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# 汽车导航系统[编辑]

汽车导航系统界面
**汽车导航系统**又叫**车载导航系统**，是汽车內用於導航的系統或額外設備。当司機準備出發前往目的地時，汽车导航系统可以计算出路线。汽车导航系统通常使用卫星导航系统来获取汽車所在的位置数据，然后将其映射到地圖上所在的位置。從数学上來講，汽车导航是基于图论中的最短路问题來進行計算。汽车导航系统对于自动驾驶汽车的发展至关重要。

由于汽車穿越都市峽谷或隧道時可能会無法接收GPS信号或受多重路徑傳輸GPS信号的困擾，因此系統可以使用连接到传动系统的传感器、陀螺仪和加速規產生的数据进行无死角计算，以提高系統可靠性。

## 参考
# 美國海軍研究實驗室[编辑]

| 海軍研究實驗室 |
| --- |
| 2021年的鳥瞰圖 |
| 存在時期 | 1923年－至今 |
| 國家／地區 | 美國 |
| 部門 |  美國海軍 |
| 種類 | 基礎與應用研究 |
| 直屬 | 海軍研究辦公室 |
| 指挥官 |
| 指挥官 | Capt Paul C. Stewart |
| 研究主任 | Dr. John A. Montgomery |

美國海軍研究實驗室大門的愛迪生像
**美國海軍研究實驗室**（英語：United States Naval Research Laboratory，縮寫：**NRL**）是美國海軍和美國海軍陸戰隊的財團法人研究實驗室，進行範圍廣泛的科學研究和先進技術發展。美國海軍研究實驗室是因為愛迪生的鼓励而在1923年成立，在1915年5月的《纽约时报杂志》社論，愛迪生寫道“政府應維持一間巨大的研究實驗室......可在無需龐大開支下發展所有軍事和海軍技術。”1946年美國海軍研究院設立後，美國海軍研究實驗室置於其院長指揮下，如今則直屬美國海軍研究辦公室。

截至2016年，美國海軍研究實驗室屬於海軍週轉基金 (United States Navy Working Capital Fund) 活動，這意味著它不是美國聯邦預算的一個項目。所有成本（包括管理費用）不是由國會直接資助，而是透過贊助商資助的研究計畫來收回。 美國海軍研究實驗室每年的研究支出約為$10億美元。

## 研究

於華盛頓特區海軍研究實驗室主校區的一部分。突出的碟型天線經常被用作實驗室的象徵。
2017年颶風哈維在德州海岸登陸之前的NRL衛星影像。
海軍研究實驗室進行與美國海軍相關的各種基礎研究和應用研究。 海軍研究實驗室科學家和工程師每年在各種會議、研討會和期刊上公開發表1200多篇研究論文。

自1923年成立以來，該實驗室一直不斷取得科學突破和技術成就。在某些情況下，實驗室對軍事技術的貢獻在這些技術被廣泛採用數十年後才解密。

2011年，海軍研究實驗室研究人員共發表了1,398篇非保密科技文章、書籍章節和會議論文集。2008年，海軍研究實驗室在所有擁有納米技術相關專利的美國機構中排名第3，僅次於IBM和加州大學。

海軍研究實驗室目前的研究領域包括：

* 先進的無線電、光學和紅外線感測器
* 自主系統
* 電腦科學、認知科學與人工智慧
* 通訊技術（例如無線電、網路、光傳輸）
* 定向能技術
* 電子電光裝置技術
* 電子作戰
* 增強的可維護性、可靠性和生存性技術
* 環境對海軍系統的影響
* 人與機器人的互動
* 影像研究和系統
* 信息安全
* 海洋地球科學
* 材料学
* 氣象学
* 海洋聲學
* 海洋學
* 等離子體物理
* 太空系統和技術
* 監控和感測器技術
* 海底技術

2014年，美國海軍研究實驗室正在研究：運輸彈藥裝甲、高功率雷射、遠程爆炸物探測、自旋電子學、爆炸性氣體混合物動力學、磁軌砲技術、隱藏核材料探測、石墨烯裝置、高功率極高頻（35-220 GHz）放大器、聲透鏡、資訊豐富的軌道海岸線測繪、北極天氣預報、全球氣溶膠分析和預測、高密度等離子體、毫秒脈衝星、寬頻雷射資料鏈、虛擬任務操作中心、電池技術、光子晶體、奈米碳管電子元件、電子感測器、機械奈米諧振器、固態化學感測器、有機光電子學、神經電子介面和自組裝奈米結構。

### 組織

2012年NRL綜合大樓的鳥瞰圖。圖中所示區域包含校園內最古老的五棟建築。
截至2017年，實驗室分為四個研究局、一個財務局和一個行政局。所有局的總部都設在華盛頓特區。許多局在其他地方還有其他設施，主要是在密西西比州贝圣路易斯的斯坦尼斯航天中心，或加利福尼亞州蒙特雷的海军研究生院。

### 職員

大多數NRL工作人員都是文職公務員，只有相對較少數的海軍士兵或軍官。幾乎所有NRL工作人員都是美國公民，並且沒有雙重國籍。此外，還有一些支援承包商在NRL現場工作。截至2015年12月31日，在所有NRL地點，NRL擁有2540名文職員工（即不包括文職承包商）。同一天，NRL 搭乘有35名軍官，NRL搭乘有58名士兵，其中大多數來自NRL的VXS-1科學飛行支隊，該支隊位於馬裡蘭州南部的帕图森河海军航空站（“帕克斯河”）（NAS）。

### 研究理事會

NRL 內的四個研究局是：

* 系統理事會（代碼 5000）負責開展從基礎研究到工程開發的一系列活動，以擴展美國海軍的作戰能力。有四個研究部門：雷達、資訊科技、光學科學和戰術電子戰。
* 材料科學和部件技術理事會（代碼 6000）進行一系列材料研究，旨在更好地了解材料，從而開發供美國海軍使用的改進和先進材料。下設物質結構實驗室、化學實驗室、材料科學與技術實驗室、計算物理與流體力學實驗室、等離子體物理實驗室、電子科學與技術實驗室、生物分子科學與工程中心七個研究室。
* 海洋與大氣科學技術理事會（代碼7000）在聲學、遙感、海洋學、海洋地球科學、海洋氣象學和太空科學領域進行研究。有六個研究部門：聲學、遙感、海洋學、海洋地球科學、海洋氣象學和太空科學。
* 海軍太空技術中心（代碼 8000）是NRL太空系統技術的焦點和整合商。它為太空系統的開發和採購提供系統工程和技術援助。有兩個研究部門：太空系統開發和太空船工程。

* 美国国家航空航天局 (NASA)
* Tor

## 參考來源

* Sterling, Christopher H. (2008) *Military Communications: From Ancient Times to the 21st Century* ABC-CLIO ISBN 978-1851097326 p 326

July

* U.S. Naval Research Laboratory
* The Little Book of Big Achievements (PDF)
* *Pushing the Horizon: 75 years of High Stakes Science and Technology at the Naval Research Laboratory* (PDF)
# 遙控

1965增你智指揮官600型遙控器
**遙控**（英語：remote control）是指一種远程控制技术，用來遥控機械的裝置称为**遥控器**。現代的遙控器，主要是由集成电路電路板和用來產生不同訊息的按鈕所組成。遥控技术在工业生产、军事以及科研上均有着大量的应用。

## 歷史

到底是誰發明出第一個遙控器已不可考。但最早的遙控器之一，是發明家尼古拉·特斯拉在1898年時開發出來的（美國專利613809號），叫做「Method of and Apparatus for Controlling Mechanism of Moving Vehicle or Vehicles」。

最早用來控制電視的遙控器是美國增你智（Zenith）電器公司（現在LG收購了這家公司），在1950年代發展出來的。它一開始僅能以有線方式連結電視。1955年，終於由該公司工程師尤金·波利（Eugene Polley）(1915-2012)首次發展出以光束控制，稱為「Flashmatic」的無線遙控裝置，他也因此項發明為人尊稱「電視遙控器之父」。

這種裝置雖然可切換電視頻道、調整音量，但接收器常無法分辨光束是否是從遙控器而來，而且也必須完全對準才可控制。至1956年羅伯·愛德勒（Robert Adler）(1913-2007)改良開發出另一款稱為「Zenith Space Command」的遙控器，這也是第一個現代的無線遙控裝置，它則利用超聲波來調頻道和音量，每個按鍵發出的頻率不一樣，但這種裝置也可能會被一般的超聲波所干擾，而且有些人及動物（如狗）聽得到遙控器發出的聲音。

1980年代，發送和接收紅外線的半導體裝置開發出來時，就慢慢取代了超聲波控制裝置。即使其他的無線傳輸方式（如藍芽）持續開發出來，這種科技直到現在還持續廣泛使用。

* 电视
* 冷氣機
* 红外线
# 同步卫星[编辑]

**同步卫星**：其公转与轨道中央星自转的周期与方向均相同的卫星。

其與星球之間引力與衛星向心力相等

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_0

其速度 WIKINIUM\_MATH\_PH\_2

特例：

静止同步卫星：当同步卫星的轨道倾角为零时，卫星能被垂直投影在中央星的一个固定点上。

* 人造卫星
* 中央星
* 公转与自转
* 地球靜止軌道
* 地球同步軌道
* 地球同步衛星
# 差分全球定位系统[编辑]

**差分全球定位系统**（**D**ifferential **G**lobal **P**ositioning **S**ystem，简称 **DGPS** 或**差分GPS**），是一种应用于全球定位系统中用以提高民用定位精度的一种技术。美国軍方基於國防安全的考量，避免敵對方使用衛星定位信號於武器用途，在广大用户所使用的标准定位服务(SPS)中人为地引入误差，即在所有的GPS工作卫星上实施选择可用性(SA)政策，使水平定位精度降低至100m(2dRMS)，垂直定位精度为156m(2a)，时间精度为175ns。尽管 SA 政策已于2000年5月1日停止使用，但是单点定位的精度也只有20-40m，这样的精度难以满足飞机导航、工程测量等方面的定位需求。差分全球定位系统技术解决了这种问题，提高了单点定位的精度。

## 原理

差分GPS的原理。
在位置已精确测定的已知点上配备一台 GPS 接收机作为基准站并和用户同时进行 GPS 观测，将得到的单点定位的结果与基准站坐标比较，求解出实时差分修正值，以广播或数据链传输方式，将差分修正值传送至附近 GPS用户，以修正其GPS定位解，提高其局部范围内用户的定位精度。利用这一方法可以将用户的实时单点定位精度提高到米级。
能够应用这种方法的基础是: 在同一地区内，影响 GPS 实时单点定位精度的因素，如大气電離层延迟误差、卫星星历误差、卫星钟误差等，对基准站及其邻近用户的影响是相同或相近的。因此接收機與基準站的距離遠近，影響修正後的準確度，越遠修正的結果準確度越不好，尤其在接收機與基準站欠缺共同的衛星參考時會更為惡化。

* 全球定位系统（GPS）
* 广域增强系统（WAAS）
* 局域增强系统（LAAS）
* 即時差分定位

* 李征航 黄劲松. GPS测量与数据处理 (M)使用`|format=`需要含有`|url=` (帮助) 1. 武汉: 武汉大学出版社. 2005: 11. ISBN 978-7-307-04443-2.
* 航标助航上关于差分全球定位系统的介绍 （页面存档备份，存于互联网档案馆）
* GPS 资讯网
# GPS信号

**GPS信号**，是由全球定位系统（GPS）卫星上振盪器所产生的信号，而所有GPS信号都由一个基本频率f0=10.23Mhz组成。
GPS卫星发射的信号主要分为载波（Carrier wave）、测距码（Ranging Code）和导航电文（Navigation Messages ）三部分。

## 最初的GPS信号

### 载波

GPS卫星所用的两个载波均位于微波的L波段，分别称为 WIKINIUM\_MATH\_PH\_0 载波和 WIKINIUM\_MATH\_PH\_2 载波

两个相关的载波信号：

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_4

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_6

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_8 和 WIKINIUM\_MATH\_PH\_10 描述了相位噪声。载波信号的频率为基本频率 WIKINIUM\_MATH\_PH\_12 的整数倍。

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_14

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_16

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_18

采用L波段的高频率载波可以较为精确的测定多普勒频移和载波相位，提高测速和定位精度。使用两个频率还可以测定电离层延迟。

### 测距码

测距码有两种，都属于伪随机噪声码（Pseudo Random Noise，简称 PRN）：C/A 碼（Coarse/Acquisition Code）和P碼（Precise Code）。

#### C/A碼

C/A碼（Coarse/Acquisition Code）是用于进行粗略测距和捕获P码的粗码，也称捕获码。周期 WIKINIUM\_MATH\_PH\_20 为1毫秒，一个周期含有码元即码长 WIKINIUM\_MATH\_PH\_22 =210 - 1=1023，每个码元持续的时间即码元周期 WIKINIUM\_MATH\_PH\_24 =1ms/1023=0.977517微秒，相应的码元宽度为293.05米。C/A码是一种公开的明码，可供全球用户免费使用。但C/A码一般只调制在 WIKINIUM\_MATH\_PH\_26 载波上，所以无法精确地消除电离层延迟。测距精度一般为±（2~3）米。

是開放給民間使用的GPS衛星傳送標準定位信號，它包含有GPS接收機用來確定其定位與時間方面的訊息，精確度在100公尺左右。

這裡所提的C/A碼是指GPS所散布的序列，以下只討論L1信號部分。在GPS中用的C/A碼是一個群集，它們通常又被叫做偽隨機雜訊（Pseudorandom Noise,PRN）序列，因為它們有著雜訊的部分性質，GPS的C/A碼裡有著1023個元素，這裡面含有512個1與511個0，他們的排列是看起來彷彿隨機的，但是卻是完全可決定的，因此叫做偽隨機雜訊序列。

這些序列最重要的性質有兩個：

* 幾乎沒有互相關：所有的C/A碼彼此之間幾乎沒有相關，也就是說，從i衛星得到的 WIKINIUM\_MATH\_PH\_28 和從j衛星得到的 WIKINIUM\_MATH\_PH\_30 兩個碼，他們的互相關可以表示如下式：

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_32 for all n

* 幾乎沒有自相關，除了零延遲：所有的C/A碼幾乎沒有自相關，除了零延遲，也就是說自相關可以表示如下式：

 WIKINIUM\_MATH\_PH\_34 for |n|≥1

利用這兩個性質，可以做GPS信號擷取

#### P码

P码是精确测定从GPS卫星到用户接收机距离的测距码，也称精码。实际周期为一周，码长为6.1871 × 1012码元，码元周期0.097752微秒，相应码元宽度为29.3米。P码同时调制到 WIKINIUM\_MATH\_PH\_36 载波和 WIKINIUM\_MATH\_PH\_38 载波上，测距精度为0.3米。因其巨大的军事价值，1994年起美国实施了选择性误差SA（Selective Availability）政策，故目前只有美国及其盟友的军方以及少数美国政府授权的用户才能够使用到P码。普通用户可以先捕获C/A码，再通过导航电文提供的数据计算出P码在整个序列码中的位置。
2000年以後，柯林頓政府決定取消對民用訊號的干擾。因此，現在民用GPS也可以達到十米左右的定位精度。

### 导航电文

光有测距码用户还不能够得到每颗卫星的详细訊息。因此GPS系统将导航电文调整在测距码前，导航电文中包含了反应卫星在空间位置、卫星钟的修正参数、电离层延迟改正数等GPS定位所必要的訊息，因此导航电文也称資料码（Data Message，D码）。

导航电文是具有一定格式的二进制码，以“帧”为单位向用户发送。每帧电文含有1500bit，传输速率为50bit/s。每个主帧包含5个子帧：

* 子帧1包含有卫星钟改正数、GPS周数（Week Number）和卫星工作状态訊息
* 子帧2和子帧3主要向用户提供有关计算卫星在轨位置的訊息，包括广播星历参数和資料龄期（Age of Data Offset，简称AODO）
* 子帧4和子帧5提供了卫星导航、星座历书等訊息

## 參考文獻

## 其他參考資料

* 李征航 黄劲松. GPS测量与数据处理 (M)使用`|format=`需要含有`|url=` (帮助) 1. 武汉: 武汉大学出版社. 2005. ISBN 978-7-307-04443-2.
* 胡友健 罗昀 曾云. 全球定位系统（GPS）原理与应用 (M)使用`|format=`需要含有`|url=` (帮助) 1. 武汉: 中国地质大学出版社. 2003. ISBN 978-7-5625-1769-6.
* Kai Borre, Dennis M. Akos, Nicolaj Bertelsen, Peter Rinder, Soren Holdt Jensen。《A Software-Defined GPS and Galileo Receiver: A Single-Frequency Approach》[M]。Birkhäuser Boston，2006年。

* 全球定位系統
* GPS信號擷取
# 昭和100年問題

**昭和100年問题**是计算机系统年度难题之一。日本过去建造的一些计算机系统使用昭和年號来记录年份。但是，由于2025年是昭和100年，数字为3位，因此系统有发生故障的可能性。这也被称为“2025年问题” 。

## 概述

以政府机构和金融机构为主的应用程式中，有些程式使用两位数来表示昭和时代的年份（即使平成时代以后的年份，在内部也视为昭和年號書寫） 。

在日本公文書中，使用昭和纪元而非公元来書寫年份，这样做的好处是可以使用相同的两位数来表示未来的年份。然而，这可能会导致計算機系統處理错误，因为昭和100年（ 2025年）有可能被視為昭和0年，从而引发类似于2000年问题的故障。

有人质疑，昭和时代的電腦系统究竟有多少仍在运行。然而，在将年号从昭和改为平成时，内部处理时并没有使用UNIX时间或公历来计算平成紀元年份，而是使用昭和年号，只是在显示方式上做了改变，减去63后显示平成年号。因此，這个问题可能是在有搬遷旧系统內容的電腦系统中固有的 。

还有其他系统具有以下内部结构：

* 類似於昭和100年問題的2000年问题也被提出。
* 即使是在平成时期之后开发的系统也可能被设计成用昭和年號表达年份，以保持与其他旧系统的兼容性。
* 在系统的核心大型計算機在某些情况下，即使硬件更新，软件也会原样使用而不更新。
* 通过不更新软件，可以降低开发成本、工人的培训成本以及系统故障的风险，并且可以在短时间的测试操作周期内快速提高处理能力。

對於以上問題的可能应对措施包括“增加数字位数”和“改用公曆”（虽然在官方文件中包含年号实际上是强制性的，但在内部不一定需要使用年号，因为在显示时可以进行转换）。

## 类似年份的问题

* 2000 年問题・Y2K 问题 (2000 年)—— 在表示年份时只处理西历下两位数的系统中，将 “2000 年 (00)” 视为 “1900 年” 会导致出现故障的问题。
* 民国 100 年问题 (2011 年)—— 在中華民國使用的两位数民国纪元的系统中，将 “民国 100 年” 视为 “民国 0 年” 会产生问题的问题。
* 西历 10000 年问题・Y10K 问题 (10000 年)—— 在以 4 位数字表示年份的系统中，在年数为 5 位数的 “10000 年” 时，程序会出现故障的问题。这是 IETF 于 1999 年 4 月 1 日发布的 “惡搞RFC”, 其基础推理是 “代码和程序经常被频繁使用，超出了他们预期的情况”。

## 參考資料
# 2018年問題

**2018年問題**（日語：2018ねんもんだい）是指日本因少子化，2018年開始造成18歲人口數持續下降，使大專院校無法招滿學生和升學率無法提高，而可能產生的大量廢校和合併問題。

## 概要

2018年問題早於2009年就已有問題存在，但儘管招募新生被暫緩，一些大專院校仍通過實施《民事康復法》而重新營運。截止2009年，沒有發生任何一所正規的四年制大學被完全關閉的情形。該現象從私立學校先開始出現。

如果你在增量成為“大學準大學生學術評估測試”，評估方法的分數將由階段評估，已經決定接受為一個點的增量數的基礎上，它不再是一個傳統的入學考試。因此，每所大學都必須澄清招生政策並具有競爭性。

文部科學省在2019年度的政策，從教師、程度、減少和招生停止，如廢止學校和由企業安排院校解散（或者轉型）其財政困難的大學，並通知採取了管理決策的措施。

## 關連項目

* 大學倒產時代，指日本大學大量退場的時代

## 參考資料
# BPL长波授时台[编辑]

**BPL长波授时台**是中华人民共和国的国家长波授时無線電台，位于陕西省渭南市蒲城县，与同处该地的BPM短波授时台同时隶属于中国科学院国家授时中心（原陕西天文台）。

## 简介

BPL从1978年开始小功率发播，1983年起大功率发播。BPL使用专门用于时频传递的罗兰-C体制，在100kHz上发播。初期每天开机10小时，发播8小时，每天发播时间为北京时间13:30-21:30；2008年，BPL长波授时系统现代化改造竣工，并开始24小时连续发播。

## 另見

* 商丘低频时码发播台（BPC）

## 参考资料

* 国家授时中心（页面存档备份，存于互联网档案馆）
# BSF (授时台)[编辑]

**BSF**是中华民国（台湾）经济部标准检验局国家时间与频率标准实验室拥有的授时台，此实验室是由位于桃园市杨梅区的中华电信研究院负责主持。电台位于桃园市中壢區，1966年开始筹建，1969年5月1日正式开播。开播时以5MHz的频率广播，1970年增加15MHz的频率。

由于“需求渐低”，2004年7月1日，BSF的短波停播。目前以77.5kHz的低频发送时间信号。

## 短波停播前技术参数

* 发射功率：2kW
* 時間調變信號：1 kHz正弦波
* 時間信號識別：秒信號5ms，分信號300ms，DUT1信號100ms
* 摩爾斯電碼報時：每小时9分、19分、29分、49分、59分
* 語音報時：每小时9分、19分、29分、49分、59分
* UT1正確度：0.1s（無線廣播）
* 頻率準確度：±2x10-11

* 国家标准时间

## 参考资料

* 標準時頻廣播

* 国家时间与频率标准实验室\* （页面存档备份，存于互联网档案馆）
# 机身[编辑]

图中褐色部分即为波音737的机身。
**机身**（英語：**fuselage**）一般为飞机、直升机等飞行器的主体，用以装载人员、货物、武器和设备等的部分。机身与机翼（如前翼、主翼和尾翼）等部件相连。在一些飞机上，发动机及起落架等部件也需通过挂架（hardpoint）与机身相连。机身也对控制飞行姿态、保持飞行的稳定性及可控性有一定贡献。

## 类型

1. 亚音速飞机
2. 高速/超音速飞机
3. 高性能亚音速飞机
4. 高可控性超音速飞机
5. 飞行艇
6. 高超音速飞机
# 机翼[编辑]

**机翼**是为固定翼航空器（包括飞机和滑翔机）提供升力的主要部件，模仿鳥類的翅膀，維持其在空中的穩定飛行以及提供必要的操纵力。机翼上通常安装有固定翼航空器的主操纵面－副翼，以及辅助操纵装置襟翼。

在机翼内部可以装载燃油、设备、武器，在机翼上可以安装起落架、发动机，悬挂导弹和副油箱等外挂设备。

## 机翼的几何参数

* 前缘：机翼的前部边缘。
* 後緣：机翼的后部边缘。
* 翼展：機翼兩尖端的直線距離。
* 弦长：机翼前缘到后缘的距离，通常沿平行于机身纵轴的方向测量。
* 展弦比：翼展和标准平均弦长的比值。
* 漸縮比：翼根弦长与翼尖弦长的比值。
* 相对厚度：机翼翼型最大厚度与翼弦的比值。
* 翼剖面：机翼橫切面的形狀。
* 掠角：机翼设计中心线与机身垂直线的夹角。
* 扭转：包括气动扭转和几何扭转。气动扭转是指翼剖面沿展向的渐变；几何扭转是指机翼横切面攻角沿展向的渐变。通过扭转来改善机翼的气动特性，避免翼尖先于机翼其他部分失速。
* 反角：机翼平面与机身平面所夹的角度。机翼平面位于机身平面之上时称之为上反角，反之为下反角。
* 裝置角 : 機翼弦線與機身的夾角。

## 机翼上的主要受力构件

作用在机翼上的外载荷主要分为分布载荷和集中载荷。为承担载荷，需要设计相应的受力构件。基本的受力构件有纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头等。

## 机翼上的主要操纵面

机翼上的操纵面与附属装置
 1. 翼尖小翼
 2. 低速副翼
 3. 高速副翼
 4. 襟翼滑轨整流罩
 5. 前缘襟翼－克鲁格襟翼
 6. 前缘缝翼
 7. 内侧襟翼
 8. 外侧襟翼
 9. 扰流板
 10. 扰流板-减速板
 **注1：以上仅为示意图，在具体机型上，各位置上部件因设计理念的不同，其实际构型、功能和名称也有可能不同。**
 注2：图中7和8所反映的是襟翼的三个不同工作位置，而非三层襟翼。
* 襟翼：在機翼前缘或後緣安装的可以活动的翼面，用以增加機翼面積和弯度，提高機翼的升力系数，起到增加升力的作用。襟翼大多安装在机翼后缘，安装在前缘的襟翼特称为前緣襟翼。

* 襟翼部分展开
* 全襟翼
* 全襟翼，扰流板打开。

* 前缘缝翼：正常工作时与机翼主体产生缝隙，可使机翼下表面部分空气流经上表面从而推迟气流分离的出现，增加机翼的临界迎角。
* 副翼（aileron）：通常安装在机翼后缘外侧的活动翼面，用以控制航空器的滚转姿态。某些高速飞机为减小副翼偏转所引起的机翼扭转变形，还装有内侧副翼。
* 襟副翼：机翼后缘内侧的活动翼面，常见于大型飞机，巡航飞行时与副翼功能一致，以减少副翼的气动弹性影响，降低滚转操纵功效，低速飞行时同襟翼联动。
* 扰流板（spoiler panel）：安装在机翼上表面可被操纵打开的平板，可用于减小升力、增加阻力和增强滚转操纵。当两侧机翼的扰流板对称打开时，此时的作用主要是增加阻力和减小升力，从而达到减小速度、降低高度的目的，因此也被称为减速板；而当其不对称打开时（通常由驾驶员的滚转操纵而引发），两侧机翼的升力随之不对称，使得滚转操纵功效大幅度增加，从而加速航空器滚转。
* 配平片：是安装在操纵面上可相对操纵面运动的装置，通常用于平衡作用在操纵面上的气动力矩。当达到力矩平衡状态时，传统操纵系统上将感受不到来自相应操纵面上的气动作用力。

## 机翼表面的主要附属装置

波音747-400的翼尖小翼
A380的兩面式翼尖小翼
* 翼尖小翼：安装在翼尖的垂直方向翼片，主要用于削弱翼尖下表面气流绕流至上表面的效应，减少升力损失，改善机翼性能。
* 翼刀：垂直安装在机翼上表面并平行于机身方向薄板，用于阻滞气流沿机翼展向的运动，以及防止整个机翼沿展向同时失速。常见于后掠翼飞机。
* 涡流產生器：在机翼上表面产生涡流，推迟气流分离的出现。

## 升力原理

机翼产生升力的原理可通过牛顿第三定律和伯努利定律来解释。对于图示情况的翼型，当平行于翼弦方向的气流（在此将其视为不可压流）流经机翼时，由于机翼的阻碍导致流管截面变小，而导致机翼上下表面的空气流速均增加。

有一種常見的理論指出，由于机翼上表面的弯度大于下表面弯度，根据伯努利定律可知上表面气流的流速整体上要高于下表面气流速度，也就是说气流作用在机翼上表面的静压整体上小于作用在下表面上的静压。由于上下表面压差的存在，使得机翼最终受到向上的合力，亦即升力。但是這種說法被美國太空總署（NASA）否定，NASA指出這種說法無法解釋飛機上下顛倒時仍然可以飛行；根據NASA的實驗，一個上下表面長度相同的機翼仍然可以產生足夠的升力。

当然随着机翼相对气流迎角的变化，翼型周围的空气流场也会发生明显变化。当机翼攻角增大时，由于翼型对气流的阻碍作用致使气流下洗，使得前缘附近气流驻点相对于前缘位置下移，从而导致更为明显的升力效应。而当机翼攻角减小甚至为负值时，翼型弯度的作用将被削弱，即升力减小直至产生负升力。

## 參考條目

* 茹科夫斯基變換

## 參考資料

* 飛行的原理
* 關於機翼
# 縱樑[编辑]

**縱樑**（英語：Longeron）是飛行器結構中平行飛行方向的樑結構。縱樑運用在傳遞飛機的縱向力並且連接飛機上的設備。

## 飛機

在機身結構中，縱樑沿著飛機縱軸線連接各個隔框結構，並與蒙皮組成半硬殼結構。此半硬殼結構可有效的將氣動力分佈到機體各處。在機翼或氣動力面結構中，縱樑沿著飛機翼展方向連接各個肋條結構。無論是在機身或是在機翼，縱樑的結構有效的將撓曲傳遞到結構各處。

在飛機發展的歷史中，有兩種不同的縱樑結構設計，一是長樑結構（longeron），另一個是縱樑結構（stringer）。兩個縱樑系統有不同的半硬殼結構安排。長樑結構用於密集的隔框結構，通常隔框的距離為4到6英吋（100到150公釐）。縱樑結構用於寬鬆的隔框結構，通常隔框的距離為15到20英吋（380到510公釐）。縱樑結構的縱樑數目多於長樑結構，一架長樑結構的飛機約有4到8個縱樑，而一架縱樑結構的飛機約有50到100個縱樑。通常縱樑結構使用在隔框面積大的飛機。近代的大型飛機都採用縱樑結構設計，優點是重量的減輕，但缺點是分析與製造的複雜度。隨著分析與製造科技的進步，目前的飛機都綜合使用長樑結構與縱樑結構，並適當加上短的縱樑，稱為加強樑（stiffener）來優化飛機的結構重量。

## 参考资料
# 前缘

翼剖面示意圖
**前緣**（leading edge，或作翼前緣），為翼剖面的最前端，機翼上表面與下表面的前交點。由於前緣的位置很難清楚的定義，通常是取相對翼弦長c很小值作為前緣半徑來定義前緣的位置。也就是說，只能知道前緣大概在什麼位置。當飛行器行進時，氣流首先接觸機翼**前緣**，並由此開始分開。

## 相關條目

* 機翼
* 翼剖面
* 後緣
* 翼弦
* 弧度 (空氣動力學)

## 參考資料
# 前翼[编辑]

圖為Saab 37 Viggen，其中藍色部分為前翼
**鴨式布局**（Canard configuration），又稱**前翼式布局**，是指一種飛機的氣動布局，其特點是在主翼之前裝設小型的前翼（鴨翼）。Canard在法語中意為鴨子，因小翼配置在前方，像是鴨子飞行时的翅膀一樣。

## 概要

萊特飛行器
XP-55
SAAB 37
殲-20
早在1903年，萊特兄弟的萊特飛行器就使用前翼配置，但是在萊特兄弟以後，大部分的飛行器改採用尾翼配置。一個可能的原因是要避免使用萊特兄弟的專利，另一個主要原因是使用前翼配置較不容易穩定，早期的技術較不發達，使用前翼很難設計，尤其民航機對穩定性的要求非常高，所以也不可能採用前翼配置。

因為線傳飛控的進步，終於在1960年代，XB-70超音速實驗機採用前翼配置證明前翼配置可行。加上前翼的操控性比較好，所以近幾年來，許多先進戰機常常採用前翼設計，如飆風、颱風、JAS 39、殲-10、殲-20、蘇-30、蘇-34等。當然也是有客機使用前翼的例子，如Tu-144。

## 特色

為維持穩定的前翼配置，飛行器有幾個特色如下：

* 前翼永遠贡献静不穩定的效果，会造成飞机静稳定性下降（与去掉前翼时相比）。
* 一個穩定的前翼配置，飛行器的重心必須在前翼與主翼的空氣動力中心之間。
* 配平過後的前翼配置下，前翼與主翼都會提供飛行器升力。
* 前翼的升力係數必須要比主翼還大。

## 較小表面積

上：傳統的二機翼設計
下：三機翼設計
由於飛機在飛行過程中的重心不斷改變，主翼的升力與飛行器的重量並非成一直線，不能互相抵消，因此需要尾翼提供配平力（trim force）來維持平衡。這樣主翼必須增大面積，提供額外的升力，平衡尾翼產生的向下力，去維持飛行器的俯仰。

在三機翼設計中，配平力由前翼及尾翼共同承擔，前翼提供升力，尾翼提供向下力。主翼只需要提供較小的額外升力去維持俯仰，使得機翼的總表面積可以減少。

## 相關條目

* 鴨翼飛機列表
* 飛行力學
* 飛行操縱裝置
* 機翼
* 穩定性
* 沙洛維龍屬
# 前缘缝翼[编辑]

上图为空中客车A310-300的机翼，左侧展开的为前缘缝翼，右侧张开的为襟翼。清晰可见前缘缝翼展开后和机翼之间有一道让气流通过的缝隙。
**前缘缝翼**（**英語：Slat**）是安装在固定翼飞机机翼前端的狭长小翼，通常在飞机起飞和降落时展开。前缘缝翼展开后，機翼之間有一道狭长的縫隙，可以让气流通过（右图）。

前缘缝翼的主要功能在于提高飞机的失速临界迎角，让飞机起飞时不至于机头拉得过高而造成突然失速。也能有效降低飞机的进场速度，让飞机的降落更加安全。同时缩短飞机起飞和降落的距离，降低对跑道长度的要求。有时在飞机接近失速状态时也会张开，并使产生的阻力降到最低。

法國航空的空中客车A318展开前缘缝翼。
Bf 109戰鬥機的前缘缝翼。
清晰可见空中客车A319展开前缘缝翼和襟翼。
停放在博物馆里的一架德国早期Fi156白鹳式飞机，使用的固定式前緣縫翼。

## 工作原理及作用

通常情况下，前缘缝翼的翼弦面积比机翼的面积要小得多，只是机翼前方很小的一部分。但是当飞机起飞或降落时，机头朝上，前缘缝翼伸展开，却能改变整个机翼前缘的形状。早期的空气动力学家，包括德国力学家路德維希·普朗特认为前缘缝翼的作用原理在于减弱了吹向机翼的气流，让大量气流从前缘缝翼和机翼间的缝隙通过。通过改变机翼的形状和气动结构而使飞机得到更大的失速臨界迎角。

但是后来实验证明，通过这道缝隙的气流相比机翼上缘的气流来说微不足道，甚至不能算作是高速气流。现在空气动力学公认的前缘缝翼工作原理是随着飞机迎角的增大，机翼上表面的分离区逐渐向前移。一旦增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下降，造成飞机失速。而当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘之间产生了一道缝隙，让下翼面压强较高的气流通过这道缝隙得到加速而流向上翼面，增大了上翼面附面层中气流的速度，降低了压强，消除了分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免了大迎角下的失速，使得升力系数得到提高。

因此，前缘缝翼的作用主要有两个：一是提高了飞机的临界迎角，使飞机不容易失速；二是增大机翼的升力系数。其中前者是主要功能。这种装置在大迎角下，特别是接近或超过基本机翼的临界迎角时才使用，因为只有在这种情况下，机翼上才会产生气流分离。

前缘缝翼上常常能找到飞机飞行过程中和鸟类碰撞的残留物。

## 种类

### 固定式前缘缝翼

固定式前缘缝翼和机翼之间有一条固定的狭缝，整个结构不能随迎角的改变而开闭关闭。其优点在于结构简单，但在高速飞行时，造成机翼所受到的阻力也急剧增大，增大飞行能量的损耗。因此目前应用不多，只有在早期低速轻型螺旋桨飞机上使用。

### 被动式前缘缝翼

自动式前缘缝翼用滑动结构与机翼相连，能根据飞机迎角的变化被动开闭关闭。在小迎角情况下，整个结构处于闭合状态，减少机翼的阻力。当迎角增大到一定程度，高速气流将前缘缝翼吸开，达到增大临界仰角的目的。目前绝大多数飞机配备的均为这类前缘缝翼。

### 自動化前缘缝翼

前缘缝翼連接有液壓機構等，可由飛行員或飛行電腦控制收放，一般用於客機上。

## 发展历史

前缘缝翼的结构最早由德国空气动力学家古斯塔夫·拉赫曼于1918年发明。1917年8月，一架小飞机因失速坠毁，古斯塔夫便希望通过增加一块前缘缝翼来让飞机不容易失速，为此他在德国科隆制作了一台木质的模型。1918年，他在德国发表自己的设计，然而德国的专利局并未批准，因为他们不相信一块小小的前缘缝翼能起到如此的作用。

然而与此同时，在英国的亨德里·佩奇公司也设计出一种分离的机翼，通过氣流分離来获得更大的仰角，并于1919年报请了专利局。为了避免专利纠纷，该公司还和古斯塔夫签订了一份知识产权的归属合同。同年，第一架采用这种分离式机翼的德哈維蘭 DH.9飞机出厂下线。之后更是推出了改进的型号D.H.4。后者配备的更大前缘缝翼和特殊的后部副翼结构，其中后者亦是现代飞机襟翼的原型。通过这种设计，使得飞机在低速飞行时的性能更为出色。数年之后，古斯塔夫更是被亨德里·佩奇公司收到麾下，负责飞机的研发设计工作。

1920年代，一个公司的主要利润往往来自于其旗下的知识产权。当时不少的飞机公司采用固定式前缘缝翼的机翼结构设计，大量运用于轻型飞机上，以达到短距离起飞的目的。

到了第二次世界大战，前缘缝翼的气动设计有更进了一步，使得翼面受到的空气阻力更小，并且逐步开始采用固定式的设计来应对逐渐提高的飞行速度。著名的飞机有德国的Fi156白鹳式飞机虽然其采用了固定式前缘缝翼，但是其气动性能相当优异。经过测试，它的起飞距离只要45米（150英尺），降落距离更是只需18米（60英尺）。之后德国的梅塞施密特飞机公司设计的飞机更是全部采用了前缘缝翼的设计。

二战后，大型飞机更是纷纷采用这种设计。这时的前缘缝翼已经开始采用液压或者电力来控制。

## 控制

* 自动 - 飞行电脑自动控制前缘缝翼的伸缩，以得到最适合飞行状态的气动结构。
* 手动 - 由飞行员控制，随着襟翼的展开而展开。大多数飞机的前缘缝翼都采用手动的设计。
* 被動 - 利用機械結構或彈簧裝置令前緣縫翼隨氣流衝擊被動收放。
* 固定 - 有一部分的飞机（通常是低速飞行的轻型飞机），其前缘缝翼是固定在展开状态的。

## 研究

前缘缝翼的设计更是不断地在改进以得到更好的性能。例如结构更加牢固可靠，进一步增大仰角，并且减少自身造成的阻力等等。最新的前缘缝翼的设计，尤其是战斗机，更是考虑到了其躲避雷达侦测的低可偵測性技術性能。这类设计将在第五代战斗机中大量运用。

美国国家航空航天局设计的X-53试验机的机翼角度可变，其前缘缝翼的角度也会自动跟着调整。

* 襟翼
* 機翼

## 参考资料

* 飛行的原理
# 尾翼

**尾翼**（英語：empennage，英語發音：/ˌɑːmpɪˈnɑːʒ/或/ˈɛmpɪnɪdʒ/，又稱Tail或tail assembly）是安装在飞机尾部的一种装置，可以增强飞行的稳定性。大多数尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，也有少数采用V型尾翼。尾翼可以用来控制飞机的俯仰、偏航和倾斜以改变其飞行姿态。尾翼是飞行控制系统的重要组成部分。

## 水平尾翼

**水平尾翼**（英語：Horizontal Stabilizer），简称**平尾**，是飞机纵向平衡、稳定和操纵的翼面。平尾左右对称地布置在飞机尾部，基本为水平位置。翼面前半部通常是固定的，称为**水平安定面**。后半部铰接在安定面的后面，可操纵上下偏转，称为**升降舵**。升降舵的后缘还装有调整片。在大型飞机上，为了提高平尾的平衡能力，水平安定面在飞行中可以缓慢改变安装角，这样的平尾称为可调水平尾翼。在飞行中，飞机升力的位置会随迎角和速度的变化而移动，飞机重心也因燃油消耗等原因而变动。这样，升力不可能在所有状态下都通过重心，因而存在一个不平衡力矩。在有平尾的飞机上，此力矩就由平尾负升力或正升力的力矩来平衡。由于平尾距重心较远，只要用很小的平尾升力就能使飞机保持力矩平衡。

飞机在飞行中会因各种干扰（如大气中的阵风）而偏离原来姿态。平尾具有恢复飞机原有姿态的能力，对飞机起纵向稳定的作用。

飞机在飞行中需要经常改变飞行状态，如爬升、平飞、下滑等。对于稳定的飞机，要改变飞行状态就需要克服稳定力矩。例如要增大飞机迎角，就需要有一个克服稳定力矩的抬头力矩。驾驶员操纵升降舵上偏，平尾即产生一个抬头力矩，使飞机在增大的迎角下能得到平衡，这就是平尾的纵向操纵作用。

平尾按相对于机翼的上下位置不同，大致分为高平尾、中平尾和低平尾三种型式。平尾处于飞机尾部，气流在流经平尾以前先受到机身、机翼和发动机短舱等的影响，速度减小，方向也有变化。此外，螺旋桨滑流或发动机的喷流也会改变平尾的升力。它们对平尾的稳定和操纵效能都有较大影响。由于影响平尾工作的各种因素随迎角和速度而变化，要想选择一个合适的平尾位置，保证在所有飞行状态下都有较高的平尾效能，是一件很困难的事情，经常要经过大量风洞实验才能最后选定。

在英国「三叉戟客机」上，平尾在垂直尾翼的顶端。从飞机正面看，平尾与垂尾构成**T**字形，故取名T形尾翼。这种飞机发动机短舱位于机身尾部两侧，机翼位置靠后，只有将平尾移至垂尾顶端才能躲开机翼、发动机短舱和喷流的影响。由于垂尾是后掠的，故又能使平尾尽量远离机翼，提高平尾的效能。在很多超音速歼击机上，由于机身尾部长度较短，平尾非常靠近机翼，如将平尾放在较低的位置上（机翼翼弦平面以下），在大迎角时就能避开机翼、机身，减小它们对平尾的不利影响。

亚音速时，偏转升降舵还会影响前面水平安定面上的升力，操纵效率较高。超音速时，升降舵的偏转对前面的安定面没有影响，舵面操纵效率大为下降。因此，在超音速飞机上将水平尾翼做成可操纵偏转的整体，称为全动平尾。在全动平尾上不再有安定面和升降舵之分。全动平尾的构造与机翼相同，但是翼面的全部弯矩和扭矩载荷在根部都要集中到转轴上来，并且支承点是可转动的轴承，因此全动平尾根部结构复杂，重量也较大。

通常超音速飞机机翼的展弦比较小，机翼展长比平尾展长大不了多少。利用平尾差动来产生滚转操纵力矩已能满足飞行的要求。平尾左、右翼面既能同向偏转起升降舵作用，又能分别向不同方向偏转（差动）起副翼的作用，这就是差动平尾。采用差动平尾以后，就可以取消机翼上的副翼，因而机翼整个后缘都可安装襟翼以改善飞机的起飞、着陆性能和机动性。在变后掠翼飞机上，机翼可以绕垂直（翼弦面）枢轴转动（常称掠动），如在机翼上装副翼，它在大后掠角位置上根本无法工作，因此只能采用差动平尾作为主要滚转操纵面。

## 垂直尾翼

**垂直尾翼**（英語：Vertical Stabilizer），简称**垂尾**。起保持飞机的航向平衡、稳定和操纵作用，原理与平尾相似。垂直尾翼仅仅布置在飞机轴线的上部。这是因为在起飞着陆时，飞机头部上仰，尾部离地很近，无法布置垂尾翼面,而布置在机身下方的短尾翼称为“腹鰭”。与平尾相同，垂尾翼面的前半部分通常是固定的，称**垂直安定面**；后半部分铰接在安定面后部，可操纵偏转，称**方向舵**。垂尾的作用是保持转弯在无侧滑状态下进行；在有侧风着陆时保持机头对准跑道；飞行中平衡不对称的偏航力矩（如多发动机中有一台发动机停车造成的偏航力矩）。方向舵操纵系统中可装阻尼器，以制止飞机在高空高速飞行中出现的偏航摇摆现象。

飞机对于航向操纵能力要求不高，即使在超音速飞机上也很少采用全动式垂直尾翼。

多数飞机只有一个垂直尾翼（单垂尾）。它位于飞机的对称面内。在一些多发动机的螺旋桨飞机上，为了提高垂尾效率，故意将垂尾放在螺旋桨后的高速气流中。为此将垂直尾翼分为两个（双垂尾）或两个以上（多垂尾）翼面。在双垂尾型式中，常将两个垂尾布置在平尾两端，以提高平尾的效率。在超音速飞机上，由于机身比较粗大，为了保证飞机在高空高速飞行时仍有足够的航向稳定性，需要有很大的垂尾面积。如果采用双垂尾型式，可以降低垂尾高度，减小垂尾在侧滑时产生的滚转力矩。同时也可提高大迎角时的航向稳定性。

## V型尾翼

**V型尾翼**（英語：V-Tail）由左右两个翼面组成，像是固定在机身尾部带大上反角的平尾。V型尾翼兼有垂尾和平尾的功能。翼面可分为固定的安定面和铰接的舵面两部分，也可做成全动型式。呈V形的两个尾面在俯视和侧视方向都有一定的投影面积，所以能同时起纵向（俯仰）和航向稳定作用。当两边舵面作相同方向偏转时，起升降舵作用；分别作不同方向偏转（差动）时，则起方向舵作用。

## 图廊

* 美國F-105雷長式攻擊機的尾翼
* B-2幽灵战略轰炸机由最外側的尾翼控制飞行姿态。
* 米格-15戰鬥機的尾翼，其水平尾翼在垂直尾翼的中間位置
* 貼有朝鮮國旗的Il-76、伊留申-62與Tu-204運輸機垂直尾翼，其水平尾翼在垂直尾翼的顶部
* F-117夜鷹戰鬥攻擊機的V型尾翼
# 尾翼[编辑]

**尾翼**（英語：empennage，英語發音：/ˌɑːmpɪˈnɑːʒ/或/ˈɛmpɪnɪdʒ/，又稱Tail或tail assembly）是安装在飞机尾部的一种装置，可以增强飞行的稳定性。大多数尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼，也有少数采用V型尾翼。尾翼可以用来控制飞机的俯仰、偏航和倾斜以改变其飞行姿态。尾翼是飞行控制系统的重要组成部分。

## 水平尾翼

**水平尾翼**（英語：Horizontal Stabilizer），简称**平尾**，是飞机纵向平衡、稳定和操纵的翼面。平尾左右对称地布置在飞机尾部，基本为水平位置。翼面前半部通常是固定的，称为**水平安定面**。后半部铰接在安定面的后面，可操纵上下偏转，称为**升降舵**。升降舵的后缘还装有调整片。在大型飞机上，为了提高平尾的平衡能力，水平安定面在飞行中可以缓慢改变安装角，这样的平尾称为可调水平尾翼。在飞行中，飞机升力的位置会随迎角和速度的变化而移动，飞机重心也因燃油消耗等原因而变动。这样，升力不可能在所有状态下都通过重心，因而存在一个不平衡力矩。在有平尾的飞机上，此力矩就由平尾负升力或正升力的力矩来平衡。由于平尾距重心较远，只要用很小的平尾升力就能使飞机保持力矩平衡。

飞机在飞行中会因各种干扰（如大气中的阵风）而偏离原来姿态。平尾具有恢复飞机原有姿态的能力，对飞机起纵向稳定的作用。

飞机在飞行中需要经常改变飞行状态，如爬升、平飞、下滑等。对于稳定的飞机，要改变飞行状态就需要克服稳定力矩。例如要增大飞机迎角，就需要有一个克服稳定力矩的抬头力矩。驾驶员操纵升降舵上偏，平尾即产生一个抬头力矩，使飞机在增大的迎角下能得到平衡，这就是平尾的纵向操纵作用。

平尾按相对于机翼的上下位置不同，大致分为高平尾、中平尾和低平尾三种型式。平尾处于飞机尾部，气流在流经平尾以前先受到机身、机翼和发动机短舱等的影响，速度减小，方向也有变化。此外，螺旋桨滑流或发动机的喷流也会改变平尾的升力。它们对平尾的稳定和操纵效能都有较大影响。由于影响平尾工作的各种因素随迎角和速度而变化，要想选择一个合适的平尾位置，保证在所有飞行状态下都有较高的平尾效能，是一件很困难的事情，经常要经过大量风洞实验才能最后选定。

在英国「三叉戟客机」上，平尾在垂直尾翼的顶端。从飞机正面看，平尾与垂尾构成**T**字形，故取名T形尾翼。这种飞机发动机短舱位于机身尾部两侧，机翼位置靠后，只有将平尾移至垂尾顶端才能躲开机翼、发动机短舱和喷流的影响。由于垂尾是后掠的，故又能使平尾尽量远离机翼，提高平尾的效能。在很多超音速歼击机上，由于机身尾部长度较短，平尾非常靠近机翼，如将平尾放在较低的位置上（机翼翼弦平面以下），在大迎角时就能避开机翼、机身，减小它们对平尾的不利影响。

亚音速时，偏转升降舵还会影响前面水平安定面上的升力，操纵效率较高。超音速时，升降舵的偏转对前面的安定面没有影响，舵面操纵效率大为下降。因此，在超音速飞机上将水平尾翼做成可操纵偏转的整体，称为全动平尾。在全动平尾上不再有安定面和升降舵之分。全动平尾的构造与机翼相同，但是翼面的全部弯矩和扭矩载荷在根部都要集中到转轴上来，并且支承点是可转动的轴承，因此全动平尾根部结构复杂，重量也较大。

通常超音速飞机机翼的展弦比较小，机翼展长比平尾展长大不了多少。利用平尾差动来产生滚转操纵力矩已能满足飞行的要求。平尾左、右翼面既能同向偏转起升降舵作用，又能分别向不同方向偏转（差动）起副翼的作用，这就是差动平尾。采用差动平尾以后，就可以取消机翼上的副翼，因而机翼整个后缘都可安装襟翼以改善飞机的起飞、着陆性能和机动性。在变后掠翼飞机上，机翼可以绕垂直（翼弦面）枢轴转动（常称掠动），如在机翼上装副翼，它在大后掠角位置上根本无法工作，因此只能采用差动平尾作为主要滚转操纵面。

## 垂直尾翼

**垂直尾翼**（英語：Vertical Stabilizer），简称**垂尾**。起保持飞机的航向平衡、稳定和操纵作用，原理与平尾相似。垂直尾翼仅仅布置在飞机轴线的上部。这是因为在起飞着陆时，飞机头部上仰，尾部离地很近，无法布置垂尾翼面,而布置在机身下方的短尾翼称为“腹鰭”。与平尾相同，垂尾翼面的前半部分通常是固定的，称**垂直安定面**；后半部分铰接在安定面后部，可操纵偏转，称**方向舵**。垂尾的作用是保持转弯在无侧滑状态下进行；在有侧风着陆时保持机头对准跑道；飞行中平衡不对称的偏航力矩（如多发动机中有一台发动机停车造成的偏航力矩）。方向舵操纵系统中可装阻尼器，以制止飞机在高空高速飞行中出现的偏航摇摆现象。

飞机对于航向操纵能力要求不高，即使在超音速飞机上也很少采用全动式垂直尾翼。

多数飞机只有一个垂直尾翼（单垂尾）。它位于飞机的对称面内。在一些多发动机的螺旋桨飞机上，为了提高垂尾效率，故意将垂尾放在螺旋桨后的高速气流中。为此将垂直尾翼分为两个（双垂尾）或两个以上（多垂尾）翼面。在双垂尾型式中，常将两个垂尾布置在平尾两端，以提高平尾的效率。在超音速飞机上，由于机身比较粗大，为了保证飞机在高空高速飞行时仍有足够的航向稳定性，需要有很大的垂尾面积。如果采用双垂尾型式，可以降低垂尾高度，减小垂尾在侧滑时产生的滚转力矩。同时也可提高大迎角时的航向稳定性。

## V型尾翼

**V型尾翼**（英語：V-Tail）由左右两个翼面组成，像是固定在机身尾部带大上反角的平尾。V型尾翼兼有垂尾和平尾的功能。翼面可分为固定的安定面和铰接的舵面两部分，也可做成全动型式。呈V形的两个尾面在俯视和侧视方向都有一定的投影面积，所以能同时起纵向（俯仰）和航向稳定作用。当两边舵面作相同方向偏转时，起升降舵作用；分别作不同方向偏转（差动）时，则起方向舵作用。

## 图廊

* 美國F-105雷長式攻擊機的尾翼
* B-2幽灵战略轰炸机由最外側的尾翼控制飞行姿态。
* 米格-15戰鬥機的尾翼，其水平尾翼在垂直尾翼的中間位置
* 貼有朝鮮國旗的Il-76、伊留申-62與Tu-204運輸機垂直尾翼，其水平尾翼在垂直尾翼的顶部
* F-117夜鷹戰鬥攻擊機的V型尾翼
# 柱[编辑]

新莊廣福宮正殿龍柱
木建築主要組件名稱，側面簡圖
**柱**（column，pillar）是建築物中垂直的主結構件，承托在它上方物件的重量。在土木工程中，是主要承受轴向压力，用来支承上部结构并将荷载传至基础的竖向直粗杆。在几何学中，柱的立体形状，称为**柱体**，又分为圆柱、角柱（棱柱）。

在東亞傳統木建築中，橫樑直柱，柱陣列負責承托樑架結構及其他部分的重量，如屋檐，在主柱與地基間，常建有柱础。另外，亦有其他較小的柱，不置於地基之上，而是置於樑架上，以承托上方物件的重量，再透過樑架結構，把重量傳至主柱之上。例如脊瓜柱或蜀柱，是在樑架之上承托部分屋檐的重量。

中国古代的柱子多数为木造，属于大木作范围；间有石柱。明清时期，东南的一些地方普遍用石材或砖材制作檐柱，以取得更好的耐久性。为防水、防潮，木柱下垫以石质柱础，有时会在柱础和柱之间再增加一层石制或木制的柱櫍。

## 檐柱

在屋檐下的柱子称为檐柱，在外的称为外檐柱，在内的称为内檐柱。按清式營造則例，檐柱高60斗口，直径6斗口；或高等于面阔的6/7，口径等于柱高的1/10。

## 角柱

在建筑物四角的柱子，称为角柱。

## 金柱

在檐柱以内中线以外的柱子，称为金柱；金柱按内外位置，分别称为内金柱，外金柱。金柱高60斗口加廊步5举，直径=6.6斗口。

## 山柱

在山墙正中支撑屋顶的柱子，称为山柱。山柱直径=7斗口。

## 中柱

在建筑物中线上支撑屋脊的柱子，除山柱之外的，统称中柱。中柱的直径=7斗口。

植物学上，用作术语steleStele (biology) （页面存档备份，存于互联网档案馆）的翻译，指维管植物茎初生结构中的复合组织，由中柱鞘、维管系统、髓等组成。

## 童柱

安置在横梁或枋之上的短柱称为童柱。童柱直径=6.6斗口。

## 瓜柱

安置在上下梁之间的短柱，称为瓜柱。

## 通柱

直通上下层的柱子称为通柱。

## 蜀柱

用在梁上又稱**脊瓜柱**、**侏儒柱**，安置於三架梁上用來支撐脊桁的短柱；用在枋上稱**正心蜀柱**、（人字栱上托）**短柱**，可看作斗栱或驼峰的一种。

* 樁柱
* 台柱

## 相關條目

* 柱式

## 參考文獻

梁思成著 《清式营造辞解》 《梁思成全集》 第七卷 65-84页
# 执行器[编辑]

执行器的一种：阀门执行器
**执行器**（英語：Actuators）又称为**促动器**、**致动器**、**操动件**、**执行机构**、**驱动器**或**驱动件**，是一種將能源轉換成機械動能的裝置，並可藉由執行器來控制驅使物體進行各種預定動作。这类机械能把能量转化为运动。根据能量来源分为：電動執行器、油壓執行器及空壓執行器等。按尺度来分可为普通執行器、微執行器和纳米執行器等。

* 傳感器
* 自動控制
# 自動駕駛

在波音747的駕駛艙裡的自動駕駛的儀表板（波音称之为MCP-Mode control panel）
**自动驾驶仪（Autopilot）**是一种用于控制飞机、船舶、航天器轨迹或鐵路列車等運具的系统，无需人工操作员持续手动控制。公路交通工具的自动驾驶车仍在研究開發中，尚未大規模商用。自动驾驶不会取代人工操作。相反，自动驾驶辅助人对運具的控制，使人能够专注于更多其他方面（例如监控轨迹、天气和机载系统），降低疲勞。

自动驾驶仪通常与自动油门 结合使用，自动油门是一种用于控制发动机动力的系统。

自动驾驶仪系统有时被口语化被称为 *"乔治"* （例如“我们会让乔治飞一会儿”）。该昵称的词源尚不清楚：有人声称它是对发明家乔治·德比森（George De Beeson）的引用，他在1930年代获得了自动驾驶仪的专利；另有說法称，第二次世界大战時英國皇家空軍的飞机，在法理上属于国王乔治六世，故名。

* 列車自動運行系統
* 旅客捷運系統
* 人工智能
* 自動駕駛汽車
* 無人航空載具

## 参考资料