航空航天技術(shù)概論知識(shí)點(diǎn)及題

1、第一章1. 什么是航空？什么是航天？航空與航天有何聯(lián)系？答：航空是指載人或不載人的飛行器在地球大氣層中的航行活動(dòng)，必須具備空氣介質(zhì)；航天是指載人或不載人的航天器在地球大氣層之外的航行活動(dòng)，又稱空間飛行或宇宙航行；航天不同于航空，航天器是在極高的真空宇宙空間以類似于自然天體的運(yùn)動(dòng)規(guī)律飛行。但航天器的發(fā)射和回收都要經(jīng)過大氣層，這就使航空航天之間顫聲了必然的聯(lián)系。尤其是水平降落的航天飛機(jī)和研究中的水平起降的空天飛機(jī)，它們的起飛和著陸過程與飛機(jī)的非常相似，兼有航空和航天的特點(diǎn)。航空航天一詞，既蘊(yùn)藏了進(jìn)行航空航天活動(dòng)必須的科學(xué)，又飽含了研制航空航天飛行器所涉及的各種技術(shù)。從科學(xué)技術(shù)的角度看，航空與航天之

2、間是緊密聯(lián)系的。2. 飛行器是如何分類的？按照飛行器的飛行環(huán)境和工作方式的不同，可以把飛行器分成三類：航空器、航天器、火箭和導(dǎo)彈。3. 航空器是怎么分類的？各類航空器又如何細(xì)分？根據(jù)產(chǎn)生升力的基本原理不同，航空器分為輕于(或等于)同體積空氣的航空器和重于同體積空氣的航空器兩大類； 輕于空氣的航空器包括氣球和飛艇。重于空氣的航空器有固定翼航空器、旋翼航空器、撲翼機(jī)和傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)。固定翼航空器又分為飛機(jī)和滑翔機(jī)。旋翼航空器又分為直升機(jī)和旋翼機(jī)。 4. 航天器是怎么分類的？各類航天器又如何細(xì)分？1航天器分為無人航天器和載人航天器；2無人航天器可分為空間探測(cè)器和人造地球衛(wèi)星，人造地球衛(wèi)星按照衛(wèi)星的用途，

3、可分為科學(xué)衛(wèi)星、應(yīng)用衛(wèi)星和技術(shù)試驗(yàn)衛(wèi)星?？臻g探測(cè)器又可分為月球探測(cè)器、行星和行星際探測(cè)器載人航天器可分為載人飛船、空間站、航天飛機(jī)和空天飛機(jī)。5. 在發(fā)明飛機(jī)的進(jìn)程中，要使飛機(jī)能夠成功飛行，必須先解決的問題是什么？要先解決飛機(jī)動(dòng)操縱穩(wěn)點(diǎn)性問題。6. 戰(zhàn)斗機(jī)是如何分代的？各代戰(zhàn)斗機(jī)的的典型技術(shù)特征是什么？共四代。第一代超音速戰(zhàn)斗機(jī)其中的典型型號(hào)有美國的 F-100和蘇聯(lián)的米格-19。其主要特征為高亞聲速或低超聲速、后掠翼、裝渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)、帶航炮和空空火箭，后期裝備第一代空空導(dǎo)彈和機(jī)載雷達(dá)。第二代戰(zhàn)斗機(jī)幾年后，一批兩倍聲速的戰(zhàn)斗機(jī)相繼出現(xiàn)，它們后來被稱為第二代戰(zhàn)斗機(jī)，其中最著名的飛機(jī)有蘇聯(lián)的米格-2

4、1和美國的 F-104、 F-4 、 F-5 。第二代戰(zhàn)斗機(jī)于 20世紀(jì) 60年代裝備部隊(duì)，采用小展弦比薄機(jī)翼和帶加力的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，飛行速度達(dá)到 2倍聲速，用第二代空空導(dǎo)彈取代了空空火箭和第一代空空導(dǎo)彈，配裝有晶體管雷達(dá)的火控系統(tǒng)。 第三代戰(zhàn)斗機(jī)一般采用邊條翼、前緣襟翼、翼身融合等先進(jìn)氣動(dòng)布局以及電傳操縱和主動(dòng)控制技術(shù)，裝渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，具有高的亞聲速機(jī)動(dòng)性，配備多管速射航炮和先進(jìn)的中距和近距格斗導(dǎo)彈，一般裝有脈沖多普勒雷達(dá)和全天候火控系統(tǒng)，具有多目標(biāo)跟蹤和攻擊能力，平視顯示器和多功能顯示器為主要的座艙儀表。第三代戰(zhàn)斗機(jī)在突出中、低空機(jī)動(dòng)性的同時(shí)，可靠性、維修性和戰(zhàn)斗生存性得到很大改善第四代戰(zhàn)

5、斗機(jī)的主要基本技術(shù)特征為：采用翼身融合體和具備隱身能力的空氣動(dòng)力布局；機(jī)體結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料使用比例在 30以上；安裝帶二元噴管、推重比 10一級(jí)的推力矢量航空發(fā)動(dòng)機(jī)，飛機(jī)的起飛推重比超過 1. 0；采用綜合航空電子系統(tǒng)，機(jī)載火控雷達(dá)能同時(shí)跟蹤和攻擊多個(gè)空中目標(biāo)，主要機(jī)載武器為可大離軸發(fā)射或發(fā)射后不管的超視距攻擊空空導(dǎo)彈。到目前為止，只有美國的 F-22戰(zhàn)斗機(jī)完全具備上述能力/歸納起來，第四代戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)具備隱身能力、超聲速巡航能力、高機(jī)動(dòng)性、短距起降和超視距多目標(biāo)攻擊能力等先進(jìn)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能。7. 載人航天的工具或方式有哪幾種？他們之間有什么區(qū)別？載人飛船和航天飛機(jī)是實(shí)現(xiàn)載人航天的主要工具。前者單次

6、使用，后者重復(fù)使用；前者容量小，后者容量大。8. 巡航導(dǎo)彈和彈道導(dǎo)彈有什么不同？彈道出大氣層，巡航不出；彈道適合打擊遠(yuǎn)距離目標(biāo)（俗稱洲際導(dǎo)彈），巡航打擊距離近些（一般在一千公里以內(nèi)）。彈道打擊戰(zhàn)略目標(biāo)，巡航打擊精確目標(biāo)；9. 我國運(yùn)載火箭共有幾個(gè)系列？多少個(gè)型號(hào)？各自有什么用途？中國充分利用彈道導(dǎo)彈的研究成果和技術(shù)基礎(chǔ)，成功地研制與使用了4種類別運(yùn)載火箭：“長征”1號(hào)三級(jí)火箭，可將約300公斤的人造衛(wèi)星送入近地軌道；“長征”2號(hào)兩級(jí)液體火箭，可將約2000公斤的人造衛(wèi)星送入近地軌道；“長征”3 號(hào)三級(jí)液體火箭，用于發(fā)射地球靜止軌道衛(wèi)星或近地軌道的大型航天器。“長征”4號(hào)運(yùn)載火箭，用于發(fā)射太陽同

7、步軌道和極軌道衛(wèi)星?！伴L征”5號(hào)運(yùn)載火箭，即將進(jìn)入初樣研制階段。長征五號(hào)將主要運(yùn)載嫦娥衛(wèi)星直接進(jìn)入月球14個(gè)型號(hào)包括: 包括“長征”1號(hào)(CZ -1)、“長征”1號(hào)丁(CZ -1D) 、“長征”2號(hào)(CZ-2) 、“長征”2號(hào)丙(CZ -2C)、“長征”2號(hào)丙/改進(jìn)型(CZ -2C/FP)、“長征”2號(hào)丁(CZ -2D)、“長征”2號(hào)E(CZ -2E)、“長征”2號(hào)F(CZ -2F)、“長征”3號(hào) (CZ -3)、“長征”3號(hào)甲(CZ -3A)、“長征”3號(hào)乙(CZ -3B)、“長征”3號(hào)丁(CZ -3C)、“長征”4號(hào)甲(CZ -4A)和“長征”4號(hào)乙(CZ -4B) 。第二章1. 大氣可以

8、分為哪幾個(gè)層？各有什么特點(diǎn)？根據(jù)大氣中溫度隨高度的變化可將大氣層劃分為對(duì)流層、平流層、中間層、熱層和散逸層。對(duì)流層大氣中最低的一層，特點(diǎn)是其溫度隨高度增加而逐漸降低，空氣對(duì)流運(yùn)動(dòng)極為明顯。對(duì)流層的厚度隨緯度和季節(jié)而變化。；平流層位于對(duì)流層的上面，特點(diǎn)是該層中的大氣主要是水平方向流動(dòng)，沒有上下對(duì)流，能見度較好（1850公里）；中間層在該層內(nèi)，氣溫隨高度升高而下降，且空氣有相當(dāng)強(qiáng)烈的鉛垂方向的運(yùn)動(dòng)。（50 80公里）；熱層該層空氣密度極小，由于空氣直接受到太陽短波輻射，空氣處于高度電離狀態(tài)，溫度隨高度增加而上升。（80800公里）；散逸層是大氣層的最外層。在此層內(nèi)，空氣極其稀薄，又遠(yuǎn)離地面，受地球

9、引力很小，因而大氣分子不斷向星際空間逃逸。（8002000、3000公里）2. 試說明大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程。大氣的狀態(tài)參數(shù)包括壓強(qiáng)P、溫度T和密度 p這三個(gè)參數(shù)。它們之間的關(guān)系可以用氣體狀態(tài)方程表示，即P=prt3. 大氣的物理性質(zhì)有哪些？大氣的狀態(tài)參數(shù)和狀態(tài)方程、連續(xù)性、粘性（大氣相鄰流動(dòng)層之間出現(xiàn)滑動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的摩擦力，也叫大氣的內(nèi)摩擦力）、可壓縮性、聲速、馬赫數(shù)。4. 何謂聲速？聲速的大小與什么有關(guān)？聲速是指聲波在物體中傳播的速度，聲速的大小和傳播介質(zhì)有關(guān)而且在同一介質(zhì)中，也隨溫度的變化而變化。5. 何謂馬赫數(shù)？飛行速度是如何劃分的？聲速越大，空氣越難壓縮；飛行速度越大，空氣被壓縮的越厲

10、害。要衡量空氣被壓縮程度的大小，可以把這兩個(gè)因素結(jié)合起來，這就是我們通常說的馬赫數(shù)。馬赫數(shù)Ma的定義為Ma=v/a。Ma與飛行器飛行速度的關(guān)系Ma<0.4, 為低速飛行；（空氣不可壓縮）0.4<Ma<0.85, 為亞聲速飛行； 0.85<Ma<1.3, 為跨聲速飛行；（出現(xiàn)激波）1.3<Ma<5.0, 為超聲速飛行；Ma>5.0，為高超聲速飛行。6. 什么是飛行相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理？飛機(jī)以一定速度作水平直線飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力與遠(yuǎn)前方空氣以該速度流向靜止不動(dòng)的飛機(jī)時(shí)所產(chǎn)生的空氣動(dòng)力效果完全一樣。7. 試說明流體的連續(xù)性定理及其物理意義。在單位時(shí)

11、間內(nèi)，流過變截面管道中任意截面處的氣體質(zhì)量都應(yīng)相等，即p1v1a1=p2v2a2=p3v3a3該式稱為可壓縮流體沿管道流動(dòng)的連續(xù)性方程。當(dāng)氣體以低速流動(dòng)時(shí)，可以認(rèn)為氣體是不可壓縮的，即密度保持不變。則上式可以寫成 v1a1=v2a2該式稱為不可壓縮流體沿管道流動(dòng)的連續(xù)性方程。它表述了流體的流速與流管截面面積之間的關(guān)系。也就是說在截面積小的地方流速大。8. 試說明伯努利定理及其物理意義。伯努利定理是能量守恒定律在流體流動(dòng)中的應(yīng)用。伯努利定理是描述流體在流動(dòng)過程中流體壓強(qiáng)和流速之間關(guān)系的流動(dòng)規(guī)律。在管道中穩(wěn)定流動(dòng)的不可壓縮理想流體，在管道各處的流體動(dòng)壓和靜壓之和應(yīng)始終保持不變即： 靜壓+動(dòng)壓=總壓

12、=常數(shù),上式就是不可壓縮流體的伯努利方程，它表示流速與靜壓之間的a關(guān)系，即流體流速增加，流體靜壓將減?。环粗?，流動(dòng)速度減小，流體靜壓將增加。9. 低速氣流有什么樣的流動(dòng)特點(diǎn)？超聲速氣流有什么樣的流動(dòng)特點(diǎn)？當(dāng)管道收縮時(shí),氣流速度將增加，v2>v1，壓力將減小，P2<P1；當(dāng)管道擴(kuò)張時(shí),氣流速度將減小，v2<v1，壓力將增加，P2>P1 。;超音速氣流在變截面管道中的流動(dòng)情況，與低速氣流相反。收縮管道將使超音速氣流減速、增壓；而擴(kuò)張形管道將使超音速氣流增速、減壓。10. 拉瓦爾噴管的工作原理是什么？在亞聲速氣流中，隨著流速的增大，流管截面面積必然減小;而在超聲速氣流中，隨著

13、流速增加，流管截面面積必然增大。所以，要使氣流由亞聲速加速成超聲速，除了沿氣流流動(dòng)方向有一定的壓力差外，還應(yīng)具有一定的管道形狀，這就是先收縮后擴(kuò)張的拉瓦爾噴管形狀。11. 什么是翼型、前緣、后緣、迎角、翼弦？“翼剖面”，也稱“翼型”，是指沿平行于飛機(jī)對(duì)稱平面的切平面切割機(jī)翼所得到的剖面。翼型最前端的一點(diǎn)叫“前緣”，最后端的一點(diǎn)叫“后緣”。 前緣和后緣之間的連線叫翼弦。（翼弦與相對(duì)氣流速度之間的夾角叫迎角。）12. 升力是怎么產(chǎn)生的？由于翼型作用，當(dāng)氣流流過翼面時(shí)，流動(dòng)通道變窄，氣流速度增大，壓強(qiáng)降低；相反下翼面處流動(dòng)通道變寬，氣流速度減小，壓強(qiáng)增大。上下翼面之間形成了一個(gè)壓強(qiáng)差，從而產(chǎn)生了一個(gè)

14、向上的升力。13. 影響升力的因素有哪些？ 1）機(jī)翼面積的影響。機(jī)翼面積越大，則產(chǎn)生的升力就越大。2）相對(duì)速度的影響。相對(duì)速度越大，機(jī)翼產(chǎn)生的升力就越大。升力與相對(duì)速度的平方成正比。3）空氣密度的影響?？諝饷芏仍酱?，升力也就越大，反之當(dāng)空氣稀薄時(shí)，升力就變小了。4）機(jī)翼剖面形狀和迎角的影響。不同的剖面和不同的迎角，會(huì)使機(jī)翼周圍的氣流流動(dòng)狀態(tài)（包括流速和壓強(qiáng)）等發(fā)生變化，因而導(dǎo)致升力的改變。翼型和迎角對(duì)升力的影響可以通過升力系數(shù)Cy表現(xiàn)出來。14. 升力和迎角有何關(guān)系？在一定迎角范圍內(nèi)，隨著迎角的增大，升力也會(huì)隨之增大。當(dāng)迎角超出此范圍而繼續(xù)增大時(shí)，則會(huì)產(chǎn)生失速現(xiàn)象。 失速指的是隨著迎角的增大，

15、升力也隨之增大，但當(dāng)迎角增大到一定程度時(shí)，氣流會(huì)從機(jī)翼前緣開始分離，尾部出現(xiàn)很大的渦流區(qū)，使升力突然下降，阻力迅速增大。失速剛剛出現(xiàn)時(shí)的迎角稱為“臨界迎角”。15. 飛機(jī)的增升裝置有哪些種類？其原理是什么？1）改變機(jī)翼剖面形狀，增大機(jī)翼彎度；2）增大機(jī)翼面積；3）改變氣流的流動(dòng)狀態(tài)，控制機(jī)翼上的附面層，延緩氣流分離。原理，飛機(jī)的升力與機(jī)翼面積、翼剖面的形狀、迎角和氣流相對(duì)流動(dòng)速度等因素有關(guān)。16. 低速飛機(jī)在飛行中會(huì)產(chǎn)生哪些阻力？其影響因素各是什么？低速飛機(jī)上的阻力按其產(chǎn)生的原因不同可分為：摩擦阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力、干擾阻力等。當(dāng)氣流以一定速度流過飛機(jī)表面時(shí)，由于氣流的粘性作用，空氣微團(tuán)與

16、飛機(jī)表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動(dòng)，因此產(chǎn)生了摩擦阻力。 摩擦阻力的大小取決于空氣的粘性、飛機(jī)表面的粗糙程度、附面層中氣流的流動(dòng)情況和飛機(jī)的表面積大小等因素。在翼型前后由于壓強(qiáng)差所產(chǎn)生的阻力稱為壓差阻力。壓差阻力與物體的迎風(fēng)面積有很大關(guān)系，物體的迎風(fēng)面積越大，壓差阻力也越大。減小壓差阻力的辦法是應(yīng)盡量減小飛機(jī)的最大迎風(fēng)面積，并對(duì)飛機(jī)各部件進(jìn)行整流，做成流線形。 誘導(dǎo)阻力是伴隨著升力而產(chǎn)生的，這個(gè)由升力誘導(dǎo)而產(chǎn)生的阻力叫誘導(dǎo)阻力。（氣流經(jīng)過翼型而產(chǎn)生向下的速度，稱為下洗速度，該速度與升力方向相反，是產(chǎn)生誘導(dǎo)阻力的直接原因。）誘導(dǎo)阻力與機(jī)翼的平面形狀、翼剖面形狀、展弦比等有關(guān)?？梢酝ㄟ^增大展弦比、

17、選擇適當(dāng)?shù)钠矫嫘螤睿ㄈ缣菪螜C(jī)翼）、增加翼梢小翼等方法來減小誘導(dǎo)阻力。干擾阻力就是飛機(jī)各部件組合到一起后由于氣流的相對(duì)干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。干擾阻力和氣流不同部件之間的相對(duì)位置有關(guān)。在設(shè)計(jì)時(shí)要妥善考慮和安排各部件相對(duì)位置，必要時(shí)在這些部件之間加裝整流罩，使連接處圓滑過渡，盡量減少部件之間的相互干擾。（自己總結(jié)）在高速飛機(jī)上，除了這幾種阻力外，還會(huì)產(chǎn)生另外一種阻力激波阻力（簡稱波阻）。由激波阻滯氣流而產(chǎn)生的阻力叫做激波阻力，簡稱波阻。因?yàn)榧げㄊ且环N強(qiáng)壓縮波，因此當(dāng)氣流通過激波時(shí)產(chǎn)生的波阻也特別大。 在任何情況下，氣流通過正激波時(shí)產(chǎn)生的波阻都要比通過斜激波時(shí)產(chǎn)生的波阻大。 不同形狀的物體在超聲速

18、條件下由于產(chǎn)生的激波不同，產(chǎn)生的波阻也不一樣。（鈍頭形狀或前緣曲率半徑較大的翼剖面，在其鈍頭前端，常產(chǎn)生脫體激波，脫體激波對(duì)氣流的阻滯作用很強(qiáng)，因此會(huì)產(chǎn)生很大的波阻 。尖頭形狀的物體或翼剖面，在其尖頭前端，常產(chǎn)生附體斜激波，此激波對(duì)氣流的阻滯作用比較弱。）17. 什么是“三個(gè)相似”？幾何相似：把模型各部分的幾何尺寸按真飛機(jī)的尺寸，以同一比例縮小。 運(yùn)動(dòng)相似：使真飛機(jī)同模型的各對(duì)應(yīng)部分的氣流速度大小成同一比例，而且流速方向也要相同。 動(dòng)力相似：使作用于模型上的空氣動(dòng)力升力和阻力，同作用于真飛機(jī)上的空氣動(dòng)力的大小成比例，而且方向相同。18. 風(fēng)洞試驗(yàn)的主要目的是什么？風(fēng)洞可用來對(duì)整架飛機(jī)或飛機(jī)的某

19、個(gè)部件（如機(jī)翼）進(jìn)行吹風(fēng)實(shí)驗(yàn)。通過試驗(yàn)可以獲得升力系數(shù)Cy、阻力系數(shù)Cx和升阻比K= Cy/Cx相對(duì)于迎角a的曲線。 Cy -a、 Cx-a、 K-a三種曲線風(fēng)洞能做的試驗(yàn)種類很多，就翼剖面來說，還可通過試驗(yàn)求得極曲線、壓力中心和迎角變化曲線、力矩曲線等。19. 什么是激波？氣流流過正激波和斜激波時(shí)，其氣流參數(shù)發(fā)生了哪些變化？波面前后空氣的物理特性發(fā)生了突變，由于空氣受到強(qiáng)烈壓縮，波面之后的空氣壓強(qiáng)突然增大，由高速氣流的流動(dòng)特點(diǎn)可知，氣流速度會(huì)大大降低（減速、增壓）。 這種由較強(qiáng)壓縮波組成的邊界波就是激波。 激波實(shí)際上是受到強(qiáng)烈壓縮的一層空氣，其厚度很小。氣流流過正激波時(shí)，其壓力、密度和溫度都

20、突然升高，且流速由原來的超聲速降為亞聲速 ，經(jīng)過激波后的流速方向不變。氣流流過斜激波，壓力、密度、溫度也都升高，但不像正激波那樣強(qiáng)烈，流速可能降為亞聲速，也可能仍為超聲速，這取決于激波傾斜的程度。氣流經(jīng)過斜激波時(shí)方向會(huì)發(fā)生折轉(zhuǎn)。（Ma的大小對(duì)激波的產(chǎn)生也有影響：當(dāng)馬赫數(shù)Ma等于1或稍大于1時(shí)，在尖頭物體的前面形成的是正激波；但如果Ma超過1很多，形成的則是斜激波。）（激波強(qiáng)度不同，空氣在激波前后的速度、壓力、溫度和密度的變化也就不同，對(duì)飛機(jī)飛行的影響也不一樣。）20. 什么是正激波和斜激波？兩者之間有什么差別？正激波是指其波面與氣流方向接近于垂直的激波。同一Ma下，正激波是最強(qiáng)的激波。斜激波是

21、指波面沿氣流方向傾斜的激波，強(qiáng)度相對(duì)較弱。21. 何謂臨界馬赫數(shù)、局部激波，激波分離？根據(jù)流體的連續(xù)性方程，當(dāng)氣流從A點(diǎn)流過機(jī)翼時(shí)，由于機(jī)翼上表面凸起使流管收縮，氣流在這里速度增加；當(dāng)氣流流到機(jī)翼最高點(diǎn)B時(shí)，流速增加到最大。當(dāng)B點(diǎn)馬赫數(shù)為1時(shí)，A點(diǎn)馬赫數(shù)稱為臨界馬赫數(shù)。（Ma臨界=V臨界/a）當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過臨界Ma時(shí)，機(jī)翼上就會(huì)出現(xiàn)一個(gè)局部超聲速區(qū)，并在那里產(chǎn)生一個(gè)正激波。這個(gè)正激波由于是局部產(chǎn)生的，所以叫“局部激波”。 氣流通過局部激波后，由超聲速急劇降為亞聲速，激波后的壓強(qiáng)也迅速增大，導(dǎo)致機(jī)翼表面上附面層內(nèi)的氣流由高壓 (翼剖面后部 )向低壓 (前部 )流動(dòng)，使附面層內(nèi)的氣流由后向前

22、 倒流，并發(fā)生氣流分離，形成許多旋渦，這種現(xiàn)象叫做“激波分離”。22. 飛機(jī)的氣動(dòng)布局有哪些型式？廣義定義上是指飛機(jī)主要部件的數(shù)量以及它們之間的相互安排和配置。如按機(jī)翼和機(jī)身的上下位置來分，可分為上單翼、中單翼、下單翼；如果按機(jī)翼弦平面有無上反角來分可分為上反翼、無上反翼、下反翼；如按立尾的數(shù)量來分，可分為單立尾、雙立尾和無立尾（V型尾）通常定義指平尾相對(duì)于機(jī)翼在縱向位置上的安排，即飛機(jī)的縱向氣動(dòng)布局形式。一般有正常尾、“鴨”式和無平尾式。不同的布局形式，對(duì)飛機(jī)的飛行性能、穩(wěn)定性和操縱性有重大影響。23. 翼展、翼弦、前緣后掠角、展弦比、梢根比、翼型的相對(duì)厚度？機(jī)翼平面形狀主要有翼展、翼弦、前

23、緣后掠角等。翼展：機(jī)翼左右翼梢之間的最大橫向距離。翼弦：翼型前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)之間的連線。前緣后掠角：機(jī)翼前緣線與垂直于翼根對(duì)稱平面的直線之間的夾角。 影響飛機(jī)氣動(dòng)特性的主要參數(shù)有：前緣后掠角，機(jī)翼前緣線與垂直于翼根對(duì)稱平面的直線之間的夾角；展弦比，機(jī)翼展長與平均幾何弦長之比；梢根比，翼梢弦長與翼根弦長之比；翼型的相對(duì)厚度，翼型最大厚度與弦長之比由空氣動(dòng)力學(xué)理論和實(shí)驗(yàn)可知：在低速情況下，大展弦比平直機(jī)翼的升力系數(shù)較大，誘導(dǎo)阻力小；在亞聲速飛行時(shí)，后掠機(jī)翼可延緩激波并減弱激波的強(qiáng)度，從而減小波阻；在超聲速飛行時(shí)，激波不可避免，但采用小展弦比機(jī)翼、三角機(jī)翼、邊條機(jī)翼等對(duì)減小波阻比較有利。24. 后掠翼

24、、三角翼、小展弦比機(jī)翼、變后掠翼、邊條機(jī)翼、鴨式布局、無尾式布局的飛機(jī)各有什么特點(diǎn)？現(xiàn)代飛機(jī)常采用的機(jī)翼平面形狀有：后掠機(jī)翼、三角形機(jī)翼、小展弦比機(jī)翼、變后掠機(jī)翼、邊條機(jī)翼；常采用的布局型式包括：正常式布局、“鴨”式布局、無平尾式布局。后掠機(jī)翼在跨聲速飛行時(shí)能提高臨界Ma，超過臨界Ma以后也能進(jìn)一步減小波阻。后掠機(jī)翼與平直機(jī)翼相比可以推遲激波的產(chǎn)生，這主要是由于后掠翼降低了機(jī)翼上的有效速度。在相同的飛行速度下，后掠翼的阻力比平直翼的阻力小。三角機(jī)翼的減阻效果和大后掠機(jī)翼大體相似。它具有前緣后掠角大、展弦比小和相對(duì)厚度較小的特點(diǎn)；三角形機(jī)翼的空氣動(dòng)力性能很好，更有助于保證飛機(jī)的縱向飛行穩(wěn)定性。三

25、角機(jī)翼的飛機(jī)也有一定的缺點(diǎn)：在亞聲速飛行時(shí)的升阻比較低，巡航特性也不太好；在大迎角飛行時(shí)才有足夠的升力系數(shù)；著陸性能較差。小展弦比機(jī)翼在翼弦方向較長，在翼展方向較短，且機(jī)翼相對(duì)厚度一般都比較小，有利于減小激波阻力。 小展弦比機(jī)翼的缺點(diǎn)是襟翼面積小，起落性能差，誘導(dǎo)阻力大；變后掠翼飛機(jī)通過機(jī)翼后掠角的變化可以解決高低速性能要求的矛盾。變后掠翼飛機(jī)的主要缺點(diǎn)是機(jī)翼變后掠轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)復(fù)雜，結(jié)構(gòu)重量大，氣動(dòng)中心變化大，平衡較困難；邊條機(jī)翼是一種混合平面形狀的機(jī)翼，由邊條和后翼組成。由于有大后掠的邊條，使整個(gè)機(jī)翼的有效后掠角增大，相對(duì)厚度減小，因此有效地減小了激波阻力；同時(shí)由于基本翼的存在，又使整個(gè)機(jī)翼的有

26、效展弦 比增大，因此可以減小低 亞聲速以及跨聲速飛行時(shí)的誘導(dǎo)阻力；鴨式飛機(jī)，將水平尾翼移到機(jī)翼之前，并將其改稱前翼或鴨翼。這種布局起到了增加升力的作用；無尾布局通常采用于超音速飛機(jī)。這類飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼都比較細(xì)長，機(jī)翼面積較大，飛機(jī)重心也比較靠后，即使采用水平尾翼，由于其距離飛機(jī)重心較近，平尾的穩(wěn)定和操縱作用也比較小，因此，宜采用無平尾式布局，這樣還可以減少平尾部件所產(chǎn)生的阻力。近年來出現(xiàn)的隱身飛機(jī)，為了增加隱身能力，通常采用V形尾翼，即常采用無立尾式氣動(dòng)布局。25. 超聲速飛機(jī)的機(jī)身外形有什么特點(diǎn)？機(jī)身產(chǎn)生的空氣動(dòng)力主要是阻力，但對(duì)飛機(jī)的升力也有一定的影響。對(duì)于超聲速飛機(jī)，不但機(jī)翼的形狀對(duì)其

27、空氣動(dòng)力特性有重要影響，而且機(jī)身的形狀也很重要。為了減小超聲速飛機(jī)的波阻，機(jī)身一般采用頭部很尖、又細(xì)又長的圓柱形機(jī)身，機(jī)身長細(xì)比 一般可達(dá)到十幾甚至更高。另外采用“跨聲速面積律”，也有助于降低波阻和提高速度。26. 超聲速飛機(jī)和低亞聲速飛機(jī)的外形區(qū)別？（展弦比、梢根比、后掠角、翼型、展長、機(jī)身長細(xì)比等）低、亞聲速飛機(jī)機(jī)翼的展弦比較大，一般在69之間，梢根比也較大，一般在0.33左右；超聲速飛機(jī)機(jī)翼的展弦比較小，一般在 2.5 3.5之間，梢根比較小，在 0.2左右。低速飛機(jī)常采用無后掠角或小后掠角的梯形直機(jī)翼，亞聲速飛機(jī)的后掠角一般也比較小，一般小于35°；超聲速飛機(jī)一般為大后掠機(jī)翼

28、或三角機(jī)翼，前緣后掠角一般為40°60°。低、亞聲速飛機(jī)的機(jī)翼翼型一般為圓頭尖尾型，前緣半徑較大，相對(duì)厚度也比較大，一般在0.10.12之間；超聲速飛機(jī)機(jī)翼翼型頭部為小圓頭或尖頭 (前緣半徑比較小 )相對(duì)厚度也較小，一般在0.05左右。低、亞聲速飛機(jī)機(jī)翼的展長一般大于機(jī)身的長度，機(jī)身長細(xì)比較小，一般為 57之 間，機(jī)身頭部半徑比較大，前部機(jī)身比較短，有一個(gè)大而突出的駕駛艙；超聲速飛機(jī)機(jī)身的長度大于翼展的長度，機(jī)身比較細(xì)長，機(jī)身長細(xì)比一般大于 8，機(jī)身頭部較尖，駕駛艙與機(jī)身融合成一體，成流線形。27. 超聲速飛行中的聲爆和熱障？飛機(jī)在超音速飛行時(shí)，在飛機(jī)上形成激波，傳到地面上

29、形成如同雷鳴般的爆炸聲，這種現(xiàn)象就是聲爆。熱障實(shí)際上是空氣動(dòng)力加熱造成的結(jié)果。以鋁合金作為主要結(jié)構(gòu)材料的飛機(jī)不能承受高溫環(huán)境下的長期工作，會(huì)造成結(jié)構(gòu)破壞，這稱為熱障問題。聲爆過大可能會(huì)對(duì)地面的居民和建筑物造成損害?！奥暠睆?qiáng)度同飛機(jī)的飛行高度 (強(qiáng)度隨著離開飛機(jī)的距離增加而減小 )、飛行速度、飛機(jī)重量、飛行姿態(tài)以及大氣狀態(tài)等都有關(guān)系。 為防止噪聲擾民和“聲爆”現(xiàn)象，一般規(guī)定在城市上空 10 km 的高度之下不得作超聲速飛行。目前解決熱障的方法主要有：用耐高溫的新材料如鈦合金、不銹鋼或復(fù)合材料來制造飛機(jī)重要的受力構(gòu)件和蒙皮；用隔熱層來保護(hù)機(jī)內(nèi)設(shè)備和人員；采用水或其他冷卻液來冷卻結(jié)構(gòu)的內(nèi)表面等。

30、對(duì)于重復(fù)使用的高超聲速飛機(jī)以及航天飛機(jī)等， 需要嚴(yán)格控制飛機(jī)外形，此時(shí)燒蝕法就不再適用了。機(jī)身頭部和機(jī)翼前緣，溫度最高，可采用增強(qiáng)碳碳復(fù)合材料 (RCC) ；機(jī)身、機(jī)翼下表面前部和垂直尾翼前緣，溫度較高，可采用高溫重復(fù)使用的防熱隔熱陶瓷瓦 (HRSI)；機(jī)身、機(jī)翼上表面和垂直尾翼，氣動(dòng)加熱不是特別嚴(yán)重，可采用低溫重復(fù)使用的防熱隔熱陶瓷瓦 (LRSI)；機(jī)身中后部兩側(cè)和有效載荷艙門處，溫度相對(duì)較低 ，可采用柔性的、重復(fù)使用的表面隔熱材料 (FRSI)。）28. 飛機(jī)飛行性能的指標(biāo)？（飛機(jī)的飛行性能是衡量一架飛機(jī)性能好壞的重要指標(biāo)。）飛機(jī)的飛行性能一般包括飛行速度、航程、升限、起飛著陸性能和機(jī)動(dòng)性

31、能等29. 飛行速度（最小、最大平飛速度、巡航速度）、航程、靜升限、起飛、著陸性能？1，飛行速度（1）最小平飛速度是指在一定高度上飛機(jī)能維持水平直線飛行的最小速度。（2）最大平飛速度最大平飛速度是指飛機(jī)水平直線平衡飛行時(shí)，在一定的飛行距離內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力最大狀態(tài)下，飛機(jī)所能達(dá)到的最大飛行速度（3）巡航速度是指發(fā)動(dòng)機(jī)每公里消耗燃油量最小情況下的飛行速度。巡航速度顯然要大于最小平飛速度，小于最大平飛速度。；2.航程是指在載油量一定的情況下，飛機(jī)以巡航速度所能飛越的最遠(yuǎn)距離。它是一架飛機(jī)能飛多遠(yuǎn)的指標(biāo)。3. 靜升限升限是一架飛機(jī)能飛多高的指標(biāo)。飛機(jī)的靜升限是指飛機(jī)能做水平直線飛行的最大高度。4. 起飛

32、著陸性能（其指標(biāo)包括兩個(gè)部分：一是起飛和著陸距離；二是起飛離地和著陸接地速度）（1）飛機(jī)的起飛過程是一種加速飛行的過程，它包括地面加速滑跑階段和加速上升到安全高度兩個(gè)階段。F-22的起飛滑跑距離：610米 （2）飛機(jī)的著陸性能飛機(jī)的著陸過程是一種減速飛行的過程，它包括下滑、拉平、平飛減速、飄落觸地和著陸滑跑五個(gè)階段。 F-22的著陸滑跑距離：914米30. 什么是飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性？什么是飛機(jī)的過載？飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性是指飛機(jī)在一定時(shí)間間隔內(nèi)改變飛行狀態(tài)的能力。對(duì)飛機(jī)機(jī)動(dòng)性的要求，取決于飛機(jī)要完成的飛行任務(wù)。對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)而言，要求空中格斗，對(duì)機(jī)動(dòng)性要求就很高。對(duì)于運(yùn)輸機(jī)，機(jī)所受一般不要求在空中作劇烈動(dòng)作，機(jī)

33、動(dòng)性要求就低。（在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，一般常用過載來評(píng)定飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性。飛機(jī)的過載（或過載系數(shù)）是指飛除重力之外的外力總和與飛機(jī)重量之比（ny=Y/G）。一般只考慮垂直方向上的過載。飛機(jī)機(jī)動(dòng)性設(shè)計(jì)要求越高，過載就要求越大。）31. 什么是飛機(jī)的穩(wěn)定性？飛機(jī)的穩(wěn)定性，是指飛行過程中，如果飛機(jī)受到某種擾動(dòng)而偏離原來的平衡狀態(tài)，在擾動(dòng)消失后，不經(jīng)飛行員操縱，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的特性。（飛機(jī)在空中飛行時(shí)，可以產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)、偏航運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)飛行時(shí)穩(wěn)定性相應(yīng)的可分為縱向穩(wěn)定性、方向穩(wěn)定性和橫向穩(wěn)定性。）32. 飛機(jī)靠什么來保證其縱向、方向和橫側(cè)向穩(wěn)定性？當(dāng)飛機(jī)受微小擾動(dòng)而偏離原來縱向平衡狀態(tài)（俯仰

34、方向），并在擾動(dòng)消失以后，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)到原來縱向平衡狀態(tài)的特性，稱為飛機(jī)縱向穩(wěn)定性。飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機(jī)重心位置，只有當(dāng)飛機(jī)的重心位于焦點(diǎn)前面時(shí)，飛機(jī)才是縱向穩(wěn)定的；飛機(jī)受到擾動(dòng)以至于方向平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動(dòng)消失后，飛機(jī)如能趨向于恢復(fù)原來的平衡位置，就是具有方向穩(wěn)定性。飛機(jī)主要靠垂直尾翼的作用來保證方向穩(wěn)定性。方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。飛機(jī)在飛行過程中，受到微小擾動(dòng)，機(jī)頭右偏，出現(xiàn)左側(cè)滑，空氣從飛機(jī)左前方吹來作用在垂直尾翼上，產(chǎn)生向右的附加測(cè)力，此力對(duì)飛機(jī)重心形成一個(gè)方向穩(wěn)定力矩，力圖使機(jī)頭左偏，消除側(cè)滑，隨著飛行馬赫數(shù)的增大，特別是在超過聲速之后，立尾的側(cè)力系數(shù)迅速減小

35、，產(chǎn)生側(cè)力的能力急速下降，使得飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性降低。在設(shè)計(jì)超音速戰(zhàn)斗機(jī)時(shí)，為了保證在平飛最大馬赫數(shù)下仍具有足夠的方向靜穩(wěn)定性，往往需要把立尾的面積做得很大，有時(shí)候需要選用腹鰭以及采用雙立尾來增大方向穩(wěn)定性。；飛機(jī)受擾動(dòng)以致橫側(cè)狀態(tài)遭到破壞，而在擾動(dòng)消失后，如飛機(jī)自身產(chǎn)生一個(gè)恢復(fù)力矩，使飛機(jī)趨向于恢復(fù)原來的平衡狀態(tài)，就具有橫側(cè)向穩(wěn)定性。飛行過程中，使飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原來橫側(cè)向平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要由機(jī)翼上反角、機(jī)翼后掠角和垂直尾翼產(chǎn)生。飛機(jī)受到干擾后，沿著R方向產(chǎn)生側(cè)滑。由于后掠角的作用，飛機(jī)右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右邊機(jī)翼產(chǎn)生的升力大于左邊。兩邊機(jī)翼升力之差，形成了滾轉(zhuǎn)力矩。

36、飛機(jī)受到干擾后，沿著R方向產(chǎn)生側(cè)滑。由于后掠角的作用，飛機(jī)右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右邊機(jī)翼產(chǎn)生的升力大于左邊。兩邊機(jī)翼升力之差，形成了滾轉(zhuǎn)力矩。垂直尾翼也能產(chǎn)生橫側(cè)向穩(wěn)定力矩，這是由于出現(xiàn)傾側(cè)以后，垂尾上產(chǎn)生附加側(cè)力的作用點(diǎn)高于飛機(jī)重心一段距離，此力對(duì)飛機(jī)重心形成橫側(cè)向穩(wěn)定力矩，力圖消除傾側(cè)和側(cè)滑。采用后掠角比較大的機(jī)翼的飛機(jī)，會(huì)由于后掠角的橫側(cè)向穩(wěn)定作用過大而導(dǎo)致飛機(jī)左右往復(fù)擺動(dòng)，形成飄擺現(xiàn)象，為克服此現(xiàn)象，可采用下反角的外形來消弱。采用直機(jī)翼的飛機(jī)，為了保證橫側(cè)向穩(wěn)定性要求，或多或少都有幾度大小的上反角。33. 什么是飛機(jī)的操縱性？飛機(jī)的操縱性是指駕駛員通過操縱設(shè)備（如駕

37、駛桿、腳蹬和啟動(dòng)舵面等）來改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的能力。飛機(jī)在空中的操縱是通過操縱氣動(dòng)舵面升降舵、方向舵、副翼來進(jìn)行的。通過這三個(gè)操縱面，就會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生操縱力矩，使其繞橫軸、立軸和縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，以改變飛行姿態(tài)。34. 什么是飛機(jī)操縱，飛機(jī)操縱什么來實(shí)現(xiàn)其縱向、橫向和方向操縱？ 飛機(jī)的操縱性是指駕駛員通過操縱設(shè)備（如駕駛桿、腳蹬和啟動(dòng)舵面等）來改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的能力。飛機(jī)在空中的操縱是通過操縱氣動(dòng)舵面升降舵、方向舵、副翼來進(jìn)行的。通過這三個(gè)操縱面，就會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生操縱力矩，使其繞橫軸、立軸和縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，以改變飛行姿態(tài)。飛機(jī)的縱向操縱：飛機(jī)在飛行過程中，操作升降舵，飛機(jī)就會(huì)繞著橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)。飛行員向后

38、拉駕駛桿，經(jīng)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)傳動(dòng)，升降舵便向上偏轉(zhuǎn)，這時(shí)水平尾翼上的向下附加升力就產(chǎn)生使飛機(jī)抬頭的力矩，使機(jī)頭上仰；向前推駕駛桿，則升降舵向下偏轉(zhuǎn)，使機(jī)頭下俯?，F(xiàn)代的超聲速飛機(jī)，多以全動(dòng)式水平尾翼代替只有升降舵可以活動(dòng)的水平尾翼。因?yàn)槿珓?dòng)式水平尾翼的操縱效能比升降舵的操縱效能高得多，可以大大改善超聲速飛機(jī)的縱向操縱性。飛機(jī)的橫向操縱在飛機(jī)飛行過程中，操縱副翼，飛機(jī)便繞著縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。向左壓駕駛桿（轉(zhuǎn)動(dòng)駕駛盤），左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，這時(shí)左機(jī)翼升力減小，則產(chǎn)生左滾的滾動(dòng)力矩，使飛機(jī)向左傾斜。反之則向右傾斜。飛機(jī)的方向操縱在飛機(jī)飛行過程中，操縱方向舵，飛機(jī)則繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)。飛

39、行員向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，在垂直尾翼上產(chǎn)生向右的附加側(cè)力，此力使飛機(jī)產(chǎn)生向左的偏航力矩，使機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。反之，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)（飛機(jī)的穩(wěn)定性與飛機(jī)的操縱性有密切的關(guān)系，二者需要協(xié)調(diào)統(tǒng)一。很穩(wěn)定的飛機(jī)，操縱往往不靈敏；操縱很靈敏的飛機(jī)，則往往不太穩(wěn)定。 對(duì)于軍用殲擊機(jī)，操縱應(yīng)當(dāng)很靈敏；而對(duì)于民用旅客機(jī)，則應(yīng)有較高的穩(wěn)定性。穩(wěn)定性與操縱性應(yīng)綜合考慮，以獲得最佳的飛機(jī)性能。）35. 直升機(jī)有哪些布局形式，各有何特點(diǎn)？直升機(jī)的布局形式按旋翼數(shù)量和布局方式的不同可分為單旋翼直升機(jī)、共軸式雙旋翼直升機(jī)、縱列式雙旋翼直升機(jī)、橫列式雙旋翼直升機(jī)和帶翼式直升機(jī)等幾種類型。單旋翼直升機(jī)它是由一副旋翼產(chǎn)生升力，

40、用尾槳來平衡反作用力矩的直升機(jī)。為了實(shí)現(xiàn)方向操縱及改善穩(wěn)定性，在機(jī)身尾部還安裝了水平尾翼和垂直尾翼。共軸式雙旋翼直升機(jī)它是由兩副旋翼沿機(jī)體同一立軸上下排列并繞其反向旋轉(zhuǎn)，使兩副旋翼反作用力矩相互抵消的直升機(jī)。 共軸式直升機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊、外廓尺寸小，但升力系統(tǒng)較重，操縱機(jī)構(gòu)較復(fù)雜?？v列式雙旋翼直升機(jī)它是由兩副旋翼沿機(jī)體縱向前后排列、反向旋轉(zhuǎn)，使兩副旋翼的反作用力矩相互抵消的直升機(jī)。為了減少兩旋翼間相互干擾，后旋翼安裝位置較前旋翼稍高?？v列式直升機(jī)機(jī)身較長，使用重心變化范圍較大，但其傳動(dòng)系統(tǒng)和操縱系統(tǒng)復(fù)雜，前飛時(shí)后旋翼啟動(dòng)效率較低。橫列式雙旋翼直升機(jī)它由兩副旋翼沿機(jī)體橫軸方向左右排列，反向旋狀使兩副旋

41、翼的反作用力矩相互抵消的直升機(jī)。一般橫列式直升機(jī)帶機(jī)翼，左右旋翼對(duì)稱地布置在機(jī)翼構(gòu)架上。橫列式直升機(jī)前飛行能較好， 但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，結(jié)構(gòu)尺寸大，重量效率低。帶翼式直升機(jī)這種直升機(jī)安裝有輔助翼，前飛時(shí)輔助翼提供了部分升力使旋翼卸載，從而提高飛行速度，增加了航程，飛行性能也得到了改善。36. 直升機(jī)的飛行性能？直升機(jī)飛行性能分為垂直飛行性能和前飛行性能兩類。垂直飛行性能包括：在定常狀態(tài)（作用在直升機(jī)上的力和力矩都處于平衡的、無加速度運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)）時(shí)，不同高度的垂直上升速度，垂直上升速度為零所對(duì)應(yīng)的極限高度，為理論靜升限，也叫懸停高度。前飛行性能與固定翼飛機(jī)的飛行性能相似，包括：平飛速度范圍、爬升性能、

42、續(xù)航性能、自轉(zhuǎn)下滑性能。37. 直升機(jī)的操縱是怎么實(shí)現(xiàn)的？直升機(jī)的操縱系統(tǒng)直升機(jī)的操縱系統(tǒng)是指傳遞操縱指令、進(jìn)行總距操縱、變距操縱和腳操縱 (或航向操縱 )的操縱機(jī)構(gòu)和操縱線路。通過總距操縱來實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的升降運(yùn)動(dòng)；通過變距操縱來實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的前后左右運(yùn)動(dòng)；通過航向操縱來改變直升機(jī)的飛行方向。（1）總距操縱總距操縱（又稱總槳距油門操縱）用來操縱旋翼的總槳距，使各片槳葉的安裝角同時(shí)增大或縮小，從而改變拉力的大小。當(dāng)拉力大于直升機(jī)重力時(shí)，直升機(jī)就上升；反之，直升機(jī)就下降。（2）變距操縱變距操縱通過自動(dòng)傾斜器使槳葉的安裝角周期改變，從而使升力周期改變，并由此引起漿葉周期揮舞，最終導(dǎo)致旋翼錐體相對(duì)于機(jī)體向

43、著駕駛桿運(yùn)動(dòng)的方向傾斜。由于拉力基本上垂直于槳盤平面，所以拉力也想駕駛桿運(yùn)動(dòng)方向傾斜，從而實(shí)現(xiàn)縱向及橫向運(yùn)動(dòng)。（3）腳操縱腳操縱是用腳蹬操縱尾槳的總槳距，從而改變尾槳的推力的大小，實(shí)現(xiàn)航向操縱。當(dāng)尾槳的推力改變時(shí)，此力對(duì)直升機(jī)重心的力矩與旋翼的反作用力矩不再平衡，直升機(jī)繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，是航向發(fā)生改變。38. 直升機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性?直升機(jī)操縱性是指直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)對(duì)駕駛員操縱動(dòng)作的反應(yīng)能力。駕駛員通過操縱駕駛桿的縱向或橫向位移，來改變自動(dòng)傾斜器的傾斜角，以實(shí)現(xiàn)縱向和橫向力矩操縱。 直升機(jī)的穩(wěn)定性是指直升機(jī)受到擾動(dòng)后能夠自己恢復(fù)其原來狀態(tài)的能力。通常分為靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性。（一般情況下，直升機(jī)受到擾

44、動(dòng)后偏離原來的平衡狀態(tài)，當(dāng)擾動(dòng)消失后，直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)可能會(huì)出現(xiàn)以下 4 種情況：非周期衰減運(yùn)動(dòng) 動(dòng)穩(wěn)定；非周期發(fā)散運(yùn)動(dòng) 動(dòng)不穩(wěn)定；周期減幅運(yùn)動(dòng) 動(dòng)穩(wěn)定；周期增幅運(yùn)動(dòng) 動(dòng)不穩(wěn)定。此外，還可能有非常周期中性運(yùn)動(dòng)和周期等幅運(yùn)動(dòng)。）第三章1. 發(fā)動(dòng)機(jī)的分類及特點(diǎn)？飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)的種類很多，其用途也各不相同。目前飛行器上所用發(fā)動(dòng)機(jī)有兩大類：活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)和噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。按發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力原理的不同和發(fā)動(dòng)機(jī)工作原理的不同將發(fā)動(dòng)機(jī)分為 4類：活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)、空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、組合發(fā)動(dòng)機(jī) 。活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)是一種把燃料的熱能轉(zhuǎn)化為帶動(dòng)螺旋槳或旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)的機(jī)械能的發(fā)動(dòng)機(jī)。不能直接產(chǎn)生使飛行器前進(jìn)的推力或拉力，而是

45、通過帶動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)而產(chǎn)生推力。噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)利用低速流入發(fā)動(dòng)機(jī)的工質(zhì)（空氣或燃料）經(jīng)燃燒后以高速向后噴出，直接產(chǎn)生向前的反作用力，來推動(dòng)飛行器前進(jìn)?？諝鈬姎獍l(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和組合發(fā)動(dòng)機(jī)都屬于這種類型。（1.空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)是利用大氣層中的空氣，與所攜帶的燃料燃燒產(chǎn)生高溫氣體，它依賴于空氣中的氧氣作為氧化劑。因此只能作為航空器的發(fā)動(dòng)機(jī)（分為渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)等類型）?；鸺l(fā)動(dòng)機(jī)不依賴于空氣而工作，完全依靠自身攜帶的氧化劑和燃料產(chǎn)生高溫、高壓氣體，因此可以在高空和大氣層外使用，若按形成噴漆劉動(dòng)能的能源的不同，可分為化學(xué)火箭發(fā)

46、動(dòng)機(jī)和分化學(xué)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。組合發(fā)動(dòng)機(jī)是指兩種或兩種以上不同類型發(fā)動(dòng)機(jī)的組合。）2. 活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的主要組成 ？活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)是一種燃燒汽油的往復(fù)式內(nèi)燃機(jī)。它帶動(dòng)螺旋槳高速轉(zhuǎn)動(dòng)而產(chǎn)生推力，主要由氣缸、活塞、連桿、曲軸、進(jìn)氣活門和排氣活門等組成。氣缸是發(fā)動(dòng)機(jī)的工作腔，油氣混合氣體在氣缸內(nèi)燃燒，產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)馔苿?dòng)活塞作直線運(yùn)動(dòng)，并帶動(dòng)曲軸旋轉(zhuǎn)。 活塞用于承受油氣混合氣體在燃燒時(shí)所產(chǎn)生的燃?xì)鈮毫?，并將燃料燃燒后的?nèi)能轉(zhuǎn)變?yōu)榛钊\(yùn)動(dòng)的機(jī)械能。連桿將活塞和曲軸連接在一起，用于傳遞活塞和曲軸之間的運(yùn)動(dòng)。曲軸將活塞的往復(fù)運(yùn)動(dòng)變成自身的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，并帶動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)，使發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力。3. 活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理

47、 ？活塞頂部在曲軸旋轉(zhuǎn)中心最遠(yuǎn)的位置叫上死點(diǎn)、最近的位置叫下死點(diǎn)、從上死點(diǎn)到下死點(diǎn)的距離叫活塞沖程?；钊跉飧變?nèi)要經(jīng)過四個(gè)沖程，依次是進(jìn)氣沖程、壓縮沖程、膨脹沖程和排氣沖程。在進(jìn)氣行程，活塞從上死點(diǎn)運(yùn)動(dòng)到下死點(diǎn)，進(jìn)氣活門開放而排氣活門關(guān)閉，霧化了的汽油和空氣的混合氣體被下行的活塞吸人氣缸內(nèi)。在壓縮行程，活塞從下死點(diǎn)運(yùn)動(dòng)到上死點(diǎn)，進(jìn)氣活門和排氣活門都關(guān)閉，混合氣體在氣缸內(nèi)被壓縮在上死點(diǎn)附近，由裝在氣缸頭部的火花塞點(diǎn)火。在膨脹行程，混合氣體點(diǎn)燃后，具有高溫高壓的燃?xì)忾_始膨脹，推動(dòng)活塞從上死點(diǎn)向下死點(diǎn)運(yùn)動(dòng)。在此行程，燃燒氣體所蘊(yùn)含的內(nèi)能轉(zhuǎn)變?yōu)榛钊\(yùn)動(dòng)的機(jī)械能，并由連桿傳給曲軸，成為帶動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)

48、力。所以膨脹行程也叫做功行程。在排氣行程，活塞從下死點(diǎn)運(yùn)動(dòng)到上死點(diǎn)，排氣活門開放，燃燒后的廢氣被活塞排出缸外。當(dāng)活塞到達(dá)上死點(diǎn)后，排氣活門關(guān)閉，此時(shí)就完成了四個(gè)行程的循環(huán)。 4. 渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的組成及其各部分的功用？由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪、加力燃燒室、尾噴管、附件傳動(dòng)系統(tǒng)和附屬系統(tǒng)等組成。進(jìn)氣道系統(tǒng)（整流）整理進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流，消除旋渦，保證在各種工作狀態(tài)下都能供給發(fā)動(dòng)機(jī)所需的空氣量；將高速氣流逐漸降下來，盡量將動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫?shì)能，保證壓氣機(jī)有良好的工作條件壓氣機(jī)（增壓）提高進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的空氣壓力。利用高速旋轉(zhuǎn)的葉片對(duì)空氣做功。壓氣機(jī)有離心式和軸流式兩種，故渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)又可分為

49、離心式渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和軸流式渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。燃燒室燃料與高壓空氣混合燃燒的地方 燃燒室主要由火焰筒、噴嘴、渦流器和燃燒室外套等組成。渦輪將燃燒室出口的高溫、高壓氣體的能量轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能；渦輪的機(jī)械能以軸功率的形式輸出,驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)、風(fēng)扇、螺旋槳和其他附件。加力燃燒室(F-15對(duì)戰(zhàn)斗機(jī))發(fā)動(dòng)機(jī)的推力與渦輪前燃?xì)獾臏囟扔嘘P(guān)，渦輪前燃?xì)鉁囟仍礁?，推力越大但渦輪葉片材料耐熱性的局限，使得采用提高燃?xì)鉁囟燃哟笸屏^困難。加力燃燒室是飛機(jī)突破音速的主要手段尾噴管整理燃燒后的氣流燃?xì)馀蛎?，加速噴出產(chǎn)生推力,一般由中介管和噴口組成. (中介管在渦輪后由整流錐和整流支板組成，起整流作用。噴口一般采用收斂形，有時(shí)也采

50、用超聲速噴管)。附屬系統(tǒng)和附件傳動(dòng)系統(tǒng)要保證渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作，單有上述主要部件還不夠，還需要一些保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的附屬系統(tǒng)，如燃油系統(tǒng)、調(diào)節(jié)系統(tǒng)等，這些系統(tǒng)中又有許多稱為發(fā)動(dòng)機(jī)附件的器件，如燃油系統(tǒng)中的燃油泵、燃油濾、各種開關(guān)和閥門等5. 渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)有何特點(diǎn)?適用于什么速度范圍？它最大的優(yōu)點(diǎn)是什么？渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。把螺旋槳的直徑大大縮短，增加槳葉的數(shù)目和排數(shù)，并將所有的槳葉葉片包在機(jī)匣內(nèi)。渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)和渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的很相似，不同的是在此基礎(chǔ)上增加了風(fēng)扇和驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇的低壓渦輪。(渦輪分為高壓渦輪和低壓渦輪，高壓渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，低壓渦輪帶動(dòng)風(fēng)扇轉(zhuǎn)動(dòng)。

51、風(fēng)扇將吸入的空氣進(jìn)行壓縮，壓縮的氣流分為兩股，一股經(jīng)過外通道向后流去，經(jīng)噴管加速排出，這股氣流所經(jīng)過的通道稱為外涵道。另一股氣流與普通渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)相同，經(jīng)過壓氣機(jī)，進(jìn)入燃燒室和渦輪后由尾噴管排出，這股氣流通過的通道稱為內(nèi)涵道.涵道比：外股氣流與內(nèi)股氣流流量之比。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率和推重比有很大影響。渦扇引擎最適合飛行速度400至1,000公里時(shí)使用。渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)排出的燃?xì)馑俣容^低，燃?xì)馍淞鲃?dòng)能損失小，在亞聲速飛行時(shí)有較好的經(jīng)濟(jì)性。渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的風(fēng)扇可吸入大量空氣，雖然燃?xì)鈬姵鏊俣认陆?，但在燃油量一定的情況下，推力增加，因此發(fā)動(dòng)機(jī)效率高。渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣速度小，對(duì)降低噪聲有利，適用于民航機(jī)。試述發(fā)展方

52、向民用：高涵道比、高渦輪前溫度、高增壓比;軍用：低涵道比的加力發(fā)動(dòng)機(jī)6. 沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理。它為什么不能單獨(dú)使用？沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)沒有專門的壓力機(jī),依靠飛行器高速飛行時(shí)的相對(duì)氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道后減速，將動(dòng)能轉(zhuǎn)化為壓力能，從而使空氣靜壓提高的一種空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。組成進(jìn)氣道（擴(kuò)壓器）、燃燒室、尾噴管.沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮空氣的方法是，在進(jìn)氣道中將高速氣流經(jīng)過一系列的激波將速度停滯下來，氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ?，提高空氣壓力。減速增壓后的氣流在燃燒室與燃油混合、燃燒，產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)猓缓蠼?jīng)尾噴管噴出而產(chǎn)生推力；由于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在靜止時(shí)不產(chǎn)生推力，因此要靠其他動(dòng)力裝置將其加速，達(dá)到一定速度后才能正常工作，所以

53、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通常和其他發(fā)動(dòng)機(jī)組合使用，形成組合動(dòng)力裝置?，F(xiàn)代沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)按飛行速度可分為亞聲速、超聲速和高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的特點(diǎn)：構(gòu)造簡單，質(zhì)量輕，推重比大，成本低，高速狀態(tài)(Ma>2)下，經(jīng)濟(jì)性好，耗油率低；低速時(shí)推力小、耗油率高，靜止時(shí)不能產(chǎn)生推力，不能自行起飛；對(duì)飛行狀況的變化敏感，工作范圍窄（Ma=0.56，高度040km）。常用于靶機(jī)和飛航式戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈，也可用作高超聲速飛行器的動(dòng)力裝置。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力與進(jìn)氣速度有關(guān)。飛行速度越大，沖壓越大，因而產(chǎn)生的推力也就越大，因此沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)較適合于高速飛行。在低速飛行時(shí)沖壓作用小，壓力低，經(jīng)濟(jì)性差。第五章1. 對(duì)飛行器結(jié)構(gòu)的一般

54、要求是什么？飛行器結(jié)構(gòu)是飛行器各受力部件和支撐構(gòu)件的總稱。結(jié)構(gòu)要承受內(nèi)部承重、動(dòng)力裝置和外部空氣動(dòng)力引起的載荷，裝載內(nèi)部人員和設(shè)備，并提供人員和設(shè)備的工作空間。由于飛行器各部分的功用不同，因此對(duì)每個(gè)部分的要求也不同，其結(jié)構(gòu)上也有各自的特點(diǎn)，但它們又都是某一整體的組成部分，也有許多共同的地方。（1）空氣動(dòng)力要求結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足飛行性能所要求的氣動(dòng)外形和表面質(zhì)量（2）重量和強(qiáng)度、剛度要求在滿足強(qiáng)度、剛度和壽命的條件下重量盡量輕（3）使用維護(hù)要求結(jié)構(gòu)便于檢查、維護(hù)和修理，易于運(yùn)輸、儲(chǔ)存和保管（4）工藝和經(jīng)濟(jì)性要求在一定生產(chǎn)條件下要求工藝簡單、制造方便、生產(chǎn)周期短、成本低對(duì)；飛行器結(jié)構(gòu)材料的要求：比強(qiáng)度大、

55、比剛度大；耐高溫、低溫性能；抗腐蝕、耐老化能力；斷裂韌性、抗疲勞性；易加工性，資源豐富，價(jià)格低2. 飛機(jī)的組成有哪幾大部件和哪些系統(tǒng)？飛機(jī)由機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、起落裝置、動(dòng)力裝置等五大部件組成，通過機(jī)載設(shè)備、燃油系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)等構(gòu)成飛機(jī)的全部。機(jī)身：提供內(nèi)部裝載空間，是其它部件的安裝基礎(chǔ)。機(jī)翼：主要提供升力，內(nèi)部裝載，作為起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)等其它部件的安裝基礎(chǔ)。尾翼：提供平衡氣動(dòng)力，操縱力和力矩。起落裝置：飛行器起飛、著陸和停放用的部件。動(dòng)力裝置：為飛行器提供動(dòng)力，推動(dòng)飛行器前進(jìn)3. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)中翼梁、翼肋、桁條和蒙皮分別起什么作用？機(jī)翼的基本受力構(gòu)件包括縱向骨架、橫向骨架和蒙皮?？v向骨架有

56、翼梁、縱墻和桁條。橫向骨架有普通翼肋和加強(qiáng)翼肋。翼梁：最強(qiáng)有力的縱向構(gòu)件，承受大部分的彎矩和剪力；縱墻：結(jié)構(gòu)和翼梁差不多，主要承受剪力，承受彎矩很??；桁條：支撐蒙皮，提高蒙皮的承載能力，將氣動(dòng)力傳給翼肋。普通翼肋：支撐蒙皮，維持翼型，把蒙皮和桁條的力傳給翼梁；加強(qiáng)翼肋：在有集中載荷的地方對(duì)普通翼肋加強(qiáng)就獲得加強(qiáng)翼肋，除普通翼肋作用外，承受集中力。蒙皮：承受局部氣動(dòng)載荷，形成和維持機(jī)翼的氣動(dòng)外形，將氣動(dòng)力傳給桁條和翼肋；與翼梁縱墻的腹板形成閉室承受扭矩.4. 前三點(diǎn)式起落架與后三點(diǎn)式起落架相比有哪些優(yōu)缺點(diǎn)？“前三點(diǎn)式”起落架主要優(yōu)點(diǎn)：前輪遠(yuǎn)離飛機(jī)重心，允許強(qiáng)烈制動(dòng)，有利于縮短滑跑距離；飛機(jī)著陸容

57、易操縱，滑跑時(shí)方向穩(wěn)定性好；飛機(jī)機(jī)身軸線與地面基本平行，可避免發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的燃?xì)鉄龎呐艿?；飛行員視界較好。缺點(diǎn)是前起落架承受的載荷大，構(gòu)造復(fù)雜，結(jié)構(gòu)較重。前輪會(huì)產(chǎn)生擺振現(xiàn)象，所以需要加裝減擺裝置。“后三點(diǎn)式”起落架的優(yōu)點(diǎn)是：在飛機(jī)上易于裝置尾輪，結(jié)構(gòu)簡單，尺寸、質(zhì)量都較?。恢懟軙r(shí)迎角較大，可利用較大阻力進(jìn)行減速，縮短滑跑距離。缺點(diǎn)是：在達(dá)速度滑跑時(shí)，遇到前方撞擊和強(qiáng)烈制動(dòng)，容易發(fā)生倒立，因此一般著陸不允許強(qiáng)烈制動(dòng)，從而導(dǎo)致滑跑距離增加；起飛著陸操縱困難，滑行穩(wěn)定性差；在停機(jī)、起陸滑跑時(shí)，機(jī)身仰起，因而向下的視界不好。第二章1.航空器的飛行環(huán)境是對(duì)流層和平流層。2.飛行環(huán)境包括大氣飛行環(huán)境和空

58、間飛行環(huán)。飛行環(huán)境對(duì)飛行器的結(jié)構(gòu)、材料、機(jī)載設(shè)備和飛行性能都有著非常重要的影響?？臻g飛行環(huán)境包括自然環(huán)境和誘導(dǎo)環(huán)境。誘導(dǎo)環(huán)境指航天器或某些系統(tǒng)工作時(shí)誘發(fā)的環(huán)境，如失重、振動(dòng)、沖擊等?？臻g飛行環(huán)境主要是指真空、電磁輻射、高能粒子輻射、等離子和微流星體等所形成的飛行環(huán)境。地球空間環(huán)境包括地球高層大氣環(huán)境、電離層環(huán)境和磁環(huán)境。 3.從距離地表600km1 000km向外空間延伸，有一個(gè)磁層，磁層中存在著密集的高能帶電粒子輻射帶，稱“范艾倫輻射帶”，可引起航天器材料、器件和人體輻射損傷。4行星際空間是一個(gè)真空度極高的環(huán)境，存在著太陽連續(xù)發(fā)射的電磁輻射、爆發(fā)性的高能粒子輻射和穩(wěn)定的等離子體流（太陽風(fēng)）。

59、8國際標(biāo)準(zhǔn)大氣特點(diǎn)：大氣被看成完全氣體，服從氣體的狀態(tài)方程；以海平面的高度為零高度。9在海平面上，大氣的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)為：氣溫為 15;壓強(qiáng)為一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓;密度：1.225kg/m3;聲速為341m/s。 R是大氣氣體常數(shù)，287.05J/kg·K。10飛行器在空氣介質(zhì)中運(yùn)動(dòng)時(shí)，飛行器的外形尺寸遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于氣體分子的自由行程故在研究飛行器和大氣之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)，氣體分子之間的距離完全可以忽略不計(jì)，即把氣體看成是連續(xù)的介質(zhì)。11大氣的粘性力是相鄰大氣層之間相互運(yùn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的牽扯作用力，也稱大氣的內(nèi)摩擦力。 流體的粘性和溫度有一定關(guān)系，隨流體溫度的升高，氣體粘性增加，而液體的粘性則減小。12流體可壓縮性是指流體的壓強(qiáng)改變時(shí)其密度和體積也改變的性質(zhì)。13作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力包括升力和阻力兩部分。升力主要靠機(jī)翼來產(chǎn)生，并用來克服飛機(jī)自身的重力。而阻力要靠發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力來平衡，這樣才能保證飛機(jī)在空中水平等速直線飛行。 失速指的是隨著迎角的增大，升力也隨之增大，但當(dāng)迎角