迎角（Angle of attack）对于固定翼飞机，机翼的前进方向（相当与气流的方向）和翼弦（与机身轴线不同） 的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准 （请看迎角的对于直升机和旋翼机，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同，它是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角请看迎角的另一副插图）旋翼的推力方向迎角侧滑角(side slip angle) 是指飞机的轴线与飞机的飞行速度方向在水平面内的夹角侧滑角是确定飞机飞 行姿态的重要参数请看飞机的侧滑角插图）过载(o verload)作用在飞机上的气动力和发动机推力的合力与飞机重力之比称为飞机的过载飞 机所能承受过载的大小是衡量飞机机动性的重要参数过载越大，飞机的受力越 大，为保证飞机的安全，飞机的过载不能过大飞行员在机动飞行中也会因为过 载大于一或者小于一而承受超重和失重飞行员所能承受的最大过载一般不能超 过 8G ( 8 倍重力加速度)边条(Strake)边条是指附加于机身或机翼机身结合处的小翼面，包括机身边条和机翼边条两 种机身边条位于机身左右两侧，宽度相等；而机翼边条则是位于机翼机身结合 处近似三角形的小翼面采用边条翼结构可以减少阻力，改善飞机的操作性。
上反角(Dihedral angle)上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角当上反角为负时，就变成了下反角(Cathedral angle)配平片 trim： 或称配平补片,用於飞行路径的微调 ,通常位于各个操纵面上 ,你可以看到在操纵 面当中有的一部分方形的调整片，可以做长期的飞行姿态调整 ,以减轻飞行员操 作驾驶杆的负担,通常大型飞机会有副翼及方向舵、升降舵的配平片，配平齐全 一般来说，配平的第一目的是为了减轻飞行员的负担•最早的飞行控制系统是将操纵杆和脚踏板以钢线或是钢缆，加上滑轮等机械方式连接到翼面上，飞行员直接施力去移动控制面的角度以达到需要的动作•当飞机速度愈来愈快的时候，因为气动力施加在控制面上的力量也愈大，因此 在较高速度时需要输出较大的力量去移动控制面，当力量需求大过一般值时，就 混造成飞机在高速时动作迟缓，一种解决的方式是加装配平片，利用反作力的原 理，配平片可以协助施加更多的力量在控制面上，以达到有效的控制•另外，因为螺旋桨飞机的引擎出力加大时，扭力会愈来愈大，或是飞机在作长 程飞行时因为油料或是弹药的消耗使得飞机保持平飞的状况不一定释放开双手 或是维持操纵杆在中央就可以，飞行员可能要持续施加力量以维持飞机的水平飞 行，此时配平片的使用就可以利用微小角度的调整，使控制翼面固定在某一个角 度上以配合当时保持飞机稳定飞行所需要的角度，而飞行员无须持需施加力量， 只要维持在中央就可以。
•当飞机的体积和速度在增加的时候，光是钢缆和滑轮配合配平片已经不能有效 提供需要的控制力量，於是在控制翼面的连接触加上液压制动器，飞行员的控制 输出经过钢缆达到液压制动器上，制动器再将需要的力量加诸在控制翼面上，虽 然飞行员不在直接施加力量在控制翼面上，但是制动器的输出还是要根据飞行员 移动操纵杆的幅度来控制在这一方面，往往也会加上力量回馈系统，使飞行员 可以感受到力量的反馈，以免输出过大失去控制•使用钢缆控制方式的好处是系统成熟，缺点早期是维修不太容易，因为钢缆分 布在机身内部，要检查或是抽换并不是像抽换脚踏车刹车线一般容易，在维修过 程中假使接错地方，甚至会酿成飞机控制失效而坠毁的惨剧， B-29 的垂直尾翼 因为钢缆接反导致试飞时首席试飞员和其他多位飞行员的丧生另外，钢缆的呆 重很高，在作战时如果钢缆受到外务撞击（炮弹或是破片），很可能所能承受的 力量减小，飞行员在施加较大力量时会导致钢缆断裂，解决的方式是加装不只一 套钢缆形成被用系统，但是重量会更高•线传飞控的主要需求是由战斗机设计而来，利用电脑辅助控制，当飞行员输出 讯号时，讯号不再经过钢缆，而是电线，进入电脑後再输出到各翼面的液压或是 电动马达上去输出需要的角度，这样的方式可以有效解决钢缆的重量的问题，增 加讯号输出的稳定和精确度，设计良好的电脑和软体可以协这飞行员面对乱流或 是不稳定的飞行状况，保持飞机的安全。
•与驰静稳定设计扯上关系可以说是线传飞控的另外一项运用，因为驰静稳定设 计的飞机需要持续对飞机的各控制翼面发出配平指令，这样的工作远非人力能负 荷，•早期的线传飞控不成熟时，还是会有钢缆系统最被备份，但当系统成熟之後， 钢缆系统就被抛掉不再使用，而是利用线传飞控作备份的控制系统•飞机都有杆力和舵力，也有一个最稳定的巡航速度，但是即使在这个速度下， 飞机一般也都会有偏航，而在起飞时的扭力跟使飞行员对于方向舵的控制变的非 常吃力这样一个例子：F4U-4在不进行方向舵配平的起飞时要求一直保持150磅的右舵压力，也就是说 飞行员要在将近一分钟的时间内一直保持用 70多公斤的力量踩住右舵，这样来 说简直是恐怖的，这跟人类能在短时间内产生的爆发力是不同的，如此就有了 F4U-4在起飞前进行进行6度的右舵配平，这样的结果是使飞行员在起飞时的右 舵力可以减轻为60磅，也就是大约30公斤（好象也够要命的了）P51 系列是 7 度右舵配平起飞， 109 尤其是后期的大功率型号比较惨，基本上要 一直踩着的，不过有只能在地面上调节的调整片，这样来说负担也相对来说不是 大很多再说一个，比如说P39D的巡航速度是350公里左右，而P39的水平操纵面面积 大概是 2 平方米多一点点（简单计算方法，只是让大家明白这个意思，其他的因 素比如重量和高度啊湿度啊温度啊什么的不再此提供了，All Clear）大家算一下， 如果在这个速度下为保持平飞，也就是一直推着 2 度的平尾，那么杆力是多少？ 答案也是几十公斤，要人命的。
于是进行配平，也就是-2 度的平尾配平，飞行员 可以松开杆了再说副翼，首先发动机是有扭力的，再有，由于方向舵一般只位于机身轴线的上 方， Do335 那样的爽垂尾是另一种情况，也就是说，方向舵的任何动作那怕是配 平也都相当于飞机的一个副翼在动作，会导致飞机滚转即使是现代飞机，由于 飞机两侧重量不同，也会发生一边倒的情况，所以要进行副翼配平，否则结果也 是一样，一直要向某一侧压着杆高速状态下为解决杆力过重的问题而使用配平在这里就不赘述了全都配平好 后，飞机会一直保持直飞的，由于自然环境的气流啊圆的地球啊什么的影响，还 需要进行细微的修正，不过几乎可以忽略不计了配平对飞机速度的影响要比杆 子小的多实际操作中：•所谓巡航直线配平就其实是满足了 “暂时的运动平衡” 一旦情况产生变化， 例如加速准备战斗、减速准备降落，这种暂时平衡由于速度变化、升力变化而导 致再次不平衡，所以，不是长时间续航就不用考虑“俯仰配平”由此来看，岂 不是越配越麻烦？！所以，不是特别情况（长续航、辅助拉起、滚转）配平无须 太多操作，不然你配完了当前平衡，等你过一段发现机头老是上扬，你才意识到， 配平还没回中呐〜〜〜•同样对于“滚转配平”，主要是对付发动机扭力，大马力下扭力太大，导致机 身有向一边滚转的趋势，为了平衡这种“不平衡状态”，就用到副翼的“滚转配 平”。
同样，你一减小发动机功率，这种暂时平衡就被打破了，接下来你又会抱 怨机身老往一边歪，你可不还得再配？只要你喜欢“走直线”，配平会让你玩个 够的•再者，航向配平用到垂直尾翼上的配平片，但是要注意，这种配平也能导致机 身在航线小幅度偏转的同时，机身也有滚转趋势，就是说，你垂尾配平飞了一会 发现，机身也向你配的那一边歪了，不水平了你可以有意的来个垂尾大幅度配 平，马上就可以看到机身的滚转趋势！（默认是逗号、句号俩键，但要注意在 IL2 里并不是垂尾的配平片在左右偏转，而是整个垂尾在偏转，是把它的默认中间改 变了）早期的一些飞机并未有完善的配平措施，有些只有俯仰配平，所以还要看机型来 设置三角翼(Delta wing)指平面形状呈三角形的机翼三角翼的特点是后掠角大，结构简单，展弦比小 适合于超音速飞行副油箱(Droppable fuel tank)是指挂在机身或机翼下面的中间粗、两头尖呈流线型的燃油箱挂副油箱可以增 加飞机的航程和续航时间，而飞机在空战时又可以扔掉副油箱，以较好的机动性 投入战斗马赫数(Mach number)常写作M数，它是高速流的一个相似参数我们平时所说的飞机的M数是指飞 机的飞行速度与当地大气(即一定的高度、温度和大气密度)中的音速之比。
比如 M1.6 表示飞机的速度为当地音速的 1.6倍推力重量比(Thrust-weight ratio)表示发动机单位重量所产生的推力，简称为推重比，是衡量发动机性能优劣的一 个重要指标，推重比越大，发动机的性能越优良当前先进战斗机的发动机推重 比一般都在 10 以上翼载(Wing loading)翼载是指飞机的满载重量W和飞机的机翼面积S的比值W/S翼载的大小直接 影响到飞机的机动性能、爬升性能以及起飞着陆性能等襟翼(Flap)襟翼是安装在机翼后缘附近的翼面，是后缘的一部分襟翼可以绕轴向后下方偏转，从而增大机翼的弯度，提高机翼的升力襟翼的类型有很多，如简单襟翼、 开缝襟翼、多缝襟翼、吹气襟翼等等副翼（Aileron）是指安装在机翼翼梢后缘的一小块可动的翼面飞行员操纵左右副翼差动偏转所 产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动前缘谟翼评裂式y WF193是 極用改帥蕾鎌襟翼的威功龜通开裂式襟翼及増升前缘缝翼前缘缝翼是安装在基本机翼前缘的一段或者几段狭长小翼（如美制轰炸机B －1B 机翼上有七段前缘缝翼），是靠增大翼型弯度来获得升力增加的一种增升装 置下面用前缘缝翼的一个剖面来看看它的工作原理（如图所示）。
在前缘缝翼闭合时（即相当于没有安装前缘缝翼），随着迎角的增大，机翼 上表面的分离区逐渐向前移，当迎角增大到临界迎角时，机翼的升力系数急剧下 降，机翼失速当前缘缝翼打开时，它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，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，消除了这里的分离旋涡，从而延缓了气流分离，避免 了大迎角下的失速，使得升力系数提高因此，前缘缝翼的作用主要有两个：一是延缓机翼上的气流分离，提高了飞机的 临界迎角，使得飞机在更大的迎角下才会发生失速；二是增大机翼的升力系数 其中增大临界迎角的作用是主要的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it缘缝魂扌打Fl【心气流分离被拙迟从构造上看，前缘缝翼有固定式和自动式两种：固定式前缘缝翼：固定式前缘缝翼直接固定在机翼前缘上，与基本机翼之间 构成一条固定的狭缝，不能随迎角的改变而开闭它的优点是结构简单，但在飞 行速度增加时，所受到的阻力也急剧增大，因此目前应用不多，只有在早期低速 飞机上使用自动式前缘缝翼：自动式前缘缝翼用滑动机构与机翼相连，它可以根据迎角 的变化而自动开闭。
在小迎角情况下，空气动力将它压在基本机翼上，处于闭合 状态；当迎角增大到一定程度，机翼前缘的空气动力变为吸力，将前缘缝翼自动 吸开自动式前缘缝翼的优点是显而易见的，目前应用十分广泛睥本身縫與打幵缝翼闭含固定戎前缘缝翼 自动式对缘缝翼后缘襟翼在机翼上安装襟翼可以增加机翼面积，提高。