曝光臺(tái) 注意防騙
網(wǎng)曝天貓店富美金盛家居專營(yíng)店坑蒙拐騙欺詐消費(fèi)者
迎角，進(jìn)而導(dǎo)致阻力增大，接著失速速度變大。
對(duì)應(yīng)于靠后的負(fù)載和機(jī)頭下沉配平，尾部翼面要承受的向下載荷要少，這樣就減輕了機(jī)翼上
的大部分載荷，以及維持高度所要求的總升力。需要的機(jī)翼迎角也相應(yīng)減小，因此阻力也減
小，能夠得到更快的巡航速度。理論上來(lái)說(shuō)，巡航飛行中尾部翼面承受適中的載荷能夠獲得
最有效率的總體性能和最快的巡航速度，但是也會(huì)導(dǎo)致不穩(wěn)定性。因此，現(xiàn)代飛機(jī)出于穩(wěn)定
性和可控性需要設(shè)計(jì)成在尾部有向下的負(fù)載。
記住，由于來(lái)自機(jī)翼和機(jī)身的下洗流施加于尾部翼面的力的原因，配平片位置為零不一定和
“適中配平”相同。
飛機(jī)的可用載荷分布效果對(duì)飛行特性有重要的影響，即使載荷在重心極限位置和最大允許總
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重范圍以內(nèi)。在這些影響中，重要的是對(duì)可控性，穩(wěn)定性和施加于機(jī)翼的實(shí)際載荷的變化。
一般的，當(dāng)重心進(jìn)一步靠后，特別是在慢速飛行時(shí)，飛機(jī)的可控性變差。一架飛機(jī)的重心向
后移動(dòng)1-2 英寸時(shí)，相對(duì)于正常螺旋改出嘗試，從延長(zhǎng)的螺旋中干凈利索的改出可能完全
失敗。
確立一個(gè)靠后的重心極限對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)者來(lái)說(shuō)是公共慣例，即在最大值的1 英寸范圍內(nèi)能夠
允許從一圈螺旋中正常改出。當(dāng)認(rèn)證一架公用類飛機(jī)以允許有意的螺旋時(shí)，靠后的重心極限
通常確定在普通類飛機(jī)允許的極限位置之前幾英寸的點(diǎn)上。
另一個(gè)影響可控性的因素在當(dāng)前的大飛機(jī)設(shè)計(jì)中正在變得更加重要，即重設(shè)備和貨物位置的
長(zhǎng)力臂效應(yīng)。同一架飛機(jī)可以通過(guò)集中燃油、乘客和貨物靠近設(shè)計(jì)重心而裝載成最大總重位
于重心極限位置以內(nèi)；或者把燃油分散到機(jī)翼的兩側(cè)，貨物分散到機(jī)艙的前后。
對(duì)于相同的總重和重心，載荷分散時(shí)，在紊流中飛行機(jī)動(dòng)或者維持水平飛行將需要更大的控
制力。這是真實(shí)的，因?yàn)榇罅康娜加秃椭匚锼幍奈恢糜虚L(zhǎng)力臂，必須通過(guò)控制面的反作用
力來(lái)克服。當(dāng)控制條件處于邊際時(shí)，一架油箱完全在機(jī)翼或者翼尖油箱的飛機(jī)在側(cè)滾時(shí)趨向
于反應(yīng)遲緩，貨物裝載在過(guò)分靠前或者靠后都會(huì)對(duì)升降舵控制響應(yīng)變慢。
一架飛機(jī)靠后的重心極限很大程度上是出于穩(wěn)定性考慮而確定的。最初一種類型認(rèn)證的適航
要求指定特定速度下飛行的飛機(jī)在確定的幾次上下擺動(dòng)內(nèi)要能夠阻尼機(jī)頭的垂直偏移。一架
飛機(jī)的載荷太靠后可能達(dá)不到這樣的要求。相反地，當(dāng)機(jī)頭突然拉起時(shí)，可能會(huì)發(fā)生交替的
爬升和俯沖，且隨每次上下擺動(dòng)變的越來(lái)越陡峭。這種不穩(wěn)定性不僅讓乘客感到不舒服，甚
至在特定條件下也可能讓飛機(jī)難以操控。
任何飛機(jī)的失速改出都隨重心靠后而變的更加困難。這對(duì)于螺旋改出特別重要，在任何飛機(jī)
的靠后負(fù)載上有一點(diǎn)，這一點(diǎn)可以發(fā)生水平螺旋。水平螺旋即離心力作用于正好靠后的重心，
這個(gè)離心力會(huì)把飛機(jī)尾部從螺旋軸拉出，使得飛機(jī)機(jī)頭朝下進(jìn)而改出螺旋成為可能。
一架飛機(jī)的載荷裝載在后面的重心極限允許位置上時(shí)，它的轉(zhuǎn)彎和失速機(jī)動(dòng)的操作以及著陸
特性和裝載在靠前位置有很大的差別。
前面的重心極限要通過(guò)很多考慮來(lái)確定。作為一個(gè)安全度量，要求配平裝置不管是配平片還
是可調(diào)尾翼能夠保持飛機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)停車的條件下正常的滑翔。為確保緊急情況時(shí)的最小著陸
速度，一架常規(guī)飛機(jī)必須能夠完全失速停車著陸。后三點(diǎn)式飛機(jī)的載荷使得機(jī)頭過(guò)重而難于
滑行，特別是有大風(fēng)的時(shí)候。通過(guò)使用剎車，很容易是機(jī)頭過(guò)高，在沒(méi)有跳動(dòng)的時(shí)候會(huì)非常
難于著陸，因?yàn)樵谥懢徛陆岛屠降臅r(shí)候很容易俯沖。
地面上的操縱困難可能出現(xiàn)在前輪型飛機(jī)上，特別是在著陸側(cè)滑和起飛時(shí)。
1. 重心位置影響升力和機(jī)翼迎角，作用于尾部的力的大小和方向，以及尾翼（為穩(wěn)定提供
適當(dāng)?shù)钠胶饬Γ┢疃取：笳呤欠浅Ｖ匾模驗(yàn)樗P(guān)系到升降舵的控制力。
2. 重心位置靠前時(shí)，飛機(jī)將會(huì)在較高速度上失速。這是因?yàn)樵黾拥臋C(jī)翼載荷在較高速度時(shí)
達(dá)到失速迎角。
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3. 較大的升降舵控制力通常隨靠前的重心而出現(xiàn)，因?yàn)槠胶怙w機(jī)所需要的升降舵偏轉(zhuǎn)角度
增加了。
4. 重心位置靠后的飛機(jī)可以更快的巡航，因?yàn)樽枇档土恕Ｗ枇档褪且驗(yàn)橛歉。?br />
支持飛機(jī)和克服機(jī)頭向下的配平趨勢(shì)所需要的升降舵偏差度也更少。
5. 隨重心位置后移也使得飛機(jī)的穩(wěn)定性變差。這是因?yàn)殡S著重心位置后移，導(dǎo)致迎角增加。
因此機(jī)翼對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響降低了，而尾部影響仍然穩(wěn)定。當(dāng)機(jī)翼和尾部在這點(diǎn)達(dá)到
平衡時(shí)，就出現(xiàn)了中性穩(wěn)定性。重心位置任何進(jìn)一步后移會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)進(jìn)入不穩(wěn)定狀態(tài)。
6. 靠前的重心位置增加了升降舵的反壓力要求。在機(jī)頭向下的情況下升降舵可能不再能夠
繼續(xù)增加配平了。為能夠在失速速度以上的范圍內(nèi)控制飛機(jī)，需要有足夠的升降舵控制。
【靠前的重心需要額外的升降舵配平偏轉(zhuǎn)角度，而在如下降等機(jī)頭向下的姿態(tài)中，在機(jī)
頭抬升的拉平動(dòng)作時(shí)，可能偏差度已經(jīng)被用完了，使得飛機(jī)失去俯仰控制。所以這段話
是強(qiáng)調(diào)要保證升降舵控制的余量，飛機(jī)重心位置不能太靠前。】
高速飛行
超音速流和亞音速流
在亞音速空氣動(dòng)力學(xué)里，升力理論是基于一個(gè)物體上產(chǎn)生的力以及包圍這個(gè)物體的氣流。大
約在260 節(jié)速度以下，空氣可以被認(rèn)為是不可壓縮的，在一個(gè)固定的高度上，即使空氣的
壓力有所變化，但是可以認(rèn)為它的密度基本恒定。在這個(gè)假設(shè)條件下，空氣就像水一樣被分
類為一種流體。亞音速空氣動(dòng)力學(xué)理論也假設(shè)空氣的粘度【粘度是流體的一種屬性，即流體
的一部分阻止另一部分流動(dòng)的特性】是忽略不計(jì)的，把空氣看成一種理想的流體。并遵從理
想流體空氣動(dòng)力學(xué)原理，如連續(xù)性，貝努利原理和循環(huán)。
實(shí)際上，空氣是可以壓縮的，也有粘度。而在低速的時(shí)候這些屬性是可以忽略的，特別是壓
縮特性隨著速度的增加而變的重要。當(dāng)速度接近聲速的時(shí)候壓縮性變得最重要（相對(duì)于較低
的粘度而言）。在這個(gè)速度范圍，可壓縮性導(dǎo)致飛機(jī)周圍的空氣密度發(fā)生變化。
飛行時(shí)，機(jī)翼通過(guò)加速上表面的氣流速度來(lái)產(chǎn)生升力。這個(gè)加速的氣流可以而且也能夠聲速，
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