《超聲速飛機空氣動力學和飛行力學》由俄羅斯科學院院士和俄中央空氣流體動力研究院主任專家們撰寫，是一本關于超聲速飛機的經典著作�！冻曀亠w機空氣動力學和飛行力學》介紹了超聲速飛機各種平面形狀機翼和復雜形狀機翼以及操縱面、進氣道、尾噴口和機身的空氣動力學問題。研究了超聲速飛機的穩(wěn)定性及操縱性、操縱系統(tǒng)的結構及其特性。探討超聲速飛機空氣動力學和飛行力學及其與飛控系統(tǒng)的有機聯(lián)系，闡明了飛機性能的算法及飛機主要參數(shù)的選擇。
《超聲速飛機空氣動力學和飛行力學》可供航空專業(yè)的科研人員、研究生和大學生使用。
國務院在2007年2月底批準了大型飛機研制重大科技專項正式立項，得到全國上下各方面的關注�！按笮惋w機”工程項目作為創(chuàng)新型國家的標志工程重新燃起我們國家和人民共同承載著“航空報國夢”的巨大熱情。對于所有從事航空事業(yè)的工作者，這是歷史賦予的使命和挑戰(zhàn)。
1903年12月17日，美國菜特兄弟制作的世界第一架有動力、可操縱、重于空氣的載人飛行器試飛成功，標志著人類飛行的夢想變成了現(xiàn)實。飛機作為20世紀最重大的科技成果之一，是人類科技創(chuàng)新能力與工業(yè)化生產形式相結合的產物，也是現(xiàn)代科學技術的集大成者。軍事和民生對飛機的需求促進了飛機迅速而不間斷的發(fā)展，應用和體現(xiàn)了當代科學技術的最新成果；而航空領域的持續(xù)探索和不斷創(chuàng)新，為諸多學科的發(fā)展和相關技術的突破提供了強勁動力。航空工業(yè)已經成為知識密集、技術密集、高附加值、低消耗的產業(yè)。
從大型飛機工程項目開始論證到確定為《國家中長期科學和技術發(fā)展規(guī)劃綱要》的十六個重大專項之一，直至立項通過，不僅使全國上下重視起我國自主航空事業(yè)，而且使我們的人民、政府理解了我國航空事業(yè)半個世紀發(fā)展的艱辛和成績。大型飛機重大專項正式立項和啟動使我們的民用航空進入新紀元。經過50多年的風雨歷程，當今中國的航空工業(yè)已經步入了科學、理性的發(fā)展軌道。大型客機項目其產業(yè)鏈長、輻射面寬、對國家綜合實力帶動性強，在國民經濟發(fā)展和科學技術進步中發(fā)揮著重要作用，我國的航空工業(yè)迎來了新的發(fā)展機遇。
緒論
第1章 確定空氣動力特性的基本方法
1.1 計算方法概述
1.2 用模型風洞試驗確定飛機空氣動力特性
1.3 風洞試驗條件對升力特性和誘導阻力的影響
1.4 模型空氣動力阻力換算成真實條件
第2章 直機翼、后掠機翼和三角機翼超聲速飛機空氣動力學
2.1 小迎角時直機翼、后掠機翼和三角機翼的繞流
2.2 迎角對直機翼、后掠機翼和三角機翼繞流的影響
2.3 機翼參數(shù)對機翼-機身組合體氣動特性的影響
2.4 超聲速飛機在大迎角時的空氣動力學
2.5 地面效應對超聲速飛機氣動特性的影響
第3章 變幾何形狀機翼超聲速飛機的空氣動力學
3.1 變幾何形狀機翼飛機空氣動力特性的特點
3.2 變幾何形狀機翼翼形的選擇
3.3 變幾何形狀機翼飛機在大迎角下的空氣動力學
3.4 變幾何形狀機翼的起飛-著陸增升裝置
3.5 變幾何形狀機翼飛機的空氣動力布局
第4章 復雜平面形狀機翼超聲速飛機空氣動力學旋渦控制
4.1 復雜平面形狀機翼空氣動力學及其對超聲速客機(CЛC)的應用
4.2 大迎角時提高薄機翼升力特性和升阻比的原則
4.3 在機翼根部有前邊條的飛機空氣動力學(渦流控制)
4.4 有機翼增升裝置的飛機氣動特性
4.5 有自適應機翼的飛機氣動特性
4.6 超聲速飛機在大迎角時的靜穩(wěn)定性
4.7 復雜平面形狀機翼超聲速飛機空氣動力學的一些結論
第5章 超聲速飛機進氣道和尾噴管的空氣動力學
5.1 進氣道的特性
5.2 超聲速進氣道的型別
5.3 進氣道的調節(jié)
5.4 進氣道的外部阻力
5.5 進氣道的設計
5.6 進氣道和飛機機體的綜合
5.7 超聲速飛機動力裝置的尾噴管
5.8 超聲速飛機軸對稱噴管的有效推力
5.9 帶推力矢量控制和反推力裝置的二元超聲速噴管的氣動特性
第6章 超聲速飛機機身空氣動力學
6.1 前言
6.2 旋成體繞流的特點
6.3 機身阻力
6.4 在大迎角無側滑的情況下機身不對稱和非定常繞流
第7章 操縱面的空氣動力學
7.1 翼型上舵面的空氣動力特性
7.2 縱向操縱面
7.3 橫向操縱面
7.4 方向操縱面和穩(wěn)定面
第8章 非定常運動中超聲速飛機空氣動力學
8.1 確定空氣動力導數(shù)的計算和實驗方法
8.2 小迎角下的阻尼特性
8.3 大迎角空氣動力學
8.4 非定�？諝鈩恿μ匦缘拿枋龇椒�
8.5 在偏離和尾旋的動力學研究中空氣動力特性的表示
8.6 動態(tài)和靜態(tài)遲滯的模擬
第9章 超聲速飛機的操縱系統(tǒng)
9.1 超聲速飛機的操縱系統(tǒng)的結構與操縱裝置
9.2 操縱系統(tǒng)的控制部分
9.3 操縱系統(tǒng)的執(zhí)行部分
9.4 操縱系統(tǒng)的可靠性
第10章 飛行動力學分析的基本方法
10.1 剛性飛機動力學的數(shù)學模型(運動方程式)
10.2 考慮飛機結構彈性的飛機運動方程式
10.3 飛機穩(wěn)定性和操縱性的分析方法
10.4 關于穩(wěn)定性和操縱性的要求
第11章 在飛行模擬器上模擬飛機的動態(tài)特性
11.1 起飛-著陸特性研究
11.2 短周期運動特性的模擬器演示
11.3 故障情況下的駕駛模擬演示方法
11.4 以微機為基礎進行半物理模擬的培訓設備、練習設備和研究設備
第12章 超聲速飛機的縱向穩(wěn)定性和操縱性
12.1 概述
12.2 改善縱向阻尼的控制增穩(wěn)系統(tǒng)
12.3 靜不穩(wěn)定飛機的控制增穩(wěn)系統(tǒng)——一般原理
12.4 無靜差陀螺控制增穩(wěn)系統(tǒng)
12.5 無靜差過載控制增穩(wěn)系統(tǒng)
12.6 縱向運動有靜差控制增穩(wěn)系統(tǒng)
第13章 控制系統(tǒng)的實際動態(tài)特性對飛機穩(wěn)定性和操縱性的影響
13.1 操縱系統(tǒng)各元件的動態(tài)特性
13.2 考慮控制系統(tǒng)元件特性帶控制增穩(wěn)系統(tǒng)的飛機動態(tài)
13.3 控制增穩(wěn)系統(tǒng)中的極限狀態(tài)限制器
13.4 控制增穩(wěn)系統(tǒng)執(zhí)行部分的非線性對飛機穩(wěn)定性的影響
第14章 超聲速飛機橫側穩(wěn)定性和操縱性
14.1 橫側操縱穩(wěn)定運動中的氣動特點
14.2 飛機橫側運動穩(wěn)定性的近似分析
14.3 飛機橫航向操縱性
14.4 帶控制增穩(wěn)系統(tǒng)的超聲速飛機橫側的穩(wěn)定性和操縱性
第15章 空間運動動力學
15.1 概述
15.2 非線性動力學研究的定性方法
15.3 急滾時的動力學特點
15.4 偏離動力學
15.5 尾旋動力學
第16章 超聲速飛機的飛行技術性能
16.1 概述
16.2 計算飛機飛行性能所必需的氣動力特性
16.3 穩(wěn)定水平飛行
16.4 飛機的起飛及著陸距離
第17章 超聲速飛機的機動特性
17.1 概述
17.2 一般的和專用的機動性指標
17.3 超聲速飛行時機動特性的特點
17.4 超臨界迎角機動的應用
第18章 超聲速飛機的參數(shù)選擇
18.1 概述
18.2 超聲速飛機氣動力布局的選擇
18.3 超聲速飛機的參數(shù)選擇
18.4 氣動力布局形式的簡要分析
補充參考文獻
超聲速航空的發(fā)展首先基于解決了基本空氣動力學問題和渦噴發(fā)動機成功的發(fā)展。這種發(fā)動機眾所周知，20世紀40年代好幾個國家都在研制：俄羅斯（A·M·留申卡，B·B·烏瓦洛夫）；英國（P·惠特爾，A·格里費茨）及德國（H·奧亨，M·米勒）。在美國，由知名的迪蘭教授領導的國家航空咨詢委員會（NACA）中的專門委員會很長時間在注意噴氣發(fā)動機的研制問題，他們研究了各國在這方面的資料。然而，阿諾德將軍卻不靠這些，此時，他從英國得到了這種發(fā)動機的圖紙和有關資料，并下達任務給通用電氣公司在美國制造噴氣發(fā)動機，而貝爾公司制造噴氣飛機。
德國和英國在二次大戰(zhàn)期間研制了一系列的噴氣發(fā)動機，并制造了第一代噴氣飛機。
戰(zhàn)后3～5年發(fā)展了噴氣發(fā)動機并研制了近聲速飛機。在1950年后，實現(xiàn)了在燃氣渦輪后再噴燃料（加力燃燒室），才有可能增加額外的推力，因而飛行速度可以超過聲速。
克服聲障除了靠推力，還有飛機空氣動力學問題——能否實現(xiàn)減少波阻和保證穩(wěn)定性和操縱性。
成功地解決上述問題——研制發(fā)動機、合理的空氣動力學特性和保證穩(wěn)定性和操縱性——實現(xiàn)了由增大速度、殲擊機提高機動性和重型噴氣飛機加大航程。第一代批生產的超聲速飛機出現(xiàn)在1953～1954年”。這是米格一19（蘇聯(lián)）及F一100（美國），達到的飛行速度相當于M一1.2～1.35。到60年代，蘇聯(lián)、美國、法國和英國的殲擊機都達到M≈2或更高的速度（圖0.1）。
由于氣體動力學和熱力學特性的不斷完善，極大地改善了渦輪噴氣發(fā)動機的輸出參數(shù)。
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