无外部撑杆，称为“悬臂式”(图1—3)。 图1—3半悬臂式和悬臂式机翼 机翼的平面形状也多种多样，主要有平直翼和后掠翼，小型低速飞机常采用平直矩形翼或梯形翼。 机翼一般由铝合金制成，其主要构件包括翼梁、翼肋、蒙皮和桁条。一些飞机的机翼内都装设有燃油箱。在机翼两边后缘的外侧铰接有副翼，用来操纵飞机横滚；后缘内侧挂接襟翼，在起飞和着陆阶段使用(图1—4)。 *金属机翼由翼梁、翼肋、桁条和蒙皮等组成。翼梁承受大部分弯曲载荷， 蒙皮承受部分弯曲载荷和大部分扭转载荷，翼肋主要起维持翼型作用。 图1—4
飞行原理练习题
1. 翼型的中弧曲度越大表明 A:翼型的厚度越大 B:翼型的上下表面外凸程度差别越大 C:翼型外凸程度越大 D:翼型的弯度越大 你的答案: 正确答案: B 2. 低速飞机翼型前缘 A:较尖 B:较圆钝 C:为楔形 D:以上都不对 你的答案: 正确答案: B 3. 关于机翼的剖面形状（翼型），下面说法正确的是 A:上下翼面的弯度相同 B:机翼上表面的弯度大于下表面的弯度 C:机翼上表面的弯度小于下表面的弯度 D:机翼上下表面的弯度不可比较 你的答案: 正确答案: B 1. 国际标准大气规定的标准海平面气温是 A:25℃ B:10℃ C:20℃ D:15℃ 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 2. 按照国际标准大气的规定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，气温随季节变化 A:降低6.5℃ B:升高6.5℃ C:降低2℃ D:降低2℃ 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 3. 在3000米的高度上的实际气温为10℃，则该高度层上的气温比标准大气规定的温度A:高12.5℃ B:低5℃ C:低25.5℃ D:高14.5℃
回答: 错误你的答案: 正确答案: D 4. 在气温比标准大气温度低的天气飞行，飞机的真实高度与气压高度表指示的高度（基准相同）相比，飞机的真实高度 A:偏高 B:偏低 C:相等 D:不确定 你的答案: 正确答案: B 1. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变粗处，气流速度将 A:变大 B:变小 C:不变 D:不一定 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 2. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变细处，气流压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 3. 根据伯努利定律，同一管道中，气流速度减小的地方，压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 4. 飞机相对气流的方向 A:平行于机翼翼弦，与飞行速度反向 B:平行于飞机纵轴，与飞行速度反向
第3章飞行原理(精简版)
C001、飞机的迎角是 A.飞机纵轴与水平面的夹角 B.飞机翼弦与水平面的夹角 C.飞机翼弦与相对气流的夹角【答案】C（解析：-） C002、飞机下降时，其迎角A．大于零 B．小于零 C．等于零 【答案】A（解析：-） C003、飞机上升时，其迎角A．大于零 B．小于零
C．等于零 【答案】A（解析：-） C004、影响升力的因素 A.飞行器的尺寸或面积,飞行速度,空气密度 B.CL C.都是 【答案】C（解析：-） C005、载荷因子是 A飞机压力与阻力的比值 B.飞机升力与阻力的比值 C.飞机承受的载荷【除升力外】与重力的比值
【答案】C（解析：-） C006、失速的直接原因是 A.低速飞行 B.高速飞行 C.迎角过大 【答案】C（解析：p63） C007、当无人机的迎角为临界迎角时 A.飞行速度最大 B.升力系数最大 C.阻力最小 【答案】B（解析：-） C008、相同迎角，飞行速度增大一倍，
阻力增加约为原来的 A．一倍 B．二倍 C．四倍 【答案】C（解析：-） C009、通过改变迎角，无人机驾驶员可以控制飞机的 A.升力，空速，阻力 B.升力，空速，阻力，重量 C.升力，拉力，阻力 【答案】A（解析：-） C010、无人机驾驶员操作副翼时，飞行器将
A.横轴运动 B.纵轴运动 C.立轴运动 【答案】B（解析：-） C011、无人机飞行员操纵升降舵时，飞行器将绕 A．横轴运动 B．纵轴运动 C．立轴运动 【答案】A（解析：-） C012、无人机飞行员操纵方向舵时，飞行器将绕 A．横轴运动
B．纵轴运动 C．立轴运动 【答案】C（解析：p71） C013、舵面遥控状态时，平飞中向前稍推升降舵杆量，飞行器的迎角A．增大 B．减小 C．先减小后增大 【答案】B（解析：-） C014、舵面遥控状态时，平飞中向后稍拉升降舵杆量，飞行器的迎角A．增大 B. 减小
飞行原理论文
飞行原理论文 ——张兴鹏 要了解飞机的飞行原理就必须先知道飞机的组成以及功用，飞机的升力是如何产生的等问题。这些问题将分成几个部分简要讲解。 一、飞行的主要组成部分及功用 到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成： 1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。 2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。 4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。 5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。 二、飞机的升力和阻力 飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理： 流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。
飞行原理基本词汇
ISA 国际标准大气 ICAO 国际民航组织Altitude 高度 Attitude 姿态 Indicated speed 表速IAS （指示空速） True airspeed 真速（真空速）TAS Ground speed 地速GS Mach number 马赫数Static pressure 静压Dynamic pressure 动压Total pressure 总压Venturi 文丘利管horizontal stabilizer 水平安定面 mean camber 中弧线aerofoil thickness 翼型厚度chord 翼弦 maximum camber 最大弧度coefficient of lift 升力系数coefficient of drag 阻力系数 induced drag 诱导阻力parasite drag 废阻力 skin friction drag 摩擦阻力viscosity 粘性 swept-back angle 后掠角airspeed indicator 空速表altitude indicator 高度表turn coordinator 转弯侧滑仪 throttle 油门 wing span 翼展 aspect ratio 展弦比 taper ratio 稍根比 normal category 正常类飞机 stick force 杆力 glide angle/ descent angle下滑角 configuration 构型 flap 襟翼 CG(center of gravity) 重心Controllability 操纵性 Stability 稳定性 Flaring 拉平 restoring moment 回复力矩 sideslip 侧滑 high wing 上单翼 low wing 下单翼 dihedral 上反角 anhedral 下反角 CP(center of pressure)压力 中心 Pitch 俯仰 Nose down/up 低/抬头 Longitudinal stability纵向稳 定性，即俯仰稳定性 Directional stability 方向稳 定性 Side-wise stability 侧向稳 定性 lateral stability 横侧稳定性 Tailplane 尾翼 Approach 进近 Normal(vertical) axis 立轴 control column 操纵杆 trim tab 调整片 fin 垂直安定面 longitudinal axis 纵轴 lateral axis 横轴 Dutch roll 荷兰滚 Spiral instability 螺旋不稳 定 Blade angle 桨叶角 Winglet 翼尖小翼 Clockwise 顺时针方向 Anticlockwise 逆时针方向 Fuselage 机身 Wing 机翼 Lateral axis 横轴 Normal axis 立轴 Longitudinal axis 纵轴 Rolling 滚转 Aileron 副翼 Pitching 俯仰 Elevator 升降舵 Yawing 偏航 Rudder 方向舵 Stabilator 安定面 Control surface 控制面 Control column/ Control wheel/ Stick 控制杆（杆， 盘） Rudder pedals 脚蹬（实现舵 的控制） Trim/ Tab 配平片，调整片 Trim wheel 配平轮 Stick force 杆力 Landing gear 起落架 Nose wheel airplane 前三点 飞机 Tail wheel airplane 后三点 飞机 Propeller 螺旋桨 Thrust/pull 拉力 Blade 桨叶 Chord line弦线（翼弦，桨 弦） Blade angle（pitch）桨叶角 Plane of rotation 旋转面 Blade twist 桨叶扭转 Angle of attack 迎角（桨叶 迎角） Relative flow/wind 相对气 流 Torque reaction 反作用力矩 Gyroscopic effect 进动作用 Spiral slipstream effect 滑流 作用 Stall 失速 Variable pitch propeller 变 距螺旋桨飞机 Propeller efficiency 螺旋桨 效率 Pitot tub比托管（用于测量 空速） Static pressure 静压 Dynamic pressure 动压 Total pressure 总压 Transition altitude 过渡高度
飞机的飞行原理
飞机的飞行原理 升力原理： 飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力。而升力的来源是飞行中空气对机翼的作用。 在下面这幅图里，有一个机翼的剖面示意图。机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面 的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快(V1=S1/T >V2=S2/T1)。根据伯奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。”，因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。 动力原理： 涡轮喷气发动机；涡轮风扇发动机；冲压喷气发动机；涡轮轴发动机 从机翼的原理，我们也就可以理解螺旋桨的工作原理。螺旋桨就好像一个竖放的机翼，凸起面向前，平滑面向后。旋转时压力的合力向前，推动螺旋桨向前，从而带动飞机向前。当然螺旋桨并不是简单的凸起平滑，而有着复杂的曲面结构。老式螺旋桨是固定的外形，而后期设计则采用了可以改变的相对角度等设计，改善螺旋桨性能。
飞行需要动力，使飞机前进，更重要的是使飞机获得升力。早期飞机通常使用活塞发动机作为动力，又以四冲程活塞发动机为主。这类发动机的原理如图，主要为吸入空气，与燃油混合后点燃膨胀，驱动活塞往复运动，再转化为驱动轴的旋转输出： 单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人 们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞 发动机。下图为典型的星型活塞发动机。
现代高速飞机多数使用喷气式发动机，原理是将空气吸入，与燃油混合，点火，爆炸膨胀后的空气向后喷出，其反作用力则推动飞机向前。下图的发动机剖面图里，一个个压气风扇从进气口中吸入空气，并且一级一级的压缩空气，使空气更好的参与燃烧。风扇后面橙红色的空腔是燃烧室，空气和油料的混和气体在这里被点燃，燃烧膨胀向后喷出，推动最后两个风扇旋转，最后排出发动机外。而最后两个风扇和前面的压气风扇安装在同一条中轴上，因此会带动压气风扇继续吸入空气，从而完成了一个工作循环。
民航《飞行原理》试题
飞机和大气的一般介绍单选 1. 翼型的中弧曲度越大表明 A:翼型的厚度越大 B:翼型的上下表面外凸程度差别越大 C:翼型外凸程度越大 D:翼型的弯度越大 B 2. 低速飞机翼型前缘 A:较尖 B:较圆钝 C:为楔形 D:以上都不对 B 3. 关于机翼的剖面形状（翼型），下面说法正确的是 A:上下翼面的弯度相同 B:机翼上表面的弯度大于下表面的弯度C:机翼上表面的弯度小于下表面的弯度D:机翼上下表面的弯度不可比较 B 4. 国际标准大气规定的标准海平面气温是A:25℃ B:10℃ C:20℃ D:15℃ D 5. 按照国际标准大气的规定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，气温随季节变化 A:降低6.5℃ B:升高6.5℃ C:降低2℃ D:降低2℃ A 6. 在3000米的高度上的实际气温为10℃，则该高度层上的气温比标准大气规定的温度 A:高12.5℃ B:低5℃ C:低25.5℃ D:高14.5℃ D 7. 在气温比标准大气温度低的天气飞行，飞机的真实高度与气压高度表指示的高度（基准相同）相比，飞机的真实高度 A:偏高 B:偏低 C:相等 D:不确定 B 简答 1. 请解释下列术语：（1）相对厚度（厚弦比）（2）相对弯度（中弧曲度）（3）展弦比（4）后掠角 （1）翼型最大厚度与弦长的比值，用百分比表示；（2）最大弧高与翼弦的比值，用百分比表示；（3）机翼翼展与平均弦长的比值；（4）机翼四分之一弦线与机身纵轴垂直线之间的夹角。 2. 请叙述国际标准大气规定。 国际标准大气（International Standard Atmosphere），简称ISA，就是人为地规定一个不变的大气环境，包括大气压温度、密度、气压等随高度变化的关系，得出统一的数据，作
飞行原理
飞行原理简介 **模拟飞行所运用到的飞行原理和真实飞行一样，因此了解一些简单的飞行原理，可以让我们从道理上弄清飞机为什么能飞这个问题。要了解飞机的飞行原理就必须先知道飞机的组成以及功用，飞机的升力是如何产生的等问题。这些问题将分成几个部分简要讲解。 一、飞行的主要组成部分及功用 **到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成 1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。 2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。
4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支掌飞机。 5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 *飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。 二、飞机的升力和阻力 **飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理 流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。 **连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。 伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。 **飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面
飞行原理复习资料
飞机的平面型：后掠角：机翼1/4弦线和机身纵轴垂线之间的夹角。 飞机的剖面型：相对弯度：最大弧高与翼弦的比值（是能反应机翼上下表面外凸程度的差别的参数） 国际标准大气：海平面高度为0；海平面气温为288.15K或15摄氏度或59华氏度；海平面气压为1013.2mBar(毫巴)或1013.2hPa(百帕) 或29.92inHg(英寸汞柱) ；对流层内标准温度递减率为，每增加1000m温度递减6.5摄氏度，或每增加1000ft温度递减2摄氏度。 ISA偏差的计算:知某机场场温20C，机场压力高度2000英尺。求：机场高度处ISA偏差。解：在压力高度为2000英尺的机场处，ISA标准温度应为：T标准=15oC—（2C/1000ft）x2000ft=11oC，而实际温度为：T实际=20oC，故ISA偏差即温度差为：ISA偏差= T实际—T标准=20oC—11oC=9oC，表示为：ISA+9C 。 低速和高速的分界线——Ma=0.4；迎角是相对气流方向与翼弦之间的夹角。（飞机的俯仰角越大，迎角越大？） 流线谱的特点:速度是否会影响流线谱的形状？） 连续性定理：注意马赫数小于1和马赫数大于的区别，对于低速，必定是速度越大，流管越细——质量守恒 伯努里方程：静压和动压之和等于总压，即速度越大，压力（指的是静压）越小——能量守恒 低速综述：速度增加，流管变细，压力减小；速度减小，流管变粗，压力增加。 升力：方向与相对气流方向相垂直；作用点CP即压力中心；大小由升力公式表达；升力系数综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。 升力产生原理：空气流过翼型的前缘，分成上下两股。在通常的迎角状态（即正迎角），在上表面，流管收缩，流速增大，压力降低；在下表面，流管扩张，流速减小，压力增加。上下表面出现的压力差，在垂直于（远前方）相对气流方向的分量，就是升力。——重点要求掌握 阻力分摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、诱导阻力 附面层特点：沿附面层法线方向远离壁面速度增加，压力不变。 减小诱导阻力的措施：翼尖小翼、翼尖副油箱、增大展弦比。 空气的低速空气动力特性：升力系数随迎角增加先增加再减小，升力系数最大出对应的迎角为临界迎角。压力中心先前移再后移；阻力系数随迎角增加一直增加；升阻比最大对应的迎角为有利迎角，也称最小阻力迎角；极曲线原点引直线，与曲线相交两点，其升阻比相同。地面效应的效果：升力系数增加，阻力系数减小，升阻比增加，飞机产生附加的下俯力矩。增升装置目的：提高最大升力系数 增升装置原理：增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差；延缓上表面气流分离，提高临界迎角和最大升力系数；增大机翼面积。掌握前缘缝翼，分裂襟翼和简单襟翼。 桨叶角增大——变大距或变高距（后拉变距杆）；桨叶角减小- 变小距或变低距（前推变距杆）。 螺旋桨几何扭转的目的使桨叶各剖面迎角基本相等 调速器的作用：保持转速不变；变距杆的作用：改变转速。 螺旋桨负拉力产生的原因：飞行速度过大；油门过小；发动机空中停车。 顺桨：将变距杆拉至最后，增大桨叶角，以减小负拉力和减轻发动机的磨损。 螺旋桨的副作用；进动（重点掌握方向的判断）；反作用力力矩：地面上使机头偏转（右转螺旋桨飞机机头左偏），空中使飞机带坡度（右转螺旋桨飞机带左坡度）；滑流扭转 飞机具有稳定性必须同时具备稳定力矩和阻尼力矩 飞机的稳定性能够保证飞机恢复到原来的平衡状态，而不能恢复到原来的飞行状态。即恢复
直升机飞行原理
直升机飞行原理
1.绪论 本文的内容主要着重于飞行原理的介绍。首先介绍简单的旋翼切面原理，其次则为动量 理论（momentum theory）及旋翼元素理论（blade element theory）。于翼切面原理 中介绍翼切面如何产生升力，以及相对的阻力及翻转力矩；而动量理论介绍旋旋翼的简 单物理数学模式，及其相关的理论基础；最后旋翼元素理论则较详细的解释翼片如何产 生升力、阻力及所消耗的功率。了解直旋翼如何产生飞行时所需的推力及所消耗的功率 后，将有助于更深入的了解下一章对于直升机飞行的功能与操控的介绍。 2 旋翼切面原理 当一个人乘坐于前进中的车子里，把手伸出窗外，手掌张开且向上倾斜时，手臂将感受 到有往后和往上移动的倾向，而且其倾向大小又与手掌倾斜的角度大小成正比，另外当 手掌倾角大于某一角度时，往上移动的倾向急速地消失且往后移动的倾向遽然升高。此 种现象可作如下的解释，当一物体相对于空气有前进的速度时，空气作用于此物体上的 力量可分为两个分量：一为垂直于自由流（free stream）方向的分量，另一为沿着自由 流方向的分量，前者为升力而后者则为阻力。而手掌的仰角高于某一特定的角度时，升 力会急速的随着仰角的增加而下降，且阻力遽然地上升，而此一特定的角度亦则随着物 体形状的不同改变。 对于旋翼切面亦然，当旋翼切面相对于空气移动时，其升力及阻力的大小与物体相对于 自由流的动压力和旋翼片面积的乘积成正比，其升力和阻力的比例系数称为升力系数 （lift coefficient， ）及阻力系数（drag coefficient， ），此二系数随着物体形状的
直升机飞行原理简介讲课教案
浅谈直升飞机的飞行原理 作为一种特殊的飞行器，直升机的升力和推力均通过螺旋桨（主旋翼）的旋转获得，这就决定了其动力和操作系统必然与各类固定机翼飞机有所不同。一般固定翼飞机的飞行原理从根本上说是对各部位机翼的状态进行调节，在机身周围制造气压差而完成各类飞行动作，并且其发动机只能提供向前的推力。但直升机的主副螺旋桨（主旋翼与尾旋翼）可在水平和垂直方向上对机身提供动力，这使其不需要普通飞机那样的巨大机翼，二者的区别可以说是显而易见的。 一、直升机飞行的特点 (1)它能垂直起降，对起降场地要求较低； (2) 能够在空中悬停。即使直升机的发动机空中停车时，驾驶员可通过操纵旋翼使其自转，仍可产生一定升力，减缓下降趋势； (3) 可以沿任意方向飞行，但飞行速度较低，航程相对来说也较短。 二、关于直升飞机的操纵系统 直升机的操纵系统可分为三大部分： 踏板——在直升机驾驶席的下方通常设有两块踏板，驾驶员可以通过它们对尾螺旋桨的输出功率和桨叶的倾角进行调节，这两项调整能够对机头的水平方向产生影响。 周期变距杆——位于驾驶席的中前方，该手柄的控制对象为主螺旋桨下方自动倾斜器的不动环。不动环可对主螺旋桨的旋转倾角进行调整，决定机身的飞行方向。
总距杆——位于驾驶席的左侧，该手柄的控制对象为主螺旋桨下方自动倾斜器的动环。动环通过对主螺旋桨的桨叶倾角进行调节来对调整动力的大小。另外，贝尔公司生产的系列直升机在总距杆上还集成有主发动机功率控制器，该控制器可根据主螺旋桨桨叶的旋转倾角自动对主发动机的输出功率进行调整。 三、关于直升飞机的飞行操作 升降——很多人认为，直升机在垂直方向上的升降是通过改变主螺旋桨的转速来实现的。当然，改变主螺旋桨的转速也不失为实现机体升降的方法之一，但直升机设计师们很早之前便发现，提升主螺旋桨输出功率会导致机身整体负荷加大。所以，目前流行的方法是在保持主螺旋桨转速一定的情况下依靠改变主螺旋桨桨叶的倾角来调整机身升力的大小。驾驶员可通过总距杆完成这项操作。当把总距杆向上提时，主螺旋桨的桨叶倾角增大，直升机上升；反之，直升机下降。需要保持当前高度时，一般将总距杆置于中间位置。 平移——直升机最大飞行优势之一是：可以在不改变机首方向的情况下，随时向各个方向平移。这种移动是通过改变主螺旋桨的旋转倾角来实现的。当驾驶员向各个方向扳动周期变距杆时，主螺旋桨的主轴也会发生相应的倾斜。此时，主螺旋桨所产生的推力分解为垂直和水平两个方向的分力，垂直方向的分力依旧用于保持飞行高度，水平方向上的分力可使机身在该方向上产生平移。 旋转这个功能是通过直升机的尾螺旋桨来完成的。对于只装有一具主螺旋桨的直升机来说，如果把机身和主螺旋桨看作一对施力
飞行原理
- 1 - 1.翼型的中弧曲度越大表明 A:翼型的厚度越大 B:翼型的上下表面外凸程度差别越大 C:翼型外凸程度越大 D:翼型的弯度越大 2.低速飞机翼型前缘 A:较尖 B:较圆钝 C:为楔形 D:以上都不对 3.关于机翼的剖面形状（翼型），下面说法正确的是 A:上下翼面的弯度相同 B:机翼上表面的弯度大于下表面的弯度 C:机翼上表面的弯度小于下表面的弯度 D:机翼上下表面的弯度不可比较 1.国际标准大气规定的标准海平面气温是 A:25℃ B:10℃ C:20℃ D:15℃ 2.按照国际标准大气的规定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，气温随季节变化 A:降低6.5℃ B:升高6.5℃ C:降低2℃ D:降低2℃ 3.在3000米的高度上的实际气温为10℃，则该高度层上的气温比标准大气规定的温度 A:高12.5℃ B:低5℃ C:低25.5℃ D:高14.5℃ 4.在气温比标准大气温度低的天气飞行，飞机的真实高度与气压高度表指示的高度（基准相同）相比，飞机的真实高度 A:偏高 B:偏低 C:相等 D:不确定 1.空气流过一粗细不等的管子时，在管道变粗处，气流速度将 A:变大 B:变小 C:不变 D:不一定 2.空气流过一粗细不等的管子时，在管道变细处，气流压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 3.根据伯努利定律，同一管道中，气流速度减小的地方，压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 4.飞机相对气流的方向 A:平行于机翼翼弦，与飞行速度反向 B:平行于飞机纵轴，与飞行速度反向 C:平行于飞行速度，与飞行速度反向 D:平行于地平线 5.飞机下降时，相对气流 A:平行于飞行速度，方向向上 B:平行于飞行速度，方向向下 C:平行于飞机纵轴，方向向上 D:平行于地平线 6.飞机的迎角是 A:飞机纵轴与水平面的夹角 B:飞机翼弦与水平面的夹角 C:飞机翼弦与相对气流的夹角 D:飞机纵轴与相对气流的夹角 1.飞机的升力 A:垂直于飞机纵轴 B:垂直于相对气流 C:垂直于机翼翼弦 D:垂直于重力 2.飞机的升力主要由什么产生 A:增大机翼下表面的压强 B:减小机翼下表面的压强 C:减小机翼上表面的压强 D:增大机翼上表面的压强 3.相同迎角，飞行速度增大一倍，升力增加为原来的 A:一倍 B:二倍 C:三倍 D:四倍 4.要保持相同的升力，当飞机速度减小时，飞机迎角应 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 5.飞机的压力中心是 A:附加升力着力点 B:压力最低的点 C:压力最高的点 D:升力的着力点 6.飞机迎角增大，压力中心的位置会 A:前移 B:后移 C:保持不变 D:先前移再后移 7.翼型升力系数的意义主要表示 A:相对气流方向对升力的影响 B:迎角和翼型等因素对升力的综合影响 C:机翼面积对升力的影响 D:速度对升力的影响 1.飞机的 越大，诱导阻力越小 A:机翼面积 B:展弦比 C:弯度 D:翼弦 2.巡航飞行时，飞机的阻力主要是 A:废阻力 B:干扰阻力 C:诱导阻力 D:激波阻力 3. 机翼的气流分离是从机翼什么部位开始 A:后缘 B:中部 C:前缘 D:下部 4. 下列那种平面形状的机翼的诱导阻力最小 A:矩形 B:梯形 C:后掠翼 D:椭圆形 5. 摩擦阻力是由于产生的 A:空气的粘性和飞机表面不绝对光滑 B:飞行速度太快而使空气压缩 C:附面层气流分离 D:翼型前后压力差产生 1.低速飞行性能最好的机翼是 A:梯形翼 B:三角翼 C:后掠翼 D:平直机翼 2.飞机迎角小于临界迎角，迎角增大，升力系数 ；飞机迎
飞行原理复习知识点
复习知识要点 第一章飞机和大气的一般介绍 第一节飞机的一般介绍 ●机翼的剖面形状、翼型参数6-8 ★ ●机翼的平面形状、平面形状参数8-9 ★ 第二节飞行大气环境的一般介绍 ●大气的组成10 ●大气的分层，对流层、平流层的特点10-11 ★ ●空气密度、温度、压力、湿度、黏性、压缩性11-15 ●摄氏度、华氏度的换算方法13 ●国际标准大气15-16 第二章飞机低速空气动力★★ 第一节空气流动描述 ●流体模型18 ●相对气流19 ●迎角19 ★ ●流场、流线、流管和流线谱（流线谱的特点）20-21 ★●连续性定律——流速与流管切面积的关系21-22 ★●伯努利定律——压力随速度的变化规律22-23 ★ ●空速表的原理24 第二节升力 ●升力的产生原理25-26 ★
●翼型的压力分布26-27 ★ ●升力公式（公式2.10）27-29 ★ 第三节阻力 ●低速附面层（层流、紊流、转捩点）30-32 ★ ●摩擦阻力（产生、减小措施）32 ★ ●压差阻力（产生、减小措施）32-34 ★ ●干扰阻力（产生、减小措施）34 ★ ●诱导阻力（产生、减小措施）35-37 ★ ●阻力公式37 第四节低速空气动力性能 ●升力系数的变化规律37-39 ★ ●升力特性参数（零升迎角、临界迎角、最大升力系数）39 ★●阻力系数的变化规律（摩擦、压差、诱导阻力的影响）40 ★●阻力特性参数（最小阻力、零升阻力）40 ★ ●升阻比特性（升阻比、有利迎角、临界迎角）40-41 ★ ●飞机的极曲线41 ★ ●地面效应42-43 ★ 第五节增升装置 ●增升装置概述43 ●前缘缝翼（增升原理，使用）43-44 ★ ●分裂襟翼（增升原理，使用）44 ★ ●简单襟翼（增升原理，使用）44 ★ ●开缝襟翼（增升原理，使用）45 ●后退襟翼（增升原理，使用）46 ★ ●后退开缝襟翼（增升原理，使用）46 ★
飞行原理重点知识
1. 请解释下列术语：（1）相对厚度（厚弦比）（2）相对弯度（中弧曲度）（3）展弦比（4）后掠角 （1）翼型最大厚度与弦长的比值，用百分比表示；（2）最大弧高与翼弦的比值，用百分比表示；（3）机翼翼展与平均弦长的比值；（4）机翼四分之一弦线与机身纵轴垂直线之间的夹角。 2. 请叙述国际标准大气规定。 国际标准大气（International Standard Atmosphere），简称ISA，就是人为地规定一个不变的大气环境，包括大气压温度、密度、气压等随高度变化的关系，得出统一的数据，作为计算和试验飞机的统一标准。国际标准大气由国际民航组织ICAO制定，它是以北半球中纬度地区大气物理特性的平均值为依据，加以适当修订而建立的。 3. 实际大气与国际标准大气如何换算？ 确定实际大气与国际标准大气的温度偏差，即ISA偏差，ISA偏差是指确定地点的实际温度与该处ISA标准温度的差值，常用于飞行活动中确定飞机性能的基本已知条件。 1. 解释迎角的含义 相对气流方向与翼弦之间的夹角，称为迎角。 2. 说明流线、流管、流线谱的特点。 流线的特点：该曲线上每一点的流体微团速度与曲线在该点的切线重合。流线每点上的流体微团只有一个运动方向。流线不可能相交，不可能分叉。流管的特点：流管表面是由流线所围成，因此流体不能穿出或穿入流管表面。这样，流管好像刚体管壁一样把流体运动局限在流管之内或流管之外。流线谱的特点：流线谱的形状与流动速度无关。物体形状不同，空气流过物体的流线谱不同。物体与相对气流的相对位置（迎角）不同，空气流过物体的流线谱不同。气流受阻，流管扩张变粗，气流流过物体外凸处或受挤压，流管收缩变细。气流流过物体时，在物体的后部都要形成涡流区。 3. 利用连续性定理说明流管截面积变化与气流速度变化的关系。 当流体流过流管时，在同一时间流过流管任意截面的流体质量始终相等。因此，当流管横截面积减小时，流管收缩，流速增大；当流管横截面积增大时，流管扩张，流速增大。 4. 说明伯努利方程中各项参数的物理意义。并利用伯努利定理说明气流速度变化与气流压强变化的关系。 动压，单位体积空气所具有的动能。这是一种附加的压力，是空气在流动中受阻，流速降低时产生的压力。静压，单位体积空气所具有的压力能。在静止的空气中，静压等于当时当地的大气压。总压（全压），它是动压和静压之和。总压可以理解为，气流速度减小到零之点的静压。气流速度增加，动压增加，为了保持总压不变，气流压强即静压必需减小。 5. 解释下列术语（1）升力系数（2）压力中心 （1）升力系数与机翼形状、机翼压力分布有关，它综合的表达了机翼形状、迎角等对飞机升力的影响。（2）机翼升力的着力点，称为压力中心。 6.机翼的升力是如何产生的？利用翼型的压力分布图说明翼型各部分对升力的贡献。在机翼上表面的压强低于大气压，对机翼产生吸力；在机翼下表面的压强高于大气压，对机翼产生压力。由上下表面的压力差，产生了垂直于（远前方）相对气流方向的分量，就是升力。机翼升力的产生主要是靠机翼上表面吸力的作用，尤其是上表面的前段，而不是主要靠下表面正压的作用。 7. 写出飞机的升力公式，并说明公式各个参数的物理意义。 飞机的升力系数，飞机的飞行动压，机翼的面积。