航空名词解释Word格式文档下载.docx
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1/2ρv12+p1=1/2ρv22+p2=p0（常数）
1/2ρv2—动压;
p—静压;
p0—总压。
流体在截面较大处（Ⅰ）仍流速较小,动压较小,静压较大,而在截面较小处（Ⅱ）流速较大,动压较大,静压较小。
升力和阻力
一、名词解释
1．机翼
飞机上产生升力的部件称为机翼。
单翼机有左、右翼,图1—1—3,双翼机有上、下翼。
2．翼尖
机翼的左右两个尖端部位称为翼尖。
3．翼根
机翼的根部（通常是与机身连接处）称为翼根。
4．前缘
机翼的前部边缘称为前线。
5．后缘
机翼的后部边缘称为后缘。
6．翼展
左、右两翼尖之间的距离称为翼展。
7．翼型
机翼的横断面形状称为翼型,图1—1—4。
8．翼弦
翼型的前缘与后缘之间的连线称翼弦。
9．弦长
前后缘的距离称为弦长（b）。
对于长方形机翼,弦长沿展向是不变的,其它形状的机翼弦长沿展向是变化的,此时用平均气动弦长（b平均）来表示,它可用下式计算
b平均=S/L
b平均—平均气动弦长;
S—面积;
L—翼展
10．展弦比
翼展与平均气动弦长之比称为展弦比（λ）。
可用下式计算
λ=L/b平均=L2/S
λ—展弦比;
L—翼展;
S—面积
11．迎角
翼弦与相对气流的夹角称为迎角。
12．付翼:
在机翼外侧后部可活动的舵面称为付翼。
二、升力
从翼型流线谱中看出:
相对气流稳定而连续地流过翼型时,上下表面的流线情况不同。
上表面流线密集流管细,其气流流速快、压力小;
而下表面流线较稀疏,流管粗,其气流流速慢,压力较大。
因此,产生了上下压力差。
这个压力差就是空气动力（R）,它垂直流速方向的分力就是升力（Y）。
如图1—1—5所示。
流过各个剖面升力总合就是机翼的升力。
升力维持飞机在空中飞行。
三、阻力的产生
空气动力沿气流方向的分力阻碍飞机在空气中前进的力称为阻力,图1—1—5中“X”。
机翼的阻力包括压差阻力、摩擦阻力和诱导阻力。
1．压差阻力:
相对气流流过机翼时,机翼前缘的气流受阻,流速减慢,压力增大;
而机翼后缘气流分离,形成涡流区,压力减小。
这样,机翼前后产生压力差形成阻力。
这个阻力称为压差阻力（图1—1—6）。
2．摩擦阻力
在飞行中,空气贴着飞机表面流过,由于空气具有粘性,与飞机表面发生摩擦,产生了阻止飞机前进的摩擦阻力（图1—1—7）。
3．诱导阻力
伴随升力的产生而产生的阻力称为诱导阻力,图1—1—8。
机翼产生升力时,下表面的压力比上表面的压力大。
空气从下表面绕过翼尖向上表面流去使翼尖气流发生扭转而形成翼尖涡流（如图1—1—8A）。
翼尖气流扭转,产生下洗速度,气流方向向下倾斜,形成洗流（如图1—1—8B）。
升力亦随之向后倾斜。
实际有效的升力应与飞行速度垂直,可求出“有效”升力和诱导阻力（X诱导）,（如图1—1—9）。
四、影响升力和阻力的因素
1．机翼迎角的影响
（1）在一定范围内,机翼迎角增加,升力则增大。
因为机翼迎角增加后,机翼上表面气流的流线更加密集,流速更块,压力更小（吸力更大）,压差更大。
（2）机翼迎角增加,阻力随之增大。
因为随着机翼迎角的增加,机翼后部的涡流区也不断扩大,压力减小;
而机翼前部气流压力增大,前后压力差（阻力）增大。
机翼升力增加诱导阻力页随之增加。
2．速度的影响
相对气流的速度越大,升力和阻力就越大。
实验证明:
升力和阻力与速度的平方成正比。
（1）根据柏努利定理,机翼上表面的相对气流流速越快,静压越小,上下压力差则越大,升力就越大。
（2）气流流速越快,机翼前部的气流动压越大,受档后转换成的静压也就越大,前后压力差也越大。
压差阻力越大．另外由于相对速度大摩擦阻力也随之增大。
3．空气密度的影响:
空气密度越大,升力和阻力越大。
升力、阻力的大小与空气密度成正比。
根据动压公式（g=1/2ρv2）,空气密度增大后,气流流过机翼时的动压变化大。
所以机翼上下的压力差和机翼前后的压力差变化也大。
4．机真的影响
（1）面积:
升力和阻力与面积成正比。
（2）平面形状:
机翼产生升力后出现涡流,使上翼面压强增加,下翼面压强减小,机翼升力受到损失,并产生诱导阻力。
当机翼平面形状接近椭圆形时,升力损失最小,诱导阻力也较小,平面形状为矩形的机翼升力损失较大,诱导阻力也较大。
而梯形机翼居两者之间,因此椭圆形机翼空气动力性能最好。
（3）展弦比:
展弦比越大涡流影响所占的比例越小,升力损失和诱导阻力也越小。
5．翼型的影响
相对厚度:
翼型的最大厚度（c）占翼弦（b）的百分比,称作相对厚度（C-）,表示翼型的厚薄程度。
公式:
s-=c/b×
100%
中弧线弯度:
翼型中线与冀弦之间的最大距离（f）占翼弦（b）的百分比,叫做中弧线相对弯度（f-）,表示翼型的弯曲程度。
f-=f/b×
在一定范围内,翼型的相对厚度、中弧线弯度越大,机翼上表面的流线越密,流速越快,压力越小,因而上下压力差越大,升力也越大,阻力也随之增大。
6．表面质量的影响
飞机表面越光滑,摩擦阻力越小;
表面越粗糙,摩擦阻力则越大。
飞机各部外形的流线型越好,则阻力越小。
五、升力和阻力公式
根据升力、阻力与上述诸因素的关系,升力、阻力公式如下:
升力:
Y=Cy1/2ρv2s
阻力:
X=Cx1/2ρv2s
Y—升力;
X—阻力;
s—机翼面积;
Cy—升力系数;
Cx—阻力系数;
v—气流速度
Cy、Cx是翼型、迎角、机翼形状、飞机表面光滑和流线性对升力、阻力大小的影响。
其数值通过实验测得。
飞行中,机翼翼型、面积和形状及飞机状况等一般是不变的。
在同一高度飞行时,空气密度也可看成相对不变。
那么,升力和阻力的大小就取决于速度和迎角。
在飞行中,是用改变速度、改变迎角来改变升力和阻力。
六、升力系数曲线和阻力系数曲线
1．升力系数曲线
是表示机翼迎角对升力影响的曲线。
翼型确定后升力系数的大小与迎角有关。
升力系数随迎角的变化可用风洞实验测定。
如表1—1—1系实测的某型飞机升力系数数值。
表1—1—1
α
-1°
0°
2°
6°
8.9°
10°
14°
16°
18°
19°
20°
Cy
0.073
0.222
0.52
0.738
0.822
1.12
1.27
1.36
1.37
1.35
从升力系数曲线图中可以看出:
·
曲线与横座标的交点,为零升力迎角。
在一定范围内,升力系数随迎角的增加而增大。
曲线最高点的升力系数最大,这一点所对应的迎角,叫做临界迎角（即获得最大升力系数的迎角,如图中19°
）。
超过临界迎角后,迎角再增大时升力系数反而减小。
2．阻力系数曲线
是表示机翼迎角对阻力的影响的曲线。
阻力系数随迎角的变化数据亦可由风洞实验测得。
依据这些数据,即可绘出阻力系数曲线图。
在小迎角范围内,迎角增加阻力系数增加很小;
而在迎角较大时,阻力系数增加较多。
超过临界迎角后,阻力系数急剧增加。
这是由于,随着迎角增大,涡流区迅速扩大,压差阻力增大的缘故。
空气动力特性
一、升阻比与有利迎角:
1．升阻比（K）:
同一迎角的升力与阻力之比,叫升阻比。
升阻比是表示飞机的空气动力性能的参数。
K=y/x=（1/2Cyρv2s）/（1/2Cxρv2s）=Cy/Cx
从式中看出:
升阻比就是升力系数与阻力系数之比,随迎角的改变而改变。
2．有利迎角:
随着迎角的变化,升力和阻力的变化情况有所不同。
能获得最大升阻比的迎角,叫有利迎角。
在小于有利迎角的范围内,随着迎角的增大,升阻比逐渐增加;
超过有利迎角后,迎角再增大,升阻比反而减小。
二、失速
超过临界迎角后,产生严重的分离,升力急剧下降而不能保持正常飞行的现象,叫失速。
1．失速的征候
（1）飞机抖动并左右摇晃:
这是因为机翼上表面气流强烈分离而产生大量涡流,引起升力时大时小,和左、右翼的升力变化不均造成的。
（2）杆舵抖动、操纵变轻:
飞机超过临界迎角时,机翼上表面的气流强烈分离,产生了大量涡流,影响到各个舵面,所以杆舵发生抖动;
涡流区内的压力较小,所以杆舵变轻。
（3）飞机下降、机头下沉:
超过临界迎角后,会使气流分离,升力下降;
另外,由于阻力增大,速度减小,也使升力降低。
当升力不能维持飞机的重力时。
就会使飞机下降;
促使机头下沉。
2．失速的处理
判明失速后,应立即推杆减小迎角,恢复升力。
待飞机获得速度后,即可转入正常飞行。
三、空气动力性能曲线:
1．性质角（θ）
总空气动力（R）与升力（Y）间的夹角,叫性质角。
从图中看出:
性质角越小,升阻比越大;
反之,性质角越大;
升阻比越小。
性质角是由升阻比的决定的。
反映升力与阻力的比值。
所以把它叫做性质角。
2．空气动力特性曲线:
飞机的升力系数和阻力系数随迎角变化的关系,在座标中用一条曲线面出来,这条曲线就是空气动力特性曲线（又称极曲线）。
（图1—1—15A）
曲线的纵座标代表升力系数,横座标代表阻力系数。
曲线上的每一点代表一个迎角。
从曲线可看到各迎角的升力系数、阻力系数和性质角。
另外,还可看到几个特殊迎角。
曲线与横主座标的交点（-4°
）是零升力迎角。
曲线最高点（16°
）,升力系数最大,对应临界迎角。
由座标原点（O）向曲线作切线,切点（8°
）的性质角最小,升阻比最大,这个迎角即是有利迎角。
四、双翼的空气动力特点:
1．升力
气流流过机翼时,由于下翼处在上翼的下面,其气流流速会受上翼下表面流速减慢的影响而变慢,以致使下翼的升力减小。
2．阻力
由于双翼机的上下翼之间相隔很近,上下翼的翼尖涡流相互影响,而使总的翼尖涡流增加,从而使诱导阻力增大。
超轻型飞机的速度很小,欲获得足够的升力,就需要面积较大的机翼。
为了使结构重量较轻,有些超轻型飞机采用双翼的结构形式。
如“蜜蜂”3型超轻型飞机。
螺旋桨
一、工作原理
可以把螺旋桨看成是一个一面旋转一面前进的机翼进行讨论。
流经桨叶各剖面的气流由沿旋转轴方向的前进速度和旋转产生的切线速度合成。
在螺旋桨半径r1和r2（r1＜r2）两处各取极小一段,讨论桨叶上的气流情况。
V—轴向速度;
n—螺旋桨转速;
φ—气流角,即气流与螺旋桨旋转平面夹角;
α—桨叶剖面迎角;
β—桨叶角,即桨叶剖面弦线与旋转平面夹角。
显而易见β＝α+φ。
空气流过桨叶各小段时产生气动力,阻力ΔD和升力ΔL,合成后总空气动力为ΔR。
ΔR沿飞行方向的分力为拉力ΔT,与旋螺桨旋转方向相反的力ΔP阻止螺旋桨转动。
将整个桨叶上各小段的拉力和阻止旋转的力相加,形成该螺旋桨的拉力和阻止螺旋桨转动的力矩。
从以上两图还可以看到。
必须使螺旋桨各剖面在升阻比较大的迎角工作,才能获得较大的拉力,较小的阻力矩,也就是效率较高。
螺旋桨工作时。
轴向速度不随半径变化,而切线速度随半径变化。
因此在接近桨尖,半径较大处气流角较小,对应桨叶角也应较小。
而在接近桨根,半径较小处气流角较大,对应桨叶角也应较大。
螺旋桨的桨叶角从桨尖到桨根应按一定规律逐渐加大。
所以说螺旋桨是一个扭转了的机翼更为确切。
从图中还可以看到,气流角实际上反映前进速度和切线速度的比值。
对某个螺旋桨的某个剖面,剖面迎角随该比值变化而变化。
迎角变化,拉力和阻力矩也随之变化。
用进矩比“J”反映桨尖处气流角,J＝V/nD。
式中D—螺旋桨直径。
理论和试验证明:
螺旋桨的拉力（T）,克服螺旋桨阻力矩所需的功率（P）和效率（η）可用下列公式计算:
T=Ctρn2D4
P=Cpρn3D5
η=J·
Ct/Cp
式中:
Ct—拉力系数;
Cp—功率系数;
D—螺旋桨直径。
其中Ct和Cp取决于螺旋桨的几何参数,对每个螺旋桨其值随J变化。
图1—1—21称为螺旋桨的特性曲线,它可通过理论计算或试验获得。
特性曲线给出该螺旋桨拉力系数、功率系数和效率随前进比变化关系。
是设计选择螺旋桨和计算飞机性能的主要依据之一。
从图形和计算公式都可以看到,当前进比较小时,螺旋桨效率很低。
对飞行速度较低而发动机转速较高的轻型飞机极为不利。
例如:
飞行速度为72千米/小时,发动转速为6500转/分时,η≈32%。
因此超轻型飞机必须使用减速器,降低螺旋桨的转速,提高进距比,提高螺旋桨的效率。
二、几何参数
直径（D）:
影响螺旋桨性能重要参数之一。
一般情况下,直径增大拉力随之增大,效率随之提高。
所以在结构允许的情况下尽量选直径较大的螺旋桨。
此外还要考虑螺旋桨桨尖气流速度不应过大（＜0.7音速）,否则可能出现激波,导致效率降低。
桨叶数目（B）:
可以认为螺旋桨的拉力系数和功率系数与桨叶数目成正比。
超轻型飞机一般采用结构简单的双叶桨。
只是在螺旋桨直径受到限制时,采用增加桨叶数目的方法使螺旋桨与发动机获得良好的配合。
实度（σ）:
桨叶面积与螺旋桨旋转面积（πR2）的比值。
它的影响与桨叶数目的影响相似。
随实度增加拉力系数和功率系数增大。
桨叶角（β）:
桨叶角随半径变化,其变化规律是影响桨工作性能最主要的因素。
习惯上以70%直径处桨叶角值为该桨桨叶角的名称值。
螺距:
它是桨叶角的另一种表示方法。
图1—1—22是各种意义的螺矩与桨叶角的关系。
几何螺距（H）:
桨叶剖面迎角为零时,桨叶旋转一周所前进的距离。
它反映了桨叶角的大小,更直接指出螺旋桨的工作特性。
桨叶各剖面的几何螺矩可能是不相等的。
习惯上以70%直径处的几何螺矩做名称值。
国外可按照直径和螺距订购螺旋桨。
如64/34,表示该桨直径为60英寸,几何螺矩为34英寸。
实际螺距（Hg）:
桨叶旋转一周飞机所前进的距离。
可用Hg＝v/n计算螺旋桨的实际螺矩值。
可按H＝1.1～1.3Hg粗略估计该机所用螺旋桨几何螺矩的数值。
理论螺矩（HT）:
设计螺旋桨时必须考虑空气流过螺旋桨时速度增加,流过螺旋桨旋转平面的气流速度大于飞行速度。
因而螺旋桨相对空气而言所前进的距离一理论螺矩将大于实际螺矩。
三、螺旋桨拉力在飞行中的变化
1．桨叶迎角随转速的变化
在飞行速度不变的情况下,转速增加,则切向速度（U）增大,进距比减小桨叶迎角增大,螺旋桨拉力系数增大（图1—1—20所示）。
又由于拉力与转速平方成正比,所以增大油门时,可增大拉力。
2．桨叶迎角随飞行速度的变化:
在转速不变的情况下,飞行速度增大,进距比加大,桨叶迎角减小,螺旋桨拉力系数减小。
如图1—1—20所示,拉力随之降低。
当飞行速度等于零时,切向速度就是合速度,桨叶迎角等于桨叶角。
飞机在地面试车时,飞行速度（V）等于零,桨叶迎角最大,一些剖面由于迎角过大超过失速迎角气动性能变坏,因而螺旋桨产生的拉力不一定最大。
3．螺旋桨拉力曲线:
根据螺旋桨拉力随飞行速度增大而减小的规律,可绘出螺旋桨可用拉力曲线。
4．螺旋桨拉力随转速、飞行速度变化的综合情况:
在飞行中,加大油门后固定。
螺旋桨的拉力随转速和飞行速度的变化过程如下:
由于发动机输出功率增大,使螺旋桨转速（切向速度）迅速增加到一定值,螺旋桨拉力增加。
飞行速度增加,由于飞行速度增大,致使桨叶迎角又开始逐渐减小,拉力也随之逐渐降低,飞机阻力逐渐增大,从而速度的增加趋势也逐渐减慢。
当拉力降低到一定程度（即拉力等于阻力）后,飞机的速度则不再增加。
此时,飞行速度、转速、桨叶迎角及螺旋桨拉力都不变,飞机即保持在一个新的速度上飞行。
四、螺旋桨的自转:
当发动机空中停车后,螺旋桨会象风车一样继续沿着原来的方向旋转,这种现象,叫螺旋桨自转。
螺旋桨自转,不是发动机带动的,而是被桨叶的迎面气流“推着”转的。
它不但不能产生拉力,反而增加了飞机的阻力。
螺旋桨发生自转时,由于形成了较大的负迎角。
桨叶的总空气动力方向及作用发生了质的变化。
它的一个分力（Q）与切向速度（U）的方向相同,成为推动桨叶自动旋转的动力,迫使桨叶沿原来方向续继旋转:
另一个分力（-P）与速度方向相反,对飞行起着阻力作用。
一些超轻型飞机的发动机空中停车后由于飞行速度较小,产生自旋力矩不能克服螺旋桨的阻旋力矩时螺旋桨不会出现自转。
此时,桨叶阻力较大,飞机的升阻比（或称滑翔比）将大大降低。
五、螺旋桨的有效功率:
1．定义:
螺旋桨产生拉力,拉着飞机前进,对飞机作功。
螺旋桨单位时间所作功,即为螺旋桨的有效功率。
N桨＝PV
N桨—螺旋桨的有效功率;
P—螺旋桨的拉力;
V—飞行速度
2．螺旋桨有效功率随飞行速度的变化:
（1）地面试车时,飞机没有前进速度（V＝0）,拉力没有对飞机作功,故螺旋桨的有效功率为“零”。
（2）飞行速度增大时,从实际测得的螺旋桨有效功率曲线:
在OA速度范围内,螺旋桨的效功率随飞行速度的增大而增大;
在大于该速度范围后螺旋桨有效功率则随飞行速度的增大而减小。
在OA速度范围内,当飞行速度增大时,拉力减小较慢,随速度的增大,螺旋桨有效功率逐渐提高。
当飞行速度增大到A时,螺旋桨的有效功率最大。
当飞行速度再增大时,由于拉力迅速减小,因此随着飞行速度的增加而螺旋桨有效功率反会降低。
螺旋桨是发动机带动旋转的,螺旋桨的作用是把发动机的功率转变为拉着飞机前进的有效功率。
螺旋桨有效功率与发动机输出功率之比,叫螺旋桨效率。
η=N桨/N有效
飞机的平衡
一、飞机的重心
飞机各部分重力的合力着用点,称为飞机的重心。
飞机的重心位置用其在平均气动弦长上的位置表示,如图1—2—1所示为25%。
2．重心的特性
（1）飞行中,重心位置不随姿态改变。
（2）飞机在空中的一切旋转运动,都是转绕着飞机重心进行的。
3．飞机的转动轴
（1）纵轴:
沿机身轴线,通过飞机重心的轴线,叫飞机的纵轴。
飞机绕纵轴的转动,叫飞机的横向滚转。
（2）横轴:
沿机翼屁向通过飞机重心并垂直纵轴的轴线,叫飞机的横轴。
飞机绕横轴的转动,叫俯仰转动。
（3）立轴:
通过飞机重心并垂直于纵轴和横轴的轴线,叫飞机的立铀。
飞机绕立轴的转动,叫方向偏转。
飞机的纵轴和立轴,都在飞机的对称面内,飞机的横轴垂直于飞机的对称面。
（图1—2—2）。
二、飞机的纵向平衡:
仰角和俯角:
飞机的纵轴与水平面间的夹角,机头上仰的叫仰角,机头下俯的叫俯角。
如图1—2—3所示。
飞行中,飞机不绕横轴转动（即迎角保持不变）,飞机即获得了纵向平衡或称俯仰平衡。
1．纵向平衡的条件:
机翼升力（Y翼）的着力点到重心的距离为L1;
尾翼升力（Y尾）到重心的距离为L2。
机翼升力（Y翼）对重心形成下俯力矩M翼＝-Y翼·
L1;
水平尾翼的升力（Y尾）对重心形成上仰力矩。
M尾＝-Y尾·
L2。
飞机得到纵向平衡时,机翼升力形成的下俯力矩等于尾翼升力形成的上仰力矩。
迎角保持不变。
（图1—2—4）。
即:
M翼十M翼=0
2．飞机的配重:
飞行中,飞机的下俯力矩等于上仰力矩,才能获得俯仰平衡。
当飞机重心位置的前后移动（如前后舱载重变化）,就会影响各力矩,从而破坏了飞机原有的纵向平衡引起飞机的俯仰转动。
如飞机重心位置变化不大时,飞行员可操纵飞机保持平衡。
但是,如果重心位置变化过大超过一定范围,飞机的纵向平衡无法维持。
可能导致飞行事故。
蜜蜂三号飞机设计空机重心位置偏后,飞行前应根据驾驶员体重,装载情况在飞机前舱前部配重（沙袋）,使飞机的重心在合理位置,保持纵向平衡。
因此,一般情况下,双座飞机做单人飞行时,只能乘前座。
三、飞机的侧向平衡:
飞行中,飞机不绕纵铀转动,飞机即得到了侧向平衡。
坡度（γ）:
飞机的横轴与水平而的夹角,叫飞机的坡度（如图1—2—5）。
侧向平衡的条件:
从图1—2—6中看出:
M右滚=Y左·
L左
M左滚=Y右·
L右
M右滚=M左滚
M右滚—右滚力矩;
M左滚—左滚力矩;
Y左—左翼升力;
Y右—右翼升力;
L左—Y左着力点到重心的距离;
L右—Y右着力点到重心的距离。
飞机得到侧向平衡后,则不绕纵轴转动坡度不变。
四、飞机的方向平衡
飞行中,飞机不绕立轴转动即得到了方向平衡。
从图1—2—7中看出:
M右偏=X左·
M左偏=X右·
M右偏=M左偏
M右偏—右偏力矩;
M左偏—左偏力矩;
X左—左侧阻力;
X右—右侧阻力;
L左—X左到飞机重心的距离;
L右—X右到飞机重心的距离。
五、侧向平衡和方向平衡的关系
侧滑:
飞机运动方向与飞机的对称面不一致的飞行状态,叫侧滑。
测滑角（β）:
相对气流（或飞行速度）与飞机对称面的夹角,叫侧滑角,图1—2—8。
如果飞机的侧向平衡因某种原因（如一侧遇上升气流）受到破坏后,飞机就会产生坡度。
从而升力随飞机的对称面发生倾斜,而飞机的重力（G）永远垂直于地面。
飞机的升力与重力便形成合力（F）,使飞机的运动方向发生了改变而产生侧滑。
侧滑后,方向舵迎角变化产生空气动力破坏了飞机的方向平衡（如图1—2—9所示）。
如果飞机的方向平衡受到破坏,使飞机方向发生偏转,则外翼的速度较大,外翼的升力也就相应增大,与内翼较小的升力形成内外翼的升力差。
因而使飞机向内翼一侧产生坡度。
这样便又破坏了飞机的侧向平衡。
所以,飞机的横向平衡和方向平衡紧密共连,是相互影响。
六、方向平衡与螺旋桨的扭转气流:
螺旋桨旋转时,桨叶拨动空气,一方面使空气向后流动另一方面又使空气顺着螺旋桨旋转方向扭转流动（图1—2—10）,这种由于螺旋桨的作用使气流加速和扭转叫螺旋桨的滑流。
飞行中,当螺旋桨的扭转气流打在飞机垂直尾翼的一侧时,则会引起飞机的方向偏转。
如果螺旋桨是向左旋转的,则扭转气流上层自右向左侧扭转,从右方向作用于垂直尾翼,使尾翼产生向左的空气动力（ΔZ尾）,对飞机重心形成右偏力矩,即机头向左偏转。
螺旋桨的转速越大,扭转气流对飞机的方向偏转影响越明显。
飞机的安定性
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