关于飞机和直升机的问题？

Question

对于飞机是如何飞起来，从小到大随着知识不断的学习认识就不断的改变，但现在还有疑问，飞机机翼下表面时平的，上表面是弧形，这样当气流通过时能产生压力差，产生升力，但是这个压力差失衡定的的么？它不随飞机的速度改变而改变么？（而且我在玩F22的游戏里看到 即使在空中平飞时F22机翼后放的副翼仍然是向下翘起(而不是与机翼在一个平面上，难道在保持不同速度时需要调节副翼来补充机翼弧面产生的升力？）
还有关于直升机我一开始以为是调节主旋翼的转速来上升下降的，前一段时间才看到（从模型直升机上看到）它其实是靠改变旋翼叶片与旋翼所在平面的角度来提高和降低升力的，但问题是这样做有什么优势比，调节转速上升有什么好处？（难道是调节角度后而因旋转对机身产生的反作用力不变？在调节尾翼螺旋桨上平衡这个反作用力上简单？）再一个就是再调节这个角度上升下降过程中尾翼需要调节么？（即反作用力发生变化么？）
还有直升机是如何由悬停姿态变成前倾姿态向前飞的?(在此之前我上网查过没一个说出要点的，有的人还说主旋翼的轴是前倾的）
最后直升机的主旋翼是否再整个机体的重心上？（也就是它在地面上起飞后需要调整什么以用来保持平衡么，比如起飞后整个机体是后倾的，那么就需要把操纵杆向前推，以产生个前倾来平衡 就是这个意思）
回答的好再给额外分！！！
呵呵都很厉害啊 1L的言简意赅 简明扼要，但是看了2L后感觉有了更加理性上的认识，而不仅仅是“感觉上”感觉和理性上的认识自我感觉有时候是差很多的，但是还是有一些矛盾的地方 2L说 飞机在飞行中主要是靠改变仰角来维持的（基本上不用襟翼（F22那款游戏里在天上飞的时候襟翼仍然是打开的，游戏误导人？？））。

Answer 1

首先，我们来看机翼升力的计算公式

升力=（气流密度×速度的平方×机翼面积×升力系数）/2 = 动压×机翼面积×升力系数
即：L=1/2•ρ•V²•S•Cl=q•S•Cl

从中可以看出，升力是随着速度而改变的，也就是说上下表面压差不是恒定的。

想让飞机平飞，需要使升力跟重力相等，在这个前提下，相当于在升力公式中将L变成常数了，速度V变大时，需要升力系数Cl变小，才能保持升力L不变；反之，当速度V变小时，需要增大升力系数Cl。

也就是说升力公式中很重要的一个参数——升力系数Cl，不是恒定的，升力系数在一定范围内是随着机翼迎角的增大而增大的。另外一般来说机翼越平升力系数越小，机翼越弯升力系数越大。

所以，要改变升力系数，可以通过改变飞机迎角，或者改变机翼弯度来实现。低速下一般用改变弯度的办法，即放下襟翼（副翼是用来控制滚装的，左右副翼差动偏转，一个上偏一个下偏，使左右机翼升力不一致，从而实现飞机倾斜和滚转。襟翼是向下偏的，左右襟翼同步下偏，改变机翼弯度。有的飞机把襟翼和副翼合为一体，称为襟副翼）

说的有点乱，有耐心就继续看吧。

起飞、降落时，速度较低，为了保证升力，一般采用将襟翼放下的方法改变机翼弯度，增大升力系数，在低速下获得足够的升力。同时，也采用增大迎角的办法，所以飞机起降时，机头都是上仰的。

起飞之后，在空中平飞时，由于速度很大，襟翼必须收起，否则强大的气流作用力会把襟翼打坏，而且，在高速下，放下的襟翼也会产生巨大的阻力。所以襟翼是必须收起来的。

收起襟翼之后，基本上就靠改变迎角来维持在不同速度下的平飞了。

升力系数在一定范围内是随着机翼迎角的增大而增大的。但是当迎角增大到一定角度之后，升力系数反而会急剧下降，导致升力下降，这就是所谓的失速。失速是很危险的，升力不足时飞机就掉高度了，搞不好就是机毁人亡。所以飞机有个最大失速迎角。（PS.迎角——机翼与前方气流的夹角，而非机身与地面的夹角。前方气流跟机身可不一定是平行的哦！）

好了，有了上面的铺垫，回答直升机的问题就方便多了。

“它其实是靠改变旋翼叶片与旋翼所在平面的角度来提高和降低升力的”——可以理解为改变了叶片（其实就是转动的机翼）的迎角。在转速不变时，叶片（机翼）的速度V不变，迎角增大（减小），升力系数Cl最大（减小），升力L也就增大（减小）了。

“难道是调节角度后而因旋转对机身产生的反作用力不变？在调节尾翼螺旋桨上平衡这个反作用力上简单？”
“再一个就是再调节这个角度上升下降过程中尾翼需要调节么？（即反作用力发生变化么？）”

——是滴，转速不变的话，旋转对机身产生的反作用扭矩也不变，这样就不用调节（或许是尽量不需要调节吧）尾翼了。所以操作就简单多了。

直升机航向的控制，具体的构造和原来不是三言两语能说明的，必须配图。现在只能将就了，总之，就是有一套机构，使得叶片在转动过程中不断改变倾角，从而使总的升力在某一方向有分力。比如说前倾时，所有叶片在向前转的过程中倾角变小，转到前方时倾角（可看做是迎角）变到最低，向后转的过程中倾角变大，转到后方时倾角（可看做是迎角）变到最大。这样的结果，就是前方的叶片升力低于后方叶片的升力，总的结果就是升力在前方有一个分力，推动直升机前飞。其他方向的控制也是一样的道理。

Answer 2

飞机和直升机一样，可以调节机身姿态来控制机翼相对空气的迎角，低速就大迎角，高速就小迎角，迎角实在大了才展开襟翼，因为迎角达到一定程度机翼会陷入涡流，阻力急剧增大升力急剧减小，成为失速
高速也会失速，因为飞机做机动的时候就是靠拉杆增大迎角增大升力来改变运动方向，如果动作很大迎角一样会超限
旋翼那么重，转动惯量有多大你知道吗？改变转速巨慢。控制桨矩又方便又快

升力和阻力是息息相关的，扭矩肯定会有变化

LS有错，旋翼一般转速是恒定的
直升机的每一片旋翼都可以单独改变迎角，操纵杆控制的是迎角再个方向的差距，往前推就导致旋翼转到前面迎角变小转到后面变大，左右原理相同，这样子可以让飞机很快改变姿态，主轴前倾是为了方便前飞而已
飞机重心不超出设计限制即可，把操纵杆往一边带就能控制住飞机
nwwind说得对
来说一下战斗机的问题，民航机襟翼大多是结构复杂的多缝襟翼，只有起降低速阶段打开，巡航时去开的话十有八九吹掉，不吹掉也吹弯卡死......你要么摔死要么活命下来被局里批到死......
战斗机不一样，追求的就是升力系数，急转弯的时候电脑会自动指令襟翼来减小转弯半径，很多飞机都有这个设计

Answer 3

楼主应该没有什么基础，所以我还是简单点说吧。

首先，你要明白，飞机的速度越大，升力就越大，迎角越大升力也越大。当然还有一些变量会影响升力，比如翼剖面的形状，面积等。

第一个问题。升力当然不是恒定的，而是随着速度和迎角的变化而变化的。正因为升力的变化，飞机才能够做动作。

第二个问题，游戏和实际还是有差别的，并不等于真实情况。现代军用飞机大多数是襟副翼一体。F22大翼后部的操纵面叫做“襟副翼”，在平飞时起到襟翼的作用。襟翼最大的作用就是增加升力，它可以改变机翼的剖面形状，面积，但是最主要的是改变有效迎角。放下襟翼之后就相当于迎角增大。飞机在正常平飞的时候，襟副翼位置一定是中立位置，这时机翼的阻力是最小的，机翼的整体效率最高。襟翼有一点下偏，可能是以下原因。第一，飞机速度较慢，低于设计平衡点。F22在超音速状态下有设计平衡点，也就是所谓的超音速巡航，因此在低速条件下可能升力不够，需要放下襟翼进行升力补偿。第二，略微放下位就是中立位，空气动力学中立不等于几何学中立，襟翼全收上的位置不见得刚好和机翼平齐。第三，游戏本身和实际不相符。

第三个问题
桨叶角度变化对机身的反作用力是有影响的。因为迎角增大之后虽然升力增大，但是阻力会以更大的幅度增大（升阻比增大），机身收到的反转力也会相应增大，因此尾桨需要同步变距才能保持飞机稳定。
直升机的旋翼，以及一些飞机的螺旋桨，选择恒速/变距的调节方式，主要是因为变距比变速更加简单，可靠，发动机的负载变化平稳。特别是对于现在常用的涡轮轴发动机来说，这些优势更加明显。

第四个问题
直升机的旋翼轴大约在重心前方一点点，这样最有利于在飞机平飞巡航时保持平衡。

Answer 4

这个压力差失衡定的的么？
答：楼主的理解很对！这个压差不是恒定的，和速度相关，确切的说，和空速相关。
所以才有复翼。

直升机对旋翼的控制，是两种方式同时存在的，即控制旋翼转速、控制旋翼角度的。
控制旋翼角度，主要是控制“升力”的角度，当然也能控制升力的大小。
尾翼的转速要与旋翼的转速和方向相匹配。

直升机飞行的前进、倒退的控制，靠旋翼的角度。

直升机在设计时，尽量使旋翼位于机身重心的上方，但直升机不是摆设，是要实用的，在运输人员、物资时，尽管需要配重，但机身重心难免会发生变化。
当此变化较大时，依靠旋翼的角度可以进行调整；当此变化太大时，就需要重新配重了。

Answer 5

那是垂直起降的舰载机的陀螺上升和飞行两闸发动机和原有飞行发现机的智能飞机