基本飞行原理：飞机的稳定性和操纵性

一架飞机，除了能产生足够的升力平衡重力、有足够的推力克服阻力以及具有良好飞行性能之外，还必须具有良好的稳定性和操纵性，才能在空中飞行。否则，如果飞机的平衡特性、稳定特性和操纵特性不好，也就是说在飞行中，飞机总是偏离预定的航向；或者稍受外界偶然的扰动，飞机的平衡即遭破坏而又不能自动恢复，需要飞行员经常花费很大的精力予以纠正；在改变飞行状态的时候，飞行员操纵起来非常吃力，而且飞机反应迟钝，那么像这样的飞机就不能算是一架战术/使用性能良好的飞机。驾驶这样的飞机，驾驶员会被搞得精疲力尽，而且不能保证飞行安全和很好地完成预定任务。因此对于一架战术/使用性能优良的飞机来说，不仅要求它速度大、爬升快、升限高、航程远，而且要求具备良好的平衡性、稳定性和操纵性。

飞机的平衡

飞机在飞行时，所有作用于飞机的外力与外力矩之和都等于零的状态称之为飞机的平衡状态。等速直线运动是飞机的一种平衡状态。

按照机体坐标轴系，可以将飞机的平衡分为三个方向的平衡：纵向平衡、横向平衡和方向平衡。飞机在纵向平面内作等速直线飞行，并且不绕横轴转动（俯仰）的运动状态，称为纵向平衡；飞机作等速直线飞行，并且不绕纵轴转动（滚转）的飞行状态，称为横向平衡。飞机作等速直线飞行，并且不绕立轴转动（偏航）的飞行状态，称为方向平衡。

飞机在飞行中，其平衡状态不是一成不变的，经常会因为各种因素（如燃油消耗、收放起落架、收放襟翼、发动机推力改变或投掷炸弹等）的影响而遭到破坏，从而使飞机的平衡状态发生变化。此时，驾驶员可以通过偏转相应的操纵面来保持飞机的平衡，称为配平。

飞机的稳定性

对于飞机的配平而言，不平衡的力矩是由一些长久作用的因素（如单台发动机停车）造成的，因而驾驶员适当的偏舵就可以克服。但除此之外，飞机在飞行过程中，还常常会碰到一些偶然的、瞬时作用的因素，例如突风的扰动或偶而触动一下驾驶杆或脚蹬等，也会使飞机的平衡状态遭到破坏。并且，在这种情况下，飞机运动参数的变化比较剧烈，驾驶员很难加以控制，会影响预定任务的完成和飞行的安全。因此便对飞机本身提出了稳定性的要求。

图 2.4.8 圆球的3种稳定状态 (a) 稳定  (b) 不稳定  (c) 中立稳定

所谓稳定性，指飞机在飞行中偶然受外力干扰后不需要驾驶员的干预，靠自身特性恢复原来状态的能力。

为了更好地说明稳定性的概念和分析具备稳定性的条件，首先来研究圆球的稳定问题。如图 2.4.8所示的3种情况，设圆球原来处于平衡状态。现在给它一个瞬时小扰动，例如推它一下，使其偏离平衡状态，我们来讨论在扰动去除后，圆球是否能回到原来的平衡状态。

图 2.4.8(a)所示的圆球，在扰动取消后，其在弧形槽中经过若干次来回摆动，最后自动地恢复到原来的平衡位置，这种情况称为稳定；图2.4.8(b)所示的圆球，在扰动取消后，其沿弧形坡道滚下，离原来的平衡位置越来越远，不能自动地恢复到原来的平衡位置，这种情况称为不稳定；图2.4.8(c)所示的圆球，在扰动取消后，就停在扰动消失时的位置，既不继续偏离原来的平衡位置，也不自动地恢复到原来的平衡位置，这种情况称为中立稳定或随遇稳定。

为什么会出现这些现象呢? (1) 图 2.4.8(a)所示的圆球偏离平衡位置后，其重力在平行于弧形曲线切线的方向上的分力，对圆球与弧形曲线的接触点(支持点)形成一个力矩，该力矩使圆球具有自动恢复到其原来平衡状态的趋势。这种力矩称为稳定力矩或恢复力矩。同时，圆球在弧形曲线上运动的阻力也对其支持点形成一个力矩，但其方向和圆球运动方向相反，起到阻止摆动的作用，称为阻转力矩或阻尼力矩，在此力矩作用下，圆球的摆幅越来越小，最后停止在原来的平衡位置上，因而是稳定的。(2) 图2.4.8(b)所示的圆球偏离平衡位置后，其重力在平行于弧形曲线切线的方向上的分力，对圆球与弧形曲线的接触点(支持点)形成一个力矩，该力矩使圆球继续偏离原来的平衡状态，是不稳定力矩。因此圆球不能自动回到原来的平衡位置上，因而是不稳定的。(3) 图2.4.8(c)所示的圆球偏离平衡位置后，其重力与平面的支持力在同一条直线上，对支持点不形成任何力矩，圆球既不继续加大偏离原来的平衡状态，也不会自动回到原来的平衡状态。

由此可知，欲使处于平衡状态的物体具有稳定性，其必要条件是物体在受到扰动后能够产生稳定力矩，使物体具有自动恢复到原来平衡状态的趋势；其次是在恢复过程中同时产生阻尼力矩，保证物体最终恢复到原来平衡状态。

对飞机来说，其稳定与否，和上述圆球的情况在实质上是类似的。如果在飞行中，飞机由于外界瞬时微小扰动而偏离了平衡状态，这时若在飞机上能够产生稳定力矩，使飞机具有自动恢复到原来平衡状态的趋势，同时在飞机摆动过程中，又能产生阻尼力矩，那么飞机就能像图 2.4.8(a)所示的圆球一样，无须驾驶员的干预就能自动地恢复到原来的平衡状态，因而是稳定的，或者说飞机具有稳定性；反之，若飞机偏离平衡状态后产生的是不稳定力矩，那么飞机就会像图2.4.8(b)所示的圆球一样越来越偏离原来的平衡位置，因而是不稳定的，也就是没有稳定性。显然，为了保证飞行安全和便于操纵，飞机应当具有良好的稳定性。

通常将稳定性分成静稳定性和动稳定性。如果飞机在外界瞬时扰动的作用下偏离平衡状态，在最初瞬间所产生的是恢复力矩，使飞机具有自动恢复到原来平衡状态的趋势，则称飞机具有静稳定性；反之，若产生的是不稳定力矩，飞机便没有自动恢复到平衡状态的趋势，故称为没有静稳定性。静稳定性只表明飞机在外界扰动作用后的最初瞬间有无自动恢复到原来平衡状态的趋势，并不能说明飞机能否最终恢复到原来的平衡状态。研究飞机在外界瞬时扰动作用下，整个扰动运动过程的问题，称为飞机的动稳定性。

飞机的静稳定性和动稳定性之间有着非常密切的关系。一般来说，只要恰当地选择静稳定性的大小，就能保证获得良好的动稳定特性。限于课程性质，下面主要介绍飞机的静稳定性问题。

飞机的静稳定性也可分为纵向静稳定性、横向静稳定性和方向静稳定性。

飞机的纵向稳定

飞行中，当飞机受到微小扰动而偏离其纵向平衡状态，并在扰动去除瞬间，飞机不经驾驶员操纵就具有自动地恢复到原来平衡状态的趋势，则称飞机具有纵向静稳定性。

飞机是否有静稳定性，主要取决于飞机本身的特性，取决于飞机平衡状态破坏后，飞机上产生的起稳定作用的力矩与起不稳定作用的力矩相互作用的结果。如果前者大于后者，飞机是静稳定的，反之，便是静不稳定的。

从上一节我们知道，当迎角改变时，机翼升力亦改变，升力增量的作用点，即为机翼的焦点。对目前常用的翼型来说，亚音速时焦点位于离翼型前缘大约（22～25）%弦长的地方，而在超音速时则增加到（40～50）%。

图 2.4.9飞机各部分的附加升力

同样，当迎角改变时，机身、尾翼等所引起的升力增量亦作用在机身和尾翼的焦点上，如图 2.4.9所示。从该图可看出，由于机翼、机身的焦点都在飞机重心的前面，因而升力增量对重心形成一个使机头更加上仰的不稳定力矩，但水平尾翼焦点远在重心之后，因此尾翼上的升力增量对重心形成的是使机头下俯的稳定力矩，若后者大于前者，飞机是静稳定的，反之，则是静不稳定的。从这里看出，水平尾翼的重要作用之一在于保证飞机具有纵向静稳定性。

图 2.4.10 重心位置与静稳定性的关系 (a) 重心位于焦点之前，纵向静稳定  (b)  重心位于焦点之后，纵向静不稳定

当迎角变化时，飞机各个部件的升力都要改变。飞机各个部件升力增量的合力的作用点，称为飞机的焦点，换句话说，飞机焦点就是迎角变化而引起的整个飞机升力增量的作用点。机翼、机身、尾翼的焦点都不随迎角改变，飞机的焦点也不随迎角而改变。

飞机重心和飞机焦点之间的相互位置，决定了飞机是否具有纵向静稳定性。若飞机重心位于焦点之前，如图 2.4.10(a)所示，则在飞机受到外界扰动后，例如迎角增加了Δα，那么在飞机的焦点上，就会产生一个向上的升力增量ΔL，它对飞机重心形成使机头下俯的静稳定力矩ΔM_y1，使飞机具有逐渐消除Δα而自动恢复到原来平衡迎角的趋势，即飞机是静稳定的。反之，若飞机重心位于其焦点之后，如图2.4.10(b)所示，升力增量对重心所形成的是不稳定的上仰力矩ΔM_y2，使飞机迎角越来越大而没有自动恢复到原来平衡迎角的趋势，因此飞机是静不稳定的。由此可以得出一个重要结论：飞机的重心若位于飞机焦点之前，飞机具有纵向静稳定性；否则，飞机便不具备纵向静稳定性。

亚音速飞行时，飞机的焦点是固定不变的，而飞机的重心位置却因燃料的消耗、装载的改变以及投弹等而发生移动。如果飞机重心原来位于飞机焦点之前，飞机是静稳定的。但由于上述原因，飞机重心逐渐向后移动，静稳定性逐渐降低。当重心后移到飞机焦点之后时，就产生了质的变化，原来静稳定的飞机转化为失去静稳定性的飞机。这也是为什么对飞机重心变化范围要有严格限制的原因。

焦点的位置取决于机翼形状、机身长度，特别是机翼和尾翼的位置与尺寸。在进行常规飞机设计时，首先要合理地安排飞机重心的位置，并恰当地选择水平尾翼的位置和面积等参数，以确保飞机的纵向稳定性。

现代飞机采用主动控制技术，允许飞机纵向静不稳定，即允许飞机重心位于焦点之后。对于不稳定的飞机，随着迎角的增加，平尾靠自动器上偏量增加，增大低头力矩，使飞机保持纵向稳定。这样，设计飞机时就不一定花力气把飞机重心配到焦点之前，尾翼也不要很大的面积，从而可以大大减轻飞机的重量，提高飞机性能。

飞机的方向稳定

在飞行中，飞机受微小扰动而使航向平衡状态遭到破坏，并在扰动消失瞬间，飞机能不经驾驶员操纵就有自动地恢复到原来航向平衡状态的趋势，则称飞机具有航向静稳定性。

飞机的方向静稳定性主要由垂直尾翼来保证。

如图 2.4.11所示，飞机原来处于方向平衡状态，由于外界扰动而使飞机偏离了原来的航向，机头向右偏转会产生了左侧滑，而机头向左偏转会产生了右侧滑。飞行速度与飞机参考面之间的夹角称为侧滑角，用β表示。当飞行速度沿横轴的分量为正时侧滑角为正（图2.4.11所示的侧滑角为负）。在有侧滑的情况下，在垂直尾翼上便产生了侧向力ΔY，该力对飞机重心形成消除侧滑角β的方向静稳定力矩ΔM_z，使飞机有自动恢复到原来β=0（无侧滑）的方向平衡状态的趋势。由于方向静稳定性的性质犹如风标之对风，所以也称风标静稳定性。

图 2.4.11垂直尾翼与航向稳定 1—垂直尾翼  O—飞机重心	图 2.4.12机翼上反角与横向稳定 O—飞机重心

飞机的横向稳定

在飞行中，飞机受微小扰动而使横向平衡状态遭到破坏，并在扰动消失瞬间，飞机不经驾驶员操纵就具有自动地恢复到原来横向平衡状态的趋势，则称飞机具有横向静稳定性；反之，就没有横向静稳定性。

保证飞机横向静稳定性的主要因素是机翼的后掠角、上反角和垂直尾翼。

处于等速直线飞行状态的飞机，当其受到微小扰动而向右倾斜时(反之亦然)，总升力也随之倾斜，从而与重力G构成向右的侧力R，飞机便沿着R所指的方向向右产生侧滑，形成正的侧滑角β，如图 2.4.13(a)所示。

机翼上反角Г的作用  飞机由于扰动向右倾斜而引起右侧滑时，由于机翼上反角的作用，相对气流同右机翼之间所形成的迎角α₁，要大于左机翼迎角α₂，如图 2.4.12所示。这样，右机翼的升力L₁也就大左机翼的升力L₂，所以能产生示飞机向左滚转的恢复力矩ΔM_x，从而起到横向静稳定的作用。

机翼后掠角Λ的作用  飞机由于扰动向右倾斜而引起右侧滑时，气流对右机翼的有效分速v₁(即垂直焦点线的分速)就比左机翼分速v₃大得多。显然，右机翼的升力L₁也就大左机翼的升力L₂，所以能产生示飞机向左滚转的恢复力矩ΔM_x，如图 2.4.13所示，从而起到横向静稳定的作用。

后掠角越大，其所起的横向静稳定作用越强。如果后掠角很大（如—些超音速大后掠翼战斗机），就可能导致过分的横向静稳定性。过分的横向静稳定会影响飞机的动稳定性和滚转机动性，所以通常采用下反角予以缓解。

垂直尾翼的作用  当飞机(不论何种原因)出现侧滑角β时，在垂直尾翼上就会产生侧力ΔY，它不但能为航向提供恢复力矩，而且由于垂直尾翼一般都装在机身的上面，所以还有滚转力矩ΔM_x。不难看出它也是一个横向恢复力矩，因此也具有横向稳定的作用，如图 2.4.13(a)所示。

飞机的横向静稳定性与方向静稳定性都是在飞机有了侧滑这个条件后，通过垂直尾翼、机翼上反角、机翼后掠角等产生恢复力矩，因此，两者之间紧密联系并互相影响，一般统称为“横侧静稳定性”，它们必须搭配适当，才能使飞机有良好的横向和方向动稳定性。

图 2.4.13 机翼后掠角与垂尾对横向稳定性的作用 va—阵风vb—侧滑速度vc—相对风速 L1—右机翼升力 L2—左机翼升力ΔY—垂为侧向力ΔMx—恢复力矩

2.4.4 飞机的操纵性

飞机不仅应有自动保持其原有平衡状态的稳定性，而且，还要求具有良好的操纵性。

所谓飞机的操纵性，是指飞机对驾驶员操纵做出反应、改变其飞行状态的特性，也就是飞机按照驾驶员的意图做各种动作的能力。操纵性的好坏与飞机稳定性的大小有密切关系，稳定性太大，也就是说飞机保持原有平衡状态的能力越强，则要改变它也就越不容易，操纵起来也就越费劲。若稳定性过小，则操纵力也很小，驾驶员很难掌握操纵的份量，也是不理想的。所以要正确处理好稳定性与操纵性之间的关系。

飞机在空中飞行时的操纵，是通过三个主航面（操纵面）——升降舵（有时是全动平尾）、方向舵和副翼来实现的。驾驶员坐在驾驶舱中，通过驾驶杆和脚蹬或者自动驾驶仪等控制设备偏转这三个主操纵面，使飞机绕其纵轴、横轴和竖轴转动，从而改变飞机的飞行姿态。如果飞行员用适当的力操纵驾驶杆或脚蹬使操纵面偏转，飞机很快做出反应，按驾驶员的意图改变飞行姿态，那么，这架飞机就具有良好的操纵性。如果反应迟钝，那就是操纵性不好。

各个操纵面控制飞机的原理都是一样的，即通过操纵面的偏转改变升力面上的空气动力，增加或减少的空气动力相对于飞机重心产生一个使飞机按需要改变飞行姿态的附加力矩。

同稳定性一样，飞机的操纵性同样可分为纵向操纵性、方向操纵性和横向操纵性。

飞机的纵向操纵

当驾驶员操纵驾驶杆或通过自动驾驶仪等偏转升降舵（或全动平尾）之后，飞机绕横轴转动而改变其迎角、速度等飞行状态的特性，称为飞机的纵向操纵性。

飞机的纵向操纵，依靠位于机身尾部的装在水平安定面后缘的升降舵或全动平尾来进行。驾驶杆通过传动机构（拉杆或钢、液压助力器、舵机等）与升降舵相连，如图 2.4.14(d)所示。

在飞机稳定飞行的情况下，当驾驶员想让飞机抬头爬升时，可以用手向后拉驾驶杆。驾驶杆通过传动机构使升降舵或全动平尾向上偏转，从而改变水平尾翼的弯度(向下拱起)，使之产生一个向下的附加力ΔL₁，ΔL₁相对飞机重心O产生一个使飞机抬头的力矩ΔM₁；在ΔM₁作用下飞机绕横轴Oy转动并抬头，迎角增大，导致飞机的升力系数C_L加大，升力随之增加并大于飞机重力，飞机开始爬升，如图 2.4.14(b)所示。反之，如果驾驶员想让飞机低头下降，可以用手向前推驾驶杆。驾驶杆通过传动机构使升降舵向下偏转，从而改变尾翼的弯度(向上供起)，使之产生一个向上的附加力ΔL₂，ΔL₂相对飞机重心O产生一个使飞机低头的力矩ΔM₂，在ΔM₂作用下飞机绕横轴Oy转动并低头，迎角减小导致飞机的升力系数C_L减小，升力随之减小并小于飞机的重力，飞机开始下降，如图2.4.14(c)所示。升降舵一般可上偏30?，下偏20?。

(d)	图 2.4.14飞机的纵向操纵原理 O—飞机重心 1—升降舵2—驾驶杆3,4—传动机构

显然，当舵面向上偏转时，舵面上产生的附加升力ΔL’对升降舵的旋转轴亦形成力矩ΔM_h，通常称为铰链力矩，如图 2.4.15所示。为了保持舵面向上的偏角不变，驾驶员必须对驾驶杆作用一定的向后的拉力F，通常称为驾驶杆力。杆力的大小及其随速度的变化规律是衡量和评定操纵性好坏的一个最重要指标，是驾驶员借以感觉来掌握操纵份量的重要依据。

图 2.4.15 舵面的铰链力矩	图 2.4.16 调整片原理

在飞行中，升降舵有时总要有一定的偏角（其他舵面也一样，有时可能会有很大的偏角），因而飞行员对驾驶杆始终要保持一定的杆力，这在长途飞行中，不仅分散精力，而且容易使驾驶员疲劳。为了改变这种情况，通常在升降舵后缘附近还装有一个小舵，称为调整片。当升降舵向上偏转时，飞行员可操纵调整片向下偏转，于是在调整片上产生向上的空气动力R(见图 2.4.16)，该力对升降舵转动轴形成的铰链力矩ΔM_h2，与升降舵上的气动力形成的铰链力矩ΔM_h1方向相反，若使二者大小亦相等时，则总的铰链力矩等于零，因此杆力亦等于零。这样驾驶员便可以松开驾驶杆进行飞行。

飞机的方向操纵

当驾驶员操纵方向舵之后，飞机绕竖轴转动而改变其侧滑角等飞行状态的特性，称为方向操纵性。

(c)	(d)
图 2.4.17飞机的方向操纵原理 1—方向舵  O—飞机重心	图 2.4.18飞机的横向操纵原理 1—驾驶杆2—右副翼3—左副翼 O—飞机重心

飞机的方向操纵，依靠位于机身尾部的装在垂且安定面后缘的方向舵来实现。驾驶员的脚蹬通过传动机构与方向舵相连，如图 2.4.17(c)所示。

设飞机原来处于方向平衡状态作无侧滑直线飞行，驾驶员用右脚蹬舵，方向舵向右偏转，在垂直尾翼上产生向左的侧向力ΔY，该力对飞机重心形成使机头向右转的航向操纵力矩ΔM_z，使飞机产生向左的侧滑角β，如图 2.4.17(b)所示。同理，驾驶员用左脚蹬舵，方向舵向左偏转，飞机产生向右的侧滑。

同样，方向舵上一般也要安装调整片。

飞机的横向操纵

当驾驶员操纵驾驶杆偏转副翼之后，飞机绕纵轴滚转或改变其滚转角速度和倾斜角等飞行状态的特性，称为飞机的横向操纵性。

横向操纵主要通过副翼来实现。驾驶员向左压杆，则左副翼向上偏转，左翼升力减小；而右副翼向下偏转，右翼升力增加，右翼升力大于左翼升力，如图 2.4.18所示。左、右两边机翼升力之差对飞机纵轴形成的滚转力矩，使飞机向左滚转。同理，若驾驶员向右压驾驶杆，则右副翼上偏，左副翼下偏，飞机便向左滚转。

驾驶员压杆行程愈大，副翼偏角亦愈大，飞机的滚转角速度亦越大。

在副翼上亦装有调整片

飞机的稳定性和操纵性必须是驾驶员认为满意的，即在稳定飞行时，驾驶员不必干预而飞机靠自身能力能保持驾驶员所希望的稳定平衡状态；要飞机改变状态时，驾驶员通过驾驶杆和脚蹬，不用花费很大力气，就可以达到所期望的飞行状态变化。各操纵面所需的操纵力（统称为驾驶杆力，简称为杆力）既不能大重，也不能太轻。太重了，花费力气大，不能灵活操纵；太轻了，—是不好保持飞行状态，二是容易操纵过头，损坏飞机结构。总之，飞机的稳定性和操纵性的安排原则是，要使大多数驾驶员满意。为达到此目的，世界上航空科学技术先进的国家已进行了大量的飞行试验，并且还在不断进行新飞机的地面模拟和空中模拟试验及理论分析，积累了大量的资料和数据，总结出了一套完整的设计要求，称为“飞机飞行品质规范”，作为飞机稳定性和操纵性的设计依据。我国也已编制了自己的飞机飞行品质规范，以适应自行设计飞机的需要。