【簡介：】本篇文章給大家談談《飛機增升的原則》對應的知識點，希望對各位有所幫助。本文目錄一覽：
1、直升機的最大升限與什么有關？


2、飛機升限


3、為什么大多數(shù)戰(zhàn)斗機的升限難以達

本篇文章給大家談談《飛機增升的原則》對應的知識點，希望對各位有所幫助。

本文目錄一覽：

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

直升機的最大升限與什么有關？

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

有一句話叫熱脹冷縮，氣溫低空氣密度就變高了，所以直升機能爬升高度就大了。

升限簡介：

升限是指航空器所能達到的最大平飛高度。

當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)動機的進氣量，進入發(fā)動機的進氣量減少，其推力一般也將減小。達到一定高度時，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用升限兩種。

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

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

飛機升限

理論升限大，因為理論升限是假設飛機在各項數(shù)據(jù)都最佳的情況下能達到的升限。但實際上不大可能實現(xiàn)，所以實際應用時升限會降低。但飛機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...... 不過這也不具備實用性能。

為什么大多數(shù)戰(zhàn)斗機的升限難以達到2萬米？

當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)動機的進氣量，進入發(fā)動機的進氣量減少，其推力一般也將減小。達到一定的高度時，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)斗機在達到1萬多米的高度后，因推力有限無法繼續(xù)爬高。此時如果對飛機的設計進行修改以增大推力，就會使飛機的自重明顯增大，其他機動性能顯著降低，而提升的推力卻又十分有限。因此大多數(shù)戰(zhàn)斗機的升限，一般都設計在2萬米以下。

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

區(qū)別于最大飛行高度，實用升限是對戰(zhàn)斗機在掛在武器狀態(tài)下能進行較自由的機動飛行和戰(zhàn)術機動的最大高度，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！偵察機由于不需劇烈機動飛行，實用升限在兩萬米以上，戰(zhàn)斗機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升限則屬于機密！

飛機的升限高有什么意義？求解

所謂飛機升限，是指航空器所能達到的最太平飛高度。

當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)動機的進氣量，進入發(fā)動機的進氣量減少，其推力一般也將減小。達到一定高度時，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用升限兩種。理論升限定義為：發(fā)動機在最大油門狀態(tài)下飛機能維持水平直線飛行的最大高度。實用升限的定義是：發(fā)動機在最大油門狀態(tài)下，飛機爬升率為某一規(guī)定小值(如5米／秒)時，所對應的飛行高度。 在實際飛行中，受載油量等因素的影響，大部分飛機是無法達到理論升限的，因為要想爬升至理論升限需用很長的時間，且越往上越慢，尚未達標，燃油便耗盡了。所以，人們常用的是實用升限。 提高飛機升限的措施主要有：增大發(fā)動機在高空時的推力、提高飛機的升力、降低飛行阻力、減輕飛機重量等。

看看知道多少：空軍軍事術語淺釋大全 – 鐵血網(wǎng)

★飛機戰(zhàn)術技術性能：衡量飛機戰(zhàn)斗能力的技術指標。通常包括發(fā)動機的數(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，以及機動性、操縱性、抗干擾性和機載武器性能、載彈量等。

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

★升限：飛機上升限度的簡稱。飛機依靠本身動力上升所能達到的最大飛行高度。分為靜升限和動升限。飛機穩(wěn)定上升所能達到的最大高度稱靜升限；利用飛機的動能以躍升的方法所能達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。

★飛機最大速度：飛機在發(fā)動機最大功率或最大推力工作時能達到或允許達到的速度。通常指平飛最大速度和最大允許速度。使用發(fā)動機最大功率或最大推力平飛所能達到的速度為平飛最大速度。為保證飛機結構強度不致破壞，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：飛機為執(zhí)行一定任務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，應根據(jù)任務的需要（如飛行距離、續(xù)航時間、載重量等），和發(fā)動機及其他設備的耐久性、經(jīng)濟性與氣象條件等確定。

續(xù)航時間：簡稱航時。飛機從起飛至著陸在空中飛行的時間。它的長短隨飛機的載油量、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。是飛機的重要戰(zhàn)術技術性能之一。

制空權：交戰(zhàn)的一方，在一定時間內對一定空間的控制權。掌握了制空權，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重威脅。奪取制空權主要由航空兵、地面防空兵通過消滅空中和地面的敵機、摧毀和壓制敵防空兵器、破壞敵基地設施來達成。

指揮交接：航空兵跨區(qū)遂行任務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。

目標引導組：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小組。通常由轟炸、強擊航空兵派出，隨地面或艦艇部隊行動。負責反映陸軍海軍部隊對空軍支援的要求，并引導我機及時發(fā)現(xiàn)、進入和突擊目標。

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（航空火力準備、航空火力反準備、航空火力支援），奪取制空權，空中掩護，以及航空偵察、電子干擾、空中運輸?shù)取?/p>

空中封鎖：航空兵在一定時間內，對預定目標采取火力封鎖的戰(zhàn)斗行動。通常以若干小分隊輪流對被封鎖目標連續(xù)實施空中突擊，以阻滯對方的戰(zhàn)斗行動。如封鎖機場、封鎖交通、封鎖被圍之敵等。

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

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

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

戰(zhàn)斗出動強度：航空兵遂行戰(zhàn)斗任務時，在單位時間內能出動的次數(shù)。通常以每架飛機一晝夜（24小時）能出動的次數(shù)來計算。它是衡量航空兵作戰(zhàn)能力的主要標志之一，也是進行兵力計算和兵力分配的依據(jù)之一。戰(zhàn)斗出動強度取決于受領的戰(zhàn)斗任務，飛行人員的數(shù)量、體質和技術水平，氣象條件，機務保障，飛行后勤保障等條件。

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

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

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

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

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

作戰(zhàn)半徑：飛機遂行戰(zhàn)斗任務時，能作往返飛行的最遠距離。是衡量飛機戰(zhàn)術技術性能的主要指標之一。計算作戰(zhàn)半徑時，應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)半徑的大小與飛機的飛行高度、速度、氣象條件、編隊大小、戰(zhàn)斗任務和實施方法等因素肓關。

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的飛行干部擔任。主要職責是組織實施飛行，負責飛行指揮，保證飛行安全。

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

儀表飛行（IFR）：指完全或部分按機載飛行儀表、導航設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：航程一般指實用航程，是指涉及風向，留有一定飛行時間的儲備燃油并給出載重條件下飛機所飛的最大距離。對戰(zhàn)斗機、攻擊機、轟炸機等軍用飛機來說，活動半徑又稱為“作戰(zhàn)半徑”。這是軍用飛機最重要的飛行性能指標之一，它直接表明飛機作戰(zhàn)和活動的范圍。 活動半徑是指飛機攜帶正常作戰(zhàn)載荷，在無風和不進行空中加油，并考慮安全備用燃油和其它用油的條件下，自機場起飛，沿給定航線飛行，執(zhí)行完指定任務后，返回原機場所能達到的最遠水平距離。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：飛機所裝發(fā)動機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，雖然都要求飛機以比較省油、比較經(jīng)濟的速度巡航，但這些指標是有差別的。航程巡航要求飛機能以航程最遠的巡航速度飛行；航時巡航則要求飛機能以留空時間最長的巡航速度飛行等等。為此，巡航速度又可細分為“遠航速度”和“久航速度”等。

最大平飛速度：是在11000米以上的高空達到的。對于軍用飛機來說，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、攻擊機和轟炸機的重要性能指標。

最小速度：飛機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，則飛機的起飛、降落速度越小，所需的機場跑道越短。同時飛機的安全性和機動能力越強。飛機的最小最小速度一般是在海平面高度獲得。

失速速度：飛機的升力系數(shù)隨飛機迎角的增加而增大。當迎角增加到某一數(shù)值后，升力系數(shù)不升反降，導致飛機升力迅速小于飛機重力，飛機便很快下墜，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”。它是指飛機在不進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)航時間是飛機最重要的性能指標之一，它直接表明飛機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)動機工作狀態(tài)等多種參數(shù)有關。合理選擇飛行參數(shù)，使得飛機在單位時間內所耗燃料量最少，飛機就能獲得最長的續(xù)航時間。此時，所對應的巡航速度稱為“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，尤其是戰(zhàn)斗機的重要性能指標之一。它是指定常爬升時，飛行器在單位時間內增加的高度，其計量單位為米／秒。飛機在某一高度上，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。 飛機的爬升性能與飛行高度有關，高度越低，飛機的最大爬升率越大，高度增加后，發(fā)動機推力一般將減小，飛機的最大爬升率也相應減小。達到升限時，爬升率等于0。 以 F-16戰(zhàn)斗機為例，該機在海平面的最大爬升率高達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，當高度達到 17000米時，其最大爬升率只有 12米／秒。

升限：所謂升限，是指航空器所能達到的最太平飛高度。當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)動機的進氣量，進入發(fā)動機的進氣量減少，其推力一般也將減小。達到一定高度時，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用升限兩種。理論升限定義為：發(fā)動機在最大油門狀態(tài)下飛機能維持水平直線飛行的最大高度。實用升限的定義是：發(fā)動機在最大油門狀態(tài)下，飛機爬升率為某一規(guī)定小值(如5米／秒)時，所對應的飛行高度。 在實際飛行中，受載油量等因素的影響，大部分飛機是無法達到理論升限的，因為要想爬升至理論升限需用很長的時間，且越往上越慢，尚未達標，燃油便耗盡了。所以，人們常用的是實用升限。 提高飛機升限的措施主要有：增大發(fā)動機在高空時的推力、提高飛機的升力、降低飛行阻力、減輕飛機重量等

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?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單獨劃出來，進行專門的研究，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。起飛距離是指飛機在機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。降落距離是指飛機進入機場著陸下降至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。離地速度是指飛機在起飛過程中，飛行員向后拉桿使飛機抬頭離地的瞬間速度。此值越小則飛機的地面滑跑距離越短。接地速度是指飛機在降落過程中，飛機落地的瞬間速度。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，國際采用的標準值是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。在航空領域，一般用g表示飛機或導彈的過載。 飛機和導彈在作各種運動時，機體和彈體各部分也相應地承受各樣的載荷，過載越大，表示升力比飛機或導彈的重量大得越多，也就是飛機或導彈的受力越嚴重。平飛時，升力等于飛機或導彈的重量，過載等于l。機動飛行時，升力往往不等于飛機或導彈的重量，過載也經(jīng)常不等于 l。例如，過載為6，表示升力達到飛機或導彈重量的6倍，用6g表示。

何為“熱障”：當飛行器在稠密大氣中作超音速飛行時，受激波與機體間高溫壓縮氣體的加熱和機體表面與空氣強烈摩擦的影響，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，機頭處的溫度略超過100℃。而當 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，氣動加熱不嚴重，可用常規(guī)的方法和材料設計、制造飛機；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 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。

機翼：機翼的主要功用是產(chǎn)生升力，以支持飛機在空中飛行。它還起一定的穩(wěn)定和操縱作用。機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)代飛機一般都是單翼機，但歷史上也曾流行過雙翼機(兩副機翼上下重疊)、三翼機和多翼機。 根據(jù)單翼機的機翼與機身的連接方式，可分為下單翼、中單翼、上單翼和傘式上單翼(即機翼在機身的上方，由一組撐桿將機翼和機身連接在一起)。

尾翼：尾翼是安裝在飛機后部的起穩(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，飛機可分為單垂尾、雙垂尾、三垂尾和四垂尾飛機。 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。 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翼之后。但也有的飛機把“水平尾翼”放在機翼之前，這種飛機稱為鴨式飛機。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)的飛機稱為無尾飛機。這種飛機的俯仰操縱、方向操縱、滾轉操縱均由機翼后緣的活動翼面或發(fā)動機的推力矢量噴管控制。

后掠翼：機翼各剖面沿展向后移的機翼稱為后族翼，這種機翼的外形特點是，其前緣和后緣均向后掠。機翼后掠的程度用后掠角的大小來表示。 與平直機翼相比，后掠翼的氣動特點是可增大機翼的臨界馬赫數(shù)，并減小超音速飛行時的阻力。 飛機在飛行中，當垂直于機翼前緣的氣流流速接近音速時，機翼上表面局部地區(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翼前緣的氣流速度分量低于飛行速度，因而與平直機翼相比，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度，降低飛行阻力。 后掠角的缺點是扭轉剛度差、升力線斜率較低、氣流容易從翼梢處分離、亞音速飛行時誘導阻力較大等。

三角翼：平面形狀為三角形的機翼稱為三角翼。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。三角翼飛機出現(xiàn)于50年代，其代表機型有美國的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、焦點隨 M數(shù)變化小、結構剛度好等優(yōu)點，適合于超音速飛行和機動飛行。其缺點是：在亞音速飛行狀態(tài)，機翼的升力線斜率較低、誘導阻力較大、升阻比較小，從而影響飛機的航程和起降性能。

變后掠翼：后掠角在飛行中可以改變的機翼稱之為變后掠翼。 在飛機的設計工作中，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、小展弦比的機翼，以降低飛機的激波阻力，但此類機翼在亞音速狀態(tài)時升力較小，誘導阻力較大，效率不高。從空氣動力學的角度講，要同時滿足飛機對超音速飛行、亞音速巡航和短矩起降的要求，最好是讓機翼變后掠，用不同的后掠角去適應不同的飛行狀態(tài)。 對變后掠翼的研究，始于 40年代，但直到 60年代，才設計出實用的變后掠翼飛機。 一般的變后掠翼的內翼段是固定的，外翼同內翼用鉸鏈軸連接，通過液壓助力器操縱外翼前后轉動，以改變外翼段的后擦角和整個機翼的展弦比。 變后掠翼的缺點是，結構和操縱系統(tǒng)復雜，重量較大，不大適合輕型飛機使用。

邊條翼：邊條翼是 50年代中期出現(xiàn)的一種新型機翼，一些第三代高機動戰(zhàn)斗機采用了這種機翼。 在中等后掠角(后掠角 25度～45度左右)的機翼根部前緣處，加裝一后掠角很大的細長翼(后掠角65度～85度)所形成的復合機翼，稱為邊條翼。在邊條翼中，原后掠翼稱為基本翼，附加的細長前翼部分稱為邊條。 邊條翼的氣動特點是，在亞、跨音速范圍內，當迎角不大時，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作用下，不但可使基本翼內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不發(fā)生無規(guī)則的分離，從而提高了機翼的臨界迎角和抖振邊界，保證飛機具有良好的亞、跨音速氣動特性。 在超音速狀態(tài)下，由于加裝邊條后，使內翼段部分的相對厚度變小，機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，還可使飛機在跨音速和超音速飛行時的全機焦點后移量減小，導致飛機的配平阻力降低。因此，這種機翼也具有良好的超音速氣動特性。 邊條翼的缺點是，在小迎角范圍內，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動速度的儀表。飛機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。 無線電高度表實際上是一種以地面(水面)為探測目標的測距雷達，它所指示的高度即為真實高度。

航空地平儀：航空地平儀是用于測量和顯示飛機俯仰及傾斜姿態(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、隨動機構、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俯仰、傾斜的角度，以便正確操縱飛機。

氣動布局 飛機外形構造和大部件的布局與飛機的動態(tài)特性及所受到的空氣動力密切相關。關系到飛機的飛行特征及性能。故將飛機外部總體形態(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 不配置水平尾翼（或鴨式前翼）的飛機。它利用機翼后緣裝有的“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翼。它的問世，能較好地解決飛機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具備較高的低速巡航效率和較大的起飛著陸升力。當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)斗轟炸機來講尤為重要。

旋翼機 由旋翼（旋轉槳葉）產(chǎn)生升力的飛行器有直升機與旋翼機兩大類，前者的旋翼有發(fā)動機驅動；而后者的發(fā)動機只提供拉力，旋翼則靠迎面氣流的沖擊而自轉，從而獲得升力。

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

隨控布局飛機 應用主動控制技術的飛機。可利用控制技術來改善飛機性能，改善穩(wěn)定性與操縱品質，減少結構重量及阻力，提高飛行機動性。具體手段有放寬靜穩(wěn)定性控制、乘坐品質控制、機動載荷控制、結構振動控制和直接力控制等等。常為現(xiàn)代軍用機所采納。

座艙蓋 飛機駕駛員或空勤組在機身中的專門座艙上方的透明玻璃天蓋?？梢允嵌嗫蚣艿?，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。

懸臂式機翼 不用撐捍或張線加強的單層機翼。它無支撐物地獨立架設在機身側面，由內部翼梁承載。

平直翼 無明顯后掠角的機翼。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翼。常用在亞音速飛機上。

上反角 從機頭沿飛機縱軸向后看，兩側機翼翼尖向上翹或向下傾斜的角度。向上翹時取正值。

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

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

張線 舊時雙層機翼飛機上為上下層機翼承擔一部分載荷的細鋼絲，多見于三十年代前的飛機。

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

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

機翼增升裝置 機翼上用來改善氣流狀況和增加升力的一套活動面板。可在飛機起飛、著陸或低速機動飛行時增加機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 裝在機翼最外側的后緣，用來控制飛機橫側傾斜與滾轉運動的可上下偏轉的小活動面板。

腹鰭 也稱鰭翼或鰭片，是機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飛機方向安定性或抵消方向舵偏轉后帶來的滾轉力矩的作用。

背鰭 又稱脊翼，與腹鰭對應，是安裝在機身背部，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，后者用于內部鋪設電纜、油料或設備，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，是飛機主要大部件之一，是順氣流垂直安裝在機身后上方的翼面。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，控制飛機轉向。

平尾 是水平尾翼之簡稱。是飛機主要大部件之一，一般呈水平狀安裝在機尾。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。起保護與減少阻力的雙重作用。如發(fā)動機整流罩、雷達天線罩……等等。

鼓包 相對而言更加凸出于飛機外表的局部的小型整流罩，一般呈半卵形。

炮塔 軍用飛機上裝有一至數(shù)門機槍或機炮并可上下左右轉動、且明顯突出于機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動，也可遙控。每架飛機可配備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。

關于《飛機增升的原則》的介紹到此就結束了。