1、由于直升機(jī)機(jī)體的側(cè)向 投影面積很大，機(jī)體在側(cè)飛時(shí)其空氣動(dòng) 力阻力特別大，因此直升機(jī)側(cè)飛速度通 常很小由于單旋翼帶尾槳直升機(jī)的側(cè) 向受力是不對稱的，因此左側(cè)飛和右側(cè) 飛受力各不相同向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛，旋翼拉力向后行槳葉一例的水平分量大于向前行槳葉一側(cè)的尾槳推力，直 升機(jī)向后方向運(yùn)動(dòng)，會(huì)產(chǎn)生與水平廢阻力面積越大飛行速度；由于直升機(jī)機(jī)體的側(cè)向 投影面積很大，機(jī)體在側(cè)飛時(shí)其空氣動(dòng) 力阻力特別大，因此直升機(jī)側(cè)飛速度通 常很小由于單旋翼帶尾槳直升機(jī)的側(cè) 向受力是不對稱的，因此左側(cè)飛和右側(cè) 飛受力各不相同向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛，旋翼拉力向后行槳葉一例的水平分量大于向前行槳葉一側(cè)的尾槳推力，直 升機(jī)向后方向；低速飛機(jī)的飛行阻力有摩擦阻力壓差阻力干擾阻力按飛機(jī)的飛行速度有亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)之分，亞音速飛機(jī)又分低速飛機(jī)飛行速度低于400公里小時(shí)和高亞音速飛機(jī)馬赫數(shù)為0809多數(shù)噴氣式飛機(jī)為高亞音速飛機(jī)超音速飛機(jī)是指飛機(jī)速度超過音速的飛機(jī)民用超音速飛機(jī)的代表是法國研制的“協(xié)；一般側(cè)飛是在懸?；A(chǔ)上實(shí)施 的飛行狀態(tài)其特點(diǎn)是要多注意側(cè)向力 的變化和平衡由于直升機(jī)機(jī)體的側(cè)向 投影面積很大，機(jī)體在側(cè)飛時(shí)其空氣動(dòng) 力阻力特別大，因此直升機(jī)側(cè)飛速度通 常很小由于單旋翼帶尾槳直升機(jī)的側(cè) 向受力是不對稱的，因此左側(cè)飛和右側(cè) 飛受力各不相同向后行槳葉一側(cè)側(cè)飛。
2、前面我們已經(jīng)探討廢阻力面積越大飛行速度了聲障效應(yīng)和噴管噴出的氣體的截面積壓力密度的關(guān)系收縮火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管，那么它所造成的聲障效應(yīng)也會(huì)成倍的增加但聲障有這樣的特點(diǎn)，就是在火箭的飛行速度接近聲速時(shí)，聲障效應(yīng)會(huì)以聲波的速度駐留在火箭的前方，造成阻礙火箭的阻力不斷的增加，并給與火箭周期性的作用力，形成振顫如果火箭；一個(gè)在下6點(diǎn)的拉桿把槳夾向上推那么增大了原來旋翼的角度所以產(chǎn)生的向下的力變大了，12點(diǎn)的向下拉，減小了旋翼角度那么向下的力減小，這時(shí)兩個(gè)旋翼受力不再平衡，右邊力大左邊力小那么直升機(jī)應(yīng)該向左飛，但是旋轉(zhuǎn)的旋翼遵循陀螺效應(yīng)，要順時(shí)針轉(zhuǎn)過90度產(chǎn)生效果，所以旋翼變成6點(diǎn)方向的力大于12點(diǎn)；平飛是直升機(jī)使用最多的飛行狀態(tài)，旋翼的許多特點(diǎn) 在乎飛時(shí)表現(xiàn)得更為明顯直升機(jī)平飛的許多性能決定于旋翼的空氣動(dòng)力特性，因此需要首 先說明這種飛行狀態(tài)下直升機(jī)的力和旋翼的需用功率平飛時(shí)力的平衡 相對于速度軸系平飛時(shí)，作用在直升機(jī)上的力主要有旋空拉力T，全機(jī)重力 G，機(jī)體的廢阻力 X身及；在保持飛行器重量不變的前提下，若阻力越小，升阻比自然越高當(dāng)這兩個(gè)參數(shù)達(dá)到平衡時(shí)，總阻力達(dá)到最小值，這是升阻比優(yōu)化的理想狀態(tài)廢阻力，源于空氣的粘性，與飛行速度的平方成正比，這是空氣動(dòng)力學(xué)中的基本原理然而，誘導(dǎo)阻力則不同，它源自于機(jī)翼設(shè)計(jì)，為了產(chǎn)生升力，飛機(jī)必須付出額外的能量這個(gè)；飛機(jī)作小迎角飛行時(shí)，表面摩擦阻力是飛機(jī)阻力的主要部分，為了減小阻力，希望翼面上的氣流保持層流流動(dòng)作大迎角飛行時(shí)，則要求延遲氣流的分離和防止失速亞音速飛機(jī)的最大飛行速度一般以臨界馬赫數(shù)飛機(jī)表面最大流速達(dá)到當(dāng)?shù)匾羲俚膩砹鱉數(shù)為限對飛機(jī)性能的主要要求是升阻比大，最大升力系數(shù)高在高。
3、廢阻力與速度的平方成正比，答案是B雖然保持相同升力，速度增大，迎角相應(yīng)減小，但要知道廢阻力是基本不受迎角影響的；這套變后掠系統(tǒng)使F14收到了很高的氣動(dòng)效益，在亞音速巡航時(shí)可以獲得遠(yuǎn)超過10的最大升阻比在M06可以達(dá)到15，此時(shí)對應(yīng)最大航時(shí)巡航，但因?yàn)樗俣容^慢，并不出現(xiàn)最大航程，而在超音速的零升阻力系數(shù)僅略超過004在3050米高度，09馬赫的條件下，F(xiàn)14A擁有超過600英尺秒的單位重量剩余功率，雖然單位重量剩余功率并；它比空氣重，又不能像鳥那樣扇動(dòng)翅膀，但是飛機(jī)卻能升入空中原來飛機(jī)機(jī)翼并不是平平伸展的，而是向上凸起一些，這樣當(dāng)飛機(jī)水平前進(jìn)時(shí)，迎面而來的氣流就在機(jī)翼上產(chǎn)生向上的升力，使飛機(jī)升入空中飛機(jī)飛行速度越快機(jī)翼面積越大，所產(chǎn)生的升力就越大，所以飛機(jī)在起飛前需要在機(jī)場跑道上行進(jìn)一段距離才能；一起是實(shí)施某些特殊作業(yè)不可缺少的飛行性能一般側(cè)飛是在懸?；A(chǔ)上實(shí)施 的飛行狀態(tài)其特點(diǎn)是要多注意側(cè)向力 的變化和平衡由于直升機(jī)機(jī)體的側(cè)向 投影面積很大，機(jī)體在側(cè)飛時(shí)其空氣動(dòng) 力阻力特別大，因此直升機(jī)側(cè)飛速度通 常很小由于單旋翼帶尾槳直升機(jī)的側(cè) 向受力是不對稱的，因此左側(cè)飛和右側(cè)；直升機(jī)主旋翼槳葉結(jié)構(gòu)沿展向可以分為根部段翼型段和槳尖段3 個(gè)部分1槳尖段主要用來改善旋翼的氣動(dòng)性能與氣動(dòng)噪聲，所受的載荷較小，不是主要結(jié)構(gòu)部分2根部段是槳葉與槳轂連接的部位，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，零組件較多，槳葉所有動(dòng)載荷和靜載荷都要通過它傳遞到槳轂上，是槳葉結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)最復(fù)雜的部位。
4、誘導(dǎo)阻力和廢阻力固定翼飛機(jī)飛行一般都只受這兩個(gè)阻力當(dāng)氣流以一定速度流過飛機(jī)表面時(shí)，由于氣流的粘性作用，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動(dòng)，因此產(chǎn)生了摩擦阻力摩擦阻力的大小取決于空氣的粘性飛機(jī)表面的粗糙程度附面層中氣流的流動(dòng)情況和飛機(jī)的表面積大小等因素；影響平飛性能的因素錯(cuò)誤的是直升機(jī)廢阻力面積越大，飛行速度越快首先要考慮的是起飛距離如果你想設(shè)計(jì)一架能從地面短途機(jī)場起飛的飛機(jī)，你必須考慮一些特殊的事情一般來說，如果飛機(jī)的起飛距離很短，那么它的巡航飛行速度也較低以較快速度飛行的飛機(jī)通常需要很長的跑道很明顯，如果人們想要縮短飛機(jī)；但是汽車除了發(fā)動(dòng)機(jī)還有其他的部位，考慮到安全性的問題，易操作性的問題，不能夠把它的速度設(shè)的太高一項(xiàng)交通工具它的速度越快，它受到的空氣阻力就越大，它所耗費(fèi)的燃料就越多，比如說上個(gè)世紀(jì)曾經(jīng)推出過超音速客機(jī)，它的飛行速度比聲音還要快，但是用一段時(shí)間就廢棄了，因?yàn)檫@個(gè)飛機(jī)雖然跑得快，但它。
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