飞机的飞行性能

2.4 飞机的飞行性能、稳定与操纵 2.4.1 机体坐标轴系 研究飞机的飞行性能、稳定与操纵原理的时候，为了描述飞机的空间位置、速度、加速 度、力和力矩等向量时，须采用相应的坐标系。常用的坐标系有：地面坐标轴系、机体 坐标轴系、气流坐标轴系、航迹坐标轴系、半机体坐标轴系、稳定坐标轴系等。这些坐 标系都是三维正交右手系。为研究问题的方便，在讨论飞机的操稳特性时，我们选用机 体坐标轴系作为参考坐标系。 图 2.4.1 机体坐 标轴系 机体坐标轴系(Oxyz)是固定在飞机上的坐标轴系，其原点 O 位于飞机的质心，纵轴 x 位于飞机参考面（对称面）内指向前方且平行于机身轴线（或翼根弦线），横轴 y 垂直于飞 机参考面指向右方，竖轴 z 在飞机参考面内垂直于纵轴指向下方，如图 2.4.1 所示。 飞机绕机体横轴 oy 的转动（称为俯仰运动）以及沿纵轴 ox 和竖轴 oz 的移动，是发生 在飞机对称面内的运动，通常称为纵向运动；而飞机绕机体纵轴 ox 的转动（称为滚转运动） 和沿横轴 oy 的移动，是发生在飞机横截面内的运动，称为横向运动；飞机绕竖轴 oz 的转动 （称为偏航运动）称为方向运动。 2.4.2 飞机的飞行性能和机动飞行 讨论飞机的飞行性能时，将飞机作为一个质点，其上所受到的力有：重力 G、动力装置 的推力 T、升力 L 和阻力 D，如图 2.4.2 所示。在等速直线飞行时，这些力是平衡的。图中 为航迹速度与水平面的夹角，称为爬升角。当航迹速度位于过原点的水平面之上时， 为正。 T 为发动安装角， 为飞行迎角。发动安装角 T 通常很小，近似认为 T =0。 飞机等速直线飞行的轨迹不外有 3 种情况：等速直线爬升( ＞0)、等速直线平飞( =0) 和等速直线下滑( ＜0)。这 3 种典型等速直线运动的飞行性能分别称为爬升(或上升)性能、 平飞性能和下滑性能。 图 2.4.2 作用在飞机上的力 图 2.4.3 爬升率 飞机有各种飞行状态（如起飞/着陆、等速上升/下降、上升/下降转弯、巡航、机动飞行 等），概括起来可将飞机的飞行性能分为类：(1) 等速直线飞行性能（基本飞行性能），(2) 续 航性能，(3) 起飞着陆性能，(4) 机动飞行性能。下面分别予以简要介绍。 等速直线飞行性能 在等速直线飞行时，飞行迎角 较小，近似认为 =0。 水平等速直线飞行性能 保持飞机等速直线平飞的条件是：动力装置提供的推力等于飞 机的迎面阻力，飞机的升力等于飞机的重量。这其中认为发动机安装角 T 及迎角α 都很小。 在图 2.4.2 中令 =0，则有        SvCLG SvCDT L D 2 2 2 1 2 1   (2.4.1) 衡量飞机水平等速直线飞行性能的主要指标有：最大平飞速度、最小平飞速度、巡航速 度等。 最大平飞速度是指飞机在水平直线飞行条件下，把发动机推力加到最大所能达到的最大 速度，以 vmax或 Mamax示。它是衡量飞机飞行性能的一项主要指标，代表飞机的“快飞” 能力。 最大平飞速度一般由动力装置提供的推力等于飞机的阻力这一条件来决定。由于不同的 高度有不同的空气密度(ρ)，即阻力不同；而每种飞机所装发动机的高度特性(推力和耗油率 随高度而变化的特性)不同，所以每架飞机的最大平飞速度与飞行高度有密切关系。一般喷 气飞机的最大平平飞速度，都是在 11000m 以上的高空达到，因为此处空气稀薄，阻力小。 现代战斗机的高空最大平飞速度在 Ma2.0~2.5 之间，军民用运输机的高空最大平飞速度 为 Ma0.9 左右。对于军用作战飞机来说，低空飞行能力具有重要意义，低空最大平飞速度 也是衡量战斗机和攻击机的重要性能指标。一般高空最大平飞速度 Ma2.0 以上的飞机海平 面最大平飞速度是 Ma1.1(1349km/h)左右。 最小平飞速度，是指在一定高度上，飞机能做等速直线平飞的最小速度，以 vmin或 Mamin 表示。最小平飞速度一般由升力等于重力这一条件来决定。原则上讲，当 CL=CLmax 时，飞 机可获得最小平飞速度。但为了保证安全，常取安全或者允许升力系数（大致是 CLmax 的 70~90%）作为计算 vmin的依据。 巡航速度是指飞机飞行每千米耗油最少的速度。它主要取决于飞机的最大升阻比和所装 发动机的高度特性和速度特性(推力和耗油率随高度和速度而变化的特性)。飞机以巡航速度 飞行，其航程最远。民用飞机主要以巡航速度执行各种任务；超音速军用飞机的出航、返航 等多数时间也都是以巡航速度飞行，即使在作战时刻，使用超音速飞行的时间也很短。现代 民用喷气运输机的巡航速度在 700~800km/h；军用飞机在 900km/h 左右。 等速直线爬升飞行性能，飞机的升限 在图 2.4.2 中假设发动机安装角 T 及迎角α 都很 小，可得等速直线爬升( ＞0)时力的平衡关系        cos sin GL GDT (2.4.2) 飞行速度在铅垂方向上的分量，表明飞机在单位时间内爬升的几何高度，称为爬升率， 用 w表示，如图 2.4.3 所示。 G vT G vDT vw     )( sin (2.4.3) 式中 DTT  称为剩余推力， vT  为剩余功率。显然，在剩余功率最大时，飞机的爬 升率最大，称为最大爬升率，即 G vT w maxmax )(   (2.4.4) 飞机以最大爬升率爬升到一定高度，爬升时间最短，上升得最快。 当飞机重量一定时，随着飞行高度的增加，空气密度在减小，飞机的飞行迎角及升力 系数必然增加，造成飞机的阻力增加；另一方面，发动机的推力随高度的增加却迅速减小， 故飞机的剩余推力下降的很快，也就是说飞机的爬升率随着高度的增加而迅速减小。一般用 海平面的最大爬升率作为衡量飞机爬升性能的指标。爬升率对于战斗机具有重要意义。爬升 性能好的战斗机可以优于敌机的速度抢先爬升到高空，居高临下发起攻击。现代战斗机的最 大海平面爬升率可达 340m/s，运输机和轰炸机的爬升率只有每秒几十米。 在大气条件下，飞机的最大爬升率为零时的飞行高度称为静升限或“绝对升限”。 此值没有实用意义。这是因为随着高度的增加，wmax 在下降，所以爬升到静升限所需时间将 趋于无限大，同时，在静升限高度，wmax=0，Δ T=0，飞机仅能作等速直线平飞，飞机稍受 干扰或操纵不慎，就有可能降低高度。 由于上述原因，实际使用中飞机不得不在稍低于静升限的高度上飞行，以便使飞机具 有一定的推力储备和良好的操纵性。高机动性飞机规定与 wmax =5 m／s 相对应、低亚音速飞 机规定与 wmax =0.5 m／s 相对应的可实际使用的高度为最大高度，称为实用升限，此值具有 实用意义，是衡量一架飞机性能的重要指标。 在一定高度上把飞机加大到最大水平速度，然后突然拉杆爬升，把飞机的一部分动能转 变为爬升的势能，称为“急跃升”。急跃升达到的最大高度称为“动升限”，动升限达到的最 大高度可以超过飞机的绝对升限，但在此升限上飞机不能持续做水平直线飞行。现代飞机实 用升限可达 19000m 左石，动升限可达 30000m。大型民用运输机的巡航高度(不是实用升限) 一般在 10000m 左右。 续航性能 飞机的续航性能是飞机性能的重要指标，其直接影响到飞机的活动范围、持久作战能力 以及经济性等指标。续航性能主要包括 2 个指标：航程和航时。 飞机在平静大气中沿预定的方向耗尽可用燃料所飞达的水平距离称为航程。可用燃料量 是飞机装载的总燃料量扣除下列几部分燃料后的剩余量：(1) 地面试车、滑行、起飞和着陆 所需的燃料；(2) 为保证安全而必须贮备的燃料；(3) 残留在油箱和供油系统中无法用尽的 燃料。在一定的装载情况下，航程越大经济性越好，作战性能越佳。整个飞行过程可分为上 升段、巡航段和下滑段。远程飞机的巡航段占航程的绝大部分。 对于一定的飞机，航程主要与装载的可用燃料量、发动机工作状态、飞行高度、飞行速 度等参数有关。载满可用燃料并适当选择上述飞行参数和发动机工作状态，使飞机飞行单位 距离所消耗的燃料最少，便能使航程达到最大。现代大型飞机的航程可达 10000km，有的飞 机可达 20000km（B-52）。 在平静大气中，飞机由机场起飞，飞达某一空中位置，完成一定任务(如空战、投放等) 后飞返原机场所能达到的最远单程距离，称为最大活动半径。作战半径与飞机的载弹量、载 油量、在目标上空的作战方式和时间及飞行剖面有关。战略和战术攻击机的作战剖面主要有 高-低-高剖面（高空出航、低空突防、高空返航）、低-低-低剖面（低空出航、低空突防、低 空返航）等。由于受到气象条件、空战燃料消耗，投放时重量突减等因素的影响，活动半径 并不等于航程之半。战斗机的作战半径通常只有其航程的 25％~40％。可以通过空中加油或 在机体外挂可投放副油箱的来增加飞机的航程和作战半径。 飞机耗尽其可用燃料所能持续飞行的时间称为航时。一定的飞机，可用燃料一定时，航 时与发动机工作状态、飞行高度、飞行速度等参数有关。载满可用燃料并适当选择有关飞行 参数和发动机工作状态，使单位时间内所消耗的燃料为最少，便能使航时达到最大。 航程与活动半径的大小可以表明飞机运输和作战范围的大小，航时长表明飞机可在空中 长时间进行巡逻和作战。 起飞着陆性能 飞机的起飞和着陆是实现一次完整的飞行必不可少的两个环节。起飞着陆性能的好坏有 时甚至影响到飞机能否执行及顺利完成正常飞行任务。 飞机的起飞着陆性能指标可以概括为两部分：一是起飞/着陆距离；二是起飞离地/着陆 接地速度。后者除影响起飞/着陆距离外，还牵涉到起降的安全问题。过大的机场面积无论 是从经济观点或战备观点考虑都是不适宜的。而飞行的安全问题，则在任何场合都是必须给 予高度重视的。 飞机的起飞性能 飞机由地面向空中飞行的阶段，即从起飞线开始滑跑到离开地面，爬 升至安全高度（对歼强类飞机为 15m，对轰运类飞机为 10.5 米）为止的加速运动过程称为 起飞。飞机在起飞阶段飞行高度很低，遇有特殊情况回旋余地很小，加以近地面常有风切变， 因此，飞行事故常见于起飞阶段。对于驾驶员来说，熟练掌握起飞技术是飞行训练的重要科 目之一。 喷气飞机的起飞过程包括两个阶段：起飞滑跑阶段和加速上升到安全高度阶段（图 2.4.4）。飞机先滑行到起飞线上，刹住机轮，襟翼放到起飞位置，并使发动机转速增加到最 大值，然后松开刹车，飞机在推力作用下开始加速滑跑。当滑跑速度达到一定数值时，驾驶 员向后拉驾驶杆，抬起前轮，增大迎角。此后，飞机只用两个主轮继续滑跑，机翼的升力随 着滑跑速度的增加而增大，当其值等于飞机的重量时，飞机便离开地面。由于喷气式飞机的 推力较大，离地后可以立即转入加速上升阶段。为了减小阻力，离地不久(约 10m)就可收起 起落架。当飞机上升到安全高度后，起飞阶段结束 螺旋桨飞机由于离地后剩余功率较小，起飞过程常分为起飞滑跑、平飞加速和爬升至安 全高度 3 个阶段。 起飞性能指标包括：起飞滑跑距离——自起飞线至飞机离地点的距离；离地速度——主 轮离开地面瞬间飞机的水平速度；起飞距离——自起飞线至安全高度所经过的水平距离。 随着飞机向高速化、重型化方向发展，离地速度显著增加，跑道长度和起飞距离相应加 长。大气温度、压强、跑道状况以及驾驶技术都影响飞机的起飞性能。逆风起飞、增大发动 机推力、减小翼载荷（翼载荷为飞机重量与机翼面积之比）、采用增升装置等，可以缩短滑 跑距离和改善起飞性能。重型飞机有时采用起飞加速器缩短起飞滑跑距离。舰载飞机利用弹 射器实现短距起飞。此外，还可直接由动力装置或由动力装置带动旋翼、螺旋桨、风扇来产 生推力升力，以支持飞机重量，实现垂直起飞(垂直/短距起落飞机)。 飞机的着陆性能 着陆是飞机从安全高度下滑过渡到接地滑跑直至完全停止的整个减 速运动过程。 飞机着陆一般分下滑、拉平、平飞减速、飘落和着陆滑跑 5 个阶段组成（图 2.4.5）。下 滑段发动机处于慢车状态，航迹接近于直线，下滑角保持某一负值(例如-1º~7º左右)。下滑 到离地面 6~10 米时，向后拉驾驶杆将机头抬起，进入拉平阶段。在降至离地面 0.5~1.0 米 时，拉平段结束，飞机进入平飞减速段。在此阶段中，为保持飞机升力与重量平衡，应柔和 地拉杆，逐渐增大迎角。在空气阻力作用下，速度不断降低，飞机缓慢下沉。当升力减小到 小于飞机重量时，进入飘落段，飞机逐渐飘落。当主轮接地时进入滑跑阶段，飞机便开始沿 跑道滑跑。飞机接地后，驾驶员继续保持两点滑跑姿态，以充分利用空气阻力使飞机减速。 滑跑速度减小到一定程度时，驾驶员推杆使前轮接地(起落架为前三点式时)，进行三轮滑跑， 同时使用刹车和减速装置使飞机继续减速，直至完全停止，着陆过程结束。 着陆性能指标包括：着陆距离——飞机从安全高度开始至滑跑停止所经过的水平距离； 接地速度——飞机主轮开始接触地面瞬间的水平速度；滑跑距离——从主轮接地点开始滑跑 至飞机停止所经过的水平距离。 接地速度越大，滑跑距离越长，机场占地越多。这不仅很不经济，还限制飞机只能在大 机场上起降。现代飞机飞行速度很大，大型飞机很重，使得接地速度增大，着陆滑跑距离加 长。为了降低接地速度和缩短滑跑距离，可以采用的措施有：在机翼上设置襟翼、缝翼等增 升装置，控制机翼的附面层，使用阻力板、减速伞或反推力装置、逆风着陆等。垂直起落飞 机机着陆时不需要跑道，短距起落飞机只需要短跑道，这种飞机可以用在航空母舰上。 图 2.4.4 喷气飞机的起飞过程 1—起飞滑跑 2—加速和爬升 3—起飞距离 图 2.4.5 飞机的着陆 1—下滑 2—拉平 3—平飞减速 4—飘落 5—着陆滑跑 6—着陆距离 飞机的机动飞行性能 飞行状态（速度、高度和飞行方向）随时间变化的飞行，称为机动飞行。单位时间内改 变飞行状态的能力称为机动性。飞行状态改变的范围越大，改变状态所需的时间越短，飞机 的机动性就越好。这是评价军用飞机性能优劣的主要指标之一。 从飞机的运动轨迹看，可分为铅垂面内、水平面内和三维空间的机动飞行。铅垂面内典 型的机动飞行动作有：平飞加/减速、俯冲、跃升和筋斗；水平面内典型的机动飞行动作是 盘旋；空间机动飞行动作主要包括斜筋斗、战斗转弯、横滚、战斗半滚等。此外，还有过失 速机动等。 飞机作曲线机动飞行时需要向心力。若航迹弯曲向上或在水平面内弯曲向左或向右，升 力应大于飞机重力。通常把机动飞行时飞机升力与飞机重力的比值称为法向过载。机动性能 高的飞机承受较大的过载。当航迹弯曲向下时，法向过载小于 1。 平飞加/减速性能 平飞加/减速性能反映飞机改变水平飞行速度的能力。平飞时增加或 减小一定速度所需的时间越短，则平飞加/减速性能越好。 设 a 为飞机的平飞加(减)速度，则 a=dv/dt。在图 2.4.2 中令 =0，则平飞加／减速时          DTa g G GL (2.4.5) 由此可得 g G T g G DT a     (2.4.6) 显然，剩余推力Δ T 越大，G 越小，飞机的加速度越大。 由式(2.4.5)和(2.4.6)可以看出，要使飞机平飞加速，驾驶应尽量加大油门，使Δ T＞0， 同时操纵驾驶杆减小迎角，使 L=G 随时得到满足；反之，欲使飞机平飞减速，驾驶员应尽 量收小油门，使Δ T＜0，同时保持 L=G。 图 2.4.6 盘旋 盘旋性能 盘旋是飞机在水平面内以一定的半径和速度绕空中某一点做圆周、连续改变 飞行方向而高度不变的一种曲线运动（图 2.4.6）。盘旋中，如果飞机的飞行速度、迎角、倾 角、侧滑角均保持不变，则称为定常盘旋。不带侧滑的定常盘旋称为正常盘旋(关于侧滑的 概念见后)。正常盘旋的盘旋半径和盘旋一周的时间是衡量飞机方向机动能力的主要指标。 盘旋半径越小，盘旋一周的时间越短，飞机的方向机动性越好。 由图 2.4.6，可写出正常盘旋应满足的方程             sin cos 2 L R v G g GL DT (2.4.7) 式中 为飞机的滚转角，v为盘旋速率，R 为盘旋半径。由此可以推出 cos 1  G L nz (2.4.8)  tansin 22 g v L v g G R  (2.4.9)   tan 22 g v v R T  (2.4.10) 式中 nz为法向过载，T 为盘旋一周所需时间。 显然，法向过载 nz越大，R 和 T 越小，盘旋性能越好。但法向过载 nz受结构强度和人 的生理条件限制，所以 不能太大。目前飞机的最大滚传角 max =75°～87°。此外，v 也 不能太大，但也不能太小。如某机在 5 km 高度上做正常盘旋，当 Ma=0.7 时，R=1480 m， 但当 Ma=1.4 时，R=17000 m。 (a) 俯冲、筋斗和跃升 (b) 战斗转弯 图 2.4.7 垂直机动 俯冲 俯冲是飞机将位能转化为动能、迅速降低高度、增大速度的机动飞行（图 2.4.7）。 俯冲过程分为进入、直线和改出俯冲三个阶段。俯冲是战斗机空战的重要动作。在被敌机追 踪时，可以利用俯冲加速逃脱；在占有高度优势时，可以利用俯冲加速扑向敌机。战斗轰炸 机和近距空中支援攻击机则经常利用俯冲进行轰炸和扫射，以增加对地攻击的准确性。 跃升 跃升飞机将动能转化为位能、迅速增加高度的一种作战用的机动飞行（图 2.4.7）。 在给定初始高度和速度的情况下，飞机所能获得的高度增量越大，完成跃升所需的时间越短， 跃升性能越好。跃升的航迹与俯冲相反。跃升轨迹也可分为进入、直线和改出三个阶段。跃 升时通常用发动机的大推力状态(使用发动机加力装置或火箭加速器)，以便最大限度地爬升 并保持足够的飞行速度。飞机进入跃升时的速度越大，跃升终了时的速度越小，跃升高度就 越高。但跃升终了速度不能过低，以免发生失速或失去操纵等危险。 筋斗 筋斗是飞机在铅垂平面内作轨迹近似椭圆、航迹方向改变 360°的机动飞行(图 2.4.7)。筋斗大致由跃升、倒飞、俯冲等基本动作组成，是驾驶员基本训练的科目之一，也 是用来衡量飞机机动性的一种指标。完成—个筋斗所需的时间越短，能做筋斗的起始高度越 高，机动性越好。飞机完成筋斗机动，必须有向心力。向心力靠飞机升力产生。做筋斗机动 时，驾驶员首先加大油门使飞机尽可能地加大速度，同时拉操纵杆增加飞机迎角，使飞机向 上跃升，达到筋斗顶点，进入倒飞状态，之后向下转入俯冲，最后拉操纵杆转入平飞，完成 整个筋斗机动飞行。 战斗转弯 飞机在改变飞行方向 180°角的同时使飞行高度增加的机动飞行，称为战斗 转弯。它在使飞机调转机头向反向飞行的同时，把速度优势转化为高度优势，以截击敌机， 是战斗机进行空战经常使用的重要飞行动作。驾驶员在做战斗转弯时，首先要加大油门，把 飞机速度加到最大，然后操纵方向舵和副翼，使飞机一方面转弯一方面向转弯的一侧滚转， 与此间时还要向后拉杆，使飞机抬头沿螺旋线向上爬升。在上升转弯进行到大约 3/4 的时候、 操纵副翼减小飞行坡度，并向前推操纵杆使飞机转入反向平它状态，如图 2.4.7(b)所示。在 战斗转弯结束时、现代战斗机的高度可增加 1500~3000m。 2.4.3 飞机的稳定性 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Δ α ，那么 在飞机的焦点上，就会产生一个向上的升力增量Δ L，它对飞机重心形成使机头下俯的静稳 定力矩Δ My1，使飞机具有逐渐消除Δ α 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Δ My2，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Δ Y，该力对飞机 重心形成消除侧滑角β 的方向静稳定力矩Δ Mz，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Δ Mx， 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Δ Mx，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 Δ Y，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Δ Mx。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 Δ Y—垂为侧向力 Δ Mx—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 CL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 CL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Δ L’对升降舵的旋转轴亦形成力矩 ΔMh，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 ΔMh2，与升降舵上的气动力形成的铰 链力矩 ΔMh1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 ΔMz，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”，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。