中财网具善惠生病安宰贤现况:双旋翼交叉式直升机
来源：百度文库 编辑：中财网 时间：2024/05/01 12:33:15
双旋翼纵列式
双旋翼纵列式直升机机身前后各有一个旋翼塔座，两副旋翼分别安装在两个塔座上，两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，它们的反作用扭矩可以互相平衡掉。
这种结构型式的直升机的突出优点是纵向重心范围大，因此可以将机身设计得比较庞大。它比较适用于中型和大型直升机。双旋翼纵列式直升机的明显缺点是结构复杂。此外，从气动力上来看，前旋翼尾涡对后旋翼会产生气动干扰，后旋翼总是处在非常不利的气动环境中。为降低前旋翼尾涡对后旋翼的气动干扰程度，通常把后旋翼装得高一些。
这种型式的直升机其俯仰惯性和该转惯性较大，机身气动力矩不稳定，偏航操纵效率较低这些都会对直升机的稳纵品质产生不利影响。
双旋翼纵列式直升机最有名气的是美国的 CH-47“支奴干” 1。在越南战争初期，美国曾将大量的CH-47直升机投入战场，以运送兵员和物资。由于该直升机机体大，机动性差，没有自卫能力，所以被击落不少。
双旋翼交叉式直升机
双旋翼交叉式直升机除与其它双旋翼直升机一样装有两副完全一样，但旋转方向相反的旋翼以外，其明显特点是两旋翼轴不平行，是分别向外侧倾斜的，且横向轴距很小，所以两副旋翼在机体上方呈交叉状。
这种直升机的最大优点是稳定性比较好，适宜执行起重、吊挂作业。最大缺点是因双旋翼横向布置，气动阻力较大。但由于它的两旋翼轴间距较小，所以其气动阻力又要比双旋翼横列式直升机小一些。
研制双旋翼交叉式直升机的公司主要是美国的卡曼公司。早在50年代，卡曼公司就研制过双旋翼交叉式直升机K-600（军用编号为H-43）。以后在漫长的40年中，双旋翼交叉式直升机似乎就消声匿迹了。
90年代初，卡曼公司瞧准了民用直升机还缺少专门用于吊挂作业的直升机，于是研制了双旋翼交叉式直升机，K-MAX“空中卡车”。该机于1991年首次飞行，1994年开始交付使用，主要用于森林地区木材运输。
双旋翼纵列式
双旋翼纵列式直升机机身前后各有一个旋翼塔座，两副旋翼分别安装在两个塔座上，两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，它们的反作用扭矩可以互相平衡掉。
这种结构型式的直升机的突出优点是纵向重心范围大，因此可以将机身设计得比较庞大。它比较适用于中型和大型直升机。双旋翼纵列式直升机的明显缺点是结构复杂。此外，从气动力上来看，前旋翼尾涡对后旋翼会产生气动干扰，后旋翼总是处在非常不利的气动环境中。为降低前旋翼尾涡对后旋翼的气动干扰程度，通常把后旋翼装得高一些。
这种型式的直升机其俯仰惯性和该转惯性较大，机身气动力矩不稳定，偏航操纵效率较低这些都会对直升机的稳纵品质产生不利影响。
双旋翼纵列式直升机最有名气的是美国的 CH-47“支奴干” 1。在越南战争初期，美国曾将大量的CH-47直升机投入战场，以运送兵员和物资。由于该直升机机体大，机动性差，没有自卫能力，所以被击落不少。
双旋翼横列式直升机
双旋翼横列式直升机的特征是：两副旋翼一左一右分别安装在机身两侧的两个支架上。两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，其旋转时反作用力相相抵消。
这种型式的直升机机最大优点是平衡性好，其缺点与双旋翼纵列式直升机差不多，操纵也比较复杂。双旋翼横列式直升机要在机身两侧增装旋翼支架，无形中会增加许多重量，而且也加大了气动阻力。
双旋翼横列式直升机的数量很少。前苏联米里设计局研制的米-12是最典型的双旋翼横列式直升机，它也是世界上最大的直升机。该机机身长37米，每副旋翼直径35米，最大起飞重量105吨，最大平飞速度260公里离小时，仅在60年代试制了4架原型机，没有投入批量生产。
双旋翼共轴式直升机
双雄翼共轴式直升机药基本特征是：两副完全相同的旋翼，一上一下安装在同一根旋翼轴上，两旋翼间有一定间距。两副旋翼的旋转方向相反，它们的反扭矩可以互相抵消。这样，就用不着再装尾桨了。直升机的航向操纵靠上下两旋翼总距的差动变化来完成。
双旋翼共轴式直升机主要优点是结构紧凑，外形尺寸小。这种直升机因无尾桨，所以
也就不露要装长长的尾梁，机身长度也可以大大缩短。有两副旋翼产生升力，每副旋翼的直径也可以缩短。机体部件可以紧凑地安排在直升机重心处，所以飞行稳定性好，也便于操纵。与单旋翼带尾桨直升机相比，其操纵效率明显有所提高。此外。共轴式直升机气动力对称，其悬停效率也比较高。
研制共轴式直升机取得最大成功的是俄罗斯的卡莫夫设计局，该设计局研制出了庞大的“卡”系列直升机，它们基本上都是双旋翼共轴式布局。除大量民用直升机外，如卡-26、卡-226等，军用直升机也有不凡表现，卡-25曾是前苏联舰载反潜直升机食主力，新研制的战斗直升机卡-50、卡-52则更令人瞩目。北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系的轻型飞机室研制的“蜜蜂－16”轻型单座直升机也采用了共轴双旋翼形式。
双旋翼共轴式直升机的主要缺点是操纵机构复杂。
单旋翼＋尾桨式直升机
这种型式的直升机主要特点就是机身上部装有一副巨大的旋翼，机身后部有长长的尾梁，尾梁末端的垂尾一侧，装有一副小尾桨。尾桨的旋转平面与旋翼的旋转平面垂直。尾桨旋转起来，产生的推力或拉力会形成与旋翼反作用扭矩方向相反的平衡力矩。这样，直升机就不会总是在空中打转了，既能正常前飞，又能进行方向操纵。
单旋翼＋尾桨式直升机的发动机通过一套传动机构驱动旋翼和尾桨。传动机构通常由主减速器、中间减速器和尾减速器组成。单旋翼＋尾桨式直升机的最大优点，就是结构简单，易于操纵。这种结构型式的适用范围较广，不仅适用于象AS-350“松鼠”（最大起飞重量约二吨）那样的轻型直升机，象米-4（最大起飞重量约7吨）那样的中型直升机，也适用于象米-26（最大起飞重量56吨，是世界上最大的单旋翼直升机）那样的重型直升机。
最早的实用直升机就是从单旋翼＋尾桨型式开始的。1939年试飞成功的世界第一架实用直升机，美国西科斯基研制的VS-300，既是采用的单旋翼＋尾桨型式。以后，西科斯基公司在此基础上发展出一个庞大的S系列直升机大家族。这一系列直升机基本上都起单旋翼＋尾桨型式。俄罗斯米里设计局也是因为研制“米”字系列单旋翼带＋桨直升机而著称于世的，它们在战争中，在国民经济各部门都获得了广泛的应用。
单旋翼带尾桨式直升机是世界上应用范围最广、最受欢迎、最有生命力的直升机。这种型式的直升机约占世界直升机总数的70％左右。
当然，单旋翼＋尾桨式直升机也并非完美无缺，它也有不少固有的弱点。这主要表现在尾桨上。尾桨不产生升力，只产生一定推力或拉力去平衡旋翼的反扭矩并用于改变飞行方向，其结果会白白浪费掉许多功率。此外，尾桨在旋翼和机身尾涡的不良气动环境里工作，其气动效率也比较低；暴露在外的尾桨桨叶也不利于飞行安全，在起飞、着陆和贴地飞行时容易与地面障碍物相撞。在军用直升机中，尾桨造成的事故约占事故总数的15％左右。
设计师为改善尾桨作出了不懈的努力。70年代，法国研制出了尾桨桨叶被包覆起来的函道尾桨，大大提高了飞行的安全性。80年代，美国又研制出了用环量控制尾翼喷气流来取代尾桨的无尾桨直升机。
飞机的阻力
凡是懂得物理知识的人都知道，飞机在飞行的过程中,机体上所受的力是平衡的。飞机的重力与飞机产生的升力平衡，而飞机的发动机的作用则是克服飞机所受的阻力，推动飞机前进，使得飞机相对于空气运动，从而产生升力。大家肯定要想，飞机发动机的功率那么大，难道飞机上所受的阻力有那么大吗？的确，飞机在高速飞行的同时，会因为不同原因受到非常大的阻力。从产生阻力的不同原因来说，飞机所受的阻力可以分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力等。
摩擦阻力
当两个物体相互滑动的时候，在两个物体上就会产生与运动方向相反的力，阻止两个物体的运动，这就是物体之间的摩擦阻力。当飞机在空气中飞行时，飞机也会受到空气的摩擦阻力，飞机的摩擦阻力是因为空气的粘性造成的。当气流流过物体时，由于粘性，空气微团与物体表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，这就是物体对空气的摩擦阻力，反之，空气对物体也给予了摩擦阻力。摩擦阻力是在边界层中产生的。所谓边界层就是紧贴物体表面，流速由外部流体的自由流速逐渐降低到零的那一层薄薄的空气层。边界层中气流的流动情况是不同的。一般机翼大约在最大厚度之前，边界层的气流各层不相混杂而成层地流动，这部分叫做“层流边界层”。在这之后，气流的活动转变为杂乱无章，并且出现了漩涡和横向流动，这部分叫做“紊流边界层”。从“层流边界层”转变为 “紊流边界层”的那一点叫做“转捩点”。
边界层中的摩擦阻力大小与流动情况有很大关系，从大量的实践证明，对于层流流动，物体表面受到的摩擦阻力小，而紊流流动对物面的摩擦阻力大的多。在普通的机翼表面，既有层流边界层，又有紊流边界层，所以为了减小摩擦阻力，人们就千方百计地使物体表面的流动保持层流状态，例如通过在机翼表面上钻孔，吸除紊流边界层，这样就可以达到减阻的目的。另外，提高加工精度，使层流边界层尽量的长，延缓转捩点的出现，甚至抑制它的出现，也可以起到很好的效果。这些都是飞机设计中的层流机翼的概念。物体表面受到的摩擦阻力还跟物体的表面积有关系，面积越大，阻力也越大。因此在人们试图减小飞行阻力的时候，减小飞机的尾翼或者机翼的面积也是一个有效的方法。当然前提条件是保证产生足够的升力和控制力。例如使用推力矢量技术的飞机，由于有了发动机推力直接用于飞行控制，这样飞机的尾翼就可以减小或者去除，这样就可以大大的减小摩擦阻力。
诱导阻力
机翼同一般物体相似，也有摩擦阻力和压差阻力。对于机翼而言，这二者合称“翼型阻力”。机翼上除翼型阻力外，还有“诱导阻力”（又叫“感应阻力”）。这是机翼所独有的一种阻力。因为这种阻力是伴随着机翼上举力的产生而产生的。也许可以说它是为了产生举力而付出的一种代价。
如果有一架飞机以某一正迎角a作水平飞行，它的机翼上面的压强将降低，而下面的压强将增高，加上空气摩擦力，于是产生了举力Y。这是气流作用到机翼上的力，根据作用和反作用定律，必然有一个反作用力即负举刀力（-Y），由机翼作用到气流上，它的方向向下，所以使气流向下转折一个角度a，这一角度叫“下洗角”。随着下洗角的出现，同时出现了气流向下的速度。这一速度叫做“下洗速（w）”。下洗的存在还可由风洞实验观察出来。
由实验可知：当飞机飞行时，下翼面压强大、上翼面压强小。由于翼展的长度是有限的，所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖，向上翼面流动。当气流绕流过翼尖时，在翼尖那儿不断形成旋涡。旋涡就是旋转的空气团。随着飞机向前方飞行，旋涡就从翼尖向后方流动，并产生了向下的下洗速（w）。下洗速在两个翼尖处最大，向中心逐渐减小，在中心处减到最小。这是因为旋涡可以诱导四周的空气随之旋转，而这又是由于空气粘性所起的作用。空气在旋转时，越靠内圈，旋转得越快，越靠外圈，旋转得越慢。因此，离翼尖越远，气流垂直向下的下洗速就越小。
图示的就是某一个翼剖面上的下洗速度。它与原来相对速度v组成了合速度u 。u与v的夹角就是下洗角a1。下洗角使得原来的冲角a减小了。根据举力Y原来的函义，它应与相对速度v垂直，可是气流流过机翼以后，由于下洗速w的作用，使v的方向改变，向下转折一个下洗角a1，而成为u。因此，举力Y也应当偏转一角度a1，而与u垂直成为y1。此处下洗角很小，因而y与y1一般可看成相等。回这时飞机仍沿原来v的方向前进。y1既不同原来的速度v垂直，必然在其上有一投影为Q；。它的方向与飞机飞行方向相反，所起的作用是阻拦飞机的前进。实际上是一种阻力。这种阻力是由举力的诱导而产生的，因此叫做“诱导阻力”。它是由于气流下洗使原来的举力偏转而引起的附加阻力，并不包含在翼型阻力之内。
图中机翼前面的一排小箭头表示原来的流速，后面的一排小箭头则表示流过机翼后偏转一个角度的流速。诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状，展弦比，特别是同举力有关。
压差阻力
“压差阻力”的产生是由于运动着的物体前后所形成的压强差所形成的。压强差所产生的阻力、就是“压差阻力”。压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大的关系。
用刀把一个物体从当中剖开，正对着迎风吹来的气流的那块面积就叫做“迎风面积”。如果这块面积是从物体最粗的地方剖开的，这就是最大迎风面积。从经验和实验都不难证明：形状相同的物体的最大迎风面积越大，压差阻力也就越大。
物体形状对压差阻力也有很大的作用。把一块圆形的平板，垂直地放在气流中。它的前后会形成很大的压差阻力。平板后面会产生大量的涡流，而造成气流分离现象。如果在圆形平板的前面加上一个圆锥体，它的迎风面积并没有改变，但形状却变了。平板前面的高压区，这时被圆锥体填满了。气流可以平滑地流过，压强不会急剧升高，显然这时平板后面仍有气流分离，低压区仍然存在，但是前后的压强差却大为减少，因而压差阻力降低到原来平板压差阻力的大约五分之一。
如果在平板后面再加上一个细长的圆锥体，把充满旋涡的低压区也填满，使得物体后面只出现很少的旋涡，那么实验证明压差阻力将会进一步降低到原来平板的大约二十到二十五分之象这样前端圆纯、后面尖细，象水滴或雨点似的物体，叫做“流线形物体”，简称“流线体”。在迎风面积相同的条件下，它的压差阻力最小。这时阻力的大部分是摩擦阻力。除了物体的迎风面积和形状外，物体在气流中的位置也影响到压差阻力的大小。
物体上的摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”。一个物体，究竟哪一种阻力占主要部分，这要取决于物体的形状和位置。如果是流线体，那么它的迎面阻力中主要部分是摩擦阻力。如果形状远离流线体的式样，那么压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，而且总的迎面阻力也较大。
干扰阻力
飞机上除了摩擦阻力，压差阻力和诱导阻力以外，还有一种“干扰阻力”值得我们注意，实践表明，飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼等，单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于、而是往往小于把它们组成一个整体时所产生的阻力。所谓“干扰阻力”就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。
如图所示，气流流过机翼和机身的连接处，由于机翼和机身二者形状的关系，在这里形成了一个气流的通道。在A处气流通道的截面积比较大，到C点翼面最圆拱的地方，气流通道收缩到最小，随后到B处又逐渐扩大。根据流体的连续性定理和伯努利定理，C处的速度大而压强小，B处的速度小而压强大，所以在CB一段通道中，气流有从高压区B回流到低压区 C的趋势。这就形成了一股逆流。但飞机前进不断有气流沿通道向后流，遇到了后面的这股逆流就形成了气流的阻塞现象，使得气流开始分离，而产生了很多旋涡。这些旋涡表明气流的动能有了消耗，因而产生了一种额外的阻力，这一阻力是气流互相干扰而产生的，所以叫做“干扰阻力”。不但在机翼和机身之间可能产生干扰阻力，而且在机身和尾翼连接处，机翼和发动机短舱连接处，也都可能产生。
从干扰阻力产生的原因来看，它显然和飞机不同部件之间的相对位置有关。如果在设计飞机时，仔细考虑它们的相对位置，使得它们压强的增加不大也不急剧，干扰阻力就可减小。另外，还可以采取在不同部件的连接处加装流线型的“整流片”的办法，使连接处圆滑过渡，尽可能减少漩涡的产生，也可减少“干扰阻力”。
激波阻力
飞机在空气中飞行时，前端对空气产生扰动，这个扰动以扰动波的形式以音速传播，当飞机的速度小于音速时，扰动波的传播速度大于飞机前进速度，因此它的传播方式为四面八方；而当物体以音速或超音速运动时，扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度，这样，后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在一起，形成较强的波，空气遭到强烈的压缩、而形成了激波。
空气在通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流速度急骤降低，由阻滞产生的热量来不及散布，于是加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里，能量发生了转化--由动能变为热能。动能的消耗表示产生了一种特别的阻力。这一阻力由于随激波的形成而来，所以就叫做"波阻"。从能量的观点来看，波阻就是这样产生的。
从机翼上压强分布的观点来看，波阻产生的情况大致如下；根据对机翼所作的实验，在超音速飞行时，机翼上的压强分布如图所示。在亚音速飞行情况下，机翼上只有摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。它的压力分布如图中虚线所示。对图中两种不同的飞行情况压强分布加以比较，可以看出：在亚音速飞行情况下，最大稀薄度靠前，压强分布沿着与飞行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大，其中包括翼型阻力和诱导阻力。
可是在超音速飞行情况下，压强分布变化非常大，最大稀薄度向后远远地移动到尾部，而且向后倾斜得很厉害，同时它的绝对值也有增加。因此，如果不考虑机翼头部压强的升高，那么压强分布沿与飞行相反方向的合力，急剧增大，使得整个机翼的总阻力相应有很大的增加。这附加部分的阻力就是波阻。由于它来自机翼前后的压力差，所以波阻实际上是一种压差阻力。当然，如果飞机或机翼的任何一点上的气流速度不接过音速，是不会产生激波和波阻的。
阻力对于飞机的飞行性能有很大的影响，特别是在高速飞行时，激波和波阻的产生，对飞机的飞行性能的影响更大。这是因为波阻的数值很大，能够消耗发动机一大部分动力。例如当飞行速度在音速附近时，根据计算，波阻可能消耗发动机大约全部动力的四分之三。这时阻力系数Cx急骤地增长好几倍。这就是由于飞机上出现了激波和波阻的缘故。
由上面所说的看来，波阻的大小显然同激波的形状有关，而激波的形状在飞行M数不变的情况下；又主要决定于物体或飞机的形状，特别是头部的形状。按相对于飞行速度（或气流速度）成垂直或成偏斜的状态，有正激波和斜激波两种不同的形状。成垂直的是正激波，成偏斜的是斜激波。
在飞行M数超过 1时（例如M等于 2），如果物体的头部尖削，象矛头或刀刃似的，形成的是斜激波；如果物体的头部是方楞的或圆钝的，在物体的前面形成的则是正激波。正激波沿着上下两端逐渐倾斜，而在远处成为斜激波，最后逐渐减弱成为弱扰动的边界波。斜激波的情况也是一样的，到末端也逐渐减弱而转化为边界波。在正激波之后的一小块空间，气流穿过正激波，消耗的动能很大，总是由超音速降低到亚音速，在这里形成一个亚音速区。
M数的大小也对激波的形状有影响。当M数等于 1或稍大于 1（例如M＝ 1.042）时，在尖头（如炮弹）物体前面形成的是正激波。如果M数超过1相当多（例如M＝2.479），形成的则是斜激波。
正激波的波阻要比斜激波大，因为在正激波下，空气被压缩得很厉害，激波后的空气压强和密度上升的最高，激波的强度最大，当超音速气流通过时，空气微团受到的阻滞最强烈，速度大大降低，动能消耗很大，这表明产生的波阻很大；相反的，斜激波对气流的阻滞较小，气流速度降低不多，动能的消耗也较小，因而波阻也较小。斜激波倾斜的越厉害，波阻就越小。
飞机的分代与第一代战斗机
飞机自从发明的那一天开始，就注定要将自己与军事连结在一起。为了获得空中优势，人们一直在琢磨如何在空战中占据主动，不断地探索新的空战战术、技术。新的空战战术不断对飞机的性能提出新的要求，而飞机性能的提高又不断促使人们充分利用这些性能发展相应的空战战术。两者的相互促进推动了战斗机研制的发展。
最初的空战战术是盘旋，飞机的水平机动能力决定着空战的成败。随着德国著名飞行员殷麦曼首创的垂直机动开始，飞机的垂直机动能力越来越受到重视，一直到第二次世界大战，空战的主要原则是“谁有高度优势，谁就能控制战斗”， 当时的单机空战四要素是：高度、速度、机动、火力，因此设计师们不断地提高飞机的速度和升限。随着喷气技术突破性的进展，在第二次世界大战末期，喷气式战斗机进入了历史舞台。
从喷气式战斗机开始服役至今有半个世纪了，人们根据战斗机性能的变化，将喷气式战斗机进行了分代，以一个清晰的脉络使50年来飞机的发展呈现在了人们眼前。
飞机的分代已经有了普遍的共识，其原则主要有：
1． 各国战斗机的分代标准应是统一的，应以技术最先进的国家的典型战斗机为代表，作为统一分代的标准。
2． 各国飞机的主要战术技术性能要有“台阶”性的差别和提高。也就是说，“换代飞机”的技战术性能与上一代飞机相比必须有“质”的飞跃。确定分代标准的战术技术性能，是决定飞机作战效能的关键因素和代表航空技术新水平的关键技术。
3． “换代飞机”必须是一个时期的主力机种，具备了相当的作战能力和经历了一定的实战使用与考验。
喷气式发动机替代活塞式发动机使飞机的性能产生了飞跃，飞机的飞行速度达到了1100公里/小时，实用升限达到15000米左右。但是当时的空战战术并没有因为飞机速度的提高而产生质的变化，这主要是因为飞机的机载武器系统和电子设备的滞后发展，制约了空战战术的发展。
美国和前苏联于40年代末，50年代初开始投入使用的喷气式战斗机，都是第一代喷气式战斗机，包括F-80、F-86、F-100、米格-15、米格-19，其中的代表性飞机是F-86和米格-15。
第一代战斗机已经可以实现超音速飞行，其最大飞行速度可以达到马赫数1.3。第一代战斗机普遍采用后掠机翼，装有带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。飞机的电子设备还非常简陋，主要是通讯电台、高度表和无线电罗盘以及简单的敌我识别装置。武器装置以大口径航炮为主，后期型可以挂装第一代空空导弹。飞机的火控系统为简单的光学-机电式瞄准具，后期安装了第一代雷达。
第一代战斗机主要的空战方式是近距格斗，尾随攻击。第一代战斗机参加了朝鲜战争，美苏两国第一代战斗机进行了直接对话。当时由于美国对朝鲜实施大量轰炸，为了避免伤亡，轰炸机的飞行高度都很高，所以当时为了拦截轰炸机，护航给与拦截机经常在万米高空进行缠斗，作战高度提高是当时空战的明显特点。由于飞机在高空的盘旋性能较差，所以这一时期飞机在垂直方向上的机动性能显得更为重要。F-86和米格-15由于各自的性能特点不同，采用的空战战术也不同，米格-15在战斗中力争“飞得高些，靠垂直机动”，而F-86在战斗中则尽量“飞得低些，靠水平机动”。
两种第一代战斗机的典型代表在朝鲜战场上的碰撞不仅使各自名声雀起，在人们心中留下不灭印象，而且促使军事专家对空战战术和技术进行了反思，从而造成了第二代战斗机的诞生。
双旋翼纵列式直升机机身前后各有一个旋翼塔座，两副旋翼分别安装在两个塔座上，两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，它们的反作用扭矩可以互相平衡掉。这种结构型式的直升机的突出优点是纵向重心范围大，因此可以将机身设计得比较庞大。它比较适用于中型和大型直升机。双旋翼纵列式直升机的明显缺点是结构复杂。此外，从气动力上来看，前旋翼尾涡对后旋翼会产生气动干扰，后旋翼总是处在非常不利的气动环境中。为降低前旋翼尾涡对后旋翼的气动干扰程度，通常把后旋翼装得高一些。
这种型式的直升机其俯仰惯性和该转惯性较大，机身气动力矩不稳定，偏航操纵效率较低这些都会对直升机的稳纵品质产生不利影响。
双旋翼纵列式直升机最有名气的是美国的 CH-47“支奴干” 1。在越南战争初期，美国曾将大量的CH-47直升机投入战场，以运送兵员和物资。由于该直升机机体大，机动性差，没有自卫能力，所以被击落不少。
双旋翼交叉式直升机
双旋翼交叉式直升机除与其它双旋翼直升机一样装有两副完全一样，但旋转方向相反的旋翼以外，其明显特点是两旋翼轴不平行，是分别向外侧倾斜的，且横向轴距很小，所以两副旋翼在机体上方呈交叉状。这种直升机的最大优点是稳定性比较好，适宜执行起重、吊挂作业。最大缺点是因双旋翼横向布置，气动阻力较大。但由于它的两旋翼轴间距较小，所以其气动阻力又要比双旋翼横列式直升机小一些。
研制双旋翼交叉式直升机的公司主要是美国的卡曼公司。早在50年代，卡曼公司就研制过双旋翼交叉式直升机K-600（军用编号为H-43）。以后在漫长的40年中，双旋翼交叉式直升机似乎就消声匿迹了。
90年代初，卡曼公司瞧准了民用直升机还缺少专门用于吊挂作业的直升机，于是研制了双旋翼交叉式直升机，K-MAX“空中卡车”。该机于1991年首次飞行，1994年开始交付使用，主要用于森林地区木材运输。
双旋翼纵列式
双旋翼纵列式直升机机身前后各有一个旋翼塔座，两副旋翼分别安装在两个塔座上，两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，它们的反作用扭矩可以互相平衡掉。这种结构型式的直升机的突出优点是纵向重心范围大，因此可以将机身设计得比较庞大。它比较适用于中型和大型直升机。双旋翼纵列式直升机的明显缺点是结构复杂。此外，从气动力上来看，前旋翼尾涡对后旋翼会产生气动干扰，后旋翼总是处在非常不利的气动环境中。为降低前旋翼尾涡对后旋翼的气动干扰程度，通常把后旋翼装得高一些。
这种型式的直升机其俯仰惯性和该转惯性较大，机身气动力矩不稳定，偏航操纵效率较低这些都会对直升机的稳纵品质产生不利影响。
双旋翼纵列式直升机最有名气的是美国的 CH-47“支奴干” 1。在越南战争初期，美国曾将大量的CH-47直升机投入战场，以运送兵员和物资。由于该直升机机体大，机动性差，没有自卫能力，所以被击落不少。
双旋翼横列式直升机
双旋翼横列式直升机的特征是：两副旋翼一左一右分别安装在机身两侧的两个支架上。两副旋翼完全相同，但旋转方向相反，其旋转时反作用力相相抵消。
这种型式的直升机机最大优点是平衡性好，其缺点与双旋翼纵列式直升机差不多，操纵也比较复杂。双旋翼横列式直升机要在机身两侧增装旋翼支架，无形中会增加许多重量，而且也加大了气动阻力。
双旋翼横列式直升机的数量很少。前苏联米里设计局研制的米-12是最典型的双旋翼横列式直升机，它也是世界上最大的直升机。该机机身长37米，每副旋翼直径35米，最大起飞重量105吨，最大平飞速度260公里离小时，仅在60年代试制了4架原型机，没有投入批量生产。
双旋翼共轴式直升机
双雄翼共轴式直升机药基本特征是：两副完全相同的旋翼，一上一下安装在同一根旋翼轴上，两旋翼间有一定间距。两副旋翼的旋转方向相反，它们的反扭矩可以互相抵消。这样，就用不着再装尾桨了。直升机的航向操纵靠上下两旋翼总距的差动变化来完成。双旋翼共轴式直升机主要优点是结构紧凑，外形尺寸小。这种直升机因无尾桨，所以
也就不露要装长长的尾梁，机身长度也可以大大缩短。有两副旋翼产生升力，每副旋翼的直径也可以缩短。机体部件可以紧凑地安排在直升机重心处，所以飞行稳定性好，也便于操纵。与单旋翼带尾桨直升机相比，其操纵效率明显有所提高。此外。共轴式直升机气动力对称，其悬停效率也比较高。研制共轴式直升机取得最大成功的是俄罗斯的卡莫夫设计局，该设计局研制出了庞大的“卡”系列直升机，它们基本上都是双旋翼共轴式布局。除大量民用直升机外，如卡-26、卡-226等，军用直升机也有不凡表现，卡-25曾是前苏联舰载反潜直升机食主力，新研制的战斗直升机卡-50、卡-52则更令人瞩目。北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系的轻型飞机室研制的“蜜蜂－16”轻型单座直升机也采用了共轴双旋翼形式。双旋翼共轴式直升机的主要缺点是操纵机构复杂。
单旋翼＋尾桨式直升机
这种型式的直升机主要特点就是机身上部装有一副巨大的旋翼，机身后部有长长的尾梁，尾梁末端的垂尾一侧，装有一副小尾桨。尾桨的旋转平面与旋翼的旋转平面垂直。尾桨旋转起来，产生的推力或拉力会形成与旋翼反作用扭矩方向相反的平衡力矩。这样，直升机就不会总是在空中打转了，既能正常前飞，又能进行方向操纵。单旋翼＋尾桨式直升机的发动机通过一套传动机构驱动旋翼和尾桨。传动机构通常由主减速器、中间减速器和尾减速器组成。单旋翼＋尾桨式直升机的最大优点，就是结构简单，易于操纵。这种结构型式的适用范围较广，不仅适用于象AS-350“松鼠”（最大起飞重量约二吨）那样的轻型直升机，象米-4（最大起飞重量约7吨）那样的中型直升机，也适用于象米-26（最大起飞重量56吨，是世界上最大的单旋翼直升机）那样的重型直升机。
最早的实用直升机就是从单旋翼＋尾桨型式开始的。1939年试飞成功的世界第一架实用直升机，美国西科斯基研制的VS-300，既是采用的单旋翼＋尾桨型式。以后，西科斯基公司在此基础上发展出一个庞大的S系列直升机大家族。这一系列直升机基本上都起单旋翼＋尾桨型式。俄罗斯米里设计局也是因为研制“米”字系列单旋翼带＋桨直升机而著称于世的，它们在战争中，在国民经济各部门都获得了广泛的应用。
单旋翼带尾桨式直升机是世界上应用范围最广、最受欢迎、最有生命力的直升机。这种型式的直升机约占世界直升机总数的70％左右。
当然，单旋翼＋尾桨式直升机也并非完美无缺，它也有不少固有的弱点。这主要表现在尾桨上。尾桨不产生升力，只产生一定推力或拉力去平衡旋翼的反扭矩并用于改变飞行方向，其结果会白白浪费掉许多功率。此外，尾桨在旋翼和机身尾涡的不良气动环境里工作，其气动效率也比较低；暴露在外的尾桨桨叶也不利于飞行安全，在起飞、着陆和贴地飞行时容易与地面障碍物相撞。在军用直升机中，尾桨造成的事故约占事故总数的15％左右。设计师为改善尾桨作出了不懈的努力。70年代，法国研制出了尾桨桨叶被包覆起来的函道尾桨，大大提高了飞行的安全性。80年代，美国又研制出了用环量控制尾翼喷气流来取代尾桨的无尾桨直升机。
飞机的阻力
凡是懂得物理知识的人都知道，飞机在飞行的过程中,机体上所受的力是平衡的。飞机的重力与飞机产生的升力平衡，而飞机的发动机的作用则是克服飞机所受的阻力，推动飞机前进，使得飞机相对于空气运动，从而产生升力。大家肯定要想，飞机发动机的功率那么大，难道飞机上所受的阻力有那么大吗？的确，飞机在高速飞行的同时，会因为不同原因受到非常大的阻力。从产生阻力的不同原因来说，飞机所受的阻力可以分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力、激波阻力等。
摩擦阻力
当两个物体相互滑动的时候，在两个物体上就会产生与运动方向相反的力，阻止两个物体的运动，这就是物体之间的摩擦阻力。当飞机在空气中飞行时，飞机也会受到空气的摩擦阻力，飞机的摩擦阻力是因为空气的粘性造成的。当气流流过物体时，由于粘性，空气微团与物体表面发生摩擦，阻滞了气流的流动，这就是物体对空气的摩擦阻力，反之，空气对物体也给予了摩擦阻力。摩擦阻力是在边界层中产生的。所谓边界层就是紧贴物体表面，流速由外部流体的自由流速逐渐降低到零的那一层薄薄的空气层。边界层中气流的流动情况是不同的。一般机翼大约在最大厚度之前，边界层的气流各层不相混杂而成层地流动，这部分叫做“层流边界层”。在这之后，气流的活动转变为杂乱无章，并且出现了漩涡和横向流动，这部分叫做“紊流边界层”。从“层流边界层”转变为 “紊流边界层”的那一点叫做“转捩点”。
边界层中的摩擦阻力大小与流动情况有很大关系，从大量的实践证明，对于层流流动，物体表面受到的摩擦阻力小，而紊流流动对物面的摩擦阻力大的多。在普通的机翼表面，既有层流边界层，又有紊流边界层，所以为了减小摩擦阻力，人们就千方百计地使物体表面的流动保持层流状态，例如通过在机翼表面上钻孔，吸除紊流边界层，这样就可以达到减阻的目的。另外，提高加工精度，使层流边界层尽量的长，延缓转捩点的出现，甚至抑制它的出现，也可以起到很好的效果。这些都是飞机设计中的层流机翼的概念。物体表面受到的摩擦阻力还跟物体的表面积有关系，面积越大，阻力也越大。因此在人们试图减小飞行阻力的时候，减小飞机的尾翼或者机翼的面积也是一个有效的方法。当然前提条件是保证产生足够的升力和控制力。例如使用推力矢量技术的飞机，由于有了发动机推力直接用于飞行控制，这样飞机的尾翼就可以减小或者去除，这样就可以大大的减小摩擦阻力。
诱导阻力
机翼同一般物体相似，也有摩擦阻力和压差阻力。对于机翼而言，这二者合称“翼型阻力”。机翼上除翼型阻力外，还有“诱导阻力”（又叫“感应阻力”）。这是机翼所独有的一种阻力。因为这种阻力是伴随着机翼上举力的产生而产生的。也许可以说它是为了产生举力而付出的一种代价。
如果有一架飞机以某一正迎角a作水平飞行，它的机翼上面的压强将降低，而下面的压强将增高，加上空气摩擦力，于是产生了举力Y。这是气流作用到机翼上的力，根据作用和反作用定律，必然有一个反作用力即负举刀力（-Y），由机翼作用到气流上，它的方向向下，所以使气流向下转折一个角度a，这一角度叫“下洗角”。随着下洗角的出现，同时出现了气流向下的速度。这一速度叫做“下洗速（w）”。下洗的存在还可由风洞实验观察出来。
由实验可知：当飞机飞行时，下翼面压强大、上翼面压强小。由于翼展的长度是有限的，所以上下翼面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖，向上翼面流动。当气流绕流过翼尖时，在翼尖那儿不断形成旋涡。旋涡就是旋转的空气团。随着飞机向前方飞行，旋涡就从翼尖向后方流动，并产生了向下的下洗速（w）。下洗速在两个翼尖处最大，向中心逐渐减小，在中心处减到最小。这是因为旋涡可以诱导四周的空气随之旋转，而这又是由于空气粘性所起的作用。空气在旋转时，越靠内圈，旋转得越快，越靠外圈，旋转得越慢。因此，离翼尖越远，气流垂直向下的下洗速就越小。
图示的就是某一个翼剖面上的下洗速度。它与原来相对速度v组成了合速度u 。u与v的夹角就是下洗角a1。下洗角使得原来的冲角a减小了。根据举力Y原来的函义，它应与相对速度v垂直，可是气流流过机翼以后，由于下洗速w的作用，使v的方向改变，向下转折一个下洗角a1，而成为u。因此，举力Y也应当偏转一角度a1，而与u垂直成为y1。此处下洗角很小，因而y与y1一般可看成相等。回这时飞机仍沿原来v的方向前进。y1既不同原来的速度v垂直，必然在其上有一投影为Q；。它的方向与飞机飞行方向相反，所起的作用是阻拦飞机的前进。实际上是一种阻力。这种阻力是由举力的诱导而产生的，因此叫做“诱导阻力”。它是由于气流下洗使原来的举力偏转而引起的附加阻力，并不包含在翼型阻力之内。
图中机翼前面的一排小箭头表示原来的流速，后面的一排小箭头则表示流过机翼后偏转一个角度的流速。诱导阻力同机翼的平面形状，翼剖面形状，展弦比，特别是同举力有关。
压差阻力
“压差阻力”的产生是由于运动着的物体前后所形成的压强差所形成的。压强差所产生的阻力、就是“压差阻力”。压差阻力同物体的迎风面积、形状和在气流中的位置都有很大的关系。用刀把一个物体从当中剖开，正对着迎风吹来的气流的那块面积就叫做“迎风面积”。如果这块面积是从物体最粗的地方剖开的，这就是最大迎风面积。从经验和实验都不难证明：形状相同的物体的最大迎风面积越大，压差阻力也就越大。
物体形状对压差阻力也有很大的作用。把一块圆形的平板，垂直地放在气流中。它的前后会形成很大的压差阻力。平板后面会产生大量的涡流，而造成气流分离现象。如果在圆形平板的前面加上一个圆锥体，它的迎风面积并没有改变，但形状却变了。平板前面的高压区，这时被圆锥体填满了。气流可以平滑地流过，压强不会急剧升高，显然这时平板后面仍有气流分离，低压区仍然存在，但是前后的压强差却大为减少，因而压差阻力降低到原来平板压差阻力的大约五分之一。
如果在平板后面再加上一个细长的圆锥体，把充满旋涡的低压区也填满，使得物体后面只出现很少的旋涡，那么实验证明压差阻力将会进一步降低到原来平板的大约二十到二十五分之象这样前端圆纯、后面尖细，象水滴或雨点似的物体，叫做“流线形物体”，简称“流线体”。在迎风面积相同的条件下，它的压差阻力最小。这时阻力的大部分是摩擦阻力。除了物体的迎风面积和形状外，物体在气流中的位置也影响到压差阻力的大小。
物体上的摩擦阻力和压差阻力合起来叫做“迎面阻力”。一个物体，究竟哪一种阻力占主要部分，这要取决于物体的形状和位置。如果是流线体，那么它的迎面阻力中主要部分是摩擦阻力。如果形状远离流线体的式样，那么压差阻力占主要部分，摩擦阻力则居次要位置，而且总的迎面阻力也较大。
干扰阻力
飞机上除了摩擦阻力，压差阻力和诱导阻力以外，还有一种“干扰阻力”值得我们注意，实践表明，飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼等，单独放在气流中所产生的阻力的总和并不等于、而是往往小于把它们组成一个整体时所产生的阻力。所谓“干扰阻力”就是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。
如图所示，气流流过机翼和机身的连接处，由于机翼和机身二者形状的关系，在这里形成了一个气流的通道。在A处气流通道的截面积比较大，到C点翼面最圆拱的地方，气流通道收缩到最小，随后到B处又逐渐扩大。根据流体的连续性定理和伯努利定理，C处的速度大而压强小，B处的速度小而压强大，所以在CB一段通道中，气流有从高压区B回流到低压区 C的趋势。这就形成了一股逆流。但飞机前进不断有气流沿通道向后流，遇到了后面的这股逆流就形成了气流的阻塞现象，使得气流开始分离，而产生了很多旋涡。这些旋涡表明气流的动能有了消耗，因而产生了一种额外的阻力，这一阻力是气流互相干扰而产生的，所以叫做“干扰阻力”。不但在机翼和机身之间可能产生干扰阻力，而且在机身和尾翼连接处，机翼和发动机短舱连接处，也都可能产生。
从干扰阻力产生的原因来看，它显然和飞机不同部件之间的相对位置有关。如果在设计飞机时，仔细考虑它们的相对位置，使得它们压强的增加不大也不急剧，干扰阻力就可减小。另外，还可以采取在不同部件的连接处加装流线型的“整流片”的办法，使连接处圆滑过渡，尽可能减少漩涡的产生，也可减少“干扰阻力”。
激波阻力
飞机在空气中飞行时，前端对空气产生扰动，这个扰动以扰动波的形式以音速传播，当飞机的速度小于音速时，扰动波的传播速度大于飞机前进速度，因此它的传播方式为四面八方；而当物体以音速或超音速运动时，扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度，这样，后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在一起，形成较强的波，空气遭到强烈的压缩、而形成了激波。
空气在通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流速度急骤降低，由阻滞产生的热量来不及散布，于是加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里，能量发生了转化--由动能变为热能。动能的消耗表示产生了一种特别的阻力。这一阻力由于随激波的形成而来，所以就叫做"波阻"。从能量的观点来看，波阻就是这样产生的。
从机翼上压强分布的观点来看，波阻产生的情况大致如下；根据对机翼所作的实验，在超音速飞行时，机翼上的压强分布如图所示。在亚音速飞行情况下，机翼上只有摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力。它的压力分布如图中虚线所示。对图中两种不同的飞行情况压强分布加以比较，可以看出：在亚音速飞行情况下，最大稀薄度靠前，压强分布沿着与飞行相反的方向上的合力，不是很大，即阻力不是很大，其中包括翼型阻力和诱导阻力。可是在超音速飞行情况下，压强分布变化非常大，最大稀薄度向后远远地移动到尾部，而且向后倾斜得很厉害，同时它的绝对值也有增加。因此，如果不考虑机翼头部压强的升高，那么压强分布沿与飞行相反方向的合力，急剧增大，使得整个机翼的总阻力相应有很大的增加。这附加部分的阻力就是波阻。由于它来自机翼前后的压力差，所以波阻实际上是一种压差阻力。当然，如果飞机或机翼的任何一点上的气流速度不接过音速，是不会产生激波和波阻的。
阻力对于飞机的飞行性能有很大的影响，特别是在高速飞行时，激波和波阻的产生，对飞机的飞行性能的影响更大。这是因为波阻的数值很大，能够消耗发动机一大部分动力。例如当飞行速度在音速附近时，根据计算，波阻可能消耗发动机大约全部动力的四分之三。这时阻力系数Cx急骤地增长好几倍。这就是由于飞机上出现了激波和波阻的缘故。
由上面所说的看来，波阻的大小显然同激波的形状有关，而激波的形状在飞行M数不变的情况下；又主要决定于物体或飞机的形状，特别是头部的形状。按相对于飞行速度（或气流速度）成垂直或成偏斜的状态，有正激波和斜激波两种不同的形状。成垂直的是正激波，成偏斜的是斜激波。
在飞行M数超过 1时（例如M等于 2），如果物体的头部尖削，象矛头或刀刃似的，形成的是斜激波；如果物体的头部是方楞的或圆钝的，在物体的前面形成的则是正激波。正激波沿着上下两端逐渐倾斜，而在远处成为斜激波，最后逐渐减弱成为弱扰动的边界波。斜激波的情况也是一样的，到末端也逐渐减弱而转化为边界波。在正激波之后的一小块空间，气流穿过正激波，消耗的动能很大，总是由超音速降低到亚音速，在这里形成一个亚音速区。
M数的大小也对激波的形状有影响。当M数等于 1或稍大于 1（例如M＝ 1.042）时，在尖头（如炮弹）物体前面形成的是正激波。如果M数超过1相当多（例如M＝2.479），形成的则是斜激波。
正激波的波阻要比斜激波大，因为在正激波下，空气被压缩得很厉害，激波后的空气压强和密度上升的最高，激波的强度最大，当超音速气流通过时，空气微团受到的阻滞最强烈，速度大大降低，动能消耗很大，这表明产生的波阻很大；相反的，斜激波对气流的阻滞较小，气流速度降低不多，动能的消耗也较小，因而波阻也较小。斜激波倾斜的越厉害，波阻就越小。
飞机的分代与第一代战斗机
飞机自从发明的那一天开始，就注定要将自己与军事连结在一起。为了获得空中优势，人们一直在琢磨如何在空战中占据主动，不断地探索新的空战战术、技术。新的空战战术不断对飞机的性能提出新的要求，而飞机性能的提高又不断促使人们充分利用这些性能发展相应的空战战术。两者的相互促进推动了战斗机研制的发展。
最初的空战战术是盘旋，飞机的水平机动能力决定着空战的成败。随着德国著名飞行员殷麦曼首创的垂直机动开始，飞机的垂直机动能力越来越受到重视，一直到第二次世界大战，空战的主要原则是“谁有高度优势，谁就能控制战斗”， 当时的单机空战四要素是：高度、速度、机动、火力，因此设计师们不断地提高飞机的速度和升限。随着喷气技术突破性的进展，在第二次世界大战末期，喷气式战斗机进入了历史舞台。
从喷气式战斗机开始服役至今有半个世纪了，人们根据战斗机性能的变化，将喷气式战斗机进行了分代，以一个清晰的脉络使50年来飞机的发展呈现在了人们眼前。
飞机的分代已经有了普遍的共识，其原则主要有：
1． 各国战斗机的分代标准应是统一的，应以技术最先进的国家的典型战斗机为代表，作为统一分代的标准。
2． 各国飞机的主要战术技术性能要有“台阶”性的差别和提高。也就是说，“换代飞机”的技战术性能与上一代飞机相比必须有“质”的飞跃。确定分代标准的战术技术性能，是决定飞机作战效能的关键因素和代表航空技术新水平的关键技术。
3． “换代飞机”必须是一个时期的主力机种，具备了相当的作战能力和经历了一定的实战使用与考验。
喷气式发动机替代活塞式发动机使飞机的性能产生了飞跃，飞机的飞行速度达到了1100公里/小时，实用升限达到15000米左右。但是当时的空战战术并没有因为飞机速度的提高而产生质的变化，这主要是因为飞机的机载武器系统和电子设备的滞后发展，制约了空战战术的发展。
美国和前苏联于40年代末，50年代初开始投入使用的喷气式战斗机，都是第一代喷气式战斗机，包括F-80、F-86、F-100、米格-15、米格-19，其中的代表性飞机是F-86和米格-15。
第一代战斗机已经可以实现超音速飞行，其最大飞行速度可以达到马赫数1.3。第一代战斗机普遍采用后掠机翼，装有带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。飞机的电子设备还非常简陋，主要是通讯电台、高度表和无线电罗盘以及简单的敌我识别装置。武器装置以大口径航炮为主，后期型可以挂装第一代空空导弹。飞机的火控系统为简单的光学-机电式瞄准具，后期安装了第一代雷达。
第一代战斗机主要的空战方式是近距格斗，尾随攻击。第一代战斗机参加了朝鲜战争，美苏两国第一代战斗机进行了直接对话。当时由于美国对朝鲜实施大量轰炸，为了避免伤亡，轰炸机的飞行高度都很高，所以当时为了拦截轰炸机，护航给与拦截机经常在万米高空进行缠斗，作战高度提高是当时空战的明显特点。由于飞机在高空的盘旋性能较差，所以这一时期飞机在垂直方向上的机动性能显得更为重要。F-86和米格-15由于各自的性能特点不同，采用的空战战术也不同，米格-15在战斗中力争“飞得高些，靠垂直机动”，而F-86在战斗中则尽量“飞得低些，靠水平机动”。
两种第一代战斗机的典型代表在朝鲜战场上的碰撞不仅使各自名声雀起，在人们心中留下不灭印象，而且促使军事专家对空战战术和技术进行了反思，从而造成了第二代战斗机的诞生。