航空知识手册全集6

扭矩和P因子对于飞行员来说，“扭矩”(飞机的向左旋转趋势)是由四个因素构成的，他们导致或者产生至少围绕飞机三个轴向之一的扭曲或者旋转运动。这四个因素是:1.来自引擎或者螺旋桨的扭矩反作用2.螺旋桨气流的螺旋运动效应3.螺旋桨的回转作用(陀螺效应)4.螺旋桨的非对称负载(P因子)扭矩反作用力扭矩反作用力涉及到牛顿第三物理定律-对于任何作用力，有一个方向相反但是大小相同的反作用力。应用到飞机上，这就是说内部的引擎部件或者螺旋桨朝一个方向旋转，那么另一个方向相反的大小相等的力试图把飞机朝相反方向旋转。如图3-30当飞机在空中飞行时，这个力绕飞机纵轴作用，有让飞机旋转的趋势。为了补偿这个力，一些旧的飞机用一种不好的方式在被强制下降的机翼一侧产生更多的升力。更加现代的飞机的设计是引擎偏移来抵消扭矩的效应。说明：大多数美国制造的飞机引擎推动螺旋桨旋转从飞行员座位上看是顺时针的。这里讨论的就是指这种引擎。一般的，补偿因子是永久设定好的，在巡航速度上补偿这个力，因为大多数飞机的工作升力就是在这个速度上。但是，副翼配平片可以在其他速度上进一步调节。起飞旋转期间飞机的轮子在地面上，扭矩反作用力引起一个额外的绕飞机垂直轴的旋转运动。当飞机的左侧因为扭矩反作用力作用而被强制向下时，左侧的主起落架承受更多的重量。这导致左侧论坛的地面摩擦力或者阻力比右侧更多，这样进一步导致了左转弯运动。这个运动的强度依赖于很多变量。一部分变量是：引擎尺寸和马力螺旋桨尺寸和转速飞机大小（长度，高度，宽度）地面条件这个起飞阶段的偏航运动是通过飞行员正确的使用方向舵或者方向舵配平而纠正的。螺旋状气流效应飞机螺旋桨的高速旋转使螺旋桨引起的气流做螺旋状旋转。在螺旋桨高速转动和低速前进时(如起飞和近进)，这个螺旋型旋转的气流非常强劲，在飞机的垂直尾翼面上施加一个强的侧面力。如图3-31当这个螺旋状气流冲击垂直翼面的左侧时，它导致飞机绕垂直轴的左转弯运动。螺旋气流越强，这个力就越明显。然而，随前进速度的增加，这个螺旋气流变长，效应也变弱。螺旋桨引起的螺旋状气流也会导致绕纵轴的滚转运动。注意到这个由于螺旋气流引起的滚转运动是向右的，而扭矩反作用力引起的旋转是向左的，效果上说是互相抵消的。但是这些力变化非常大，它是由飞行员随时使用飞行控制来适当的纠正的。这些力必须是抵消的，不管哪一个力是否显著。陀螺效应在理解螺旋桨的陀螺效应之前，理解基本的陀螺运动原理是必要的。陀螺仪的所有实际应用都基于陀螺效应的两个基本属性：在空间和进动上的刚度。这里要讨论的就是进动。进动是一个自旋转子受到作用于轮缘的扰动力的合成作用，或者扰动。从图3-32可以看到，当作用一个力之后，合成力在旋转方向前面90度位置生效。飞机旋转的螺旋桨是一个很好的陀螺装置，这样它也有类似属性。任何时刻施加一个扰动螺旋桨旋转面的力，合成力位于旋转方向的前面90度位置，方向和施加的力是一样的，将导致一个俯仰运动或者偏航运动，或者两种运动的合成，具体依赖于力的作用点。扭矩效应的这个因素总是和后三点式飞机有关系，也更明显，在尾轮抬起后的飞机起飞摇摆过程中最常发生。如图3-33。俯仰角的变化和在螺旋桨飞机的旋转顶部施加一个力有相同的效应。合成力在垂直轴的90度位置发生作用，导致飞机向左的偏航运动。这个运动的程度取决于很多变量，其中之一是尾轮抬升后的急转。然而，当一个力作用到转动的螺旋桨的边缘的任何一点，进动或者陀螺效应总会发生；合成力将仍然是在旋转方向上偏离作用点90度的位置。根据力的作用位置，会导致飞机左偏航或者右偏航，上仰或者俯冲，或者是俯仰和偏航的结合。陀螺效应的结果可以这样说，任何绕垂直轴的偏航导致俯仰运动，任何绕横轴的俯仰导致偏航运动。为纠正陀螺效应的影响，飞行员有必要适当的使用升降舵和方向舵来防止不必要的俯仰和偏航运动。不对称载荷(P因子)当飞机以大迎角飞行时，向下运动的桨叶受力比向上运动的桨叶大；这样推力中心就移动到了螺旋桨旋转面的右侧-导致绕垂直轴的向左偏航运动。那个解释是正确的，然而，要证明这种现象，必定产生每一个桨叶上的有效风向量问题，在考虑飞机迎角和每个桨叶的迎角双重因素时显得更为棘手。这个不对称载荷是由合成速度引起的，合成速度是螺旋桨叶在它的旋转面内的速度和空气水平的通过螺旋桨旋转面的通过速度合成得来的。飞机以正的迎角飞行时，从后面看右侧或者下降运动的桨叶通过区域的合成速度比左侧向上运动的桨叶合成速度大。由于螺旋桨叶是一种翼面，增加的速度意味着升力增加。因此，向下运动的桨叶有更多的“升力”(相当于机翼的升力，这里对于螺旋桨就是螺旋桨产生的推力)趋向于把飞机头向左拉。简而言之，当飞机以大迎角飞行时，向下运动的桨叶有更大的合成速度；因此比向上运动的桨叶产生了更多的推力。如图3-34.如果螺旋桨轴是垂直于地面安装的话（就像直升机）这会更容易看到。如果根本就没有空气运动，除由螺旋桨本身产生的风之外，每个桨叶的相同部分应该由相同的速度。但是，当空气水平地通过这个垂直安装的螺旋桨时，朝气流前进的桨叶会比背离气流运动的桨叶有更大的空速(桨叶相对空气的速度)。这样，朝向水平气流旋转的桨叶将产生更多升力，或者推力，把推力中心朝那些桨叶方向移动。设想旋转垂直安装轴的螺旋桨来使降低相对气流的角度（就像在飞机上）。这个不平衡的推力然后成比例的变小，直到达到零，这时螺旋桨轴恰好相对移动的空气是水平的。扭矩效应四因素中的每一个数值都随飞行状态变化而变化。在飞行的一个阶段，这些因素中的一个可能比其他的更突出；反之，在另一阶段可能另外的因素更为主要，这些值之间的关系会随不同飞机而变化，依赖于机身，引擎和螺旋桨组合以及其他设计特征。为在所有飞行条件下保持飞机的正确控制，飞行员必须应用必要的飞行控制来补偿这些变化的值。载荷因子前面的部分只简要的考虑了一些飞行原理的实际要点。要成为一个飞行员，飞行动力科学方面的详细技术课程是不必要的。但是，就对乘客的安全负责来说，胜任的飞行员必须有基础牢固的飞机受力概念，有利的使用这些力，以及特定飞机的操作限制。任何施加在飞机上使飞机从直线飞行偏斜的力都会在结构上产生一个应力；这个力的大小用术语叫“载荷因子”。载荷因子是飞行时的作用于飞机的全部负荷和飞机总重量之比值。例如，载荷因子3意思是作用于飞机结构上的全部载荷是飞机总重量的三倍。载荷因子通常表达为术语”G”，也就是说载荷因子3可以说成3G，或者载荷因子4可以说成4G.。注意到一个有趣的现象是当一个飞机从俯冲拉起且载荷因子为3G时，飞行员将受到3倍于其体重的向下的压力。因此，在任何机动中载荷因子的大小可以通过考虑飞行员座椅受压的程度来获得。由于现代飞机的操作速度大大的增加了，这个影响已经变得非常明确，是所有飞机结构设计中的主要考虑之一。所有飞机的结构设计都预期只能承受一个确定大小的过载，载荷因子知识是所有飞行员必备的。载荷因子对于飞行员来说重要，是因为两个不同的原因：1.由于明显的危险过载，飞行员对飞机结构施加影响是合理的。2.因为增加的载荷因子增加了失速速度，使得在看起来安全的飞行速度上有失速的可能。飞机设计中的载荷因子要回答一个飞机需要多结识这样的问题，答案很大程度上受飞机的受限用途确定的。这是一个困难的问题，因为最大可能的载荷在有效的设计中可以非常高。任何飞行员都可以来一次真实的硬着陆，或者从俯冲中来一次非常陡的拉起，这会产生不正常的载荷。然而，制造的飞机要能快速的起飞，缓慢的着陆，还能携带相当的货物，那么如此极端的不正常载荷必须被适当的削除。飞机设计中的载荷因子问题就归纳为确定不同运行条件下正常操作所能期望的最大载荷因子。这些载荷因子称为“极限载荷因子”。由于安全原因，要求飞机设计成承受这些载荷的时候不会有任何结构损坏。尽管联邦管制条例要求飞机结构能够支持1到1.5倍极限载荷因子而不会失效，但是还是接受了这样的情况：飞机的部分可能在这些极限负载下弯曲或者扭曲，可能发生某些结构损坏。1.5这个值称为“安全因子”，是为高于正常和合理操作条件下的载荷提供一定程度的余量。但是，这个预留强度不是飞行员可以蓄意滥用的；而是为了遇到以外情况时的保护。上述考虑适用于所有负荷状态，无论是由于阵风，机动或者着落。驟风载荷因子要求和那些存在多年的其他要求实际上一样生效。成千上万的运行小时已经证明它们足够安全。由于飞行员对驟风载荷因子的控制很小（除遇到颠簸气流而降低飞机速度外），驟风载荷要求对大多数通用航空型飞机实际上是相同的，而不管它们的操作用途。一般的，驟风载荷因子控制严格的用于非特技飞行的飞机设计。还有完全不同情况存在于有机动载荷因子的飞机设计中。有必要单独讨论这个问题，分为1）根据分类系统而设计的飞机(如普通的，通用的，特技的)，2）旧时设计的飞机，它们在建造时没有运行分类。根据分类系统设计的飞机很容易从驾驶舱的标牌识别出来，标牌说明了飞机认证为哪种运行分类。最大安全载荷因子(极限载荷因子)对不同分类的飞机指定为如下：分类极限载荷普通3.8-1.52通用(轻微特技，包括旋转)4.4-1.76特技6.0-3.0普通的意思是不超过4000磅的飞机，极限载荷因子降低了。上述给出的极限载荷还要加上50%的安全因子。飞行机动越激烈，载荷因子就会增加。为飞机获得最大的通用性而提供了分类系统(Categorysystem)。如果只打算进行正常操作，那么需要的载荷因子会更小，如果飞机用于训练或者特技机动，那么飞机就要承受较高的机动载荷。那些没有分类标牌的飞机是在较早以前的工程要求条件下制造的，没有对飞行员指定特别的操作限制。对于这种类型的飞机(重量达到4000磅),要求的强度可以和今天的通用类飞机必将，允许进行相同类型的操作。对于超过4000磅的这类飞机，载荷因子随重量降低，所以这些飞机应该可以和根据飞行系统设计的普通类飞机比较，对飞机的操作也要和普通类适应。急转弯时的载荷因子在任何飞机的高度恒定协调转弯中，载荷因子是两个力的合成：离心力和重力。如图3-35.对于任何给定的倾斜角，转弯速度(这里是指转弯角速度)随空速变化；空速越高，那么转弯率也就越低。这个由于额外的离心力的补偿让载荷因子保持不变。图3-36揭示了一个重要的转弯事实，载荷因子在倾斜角达到45度或者50度之后开始急速增加。对于任何飞机在60度倾斜角时载荷因子为2G。在80度倾斜角时载荷因子是5.76G。如果要维持高度，机翼必须产生等于这些载荷因子的力。应该注意到接近90度倾斜角时载荷因子的增加是多么的快，它几乎达到了无穷大。90度的倾斜且恒定高度的转弯从理论上说是不可能的。确实，飞机可以倾斜90度，但是不是处于协调转弯中；可以保持90度侧滑转弯的飞机能够侧身竖直飞行。载荷因子会超过6G极限值，这是一个特技飞机的极限载荷因子。对于一个协调的恒定高度转弯，一般通用航空飞机的近似最大倾斜角为60度。这个倾斜角和它的有效必要功率设置达到了这类飞机的极限。再增加10度倾斜的话，载荷因子大约增加1G，就接近这类飞机确立的屈服点。如图3-36载荷因子和失速速度任何介于结构限制内的飞机，可能以任何空速失速。当达到足够大的迎角时，流过机翼的平滑气流就会被打破而分散，导致飞行特性的急剧变化，突然失去升力，这就引起了失速。对这个效应的研究显示飞机的失速速度随载荷因子的2次方根成比例增加。这意味着正常未加速失速速度为50节的飞机可以在载荷因子达到4G时以100节速度失速。如果这个飞机可以承受载荷因子9的话，那么它可以在150节时失速。因此，胜任的飞行员应该知道下列事项：飞机由于增加载荷因子，增加了不注意失速的危险，比如在急转弯或者螺旋时在超过飞机的设计机动速度以上进行有意失速，会引起巨大的载荷因子参考图3-36和3-27，在急转弯中飞机只要超过72度倾斜，产生的载荷因子就达到3G，而失速速度明显的增加了。如果正常未加速失速速度是45节的飞机来转弯，空速必须保持不低于75节以防产生失速。一个类似的效应是在快速拉起时遇到，或者在任何产生超过1G载荷因子的机动中。这一直是导致意外的原因，这些意外由飞行学员，意外失控，特别是急转弯或者