认识飞机

认识飞机的基本构造

机身

　　飞机机身的功用主要是装载人员、货物、燃油、武器、各种装备和其他物资，它还可用于连接机翼、尾翼、起落架和其他有关的构件，并把它们连接成为一个整体。
　　按照机身的功用，首先在使用方面，应要求它具有尽可能大的空间，使它的单位体积利用率最高，以便能装载更多的人和物资，同时连接必须安全可靠。应有良好的通风加温和隔音设备；视界必须广调，以利于飞机的起落。
　　其次在气动方面，它的迎风面积应减小到最小，表面应光滑，形状应流线化而没有突角和缝隙，以便尽可能地减小阻力。
　　另外，在保证有足够的强度、刚度和抗疲劳的能力情况下，应使它的重量最轻。对于具有气密座舱的机身，抗疲劳的能力尤为重要。

机身的形式

　　飞机机体的型式一般有机身型、船身型和短舱型，机身型是陆上飞机的机体，水上飞机机体一般采用船身型，至于短舱型则是没有尾翼的机体。


短舱型包括双机身和双尾撑。


　　另外，二战中还有一种侦察/轰炸飞机，介于双机身和双尾撑形式之间：一侧机身有座舱，另一侧机身则连接尾翼，这种不对称布局在飞机上较少见。

机身的外形

　　机身的外形和发动机的类型、数目及安装位置有关。例如活塞发动机螺旋桨式飞机的机身，就与喷气式发动机飞机的机身有所不同。
　　从机身外形来看，不外乎侧面形状和剖面形状两种。侧面形状一般为拉长的流线体。现代飞机的侧面形状受到驾驶舱的很大影响。有的驾驶舱平滑地露于气流之中，有的则埋藏在机身之内，前者多用于中小型飞机，后者多用于大型飞机。
　　现代超音速战斗机根据跨音速飞行的阻力特点，首先采用了跨音速面积律，即安装机翼部位的机身截面适当缩小，形成蜂腰机身；其次它的机头往往做得很尖，或者在头部用空速管作为激波杆，远远地伸出在迎面气流之中。这也有助于削弱激波的强度，减小波阻；第三是随着速度的不断增长，飞机机身的“长细比”不断增大，即用细而长的旋转体作机身。现代超音速飞机机身的长细比已超过10。所谓长细比即是机身长度与机身剖面的最大直径的比值，这一比值越大，则机身越细越长。而且随着速度的提高，飞机机身相对于机翼尺寸也越来越大。
　　还有些超音速飞机为了减小阻力，尽量将驾驶舱埋藏于机身外形轮廓线之内。这样就使得飞机在着陆时座舱视界大大恶化。为了改善这种情况，就将机头做成活动的，着陆时可以下垂。例如“协和”号超音速旅客机机头就可下垂17.5度。其机头可有三种状态。超音速飞行时，机头呈流线形；亚音速飞行时，档整流罩放下，以扩大驾驶员的视界；进场和着陆时则全部下垂，驾驶员视界就更扩大了。
　　常用的机身剖面形状有圆、椭圆、方、梯形等，这些形状适用于不同用途及速度范围的飞机。例如低速飞机可用方形，而具有气密座舱的高亚音速大型客机，则多用圆形或椭圆形。喷气式战斗机一般采用不规则的形状。
　　随着现代航空技术的进步，新的飞行动力理论的应用，飞机机身的外形也呈现千姿百态，变化多端，如隐身战斗机所使用的机翼和机身融为一体的翼身融合体；除去机身和尾翼的飞翼；除去机翼的升力体机身；以汽车作为机身的汽车飞机等等。

机身的受力

　　机身的受力和机翼相似，也包括分布载荷和集中载荷，而以后者为主。集中载荷包括由机翼、尾翼和起落架等的固定接头传来的载荷，以及机身各部分的质量力。分布载荷则包括空气动力和机身结构本身的质量力。这些外力作用到机身使它承受剪力、弯矩和扭矩。这种情况与机翼相似。对于机身而言，其受力的特殊性有下列两点：

　　第一、机身上起主要作用的是各个集中载荷，如机翼的反作用力，尾翼的反作用力，设备舱、驾驶员及座椅、发动机的质量力等。至于分布载荷如由机身结构质量力而来的分布载荷和空气动力分布载荷则不是主要的；而在机翼上，起主要作用的是空气动力分布载荷。因为机身表面上作用的空气动力较小，机身结构本身的质量力也比较小。

　　第二、必须考虑机身的侧向水平载荷，因为这一载荷很大，同时机身沿水平方向的抗弯刚度又比机翼小得多，而且在受侧向载荷作用时，经常附带有扭转，这就更增加了受力的严重性。

机翼

　　机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以收藏起落架。另外，在机翼上还安装有改善起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增加升力的装置。


　　由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。（请见机翼的构造）


机翼的分类方法有很多种，常用的分类方法有：
　　* 按机翼的数量分类：可分为单翼机、双翼机、多翼机等；
　　* 按机翼的平面形状分类：可分为平直翼、后掠翼、前掠翼、三角翼等等；
　　* 按机翼的构造形式分类：可分为构架式、梁式、壁板式、整体式等等。

　　此外，机翼的剖面形状也是多种多样，随着生产技术以及流体力学的发展，从早期的平直矩形机翼剖面到后来的流线形剖面、菱形剖面，机翼的升力性能越来越好，相反受到的空气阻力越来越小，也就是说机翼的升力系数越来越大，相同面积的机翼所产生的升力就越来越大。

副翼

　　副翼是用于飞机横向操纵的翼面,一般安装于机翼的外侧。其本身外形是一块比较狭而长的翼面,翼展长而翼弦短。副翼的翼展一般约占整个机翼翼展的1/6到1/5左右,其翼弦占整个机翼弦长的1/5到1/4左右。副翼的构造和升降舵及方向舵相似,当然也同机翼的构造大同小异。它的受力构件也是由梁、肋、蒙皮和后缘型材组成,一般都做成无衍条的单梁式(也有带少数衍条的)。为了避免在飞行中产生的弯曲变形太大,以及提高生存力,副翼常采用三个或更多的与机翼相连的悬挂接头。这种安排的坏处在于:在飞行中由于机翼变形,使副翼的转轴变弯,难以操纵活,甚至卡住。因此有的飞机将副翼分成几段,每一段都独立地与机冀相连,各段的梁再用万象接头或铰接接头连结起来,这些接头可以传递扭矩,而不致影响整个副翼的受力。



除了一般副翼以外目前常见的副翼有：
内侧副翼——目前有些高速飞机把副翼从机翼外侧移向靠近机身的内侧,这种副翼叫做内侧副翼。这是因为机翼根部的抗扭刚度较大,把副翼移动到机翼内侧,可以减小副翼偏转时所引起的机翼扭转变形,改善副翼的操纵性能,提高飞机横侧操纵力,更好地满足高速飞机飞行的要求。由于内侧副翼占据了襟翼的位置,所以在采用内侧副翼时应该采用别的更有效的增升装置,如喷气襟翼和前缘襟翼等。


混合副翼——这种副翼是指分成内外两块的副翼,多用在跨音速或超音速飞机上。在低速飞行时,使用外侧副翼操纵;高速飞行时,则把外侧副翼锁在中立位置,而使用内侧副翼。采用混合副翼不但可以提高副翼的操纵效率,还可以改进飞机在不同速度范围内的操纵特性。


升降副翼——有些飞机由于安装操纵面的地方相对地减小,往往把副翼与其他操纵面合在一起,使它起两种作用。例如某些没有水平尾翼的三角翼飞机,其机翼后缘上需要安装操纵面的地方过挤,于是就把升降舵和副翼合并起来。它既可同时向上或向下偏转,当作升降舵使用,又可以一上一下当作副翼使用。这就是升降副翼。


襟副翼——这是一种把襟翼和副翼合并在一起的操纵面,常常使用在某些高速飞机上,当它向下偏转时可起襟翼的作用,因此称为襟副翼。此外,在某些低速飞机上,既装有一般的后缘襟翼,其副翼也能同襟翼一道向下偏转,以提高增举作用。这种副翼也叫“襟副翼”,但其性质与高速飞机上的襟副翼有所不同。


翼尖副翼——翼尖副翼就是将翼尖做成全动式的,整个翼尖可绕沿着翼展方向的轴线偏转。两边机翼上的翼尖副翼的偏转方向相反,即一边的前缘向上,另一边的则向下,就可起到增大一边机翼举力,减小另一边机翼举力的作用。这样便可达到使飞机倾侧的目的。在超音速飞行时,这种装置可以提高副翼的操纵性能。但在亚音速飞行时，相同面积下却比不上正常副翼的操纵效果。此外由于超音速机翼的翼尖很薄，结构布置相当困难，因此翼尖副翼使用不多。

机翼的构造

　　由于飞机是在空中飞行，并且速度十分高，这就要求飞机上的每一个部件都要有很好的强度和刚度，才能够承受巨大的气动载荷，保证飞机的飞行安全。机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼（如美国的B－2隐形轰炸机），则根本就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。


　　一、纵向骨架 机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方向，它们都是沿翼展方向布置的。
　　* 翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
　　* 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在于纵樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长度有时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在机翼的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成封闭盒段，承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以悬挂襟翼和副翼。
　　* 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。


　　二、横向骨架 机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，横向是指垂直于翼展的方向，它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。
　　* 普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。
　　* 加强翼肋就是承受有集中载荷的翼肋。

　　三、蒙皮 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮除了形成和维持机翼的气动外形之外，还能够承受局部气动力。早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。

增升装置

　　我们知道，机翼是飞机上产生升力的主要部件，它提供的升力可以维持飞机平飞和机动。机翼产生的升力可以用下面的升力公式说明：
Y＝CyρV2S/2。
　　式中ρ代表空气密度，V代表飞行速度、S代表机翼面积，Cy是升力系数，与机翼的形状、剖面以及迎角等因素有关。可见飞机的飞行速度越大，机翼面积越大，升力系数越大，则所获得的升力就越大。
　　在飞机出现的早期，由于飞机的飞行速度比较低，因此飞机在起飞和着陆时不需要滑跑太长的距离就可以升空或者停下。对高速飞机来说，由于机翼的设计主要适合于高速飞行的情况，因此在起飞和着陆阶段的低速情况下，如何获得足够的升力就成了一大难题。由于迎角与升力成正比，因此增大飞机的迎角可以使升力增加，然而对现代的超音速飞机而言，即使迎角达到极限，升力仍然不够。如果不采取适当措施，则必须加大起飞和降落时的速度，才能获得足够的升力。这样做的后果是不仅使滑跑距离增长，而且也不安全。解决这个问题的措施就是在机翼上采用增升装置。

目前飞机上采用的增升装置根据其增升原理可以归纳为以下四种：

　　前缘缝翼：采用前缘缝翼可以增加翼型的弯度，达到增大升力系数的目的。

　　襟翼：给机翼加装襟翼可以增加机翼的面积。

　　附面层控制：此种增升装置可以控制机翼上的附面层，推迟气流的不利分离，可以增大机翼的升力系数。

　　喷气襟翼：此种增升装置可以在机翼上引入发动机的喷气流，改变空气在机翼上的流动状态，从而达到增加升力的目的。

机翼的数量分类

　　机翼的数量是指飞机有几副机翼，一副机翼一般包括一左一右两个机翼。根据机翼的数量可以将飞机分为单翼机、双翼机和多翼机。

　　双翼机：在飞机刚刚出现的头二十几年中，是双翼机独占鳌头的时期。由于当时的飞行理论很落后，飞行中所要解决的主要矛盾是获得足够的升力。要获得较大的升力，在当时有两种办法：一种方法是增大机翼的展弦比，但这会使机翼的强度变弱；另一种方法就是增加机翼面积，但同时也会增加结构的重量。因此，为了取得折衷，当时的飞机大多数都设计成为上下两个翼面，莱特兄弟的第一架飞机“飞鸟一号”就是双翼机。

　　多翼机：为了进一步获得较大的升力，有的设计师为飞机增加了更多的翼面，我们可以将三副机翼以上的飞机统称为多翼机。一般说来多翼机中以三翼机最为常见，如第一次世界大战中德国著名的战斗机福克DR.1就是三翼机。

　　单翼机：随着飞行理论和空气动力学的发展，以及各种高强度材料的采用，人们已经不满足于设计仅仅能飞的飞机，而是希望飞机有更好的飞行性能，能够飞得更高更快。较多的翼面虽然能够提供较大的升力，然而，随着飞行速度的急剧提高，这种上下几层翼面结构的机翼产生的气动阻力却是致命的，大大妨碍了飞行性能的进一步提高。因此，外形简单“干净”的单翼机就逐渐取代了双翼机的统治地位。

　　现代飞机无论是军用飞机还是民航客机，基本上都是单翼机，只有少数低速飞机仍然采用双层机翼结构，而多翼机则已经备淘汰。对于单翼机，我们还可以根据机翼相对于机身的安装部位分类为上单翼、中单翼和下单翼。

机翼的位置分类

　　对于单翼机而言，我们可以按照机翼相对于机身的安装部位将其分为上单翼、中单翼和下单翼飞机。

　　上单翼：顾名思义，上单翼飞机的机翼是安装在机身上部的。准确的说，是机翼位于机身轴线水平面的上方。早期的飞机许多都采用支撑式上单翼结构形式。


　　中单翼：中单翼飞机的机翼安装在机身中部，目前许多飞机都采用这种布局形式。


　　下单翼：下单翼飞机的机翼安装在机身下部，位于机身轴线水平面的下方。

　　除了这三种常见的单翼机以外，还有两种不常见的单翼机：海鸥式单翼机和倒海鸥式单翼机。这两种飞机因为其机翼的前视图形似海鸥而得名。

机翼的平面形状分类

　　机翼的平面形状五花八门，有梯形的，有矩形的，还有三角形、椭圆形等等，甚至有许多稀奇古怪的。但总的说来，按平面形状大致可以将机翼分为平直翼、后掠翼、前掠翼、小展弦比机翼四大类。

　　平直翼：这是早期低速飞机常采用的一种机翼平面形状。平直机翼的特点是没有后掠角或者后掠角极小，其展弦比较大，相对厚度也较大，适合于低速飞行。目前的高速飞机很少采用平直机翼，只有少数对速度要求不高的飞机（如英国的“防御者”小型预警机）采用平直机翼。平直翼还可以进一步细分为矩形机翼、椭圆形机翼、梯形机翼等等。

　　后掠翼：四分之一弦线处后掠角大于25度的机翼叫做后掠翼。由于这种机翼前缘后掠，因此可以延缓激波的生成，适合于高亚音速飞行。目前许多战斗机和大部分的民用飞机都采用后掠翼。一些飞机（如美国的F－14“雄猫”战斗机）为了兼顾高速和低速情况下的机动性，还采用了后掠角可变的变后掠翼技术。

　　前掠翼：前掠翼与后掠翼刚好相反，其机翼是向前掠的。目前采用前掠翼的飞机较少，只有一些高机动性战斗机上（如俄罗斯的S－37“金雕”）

　　小展弦比机翼：从名字上我们就可以知道，这类机翼的展弦比小，适合于超音速飞行。小展弦比机翼常见的有小展弦比的梯形翼、三角翼等等，目前许多战斗机都采用小展弦比机翼，以便提高飞行性能。

　　除了这四大类常规机翼平面形状以外，还有一些十分独特的机翼形状。如美国的斜翼机，其机翼可以绕中心旋转，变成不对称的斜翼情况。

机翼的构造形式分类

　　在机翼构造形式的发展过程中，最主要的变化是维形构件和受力构件的逐渐合并。因此，根据其构造形式的发展，我们可以将机翼分为构架式、梁式、单块式以及整体壁板式。

　　构架式机翼：构架式机翼主要应用于飞机发展的初期，其结构特点是：受力件与维形件完全分工并分段承受鼓荷。构架式机翼的受力骨架是由翼梁、张线、横支柱等组成的空间骨架系统，它承受所有的弯矩、剪力和扭矩；其蒙皮是用亚麻布制成，只起维形作用，不参与受力。早期飞机大多数采用这种形式的机翼。

　　梁式机翼：随着飞机速度的增大，出现了蒙皮参加受力的梁式机翼。其特点是有强有力的翼梁和硬质蒙皮，常用金属铆接结构。梁式机翼为现今飞机所广泛采用，其大部分弯矩由翼梁承受，梁腹板承受剪力，蒙皮和腹板组成的盒段承受扭矩，蒙皮也参与翼梁缘条的承弯作用。梁式机翼的不足之处是蒙皮较薄，桁条较少，因此，其机翼蒙皮的承弯作用不大。根据翼梁的数量不同，我们还可以进一步将梁式机翼分为单梁式、双梁式和多梁式机翼。（梁式机翼的典型结构请见机翼的构造）

　　单块式机翼：随着飞行速度的进一步增大，为保持机翼有足够的局部刚度和扭转刚度，需要加厚蒙皮并增多桁条。这样，由厚蒙皮和桁条组成的壁板已经能够承受大部分弯矩，因而梁的凸缘就可以减弱，直至变为纵樯，于是就发展成为了没有翼梁的单块式机翼。单块式机翼的维形构件和受力构件已经完全合并。


　　整体壁板式机翼：单块式机翼的壁板是铆接的，其零件数量较多，而且表面质量较差，高速飞行时阻力较大。因此，又发展出了由若干块整体壁板组合而成的整体壁板式机翼。整体壁板式机翼的结构强度根据各部分的实际受力情况而设计，同时减少了连接的铆钉孔和螺栓孔，因此其重量减少，而强度、刚度及抗疲劳度都增加。

机翼的几何参数

　　机翼的外形五花八门、多种多样，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不论采用什么样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形，并且使结构重量尽可能的轻。所谓良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数：

　　翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用l表示。

　　翼弦：翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外，机翼不同地方的翼弦是不一样的，有翼根弦长b0、翼尖弦长b1。一般常用的弦长参数为平均几何弦长bav，其计算方法为：bav＝（b0＋b1）/2。

　　展弦比：翼展l和平均几何弦长bav的比值叫做展弦比，用λ表示，其计算公式可表示为：λ＝l/ bav。同时，展弦比也可以表示为翼展的平方与机翼面积的比值。展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大，因此，高速飞机一般采用小展弦比的机翼。

　　后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ1表示）及1/4弦线后掠角（机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0.25表示）。如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值，变成了前掠角。

　　根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值，一般用η表示，η＝b0/b1。

　　相对厚度：相对厚度是机翼翼型的最大厚度与翼弦b的比值。

　　除此之外，机翼在安装时还可能带有上反角或者下反角。

垂直尾翼

　　垂直尾翼简称垂尾，安装在机身后部，其功能与水平尾翼类似，也是用来保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。不同的是垂直尾翼是使飞机在左右（偏航）方向具有一定的静稳定性，并控制飞机在左右（偏航）方向的运动。同水平尾翼一样，垂直尾翼由固定的垂直安定面和可偏转的方向舵组成。


垂直安定面
　　飞机的垂直安定面的作用是使飞机在偏航方向上（即飞机左转或右转）具有静稳定性。垂直安定面是垂直尾翼中的固定翼面部分。当飞机沿直线作近似匀速直线运动飞行时，垂直安定面不会对飞机产生额外的力矩，但当飞机受到气流的扰动，机头偏向左或右时，此时作用在垂直安定面上的气动力就会产生一个与偏转方向相反的力矩，使飞机恢复到原来的飞行姿态。而且一般来说，飞机偏航得越厉害，垂直安定面所产生的恢复力矩就越大。

方向舵
　　方向舵是垂直尾翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行偏航操纵。上面所说的情况是假设飞机作自由运动，而没有飞行员操纵。当我们需要控制飞机的航向时，飞行员就可以操纵垂直尾翼中的方向舵达到偏航的目的。
　　方向舵的操纵原理与升降舵类似，当飞机需要左转飞行时，驾驶员就会操纵方向舵向左偏转，此时方向舵所受到的气动力就会产生一个使机头向左偏转的力矩，飞机的航向也随之改变。同样，如果驾驶员操纵方向舵向右偏转，飞机的机头就会在气动力矩的作用下向右转。

水平尾翼

　　水平尾翼简称平尾，安装在机身后部，主要用于保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。尾翼的内部结构与机翼十分相似，通常都是由骨架和蒙皮构成，但它们的表面尺寸一般较小，厚度较薄，在构造形式上有一些特点。一般来说，水平尾翼由固定的水平安定面和可偏转的升降舵组成。


　　* 水平安定面
　　安定面的作用是使飞机具有适当的静稳定性。当飞机在空中作近似匀速直线运动飞行时，常常会受到各种上升气流或者侧向风的影响，此时飞机的航行姿态就会发生改变，飞机会围绕质心左右（偏航）、上下（俯仰）以及滚转。如果飞机是静不稳定的，就无法自动恢复到原来的飞行姿态，即如果飞机受到风的扰动而抬头，那么飞机就会持续抬头，而且当这股扰动气流消失以后，飞机就会保持抬头姿态，而无法恢复到原来的姿态。
　　飞机的水平安定面就能够使飞机在俯仰方向上（即飞机抬头或低头）具有静稳定性。水平安定面是水平尾翼中的固定翼面部分。当飞机水平飞行时，水平安定面不会对飞机产生额外的力矩；而当飞机受到扰动抬头时，此时作用在水平安定面上的气动力就会产生一个使飞机低头的力矩，使飞机恢复到水平飞行姿态；同样，如果飞机低头，则水平安定面产生的力矩就会使飞机抬头，直至恢复水平飞行为止。

　　* 升降舵
　　上面所说的情况是假设飞机作自由运动，而没有飞行员操纵。当我们需要操纵飞机抬头或低头时，水平尾翼中的升降舵就会发生作用。升降舵是水平尾翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行俯仰操纵。
　　当需要飞机抬头向上飞行时，驾驶员就会操纵升降舵向上偏转，此时升降舵所受到的气动力就会产生一个抬头的力矩，飞机就抬头向上了（如上图所示）。反之，如果驾驶员操纵升降舵向下偏转，飞机就会在气动力矩的作用下低头。

全动平尾

　　传统飞机的水平尾翼都是由固定的水平安定面和可偏转的升降舵组成。随着飞机的不断发展，为了进一步提高飞机的操纵性能，尤其是在超音速飞行时的操纵能力，如今许多超音速飞机都将水平尾翼设计成可偏转的整体，称为全动平尾。

　　全动平尾是将飞机的水平安定面和升降舵合而为一的部件，它通过转轴与机身结合，飞行员可以控制整个平尾偏转，这使得飞机的操纵性能大大提高。根据转轴的安排形式，我们可以将全动平尾分为两大类：直轴式全动平尾和斜轴式全动平尾。

　　* 直轴式全动平尾
直轴式全动平尾的转轴与机身轴线相垂直，构造比较简单，适用于小展弦比的梯形和三角形平尾。其缺点是空气动力载荷对转轴的扭矩较大。


　　* 斜轴式全动平尾。
　　斜轴式全动平尾的转轴与机身轴线不垂直，往往带有一定的后掠角，适用于后掠平尾。斜轴式全动平尾的优点是便于将转轴安排在平尾翼型最大厚度线附近，也有利于减小空气动力载荷对转轴的扭矩。其缺点是：转轴在机身内的安排比较复杂，此外，如果要在左右转轴连接处用一个摇臂推动两边的平尾同时偏转，则接头的构造相当复杂。

起落架

　　飞行器都有离地升空的过程，而且除了一次性使用的火箭导弹和不需要回收的航天器之外，绝大部分飞行器都有着陆或回收阶段。对飞机而言，实现这一起飞着陆（飞机的起飞与着陆过程）功能的装置主要就是起落架。
　　起落架就是飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时用于支撑飞机重力，承受相应载荷的装置。简单地说，起落架有一点象汽车的车轮，但比汽车的车轮复杂的多，而且强度也大的多，它能够消耗和吸收飞机在着陆时的撞击能量。

起落架的主要作用有以下四个：
　　* 承受飞机在地面停放、滑行、起飞着陆滑跑时的重力；
　　* 承受、消耗和吸收飞机在着陆与地面运动时的撞击和颠簸能量；
　　* 滑跑与滑行时的制动；
　　* 滑跑与滑行时操纵飞机。

　　在过去，由于飞机的飞行速度低，对飞机气动外形的要求不十分严格，因此飞机的起落架都是固定的，这样对制造来说不需要有很高的技术。当飞机在空中飞行时，起落架仍然暴露在机身之外。随着飞机飞行速度的不断提高，飞机很快就跨越了音速的障碍，由于飞行的阻力随着飞行速度的增加而急剧增加，这时，暴露在外的起落架就严重影响了飞机的气动性能，阻碍了飞行速度的进一步提高。因此，人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时再将起落架放下来。然而，有得必有失，这样做的不足之处是由于起落架增加了复杂的收放系统，使得飞机的总重增加。但总的说来是得大于失，因此现代飞机不论是军用飞机还是民航飞机，它们的起落架绝大部分都是可以收放的，只有一小部分超轻型飞机仍然采用固定形式的起落架。

飞机的起飞与着陆过程

　　飞机由地面静止转向空中飞行的整个过程称为起飞。准确的说，起飞是指飞机从起飞线（此时飞机相对于地面的速度和高度都为零）开始滑跑到离开地面，并且爬升至安全高度（一般在25米左右）为止的加速运动过程。

　　一般喷气式飞机的起飞过程包括三个阶段：地面滑跑、离地、加速爬升。

　　当飞机得到起飞命令以后，飞行员加大飞机的油门开始滑跑，当滑跑速度达到一定数值（离地速度）时，飞行员向后拉驾驶杆使飞机的迎角增加，这样飞机的升力就随着滑跑速度和迎角的增加而增大。当升力增加到大于飞机的重力时，飞机便开始离开地面。以后，飞机继续加速爬升，当飞机爬升到离地面10~15米时，飞行员便开始收起落架以减小飞行阻力。当飞机爬升到安全高度以后，起飞阶段就结束了。

　　飞机的着陆过程是指飞机从空中飞行状态降低高度和速度，回到地面的整个过程。它是飞机起飞的逆过程，一般来说，飞机的着陆过程常常包括五个阶段：下滑、拉平、平飞、飘落、滑跑。

　　当飞机准备降落时，起落架放下，开始以稳定的速度沿一条近乎斜直线的航迹下滑。当下滑到离地面6~12米左右时，飞机向后拉驾驶杆，迎角增大，进入拉平阶段。随后飞机的航迹逐渐转为水平，同时速度逐渐减小，而后进入平飞阶段。在平飞阶段飞机为了在速度减小的情况下保持水平飞行，飞机的迎角继续增加，飞行速度进一步减小。当迎角增加到不能再增大时，飞机在重力的作用下逐渐下沉，开始进入飘落阶段。当飞机飘落至起落架的主轮接地时，飞机便开始在地面滑跑，飞行员操纵刹车和减速装置继续减速，直至飞机完全停下来。

起落架的布置形式

　　起落架的布置形式是指飞机起落架支柱(支点)的数目和其相对于飞机重心的布置特点。

目前飞机上通常采用四种起落架形式：
　
　* 后三点式：这种起落架有一个尾支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之后。后三点式起落架多用于低速飞机上。


　* 前三点式：这种起落架有一个前支柱和两个主起落架。并且飞机的重心在主起落架之前。前三点式起落架目前广泛应用于高速飞机上。


　* 自行车式：这种起落架除了在飞机重心前后各有一个主起落架外，还具有翼下支柱，即在飞机的左、右机翼下各有一个辅助轮。


　* 多支柱式：这种起落架的布置形式与前三点式起落架类似，飞机的重心在主起落架之前，但其有多个主起落架支柱，一般用于大型飞机上。如美国的波音747旅客机、C-5A(军用运输机（起飞质量均在350吨以上)以及苏联的伊尔86旅客机(起飞质量206吨)。显然，采用多支柱、多机轮可以减小起落架对跑道的压力，增加起飞着陆的安全性。
　　
　　在这四种布置形式中，前三种是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三点式的改进形式。目前，在现代飞机中应用最为广泛的起落架布置形式就是前三点式。

后三点式起落架

　　后三点式起落架的结构简单，适合于低速飞机，因此在四十年代中叶以前曾得到广泛的应用。目前这种形式的起落架主要应用于装有活塞式发动机的轻型、超轻型低速飞机上。
　　后三点式起落架具有以下优点：一是在飞机上易于装置尾轮。与前轮相比，尾轮结构简单，尺寸、质量都较小；二是正常着陆时，三个机轮同时触地，这就意味着飞机在飘落(着陆过程的第四阶段)时的姿态与地面滑跑、停机时的姿态相同。也就是说，地面滑跑时具有较大的迎角，因此，可以利用较大的飞机阻力来进行减速，从而可以减小着陆时和滑跑距离。因此，早期的飞机大部分都是后三点式起落架布置形式。

随着飞机的发展和飞行速度的不断提高，后三点式起落架暴露出越来越多的缺点：

　　(1)在大速度滑跑时，遇到前方撞击或强烈制动，容易发生倒立现象(俗称拿大顶)。因此为了防止倒立，后三点式起落架不允许强烈制动，因而使着陆后的滑跑距离增加。

　　(2)如着陆时的实际速度大于规定值，则容易发生“跳跃”现象。因为在这种情况下，飞机接地时的实际迎角将小于规定值，使机尾抬起，只是主轮接地。接地瞬间，作用在主轮的撞击力将产生抬头力矩，使迎角增大，由于此时飞机的实际速度大于规定值，导致升力大于飞机重力而使飞机重新升起。以后由丁速度很快地减小而使飞机再次飘落。这种飞机不断升起飘落的现象，就称为“跳跃”。如果飞机着陆时的实际速度远大于规定值，则跳跃高度可能很高，飞机从该高度下落，就有可能使飞机损坏。

　　(3)在起飞、降落滑跑时是不稳定的。如过在滑跑过程中，某些干扰(侧风或由于路面不平，使两边机轮的阻力不相等)使飞机相对其轴线转过一定角度，这时在支柱上形成的摩擦力将产生相对于飞机质心的力矩，它使飞机转向更大的角度。

　　(4)在停机、起、落滑跑时，前机身仰起，因而向下的视界不佳。
　　基于以上缺点，后三点式起落架的主导地位便逐渐被前三点式起落架所替代，目前只有一小部分小型和低速飞机仍然采用后三点式起落架。

前三点式起落架

　　前三点式起落架是目前大多数飞机所采用的起落架布置形式，与后三点式起落架相比较，前三点式起落架更加适合与高速飞机的起飞降落。

前三点式起落架的主要优点有：
　　* 着陆简单，安全可靠。若着陆时的实际速度大于规定值，则在主轮接地时，作用在主轮的撞击力使迎角急剧减小，因而不可能产生象后前三点式起落架那样的“跳跃”现象。
　　* 具有良好的方向稳定性，侧风着陆时较安全。地面滑行时，操纵转弯较灵活。
　　* 无倒立危险，因而允许强烈制动，因此，可以减小着陆后的滑跑距离。
　　* 因在停机、起、落滑跑时，飞机机身处于水平或接近水平的状态，因而向下的视界较好，同时喷气式飞机上的发动机排出的燃气不会直接喷向跑道，因而对跑道的影响较小。

前三点式起落架也存在许多缺点：
　　* 前起落架的安排较困难，尤其是对单发动机的飞机，机身前部剩余的空间很小。
　　* 前起落架承受的载荷大、尺寸大、构造复杂，因而质量大。
　　* 着陆滑跑时处于小迎角状态，因而不能充分利用空气阻力进行制动。在不平坦的跑道上滑行时，超越障碍(沟渠、土堆等)的能力也比较差。
　　* 前轮会产生摆振现象，因此需要有防止摆震的设备和措施，这又增加了前轮的复杂程度和重量。

　　尽管如此，由于现代飞机的着陆速度较大，并且保证着陆时的安全成为考虑确定起落架形式的首要决定因素，而前三点式在这方面与后三点式相比有着明显的优势，因而得到最广泛的应用。

自行车式起落架

　　无论是前三点式起落架还是后三点式起落架，其主轮都是布置在机翼下方，因此飞行时都将主轮收入机翼内。但有一些飞机的机翼非常薄，或者是布置了其它结构设备，因此难于将主起落架收入机翼内，这种飞机（特别是采用上单翼的轰炸机）往往采用自行车式起落架，如美国的“同温层堡垒”B-52等。由于自行车式起落架的两个主轮都在机身轴线上，飞行时直接收入机身内，而只在左右机翼下各装一个较小的辅助轮。

自行车式起落架虽然解决了主起落架的收放问题，但同时也带来了诸多的缺点：
　　* 前起落架承受的载荷较大，而使尺寸、质量增大。
　　* 起飞滑跑时不易离地而使起飞滑跑距离增大。为使飞机达到起飞迎角，需要依靠专门措施，例如在起飞滑跑时伸长前起落架支柱长度或缩短后起落架支柱长度。
　　* 不能采用主轮刹车的方法，而必须采用转向操纵机构实现地面转弯等。

　　由于以上的不利因素，除非是不得以，一般不采用自行车起落架。目前仅有少数飞机采用这种起落架布局形式，如美国的“海鹞”AV-8垂直起降战斗机等。

起落架的结构分类

　　* 构架式起落架
构架式起落架的主要特点是：
　　它通过承力构架将机轮与机翼或机身相连。承力构架中的杆件及减震支柱都是相互铰接的。它们只承受轴向力(沿各自的轴线方向)而不承受弯矩。因此，这种结构的起落架构造简单，质量也较小，在过去的轻型低速飞机上用得很广泛。但由于难以收放，现代高速飞机基本上不采用。


　　* 支柱式起落架
支柱式起落架的主要特点是：
　　减震器与承力支柱合而为一，机轮直接固定在减震器的活塞杆上。减震支柱上端与机翼的连接形式取决于收放要求。对收放式起落架，撑杆可兼作收放作动筒。扭矩通过扭力臂传递，亦可以通过活塞杆与减震支柱的圆筒内壁采用花键连接来传递。这种形式的起落架构造简单紧凑，易于放收，而且质量较小，是现代飞机上广泛采用的形式之一。
支柱式起落架的缺点是：
　　活塞杆不但承受轴向力，而且承受弯矩，因而容易磨损及出现卡滞现象，使减震器的密封性能变差，不能采用较大的初压力。


　　* 摇臂式起落架
摇臂式起落架的主要特点是：
　　机轮通过可转动的摇臂与减震器的活塞杆相连。减震器亦可以兼作承力支柱。这种形式的活塞只承受轴向力，不承受弯矩，因而密封性能好，可增大减震器的初压力以减小减霞器的尺寸，克服了支柱式的缺点，在现代飞机上得到了广泛的应用。
摇臂式起落架的缺点是：
　　构造较复杂，接头受力较大，因此它在使用过程中的磨损亦较大。

改进飞机起飞性能的装置

　　随着航空技术的不断步，飞机的重量越来越大，飞行速度越来越高，这就使得飞机的起飞和着陆速度大为提高。起飞和着陆速度越高，就意味着需要更长的跑道和更大的机场，而对于军用飞机而言，就降低了在战场部署上的机动性。因此，人们想尽了各种各样的方法来改进飞机的起飞和着陆性能，下面就介绍一下改进飞机起飞性能的各种装置。

　　改进飞机起飞性能装置的作用是，提高飞机起飞时的加速度，使它尽快地达到离地速度，以缩短起飞滑跑距离。其中包括起飞加速器、弹射器、加速车、以及斜台发射装置等。另外，增举装置如襟翼对改进起飞性能也是有益的。

　　* 起飞加速器
　　起飞加速器是使用固体或液体推进剂(包括燃油和氧化剂)的火箭发动机，也可称为助飞火箭，它通常挂在机翼或机身下面。其特点是重量轻推力大，例如某种加速器仅240公斤，但可产生2890公斤力的推力，能大大提高起飞滑跑速度，缩短飞机的起飞滑跑距离，因此目前得到广泛的应用。此外，它还具有工作时间短的优点，飞机起飞后即可抛掉。
　　起飞加速器不但可用于起飞，还可用来提高飞机起飞后的爬升速度，因而有助于飞机迅速爬高。这对于歼击机在战斗中迅速占据有利高度来说是很有用的。

　　* 起飞弹射装置
　　起飞弹射装置就是一个独立的起飞跑道，由拖车、车架、钢索和动力装置等组成。起飞时，飞机安放在拖车上，并点燃发动机。然后车架上的动力装置开始工作，通过传动鼓轮和钢索牵引拖车，来加大飞机的起飞推力，使飞机很快地加速到离地速度，脱离拖车而起飞。拖车靠车架上的减速装置而停止前进。
　　使用起飞弹射装置不但可以用于机场，而且可以把它拆开转运，较易满足野战要求，特别适用于歼击机。有的弹射装置专门装在航空母舰上，用来使舰载飞机起飞。


　　* 起飞加速车
　　起飞加速车是装有一台或几台喷气发动机的平板车，当飞机起飞时，飞机就安放在车上，飞机本身和车上的发动机同时开动，以加大飞机的起飞推力。因此飞机便可迅速达到离地速度而脱离加速车，起飞加速车则依靠自身的刹车装置停止前进。其优点在于重量和体积都比起飞弹射装置小，转移也方便些，因此更符合野战的要求。同时还可用于重型飞机起飞。但是，在起飞滑跑过程中，加速车和飞机一道向前滑跑，一部分发动机推力要用来使加速车本身加速，传给飞机的推力减少，所以加速效果比弹射装置要差一些。


　　* 斜台发射装置
　　火箭加速器不但可用来在跑道上使飞机加速起飞，还可在起飞斜台上使用，斜台很短，其上有斜向发射器。起飞时，飞机上的喷气发动机和火箭加速器同时开动，二者相加，构成飞机的总推力。加速器同机身不是平行、而是向下偏转一个角度的。这样，起飞时飞机上的总推力的垂直分力，还可起升力作用。因此，飞机上的总升力较大，使得它不必加速到离地速度，只要滑出发射架，速度值能保证舵面有效工作，即可腾空，接着飞行速度不断加大，升力跟着加大，当升力达到能克服飞机总重的时候，飞机就转入正常飞行状态。斜台发射装置的优点在于构造简单、长度较小、便于转运，需要的场地也不大，所以机动性较好。其缺点是技术要求高，伪装困难。

航空发动机

　　“发动机”是飞机动力装置的主要组成部分。它的主要功用是提供飞机运动所需的动力（“推力”或“拉力”），用以克服飞机的惯性和空气阻力。


　　现代航空发动机主要有两种类型：“活塞式发动机”和“喷气式发动机”。低速、小型、短程飞机常用“活塞式发动机”；高速、大(中)型、远(中)程飞机常用“喷气式发动机”。无论哪种型式，当作为航空发动机时，其基本要求均可归结如下：

　　一、功率重量比大
　　设计飞机的任何部件，都应在满足使用要求的前提下，尽量减轻其重量。对发动机来说，就是要保证足够大的功率而自重又很轻。衡量发动机功率大、重量轻的标准是“功率重量比”。即发动机所发出的功率与发动机重量之比值。“功率重量比”越大，表示在有相同功率的情况下，发动机越轻。
功率重量比的单位，对活塞发动机来说，是“马力／公斤”；对喷气式发动机来说，是推力（牛顿）/重量（牛顿），无单位。

　　二、燃油消耗量小
　　发动机是否省油，是飞机使用的重要经济指标。评定发动机的经济性，常用“燃油消耗率”作标准。“燃油消耗率”是指单位功率(一牛顿或一马力)在一小时内所消耗油料的重量。燃油消耗率越小，说明发动机越省油。

　　三、迎风面积小
　　航空发动机应在保证功率不减小的前提下，力求体积较小。体积小，可以使发动机占据的空间小，有利于飞机装载人员、货物、设备。在体积尺寸中，应力求减小“迎风面积”，以减小空气阻力。

　　四、工作安全可靠、寿命长
　　飞机在空中飞行的安全，是由各组成部分可靠工作来保证的。要维持飞行，发动机就必须始终处于可靠状态。所以，发动机的可靠性是十分重要的。为了保证发动机工作安全可靠，必须精心设计、选用合适材料、严格工艺规程。并在发动机组装完成后，进行“试车”一一在“试车台”上模拟各种高度条件。在装上飞机之后，还要进行试车。只有当确定各项规定指标都符合要求时，飞机才能飞行。为了保证飞机随时处于可靠状态，在整个使用过程中，还要定期对发动机进行检查和维修。
　　在保证发动机可靠性的前提下，要求发动机的“寿命长”。这是发动机经济性的另一项指标。寿命长，可以降低使用成本、节约原材料。
　　发动机的寿命分两种：“翻修寿命”和“使用寿命”。“翻修寿命”是指两次“翻修”之间或新发动机开始使用至第一次翻修之间的使用(实际工作)时间，单位是“小时”。“使用寿命”是指全新发动机由开始使用到报废的使用(实际工作)时间，单位也是“小时”。由于设计、材料、工艺、使用条件不同，各发动机的“寿命”都不相同。

　　五、维护、修理方便
　　维护、修理，统称为维修。这是保证发动机可靠性的重要工作。发动机能否随时处于可靠状态，很大程度决定于“维修”质量。维修的好坏，影响发动机的寿命。
　　维护的目的之一，是发现故障和排除故障，并对必要的部位进行检测、清洗、更换润滑油等。根据发动机工作的长短，维护工作一般都按不同的项目定期进行。而“修理”则是在零部件损坏的情况才进行。由于“维修”工作量很大，所以占飞机使用成本的很大比例。这就有必要在设计时考虑便于拆装、检查和维修的方便性，以减小维修工作量，降低维修成本。

飞行器发动机的分类

　　飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。

　　飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类：
　　吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。
　　火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。

　　按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。

　　间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。

发动机在飞机上的安装位置

　　飞机上发动机的安装位置与发动机的数目及型式有关。

　　1．活塞发动机和涡轮螺桨发动机的安装位置
　　活塞发动机和涡轮螺桨发动机在飞机上目前多安装一台、两台或四台，一般多是拉进式（即螺旋在前）的，装在机头或机翼前缘，这样可以使机翼上所受的载荷降低，因为发动机的重力和举力的方向想反，减少了由这些外力所引起的弯矩。

　　另一种是推进式的，发动机装于机翼后沿或机身后段。这种安排使机翼位于螺旋桨的滑流之外，阻力会降低，但主起落架较高，重量增大；而且发动机在地面工作时冷却条件也较差，因而目前使用较少。


　　目前也有一种轻型飞机将发动机安装在垂尾上，以降低机身离地面高度，可在起飞时充分利用地面效应。

　　2．涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的安装位置和固定 。
　　这两类发动机在飞机上的安装位置相似，可用涡轮喷气发动机作为代表。

　　一台涡轮喷气发动机多装在机身后段或机身下部。这种方式有利于维护修理，只要将机身后段拆卸开就行了；同时还可让出机身短舱或前段的空间，以便容纳人员和武器装备。

两台涡轮喷气发动机有几种安排方式：
　　第一种是把两台发动机各装在一只短舱内，这种方式的优点是机身空间大，装载的人员和设备多；对机翼能起减少载荷的作用。但其构造比较复杂，而且还会增大阻力和降低机翼的后掠作用。


　　第二种是把发动机装在机翼下的吊舱内。这种方式的好处是减少短舱和机翼的干扰，对提高最大举力系数有利；防火性能较好；可采用全翼展的襟翼。另外，由予短舱离地近，维护比较方便，但易于吸入尘土。


　　第三种是把两台发动机并列在后机身外部的两侧，这种叫尾吊式。其优点是座舱内噪音小，机翼上没有东西(如短舱)干扰，气动性能较好；进气和排气通道较短，因而能量的损失较少。但这种安排的构造比较复杂；也比较重。


　　第四种是把发动机左右并列（或上下叠置）安装在后机身的内部。某型后掠翼超音速歼击机就是这样，这种安排方式，在单发飞行时，由于两边推力不平衡而引起的使机头偏向一边的力矩比较小；但发动机所占机身的容积很大，不利于装载其他的设备。


三台喷气发动机多用于运输机，其安排方式有两种：
　　第一种是两台发动机并列装在机身后段，另一台装在垂直尾翼上。这种安装方式的优点是，如果发动机发生故障，涡轮损坏，被强大的离心力摔开的碎片不致破坏飞机的主要受力构件，比较安全。同时，并列的两台发动机也可固定于气密座舱之外。
　　第二种是把两台涡轮风扇发动机安装在机翼下的吊舱内，另一台安装在垂直尾翼内。其特点和安装情况和装有吊舱的及垂直尾翼中安装一台的情况相似。

四台喷气发动机的安排方式比较常见的有四种：
　　第一种是四台发动机都置于机翼下的吊舱内，这种方式多用于运输机，但也有轰炸机采用这种形式的。
　　第二种是把四台发动机都并列在机身后段外部的两侧(尾吊式)，其特点两台发动机尾吊式相近。
　　第三种是把发动机安装在靠近机身的机翼内部，每边放两台，这种方式的构造复杂。但一台发动机停车时，却可减小偏航力矩，而且还可消除或削弱短舱和机身的干扰作用。
　　第四种是把四台喷气发动机每两台成为一组，安装在机翼的底部，其特点是发动机短舱的剖面呈长方形的，上下表面形成飞机结构的一部分。

进气系统安排

　　涡轮喷气发动机进气系统的主要作用是：引入空气，并尽量利用气流的冲压来对发动机增压，并使动能损失最小，进气口位置的安排，应注意使速度分布均匀，附加的阻力小；同时还应使进气口的位置不易吸入杂物，以免损坏发动机内部的零件如压气机叶片等。
　　进气系统主要包括进气口和进气道。

　　进气口的位置——进气口的位置与发动机的位置、数目和型式等有关。常见的有机头正面、短舱正面、机身两侧和机翼根部进气，此外还有翼下和翼上进气等型式。

　　机身内部安装一台或两台涡轮发动机，多采用机头正面进气形式小这种进气形式的优点是，迎面气流冲压助利用效果好，但由于进气道长，进气道内部摩擦阻力大，所以动能的损失也较大；同时机身内部的空间不好利用，雷达和武器的安装不便，而且座舱的视界也不太好。

　　在这种情况下，也可采用机身两侧进气的型式。这种安排的进气道较短，内部动能损失较小，头部空间好用来安装雷达和其他设备。但由于气流沿机身流过很长一段距离，在机身形成的附面层较长较厚，气流会从进气口壁分离，这样就会使气流冲压的利用不好。如果附面层发展严重，可能出现进气道中气流不稳定甚至发生脉动、抖振和很大的噪音等不良现象。一种解决的办法是，把附面层吸到低压区，将它排除掉。采用机翼根部进气、也有与机身两侧进气型式相同的附面层变厚的缺点。解决的办法也相同。
　　另外，有一种飞机的进气口设计独特，为机身单侧进气的非对称形式，这种形式除了可能会带来不对称气动力外，其它特性应与两侧进气相同。

　　多台涡轮喷气发动机可装在发动机短舱内。这种安排方式不但对冲压利用效果好，而且内部动能损失也小。

　　飞行速度对于进气系统有很大影响。亚音速飞行时，进气道中气流的动能能量损失，主要由于内部摩擦和气流分离。为此可采取适当的进气道内部形状并把表面做得光滑等措施，但在超音速飞行时，除了这两项损失以外，在进气道之前还要产生激波，如为正激波则造成的能量损失更大。实验表明，当速度超过一倍半音速时，激波损失大大增加，使得推力急剧减小。这时可采用超音速进气道来改进这种情况。例如在机头进气道中装锥体，并使它突出于进气道之外，使气流在进气口附近形成一系列激波，并把正激波改变为斜激波，则气流能量损失可大大降低，保持发动机产生较大的推力。M数更大的飞机，锥体可做成能前后调节的，以适应不同飞行M数的需要，这样就可在不同的M数下，都可保持气流动能损失小而产生的推力大。

　　超音速飞机除采用锥体外，特别是M数大于2的歼击机和旅客机，还可采用二元超音速进气道。其进气口的剖面为矩形或方形，口内装有斜板，使得进气道的剖面收缩或扩张，随着飞行M数的变化而改变形状，形成不同的激波系统，以保证气流的稳定，并使气流动能的损失减小。

　　涡轮喷气发动机进气口处在一定气象条件下容易结冰。这会使进气道中气流动能损失增大，推力减小，还可能使发动机受到损坏。为了防止结冰，可在进气口和进口导流片处安装防冰装置；其热源可利用发动机的燃气、压气机后面的热空气或电能。

　　现代作战飞机为了增强隐身性能，使雷达波不能直接照射到旋转的风扇叶片上，将进气口装在机翼上方，并采用“S”形进气道，使雷达波在进气道内经过多次反射而衰减，F－117飞机为了增强效果，甚至在进气口装上了格栅，这些措施实际上对发动机的工作有影响，因此目前的隐身飞机的飞行性能都很一般。

排气系统

　　涡轮喷气发动机的排气系统应能保证排出的气体速度尽可能的大，使推力不受损失；还应使飞机内外部任何构件不致被燃气烧坏。
　　排气系统通常都是直的，以免喷气速度降低太多。但由于飞机设计和构造上的考虑，例如为了简化机翼构造，有时不得不把排气管做成弯的，这在多发的涡轮螺桨发动机中尤其常见。
　　排气口一般是圆形，但某些现代作战飞机为了隐身，采用了二元喷管，这样尽管在推力上有少许损失，但却可以大幅度降低红外排放特征，提高红外隐身能力，还有的将其与矢量推力控制结合起来，可进一步提高飞机的机动性能。

发动机的数目

　　飞机上发动机的数目是由飞机的重量，种类，用途，以及发动机的类型所决定的。

　　一般来讲，确定发动机个数的首要原则就是重量，轻型飞机或超轻型飞机由于起飞重量较小，多采用1～2台发动机，而大型飞机则一般装有2～4台发动机，甚至更多。


　　在航空史的早期，由于当时的活塞式发动机单台功率较小，为了驱动一架大型飞机（现在看来那只能算中型飞机）就需要4台以上的发动机，经常会有飞机装有6台、8台、甚至12台之多，这么多的发动机使飞机的结构变得相当复杂，故障率也相当高，因此这些多发飞机大多是昙花一现。
　　随着推进技术的进步，现代航空喷气式发动机的功率越来越高，推力越来越大，不需要很多台就可以为飞机提供足够的动力，因而近些年来飞机发动机的数目呈减少的趋势，大多数飞机只装有1～2台发动机。但是在一些特殊情况下，如某些适航条例规定作越洋飞行的客机必须有3台以上的发动机，以确保在单发停车时具有足够的续航能力（这些规定已因为双发的波音－777飞机的出现而做了相应的调整），因此当今的远程运输机都采用4台发动机。