1、中国武器大全论坛 (http:/ (http:/ (http:/ 10:06:15【航空飞机的知识】欢迎大家添加补充！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
2、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
3、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。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
4、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
5、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
6、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。飞机的相关知识：一、 飞机的主要组成部分及其功用自从世界上出现飞机以来，飞机的结构形式虽然在不断改进，飞机类型不断增多，但到目前为止，除了极少数特殊形
7、式的 飞机之外，大多数飞机都是由下面五个主要部分组成，即：机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置。它们各有其独特的功用。（一） 机翼机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行；也起一定的稳定和操纵作用。在机翼上一般安装有付翼和襟翼。操纵付翼可使飞机滚转；放下襟翼能使机翼升力增大。另外，机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。机翼有各种形状，数目也有不同。历史上指曾浒过双翼机，甚至还出现过多翼机。但现代飞机一般都是单翼机。（二） 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；还可将飞机的其它部件如尾翼、机翼及发动机等连接成一个整体。（三） 尾翼尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固
8、定的水平定面和可动的升降舵组成。垂直尾翼则包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的主要功用是用来操纵飞机俯仰和偏转，并保证飞机能平稳地飞行。（四） 起落装置起落装置是用来支持飞机并使它能在地面和水平面起落和停放。陆上飞机的起落装置，大都由减震支柱和机轮等组成。它是用于起飞、着 陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。（五） 动力装置动力装置主要用来产生拉力或推力，使飞机前进。其次还可以为飞机上的用电设备提供电源，为空调设备等用气设备提供气源。现代飞机的动力装置，应用较广泛的有四种：一是航空活塞式发动机加螺旋桨推进器；二是涡轮喷气发动机；三是涡轮螺旋桨发动机；四是涡轮风扇发动机。随着航空技术的发展，
9、火箭发动机、冲 压发动机、原子能航空发动机等，也将会逐渐被采用。动力装置除发动机外， 还包括一系列保证发动机正常工作的系统，如燃油供应系统等。飞机除了上述五个主要部分之外，根据飞行操纵和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备和其它设备 等。二、 操纵飞机的基本方法飞行员操纵驾驶盘（或驾驶杆）、脚蹬板，使升降舵、付翼和方向舵偏转，能使飞机向各个方向转动。例如后拉驾驶盘，升降舵上偏，机头上仰；前推 驾驶盘， 则升降舵下偏，机头下俯。向左压驾驶盘，左边付翼上偏，右 边付翼下偏，飞机向左滚转；反之，向右压驾驶盘右付翼上偏，左付翼下偏，飞机向右滚转。向前蹬左脚蹬板（即蹬左舵），方向
10、舵左偏，机头向偏转；反之，向前蹬右脚蹬板（即蹬右舵），方向舵右偏，机头向右偏转。 三、 机翼的形状机翼的形状主要是指机翼的平面形状、切面形状、扭转角和左右半翼的倾斜度。而机翼的空气动力性能，主要取决于机翼的切面形状和平面形状。因此，下面分别介绍机翼的切面形和平面形。（一）机翼的切面形（简称翼型）（二）机翼的平面形仰视在蓝天飞行的飞机时，所看到的体现飞机特征的机翼样子就叫机翼的平面形状。机翼的平面形状是决定飞机性能的重要因素。 早期的飞机，机翼平面形大都做成矩形。矩形机翼制造 简单，但阻力 较大，因此一般用于旧式飞机和现代的小型飞机。为了适应提高飞行速度的需要，解决阻力与飞行速度之间的矛盾，后来
11、又制造出了梯形翼和椭圆翼。椭圆翼的阻力（诱导阻力）最小，但因制造复杂，未被广泛采用。梯形翼的阻力也 较小，制造也简单，因而是目前活塞式发动机飞机用的最多的一种机翼。随着喷气式飞机的出现，飞行速度在接近或超过音速时，要产生新的阻力（波阻），为减小波阻，提高 飞行速度，适应高速飞行，相继出现了后掠翼、三角翼、形前 缘翼、 双三角翼，变后掠翼等机翼，并获得广泛应用。目前，高亚音速客机之所以广泛采用后掠翼，就是为了提高机翼的临界数，避免在重要飞行状态下产生更大的波阻，从而提高飞机的性能。各种不同平面形状的机翼，其升、阻力之所以有差异，与机翼平面形状的各种参数有关。机翼平面形状的参数有：展弦比、尖削比、
12、后掠角激波因为飞机在高速飞行时形成突然的压力差而使空气冷却，在这一区域的水蒸汽在一定的温度/压力状态下冷凝形成可见的云絮。所以，在飞机上表面低压区，你可以看到云雾象华盖一样覆盖着飞机。当飞机以超音速飞行时，不断地产生冲击波，从而会产生三角形的激波云。以上对激波的解释来源于一段外文资料，而一位署名为“airflight”的网友提出了他自己的见解。确实 airflight 的解释更能体现激波的波动性，而不是上面所说的云絮。请看 airflight 的解释，这里再次感谢 airflight。众所周知，当平静的水中投入一个石子，在石子的周围会形成同心圆状的波纹，这是由于在流体里产生了一个扰动，使其周
13、围的流体介质也受到干扰形成了扰动而产生的现象。同理，空气也是一种流体，当空气中产生扰动的时候，由于空气是一种连续的介质，使周围的空气也被带动，从而形成像水波一样的气波，事实上，声音的传播就是一个明显的例子。而大家还会发现，如果这个流体介质，比如 说是水，是流动的那么干扰形成的波纹就不是同心圆了，而是偏向来流方向集中的一系列圆环，如果来流速度很快，当达到一定的速度时，这些圆就会在一点成为一系列的内切圆，而内切的 这一点正是最靠近来流的那一点。好，如果能明白我上面说的话，那就 让我们把来流再加快一点，使其突破我所说的那个“一定速度”即水这个流体介质传递运动的速度，我们就会看到，扰动点突破了这一系列
14、圆形的波纹， 这时，这一系列的圆是公切于两条直线的，而这两条直线恰好交于扰动点。 （大家不明白的话可以照这句话画个图）好，让我们回到空气中来。我们知道，空气于水是极为相似的，尤其是作为流场时。让我们把水中的现象带入空气中。当空气中存在一个扰动元的时候，所形成的现象与水中是相同的。而空气作为流体介质传递运动的速度是多大呢？实验告诉我们，是音速。也就是说，当空气流来流速度大于音速的 时候，就会形成扰动的波纹公切于两条直线的情况。接下来，让我们设想一下，如果这个扰动元是一个拐弯的时候，是什么情况。在水中，我们可以在河流拐弯的地方看到有一道水迹，从拐弯的那一点呈射线状地射出去，而这条线与拐弯前的岸边所
15、夹的角度是与来流速度有关的。在空气中，现象是相同的，当空气流在遇上一个拐弯比如说是从飞机的机头，流到了与机翼交接的地方时，也会产生这种现象， 这时我们管这个射线状的像一堵墙一样的东西叫做马赫波。好了，知道什么叫马赫波了以后，激波就好说了。简单的说，激波是一种特殊条件下的马赫波。我们可以想象，流体介质遇见拐弯的时候，它遇 见的可以是直径不变的拐弯，也可以是呈扩散状的（比如说入海口）或收敛状的（比如说进气道）。而激波就是在收敛状况下的马赫波。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，
16、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。基本上分为如下几类：速度性能 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
17、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。高度性能 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
18、。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
19、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。飞机的平衡飞机的平衡，是指作用于飞机的各力之和为零，各力对重心所构成的各力矩之和也为零。飞机处于平衡状态时， 飞行速度的大小和方向都保持不变，也不 绕重心转动。反之，飞机处于不平衡状态时，飞行速度的大小和方向将 发生变化，并绕重心转动。飞机能否自动保持平衡状态，是安定性的问题；如何改变其原有的平衡状态，则是操纵性的问题。所以，研究飞机的平衡，是分析飞机安定性和操纵性的基础。飞机的平衡包括“ 作用力平衡 ”和“力矩平衡两个方面。飞行中，飞机重心移动速度的变化，直接和作用于飞机的各力是否平衡
20、腾；飞机绕重心转动的角速度的变化，则直接和作用于飞机的各力矩是否平衡有关。为研究问题方便，一般相对于飞机的三个轴来研究飞机力矩的平衡：相对横轴俯仰平衡；相对立轴方向平衡；相对纵轴横侧平衡。下面分别从这三方面着手，来阐明飞机力矩平衡的客观原理、影响力矩平衡的因素以及保持平衡的方法。 一、 飞机的俯仰平衡飞机的俯仰平衡，是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零，飞机取得俯仰平衡后，不绕横轴转动，迎角保持不变。（一） 飞机俯仰平衡的取得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力矩。 机翼力矩就是机翼升力对飞机重心所构成的俯仰力矩。对同一架飞机、当其在一定高度上、以一定的速度飞行时，机
21、翼力矩的大小只取决于升力系数和压力中心至重心的距离。而升力系数的大小和压力中心的位置又都是随机翼迎角的改变而变化的。所以，机翼力矩的大小，最终只取决于飞机重心位置的前后和迎角的大小。 一般情况，机翼力矩是下俯力矩。当重心后移较多而迎角又很大时，压力中心可能移至重心之前，机翼力矩变成上仰力矩。水平尾翼力矩是水平尾翼升力对飞机重心所形成的俯仰力矩。水平尾翼升力系数主要取决于水平尾翼迎角和升降舵偏转角。水平尾翼迎角又取决于机翼迎角、气流流过机翼后的下洗角以及水平尾翼的安装角。升降舵上偏或下偏，能改变水平尾翼的切面形状，从而引起水平尾翼升力系数的变化。流向水平尾翼的气流速度。由于机身机翼的阻滞、螺旋桨
22、滑流等影响，流向水平尾翼的气流速度往往与飞机的飞行速度是不相同的，可能大也可能小，这与机型和飞行状态有关。水平尾翼升力着力点到飞机重心的距离。迎角改变，水平尾翼升力着力点也要改变，但其改变量同距离比较起来，却很微小，一般可以 认为不变。由上知，对同一架飞机、在一定高度上飞行，若平尾安装角不变，而下洗角又取决于机翼迎角的大小。所以，飞行中影响水平尾翼力矩变化的主要因素，是机翼迎角、升降舵偏转角和流向水平尾翼的气流速度。在一般飞行情况下，水平尾翼产生负升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。机翼迎角很大时，也可能会形成下俯力矩。拉力力矩是螺旋桨的拉力或喷气发动机的推力，其作用线若不通过飞机重心，也就会形成
23、围绕重心的俯仰力矩，这叫拉力或推力力矩。对同一架飞机来说，拉力或推力所形成的俯仰力矩，其大小主要受油 门位置的影响。增大油门，拉力或推力增大，俯仰力矩增大。飞机取得俯仰平衡，必须是作用于飞机的上仰力矩之和等于下俯力矩之和，即作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。（二） 影响俯仰平衡的因素影响俯仰平衡的因素很多，主要有：加减油门，收放襟翼、收放起落架和重心变化。下面分别介绍之：加减油门对俯仰平衡的影响加减油门会改变拉力或推力的大小，从而改变拉力力矩或推力力矩的大小，影响飞机的俯仰平衡。需要指出的是，加减油门后，飞机是上仰还是下俯，不能单看拉力力矩或推力力矩对俯仰平衡的影响，需要综合考虑加减油门所引起的
24、机翼、水平尾翼等力矩的变化。收放襟翼对俯仰平衡的影响收放襟翼会引起飞机升力和俯仰力矩的改变，从而影响俯仰平衡。比如，放下襟翼，一方面因机翼升力和压力中心后移， 飞机的下俯力矩增大，力图使机头下俯。另一方面由于通过机翼的气流下洗角增大，水平尾翼的负迎角增大， 负升力增大，飞机上仰力矩增大，力图使机头上仰。放襟后，究竟是下俯力矩大还是上仰力矩大、这与襟翼的类型、放下的角度以及水平尾翼位置的高低、面积的大小等特点有关。放下襟翼后，机头是上仰还是下俯，因然要看上仰力矩和下俯力矩谁大谁小，而且还要看升力最终是增还是减。放下襟翼后，如果上仰力矩增大，迎角因之增加，升力更为增大。此时，飞机自然转入向上的曲线
25、飞 行而使机头上仰。但如果放下襟翼后使下俯力矩增大，迎角因之减小，这就可能出现两种可能情况。一种是迎角减小得较多，升力反而降低，飞机就转入向下的曲线飞行而使机头下俯。一种是迎角减小得不多，升力因放襟翼而仍然增大，飞机仍将转入向上的曲线飞行而使机头上仰。为减轻放襟翼对飞机的上述影响，各型飞机对放襟翼时的速度和放下角度都有一定的规定。收襟翼，升力减小，飞机会转入向下的曲线飞行而使机 头下俯。收放起落架对俯仰平衡的影响 收放起落架，会引起飞机重心位置的前后移动，飞机将产生附加的俯仰力矩。比如，放下起落架，如果重心前移，飞机将产生附加的下俯力矩；反之，重心后移，产生附加的上仰力矩。此外，起落架放下后，
26、机轮和减震支柱上还会产生阻力，这个阻力对重心形成下俯力矩。上述力矩都将影响飞机的俯仰平衡。收放起落架，飞机到底是上仰还下俯，就需综合考虑上述力矩的影响。重心位置变化对俯仰平衡的影响飞行中，人员、货物的移动，燃料的消耗等都可能会引起飞机重心位置的前后变动。重心位置的改变势必引起各俯仰力矩的改变，其主要是影响到机翼力矩的改变。所以，重心前移，下俯力矩增大；反之，重心后移，上仰力矩增大。 （三）保持俯仰平衡的方法如上所述，飞行中，影响飞机俯仰平衡的因素是 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盘偏转升降舵或使用调整片（调整片工作原理第四节再述）偏转升降舵，产生操纵力矩，来保持力矩
27、的平衡。 二、飞机的方向平衡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。作用于飞机的偏转力矩，主要有两翼阻力对重心形成的力矩；垂直尾翼侧力对重心形成的力矩；双发或多发动机的拉力对重心形成的力矩。 垂直尾翼上侧力，可能因飞机的侧滑、螺旋 桨滑流的扭 转以及偏转方向舵等产生。飞机取得方向平衡，必须是作用于飞机的左偏力矩之和等于右偏力矩之和，即作用于飞机的各偏转力矩之和为零。下列因素将影响飞机的方向平衡：一边机翼变形（或两边机翼形状不一致），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
28、起的垂直尾翼力矩随之改 变。飞机的方向平衡受到破坏时，最有效的克服方法就是适当地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。 三、飞机的横侧平衡飞机的横侧平衡，是指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。要使飞机获得横侧平衡，必须使飞机的左滚力矩之和等于右滚力矩之和，即作用于飞机的各滚转力矩之和为零。下列因素将影响飞机的横侧平衡：一边机翼变（或两边机翼形状不一致），两翼升力不等； 螺旋桨发动机，油门改变，螺旋
29、桨反作用力矩随之改 变；重心左右移动（如两翼的油箱，耗油量不均），两翼升力作用点至重心的力臂改变，形成附加滚转力矩。飞机的横侧平衡受到破坏时，飞行员保持平衡最有效的方法就是适当转动驾驶盘或作用副翼调整片，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，相互领带的，方向平衡受到破坏，如不修正就会引起横侧平衡的破坏。反之，如果失去横侧平衡，方向平衡也就保持不住。飞机的方向平衡和横侧平衡合起来叫飞机的侧向平衡。 发一些飞机的资料行吗？ 边界层分离当流体流过物体的时候，由于流体本身的粘性，靠近物体表面的流体的速度为零，而离开物体表面一定距
30、离的流体的速度则不受粘性影响，此处的流动可以按照无粘来处理。在物面和可以按无粘处理的流体之间的这一部分流体就是边界层。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向后流动，边界层内的流体会逐渐减速，增 压。由于流体流动的连续性，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，流动在逆压梯度作用下，会进一步减速，最后整个边界层内的流体的动能都被粘性应力给耗散掉，不能再朝下游流动了，然而远前方的还未减速的边界层还在源源不断地追赶上来。就向被堵塞的水池的水会溢出一样，边
31、界层内的流体也会因为无法继续贴着物面流动而“溢出” 边 界层离开了物面，它分离了。边界层分离之后，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一致。由上面的原理我们可以知道，边界层要分离必须满足两个条件，一个是流体有粘性，第二个是流体必须流过物面。边界层分离如果发生在机翼上将产生很严重的后果，那就是失速。 边界层分离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。在高亚音速飞机上采用的超临界翼型，也是 为了避免边界层的分离。航空科技人员为了克服边界层分离所做的努力，贯穿了近代航空的发展历程，始终是推进航空科技发展的重要动力之一。 变后
32、掠翼技术机翼是飞机上一个极其重要的部件，飞机的升力基本上都是由机翼产生的。从 1903 年莱特兄弟的第一架飞机完成动力飞行之后，人们便投入了大量的精力到提高飞机的速度上，飞机的速度基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。早期的飞机气动外形差，而且十分笨拙，以双翼机 为主， 这是因为当时人们面临的主要飞行难题在于获得足够的升力。升力产生原理告诉我们，机翼的面积越大，升力就越大，由于当时的机翼材料强度不够，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，当然没有 办法飞得快。为了获得高速飞行，除了提高发动机的推力外，整个飞机外形必
33、须尽可能设计成流线型，以减小飞行时的阻力。作 为外形的重要组成部分-机翼就必须设计成能够产生大升力、小阻力的形状。机翼的主要参数有翼展 l、翼弦 b、前 缘后掠角 、展弦比 等。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 是翼展 l 和平均翼弦的比 值。由空气动力学的理论和实践可知，低速情况下比较适合采用大展弦比的平直机翼；高亚音速时则应该采用后掠翼；超音速飞行时就必须采用小展弦比的机翼(如三角翼) 以便减小由于超音速而急剧增加的阻力。然而，超音速飞机只有在战斗中才以最大速
34、度飞行，其余大部分时间还是以较低的速度飞行，而且每次飞行总需要起飞和降落。这就产生了一个难题，究竟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按照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能力。变后掠翼技术常常用于多用途战斗机和轰炸机，例如前苏联的米格-23、米格-27、苏-24、图-160，美国的 F-111、F-14A、B-1B 以及英、德、意三国联合研制的狂风(Tornado)等等。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
35、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 20 度变到 68 度；而在舰上停放时，后掠角最大可达 75度，可以减少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 采用变后掠翼技术正好能满足这一要求。变后掠翼的优点十分显著，但其缺点是转动机构复杂，使机翼的质量增大，同时可靠性也有所降低。超音速巡航超音速巡航能力，是要求飞机具有在发动机不开加力的情况下，能在 M1.5 以上做超过 30 分钟的超音速飞行。目前的常规战斗机，只有打开加力时才能做超音速飞行，而且耗油量会猛增1-2 倍
36、。超音速 飞行时间只有几分钟，而且机 动性也 较差。而具有超音速巡航能力的飞机，可以克服以上不足，大大提高其作战效能：可以更快的速度飞抵战区执行任务；可以高速脱离战区摆脱敌机攻击；可以外推拦截线，使敌方轰炸机和攻击机在更远处被拦截；可以超音速状态发射导弹扩大攻击区。由此可见，具有超音速巡航能力将是第四代战斗机所必须具备的技术指标。美国的第四代战斗机 F-22 就具有超音速巡航能力。那么怎么才能使战斗机具有超音速巡航能力呢？主要措施有两条：一是采用先进的气动外形设计，使飞机的阻力尽量减少：翼身融合体技术就是一种，它能提高飞机的升阻比，减少超、跨音速波阻。二是采用性能先进的发动机，使发动机最大推力
37、大，具有较好的速度特性。从目前研制的水平来看，最佳方案是 选用小流量比（小涵道比）加力涡扇发动机。美国的 F-22 飞机之所以具有真正有效的超音速巡航能力，首先是采用了先进的气动外形设计。主要内容有：翼身融合技术；大根梢比的切尖菱形机翼，前缘后掠角为 42 度，后缘前掠角为 17 度，襟翼前 缘和主翼后缘均各带弧度；保形天线、保形武器舱和菱形进气道等等，这些设计使飞机气动外形干净光滑，气 动阻力小。其次，是采用了先进的动力装置。 该机装有两台 F119 加力涡扇发动机。由于发动机在设计中采用耐高温材料和先进热循环技术，将涡轮前燃气温度提高到1853-1923K，总增压比提高到 25，因而 产生
38、的推力大(单台最大推力为 104.5 千牛（即为 10663 公斤）。使其有足够的剩余推力。同 时，又因其流量比（涵道比）小(只有 0.15-0.25)，使其速度特性得到改善。不存在推力不够和过分耗油问题，所以，在不加力的情况下就可使飞机飞行速度达到超音速，而使它具有超音速巡航能力。垂直起降战机的变迁 美国联合攻击机(JSF)的备选机型 X-32 和 X-35 除有一定隐身能力外，都可以“短距起飞、垂直着陆”。大家可能会奇怪，为什么是 “短距起飞,垂直着陆”而不干脆研制“垂直起降 ”？事实 上， 这是经历了几十年的风风雨雨才总结出来的，不是人们不喜欢“ 垂直起飞” ，而是以目前的技术水平来说，
39、为此必须付出的代价实在太大，飞机是一种综合平衡多方面照顾的产物，不能为某一特性而过分影响其它方面。 修建机场占地很大、劳民伤财，建造航空母 舰要耗 资天文数字，且自身是个大目标，摆脱大机场和大航母是有作战飞机以来人们普遍的愿望。20 世纪 50 年代，研制垂直起降作战飞机的要求正式提出了，各国先后试制了数十种垂直起降飞机，其中多数试飞失败甚至机毁人亡。几十年 过去了，最终能够批生产使用的垂直起降作战飞机只有三种：英国的“鹞” 式， 苏联的雅克-38 和美国贝尔/ 波音公司的 V-22 军用运输机。 必须说明的是，利用旋翼产生升力来达到垂直起降的飞行器直升机，因受到旋翼的限制，飞行速度很难超过
40、400 千米/小时 ，几乎是不可能飞高亚音速，无法用来与普通的固定翼战斗机相比，作战飞机还是要有较大的固定机翼来产生机动动作时必须的升力，所以设计师们都得另想办法使飞机产生垂直起降时的升力。 到目前为止，垂直起降飞机先后研制过五大类型：尾座式，倾转动力装置式，推力转向式，专用升力动力装置式和上述后三类的混合配置式。 尾座式这种设想最直接了当，飞机停在地面上即机头朝天，垂直放置。飞机用普通布局，但有几个轮子装在水平尾翼和垂直尾翼后端翼尖上作为起落架。起飞时拉力超过它的重量即可垂直上天，然后操纵飞机下俯， 转为平飞姿态。着 陆前飞机也要从平飞转为垂直向天姿态，然后减少功率或推力缓慢垂直降落。 曾先
41、后有三种这样的飞机试飞成功，而且证明从垂直姿态转换为平飞以及相反转换都是可能的。首先是美国康维尔(Convair)公司的 XFY-1 型， 1954 年 8 月首飞，同年 11 月 2 日转换飞行成功， 动力是 1 台涡桨发动机，最大功率 5 850 轴马力。另一架是美国瑞安(Ryan)公司的 X-13 型，装 1 台英国“阿望”(Avon)喷气发动机，最大推力 4 535 千克，1955 年 8 月首飞，1957 年 11 月转换飞行成功。此外还有一架法国国营航空发动机研究和制造公司的 C.450-01 型试验机，该机采用环形机翼，装 1 台“阿塔”(Atar)101E 喷气发动机，最大推力
42、达到 3 700 千克， 1959年 5 月首次垂直飞行，但在同年 7 月 25 日的转换飞行试验中不幸坠毁。据了解，苏联也曾进行过类似飞机的试验。 此后这种类型的垂直起降飞机没有再研制，主要因为必须解决的问题太多，特别是降落时飞机须转为垂直向上，飞行员相当于平躺着，两眼朝天，地面什么都看不见，无法直接估计离地高度，操作之困难可想而知。 倾转动力装置式这种方式是发动机可以向上偏转 90，有的甚至连同机翼一起转，这样当飞机垂直上升到一定高度后将动力装置转为向前拉的状态进行平飞，降落前则进行相反操作，垂直着陆。试验比较顺利的型号有美国贝尔(Bell) 公司的 XV-15 型，其翼尖各安装 1 台可
43、向上偏转的涡桨发动机，每台功率 1 800 轴马力。1977 年初首飞, 随后成功地飞完全部要求的飞行包线，包括垂直与平飞的转换飞行。最大飞行高度达 7 470 米(发动机性能限制)，最大平飞速度 555 千米/小时。 1981年美国在 XV-15 试验机的基础上开始研制“多军种先进垂直起落飞机” ，1985 年定名为 V-22“鱼鹰”(Osprey) ，由 贝尔/波音公司研制，1989 年 3 月首飞，同年 9 月完成转换飞行试验。但在以后的研制过程中事故不断，先后坠毁过好几架。1995 年有关技术问题基本解决，美国防部批准投产，计划首先为海军陆战队生产 425 架(后减为 360 架) ，
44、空军和陆军航空兵都拟订购。原准备 2001 年在美海军陆战队成立第一个中队并达到初始作战能力。然而，在 2000 年 4 月和 12 月先后各 1 架 V-22 在海军陆战队试验和训练飞行时坠毁。前一架 飞机上 4 名空勤人员和 15 名乘员全部毙命，事故原因分别为飞行员驾驶错误和机械故障。另外， 该机的可靠性很低，最大可用度只有 0.57(要求是 0.82)，也就是说执行任务时只有一半左右飞机可用 。看来对于新技术装备还需要很长时间去完善，但美国还是决定继续发展这型飞机。 推力转向式这种飞机垂直起降时只改变推力方向而不是连动力装置也偏转。它又根据动力不同而分三类:即螺旋桨式、函道 风扇式与喷
45、气流 转向式。 螺旋桨式 此类的代表有美国贝尔公司的 XV-3，其机身装 1 台活塞式发动机，用传动轴带动翼尖各1 个螺旋桨，平飞时螺旋桨向前，垂直起降 时螺旋桨偏转向上 90。该机 1955 年8 月首飞，1958 年 12 月首次从垂直起飞状态转换为平飞，并顺利从平飞转换回垂直降落。这架飞机总共完成了 250 多次飞行， 飞行时间超过 125 小时， 积累了大量宝贵的经验。美国寇蒂斯莱特公司的 X-100 和 X-200 (X-19A)也是这种类型，后者用两台涡轴发动机，每台功率 2 200 轴马力，各带动 2 个安装在翼尖短舱上的螺旋桨，垂直起降时短舱向上转 90。X-200 于 196
46、4 年 6 月首次悬停飞行，1966 年结束研制，在起飞或降落时利用很大的机翼后缘襟翼偏转螺旋桨滑流，向下产生一定升力也可以达到短距起降的目的。1958 年 12 月首飞的美国瑞安公司 VZ-3RY 和 1959 年 11 月首飞的“仙童”(Fairchild)公司 VZ-5FA 也都采用这种方法，但后来都没有发展下去。函道风扇式 典型的是美国多克公司的 VZ-4DA型，装 1 台涡轴发动机，功率 840 轴马力，带动翼尖各一个函道 风扇，可向上偏转 90。1958 年 2 月首次试飞, 1959 年 9 月由美国陆军验收, 没有进一步发展。另外美国贝尔公司的 X-22A 也是类似设计，它 1
47、966 年 3 月首飞，用两台各 1 250轴马力的涡轴发动机带动四个可偏转的函道风扇。该型号一共生产两架，到 1969年为止共飞行 110 小时，进行过 185 次垂直起飞-平飞-垂直着陆的转换飞行。喷气流转向式 这种类型是用喷气发动机作动力，在飞机起飞和着陆时使喷气口折转向下产生升力，平飞时恢复向后喷气。 1957 年 2 月首飞的美国贝尔公司的 X-14 试验飞机就是采用这种构造。该机动力装置是 2 台“ 威派尔”发动机，1958 年5 月首次完成转换飞行。 这种类型最成功的是英国霍克 西德利公司的P.1127“茶隼” 式飞机。它采用 1 台有 4 个可转喷口、推力 6 895 千克的“
48、飞马”式发动机，前面左右两个喷口是“冷”喷口，喷出的是发动机风扇的增压空气，没有经过喷油燃烧，温度只有 105C 左右。发动机后面的喷气流也分左右两喷口喷出，是“热”喷口，喷出经过燃烧的高温气流，温度约 670C，飞机的重心控制在四个喷口之间。人们形容这种布局是“用四根筷子支撑一 块砖头”，这比只有两个可转喷口的布局稳定。该机 1960 年 10 月首次试飞， 1961 年 9 月首次垂直-平飞转换飞行，1963 年初在航空母舰上进行海上使用试飞。这种机型共生产了 11 架，分别由英、德、美等国的陆海空三军进行广泛测试，最后在它的基础上发展成为“鹞”式和 AV-8B 等批生产机型。苏联在 60
49、 年代末也研制出一种转喷口的垂直起降验证机雅克-36。它机头进气，采用两台 涡喷发动 机， 带可偏转喷口。雅克-36在 1967 年 7 月 9 日航空节表演时曾垂直起飞，在 50 米高度过渡到平飞，绕场一圈，垂直着陆前作了一个 180悬停转弯。该机型后来发展为增加升力发动机两侧进气的雅克-36M 和雅克-38。 20世纪末美国波音公司参加 JSF 竞争的验证机 X-32 也采用类似“ 鹞”式转喷口的方法。除了主喷口可以偏转外， 还有两个前机身腹部左右向下的喷口。不 过它们为产生升力喷出的气流是由管道将主发动机的部分尾喷流输送过去的，不像“鹞”式直接用发动机风 扇的增压空气。而且在巡航时前喷口可以收进机身内以减少阻力和雷达反射截面。 专用升力动力装置式这种设计是在普通动力装置外加设专门供垂直起降时使用的升力发动机。这些发动机可以是喷气式也可以是函道风扇式，当飞机转为平飞后这些发动机即
