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名词术语迎角(Angle of attack) 对于固定翼飞机，机翼的前进方向(相当与气流的方向)和翼弦(与机身轴线不同)的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。对于直升机和旋翼机，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。侧滑角（side slip angle）是指飞机的轴线与飞机的飞行速度方向在水平面内的夹角。侧滑角是确定飞机飞行姿态的重要参数。过载（overload）作用在飞机上的气动力和发动机推力的合力与飞机重力之比称为飞机的过载。飞机所能承受过载的大小是衡量飞机机动性的重要参数。过载越大，飞机的受力越大，为保证飞机的安全，飞机的过载不能过大。飞行员在机动飞行中也会因为过载大于一或者小于一而承受超重和失重。飞行员所能承受的最大过载一般不能超过8。边条(Strake) 边条是指附加于机身或机翼机身结合处的小翼面，包括机身边条和机翼边条两种。机身边条位于机身左右两侧，宽度相等；而机翼边条则是位于机翼机身结合处近似三角形的小翼面。采用边条翼结构可以减少阻力，改善飞机的操作性。上反角(Dihedral angle) 上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedral angle)。三角翼(Delta wing) 指平面形状呈三角形的机翼。三角翼的特点是后掠角大，结构简单，展弦比小，适合于超音速飞行。马赫数(Mach number) 常写作M数，它是高速流的一个相似参数。我们平时所说的飞机的M数是指飞机的飞行速度与当地大气(即一定的高度、温度和大气密度)中的音速之比。比如M1.6表示飞机的速度为当地音速的1.6倍。推力重量比(Thrust-weight ratio)表示发动机单位重量所产生的推力，简称为推重比，是衡量发动机性能优劣的一个重要指标，推重比越大，发动机的性能越优良。当前先进战斗机的发动机推重比一般都在10以上。翼载(Wing loading) 翼载是指飞机的满载重量W和飞机的机翼面积S的比值W/S。翼载的大小直接影响到飞机的机动性能、爬升性能以及起飞着陆性能等。襟翼(Flap) 襟翼是安装在机翼后缘附近的翼面，是后缘的一部分。襟翼可以绕轴向后下方偏转，从而增大机翼的弯度，提高机翼的升力。襟翼的类型有很多，如简单襟翼、开缝襟翼、多缝襟翼、吹气襟翼等等。副翼(Aileron)是指安装在机翼翼梢后缘的一小块可动的翼面。飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动。副油箱(Droppable fuel tank) 是指挂在机身或机翼下面的中间粗、两头尖呈流线型的燃油箱。挂副油箱可以增加飞机的航程和续航时间，而飞机在空战时又可以扔掉副油箱，以较好的机动性投入战斗。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。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正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。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。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。诱导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。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“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。激波阻力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超过音速，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M2.479），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。斜激波倾斜越厉害，波阻就越小。风切变风切变是一种大气现象，是风速在水平和垂直方向的突然变化。由于速度是矢量，有大小有方向，所以风切变包括水平风的垂直切变，水平风的水平切变以及垂直风的切变。风切变是导致飞行事故的大敌，特别是低空风切变。国际航空界公认低空风切变是飞机起飞和着陆阶段的一个重要危险因素。为什么低空风切变会有如此的危害性呢？这是由风切变的本身特性造成的。以危害性最大的微下冲气流为例，它是以垂直风切变为主要特征的综合风切变区。由于在水平方向垂直运动的气流存在很大的速度梯度，也就是说垂直运动的风速会出现突然的加剧，就产生了特别强的下降气流，被称为微下冲气流。这个强烈的下降气流存在一个有限的区域内，并且与地面撞击后转向与地面平行而变成为水平风，风向以撞击点为圆心四面发散，所以在一个更大一些的区域内，又形成了水平风切变。如果飞机在起飞和降落阶段进入这个区域，就有可能造成失事。比如，当飞机着陆时，下滑通道正好通过微下冲气流，那么飞机会突然的非正常下降，偏离原有的下滑轨迹，有可能高度过低造成危险。当飞机飞出微下冲气流后，又进入了顺风气流，使飞机与气流的相对速度突然降低，由于飞机在着陆过程中本来就在不断减速，我们知道飞机的飞行速度必须大于最小速度才能不失速，突然的减速就很可能使飞机进入失速状态，飞行姿态不可控，而在如此低的高度和速度下，根本不可能留给飞行员空间和时间来恢复控制，从而造成飞行事故。据统计，风切变飞行事故都发生在300米以下的起飞和着陆飞行阶段，尤其以着陆阶段为甚。占78。风切变说到底是一个飞机能量管理问题。如当遇到使飞机性能降低的风切变时，飞机如具有机动的能量能加速以克服风切变而改出，就可以转危为安。若飞行高度很低，机动能量余量不足，飞机抗拒不了突然袭来的风切变，则只能失速掉高度以致坠机。反之，飞行高度较高，飞机机动能量余量较大，则往往不易发生不可抗拒的机毁人亡事故。由于风切变现象具有时间短、尺度小、强度大的特点，从而带来了探测难、预报难、航管难、飞行难等一系列困难，是一个不易解决的航空气象难题。因此，目前对付风切变得最好办法就是避开它。因为某些强风切变是现有飞机的性能所不能抗拒的。进行风切变的飞行员培训和飞行操作程序设置，在机场安装风切变探测和报警系统，以及机载风切变探测、告警、回避系统，都是目前减轻和避免风切变危害的主要途径。焦点焦点是这样的一个点当飞机的攻角发生变化时，飞机的气动力对该点的力矩始终不变，因此它可以理解为飞机气动力增量的作用点。焦点的位置是决定飞机稳定性的重要参数。焦点位于飞机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，作用在飞机上的所有气动力的作用点一定与飞机的重心重合。当飞机受到扰动或其它原因攻角发生改变，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，将气动力分解成两部分，一部分是飞机在原来的平衡位置所受到的气动力，仍然作用于重心；另一部分是气动力的改变量，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情况下，增加的气动力就作用在焦点上，如果飞机的焦点位于重心之后，则气动力增量将对重心产生一个低头力矩，使飞机攻角减小，飞行员即使不加以控制，飞机仍然能够回到原来的平衡位置；如果焦点位于重心之前，气动力增量对重心产生的将是抬头力矩，使飞机继续抬头，偏离继续扩大，如果飞行员不及时加以控制，将导致飞行稳定性的丧失直至发生飞行事故。飞机的焦点位置在整个攻角的变化范围内也是变化的，焦点在机身上的前极限位置被称为前焦点位置，相应的，焦点在机身上的后极限位置被称为后焦点位置，在九十多年飞机发展的过程中，前七十多年里人们都极力将飞机的前焦点控制在飞机的重心之后，以保证飞机具有足够的稳定性，但是为此却必须付出机动性下降的代价。自从七十年代开始出现电传操纵以来，人们通过计算机的帮助完全可以保证飞机的稳定飞行，焦点位置也没有必要一定位于重心之后了，所以现代的高性能战斗机都是采用电传操纵的不稳定飞机。这样的飞机由于焦点的位置靠前，不仅机动性大大提高，还提高的总升力，并且减小了配平阻力。放宽静稳定度技术所谓静稳定度是指气动中心到飞机重心的距离，气动中心在重心之后静稳定度为正，飞机是静稳定的；气动中心在重心之前静稳定度为负，飞机是静不稳定的。在亚音速飞行状态，普通飞机的翼身组合体的升力中心在重心稍后的某个距离（静稳定），这时翼身组合体的升力所产生的负俯仰力矩（机头向下的力矩），由平尾的下偏，以产生向下的升力来平衡，尾翼的升力从翼身组合体升力中减去，因而使总的升力减少。而且由于飞机的静稳定特性，飞机有保持原有飞行状态的趋势，使飞机的操纵也不灵活。而放宽静稳定度的飞机，气动中心可以很靠近重心也可以重合，甚至在重心的前面，飞机的稳定度变得很小甚至不稳定，飞行中主要靠主动控制系统（即自动增稳系统）主动控制相应舵面，保证飞机的稳定性。这时为保持平衡只需要较小的甚至向上的平尾升力去平衡翼身组合体的正俯仰力矩（机头向上的力矩）。在超音速状态，无论普通构形的飞机还是放宽静稳定性的飞机，都具有作用在重心之后的翼身组合体升力矢量。因为放宽静稳定度的飞机的重心比普通飞机的重心更靠后，这样为配平由于翼身组合体升力升起的负俯仰力矩所需要的尾翼向下载荷比普通飞机要小，因而就可以大大减少尾翼尺寸和重量，使其在超音速状态也具有较高的升力。由此我们可以看出，采用放宽静稳定性的手段，可以大幅提高飞机的性能。首先，使飞机的平尾用于平衡所需的面积可以大大减小，因此平尾的重量可以减轻，阻力可以减小，另外对于静不稳定的飞机，尾翼的升力和翼身组合体升力方向一致，这样飞机的总升力也得到了提高。研究表明，放宽静稳定度为战斗机带来的效益是当静稳定度取为-12%平均气动弦长时，飞机的起飞总重可减少8%，所需发动机推力可减少20%，如果再加上控制机动载荷的效果可使设计总重减少18%。在轰炸机上采用这种技术效果也是很明显的，如CCV B-52试验机平尾面积从84平方米降到46平方米，在原发动机和起飞总重条件下，结构重量减少6.4%，航程增大4.3%，如果原载重、航程不变，起飞总重可以减少 10-15%，B-l轰炸机如果在设计初期阶段就采用放宽静稳定度要求的话，其起飞总重可减少36吨，用2台发动机就可以完成原来4台发动机的任务。如果把放宽静稳定度要求和控制机动载荷结合起来，可使轰炸机设计重量减少20%以上。放宽静稳定度要求对战斗机性能的提高主要体现在提高战斗机的机动性方面以及完成任务的效率方面。如一架重心位置处于25%平均气动弦和一架重心位置处于38%平均气动弦的放宽静稳定度的飞机相比，在中等空载重量、最大推力、900米高度的条件下，后者转弯速度增加0.75度/秒（M0.9时）1.1度/秒（M1.2时）；M数从0.9增加到1.6的加速时间减少1.8秒左右；空战燃油节省180公斤；承受机动过载的能力也提高了，在M数为0.6，0.9，1.2时过载系数分别提高0.2g，0.4g，0.8g；此外还可以提高升阻比：在Ml时可提高8%，Ml时可提高15%。这些就使战斗机的机动性大大提高。如果拿F-16战斗机和法国战斗机“幻影”Fl，瑞典的Saab-37，苏联歼击机米格-21相比，性能就很突出，除高空最大速度，F-16稍低于其它三种飞机外，其它性能均比它们优越。其原因之一就是F-16采用了主动控制技术。失速我们知道，机翼能够产生升力是因为机翼上下存在着压力差。但是这是有前提条件的，就是要保证上翼面的的气流不分离。当机翼的迎角较小时，在相同的时间里气流绕过上翼面所通过的路程比流过下翼面的路程长，所以上翼面的气流速度比下翼面的快，由于气流的速度越快压力就越低，因而产生了上下翼面的压力差。但是如果机翼的迎角大到了一定程度，靠近机翼翼面附近的气流在绕过上翼面时，由于自身粘性的作用，流速会减慢，甚至减慢到零，而上游尚未减速的气流仍然源源不断地流过来，减速了的气流就成为了阻碍，最后气流就不可能再沿着机翼表面流动了，它将从表面抬起进入外层的绕流，这就叫做边界层分离。当气流从机翼表面抬起时，受外层气流的带动，向后下方流动，最后就会卷成一个封闭的涡，叫做分离涡。像这样旋转的涡中的压力是不变的，它的压力等于涡上方的气流的压力。而涡上方的气流流线弯曲程度并不大，所以其压力与下翼面的压力相比小不了多少，这样机翼的升力就比原来减小了。这种情况就叫作失速，对应的机翼迎角叫做失速迎角或临界迎角。如果我们给出机翼的升力系数和机翼迎角之间的关系，可以看出，当机翼的迎角达到临界迎角之前，升力系数随迎角增大而增大；当迎角超过临界迎角之后，升力系数就下降了。由于机翼的升力系数与升力成正比，所以说明了当机翼迎角大到一定程度之后，升力的确下降了。失速之后的机翼气动效率极低，已经不能够产生足够的有效升力。所以对现在的飞机，都要求在临界迎角以下一定范围内飞行，不允许靠近更不允许超过，以避免发生尾旋等危险。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。尾旋尾旋是飞机在超过临界迎角后绕其自身的三根轴自转的同时、重心沿陡的螺旋线航迹急剧下降的自发运动，又称螺旋。尾旋的特点是迎角大，约20度-70度；螺旋半径小，甚至只有几米；旋转角速度高可达每秒几弧度，下沉速度大，甚至达每秒百米。 尾旋不是飞机的正常飞行状态，一般是因为飞行员操作不当造成飞机迎角过大或遇到突风而发生的。由于尾旋的不可控性，极易造成飞机的坠毁，正常情况下应该尽量避免进入尾旋。但为了训练飞行员遇到尾旋时的处理能力及研究尾旋的改出方法，某些机动性较高飞机，如歼击机、教练机，允许有意进入尾旋并改出。机动性较差的飞机，如轰炸机、侦察机以及非机动性飞机，如旅客机、运输机，则严禁进入尾旋。由于尚不能保证飞机在任何情况下都不会意外地进入尾旋，多年来尾旋事故屡有发生。完整的尾旋运动由三个阶段组成，即进入阶段、尾旋阶段和改出阶段。尾旋阶段又可分成尾旋过渡阶段和垂直尾旋阶段。垂直尾旋阶段是研究尾旋的主要阶段。根据飞机是由正飞或倒飞进入，尾旋又分为正尾旋和反尾旋。根据尾旋时飞机俯仰角的不同，尾旋还可分为陡尾旋、缓尾旋和平尾旋。采用失速特性较好的翼型和机翼平面形状，尽量使质量沿机冀机身分布合理，减少大迎角时机翼、机身对尾翼的遮蔽以提高舱面效率等，是保证飞机具有满意尾旋特性所经常采用的设计措施。前缘缝翼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（如美制轰炸机B1B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），随着迎角的增大，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。后缘襟翼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5060度时，大约能使升力系数增大6575。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7585。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8595。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110140。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。过失速机动技术过失速机动就是飞机在超过失速迎角之后，仍然有能力完成可操纵的战术机动。它主要用在为占据有利位置的机动飞行中。为什么战斗机需要过失速机动能力呢？因为战斗机主要的任务就是空战，而现代的几次局部战争的经验告诉我们，空战中最频繁发生的是低空和超低空近距空战。近距空战中最重要的作战品质就是迅速瞄准敌机的能力，即在攻击中不仅能快速地改变自身的速度矢量，还能使自己始终处于对手转弯半径的内侧，这样就能使自己更快速地进入攻击位置，先敌开火。过去的空战由于作战飞机的剩余功率较小，因而十分强调抢占高度的机动能力，以达到以高度获取速度的目的。现代战斗机在中等速度下剩余功率都很大，加速性都很好，爬升率都很高，速度上已经没有多大的差距，因此通过过失速机动获取更有力的角度优势，就成为了捷径。为什么过失速机动可以提高飞机的机动能力呢？因为在进入目视格斗状态之后，攻击机要使目标机尽快进入自己允许的发射区，目标机则要摆脱攻击机并伺机反击。这种情况下，飞机最重要的性能是最大瞬时盘旋角速度。一般说来飞机的最大瞬时盘旋角速度在马赫数0.4-0.6之间最大，所以要在格斗中争取角度优势，就要求飞机能从最大马赫数尽快地减速至中、低速度。飞机在进行过失速机动时，由于大迎角下自身受到的气动阻力较大，飞机的速度可以迅速降低，有利于偏转机头实施快速对敌指向，或在转弯中尽快减速和改变方向是敌机冲过目标，这在近距格斗中具有很高的空战效能。然而，在传统的飞行理论中，飞机的迎角是不能够超过失速迎角的，否则就会失速，进入尾旋甚至坠毁。随着现代航空科技的发展，通过采用推力矢量技术等方法，已经使飞机有可能超过失速迎角飞行了。美国和德国联合研制的X-31，就是用于进行过失速机动技术验证的验证机。它已经完成过飞行迎角达74度的赫布斯特（Herbst）机动。当人们从螺旋桨时代进入喷气时代时，曾经为突破音速而欢欣鼓舞，这被称作突破“音障”；当人们将飞行速度提高到马赫数大于3之后，克服了高速带来的高热问题，被称为突破“热障”；于是，当我们成功的超越了曾被认为不能超越的失速迎角时，我们也就突破了“失速障”。进气系统安排涡轮喷气发动机进气系统的主要作用是：引入空气，并尽量利用气流的冲压来对发动机增压，并使动能损失最小，进气口位置的安排，应注意使速度分布均匀，附加的阻力小；同时还应使进气口的位置不易吸入杂物，以免损坏发动机内部的零件如压气机叶片等。进气系统主要包括进气口和进气道。进气口的位置进气口的位置与发动机的位置、数目和型式等有关。常见的有机头正面、短舱正面、机身两侧和机翼根部进气，此外还有翼下和翼上进气等型式。机身内部安装一台或两台涡轮发动机，多采用机头正面进气形式小这种进气形式的优点是，迎面气流冲压助利用效果好，但由于进气道长，进气道内部摩擦阻力大，所以动能的损失也较大；同时机身内部的空间不好利用，雷达和武器的安装不便，而且座舱的视界也不太好。在这种情况下，也可采用机身两侧进气的型式。这种安排的进气道较短，内部动能损失较小，头部空间好用来安装雷达和其它设备。但由于气流沿机身流过很长一段距离，在机身形成的附面层较长较厚，气流会从进气口壁分离，这样就会使气流冲压的利用不好。如果附面层发展严重，可能出现进气道中气流不稳定甚至发生脉动、抖振和很大的噪音等不良现象。一种解决的办法是，把附面层吸到低压区，将它排除掉。采用机翼根部进气、也有与机身两侧进气型式相同的附面层变厚的缺点。解决的办法也相同。另外，有一种飞机的进气口设计独特，为机身单侧进气的非对称形式，这种形式除了可能会带来不对称气动力外，其它特性应与两侧进气相同。多台涡轮喷气发动机可装在发动机短舱内。这种安排方式不但对冲压利用效果好，而且内部动能损失也小。飞行速度对于进气系统有很大影响。亚音速飞行时，进气道中气流的动能能量损失，主要由于内部摩擦和气流分离。为此可采取适当的进气道内部形状并把表面做得光滑等措施，但在超音速飞行时，除了这两项损失以外，在进气道之前还要产生激波，如为正激波则造成的能量损失更大。实验表明，当速度超过一倍半音速时，激波损失大大增加，使得推力急剧减小。这时可采用超音速进气道来改进这种情况。例如在机头进气道中装锥体，并使它突出于进气道之外，使气流在进气口附近形成一系列激波，并把正激波改变为斜激波，则气流能量损失可大大降低，保持发动机产生较大的推力。M数更大的飞机，锥体可做成能前后调节的，以适应不同飞行M数的需要，这样就可在不同的M数下，都可保持气流动能损失小而产生的推力大。超音速飞机除采用锥体外，特别是M数大于2的歼击机和旅客机，还可采用二元超音速进气道。其进气口的剖面为矩形或方形，口内装有斜板，使得进气道的剖面收缩或扩张，随着飞行M数的变化而改变形状，形成不同的激波系统，以保证气流的稳定，并使气流动能的损失减小。涡轮喷气发动机进气口处在一定气象条件下容易结冰。这会使进气道中气流动能损失增大，推力减小，还可能使发动机受到损坏。为了防止结冰，可在进气口和进口导流片处安装防冰装置；其热源可利用发动机的燃气、压气机后面的热空气或电能。现代作战飞机为了增强隐身性能，使雷达波不能直接照射到旋转的风扇叶片上，将进气口装在机翼上方，并采用“S”形进气道，使雷达波在进气道内经过多次反射而衰减，F117飞机为了增强效果，甚至在进气口装上了格栅，这些措施实际上对发动机的工作有影响，因此目前的隐身飞机的飞行性能都很一般。机翼的几何参数机翼的外形五花八门、多种多样，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不论采用什么样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形，并且使结构重量尽可能的轻。所谓良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数：翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用l表示。翼弦：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，有翼根弦长b0、翼尖弦长b1。一般常用的弦长参数为平均几何弦长bav，其计算方法为：bav（b0b1）/2。展弦比：翼展l和平均几何弦长bav的比值叫做展弦比，用表示，其计算公式可表示为：l/ bav。同时，展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大，因此，高速飞机一般采用小展弦比的机翼。后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用0表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用1表示）及1/4弦线后掠角（机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用0.25表示）。如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值，变成了前掠角。根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值，一般用表示，b0/b1。相对厚度：相对厚度是机翼翼型的最大厚度与翼弦b的比值。除此之外，机翼在安装时还可能带有上反角或者下反角。主动控制技术主动控制技术（Active Control Technology），是由美国率先提出的一种飞机设计和控制技术。从飞机设计的角度来说，主动控制技术就是在飞机设计的初始阶段就考虑到电传飞行控制系统对总体设计的影响，充分发挥飞行控制系统潜力的一种飞行控制技术。F-16是世界上第一架采用主动控制思想设计的飞机。采用主动控制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法谈起。常规的飞机设计方法的过程是这样的：根据任务要求，考虑气动力、结构强度和发动机三大因素，并在它们之间进行折衷以满足任务要求，这样为获得某一方面的性能就必须在其它方面作出让步或牺牲，例如为实现更好的气动稳定性就必须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（其中包括飞行控制系统）提出设计要求。这里飞行控制系统和其它分系统一样，处于被动地位，其基本功能是辅助驾驶员进行姿态航迹控制。 常规设计方法的设计步骤而采用主动控制技术的设计方法则打破了这一格局，把飞行控制系统提高到和上述三大因素同等重要的地位，成为选型必须考虑的四大因素之一，并起积极作用。在飞机的初步设计阶段就考虑全时间、全权限的电传飞行控制系统的作用，综合选形，选形后再对飞行控制系统以外的其它分系统提出设计要求。这样就可以放宽对气动、结构和发动机方面的限制，依靠控制系统主动提供人工补偿，于是飞行控制由原来的被动地位变为主动地位，充分发挥了飞行控制的主动性和潜力，因而称这种技术为主动控制技术。 采用主动控制技术的设计方法的设计步骤正是由于采用主动控制技术的设计方法在选形和布局的过程中，都将控制系统作为一个主要因素来考虑，所以这种技术又被称作随控布局技术（Control Configured Vehicle）。主动控制思想的出现是由两个因素促成的，一个是美国空军战略思想的改变，从要导弹不要飞机变成发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控制技术走向航空科技的前缘；第二个是现代自动飞行控制技术和电子计算机的迅速发展，为主动控制技术的实现奠定了物质基础。从控制的角度来说，主动控制技术实际上是自动控制系统的反馈原理的应用和发展。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态、航向的工作负担，在飞行个可以接通或断开，因此它对飞机设计本身不产生直接影响。随着超音速飞机的出现，产生了高空飞行气动阻力不足的问题。其中最突出的是航向稳定问题，为此采用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应并进行手操纵的，因此增稳系统的功能是驾驶员无法取代的。增稳系统的采用，减轻了飞机本身的设计任务，因此它的采用对飞机设计产生了直接影响。这些增稳系统仍然采用机械系统来进行控制，然而在越南战争中，美军被击落的飞机中有30%是被地面炮火击中机械操纵系统而导致坠毁的，因此提出了电传操纵系统的概念。正是电传操纵系统的运用，成为了主动控制技术的物质载体。采用主动控制技术的飞机可以具有以下一些功能：1放宽静稳定度2实现直接力控制3控制机动载荷4控制突风载荷5控制机体颤振6采用综合火控/飞行/推力控制系统 推力矢量技术简而言之，推力矢量技术就是通过偏转发动机喷流的方向,从而获得额外操纵力矩的技术。我们知道，作用在飞机上的推力是一个有大小、有方向的量，这种量被称为矢量。然而，一般的飞机上，推力都顺飞机轴线朝前，方向并不能改变，所以我们为了强调这一技术中推力方向可变的特点，就将它称为推力矢量技术。不采用推力矢量技术的飞机，发动机的喷流都是与飞机的轴线重合的，产生的推力也沿轴线向前，这种情况下发动机的推力只是用于克服飞机所受到的阻力，提供飞机加速的动力。采用推力矢量技术的飞机，则是通过喷管偏转，利用发动机产生的推力，获得多余的控制力矩，实现飞机的姿态控制。其突出特点是控制力矩与发动机紧密相关，而不受飞机本身姿态的影响。因此，可以保证在飞机作低速、大攻角机动飞行而操纵舵面几近失效时利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机机动。第四代战斗机要求飞机要具有过失速机动能力，即大迎角下的机动能力。推力矢量技术恰恰能提供这一能力，是实现第四代战斗机战术、技术要求的必然选择。我们可以通过图解来了解推力矢量技术的原理。普通飞机的飞行迎角是比较小的，在这种状态下飞机的机翼和尾翼都能够产生足够的升力，保证飞机的正常飞行。当飞机攻角逐渐增大，飞机的尾翼将陷入机翼的低能尾流中，造成尾翼失速，飞机进入尾旋而导致坠毁。这个时候，纵然发动机工作正常，也无法使飞机保持平衡停留在空中。然而当飞机采用了推力矢量之后，发动机喷管上下偏转，产生的推力不再通过飞机的重心，产生了绕飞机重心的俯仰力距，这时推力就发挥了和飞机操纵面一样的作用。由于推力的产生只与发动机有关系，这样就算飞机的迎角超过了失速迎角，推力仍然能够提供力矩使飞机配平，只要机翼还能产生足够大的升力，飞机就能继续在空中飞行了。而且，通过实验还发现推力偏转之后，不仅推力能产生直接的投影升力，还能通过超环量效应令机翼产生诱导升力，使总的升力提高。装备了推力矢量技术的战斗机由于具有了过失速机动能力，拥有极大的空中优势，美国用装备了推力矢量技术的X-31验证机与F-18做过模拟空战，结果X-31以1:32的战绩遥遥领先于F-18。使用推力矢量技术的飞机不仅其机动性大大提高，而且还具有前所未有的短距起落能力，这是因为使用推力矢量技术的飞机的超环量升力和推力在升力方向的分量都有利于减小飞机的离地和接地速度，缩短飞机的滑跑距离。另外，由于推力矢量喷管很容易实现推力反向，飞机在降落之后的制动力也大幅提高，因此着陆滑跑距离更加缩短了。 如果发动机的喷管不仅可以上下偏转，还能够左右偏转，那么推力不仅能够提供飞机的俯仰力矩，还能够提供偏航力矩，这就是全矢量飞机。推力矢量技术的运用提高了飞机的控制效率，使飞机的气动控制面，例如垂尾和立尾可以大大缩小，从而飞机的重量可以减轻。另外，垂尾和立尾形成的角反射器也因此缩小，飞机的隐身性能也得到了改善。推力矢量技术是一项综合性很强的技术，它包括推力转向喷管技术和飞机机体/推进/控制系统一体化技术。推力矢量技术的开发和研究需要尖端的航空科技，反映了一个国家的综合国力，目前世界上只有美国和俄罗斯掌握了这一技术，F-22和Su-37就是两国装备了这一先进技术的各自代表机种。我国现在也展开了对推力矢量技术的预先研究，并取得了一定的成果，相信在不远的将来，我们的飞机也能