对于材料力学上的轴力图，外力作用点上的外力应该怎么理解？_百度知道
对于材料力学上的轴力图，外力作用点上的外力应该怎么理解？
比如说下图C点，左边轴力是5P，右边是P，那么C点上的轴力是多少，应该怎么理解？
我有更好的答案
力在刚体里面是可以移动的。在c点处剖开截面 那么就有c点左截面和右截面。左截面还没有力作用，右截面就有力作用，所以轴力图上会有变化
采纳率：74%
不知道对还是错
给个分吧！解：（1）令y=0，得：x2+bx+c=0，根据韦达定理（设x1＞x2）得：x1+x2=-b，x1x2=c，∴AB2=（x1-x2）2=[（x1+x2）2-4x1x2]=b2-4c=4，∴b2-4c=4①，解方程x2+bx+c=0得：x=-b± b2-4c
2 =-b±2 2 ，x1=2-b 2 ，x2=-2-b 2 ，∵P的横坐标为1，∴m=1+b+c，tan∠PAB=1+b+c 1--2-b 2
=2 5 ，∴5c+4b+1=0②，由①②得：b=4 5 或b=-4，由图象得：a＞0，b＞0，c＜0，∴b=4 5 ，∴c=-21 25 ，∴m=1+b+c=1+4 5 -21 25 =24 25 ；（2）∴二次函数解析式为：y=x2+4 5 x-21 25 ．
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＞＞＞关于惯性，下面说法正确的是（）A．一切物体在没有受到外力作用时，..
关于惯性，下面说法正确的是（　　）A．一切物体在没有受到外力作用时，总保持匀速直线运动状态或静止状态的性质叫做惯性B．射出的子弹离开枪口后，仍继续高速前进，是因为子弹受到惯性的作用C．汽车关闭发动机后，仍能继续前进是由于汽车的惯性大于它受到的阻力D．一切物体在任何情况下都具有惯性
题型：单选题难度：偏易来源：不详
A、物体在任何情况下都有惯性，受力时也能保持原来的运动状态，故A错．B、子弹离开枪口时，仍能高速前进是因为子弹由于惯性保持原来的运动状态，B错．C、汽车关闭发动机后，由于惯性能保持原来的运动状态而继续前进，C错．D、任何物体在任何情况下都有惯性．D对．故选D．
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据魔方格专家权威分析，试题“关于惯性，下面说法正确的是（）A．一切物体在没有受到外力作用时，..”主要考查你对&&惯性现象&&等考点的理解。关于这些考点的“档案”如下：
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定义：我们把物体保持运动状态不变的特性叫做惯性，惯性是物体的固有属性.辨析与区别：惯性”与“第一定律”的区别 “惯性”与“惯性定律”不是同一概念，不能混为一谈。它们的区别：惯性是一切物体固有的属性，是不依外界（作用力）条件而改变，它始终伴随物体而存在。牛顿第一定律则是研究物体在不受外力作用时如何运动的问题，是一条运动定律，它指出了“物体保持匀速直线运动状态或静止状态”的原因。而惯性是“物体具有保持原来的匀速直线运动状态或静止状态”的特性；两者完全不同。为何牛顿第一定律又叫惯性定律，是因为定律中所描述的现象是物体的惯性的一个方面的表现，当物体受到外力作用（合外力不为零）时，物体不可能保持匀速直线运动状态或静止状态，但物体力图保持原有运动状态不变的性质（惯性）仍旧表现出来。 “惯性”与“力”的区别 “惯性”与“力”不是同一概念，“子弹离开枪口后还会继续向前运动”，“水平道路上运动着的汽车关闭发动机后还要向前运动”这些都是惯性。惯性与力的区别：①物理意义不同；惯性是指物体具有保持静止状态或匀速直线运动状态的性质；而力是指物体对物体的作用。惯性是物体本身的属性，始终具有这种性质，它与外界条件无关；力则只有物体与物体发生相互作用时才有，离开了物体就无所谓力。②构成的要素不同：惯性只有大小，没有方向和作用点，而大小也没有具体数值，无单位；力是由大小，方向和作用点三要素构成，它的大小有具体的数值，单位是牛。③惯性是保持物体运动状态不变的性质；力作用则是改变物体的运动状态。④惯性的大小只与物体的质量有关，而力的大小跟许多因素有关（视力的种类而定）。 “物体惯性”与“外力作用”的辨证关系物体的惯性和外力作用这一对矛盾的对立统一，形成了宏观物体的形形色色的各种复杂的运动。如果没有外力，物体也就没有复杂多样的运动形式；如果没有惯性，物体的运动状态改变不需要力的作用。只有当我们理解了惯性与外力作用的辨证关系，就不难解释惯性现象。例如“锤子松了，把锤把的一端在物体上撞几下，锤头就能紧套在锤柄上”这是因为锤与柄原来都向下运动，柄撞在物体上受到阻力作用，改变了它的运动状态，就停止了运动，锤头没受阻力仍保持原来运动状态，继续向下运动，这样锤头就紧套在锤柄上了。 “惯性”与“速度”的区别惯性大小与物体运动的快慢无关。“汽车行驶越快，其惯性越大”是不正确的。运动快的汽车难刹车是因为运动速度越快，物体的运动状态越难改变。可见惯性大小与运动状态并无关系。惯性大小只与物体质量有关。惯性维护平衡与作用造成变化的辩证关系&&&& 时效波先生在二十世纪末期论述“生命的产生”时，提出了惯性维护平衡与作用造成变化的辩证关系：“物质是运动的，运动的物质有保持其原有平衡状态（干扰前状态）的属性，即惯性。这里提到的惯性是广义质能意义上的概念，不仅指宏观物体，构成宏观物体、维系着微观结构形态运动着的分子、原子、电子同样具有惯性。物质是运动的，运动的物质之间是相互联系、相互作用的。物质在相互作用的过程中，会发生物质和能量的运动转化，原有的平衡状态（宏观的运动状态、微观的结构形态）就会被改变或打破，形成具有新的运动状态和结构形态的物质。运动的物质有保持原有平衡状态的属性，而运动物质间的相互作用又时刻破坏着平衡，惯性维护平衡与作用造成变化成了物质最基本属性的矛盾统一体。无机物在物质间的相互作用中，只能被动地接受宏观的、微观的冲击和破坏，改变其原有的运动状态和结构形态。如被海水冲刷和风吹日晒的礁石会移动位置和逐渐破碎。原始生命则能为维护自身的平衡状态作出反应，主动地吸收利用物质能量（新陈代谢）来维护有机体的结构形态不受破坏，以维持其原有性能，获得生存。事实上，由碳水化合物构成的蛋白质分子就已经能有选择地从外界吸收营养物并排出分解物，不断与环境中的某些物质进行代谢。”对惯性的正确认识:（1）惯性与物体所处的运动状态无关。对任何物体，无论是运动还是静止，无论是运动状态改变还是不变，物体都具有惯性。不能认为：运动的物体具有惯性，静止的物体不具有惯性或物体运动的速度大，惯性就大（2）惯性大小只与物体的质量有有关。物体的质量越大，其运动状态越难改变，我们就说它的惯性越大；物体的质量越小，其运动状态越容易改变，我们就说它的惯性越小。物理学中就用质量来量度物体惯性的大小（3）惯性不是力。力是物体对物体的作用，发生力的作用时，必然要涉及两个相互作用的物体，单独一个物体不会产生力的作用；每个物体都具有惯性．不需要两个物体的相互作用，惯性只有大小没有方向，因此不能把惯性说成是“惯性力”“受到惯性作用”或“克服物体的惯性”，一般只能说“具有惯性”利用惯性鉴别生、熟鸡蛋:例:小刚同学把一只熟鸡蛋和一只生鸡蛋都放在水平桌面上，用同样大小的力分别使它们在桌面上绕竖直轴水平旋转，然后用手按住熟鸡蛋立即释放，发现熟鸡蛋静止了；用手按住生鸡蛋立即释放，发现生鸡蛋沿原来方向继续转了几圈，如图所示。请用初中物理知识解释为什么释放后生鸡蛋又继续转了几圈? 解析:具体分析过程如下：(1)确定研究对象及其原来所处状态：本题的研究对象是熟鸡蛋和生鸡蛋，他们都在桌面上绕竖直轴水平旋转。 (2)确定物体的哪部分受力改变运动状态：熟鸡蛋是一个整体，用手按住后整体停止运动；生鸡蛋的蛋壳与蛋清、蛋黄是分离的，用手按住后只是蛋壳停止转动。 (3)确定物体哪部分由于惯性仍保持原来的运动状态：对于熟鸡蛋来说，受力后整体停止运动；对于生鸡蛋来说，壳内的蛋清和蛋黄由于惯性仍会保持原来的运动状态。 (4)造成的结果：手离开鸡蛋后，熟鸡蛋停止转动，生鸡蛋仍继续转动几圈。答案:这是因为熟鸡蛋蛋壳内的物质变成周体与鸡蛋壳连在一起，用手按住立即静止，而生鸡蛋的蛋黄与蛋壳间有蛋清，用手按住转动的生鸡蛋，蛋内的蛋黄由于惯性还要继续转动，所以手松开后，整个生鸡蛋又继续转几圈。
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问题：  &#xe6
图示直杆受到外力作用，在横截面1-1上的轴力为N=（）。
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同步数字体系（SDH）中，STM-16模块是由（）个STM-4模块同步复用而成。 2。
元朝的澎湖巡检司管理的地区有（）和（）。
同步系统为了防止伪同步，设置了后方保护时间，后方保护时间为（）us。 125。
被人们公认的噪声评价量和评价方法是什么？为什么把A声级作为保护人的力与健康以及环境噪声的评价量。
声音在传播过程中遵循的传播规律如何？
图示直杆受到外力作用，在横截面1-1上的轴力为N=（）。
参考答案：A
●&&参考解析升力是怎样产生的
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升力是怎样产生的
升力是怎样产生的
　　任何航空器都必须产生大于自身重力的升力才能升空飞行，这是航空器飞行的基本原理。前面我们提到，航空器可分为轻于空气的航空器和重于空气的航空器两大类，轻于空气的航空器如气球、飞艇等，其主要部分是一个大大的气囊，中间充以比空气密度小的气体（如热空气、氢气等），这样就如同我们小时候的玩具氢气球一样，可以依靠空气的静浮力升上空中。远在一千多年以前，我们的祖先便发明了孔明灯这种借助热气升空的精巧器具，可以算得上是轻于空气的航空器的鼻祖了。　　然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠什么力量飞上天空的呢？　　相信大家小时候都玩过风筝或是竹蜻蜓，这两种小小的玩意构造十分简单，但却蕴含着深刻的飞行原理。飞机的机翼包括固定翼和旋翼两种，风筝的升空原理与滑翔机有一些类似，都是靠迎面气流吹动而产生向上的升力，但与固定翼的飞机有一定的差别；而旋翼机与竹蜻蜓却有着异曲同工之妙，都是靠旋翼旋转产生向上的升力。　　机翼是怎样产生升力的呢？让我们先来做一个小小的试验：手持一张白纸的一端，由于重力的作用，白纸的另一端会自然垂下，现在我们将白纸拿到嘴前，沿着水平方向吹气，看看会发生什么样的情况。哈，白纸不但没有被吹开，垂下的一端反而飘了起来，这是什么原因呢？流体力学的基本原理告诉我们，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，白纸上面的空气被吹动，流动较快，压强比白纸下面不动的空气小，因此将白纸托了起来。这一基本原理在足球运动中也得到了体现。大家可能都听说过足球比赛中的“香蕉球”，在发角球时，脚法好的队员可以使足球绕过球门框和守门员，直接飞入球门，由于足球的飞行路线是弯曲的，形似一只香蕉，因此叫做“香蕉球”。这股使足球偏转的神秘力量也来自于空气的压力差，由于足球在踢出后向前飞行的同时还绕自身的轴线旋转，因此在足球的两个侧面相对于空气的运动速度不同，所受到的空气的压力也不同，是空气的压力差蒙蔽了守门员。　　对于固定翼的飞机，当它在空气中以一定的速度飞行时，根据相对运动的原理，机翼相对于空气的运动可以看作是机翼不动，而空气气流以一定的速度流过机翼。空气的流动在日常生活中是看不见的，但低速气流的流动却与水流有较大的相似性。日常的生活经验告诉我们，当水流以一个相对稳定的流量流过河床时，在河面较宽的地方流速慢，在河面较窄的地方流速快。流过机翼的气流与河床中的流水类似，由于机翼一般是不对称的，上表面比较凸，而下表面比较平，流过机翼上表面的气流就类似于较窄地方的流水，流速较快，而流过机翼下表面的气流正好相反，类似于较宽地方的流水，流速较上表面的气流慢。根据流体力学的基本原理，流动慢的大气压强较大，而流动快的大气压强较小，这样机翼下表面的压强就比上表面的压强高，换一句话说，就是大气施加与机翼下表面的压力(方向向上)比施加于机翼上表面的压力(方向向下)大，二者的压力差便形成了飞机的升力。　　当飞机的机翼为对称形状，气流沿着机翼对称轴流动时，由于机翼两个表面的形状一样，因而气流速度一样，所产生的压力也一样，此时机翼不产生升力。但是当对称机翼以一定的倾斜角（称为攻角或迎角）在空气中运动时，就会出现与非对称机翼类似的流动现象，使得上下表面的压力不一致，从而也会产生升力。
飞机的分类
　　由于飞机构造的复杂性，飞机的分类依据也是五花八门，我们可以按飞机的速度来划分，也可以按结构和外形来划分，还可以按照飞机的性能年代来划分，但最为常用的分类法为以下两种：按飞机的用途分类：　　飞机按用途可以分为军用机和民用机两大类。军用机是指用于各个军事领域的飞机，而民用机则是泛指一切非军事用途的飞机(如旅客机、货机、农业机、运动机、救护机以及试验研究机等)。军用机的传统分类大致如下：　　歼击机：又称战斗机，第二次世界大战以前称驱逐机。其主要用途是与敌方歼击机进行空战，夺取制空权，还可以拦截敌方的轰炸机、强击机和巡航导弹。　　强击机：又称攻击机，其主要用途是从低空和超低空对地面(水面)目标(如防御工事、地面雷达、炮兵阵地、坦克舰船等)进行攻击，直接支援地面部队作战。　　轰炸机：是指从空中对敌方前线阵地、海上目标以及敌后的战略目标进行轰炸的军用飞机。按其任务可分为战术轰炸机和战略轰炸机两种。　　侦察机：是专门进行空中侦察，搜集敌方军事情报的军用飞机。按任务也可以分为战术侦察机和战略侦察机。　　运输机：是指专门执行运输任务的军用飞机。　　预警机：是指专门用于空中预警的飞机。　　其它军用飞机：包括电子干扰机、反潜机、教练机、空中加油机、舰载飞机等等。　　当然，随着航空技术的不断发展和飞机性能的不断完善，军用飞机的用途分类界限越来越模糊，一种飞机完全可能同时执行两种以上的军事任务，如美国的F-117战斗轰炸机，既可以实施对地攻击，又可以进行轰炸，还有一定的空中格斗能力。
　　按飞机的构造分类：　　由于飞机构造复杂，因此按构造的分类就显得种类繁多。比如我们可以按机翼的数量可以将飞机分为单翼机、双翼机和多翼机；也可以按机翼的形状分为平直翼飞机、后掠翼飞机和三角翼飞机；我们还可以按飞机的发动机类别分为螺旋桨式和喷气式两种。图表中列出了常用的构造形式分类法。
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飞机的结构
　　飞机作为使用最广泛、最具有代表性的航空器，其主要组成部分有以下五部分：　　推进系统：包括动力装置(发动机及其附属设备) 以及燃料。其主要功能是产生推动飞机前进的推力(或拉力)；　　操纵系统：其主要功能是形成与传递操纵指令，控制飞机的方向舵及其它机构，使飞机按预定航线飞行；　　机体：我们所看见的飞机整个外部都属于机体部分，包括机翼、机身及尾翼等。机翼用来产生升力；同时机翼和机身中可以装载燃油以及各种机载设备，并将其它系统或装置连接成一个整体，形成一个飞行稳定、易于操纵的气动外形；　　起落装置：包括飞机的起落架和相关的收放系统，其主要功能是飞机在地面停放、滑行以及飞机的起飞降落时支撑整个飞机，同时还能吸收飞机着陆和滑行时的撞击能量并操纵滑行方向。　　机载设备：是指飞机所载有的各种附属设备，包括飞行仪表、导航通讯设备、环境控制、生命保障、能源供给等设备以及武器与火控系统(对军用飞机而言)或客舱生活服务设施(对民用飞机而言)。　　从飞机的外面看，我们只能看见机体和起落装置这两部分。下面我们着重来看一看机体的结构。由于机体是整个飞机的外壳，气流的作用力直接作用在机体上，而且机体连接着飞机的各个组成部分，因此它所承受的外力很大(尤其是飞机的飞行速度很高时)，这就要求机体的结构不但要轻，而且要有相当高的强度。所以飞机的机体除了采用强度很高的金属材料外，其结构是一种中空的梁架结构(有一点类似于老式房顶的结构)，这种结构既能保证飞机有足够的强度，又能减轻飞机的重量，而且机翼中间还可以装载燃油等物品。　　有些飞机的机翼和机身是一体的(术语称为翼身融合技术)，整个飞机就象一个大的飞翼(如美国的B-2隐形轰炸机)。飞机的尾翼一般包括水平尾翼(简称平尾)和垂直尾翼(简称立尾)。平尾中的固定部分称为水平安定面，可偏转的部分称为升降舵(操纵它可以控制飞机的升降，所以叫升降舵)；立尾中的固定部分称为垂直安定面，可偏转的部分称为方向舵(操纵它可以控制飞机飞行的方向，所以叫方向舵)。安定面的作用是使飞机的飞行平稳(术语叫静稳定性)。有些飞机没有水平尾翼；有些飞机则把水平尾翼放在了机翼的前面，叫做鸭翼。
飞机的飞行性能
　　在对飞机进行介绍时，我们常常会听到或看到诸如“活动半径”、“爬升率”、“巡航速度”这样的名词，这些都是用来衡量飞机飞行性能的术语。简单地说，飞行性能主要是看飞机能飞多快、能飞多高、能飞多远以及飞机做一些机动飞行（如筋斗、盘旋、战斗转弯等）和起飞着陆的能力。
　　最大平飞速度：是指飞机在一定的高度上作水平飞行时，发动机以最大推力工作所能达到的最大飞行速度，通常简称为最大速度。这是衡量飞机性能的一个重要指标。　　最小平飞速度：是指飞机在一定的飞行高度上维持飞机定常水平飞行的最小速度。飞机的最小平飞速度越小，它的起飞、着陆和盘旋性能就越好。　　巡航速度：是指发动机在每公里消耗燃油最少的情况下飞机的飞行速度。这个速度一般为飞机最大平飞速度的70%～80%，巡航速度状态的飞行最经济而且飞机的航程最大。这是衡量远程轰炸机和运输机性能的一个重要指标。　　当飞机以最大平飞速度飞行时，此时发动机的油门开到最大，若飞行时间太长就会导致发动机的损坏，而且消耗的燃油太多，所以一般只是在战斗中使用，而飞机作长途飞行时都是使用巡航速度。
　　最大爬升率：是指飞机在单位时间内所能上升的最大高度。爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能的重要指标之一。　　理论升限：是指飞机能进行平飞的最大飞行高度，此时爬升率为零。由于达到这一高度所需的时间为无穷大，故称为理论升限。　　实用升限：是指飞机在爬升率为5m/s时所对应的飞行高度。升限对于轰炸机和侦察机来说有相当重要的意义，飞得越高就越安全。
　　航程：是指飞机在不加油的情况下所能达到的最远水平飞行距离，发动机的耗油率是决定飞机航程的主要因素。在一定的装载条件下，飞机的航程越大，经济性就越好（对民用飞机），作战性能就更优越（对军用飞机）。　　活动半径：对军用飞机也叫作战半径，是指飞机由机场起飞，到达某一空中位置，并完成一定任务（如空战、投弹等）后返回原机场所能达到的最远单程距离。飞机的活动半径略小于其航程的一半，这一指标直接构成了歼击机的战斗性能。　　续航时间：是指飞机耗尽其可用燃料所能持续飞行的时间。这一性能指标对于海上巡逻机和反潜机十分重要，飞得越久就意味着能更好地完成巡逻和搜索任务。　　飞机起飞着陆的性能优劣主要是看飞机在起飞和着陆时滑跑距离的长短，距离越短则性能优越。&&&&&&&&
飞机的机动性
　　飞机的机动性是飞机的重要战术、技术指标，是指飞机在一定时间内改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能力，相应地称之为速度机动性、高度机动性和方向机动性。显然飞机改变一定速度、高度或方向所需的时间越短，飞机的机动性就越好。在空战中，优良的机动性有利于获得空战的优势。　　为了提高飞机的机动性，就必须在最短的时间内改变飞机的运动状态，为此就要给飞机尽量大的气动力以造成尽量大的加速度。因此可以说，飞机所能承受的过载越大，机动性就越好。　　飞机为在短时间内尽快改变运动状态所实施的飞行动作称为飞机的机动动作。飞机的机动动作包括盘旋、滚转、俯冲、筋斗、战斗转弯、急跃升等。为获得尽量大的升力，飞机在机动过程中应该尽量增加迎角。然而正常飞机的极限迎角是有限的，飞机不能超过极限迎角飞行，否则就会失速。　　为了实现更大的机动性，人们通过不懈的努力，通过使用推力矢量技术等途径，已经能够克服失速迎角的限制，进行过失速机动了。例如眼镜蛇机动、钟摆机动、钩子机动、榔头机动、赫布斯特机动。
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飞机的稳定性
　　飞机的稳定性是飞机设计中衡量飞行品质的重要参数，它表示飞机在受到扰动之后是否具有回到原始状态的能力。如果飞机受到扰动（例如突风）之后，在飞行员不进行任何操纵的情况下能够回到初始状态，则称飞机是稳定的，反之则称飞机是不稳定的。　　飞机的稳定性包括纵向稳定性，反映飞机在俯仰方向的稳定特性；航向稳定性，反映飞机的方向稳定特性；以及横向稳定性，反映飞机的滚转稳定特性。　　关于稳定与不稳定的概念可以形象的加以说明。例如，我们将一个小球放在波浪型表面的波峰上然后轻轻的推一下，小球就会离开波峰掉入波谷，我们将小球处在波峰位置的状态称为不稳定状态。反之，如果我们将小球放在波谷并且轻轻地推一下，球在荡漾一段时间之后，仍然能够回到谷底，我们称小球处在波谷的状态为稳定状态。　　飞机的稳定与否对飞行安全尤为重要，如果飞机是稳定的，当遇到突风等扰动时，飞行员可以不用干预飞机，飞机会自动回到平衡状态；如果飞机是不稳定的，在遇到扰动时，哪怕是一丁点扰动，飞行员都必须对飞机进行操纵以保持平衡状态，否则飞机就会离初始状态越来越远。不稳定的飞机不仅极大地加重了飞行员的操纵负担，使飞行员随时随地处于紧张状态，而且飞行员对飞机的操纵与飞机自身运动的相互干扰还容易诱发飞机的振荡，造成飞行事故。从现代飞机设计理论来看，莱特兄弟发明的飞机是纵向不稳定的。然而他们却成功了，这主要是因为当时飞机的速度低，飞行员有足够的时间来调整飞机的平衡。莱特兄弟曾经说过他们在试飞时曾多次失控，飞机不住地振荡，最后以滑橇触地而结束。随着飞行速度越来越快，飞行员越来越难以控制不稳定的飞机，所以一般在飞机设计中要求将飞机设计成稳定的，飞机稳定性设计也变得越来越重要了。　　虽然越稳定的飞机对于提高安全性越有利，但是对于操纵性来说却越来越不利。因为越稳定的飞机，要改变它的状态就越困难，也就是说，飞机的机动性越差。所以如何协调飞机的稳定性和操纵性之间的关系，对于现代战斗机来说是一个非常值得权衡的问题。实际上为了获得更大的机动性，目前最先进的战斗机都已经被设计成不稳定的飞机。当然这样的飞机不能再通过飞行员来保持平衡，而是通过一系列其他的增稳措施，比如电传操纵等主动控制手段来自动实现飞机的稳定性。
飞机的操纵性
　　飞机的操纵性又可以称为飞机的操纵品质，是指飞机对操纵的反应特性。操纵则是飞行员通过驾驶机构改变飞机的飞行状态。　　操纵主要通过驾驶杆和脚蹬等驾驶机构来实现的。驾驶员推拉驾驶杆和踩脚蹬的力量被视为操纵的“输入量”，驾驶杆和脚蹬所产生的位移也可以被视为“输入量”，而飞机的反应，如迎角、侧滑角、过载、角速度、飞行速度的变化量等则视为操纵的“输出量”。　　飞机操纵品质的好坏是一个与飞行员有关的带一定主观色彩的问题，但是仍然有一些基本的标准来衡量飞机的操纵品质。操纵品质常以输入量和输出量的比值(操纵性指标)来表示，这些比值不宜过小，也不易过大。如果比值太小，则操纵输入量小，输出量大，这种飞机对操纵过于敏感，不仅难于精确控制，而且也容易因反应量过大而产生失速或结构损坏等问题；如果比值过大，则操纵输入量大，输出量小，飞机对操纵反应迟钝，容易使飞行员产生错误判断，也可能造成飞机的大幅度振荡，同样导致失速或结构破坏。如果飞机在作机动飞行时，不需要飞行员复杂的操纵动作，驾驶杆力和杆位移都适当，并且飞机的反映也不过快或者过分的延迟，那么就认为该飞机具有良好的操纵性。　　按运动方向的不同，飞机的操纵也分为纵向、横向和航向操纵。　　改变飞机纵向运动(如俯仰)的操纵称为纵向操纵，主要通过推、拉驾驶杆，使飞机的升降舵或全动平尾向下或向上偏转，产生俯仰力矩，使飞机作俯仰运动。　　使飞机绕机体纵轴旋转的操纵称为横向操纵，主要由偏转飞机的副翼来实现。当驾驶员向右压驾驶杆时右副翼上偏、左副翼下偏，使右翼升力减小、左翼升力增大，从而产生向右滚转的力矩，飞机向右滚；向左压杆时，情况完全相反，飞机向左滚转。　　改变航向运动的操纵称为航向操纵，由驾驶员踩脚蹬，使方向舵偏转来实现。踩右脚蹬时，方向舵向右摆动，产生向右偏航力矩，飞机机头向右偏转；踩左脚蹬时正相反，机头向左偏转。实际飞行中，横向操纵和航向操纵是不可分的，经常是相互配合、协调进行，因此横向和航向操纵常合称为横航向操纵。　　飞机操纵性的好坏与之间存在着一定的排斥关系。如果飞机的焦点位置过于靠后，飞机的稳定性很好，因此飞机抵抗飞行状态变化的力和力矩会很大，飞机对飞行员操纵的响应就会很慢，飞机的操纵性也就不好。反之，靠前，稳定性变差，飞机对操纵的响应变得灵敏，操纵特性变好。为了获得优良的操纵性和机动性，都将飞机设计称为气动不稳定的，而采用主动控制技术来控制飞机的稳定，从而实现好的操纵性。
飞机着陆性能的装置
　　改进飞机着陆性能的装置的主要作用是用来减小飞机着陆时的速度，缩短飞机着陆滑跑的距离。这些装置包括增升装置(、机轮刹车、反推力装置、减速伞（阻力伞）、减速板（阻力板）以及地面（或舰船上）减速装置等等。机轮刹车的作用和我们平时所见的汽车刹车一样，而反推力装置就是着陆时发动机向反方向喷气，产生一个反向推力使飞机迅速减速。下面介绍几种常用的减速装置。　　w 减速伞　　减速伞也叫阻力伞，通常由主伞、引导伞和伞袋组成，其作用是通过增大飞机着陆时气动阻力的方法来使飞机减速。在不用时，减速伞放在飞机尾部的伞舱内，并用钢索、挂扣将减速伞的主伞与飞机尾部的专用挂钩相连。在着陆时，飞行员打开伞舱门，减速伞的引导伞先行掉出，并在气流的作用下将伞袋拉出，于是主伞逐渐打开，产生很大的气动阻力使飞机减速。　　据研究表明，减速伞的阻力与滑跑速度的平方成正比，滑跑速度较大时；它的减速作用较大，反之则较小。这一特点恰好与机轮刹车的减速作用相反，因此常常将二者接合使用，取长补短，使飞机在整个着陆滑跑过程中都产生较大的减速度。减速伞可反复使用多次，在滑跑的后段，为防止减速伞在地面拖坏，应把减速伞抛掉，回收再用。　　w 减速板　　减速板也叫阻力板，也是一种增大飞机气动阻力的装置。它可安装在机身或机翼上，用冷气或液压来操纵。需要时驾驶员操纵作动筒把它打开，不用时收入机身或机翼内。机翼上的减速板一般装在机翼后缘，机身上的减速板则可装在机身两侧或下部。　　减速板的面积较小，在着陆滑跑中减速作用不大。其主要作用是提高飞机飞行时的机动性。因为飞行时速度较大，因此减速板产生的阻力也很大，可使飞机很快地减速。此外，机翼上的减速板打开时，可使机翼升力减低，飞机对地面的压力增大，因而加强了机轮刹车的效果，这对缩短着陆滑跑距离是有利的。　　w 拦网装置　　这是地面(舰上)减速装置之一。拦网用坚韧的尼龙制成，横着拉紧在跑道上，网端用钢索连在金属支架上，与重物相连。支架上装有能受力的液压作动筒。飞机着陆时撞上拦网，拖着它向前滑跑，飞机的动能被作动筒吸收，因而很快地便停止前进。这种装置构造比较简单，易于安装到任意机场上，但吸收动能有限，只适用于轻型飞机。　　上述几种改进飞机着陆性能的装置，对于改进飞机的起落性能，只能起一定的作用。在这方面的根本措施是发展和短距起落飞机。
改进飞机起飞性能的装置
　　众所周知，随着航空技术的不断步，飞机的重量越来越大，飞行速度越来越高，这就使得飞机的起飞和着陆速度大为提高。起飞和着陆速度越高，就意味着需要更长的跑道和更大的机场，而对于军用飞机而言，就降低了在战场部署上的机动性。因此，人们想尽了各种各样的方法来改进飞机的起飞和着陆性能，下面就介绍一下改进飞机起飞性能的各种装置。　　改进飞机起飞性能装置的作用是，提高飞机起飞时的加速度，使它尽快地达到离地速度，以缩短起飞滑跑距离。其中包括起飞加速器、弹射器、加速车、以及斜台发射装置等。另外，增举装置如襟翼(links to knowledge/kno212.html)对改进起飞性能也是有益的。　　w 起飞加速器　　起飞加速器是使用固体或液体推进剂(包括燃油和氧化剂)的火箭发动机，也可称为助飞火箭，它通常挂在机翼或机身下面。其特点是重量轻推力大，例如某种加速器仅240公斤，但可产生2890公斤力的推力，能大大提高起飞滑跑速度，缩短飞机的起飞滑跑距离，因此目前得到广泛的应用。此外，它还具有工作时间短的优点，飞机起飞后即可抛掉。　　起飞加速器不但可用于起飞，还可用来提高飞机起飞后的爬升速度，因而有助于飞机迅速爬高。这对于歼击机在战斗中迅速占据有利高度来说是很有用的。　　w 起飞弹射装置　　起飞弹射装置就是一个独立的起飞跑道，由拖车、车架、钢索和动力装置等组成。起飞时，飞机安放在拖车上，并点燃发动机。然后车架上的动力装置开始工作，通过传动鼓轮和钢索牵引拖车，来加大飞机的起飞推力，使飞机很快地加速到离地速度，脱离拖车而起飞。拖车靠车架上的减速装置而停止前进。　　使用起飞弹射装置不但可以用于机场，而且可以把它拆开转运，较易满足野战要求，特别适用于歼击机。有的弹射装置专门装在航空母舰上，用来使舰载飞机起飞。　　w 起飞加速车　　起飞加速车是装有一台或几台喷气发动机的平板车，当飞机起飞时，飞机就安放在车上，飞机本身和车上的发动机同时开动，以加大飞机的起飞推力。因此飞机便可迅速达到离地速度而脱离加速车，起飞加速车则依靠自身的刹车装置停止前进。其优点在于重量和体积都比起飞弹射装置小，转移也方便些，因此更符合野战的要求。同时还可用于重型飞机起飞。但是，在起飞滑跑过程中，加速车和飞机一道向前滑跑，一部分发动机推力要用来使加速车本身加速，传给飞机的推力减少，所以加速效果比弹射装置要差一些。　　w 斜台发射装置　　火箭加速器不但可用来在跑道上使飞机加速起飞，还可在起飞斜台上使用，斜台很短，其上有斜向发射器。起飞时，飞机上的喷气发动机和火箭加速器同时开动，二者相加，构成飞机的总推力。加速器同机身不是平行、而是向下偏转一个角度的。这样，起飞时飞机上的总推力的垂直分力，还可起升力作用。因此，飞机上的总升力较大，使得它不必加速到离地速度，只要滑出发射架，速度值能保证舵面有效工作，即可腾空，接着飞行速度不断加大，升力跟着加大，当升力达到能克服飞机总重的时候，飞机就转入正常飞行状态。斜台发射装置的优点在于构造简单、长度较小、便于转运，需要的场地也不大，所以机动性较好。其缺点是技术要求高，伪装困难。
　　前缘缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或者几段狭长小翼（如机翼上有七段前缘缝翼)，是靠增大翼型弯度来获得升力增加的一种增升装置。下面用前缘缝翼的一个剖面来看看它的工作原理(如图所示)。　　在前缘缝翼闭合时（即相当于没有安装前缘缝翼），随着的增大，机翼上表面的分离区逐渐向前移，当迎角增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下降，机翼失速。当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了这里的分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免了大迎角下的失速，使得升力系数提高。　　因此，前缘缝翼的作用主要有两个：一是延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的临界迎角，使得飞机在更大的迎角下才会发生失速；二是增大机翼的升力系数。其中增大临界迎角的作用是主要的。这种装置在大迎角下，特别是接近或超过基本机翼的临界迎角时才使用，因为只有在这种情况下，机翼上才会产生气流分离。　　从构造上看，前缘缝翼有固定式和自动式两种：　　w 固定式前缘缝翼：固定式前缘缝翼直接固定在机翼前缘上，与基本机翼之间构成一条固定的狭缝，不能随迎角的改变而开闭。它的优点是结构简单，但在飞行速度增加时，所受到的阻力也急剧增大，因此目前应用不多，只有在早期低速飞机上使用。　　w 自动式前缘缝翼：自动式前缘缝翼用滑动机构与机翼相连，它可以根据迎角的变化而自动开闭。在小迎角情况下，空气动力将它压在基本机翼上，处于闭合状态；当迎角增大到一定程度，机翼前缘的空气动力变为吸力，将前缘缝翼自动吸开。自动式前缘缝翼的优点是显而易见的，目前应用十分广泛。
　　我们知道，襟翼的种类有很多，除了常用的简单襟翼、开裂襟翼、开缝襟翼和后退襟翼等均位于机翼后缘的后缘襟翼以外，还有一些与普通后缘襟翼构造有差别的特殊襟翼，如位于机翼前缘的前缘襟翼与克鲁格襟翼，以及可以在机翼上引入发动机的喷气流，改变空气在机翼上的流动状态的喷气襟翼。　　前缘襟翼：后缘襟翼都位于机翼的后缘，如果把它的位置移到机翼的前缘，就变成了前缘襟翼。前缘襟翼也可以看作是可偏转的前缘。在大迎角下，它向下偏转，使前缘与来流之间的角度减小，气流沿上翼面的流动比较光滑，避免发生局部气流分离，同时也可增大翼型的弯度。　　前缘襟翼与后缘襟翼配合使用可进一步提高增升效果。一般的后缘襟翼有一个缺点，就是当它向下偏转时，虽然能够增大上翼面气流的流速，从而增大升力系数，但同时也使得机翼前缘处气流的局部迎角增大，当飞机以大迎角飞行时，容易导致机翼前缘上部发生局部的气流分离，使飞机的性能变坏。如果此时采用前缘襟翼，不但可以消除机翼前缘上部的局部气流分离，改善后缘襟翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。　　克鲁格襟翼：与前缘襟翼作用相同的还有一种克鲁格(Krueger)襟翼。它一般位于机翼前缘根部，靠作动筒收放。打开时，伸向机翼下前方，既增大机翼面积，又增大翼型弯度，具有较好的增升效果，同时构造也比较简单。　　喷气襟翼：这是目前正在研究中的一种增升装置。它的基本原理是：利用从涡轮喷气发动机引出的压缩空气或燃气流，通过机翼后缘的缝隙沿整个翼展向后下方以高速喷出，形成一片喷气幕，从而起到襟冀的增升作用。这是超音速飞机的一种特殊襟翼，其名称来历就是将“喷气”和“襟翼”结合起来。　　喷气襟翼一方面改变了机翼周围的流场，增加了上下压力差；另一方面，喷气的反作用力在垂直方向上的分力也使机翼升力大大增加。所以，这种装置的增升效果极好。根据试验表明，采用喷气襟翼可以使升力系数增大到12．4左右，约为附面层控制系统增升效果的2～3倍。虽然喷气襟翼的增升效果很好，但也有许多尚待解决的难题：发动机的喷气量太大，喷流能量的损失大；形成的喷气幕对飞机的稳定性和操纵性有不良影响；机翼构造复杂，重量急剧增加；发动机的燃气流会烧毁机场跑道等等。
　　在机翼上安装襟翼可以增加机翼面积，提高机翼的升力系数。襟翼的种类很多，常用的有简单襟翼、分裂襟翼、开缝襟翼和后退襟翼等等。一般的襟翼均位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧。当襟翼下放时，升力增大，同时阻力也增大，因此一般用于起飞和着陆阶段，以便获得较大的升力，减少起飞和着陆滑跑距离。　　简单襟翼：简单襟翼的形状与副翼相似，其构造比较简单。简单襟翼在不偏转时形成机翼后缘的一部分，当放下(即向下偏转)时，相当于增大了机翼翼型的弯度，从而使升力增大。当它在着陆偏转50～60度时，大约能使升力系数增大65％～75％。　　分裂襟翼：分裂襟翼（也称为开裂襟翼）象一块薄板，紧贴于机翼后缘下表面并形成机翼的一部分。使用时放下(即向下旋转)，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流有吸引作用，使气流流速增大，从而增大了机翼上下表面的压强差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了机翼翼型的弯度，同样可提高升力。这种襟翼一般可把机翼的升力系数提高75％～85％。　　开缝襟翼：它是在简单襟翼的基础上改进而成的。除了起简单襟翼的作用外，还具有类似于前缘缝翼的作用，因为在开缝襟翼与机翼之间有一道缝隙，下面的高压气流通过这道缝隙以高速流向上面，延缓气流分离，从而达到增升目的。开缝襟翼的增升效果较好，一般可使升力系数增大85％～95％。　　后退襟翼：后退襟翼在下放前是机翼后缘的一部分，当其下放时，一边向下偏转一边向后移动，既加大了机翼翼型的弯度，又增大了机翼面积，从而使升力增大。此外它还有开裂襟翼的效果。这种襟翼的增升效果比前三种的增升效果都好，一般可使翼型的升力系数增加110％～140％。　　除了上面提到的四种后缘襟翼以外，还有后退开缝襟翼和后退多缝襟翼，它们的增升效果更好，但同时构造也更加复杂。　　
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　　地效飞机是借助于地面效应原理，贴近水面（或地面）实现高速航行的运载工具。与相同排水量的船艇相比，由于它在巡航飞行阶段不与水面直接接触，从而大大减少了航行阻力，提高了巡航速度；与常规的飞行器相比，它的载运重量又远远高于同级的飞机。因而地效飞行器将飞机空中飞行的高速性和海上舰船的高承载性的优点完美地结合到一起，在水天之际占据了超低空和掠海面的飞行空档。 早在航空业发展初期，飞行员们就发现飞机（尤其是小展弦比、下单翼、宽翼展飞机）在着陆过程中，当飞行高度与飞机翼弦长度相近时，会出现一种附加升力，使飞机突然感到飘飘然，不太容易完成着陆，这就是所谓的地面效应作用。　　最初，人们在发现这种现象时，并不明白这种附加升力的特性，也没有去专门研究如何应用这种附加升力，只是简单地给它起了一个“空气垫”的名字。直到出现理论后，人们才弄清楚这种现象的实质，对其进行了更科学的分类，并冠之以“邻近地面效应”，亦称“地面效应”或“地屏效应”，简称“地效”。　　所谓的地面效应是飞行器由于地面或水面干扰的存在，飞行器升力面（通常指机翼）的下洗作用受到阻挡，使地面或水面与飞行器升力面之间的气流受到压缩，即机翼下面的压力升高，因而增大了机翼升力，同时减少阻力（即机翼诱导阻力因气流流过的条件改变而减小）的二种空气动力特性。　　后来，人们在不断的认识过程中，研制出了一种利用地面效应提供的支承力而飞行的飞行器，与气垫船不同的是，它必须有前进速度才能产生地效作用，所以也称作动力气垫地效翼船（艇）。地效飞行器曾被称作“两不象”：如果说它是飞机，它却不需要机场起降，而且能象船一样在水上航行如果说它是船，它却又能象飞机一样飞行。　　人类是从发现地面效应现象，转而考虑如何应用这种附加升力的。从1897年法国人最早进行地面效应飞行试验至今，人类对地效飞行器的理论研究和实践试验已有了上百年的历史。不过因种种因素的制约，很多国家在该领域所取得的成就远不如在水上和空中运载工具方面那么明显，目前在这方面独领风骚的是俄罗斯。俄罗斯的专家们经过几十年艰苦不断的努力，已经解决了地效飞行器的空气动力学、结构强度、安全性和使用可靠性问题及其相应的结构材料、发动机和机载设备的保障问题，并成功地研制出不少最近几年才被逐渐披露的具有各种用途的地效飞行器，使世人对地效飞行器的性能特点有了更加全面的了解，同时也引起许多经济发达国家的广泛兴趣。那么地效飞行器到底具有哪些独特性能呢？　　高承载性与高速性 地效飞行器的载运量可达自重的5O％，而著名的飞机载运量仅为其自重的2O％；它可完全脱离水面或地面航行，需要克服的阻力只有水的1／8O0，因此其飞行速度比一般船艇速度高9-14倍，比大多数高速船也快2-4倍。　　高运输经济性 与飞机相比，客运地效飞行器单位公里耗油量基本上与现代先进飞机相当，但它却不象飞机必须从投资大的机场跑道起降，而自身具有一定的爬坡登岸能允与船艇相比，货运地效飞行器每千克负载以5OO公里/小时的航速运送5000公里的运输费用仅相当于常规船舶以40公里／小时航速的运输花费，即O.3—0.4美元而比900公里／小时速度的飞机的运输费要少一半还多。　　多航态营运特性 地效飞行器一般都具有低速排水航行、中速气垫状态航行和高速离水航行等特性。　　高耐波性与适航性 由于地效飞行器采用动力气垫增升等技术，大多都能在3级海情下顺利起降，在浪高小于3米时稳定安全地巡航航行。　　两栖性地效飞行器不仅可在水面、冰面、雪地上低空掠行，且具有一定的爬坡、登岸能力，它不受航道环境和码头条件限制，可以快速将人员和货物运往滩头。　　良好的隐蔽性和突防能力 地效飞行器通常都是贴水面或地面高速掠行，所以一般都处在敌雷达盲区内，很难被发现。即使被发现，它也能规避敌舰载或陆基防空武器的拦截，突防能力很强。较强的作战能力 地效飞行器比现有的导弹快艇速度要快、机动性要好，可利用其高速性和突防能力对敌舰进行有效的攻击，而敌人的水雷、鱼雷不会对其构成威胁。　　多用途性 在军事领域，地效飞行器除可用于攻击敌舰艇及实施登陆作战外，也可用于执行运送武器装备、快速布雷、扫雷等任务，还可为海军部队提供紧急医疗救护。在民用领域，地效飞行器不仅可用于客、货运输，还可用于资源勘探、搜索救援、旅游观光、远洋渔船和钻井平台换员运输、通信保障与邮递等。尽管地效飞行器使用前景广阔，但至今发展尚有不少技术障碍。　　首先是地效飞行器设计理论还不成熟。与常规飞机设计不同，这种飞行器由于在飞行中，不仅受地面效应影响，还会受到海情、浪高的许多随机因素的影响，在整个航行过程中大都处于非定常飞行状态，空气动力原理十分复杂，特别对飞行器操稳特性的控制和操纵面的设计带来很大的难度，因此这种飞行器的设计大量依靠风洞试验和水面实际试航，不仅费时费钱，还很难得到一般规律。 此外，这种飞行器要经常从水面进入大气，又要从大气进入水面，这两种介质的交替使用会给机体造成特别大的冲击载荷（就像我们在跳水时不小心可能受“水拍”一样），并使飞行器的气动力受到强烈扰动，造成翻转、强烈颠簸，严重的会破坏机体结构折断机翼、机身等。　　地效飞行器的发动机设计也必须给予特别的考虑，因为它使用的介质既不是纯空气，也不是纯水流，而是含有大量水气的空气，在贴海飞行时会吸入浪花，在贴地飞行时会吸入地面碎石和杂物。　　飞行器的选材也是一大难题，既要能经受海面的冲击和振动，又要能耐海水的腐蚀既要足够的结实，又不能太重，还应有更好的耐应力疲劳性能。　　正是存在以上许多未知或不定的对安全性和舒适性有很大威胁的因素，给地效飞行器的设计带来了很大的挑战，但可以深信随着现代科学技术的飞速发展，以上问题必将一一得到解决。
旋　翼　机&
　　乍一看，旋翼机和直升机简直一模一样：它们头顶都有一副大直径的旋翼，在飞行中依靠旋翼的旋转产生升力。但是除去这些表面上的一致性，旋翼机和直升机却是两种完全不同的飞机。&　　旋翼机实际上是一种介于直升机和飞机之间的飞行器，它除去旋翼外，还带有一副螺旋桨以提供前进的动力，一般也装有较小的机翼在飞行中提供部分升力。旋翼机与直升机的最大区别是，旋翼机的旋翼不与发动机传动系统相连，发动机不是以驱动旋翼为飞机提供升力，而是在旋翼机飞行的过程中，由前方气流吹动旋翼旋转产生升力，象一只风车；而直升机的旋翼与发动机传动系统相连，既能产生升力，又能提供飞行的动力，象一台电风扇。由于旋翼为自转式，传递到机身上的扭矩很小，因此旋翼机无需单旋翼直升机那样的尾桨，但是一般装有尾翼，以控制飞行。&　　在飞行中，旋翼机同直升机最明显的分别为直升机的旋翼面向前倾斜，而旋翼机的旋翼则是向后倾斜的。&　　需要说明的是，有的旋翼机在起飞时，旋翼也可通过“离合器”同发动机连系，靠发动机带动旋转而产生举力。这样可以缩短起飞滑跑距离，几乎以陡直地向上爬升，但还不能垂直上升，也不能在空中不动（即“悬停”）。等升空后再松开离合器随旋翼在空中自由旋转。&　　旋翼机飞行时，举力主要由旋翼产生，固定机翼仅提供部分举力。有的旋翼机甚至没有固定机翼，全部举力都靠旋翼产生。&　　由于旋翼机的旋翼旋转的动力是由飞机前进而获得。万一发动机在空中停车螺旋桨不转了，此时旋翼机据惯性继续维持前飞，并逐渐减低速度和高度，就在这高度下降的同时，也就 有了自下而上的相对气流，旋翼就能可自转提供升力。这样，旋冀机便可凭飞行员的操纵安全地滑翔降路。即使在行员不能操纵，旋翼机失去控制的特殊情况下，也会像降落伞-样的降落，虽然也是粗暴着陆，但不会出现类似秤陀落地的情况。&　　当然，直升机也是具备自转下沿安全着陆能力的。但它的旋冀需要从有动力状态过渡到自转状态，这个过渡要损失一定高度。如果飞行高度不够，那么直升机就可能来不及过渡而触地。旋翼机本身就是在自转状态下飞行的，不需要进行过渡，所以也就没行这种为安全转换所需的高度约束。&　　由于旋翼机的旋翼是没有动力的，因此它没有由于动力驱动旋翼系统带来的较大的振动和噪音，也就不会因这种振动和噪音而使旋翼、机体等的使用落命缩短或增加乘员的疲劳。旋翼机动力驱动螺旋桨所造成的影响，显然小得多。&　　另外，旋翼机还有-个很可贵的特点，就是它的着陆滑跑距离大大地短于起飞沿跑距离，甚至操纵得好可以不滑跑就地着陆，只要-块比旋翼直径大一些的地方就可降落，即使不怎么平也不要紧，甚至可在旅游船顶篷或甲板上降落。&　　美国的旋翼机飞行训练手册说：“旋翼机的稳定性在所有航空器中最高”。它可自动调节，使机身具有良好的俯仰稳定性、滚转稳定性和速度稳定性。旋转起来的旋转桨盘恰似个大惯性轮，且旋翼没有周期变距等变化。又由于旋翼视的旋翼安装角比直升机的要大些，所以具有较好的陀螺效应，稳定性较高。&　　旋翼机的抗风能力较高，而且在起飞时，它还喜欢有风。对常规的旋翼机来说，风有利于旋翼的起动和加速旋转，可以缩短赵-它滑跑的跃离，当达到足够大的风速时，一般的旋翼机也可以垂直起飞。一般来说，旋翼机的抗风能力强于同量级的固定翼飞机，而大体与直升机的抗风能力相当，甚至“在湍流和大风中的飞行能力超出直升机的使用极限”。&　　旋冀机可分为两类，一类是需要滑跑起飞的，这种比较简单，大量的是这一类。另-类是可垂直起飞的，其起飞方法有三种：一种是带动力驱动它的旋翼；第二种是用预转旋翼并使其达到正常飞行转速的-定倍数，然后突然脱开离合器，同时使旋翼奖叶变距而得到较大的升力跳跃起飞；第三种则是由旋翼翼尖小火箭驱动旋翼旋转而提供升力来实现垂直起非这种垂直起飞的过程，一般都是由自动程序控制来完成的。&　　旋翼机的性能价格比是很高的，它有许多宝贵性能，价格却比较便宜，约为同量级直升机的五分之-到十分之一，相当子-辆中等偏上的小汽车的价钱。前面所提到的那种由小火筋驱动旋翼而垂直起飞，由汽油发动机和螺旋桨使其前-迄的“直升旋翼机”，其每磅有效载荷的价格也只有普通直升机中最便宜的三分之一。&　　由于旋翼机没有尾梁、没有尾传动系统及减速器自动倾斜器，绝大部分旋翼机也没有主旋翼传动系统、主减速器等，结构简单，所以不仅价格低，而且故障率也低。此外使用维护简单方便。所需费用也低。　　旋翼机的驾驶比直升机容易得多。国外一些旋翼机-运行培训中心，对没有飞过任何机种的新手，一般通过两天的训练和带飞即可放单飞，而对有过训练的人一天就行了。&　　旋翼机虽然古老，但它也是一种正在蓬勃发展的年轻飞行器，其好用、安全、便利的特点，使其在未来的航空器家族中仍将占有一席之地。
飞艇与飞机
　　乍一看，飞艇似乎是与飞机差不多的一个东西，都能在大气中飞行，需要靠螺旋桨推动，好象没什么不同。但实际上这一字之差，代表着两个完全不同的概念，决不能混淆。　　看了前面的文章，大家应该已经知道飞机是如何飞上天的了。飞机的升空是借助于机翼产生的升力，如图，由于机翼的下表面较平坦，上表面较突出，流过的机翼的上表面的空气流速就要比流经下表面的流速快，根据伯努利定理，上表面的压力就要小于下表面，这个压力差就是飞机的升力来源。　　而飞艇的升空则是利用浮力原理，如图，大家可以看到，飞艇都有一个庞大的流线型机身，实际上这只是一个大气囊，里面充满了比重比空气小的气体，如氢气、氦气或热空气等，这样，气囊所受到的空气浮力大于气囊内气体的重量，这个差就是飞艇的升力，飞艇依靠它提升气囊下方的吊舱内的货物或乘客。　　根据二者升空原理的不同，人们将利用升力原理升空的航空飞行器，包括固定翼飞机、直升机等称为“重于空气的飞行器”；而将利用浮力原理的飞艇、气球等称为轻于空气的飞行器。　　由于升空原理不同，飞艇和飞机的飞行特点也大不相同。飞机要依靠机翼上下表面的气流速差，因此必须使机翼和空气有相对速度，所以飞机必须要达到一定速度才可以起飞，在空中也不可以飞得太慢，低于一定速度就会失速坠落，更不可以悬停在空中；而飞艇则不然，借助于浮力它可以随意在空中悬停几乎无限长的时间，无需消耗任何燃料，真正起到了一个浮空平台的作用。直升机尽管可以悬停，但必须不断旋转旋翼，消　　耗燃料，留空时间也比较短。留空时间长，可长时间悬停，这也是飞艇最主要的优点。　　但利用浮力升空也有其不便，由于空气的比重较小，只有1.293千克/米3，因而浮力也小，一架载重10吨的飞艇，气囊体积就至少需要10000立方米以上，这么大的体积，使得飞艇既飞不快，也难以操纵，而且极容易受到气流的影响；而飞机则速度越来越快，所需要的机翼面积越来越小，结构非常紧凑，操纵性也要好得多。　　根据特点的不同，飞艇和飞机的用途也不同，前者适用于需要长时间低速飞行的任务，如巡逻，勘测，搜索就生，广告摄影等；而后者则大量用于需要高速运输，作战等场合。
飞艇与飞机
　　乍一看，飞艇似乎是与飞机差不多的一个东西，都能在大气中飞行，需要靠螺旋桨推动，好象没什么不同。但实际上这一字之差，代表着两个完全不同的概念，决不能混淆。　　看了前面的文章，大家应该已经知道飞机是如何飞上天的了。飞机的升空是借助于机翼产生的升力，如图，由于机翼的下表面较平坦，上表面较突出，流过的机翼的上表面的空气流速就要比流经下表面的流速快，根据伯努利定理，上表面的压力就要小于下表面，这个压力差就是飞机的升力来源。　　而飞艇的升空则是利用浮力原理，如图，大家可以看到，飞艇都有一个庞大的流线型机身，实际上这只是一个大气囊，里面充满了比重比空气小的气体，如氢气、氦气或热空气等，这样，气囊所受到的空气浮力大于气囊内气体的重量，这个差就是飞艇的升力，飞艇依靠它提升气囊下方的吊舱内的货物或乘客。　　根据二者升空原理的不同，人们将利用升力原理升空的航空飞行器，包括固定翼飞机、直升机等称为“重于空气的飞行器”；而将利用浮力原理的飞艇、气球等称为轻于空气的飞行器。　　由于升空原理不同，飞艇和飞机的飞行特点也大不相同。飞机要依靠机翼上下表面的气流速差，因此必须使机翼和空气有相对速度，所以飞机必须要达到一定速度才可以起飞，在空中也不可以飞得太慢，低于一定速度就会失速坠落，更不可以悬停在空中；而飞艇则不然，借助于浮力它可以随意在空中悬停几乎无限长的时间，无需消耗任何燃料，真正起到了一个浮空平台的作用。直升机尽管可以悬停，但必须不断旋转旋翼，消　　耗燃料，留空时间也比较短。留空时间长，可长时间悬停，这也是飞艇最主要的优点。　　但利用浮力升空也有其不便，由于空气的比重较小，只有1.293千克/米3，因而浮力也小，一架载重10吨的飞艇，气囊体积就至少需要10000立方米以上，这么大的体积，使得飞艇既飞不快，也难以操纵，而且极容易受到气流的影响；而飞机则速度越来越快，所需要的机翼面积越来越小，结构非常紧凑，操纵性也要好得多。　　根据特点的不同，飞艇和飞机的用途也不同，前者适用于需要长时间低速飞行的任务，如巡逻，勘测，搜索就生，广告摄影等；而后者则大量用于需要高速运输，作战等场合。
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直升机的结构形式
　　直升机的旋翼在空中飞速旋转时，空气会给旋翼一个反作用力矩，如果不设法平衡掉这个反作用扭矩，直升机就会在空中打转，不能前飞，也无法进行方向操纵。根据不同途径平衡旋翼反作用扭矩的方法，直升机也就有了不同的结构形式。主要包括以下几种：
单旋翼＋尾桨式
双旋翼共轴式
双旋翼纵列式
双旋翼横列式
双旋翼交叉式
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双旋翼交叉式直升机
　　双旋翼交叉式直升机除与其它双旋翼直升机一样装有两副完全一样，但旋转方向相反的旋翼以外，其明显特点是两旋翼轴不平行，是分别向外侧倾斜的，且横向轴距很小，所以两副旋翼在机体上方呈交叉状。　　这种直升机的最大优点是稳定性比较好，适宜执行起重、吊挂作业。最大缺点是因双旋翼横向布置，气动阻力较大。但由于它的两旋翼轴间距较小，所以其气动阻力又要比双旋翼横列式直升机小一些。　　研制双旋翼交叉式直升机的公司主要是美国的卡曼公司。早在50年代，卡曼公司就研制过双旋翼交叉式直升机K-600（军用编号为H-43）。以后在漫长的40年中，双旋翼交叉式直升机似乎就消声匿迹了。　　90年代初，卡曼公司瞧准了民用直升机还缺少专门用于吊挂作业的直升机，于是研制了双旋翼交叉式直升机，K-MAX“空中卡车”。该机于1991年首次飞行，1994年开始交付使用，主要用于森林地区木材运输。
双旋翼横列式直升机
　　双旋翼横列式直升机的特征是：两副旋翼一左一右分别安装在机身两侧的两个支架上。两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，其旋转时反作用力相相抵消。　　这种型式的直升机机最大优点是平衡性好，其缺点与双旋翼纵列式直升机差不多，操纵也比较复杂。双旋翼横列式直升机要在机身两侧增装旋翼支架，无形中会增加许多重量，而且也加大了气动阻力。　　双旋翼横列式直升机的数量很少。前苏联米里设计局研制的米-12是最典型的双旋翼横列式直升机，它也是世界上最大的直升机。该机机身长37米，每副旋翼直径35米，最大起飞重量105吨，最大平飞速度260公里离小时，仅在60年代试制了4架原型机，没有投入批量生产。
双旋翼共轴式直升机
　　双雄翼共轴式直升机药基本特征是：两副完全相同的旋翼，一上一下安装在同一根旋翼轴上，两旋翼间有一定间距。两副旋翼的旋转方向相反，它们的反扭矩可以互相抵消。这样，就用不着再装尾桨了。直升机的航向操纵靠上下两旋翼总距的差动变化来完成。　　双旋翼共轴式直升机主要优点是结构紧凑，外形尺寸小。这种直升机因无尾桨，所以也就不露要装长长的尾梁，机身长度也可以大大缩短。有两副旋翼产生升力，每副旋翼的直径也可以缩短。机体部件可以紧凑地安排在直升机重心处，所以飞行稳定性好，也便于操纵。与单旋翼带尾桨直升机相比，其操纵效率明显有所提高。此外。共轴式直升机气动力对称，其悬停效率也比较高。　　研制共轴式直升机取得最大成功的是俄罗斯的卡莫夫设计局，该设计局研制出了庞大的“卡”系列直升机，它们基本上都是双旋翼共轴式布局。除大量民用直升机外，如卡-26、卡-226等，军用直升机也有不凡表现，卡-25曾是前苏联舰载反潜直升机食主力，新研制的战斗直升机卡-50、卡-52则更令人瞩目。北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系的轻型飞机室研制的“蜜蜂－16”轻型单座直升机也采用了共轴双旋翼形式。　　双旋翼共轴式直升机的主要缺点是操纵机构复杂。
单旋翼＋尾桨式直升机
　　这种型式的直升机主要特点就是机身上部装有一副巨大的旋翼，机身后部有长长的尾梁，尾梁末端的垂尾一侧，装有一副小尾桨。尾桨的旋转平面与旋翼的旋转平面垂直。尾桨旋转起来，产生的推力或拉力会形成与旋翼反作用扭矩方向相反的平衡力矩。这样，直升机就不会总是在空中打转了，既能正常前飞，又能进行方向操纵。　　单旋翼＋尾桨式直升机的发动机通过一套传动机构驱动旋翼和尾桨。传动机构通常由主减速器、中间减速器和尾减速器组成。单旋翼＋尾桨式直升机的最大优点，就是结构简单，易于操纵。这种结构型式的适用范围较广，不仅适用于象AS-350“松鼠”（最大起飞重量约二吨）那样的轻型直升机，象米-4（最大起飞重量约7吨）那样的中型直升机，也适用于象米-26（最大起飞重量56吨，是世界上最大的单旋翼直升机）那样的重型直升机。　　最早的实用直升机就是从单旋翼＋尾桨型式开始的。1939年试飞成功的世界第一架实用直升机，研制的VS-300，既是采用的单旋翼＋尾桨型式。以后，西科斯基公司在此基础上发展出一个庞大的S系列直升机大家族。这一系列直升机基本上都起单旋翼＋尾桨型式。俄罗斯米里设计局也是因为研制“米”字系列单旋翼带＋桨直升机而著称于世的，它们在战争中，在国民经济各部门都获得了广泛的应用。　　单旋翼带尾桨式直升机是世界上应用范围最广、最受欢迎、最有生命力的直升机。这种型式的直升机约占世界直升机总数的70％左右。　　当然，单旋翼＋尾桨式直升机也并非完美无缺，它也有不少固有的弱点。这主要表现在尾桨上。尾桨不产生升力，只产生一定推力或拉力去平衡旋翼的反扭矩并用于改变飞行方向，其结果会白白浪费掉许多功率。此外，尾桨在旋翼和机身尾涡的不良气动环境里工作，其气动效率也比较低；暴露在外的尾桨桨叶也不利于飞行安全，在起飞、着陆和贴地飞行时容易与地面障碍物相撞。在军用直升机中，尾桨造成的事故约占事故总数的15％左右。　　设计师为改善尾桨作出了不懈的努力。70年代，法国研制出了尾桨桨叶被包覆起来的函道尾桨，大大提高了飞行的安全性。80年代，美国又研制出了用环量控制尾翼喷气流来取代尾桨的无尾桨直升机。　　
双旋翼纵列式
　　双旋翼纵列式直升机机身前后各有一个旋翼塔座，两副旋翼分别安装在两个塔座上，两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，它们的反作用扭矩可以互相平衡掉。　　这种结构型式的直升机的突出优点是纵向重心范围大，因此可以将机身设计得比较庞大。它比较适用于中型和大型直升机。双旋翼纵列式直升机的明显缺点是结构复杂。此外，从气动力上来看，前旋翼尾涡对后旋翼会产生气动干扰，后旋翼总是处在非常不利的气动环境中。为降低前旋翼尾涡对后旋翼的气动干扰程度，通常把后旋翼装得高一些。　　这种型式的直升机其俯仰惯性和该转惯性较大，机身气动力矩不稳定，偏航操纵效率较低这些都会对直升机的稳纵品质产生不利影响。
　　双旋翼纵列式直升机最有名气的是美国的 CH-47“支奴干” 1。在越南战争初期，美国曾将大量的CH-47直升机投入战场，以运送兵员和物资。由于该直升机机体大，机动性差，没有自卫能力，所以被击落不少。
双旋翼纵列式
　　双旋翼纵列式直升机机身前后各有一个旋翼塔座，两副旋翼分别安装在两个塔座上，两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，它们的反作用扭矩可以互相平衡掉。　　这种结构型式的直升机的突出优点是纵向重心范围大，因此可以将机身设计得比较庞大。它比较适用于中型和大型直升机。双旋翼纵列式直升机的明显缺点是结构复杂。此外，从气动力上来看，前旋翼尾涡对后旋翼会产生气动干扰，后旋翼总是处在非常不利的气动环境中。为降低前旋翼尾涡对后旋翼的气动干扰程度，通常把后旋翼装得高一些。　　这种型式的直升机其俯仰惯性和该转惯性较大，机身气动力矩不稳定，偏航操纵效率较低这些都会对直升机的稳纵品质产生不利影响。
　　双旋翼纵列式直升机最有名气的是美国的 CH-47“支奴干” 1。在越南战争初期，美国曾将大量的CH-47直升机投入战场，以运送兵员和物资。由于该直升机机体大，机动性差，没有自卫能力，所以被击落不少。
飞机的阻力
　　凡是懂得物理知识的人都知道，飞机在飞行的过程中,机体上所受的力是平衡的。飞机的重力与飞机产生的升力平衡，而飞机的发动机的作用则是克服飞机所受的阻力，推动飞机前进，使得飞机相对于空气运动，从而产生升力。大家肯定要想，飞机发动机的功率那么大，难道飞机上所受的阻力有那么大吗？的确，飞机在高速飞行的同时，会因为不同原因受到非常大的阻力。从产生阻力的不同原因来说，飞机所受的阻力可以分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力等。
　　当两个物体相互滑动的时候，在两个物体上就会产生与运动方向相反的力，阻止两个物体的运动，这就是物体之间的摩擦阻力。当飞机在空气中飞行时，飞机也会受到空气的摩擦阻力，飞机的摩擦阻力是因为空气的粘性造成的。当气流流过物体时，由于粘性，空气微团与物体表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，这就是物体对空气的摩擦阻力，反之，空气对物体也给予了摩擦阻力。摩擦阻力是在边界层中产生的。所谓边界层就是紧贴物体表面，流速由外部流体的自由流速逐渐降低到零的那一层薄薄的空气层。中气流的流动情况是不同的。一般机翼大约在最大厚度之前，边界层的气流各层不相混杂而成层地流动，这部分叫做“层流边界层”。在这之后，气流的活动转变为杂乱无章，并且出现了漩涡和横向流动，这部分叫做“紊流边界层”。从“层流边界层”转变为 “紊流边界层”的那一点叫做“转捩点”。　　边界层中的摩擦阻力大小与流动情况有很大关系，从大量的实践证明，对于层流流动，物体表面受到的摩擦阻力小，而紊流流动对物面的摩擦阻力大的多。在普通的机翼表面，既有层流边界层，又有紊流边界层，所以为了减小摩擦阻力，人们就千方百计地使物体表面的流动保持层流状态，例如通过在机翼表面上钻孔，吸除紊流边界层，这样就可以达到减阻的目的。另外，提高加工精度，使层流边界层尽量的长，延缓转捩点的出现，甚至抑制它的出现，也可以起到很好的效果。这些都是飞机设计中的层流机翼的概念。物体表面受到的摩擦阻力还跟物体的表面积有关系，面积越大，阻力也越大。因此在人们试图减小飞行阻力的时候，减小飞机的尾翼或者机翼的面积也是一个有效的方法。当然前提条件是保证产生足够的升力和控制力。例如使用推力矢量技术的飞机，由于有了发动机推力直接用于飞行控制，这样飞机的尾翼就可以减小或者去除，这样就可以大大的减小摩擦阻力。
　　机翼同一般物体相似，也有摩擦阻力和压差阻力。对于机翼而言，这二者合称“翼型阻力”。机翼上除翼型阻力外，还有“诱导阻力”（又叫“感应阻力”）。这是机翼所独有的一种阻力。因为这种阻力是伴随着机翼上举力的产生而产生的。也许可以说它是为了产生举力而付出的一种代价。　　如果有一架飞机以某一正迎角a作水平飞行，它的机翼上面的压强将降低，而下面的压强将增高，加上空气摩擦力，于是产生了举力Y。这是气流作用到机翼上的力，根据作用和反作用定律，必然有一个反作用力即负举刀力（-Y），由机翼作用到气流上，它的方向向下，所以使气流向下转折一个角度a，这一角度叫“下洗角”。随着下洗角的出现，同时出现了气流向下的速度。这一速度叫做“下洗速（w）”。下洗的存在还可由风洞实验观察出来。　　由实验可知：当飞机飞行时，下翼面压强大、上翼面压强小。由于翼展的长度是有限的，所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖，向上翼面流动。当气流绕流过翼尖时，在翼尖那儿不断形成旋涡。旋涡就是旋转的空气团。随着飞机向前方飞行，旋涡就从翼尖向后方流动，并产生了向下的下洗速（w）。下洗速在两个翼尖处最大，向中心逐渐减小，在中心处减到最小。这是因为旋涡可以诱导四周的空气随之旋转，而这又是由于空气粘性所起的作用。空气在旋转时，越靠内圈，旋转得越快，越靠外圈，旋转得越慢。因此，离翼尖越远，气流垂直向下的下洗速就越小。
　　图示的就是某一个翼剖面上的下洗速度。它与原来相对速度v组成了合速度u 。u与v的夹角就是下洗角a1。下洗角使得原来的冲角a减小了。根据举力Y原来的函义，它应与相对速度v垂直，可是气流流过机翼以后，由于下洗速w的作用，使v的方向改变，向下转折一个下洗角a1，而成为u。因此，举力Y也应当偏转一角度a1，而与u垂直成为y1。此处下洗角很小，因而y与y1一般可看成相等。回这时飞机仍沿原来v的方向前进。y1既不同原来的速度v垂直，必然在其上有一投影为Q；。它的方向与飞机飞行方向相反，所起的作用是阻拦飞机的前进。实际上是一种阻力。这种阻力是由举力的诱导而产生的，因此叫做“诱导阻力”。它是由于气流下洗使原来的举力偏转而引起的附加阻力，并不包含在翼型阻力之内。　　图中机翼前面的一排小箭头表示原来的流速，后面的一排小箭头则表示流过机翼后偏转一个角度的流速。诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状，展弦比，特别是同举力有关。
　　“压差阻力”的产生是由于运动着的物体前后所形成的压强差所形成的。压强差所产生的阻力、就是“压差阻力”。压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大的关系。　　用刀把一个物体从当中剖开，正对着迎风吹来的气流的那块面积就叫做“迎风面积”。如果这块面积是从物体最粗的地方剖开的，这就是最大迎风面积。从经验和实验都不难证明：形状相同的物体的最大迎风面积越大，压差阻力也就越大。　　物体形状对压差阻力也有很大的作用。把一块圆形的平板，垂直地放在气流中。它的前后会形成很大的压差阻力。平板后面会产生大量的涡流，而造成气流分离现象。如果在圆形平板的前面加上一个圆锥体，它的迎风面积并没有改变，但形状却变了。平板前面的高压区，这时被圆锥体填满了。气流可以平滑地流过，压强不会急剧升高，显然这时平板后面仍有气流分离，低压区仍然存在，但是前后的压强差却大为减少，因而压差阻力降低到原来平板压差阻力的大约五分之一。　　如果在平板后面再加上一个细长的圆锥体，把充满旋涡的低压区也填满，使得物体后面只出现很少的旋涡，那么实验证明压差阻力将会进一步降低到原来平板的大约二十到二十五分之象这样前端圆纯、后面尖细，象水滴或雨点似的物体，叫做“流线形物体”，简称“流线体”。在迎风面积相同的条件下，它的压差阻力最小。这时阻力的大部分是摩擦阻力。除了物体的迎风面积和形状外，物体在气流中的位置也影响到压差阻力的大小。　　物体上的摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”。一个物体，究竟哪一种阻力占主要部分，这要取决于物体的形状和位置。如果是流线体，那么它的迎面阻力中主要部分是摩擦阻力。如果形状远离流线体的式样，那么压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，而且总的迎面阻力也较大。
　　飞机在空气中飞行时，前端对空气产生扰动，这个扰动以扰动波的形式以音速传播，当飞机的速度小于音速时，扰动波的传播速度大于飞机前进速度，因此它的传播方式为四面八方；而当物体以音速或超音速运动时，扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度，这样，后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在一起，形成较强的波，空气遭到强烈的压缩、而形成了激波。
　　空气在通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流速度急骤降低，由阻滞产生的热量来不及散布，于是加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里，能量发生了转化--由动能变为热能。动能的消耗表示产生了一种特别的阻力。这一阻力由于随激波的形成而来，所以就叫做"波阻"。从能量的观点来看，波阻就是这样产生的。　　从机翼上压强分布的观点来看，波阻产生的情况大致如下；根据对机翼所作的实验，在超音速飞行时，机翼上的压强分布如图所示。在亚音速飞行情况下，机翼上只有摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。它的压力分布如图中虚线所示。对图中两种不同的飞行情况压强分布加以比较，可以看出：在亚音速飞行情况下，最大稀薄度靠前，压强分布沿着与飞行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大，其中包括翼型阻力和诱导阻力。　　可是在超音速飞行情况下，压强分布变化非常大，最大稀薄度向后远远地移动到尾部，而且向后倾斜得很厉害，同时它的绝对值也有增加。因此，如果不考虑机翼头部压强的升高，那么压强分布沿与飞行相反方向的合力，急剧增大，使得整个机翼的总阻力相应有很大的增加。这附加部分的阻力就是波阻。由于它来自机翼前后的压力差，所以波阻实际上是一种压差阻力。当然，如果飞机或机翼的任何一点上的气流速度不接过音速，是不会产生激波和波阻的。　　阻力对于飞机的飞行性能有很大的影响，特别是在高速飞行时，激波和波阻的产生，对飞机的飞行性能的影响更大。这是因为波阻的数值很大，能够消耗发动机一大部分动力。例如当飞行速度在音速附近时，根据计算，波阻可能消耗发动机大约全部动力的四分之三。这时阻力系数Cx急骤地增长好几倍。这就是由于飞机上出现了激波和波阻的缘故。　　由上面所说的看来，波阻的大小显然同激波的形状有关，而激波的形状在飞行M数不变的情况下；又主要决定于物体或飞机的形状，特别是头部的形状。按相对于飞行速度（或气流速度）成垂直或成偏斜的状态，有正激波和斜激波两种不同的形状。成垂直的是正激波，成偏斜的是斜激波。
　　在飞行M数超过 1时（例如M等于 2），如果物体的头部尖削，象矛头或刀刃似的，形成的是斜激波；如果物体的头部是方楞的或圆钝的，在物体的前面形成的则是正激波。正激波沿着上下两端逐渐倾斜，而在远处成为斜激波，最后逐渐减弱成为弱扰动的边界波。斜激波的情况也是一样的，到末端也逐渐减弱而转化为边界波。在正激波之后的一小块空间，气流穿过正激波，消耗的动能很大，总是由超音速降低到亚音速，在这里形成一个亚音速区。　　M数的大小也对激波的形状有影响。当M数等于 1或稍大于 1（例如M＝ 1.042）时，在尖头（如炮弹）物体前面形成的是正激波。如果M数超过1相当多（例如M＝2.479），形成的则是斜激波。　　正激波的波阻要比斜激波大，因为在正激波下，空气被压缩得很厉害，激波后的空气压强和密度上升的最高，激波的强度最大，当超音速气流通过时，空气微团受到的阻滞最强烈，速度大大降低，动能消耗很大，这表明产生的波阻很大；相反的，斜激波对气流的阻滞较小，气流速度降低不多，动能的消耗也较小，因而波阻也较小。斜激波倾斜的越厉害，波阻就越小。
　　飞机上除了摩擦阻力，压差阻力和诱导阻力以外，还有一种“干扰阻力”值得我们注意，实践表明，飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼等，单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于、而是往往小于把它们组成一个整体时所产生的阻力。所谓“干扰阻力”就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。
　　如图所示，气流流过机翼和机身的连接处，由于机翼和机身二者形状的关系，在这里形成了一个气流的通道。在A处气流通道的截面积比较大，到C点翼面最圆拱的地方，气流通道收缩到最小，随后到B处又逐渐扩大。根据流体的连续性定理和伯努利定理，C处的速度大而压强小，B处的速度小而压强大，所以在CB一段通道中，气流有从高压区B回流到低压区 C的趋势。这就形成了一股逆流。但飞机前进不断有气流沿通道向后流，遇到了后面的这股逆流就形成了气流的阻塞现象，使得气流开始分离，而产生了很多旋涡。这些旋涡表明气流的动能有了消耗，因而产生了一种额外的阻力，这一阻力是气流互相干扰而产生的，所以叫做“干扰阻力”。不但在机翼和机身之间可能产生干扰阻力，而且在机身和尾翼连接处，机翼和发动机短舱连接处，也都可能产生。　　从干扰阻力产生的原因来看，它显然和飞机不同部件之间的相对位置有关。如果在设计飞机时，仔细考虑它们的相对位置，使得它们压强的增加不大也不急剧，干扰阻力就可减小。另外，还可以采取在不同部件的连接处加装流线型的“整流片”的办法，使连接处圆滑过渡，尽可能减少漩涡的产生，也可减少“干扰阻力”。
飞机的分代与第一代战斗机
　　飞机自从发明的那一天开始，就注定要将自己与军事连结在一起。为了获得空中优势，人们一直在琢磨如何在空战中占据主动，不断地探索新的空战战术、技术。新的空战战术不断对飞机的性能提出新的要求，而飞机性能的提高又不断促使人们充分利用这些性能发展相应的空战战术。两者的相互促进推动了战斗机研制的发展。&　　最初的空战战术是盘旋，飞机的水平机动能力决定着空战的成败。随着德国著名飞行员首创的垂直机动开始，飞机的垂直机动能力越来越受到重视，一直到第二次世界大战，空战的主要原则是“谁有高度优势，谁就能控制战斗”， 当时的单机空战四要素是：高度、速度、机动、火力，因此设计师们不断地提高飞机的速度和升限。随着喷气技术突破性的进展，在第二次世界大战末期，喷气式战斗机进入了历史舞台。&　　从喷气式战斗机开始服役至今有半个世纪了，人们根据战斗机性能的变化，将喷气式战斗机进行了分代，以一个清晰的脉络使50年来飞机的发展呈现在了人们眼前。&　　飞机的分代已经有了普遍的共识，其原则主要有：&　　1． 各国战斗机的分代标准应是统一的，应以技术最先进的国家的典型战斗机为代表，作为统一分代的标准。　　2． 各国飞机的主要战术技术性能要有“台阶”性的差别和提高。也就是说，“换代飞机”的技战术性能与上一代飞机相比必须有“质”的飞跃。确定分代标准的战术技术性能，是决定飞机作战效能的关键因素和代表航空技术新水平的关键技术。　　3． “换代飞机”必须是一个时期的主力机种，具备了相当的作战能力和经历了一定的实战使用与考验。&　　喷气式发动机替代活塞式发动机使飞机的性能产生了飞跃，飞机的飞行速度达到了1100公里/小时，实用升限达到15000米左右。但是当时的空战战术并没有因为飞机速度的提高而产生质的变化，这主要是因为飞机的机载武器系统和电子设备的滞后发展，制约了空战战术的发展。&　　美国和前苏联于40年代末，50年代初开始投入使用的喷气式战斗机，都是第一代喷气式战斗机，包括F-80、F-86、F-100、米格-15、米格-19，其中的代表性飞机是和。&　　第一代战斗机已经可以实现超音速飞行，其最大飞行速度可以达到1.3。第一代战斗机普遍采用后掠机翼，装有带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。飞机的电子设备还非常简陋，主要是通讯电台、高度表和无线电罗盘以及简单的敌我识别装置。武器装置以大口径航炮为主，后期型可以挂装第一代空空导弹。飞机的火控系统为简单的光学-机电式瞄准具，后期安装了第一代雷达。&　　第一代战斗机主要的空战方式是近距格斗，尾随攻击。第一代战斗机参加了朝鲜战争，美苏两国第一代战斗机进行了直接对话。当时由于美国对朝鲜实施大量轰炸，为了避免伤亡，轰炸机的飞行高度都很高，所以当时为了拦截轰炸机，护航给与拦截机经常在万米高空进行缠斗，作战高度提高是当时空战的明显特点。由于飞机在高空的盘旋性能较差，所以这一时期飞机在垂直方向上的机动性能显得更为重要。F-86和米格-15由于各自的性能特点不同，采用的空战战术也不同，米格-15在战斗中力争“飞得高些，靠垂直机动”，而F-86在战斗中则尽量“飞得低些，靠水平机动”。&　　两种第一代战斗机的典型代表在朝鲜战场上的碰撞不仅使各自名声雀起，在人们心中留下不灭印象，而且促使军事专家对空战战术和技术进行了反思，从而造成了的诞生。&
第二代战斗机
　　朝鲜战争结束后，美国军方的专家对战争中的空战战例进行了总结，对空战理论和战斗机的发展方向进行了研讨，得到了这样一些观点和看法：&　　1．由于在朝鲜战争中吃尽了米格-15的苦头，所以他们认为飞机的最大速度是决定空中优势的主要因素，为了使飞机具有高速性能，可以牺牲其爬升性能和盘旋性能；&　　2．对前线战场及敌方机动目标实施战术轰炸，是空军在战争中的重要职能，而轰炸机恶劣的机动性又使它成为敌方最容易对付的目标，因此轰炸任务往往需要大量的护航战斗机，不仅使战争花费大增，而且还是无法避免伤亡。因此专家们主张研制多用途飞机，使飞机兼有空战和对地攻击能力，实质上是倾向于研制战斗轰炸机；&　　3．主张放弃编队空战，截击机的战术是利用速度优势追击目标。截击机实施攻击时，其飞行动作“平直化”，即不需要进行高过载机动，并力求一次攻击结束战斗；&　　4．自从空空导弹进入服役并取得战绩之后，有人就认为航炮在空战中已无法发挥作用，因此航炮的作用被极大的贬低和忽视，以至在研制战斗机时甚至提出不装航炮；&　　5．认识到了航空电子设备在提高武器装备效能中的地位，加大了在航空电子设备上的投入。&　　飞机设计师们就是按照上述这些作战思想和想法研制了第二代战斗机。这一代战斗机的最大平飞速度达到了2倍音速。采用大推力涡轮喷气发动机，开始装备独立的航空电子设备系统，如单脉冲雷达、导航计算机、惯性导航系统等等。第二代战斗机具有全天候作战能力，装备了中距空空导弹，而且兼顾对地攻击，对地攻击能力较强。第二代战斗机的机载电子设备和武器系统的性能有了较大改进，飞机的重型化倾向明显。&　　第二代战斗机参加了越南战争和其它的一些局部战争，接受了实战的考验，结果却发现它们并不能满足实战的要求，因为作战方式和以前预想的已经发生了很大的变化。高空高速并不是空战的主要范围，因此第二代飞机的性能优点并不是决定空战胜负的决定性因素。&　　第二代战斗机的主要代表机型有前苏联的米格-21和米格-23以及美国的F-104和F-4，它们各自形成了“轻-重”搭配的系列战斗机格局。目前美、俄两国的第二代战斗机早已经退役，但是在广大的发展中国家第二代战斗机仍然在广泛的使用，例如法国的“幻影”III、“幻影”F1和瑞典的Saab-37等等。&
第三代战斗机
　　在服役之后参加了越战和其它的一些局部战争，结果表明这些战斗机并不如设计时所设想的那样有战斗力，因为他们最为突出的高空高速性能并不是决定空战胜负的最重要的因素。研究局部战争经验的专家注意到，空战的高度范围不是扩大了，而是缩小了。朝鲜战争中，战斗机的空战曾发展到平流层。而在越南战争中，战斗机的使用高度通常不超过9000米，这是由战术航空兵遂行的任务的性质决定的。由于防空导弹技术的发展，导弹的防御高度越来越高，高空轰炸机受到的威胁越来越大。而地空雷达系统在探测的范围上存在这地空盲区，所以为了避免进入对方防空导弹的毁伤区，轰炸机多半在低空活动，担任掩护的战斗机也必须随之降低高度；另一方面，实战说明，飞行员一般能目视观察到目标的距离为3600米左右，所以飞机的转弯半径不大于1800米较为有利，当高度超过9000米时，　　第二代战斗机要以1800米的转弯半径，进行不掉高度和不减速的机动是不可能的，所以也限制了高度。越南战争的空战格斗一般发生在米的高度范围内，这属于中低空的范围。在局部战争中，空战的速度范围也并不大，尽管双方都装备了M2一级的高速战斗机，但经常进行空战的速度范围是0.5M左右。这是由于空战开始的高度低，低空条件下飞机的速度受到飞机结构强度的限制，另外由于第二代战斗机的超音速机动性能较差，为了获得较好的机动性必须降低速度，所以经常在亚跨音速范围内进行空战。局部战争的经验证明，大部分空战仍是在双方目视的近距范围内进行的。　　第二代战斗机受到要导弹不要飞机思想的影响，有的飞机甚至在设计时没有安装航炮，然而航炮在空战中也发挥了重要的作用。航炮虽没有空空导弹那样的射程，但它的备弹量多、可实施攻击的次数多。无论在越南战争，还是中东战争，航炮在空战中都发挥了相当大的作用。因而许多第二代战斗机后来都加装了航炮。在局部战争中，战斗机的绝大多空战还是编队空战，飞行员的素质对战斗的胜负仍起着决定性的作用。　　美、苏等国在越战之后开始研制第三代喷气战斗机。它的重点是强调格斗空战能力和全天候作战能力；十分重视飞机在亚跨音速范围内的机动性；机载电子设备和武器系统的性能水平有了突破性进展。从实战结果来看，第三代战斗机的研制是比较成功的。其主要原因是由于设计师们正确总结了60年代以来几次局部战争的经验教训；其次是由于60年代末和70年代初，在气动、动力装置，电子技术、机载武器、材料等方面发展迅速，也为战斗机的发展创造了良好的条件。、和就是美国第三代战斗机的杰出代表，而和则是俄罗斯第三代战斗机的代表。
第四代先进战斗机
　　自从战斗机进入喷气时代以来，已经发展了三代。　　第一代战斗机是五十年代服役的，飞机在高亚音速或低超音速范围内飞行，飞机的武器和电子设备比较简单，以美国的和前苏联的为代表。　　第二代战斗机是六十年代服役的，以美国的F-4以及前苏联的Mig-21为代表，飞机的武器和电子设备有所加强。　　第三代战斗机是七十年代开始服役的，一直到现在仍然在服役。第三代战斗机的各方面性能都较前一代又极大提高，并且已经开始运用电传操纵等先进技术，战斗机不仅用于空战，同时也开始兼顾对地攻击。美国的、、以及俄罗斯的和是第三代战斗机的典型代表。　　目前，战斗机的发展已经开始进入了第四代。由于战斗机的研制费用越来越高，已经没有哪个国家有足够的财力能够再像以前一样分开研制用于空战的歼击机和用于对地攻击的攻击机，而是将两者合而为一，将战斗机设计成一机多能或者一机多型，这就是第四代先进战斗机的设计思想。这样不仅可以同时满足飞机的空战和对地攻击要求，而且极大削减了飞机的研制费用和研制周期，而且由于不同功能的飞机有相同的机体结构和配件，对飞机的维护也降低了成本。　　第四代战斗机是目前正在研制的最先进的战斗机，它的技术战术指标是根据现代高技术局部战争的实战经验提出的。现代战争已经由过去的单一