科普航空常識資料匯總

科普航空常識資料匯總〔缺乏之處歡送大家補充〕升力是怎樣產(chǎn)生的任何航空器都必需產(chǎn)生大于自身重力的升力才能升空飛行，這是航空器飛行的根本原理。前面我飛艇等，其主要局部是一個大大的氣囊，中間充以比空氣密度小的氣體〔如熱空氣、氫氣等〕，這樣就如同我們小時候的玩具氫氣球一樣，可以依靠空氣的靜浮力升上空中。遠在一千多年以前，了。然而，對于重于空氣的航空器如飛機，又是靠什么力氣飛上天空的呢？的飛行原理。飛機的機翼包括固定翼和旋翼兩種，風箏的升空原理與滑翔機有一些類似，都是靠曲同工之妙，都是靠旋翼旋轉產(chǎn)生向上的升力。機翼是怎樣產(chǎn)生升力的呢？讓我們先來做一個小拿到嘴前，沿著水平方向吹氣，看看會發(fā)生什么樣的狀況。哈，白紙不但沒有被吹開，垂下的一流淌快的大氣壓強較小，白紙上面的空氣被吹動，流淌較快，壓強比白紙下面不動的空氣小，因來自于空氣的壓力差，由于足球在踢出后向前飛行的同時還繞自身的軸線旋轉，因此在足球的兩個側面相對于空氣的運動速度不同，所受到的空氣的壓力也不同，是空氣的壓力差蒙蔽了守門員。翼的氣流與河床中的流水類似，由于機翼一般是不對稱的，上外表比較凸，而下外表比較平，流過機翼上外表的氣流就類似于較窄地方的流水，流速較快，而流過機翼下外表的氣流正好相反，類似于較寬地方的流水，流速較上外表的氣流慢。依據(jù)流體力學的根本原理，流淌慢的大氣壓強較大，而流淌快的大氣壓強較小，這樣機翼下外表的壓強就比上外表的壓強高，換一句話說，就是大氣施加與機翼下外表的壓力(方向向上)比施加于機翼上外表的壓力(方向向下)力差便形成了飛機的升力。〔稱為攻角或迎角〕壓力不全都，從而也會產(chǎn)生升力。附件:飛機的分類由于飛機構造的簡單性，飛機的分類依據(jù)也是五花八門，我們可以按飛機的速度來劃分，也可以按構造和外形來劃分，還可以依據(jù)飛機的性能年月來劃分，但最為常用的分類法為以下兩種：按飛機的用途分類：機則是泛指一切非軍事用途的飛機(如旅客機、貨機、農(nóng)業(yè)機、運動機、搶救機以及試驗爭論機等)。軍用機的傳統(tǒng)分類大致如下：奪取制空權，還可以攔截敵方的轟炸機、強擊機和巡航。強擊機：又稱攻擊機，其主要用途是從低空和超低空對地面(水面)目標(如防范工事、地面雷達、炮兵陣地、坦克艦船等)進展攻擊，直接支援地面部隊作戰(zhàn)。轟炸機：是指從空中對敵方前線陣地、海上目標以及敵后的戰(zhàn)略目標進展轟炸的軍用飛機。按其任務可分為戰(zhàn)術轟炸機和戰(zhàn)略轟炸機兩種。機和戰(zhàn)略偵察機。運輸機：是指特地執(zhí)行運輸任務的軍用飛機。預警機：是指特地用于空中預警的飛機。其它軍用飛機：包括電子干擾機、反潛機、教練機、空中加油機、艦載飛機等等。糊，一種飛機完全可能同時執(zhí)行兩種以上的軍事任務，如美國的F-117戰(zhàn)斗轟炸機，既可以實施對地攻擊，又可以進展轟炸，還有肯定的空中搏斗力量。按飛機的構造分類：由于飛機構造簡單，因此按構造的分類就顯得種類繁多。比方我們可以按機翼的數(shù)量可以將飛機分為單翼機、雙翼機和多翼機；也可以按機翼的外形分為平直翼飛機、后掠翼飛機和三角翼式分類法。附件:飛機的構造飛機作為使用最廣泛、最具有代表性的航空器，其主要組成局部有以下五局部：()以及燃料。其主要功能是產(chǎn)生推動飛機前進的推力(或拉力)；定航線飛行；機體：我們所觀察的飛機整個外部都屬于機體局部，包括機翼、機身及尾翼等。機翼用來產(chǎn)體，形成一個飛行穩(wěn)定、易于操縱的氣動外形；飛機的起飛降落時支撐整個飛機，同時還能吸取飛機著陸和滑行時的撞擊能量并操縱滑行方向。機載設備：是指飛機所載有的各種附屬設備，包括飛行儀表、導航通訊設備、環(huán)境掌握、生命保障、能源供給等設備以及武器與火控系統(tǒng)(對軍用飛機而言)或客艙生活效勞設施(對民用飛機而言)。()，這就要求機體的構造不但要輕，而且要有相當高的強度。所以飛機的機體除了承受強度很高的金屬材料外，其構造是一種中空的梁架構造()輕飛機的重量，而且機翼中間還可以裝載燃油等物品。有些飛機的機翼和機身是一體的(術語稱為翼身融合技術)，整個飛機就象一個大的飛翼(如B-2隱形轟炸機)。飛機的尾翼一般包括水平尾翼(簡稱平尾)和垂直尾翼(簡稱立尾)。平尾中的固定局部稱為水平安定面，可偏轉的局部稱為升降舵(操縱它可以掌握飛機的升降，所以叫升降舵)(操縱它可以掌握飛機)。安定面的作用是使飛機的飛行平穩(wěn)(術語叫靜穩(wěn)定性)。有些飛機沒有水平尾翼；有些飛機則把水平尾翼放在了機翼的前面，叫做鴨翼。飛機的飛行性能在對飛機進展介紹時，我們常常會聽到或看到諸如“活動半徑”飛多高、能飛多遠以及飛機做一些機動飛行〔如筋斗、盤旋、戰(zhàn)斗轉彎等〕和起飛著陸的力量。速度性能最大飛行速度，通常簡稱為最大速度。這是衡量飛機性能的一個重要指標。最小平飛速度：是指飛機在肯定的飛行高度上維持飛機定常水平飛行的最小速度。飛機的最小平飛速度越小，它的起飛、著陸和盤旋性能就越好。巡航速度：是指發(fā)動機在每公里消耗燃油最少的狀況下飛機的飛行速度。這個速度一般為飛機最大平飛速度的70%～80程轟炸機和運輸機性能的一個重要指標。機的損壞，而且消耗的燃油太多，所以一般只是在戰(zhàn)斗中使用，而飛機作長途飛行時都是使用巡航速度。高度性能施攻擊，因此最大爬升率是衡量殲擊機性能的重要指標之一。的時間為無窮大，故稱為理論升限。有用升限：是指飛機在爬升率為5m/s時所對應的飛行高度。升限對于轟炸機和偵察機來說有相當重要的意義，飛得越高就越安全。飛行距離航程：是指飛機在不加油的狀況下所能到達的最遠水平飛行距離，發(fā)動機的耗油率是打算飛機航程的主要因素。在肯定的裝載條件下，飛機的航程越大，經(jīng)濟性就越好〔對民用飛機〕，作戰(zhàn)性能就更優(yōu)越〔對軍用飛機。任務〔如空戰(zhàn)、投彈等〕程的一半，這一指標直接構成了殲擊機的戰(zhàn)斗性能。反潛機格外重要，飛得越久就意味著能更好地完成巡邏和搜尋任務。飛機起飛著陸的性能優(yōu)劣主要是看飛機在起飛和著陸時滑跑距離的長短，距離越短則性能優(yōu)越。附件:飛機的機動性飛機的機動性是飛機的重要戰(zhàn)術、技術指標，是指飛機在肯定時間內(nèi)轉變飛行速度、飛行高度和飛行方向的力量，相應地稱之為速度機動性、高度機動性和方向機動性。明顯飛機轉變肯定速度、優(yōu)勢。大的氣動力以造成盡量大的加速度。因此可以說，飛機所能承受的過載越大，機動性就越好。飛機為在短時間內(nèi)盡快轉變運動狀態(tài)所實施的飛行動作稱為飛機的機動動作。飛機的機動動作包括盤旋、滾轉、俯沖、筋斗、戰(zhàn)斗轉彎、急躍升等。為獲得盡量大的升力，飛機在機動過程會失速。失速迎角的限制，進展過失速機動了。例如眼鏡蛇機動、鐘擺機動、鉤子機動、榔頭機動、赫布斯特機動。飛機的穩(wěn)定性原始狀態(tài)的力量。假設飛機受到擾動〔例如突風〕回到初始狀態(tài)，則稱飛機是穩(wěn)定的，反之則稱飛機是不穩(wěn)定的。飛機的穩(wěn)定性包括縱向穩(wěn)定性，反映飛機在俯仰方向的穩(wěn)定特性；航向穩(wěn)定性，反映飛機的方向穩(wěn)定特性；以及橫向穩(wěn)定性，反映飛機的滾轉穩(wěn)定特性。峰上然后輕輕的推一下，小球就會離開波峰掉入波谷，我們將小球處在波峰位置的狀態(tài)稱為不穩(wěn)定狀態(tài)。反之，假設我們將小球放在波谷并且輕輕地推一下，球在蕩漾一段時間之后，仍舊能夠回到谷底，我們稱小球處在波谷的狀態(tài)為穩(wěn)定狀態(tài)。飛機的穩(wěn)定與否對飛行安全尤為重要，假設飛機是穩(wěn)定的，當遇到突風等擾動時，飛行員可點擾動，飛行員都必需對飛機進展操縱以保持平衡狀態(tài)，否則飛機就會離初始狀態(tài)越來越遠。不對飛機的操縱與飛機自身運動的相互干擾還簡潔誘發(fā)飛機的振蕩，造成飛行事故。從現(xiàn)代飛機設了。的飛機，要轉變它的狀態(tài)就越困難，也就是說，飛機的機動性越差。所以如何協(xié)調(diào)飛機的穩(wěn)定性和操縱性之間的關系，對于現(xiàn)代戰(zhàn)斗機來說是一個格外值得權衡的問題。實際上為了獲得更大的穩(wěn)定性。附件:飛機的操縱性駛機構轉變飛機的飛行狀態(tài)。操縱主要通過駕駛桿和腳蹬等駕駛機構來實現(xiàn)的。駕駛員推拉駕駛桿和踩腳蹬的力氣被視為標準來衡量飛機的操縱品質(zhì)。操縱品質(zhì)常以輸入量和輸出量的比值(操縱性指標)來表示，這些比值不宜過小，也不易過大。假設比值太小，則操縱輸入量小，輸出量大，這種飛機對操縱過于敏縱動作，駕駛桿力和桿位移都適當，并且飛機的反映也不過快或者過分的延遲，那么就認為該飛機具有良好的操縱性。按運動方向的不同，飛機的操縱也分為縱向、橫向和航向操縱。轉變飛機縱向運動(如俯仰)的操縱稱為縱向操縱，主要通過推、拉駕駛桿，使飛機的升降舵或全動平尾向下或向上偏轉，產(chǎn)生俯仰力矩，使飛機作俯仰運動。使飛機繞機體縱軸旋轉的操縱稱為橫向操縱，主要由偏轉飛機的副翼來實現(xiàn)。當駕駛員向右矩，飛機向右滾；向左壓桿時，狀況完全相反，飛機向左滾轉。轉變航向運動的操縱稱為航向操縱，由駕駛員踩腳蹬，使方向舵偏轉來實現(xiàn)。踩右腳蹬時，方向舵向右搖擺，產(chǎn)生向右偏航力矩，飛機機頭向右偏轉；踩左腳蹬時正相反，機頭向左偏轉。縱常合稱為橫航向操縱。后，飛機的穩(wěn)定性很好，因此飛機抵抗飛行狀態(tài)變化的力和力矩會很大，飛機對飛行員操縱的響應就會很慢，飛機的操縱性也就不好。反之，飛機的焦點靠前，穩(wěn)定性變差，飛機對操縱的響應變得靈敏，操縱特性變好?，F(xiàn)代先進戰(zhàn)斗機為了獲得優(yōu)良的操縱性和機動性，都將飛機設計稱為氣動不穩(wěn)定的，而承受主動掌握技術來掌握飛機的穩(wěn)定，從而實現(xiàn)好的操縱性。焦點重心之前則飛機是不穩(wěn)定的，焦點位于飛機重心之后則飛機是穩(wěn)定的。我們知道，當飛機處于平衡狀態(tài)時，作用在飛機上的全部氣動力的作用點肯定與飛機的中心重合。當飛機受到擾動或其他緣由攻角發(fā)生轉變，作用在飛機上的氣動力會發(fā)生變化，不僅是大小的變化，作用點也會發(fā)生變化。這時，我們可以通過力的合成原理，將氣動力分解成兩局部，作用點就是飛機的焦點。如圖，藍色的點就是飛機的焦點。飛機在受到一個使攻角增大的擾動狀況下，增加的氣動力就作以掌握，將導致飛行穩(wěn)定性的喪失直至發(fā)生飛行事故。焦點位置，相應的，焦點在機身上的后極限位置被稱為后焦點位置，在九十多年飛機進展的過程性大大提高，還提高的總升力，并且減小了配平阻力。附件:飛機著陸性能的裝置改進飛機著陸性能的裝置的主要作用是用來減小飛機著陸時的速度，縮短飛機著陸滑跑的距離。這些裝置包括增升裝置(、機輪剎車、反推力裝置、減速傘〔阻力傘、減速板〔阻力板〕以及地面〔或艦船上〕減速裝置等等。機輪剎車的作用和我們尋常所見的汽車剎車一樣，而反推力裝置裝置。w減速傘減速傘也叫阻力傘，通常由主傘、引導傘和傘袋組成，其作用是通過增大飛機著陸時氣動阻力的方法來使飛機減速。在不用時，減速傘放在飛機尾部的傘艙內(nèi)，并用鋼索、掛扣將減速傘的在氣流的作用下將傘袋拉出，于是主傘漸漸翻開，產(chǎn)生很大的氣動阻力使飛機減速。飛機在整個著陸滑跑過程中都產(chǎn)生較大的減速度。減速傘可反復使用屢次，在滑跑的后段，為防止減速傘在地面拖壞，應把減速傘拋掉，回收再用。w減速板或液壓來操縱。需要時駕駛員操縱作動筒把它翻開，不用時收入機身或機翼內(nèi)。機翼上的減速板一般裝在機翼后緣，機身上的減速板則可裝在機身兩側或下部。減速板的面積較小，在著陸滑跑中減速作用不大。其主要作用是提高飛機飛行時的機動性。由于飛行時速度較大，因此減速板產(chǎn)生的阻力也很大，可使飛機很快地減速。此外，機翼上的減速板翻開時，可使機翼升力減低，飛機對地面的壓力增大，因而加強了機輪剎車的效果，這對縮短著陸滑跑距離是有利的。w攔網(wǎng)裝置這是地面(艦上)前滑跑，飛機的動能被作動筒吸取，因而很快地便停頓前進。這種裝置構造比較簡潔，易于安裝到任意機場上，但吸取動能有限，只適用于輕型飛機。面的根本措施是進展垂直起落和短距起落飛機。附件:改進飛機起飛性能的裝置起飛和著陸速度大為提高。起飛和著陸速度越高，就意味著需要更長的跑道和更大的機場，而對機的起飛和著陸性能，下面就介紹一下改進飛機起飛性能的各種裝置。縮短起飛滑跑距離。其中包括起飛、彈射器、加速車、以及斜臺放射裝置等。另外，增舉裝置如襟翼(linkstoknowledge/kno212.html)對改進起飛性能也是有益的。w起飛起飛是使用固體或液體推動劑()的火箭發(fā)動機，也可稱為助飛火箭，它通常掛在機翼或機身下面。其特點是重量輕推力大，例如某種僅240公斤，但可產(chǎn)生2890公斤力的推力，能大大提高起飛滑跑速度，縮短飛機的起飛滑跑距離，因此目前得到廣泛的應用。此外，它還具有工作時間短的優(yōu)點，飛機起飛后即可拋掉。高。這對于殲擊機在戰(zhàn)斗中快速占據(jù)有利高度來說是很有用的。w起飛彈射裝置起飛彈射裝置就是一個獨立的起飛跑道，由拖車、車架、鋼索和動力裝置等組成。起飛時，飛機安放在拖車上，并點燃發(fā)動機。然后車架上的動力裝置開頭工作，通過傳動鼓輪和鋼索牽引的減速裝置而停頓前進。使用起飛彈射裝置不但可以用于機場，而且可以把它拆開轉運，較易滿足野戰(zhàn)要求，特別適用于殲擊機。有的彈射裝置特地裝在航空母艦上，用來使艦載飛機起飛。w起飛加速車起飛加速車是裝有一臺或幾臺噴氣發(fā)動機的平板車，當飛機起飛時，飛機就安放在車上，飛機本身和車上的發(fā)動機同時開動，以加大飛機的起飛推力。因此飛機便可快速到達離地速度而脫置小，轉移也便利些，因此更符合野戰(zhàn)的要求。同時還可用于重型飛機起飛。但是，在起飛滑跑過程中，加速車和飛機一道向前滑跑，一局部發(fā)動機推力要用來使加速車本身加速，傳給飛機的推力削減，所以加速效果比彈射裝置要差一些。w斜臺放射裝置有斜向放射器。起飛時，飛機上的噴氣發(fā)動機和火箭同時開動，二者相加，構成飛機的總推力。同機身不是平行、而是向下偏轉一個角度的。這樣，起飛時飛機上的總推力的垂直分力，還可起升力作用。因此，飛機上的總升力較大，使得它不必加速到離地速度，只要滑動身射架，速度值能保證舵面有效工作，即可騰空，接著飛行速度不斷加大，升力跟著加大，當升力到達能抑制飛機總重的時候，飛機就轉入正常飛行狀態(tài)。斜臺放射裝置的優(yōu)點在于構造簡潔、長度較小、便于轉運，需要的場地也不大，所以機動性較好。其缺點是技術要求高，偽裝困難。件:前緣縫翼前緣縫翼是安裝在根本機翼前緣的一段或者幾段狹長小翼〔如美制轟炸機B－1B機翼上有七段前緣縫翼，是靠增大翼型彎度來獲得升力增加的一種增升裝置。下面用前緣縫翼的一個剖面來看看它的工作原理(如下圖)。在前緣縫翼閉合時〔即相當于沒有安裝前緣縫翼〕，隨著迎角的增大，機翼上外表的分別區(qū)氣流分別，避開了大迎角下的失速，使得升力系數(shù)提高。因此，前緣縫翼的作用主要有兩個：一是延緩機翼上的氣流分別，提高了飛機的臨界迎角，使得的。這種裝置在大迎角下，特別是接近或超過根本機翼的臨界迎角時才使用，由于只有在這種狀況下，機翼上才會產(chǎn)生氣流分別。從構造上看，前緣縫翼有固定式和自動式兩種：w固定式前緣縫翼：固定式前緣縫翼直接固定在機翼前緣上，與根本機翼之間構成一條固定的狹劇增大，因此目前應用不多，只有在早期低速飛機上使用。w自動式前緣縫翼：自動式前緣縫翼用滑動機構與機翼相連，它可以依據(jù)迎角的變化而自目前應用格外廣泛。附件:特別襟翼機翼后緣的后緣襟翼以外，還有一些與一般后緣襟翼構造有差異的特別襟翼，如位于機翼前緣的的噴氣襟翼。翼。前緣襟翼也可以看作是可偏轉的前緣。在大迎角下，它向下偏轉，使前緣與來流之間的角度減小，氣流沿上翼面的流淌比較光滑，避開發(fā)生局部氣流分別，同時也可增大翼型的彎度。的局部迎角增大，當飛機以大迎角飛行時，簡潔導致機翼前緣上部發(fā)生局部的氣流分別，使飛機翼的增升效果，而且其本身也具有增升作用。克魯格襟翼：與前緣襟翼作用一樣的還有一種克魯格(Krueger襟翼。它一般位于機翼前緣根部，靠作動筒收放。翻開時，伸向機翼下前方，既增大機翼面積，又增大翼型彎度，具有較好的增升效果，同時構造也比較簡潔。的壓縮空氣或燃氣流，通過機翼后緣的縫隙沿整個翼展向后下方以高速噴出，形成一片噴氣幕，從而起到襟冀的增升作用。這是超音速飛機的一種特別襟翼，其名稱來歷就是將“噴氣”和“襟翼”結合起來。噴氣襟翼一方面轉變了機翼四周的流場，增加了上下壓力差；另一方面，噴氣的反作用力在垂直方向上的分力也使機翼升力大大增加。所以，這種裝置的增升效果極好。依據(jù)試驗說明，承受噴氣襟翼可以使升力系數(shù)增大到12．4左右，約為附面層掌握系統(tǒng)增升效果的2～3倍。雖然噴氣襟翼的增升效果很好，但也有很多尚待解決的難題：發(fā)動機的噴氣量太大，噴流能量的損失大；形成的噴氣幕對飛機的穩(wěn)定性和操縱性有不良影響；機翼構造簡單，重量急劇增加；發(fā)動機的燃氣流會燒毀機場跑道等等。附件:后緣襟翼翼、分裂襟翼、開縫襟翼和后退襟翼等等。一般的襟翼均位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內(nèi)側。當襟翼下放時，升力增大，同時阻力也增大，因此一般用于起飛和著陸階段，以便獲得較大的升力，削減起飛和著陸滑跑距離。緣的一局部，當放下(即向下偏轉)時，相當于增大了機翼翼型的彎度，從而使升力增大。當它在50～60度時，大約能使升力系數(shù)增大65％～75％。分裂襟翼：分裂襟翼〔也稱為開裂襟翼〕。使用時放下(即向下旋轉)作用，使氣流流速增大，從而增大了機翼上下外表的壓強差，使升力增大。除此之外，襟翼下放后，增大了機翼翼型的彎度，同樣可提高升力。這種襟翼一般可把機翼的升力系數(shù)提高75％～85％。流向上面，延緩氣流分別，從而到達增升目的。開縫襟翼的增升效果較好，一般可使升力系數(shù)增85％～95％。后退襟翼：后退襟翼在下放前是機翼后緣的一局部，當其下放時，一邊向下偏轉一邊向后移動，既加大了機翼翼型的彎度，又增大了機翼面積，從而使升力增大。此外它還有開裂襟翼的效果。這種襟翼的增升效果比前三種的增升效果都好，一般可使翼型的升力系數(shù)增加110％～140％。好，但同時構造也更加簡單。附件:地效飛機〔或地面〕實現(xiàn)高速航行的運載工具。與一樣排水量的船艇相比，由于它在巡航飛行階段不與水面直接接觸，從而大大削減了航行阻力，提高了巡航速度；與常規(guī)的飛行器相比，它的載運重量又遠遠高于同級的飛機。因而地效飛行器將飛機空中面的飛行空檔。早在航空業(yè)進展初期，飛行員們就覺察飛機〔尤其是小展弦比、下單翼、寬翼展飛機〕在著陸過程中，當飛行高度與飛機翼弦長度相近時，會消滅一種附加升力，使飛機突然感到飄飄然，不太簡潔完成著陸，這就是所謂的地面效應作用。這種附加升力，只是簡潔地給它起了一個“空氣墊”的名字。直到消滅誘導阻力理論后，人們才弄清楚這種現(xiàn)象的實質(zhì)，對其進展了更科學的分類，并冠之以“鄰近地面效應”，亦稱“地面效所謂的地面效應是飛行器由于地面或水面干擾的存在，飛行器升力面〔通常指機翼〕的下洗而增大了機翼升力，同時削減阻力〔即機翼誘導阻力因氣流流過的條件轉變而減小〕的二種空氣動力特性。與氣墊船不同的是，它必需有前進速度才能產(chǎn)生地效作用，所以也稱作動力氣墊地效翼船〔艇。地效飛行器曾被稱作“兩不象”：假設說它是飛機，它卻不需要機場起降，而且能象船一樣在水上航行假設說它是船，它卻又能象飛機一樣飛行。人類是從覺察地面效應現(xiàn)象，轉而考慮如何應用這種附加升力的。從 1897年法國人最早進展地面效應飛行試驗至今，人類對地效飛行器的理論爭論和實踐試驗已有了上百年的歷史。不過因種種因素的制約很多國家在該領域所取得的成就遠不如在水上和空中運載工具方面那么明顯，目前在這方面獨領風騷的是俄羅斯。俄羅斯的專家們經(jīng)過幾十年困難不斷的努力，已經(jīng)解決了地效飛行器的空氣動力學、構造強度、安全性和使用牢靠性問題及其相應的構造材料、發(fā)動機和機載設備的保障問題并成功地研制出不少最近幾年才被漸漸披露的具有各種用途的地效飛行器使世人對地效飛行器的性能特點有了更加全面的了解，同時也引起很多經(jīng)濟興旺國家的廣泛興趣。那么地效飛行器到底具有哪些獨特性能呢？高承載性與高速性地效飛行器的載運量可達自重的5O％，而著名的波音747飛機載運量2O％；它可完全脫離水面或地面航行，需要抑制的阻力只有水的1／8O0，因此其飛行速度比一般船艇速度高9-14倍，比大多數(shù)高速船也快2-4倍。高運輸經(jīng)濟性與飛機相比，客運地效飛行器單位公里耗油量根本上與現(xiàn)代先進飛機相當，運地效飛行器每千克負載以5OO公里/小時的航速運送5000公里的運輸費用僅相當于常規(guī)船40公里／小時航速的運輸花費，即O.3—0.4美元而比900公里／小時速度的飛機的運輸費要少一半還多。多航態(tài)營運特性地效飛行器一般都具有低速排水航行、中速氣墊狀態(tài)航行和高速離水航行等特性。高耐波性與適航性由于地效飛行器承受動力氣墊增升等技術，大多都能在3級海情下順當3米時穩(wěn)定安全地巡航航行。兩棲性地效飛行器不僅可在水面、冰面、雪地上低空掠行，且具有肯定的爬坡、登岸力量，它不受航道環(huán)境和碼頭條件限制，可以快速將人員和貨物運往灘頭。良好的隱蔽性和突防力量地效飛行器通常都是貼水面或地面高速掠行，所以一般都處在敵雷達盲區(qū)內(nèi)，很難被覺察。即使被覺察，它也能躲避敵艦載或陸基防空武器的攔截，突防力量很強。較強的作戰(zhàn)力量地效飛行器比現(xiàn)有的快艇速度要快、機動性要好，可利用其高速性和突防力量對敵艦進展有效的攻擊，而敵人的水雷、不會對其構成威逼。多用途性在軍事領域，地效飛行器除可用于攻擊敵艦艇及實施登陸作戰(zhàn)外，也可用于執(zhí)行運送武器裝備、快速布雷、掃雷等任務，還可為海軍部隊供給緊急醫(yī)療搶救。在民用領域，地效飛行器不僅可用于客、貨運輸，還可用于資源勘探、搜尋救援、旅游觀光、遠洋漁船和鉆井平臺換員運輸、通信保障與郵遞等。盡管地效飛行器使用前景寬闊，但至今進展尚有不少技術障礙。常飛行狀態(tài)，空氣動力原理格外簡單，特別對飛行器操穩(wěn)特性的掌握和操縱面的設計帶來很大的難度，因此這種飛行器的設計大量依靠風洞試驗和水面實際試航，不僅費時費錢，還很難得到一般規(guī)律。此外，這種飛行器要常常從水面進入大氣，又要從大氣進入水面，這兩種介質(zhì)的交替使用會給機體造成特別大的沖擊載荷〔就像我們在跳水時不留神可能受“水拍”一樣〕，并使飛行器的氣動力受到猛烈擾動，造成翻轉、猛烈顛簸，嚴峻的會破壞機體構造折斷機翼、機身等。純水流，而是含有大量水氣的空氣，在貼海飛行時會吸入浪花，在貼地飛行時會吸入地面碎石和雜物。的結實，又不能太重，還應有更好的耐應力疲乏性能。正是存在以上很多未知或不定的對安全性和舒適性有很大威逼的因素，給地效飛行器的設計帶來了很大的挑戰(zhàn)，但可以深信隨著現(xiàn)代科學技術的飛速進展，以上問題必將一一得到解決。附件:旋翼機旋轉產(chǎn)生升力。但是除去這些外表上的全都性，旋翼機和直升機卻是兩種完全不同的飛機。旋翼機實際上是一種介于直升機和飛機之間的飛行器，它除去旋翼外，還帶有一副螺旋槳以系統(tǒng)相連，既能產(chǎn)生升力，又能供給飛行的動力，象一臺電風扇。由于旋翼為自轉式，傳遞到機身上的扭矩很小，因此旋翼機無需單旋翼直升機那樣的尾槳，但是一般裝有尾翼，以掌握飛行。在飛行中，旋翼機同直升機最明顯的分別為直升機的旋翼面對前傾斜，而旋翼機的旋翼則是向后傾斜的。需要說明的是，有的旋翼機在起飛時，旋翼也可通過“離合器”同發(fā)動機連系，靠發(fā)動機帶動旋轉而產(chǎn)生舉力。這樣可以縮短起飛滑跑距離，幾乎以陡直地向上爬升，但還不能垂直上升，也不能在空中不動〔。等升空后再松開離合器隨旋翼在空中自由旋轉。旋翼機飛行時，舉力主要由旋翼產(chǎn)生，固定機翼僅供給局部舉力。有的旋翼機甚至沒有固定機翼，全部舉力都靠旋翼產(chǎn)生。由于旋翼機的旋翼旋轉的動力是由飛機前進而獲得。萬一發(fā)動機在空中停車螺旋槳不轉了，此時旋翼機據(jù)慣性連續(xù)維持前飛，并漸漸減低速度和高度，就在這高度下降的同時，也就 有了自下而上的相對氣流，旋翼就能可自轉供給升力。這樣，旋冀機便可憑飛行員的操縱安全地滑翔降路。即使在行員不能操縱，旋翼機失去掌握的特別狀況下，也會像降落傘-樣的降落，雖然也是粗暴著陸，但不會消滅類似秤陀落地的狀況。狀態(tài)，這個過渡要損失肯定高度。假設飛行高度不夠，那么直升機就可能來不及過渡而觸地。旋約束。由于旋翼機的旋翼是沒有動力的，因此它沒有由于動力驅(qū)動旋翼系統(tǒng)帶來的較大的振動和噪音，也就不會因這種振動和噪音而使旋翼、機體等的使用落命縮短或增加乘員的疲乏。旋翼機動力驅(qū)動螺旋槳所造成的影響，明顯小得多。另外，旋翼機還有-個很貴重的特點，就是它的著陸滑跑距離大大地短于起飛沿跑距離，甚至操縱得好可以不滑跑就地著陸，只要-塊比旋翼直徑大一些的地方就可降落，即使不怎么平也不要緊，甚至可在旅游船頂篷或甲板上降落。機身具有良好的俯仰穩(wěn)定性、滾轉穩(wěn)定性和速度穩(wěn)定性。旋轉起來的旋轉槳盤恰似個大慣性輪，且旋翼沒有周期變距等變化。又由于旋翼視的旋翼安裝角比直升機的要大些，所以具有較好的陀螺效應，穩(wěn)定性較高。-它滑跑的躍離，當?shù)竭_足夠大的風速時，一般的旋翼機也可以垂直起飛。一般來說，旋翼機的抗風力量強于同量級的固定翼飛機，而大體與直升機的抗風力量旋冀機可分為兩類，一類是需要滑跑起飛的，這種比較簡潔，大量的是這一類。另-類是可垂直起飛的，其起飛方法有三種：一種是帶動力驅(qū)動它的旋翼；其次種是用預轉旋翼并使其到達正常飛行轉速的-定倍數(shù)，然后突然脫開離合器，同時使旋翼獎葉變距而得到較大的升力跳動起飛；第三種則是由旋翼翼尖小火箭驅(qū)動旋翼旋轉而供給升力來實現(xiàn)垂直起非這種垂直起飛的過程，一般都是由自動程序掌握來完成的。旋翼機的性能價格比是很高的，它有很多貴重性能，價格卻比較廉價，約為同量級直升機的五分之-到格外之一，相當子-輛中等偏上的小汽車的價錢。前面所提到的那種由小火筋驅(qū)動旋翼而垂直起飛，由汽油發(fā)動機和螺旋槳使其前-一般直升機中最廉價的三分之一。傳動系統(tǒng)、主減速器等，構造簡潔，所以不僅價格低，而且故障率也低。此外使用維護簡潔便利。所需費用也低。旋翼機的駕駛比直升機簡潔得多。國外一些旋翼機-運行培訓中心，對沒有飛過任何機種的手，一般通過兩天的訓練和帶飛即可放單飛，而對有過訓練的人一天就行了。旋翼機雖然古老，但它也是一種正在蓬勃進展的年輕飛行器，其好用、安全、便利的特點，使其在將來的航空器家族中仍將占有一席之地。機的阻力但凡懂得物理學問的人都知道，飛機在飛行的過程中,機體上所受的力是平衡的。飛機的重力與飛機產(chǎn)生的升力平衡，而飛機的發(fā)動機的作用則是抑制飛機所受的阻力，推動飛機前進，使得飛阻力的不同緣由來說，飛機所受的阻力可以分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力、干擾阻力、激波阻力等。摩擦阻力變?yōu)椤拔闪鬟吔鐚印钡哪且稽c叫做“轉捩點”。邊界層中的摩擦阻力大小與流淌狀況有很大關系，從大量的實踐證明，對于層流流淌，物體外表受到的摩擦阻力小，而紊流流淌對物面的摩擦阻力大的多。在一般的機翼外表，既有層流邊界層，又有紊流邊界層，所以為了減小摩擦阻力，人們就千方百計地使物體外表的流淌保持層流狀態(tài)，例如通過在機翼外表上鉆孔，吸除紊流邊界層，這樣就可以到達減阻的目的。另外，提高面積也是一個有效的方法。固然前提條件是保證產(chǎn)生足夠的升力和掌握力。例如使用推力矢量技術的飛機，由于有了發(fā)動機推力直接用于飛行掌握，這樣飛機的尾翼就可以減小或者去除，這樣就可以大大的減小摩擦阻力。*邊界層分別粘處理的流體之間的這一局部流體就是邊界層。邊界層是一個薄層，它緊靠物面，沿物面法線方向存在著切向速度的梯度，并因此而產(chǎn)生了粘性應力。粘性應力對邊界層的流體來說是阻力，所以隨著流體沿物面對后流淌，邊界層內(nèi)的流體會漸漸減速，增壓。由于流體流淌的連續(xù)性，邊界層會變厚以在同一時間內(nèi)流過更多的低速流體。因此邊界層內(nèi)存在著流向的逆壓梯度，流淌在逆壓梯度作用下，會進一步減速，最終整個邊法連續(xù)貼著物面流淌而“溢出”—邊界層離開了物面，它分別了。邊界層分別之后，它將從緊靠物面的地方抬起進入主流，與主流發(fā)生參混。結果是整個參混區(qū)域的壓力趨于全都。是流體必需流過物面。邊界層分別假設發(fā)生在機翼上將產(chǎn)生很嚴峻的后果，那就是失速。邊界層分別還會使機翼的阻力大大增加，機翼被設計成園頭尖尾的流線型就是為了減小阻力。在高亞音速飛機上承受的超臨界翼型，也是為了避開邊界層的分別。航空科技人員為了抑制邊界層分別所做的努力，貫穿了近代航空的進展歷程，始終是推動航空科技進展的重要動力之一。附件:誘導阻力機翼同一般物體相像，也有摩擦阻力和壓差阻力。對于機翼而言，這二者合稱“翼型阻力”。機翼上除翼型阻力外，還有“誘導阻力”〔。這是機翼所獨有的一種阻力。由于這種阻力是伴隨著機翼上舉力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的。或許可以說它是為了產(chǎn)生舉力而付出的一種代價。假設有一架飛機以某一正迎角a作水平飛行，它的機翼上面的壓強將降低，而下面的壓強將增高，加上空氣摩擦力，于是產(chǎn)生了舉力Y。這是氣流作用到機翼上的力，依據(jù)作用和反作用定律，必定有一個反作用力即負舉刀力〔Y，由機翼作用到氣流上，它的方向向下，所以使氣流向下轉折一個角度a度。這一速度叫做“下洗速〔w由試驗可知：當飛機飛行時，下翼面壓強大、上翼面壓強小。由于翼展的長度是有限的，所，并產(chǎn)生了向下的下洗速〔w。下洗速在兩個翼尖處最大，向中心漸漸減小，在中心處減到最轉時，越靠內(nèi)圈，旋轉得越快，越靠外圈，旋轉得越慢。因此，離翼尖越遠，氣流垂直向下的下洗速就越小。圖示的就是某一個翼剖面上的下洗速度。它與原來相對速度vu。uv的a1。下洗角使得原來的沖角aY原來的函義，它應與相對速度v垂直，可是氣流流過機翼以后，由于下洗速wv的方向轉變，向下轉折一個下a1uYa1uy1。此處下洗角很yy1一般可看成相等?；剡@時飛機仍沿原來v的方向前進。y1既不同原來的速度v垂直，必定在其上有一投影為Q前進。實際上是一種阻力。這種阻力是由舉力的誘導而產(chǎn)生的，因此叫做“誘導阻力”。它是由于氣流下洗使原來的舉力偏轉而引起的附加阻力，并不包含在翼型阻力之內(nèi)。圖中機翼前面的一排小箭頭表示原來的流速，后面的一排小箭頭則表示流過機翼后偏轉一個角度的流速。誘導阻力同機翼的平面外形，翼剖面外形，展弦比，特別是同舉力有關。附件:壓差阻力“壓差阻力”的產(chǎn)生是由于運動著的物體前后所形成的壓強差所形成的。壓強差所產(chǎn)生的阻力、用刀把一個物體從當中剖開，正對著迎風吹來的氣流的那塊面積就叫做“迎風面積”。假設的物體的最大迎風面積越大，壓差阻力也就越大。物體外形對壓差阻力也有很大的作用。把一塊圓形的平板，垂直地放在氣流中。它的前后會一。外形外，物體在氣流中的位置也影響到壓差阻力的大小。假設外形遠離流線體的式樣，那么壓差阻力占主要局部，摩擦阻力則居次要位置，而且總的迎面阻力也較大。附件:激波阻力以音速或超音速運動時，擾動波的傳播速度等于或小于飛機前進速度，這樣，后續(xù)時間的擾動就會同已有的擾動波疊加在一起，形成較強的波，空氣遭到猛烈的壓縮、而形成了激波。熱量來不及散布，于是加熱了空氣。加熱所需的能量由消耗的動能而來。在這里，能量發(fā)生了轉化所以就叫做“波阻“。從能量的觀點來看，波阻就是這樣產(chǎn)生的。從機翼上壓強分布的觀點來看，波阻產(chǎn)生的狀況大致如下；依據(jù)對機翼所作的試驗，在超音是很大，即阻力不是很大，其中包括翼型阻力和誘導阻力。局部的阻力就是波阻。由于它來自機翼前后的壓力差，所以波阻實際上是一種壓差阻力。固然，假設飛機或機翼的任何一點上的氣流速度不接過音速，是不會產(chǎn)生激波和波阻的。阻力對于飛機的飛行性能有很大的影響，特別是在高速飛行時，激波和波阻的產(chǎn)生，對飛機速度在音速四周時，依據(jù)計算，波阻可能消耗發(fā)動機大約全部動力的四分之三。這時阻力系數(shù)Cx急驟地增長好幾倍。這就是由于飛機上消滅了激波和波阻的原因。由上面所說的看來，波阻的大小明顯同激波的外形有關，而激波的外形在飛行 M數(shù)不變的狀況下又主要打算于物體或飛機的外形，特別是頭部的外形。按相對于飛行速度〔或氣流速度〕成垂直或成偏斜的狀態(tài)，有正激波和斜激波兩種不同的外形。成垂直的是正激波，成偏斜的是斜激波。在飛行M數(shù)超過1時〔例如M等于，假設物體的頭部尖削，象矛頭或刀刃似的，形成的是斜激波；假設物體的頭部是方楞的或圓鈍的，在物體的前面形成的則是正激波。正激波沿著上下兩端漸漸傾斜，而在遠處成為斜激波，最終漸漸減弱成為弱擾動的邊界波。斜激波的狀況也是一樣的，到末端也漸漸減弱而轉化為邊界波。在正激波之后的一小塊空間，氣流穿過正激波，消耗的動能很大，總是由超音速降低到亞音速，在這里形成一個亞音速區(qū)。M數(shù)的大小也對激波的外形有影響。當M數(shù)等于1或稍大于1〔M＝1.042〕時，在尖頭〔如炮彈〕物體前面形成的是正激波。假設M數(shù)超過1相當多〔例如M9的則是斜激波。大降低，動能消耗很大，這說明產(chǎn)生的波阻很大；相反的，斜激波對氣流的阻滯較小，氣流速度降低不多，動能的消耗也較小，因而波阻也較小。斜激波傾斜的越厲害，波阻就越小。附件:干擾阻力飛機上除了摩擦阻力，壓差阻力和誘導阻力以外，還有一種“干擾阻力”值得我們留意，實踐說明，飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼等，單獨放在氣流中所產(chǎn)生的阻力的總和并不等于、而是往往小于把它們組成一個整體時所產(chǎn)生的阻力。所謂“干擾阻力”就是飛機各局部之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。一個氣流的通道。在A處氣流通道的截面積比較大，到C點翼面最圓拱的地方，氣流通道收縮到最小，隨后到B處又漸漸擴大。依據(jù)流體的連續(xù)性定理和伯努利定理，C處的速度大而壓強小，B處的速度小而壓強大，所以在CB一段通道中，氣流有從高壓區(qū)B回流到低壓區(qū)C的趨了氣流的堵塞現(xiàn)象，使得氣流開頭分別，而產(chǎn)生了很多旋渦。這些旋渦說明氣流的動能有了消耗，因而產(chǎn)生了一種額外的阻力，這一阻力是氣流相互干擾而產(chǎn)生的，所以叫做“干擾阻力”。不但都可能產(chǎn)生。從干擾阻力產(chǎn)生的緣由來看，它明顯和飛機不同部件之間的相對位置有關。假設在設計飛機時，認真考慮它們的相對位置，使得它們壓強的增加不大也不急劇，干擾阻力就可減小。另外，漩渦的產(chǎn)生，也可削減“干擾阻力”。附件:飛行器發(fā)動機的分類飛行器發(fā)動機的主要功用是為飛行器供給推動動力或支持力，是飛行器的心臟。自從飛機問以推動飛機以超音速飛行的噴氣式發(fā)動機，還有運載火箭上可以在外太空工作的火箭發(fā)動機等，時至今日，飛行器發(fā)動機已經(jīng)形成了一個種類繁多，用途各不一樣的大家族。飛行器發(fā)動機常見的分類原則有兩種：按空氣是否參與發(fā)動機工作和發(fā)動機產(chǎn)生推動動力的原理。按發(fā)動機是否須空氣參與工作，飛行器發(fā)動機可分為兩類，大約如下所示：吸空氣發(fā)動機簡稱吸氣式發(fā)動機，它必需吸進空氣作為燃料的氧化劑〔助燃劑〕，所以不能到稠密大氣層之外的空間工作，只能作為航空器的發(fā)動機。一般所說的航空發(fā)動機即指這類發(fā)動沖壓噴氣式發(fā)動機和脈動噴氣式發(fā)動機等。火箭噴氣式發(fā)動機是一種不依靠空氣工作的發(fā)動機，航天器由于需要飛到大氣層外，所以必需又分為化學火箭發(fā)動機、電火箭發(fā)動機和核火箭發(fā)動機等。動噴氣式發(fā)動機，火箭噴氣式發(fā)動機等。間接反作用力發(fā)動機是由發(fā)動機帶動飛機的螺旋槳、直升機的旋翼旋轉對空氣作功，使空氣加速向后〔向下〕流淌時，空氣對螺旋槳〔旋翼〕產(chǎn)生反作用力來推動飛行器。這類發(fā)動機有活塞式發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機、渦輪螺旋槳風扇發(fā)動機等。而渦輪風扇發(fā)動機則既有直接反作用力，也有間接反作用力，但常將其劃歸直接反作用力發(fā)動機一類，所以也稱其為渦輪風扇噴氣發(fā)動機。附件:活塞式發(fā)動機〔氣缸〕內(nèi)燃燒，膨脹作功的機械?；钊桨l(fā)動機必需帶動螺旋槳，由螺旋槳產(chǎn)生推〔拉〕力。所以，作為飛機的動力裝置時，發(fā)動機與螺旋槳是不能分割的?！惨弧郴钊桨l(fā)動機的主要組成主要由氣缸、活塞、連桿、曲軸、氣門機構、螺旋槳減速器、機匣等組成。氣缸是混合氣〔汽油和空氣〕點燃混合氣的電火花塞〔俗稱電嘴〕，以及進、排氣門。發(fā)動機工作時氣缸溫度很高，所以氣缸外壁上有很多散熱片，用以擴大散熱面積。氣缸在發(fā)動機殼體〔機匣〕上的排列形式多為星形或V形。常見的星形發(fā)動機有5個、7個、9個、14個、1824個氣缸不等。在單缸容積相桿將這種運動轉變成曲軸的旋轉運動。連桿用來連接活塞和曲軸。曲軸是發(fā)動機輸出功率的部〔如各種油泵、發(fā)電機等。氣門機構用來掌握進氣門、排氣門定時翻開和關閉。〔二〕活塞式發(fā)動機的工作原理活塞頂部在曲軸旋轉中心最遠的位置叫上死點、最近的位置叫下死點、從上死點到下死點的距離叫活塞沖程?；钊胶娇瞻l(fā)動機大多是四沖程發(fā)動機，即一個氣缸完成一個工作循環(huán)，活塞在氣缸內(nèi)要經(jīng)過四個沖程，依次是進氣沖程、壓縮沖程、膨脹沖程和排氣沖程。發(fā)動機開頭工作時，首先進入“進氣沖程”，氣缸頭上的進氣門翻開，排氣門關閉，活塞從穎的汽油和空氣的混合氣體，通過翻開的進氣門被吸入氣缸內(nèi)?；旌蠚怏w中汽油和空氣的比例，一般是1比15即燃燒一公斤的汽油需要15公斤的空氣。進氣沖程完畢后，開頭了其次沖程，即“壓縮沖程”。這時曲軸靠慣性作用連續(xù)旋轉，把活4OO度體的壓強大大提高，以便增加它燃燒后的做功力量。當活塞處于下死點時，氣缸內(nèi)的容積最大，在上死點時容積最小〔后者也是燃燒室的容積〕?；旌蠚怏w被壓縮的程度，可以用這兩個容積的比值來衡量。這個比值叫“壓縮比”?；钊娇瞻l(fā)動機的壓縮比大約是58，壓縮比越大，氣體被壓縮得越厲害，發(fā)動機產(chǎn)生的功率也就越大。壓縮沖程之后是“工作沖程”，也是第三個沖程。在壓縮沖程快完畢，活塞接近上死點時，0.015秒；但是速度很快，大約到達每秒306O75個大氣壓，燃燒氣體的溫度到攝氏2023250O度。燃燒時，局部溫度可能到達三、四千度，燃氣加到活塞上的沖擊力可達15噸?；钊谌細獾膹姶髩毫ψ饔孟?，向下死點快速運動，推動連桿也門下跑，連桿便帶動曲軸轉起來了。這個沖程是使發(fā)動機能夠工作而獲得動力的唯一沖程。其余三個沖程都是為這個沖程作預備的。第四個沖程是“排氣沖程”。工作沖程完畢后，由于慣性，曲軸連續(xù)旋轉，使活塞由下死點向上運動。這時進氣門照舊關閉，而排氣門大開，燃燒后的廢氣便通過排氣門向外排出。 當活塞到達上死點時，絕大局部的廢氣已被排出。然后排氣門關閉，進氣門翻開，活塞又由上死點下行，開頭了的一次循環(huán)?；钊娇瞻l(fā)動機要完成四沖程工作，除了上述氣缸、活塞、聯(lián)桿、曲軸等構件外，還需要一些其他必要的裝置和構件?！踩郴钊胶娇瞻l(fā)動機的關心工作系統(tǒng)〔為了改善高空性能，在進氣系統(tǒng)內(nèi)常裝有增壓器，其功用是增大進氣壓力〕〔主要包括高電壓磁電機、輸電線、火花塞〔一般為電動起動機附件:渦輪噴氣發(fā)動機并不能產(chǎn)生向前的動力，而是需要驅(qū)動一副螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉，以此推動飛機前進。這種活塞式發(fā)動機＋螺旋槳的組合始終是飛機固定的推動模式，很少有人提出過質(zhì)疑。到了三十年月末，尤其是在二戰(zhàn)中，由于戰(zhàn)斗的需要，飛機的性能得到了迅猛的進展，飛行700－800公里每小時，高度到達了10000米以上，但人們突然覺察，螺旋槳飛機似乎10002023千瓦甚至3000問題就出在螺旋槳上，當飛機的速度到達800公里每小時，由于螺旋槳始終在高速旋轉，槳尖局部實際上已接近了音速，這種跨音速流場的直接后果就是螺旋槳的效率急劇下降，推力下降，同時，由于螺旋槳的迎風面積較大，帶來的阻力也較大，而且，隨著飛行高度的上升，大氣變淡薄，活塞式發(fā)動機的功率也會急劇下降。這幾個因素合在一起，打算了活塞式發(fā)動機＋螺旋機應運而生。反的反作用力。噴氣發(fā)動機在工作時，從前端吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，在此過程中，發(fā)動機向氣體施加力，使之向后加速，氣體也給發(fā)動機一個反作用力，推動飛機前進。事實上，這一原理很早就被應用于實踐中，我們玩過的爆竹，就是依靠尾部噴出火藥氣體的反作用力飛上天空的。早在1913年，法國工程師雷恩．洛蘭就獲得了一項噴氣發(fā)動機的專利，但這是一種沖壓式噴氣發(fā)動機，在當時的低速下根本無法工作，而且也缺乏所需的高溫耐熱材料。1930年，弗蘭克．惠特爾取得了他使用燃氣渦輪發(fā)動機的第一個專利，但直到11年后，他的發(fā)動機在完成其首次飛行，惠特爾的這種發(fā)動機形成了現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機的根底?，F(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機的構造由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰(zhàn)斗機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發(fā)動機仍屬于熱機的一種，就必需遵循熱機的做功原則：式發(fā)動機是一樣的，都需要有進氣、加壓、燃燒和排氣這四個階段，不同的是，在活塞式發(fā)動機中這4個階段是分時依次進展的，但在噴氣發(fā)動機中則是連續(xù)進展的，氣體依次流經(jīng)噴氣發(fā)動機的各個局部，就對應著活塞式發(fā)動機的四個工作位置?？諝馐紫冗M入的是發(fā)動機的進氣道，當飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發(fā)動機，由于飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應的來流速度是有肯定的范圍的，因而進氣道的功能就是通過可調(diào)管道，將來流調(diào)整為適宜的速度。在超音速飛行時，在進氣道前和進氣道內(nèi)氣流速度減至亞音速，此時氣流的滯止可使壓力上升十幾倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機中的壓力提高倍數(shù)，因而產(chǎn)生了單靠速度沖壓，不需壓氣機的沖壓噴氣發(fā)動機。進氣道后的壓氣機是特地用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度上升。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。好等于壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件抑制摩擦所需的功。經(jīng)過燃燒后，渦輪前的燃氣壓氣機進口高很多，發(fā)動機的推力就是這一局部燃氣的能量而來的。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，使發(fā)動機獲得了反作用的推力。但是，由于渦輪材料等的限制，目前只能到達1650K左右，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機有時需要短時間增加推燒，由于加力燃燒室內(nèi)無旋轉部件，溫度可達2023K，可使發(fā)動機的推力增加至1.5倍左右。限的，低空不過十幾秒，多用于起飛或戰(zhàn)斗時，在高空則可開較長的時間。隨著航空燃氣渦輪技術的進步，人們在渦輪噴氣發(fā)動機的根底上，又進展了多種噴氣發(fā)動機，如依據(jù)增壓技術的不同，有沖壓發(fā)動機和脈動發(fā)動機；依據(jù)能量輸出的不同，有渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機和螺槳風扇發(fā)動機等。者，成為航空發(fā)動機的主流。件:渦輪風扇發(fā)動機應用。但假設用在對經(jīng)濟性有嚴格要求的亞音速民用運輸機上卻是不行承受的。要提高噴氣發(fā)動機的效率，首先要知道什么式發(fā)動機的效率。發(fā)動機的效率實際上包括兩個導致在空氣中損失的動能增加，這樣又降低了推動效率。由于熱效率和推動效率對發(fā)動機循環(huán)參數(shù)沖突的要求，致使渦輪噴氣發(fā)動機的總效率難以得到較大的提升。度又至少不增加排氣速度呢？答案就是承受渦輪風扇發(fā)動機。這種發(fā)動機在渦輪噴氣發(fā)動機的的進入壓氣機〔內(nèi)涵道〔外涵道。由于渦輪風扇發(fā)動機一局部的燃氣能量被用來帶動前端的風扇，因此降低了排氣速度，提高了推動效率，而且，假設推動效率不再沖突，只要構造和材料允許，提高渦輪前溫度總是有利的。目前航空用渦輪風扇發(fā)動機主要分兩類，即不加力式渦輪風扇發(fā)動機和加力式渦輪風扇發(fā)動機。前者主要用于高亞音速運輸機，后者主要用于殲擊機，由于用途不同，這兩類發(fā)動機的構造參數(shù)也大不一樣。不加力式渦輪風扇發(fā)動機不僅渦輪前溫度較高，而且風扇直徑較大，涵道比可達8以上，線客機、軍用運輸機等最大速度為M0.9風扇直徑大，空氣流量就大，因而推力也較大。同時由于排氣速度較低，這種發(fā)動機的噪音也較小。動機，但為了追求高的推重比和減小阻力，這種發(fā)動機的涵道比一般在1.0以下。在高速飛行時，發(fā)動機的加力翻開，外涵道的空氣和渦輪后的燃氣一同進入加力燃燒室噴油后再次燃燒，使推力可大幅度增加，甚至超過了加力式渦輪噴氣發(fā)動機，而且隨著速度的增加，這種發(fā)動機的加力比還會上升，并且耗油率有所下降。加力式渦輪風扇發(fā)動機由于具有這種低速時較油耗低，開加力時推重比大的特點，目前已在一代殲擊機上得到廣泛應用。附件:脈動噴氣發(fā)動機脈動噴氣發(fā)動機是噴氣發(fā)動機的一種，可用于靶機，或航空模型上。德國納粹在其次次世界大戰(zhàn)的后期，曾用它來推動V-1，轟炸過倫敦。這種發(fā)動機的構造如下圖，它的前部裝有單向活門，之后是含有燃油噴嘴和火花塞的燃燒室，最終是特別設計的長長的尾噴管。慣性作用，雖然燃燒室內(nèi)的壓強同外面大氣的壓強相等，仍會連續(xù)向外噴，所以在燃燒室內(nèi)造成空氣淡薄的現(xiàn)象，使壓強顯著降低到小于大氣壓，于是空氣再次翻開單向活門流入燃燒室，噴油燒、排氣的循環(huán)過程進展得很快，一秒鐘大約可達40～50次。脈動式發(fā)動機在原地可以起動，構造簡潔，重量輕，造價廉價。這些都是它的優(yōu)點。但它只適于低速飛行〔速度極限約為每小時0～0公里短，加上振動猛烈，燃油消耗率大等缺點，使得它的應用受到限制。渦輪軸發(fā)動機距起落飛機上得到了廣泛的應用。渦輪軸發(fā)動機于195112月開頭裝在直升機上，作第一次飛行。那時它屬于渦輪螺槳發(fā)動機，并沒有自成體系。以后隨著直升機在軍事和國民經(jīng)濟上使用越來越普遍，渦輪軸發(fā)動機才獲得獨立的地位。在工作和構造上，渦輪軸發(fā)動機同渦輪螺槳發(fā)動機根相近。它們都是由渦輪風扇發(fā)動機的原理演化而來，只不過后者將風扇變成了螺旋槳，而前者將風扇變成了直升機的旋翼。除此之外，渦()且主要用在直升機和垂直／短距起落飛機上。在構造上，渦輪軸發(fā)動機也有進氣道、壓氣機、燃燒室和尾噴管等燃氣發(fā)生器根本構造，但它一般都裝有自由渦輪，如下圖，前面的是兩級一般渦輪，它帶動壓氣機，維持發(fā)動機工作，后面的二級是自由渦輪，燃氣在其中作功，通過傳動軸特地用來帶動直升機的旋翼旋轉，使它升空飛行。此外，從渦輪番出來的燃氣，經(jīng)過尾噴管噴出，可產(chǎn)生肯定的推力，由于噴速不大，這種推力很小，如折合為功率，大約僅占總功率的格外之一左右。有時噴速過小，甚至不產(chǎn)生什么推力。為了合理地安排直升機的構造，渦輪軸發(fā)動機的噴口，可以向上，向下或向兩側，不象渦輪噴氣發(fā)動機那樣非向后不行。這有利于直升機設計時的總體安排。渦輪軸發(fā)動機是用于直升機的，它與旋翼協(xié)作，構成了直升機的動力裝置。依據(jù)渦輪風扇發(fā)動機的理論，從理論上講，旋翼的直徑愈大愈好。同樣的核心發(fā)動機，產(chǎn)生同樣的循環(huán)功率，所協(xié)作的旋翼直徑愈大，則在旋翼上所產(chǎn)生的升力愈大。事實上，由于在能量轉換過程中有損失，過渦輪軸發(fā)動機的空氣流量的500-1000倍。同渦輪軸發(fā)動機和直升機常用的另一種動力裝置——活塞發(fā)動機采相比，渦輪軸發(fā)動機的功率重量比要大得多，在2.5以上。而且就發(fā)動機所產(chǎn)生的功率來說，渦輪軸發(fā)動機也大得多，目前使用中的渦輪軸發(fā)動機所產(chǎn)生的功率，最高可達600010000馬力，活塞發(fā)動則相差很遠。在經(jīng)濟性上，渦輪軸發(fā)動機的耗油率略高于最好的活塞式發(fā)動機，但它所用的航空煤重更大的減速齒輪系統(tǒng)，有時它的重量竟占發(fā)動機總重量一半以上。附件:渦輪螺旋槳發(fā)動機一般來說，現(xiàn)代不加力渦輪風扇發(fā)動機的涵道比是有著不斷加大的趨勢的。由于對于渦輪風高，這也要求相應地增大涵道比。對于一架低速〔500～600km/h〕的飛機來說，在肯定的渦輪前溫度下，其適當?shù)暮辣葢獮?0以上，這明顯是發(fā)動機的構造所無法承受的。為了提高效率，人們干脆便拋去了風扇的外涵殼體，用螺旋槳代替了風扇，便形成了渦輪螺旋槳發(fā)動機，簡稱渦槳發(fā)動機。渦輪螺旋槳發(fā)動機由螺旋槳和燃氣發(fā)生器組成，螺旋槳由渦輪帶動。由于螺旋槳的直徑較大，轉速要遠比渦輪低，只有大約1000轉/分，為使渦輪和螺旋槳都工作在正常的范圍內(nèi)，需要在它們之間安裝一個減速器，將渦輪轉速降至格外之一左右后，才可的總重，作為發(fā)動機整體的一個部件，減速器在設計、制造和試驗中占有相當重要的地位。渦輪螺旋槳發(fā)動機的螺旋槳后的空氣流就相當于渦輪風扇發(fā)動機的外涵道，由于螺旋槳的直徑比發(fā)動機大很多，氣流量也遠大于內(nèi)涵道，因此這種發(fā)動機實際上相當于一臺超大涵道比的渦輪風扇發(fā)動機。同，渦輪螺旋槳發(fā)動機的主要功率輸出方式為螺旋槳的軸功率，而尾噴管噴出的燃氣推力微小，只占總推力的5%2～6級。〔功率/重量〕也大，最大功率可超過10000馬力，功重比為4以上；而活塞式發(fā)動機最大不過三四千馬力，功重比2左右。其次，由于削減了運動部件，尤其是沒有做往復運動的活塞，渦輪螺旋槳發(fā)動機運轉穩(wěn)定性好，噪音小，工作壽命長，修理費用也較低。而且，由于核心局部承受燃氣發(fā)生器，渦輪螺旋槳發(fā)動機的適用高度和速度范圍都要比活塞式發(fā)動機高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但渦輪螺旋槳發(fā)動機所使用的煤油要比活塞式發(fā)動機的汽油廉價。由于涵道比大，渦輪螺旋槳發(fā)動機在低速下效率要高于渦輪風扇發(fā)動機，但受到螺旋槳效率的影響，它的適用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前在中低速飛機或?qū)Φ退傩阅苡袊栏褚蟮难策?、反潛或滅火等類型飛機中的到廣泛應用。附件:螺槳風扇發(fā)動機是一種介于渦輪風扇發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機之間的一種發(fā)動機形式，其目標是將前者的高速性能和后者的經(jīng)濟性結合起來，目前正處于爭論和試驗階段。螺槳風扇發(fā)動機的構造見圖，它由燃氣發(fā)生器和一副螺槳-風扇〔由于實在無法給這個又象螺旋槳又象風扇的東東起個名字，只好叫它螺槳-風扇〕組成。螺槳-風扇由渦輪驅(qū)動，無涵道外〔一般有6～8葉，葉片又薄又寬，而且前緣后掠，這些又有些類似于風扇葉片。了涵道的渦輪螺旋槳發(fā)動機盡管效率較高，但由于螺旋槳的速度限制無法應用于M0.8~M0.95的現(xiàn)代高亞音速大型寬體客機，螺槳風扇發(fā)動機的概念則應運而生。M0.8時，帶動的空氣量約為內(nèi)涵空氣流量的100倍，相當于涵道比為100，這是渦輪風扇發(fā)動機所望塵莫及的，將其應用于飛機上，可將高空巡航耗油率較目前高涵道比輪風扇發(fā)動機降低15%左右。效率就急劇下降，因此裝有渦輪螺旋槳發(fā)動機的飛機速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺槳-風扇的既寬且薄、前緣鋒利并帶有后掠的葉型則類似于超音速機翼的剖面外形，這種葉型的跨音速性能就要好的多，在飛行速度為M0.8時仍有良好的推動效率，是目前型發(fā)動機中最有期望的一種。有嚴格要求的客機來講是一個難題。另外，暴露在空氣中的螺槳-風扇的氣動設計也是目前爭論的難點所在。螺槳風扇發(fā)動機附件:沖壓噴氣發(fā)動機動機。它通常由進氣道〔又稱擴壓器、燃燒室、推動噴管三部組成。沖壓發(fā)動機沒有壓氣機〔也就不需要燃氣渦輪〕，所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減速，將動能轉變成壓力能〔例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍。沖壓發(fā)室與燃油〔一般為煤油〕混合燃燒，將溫度提高到20232200℃甚至更高，高溫燃氣隨后經(jīng)推動噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關，如進氣速3倍音速時，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過2OO千牛。沖壓發(fā)動機的構造簡潔、重量輕、推重比大、本錢低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的條件力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關閉與之協(xié)作工作的發(fā)動機；在著陸階段，當飛行器的飛行行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必需由其他飛行器攜帶至空中并具有肯定速度時，才機上。按應用范圍劃分，沖壓發(fā)動機分為亞音速、超音速、超群音速三類。一、亞音速沖壓發(fā)動機亞音速沖壓發(fā)動機使用集中形進氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時增壓比不超過1.89，飛行馬赫數(shù)小于O.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發(fā)動機用在亞音速航空器上，如亞音速靶機。二、超音速沖壓發(fā)動機超音速沖壓發(fā)動機承受超音速進氣道〔燃燒室入口為亞音速氣流〕管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發(fā)動機的推動速度為亞音速～6倍音速，用于超音速靶機和地對空〔一般與固體火箭發(fā)動機相協(xié)作〕。三、超群音速沖壓發(fā)動機這種發(fā)動機燃燒在超音速下進展，使用碳氫燃料或液氫燃料，飛行馬赫數(shù)高達 5～16，目前超群音速沖壓發(fā)動機正處于研制之中。由于超音速沖壓發(fā)動機的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發(fā)動機統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機，而將第三種發(fā)動機稱為超音速沖壓發(fā)動機。附件:火箭發(fā)動機火箭發(fā)動機是我國勞動人民首先制造出來的。早在唐代初年(約在七世紀〕火藥就消滅了，南宋時代火藥用來制造煙火，其中包括“起花”。大約在十三世紀制成火箭。我國古代制造的火箭和起花所用的是黑色火藥。它們的工作原理和現(xiàn)代的固體燃料火箭是一樣的。同空氣噴氣發(fā)動機相比較，火箭發(fā)動機的最大特點是：它自身既帶燃料，又帶氧化劑，靠氧化劑來助燃，不需要從四周的大氣層中吸取氧氣。所以它不但能在大氣層內(nèi)，也可在大氣層之外的宇宙真空中工作。這是任何空氣噴氣發(fā)動機都做不到的。目前放射的人造衛(wèi)星、 月球飛船以及各種宇宙飛行器所用的推動裝置，都是火箭發(fā)動機。加氧化劑的合稱。一、固體火箭發(fā)動機固體火箭發(fā)動機為使用固體推動劑的化學火箭發(fā)動機。固體推動劑有聚氨酯、聚丁二烯、端羥基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固體火箭發(fā)動機由藥柱、燃燒室、噴管組件和點火裝置等組成。藥柱是由推動劑與少量添加劑制成的中空圓柱體〔中空局部為燃燒面，其橫截面外形有圓形、星形等〔一般即為發(fā)動機殼體〕中。在推動劑燃燒時，燃燒室須承受2500～3500度的高溫順102～2×107帕的高壓力，所以須用高強度合金鋼、鈦合金或復合材料制造，并在藥柱與燃燒內(nèi)壁間裝備隔熱襯。〔裝黑火藥或煙火劑〕熱絲點燃黑火藥，再由黑火藥點火燃藥拄。件。該系統(tǒng)能轉變?nèi)細鈬娚浣嵌?，從而實現(xiàn)推力方向的轉變。藥柱燃燒完畢，發(fā)動機便停頓工作。在燃燒到中常備待用和操縱便利牢靠等優(yōu)點。缺點是“比沖”小〔也叫比推力，是發(fā)動機推力與每秒消耗推動劑重量的比值，單位為秒〕。固體火箭發(fā)動機比沖在250～300秒，工作時間短，加速度大導致推力不易掌握，重復起動困難，從而不利于載人飛行。固體火箭發(fā)動機主要用作火箭彈、和探空火箭的發(fā)動機，以及航天器放射和飛機起飛的助推發(fā)動機。二、液體火箭發(fā)動機液體火箭發(fā)動機是指液體推動劑的化學火箭發(fā)動機。常用的液體氧化劑有液態(tài)氧、四氧化二氮等，燃燒劑由液氫、偏二甲肼、煤油等。氧化劑和燃燒劑必需儲存在不同的儲箱中。液體火箭發(fā)動機一般由推力室、推動劑供給系統(tǒng)、發(fā)動機掌握系統(tǒng)組成。推力室是將液體推動劑的化學能轉變成推動力的重要組件。它由推動劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成，見圖。推動劑通過噴注器注入燃燒室，經(jīng)霧化，蒸發(fā)，混合和燃燒等過成生成燃燒產(chǎn)物，以高速〔25005000米／秒〕從噴管中沖出而產(chǎn)生推力。燃燒室內(nèi)壓力可達2O0大氣壓〔20OMPa300O～4000℃，故需要冷卻。推動劑供給系統(tǒng)的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推動劑。按輸送方式不同，有擠壓式〔氣壓式〕和泵壓式兩類供給系統(tǒng)。擠壓式供給系統(tǒng)是利用高壓氣體經(jīng)減壓器減壓后〔氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調(diào)定的壓力掌握〕進入氧化劑、燃燒劑貯箱，將其分別擠壓到燃燒液壓泵輸送推動劑。發(fā)動機掌握系統(tǒng)的功用是對發(fā)動機的工作程序和工作參數(shù)進展調(diào)整和掌握。工作程序包括發(fā)動機起動、工作。關機三個階段，這一過程是按預定程序自動進展的。工作參數(shù)主要指推力大小、推動劑的混合比。液體火箭發(fā)動機的優(yōu)點是比沖高〔25O～5OO秒〔單臺推力在1克力～700噸力、能反復起動、能掌握推力大小、工作時間較長等。液體火箭發(fā)動機主要用作航天器放射、姿勢修正與掌握、軌道轉移等。三、其他能源的火箭發(fā)動機〔一〕電火箭發(fā)動機動機不同，這種發(fā)動機的能源和工質(zhì)是分開的。電能由飛行器供給，一般由太陽能、核能、化學能經(jīng)轉換裝置得到。工質(zhì)有氫、氮、氬、汞、氨等氣體。電火箭發(fā)動機由電源、電源交換器、電源調(diào)整器、工質(zhì)供給系統(tǒng)和電推力器組成。電源和電用是將電能轉換成工質(zhì)的動能，使其產(chǎn)生高速噴氣流而產(chǎn)生推力。按加速工質(zhì)的方式不同，電火箭發(fā)動機有電熱火箭發(fā)動機、靜電火箭發(fā)動機和電磁火箭發(fā)動機的三種類型。電熱火箭發(fā)動機利用電能加熱〔電阻加熱或電弧加熱〕工質(zhì)〔氫、胺、肼等〕，使其氣化；經(jīng)噴管膨脹加速后，由噴口排出而產(chǎn)生推力。靜電火箭發(fā)動機的工質(zhì)〔汞、銫、氫等〕從貯箱輸入電離室被電離成離子，然后在電極的靜電場作用下加速成高速離子流而產(chǎn)生推力。電沖〔70O～250O秒、極長的壽命〔可重復起動上萬次、累計工作可達上萬小時〕。但產(chǎn)生的推10ON。這種發(fā)動機僅適用于航天器的姿勢掌握、位置保持等。〔二〕核火箭發(fā)動機中的核反響堆、冷卻噴管、工質(zhì)輸送系統(tǒng)和掌握系統(tǒng)等組成。在核反響堆中，核能轉變成熱能以加熱工質(zhì)，被加熱的工質(zhì)經(jīng)噴管膨脹加速后，以6500～1100O米／秒的速度從噴口排出而產(chǎn)生推力。核火箭發(fā)動機的比沖高〔250～1000秒〕壽命長，但技術簡單，只適用于長期工作的題未能解決，至今仍處于試驗之中。此外，太陽加熱式和光子火箭發(fā)動機尚處于理論探究階段。附件:噴氣發(fā)動機的熱效率噴氣發(fā)動機是熱機的一種。熱機是連續(xù)不斷地將熱能轉換為機械能的動力裝置。熱機的熱效率為輸出的機械能與輸入的熱能的比值。依據(jù)熱力學其次定律，這個比值應小于1。A－B為定溫加熱膨脹過程，參加的熱量q1全部對外做功；C－D為定溫放熱收縮過程，外界做功全部轉化為熱量q2B-CD-A過程相互抵消。因此，一個循環(huán)的做功輸出：W=q1－q2即為陰影局部的面積。那么，卡諾循環(huán)熱機的熱效率：n=W/q1=1－T2/T1T1，或降低低溫熱源的溫度T2。燒室進入到渦輪前的溫度，這樣才能提高發(fā)動機的熱效率。附件:噴氣發(fā)動機的推重比噴氣發(fā)動機的推力和發(fā)動機的凈重之比，稱為發(fā)動機的推重比。了構造方面的設計水平。目前，高性能的加力式渦輪風扇發(fā)動機的推重比可達8～10。推動效率發(fā)動機傳遞給飛行器的推動功率與其產(chǎn)生的總機械功率之比，即：推動效率=傳給飛行器的推動功率/進排氣的機械能之差依據(jù)計算可知，發(fā)動機的推動效率僅與進氣速度〔等于飛機飛行速度〕和排氣速度有關：推動效率=2/1+排氣速度/進氣速度由此可見，噴氣發(fā)動機的推動效率由排氣速度和飛行速度的比值打算，比值越大，推動效率越低。渦輪風扇發(fā)動機的涵道比在構造上，通常將噴氣發(fā)動機的壓氣機、燃燒室和渦輪叫做核心發(fā)動機或燃氣發(fā)生器。涵道比，也叫流量比。航空相關技術主動掌握技術主動掌握技術〔ely，是由美國領先提出的一種飛機設計和掌握系統(tǒng)對總體設計的影響，充分發(fā)揮飛行掌握系統(tǒng)潛力的一種飛行掌握技術。F-16是世界上第一架承受主動掌握思想設計的飛機。承受主動掌握技術的設計方法和常規(guī)設計方法有什么不同呢？我們就從常規(guī)的飛機設計方面作出讓步或犧牲，例如為實現(xiàn)更好的氣動穩(wěn)定性就必需在尾翼的重量和阻力方面付出代價。折衷之后就確定了飛機的構形，再經(jīng)過風洞吹風后，對飛機的各分系統(tǒng)〔其中包括飛行掌握系統(tǒng)〕進展姿勢航跡掌握。常規(guī)設計方法的設計步驟他分系統(tǒng)提出設計要求。這樣就可以放寬對氣動、構造和發(fā)動機方面的限制，依靠掌握系統(tǒng)主動潛力，因而稱這種技術為主動掌握技術。承受主動掌握技術的設計方法的設計步驟因素來考慮，所以這種技術又被稱作隨控布局技術〔ControlConfiguredVehicle。飛機變成進展機動性好的空中優(yōu)勢戰(zhàn)斗機，正是提高飛機機動性的努力使主動掌握技術走向航空科技的前緣；其次個是現(xiàn)代自動飛行掌握技術和電子計算機的快速進展，為主動掌握技術的實現(xiàn)奠定了物質(zhì)根底。從掌握的角度來說，主動掌握技術實際上是自動掌握系統(tǒng)的反響原理的應用和進展。飛機上最早的應用就是自動駕駛儀，但早期的自動駕駛儀主要是為減輕駕駛員保持姿勢、了增穩(wěn)系統(tǒng)造成人工阻尼來解決，由于增穩(wěn)系統(tǒng)所阻尼的是頻率較高的短周期振動，這是駕駛員來不及反響并進展手操縱的，因此增穩(wěn)系統(tǒng)的功能是駕駛員無法取代的。增穩(wěn)系統(tǒng)的承受，減輕系統(tǒng)來進展掌握，然而在越南戰(zhàn)斗中，美軍被擊落的飛機中有30%是被地面炮火擊中機械操縱技術的物質(zhì)載體。承受主動掌握技術的飛機可以具有以下一些功能：放寬靜穩(wěn)定度實現(xiàn)直接力掌握掌握機動載荷掌握突風載荷掌握機體顫振承受綜合火控/飛行/推力掌握系統(tǒng)承受主動掌握技術之后，對飛機的性能有很大提高，主要表現(xiàn)在：減小飛機尺寸，減輕構造重量，降低巡航阻力，增大航程；提高戰(zhàn)斗機的機動性和完成作戰(zhàn)任務的效率；削減構造疲乏損壞，延長使用壽命，改善乘座品質(zhì)和著陸性能，減輕駕駛員工作負擔；降低制造本錢和維護費用；國外的第三代戰(zhàn)斗機都廣泛承受了主動掌握技術，例如F-16，F(xiàn)-18，Su-27，Mig-29等等。民航機也有承受主動掌握技術的，例如波音777A320等等。附件:變后掠翼技術機翼是飛機上一個極其重要的部件，飛機的升力根本上都是由機翼產(chǎn)生的。從1903年萊速度根本上每十年便翻一番，從最初的每小時幾十公里到如今的超音速飛行，在這中間，機翼扮演了一個重要的角色。機翼材料強度不夠，因此只能給飛機裝上兩層乃至三層機翼，這樣的機翼阻力太大，固然沒有方法飛得快。機翼就必需設計成能夠產(chǎn)生大升力、小阻力的外形。機翼的主要參數(shù)有翼展lb、前緣后掠角χ、展弦比λ等〔如下圖。翼展是指機翼左右翼尖之間的長度；翼弦是指機翼沿機身方向的弦長，除了矩形機翼外，機翼不同地方的翼弦是不一樣的；前緣后掠角是指機翼前緣與機身軸線的垂線之間的夾角；展弦比λl和平均翼弦的比值。時則應當承受后掠翼；超音速飛行時就必需承受小展弦比的機翼(如三角翼)以便減小由于超音速而急劇增加的阻力。而且每次飛行總需要起飛和降落。這就產(chǎn)生了一個難題，到底按哪個速度范圍設計機翼呢？變后掠翼技術便是為解決這一問題而提出的，它可以使飛機在飛行過程中依據(jù)飛行速度的大小自動改變機翼的后掠角，這樣既可以滿足高速飛行的需要，也可以使飛機有良好的低速性能和起飛滑跑力量-23-27-24、圖-160F-111、F-14A、B-1B(Tornado)等等。圖中是F-14A“雄貓”艦載超音速戰(zhàn)斗機的解剖圖，可見變后掠翼由固定的內(nèi)翼和可動的外翼組成，二者用轉動樞紐聯(lián)接。此外機翼前面還增設了可伸縮的小翼，用來改善變后掠翼的操縱性。在飛行中，F(xiàn)-14A的機翼前緣后掠角可以從2068度；而在艦上停放時，后掠角最大可達75度，可以削減在航空母艦上所占的面積。此外，由于在航空母艦上起飛和著陸距離較短，因此要求艦載機有良好的起飛著陸性能，否則就要一頭扎進大海了，F(xiàn)-14A承受變后掠翼技術正好能滿足這一要求。所降低。附件:電傳操縱技術從飛機制造直到現(xiàn)在，飛機的操縱系統(tǒng)仍舊主要是機械式的操縱系統(tǒng)。機械操縱系統(tǒng)在操縱裝置〔操縱桿、腳蹬〕和飛機的舵機之間存在著一套相當簡單的機械聯(lián)動裝置和液壓管路，飛行員操縱操縱桿和腳蹬，通過上述聯(lián)動裝置掌握舵機位置，從而使飛機到達期望的姿勢和航向。去拉動舵面感到困難，于是作為駕駛員關心操縱裝置的液壓助力器安裝在操縱系統(tǒng)中。它由一個用。到作動器的伺服閥上，不再與操縱面發(fā)生直接機械聯(lián)系。使用全助力操縱的主要緣由是在跨音速飛行中非線性力的影響，由于這種操縱方法不再需要飛行員的體力去轉變舵面狀態(tài)，使得飛行員雖然在移動操縱面時不需要，但在操縱飛機時給飛行員供給適當?shù)牟倏v品質(zhì)還是必要的，人工桿力的設計可以使人的操縱感覺從亞音速飛行平滑地過渡到超音速飛行階段。隨著飛機尺寸的連續(xù)增加和性能的進一步提高，增加穩(wěn)定性幫助飛行員操縱變得格外迫切，通過傳感器反響的飛機狀態(tài)，在程序掌握下自動掌握舵機偏轉，以保證飛機靜穩(wěn)定性。這種增穩(wěn)系統(tǒng)與駕駛桿或腳蹬是相互獨立的，因而增穩(wěn)系統(tǒng)的工作不影響駕駛員的操縱。從增穩(wěn)系統(tǒng)進展到電傳操縱〔FBW〕系統(tǒng)只是很小的一步，通過加上一個離合器或其它使機械系統(tǒng)在不使用時斷開的方法便可以實現(xiàn)，“協(xié)和”超音速客機上就裝有這種系統(tǒng)。把電傳操縱系統(tǒng)中的機械備份完全去掉就變成了全電傳操縱〔FFBW〕系統(tǒng)。在這里我們已經(jīng)能夠給電傳操縱系統(tǒng)下一個定義了：電傳操縱〔FlyingByWire〕系統(tǒng)是去掉了傳統(tǒng)的飛機操縱系統(tǒng)中布滿飛機內(nèi)部的從操縱桿到舵機之間的機械傳動裝置和液壓管路。電傳操縱系統(tǒng)的主要組成局部包括運動傳感器、中心計算機、作動器和電源，它相當于動物的感覺器官、大腦和肌肉。由飛機操縱系統(tǒng)的進展我們可以體會到，任何事物的進展都是由需要和可能這兩個因素打算的，電傳操縱系統(tǒng)的進展也是如此。它是隨著飛機〔包括某些飛行器〕的飛行掌握技術的不斷提高以及科學技術的進展而漸漸進展起來的。電傳操縱的重要性在于打破了飛機設計中需