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转子引擎全解析二
自从马自达开始从事完善转子发动机的研发工作，公司就成功利用这种发动机本身所固有的轻量化、结构紧凑和高动力性能的优点，同时逐步克服其耗油和废气排放量大的缺点。在为RX-7开发的13BREW涡轮增压转子发动机上，马自达在转子发动机的发展中，就最大功率而言，达到了它的一个技术高峰。
然而推动马自达转子发动机开发的激情和梦想永无止境。工程师开始努力让这种动力装置更紧凑，并提高它的进气和燃烧效率。这些努力在MSP-RE上达到充分体现，并在1995年东京汽车展中推出的RX-01概念车上安装了这种发动机。自然吸气式MSP-RE 随后作为RX-8的动力总成进行批量生产，并更名为RENESIS，它代表着“The RE （rotary engine）’s GENESIS”（ 转子发动机的起源）。
RENESIS转子式发动机，这种自然吸气式转子发动机在8,500 rpm下能够产生184 kW （250 PS）的最大功率（针对日本的高功率车型），结构紧凑的轻量化车身使RX-8得以采用先进的前中置动力总成布置，和以前的RX-7相比，发动机位置更低更靠后。由于RENESIS具有平稳的性能、紧凑的尺寸和独特的行驶特点，在全新的RX-8推出不久，即在2003年6月被命名为International Engine of the Year（国际年度最佳发动机）。
作为世界上唯一的转子发动机制造商，同时作为被全世界驾驶员高度评价的跑车生产商，马自达不断地努力把公司的梦想变为现实。正是这种梦想和我们在跑车开发中投入的热情，使马自达的客户对创新性的RENESIS发动机拥有很高的期望度。
二、汪克尔型转子发动机的结构和工作原理
在过去的400年中，许多发明家和工程师一直都想开发一种连续运转的内燃机。人们希望有朝一日往复活塞式内燃机将被优雅的原动力引擎所取代，它的运动轨迹应该非常接近人类伟大的发明之一的轮子。
实际上，在十六世纪末期，在出版物中首次出现“连续运转内燃机”的说法。连杆和曲柄机构的发明人沃特詹姆斯 （1736-1819），也曾研究转子式内燃机。特别是在过去的150年里，发明者提出了许多关于转子发动机结构的提案。在1846年，人们画出了当今转子发动机工作室的几何结构，设计了使用外旋轮线的第一辆概念发动机。但是，这些概念都没有实用化，直到汪克尔菲加士博士在1957年研制出汪克尔转子发动机。
汪克尔博士通过研究和分析各种转子发动机类型的可行性，找到了旋轮线壳体的最佳形状。他对飞机发动机上所用的回转阀以及增压器的气密性密封机构具有深刻的了解，这些机构在其设计中的使用，使汪克尔型转子发动机得以实用化。
现代的转子发动机由茧形壳体（一个三角形转子被安置在其中）组成。转子和壳体壁之间的空间作为内部燃烧室，通过气体膨胀的压力驱动转子旋转。和普通内燃机一样，转子发动机必须在其工作室中相继形成进气、压缩、燃烧和排气四个工作过程。如果将三角形的转子放置在圆形壳体的中心部，工作室将不会随着壳体内部转子的旋转而在体积上发生变化。即使空燃混合气在那里点燃，燃烧气体的膨胀压力也仅作用在转子的中部，不会产生旋转。这就是为什么壳体的内侧圆周被设计成旋轮线外形并和安装在偏心轴上的转子组装在一起的原因。因此，每转一圈，工作室的体积变化两次，从而实现内燃机的四个工作过程。
在汪克尔型转子发动机上，转子的顶点随着发动机壳体内圆周的椭圆形壳体而运动，同时保持与围绕在发动机壳体中心的一个偏心轨道上的输出轴齿轮的接触。三角形转子的轨道是用一个相位齿轮机构来规定的。相位齿轮包括安装在转子内侧的一个内齿圈和安装在偏心轴上的一个外齿轮。如果转子齿轮在其内侧有30个齿，轴齿轮将在其外原周上有20个齿，由此得到其齿数比为3:2。由于这一齿数比，转子和轴之间的转速比被限定为1:3。和偏心轴相比，转子有较长的转动周期。转子转动一圈，偏心轴转动三圈。当发动机转速为3000 rpm时，转子的速度只有1000 rpm。
与传统往复式发动机的比较往复式发动机和转子发动机都依靠空燃混合气燃烧产生的膨胀压力以获得转动力。两种发动机的机构差异在于使用膨胀压力的方式。在往复式发动机中，产生在活塞顶部表面的膨胀压力向下推动活塞，机械力被传给连杆，带动曲轴转动。
对于转子发动机，膨胀压力作用在转子的侧面。 从而将三角形转子的三个面之一推向偏心轴的中心。（见图中PG）。这一运动由两个分开的力作用而成。一个是指向输出轴中心（见图中的Pb）的向心力，另一个是使输出轴转动的切线力（Ft）。
壳体的内部空间（或旋轮线室）总是被分成三个工作室。 在转子的运动过程中，这三个工作室的容积不停地变动，在摆线形缸体内相继完成进气、压缩、燃烧和排气四个过程。每个过程都是在摆线形缸体中的不同位置进行，这明显区别于往复式发动机。往复式发动机的四个过程都是在一个汽缸内进行的。
转子发动机的排气量通常用单位工作室容积和转子的数量来表示。例如，对于型号为13B的双转子发动机，排量为“654cc × 2”。
单位工作室容积指工作室最大容积和最小容积之间的差值；而压缩比是最大容积和最小容积的比值。往复式发动机上也使用同样的定义。
如上一页图中所示，可看到转子发动机工作容积的变化，以及与四循环往复式发动机的差别。尽管在这两种发动机中，工作室容积都成波浪形稳定变化，但二者之间存在着明显的不同。首先是每个过程的转动角度：往复式发动机转动180度，而转子发动机转动270度，是往复式发动机的1.5倍。换句话说，在往复式发动机中，曲轴（输出轴）在四个工作过程中转两圈（720度）； 而在转子发动机中，偏心轴转三圈（1080度），转子转一圈。这样，转子发动机就能获得较长的过程时间，而且形成较小的扭矩波动，从而使运转平稳流畅。
此外，即使在高速运转中，转子的转速也相当缓慢，从而有更宽松的进气和排气时间，为那些能够获得较高的动力性能的系统的运行提供了便利。
三、汪克尔型转子发动机的特点
体积小重量轻： 转子发动机有几个优点，其中最重要的一点是减小了体积和减轻了重量。在运行安静性和平稳性两方面，双转子RE相当于直列六缸往复式发动机。在保证相同的输出功率水平前提下，转子式发动机的设计重量是往复式的三分之二，这个优点对于汽车工程师们有着无比的吸引力。特别是近年来，在防撞性（碰撞安全）、空气动力学、重量分布和空间利用等方面的要求越来越严格。
精简结构： 由于转子发动机将空燃混合气燃烧产生的膨胀压力直接转化为三角形转子和偏心轴的转动力，所以不需要设置连杆，进气口和排气口依靠转子本身的运动来打开和关闭；不再需要配气机构，包括正时齿带、凸轮轴、摇臂、气门、气门弹簧等，而这在往复式发动机中是必不可少的一部分。综上所述，转子发动机组成所需要的部件大幅度减少。
均匀的扭矩特性： 根据研究结果，转子发动机在整个速度范围内有相当均匀的扭矩曲线，即使是在两转子的设计中，运行中的扭矩波动也与直列六缸往复式发动机具有相同的水平，三转子的布置则要小于V型八缸往复式发动机。
运行更安静，噪音更小： 对于往复式发动机，活塞运动本身就是一个振动源，同时气门机构也会产生令人讨厌的机械噪音。转子发动机平稳的转动运动产生的振动相当小，而且没有气门机构，因此能够更平稳和更安静的运行。
可靠性和耐久性： 如前所述，转子的转速是发动机转速的三分之一。因此，在转子发动机以9000 rpm的转速运转时，转子的转速约为该转速的三分之一。另外，由于转子发动机没有那些高转速运动部件，如摇臂和连杆，所以在高负荷运动中，更可靠和更耐久。在1991的勒芒汽车赛中的大获全胜就充分证明了这一点。
实际上，在十六世纪末期，在出版物中首次出现“连续运转内燃机”的说法。连杆和曲柄机构的发明人沃特詹姆斯 (1736-1819)，也曾研究转子式内燃机。特别是在过去的150年里，发明者提出了许多关于转子发动机结构的提案。在1846年，人们画出了当今转子发动机工作室的几何结构，设计了使用外旋轮线的第一辆概念发动机。但是，这些概念都没有实用化，直到汪克尔菲加士博士在1957年研制出汪克尔转子发动机。
汪克尔博士通过研究和分析各种转子发动机类型的可行性，找到了旋轮线壳体的最佳形状。他对飞机发动机上所用的回转阀以及增压器的气密性密封机构具有深刻的了解，这些机构在其设计中的使用，使汪克尔型转子发动机得以实用化。
现代的转子发动机由茧形壳体（一个三角形转子被安置在其中）组成。缸体内部空间总是被分成三个工作室，转子转动这些工作室也在运动。依次在摆线型缸体内的不同位置完成进气、压缩、作功（燃烧）和排气四个过程。
转子和壳体壁之间的空间作为内部燃烧室，通过气体膨胀的压力驱动转子旋转。和普通内燃机一样，转子发动机必须在其工作室中相继形成四个工作过程。如果将三角形的转子放置在圆形壳体的中心部，工作室将不会随着壳体内部转子的旋转而在体积上发生变化。即使空燃混合气在那里点燃，燃烧气体的膨胀压力也仅作用在转子的中部，不会产生旋转。这就是为什么壳体的内侧圆周被设计成旋轮线外形并和安装在偏心轴上的转子组装在一起的原因。因此，每转一圈，工作室的体积变化两次，从而实现内燃机的四个工作过程。
在汪克尔型转子发动机上，转子的顶点随着发动机壳体内圆周的椭圆形壳体而运动，同时保持与围绕在发动机壳体中心的一个偏心轨道上的输出轴齿轮的接触。三角形转子的轨道是用一个相位齿轮机构来规定的。相位齿轮包括安装在转子内侧的一个内齿圈和安装在偏心轴上的一个外齿轮。如果转子齿轮在其内侧有30个齿，轴齿轮将在其外原周上有20个齿，由此得到其齿数比为3:2。由于这一齿数比，转子和轴之间的转速比被限定为1:3。和偏心轴相比，转子有较长的转动周期。转子转动一圈，偏心轴转动三圈。当发动机转速为3000 转/分时，转子的速度只有1000 转/分
与传统往复式发动机的比较：往复式发动机和转子发动机都依靠空燃混合气燃烧产生的膨胀压力以获得转动力。两种发动机的机构差异在于使用膨胀压力的方式。在往复式发动机中，产生在活塞顶部表面的膨胀压力向下推动活塞，机械力被传给连杆，带动曲轴转动。
对于转子发动机，膨胀压力作用在转子的侧面。 从而将三角形转子的三个面之一推向偏心轴的中心（见图中力PG）。这一运动在两个分力的力作用下进行。一个是指向输出轴中心（见图中的Pb）的向心力，另一个是使输出轴转动的切线力（Ft）。
壳体的内部空间（或旋轮线室）总是被分成三个工作室。 在转子的运动过程中，这三个工作室的容积不停地变动，在摆线形缸体内相继完成进气、压缩、燃烧和排气四个过程。每个过程都是在摆线形缸体中的不同位置进行，这明显区别于往复式发动机。往复式发动机的四个过程都是在一个汽缸内进行的。
转子发动机的排气量通常用单位工作室容积和转子的数量来表示。例如，对于型号为13B的双转子发动机，排量为"654cc × 2"。
单位工作室容积指工作室最大容积和最小容积之间的差值；而压缩比是最大容积和最小容积的比值。往复式发动机上也使用同样的定义。
如图中所示，转子发动机工作容积的变化，以及与四循环往复式发动机的比较。尽管在这两种发动机中，工作室容积都成波浪形稳定变化，但二者之间存在着明显的不同。首先是每个过程的转动角度：往复式发动机转动180度，而转子发动机转动270度，是往复式发动机的1.5倍。换句话说，在往复式发动机中，曲轴（输出轴）在四个工作过程中转两圈（720度）； 而在转子发动机中，偏心轴转三圈（1080度），转子转一圈。这样，转子发动机就能获得较长的过程时间，而且形成较小的扭矩波动，从而使运转平稳流畅。
我们都知道，一般车辆使用的是四行程活塞引擎，引擎要上下各两次才能完成一次循环，所以被称为四行程引擎。而转子引擎并没有活塞，有的是一颗三角弧型的转子。当然也没有汽缸壁，而是一个8字型的气室，而转子就是在这8字型的气室内咕噜咕噜的转动。
是的！转子在气室内不是规规矩矩的绕著同一个轴心转动的，如果转子真的是绕著固定轴心转动，那气室的形状将会是圆形，进气、压缩、动力、排气的内燃机四大基础动作将不存在，所以转子的驱动轴是偏心的，也就因为驱动轴是偏心的，所以转子才会忽上忽下忽左忽右的旋转，因此气室才会形成8字型。
这时气室就被三角弧型的转子分成了三份，而且大小会有变化，这大小的变化量就是转子引擎的排气量。这时只要在气室的腰部上下开孔，孔就会因转子膨胀或压缩气室内的空间而变成进排气孔，而没开口的腰部，空气就会被压缩及膨胀，这时只要有火星塞就可以引爆汽油混合气，这样转子引擎就有了进气、压缩、动力、排气四个基础行程而可以运作。
而且因为转子是三角形的，所以有三个独立运作的空间，于是转子转一圈就会有三次的动力行程，媲美三缸活塞引擎。除了8字型气室与三角型转子外，转子引擎还有一个很重要的比例，那就是转子齿与驱动齿的齿比绝对是‘2：3’。于是，这又带出一个转子引擎的绝对现象，就是转子转1圈驱动轴转3圈。等等！齿比不是2：3吗？怎么转速比不是3：2而是3：1。
原因很简单，当转子转1圈时，驱动轴除了被带动的自转外还有公转运动，所以转子转1圈驱动轴不是转1.5圈，而是两倍的3圈。这也讲到转子引擎容易高转速化的优点，例如引擎转速9000rpm时，转子才3000rpm而已，不像活塞引擎在9000rpm时，活塞每分钟上下9000次共18000行程！
知道转子转速与驱动轴转速的比例后，我们就能比较转子引擎与四行程活塞引擎的相对关系，当转子转1圈的时候驱动轴转3圈，驱动轴转3圈就代表飞轮转了3圈，而转子转一圈有三次动力行程，也就是说飞轮每一转就有一次动力。而四行程活塞引擎要运转两圈才有一次，若要达到每一转就有一次动力则需要两缸，也就是说相同的转速下，一个转子相当于两缸。不过，MAZDA一直对外宣称双转子相当于6缸引擎又是怎么一回事呢？这就要看动力时间了。
四行程引擎由于每两转完成四个行程，所以动力行程为半圈180°，而转子转一圈驱动轴转了三圈，所以动力行程为3/4圈270°，每次动力行程较四行程活塞引擎多了50﹪，再加上同转速下一个转子相当于两缸，就变成动力时间长度相当于3缸引擎，所以双转子就拥有与六缸引擎等长的动力重叠时间，等于运转平顺度同于六缸引擎。但这个270°的动力行程也成为转子引擎的致命伤，相对于四行程活塞引擎的180°，转子引擎多了1.5倍的燃烧时间，使得平均压力降低了约18.76﹪，说白点就是扭力只有同排气量活塞引擎的81.24﹪。
算到最后可以得知转子引擎的动力相当于1.625倍同排气量的活塞引擎，可是同时间的耗油量却是两倍，注定了转子引擎耗油的宿命。综合来说，转子引擎有著很小的体积、很轻的重量、简单而扎实的结构，有著同排气量活塞引擎1.625倍的动力、2倍的油耗，动力平顺、震动与噪音都较活塞引擎低，具有超高转速的潜力等，如果油耗不是问题的话，转子引擎几乎都优于活塞引擎。
转子引擎全解析一
一、Mazda转子引擎
我们都知道，一般车辆使用的是4行程活塞发动机，要上下各两次才能完成一次循环，所以被称为4行程发动机。而转子发动机并没有活塞，只有一颗三角弧形的转子。当然也没有气缸壁，只有一个蚕茧形的气室，而转子就是在这蚕茧形的气室内转动。转子在气室内不是规矩的绕着轴心转动，如果转子真的是绕着固定轴心转动，那气室的形状将会是圆形，进气，压缩，爆炸，排气的内燃机四个行程将不存在，所以转子的驱动轴是偏心的，也就因为驱动轴是偏心的，所以转子才能在蚕茧形气室内上下旋转，因此气室才会设计成蚕茧形。
气室被三角弧形转子分成了三份，旋转时大小会不断变化，这些变化量就是转子发动机的排气量。这时只要在气室的侧壁上下开孔，下孔就会因转子压缩气室内的空间而变成排气孔，而没有开口的腰部，空气就会被压缩，只要有火花塞点火就可以引爆混合汽油空气产生膨胀，推动转子旋转，而混合燃油的空气则由上空吸入，这样转子发动机就完成了进气，压缩，爆炸，和排气四个行程。
因为转子是三角弧形的，所以有三个独立运作的空间，于是转子转一圈就会有三次的动力行程；转子中间还有一个很重要的设计，那就是转子齿与驱动齿的齿比绝对是3：2，所以转子转一圈驱动轴转三圈，这就是转子发动机驱动轴可以轻易达到10000r/min的高转速的原因；而4行程活塞发动机若要达到每一转就有一次动力则需要两气缸，也就是说相同的转速下，一个转子相当于两气缸；四冲程发动机由于每两转完成四个行程，所以动力行程为半圈180度，而转子转一圈驱动轴转了三圈，所以动力行程为3/4圈270度，每次动力行程较四冲程活塞发动机多了50度，再加上同转速下一个转子=两个气缸，就变成动力时间长度相当于3气缸发动机，所以双转子就拥有与六缸发动机等长的动力重叠时间，等于运转平顺度与六缸发动机相同。
遥控直升机词汇
| 遥控直升机词汇 |
| Antenna----天线 发射机及接收机皆有天线，使用时应把发射机天线完全拉出，以利传送讯号。接收机之天线要利用树脂管子由机首延伸出机外，不可将接收机天线裁短或卷成一团，以免减少接收距离。 Aileron-----副翼 控制直升机左右倾斜的方向。 Aux------辅助的 英文auxiliary的缩写。五动以上的接收机，其第六以上的频道名称会以Aux 1、Aux 2来命名。 ATV-----行程量 伺服机的左右最大转动角度。一般而言ATV为100%时，伺服机约可转动50°，120%时约可转动60°。 Carburetor-----化油器 控制进气口的节气阀开口大小，调节燃油与空气的混合比。 Channel----频道 频道的解释有两种，一为发射机与接收机所使用的无线电波频率，国内目前只开放72MHz波段为飞行器合法频道。二为发射机与接收机所能控制的动作数。 Crystal-----晶体 石英振荡器，用来控制发射机与接收机之无线电波频率。 Dual rate----大小动作比例 控制摇杆与伺服机行程量的比例，设定为100%时，摇杆打满舵，伺服机移动总行程量的100%；设为70%时，摇杆打满舵，伺服机只移动总行程量的70%。 Elevator--升降舵 控制直升机前进後退的方向。 Fail-Safe--失控保护 遇到电波干扰时会自动锁定伺服机，只有采用PCM编码的遥控设备才具备此功能。 Gear-----起落架 控制机轮的收放。 Ground Effect---地面效应 当机体接近地面时，主旋翼与地面间会产生一股上升的浮力，类似乱流，使机体较不稳定。典型的地面效应其有效高度约等於主旋翼旋转面的直径长度。 Gyro----陀螺仪 能侦测机体以主轴为中心点的自转角速度，并自动修正，保持方向舵的稳定，是方向舵的安定装置。有机械式、压电式及机头锁定式三种。 Hunting----追踪现象 若陀螺仪的感度设得太大，当直升机在高速飞行时机尾会产生左右摇摆的现象。解决的方法是降低陀螺仪的感度。 Idle mixture---副油针 又称低速油针，控制引擎低速运转时的油气混合比。 Needle valve--主油针 又称高速油针，控制引擎中、高速运转时的油气混合比。 Ni-Cd battery--镍镉电池 可充电式电池，每个单体的电压为1.2V，由数个单体串接成为电池组。发射机用9.6V，接收机用4.8V。镍镉电池的优点是容量大，可提供稳定的电流，缺点是有记忆效应及放电截止电压。 Pitch---螺距 旋翼回转平面与翼片翼弦线前缘与後缘连接而成的假想直线所成的夹角。必须用螺距规(Pitch gauge)来测量。 Receiver---接收机 接收由发射机送出之电波讯号，并转换为控制伺服机之讯号。依编码方式不同可分为AM、FM(PPM)与PCM。 Revolution Mixing---上下跟轴 主旋翼以顺时针方向旋转的直升机，机体会产生逆时针方向旋转的扭力，必须藉由尾旋翼产生的作用力来抵消。当主旋翼的转速或螺距改变时（意指拨动油门摇杆），其产生的扭力大小也会跟著改变，因此必须同时改变尾旋翼的螺距，使其产生的作用力与主旋翼产生的扭力刚好可以互相抵消。一般的陀螺仪并不足以修正此变化量（锁定式的陀螺仪除外），必须藉由尾舵与螺距作混控来补正。 Rudder--方向舵（尾舵） 控制直升机左右旋转的方向。 Servo---伺服机 由无核心马达所构成，可依据接收机发出的指令，转动至定点的位置，是各个舵面的动力来源。伺服机的规格主要是扭力与速度，扭力的单位是 / ，意指摆臂长度1公分处所能吊起的物重。速度的单位是秒/60°，意指转动60°所需要的秒数。 Sub-trim----辅助微调 调整伺服机的中立点位置，由遥控器内部的程式设定。 Throttle---油门 控制化油器的节气阀开口大小，进而控制引擎的转速。 Transmitter---发射机 俗称遥控器，发射无线电波之控制讯号给接收机。依编码方式不同可分为AM(Amplitude Modulation)、FM(Frequency Modulation)与PCM(Pulse Code Modulation)。AM容易被干扰，一般使用於低价位之遥控器，FM无失控保护装置。发射机与接收机须使用相同的无线电波频率及编码方式。 Trim---微调 调整伺服机的中立点位置，由遥控器面板上的滑动开关控制 |
直升机油门及螺距曲线的调整
直升机的曲线调整可分为油门曲线及螺距曲线，二者相辅相成，密不可分。每种飞行模式都有其独特的曲线，影响曲线的主要因素有： 机种、级数、主旋翼翼形、天候状况及个人的飞行习惯。一般的八动遥控器对于油门及螺距曲线都提供 5个控制点，分别对应0%(L)、25%(1)、50%(2)、75%(3)及100%(H)。以下列出的数值仅供参考，您必须依照实际的需要作调整。
NORMAL
适用于停悬及静态飞行，重点是要使机体沉稳柔顺。调整时先决定停悬点（油门摇杆在½的位置）的螺距及主旋翼转速，转速的快慢依您自己的习惯而定。若您的经验未能以目视的方式来判断转速，可以请有经验的同好在旁协助，或购买一种可安装在尾管上的转速计。
1.调整停悬点：螺距约在+6°，主旋翼转速约在1,400RPM。
若停悬时油门摇杆低于½的位置：请降低油门或螺距曲线第2点的数值。
若停悬时油门摇杆高于½的位置：请增加油门或螺距曲线第2点的数值。
若停悬时主旋翼转速过快：请降低油门曲线第2点的数值，并且增加螺距曲线第2点的数值。
若停悬时主旋翼转速过慢：请增加油门曲线第2点的数值，并且降低螺距曲线第2点的数值。
2.调整最高点：螺距约在+10°。
先保持停悬的状况，然后把油门摇杆推到最高点。
若机体上升快速但主旋翼转速变慢：高速螺距过大，请降低螺距曲线H点的数值。
若机体上升缓慢且主旋翼转速变快：高速螺距过小，请增加螺距曲线H点的数值。
调整至机体上升速度适中，且主旋翼转速变化不大即可。
3.调整最低点：螺距约在-2°。
先将直升机保持停悬在适当的高度，然后把油门摇杆拉到最低点。
若机体下降速度过快：负螺距过大，请增加螺距曲线L点的数值。
若机体下降速度缓慢：负螺距过小，请降低螺距曲线L点的数值。
调整至机体下降速度适中即可。
4.调整¼及¾点
作静态动作时，油门摇杆几乎只在¼至¾处移动，所以油门及螺距曲线在此范围内仅作小幅度的变化，使得机体不会暴起暴落。建议您将副翼、升降舵及尾舵的大小动作比例(DUAL RATE)设为70%，并适度地搭配指数曲线功能(EXP)，可使动作更为轻柔精准。
IDLE-UP 2
适用于3D花式飞行，重点是要使机体静若处子、动如脱兔。调整时主旋翼转速一定要快，约在1,700RPM。转速快的优点是停悬稳定、翻滚快速。但相对地转速快也会产生较大的振动，所以机体结构一定要详加检查，确认各部位螺丝已锁紧。
·调整正飞停悬点：螺距约在+5°。
若停悬时油门摇杆低于¾的位置：请降低油门或螺距曲线第3点的数值。
若停悬时油门摇杆高于¾的位置：请增加油门或螺距曲线第3点的数值。
若停悬时主旋翼转速过快：请降低油门曲线第3点的数值，并且增加螺距曲线第3点的数值。
若停悬时主旋翼转速过慢：请增加油门曲线第3点的数值，并且降低螺距曲线第3点的数值。
·调整最高点：螺距约在+9°。
先保持正飞停悬的状况，然后把油门摇杆推到最高点。
若机体上升快速但主旋翼转速变慢：高速螺距过大，请降低螺距曲线H点的数值。
若机体上升缓慢且主旋翼转速变快：高速螺距过小，请增加螺距曲线H点的数值。
调整至机体上升速度适中，且主旋翼转速变化不大即可。
·调整倒飞停悬点：螺距约在-5°。
若停悬时油门摇杆低于¼的位置：请增加油门曲线或降低螺距曲线第1点的数值。
若停悬时油门摇杆高于¼的位置：请降低油门曲线或增加螺距曲线第1点的数值。
若停悬时主旋翼转速过快：请降低油门曲线及螺距曲线第1点的数值。
若停悬时主旋翼转速过慢：请增加油门曲线及螺距曲线第1点的数值。
·调整最低点：螺距约在-9°。
先保持倒飞停悬的状况，然后把油门摇杆拉到最低点。
若机体上升快速但主旋翼转速变慢：负速螺距过大，请增加螺距曲线L点的数值。
若机体上升缓慢且主旋翼转速变快：负速螺距过小，请降低螺距曲线L点的数值。
调整至机体上升速度适中，且主旋翼转速变化不大即可。
油门锁定
油门锁定是为了执行熄火降落的动作，所以没有油门曲线只有螺距曲线。
1.调整最低点：螺距约在-4°。
先保持上空飞行的状态，把油门摇杆拉到最低点，随即将油门锁定开关切到ON的位置。
若机体下降速度过快：负速螺距过大，请增加螺距曲线L点的数值。
若机体下降速度缓慢：负速螺距过小，请降低螺距曲线L点的数值。
调整至机体下降速度适中，且主旋翼转速不会急遽减慢即可。
2.调整中立点：螺距约在+5°。
当机体降至离地3米高左右，把油门摇杆由最低点稳定地推向中立点。
若机体下降速度过快：中速速螺距过小，请增加螺距曲线第2点的数值。
若机体急速停止下降：中速速螺距过大，请降低螺距曲线第2点的数值。
调整至机体能缓慢且持续的下降即可。
3.调整最高点：螺距约在+12°。
最高点其实应该用不到，正常的熄火降落动作，在油门摇杆推至¾位置前，已经安全降落了。
特技飞行成功之路
本文并非针对那些想在竞赛中一显身手的飞行高手，而是写给正在计划练习特技飞行，但却不知从何下手的朋友。不管你选择的是那一类航模，只要你认真按照本文的介绍进行练习，都可以飞出令人满意的特技。
一、模型的选择
一般说来，模型设计得越巧妙，结构越坚固，飞行配平越精确，模型的机动特技也就越容易实现。但是，这种高质量的模型，在练习初期并非需要。相对来说，质量一般的模型，更有利于航模爱好者技术的提高。
在通常情况下，只要动力充足，模型造型越大，越易于操纵。一架平均翼展60英寸（约152厘米）、配备双冲程60发动机的模型飞机，最多重约7磅（约3.2千克）；与之对比，一架翼展52英寸（约132厘米），配备40发动机的飞机已重约6磅，（约2.8千克）。相比之下，大模型飞机的优点不官而喻了。
由于收放式起落架会增加不必要的重量，因此在初学阶段，应避免采用。
按比例缩小的象真模型，并不适合特技飞行的学习。一架翼展56英寸（约142厘米），装有60发动机的仿比斯特技表演飞机看起来“仪表堂堂”，但相对说来却不易操纵。因为那些为它带来俊俏外表的装置会产生附加的飞行阻力。而这对初学者来说是不易控制的。
由于下单翼飞机种类繁多，其产品从套装零件到成品一应俱全，完全可以满足不同品味的需要，因此备受航模爱好者的青睐。这类飞机的突出特点是有完全对称的机翼和轻型结构，而且性能可靠，非常适合初学特技飞行的朋友。
二、特技飞行项目的设计
初学者总是急于求成，想一下子就飞出令人眩目的高难动作。然而纯特技飞行项目，如大赛上飞行大师们表演的包含21个特技动作的飞行项目，并不适合最初的练习。事实上，设计并实现自己的飞行项目，那才叫痛快呢！在初次尝试时，飞行项目应该短小精悍，不要太过冒险。你可以列下你已驾轻就熟的飞行动作和你非常感兴趣的特技动作，然后精心地把它们“串”起来。飞行项目应包含主要特技动作和左右向回旋动作。下面举几个简单例子供参考：1、典型的主要特技动作翻斤斗——内斤斗和外斤斗八字飞行——垂直面上八字飞行和水平面上八字—屯行滚转——外滚转和内滚转以及停顿间歇滚转螺旋——内螺旋（又称正过载螺旋），外螺旋（又称反螺旋）
2、典型结束动作半斤斗翻转（殷麦曼）——向内翻和向外翻半斤斗——水平面上半斤斗和垂直面上半斤斗半八字飞行——向内或向外失速回转。
现在，你可以从上面选几个动作组成—个飞行项目。它应该包括有5个主要特技和4个特技结束动作。
三、飞行的花絮
尽管特技飞行并不是象说起来那样简单，但初次飞行时也没有必要太过紧张。如果回忆一下初学航模时那些频繁坠机的日子，你就会理解这些必要的训练对树立信心是何等的重要。
进行特技飞行是一件费心又费力的事，但适当的方法也可以减轻这项运动所带来的疲劳。飞行时，应保持适当的人机距离。一般说来，飞行轨道距人所处位置160米；飞机离地面约100米。这样可减轻颈部肌肉的紧张感。
进行特技飞行时要小心谨慎。两机重叠飞行；如闪电般贴地飞行，这些动作看起来似乎震撼人心，但它比那些更易控制、已驾轻就熟的动作危险得多。要知道，特技飞行是一项要付出大量时间的运动。它的内容远不是移动操纵杆，飞出某个特技，然而为飞机安然无蒜而庆幸那样简单。
四、安全着陆
降落是飞行项目中不可缺少的—环，也是难于掌握的一环。不少飞机降落就象一块石头从天上掉下来。这时，事故常常接睡而至，要想过好降落这一关，必须进行有针对性的练习。首先找一块相对光滑、平坦的着陆地点，然后对降落的必要动作如左右环向飞等进行反复地练习。对追求高技术的航模爱好者，还可以专门在有侧风时练习。
特技飞行是一项非常有益的运动。它绝不仅限于简单地玩一玩小飞机而已。
飞行原理简介（四）
飞机的每次飞行，不论飞什么课目，也不论飞多高、飞多久，总是以起飞开始以着陆结束。 起飞和着陆是每次飞行中的两个重要环节。所以，我们首先需要掌握好起飞和着陆的技术。
一. 滑行
飞机不超过规定的速度，在地面所作的直线或曲线运动叫滑行。
对滑行的基本要求是：飞机平稳地开始滑行，滑行中保持好速度和方向，并使飞机能停止在预定的位置。飞机从静止开始移动，拉力或推力必须大于最大静摩擦力，故飞机开始滑行时应适 当加大油门。飞机开始移动后，摩擦力减小，则应酌量减小油门，以防加速太快，保持起滑平稳。 滑行中，如果要增大滑行速度，应柔和加大油门，使拉力或推力大于摩擦力，产生加速度，使速度增大，要减小滑行速度，则应收小油门，必要时，可使用刹车。
二. 起飞
飞机从开始滑跑到离开地面，并升到一定高度的运动过程，叫做起飞。
飞机起飞的操纵原理
飞机从地面滑跑到离地升空，是由于升力不断增大，直到大于飞机重力的结果。而 只有当飞机速度增大到一定时，才可能产生足以支持飞机重力的升力。可见飞机的起飞 是一个速度不断增加的加速过程。 ； 剩余拉力较小的活塞式螺旋桨飞机的起飞过程，一般可分为起飞滑跑、离地、小 角度上升（或一段平飞）、上升四个阶段。 对有足够剩余拉力的螺旋桨飞机，或有足够剩余推力的喷气式飞机，因可使飞机加 速并上升，故起飞一般只分三个阶段，即起滑跑、离地和上升。
（一）起飞滑跑的目的是为了增大飞机的速度，直到获得离地速度。拉力或推力愈大，剩余拉力或剩余推力也愈大，飞机增速就愈快。起飞中，为尽快地增速，应把油门推到最大位置。
1.抬前轮或抬尾轮
前三点飞机为什么要抬前轮？
前三点飞机的停机角比较小，如果在整个起飞滑跑阶段都保持三点姿态滑跑，则迎角和升力系数较小，必然要将速度增大到很大才能产生足够的升力使飞机离地，这样，滑咆距离势必很长。因此，为了减小离地速度，缩短滑跑距离，当速度增大到一定程度时就需要抬起前轮作两点姿态滑跑，以增大迎角和升力系数。
抬前轮的时机和高度
抬前轮的时机不宜过早或过晚。抬前轮过早，速度还小，升力和阻力都小，形成的 上仰力矩也小。要拾起前轮，必须使水平尾翼产生较大的上仰力矩，但在小速度情况 下，水平尾翼产生的附加空气动力也小，要产主足够的上仰力矩就需要多拉杆。结果， 随着滑跑速度增大，上仰力矩又将迅速增大，飞行员要保持抬前伦的平衡状态，势必又 要用较大的操纵量进行往复修正，给操纵带来困难。同时，抬前轮过旱，使飞机阻力增 大而增长起飞距离。如果抬前轮过晚，不仅使滑跑距离增长，而且还由于拉杆抬前轮到离地的时间很 短，飞行员不易修正前轮抬起的高度而保持适当的离地迎角。甚至容易使升力突增很多 而造成飞机猛然离地。各型飞机抬前轮的速度均有其具体规定。 前轮抬起高度应正好保持飞机离地所需的迎角，前轮抬起过低，势必使迎角和升力系数过小，离地速度增大，滑跑距离增长，前轮抬起过高，滑跑距离虽可缩短，但因飞机阻力大，起飞距离将增长，而且迎角和升力系数过大，又势必造成大迎角小速度离地，离地后，飞机的安定住差操纵性也不好。仰角过大，还可能造成机尾擦地。从既要 保证安全又要缩短滑跑距离的要求出发，各型飞机前轮抬起高度都有其具体规定。飞行员可从飞机上的俯仰指示器或从机头与天地线的关系位置来判断前轮抬起的高度是否适当。
后三点飞机为什么要抬尾轮
后三点飞机与前三点飞机相比，停机角比较大，因此三点滑跑中迎角较大，接近其临界迎角，如果整个滑跑阶段都保持三点滑跑，升力系数比较大，飞机在较小的速度下 即能产生足够的升力使飞机离地。此时滑跑距离虽然很短，但大迎角小速度离地后，飞 机安定性操纵性都差，甚至可能失速。因此后三点飞机，当滑跑速度增大到一定时，飞 行员应前推驾驶杆，抬起机尾作两点滑跑，以减小迎角。与前三点飞机抬前轮一样，为了既保证安全，又缩短滑跑距离，必须适时正确地抬 机尾。抬机尾过早或过晚，过高或过低，不仅会增长滑跑距离，起飞距离，而且会危及 飞行安全。各型飞机抬机尾的速度和高度也都有其具体规定。
2. 保持滑跑方向
对螺旋桨飞机而言，起飞滑跑中引起飞机偏转的主要原因是螺旋桨的副作用。 起飞滑跑中，螺旋桨的反作用力矩力图使飞机向螺旋桨旋转的反方向倾斜，造成两 主轮对地面的作用力不等，从而使两主轮的摩擦力不等，两主轮摩擦力之差对重心形成偏转力矩。螺旋桨滑流作用在垂直尾翼上也产主偏转力矩。前三点飞 机抬前轮时和后三点飞机抬尾轮时，螺旋桨的进动作用也会使飞机产生偏转。加减油门和推拉笃驶杆的动作愈粗猛，螺旋桨副作用影响愈大。为减轻螺旋桨副作用的影响，加油门和推拉驾驶杆的动作应柔和适当。滑跑前段，因舵的效用差，一般可用偏转前轮和刹车的方法来保持滑跑方向。滑跑后段应用舵来保持滑跑方向。随着滑跑速度的不断增大，方向舵的效用不断提高，就应当回舵，以保持滑跑方向。
喷气飞机起飞滑跑方向容易保持，其原因是；一是喷气飞机都是前三点飞机， 而前三点飞机在滑跑中具有较好的方向安定住，二是没有螺旋桨副作用的影响，所以在加油门和抬前轮时，飞机不会产主偏转。
（二） 当速度增大到一定，升力稍大于重力，飞机即可离地。离地时作用于飞机的力。此时升力大于重力，拉力或推力 大于阻力。
离地时的操纵动作，前三点飞机和后三点是不同的。前三点飞机是因飞行员拉杆产生上仰操纵力矩，而使飞机作两点滑跑的。随着滑跑速度 的增大、上仰力矩增大，迎角将会增大。虽然飞行员不断向前推杆以保持两点滑跑姿态，但 原来的俯仰力矩平衡总是随速度的增大而不断 被破坏，在到达离地速度时，迎角仍会有自动增大的趋势。所以，前三点飞机一般都是等其自动离地。 后三点飞机则不然，飞机到达离地速度时，一般都需带杆增大迎角而后离地。这是因为后三点飞机在两点滑跑中，飞行员是前推杆，下偏升降舵来保持的，随着速度增大，下俯操纵力矩增大，将使迎角减小，飞行员虽不断带杆以保持两点滑跑，但在到达 离地速度时，迎角仍会有减小的趋势。所以，必须向后带杆增大迎角飞机才能离地。后三点飞机，正确掌握离地时机是很重要的。离地过早或过晚，都将给飞行带来不利。 机轮离地后，机轮摩擦力消失，飞机有上仰趋势，应向前迎杆制止。对螺旋浆飞 机，机轮摩擦力矩也消失，飞机有向螺旋桨旋转方向偏转的趋势，应用舵制止。
（三）一段平飞或小角度上升 对剩余拉力比较小的活塞式螺旋浆飞机，飞机离地还尚未达到所需的上升速度，故 需作一段平飞或小角度上升来积累速度。飞机离地后在12米高度向前迎杆，减小迎 角，使飞机平飞加速或作小角度上升加速。飞机刚离地时，不宜用较大的上升角上升。 上升角过大，这会影响飞机增速，甚至危及安全。 为了减小阻力，便于增速，飞机高地后，一般不低于5米高度收起落架。收起落架 时机不可过早或过晚。过早，飞机离地大近，如果飞机有下俯，就可能重新接地，危及 安全；过晚，速度大大，起落架产生的阻力很大，不易增速，还可能造成起落架收下好。在一段平飞或小角度上升中，特别要防止出现坡度，因为这时飞行高度低，飞机如有坡度，就会向下侧滑而可能使飞机撞地。因此发现飞机有坡度应及时纠正。
影响起飞滑跑距离的因素影响起飞滑跑距离的困素有油门位置、离地迎角、襟翼反置、起飞重量、机场标高与气温、跑道表面质量、风向风速、跑道坡度等。这些因素一般都是通过影响离地速度 或起飞滑跑的平均加速度来影响起飞滑跑距离的。
油门位置 油门越大，螺旋桨拉力或喷气推力越大，飞机增速快，起飞滑跑距离就短。所以，一般应用最大功率或最大油门状态起飞。
离地迎角 离地迎角的大小决定于抬前轮或抬机尾的高度。离地迎角大，离地速度小，起飞滑跑距离短。但离地迎角又不可过大，离地迎角过大，下仅会因飞机阻力大而使飞机增速慢延长滑跑距离，而且会直接危及飞行安全因此从既要保证飞行安全又要使滑跑距离短出发，各型飞机一般都规定有最有利的离地迎角值。
襟翼位置 放下襟翼，可增大升力系数，减小离地速度，因而能缩短起飞滑跑距离。
起飞重量 起飞重量增大，不仅使飞机离地速度增大，而且会引起机轮摩擦力增加，使飞机不易加速。因此，起飞重量增大，起飞滑跑距离增长。
机场标高与气温 机场标高或气温升高都会引起空气密度减小，一放面使拉力或推力减小，飞机加速慢；另一方面，离地速度增大，因此起飞滑跑距离必然增长。所以在炎热的高原机场起飞，滑跑距离显著增长。
跑道表面质量 不同跑道表面质量的摩擦系数，滑跑距离也就不同。跑道表面如果光滑平坦而坚实，则摩擦系数小，摩擦力小，飞机增速快，起飞滑跑距离短。反之跑道表面粗糙不平或松软，起飞滑跑距离就长。
风向风速 起飞滑跑时，为了产生足够的升力使飞机离地，不论有风或无风，离地空速是一定的。但滑跑距离只与地速有关，逆风滑跑时，离地地速小，所以起飞滑跑距离比无风时短。反之则长。
滑跑坡度 跑道有坡度，会使飞机加速力增大或减小。
三. 着陆
飞机从一定高度下滑，井降落地面滑跑直至完全停止运动的整个过程，叫着陆。
飞机着陆的操纵原理
与起飞相反，着陆是飞机高度下断降低、速度不断减小的运动过程。 飞机从一定高度作着陆下降时，发动机处于慢车工作状态，即一般采用带小油门下滑的方法下降。飞行高度降低到接近地面时，必须在一定高度上开始后拉驾驶杆，使飞机由下滑转入平飘这就是所谓“拉平”。 机拉平后，飞机速度仍然较大，不能立即接地．需要在离地0．5～1米高度上继续减小速度，这个拉平后继续减小速度的过程，就是平飘。在这个过程中，随着飞行速度的不断减小，飞行员不断后拉驾驶杆以保持升力等于重力。在离地0．15～0．25米时，将飞机拉成接地所需的迎角，升力稍小于重力，飞机轻柔飘落接地飞机接地后，还需要滑跑减速直至停止，这个滑跑减速过程就是着陆滑跑。 由上可见，飞机着陆过程一般可分为五个阶段：下滑段、拉平段、平飘段、接地和着陆滑跑段。
（一）拉平
拉平是飞机由下滑转入平飘的曲线运动过程，即飞机由下滑状态转入近似平飞状态的过程。为完成这个过程，飞行员应拉杆增加迎角：使升力大于重力第一分力， 此两力之差为向心力，促进飞机向上作曲线运动，减小下滑角。对某些飞机，因放襟翼后，上仰力矩较大，下滑中通常是向下顶杆以保持飞机的平衡，所以开始拉平时只需松杆，后再逐渐转为拉杆。拉杆或松杆增大迎角，阻力也同时增大，且因下滑角不断减小，重力也跟着减小，所以阻力大于重力飞行速度不断减小。可见飞机在拉平阶段中，下滑角和下滑速度都逐渐减小，同时高度不断降低。飞行员应根据飞机的离地和下沉接近地面的情况，掌握好拉杆的分量和快慢，使之符合客观实际，才能做到正确的拉平。如高度高、下沉慢、俯角小，拉杆的动作应适当慢一些；反之，高度低、下沉快、俯角大，拉杆的动作应适当快一些。
（二）平飘
飞机转入平飘后，在阻力的作用下，速度逐渐减小，升力不断降低。为了使飞机升力与飞机重力近似相等，让飞机缓慢下沉接近地面，飞行员应相应不断地拉杆增大迎角，以提高升力。在离地约0.15--0.25米的高度上将飞机拉成接地迎角姿态，同时速度减至接地速度，是飞机轻轻接地。
在平飘过程中，飞行员应根据飞机下沉和减速的情况相应地向后拉杆。一般来说：在平飘前段，需要的拉杆量较少。因为此时飞机的速度较大，在速度减小，升力减小时，只需稍稍拉杆增加少量的迎角，就能保持平飘所需的升力。如拉杆量过多，会使升力突增，飞机将会飘起。
在平飘后段，需要的拉杆量较多。因为此时飞机的速度较小，如拉杆量与前段相同，增加同样多迎角，升力增加小，飞机将迅速下沉；此外随着迎角的增大，阻力增大，飞机减速快，也将使飞机迅速下沉，因此只有多拉杆，迎角增加多一些，才能得到所需的升力，使飞机下沉缓慢。
总之，在平飘中，拉杆的时机、分量、和快慢，由飞机的速度和下沉情况来决定。飞机速度大，下沉慢，拉杆的动作应慢些；反之，速度小，下沉快拉杆的动作应适当加快。
此外，为了使飞机平稳地按预定方向接地，在平飘过程中，还须注意用舵保持好方向。如有倾斜，应立即以杆舵一致的动作修正。因此时迎角大速度小，副翼效用差，姑应利用方向舵支援副翼，即向倾斜的反方向蹬舵，帮助副翼修正飞机的倾斜。
（三）接地
飞机在接地前会出现机头自动下俯的现象。这是因为飞机在下沉过程中，迎角要增大，迎角安定力矩使机头下俯，另外由于飞机接近地面，地面的影响增强，下洗速度减小，水平有效迎角增大，产生向上的附加升力，对重心形成的力矩使机头下俯。故在接地前，还要继续向后带杆，飞机才能保持好所需的接地姿态。
为减小接地速度和增大滑跑中阻力，以缩短着陆滑跑距离，接地时应有较大的迎角，故前三点飞机以两主轮接地，而后三点飞机以通常以三轮同时接地。
（四）着陆滑跑
着陆滑跑的中心问题是如何减速和保持滑跑方向。
飞机接地后，为尽快减速，缩短着陆滑跑距离，必须在滑跑中增大飞机阻力。滑跑中飞机阻力有气动阻力、机轮摩擦力、以及喷气反推力和螺旋桨负拉力等。滑跑中，增大飞机迎角，放减速板（或减速率），以及使用反推、螺旋桨负拉力、刹车等都能增大飞机阻力。
飞行原理简介（三）
这部分我们要了解飞机最简单的运动形式：平飞、上升和下降。
平飞、上升和下降指的是飞机既不带倾斜也不带侧滑的等速直线飞行。这也是飞机最基本的飞行状态。飞机平飞、上升和下降性能是飞机最基本的飞行性能，如：平飞最大速度、平飞最小速度、最大上升角、最大上升率，升限、最小下降角、最大下降距离等，这些都是飞行员首先要学习和掌握的。
一. 平飞
飞机作等速直线水平的飞行，叫平飞。 平飞中作用于飞机的外力有升力、重力、拉力（或推力）和阻力。平飞时，飞机无转动，各力对重心的力矩相互平衡，且上述各力均通过飞机重心。为保持平飞，需要有足够的升力以平衡飞机的重量，为了产生这一升力所需的飞行速度，叫平飞所需速度影响平飞所需速度的因素：
飞机重量 在其它因素都不变的条件下，飞机重量越重，为保持平飞所需的升力 就越大，故平飞所需速度也越大。相反，飞机重量越轻，平飞所需速度就越小。
机翼面积 机翼面积大，升力也大。为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，所需平飞速度就小。反之，机翼面积小，平飞所需速度就大。
空气密度空气密度小，升力也小，为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，平飞所需速度就增大。反之，空气密度大，平飞所需速度就减小，空气密度的大小是随飞行高度以及该高度的气温气压而变化的，飞行高度升高，或在同一高度上，气温升高或气压降低，空气密度都会减小。反之增大。
升力系数 升力系数大，平飞所需速度就小。因为，升力系数大，升力大，只需较小的速度就能获得平衡飞机重量的升力。反之，升力系数小，平飞所需速度就大。
而升力系数的大小又决定于飞机迎角的大小和增升装置的使用情况。 迎角不同，开力系数不同，平飞所需速度也就不同。在小于临界迎角的范围内，用大迎角平飞，升力系数大，平飞所需速度就小，用小迎角平飞，升力系数小，平飞所需速度就大，即是 说，平飞中每一个迎角均有一个与之对应的平飞所需速度。
增升装置的使用情况不同，升力系数大小也不同，平飞所需速度也将下一样。（比 如放襟翼起飞，由于升力系数大，为平衡飞机重量所需的速度就小，即离地速度小，起飞滑跑距离就短）。
1. 最大平飞速度，在一定的高度和重量下，发动机加满油门时，飞机所能达到的稳定平飞速度，就是飞机在该高度上的最大平飞速度。 平飞最大速度是理论上飞机平飞所能达到的最大速度，而并不是飞机实际的最大使用速度，由于飞机强度等限制，最大使用速度比平飞最大速度可能要小。比如三叉戟飞机，在海平面，标准大气，全收状态下，平飞最大速度为480海里/小时，而最大使用速度则规定为365海里/小时。
2. 平飞最小速度，是飞机作等速平飞所能保持的最小速度。如有足够的可用拉力或可用功率，那么平飞最小速度的大小受最大升力系数的限制。因为临界迎角的升力系数最大， 所以与临界迎角相对应的平飞速度（失速速度），就是平飞最小速度。 对飞机的要求来说，平飞最小速度越小 越好，因平飞最小速度越小，飞机就可用更 小的速度接地，以改善飞机的着陆性能。 临界迎角对应的平飞速度，是平飞的最小理论速度。实际上当飞机接近临界迎角时，由于机翼上气流严重分离，飞机出现强烈抖动，飞机不仅易失速而且安定性、操纵性都差。所以实际上要以该速度平飞是不可能的。为保证安全，对飞行迎角的使用应留有一定的余量，不允许在临界迎角状态飞行。
3. 平飞有利速度就是以有利迎角保持平飞的速度。以有利速度平飞，升阻比最大平飞阻力最小，航程较远。
4. 经济速度就是用最小所需功率作水平飞行时的速度。用经济速度平飞所需功率最小，即所用发动机的功率最小，比较省油，航时较长。与经济速度相对应的迎角，叫经济迎角。
在平飞中改变速度的基本操纵方法是：要增大平飞速度，必须加大油门，并随着 速度的增大而前推驾驶杆；同理，要减小平飞速度则必须收个油门，并随着速度的减小 而后拉驾驶杆。也就是说，从一个平飞状态改变到另一个乎飞状态，必须同时操纵油门 和驾驶杆。此外，对螺旋桨飞机正必顶要修正因加减油门而引起的螺旋桨副作用的影响。 但是必须指出，上述改变平飞速度的操纵规律只有在大于经济速度的范围内才适合。
二. 上升
飞机沿向上倾斜的轨迹所作的等速直线飞行就叫上升。上升是飞机取得高度的基本方法。上升中作用于飞机的外力和平飞相同，有升力、重力、拉力（或推力）和阻力。
飞机的上升性能主要包括最大上升角、最大上升率、上升时间和上升限度。
1.上升角和上升梯度
上升角是飞机上升轨迹与水平线之间的夹角。上升角越大，说明经过同样的水平距离后，上升的高度越高。上升高度与水平距离的比值，就是上升梯度。飞机的剩余拉力（或剩余推力）越大，或飞机重量越轻，则上升角和上升梯度越大。
2. 上升率和最快上升速度
在上升中，飞机每秒钟所上升的高度，叫上升率，也叫上升垂直速度，上升率越大，表明飞机上升到一定高度所需的时间越短，飞机就能迅速取得高 度。所以说，飞机的最大上升率是飞机重要的飞行性能之一。 剩余功率越大，或飞机重量越轻功率越大。 因为飞机上升的过程，实际就是将剩余功率变成势能的过程。在飞机重量不变的情况下，剩余功率越大，飞机在单位时间内增加的势能就越多，上升率也就越大。在剩余功率一定的情况下，飞机重量越轻，在单位时间内上升的高度越高、上升率也就越大。 在重量一定的情况下升率的大小主要决定于剩余功率的大小，而剩余功率的大小又决定于油门位置和上升速度。在油门位置一定的情况下，用不同速度上升，由于剩余功率大小不同，上升率大小也就不同。对低速螺旋桨飞机，加满油门，在有利速度附近，剩余功率最大，所以用近似有利速度的速度上升，可以得到最大的上升率。
3. 上升时间和上升限度
上升率的变化决定于剩余功率的变化。所以，上升率随飞行高度的变化，也就决定于剩余功率随飞行高度的变化。 就可以确定出飞机在各个飞行高度上的最大上升率以及最快上升速度。在额定高度以上，随着高度的升高，发动机发出的功率减小，可用功率减小，剩余功率随之减小。所以，最大上升率随着高度的升高一直减小。 既然最大上升率随高度的增加要一直减小，那么上升到一定高度，上升率势必要减 小到零。这时飞机不可能再继续上升。上升率等于零的高度叫做理论上 升限度，简称理论升限。
飞机上升到预定高度所需的最短时间，叫上升时间。
飞机由平飞转入上升的基本操纵方法是：加大油门到预定位置，同时柔 和后拉驾驶杆，使飞机逐渐转入上升，及至接近预定上升角（上升率）时，即前推驾驶 杆，以便使飞机稳定在预定的上升角。必要时，调整油门．以保持预定的上升速度。对螺旋桨飞机，还应注意修正螺旋桨副作用的影响。 飞机由上升转入平飞，飞行员就应前推驾驶杆，减小迎角，以减小升力。只有升力小于重力第一分力，飞机产生向下的向心力之后，飞机运动轨迹才会向下弯曲，才可能转入平飞。
飞机由上升转入平飞的基本操纵方法是：柔和地前推驾驶 杆减小升力，同时收小油门，使飞机逐渐转入平飞，待上升角接近零时，即后拉驾驶盘保持平飞。必要时调整油门，以保持等速平飞，对螺旋桨飞机，还应注意修正螺旋桨副作用的影响。
三. 下降
飞机沿向下倾斜的轨迹所作的等速直线飞行就叫下降。下降是飞机降低高度的基本方法。下降中作用于飞机的外力和平飞相同，有升力、重力、拉力（或推力）和阻力。飞机的下降根据需要可用正拉力、零拉力或负拉力进行。拉力近似于零（闭油门）的下降叫下滑。
飞机的下降性能主要包括最小下降角、最小下降率和最大下降距离。
1. 下降角和下降率
下降轨迹与水平线之间的夹角叫下降角。飞机每秒钟所降低的高度叫下降率。下降率越大，飞机降低高度越快，下降到一定高度的时间就短。
2. 下降距离
飞机下降一定高度所通过的水平 距离，叫下降距离。下降距离的长短，取决于下降高度和下降角。下降高度越高，下降角越小，下降距离就越长。以有利迎角下降，因升阻比最大，下降角最小，故 下降距离最长。能获得最大下降距离的下降速度，叫做最大下降距离下降速度。对零拉 力下滑时，最大下滑距离速度就等于有利速度。 凡是使升阻比减小，下降角增大的因素都将使下降距离缩短。如在放起落架、襟 翼，飞机结冰等情况下，升阻比减小，下降角增大，下降距离缩短，飞机用负拉力下降 时，下降角增大，下降距离缩短。 飞行中常可根据滑翔比的大小来估计下降距离的长短。滑翔比是下降距离与下降高度之比。滑翔比就是飞机每降低一米高度所前进的距离。在高度一定的情况下，滑翔比越大，下降距离就越长。在无风和零拉力的情况下，滑翔比就等于飞机的升阻比。
下降的操纵原理
操纵驾驶杆改变下降角。下降速度、下降率以及下降距离在稳定的下降中，一个迎角对应一个下降速度。移动驾驶杆改变迎角，就可相应地改变下降速度、下降角、下降率以及下降距离。在下降第一范围内，后位驾驶杆，迎角 增大，升力系数增大，下降速度减小，下降角减小，下降率减小，下降距离增长，反 之，前推驾驶盘，下降速度增大，下降角、下降率增大，下降距离缩短，用有利迎角下 降，下降角最个，下降距离最远。用经济迎角下降，下降率最小。 下降中，主要是操纵驾驶盘和油门，保持好下降速度和下降角。只要油门在规定位 置，操纵驾驶杆保持好规定的下降速度，就可以获得预定的下降角。
加、减油门改变下降角、下降距离。下降中，不动驾驶盘，即迎角保持下变，加油门可使下降角减小，下降速度稍增 大，下降距离增长，减油门可使下降角增大， 下降速度稍减小，下降距离缩短。 加油门，拉力增大，下降速度增大，升、阻力增大。
飞机由平飞转入下降的基本操纵方法一般是：柔和前推驾驶盘，以减小迎 角，使飞机逐渐转入下降，同时收小油门，减小拉力。待飞机接近预定的下降角（下 降率）时，应及时后拉驾驶盘，保持好预定的下降角下降。
飞机由下滑转平飞的基本操纵方法是：加大油门至平飞位置，同时柔和地后拉驾驶盘以减小下降角，待飞机接近平飞状态时，应向前回盘，保持平飞。
飞行原理简介（二）
飞机能自由地飞行在空中，靠的是飞行员对飞机正确的操控。飞行员操作飞机，就是运用油门、杆、舵改变飞机的空气动力和力矩，从而改变飞行状态。为了解飞机的操作原理我们就需要知道飞机的平衡、安定性和操作性等相关知识。下面从这三方面开始简要讲解飞机的飞行操作原理。
为了让大家理解其中的术语，我们先介绍一些基础知识：飞机的重心和飞机的坐标轴。
飞机的重心：飞机的各部件燃料、乘员、货物等重力之和是飞机的重力，飞机重力的着力点叫做飞机重心。
飞机的坐标轴也叫机体轴是以机体为基准，通过飞机重心的三条相互垂直的坐标轴。
一、飞机的平衡、安定性和操作性
（一）.飞机的平衡是指作用于飞机的各力之和为零，各力重心所构成的各力矩之和也为零。飞机处于平衡状态时，飞机速度的大小和方向都保持不变，也不绕重心转动。飞机的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和横侧平衡。
①飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。飞机取得平衡后，不绕纵轴转动，迎角保持不变。作用于飞机的俯仰力矩很多，主要有：机翼力矩、水平尾翼力矩及拉力（推力）力矩。
影响俯仰平衡的因素：加减油门，收放襟翼、收放起落架和重心变化等。飞行中，影响飞机俯仰的因素是经常存在的。为了保持飞机的俯仰平衡，飞行员可前后移动驾驶杆偏转升降舵或使用调整片，产生操纵力矩，来保持力矩的平衡。
②飞机的方向平衡是作用于飞机的各偏转力矩之和为零。飞机取得方向平衡后，不绕立轴转动，侧滑角不变或没有侧滑角。
影响飞机方向平衡的因素：飞机一边机翼变形，左右两翼阻力不等；多发动机飞机，左右两边发动机工作状态不同，或者一边发动机停车，从而产生不对称拉力；螺旋桨发动机，油门改变，螺旋桨滑流引起的垂直尾翼力矩随之改变。飞机的方向平衡受破坏时最有效的克服方法就是适当蹬舵或使用方向舵调整片，利用偏转方向舵产生的方向操纵力矩来平衡使机头偏转的力矩，从而保持飞机的方向平衡。
③飞机的横侧平衡是作用于飞机的各滚转力矩之和为零。飞机取得横侧平衡后，不绕纵轴滚转，坡度不变或没有坡度。作用于飞机的滚转力矩，主要有两翼升力对重心形成的力矩：螺旋桨旋转时的反作用力矩。
影响飞机的横侧平衡：飞机一边机翼变形，两翼升力不等；螺旋桨发动机，油门改变，螺旋桨反作用力矩随之改变；重心左右移动（如两翼油箱耗油量不等），两翼升力作用点至重心的力臂改变，形成附加滚转力矩。飞机的横侧平衡受破坏时，飞行员保持平衡最有效的方法就是适当左右压驾驶杆或使用副翼调整片，利用偏转副翼产生的横侧操纵力矩来平衡使飞机滚转的力矩，以保持飞机的横侧平衡。飞机的方向平衡和横侧平衡是相互联系、相互依赖的，方向平衡受到破坏，如不修正就会引起横侧平衡的破坏。
（二）.飞机的安定性就是飞行中，当飞机受微小扰动（如阵风、发动机工作不均衡、舵面的偶尔偏转等）而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失后，不经飞行员操纵，飞机自动恢复原来平衡状态的特性。飞机的安定性包括：俯仰安定性、方向安定性和横侧安定性。
飞机安定性的的强弱，一般由摆动衰减时间、摆动幅度、摆动次数来衡量。当飞机受到扰动后，恢复原来平衡状态时间越短，摆动幅度越小，摆动次数越少，飞机的安定性就越强。
飞机安定性的强弱，主要取决于飞机的重心位置、飞行速度、飞行高度和迎角的变化。
（三）.飞机除应有必要的安定性外，还应有良好的操作性，这样才能保证飞行员有意识的飞行。
飞机的操作性是只指飞机在飞行员操纵升降舵、方向舵和副翼下改变其飞行状态的特性。操纵动作简单、省力，飞机反应快，操作性就好，反之则不。飞机的操纵性同样包括俯仰操纵性、方向操纵性和横侧操纵性。
①飞机的俯仰操纵性是飞行员操纵驾驶杆使升降舵偏转之后，飞机绕横轴转动而改变迎角等飞行状态的特性。在直线飞行中，飞行员向后拉驾驶杆，升降舵向上偏转一个角度，在水平尾翼上产生向下的附升力，对飞机重心形成俯仰操作力矩，迫使机头上仰，迎角增大。驾驶杆前后的每个位置对应着一个迎角或飞行速度。
飞行中，升降舵偏转角越大，气流动力越大，升降舵上的空气动力也越大，从而枢轴力矩也越大，所需杆力（飞行员操纵驾驶杆所施加的力）也越大。在模拟飞行中，如果使用微软的力回馈摇杆这种力可以体验到。
②飞机的方向操纵性，就是在飞行员操纵方向舵后，飞机绕立轴偏转而改变其侧滑角等飞行特性。与俯仰角相似，在直线飞行中，每一个脚蹬位置，对应着一个侧滑角，蹬右舵，飞机产生左侧滑；蹬左舵，飞机产生右侧滑。
方向舵偏转后，同样产生方向舵枢轴力矩，飞行员需要用力蹬舵才能保持方向舵偏转角不变。方向舵偏转角越大，气动动压越大，蹬舵力越大。
③飞机的横侧操纵性是指在飞行员操纵副翼后，飞机绕纵轴滚转而改变滚转角速度、坡度等飞行状态的特性。比如：飞行员向左压驾驶盘，右副翼下偏，右翼升力增大，左副翼上偏，左翼升力减小，两翼升力之差，形成横侧操纵力矩，使飞机向左加速滚转。 在横侧操纵中，驾驶盘左右转动的每一个位置，都对应着一个滚转角速度。驾驶盘左右转动的角度越大，滚转角速度越大。 如果飞行员要想保持一定的坡度，就必须在接近预定坡度时将盘回到中立位置，消除横侧操纵力矩，在横侧阻转力矩的阻止下，使滚转角速度消失。有时，飞行员甚至可以向飞机滚转的反方向压一点驾驶盘，迅速制止飞机滚转，使飞机准确地达到预定飞行坡度。
飞机的操纵性不是一成不变的，它要受到许多因素的制约，影响飞机操纵性的因素有飞机重心位置的前后移动、飞行的速度、飞行高度、迎角等。
飞行原理简介（一）
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。
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、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。这里我们就引用到了上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。
机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。
飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也需要对它有所了解。按阻力产生的原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。
1.摩擦阻力——空气的物理特性之一就是粘性。当空气流过飞机表面时，由于粘性，空气同飞机表面发生摩擦，产生一个阻止飞机前进的力，这个力就是摩擦阻力。摩擦阻力的大小，决定于空气的粘性，飞机的表面状况，以及同空气相接触的飞机表面积。空气粘性越大、飞机表面越粗糙、飞机表面积越大，摩擦阻力就越大。
2.压差阻力——人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。这种由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。飞机的机身、尾翼等部件都会产生压差阻力。
3.诱导阻力——升力产生的同时还对飞机附加了一种阻力。这种因产生升力而诱导出来的阻力称为诱导阻力，是飞机为产生升力而付出的一种“代价”。其产生的过程较复杂这里就不在详诉。
4.干扰阻力——它是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外阻力。这种阻力容易产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和副油箱之间。
以上四种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。
三、影响升力和阻力的因素
升力和阻力是飞机在空气之间的相对运动中（相对气流）中产生的。影响升力和阻力的基本因素有：机翼在气流中的相对位置（迎角）、气流的速度和空气密度以及飞机本身的特点（飞机表面质量、机翼形状、机翼面积、是否使用襟翼和前缘翼缝是否张开等）。
1.迎角对升力和阻力的影响——相对气流方向与翼弦所夹的角度叫迎角。在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。在小于临界迎角范围内增大迎角，升力增大：超过临界临界迎角后，再增大迎角，升力反而减小。迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多：超过临界迎角，阻力急剧增大。
2.飞行速度和空气密度对升力阻力的影响——飞行速度越大升力、阻力越大。升力、阻力与飞行速度的平方成正比例，即速度增大到原来的两倍，升力和阻力增大到原来的四倍：速度增大到原来的三倍，胜利和阻力也会增大到原来的九倍。空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍，即升力和阻力与空气密度成正比例。
3，机翼面积，形状和表面质量对升力、阻力的影响——机翼面积大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。机翼形状对升力、阻力有很大影响，从机翼切面形状的相对厚度、最大厚度位置、机翼平面形状、襟翼和前缘翼缝的位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大。还有飞机表面光滑与否对摩擦阻力也会有影响，飞机表面相对光滑，阻力相对也会较小，反之则大。