一
飛機(jī)之所以能飛，是因?yàn)樗艿搅丝諝鈩?dòng)力的作用，而升力便是空氣動(dòng)力的一個(gè)向上的分力。飛行的夢(mèng)想，便從升力開始。
飛機(jī)飛行時(shí)，有些氣流經(jīng)過(guò)機(jī)翼上部，有些要經(jīng)過(guò)下部。機(jī)翼的上緣弧度比下緣弧度要大，即氣流經(jīng)過(guò)上緣的路程比下緣要長(zhǎng)。這樣一來(lái)，機(jī)翼上部氣流流速較快，壓力較?。幌虏繗饬髁魉佥^慢，壓力較大。正是由于這種上下的壓力差，升力和空氣動(dòng)力便產(chǎn)生了。所以飛機(jī)起飛前所做的高速滑跑就是為了加快機(jī)翼表面的氣流流速，以提供壓力差。飛機(jī)起飛時(shí)，大多是逆風(fēng)起飛，這樣與氣流的相對(duì)速度會(huì)增大，升力也會(huì)增大。而如果順風(fēng)起飛的話，風(fēng)的氣流會(huì)與滑行時(shí)所產(chǎn)生的氣流相抵消，飛機(jī)一起飛便會(huì)失去升力，從而進(jìn)入失速狀態(tài)。
失速是航空器的一種極其危險(xiǎn)的狀態(tài)。失速并不是指飛機(jī)失去速度，而是指升力小于飛機(jī)重力時(shí)產(chǎn)生急速下降的情況。飛機(jī)飛行時(shí)，機(jī)翼與氣流會(huì)形成一個(gè)夾角，稱為攻角（又稱迎角）。飛機(jī)當(dāng)前攻角大于臨界攻角（一般為18～20度）時(shí)，高速氣流就不再穩(wěn)定，逐漸與機(jī)翼相分離，升力也就逐漸消失。飛機(jī)在高空失去升力后，速度下降，高度也會(huì)因自重而下降，此時(shí)如果能冷靜地控制住飛機(jī)，飛機(jī)則會(huì)在墜落時(shí)重新獲得與氣流的相對(duì)速度，從而恢復(fù)平飛。這種擺脫失速狀態(tài)的行為，稱為改出。戰(zhàn)斗機(jī)在某些情況下失速后會(huì)以螺旋形軌跡墜向地面，又稱尾旋。只有在兩機(jī)翼于不同時(shí)間失速后，才會(huì)進(jìn)入尾旋。飛機(jī)失速進(jìn)入尾旋時(shí)，迎角為20～75度，且不斷做滾轉(zhuǎn)和俯仰運(yùn)動(dòng)。在尾旋狀態(tài)下，飛機(jī)的旋轉(zhuǎn)半徑僅為10米左右。尾旋狀態(tài)下飛機(jī)的墜落速度極快，通常只要幾秒鐘就能墜落幾千米。在這種情況下改出就變得極為困難。
上述的失速情況為大迎角失速。第二種失速情況為飛機(jī)當(dāng)前速度大于速度上限，翼面氣流流速已無(wú)法提供升力。減小飛機(jī)迎角后，可重新獲得升力，繼續(xù)保持平飛。
軍用飛機(jī)失速導(dǎo)致的事故很常見。但是，現(xiàn)在的戰(zhàn)機(jī)隨著性能的提升，改出失速也較為容易。人們已研究出多種過(guò)失速機(jī)動(dòng)，在航展上也專門有改出尾旋的表演。即使有這些改出的方法，我們也不能忽略這個(gè)安全隱患。
關(guān)于升力，有一個(gè)較為簡(jiǎn)單的公式，即：Y=1/2pCSv^2
其中ρ為大氣密度，符號(hào)為千克每立方米；C為升力系數(shù)，由機(jī)翼結(jié)構(gòu)決定；S為翼面積，符號(hào)為平方米；v為相對(duì)速度，符號(hào)為米每秒。關(guān)于它有一個(gè)通俗易懂的推導(dǎo)：氣體分子撞擊側(cè)壁時(shí)，具有一定的動(dòng)能，這稱為動(dòng)壓。根據(jù)動(dòng)能定理，氣體分子的動(dòng)能應(yīng)為質(zhì)量乘以速度的平方再除以二，而空氣為流體，不考慮體積，所以用密度ρ來(lái)表示。這樣一來(lái)，動(dòng)壓便計(jì)算了出來(lái)，在乘以翼面積，便是壓力差。此種解釋并不是真正的升力推導(dǎo)過(guò)程，不過(guò)卻可以清楚得解釋升力產(chǎn)生的原因。要想真正地解釋升力，還要涉及流體力學(xué)的大量計(jì)算。
在擁有動(dòng)力的同時(shí)，還伴隨著阻力的產(chǎn)生。航空器受到的阻力大致可以分為五種。第一是摩擦阻力，氣流流經(jīng)機(jī)翼時(shí)，會(huì)與機(jī)翼發(fā)生摩擦；第二是壓差阻力，氣流從物體上下表面流過(guò)時(shí)，習(xí)慣在尾部匯合。而如果沒有匯合，尾部便會(huì)形成一片類似真空的區(qū)域，此時(shí)的阻力會(huì)非常的大，而如果采用流線型設(shè)計(jì)，壓差阻力便會(huì)非常的小；第三是誘導(dǎo)阻力，機(jī)翼產(chǎn)生升力時(shí)，在尾部會(huì)形成一個(gè)渦流，誘導(dǎo)阻力由此產(chǎn)生。此外還有干擾阻力，飛機(jī)飛行時(shí)，機(jī)身上的其他部件也會(huì)或多或少地產(chǎn)生阻力，這便是干擾阻力。最后是激波阻力，飛機(jī)在超音速飛行時(shí)，會(huì)與空氣劇烈摩擦，產(chǎn)生熱量，導(dǎo)致機(jī)械能損失，這又稱波阻。
現(xiàn)代的戰(zhàn)斗機(jī)大多可以進(jìn)行超音速飛行。飛機(jī)的飛行速度一般用馬赫數(shù)來(lái)衡量。馬赫是飛行速度和當(dāng)時(shí)飛行的聲速的比值，符號(hào)為M。一馬赫約為340米每秒，1225千米每小時(shí)。M小于1時(shí)為亞聲速，M小于0.3時(shí)為不可壓縮流，即流體密度不隨壓力的變化而變化。M大于0.8小于1.2時(shí)為跨聲速，大于1.2小于5時(shí)為超聲速，M大于5時(shí)為超高聲速。超高聲速只有在接近大氣層時(shí)才能達(dá)到。飛機(jī)在超音速飛行時(shí)，要先突破音障，它是指飛機(jī)接近音速時(shí)出現(xiàn)激波以及局部超音速區(qū)，阻力增大，易出現(xiàn)激波失速。具有后掠翼或大推力發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)可輕而易舉地突破音障。突破音障時(shí)產(chǎn)生的錐形氣團(tuán)（音錐）稱為音爆。高速飛行的另一大障礙是“熱障”。戰(zhàn)斗機(jī)超音速飛行時(shí)可產(chǎn)生100～300℃的高溫，能嚴(yán)重?zé)龤эw機(jī)表面的蒙皮或內(nèi)部的電子元器件。若想突破熱障，則需升級(jí)冷卻系統(tǒng)或?qū)⒚善じ臑殇摬幕蜮伜辖鹨约捌渌囊恍?fù)合材料。航天飛機(jī)和火箭一般采用燒蝕材料。材料汽化后可吸收表面大量的熱量。
軍用飛機(jī)還要承受一定的過(guò)載。飛機(jī)上的空氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力的合力與飛機(jī)重力之比稱為過(guò)載，符號(hào)為g?？沙惺艿倪^(guò)載越大，飛機(jī)受力越大，機(jī)動(dòng)性也越出色。如果過(guò)載過(guò)大，飛機(jī)往往要承受幾倍于自身重力的力，對(duì)飛行員的血液供應(yīng)有著極大影響。飛行員承受正過(guò)載時(shí)，機(jī)翼升力大于重力，g大于1，血液自身體上部流向下部。這時(shí)飛行員腦供血不足，易出現(xiàn)黑視，即眼前漆黑一片，暫時(shí)失明，若馬上擺脫這種狀態(tài)，視力就會(huì)逐漸恢復(fù)。飛行員承受負(fù)過(guò)載時(shí)，升力小于重力，此時(shí)飛機(jī)處于俯沖、倒飛或改出狀態(tài)，血液從下至上。飛行員所能承受的最大過(guò)載為7～10g。
由此看來(lái)，要想安穩(wěn)地飛行，還不是那么容易的。
二
要想實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)的飛行，一對(duì)好的機(jī)翼是不可或缺的，同時(shí)還要擁有一些控制飛機(jī)姿態(tài)的部件。
機(jī)翼主要由蒙皮、骨架和接頭組成。其中骨架又分為縱向骨架和橫向骨架。縱向骨架包括翼梁、桁架和縱檣組成，沿翼展方向布置。翼梁和縱檣承受大部分的力，材料均為鋁合金或合金鋼，部分縱檣可后接襟翼。桁架則緊貼蒙皮，也可承載部分力。橫向骨架及翼肋，可傳導(dǎo)力，并保持機(jī)翼剖面的形狀，不讓它因受力過(guò)大而變形。橫向和縱向骨架相互交錯(cuò)，形成機(jī)翼的主體，外層再包上蒙皮，這樣機(jī)翼的氣動(dòng)外形就出來(lái)了。一些飛機(jī)還裝有襟翼和邊條。襟翼在平時(shí)是收起狀態(tài)，打開后可增加機(jī)翼上緣的弧度和長(zhǎng)度，從而增大升力。大型飛機(jī)打開襟翼后升力系數(shù)可提升80%。邊條和機(jī)身融為一體，多置于機(jī)翼前緣。增加了邊條后，飛機(jī)的穩(wěn)定性增加，升力也有所提升。裝有邊條的飛機(jī)飛行時(shí)，氣流不易與機(jī)身分離，從而能有效地避免失速（包括空氣的任何流體都具有抗剪切力的性質(zhì)，稱為黏性，黏性系數(shù)減小時(shí)，氣流開始分離，飛機(jī)易失速）。除了上述的機(jī)翼分類之外，普通機(jī)翼還可分為上單翼、中單翼和下單翼。上單翼指的是機(jī)翼安裝在機(jī)身稍靠上的位置（側(cè)視），離地面較遠(yuǎn)，中單翼安裝在中部，而下單翼就很接近地面了。同時(shí)，飛機(jī)的機(jī)翼還會(huì)有一定的上反角，一般不會(huì)超過(guò)7度。上反角的作用是飛機(jī)飛行時(shí)如果出現(xiàn)側(cè)滑現(xiàn)象時(shí)，迎向側(cè)滑方向的一側(cè)機(jī)翼的迎風(fēng)面積以及迎角就會(huì)比另一側(cè)機(jī)翼要大很多，這就會(huì)使飛機(jī)產(chǎn)生反向側(cè)滑的力量，即達(dá)到迅速修正側(cè)滑的目的。所以飛機(jī)的上反角是為了使飛機(jī)具備自動(dòng)修正飛行姿態(tài)異常的功能而設(shè)計(jì)的。上反角為負(fù)時(shí)，就是下反角。軍用飛機(jī)還會(huì)有一定的后掠角，即機(jī)翼前緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角。后掠翼式飛機(jī)的后掠角都很小，有利于高速飛行。后掠角也起到修正姿態(tài)及航向的作用。
展弦比是衡量戰(zhàn)機(jī)性能的一個(gè)重要參數(shù)。展弦比是指飛機(jī)的翼展與平均翼弦之間的比值。翼展是指機(jī)翼左右翼尖之間的長(zhǎng)度，翼弦即機(jī)翼沿機(jī)身方向的弦長(zhǎng)，或者說(shuō)翼弦是在機(jī)翼橫剖面中，機(jī)翼前緣至后緣的距離。展弦比越小，飛機(jī)受到的阻力就越小。大部分戰(zhàn)斗機(jī)的展弦比都較小。
為了控制飛機(jī)的姿態(tài)及航向，飛機(jī)還要有副翼，水平尾翼和垂直尾翼，其中垂直尾翼又稱方向舵。副翼和水平尾翼都可以控制飛機(jī)的升降以及俯仰姿態(tài)。而副翼還有一個(gè)作用，就是控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)，即轉(zhuǎn)向作用。副翼位于機(jī)翼后緣，可上下偏轉(zhuǎn)。左側(cè)副翼上偏，右側(cè)副翼下偏，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，反之向右滾轉(zhuǎn)。滾轉(zhuǎn)的實(shí)際原理就是兩側(cè)機(jī)翼升力不同，導(dǎo)致機(jī)身順時(shí)針或逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)。垂直尾翼雖然稱為方向舵，但是在飛行中它并不起轉(zhuǎn)向作用，而是為了修正航向，保持直線飛行，防止受側(cè)風(fēng)影響而偏航。垂直尾翼的另一個(gè)作用是在飛機(jī)滑行時(shí)提供轉(zhuǎn)向功能。
控制好這些部件，戰(zhàn)機(jī)就可以平穩(wěn)飛行，還可以做出各種高難度的機(jī)動(dòng)。
三
光有機(jī)翼還不行。要有合理的氣動(dòng)布局，戰(zhàn)斗機(jī)的性能才優(yōu)異。
通俗地說(shuō)，氣動(dòng)布局就是機(jī)翼該放哪里的問(wèn)題，它對(duì)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性有著很大影響?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的氣動(dòng)布局主要分為常規(guī)布局、變后掠翼布局、鴨式布局、三翼面布局和無(wú)尾布局五種。
常規(guī)布局即現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)普遍采用氣動(dòng)布局。在常規(guī)布局中，垂直尾翼和水平尾翼均位于飛機(jī)尾部，機(jī)翼在飛機(jī)中段。垂直尾翼和水平尾翼都起到穩(wěn)定的作用。美國(guó)90%以上的作戰(zhàn)飛機(jī)都采用常規(guī)布局。
一些常規(guī)布局的飛機(jī)有時(shí)很難突破音障。變后掠翼氣動(dòng)布局就是專為解決這種問(wèn)題而設(shè)計(jì)的。變后掠翼氣動(dòng)布局的特點(diǎn)是可以調(diào)節(jié)機(jī)翼的后掠角，即翼展是可以變化的。超音速飛行時(shí)，后掠角變小，展弦比變小，阻力也變小，飛機(jī)獲得較好的超音速飛行性能。在低空低速飛行時(shí)，機(jī)翼展開，展弦比變大，升力也變大，飛機(jī)隨即獲得較好的低速性能。變后掠翼技術(shù)最大的缺陷是這種獨(dú)特的結(jié)構(gòu)會(huì)使機(jī)身重量增大，且技術(shù)過(guò)于復(fù)雜。
有利于進(jìn)行超音速空戰(zhàn)的氣動(dòng)布局還有鴨式布局和三翼面布局。鴨式氣動(dòng)布局取消了水平尾翼，將機(jī)翼置于機(jī)尾，然后在飛機(jī)前部添加一對(duì)小翼，稱為鴨翼。鴨翼和機(jī)翼可同時(shí)產(chǎn)生升力，做大迎角飛行時(shí)不易失控。由于可以產(chǎn)生額外的升力，具有鴨式氣動(dòng)布局的飛機(jī)可以實(shí)施短距起降。例如在法國(guó)“戴高樂”號(hào)航母上服役的陣風(fēng)—M艦載戰(zhàn)斗機(jī)，可從公路或較短跑道上起飛的瑞典JAS-39“鷹獅”戰(zhàn)斗機(jī)等。采用三翼面布局的飛機(jī)其實(shí)就是在常規(guī)布局的基礎(chǔ)上添加一對(duì)鴨翼。這樣做的優(yōu)點(diǎn)是可以多出一對(duì)機(jī)翼來(lái)分擔(dān)翼載，使機(jī)動(dòng)性大增。
無(wú)尾布局分為無(wú)水平尾翼和無(wú)垂直尾翼兩種。無(wú)水平尾翼的戰(zhàn)斗機(jī)均只有一對(duì)三角形的機(jī)翼，稱為無(wú)尾三角翼。它的優(yōu)點(diǎn)是可給飛機(jī)減重，并可減小阻力，同時(shí)延長(zhǎng)使用壽命。不過(guò)缺點(diǎn)也很明顯：飛機(jī)的起降性能和穩(wěn)定性會(huì)大打折扣。無(wú)垂直尾翼的飛機(jī)均為飛翼布局，即把機(jī)身融合在兩個(gè)大機(jī)翼中。德國(guó)在二戰(zhàn)期間研制了多種飛翼布局的飛機(jī)，但都是試驗(yàn)型。使用最成功的飛翼飛機(jī)要數(shù)美國(guó)的B-2隱形轟炸機(jī)，它甚至取消了水平尾翼。這樣一來(lái)，飛機(jī)能獲得足夠的升力，可一直保持平飛。但是，由于沒有垂直尾翼，飛機(jī)的方向就不好控制，容易偏航，這一點(diǎn)德國(guó)人未能克服，而美國(guó)人卻成功地解決了這一難題。他們給B-2的副翼又添加了控制水平航向的功能。轉(zhuǎn)向時(shí)，展開一側(cè)的副翼，這時(shí)這一側(cè)的阻力就會(huì)增加，而另一側(cè)的阻力保持不變，這樣飛機(jī)就能轉(zhuǎn)向了。兩個(gè)副翼同時(shí)展開時(shí)，則可給飛機(jī)減速。上述過(guò)程中的原理其實(shí)就相當(dāng)于劃船轉(zhuǎn)向的原理。此外，使用推力矢量技術(shù)也能讓飛翼布局的飛機(jī)轉(zhuǎn)向。
如果要測(cè)試飛機(jī)的氣動(dòng)外形，就要用到風(fēng)洞。風(fēng)洞一種管狀大型實(shí)驗(yàn)設(shè)備，可人工產(chǎn)生氣流，模擬飛行時(shí)的狀態(tài)風(fēng)洞主要由洞體、驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)和測(cè)量控制系統(tǒng)組成。中間又分為實(shí)驗(yàn)段（包括穩(wěn)定段和收縮段）、擴(kuò)壓段和回流段（將氣流重新導(dǎo)回入口）或排出段。風(fēng)洞基本上可分為低速、高速和高超聲速三種。各種氣動(dòng)布局的優(yōu)缺點(diǎn)可以在風(fēng)洞中得以體現(xiàn)。
四
任何噴氣機(jī)都有一個(gè)致命的缺點(diǎn)：他們只有在擁有跑道的情況下才能起飛。而直升機(jī)則可在極端惡劣的情況下垂直起降。直升機(jī)具有良好的低空低速性能，可以貼地飛行或翻越山頭攻擊目標(biāo)。世界上第一架直升機(jī)名為“福克直升機(jī)”，由德國(guó)的?？私淌谟?937年發(fā)明。
直升機(jī)的主要部件是旋翼，它負(fù)責(zé)提供升力。旋翼由兩部分組成：槳葉和槳轂。槳轂套在發(fā)動(dòng)機(jī)主軸上。發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，槳轂帶動(dòng)槳葉旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生升力。位于直升機(jī)尾部的尾槳起到穩(wěn)定的作用，讓直升機(jī)一直保持較為平衡的姿態(tài)。
直升機(jī)一般有2～6片槳葉。槳葉由金屬材料或復(fù)合材料制成。氣流與槳葉剖面（翼弦）的夾角就是直升機(jī)的迎角。
槳轂分為鉸接式、半無(wú)鉸式、無(wú)鉸式和無(wú)軸承式四類。其中鉸接式槳轂有揮舞鉸、變距鉸和擺振鉸組成。直升機(jī)懸停時(shí)，需要旋翼來(lái)提供拉力；提速時(shí)，需要發(fā)動(dòng)機(jī)高速運(yùn)轉(zhuǎn)來(lái)減小阻力。提高發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速可以解決懸停和平飛時(shí)的問(wèn)題。但是，這會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)超負(fù)荷運(yùn)轉(zhuǎn)，容易在空中停車，引發(fā)航空事故。還有一種方法，就是調(diào)整槳葉之間的距離，即槳距。這可通過(guò)調(diào)節(jié)變距鉸來(lái)實(shí)現(xiàn)，同時(shí)也要稍微提升一下旋翼轉(zhuǎn)速。為減小槳葉受到的力，防止損毀，飛行員還可調(diào)節(jié)揮舞鉸。揮舞鉸隨槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)，會(huì)上下擺動(dòng)，保證直升機(jī)左右兩側(cè)的升力是對(duì)稱的、均勻的。直升機(jī)前進(jìn)時(shí)，機(jī)頭向前傾；倒飛時(shí)，機(jī)頭后仰，機(jī)尾向下；懸停時(shí)，保持水平穩(wěn)定狀態(tài)即可。
以上介紹的是帶有尾槳的單槳（單旋翼）直升機(jī)。此外還有雙旋翼直升機(jī)。雙旋翼分為兩種：分軸和共軸。顧名思義，分軸就是兩個(gè)旋翼是分開的。分軸雙槳翼可以是縱向排列的（例如美國(guó)的CH-47“支奴干”直升機(jī)），也可以是橫向排列的（例如美國(guó)的V-22“魚鷹”傾轉(zhuǎn)翼飛機(jī)）。共軸則指兩個(gè)旋翼都安裝在一根軸上。和單旋翼直升機(jī)相比，共軸直升機(jī)機(jī)動(dòng)性較好，操縱性高，升力較大，設(shè)計(jì)緊湊，大大減小了中彈的概率，且適合上艦服役。不過(guò)，共軸直升機(jī)上下的槳葉之間容易發(fā)生刮蹭，會(huì)磨損槳葉。雙旋翼直升機(jī)的兩個(gè)旋翼都是往相反的方向旋轉(zhuǎn)的，不需要尾槳來(lái)保持平衡。雙旋翼直升機(jī)（尤其是共軸直升機(jī)）即使尾部被擊傷，也可以保持正常飛行，而不像單旋翼直升機(jī)那樣會(huì)瞬間失去平衡。
由于直升機(jī)具有良好的低空性能，陸軍和海軍航空兵中就裝備了許多種類不同的直升機(jī)：武裝直升機(jī)、偵察直升機(jī)、反潛直升機(jī)、預(yù)警直升機(jī)等。為了使軍用直升機(jī)更加趨于完美，以后的軍用直升機(jī)設(shè)計(jì)會(huì)更偏向于減噪減震以及提升航程這兩大方面。
