科普航空常识资料汇总

科普航空常识资料汇总〔缺乏之处欢送大家补充〕升力是怎样产生的任何航空器都必需产生大于自身重力的升力才能升空飞行，这是航空器飞行的根本原理。前面我飞艇等，其主要局部是一个大大的气囊，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，了。然而，对于重于空气的航空器如飞机，又是靠什么力气飞上天空的呢？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拿到嘴前，沿着水平方向吹气，看看会发生什么样的状况。哈，白纸不但没有被吹开，垂下的一流淌快的大气压强较小，白纸上面的空气被吹动，流淌较快，压强比白纸下面不动的空气小，因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。翼的气流与河床中的流水类似，由于机翼一般是不对称的，上外表比较凸，而下外表比较平，流过机翼上外表的气流就类似于较窄地方的流水，流速较快，而流过机翼下外表的气流正好相反，类似于较宽地方的流水，流速较上外表的气流慢。依据流体力学的根本原理，流淌慢的大气压强较大，而流淌快的大气压强较小，这样机翼下外表的压强就比上外表的压强高，换一句话说，就是大气施加与机翼下外表的压力(方向向上)比施加于机翼上外表的压力(方向向下)力差便形成了飞机的升力。〔称为攻角或迎角〕压力不全都，从而也会产生升力。附件:飞机的分类由于飞机构造的简单性，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，也可以按构造和外形来划分，还可以依据飞机的性能年月来划分，但最为常用的分类法为以下两种：按飞机的用途分类：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、抢救机以及试验争论机等)。军用机的传统分类大致如下：夺取制空权，还可以拦截敌方的轰炸机、强击机和巡航。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(如防范工事、地面雷达、炮兵阵地、坦克舰船等)进展攻击，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展轰炸的军用飞机。按其任务可分为战术轰炸机和战略轰炸机两种。机和战略侦察机。运输机：是指特地执行运输任务的军用飞机。预警机：是指特地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。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，又可以进展轰炸，还有肯定的空中搏斗力量。按飞机的构造分类：由于飞机构造简单，因此按构造的分类就显得种类繁多。比方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；也可以按机翼的外形分为平直翼飞机、后掠翼飞机和三角翼式分类法。附件:飞机的构造飞机作为使用最广泛、最具有代表性的航空器，其主要组成局部有以下五局部：()以及燃料。其主要功能是产生推动飞机前进的推力(或拉力)；定航线飞行；机体：我们所观察的飞机整个外部都属于机体局部，包括机翼、机身及尾翼等。机翼用来产体，形成一个飞行稳定、易于操纵的气动外形；飞机的起飞降落时支撑整个飞机，同时还能吸取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、环境掌握、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)或客舱生活效劳设施(对民用飞机而言)。()，这就要求机体的构造不但要轻，而且要有相当高的强度。所以飞机的机体除了承受强度很高的金属材料外，其构造是一种中空的梁架构造()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)。平尾中的固定局部称为水平安定面，可偏转的局部称为升降舵(操纵它可以掌握飞机的升降，所以叫升降舵)(操纵它可以掌握飞机)。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展介绍时，我们常常会听到或看到诸如“活动半径”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〕和起飞着陆的力量。速度性能最大飞行速度，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：是指飞机在肯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状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程轰炸机和运输机性能的一个重要指标。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。高度性能施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能的重要指标之一。的时间为无穷大，故称为理论升限。有用升限：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。飞行距离航程：是指飞机在不加油的状况下所能到达的最远水平飞行距离，发动机的耗油率是打算飞机航程的主要因素。在肯定的装载条件下，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。任务〔如空战、投弹等〕程的一半，这一指标直接构成了歼击机的战斗性能。反潜机格外重要，飞得越久就意味着能更好地完成巡逻和搜寻任务。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。附件:飞机的机动性飞机的机动性是飞机的重要战术、技术指标，是指飞机在肯定时间内转变飞行速度、飞行高度和飞行方向的力量，相应地称之为速度机动性、高度机动性和方向机动性。明显飞机转变肯定速度、优势。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转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，飞机在机动过程会失速。失速迎角的限制，进展过失速机动了。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。飞机的稳定性原始状态的力量。假设飞机受到扰动〔例如突风〕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。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，假设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，仍旧能够回到谷底，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，假设飞机是稳定的，当遇到突风等扰动时，飞行员可点扰动，飞行员都必需对飞机进展操纵以保持平衡状态，否则飞机就会离初始状态越来越远。不对飞机的操纵与飞机自身运动的相互干扰还简洁诱发飞机的振荡，造成飞行事故。从现代飞机设了。的飞机，要转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格外值得权衡的问题。实际上为了获得更大的稳定性。附件:飞机的操纵性驶机构转变飞机的飞行状态。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气被视为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。假设比值太小，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。转变飞机纵向运动(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。当驾驶员向右矩，飞机向右滚；向左压杆时，状况完全相反，飞机向左滚转。转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，方向舵向右摇摆，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。纵常合称为横航向操纵。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，飞机的焦点靠前，稳定性变差，飞机对操纵的响应变得灵敏，操纵特性变好。现代先进战斗机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，而承受主动掌握技术来掌握飞机的稳定，从而实现好的操纵性。焦点重心之前则飞机是不稳定的，焦点位于飞机重心之后则飞机是稳定的。我们知道，当飞机处于平衡状态时，作用在飞机上的全部气动力的作用点肯定与飞机的中心重合。当飞机受到扰动或其他缘由攻角发生转变，作用在飞机上的气动力会发生变化，不仅是大小的变化，作用点也会发生变化。这时，我们可以通过力的合成原理，将气动力分解成两局部，作用点就是飞机的焦点。如图，蓝色的点就是飞机的焦点。飞机在受到一个使攻角增大的扰动状况下，增加的气动力就作以掌握，将导致飞行稳定性的丧失直至发生飞行事故。焦点位置，相应的，焦点在机身上的后极限位置被称为后焦点位置，在九十多年飞机进展的过程性大大提高，还提高的总升力，并且减小了配平阻力。附件: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寻常所见的汽车刹车一样，而反推力装置装置。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、挂扣将减速伞的在气流的作用下将伞袋拉出，于是主伞渐渐翻开，产生很大的气动阻力使飞机减速。飞机在整个着陆滑跑过程中都产生较大的减速度。减速伞可反复使用屡次，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减速板或液压来操纵。需要时驾驶员操纵作动筒把它翻开，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。由于飞行时速度较大，因此减速板产生的阻力也很大，可使飞机很快地减速。此外，机翼上的减速板翻开时，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)前滑跑，飞机的动能被作动筒吸取，因而很快地便停顿前进。这种装置构造比较简洁，易于安装到任意机场上，但吸取动能有限，只适用于轻型飞机。面的根本措施是进展垂直起落和短距起落飞机。附件:改进飞机起飞性能的装置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。缩短起飞滑跑距离。其中包括起飞、弹射器、加速车、以及斜台放射装置等。另外，增举装置如襟翼(linkstoknowledge/kno212.html)对改进起飞性能也是有益的。w起飞起飞是使用固体或液体推动剂()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。高。这对于歼击机在战斗中快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头工作，通过传动鼓轮和钢索牵引的减速装置而停顿前进。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。有的弹射装置特地装在航空母舰上，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。因此飞机便可快速到达离地速度而脱置小，转移也便利些，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，一局部发动机推力要用来使加速车本身加速，传给飞机的推力削减，所以加速效果比弹射装置要差一些。w斜台放射装置有斜向放射器。起飞时，飞机上的喷气发动机和火箭同时开动，二者相加，构成飞机的总推力。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，只要滑动身射架，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，当升力到达能抑制飞机总重的时候，飞机就转入正常飞行状态。斜台放射装置的优点在于构造简洁、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。件:前缘缝翼前缘缝翼是安装在根本机翼前缘的一段或者几段狭长小翼〔如美制轰炸机B－1B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(如下图)。在前缘缝翼闭合时〔即相当于没有安装前缘缝翼〕，随着迎角的增大，机翼上外表的分别区气流分别，避开了大迎角下的失速，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别，提高了飞机的临界迎角，使得的。这种装置在大迎角下，特别是接近或超过根本机翼的临界迎角时才使用，由于只有在这种状况下，机翼上才会产生气流分别。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，与根本机翼之间构成一条固定的狭剧增大，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，它可以依据迎角的变化而自目前应用格外广泛。附件:特别襟翼机翼后缘的后缘襟翼以外，还有一些与一般后缘襟翼构造有差异的特别襟翼，如位于机翼前缘的的喷气襟翼。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，气流沿上翼面的流淌比较光滑，避开发生局部气流分别，同时也可增大翼型的弯度。的局部迎角增大，当飞机以大迎角飞行时，简洁导致机翼前缘上部发生局部的气流分别，使飞机翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。克鲁格襟翼：与前缘襟翼作用一样的还有一种克鲁格(Krueger襟翼。它一般位于机翼前缘根部，靠作动筒收放。翻开时，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，同时构造也比较简洁。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别襟翼，其名称来历就是将“喷气”和“襟翼”结合起来。喷气襟翼一方面转变了机翼四周的流场，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。依据试验说明，承受喷气襟翼可以使升力系数增大到12．4左右，约为附面层掌握系统增升效果的2～3倍。虽然喷气襟翼的增升效果很好，但也有很多尚待解决的难题：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；机翼构造简单，重量急剧增加；发动机的燃气流会烧毁机场跑道等等。附件:后缘襟翼翼、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，削减起飞和着陆滑跑距离。缘的一局部，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〕。使用时放下(即向下旋转)作用，使气流流速增大，从而增大了机翼上下外表的压强差，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％。流向上面，延缓气流分别，从而到达增升目的。开缝襟翼的增升效果较好，一般可使升力系数增85％～95％。后退襟翼：后退襟翼在下放前是机翼后缘的一局部，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％。好，但同时构造也更加简单。附件:地效飞机〔或地面〕实现高速航行的运载工具。与一样排水量的船艇相比，由于它在巡航飞行阶段不与水面直接接触，从而大大削减了航行阻力，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面的飞行空档。早在航空业进展初期，飞行员们就觉察飞机〔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，会消灭一种附加升力，使飞机突然感到飘飘然，不太简洁完成着陆，这就是所谓的地面效应作用。这种附加升力，只是简洁地给它起了一个“空气垫”的名字。直到消灭诱导阻力理论后，人们才弄清楚这种现象的实质，对其进展了更科学的分类，并冠之以“邻近地面效应”，亦称“地面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〕的下洗而增大了机翼升力，同时削减阻力〔即机翼诱导阻力因气流流过的条件转变而减小〕的二种空气动力特性。与气垫船不同的是，它必需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”：假设说它是飞机，它却不需要机场起降，而且能象船一样在水上航行假设说它是船，它却又能象飞机一样飞行。人类是从觉察地面效应现象，转而考虑如何应用这种附加升力的。从 1897年法国人最早进展地面效应飞行试验至今，人类对地效飞行器的理论争论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困难不断的努力，已经解决了地效飞行器的空气动力学、构造强度、安全性和使用牢靠性问题及其相应的构造材料、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渐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，同时也引起很多经济兴旺国家的广泛兴趣。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％，而著名的波音747飞机载运量2O％；它可完全脱离水面或地面航行，需要抑制的阻力只有水的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根本上与现代先进飞机相当，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承受动力气垫增升等技术，大多都能在3级海情下顺当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，且具有肯定的爬坡、登岸力量，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力量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，很难被觉察。即使被觉察，它也能躲避敌舰载或陆基防空武器的拦截，突防力量很强。较强的作战力量地效飞行器比现有的快艇速度要快、机动性要好，可利用其高速性和突防力量对敌舰进展有效的攻击，而敌人的水雷、不会对其构成威逼。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，还可为海军部队供给紧急医疗抢救。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、搜寻救援、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宽阔，但至今进展尚有不少技术障碍。常飞行状态，空气动力原理格外简单，特别对飞行器操稳特性的掌握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，这种飞行器要常常从水面进入大气，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留神可能受“水拍”一样〕，并使飞行器的气动力受到猛烈扰动，造成翻转、猛烈颠簸，严峻的会破坏机体构造折断机翼、机身等。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。的结实，又不能太重，还应有更好的耐应力疲乏性能。正是存在以上很多未知或不定的对安全性和舒适性有很大威逼的因素，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进展，以上问题必将一一得到解决。附件:旋翼机旋转产生升力。但是除去这些外表上的全都性，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系统相连，既能产生升力，又能供给飞行的动力，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，以掌握飞行。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对前倾斜，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〔。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，固定机翼仅供给局部举力。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，此时旋翼机据惯性连续维持前飞，并渐渐减低速度和高度，就在这高度下降的同时，也就 有了自下而上的相对气流，旋翼就能可自转供给升力。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，旋翼机失去掌握的特别状况下，也会像降落伞-样的降落，虽然也是粗暴着陆，但不会消灭类似秤陀落地的状况。状态，这个过渡要损失肯定高度。假设飞行高度不够，那么直升机就可能来不及过渡而触地。旋约束。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乏。旋翼机动力驱动螺旋桨所造成的影响，明显小得多。另外，旋翼机还有-个很贵重的特点，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。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。-它滑跑的跃离，当到达足够大的风速时，一般的旋翼机也可以垂直起飞。一般来说，旋翼机的抗风力量强于同量级的固定翼飞机，而大体与直升机的抗风力量旋冀机可分为两类，一类是需要滑跑起飞的，这种比较简洁，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；其次种是用预转旋翼并使其到达正常飞行转速的-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动起飞；第三种则是由旋翼翼尖小火箭驱动旋翼旋转而供给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掌握来完成的。旋翼机的性能价格比是很高的，它有很多贵重性能，价格却比较廉价，约为同量级直升机的五分之-到格外之一，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-一般直升机中最廉价的三分之一。传动系统、主减速器等，构造简洁，所以不仅价格低，而且故障率也低。此外使用维护简洁便利。所需费用也低。旋翼机的驾驶比直升机简洁得多。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进展的年轻飞行器，其好用、安全、便利的特点，使其在将来的航空器家族中仍将占有一席之地。机的阻力但凡懂得物理学问的人都知道，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抑制飞机所受的阻力，推动飞机前进，使得飞阻力的不同缘由来说，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。摩擦阻力变为“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淌状况有很大关系，从大量的实践证明，对于层流流淌，物体外表受到的摩擦阻力小，而紊流流淌对物面的摩擦阻力大的多。在一般的机翼外表，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外表的流淌保持层流状态，例如通过在机翼外表上钻孔，吸除紊流边界层，这样就可以到达减阻的目的。另外，提高面积也是一个有效的方法。固然前提条件是保证产生足够的升力和掌握力。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掌握，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。*边界层分别粘处理的流体之间的这一局部流体就是边界层。边界层是一个薄层，它紧靠物面，沿物面法线方向存在着切向速度的梯度，并因此而产生了粘性应力。粘性应力对边界层的流体来说是阻力，所以随着流体沿物面对后流淌，边界层内的流体会渐渐减速，增压。由于流体流淌的连续性，边界层会变厚以在同一时间内流过更多的低速流体。因此边界层内存在着流向的逆压梯度，流淌在逆压梯度作用下，会进一步减速，最终整个边法连续贴着物面流淌而“溢出”—边界层离开了物面，它分别了。边界层分别之后，它将从紧靠物面的地方抬起进入主流，与主流发生参混。结果是整个参混区域的压力趋于全都。是流体必需流过物面。边界层分别假设发生在机翼上将产生很严峻的后果，那就是失速。边界层分别还会使机翼的阻力大大增加，机翼被设计成园头尖尾的流线型就是为了减小阻力。在高亚音速飞机上承受的超临界翼型，也是为了避开边界层的分别。航空科技人员为了抑制边界层分别所做的努力，贯穿了近代航空的进展历程，始终是推动航空科技进展的重要动力之一。附件:诱导阻力机翼同一般物体相像，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”〔。这是机翼所独有的一种阻力。由于这种阻力是伴随着机翼上举力的产生而产生的。或许可以说它是为了产生举力而付出的一种代价。假设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，依据作用和反作用定律，必定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度。这一速度叫做“下洗速〔w由试验可知：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，并产生了向下的下洗速〔w。下洗速在两个翼尖处最大，向中心渐渐减小，在中心处减到最转时，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vu。uv的a1。下洗角使得原来的冲角aY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wv的方向转变，向下转折一个下a1uYa1uy1。此处下洗角很yy1一般可看成相等。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，必定在其上有一投影为Q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外形，翼剖面外形，展弦比，特别是同举力有关。附件:压差阻力“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、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”。假设的物体的最大迎风面积越大，压差阻力也就越大。物体外形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。它的前后会一。外形外，物体在气流中的位置也影响到压差阻力的大小。假设外形远离流线体的式样，那么压差阻力占主要局部，摩擦阻力则居次要位置，而且总的迎面阻力也较大。附件:激波阻力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，空气遭到猛烈的压缩、而形成了激波。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，波阻产生的状况大致如下；依据对机翼所作的试验，在超音是很大，即阻力不是很大，其中包括翼型阻力和诱导阻力。局部的阻力就是波阻。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。固然，假设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，对飞机速度在音速四周时，依据计算，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。这就是由于飞机上消灭了激波和波阻的原因。由上面所说的看来，波阻的大小明显同激波的外形有关，而激波的外形在飞行 M数不变的状况下又主要打算于物体或飞机的外形，特别是头部的外形。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外形。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，假设物体的头部尖削，象矛头或刀刃似的，形成的是斜激波；假设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渐渐倾斜，而在远处成为斜激波，最终渐渐减弱成为弱扰动的边界波。斜激波的状况也是一样的，到末端也渐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外形有影响。当M数等于1或稍大于1〔M＝1.042〕时，在尖头〔如炮弹〕物体前面形成的是正激波。假设M数超过1相当多〔例如M9的则是斜激波。大降低，动能消耗很大，这说明产生的波阻很大；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。附件:干扰阻力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”值得我们留意，实践说明，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”就是飞机各局部之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。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处又渐渐扩大。依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的趋了气流的堵塞现象，使得气流开头分别，而产生了很多旋涡。这些旋涡说明气流的动能有了消耗，因而产生了一种额外的阻力，这一阻力是气流相互干扰而产生的，所以叫做“干扰阻力”。不但都可能产生。从干扰阻力产生的缘由来看，它明显和飞机不同部件之间的相对位置有关。假设在设计飞机时，认真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，漩涡的产生，也可削减“干扰阻力”。附件:飞行器发动机的分类飞行器发动机的主要功用是为飞行器供给推动动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不一样的大家族。飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参与发动机工作和发动机产生推动动力的原理。按发动机是否须空气参与工作，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示：吸空气发动机简称吸气式发动机，它必需吸进空气作为燃料的氧化剂〔助燃剂〕，所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。火箭喷气式发动机是一种不依靠空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必需又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后〔向下〕流淌时，空气对螺旋桨〔旋翼〕产生反作用力来推动飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。附件:活塞式发动机〔气缸〕内燃烧，膨胀作功的机械。活塞式发动机必需带动螺旋桨，由螺旋桨产生推〔拉〕力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。〔一〕活塞式发动机的主要组成主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气〔汽油和空气〕点燃混合气的电火花塞〔俗称电嘴〕，以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有很多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体〔机匣〕上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、1824个气缸不等。在单缸容积相杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部〔如各种油泵、发电机等。气门机构用来掌握进气门、排气门定时翻开和关闭。〔二〕活塞式发动机的工作原理活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。发动机开头工作时，首先进入“进气冲程”，气缸头上的进气门翻开，排气门关闭，活塞从颖的汽油和空气的混合气体，通过翻开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例，一般是1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。进气冲程完毕后，开头了其次冲程，即“压缩冲程”。这时曲轴靠惯性作用连续旋转，把活4OO度体的压强大大提高，以便增加它燃烧后的做功力量。当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小〔后者也是燃烧室的容积〕。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是58，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快完毕，活塞接近上死点时，0.015秒；但是速度很快，大约到达每秒306O75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏2023250O度。燃烧时，局部温度可能到达三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点快速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴转起来了。这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。其余三个冲程都是为这个冲程作预备的。第四个冲程是“排气冲程”。工作冲程完毕后，由于惯性，曲轴连续旋转，使活塞由下死点向上运动。这时进气门照旧关闭，而排气门大开，燃烧后的废气便通过排气门向外排出。 当活塞到达上死点时，绝大局部的废气已被排出。然后排气门关闭，进气门翻开，活塞又由上死点下行，开头了的一次循环。活塞航空发动机要完成四冲程工作，除了上述气缸、活塞、联杆、曲轴等构件外，还需要一些其他必要的装置和构件。〔三〕活塞式航空发动机的关心工作系统〔为了改善高空性能，在进气系统内常装有增压器，其功用是增大进气压力〕〔主要包括高电压磁电机、输电线、火花塞〔一般为电动起动机附件:涡轮喷气发动机并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合始终是飞机固定的推动模式，很少有人提出过质疑。到了三十年月末，尤其是在二战中，由于战斗的需要，飞机的性能得到了迅猛的进展，飞行700－800公里每小时，高度到达了10000米以上，但人们突然觉察，螺旋桨飞机似乎10002023千瓦甚至3000问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度到达800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖局部实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变淡薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，打算了活塞式发动机＋螺旋机应运而生。反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前进。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依靠尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的根底。现代涡轮喷气发动机的构造由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必需遵循热机的做功原则：式发动机是一样的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进展的，但在喷气发动机中则是连续进展的，气体依次流经喷气发动机的各个局部，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有肯定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为适宜的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力上升十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。进气道后的压气机是特地用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度上升。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件抑制摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气压气机进口高很多，发动机的推力就是这一局部燃气的能量而来的。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。但是，由于涡轮材料等的限制，目前只能到达1650K左右，现代战斗机有时需要短时间增加推烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2023K，可使发动机的推力增加至1.5倍左右。限的，低空不过十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可开较长的时间。随着航空燃气涡轮技术的进步，人们在涡轮喷气发动机的根底上，又进展了多种喷气发动机，如依据增压技术的不同，有冲压发动机和脉动发动机；依据能量输出的不同，有涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和螺桨风扇发动机等。者，成为航空发动机的主流。件:涡轮风扇发动机应用。但假设用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不行承受的。要提高喷气发动机的效率，首先要知道什么式发动机的效率。发动机的效率实际上包括两个导致在空气中损失的动能增加，这样又降低了推动效率。由于热效率和推动效率对发动机循环参数冲突的要求，致使涡轮喷气发动机的总效率难以得到较大的提升。度又至少不增加排气速度呢？答案就是承受涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的进入压气机〔内涵道〔外涵道。由于涡轮风扇发动机一局部的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推动效率，而且，假设推动效率不再冲突，只要构造和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机。前者主要用于高亚音速运输机，后者主要用于歼击机，由于用途不同，这两类发动机的构造参数也大不一样。不加力式涡轮风扇发动机不仅涡轮前温度较高，而且风扇直径较大，涵道比可达8以上，线客机、军用运输机等最大速度为M0.9风扇直径大，空气流量就大，因而推力也较大。同时由于排气速度较低，这种发动机的噪音也较小。动机，但为了追求高的推重比和减小阻力，这种发动机的涵道比一般在1.0以下。在高速飞行时，发动机的加力翻开，外涵道的空气和涡轮后的燃气一同进入加力燃烧室喷油后再次燃烧，使推力可大幅度增加，甚至超过了加力式涡轮喷气发动机，而且随着速度的增加，这种发动机的加力比还会上升，并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种低速时较油耗低，开加力时推重比大的特点，目前已在一代歼击机上得到广泛应用。附件:脉动喷气发动机脉动喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于靶机，或航空模型上。德国纳粹在其次次世界大战的后期，曾用它来推动V-1，轰炸过伦敦。这种发动机的构造如下图，它的前部装有单向活门，之后是含有燃油喷嘴和火花塞的燃烧室，最终是特别设计的长长的尾喷管。惯性作用，虽然燃烧室内的压强同外面大气的压强相等，仍会连续向外喷，所以在燃烧室内造成空气淡薄的现象，使压强显著降低到小于大气压，于是空气再次翻开单向活门流入燃烧室，喷油烧、排气的循环过程进展得很快，一秒钟大约可达40～50次。脉动式发动机在原地可以起动，构造简洁，重量轻，造价廉价。这些都是它的优点。但它只适于低速飞行〔速度极限约为每小时0～0公里短，加上振动猛烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。涡轮轴发动机距起落飞机上得到了广泛的应用。涡轮轴发动机于195112月开头装在直升机上，作第一次飞行。那时它属于涡轮螺桨发动机，并没有自成体系。以后随着直升机在军事和国民经济上使用越来越普遍，涡轮轴发动机才获得独立的地位。在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。它们都是由涡轮风扇发动机的原理演化而来，只不过后者将风扇变成了螺旋桨，而前者将风扇变成了直升机的旋翼。除此之外，涡()且主要用在直升机和垂直／短距起落飞机上。在构造上，涡轮轴发动机也有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等燃气发生器根本构造，但它一般都装有自由涡轮，如下图，前面的是两级一般涡轮，它带动压气机，维持发动机工作，后面的二级是自由涡轮，燃气在其中作功，通过传动轴特地用来带动直升机的旋翼旋转，使它升空飞行。此外，从涡轮番出来的燃气，经过尾喷管喷出，可产生肯定的推力，由于喷速不大，这种推力很小，如折合为功率，大约仅占总功率的格外之一左右。有时喷速过小，甚至不产生什么推力。为了合理地安排直升机的构造，涡轮轴发动机的喷口，可以向上，向下或向两侧，不象涡轮喷气发动机那样非向后不行。这有利于直升机设计时的总体安排。涡轮轴发动机是用于直升机的，它与旋翼协作，构成了直升机的动力装置。依据涡轮风扇发动机的理论，从理论上讲，旋翼的直径愈大愈好。同样的核心发动机，产生同样的循环功率，所协作的旋翼直径愈大，则在旋翼上所产生的升力愈大。事实上，由于在能量转换过程中有损失，过涡轮轴发动机的空气流量的500-1000倍。同涡轮轴发动机和直升机常用的另一种动力装置——活塞发动机采相比，涡轮轴发动机的功率重量比要大得多，在2.5以上。而且就发动机所产生的功率来说，涡轮轴发动机也大得多，目前使用中的涡轮轴发动机所产生的功率，最高可达600010000马力，活塞发动则相差很远。在经济性上，涡轮轴发动机的耗油率略高于最好的活塞式发动机，但它所用的航空煤重更大的减速齿轮系统，有时它的重量竟占发动机总重量一半以上。附件:涡轮螺旋桨发动机一般来说，现代不加力涡轮风扇发动机的涵道比是有着不断加大的趋势的。由于对于涡轮风高，这也要求相应地增大涵道比。对于一架低速〔500～600km/h〕的飞机来说，在肯定的涡轮前温度下，其适当的涵道比应为50以上，这明显是发动机的构造所无法承受的。为了提高效率，人们干脆便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，便形成了涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。涡轮螺旋桨发动机由螺旋桨和燃气发生器组成，螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直径较大，转速要远比涡轮低，只有大约1000转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内，需要在它们之间安装一个减速器，将涡轮转速降至格外之一左右后，才可的总重，作为发动机整体的一个部件，减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。同，涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为螺旋桨的轴功率，而尾喷管喷出的燃气推力微小，只占总推力的5%2～6级。〔功率/重量〕也大，最大功率可超过10000马力，功重比为4以上；而活塞式发动机最大不过三四千马力，功重比2左右。其次，由于削减了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮螺旋桨发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命长，修理费用也较低。而且，由于核心局部承受燃气发生器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油廉价。由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。附件:螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一种发动机形式，其目标是将前者的高速性能和后者的经济性结合起来，目前正处于争论和试验阶段。螺桨风扇发动机的构造见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇〔由于实在无法给这个又象螺旋桨又象风扇的东东起个名字，只好叫它螺桨-风扇〕组成。螺桨-风扇由涡轮驱动，无涵道外〔一般有6～8叶，叶片又薄又宽，而且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。了涵道的涡轮螺旋桨发动机尽管效率较高，但由于螺旋桨的速度限制无法应用于M0.8~M0.95的现代高亚音速大型宽体客机，螺桨风扇发动机的概念则应运而生。M0.8时，带动的空气量约为内涵空气流量的100倍，相当于涵道比为100，这是涡轮风扇发动机所望尘莫及的，将其应用于飞机上，可将高空巡航耗油率较目前高涵道比轮风扇发动机降低15%左右。效率就急剧下降，因此装有涡轮螺旋桨发动机的飞机速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺桨-风扇的既宽且薄、前缘锋利并带有后掠的叶型则类似于超音速机翼的剖面外形，这种叶型的跨音速性能就要好的多，在飞行速度为M0.8时仍有良好的推动效率，是目前型发动机中最有期望的一种。有严格要求的客机来讲是一个难题。另外，暴露在空气中的螺桨-风扇的气动设计也是目前争论的难点所在。螺桨风扇发动机附件:冲压喷气发动机动机。它通常由进气道〔又称扩压器、燃烧室、推动喷管三部组成。冲压发动机没有压气机〔也就不需要燃气涡轮〕，所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能〔例如进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍。冲压发室与燃油〔一般为煤油〕混合燃烧，将温度提高到20232200℃甚至更高，高温燃气随后经推动喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过2OO千牛。冲压发动机的构造简洁、重量轻、推重比大、本钱低。但因没有压气机，不能在静止的条件力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时，再使用冲压发动机而关闭与之协作工作的发动机；在着陆阶段，当飞行器的飞行行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必需由其他飞行器携带至空中并具有肯定速度时，才机上。按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、超群音速三类。一、亚音速冲压发动机亚音速冲压发动机使用集中形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。飞行时增压比不超过1.89，飞行马赫数小于O.5时一般不能正常工作。亚音速冲压发动机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。二、超音速冲压发动机超音速冲压发动机承受超音速进气道〔燃烧室入口为亚音速气流〕管，用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推动速度为亚音速～6倍音速，用于超音速靶机和地对空〔一般与固体火箭发动机相协作〕。三、超群音速冲压发动机这种发动机燃烧在超音速下进展，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达 5～16，目前超群音速冲压发动机正处于研制之中。由于超音速冲压发动机的燃烧室入口为亚音速气流，也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。附件:火箭发动机火箭发动机是我国劳动人民首先制造出来的。早在唐代初年(约在七世纪〕火药就消灭了，南宋时代火药用来制造烟火，其中包括“起花”。大约在十三世纪制成火箭。我国古代制造的火箭和起花所用的是黑色火药。它们的工作原理和现代的固体燃料火箭是一样的。同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从四周的大气层中吸取氧气。所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。这是任何空气喷气发动机都做不到的。目前放射的人造卫星、 月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推动装置，都是火箭发动机。加氧化剂的合称。一、固体火箭发动机固体火箭发动机为使用固体推动剂的化学火箭发动机。固体推动剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推动剂与少量添加剂制成的中空圆柱体〔中空局部为燃烧面，其横截面外形有圆形、星形等〔一般即为发动机壳体〕中。在推动剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温顺102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。〔装黑火药或烟火剂〕热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。件。该系统能转变燃气喷射角度，从而实现推力方向的转变。药柱燃烧完毕，发动机便停顿工作。在燃烧到中常备待用和操纵便利牢靠等优点。缺点是“比冲”小〔也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推动剂重量的比值，单位为秒〕。固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易掌握，重复起动困难，从而不利于载人飞行。固体火箭发动机主要用作火箭弹、和探空火箭的发动机，以及航天器放射和飞机起飞的助推发动机。二、液体火箭发动机液体火箭发动机是指液体推动剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必需储存在不同的储箱中。液体火箭发动机一般由推力室、推动剂供给系统、发动机掌握系统组成。推力室是将液体推动剂的化学能转变成推动力的重要组件。它由推动剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推动剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速〔25005000米／秒〕从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达2O0大气压〔20OMPa300O～4000℃，故需要冷却。推动剂供给系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推动剂。按输送方式不同，有挤压式〔气压式〕和泵压式两类供给系统。挤压式供给系统是利用高压气体经减压器减压后〔氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力掌握〕进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧液压泵输送推动剂。发动机掌握系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进展调整和掌握。工作程序包括发动机起动、工作。关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进展的。工作参数主要指推力大小、推动剂的混合比。液体火箭发动机的优点是比冲高〔25O～5OO秒〔单台推力在1克力～700吨力、能反复起动、能掌握推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器放射、姿势修正与掌握、轨道转移等。三、其他能源的火箭发动机〔一〕电火箭发动机动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器供给，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调整器、工质供给系统和电推力器组成。电源和电用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热〔电阻加热或电弧加热〕工质〔氢、胺、肼等〕，使其气化；经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质〔汞、铯、氢等〕从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电冲〔70O～250O秒、极长的寿命〔可重复起动上万次、累计工作可达上万小时〕。但产生的推10ON。这种发动机仅适用于航天器的姿势掌握、位置保持等。〔二〕核火箭发动机中的核反响堆、冷却喷管、工质输送系统和掌握系统等组成。在核反响堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以6500～1100O米／秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高〔250～1000秒〕寿命长，但技术简单，只适用于长期工作的题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探究阶段。附件:喷气发动机的热效率喷气发动机是热机的一种。热机是连续不断地将热能转换为机械能的动力装置。热机的热效率为输出的机械能与输入的热能的比值。依据热力学其次定律，这个比值应小于1。A－B为定温加热膨胀过程，参加的热量q1全部对外做功；C－D为定温放热收缩过程，外界做功全部转化为热量q2B-CD-A过程相互抵消。因此，一个循环的做功输出：W=q1－q2即为阴影局部的面积。那么，卡诺循环热机的热效率：n=W/q1=1－T2/T1T1，或降低低温热源的温度T2。烧室进入到涡轮前的温度，这样才能提高发动机的热效率。附件:喷气发动机的推重比喷气发动机的推力和发动机的净重之比，称为发动机的推重比。了构造方面的设计水平。目前，高性能的加力式涡轮风扇发动机的推重比可达8～10。推动效率发动机传递给飞行器的推动功率与其产生的总机械功率之比，即：推动效率=传给飞行器的推动功率/进排气的机械能之差依据计算可知，发动机的推动效率仅与进气速度〔等于飞机飞行速度〕和排气速度有关：推动效率=2/1+排气速度/进气速度由此可见，喷气发动机的推动效率由排气速度和飞行速度的比值打算，比值越大，推动效率越低。涡轮风扇发动机的涵道比在构造上，通常将喷气发动机的压气机、燃烧室和涡轮叫做核心发动机或燃气发生器。涵道比，也叫流量比。航空相关技术主动掌握技术主动掌握技术〔ely，是由美国领先提出的一种飞机设计和掌握系统对总体设计的影响，充分发挥飞行掌握系统潜力的一种飞行掌握技术。F-16是世界上第一架承受主动掌握思想设计的飞机。承受主动掌握技术的设计方法和常规设计方法有什么不同呢？我们就从常规的飞机设计方面作出让步或牺牲，例如为实现更好的气动稳定性就必需在尾翼的重量和阻力方面付出代价。折衷之后就确定了飞机的构形，再经过风洞吹风后，对飞机的各分系统〔其中包括飞行掌握系统〕进展姿势航迹掌握。常规设计方法的设计步骤他分系统提出设计要求。这样就可以放宽对气动、构造和发动机方面的限制，依靠掌握系统主动潜力，因而称这种技术为主动掌握技术。承受主动掌握技术的设计方法的设计步骤因素来考虑，所以这种技术又被称作随控布局技术〔ControlConfiguredVehicle。飞机变成进展机动性好的空中优势战斗机，正是提高飞机机动性的努力使主动掌握技术走向航空科技的前缘；其次个是现代自动飞行掌握技术和电子计算机的快速进展，为主动掌握技术的实现奠定了物质根底。从掌握的角度来说，主动掌握技术实际上是自动掌握系统的反响原理的应用和进展。飞机上最早的应用就是自动驾驶仪，但早期的自动驾驶仪主要是为减轻驾驶员保持姿势、了增稳系统造成人工阻尼来解决，由于增稳系统所阻尼的是频率较高的短周期振动，这是驾驶员来不及反响并进展手操纵的，因此增稳系统的功能是驾驶员无法取代的。增稳系统的承受，减轻系统来进展掌握，然而在越南战斗中，美军被击落的飞机中有30%是被地面炮火击中机械操纵技术的物质载体。承受主动掌握技术的飞机可以具有以下一些功能：放宽静稳定度实现直接力掌握掌握机动载荷掌握突风载荷掌握机体颤振承受综合火控/飞行/推力掌握系统承受主动掌握技术之后，对飞机的性能有很大提高，主要表现在：减小飞机尺寸，减轻构造重量，降低巡航阻力，增大航程；提高战斗机的机动性和完成作战任务的效率；削减构造疲乏损坏，延长使用寿命，改善乘座品质和着陆性能，减轻驾驶员工作负担；降低制造本钱和维护费用；国外的第三代战斗机都广泛承受了主动掌握技术，例如F-16，F-18，Su-27，Mig-29等等。民航机也有承受主动掌握技术的，例如波音777A320等等。附件:变后掠翼技术机翼是飞机上一个极其重要的部件，飞机的升力根本上都是由机翼产生的。从1903年莱速度根本上每十年便翻一番，从最初的每小时几十公里到如今的超音速飞行，在这中间，机翼扮演了一个重要的角色。机翼材料强度不够，因此只能给飞机装上两层乃至三层机翼，这样的机翼阻力太大，固然没有方法飞得快。机翼就必需设计成能够产生大升力、小阻力的外形。机翼的主要参数有翼展lb、前缘后掠角χ、展弦比λ等〔如下图。翼展是指机翼左右翼尖之间的长度；翼弦是指机翼沿机身方向的弦长，除了矩形机翼外，机翼不同地方的翼弦是不一样的；前缘后掠角是指机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角；展弦比λl和平均翼弦的比值。时则应当承受后掠翼；超音速飞行时就必需承受小展弦比的机翼(如三角翼)以便减小由于超音速而急剧增加的阻力。而且每次飞行总需要起飞和降落。这就产生了一个难题，到底按哪个速度范围设计机翼呢？变后掠翼技术便是为解决这一问题而提出的，它可以使飞机在飞行过程中依据飞行速度的大小自动改变机翼的后掠角，这样既可以满足高速飞行的需要，也可以使飞机有良好的低速性能和起飞滑跑力量-23-27-24、图-160F-111、F-14A、B-1B(Tornado)等等。图中是F-14A“雄猫”舰载超音速战斗机的解剖图，可见变后掠翼由固定的内翼和可动的外翼组成，二者用转动枢纽联接。此外机翼前面还增设了可伸缩的小翼，用来改善变后掠翼的操纵性。在飞行中，F-14A的机翼前缘后掠角可以从2068度；而在舰上停放时，后掠角最大可达75度，可以削减在航空母舰上所占的面积。此外，由于在航空母舰上起飞和着陆距离较短，因此要求舰载机有良好的起飞着陆性能，否则就要一头扎进大海了，F-14A承受变后掠翼技术正好能满足这一要求。所降低。附件:电传操纵技术从飞机制造直到现在，飞机的操纵系统仍旧主要是机械式的操纵系统。机械操纵系统在操纵装置〔操纵杆、脚蹬〕和飞机的舵机之间存在着一套相当简单的机械联动装置和液压管路，飞行员操纵操纵杆和脚蹬，通过上述联动装置掌握舵机位置，从而使飞机到达期望的姿势和航向。去拉动舵面感到困难，于是作为驾驶员关心操纵装置的液压助力器安装在操纵系统中。它由一个用。到作动器的伺服阀上，不再与操纵面发生直接机械联系。使用全助力操纵的主要缘由是在跨音速飞行中非线性力的影响，由于这种操纵方法不再需要飞行员的体力去转变舵面状态，使得飞行员虽然在移动操纵面时不需要，但在操纵飞机时给飞行员供给适当的操纵品质还是必要的，人工杆力的设计可以使人的操纵感觉从亚音速飞行平滑地过渡到超音速飞行阶段。随着飞机尺寸的连续增加和性能的进一步提高，增加稳定性帮助飞行员操纵变得格外迫切，通过传感器反响的飞机状态，在程序掌握下自动掌握舵机偏转，以保证飞机静稳定性。这种增稳系统与驾驶杆或脚蹬是相互独立的，因而增稳系统的工作不影响驾驶员的操纵。从增稳系统进展到电传操纵〔FBW〕系统只是很小的一步，通过加上一个离合器或其它使机械系统在不使用时断开的方法便可以实现，“协和”超音速客机上就装有这种系统。把电传操纵系统中的机械备份完全去掉就变成了全电传操纵〔FFBW〕系统。在这里我们已经能够给电传操纵系统下一个定义了：电传操纵〔FlyingByWire〕系统是去掉了传统的飞机操纵系统中布满飞机内部的从操纵杆到舵机之间的机械传动装置和液压管路。电传操纵系统的主要组成局部包括运动传感器、中心计算机、作动器和电源，它相当于动物的感觉器官、大脑和肌肉。由飞机操纵系统的进展我们可以体会到，任何事物的进展都是由需要和可能这两个因素打算的，电传操纵系统的进展也是如此。它是随着飞机〔包括某些飞行器〕的飞行掌握技术的不断提高以及科学技术的进展而渐渐进展起来的。电传操纵的重要性在于打破了飞机设计中需