飞行原理整理
机翼表面积冰(雪、霜)对飞机飞行性能的影响：升力系数曲线斜率减小、同一迎角的阻力系数增大、同一迎角升阻比和最大升阻比减小、临界迎角、最大升力系数减小。 失速：当迎角大于临界迎角时，升力系数急剧下降，阻力系数急剧增加。
飞行马赫数：前方来流的速度v (即飞机相对气流的速度)与当地音速a之比。 局部马赫数：、局部真速与局部音速之比。 临界马赫数：产生局部激波的M数。
高亚音速飞机飞行时存在的问题：可能会产生局部激波。
高亚音速飞机的气动外形特点：亚音速飞机的飞行马赫数一定要小于飞机的临界马赫数。 在高亚音速飞行的飞机上，通过在气动外形设计上改善飞机的跨音速空气动力特性，减小波阻，使之能很快通过跨音速区域进人超音速飞行。 高速飞机气动外形变化的主要目的：提高临界马赫数、改善飞机的跨音速空气动力特性和减小波阻。
改善原理：采用薄翼型（气流加速比较缓慢，超音速气流的膨胀加速也比较平缓，局部激波的位置靠后，可以缓和激波诱导的附面层分离）。 后掠机翼、翼刀。
超音速气流速度与截面积、密度（压强）的关系：由连续性定理，在同一流管内，速度增加，空气密度减小。在超音速时，密度的减小量大于速度的增加量，故加速时要求截面积增大。
因此，M>1时，流管扩张，流速增加，流管收缩，流速减小。要想获得超音速气流，截面积应该先减后增。
飞机各部件、燃料、乘员、货物等重力的合力，叫飞机的重力。飞机重力的着力点叫做飞机重心。
重心的前后位置常用重心在某一特定翼弦上的投影到该翼弦前端的距离，占该翼弦的百分数来表示。
Xt 纵轴，平行于机身轴线，指向机头。
Yt 立轴，飞机对称面内，垂直于Xt ，指向座舱上方。 Zt 横轴，垂直于飞机对称面，指向右翼。
绕横轴（OZ轴）的转动称为俯仰转动 、绕纵轴（OX轴）的转动称为滚转、绕立轴（OY轴）的转动称为偏航。
飞行中，飞机的机翼、机身、尾翼等部件都承受着空气动力的作用，所有作用在飞机上的外力与力矩之和为零的飞行状态，称为平衡状态。 飞机处于平衡的飞行状态，速度的大小和方向都不随时间改变。这种飞行状态也叫做定常飞行。
飞机俯冲到轨迹最低位置时，飞机的升力达到最大值：Y=G+Fn
相对横轴(OZ轴)——俯仰平衡：飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零，迎角不变。俯仰力矩主要有: 机翼产生的俯仰力矩、水平尾翼产生的俯仰力矩、拉力（或推力）产生的俯仰力矩。 机翼产生的俯仰力矩的大小最终只取决于飞机重心位置、迎角和飞机构型。
相对立轴(OY轴)——方向平衡：飞机的方向平衡是指作用于飞机的各偏转力矩之和为零，侧滑角不变或侧滑角为零。侧滑是指相对气流方向与飞机对称面不一致的飞行状态。偏转力
?矩主要有: 两翼阻力对重心产生的偏转力矩、垂尾侧力对重心产生的偏转力矩、双发或多发飞机拉力产生的偏转力矩。
相对纵轴(OX轴)——横侧平衡：飞机的横侧平衡是指作用于飞机的各滚转力矩之和为零，坡度不变。滚转力矩主要有:两翼升力对重心产生的滚转力矩、螺旋桨反作用力矩对重心产生的滚转力矩。
影响俯仰平衡的主要因素：加减油门、收放襟翼、收放起落架、重心变化。飞行员可利用偏转升降舵产生的俯仰操纵力矩来平衡俯仰力矩以保持俯仰平衡。 影响方向平衡的主要因素：一边机翼变形导致两侧阻力不同、两侧发动机工作状态不同以及螺旋桨副作用影响等。飞行员可利用偏转方向舵产生的方向操纵力矩来平衡偏转力矩以保持方向平衡。
影响飞机横侧平衡的因素： 一边机翼变形导致两侧升力不同、油门改变和重心移动等。飞行员可利用偏转副翼产生的横侧操纵力矩来平衡滚转力矩以保持横侧平衡。 载荷系数是为了说明各种飞行状态下飞机的受力情况而引入的一个无量纲系数。载荷系数也称为飞机的过载，用字母n来表示。
巡航飞行即平飞，是指飞机作等高、等速不带倾斜和侧滑的直线飞行。平飞是运输机的一种主要飞行状态。 最大平飞速度：一般是指在发动机满油门状态下，飞机做水平直线飞行时所能达到的最高稳定平飞速度。
最小平飞速度：飞机维持水平飞行的最低稳定速度。
将平飞最小速度与平飞最大速度随高度的变化绘在同一坐标系下，得到的曲线称飞行包线。 飞机起飞过程是指飞机从起飞线开始滑跑，加速到抬起前轮，继续加速到飞机离地，最后爬升越过安全高度点为止所经历的整个过程。 飞机起飞过程分为起飞滑跑、拉起（离地）、空中加速爬升三个阶段。
离地姿态增大、放襟翼起飞，都使离地速度减小。保持同一表速抬前轮，机场高度和气温增加，将使离地真速增大。 飞机从通过安全高度下滑，平飞减速，接地滑跑直至完全停止下来所经历的整个过程叫着陆。 飞机的着陆过程一般可分为五个阶段：下降、拉平、平飞减速、飘落接地和着陆滑跑。 水平转弯是指飞机在水平面内连续改变飞行方向的曲线运动。 为获得飞行高度，飞机沿倾斜向上的直线等速上升叫做等速爬升。 等速下滑是指飞机在零推力状态下，沿直线等速下降的运动。 Y?Y?Wcos??0；X?P?X?Wsin??0
Y?Wcos?
等速爬升时，所需的升力小于飞机重力，而所需要的推力却大于飞行的阻力。发动机的可用推力大于飞行的需用推力时，飞机才能进行等速爬升，飞机的重量越轻，剩余推力越大，可以选择的飞机的爬升角越大。
升阻比越大，下降时的下滑角越小，在下降高度一定时，下降的距离就越长。 在机翼上安装增升装置的目的是在较低速度下得到较大的升力，降低飞机起飞着陆速度，改善飞机起飞着陆性能，提高飞机起飞着陆的安全性。
后退襟翼：在下偏的同时向后滑动，和简单襟翼相比，增大了机翼弯度也增加了机翼面积，从而使升力系数以及最大升力系数增大更多，临界迎角降低较少。
?M E 前缘襟翼位于机翼前缘。前缘襟翼放下后能延缓上表面气流分离，能增加翼型弯度，使最大
升力系数和临界迎角得到提高。
前缘缝翼位于机翼前缘，在大迎角下打开前缘缝翼，可以延缓上表面的气流分离，从而使最大升力系数和临界迎角增大。在中小迎角下打开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。 后退开缝襟翼结合了后退式襟翼和开缝式襟翼的共同特点，效果最好，结构最复杂。下翼面气流经开缝流向上翼面，在下偏的同时向后滑动。 克鲁格襟翼不使用时紧贴机翼前缘下表面，形成机翼外表面；使用时作动筒向外伸出推开克鲁格襟翼，使其绕前面的转轴转动，向前下方打开。