今天的知识汇总~

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教练机是用于训练飞行员的飞机。1907年7月1日，世界上第一支航空部队──美国陆军通信兵团航空队成立。1909年，为了训练这支部队的飞行员，世界上第一架飞机的发明者莱特兄弟又制造了一架双座莱特A型飞机交付部队使用。这就是世界上第一架军用教练机。
　　第一次世界大战中期，出现了专门设计的教练机。战争期间，德、法、英、美等国生产了不少初、中、高级教练机。40年代末，开始出现喷气式教练机。50年代以后，又出现了超音速 教练机。一般说来，每当有新战斗机或轰炸机。一般说来，每当有新战斗机或轰炸机诞生后，都要研制相应的专用教练机。有许多高级教练机是由战斗机改装而成的，原性能是按空战设计的，即使改进后，仍与教练机的要求有一定差距。为缩短训练周期，提高训练效率和节省费用，60年代末各国开始研制可兼作中、高级训练的专用喷气式教练机。

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对于同一飞机来说,其升力大小主要随飞行速度和迎角而变。飞机以大速度飞行时,即使迎角很小,机翼也能产生足够的升力,以克服重量而维持飞行。如果以小速度飞行,则必须配合大迎角,机翼才能产生足够的升力来维持飞行。但用增大迎角的方法来减小飞行速度,是有限度的。因为当迎角增大到临界迎角时,再增大迎角,升力反而降低。但是为了保证飞机能在更小的速度的情况(例如起飞和着陆)时,仍能产生足够的升力,就有必要在机翼上装设增加升力的装置。
              目前使用较广泛的有前缘缝翼,后缘襟翼、前缘襟翼等。其工作原理分述如下。  
            一、前缘缝翼
              　　为了延缓机翼的气流分离现象,以提高临界迎角和最大升力系数,有的飞机装有前缘缝翼。前缘缝翼位于机翼前缘,打开时与机翼之间有一缝隙。一方面空气会从压力较大的下表面通过前缘缝隙流向上表面,减小上、下表面的压力差,而具有减小升力系数的作用。另一方面,空气通过缝隙加速后,贴近上表面流动,能够增大上表面附面层中的空气动能,以延迟气流分离的产生。又具有增大升力系数的作用。那么,升力系数窨是提高,还是降低？这要看迎角大小而定。前曾指出,在接近临界迎角时,上表面气流分离是升力系数降低的主要原因,因而在此辽角下,利用前缘缝翼延缓气流分离,就能提高临界迎角和升力系数。在中小迎角下,机翼上表面气流分离本来就很微弱,故在这些迎角下,打开前缘缝翼不仅不能提高升力系数,反而会使机翼上、下表面的压力差减小而降低升力系数。可见,前缘缝翼增大升力的作用是有条件的。只有当迎角接近或超过临界迎角,即在机翼上表面气流分离现象严重时,前缘缝翼才起增大升力的作用。
              　　从构造上看,前缘缝翼有固定式和自动式两种。固定式前缘缝翼,其缝隙是固定的。不能随迎角的改变而开闭。它的优点是构造简单,但在大速度时,阻力增加较多,所以目前应用不多,只有个别的低速飞机上才使用。
              　　自动式前缘缝翼,有专门机构与机翼相连,领先空气的压力或吸力来使缝翼闭合和张开。当飞机在小迎角下飞行时,机翼前承受随空气压力,前缘缝翼被压紧贴于机翼前缘,而处于闭合状态。在大迎角下飞行,机翼前缘承受很大吸力,将前缘缝翼吸开。这种前缘缝翼能充分发挥大迎角下提高升力的作用,而又不致在小迎角(大速度)下增加很大阻力,故常为某些飞机所采用。
             　　目前有的飞机,只在靠近翼尖位于副翼之前设有缝翼,叫翼尖前缘缝翼。它的主要作用是在大迎角下延缓翼尖部分的气流分离,从而提高副翼的效能,改善飞机的横侧面安定性和操纵性。
               
              二、后缘襟翼
              　　襟翼位于机翼后缘,叫后缘襟翼。它的种类很多,较常用的有:分裂襟翼,简单襟翼、开缝襟翼、后退襟翼、后退开缝襟翼等。放下襟翼既可提高升力,同时也增大阻力。所以多用于着陆。有的飞机为了缩短起飞滑跑距离,起飞也放襟翼,但放下角度很小。
              　　(一)分裂襟翼
              　　这种襟翼本身象一块薄板,紧贴于机翼后缘。放下襟翼,在后缘和机翼之间,形成涡流区,压力降低,对机翼上表面的气流有吸引作用,使其流速增大,上下压差增大,既增大了升力,同时又延缓了气流分离。另一方面,放下襟翼,机翼翼剖面变得更弯曲,使上、下表面压力差增大,升力增大。由于以上两方面的原因,放下分裂襟翼的增升效果相当好,一般最大升力系数可增大75-85%。但因大迎角放下襟翼,上表面的最低压力点的压力更小了,使气流更易提前分离,故临界迎角有所减小。<br>
              　　(二)简单襟翼
              　　简单襟翼与副翼形状相似,放下简单襟翼,相当于改变了机切面形状,使机翼更加弯曲。这样,空气流过机翼上表面,流速加快,压力降低;而流过机翼下表面,流速减慢,压力提高。因而机翼上、下压力差增大,升力增大。可是,襟翼放下之后,机翼后缘涡流区扩大,机翼前后压力差增大,故阻力同时增大。襟翼放下角度越大,升力和阻力也增大得越多。
               
              　　放下襟翼,升力和阻力虽然同时增大,但在一般情况下阻力增大的百分比要比升力增大的百分比要大些,所以升阻比是降低的。
              　　在大迎角下放襟翼,机翼上表面最低压力点的压力,比后缘部分的压力小得更多。这更促机翼后部附面层中的空气向前倒流,迫使气流提早分离,而使涡流区扩大。因此,放下襟翼后,机翼的临界迎角要比不放时小些。
              某飞机放下襟翼和未放下襟翼两种情况下的飞机极线。由曲线看出:放下襟翼后的升力系数和阻力系数普遍增大,最大升力系数增大,临界迎角减小,升阻比降低。

               
              　　由于这种襟翼的增升效果不是很高,故一般多用于低速飞机,高速飞机很少单独使用。
              (三)开缝襟翼
              　　开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的。放下开缝襟翼,一方面襟翼前缘和机翼后缘之间形成缝隙,下表面高压气流,通过缝隙高速流向上表面后缘,使上翼面附面层中空气流速加大,延缓了气流的分离,提高最大升力系数。另一方面,放下开缝襟翼,使机翼更加弯曲,也有提高升力的作用。所以开缝襟翼的增升效果比较好,最大升力系数一般可增大85-95%,而临界迎角降低不多。因此它是中、小型飞机主要采用的类型。

              有一种襟翼的工作原理与开缝襟翼非常相似。放下襟翼时,压缩空气从机翼转折部位喷出,吹掉后缘的涡流而增大升力。这时最大升力系数提高很多,而临界迎角降低较少。这种襟翼叫吹气襟翼。目前,某些高速喷气式飞机的薄机翼上,多采用这种襟翼。
              　　开缝襟翼是利用气流通过缝隙来延缓气流的分离。但有一定限度,当襟翼的角度增大到一定时,机翼后缘仍会产生气流分离,使增升效果降低。若采用双缝襟翼,就可克服这个缺点。用双开缝襟翼,将有更多的高速气流从下翼面通过两道缝隙流向上翼面后缘,吹除涡流,促使气流仍然能贴着弯曲的翼面流动。这样,襟翼偏转到相当大的角度,还不致于发生气流分离,因而能提高增升效果。
               
              　　双开缝后缘襟翼与单开缝后缘襟翼构造相似,只是有两个缝。在襟翼之前还有一小块翼面,因此放下时与机翼后缘构成两个缝。
              若采用三缝和多缝襟翼,增升效果会更好,但构造复杂、故目前采用双开缝襟翼较为普遍。
              (四)后退襟翼
              　　放下后退襟翼,不仅能增大了机翼切面的弯曲度,而且还增大了机翼面积。故增升效果好。高速飞机采用较多。
              (五)后退开缝襟翼  
              　　后退开缝襟翼和后退襟翼相似,也可后退。同时又和开缝襟翼相似,当襟翼处于后退位置时,它的前缘和机翼后缘形成一条缝隙。所以它兼有后退襟翼和开缝襟翼二者的优点,增升效果很好,现代高速和重型飞机广泛使用。
              　　后退开缝襟翼有两种型式:一种叫查格襟翼。这种襟翼后退量不很多,机翼面积增加不很大。最大升力系数可增大110-115%。起飞时,襟翼下偏角度小,与翼间形成的缝隙大,这样可使阻力系数增加少,而升力系数增加却很多,有利于缩短起飞距离。着陆时,下偏角度大,而与翼间形成的缝隙小,这样阻力系数和升力系数都提高较多,有利于缩短着陆距离。另一种富勒襟翼。这种襟翼的后退量和机翼面积的增加都比查格襟翼多,而且后退到相当位置,与翼间形成的缝隙也更大,增升效果更好。其最大升力系数可增大110-140%但在下偏中,压力中心后移很多,操纵结构也更复杂,这是它的缺点。
              
              三、前缘襟翼
              　　位于机翼前缘的襟翼叫前缘襟翼。这种襟翼广泛用于超音速飞机上。因为超音速飞机一般采用前缘尖削,相对厚度小的薄机翼。在大迎角飞行,机翼上表面前缘就开始产生气流分离,最大升力系数大大降低。大迎角飞行时,放下前缘襟翼,一方面可减小前缘与相对气流之间的角度,使气流能够平顺地沿上翼面流过。另一方面也增大了翼切面的弯度。这样,气流分离就能延缓,而且最大升力系数和临界迎角也都得到提高。属于前缘襟翼的还有一种叫克鲁格襟翼,装在前缘下部向前下方翻转,既增大机翼面积,又增大了翼切面的弯度,所以具有很好的增升效果,构造也很简单。这是最新研制的一种增升装置。波音喷气客机都使用了此种襟翼。
               
              　　现代中型或大型客机和高速军用飞机,为提高增升效果,往往同时采用几种升装增置(叫组合式增升)。

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·失速--是航空的专门术语，并不是从字面上理解的失去了速度。而是指桨叶的迎角大的超过了一定限度以后，气流经过桨叶时就不能沿桨叶表面流动，而是从桨叶前缘就开始分离，并在桨叶后部出现很大的涡流区。这时，升力突然降低，阻力增加，这种现象叫做“失速”。
·推重比--是推力重量比的简称，系指发动机的最大推力与飞机的正常重量之比，它是衡量飞机的性能和技术水平的综合指标。法国“幻影”2000-5飞机装备的M53-P2发动机，其最大加力推力为95千牛，飞机重量为10000公斤，其推重比为0.97。
·直升机的升限--直升机上升飞行时所到达的极限高度叫升限。直升机的升限有动升限(或称实用升限)和静升限(或称悬停升限)之分。在直升机空气动力学中，直升机的动升限即平飞升限，相当于普通飞机的静升限，是指直升机在标准大气条件下斜向爬升所能达到的最大高度。在达到该高度时，直升机的爬升率趋于零，飞机只能维持平飞。因为以有利速度平飞时，直升机的需用功率比悬停时小，所以在其它条件相同时，平飞升限要比悬停升限高。但是，要达到爬升率为零，必须有无限长的时间，因此，这只是一个理论值。实用升限对直升机来说是上升平飞时，爬升率为0.5米/秒时候的高度。
·过载系数--飞机做机动动作时必须使升力大于重量。升力大于重量的倍数称“过载系数”，过载系数用地心引力常数g为衡量单位，8g即升力为飞机重量的8倍。
·升阻比--升阻比(lift－drag ratio)亦称“气动效率”。同一迎角的升力系数与阻力系数之比。是综合衡量飞机空气动力性能的一个重要标志。升阻比主要随迎角而变，与空气密度、飞行速度、机翼面积大小无关。升阻比越大，飞机平飞所需推力越小，飞行越省油，上升率越大，下滑越远，机动性越好。升阻比最大时的迎角为有利迎角，用该迎角飞行，平飞所需推力最小，上升角最大，下滑角最小。低速和亚音速飞机的最大升阻比约为17－18，跨音速飞机约为12，马赫数为2的超音速飞机约为8。
·作战半径--飞机的作战半径主要是指作战飞机遂行作战任务时，能作往返飞行的最远距离。它是衡量作战飞机战术技术性能的重要指标之一。计算飞机的作战半径时，应从载油量中扣除地面耗油量、备份油量和作战活动所需油量。作战半径的大小与飞机的载油量、飞行高度、速度、气象条件、战斗任务及实施方法等因素有关，因此讲某种飞机的作战半径，往往不是一个固定数字。通常飞机性能手册中给出某种飞机的作战半径，是指该飞机在标准使用模式中的作战半径，它可能不是最大值，也不是最小值。

Loner-108

额的神！！：0（9）：

yxskkk

累死我了.....给钱!!!!!!!!

野野

偶滴天哦~~

yxskkk

LS是马甲!~：0（16）：

野野

才不是叻...

yxskkk

：0（11）： 我可是慧眼啊..

Kael

````````````````````

vvzz

：0（8）： ：0（24）： ：0（24）： ：0（24）：

野野

黑球滴慧眼这次失灵叻...

yxskkk

：0（12）： ：0（12）： 这个野野一定是马甲,谁的捏??：0（14）：

zxzxzxzx

：0（15）： 小黑球这次又受什么刺激了？

谁与争峰

楼主，建议配上点图片就更加便于理解了。