航空航天技术概论知识点及题
-
第一章
1.
什么是航空？什么是航天？航空
与航天有何联系？答：航空是指载人或不载人的飞
行器在地球大气层中的航行活动，必须
具备空气介质；航天是指载人或不载人的航
天器在地球大气层之外的航行活动，又称空间
飞行或宇宙航行；航天不同于航空，
航天器是在极高的真空宇宙空间以类似于自然天体的
运动规律飞行。但航天器的发
射和回收都要经过大气层，这就使航空航天之间颤声了必然
的联系。尤其是水平降
落的航天飞机和研究中的水平起降的空天飞机，它们的起飞和着陆
过程与飞机的非
常相似，兼有航空和航天的特点。航空航天一词，既蕴藏了进行航空航天
活动必须
的科学，又饱含了研制航空航天飞行器所涉及的各种技术。从科学技术的角度看
，
航空与航天之间是紧密联系的。
2.
飞行器是如何分类的？按照飞行
器的飞行环境和工作方式的不同，可以把飞行器分
成三类：航空器、航天器、火箭和导弹
。
3.
航
空器是怎么分类的？各类航空器又如何细分？根据产生升力的基本原理不同，航
空器分为
轻于
(
或等于
)
同体积空气的航空器和重于同体积空气的航空器两大类；
轻于空气的航空器包括气球和飞艇。重于空气的航空器有固定翼航空器、旋翼航空
器、扑
翼机和倾转旋翼机。固定翼航空器又分为飞机和滑翔机。旋翼航空器又分为
直升机和旋翼
机。
4.
航天器是怎么分类的？各类航天器又如何细分？
1
航天器分为
无人航天器和载人航
天器；
2
无人航天
器可分为空间探测器和人造地球卫星，人造地球卫星按照卫星的
用途，可分为科学卫星、
应用卫星和技术试验卫星。空间探测器又可分为月球探测
器、行星和行星际探测器载人航
天器可分为载人飞船、空间站、航天飞机和空天飞
机。
5.
在发明飞机的进程中，要使飞机
能够成功飞行，必须先解决的问题是什么？要先解
决飞机动操纵稳点性问题。
6.
战斗机是如何分
代的？各代战斗机的的典型技术特征是什么？共四代。第一代超音
速战斗机其中的典型型
号有美国的
F-100
和苏联的米格
-19
。其主要特征为高亚声
速或低
超声速、后掠翼、装涡喷发动机、带航炮和空空火箭，后期装备第一代空空
导弹和机载雷
达。第二代战斗机几年后，一批两倍声速的战斗机相继出现，它们后
来被称为第二代战斗
机，其中最著名的飞机有苏联的米格
-21
和美国的
F-104
、
F-4
、
F-5
。第二代战斗机于
20
世纪
60
年代装备部队，采用小
展弦比薄机翼和
带加力的涡喷发动机，飞行速度达到
2
倍声速，用第二代空空导弹取代了空空火箭
和第一代空空导弹，配装有
晶体管雷达的火控系统。
第三代战斗机一般采用边条
翼、前缘襟翼、翼身融合等先进气动布局以及电传操纵和主动控制技术，装涡轮风
扇发动机，具有高的亚声速机动性，配备多管速射航炮和先进的中距和近距格斗导
弹，一般装有脉冲多普勒雷达和全天候火控系统，具有多目标跟踪和攻击能力，平
视
显示器和多功能显示器为主要的座舱仪表。第三代战斗机在突出中、低空机动性
的同时，
可靠性、维修性和战斗生存性得到很大改善第四代战斗机的主要基本技术
特征为：采用翼
身融合体和具备隐身能力的空气动力布局；机体结构的复合材料使
用比例在
30
％以上；安装带二元喷管、推重比
10
一级的推力矢量航空发动机，飞
机的起飞推重比超过
1.
0
；采用综合航空电子系统，机载火控雷达能
同时跟踪和攻
击多个空中目标，主要机载武器为可大离轴发射或发射后不管的超视距攻击
空空导
弹。到目前为止，只有美国的
F-22
战斗机完全具备上述能力
//
归纳起来，第四代
战斗机应具备隐身能力、超声速巡航能力、高机动性、短距起降和超视距多目标攻
击能力等先进的战术技术性能。
7.
载人航天的工具或方式有哪几种
？他们之间有什么区别？载人飞船和航天飞机是实
现载人航天的主要工具。前者单次使用
，后者重复使用；前者容量小，后者容量大。
8.
巡航导弹和弹道导弹有什么不同
？弹道出大气层，巡航不出；弹道适合打击远距离
目标（俗称洲际导弹）
，巡航打击距离近些（一般在一千公里以内）
。弹道打击战略
< br>目标，巡航打击精确目标；
9.
我国运载火箭共有几个系列？多
少个型号？各自有什么用途？中国充分利用弹道导
弹的研究成果和技术基础，成功地研制
与使用了
4
种类别运载火箭：
“长征”
1
号三
级火箭，可将约
300
公斤的人造卫星送入近地轨道；
“长征”
2
号两级液体火箭，可
将约
2000
公斤的人造卫星送入近地轨道；
“长征”
3
号三级液体火箭，用于发射地
球静止轨道卫星或近地轨道的大型航天器。
“长征”
4
号运载火箭，用于发射太阳同
步轨道和极轨道卫星。
“长征”
5
号运载火箭，即将进入初样研制
阶段。长征五号将
主要运载嫦娥卫星直接进入月球
14
个型号包括
:
包括
“
长征”
1
号
(CZ
< br>-1)
、
“长征”
1
号丁
(CZ -1D)
、
“长征”
2
号
(CZ-2)
、
“长征”
2
号丙<
/p>
(CZ -2C)
、
“长征”
2
号丙
/
改进型
(CZ -2C/FP)
、
“长征”
2
号丁
(CZ -2D)
、
“长征”
2
号
E(CZ -2E)
、
“长征”
2<
/p>
号
F(CZ
-2F)
< br>、
“长征”
3
号
(CZ
-3)
、
“长征”
3
号甲
(CZ
-3A)
、
“长征”
3
号乙
(CZ
-3B)
、<
/p>
“长征”
3
号丁
(CZ -3C)
、
“长征”
4
号甲
(CZ -4A)
和“长征”
4
号乙
(CZ -4B)
。
第二章
1.
大气可以分为哪几个层？各有什
么特点？根据大气中温度随高度的变化可将大气层
划分为对流层、平流层、中间层、热层
和散逸层。对流层大气中最低的一层，特点
是其温度随高度增加而逐渐降低，空气对流运
动极为明显。对流层的厚度随纬度和
季节而变化。
；
平流层位于对流层的上面，
特点是该层中的大气主要是水平方向流动，
没有上下对流，能见度较好（
18
～
50
公里）
；中间层在该层内，气温随高度升
高而
下降，且空气有相当强烈的铅垂方向的运动。
（
50
～
80
公里）<
/p>
；热层该层空气密度
极小，由于空气直接受到太阳短波辐射，空气
处于高度电离状态，温度随高度增加
而上升。
（
80
～
800
公里）
；散逸层是大气层的最外层。在此层内，空气极其稀薄，
又远离地面，受
地球引力很小，因而大气分子不断向星际空间逃逸。
（
800<
/p>
～
2000
、
3
000
公里）
2.
试说明大气的状态参数和状态方
程。大气的状态参数包括压强
P
、温度
T
和密度
p
这三个参数。它们之间的
关系可以用气体状态方程表示，即
P=prt
3.
大气的物理性质有哪些？大气的
状态参数和状态方程、连续性、粘性（大气相邻流
动层之间出现滑动时产生的摩擦力，也
叫大气的内摩擦力）
、可压缩性、声速、马赫
数。
4.
何谓声速？声速的
大小与什么有关？声速是指声波在物体中传播的速度，声速的大
小和传播介质有关而且在
同一介质中，也随温度的变化而变化。
5.
何谓马赫数？飞行速度是如何划
分的？声速越大，空气越难压缩；飞行速度越大，
空气被压缩的越厉害。
要衡量空气被压缩程度的大小，
可以把这两个因素结合起来，
< br>这就是我们通常说的马赫数。马赫数
Ma
的定义为
Ma=v/a
。
Ma
与飞行器飞行速度的
关系
Ma<0.4,
为低速飞行；
（空气不可压缩）
<
br>（出现激波） <
br> <
br>该式称为可压缩流体沿管道流 中稳定流动的不可压缩理想流体，在管道各处的流体动压和静压之和应始终保持不 <
br>它表示流速与 气流速度将增加，
，是指沿平
<
br>失速指的是随着迎角的 称为“临界迎角” <
br>流以一定速度流过飞机表面时，由于气流的粘性作用，空气微团与飞机表面发生摩
选择适当的平面形状 增加翼梢小翼等方法来减小诱导阻力。 （自己总结）在高速飞机上，除了这几种阻力外，还会产生另外一种阻 <
br> <
br>的大小对激波
同一 <
br>点流过机翼时，由于机翼上表面凸起使流管收缩，气流在这里速度增加；当气流流
导致机翼表面上附面层内的气流由高压
<
br>边条机翼等对减小波阻比较有利。 <
br>平直翼的阻力小。三角机翼的减阻效果和大后掠机翼大体相似。它具有前缘后掠角
0.4
为亚声速飞行；
0.85
为跨声速飞行；
1.3
为超声速飞行；
Ma>5.0
，
为高超声速飞行。
6.
什么是飞
行相对运动原理？飞机以一定速度作水平直线飞行时，作用在飞机上的空
气动力与远前方
空气以该速度流向静止不动的飞机时所产生的空气动力效果完全一
样。
7.
试说明流体的连续性定
理及其物理意义。在单位时间内，流过变截面管道中任意截
面处的气体质量都应相等，<
/p>
即
p1v1a1=p2v2a2=p3v3a3
动的连续性方程。当气体以低速流动时，可以认为气
体是不可压缩的，即密度保持
不变。则上式可以写成
v1a1
=v2a2
该式称为不可压缩流体沿管道流动的连续性方
程。它
表述了流体的流速与流管截面面积之间的关系。也就是说在截面积小的地方
流速大。
8.
试说明伯
努利定理及其物理意义。
伯努利定理是能量守恒定律在流体流动中的应用。
伯努利定理是描述流体在流动过程中流体压强和流速之间关系的流动规律。在管道
变
即：
静压
+
动压
=
总压
=
常数
,
上式就是不可压缩流体的伯努利方程，
静压之间的
a
关系
，即流体流速增加，流体静压将减小；反之，流动速度减小，流
体静压将增加。
9.
低速气流有什
么样的流动特点？超声速气流有什么样的流动特点？当管道收缩时
,
v2>v1
，
压
力将减小，
P2
；
当管道扩张时
,
气流速度将减小，
v2
，
压力将增加，
P2>P1
。
;
超音速气流在变截面管道中的流动情况，与低速气
流相反。
收缩管道将使超音速气流减速、增压；而扩张形管道将使超音速气流增速、减压
。
10.
拉瓦尔喷管的工作原理是什么？在亚声速气流中，随着流速的增大，流管截面
面积必然减小
;
而在超声速气流中，随着流速增
加，流管截面面积必然增大。所以，
要使气流由亚声速加速成超声速，除了沿气流流动方
向有一定的压力差外，还应具
有一定的管道形状，这就是先收缩后扩张的拉瓦尔喷管形状
。
11.
什么是翼型、前缘、后缘、迎角、翼弦？“翼剖面”
，也称“翼型”
行于飞机对称平面的切平面切割机翼所得到的剖面。翼型最前端的一点叫
“前缘”
，
最后端的一点叫
“后缘”<
/p>
。
前缘和后缘之间的连线叫翼弦。
（翼弦与相对气流速度之
间的夹角叫迎角。
）
12.
升力是怎么产生的？由于翼型作用，当气流流过翼面时，流动通道变窄，气流
速度增大，
压强降低；相反下翼面处流动通道变宽，气流速度减小，压强增大。上
下翼面之间形成了
一个压强差，从而产生了一个向上的升力。
13.
影响升力的因素有哪些？
1
）机翼面
积的影响。机翼面积越大，则产生的升力
就越大。
2
）相对速度的影响。相对速度越大，机翼产生的升力就越大。升力与相对
速
度的平方成正比。
3
）空气密度的影响。空气密度越大，升力也
就越大，反之当空
气稀薄时，升力就变小了。
4
）机翼剖面形状和迎角的影响。不同的剖面和不同的迎
角，会使机翼周围的气流
流动状态（包括流速和压强）等发生变化，因而导致升力
的改变。翼型和迎角对升力的影
响可以通过升力系数
Cy
表现出来。
14.
升力和迎角有何关系？在一定
迎角范围内，随着迎角的增大，升力也会随之增
大。
当迎角超出
此范围而继续增大时，
则会产生失速现象。
增大，
升力也随之增大，
但当迎角增大到一定程度时，
气流会从机翼前缘开始分离，
尾部出现很大的涡流区，使升力突然下降，阻力迅速增大。失速刚刚出现时的迎角
。
15.
飞机的增升装置有哪些种类？
其原理是什么？
1
）改变机翼剖面形状，增大机翼
弯度；
2
）增大机翼面积；
3
）改变气流的流动状态，控制机翼上的附面层，延缓气
流分离
。原理，飞机的升力与机翼面积、翼剖面的形状、迎角和气流相对流动速度
等因素有关。
16.
低
速飞机在飞行中会产生哪些阻力？其影响因素各是什么？低速飞机上的阻力
按其产生的原因不同可分为：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力等。当气
擦，
阻滞了气流的流动，
因此产生了摩擦阻力。
摩擦阻力的大小取决于空气的粘性、
飞机表面的粗糙
程度、附面层中气流的流动情况和飞机的表面积大小等因素。在翼
型前后由于压强差所产
生的阻力称为压差阻力。压差阻力与物体的迎风面积有很大
关系，物体的迎风面积越大，
压差阻力也越大。减小压差阻力的办法是应尽量减小
飞机的最大迎风面积，
并对飞机各部件进行整流，
做成流线形。
诱导阻力是伴随着
升力而产生的，
这个由升力诱
导而产生的阻力叫诱导阻力。
（气流经过翼型而产生向
下的速度
，称为下洗速度，该速度与升力方向相反，是产生诱导阻力的直接原因。
）
诱导阻力与机翼的平面形状、翼剖面形状、展弦比等有关。可以通过增大展弦比、
（如梯形机翼）
、
干扰阻
力就是飞机各
部件组合到一起后由于气流的相对干扰而产生的一种额外阻力。干扰
阻力和气流不同部件
之间的相对位置有关。在设计时要妥善考虑和安排各部件相对
位置，必要时在这些部件之
间加装整流罩，使连接处圆滑过渡，尽量减少部件之间
的相互干扰。
力——激波阻
力
（简称波阻）
。
由激波阻滞气流而产
生的阻力叫做激波阻力，
简称波
阻。
因
为激波是一种强压缩波，
因此当气流通过激波时产生的波阻也特别大。
在任
何情况下，
气流通过正激
波时产生的波阻都要比通过斜激波时产生的波阻大。
不同
形状的物体在超声速条件下由于产生的激波不同，
产生的波阻也不一
样。
（钝头形状
或前缘曲率半径较大的翼剖面，在其钝头前端，
常产生脱体激波，脱体激波对气流
的阻滞作用很强，
因此会产生
很大的波阻
。
尖头形状的物体或翼剖
面，
在其尖头前
端，常产生附体斜激波，此激波对气流的阻滞作
用比较弱。
）
17.
什么是“三个相似”？几何相
似：把模型各部分的几何尺寸按真飞机的尺寸，
以同一比例缩小。
运动相似：
使真飞机同模型的各对应部分的气流速度大小成
同一
比例，
而且流速方向也要相同。
动力相似：
使作用于模型上的空气动力——升力和
阻力，同作用于真飞机上的空气动力的大小成比例，而且方向相同。
18.
风
洞试验的主要目的是什么？风洞可用来对整架飞机或飞机的某个部件（如机
翼）
进行吹风实验。
通过试验可以获得升力系数
Cy
、
阻力系数
Cx
和升阻比
K=
Cy/Cx
相对于迎
角
a
的曲线。
Cy
-a
、
Cx-a
、
K-a
三种曲线风洞能做
的试验种类很多，
就翼剖面来说，
还可通过试验求得极曲线、<
/p>
压力中心和迎角变化曲线、
力矩曲线等。
19.
什么是激波？气流流过正激波
和斜激波时，其气流参数发生了哪些变化？波面
前后空气的物理特性发生了突变，由于空
气受到强烈压缩，波面之后的空气压强突
然增大，由高速气流的流动特点可知，气流速度
会大大降低（减速、增压）
。
这种<
/p>
由较强压缩波组成的边界波就是激波。
激波实际上是受到强烈压缩的一层空气，
其
厚度很小。气流流过
正激波时，其压力、密度和温度都突然升高，且流速由原来的
超声速降为亚声速
，经过激波后的流速方向不变。气流流过斜激波，压力、密度、
温度也都升高，
但不像正激波那样强烈，
流速
可能降为亚声速，
也可能仍为超声速，
这取决于激波倾斜的程度
。气流经过斜激波时方向会发生折转。
（
Ma
的产生也有影响：
当马赫数
Ma
等于
1
或稍大于
1
时，
在尖头物体的前面形成的是正
激波；但如果
Ma
超过
1
很多，形成的则是斜激波。
）
（激波强
度不同，空气在激波前
后的速度、压力、温度和密度的变化也就不同，对飞机飞行的影响
也不一样。
）
20.
什么是正激波和斜激波？两者
之间有什么差别？正激波是指其波面与气流方向
接近于垂直的激波。
Ma
下，
正激波是最强的激波
。
斜激波是指波面沿气流方向
倾斜的激波，强度相对较弱。
21.
何谓临
界马赫数、局部激波，激波分离？根据流体的连续性方程，当气流从
A
到机翼最高点
B
时，流速增加到最大。当
B
点马赫数为
1
时，
A
点马赫数称为临界
马赫数。
（
Ma
临界
=V
临界
/a
）
当飞机的飞行速度超过临
界
Ma
时，
机翼上就会出现一
个局部超声速区，并在那里产生一个正激波。这个正激波由于是局部产生的，所以
叫“局部激波”
。
气流通过
局部激波后，由超声速急剧降为亚声速，激波后的压强
也迅速增大，
(
翼剖面后部
)
向低压
(
前部
)
流动，使附面层内的气流由后向前
倒流，并发生气流分离，形成许多旋涡，这种现
象叫做“激波分离”
。
22.
飞机的气动布局有哪些型式？
广义定义上是指飞机主要部件的数量以及它们之
间的相互安排和配置。如按机翼和机身的
上下位置来分，可分为上单翼、中单翼、
下单翼；如果按机翼弦平面有无上反角来分可分
为上反翼、无上反翼、下反翼；如
按立尾的数量来分，可分为单立尾、双立尾和无立尾（
V
型尾）通常定义指平尾相
对于机翼在
纵向位置上的安排，即飞机的纵向气动布局形式。一般有正常尾、
“鸭”
式和无平尾式。
不同的布局形式，
对飞机的飞行性能、
稳定性和操纵性有重大影响。
23.
翼展、翼弦、前缘后掠角、展
弦比、梢根比、翼型的相对厚度？机翼平面形状
主要有翼展、翼弦、前缘后掠角等。翼展
：机翼左右翼梢之间的最大横向距离。翼
弦：翼型前缘点和后缘点之间的连线。前缘后掠
角：机翼前缘线与垂直于翼根对称
平面的直线之间的夹角。
影响飞机气动特性的主要参数有：
前缘后掠角，
机翼
前缘线与垂直于翼根对称平面的直线之间的夹角；展弦比，机翼展长与平均
几何弦
长之比；梢根比，翼梢弦长与翼根弦长之比；翼型的相对厚度，翼型最大厚度与弦
长之比由空气动力学理论和实验可知：在低速情况下，大展弦比平直机翼的升力系
数较大，诱导阻力小；在亚声速飞行时，后掠机翼可延缓激波并减弱激波的强度，
从而减小波阻；在超声速飞行时，激波不可避免，但采用小展弦比机翼、三角机翼、
24.
后掠翼、三角翼、小展弦比机
翼、变后掠翼、边条机翼、鸭式布局、无尾式布
局的飞机各有什么特点？现代飞机常采用
的机翼平面形状有：后掠机翼、三角形机
翼、小展弦比机翼、变后掠机翼、边条机翼；常
采用的布局型式包括：正常式布局、
“鸭”式布局、无平尾式布局。后掠机翼在跨声速飞
行时能提高临界
Ma
，超过临界
Ma<
/p>
以后也能进一步减小波阻。后掠机翼与平直机翼相比可以推迟激波的产生，这主
要是由于后掠翼降低了机翼上的有效速度。在相同的飞行速度下，后掠翼的阻力比
大、展弦比小和相对厚度较小的特点；三角形机翼的空气动力性能很好，更有助于
保证飞
机的纵向飞行稳定性。三角机翼的飞机也有一定的缺点：在亚声速飞行时的
升阻比较低，巡航特性也不太好；在大迎角飞行时才有足够的升力系数；着陆性能
< br>较差。小展弦比机翼在翼弦方向较长，在翼展方向较短，且机翼相对厚度一般都比
较小，有利于减小激波阻力。
小展弦比机翼的缺点是襟翼面积
小，起落性能差，诱
导阻力大；变后掠翼飞机通过机翼后掠角的变化可以解决高低速性能
要求的矛盾。
变后掠翼飞机的主要缺点是机翼变后掠转动机构复杂，结构重量大，气动中
心变化
大，平衡较困难；边条机翼是一种混合平面形状的机翼，由边条和后翼组成。由于
有大后掠的边条，使整个机翼的有效后掠角增大，相对厚度减小，因此有效地减小
了激波阻力；
同时由于基本翼的存在，
又使整
个机翼的有效展弦
比增大，
因此可以
减小低
亚声速以及跨声速飞行时的诱
导阻力；
鸭式飞机，
将水平尾翼移到机翼之前，
并将其改称前翼或鸭翼。这种布局起到了增加升力的作用；无尾布局通常采用于超
音速飞机。这类飞机的机身和机翼都比较细长，机翼面积较大，飞机重心也比较靠
后，
即使采用水平尾翼，由于其距离飞机重心较近，平尾的稳定和操纵作用也比较
小，因此，
宜采用无平尾式布局，这样还可以减少平尾部件所产生的阻力。近年来
出现的隐身飞机，
为了增加隐身能力，通常采用
V
形尾翼，即常采用无立尾式气动
布局。
25.
超声速飞机的机身外形有什么
特点？机身产生的空气动力主要是阻力，但对飞
机的升力也有一定的影响。对于超声速飞
机，不但机翼的形状对其空气动力特性有
重要影响，而且机身的形状也很重要。为了减小
超声速飞机的波阻，机身一般采用
头部很尖、
又细又长的圆柱形
机身，
机身长细比
一般可达到十几甚
至更高。
另外采
用“跨声速面积律”
，
也有助于降低波阻和提高速度。
26.
超声速飞机和低亚声速飞机的
外形区别？（展弦比、梢根比、后掠角、翼型、
展长、机身长细比等）低、亚声速飞机机
翼的展弦比较大，一般在
6
～
9
之间，梢根
比也较大，一般在
0.33
左右；超声速飞机机翼的展弦比较小，一般在
2.5
～
3.5
之间，梢根比较小，在
0.2
左右。低速飞机常采用无后掠角或小后掠角的梯形直机
翼，亚声速飞机的后掠角一般也比
较小，一般小于
35
°；超声速飞机一般为大后掠
机翼或三角机翼，前缘后掠角一般为
40
°～
60
°。低、亚声速飞机的机翼翼型一般
<
/p>
为圆头尖尾型，前缘半径较大，相对厚度也比较大，一般在
0.1
～
0.12
之间；超声
速飞机机翼翼型头部为小圆头或尖头
(
前缘半径比较小
)
相对厚度也较小
，一般在
0.05
左右。低、亚声速飞机机翼的展长一般大于机
身的长度，机身长细比较小，一
般为
5
～
7
之
<
/p>
间，机身头部半径比较大，前部机身比较短，有一个大而突出的驾驶
舱；
超声速飞机机身的长度大于翼展的长度，
机身比较细长，
机身长细比一般大于
8
，
机身头部较尖，驾驶舱与机身融合成一体，成流线形。
27.
超声速飞行中的声爆和热障？
飞机在超音速飞行时，在飞机上形成激波，传到
地面上形成如同雷鸣般的爆炸声，这种现
象就是声爆。热障实际上是空气动力加热
造成的结果。以铝合金作为主要结构材料的飞机
不能承受高温环境下的长期工作，
会造成结构破坏，这称为热障问题。声爆过大可能会对
地面的居民和建筑物造成损
害。
“声爆”
强度同飞机的飞行高度
(
强度随着离开飞机的距离增加而减小
)
、
飞行
速度、飞机重量、飞行姿态以及大气状态等都有关系
。
为防止噪声扰民和“声爆”
现象，
一般规定在城市上空
10
km
的
高度之下不得作超声速飞行。目前解决热障的
方法主要有：用耐高温的新材料如钛合金、
不锈钢或复合材料来制造飞机重要的受
力构件和蒙皮；用隔热层来保护机内设备和人员；
采用水或其他冷却液来冷却结构
的内表面等。
对于重复使用的高超声速飞机以及航天飞机等，
需要严格控制飞机
外形，此时烧蚀法就不再适用了。机身头部和机翼前缘，温
度最高，可采用增强碳
—碳复合材料
(RCC)
；机身、机翼下表面前部和垂直尾翼前缘，温度较高，可采用
高温重复使用
的防热—隔热陶瓷瓦
(HRSI)
；
机身、
机翼上表面和垂直尾翼，
气动加
热不是特别严重，
可采用低温重复使用的防热—隔热陶瓷瓦
(
LRSI)
；
机身中后部两
侧和有效载
荷舱门处，温度相对较低
，可采用柔性的、重复使用的表面隔热材料
< br>(FRSI)
。
）
28.
飞机飞行性能的指标？（飞机
的飞行性能是衡量一架飞机性能好坏的重要指
标。
）飞机的飞行
性能一般包括飞行速度、航程、升限、起飞着陆性能和机动性能等
29.
飞行速度
（最小、
最大平飞速度、
巡航速度）
、
航程、
静升限、
起飞、
着陆性能？
1
，飞行速度（
1
）最小平飞速度是指在一定高度上飞机能维持水平直线飞行的最小
< br>
速度。
（
2
< br>）最大平飞速度最大平飞速度是指飞机水平直线平衡飞行时，在一定的飞
行距离内
，发动机推力最大状态下，飞机所能达到的最大飞行速度（
3
）
巡航速度是
指发动机每公里消耗燃油量最小情况下的飞行速度。巡航速度显然要大于最小
平飞
速度，
小于最大平飞速度。
；
2.
航程是指在载油量一定的情况下，
飞机
以巡航速度所
能飞越的最远距离。
它是一架飞机能飞多远的指标
。
3.
静升限升限是一架飞机能飞
多
高的指标。
飞机的静升限是指飞机能做水平直线飞行的最大高度。
4.
起飞着陆性
能（其指标包括两个部分：一是起飞和着陆
距离；二是起飞离地和着陆接地速度）
（
1
）
飞机的起飞过程是一种加速飞行的过程，
它包括地面加速
滑跑阶段和加速上升
到安全高度两个阶段。
F-22
的起飞滑跑距离：
610
米
（
2
）飞机的着陆性能飞机的
着陆过程是一种减速飞行的过程，它包括下滑、拉平、平飞减速、飘落触地和着陆
滑跑五个阶段。
F-22
的着陆滑跑距离：<
/p>
914
米
30.
什么是飞机的机动性？什么是
飞机的过载？飞机的机动性是指飞机在一定时间
间隔内改变飞行状态的能力。
对飞机机动性的要求，
取决于飞机要完成的飞行任务。
对于战斗机而言，要求空中格斗，对机动性要求就很高。对于运输机，机所受一般
不
要求在空中作剧烈动作，
机动性要求就低。
（在飞机设计中，<
/p>
一般常用过载来评定
飞机的机动性。飞机的过载（或过载系数）是
指飞除重力之外的外力总和与飞机重
量之比（
ny=Y/G
）
。一般只考虑垂直方向上的过载。飞机机动性设计要求越高，过载
就要求越大。
）
31.
什么是飞机的稳定性？飞机的
稳定性，是指飞行过程中，如果飞机受到某种扰
动而偏离原来的平衡状态，在扰动消失后
，不经飞行员操纵，飞机能自动恢复到原
来平衡状态的特性。
（
飞机在空中飞行时，
可以产生俯仰运动、
偏航运动和滚转运动。
飞机飞行时稳定性相应的可分为纵向稳定性、方向稳定性和横向稳定性。
）
32.
飞机靠什么来保证其纵向、方向和横侧向稳定性？当飞机受微小扰动而偏离原
来
纵向平衡状态
（俯仰方向）
，
并在扰动
消失以后，
飞机能自动恢复到原来纵向平衡
状态的特性，称为飞
机纵向稳定性。飞机的纵向稳定性主要取决于飞机重心位置，
只有当飞机的重心位于焦点
前面时，飞机才是纵向稳定的；飞机受到扰动以至于方
向平衡
状态遭到破坏，而在扰动消失后，飞机如能趋向于恢复原来的平衡位置，就
是具有方向稳
定性。飞机主要靠垂直尾翼的作用来保证方向稳定性。方向稳定力矩
是在侧滑中产生的。
飞机在飞行过程中，受到微小扰动，机头右偏，出现左侧滑，
空气从飞机左前方吹来作用
在垂直尾翼上，产生向右的附加测力，此力对飞机重心
形成一个方向稳定力矩，力图使机
头左偏，消除侧滑，随着飞行马赫数的增大，特
别是在超过声速之后，立尾的侧力系数迅
速减小，产生侧力的能力急速下降，使得
飞机的方向静稳定性降低。在设计超音速战斗机
时，为了保证在平飞最大马赫数下
仍具有足够的方向静稳定性，往往需要把立尾的面积做
得很大，有时候需要选用腹
鳍以及采用双立尾来增大方向稳定性。
；
飞机受扰动以致横侧状态遭到破坏，
而在扰
动消失后，如飞机自身产生一个恢复力矩，使飞机趋向于恢复原来的平衡状态，就
具有横侧向稳定性。
飞行过程中，
使飞机自动恢复原来横侧向
平衡状态的滚转力矩，
主要由机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼产生。飞机受到干扰后
，沿着
R
方向产
生侧滑。由于后掠角的
作用，飞机右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在
右边机翼产生的升力大于左边
。两边机翼升力之差，形成了滚转力矩。飞机受到干
扰后，沿着
R
方向产生侧滑。由于后掠角的作用，飞机右翼的有效速度大于左翼的
< br>有效速度，因此，在右边机翼产生的升力大于左边。两边机翼升力之差，形成了滚
转力矩。垂直尾翼也能产生横侧向稳定力矩，这是由于出现倾侧以后，垂尾上产生
附加侧
力的作用点高于飞机重心一段距离，此力对飞机重心形成横侧向稳定力矩，
力图消除倾侧
和侧滑。采用后掠角比较大的机翼的飞机，会由于后掠角的横侧向稳
定作用过大而导致飞
机左右往复摆动，形成飘摆现象，为克服此现象，可采用下反
角的外形来消弱。采用直机
翼的飞机，为了保证横侧向稳定性要求，或多或少都有
几度大小的上反角。
33.
什么是飞机的操
纵性？飞机的操纵性是指驾驶员通过操纵设备（如驾驶杆、脚
蹬和启动舵面等）来改变飞
机飞行状态的能力。飞机在空中的操纵是通过操纵气动
舵面——升降舵、方向舵、副翼来
进行的。通过这三个操纵面，就会对飞机产生操
纵力矩，使其绕横轴、立轴和纵轴转动，
以改变飞行姿态。
34.
什么是飞机操纵，飞机操纵什
么来实现其纵向、横向和方向操纵？
飞机的操
纵性是指驾驶员通过操纵设备（如驾驶杆、脚蹬和启动舵面等）来改变飞机飞行状
< br>态的能力。飞机在空中的操纵是通过操纵气动舵面——升降舵、方向舵、副翼来进
行的。通过这三个操纵面，就会对飞机产生操纵力矩，使其绕横轴、立轴和纵轴转
动，以
改变飞行姿态。飞机的纵向操纵：飞机在飞行过程中，操作升降舵，飞机就
会绕着横轴转
动，产生俯仰运动。飞行员向后拉驾驶杆，经传动机构传动，升降舵
便向上偏转，这时水
平尾翼上的向下附加升力就产生使飞机抬头的力矩，使机头上
仰；向前推驾驶杆，则升降
舵向下偏转，使机头下俯。现代的超声速飞机，多以全
动式水平尾翼代替只有升降舵可以
活动的水平尾翼。因为全动式水平尾翼的操纵效
能比升降舵的操纵效能高得多，可以大大
改善超声速飞机的纵向操纵性。飞机的横
向操纵在飞机飞行过程中，操纵副翼，飞机便绕
着纵轴转动，产生滚转运动。向左
压驾驶杆
（转动驾驶盘）
，
左副翼向上偏转，
右副翼向下偏转，
这时左机翼升力减小，
则产生左滚的滚动力矩，使飞机向左倾斜。反
之则向右倾斜。飞机的方向操纵在飞
机飞行过程中，操纵方向舵，飞机则绕立轴转动，产
生偏航运动。飞行员向前蹬左
脚蹬，方向舵向左偏转，在垂直尾翼上产生向右的附加侧力
，此力使飞机产生向左
的偏航力矩，使机头向左偏转。反之，机头向右偏转（飞机的稳定
性与飞机的操纵
性有密切的关系，二者需要协调统一。很稳定的飞机，操纵往往不灵敏；
操纵很灵
敏的飞机，则往往不太稳定。
对于军用歼击机，操纵应当很灵敏；而对于民用旅客
机，则应有较高的稳定性。稳定性
与操纵性应综合考虑，以获得最佳的飞机性能。
）
35.
直升机有哪些布局形式，各有
何特点？直升机的布局形式按旋翼数量和布局方
式的不同可分为单旋翼直升机、共轴式双
旋翼直升机、纵列式双旋翼直升机、横列
式双旋翼直升机和带翼式直升机等几种类型。单
旋翼直升机它是由一副旋翼产生升
力，用尾桨来平衡反作用力矩的直升机。为了实现方向
操纵及改善稳定性，在机身
尾部还安装了水平尾翼和垂直尾翼。共轴式双旋翼直升机它是
由两副旋翼沿机体同
一立轴上下排列并绕其反向旋转，
使两副旋
翼反作用力矩相互抵消的直升机。
共轴
式直升机结构紧凑、外廓尺寸小，但升力系统较重，操纵机构较复杂。纵列式双旋
<
/p>
翼直升机它是由两副旋翼沿机体纵向前后排列、反向旋转，使两副旋翼的反作用力
矩相互抵消的直升机。
为了减少两旋翼间相互干扰，
后旋翼安装位置较前旋翼稍高。
纵列式直升机机身较长，使用重心变化范围较大，但
其传动系统和操纵系统复杂，
前飞时后旋翼启动效率较低。横列式双旋翼直升机它由两副
旋翼沿机体横轴方向左
右排列，反向旋状使两副旋翼的反作用力矩相互抵消的直升机。一
般横列式直升机
带机翼，
左右旋翼对称地布置在机翼构架上。<
/p>
横列式直升机前飞行能较好，
但其结<
/p>
构复杂，结构尺寸大，重量效率低。带翼式直升机这种直升机安装有辅助翼，前飞
时辅助翼提供了部分升力使旋翼卸载，从而提高飞行速度，增加了航程，飞行性能
也得到了改善。
36.
<
/p>
直升机的飞行性能？直升机飞行性能分为垂直飞行性能和前飞行性能两类。垂
直飞行性能包括：在定常状态（作用在直升机上的力和力矩都处于平衡的、无加速
度运动的状态）时，不同高度的垂直上升速度，垂直上升速度为零所对应的极限高
度
，为理论静升限，也叫悬停高度。前飞行性能与固定翼飞机的飞行性能相似，包
括：平飞
速度范围、爬升性能、续航性能、自转下滑性能。
37.
直升机的操纵是怎么实现的？
直升机的操纵系统直升机的操纵系统是指传递操
纵指令、
进行总
距操纵、
变距操纵和脚操纵
(
或航向操纵
)
的操纵机构和操纵线
路。
通过总距操纵来实现直升机的升降运动；通过变距操纵来实现直升机的前后左右运<
/p>
动；通过航向操纵来改变直升机的飞行方向。
（
< br>1
）总距操纵总距操纵（又称总桨距
—油门操纵）用来操
纵旋翼的总桨距，使各片桨叶的安装角同时增大或缩小，从而
改变拉力的大小。当拉力大
于直升机重力时，直升机就上升；反之，直升机就下降。
（
2<
/p>
）
变距操纵变距操纵通过自动倾斜器使桨叶的安装角周期改变，<
/p>
从而使升力周期
改变，并由此引起浆叶周期挥舞，最终导致旋翼锥
体相对于机体向着驾驶杆运动的
方向倾斜。由于拉力基本上垂直于桨盘平面，所以拉力也
想驾驶杆运动方向倾斜，
从而实现纵向及横向运动。
（
3
）脚操纵脚操纵是用脚蹬操纵尾桨的总桨距，从而改
< br>变尾桨的推力的大小，实现航向操纵。当尾桨的推力改变时，此力对直升机重心的
力矩与旋翼的反作用力矩不再平衡，直升机绕立轴转动，是航向发生改变。
38.
直
升机的操纵性和稳定性
?
直升机操纵性是指直升机的运动状态对
驾驶员操纵
动作的反应能力。驾驶员通过操纵驾驶杆的纵向或横向位移，来改变自动倾斜
器的
倾斜角，
以实现纵向和横向力矩操纵。
直升机的稳定性是指直升机受到扰动后能够
自己恢复其原
来状态的能力。
通常分为静稳定性和动稳定性。
（一般情况下，
直升机
受到扰动后偏离原来的平衡状态，当扰动消失后，直升机
的运动状态可能会出现以
下
4
种情况：
非周期衰减运动
——
动稳定；
非周期发散运动
——
动不稳定；
周
期减幅运动
——
动稳定；周期增幅运动
——
动不稳定。此外，还可能有非常
周
期中性运动和周期等幅运动。
）
第三章
1.
发动机的分类及特点？飞行器发动机的种类很多，其用途也各不相同。目前飞行器
上所用发动机有两大类：活塞式发动机和喷气式发动机。按发动机产生推力原理的
不同和发动机工作原理的不同将发动机分为
4
类：
活塞式发动机、
空气喷气发动机、
火箭
发动机、组合发动机
。活塞式发动机是一种把燃料的热能转化
为带动螺旋桨
或旋翼转动的机械能的发动机。不能直接产生使飞行器前进的推力或拉力，
而是通
过带动螺旋桨转动而产生推力。喷气式发动机利用低速流入发动机的工质（空气或
燃料）经燃烧后以高速向后喷出，直接产生向前的反作用力，来推动飞行器前进。
空气喷气发动机、火箭发动机和组合发动机都属于这种类型。
（
1.
空气喷气发动机
是利用大气层中的空气，
与所携带的燃料燃烧产生高温气体，它依赖于空气中的氧
气作为氧化剂。因此只能作为航
空器的发动机（分为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发
动机、涡轮螺桨发动机、涡轮桨扇发动
机、涡轮轴发动机和冲压喷气式发动机等类
型）
。火箭发动机不
依赖于空气而工作，完全依靠自身携带的氧化剂和燃料产生高
温、高压气体，因此可以在
高空和大气层外使用，若按形成喷漆刘动能的能源的不
同，可分为化学火箭发动机和分化
学火箭发动机。组合发动机是指两种或两种以上
不同类型发动机的组合。
）
2.
活塞式发动机的主要组成
？活塞式航
空发动机是一种燃烧汽油的往复式内燃机。
它带动螺旋桨高速转动而产生推力，主要由气
缸、活塞、连杆、曲轴、进气活门和
排气活门等组成。气缸是
发动机的工作腔，油气混合气体在气缸内燃烧，产生高温
高压燃气推动活塞作直线运动，
并带动曲轴旋转。
活塞用于承受油气混合气体在
燃烧时所产生的燃气压力，并将燃料燃烧后的内能转变为活塞运动的机械能。连杆
将活塞和曲轴连接在一起，用于传递活塞和曲轴之间的运动。曲轴将活塞的往复运
动
变成自身的旋转运动，并带动螺旋桨转动，使发动机产生推力。
3.
活塞式发动机的工作原理
？活塞顶部
在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近
的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫
活塞冲程。活塞在气缸内要经过四个
冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气
冲程。在进气行程，活塞从上
死点运动到下死点，进气活门开放而排气活门关闭，雾化了
的汽油和空气的混合气
体被下行的活塞吸人气缸内。在压缩行程，活塞从下死点运动到上
死点，进气活门
和排气活门都关闭，混合气体在气缸内被压缩．在上死点附近，由装在气
缸头部的
火花塞点火。在膨胀行程，混合气体点燃后，具有高温高压的燃气开始膨胀，推
动
活塞从上死点向下死点运动。在此行程，燃烧气体所蕴含的内能转变为活塞运动的
机械能，并由连杆传给曲轴，成为带动螺旋桨转动的动力。所以膨胀行程也叫做功
行程。在排气行程，活塞从下死点运动到上死点，排气活门开放，燃烧后的废气被
< br>活塞排出缸外。当活塞到达上死点后，排气活门关闭，此时就完成了四个行程的循
环。
4.
涡轮喷气发动机的组成及其各部分的功用？由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加
力
燃烧室、尾喷管、附件传动系统和附属系统等组成。进气道系统（整流）整理进
入发动机
的气流，
消除旋涡，
保证在各种工作状态下都能供给发动机所需
的空气量；
将高速气流逐渐降下来，尽量将动能转变为压力势能，保证压气机有良好的工
作条
件压气机（增压）提高进入发动机燃烧室的空气压力。利用高速旋转的叶片对空气<
/p>
做功。压气机有离心式和轴流式两种，故涡轮喷气发动机又可分为离心式涡轮喷气
发动机和轴流式涡轮喷气发动机。燃烧室燃料与高压空气混合燃烧的地方
燃烧室
主要由火焰筒、喷嘴、涡流器和燃烧室外套等组成。涡轮
将燃烧室出口的高温、高
压气体的能量转变为机械能；涡轮的机械能以轴功率的形式输出
,
驱动压气机、风
< br>扇、
螺旋桨和其他附件。
加力燃烧室
(F-15
对战斗机
)
发动机的推
力与涡轮前燃气的
温度有关，涡轮前燃气温度越高，推力越大但涡轮叶片材料耐热性的局
限，使得采
用提高燃气温度加大推力较困难。加力燃烧室是飞机突破音速的主要手段尾喷
管整
理燃烧后的气流燃气膨胀，加速喷出产生推力
,
一般由中介管和喷口组成
.
(
< br>中介管
在涡轮后由整流锥和整流支板组成，起整流作用。喷口一般采用收敛形，有
时也采
用超声速喷管
)
。附属系统和附
件传动系统要保证涡轮喷气发动机正常工作，单有
上述主要部件还不够，还需要一些保证
发动机正常工作的附属系统，如燃油系统、
调节系统等，
这些系
统中又有许多称为发动机附件的器件，
如燃油系统中的燃油泵、
燃油滤、各种开关和阀门等
5.
<
/p>
涡轮风扇发动机的结构有何特点
?
适用于
什么速度范围？它最大的优点是什么？涡
扇发动机在涡桨发动机的基础上发展起来的。把
螺旋桨的直径大大缩短，增加桨叶
的数目和排数，并将所有的桨叶叶片包在机匣内。涡扇
发动机的结构和涡喷发动机
的很相似，不同的是在此基础上增加了风扇和驱动风扇的低压
涡轮。
(
涡轮分为高
压涡轮和低压涡轮
，高压涡轮带动压气机转动，低压涡轮带动风扇转动。风扇将吸
入的空气进行压缩，压缩
的气流分为两股，一股经过外通道向后流去，经喷管加速
排出，
这股气流所经过的通道称为外涵道。
另一股气流与普通涡轮喷气发动机相同，
经过压气机，
进入燃烧室和涡轮后由尾喷管排出，
这股气流通过的通道称为内涵道
.
涵道比：外股气流与内股气流
流量之比。对发动机耗油率和推重比有很大影响。涡
扇引擎最适合飞行速度
400
至
1,000
公里时
使用。
涡扇发动机排出的燃气速度较低，
燃气射流动能损失小，
在亚声速飞行时有较好的经济性。涡扇发动机的风扇可吸入
大量空气，虽然燃气喷出速度
下降，但在燃油量一定的情况下，推力增加，因此发
动机效率高。涡扇发动机的排气速度
小，对降低噪声有利，适用于民航机。试述发
展方向民用：高涵道比、高涡轮前温度、高
增压比
;
军用：低涵道比的加力发动机
6.
冲压发动机的工作原理。它为什
么不能单独使用？冲压发动机没有专门的压力机
,
依靠飞行器高
速飞行时的相对气流进入发动机进气道后减速，将动能转化为压力
能，从而使空气静压提
高的一种空气喷气发动机。组成——进气道（扩压器）
、燃
<
/p>
烧室、尾喷管
..
冲压发动机压缩空气的
方法是，在进气道中将高速气流经过一系列
的激波将速度停滞下来，气流的动能转变为压
力能，提高空气压力。减速增压后的
气流在燃烧室与燃油混合、燃烧，产生高温高压燃气
，然后经尾喷管喷出而产生推
力；由于冲压发动机在静止时不产生推力，因此要靠其他动
力装置将其加速，达到
一定速度后才能正常工作，所以冲压发动机通常和其他发动机组合
使用，形成组合
动力装置。现代冲压发动机按飞行速度可分为亚声速、超声速和高超声速
冲压发动
机。冲压发动机的特点：构造简单，质量轻，推重比大，成本低，高速状态
(Ma>2)
下，经济性好，耗油率低；低速时推力小、耗油率高，
静止时不能产生推力，不能
自行起飞；对飞行状况的变化敏感，工作范围窄（
Ma=0.5~6
，高度
0~40km
）
。常用
于靶机和飞航式战术导弹，也可用作高超
声速飞行器的动力装置。冲压发动机产生
的推力与进气速度有关。飞行速度越大，冲压越
大，因而产生的推力也就越大，因
此冲压发动机较适合于高速飞行。在低速飞行时冲压作
用小，压力低，经济性差。
第五章
1.
对飞行器结构的一般要求是什么
？飞行器结构是飞行器各受力部件和支撑构件的
总称。结构要承受内部承重、动力装置和
外部空气动力引起的载荷，装载内部人员
和设备，并提供人员和设备的工作空间。由于飞
行器各部分的功用不同，因此对每
个部分的要求也不同，其结构上也有各自的特点，但它
们又都是某一整体的组成部
分，也有许多共同的地方。
（
1
）空气动力要求结构应满足飞行性能所要求的气动外
形和表面质量（
2
）重量和强度、刚度要求在满足强度
、刚度和寿命的条件下重量
尽量轻（
3
）使用维护要求结构便于检查、维护和修理，易于运输、储存和保管（
4
）
工艺和经济性要求在一定生产条件下要求工艺简单、制造方便、生产周期短、
成本
低对；飞行器结构材料的要求：比强度大、比刚度大；耐高温、低温性能；抗腐蚀、
耐老化能力；断裂韧性、抗疲劳性；易加工性，资源丰富，价格低
2.
飞机的组成有哪几大部件和
哪些系统？飞机由机身、机翼、尾翼、起落装置、动力
装置等五大部件组成，通过机载设
备、燃油系统、电气系统、操纵系统等构成飞机
的全部。机身：
提供内部装载空间，
是其它部件的安装基础。
机翼：
主要提供升力，
内部装载，作为起落架、发动机
等其它部件的安装基础。尾翼：提供平衡气动力，
操纵力和力矩。起落装置：飞行器起飞
、着陆和停放用的部件。动力装置：为飞行
器提供动力，推动飞行器前进
3.
飞机结构中翼梁、翼
肋、桁条和蒙皮分别起什么作用？机翼的基本受力构件包括纵
向骨架、横向骨架和蒙皮。
纵向骨架有翼梁、纵墙和桁条。横向骨架有普通翼肋和
加强翼肋。翼梁：最强有力的纵向
构件，承受大部分的弯矩和剪力；纵墙：结构和
翼梁差不多，主要承受剪力，承受弯矩很
小；桁条：支撑蒙皮，提高蒙皮的承载能
力，将气动力传给翼肋。普通翼肋：支撑蒙皮，
维持翼型，把蒙皮和桁条的力传给
翼梁；加强翼肋：在有集中载荷的地方对普通翼肋加强
就获得加强翼肋，除普通翼
肋作用外，承受集中力。蒙皮：承受局部气动载荷，形成和维
持机翼的气动外形，
将气动力传给桁条和翼肋；与翼梁纵墙的腹板形成闭室承受扭矩
.
4.
前三点
式起落架与后三点式起落架相比有哪些优缺点？“前三点式”起落架主要优
点：
前轮远离飞机重心，
允许强烈制动，
有利于缩短
滑跑距离；
飞机着陆容易操纵，
滑跑时方向稳定性好；飞机机身
轴线与地面基本平行，可避免发动机喷出的燃气烧
坏跑道；飞行员视界较好。缺点是前起
落架承受的载荷大，构造复杂，结构较重。
前轮会产生摆振现象，所以需要加装减摆装置
。
“后三点式”起落架的优点是：在
飞机上易于装置尾轮，结构
简单，尺寸、质量都较小；着陆滑跑时迎角较大，可利
用较大阻力进行减速，缩短滑跑距
离。缺点是：在达速度滑跑时，遇到前方撞击和
强烈制动，
容易
发生倒立，
因此一般着陆不允许强烈制动，
从而导致滑跑距离增
加；
起飞着陆操纵困难，滑行稳定性差；在停机、起陆滑跑时，机身仰起，因而向下的<
/p>
视界不好。
第二章
1.
航空器的飞行环境是对流层和平流层。
2.
< br>飞行环境包括大气飞行环境和空间飞行环。飞行环境对飞行器的结构、材料、机载
设备和飞行性能都有着非常重要的影响。空间飞行环境包括自然环境和诱导环境。诱
导环
境指航天器或某些系统工作时诱发的环境，如失重、振动、冲击等。空间飞行环