【简介：】本篇文章给大家谈谈《飞机增升的原则》对应的知识点，希望对各位有所帮助。本文目录一览：
1、直升机的最大升限与什么有关？
2、飞机升限
3、为什么大多数战斗机的升限难以达
本篇文章给大家谈谈《飞机增升的原则》对应的知识点，希望对各位有所帮助。
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直升机的最大升限与什么有关？
直升机的最大升限和空气密度密切相关，空气稀薄会导致发动机进气不足，进而动力不够，同时旋翼效能的降低，两者综合使得飞机性能急速下降，可能导致事故，这也是直升机不敢强行提升高度的原因。
有一句话叫热胀冷缩，气温低空气密度就变高了，所以直升机能爬升高度就大了。
升限简介：
升限是指航空器所能达到的最大平飞高度。
当航空器的飞行高度逐渐增加时，空气的密度会随高度的增加而降低，从而影响发动机的进气量，进入发动机的进气量减少，其推力一般也将减小。达到一定高度时，航空器因推力不足，已无爬高能力而只能维持平飞，此高度即为航空器的升限。
升限可分为理论升限和实用升限两种。
理论升限定义为：发动机在最大油门状态下飞机能维持水平直线飞行的最大高度。
实用升限的定义是：发动机在最大油门状态下，飞机爬升率为某一规定小值（如0.5米/秒或100英尺每分）时，所对应的飞行高度。
飞机升限
理论升限大，因为理论升限是假设飞机在各项数据都最佳的情况下能达到的升限。但实际上不大可能实现，所以实际应用时升限会降低。但飞机也可以靠抬头的速度动能和惯性跃升到超过理论升限的高度，然后就失速掉下来...... 不过这也不具备实用性能。
为什么大多数战斗机的升限难以达到2万米？
当航空器的飞行高度逐渐增加时，空气的密度会随高度的增加而降低，从而影响发动机的进气量，进入发动机的进气量减少，其推力一般也将减小。达到一定的高度时，因推力不足，已无爬高能力而只能维持平飞，此高度即为航空器的升限。
因为这个原因，大多数战斗机在达到1万多米的高度后，因推力有限无法继续爬高。此时如果对飞机的设计进行修改以增大推力，就会使飞机的自重明显增大，其他机动性能显著降低，而提升的推力却又十分有限。因此大多数战斗机的升限，一般都设计在2万米以下。
升限又分为理论升限和实用升限两种。理论升限定义为：发动机在最大油门状态下飞机能维持水平直线飞行的最大高度。实用升限的定义是：发动机在最大油门状态下，飞机爬升率为某一规定小值(如5米／秒,喷气式，螺旋桨式此数值还会更小)时，所对应的飞行高度。
区别于最大飞行高度，实用升限是对战斗机在挂在武器状态下能进行较自由的机动飞行和战术机动的最大高度，其本身只是一个相对概念，在不同挂载情况和天气状况下均不同！侦察机由于不需剧烈机动飞行，实用升限在两万米以上，战斗机则在一万八千米以下！F22和歼八以及米格25、米格31比较特殊！F22升限则属于机密！
飞机的升限高有什么意义？求解
所谓飞机升限，是指航空器所能达到的最太平飞高度。
当航空器的飞行高度逐渐增加时，空气的密度会随高度的增加而降低，从而影响发动机的进气量，进入发动机的进气量减少，其推力一般也将减小。达到一定高度时，航空器因推力不足，已无爬高能力而只能维持平飞，此高度即为航空器的升限。 升限可分为理论升限和实用升限两种。理论升限定义为：发动机在最大油门状态下飞机能维持水平直线飞行的最大高度。实用升限的定义是：发动机在最大油门状态下，飞机爬升率为某一规定小值(如5米／秒)时，所对应的飞行高度。 在实际飞行中，受载油量等因素的影响，大部分飞机是无法达到理论升限的，因为要想爬升至理论升限需用很长的时间，且越往上越慢，尚未达标，燃油便耗尽了。所以，人们常用的是实用升限。 提高飞机升限的措施主要有：增大发动机在高空时的推力、提高飞机的升力、降低飞行阻力、减轻飞机重量等。
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★飞机战术技术性能：衡量飞机战斗能力的技术指标。通常包括发动机的数量和功率、飞行速度、上升率、升限、航程、续航时间、起落滑跑距离，以及机动性、操纵性、抗干扰性和机载武器性能、载弹量等。
★上升率：亦称爬升率、爬高率。飞机在单位时间内上升的高度。以米/秒或米/分计算。通常用最大上升率来表示飞机的上升性能。
★升限：飞机上升限度的简称。飞机依靠本身动力上升所能达到的最大飞行高度。分为静升限和动升限。飞机稳定上升所能达到的最大高度称静升限；利用飞机的动能以跃升的方法所能达到的最大高度称动升限。动升限直高于静升限值。
★飞行速度：航空器在单位时间内飞过的距离。以公里/小时或米/秒为单位。分为空速和地速。航空器相对于空气运动的速度称空速，相对于地面动力的速度称地速。
★飞行马赫数：变称飞行M数。飞行器的飞行速度与其飞行高度上音速的比值。因奥地利物理学家E?马赫最早使用这一比值研究炮弹的高速飞行而得名。飞行速度大于1为超音速飞行，小于1为亚音速飞行。
★飞机最大速度：飞机在发动机最大功率或最大推力工作时能达到或允许达到的速度。通常指平飞最大速度和最大允许速度。使用发动机最大功率或最大推力平飞所能达到的速度为平飞最大速度。为保证飞机结构强度不致破坏，安定性、操纵性不致丧失，而规定不得超过的飞行速度为最大允许速度。
★巡航速度：飞机为执行一定任务而选定的适宜于长距离或长时间飞行的速度。一般为平飞最大速度的70%-90%，巡航速度的大小，应根据任务的需要（如飞行距离、续航时间、载重量等），和发动机及其他设备的耐久性、经济性与气象条件等确定。
续航时间：简称航时。飞机从起飞至着陆在空中飞行的时间。它的长短随飞机的载油量、载重量、飞行高度、飞行速度而定。采用空中加油可延长续航时间。
续航能力：飞机一次加满油后能够持续飞行的最大续航时间和最大航程。是飞机的重要战术技术性能之一。
制空权：交战的一方，在一定时间内对一定空间的控制权。掌握了制空权，可以保障陆、海、空军部队不受敌航空兵或地面对空兵器的严重威胁。夺取制空权主要由航空兵、地面防空兵通过消灭空中和地面的敌机、摧毁和压制敌防空兵器、破坏敌基地设施来达成。
指挥交接：航空兵跨区遂行任务或原指挥所不宜继续指挥时，地面指挥所之间的指挥任务交接。通常由上级指挥所组织，也可由双方指挥所直接交接。
目标引导组：航空兵协同陆、海军作战时，向协同作战的地面部队或舰艇部队派出的对空引导小组。通常由轰炸、强击航空兵派出，随地面或舰艇部队行动。负责反映陆军海军部队对空军支援的要求，并引导我机及时发现、进入和突击目标。
空中支援：亦称航空兵支援。航空兵为支援陆军海军作战所采取的各种战斗行动的统称。包括各种火力支援（航空火力准备、航空火力反准备、航空火力支援），夺取制空权，空中掩护，以及航空侦察、电子干扰、空中运输等。
空中封锁：航空兵在一定时间内，对预定目标采取火力封锁的战斗行动。通常以若干小分队轮流对被封锁目标连续实施空中突击，以阻滞对方的战斗行动。如封锁机场、封锁交通、封锁被围之敌等。
水平轰炸：飞机在平飞状态下进行的轰炸。它适用于昼夜各种气象条件和各种高度，是轰炸机的主要轰炸方法。强击机在低空、超低空对面状目标或垂直面较大的立体目标轰炸时也可采用。
俯冲轰炸：飞机沿较陡的向下倾斜轨迹作直线加速飞行时进行的轰炸。其准确性较高,豆腐机，是强击机主要的轰炸方法，特别适用于轰炸点状目标和活动目标。但轰炸高度受到一定的限制。
战斗出动率：航空兵实际战斗出动的飞机架数与部队实有飞机总数的百分比。例如飞机总数为100架，实际战斗出动为80架，则战斗出动率为80％
战斗出动强度：航空兵遂行战斗任务时，在单位时间内能出动的次数。通常以每架飞机一昼夜（24小时）能出动的次数来计算。它是衡量航空兵作战能力的主要标志之一，也是进行兵力计算和兵力分配的依据之一。战斗出动强度取决于受领的战斗任务，飞行人员的数量、体质和技术水平，气象条件，机务保障，飞行后勤保障等条件。
空中编队：两架以上的飞机，以目视或机上设备保持规定的间隔、距离和高度差组成的空中战斗集体。通常是同型飞机编队。由于作战需要，必要时不同机种也进行混合编队。
航空兵战斗队形：航空兵遂行战斗任务时，在空中的兵力部署及其编队形态。包括突击队、掩护队、保障队。按形态分为楔队、梯队、纵队、横队、蛇形队等。按飞机间的疏密程度分为密集队形、疏开队形和疏散队形。
机群：由遂行同一任务、受统一指挥、并保持目视联系或战术联系的若干空中编队或单机组织的空中战斗集群。不同机种编队组成的机群，称混合机群。
批次：对空中飞机按批编排的次序。作为飞机顺序使用时，依次编排，如第一批，第二批；作为雷达空情报知使用时，用批号编排，如0305批，
架次：一架飞机出动一次。是计算飞机出动量的单位。如四机编队出动两次为八架次。
作战半径：飞机遂行战斗任务时，能作往返飞行的最远距离。是衡量飞机战术技术性能的主要指标之一。计算作战半径时，应从载油量中扣除地面耗油、备份油量和战斗活动所需油量。作战半径的大小与飞机的飞行高度、速度、气象条件、编队大小、战斗任务和实施方法等因素肓关。
飞行指挥员：亦称塔台指挥员。具体组织指挥飞行的人员。通常由上级首长批准的飞行干部担任。主要职责是组织实施飞行，负责飞行指挥，保证飞行安全。
目视飞行（VFR）：在可见天地线、地标的天气条件下，能够判明航空器飞行状态和目视判定方位的飞行。目视飞行机长对航空器间隔、距离及安全高度负责。
仪表飞行（IFR）：指完全或部分按机载飞行仪表、导航设备判定航空器飞行状态及其位置的飞行。在低于VFR条件、在云中、云上、夜间和6000米以上飞行，都必须按IFR规则飞行。
航程和活动半径：航程一般指实用航程，是指涉及风向，留有一定飞行时间的储备燃油并给出载重条件下飞机所飞的最大距离。对战斗机、攻击机、轰炸机等军用飞机来说，活动半径又称为“作战半径”。这是军用飞机最重要的飞行性能指标之一，它直接表明飞机作战和活动的范围。 活动半径是指飞机携带正常作战载荷，在无风和不进行空中加油，并考虑安全备用燃油和其它用油的条件下，自机场起飞，沿给定航线飞行，执行完指定任务后，返回原机场所能达到的最远水平距离。一般情况下，活动半径不等于航程的一半，而要比航程的一半小。
巡航速度：飞机所装发动机每公里消耗燃油最小情况下的飞行速度称为巡航速度。(在航空界，一般把适宜于持续进行的，接近于定常飞行的飞行状态称之为巡航。在此状态下的参数称为巡航参数，如巡航高度、巡航推力等等。巡航速度也是专机的巡航参数之一。巡航状态不是唯一的，每次飞行的巡航状态都取决于许多因素，如气象条件、装载、飞行距离、 经济性等等。 因此，各次飞行所选定的巡航参数(包括巡航速度)常有所不同。 同样是巡航，由于任务要求不一样，选定的巡航速度也就不一样。例如航程巡航、航时巡航、给定区间最小燃料消耗巡航等，虽然都要求飞机以比较省油、比较经济的速度巡航，但这些指标是有差别的。航程巡航要求飞机能以航程最远的巡航速度飞行；航时巡航则要求飞机能以留空时间最长的巡航速度飞行等等。为此，巡航速度又可细分为“远航速度”和“久航速度”等。
最大平飞速度：是在11000米以上的高空达到的。对于军用飞机来说，低空飞行能力具有重要的意义。低空最大平飞速度是衡量多用途战斗机、攻击机和轰炸机的重要性能指标。
最小速度：飞机在某一高度上可以维持等速水平飞行的最低速度。此值越低，则飞机的起飞、降落速度越小，所需的机场跑道越短。同时飞机的安全性和机动能力越强。飞机的最小最小速度一般是在海平面高度获得。
失速速度：飞机的升力系数随飞机迎角的增加而增大。当迎角增加到某一数值后，升力系数不升反降，导致飞机升力迅速小于飞机重力，飞机便很快下坠，这种现象称为失速。
续航时间：续航时间又称之为“航时”。它是指飞机在不进行空中加油的情况下，耗尽其本身携带的可用燃料时，所能持续飞行的时间。 续航时间是飞机最重要的性能指标之一，它直接表明飞机一次加油后的持久作战或持久飞行能力。续航时间与飞行速度、 飞行高度、 发动机工作状态等多种参数有关。合理选择飞行参数，使得飞机在单位时间内所耗燃料量最少，飞机就能获得最长的续航时间。此时，所对应的巡航速度称为“久航速度”。
爬升率：爬升率又称爬升速度或上升串，是各型飞机，尤其是战斗机的重要性能指标之一。它是指定常爬升时，飞行器在单位时间内增加的高度，其计量单位为米／秒。飞机在某一高度上，以最大油门状态，按不同爬升角爬升，所能获得的爬升率的最大值称为该高度上的“最大爬升率”。以最大爬升串飞行时对应的飞行速度称为“快升速度”，以此速度爬升，所需爬升时间最短。 飞机的爬升性能与飞行高度有关，高度越低，飞机的最大爬升率越大，高度增加后，发动机推力一般将减小，飞机的最大爬升率也相应减小。达到升限时，爬升率等于0。 以 F-16战斗机为例，该机在海平面的最大爬升率高达305米／秒，高度1000米时，降至283米／秒，高度为10000米时，则降至100米／秒，当高度达到 17000米时，其最大爬升率只有 12米／秒。
升限：所谓升限，是指航空器所能达到的最太平飞高度。当航空器的飞行高度逐渐增加时，空气的密度会随高度的增加而降低，从而影响发动机的进气量，进入发动机的进气量减少，其推力一般也将减小。达到一定高度时，航空器因推力不足，已无爬高能力而只能维持平飞，此高度即为航空器的升限。 升限可分为理论升限和实用升限两种。理论升限定义为：发动机在最大油门状态下飞机能维持水平直线飞行的最大高度。实用升限的定义是：发动机在最大油门状态下，飞机爬升率为某一规定小值(如5米／秒)时，所对应的飞行高度。 在实际飞行中，受载油量等因素的影响，大部分飞机是无法达到理论升限的，因为要想爬升至理论升限需用很长的时间，且越往上越慢，尚未达标，燃油便耗尽了。所以，人们常用的是实用升限。 提高飞机升限的措施主要有：增大发动机在高空时的推力、提高飞机的升力、降低飞行阻力、减轻飞机重量等
亚音速、跨音速、超音速与 M数：一般来说，飞行器的飞行速度低于音速，称为亚音速飞行；飞行器的飞行速度高于音速，称为超音速飞行；而飞行器的飞行速度等于音速，则称为等音速飞行。为了研究问题方便，人们引入了M数的概念：M：**式中， v表示在一定高度上飞行器的飞行速度(或空气的流速)，a则表示当地的音速。 M数又称马赫数。上面三种飞行情况，可以分别用 M＜ l、M＞l和 M： 1表示。 由于在音速附近飞行存在许多特殊的现象，人们往往把M数 0.75～l.2单独划出来，进行专门的研究，并把这一速度范围称为跨音速区。 在航空和航天领域，人们一般根据M数的大小，把飞行器的飞行速度划分为 4个区域，即： 亚音速区--M数小于0.75； 跨音速区--M数从0.75 到1.2； 超音速区--M 数从1.2 到5.0； 高超音速区--M数5.0以上。
起飞和降落性能：主要指标有起飞、降落距离；起飞、降落滑跑距离；离地速度和接地速度。起飞距离是指飞机在机场起飞跑道上的起飞线处开始，松开刹车，经过地面滑跑，离地爬升至25米高度所经过的地面距离。降落距离是指飞机进入机场着陆下降至25米高度算起，经过下滑、平飞减速、飘落接地、地面滑跑等阶段直至停机所经过的地面距离。起飞和降落滑跑距离则只算到离地或从接地开始。离地速度是指飞机在起飞过程中，飞行员向后拉杆使飞机抬头离地的瞬间速度。此值越小则飞机的地面滑跑距离越短。接地速度是指飞机在降落过程中，飞机落地的瞬间速度。此值越小降落过程越短。返回 过载(g)本来是表示重力加速度的符号，它的值随纬度和距海平面的高度而变化，国际采用的标准值是980.665厘米／秒*。 地球上的物体都受着引起 lg加速度的重力，因而一切物体都有重量。在航空领域，一般用g表示飞机或导弹的过载。 飞机和导弹在作各种运动时，机体和弹体各部分也相应地承受各样的载荷，过载越大，表示升力比飞机或导弹的重量大得越多，也就是飞机或导弹的受力越严重。平飞时，升力等于飞机或导弹的重量，过载等于l。机动飞行时，升力往往不等于飞机或导弹的重量，过载也经常不等于 l。例如，过载为6，表示升力达到飞机或导弹重量的6倍，用6g表示。
何为“热障”：当飞行器在稠密大气中作超音速飞行时，受激波与机体间高温压缩气体的加热和机体表面与空气强烈摩擦的影响，飞行器蒙皮的温度会随M数的提高而急剧上升。飞行 M数为 2.0时，机头处的温度略超过100℃。而当 M数等于3.0时，飞行器表面的温度则升至350℃左右，已超过了铝合金的极限温度，使其强度大大削弱。航空界把飞行器作高速飞行时所遭遇到的这种高温情况称之为“热障”。一般把M数 2.5作为“热障”的界线，低于这一值，气动加热不严重，可用常规的方法和材料设计、制造飞机；高于该值，则必须采取克服气动加热问题的措施，如用耐高温的钢或钛合金制造飞机的蒙皮和框架等。宇宙飞船和返回式卫星在重返大气层时，M数更高，它们的外表温度可达 1000多度。为保证其不致被烧毁，飞船和返回式卫星的头部得用烧蚀材料包上一层，让它在高温时烧掉，以吸收气动加热时产生的热能。
机翼：机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行。它还起一定的稳定和操纵作用。机翼的平面形状多种多样，常用的有矩形翼、梯形翼、后掠翼、三角翼、双三角翼、箭形翼、边条翼等。现代飞机一般都是单翼机，但历史上也曾流行过双翼机(两副机翼上下重叠)、三翼机和多翼机。 根据单翼机的机翼与机身的连接方式，可分为下单翼、中单翼、上单翼和伞式上单翼(即机翼在机身的上方，由一组撑杆将机翼和机身连接在一起)。
尾翼：尾翼是安装在飞机后部的起稳定和操纵作用的装置。尾翼一般分为垂直尾翼和水平尾翼。 垂直尾翼由固定的垂直安定面和可动的方向舵组成，它在飞机上主要起方向安定和方向操纵的作用。垂直尾翼简称垂尾或立尾。根据垂尾的数目，飞机可分为单垂尾、双垂尾、三垂尾和四垂尾飞机。 水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，它在飞机土主要起纵向安定和俯仰操纵的作用。水平屋翼可简称平尾。有的飞机为了提高俯仰操纵效率，采用的是全动乎尾，即平尾没有水平安定面，整个翼面均可偏转。 有一种特殊的 V字形尾翼，它既可以起垂直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的作用。 水平尾翼一般位于机翼之后。但也有的飞机把“水平尾翼”放在机翼之前，这种飞机称为鸭式飞机。此时，将前置“水平尾翼”称之为“前翼”或“鸭翼”。 没有水平尾翼 (甚至没有垂直尾翼)的飞机称为无尾飞机。这种飞机的俯仰操纵、方向操纵、滚转操纵均由机翼后缘的活动翼面或发动机的推力矢量喷管控制。
后掠翼：机翼各剖面沿展向后移的机翼称为后族翼，这种机翼的外形特点是，其前缘和后缘均向后掠。机翼后掠的程度用后掠角的大小来表示。 与平直机翼相比，后掠翼的气动特点是可增大机翼的临界马赫数，并减小超音速飞行时的阻力。 飞机在飞行中，当垂直于机翼前缘的气流流速接近音速时，机翼上表面局部地区的气流受凸起的翼面的影响，其速度将会超过音速，出现局部激波，从而使飞行阻力急剧增加。后掠翼由于可使垂直于机翼前缘的气流速度分量低于飞行速度，因而与平直机翼相比，只有在更高的飞行速度情况下才会出现激波(即提高了临界马赫数)，从而推迟了机翼面上激波的产生，即使出现激波，也有助于减弱激波强度，降低飞行阻力。 后掠角的缺点是扭转刚度差、升力线斜率较低、气流容易从翼梢处分离、亚音速飞行时诱导阻力较大等。
三角翼：平面形状为三角形的机翼称为三角翼。与之相近的有双三角翼和切角三角翼。目前常用的主要是略有切角的三角翼。三角翼飞机出现于50年代，其代表机型有美国的F-102、前苏联的米格- 21、法国的“幻影”Ⅲ等。 大后掠角三角翼具有超音速阻力小、焦点随 M数变化小、结构刚度好等优点，适合于超音速飞行和机动飞行。其缺点是：在亚音速飞行状态，机翼的升力线斜率较低、诱导阻力较大、升阻比较小，从而影响飞机的航程和起降性能。
变后掠翼：后掠角在飞行中可以改变的机翼称之为变后掠翼。 在飞机的设计工作中，有一个不易克服的矛盾：要想提高飞行M数，必须选择大后掠角、小展弦比的机翼，以降低飞机的激波阻力，但此类机翼在亚音速状态时升力较小，诱导阻力较大，效率不高。从空气动力学的角度讲，要同时满足飞机对超音速飞行、亚音速巡航和短矩起降的要求，最好是让机翼变后掠，用不同的后掠角去适应不同的飞行状态。 对变后掠翼的研究，始于 40年代，但直到 60年代，才设计出实用的变后掠翼飞机。 一般的变后掠翼的内翼段是固定的，外翼同内翼用铰链轴连接，通过液压助力器操纵外翼前后转动，以改变外翼段的后擦角和整个机翼的展弦比。 变后掠翼的缺点是，结构和操纵系统复杂，重量较大，不大适合轻型飞机使用。
边条翼：边条翼是 50年代中期出现的一种新型机翼，一些第三代高机动战斗机采用了这种机翼。 在中等后掠角(后掠角 25度～45度左右)的机翼根部前缘处，加装一后掠角很大的细长翼(后掠角65度～85度)所形成的复合机翼，称为边条翼。在边条翼中，原后掠翼称为基本翼，附加的细长前翼部分称为边条。 边条翼的气动特点是，在亚、跨音速范围内，当迎角不大时，气流就从边条前缘分离，形成一个稳定的前缘脱体涡，在前缘脱体涡的诱导作用下，不但可使基本翼内翼段的升力有较大幅度的增加，还使外翼段的气流受到控制，在一定的迎角范围内不发生无规则的分离，从而提高了机翼的临界迎角和抖振边界，保证飞机具有良好的亚、跨音速气动特性。 在超音速状态下，由于加装边条后，使内翼段部分的相对厚度变小，机翼的等效后掠角增大，可明显降低激波阻力。另外，边条的存在，还可使飞机在跨音速和超音速飞行时的全机焦点后移量减小，导致飞机的配平阻力降低。因此，这种机翼也具有良好的超音速气动特性。 边条翼的缺点是，在小迎角范围内，其升阻特性不如无边条的基本翼好；它的力矩特性也不理想，力矩曲线随迎角的变化呈非线性。
空速表：空速表是安装在驾驶舱仪表板上，为飞行员测量和指示航空飞行器相对周围空气的运动速度的仪表。飞机上常用的空速表主要有指示空速表、真空速表、马赫数表和组合式空速表等。指示空速表利用开口膜盒等敏感元件，通过测量空速管处的总压与静压的压差，间接测出空速。真空速表由指示空速表增加真空膜盒等附件组成，这些附件主要用于修正因大气条件变化带来的误差，经修正的空速，接近于真实空速。马赫数表的工作原理与真空速表相似，它主要为飞行员测量、显示真空速与音速的比值。组合式仪表则可综合测量显示上述参数及与飞行安全相关的参数。
高度表：高度表是安装在驾驶舱仪表板上，为飞行员显示测量出的航空飞行器距某一选定的水平基准面垂直距离的仪表。航空器上常用的高度表主要有气压式高度表与无线电高度表。 气压式高度表实际上是一种气压计，它通过测量航空器所在高度的大气压力，间接测量出飞行高度。 无线电高度表实际上是一种以地面(水面)为探测目标的测距雷达，它所指示的高度即为真实高度。
航空地平仪：航空地平仪是用于测量和显示飞机俯仰及倾斜姿态的一种陀螺仪表，亦称陀螺地平仪。它主要由双自由度陀螺、摆式地垂修正器、随动机构、起动装置、指示装置等部分组成。其用途是保证飞行员及时了解和掌握飞机俯仰、倾斜的角度，以便正确操纵飞机。
气动布局 飞机外形构造和大部件的布局与飞机的动态特性及所受到的空气动力密切相关。关系到飞机的飞行特征及性能。故将飞机外部总体形态布局与位置安排称作气动布局。其中，最常采用的机翼在前，尾翼在后的气动布局又叫作常规气动布局。
无尾飞机 不配置水平尾翼（或鸭式前翼）的飞机。它利用机翼后缘装有的“升降副翼”活动面来替代传统的水平尾翼（含升降舵），获得俯仰稳定性和俯仰操纵（升降运动）力矩。
变后掠翼 后掠角在飞行中可视需要随时改变的活动机翼。它的问世，能较好地解决飞机高速与低速性能之间的一系列矛盾。采用小后掠角能使飞机具备较高的低速巡航效率和较大的起飞着陆升力。当超音速飞行时采用大后掠角，有利于减少飞行阻力，或者减少低空高速飞行中的颠簸，后者对战斗轰炸机来讲尤为重要。
旋翼机 由旋翼（旋转桨叶）产生升力的飞行器有直升机与旋翼机两大类，前者的旋翼有发动机驱动；而后者的发动机只提供拉力，旋翼则靠迎面气流的冲击而自转，从而获得升力。
近耦合鸭式飞机 无水平尾翼，但在机翼的前方另设置一对水平小翼面的飞机叫鸭式飞机，如小翼（又叫前翼或鸭翼）与机翼极其靠近，那么可称近耦合鸭式飞机。前置小翼起俯仰操纵与平衡作用（相当于水平尾翼之功能），并可产生脱体涡使机翼升力增加。是现代先进军用机常见形式。
随控布局飞机 应用主动控制技术的飞机。可利用控制技术来改善飞机性能，改善稳定性与操纵品质，减少结构重量及阻力，提高飞行机动性。具体手段有放宽静稳定性控制、乘坐品质控制、机动载荷控制、结构振动控制和直接力控制等等。常为现代军用机所采纳。
座舱盖 飞机驾驶员或空勤组在机身中的专门座舱上方的透明玻璃天盖。可以是多框架的，也可以是少框架流线形的（如气泡形）。一般均可拉开供人员出入。
悬臂式机翼 不用撑捍或张线加强的单层机翼。它无支撑物地独立架设在机身侧面，由内部翼梁承载。
平直翼 无明显后掠角的机翼。一般指后掠角小于20度、平面形状呈矩形、梯形或半椭圆形的机翼。常用在亚音速飞机上。
上反角 从机头沿飞机纵轴向后看，两侧机翼翼尖向上翘或向下倾斜的角度。向上翘时取正值。
后掠角 从飞机的俯仰方向看，机翼四分之一弦长连线自翼根到翼尖向后歪斜的角度。如果是机翼前缘线的歪斜角，则称前缘后掠角。高速飞机的后掠角一般很大。
上、中、下单翼 装在机身背部或中部或腹部的单层机翼。也称高、中、低单翼。前者多用于运输机与水上飞机，后者多用于军用机或大型喷气客机。中单翼因翼梁与机身难以协调，近几十年较少见。
张线 旧时双层机翼飞机上为上下层机翼承担一部分载荷的细钢丝，多见于三十年代前的飞机。
展弦比 机翼的翼展与弦长之比值。用以表现机翼相对的展张程度。弦长是指一片机翼顺气流方向的“翼弦”宽度尺寸，而翼弦是指连结机翼顺气流剖面最前与最后一点之间的直线。大“展弦比”，飞机适宜作低速远程飞行。
边条翼 飞机机翼根部前缘向前延伸的头部尖削，呈狭长水平状的翼片。它与机身及机翼连在一起，尤如一对大后掠角细长三角形机翼，它形成的有利涡流能大大改善飞机大迎角时的升力特性，推迟失速，是现代战斗机常用的布局之一。
机翼增升装置 机翼上用来改善气流状况和增加升力的一套活动面板。可在飞机起飞、着陆或低速机动飞行时增加机翼剖面之弯曲度及迎角，从而增加升力。常见有前缘缝翼、前后缘襟翼、吹气襟翼等等。
副翼 装在机翼最外侧的后缘，用来控制飞机横侧倾斜与滚转运动的可上下偏转的小活动面板。
腹鳍 也称鳍翼或鳍片，是机身后腹部顺气流固定安装的刀状薄翼面。用来辅助垂尾起增强飞机方向安定性或抵消方向舵偏转后带来的滚转力矩的作用。
背鳍 又称脊翼，与腹鳍对应，是安装在机身背部，常成为垂尾前方一部分的顺气流片状翼面或管条状突起物，前者作用近似于垂尾的安定面，后者用于内部铺设电缆、油料或设备，常与座舱盖及垂尾前后连为一体。
垂尾 是垂直尾翼之简称，又叫立尾，是飞机主要大部件之一，是顺气流垂直安装在机身后上方的翼面。其前半部是不可活动的垂直安定面，起方向安定作用，后半部用铰链与前半部相连，是方向舵，控制飞机转向。
平尾 是水平尾翼之简称。是飞机主要大部件之一，一般呈水平状安装在机尾。其前半部不可活动，是水平安定面，起俯仰安定作用，后半部是升降舵，控制飞机上升下降，由铰链与前者相连。垂尾与平尾合称尾翼，也可用一组V形翼综合替代。
整流罩 将原裸露在机体外面的某一部件或装置用流线形壳体封闭包覆起来的罩子。起保护与减少阻力的双重作用。如发动机整流罩、雷达天线罩……等等。
鼓包 相对而言更加凸出于飞机外表的局部的小型整流罩，一般呈半卵形。
炮塔 军用飞机上装有一至数门机枪或机炮并可上下左右转动、且明显突出于机身外表的专用透明舱位。一般呈半球形，可人力操作，也可借助于动力装置驱动，也可遥控。每架飞机可配备1至数个，用于自卫或攻击，大多见于二战时期的中、大型轰炸机。
关于《飞机增升的原则》的介绍到此就结束了。
