【簡介：】本篇文章給大家談?wù)劇讹w機(jī)增升的原則》對應(yīng)的知識點(diǎn)，希望對各位有所幫助。本文目錄一覽：
1、直升機(jī)的最大升限與什么有關(guān)？


2、飛機(jī)升限


3、為什么大多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的升限難以達(dá)

本篇文章給大家談?wù)劇讹w機(jī)增升的原則》對應(yīng)的知識點(diǎn)，希望對各位有所幫助。

本文目錄一覽：

• 1、直升機(jī)的最大升限與什么有關(guān)？
• 2、飛機(jī)升限
• 3、為什么大多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的升限難以達(dá)到2萬米？
• 4、飛機(jī)的升限高有什么意義？求解
• 5、看看知道多少：空軍軍事術(shù)語淺釋大全 – 鐵血網(wǎng)

直升機(jī)的最大升限與什么有關(guān)？

直升機(jī)的最大升限和空氣密度密切相關(guān)，空氣稀薄會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)進(jìn)氣不足，進(jìn)而動力不夠，同時旋翼效能的降低，兩者綜合使得飛機(jī)性能急速下降，可能導(dǎo)致事故，這也是直升機(jī)不敢強(qiáng)行提升高度的原因。

有一句話叫熱脹冷縮，氣溫低空氣密度就變高了，所以直升機(jī)能爬升高度就大了。

升限簡介：

升限是指航空器所能達(dá)到的最大平飛高度。

當(dāng)航空器的飛行高度逐漸增加時，空氣的密度會隨高度的增加而降低，從而影響發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣量，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣量減少，其推力一般也將減小。達(dá)到一定高度時，航空器因推力不足，已無爬高能力而只能維持平飛，此高度即為航空器的升限。

升限可分為理論升限和實(shí)用升限兩種。

理論升限定義為：發(fā)動機(jī)在最大油門狀態(tài)下飛機(jī)能維持水平直線飛行的最大高度。

實(shí)用升限的定義是：發(fā)動機(jī)在最大油門狀態(tài)下，飛機(jī)爬升率為某一規(guī)定小值（如0.5米/秒或100英尺每分）時，所對應(yīng)的飛行高度。

飛機(jī)升限

理論升限大，因為理論升限是假設(shè)飛機(jī)在各項數(shù)據(jù)都最佳的情況下能達(dá)到的升限。但實(shí)際上不大可能實(shí)現(xiàn)，所以實(shí)際應(yīng)用時升限會降低。但飛機(jī)也可以靠抬頭的速度動能和慣性躍升到超過理論升限的高度，然后就失速掉下來...... 不過這也不具備實(shí)用性能。

為什么大多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的升限難以達(dá)到2萬米？

當(dāng)航空器的飛行高度逐漸增加時，空氣的密度會隨高度的增加而降低，從而影響發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣量，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣量減少，其推力一般也將減小。達(dá)到一定的高度時，因推力不足，已無爬高能力而只能維持平飛，此高度即為航空器的升限。

因為這個原因，大多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)在達(dá)到1萬多米的高度后，因推力有限無法繼續(xù)爬高。此時如果對飛機(jī)的設(shè)計進(jìn)行修改以增大推力，就會使飛機(jī)的自重明顯增大，其他機(jī)動性能顯著降低，而提升的推力卻又十分有限。因此大多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的升限，一般都設(shè)計在2萬米以下。

升限又分為理論升限和實(shí)用升限兩種。理論升限定義為：發(fā)動機(jī)在最大油門狀態(tài)下飛機(jī)能維持水平直線飛行的最大高度。實(shí)用升限的定義是：發(fā)動機(jī)在最大油門狀態(tài)下，飛機(jī)爬升率為某一規(guī)定小值(如5米／秒,噴氣式，螺旋槳式此數(shù)值還會更小)時，所對應(yīng)的飛行高度。

區(qū)別于最大飛行高度，實(shí)用升限是對戰(zhàn)斗機(jī)在掛在武器狀態(tài)下能進(jìn)行較自由的機(jī)動飛行和戰(zhàn)術(shù)機(jī)動的最大高度，其本身只是一個相對概念，在不同掛載情況和天氣狀況下均不同！偵察機(jī)由于不需劇烈機(jī)動飛行，實(shí)用升限在兩萬米以上，戰(zhàn)斗機(jī)則在一萬八千米以下！F22和殲八以及米格25、米格31比較特殊！F22升限則屬于機(jī)密！

飛機(jī)的升限高有什么意義？求解

所謂飛機(jī)升限，是指航空器所能達(dá)到的最太平飛高度。

當(dāng)航空器的飛行高度逐漸增加時，空氣的密度會隨高度的增加而降低，從而影響發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣量，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣量減少，其推力一般也將減小。達(dá)到一定高度時，航空器因推力不足，已無爬高能力而只能維持平飛，此高度即為航空器的升限。 升限可分為理論升限和實(shí)用升限兩種。理論升限定義為：發(fā)動機(jī)在最大油門狀態(tài)下飛機(jī)能維持水平直線飛行的最大高度。實(shí)用升限的定義是：發(fā)動機(jī)在最大油門狀態(tài)下，飛機(jī)爬升率為某一規(guī)定小值(如5米／秒)時，所對應(yīng)的飛行高度。 在實(shí)際飛行中，受載油量等因素的影響，大部分飛機(jī)是無法達(dá)到理論升限的，因為要想爬升至理論升限需用很長的時間，且越往上越慢，尚未達(dá)標(biāo)，燃油便耗盡了。所以，人們常用的是實(shí)用升限。 提高飛機(jī)升限的措施主要有：增大發(fā)動機(jī)在高空時的推力、提高飛機(jī)的升力、降低飛行阻力、減輕飛機(jī)重量等。

看看知道多少：空軍軍事術(shù)語淺釋大全 – 鐵血網(wǎng)

★飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能：衡量飛機(jī)戰(zhàn)斗能力的技術(shù)指標(biāo)。通常包括發(fā)動機(jī)的數(shù)量和功率、飛行速度、上升率、升限、航程、續(xù)航時間、起落滑跑距離，以及機(jī)動性、操縱性、抗干擾性和機(jī)載武器性能、載彈量等。

★上升率：亦稱爬升率、爬高率。飛機(jī)在單位時間內(nèi)上升的高度。以米/秒或米/分計算。通常用最大上升率來表示飛機(jī)的上升性能。

★升限：飛機(jī)上升限度的簡稱。飛機(jī)依靠本身動力上升所能達(dá)到的最大飛行高度。分為靜升限和動升限。飛機(jī)穩(wěn)定上升所能達(dá)到的最大高度稱靜升限；利用飛機(jī)的動能以躍升的方法所能達(dá)到的最大高度稱動升限。動升限直高于靜升限值。

★飛行速度：航空器在單位時間內(nèi)飛過的距離。以公里/小時或米/秒為單位。分為空速和地速。航空器相對于空氣運(yùn)動的速度稱空速，相對于地面動力的速度稱地速。

★飛行馬赫數(shù)：變稱飛行M數(shù)。飛行器的飛行速度與其飛行高度上音速的比值。因奧地利物理學(xué)家E?馬赫最早使用這一比值研究炮彈的高速飛行而得名。飛行速度大于1為超音速飛行，小于1為亞音速飛行。

★飛機(jī)最大速度：飛機(jī)在發(fā)動機(jī)最大功率或最大推力工作時能達(dá)到或允許達(dá)到的速度。通常指平飛最大速度和最大允許速度。使用發(fā)動機(jī)最大功率或最大推力平飛所能達(dá)到的速度為平飛最大速度。為保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不致破壞，安定性、操縱性不致喪失，而規(guī)定不得超過的飛行速度為最大允許速度。

★巡航速度：飛機(jī)為執(zhí)行一定任務(wù)而選定的適宜于長距離或長時間飛行的速度。一般為平飛最大速度的70%-90%，巡航速度的大小，應(yīng)根據(jù)任務(wù)的需要（如飛行距離、續(xù)航時間、載重量等），和發(fā)動機(jī)及其他設(shè)備的耐久性、經(jīng)濟(jì)性與氣象條件等確定。

續(xù)航時間：簡稱航時。飛機(jī)從起飛至著陸在空中飛行的時間。它的長短隨飛機(jī)的載油量、載重量、飛行高度、飛行速度而定。采用空中加油可延長續(xù)航時間。

續(xù)航能力：飛機(jī)一次加滿油后能夠持續(xù)飛行的最大續(xù)航時間和最大航程。是飛機(jī)的重要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能之一。

制空權(quán)：交戰(zhàn)的一方，在一定時間內(nèi)對一定空間的控制權(quán)。掌握了制空權(quán)，可以保障陸、海、空軍部隊不受敵航空兵或地面對空兵器的嚴(yán)重威脅。奪取制空權(quán)主要由航空兵、地面防空兵通過消滅空中和地面的敵機(jī)、摧毀和壓制敵防空兵器、破壞敵基地設(shè)施來達(dá)成。

指揮交接：航空兵跨區(qū)遂行任務(wù)或原指揮所不宜繼續(xù)指揮時，地面指揮所之間的指揮任務(wù)交接。通常由上級指揮所組織，也可由雙方指揮所直接交接。

目標(biāo)引導(dǎo)組：航空兵協(xié)同陸、海軍作戰(zhàn)時，向協(xié)同作戰(zhàn)的地面部隊或艦艇部隊派出的對空引導(dǎo)小組。通常由轟炸、強(qiáng)擊航空兵派出，隨地面或艦艇部隊行動。負(fù)責(zé)反映陸軍海軍部隊對空軍支援的要求，并引導(dǎo)我機(jī)及時發(fā)現(xiàn)、進(jìn)入和突擊目標(biāo)。

空中支援：亦稱航空兵支援。航空兵為支援陸軍海軍作戰(zhàn)所采取的各種戰(zhàn)斗行動的統(tǒng)稱。包括各種火力支援（航空火力準(zhǔn)備、航空火力反準(zhǔn)備、航空火力支援），奪取制空權(quán)，空中掩護(hù)，以及航空偵察、電子干擾、空中運(yùn)輸?shù)取?/p>

空中封鎖：航空兵在一定時間內(nèi)，對預(yù)定目標(biāo)采取火力封鎖的戰(zhàn)斗行動。通常以若干小分隊輪流對被封鎖目標(biāo)連續(xù)實(shí)施空中突擊，以阻滯對方的戰(zhàn)斗行動。如封鎖機(jī)場、封鎖交通、封鎖被圍之?dāng)车取?/p>

水平轟炸：飛機(jī)在平飛狀態(tài)下進(jìn)行的轟炸。它適用于晝夜各種氣象條件和各種高度，是轟炸機(jī)的主要轟炸方法。強(qiáng)擊機(jī)在低空、超低空對面狀目標(biāo)或垂直面較大的立體目標(biāo)轟炸時也可采用。

俯沖轟炸：飛機(jī)沿較陡的向下傾斜軌跡作直線加速飛行時進(jìn)行的轟炸。其準(zhǔn)確性較高,豆腐機(jī)，是強(qiáng)擊機(jī)主要的轟炸方法，特別適用于轟炸點(diǎn)狀目標(biāo)和活動目標(biāo)。但轟炸高度受到一定的限制。

戰(zhàn)斗出動率：航空兵實(shí)際戰(zhàn)斗出動的飛機(jī)架數(shù)與部隊實(shí)有飛機(jī)總數(shù)的百分比。例如飛機(jī)總數(shù)為100架，實(shí)際戰(zhàn)斗出動為80架，則戰(zhàn)斗出動率為80％

戰(zhàn)斗出動強(qiáng)度：航空兵遂行戰(zhàn)斗任務(wù)時，在單位時間內(nèi)能出動的次數(shù)。通常以每架飛機(jī)一晝夜（24小時）能出動的次數(shù)來計算。它是衡量航空兵作戰(zhàn)能力的主要標(biāo)志之一，也是進(jìn)行兵力計算和兵力分配的依據(jù)之一。戰(zhàn)斗出動強(qiáng)度取決于受領(lǐng)的戰(zhàn)斗任務(wù)，飛行人員的數(shù)量、體質(zhì)和技術(shù)水平，氣象條件，機(jī)務(wù)保障，飛行后勤保障等條件。

空中編隊：兩架以上的飛機(jī)，以目視或機(jī)上設(shè)備保持規(guī)定的間隔、距離和高度差組成的空中戰(zhàn)斗集體。通常是同型飛機(jī)編隊。由于作戰(zhàn)需要，必要時不同機(jī)種也進(jìn)行混合編隊。

航空兵戰(zhàn)斗隊形：航空兵遂行戰(zhàn)斗任務(wù)時，在空中的兵力部署及其編隊形態(tài)。包括突擊隊、掩護(hù)隊、保障隊。按形態(tài)分為楔隊、梯隊、縱隊、橫隊、蛇形隊等。按飛機(jī)間的疏密程度分為密集隊形、疏開隊形和疏散隊形。

機(jī)群：由遂行同一任務(wù)、受統(tǒng)一指揮、并保持目視聯(lián)系或戰(zhàn)術(shù)聯(lián)系的若干空中編隊或單機(jī)組織的空中戰(zhàn)斗集群。不同機(jī)種編隊組成的機(jī)群，稱混合機(jī)群。

批次：對空中飛機(jī)按批編排的次序。作為飛機(jī)順序使用時，依次編排，如第一批，第二批；作為雷達(dá)空情報知使用時，用批號編排，如0305批，

架次：一架飛機(jī)出動一次。是計算飛機(jī)出動量的單位。如四機(jī)編隊出動兩次為八架次。

作戰(zhàn)半徑：飛機(jī)遂行戰(zhàn)斗任務(wù)時，能作往返飛行的最遠(yuǎn)距離。是衡量飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能的主要指標(biāo)之一。計算作戰(zhàn)半徑時，應(yīng)從載油量中扣除地面耗油、備份油量和戰(zhàn)斗活動所需油量。作戰(zhàn)半徑的大小與飛機(jī)的飛行高度、速度、氣象條件、編隊大小、戰(zhàn)斗任務(wù)和實(shí)施方法等因素肓關(guān)。

飛行指揮員：亦稱塔臺指揮員。具體組織指揮飛行的人員。通常由上級首長批準(zhǔn)的飛行干部擔(dān)任。主要職責(zé)是組織實(shí)施飛行，負(fù)責(zé)飛行指揮，保證飛行安全。

目視飛行（VFR）：在可見天地線、地標(biāo)的天氣條件下，能夠判明航空器飛行狀態(tài)和目視判定方位的飛行。目視飛行機(jī)長對航空器間隔、距離及安全高度負(fù)責(zé)。

儀表飛行（IFR）：指完全或部分按機(jī)載飛行儀表、導(dǎo)航設(shè)備判定航空器飛行狀態(tài)及其位置的飛行。在低于VFR條件、在云中、云上、夜間和6000米以上飛行，都必須按IFR規(guī)則飛行。

航程和活動半徑：航程一般指實(shí)用航程，是指涉及風(fēng)向，留有一定飛行時間的儲備燃油并給出載重條件下飛機(jī)所飛的最大距離。對戰(zhàn)斗機(jī)、攻擊機(jī)、轟炸機(jī)等軍用飛機(jī)來說，活動半徑又稱為“作戰(zhàn)半徑”。這是軍用飛機(jī)最重要的飛行性能指標(biāo)之一，它直接表明飛機(jī)作戰(zhàn)和活動的范圍。 活動半徑是指飛機(jī)攜帶正常作戰(zhàn)載荷，在無風(fēng)和不進(jìn)行空中加油，并考慮安全備用燃油和其它用油的條件下，自機(jī)場起飛，沿給定航線飛行，執(zhí)行完指定任務(wù)后，返回原機(jī)場所能達(dá)到的最遠(yuǎn)水平距離。一般情況下，活動半徑不等于航程的一半，而要比航程的一半小。

巡航速度：飛機(jī)所裝發(fā)動機(jī)每公里消耗燃油最小情況下的飛行速度稱為巡航速度。(在航空界，一般把適宜于持續(xù)進(jìn)行的，接近于定常飛行的飛行狀態(tài)稱之為巡航。在此狀態(tài)下的參數(shù)稱為巡航參數(shù)，如巡航高度、巡航推力等等。巡航速度也是專機(jī)的巡航參數(shù)之一。巡航狀態(tài)不是唯一的，每次飛行的巡航狀態(tài)都取決于許多因素，如氣象條件、裝載、飛行距離、 經(jīng)濟(jì)性等等。 因此，各次飛行所選定的巡航參數(shù)(包括巡航速度)常有所不同。 同樣是巡航，由于任務(wù)要求不一樣，選定的巡航速度也就不一樣。例如航程巡航、航時巡航、給定區(qū)間最小燃料消耗巡航等，雖然都要求飛機(jī)以比較省油、比較經(jīng)濟(jì)的速度巡航，但這些指標(biāo)是有差別的。航程巡航要求飛機(jī)能以航程最遠(yuǎn)的巡航速度飛行；航時巡航則要求飛機(jī)能以留空時間最長的巡航速度飛行等等。為此，巡航速度又可細(xì)分為“遠(yuǎn)航速度”和“久航速度”等。

最大平飛速度：是在11000米以上的高空達(dá)到的。對于軍用飛機(jī)來說，低空飛行能力具有重要的意義。低空最大平飛速度是衡量多用途戰(zhàn)斗機(jī)、攻擊機(jī)和轟炸機(jī)的重要性能指標(biāo)。

最小速度：飛機(jī)在某一高度上可以維持等速水平飛行的最低速度。此值越低，則飛機(jī)的起飛、降落速度越小，所需的機(jī)場跑道越短。同時飛機(jī)的安全性和機(jī)動能力越強(qiáng)。飛機(jī)的最小最小速度一般是在海平面高度獲得。

失速速度：飛機(jī)的升力系數(shù)隨飛機(jī)迎角的增加而增大。當(dāng)迎角增加到某一數(shù)值后，升力系數(shù)不升反降，導(dǎo)致飛機(jī)升力迅速小于飛機(jī)重力，飛機(jī)便很快下墜，這種現(xiàn)象稱為失速。

續(xù)航時間：續(xù)航時間又稱之為“航時”。它是指飛機(jī)在不進(jìn)行空中加油的情況下，耗盡其本身攜帶的可用燃料時，所能持續(xù)飛行的時間。 續(xù)航時間是飛機(jī)最重要的性能指標(biāo)之一，它直接表明飛機(jī)一次加油后的持久作戰(zhàn)或持久飛行能力。續(xù)航時間與飛行速度、 飛行高度、 發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)等多種參數(shù)有關(guān)。合理選擇飛行參數(shù)，使得飛機(jī)在單位時間內(nèi)所耗燃料量最少，飛機(jī)就能獲得最長的續(xù)航時間。此時，所對應(yīng)的巡航速度稱為“久航速度”。

爬升率：爬升率又稱爬升速度或上升串，是各型飛機(jī)，尤其是戰(zhàn)斗機(jī)的重要性能指標(biāo)之一。它是指定常爬升時，飛行器在單位時間內(nèi)增加的高度，其計量單位為米／秒。飛機(jī)在某一高度上，以最大油門狀態(tài)，按不同爬升角爬升，所能獲得的爬升率的最大值稱為該高度上的“最大爬升率”。以最大爬升串飛行時對應(yīng)的飛行速度稱為“快升速度”，以此速度爬升，所需爬升時間最短。 飛機(jī)的爬升性能與飛行高度有關(guān)，高度越低，飛機(jī)的最大爬升率越大，高度增加后，發(fā)動機(jī)推力一般將減小，飛機(jī)的最大爬升率也相應(yīng)減小。達(dá)到升限時，爬升率等于0。 以 F-16戰(zhàn)斗機(jī)為例，該機(jī)在海平面的最大爬升率高達(dá)305米／秒，高度1000米時，降至283米／秒，高度為10000米時，則降至100米／秒，當(dāng)高度達(dá)到 17000米時，其最大爬升率只有 12米／秒。

升限：所謂升限，是指航空器所能達(dá)到的最太平飛高度。當(dāng)航空器的飛行高度逐漸增加時，空氣的密度會隨高度的增加而降低，從而影響發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣量，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣量減少，其推力一般也將減小。達(dá)到一定高度時，航空器因推力不足，已無爬高能力而只能維持平飛，此高度即為航空器的升限。 升限可分為理論升限和實(shí)用升限兩種。理論升限定義為：發(fā)動機(jī)在最大油門狀態(tài)下飛機(jī)能維持水平直線飛行的最大高度。實(shí)用升限的定義是：發(fā)動機(jī)在最大油門狀態(tài)下，飛機(jī)爬升率為某一規(guī)定小值(如5米／秒)時，所對應(yīng)的飛行高度。 在實(shí)際飛行中，受載油量等因素的影響，大部分飛機(jī)是無法達(dá)到理論升限的，因為要想爬升至理論升限需用很長的時間，且越往上越慢，尚未達(dá)標(biāo)，燃油便耗盡了。所以，人們常用的是實(shí)用升限。 提高飛機(jī)升限的措施主要有：增大發(fā)動機(jī)在高空時的推力、提高飛機(jī)的升力、降低飛行阻力、減輕飛機(jī)重量等

亞音速、跨音速、超音速與 M數(shù)：一般來說，飛行器的飛行速度低于音速，稱為亞音速飛行；飛行器的飛行速度高于音速，稱為超音速飛行；而飛行器的飛行速度等于音速，則稱為等音速飛行。為了研究問題方便，人們引入了M數(shù)的概念：M：**式中， v表示在一定高度上飛行器的飛行速度(或空氣的流速)，a則表示當(dāng)?shù)氐囊羲佟?M數(shù)又稱馬赫數(shù)。上面三種飛行情況，可以分別用 M＜ l、M＞l和 M： 1表示。 由于在音速附近飛行存在許多特殊的現(xiàn)象，人們往往把M數(shù) 0.75～l.2單獨(dú)劃出來，進(jìn)行專門的研究，并把這一速度范圍稱為跨音速區(qū)。 在航空和航天領(lǐng)域，人們一般根據(jù)M數(shù)的大小，把飛行器的飛行速度劃分為 4個區(qū)域，即： 亞音速區(qū)--M數(shù)小于0.75； 跨音速區(qū)--M數(shù)從0.75 到1.2； 超音速區(qū)--M 數(shù)從1.2 到5.0； 高超音速區(qū)--M數(shù)5.0以上。

起飛和降落性能：主要指標(biāo)有起飛、降落距離；起飛、降落滑跑距離；離地速度和接地速度。起飛距離是指飛機(jī)在機(jī)場起飛跑道上的起飛線處開始，松開剎車，經(jīng)過地面滑跑，離地爬升至25米高度所經(jīng)過的地面距離。降落距離是指飛機(jī)進(jìn)入機(jī)場著陸下降至25米高度算起，經(jīng)過下滑、平飛減速、飄落接地、地面滑跑等階段直至停機(jī)所經(jīng)過的地面距離。起飛和降落滑跑距離則只算到離地或從接地開始。離地速度是指飛機(jī)在起飛過程中，飛行員向后拉桿使飛機(jī)抬頭離地的瞬間速度。此值越小則飛機(jī)的地面滑跑距離越短。接地速度是指飛機(jī)在降落過程中，飛機(jī)落地的瞬間速度。此值越小降落過程越短。返回 過載(g)本來是表示重力加速度的符號，它的值隨緯度和距海平面的高度而變化，國際采用的標(biāo)準(zhǔn)值是980.665厘米／秒*。 地球上的物體都受著引起 lg加速度的重力，因而一切物體都有重量。在航空領(lǐng)域，一般用g表示飛機(jī)或?qū)椀倪^載。 飛機(jī)和導(dǎo)彈在作各種運(yùn)動時，機(jī)體和彈體各部分也相應(yīng)地承受各樣的載荷，過載越大，表示升力比飛機(jī)或?qū)椀闹亓看蟮迷蕉啵簿褪秋w機(jī)或?qū)椀氖芰υ絿?yán)重。平飛時，升力等于飛機(jī)或?qū)椀闹亓?，過載等于l。機(jī)動飛行時，升力往往不等于飛機(jī)或?qū)椀闹亓浚^載也經(jīng)常不等于 l。例如，過載為6，表示升力達(dá)到飛機(jī)或?qū)椫亓康?倍，用6g表示。

何為“熱障”：當(dāng)飛行器在稠密大氣中作超音速飛行時，受激波與機(jī)體間高溫壓縮氣體的加熱和機(jī)體表面與空氣強(qiáng)烈摩擦的影響，飛行器蒙皮的溫度會隨M數(shù)的提高而急劇上升。飛行 M數(shù)為 2.0時，機(jī)頭處的溫度略超過100℃。而當(dāng) M數(shù)等于3.0時，飛行器表面的溫度則升至350℃左右，已超過了鋁合金的極限溫度，使其強(qiáng)度大大削弱。航空界把飛行器作高速飛行時所遭遇到的這種高溫情況稱之為“熱障”。一般把M數(shù) 2.5作為“熱障”的界線，低于這一值，氣動加熱不嚴(yán)重，可用常規(guī)的方法和材料設(shè)計、制造飛機(jī)；高于該值，則必須采取克服氣動加熱問題的措施，如用耐高溫的鋼或鈦合金制造飛機(jī)的蒙皮和框架等。宇宙飛船和返回式衛(wèi)星在重返大氣層時，M數(shù)更高，它們的外表溫度可達(dá) 1000多度。為保證其不致被燒毀，飛船和返回式衛(wèi)星的頭部得用燒蝕材料包上一層，讓它在高溫時燒掉，以吸收氣動加熱時產(chǎn)生的熱能。

機(jī)翼：機(jī)翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機(jī)在空中飛行。它還起一定的穩(wěn)定和操縱作用。機(jī)翼的平面形狀多種多樣，常用的有矩形翼、梯形翼、后掠翼、三角翼、雙三角翼、箭形翼、邊條翼等。現(xiàn)代飛機(jī)一般都是單翼機(jī)，但歷史上也曾流行過雙翼機(jī)(兩副機(jī)翼上下重疊)、三翼機(jī)和多翼機(jī)。 根據(jù)單翼機(jī)的機(jī)翼與機(jī)身的連接方式，可分為下單翼、中單翼、上單翼和傘式上單翼(即機(jī)翼在機(jī)身的上方，由一組撐桿將機(jī)翼和機(jī)身連接在一起)。

尾翼：尾翼是安裝在飛機(jī)后部的起穩(wěn)定和操縱作用的裝置。尾翼一般分為垂直尾翼和水平尾翼。 垂直尾翼由固定的垂直安定面和可動的方向舵組成，它在飛機(jī)上主要起方向安定和方向操縱的作用。垂直尾翼簡稱垂尾或立尾。根據(jù)垂尾的數(shù)目，飛機(jī)可分為單垂尾、雙垂尾、三垂尾和四垂尾飛機(jī)。 水平尾翼由固定的水平安定面和可動的升降舵組成，它在飛機(jī)土主要起縱向安定和俯仰操縱的作用。水平屋翼可簡稱平尾。有的飛機(jī)為了提高俯仰操縱效率，采用的是全動乎尾，即平尾沒有水平安定面，整個翼面均可偏轉(zhuǎn)。 有一種特殊的 V字形尾翼，它既可以起垂直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的作用。 水平尾翼一般位于機(jī)翼之后。但也有的飛機(jī)把“水平尾翼”放在機(jī)翼之前，這種飛機(jī)稱為鴨式飛機(jī)。此時，將前置“水平尾翼”稱之為“前翼”或“鴨翼”。 沒有水平尾翼 (甚至沒有垂直尾翼)的飛機(jī)稱為無尾飛機(jī)。這種飛機(jī)的俯仰操縱、方向操縱、滾轉(zhuǎn)操縱均由機(jī)翼后緣的活動翼面或發(fā)動機(jī)的推力矢量噴管控制。

后掠翼：機(jī)翼各剖面沿展向后移的機(jī)翼稱為后族翼，這種機(jī)翼的外形特點(diǎn)是，其前緣和后緣均向后掠。機(jī)翼后掠的程度用后掠角的大小來表示。 與平直機(jī)翼相比，后掠翼的氣動特點(diǎn)是可增大機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)，并減小超音速飛行時的阻力。 飛機(jī)在飛行中，當(dāng)垂直于機(jī)翼前緣的氣流流速接近音速時，機(jī)翼上表面局部地區(qū)的氣流受凸起的翼面的影響，其速度將會超過音速，出現(xiàn)局部激波，從而使飛行阻力急劇增加。后掠翼由于可使垂直于機(jī)翼前緣的氣流速度分量低于飛行速度，因而與平直機(jī)翼相比，只有在更高的飛行速度情況下才會出現(xiàn)激波(即提高了臨界馬赫數(shù))，從而推遲了機(jī)翼面上激波的產(chǎn)生，即使出現(xiàn)激波，也有助于減弱激波強(qiáng)度，降低飛行阻力。 后掠角的缺點(diǎn)是扭轉(zhuǎn)剛度差、升力線斜率較低、氣流容易從翼梢處分離、亞音速飛行時誘導(dǎo)阻力較大等。

三角翼：平面形狀為三角形的機(jī)翼稱為三角翼。與之相近的有雙三角翼和切角三角翼。目前常用的主要是略有切角的三角翼。三角翼飛機(jī)出現(xiàn)于50年代，其代表機(jī)型有美國的F-102、前蘇聯(lián)的米格- 21、法國的“幻影”Ⅲ等。 大后掠角三角翼具有超音速阻力小、焦點(diǎn)隨 M數(shù)變化小、結(jié)構(gòu)剛度好等優(yōu)點(diǎn)，適合于超音速飛行和機(jī)動飛行。其缺點(diǎn)是：在亞音速飛行狀態(tài)，機(jī)翼的升力線斜率較低、誘導(dǎo)阻力較大、升阻比較小，從而影響飛機(jī)的航程和起降性能。

變后掠翼：后掠角在飛行中可以改變的機(jī)翼稱之為變后掠翼。 在飛機(jī)的設(shè)計工作中，有一個不易克服的矛盾：要想提高飛行M數(shù)，必須選擇大后掠角、小展弦比的機(jī)翼，以降低飛機(jī)的激波阻力，但此類機(jī)翼在亞音速狀態(tài)時升力較小，誘導(dǎo)阻力較大，效率不高。從空氣動力學(xué)的角度講，要同時滿足飛機(jī)對超音速飛行、亞音速巡航和短矩起降的要求，最好是讓機(jī)翼變后掠，用不同的后掠角去適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)。 對變后掠翼的研究，始于 40年代，但直到 60年代，才設(shè)計出實(shí)用的變后掠翼飛機(jī)。 一般的變后掠翼的內(nèi)翼段是固定的，外翼同內(nèi)翼用鉸鏈軸連接，通過液壓助力器操縱外翼前后轉(zhuǎn)動，以改變外翼段的后擦角和整個機(jī)翼的展弦比。 變后掠翼的缺點(diǎn)是，結(jié)構(gòu)和操縱系統(tǒng)復(fù)雜，重量較大，不大適合輕型飛機(jī)使用。

邊條翼：邊條翼是 50年代中期出現(xiàn)的一種新型機(jī)翼，一些第三代高機(jī)動戰(zhàn)斗機(jī)采用了這種機(jī)翼。 在中等后掠角(后掠角 25度～45度左右)的機(jī)翼根部前緣處，加裝一后掠角很大的細(xì)長翼(后掠角65度～85度)所形成的復(fù)合機(jī)翼，稱為邊條翼。在邊條翼中，原后掠翼稱為基本翼，附加的細(xì)長前翼部分稱為邊條。 邊條翼的氣動特點(diǎn)是，在亞、跨音速范圍內(nèi)，當(dāng)迎角不大時，氣流就從邊條前緣分離，形成一個穩(wěn)定的前緣脫體渦，在前緣脫體渦的誘導(dǎo)作用下，不但可使基本翼內(nèi)翼段的升力有較大幅度的增加，還使外翼段的氣流受到控制，在一定的迎角范圍內(nèi)不發(fā)生無規(guī)則的分離，從而提高了機(jī)翼的臨界迎角和抖振邊界，保證飛機(jī)具有良好的亞、跨音速氣動特性。 在超音速狀態(tài)下，由于加裝邊條后，使內(nèi)翼段部分的相對厚度變小，機(jī)翼的等效后掠角增大，可明顯降低激波阻力。另外，邊條的存在，還可使飛機(jī)在跨音速和超音速飛行時的全機(jī)焦點(diǎn)后移量減小，導(dǎo)致飛機(jī)的配平阻力降低。因此，這種機(jī)翼也具有良好的超音速氣動特性。 邊條翼的缺點(diǎn)是，在小迎角范圍內(nèi)，其升阻特性不如無邊條的基本翼好；它的力矩特性也不理想，力矩曲線隨迎角的變化呈非線性。

空速表：空速表是安裝在駕駛艙儀表板上，為飛行員測量和指示航空飛行器相對周圍空氣的運(yùn)動速度的儀表。飛機(jī)上常用的空速表主要有指示空速表、真空速表、馬赫數(shù)表和組合式空速表等。指示空速表利用開口膜盒等敏感元件，通過測量空速管處的總壓與靜壓的壓差，間接測出空速。真空速表由指示空速表增加真空膜盒等附件組成，這些附件主要用于修正因大氣條件變化帶來的誤差，經(jīng)修正的空速，接近于真實(shí)空速。馬赫數(shù)表的工作原理與真空速表相似，它主要為飛行員測量、顯示真空速與音速的比值。組合式儀表則可綜合測量顯示上述參數(shù)及與飛行安全相關(guān)的參數(shù)。

高度表：高度表是安裝在駕駛艙儀表板上，為飛行員顯示測量出的航空飛行器距某一選定的水平基準(zhǔn)面垂直距離的儀表。航空器上常用的高度表主要有氣壓式高度表與無線電高度表。 氣壓式高度表實(shí)際上是一種氣壓計，它通過測量航空器所在高度的大氣壓力，間接測量出飛行高度。 無線電高度表實(shí)際上是一種以地面(水面)為探測目標(biāo)的測距雷達(dá)，它所指示的高度即為真實(shí)高度。

航空地平儀：航空地平儀是用于測量和顯示飛機(jī)俯仰及傾斜姿態(tài)的一種陀螺儀表，亦稱陀螺地平儀。它主要由雙自由度陀螺、擺式地垂修正器、隨動機(jī)構(gòu)、起動裝置、指示裝置等部分組成。其用途是保證飛行員及時了解和掌握飛機(jī)俯仰、傾斜的角度，以便正確操縱飛機(jī)。

氣動布局 飛機(jī)外形構(gòu)造和大部件的布局與飛機(jī)的動態(tài)特性及所受到的空氣動力密切相關(guān)。關(guān)系到飛機(jī)的飛行特征及性能。故將飛機(jī)外部總體形態(tài)布局與位置安排稱作氣動布局。其中，最常采用的機(jī)翼在前，尾翼在后的氣動布局又叫作常規(guī)氣動布局。

無尾飛機(jī) 不配置水平尾翼（或鴨式前翼）的飛機(jī)。它利用機(jī)翼后緣裝有的“升降副翼”活動面來替代傳統(tǒng)的水平尾翼（含升降舵），獲得俯仰穩(wěn)定性和俯仰操縱（升降運(yùn)動）力矩。

變后掠翼 后掠角在飛行中可視需要隨時改變的活動機(jī)翼。它的問世，能較好地解決飛機(jī)高速與低速性能之間的一系列矛盾。采用小后掠角能使飛機(jī)具備較高的低速巡航效率和較大的起飛著陸升力。當(dāng)超音速飛行時采用大后掠角，有利于減少飛行阻力，或者減少低空高速飛行中的顛簸，后者對戰(zhàn)斗轟炸機(jī)來講尤為重要。

旋翼機(jī) 由旋翼（旋轉(zhuǎn)槳葉）產(chǎn)生升力的飛行器有直升機(jī)與旋翼機(jī)兩大類，前者的旋翼有發(fā)動機(jī)驅(qū)動；而后者的發(fā)動機(jī)只提供拉力，旋翼則靠迎面氣流的沖擊而自轉(zhuǎn)，從而獲得升力。

近耦合鴨式飛機(jī) 無水平尾翼，但在機(jī)翼的前方另設(shè)置一對水平小翼面的飛機(jī)叫鴨式飛機(jī)，如小翼（又叫前翼或鴨翼）與機(jī)翼極其靠近，那么可稱近耦合鴨式飛機(jī)。前置小翼起俯仰操縱與平衡作用（相當(dāng)于水平尾翼之功能），并可產(chǎn)生脫體渦使機(jī)翼升力增加。是現(xiàn)代先進(jìn)軍用機(jī)常見形式。

隨控布局飛機(jī) 應(yīng)用主動控制技術(shù)的飛機(jī)?？衫每刂萍夹g(shù)來改善飛機(jī)性能，改善穩(wěn)定性與操縱品質(zhì)，減少結(jié)構(gòu)重量及阻力，提高飛行機(jī)動性。具體手段有放寬靜穩(wěn)定性控制、乘坐品質(zhì)控制、機(jī)動載荷控制、結(jié)構(gòu)振動控制和直接力控制等等。常為現(xiàn)代軍用機(jī)所采納。

座艙蓋 飛機(jī)駕駛員或空勤組在機(jī)身中的專門座艙上方的透明玻璃天蓋。可以是多框架的，也可以是少框架流線形的（如氣泡形）。一般均可拉開供人員出入。

懸臂式機(jī)翼 不用撐捍或張線加強(qiáng)的單層機(jī)翼。它無支撐物地獨(dú)立架設(shè)在機(jī)身側(cè)面，由內(nèi)部翼梁承載。

平直翼 無明顯后掠角的機(jī)翼。一般指后掠角小于20度、平面形狀呈矩形、梯形或半橢圓形的機(jī)翼。常用在亞音速飛機(jī)上。

上反角 從機(jī)頭沿飛機(jī)縱軸向后看，兩側(cè)機(jī)翼翼尖向上翹或向下傾斜的角度。向上翹時取正值。

后掠角 從飛機(jī)的俯仰方向看，機(jī)翼四分之一弦長連線自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是機(jī)翼前緣線的歪斜角，則稱前緣后掠角。高速飛機(jī)的后掠角一般很大。

上、中、下單翼 裝在機(jī)身背部或中部或腹部的單層機(jī)翼。也稱高、中、低單翼。前者多用于運(yùn)輸機(jī)與水上飛機(jī)，后者多用于軍用機(jī)或大型噴氣客機(jī)。中單翼因翼梁與機(jī)身難以協(xié)調(diào)，近幾十年較少見。

張線 舊時雙層機(jī)翼飛機(jī)上為上下層機(jī)翼承擔(dān)一部分載荷的細(xì)鋼絲，多見于三十年代前的飛機(jī)。

展弦比 機(jī)翼的翼展與弦長之比值。用以表現(xiàn)機(jī)翼相對的展張程度。弦長是指一片機(jī)翼順氣流方向的“翼弦”寬度尺寸，而翼弦是指連結(jié)機(jī)翼順氣流剖面最前與最后一點(diǎn)之間的直線。大“展弦比”，飛機(jī)適宜作低速遠(yuǎn)程飛行。

邊條翼 飛機(jī)機(jī)翼根部前緣向前延伸的頭部尖削，呈狹長水平狀的翼片。它與機(jī)身及機(jī)翼連在一起，尤如一對大后掠角細(xì)長三角形機(jī)翼，它形成的有利渦流能大大改善飛機(jī)大迎角時的升力特性，推遲失速，是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)常用的布局之一。

機(jī)翼增升裝置 機(jī)翼上用來改善氣流狀況和增加升力的一套活動面板?？稍陲w機(jī)起飛、著陸或低速機(jī)動飛行時增加機(jī)翼剖面之彎曲度及迎角，從而增加升力。常見有前緣縫翼、前后緣襟翼、吹氣襟翼等等。

副翼 裝在機(jī)翼最外側(cè)的后緣，用來控制飛機(jī)橫側(cè)傾斜與滾轉(zhuǎn)運(yùn)動的可上下偏轉(zhuǎn)的小活動面板。

腹鰭 也稱鰭翼或鰭片，是機(jī)身后腹部順氣流固定安裝的刀狀薄翼面。用來輔助垂尾起增強(qiáng)飛機(jī)方向安定性或抵消方向舵偏轉(zhuǎn)后帶來的滾轉(zhuǎn)力矩的作用。

背鰭 又稱脊翼，與腹鰭對應(yīng)，是安裝在機(jī)身背部，常成為垂尾前方一部分的順氣流片狀翼面或管條狀突起物，前者作用近似于垂尾的安定面，后者用于內(nèi)部鋪設(shè)電纜、油料或設(shè)備，常與座艙蓋及垂尾前后連為一體。

垂尾 是垂直尾翼之簡稱，又叫立尾，是飛機(jī)主要大部件之一，是順氣流垂直安裝在機(jī)身后上方的翼面。其前半部是不可活動的垂直安定面，起方向安定作用，后半部用鉸鏈與前半部相連，是方向舵，控制飛機(jī)轉(zhuǎn)向。

平尾 是水平尾翼之簡稱。是飛機(jī)主要大部件之一，一般呈水平狀安裝在機(jī)尾。其前半部不可活動，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，控制飛機(jī)上升下降，由鉸鏈與前者相連。垂尾與平尾合稱尾翼，也可用一組V形翼綜合替代。

整流罩 將原裸露在機(jī)體外面的某一部件或裝置用流線形殼體封閉包覆起來的罩子。起保護(hù)與減少阻力的雙重作用。如發(fā)動機(jī)整流罩、雷達(dá)天線罩……等等。

鼓包 相對而言更加凸出于飛機(jī)外表的局部的小型整流罩，一般呈半卵形。

炮塔 軍用飛機(jī)上裝有一至數(shù)門機(jī)槍或機(jī)炮并可上下左右轉(zhuǎn)動、且明顯突出于機(jī)身外表的專用透明艙位。一般呈半球形，可人力操作，也可借助于動力裝置驅(qū)動，也可遙控。每架飛機(jī)可配備1至數(shù)個，用于自衛(wèi)或攻擊，大多見于二戰(zhàn)時期的中、大型轟炸機(jī)。

關(guān)于《飛機(jī)增升的原則》的介紹到此就結(jié)束了。