飞机总体设计概略.docx

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飞机总体设计概略

新飞机的研制分成五个阶段：

（1）论证阶段、

（2）方案阶段、（3）工程研制阶段、（4）设计定型阶段、（5）生产定型阶段

论证阶段

任务：

研究新飞机设计的可行性，包括技术可行性和经济可行性。

方案阶段

任务：

根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可行的飞机总体技术方案。

主要工作内容：

★确定飞机布局形式、总体设计参数

★选定动力装置、主要系统方案及主要设备

★机体主要结构材料和工艺分离面等

★形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图

★进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度和刚度计算

★提出对各分系统的技术要求

★最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机，进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护检查。

对飞机而言，此阶段即为飞机总体设计阶段

工程研制阶段

任务：

根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计、试制、地面试验、试飞准备等。

工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行试验用的原型机4~10架，并制定试飞大纲和准备好空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进行试飞所必需的外场保障设备

设计定型阶段

新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。

调整试飞、鉴定试飞、定型试飞

在其整个寿命期内，机上设备和发动机的更换是必然的，这往往称为寿命中期改进

战术技术要求是军用飞机型号研制的重要技术文件，其既是型号研制的依据，又是该型号国家定型验收的依据。

提出战术技术要求的依据通常有四个方面：

（1）对未来战斗的设想和本国的战略战术思想；

（2）空军在未来战争中的任务和战术使用原则；

（3）部队的使用经验和失败教训；

（4）技术上实现的可能性。

制定战术技术要求的基本问题是如何正确处理需要与可能的关系，即新机的战术技术要求既要满足适用性、先进性和系统性的要求，又要符合合理性、现实性和经济性的要求。

战术技术要求的具体内容为：

（一）使用要求

（二）作战效能要求

（三）主要性能指标要求，（四）研制的主要地面试验（五）飞行试验

干线运输机一般指客座数大于100、满载航程大于3000km以上的大型客货运输机

满客航程大于6000~7000km的称为中/远程干线运输机，常用于国际航线上。

满客航程在5000km以下的称为中/近程干线运输机，主要用于国内大城市之间的航线，常被称为国内干线飞机。

★未来民航机的发展方向

更轻：

采用更多复合材料

更快：

采用新技术的超音速/高超音速民航机

更大：

采用BWB布局的超大民航机

第一代飞机应用静强度和刚度设计准则；

第二代飞机采用安全寿命设计准则；

第三代飞机采用破损安全设计准则；

第四代飞机采用结构损伤容限设计准则。

发动机是干线运输机划“代”的重要标志

支线飞机一般指客座数30~90、巡航速度500km/h左右、航程1800km以上的运输类飞机，主要用于国内中小城市之间的航空运输。

通用航空，是指除军事、警务、海关缉私飞行和公共航空运输飞行以外的航空活动。

临近空间是30~80km高度的大气圈

飞机型式，是指飞机几何外形的主要特征及各种装载布置方案的统称

选择飞机型式，主要要决定下列内容：

（1）机翼外形和机翼与机身的相对位置

（2）尾翼外形及其与机翼、机身的相对位置

（3）机身形状

（4）发动机及进气道的数目及安装形式

（5）起落架及其收放型式及位置等

飞机总体设计的任务，就是给出能够满足飞机设计要求的最佳方案。

这是一个渐进的过程，飞机型式的选择是这个过程的第一步。

飞机的基本型式大致可分为正常式、无（平）尾式、鸭式和三翼面等。

现代飞机机翼基本的平面形状主要有：

直机翼、后掠翼和三角翼等

低速飞机一般采用大展弦比的矩形翼和梯形翼。

这种机翼的特点是：

低速性能良好、诱导阻力小、升阻比大。

小展弦比直机翼与三角翼和后掠翼相比，当M数较大时，其零升阻力系数CD0较小，升阻比较大；其刚度、强度及重量特性介于三角翼和后掠翼之间。

单纯的小展弦比直机翼的缺点是跨音速气动特性较差，焦点变化剧烈，因此在超音速飞机上较少采用。

对超音速飞机而言，后掠翼可改善其跨音速气动性能：

后掠翼的主要缺点表现在：

大后掠角和大梯形比的条件下，大迎角时翼尖先失速，使飞机的操稳特性变坏（这一问题可通过几何/气动扭转、加翼刀及机翼前缘缺口等方法来改善）。

后掠角越大，对结构布置、刚度、强度、重量等特性影响越不利（这一问题可以通过加大翼根弦长来改善）

机翼后掠不仅仅是为了降低波阻，在低速飞机上还被用于配平、改善飞机纵向和横航向安定性

与后掠翼相比，前掠翼从根本上克服了翼尖先失速的缺点x-29、s-37。

但前掠翼（以及斜机翼）存在气动弹性发散（弯扭耦合）问题，需要通过各向异性材料来解决。

三角翼具有小展弦比和大后掠角两方面的特点，其跨音速和超音速气动特性良好，焦点变化平稳；由于根弦较长，在翼型相对厚度相同的情况下，可以得到较大的结构高度，故其气动、刚度、强度、重量等特性均较好，因而被超音速飞机广泛采用。

三角翼的缺点是升力线斜率较小，低速时需要大迎角才能产生足够的升力。

改善三角翼的低速特性可采取一些专门措施，如Jas-39、Saab-37、J-10的近距耦合鸭式布局，“协和”/图-144在起降时机头下折，有的飞机将前起落架做成可伸缩的等，但要付出重量代价

此外，大迎角时，三角翼会产生强烈的气流下洗，造成尾翼困难。

如果尾翼处于机翼强烈的下洗流中时，会使飞机的操稳特性难于保证。

因此，不少三角翼飞机采用无（平）尾式或鸭式布局。

而只有那些后掠角较小的三角翼飞机才采用有平尾的正常式布局。

（4）边条翼加中等后掠角的后掠翼

优点：

•边条翼可以减小波阻，因此机翼后掠角可以减小，

改善了亚音速性能，解决了高、低速性能要求的

矛盾

•边条翼可以产生很大的涡升力，有助于改善机动

性，并且实现大攻角飞行

缺点：

•边条翼有可能导致无法配平的上扬

•边条涡可能非对称破裂，导致滚转、偏航

•边条涡破裂后可能导致垂尾振动，导致结构疲劳、

破坏

根据平尾（或辅助翼面）与机翼的前后位置关系，可以将飞机型式分为4种：

正常式：

水平尾翼位于机翼之后

鸭式：

水平前翼/鸭翼位于机翼之前

无尾式：

没有水平尾翼

三翼面布局：

机翼之前有水平前翼，机翼之后有水平尾翼

①两种形式：

远距耦合的操纵鸭翼和近距耦合的升力鸭翼JAS39，EF2000，“阵风”，J-10。

②能够同时满足高速飞行中对飞机外形的低阻特性和起降过程中的高升力特性。

③从亚音速到超音速，全机焦点移动量小甚至可以基本不变，对操稳特性有利，比较适合以跨音速飞行为主的飞机。

①浸湿面积小，阻力小，结构重量轻，比较适合于以超音速飞行为主的飞机。

②纵向配平和操纵均靠升降副翼，升降副翼既是横向操纵面又是纵向操纵面。

为使布置在机翼后缘的升降副翼获得尽可能大的纵向操纵力臂，同时为了为保证焦点一般采用小展弦、大后掠三角翼加边条的形式。

平尾安装在机身上时，分为3种情况：

上平尾、中平尾和下平尾（类似于机翼与机身的相对位置关系）。

图

平尾安装在垂尾上时，分为2种情况：

高置平尾（十字形）和T尾。

发动机数目取决于发动机推力和飞机所需的推力

II.进气道布局

主要有机头进气、两侧/腹部进气、短舱进气等布局型式。

机头进气型式主要适合于机身较短、不装或仅装小尺寸雷达天线的战斗机。

其优点是：

布置紧凑，机身截面积小，没有机身附面层干扰，进口气流均允、畸变小，机炮对进气影响小，易于安装机炮等。

两侧/腹部进气型式的优点是：

进气道短，内管道损失小，总压恢复系数高，机头便于安装雷达天线，视野较好等。

短舱进气型式的优点是：

进气道短，不占机身或机翼内部空间，对内部布置及结构元件布置无干扰等。

常见的起落架的配置形式包括后三点式、前三点式和自行车式；对于大型的运输/轰炸机，常采用多支点式。

机身形状可分为正常式机身和尾撑式机身

飞机方案的概念草图应该包括机翼与尾翼的大致形状、机身形状、主要部分（发动机、座舱、有效载荷或客舱、起落架以及油箱等）在机内的布置等。

往往需要用一定的方法进行初步的选择。

这些方法主要包括原准统计法和统计分析法。

在众多的飞机设计参数中，最主要的有3个：

（1）飞机的正常起飞重量W0或WTO（或正常起飞质量m0）；

（2）动力装置的海平面净推力T0或P0；

（3）机翼面积S。

可以认为升阻比L/D取决于1个设计因素：

浸湿展弦比。

推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比

●影响起飞推重比的主要性能指标有：

（1）起飞性能

（2）最大平飞速度

（3）加速性

（4）巡航性能

（5）爬升性能

（6）盘旋性能

（7）最小平飞速度

翼载荷通常是指起飞时的值

●影响起飞翼载荷的主要性能指标有：

（1）失速速度

（2）起飞性能

（3）着陆性能

（4）最优巡航性能

（5）机动性能（瞬时机动和持续机动）

（6）爬升和下滑性能

（7）最大升限

（2）在许多情况下，起飞翼载荷W/S的临界设计要求是失速速度，即可以由失速速度确定起飞翼载荷W/S。

•隐身的类型

•视觉隐身

•红外隐身

•雷达隐身

•声学隐身

•优点

•生存能力很强

•作战效能很高

•缺点

•以牺牲气动性能为代价—气动隐身一体化设计

•隐身涂层非常娇贵，需要恒温恒湿的机库

•背部隐身性能差，在下视雷达面前容易暴露

•各国都在研制发现隐身飞机的雷达

•现代雷达多为厘米波/分米波雷达，故雷达隐身的研究主要针对波长远小于目标尺寸的情况

•要减小RCS，则必须避免与雷达波束垂直的平面、缝隙和边缘

•要减小RCS，机身可采用带有尖侧緣的融合体形状

•要减小RCS，则必须消除角反射器和腔体

•要减小RCS，则必须使飞机尽量光滑，减少边缘和缝隙

•要减小RCS，则必须使边缘和后缘后掠

•战斗机

•在前方，座舱、进气道和发动机压气机是主要的RCS贡献者

•在侧前方，机翼是主要RCS贡献者

•在侧面，机身和垂尾是主要RCS贡献者

•在尾部，发动机涡轮和尾喷管式主要的RCS贡献者

•运输机

•在前方，机身、机翼和发动机短舱是主要的RCS贡献者

•在侧前方，机翼、机翼前缘和垂尾前缘是主要RCS贡献者

•在侧面，机身、机翼和平尾翼尖是主要RCS贡献者

•在尾部，机翼垂尾后缘、机身和发动机短舱是主要RCS贡献者

•为了减小RCS，首先要对主要威胁方向加以评估

•主要思路：

•减小雷达波的反射

•将雷达波向其他方向反射

•使雷达波转化成表面波

•避免角反射器和空腔

•减小表面波和爬行波造成的回波

•使回波集中在很少的几个方向，减少被探测的概率

•采用雷达吸波材料

•飞机红外隐身的措施

•最有效的方法：

设法降低发动机喷口温度

•反隐身大致可以采取如下措施：

•

（1）扩展雷达频段；

•

（2）双/多基地雷达；

•（3）光学防空系统；

•（4）电离层反射的超视距雷达

•3.1设计任务与步骤

•

（1）总体布局型式的选择

•

（2）推进装置的选择

•（3）机翼和尾翼设计参数选择

•（4）增升装置的类型、参数的选择和布置

•（5）机身方案和参数的选择

•（6）起落架类型和参数选择

•（7）进气道与尾喷管方案与参数选择

•（8）总体布置

•（9）方案分析（重量、动力、气动、性能、费用……）

对发动机的这些要求，可综合为以下3个主要的相对参数要求：

•

（1）推重比大（或功率重量比大）；

•

（2）单位迎面推力大；

•（3）耗油率低

涡轮喷气发动机的推力，大致与转速的三次方成正比，接近最大转速时，大致与转速的四次方成正比。

涡轮喷气发动机的主要工作状态有：

（i）加力工作状态、（ii）最大工作状态、（iii）额定工作状态、（iv）巡航工作状态、（v）慢车工作状态等。

随着飞行速度的增大，涡轮喷气发动机的推力先是略有下降，然后增加，但飞行速度超过一定值后则迅速下降。

推力的高度特性，是指在转速和飞行速度一定时，发动机的推力随飞行高度变化的关系。

高度升高，空气密度下降，发动机的空气流量减小，推力随之下降。

涡轮喷气发动机的耗油率，是指单位时间内产生单位推力的燃油消耗量（kg/kgf/h或kg/N/h），用C或Ce表示。

①耗油率的速度特性

在转速和飞行高度一定时，发动机的耗油率随飞行速度的增大增加。

在转速和飞行速度一定时，随着飞行高度的增大，涡轮喷气发动机的耗油率先是减小，到11km高度达到最小值，然后增加

转速较低时，随发动机转速的增加，耗油率迅速下降，当增至巡航转速时，耗油率降到最小值，再增加转速，耗油率又增加。

涡轮风扇发动机的外涵道与内涵道的空气流量之比，称为涵道比或流量比。

涵道比3以下的称为中、低涵道比，涵道比在5~10左右的称为高涵道比（图），在15~40左右的称为超高涵道比。

随着涵道比的提高，涡扇发动机的推力的速度特性会下降，同时其耗油率随之显著减小。

加力时，涡扇发动机的耗油率比涡喷发动要高。

加力时，涡扇发动机的加力比（使用加力时的推力与不使用加力时的推力之比）要比涡喷发动机大的多。

翼型具有最大升阻比的升力系数称为设计升力系数

因此，设计升力系数通常是指0°迎角时的升力系数。

厚翼型（t/c>14%）通常从后缘开始失速；

薄翼型（t/c<6%）通常从前缘开始失速；

中等厚度翼型（6%≤t/c≤14%）通常先前缘分离，之后附着在表面，到大迎角后立即失速。

几何扭转同样的翼型，但翼尖相对于翼根低头

气动扭转翼尖选用比翼根失速迎角大的翼型

翼型的相对厚度t/c主要影响机翼的升力、阻力特性，同时也影响机翼的结构重量。

（1）采用很尖的薄翼型（对高亚音速民航机不适用）

（2）采用超临界翼型：

上表面扁平，使流动加速加速缓慢，削弱激波强度，后部弯度加大增升

统计结果表明，机翼结构重量近似随机翼相对厚度的平方根成反比变化

厚度影响型阻（摩擦阻力和压差阻力）；

弯度影响升力和诱导阻力。

亚音速：

弯度可提高最大升力系数

适当的翼型弯度可提高最大升阻比

超音速：

弯度对翼型升力没有贡献，只带来波阻

展弦比A的大小，对机翼的诱导阻力系数CDi、零升阻力系数CD0和升力线斜率及机翼的结构重量均有影响。

尖削比λ和根梢比（η）互为倒数。

选择尖削比（或根梢比），低速时主要考虑对升力分布（使诱导阻力最小）的影响图1、图2，高速时主要考虑对结构强度/刚度和重量的影响。

安装角是机翼（或翼型）相对于机身的偏角

选择安装角的原则是为了在某种飞行状态下（一般为巡航状态）机身在最小阻力的迎角下飞行，同时机翼在要求的迎角下飞行。

扭转是为了防止翼尖失速（要求翼尖失速迎角小于翼根，尤其对后掠翼），并改善升力分布（椭圆形）

增升装置主要是增加翼型的相对弯度，并对附面层进行控制，推迟翼面上的气流分离，其目的都是增大机翼的CLmax；对后退式襟翼，还增大了机翼面积。

后缘襟翼一般布置在机翼后缘的内侧，目前主要的形式有开裂式、简单式、后退式、开缝式相对弦长（襟翼弦长与机翼弦长之比）和偏转角

机翼的展弦比和根梢比较大时，襟翼的效率较高；

而后掠角尤其是后缘后掠角较大时，襟翼的效率较低。

如果副翼效率不足时，可以采用扰流片或差动平尾来辅助。

尾翼的功用：

①配平、②稳定、③操纵。

平尾设计，主要根据平尾尾容量（平尾静面矩系数）确定其主要几何参数

选择垂尾参数的方法与平尾类似，主要考虑：

（1）保证飞机具有良好的横航向稳定性：

（2）保证飞机具有良好的横航向操纵性：

选择机身参数，确定机身外形时，应协调考虑下列要求：

（1）机身应具有足够的内部容积，保证满足内部装载的使用要求；

（2）应使机身的气动阻力最小；

（3）要有利于进行结构布置，具有足够的结构高度，便于连接和安装机翼、尾翼等其他部件等等。

对低速飞机，通常主要按照其内部装载需要以及连接安装机翼等其他部件的要求进行机身设计，同时考虑按气动要求对机身外形进行适当的修正；

对于高速飞机，尤其是超音速飞机，则应着重考虑气动外形的要求，同时协调内部装载以及连接其他部件的问题。

机身的主要几何参数有两个：

★机身长度LB

★最大横截面积SBmax

机身的长细比/长径比λB。

机身分为前（头部）、中、后（尾部）三段，相应有机身头部长细比和机身尾部长细比。

机身的阻力由摩擦阻力、压差阻力和激波阻力等组成。

其中压差阻力和波阻随λB的增加而降低，但摩擦阻力却随着λB的增加而增加。

确定机身长细比λB，通常是根据所给定的飞机性能要求，按照气动阻力最小的原则进行。

同时兼顾机身内部容积、结构和重量等方面的特性。

低速飞机应该选择长细比较小的机身，而高速飞机应该选择长细比较大的机身。

机身的几何形状必须满足其内部装载的需要。

按内部装载的要求定出的各个截面称之为机身的控制截面。

机身横截面的形状，以圆形最为有利。

在内部容积一定的情况下，其浸湿面积最小，摩擦阻力最小，同时对于承受密封座舱的内压最为有利，从而可以减轻结构重量。

如果说机身控制截面一般是按照内部装载的要求确定的，那么从侧视图上看去的机身纵向几何外形则主要应按照气动阻力最小的原则来确定。

对亚音速飞机，多采用流线型机身或层流机身

机身头部外形对机身的波阻影响很大，从减小波阻的角度出发采用较大长细比的旋成体比较有利

机身中部的几何外形对气动阻力的影响较小，常按内部布置要求确定；从减小气动阻力的角度，以圆柱形最好。

但从全机阻力来考虑，有时还需要按面积律的要求进行修形；

机身尾段的外形应与机身中段外形和尾翼的外形相协调，应避免其表面气流的分离，减小阻力

机身采用面积律设计可减小跨音速波阻。

图

按面积律的要求对飞机进行修形，常采用将机身中段收缩成蜂腰形，将平尾、垂尾及发动机短舱等部件的纵向位置错开的办法。

图

对起落装置的要求

（1）地面运行时具有良好的稳定性、操纵性和适应性。

（2）适合机场的承载能力。

（3）满足起飞和着陆性能的使用要求

起落架是飞机的重要部件，其主要的几何参数与飞机的重心位置密切相关。

对选择起落架几何参数的主要要求有：

（1）能够保证飞机起飞和着陆所需要的姿态；

（2）使飞机起飞、着陆滑跑距离最短；

（3）保证在地面运行过程中的稳定性（飞机不能翻倒和倒立）和机动性，等等

主轮距B

前主轮距b

停机角ψ

着地角φ

防后倒立角γ

起落架高度h

（2）着地角φ

机轮和减震器未压缩时主轮接地点与飞机尾部最低点间的平面和地面之间的夹角称为着地角。

着地角φ主要按照飞机所需要的着陆迎角确定。

机轮和减震器未压缩时飞机重心与主轮接地点组成的平面与铅垂线的夹角称为防后倒立角。

防后倒立角γ角不能过小也不能过大：

γ角过小，会发生飞机尾部倒立（停机时机尾部碰地）事故；γ角过大，会造成飞机重心太靠前，前轮载荷过大，飞机起飞时抬头困难。

前轮载荷过小：

降低飞机滑行时操纵性能；

前轮载荷过大：

支柱和前机身的重量增加。

前主轮距b目的是保证飞机在滑跑过程中具有良好的操纵性。

起落架高度指机轮和减震器压缩时飞机重心到地面的距离。

起落架主轮距B应按照飞机起飞、着陆以及在地面滑行转弯时的稳定性要求来确定

最小主轮距应该满足不致于使飞机出现侧向翻倒的要求。

起落架的主轮距主要取决于飞机的重心距地面的高度

也可以将起落架高度h、前主轮距b、主轮距B综合为飞机防侧翻角θ来进行考虑。

减震器的行程取决于飞机下沉速度（接地时的垂直速度）、减震材料和接地时机翼升力

飞机垂直速度的减速率称为起落架过载，其决定了由起落架传到机体上的载荷的大小，影响结构重量和乘员/旅客的舒适性。

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3.6.6轮胎参数

（1）轮胎数目

（2）轮胎尺寸

（3）轮胎压强

进气道的功用

将流入进气道的空气减速增压。

II.进气道总压/压力恢复系数

进气道出口总压与进气道进口总压之比，称为进气道总压/压力恢复系数。

进气道总压恢复系数是衡量进气道效率的参数。

III.选择进气道参数时应该满足的要求

（1）保证发动机所需的空气流量；

（2）使进气道的总压恢复系数最大；

（3）与飞机的总体布置相协调，使进气道的外部阻力尽可能得小；

（4）要求进气道的出口流场均匀、畸变小，气流品质好，等等。

（1）NACA嵌入式（平贴式）进气道将附面层吸入，总压恢复系数低，

具有很低的阻力

皮托管式或正激波进气道

锥形或中心体进气道

（4）二维斜板式进气道

I.亚音速进气道形式

亚音速进气道通常采用简单不可调扩散式进气道（皮托管式进气道）。

II.亚音速进气道参数

（1）进口面积（捕获面积）

（2）进气道长度

（3）进气道前缘唇口半径

I.超音速进气道原理

通过多道（弱）激波，将超音速气流减速，加大压力恢复系数（可达95%），减小推力损失。

II.超音速进气道的压缩方式

（1）外压式图

（2）内压式图

（3）混合式

III.超音速进气道的进口形状图

（1）二元（矩形）

（2）三元（圆形、半圆形）

超音速进气道主要的压力损失是激波损失。

一般而言，斜激波的数目越多，总压恢复系数越大。

超音速进气道的流量系数φ，是指实际进入进气道的空气流量与可能的最大流量之比；也等于进气道进口面积与自由流截面积之比。

超音速进气道为了防止压缩面上发生激波——附面层干扰分离，压缩面上往往需要采用附面层抽吸，以提高进气道的总压恢复。

主要的机身附面层排除措施有：

①台阶式隔道（只适用于亚音速飞机）

②附面层旁路管道图

③抽吸型附面层隔道

④沟槽式附面层隔道等。

隐埋式发动机的进气道位置有图：

机头进气、机身两侧进气、腹部进气、“腋窝”进气、背部进气、后机身上方进气和机翼前缘进气等。

吊挂式（短舱式）发动机的进气道位置有图：

机翼吊挂式短舱进气和后机身吊挂式短舱进气等

DSI进气道，又称“三维鼓包式无附面层隔道进气道”

DSI进气道采用一个固定的鼓包来模拟常规进气道中的一、二级可调斜板，并能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的。

DSI进气道与常规进气道相比，有三个主要优点：

（1）采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高；

（2）减小了飞机迎面阻力，提高了隐形性能；

（3）不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道，大大减轻了飞机的结构重量

尾喷管的功用是将发动机燃气的压力势能有效地转变为排气的动能，使发动机以最高的效率，最小的能量损失产生最大的推力。

对尾喷管的基本要求是：

能保证在飞机全部的飞行使用范围内，都能够与发动机的工作很好地协调