一架飛機，除了能產(chǎn)生足夠的升力平衡重力、有足夠的推力克服阻力以及具有良好飛行性能之外，還必須具有良好的穩(wěn)定性和操縱性，才能在空中飛行。否則，如果飛機的平衡特性、穩(wěn)定特性和操縱特性不好，也就是說在飛行中，飛機總是偏離預定的航向；或者稍受外界偶然的擾動，飛機的平衡即遭破壞而又不能自動恢復，需要飛行員經(jīng)?；ㄙM很大的精力予以糾正；在改變飛行狀態(tài)的時候，飛行員操縱起來非常吃力，而且飛機反應遲鈍，那么像這樣的飛機就不能算是一架戰(zhàn)術/使用性能良好的飛機。駕駛這樣的飛機，駕駛員會被搞得精疲力盡，而且不能保證飛行安全和很好地完成預定任務。因此對于一架戰(zhàn)術/使用性能優(yōu)良的飛機來說，不僅要求它速度大、爬升快、升限高、航程遠，而且要求具備良好的平衡性、穩(wěn)定性和操縱性。

飛機的平衡

飛機在飛行時，所有作用于飛機的外力與外力矩之和都等于零的狀態(tài)稱之為飛機的平衡狀態(tài)。等速直線運動是飛機的一種平衡狀態(tài)。

按照機體坐標軸系，可以將飛機的平衡分為三個方向的平衡：縱向平衡、橫向平衡和方向平衡。飛機在縱向平面內作等速直線飛行，并且不繞橫軸轉動（俯仰）的運動狀態(tài)，稱為縱向平衡；飛機作等速直線飛行，并且不繞縱軸轉動（滾轉）的飛行狀態(tài)，稱為橫向平衡。飛機作等速直線飛行，并且不繞立軸轉動（偏航）的飛行狀態(tài)，稱為方向平衡。

飛機在飛行中，其平衡狀態(tài)不是一成不變的，經(jīng)常會因為各種因素（如燃油消耗、收放起落架、收放襟翼、發(fā)動機推力改變或投擲炸彈等）的影響而遭到破壞，從而使飛機的平衡狀態(tài)發(fā)生變化。此時，駕駛員可以通過偏轉相應的操縱面來保持飛機的平衡，稱為配平。

飛機的穩(wěn)定性

對于飛機的配平而言，不平衡的力矩是由一些長久作用的因素（如單臺發(fā)動機停車）造成的，因而駕駛員適當?shù)钠婢涂梢钥朔?。但除此之外，飛機在飛行過程中，還常常會碰到一些偶然的、瞬時作用的因素，例如突風的擾動或偶而觸動一下駕駛桿或腳蹬等，也會使飛機的平衡狀態(tài)遭到破壞。并且，在這種情況下，飛機運動參數(shù)的變化比較劇烈，駕駛員很難加以控制，會影響預定任務的完成和飛行的安全。因此便對飛機本身提出了穩(wěn)定性的要求。

所謂穩(wěn)定性，指飛機在飛行中偶然受外力干擾后不需要駕駛員的干預，靠自身特性恢復原來狀態(tài)的能力。

為了更好地說明穩(wěn)定性的概念和分析具備穩(wěn)定性的條件，首先來研究圓球的穩(wěn)定問題。如圖 2.4.8所示的3種情況，設圓球原來處于平衡狀態(tài)。現(xiàn)在給它一個瞬時小擾動，例如推它一下，使其偏離平衡狀態(tài)，我們來討論在擾動去除后，圓球是否能回到原來的平衡狀態(tài)。

圖 2.4.8(a)所示的圓球，在擾動取消后，其在弧形槽中經(jīng)過若干次來回擺動，最后自動地恢復到原來的平衡位置，這種情況稱為穩(wěn)定；圖2.4.8(b)所示的圓球，在擾動取消后，其沿弧形坡道滾下，離原來的平衡位置越來越遠，不能自動地恢復到原來的平衡位置，這種情況稱為不穩(wěn)定；圖2.4.8(c)所示的圓球，在擾動取消后，就停在擾動消失時的位置，既不繼續(xù)偏離原來的平衡位置，也不自動地恢復到原來的平衡位置，這種情況稱為中立穩(wěn)定或隨遇穩(wěn)定。

為什么會出現(xiàn)這些現(xiàn)象呢? (1) 圖 2.4.8(a)所示的圓球偏離平衡位置后，其重力在平行于弧形曲線切線的方向上的分力，對圓球與弧形曲線的接觸點(支持點)形成一個力矩，該力矩使圓球具有自動恢復到其原來平衡狀態(tài)的趨勢。這種力矩稱為穩(wěn)定力矩或恢復力矩。同時，圓球在弧形曲線上運動的阻力也對其支持點形成一個力矩，但其方向和圓球運動方向相反，起到阻止擺動的作用，稱為阻轉力矩或阻尼力矩，在此力矩作用下，圓球的擺幅越來越小，最后停止在原來的平衡位置上，因而是穩(wěn)定的。(2) 圖2.4.8(b)所示的圓球偏離平衡位置后，其重力在平行于弧形曲線切線的方向上的分力，對圓球與弧形曲線的接觸點(支持點)形成一個力矩，該力矩使圓球繼續(xù)偏離原來的平衡狀態(tài)，是不穩(wěn)定力矩。因此圓球不能自動回到原來的平衡位置上，因而是不穩(wěn)定的。(3) 圖2.4.8(c)所示的圓球偏離平衡位置后，其重力與平面的支持力在同一條直線上，對支持點不形成任何力矩，圓球既不繼續(xù)加大偏離原來的平衡狀態(tài)，也不會自動回到原來的平衡狀態(tài)。

由此可知，欲使處于平衡狀態(tài)的物體具有穩(wěn)定性，其必要條件是物體在受到擾動后能夠產(chǎn)生穩(wěn)定力矩，使物體具有自動恢復到原來平衡狀態(tài)的趨勢；其次是在恢復過程中同時產(chǎn)生阻尼力矩，保證物體最終恢復到原來平衡狀態(tài)。

對飛機來說，其穩(wěn)定與否，和上述圓球的情況在實質上是類似的。如果在飛行中，飛機由于外界瞬時微小擾動而偏離了平衡狀態(tài)，這時若在飛機上能夠產(chǎn)生穩(wěn)定力矩，使飛機具有自動恢復到原來平衡狀態(tài)的趨勢，同時在飛機擺動過程中，又能產(chǎn)生阻尼力矩，那么飛機就能像圖 2.4.8(a)所示的圓球一樣，無須駕駛員的干預就能自動地恢復到原來的平衡狀態(tài)，因而是穩(wěn)定的，或者說飛機具有穩(wěn)定性；反之，若飛機偏離平衡狀態(tài)后產(chǎn)生的是不穩(wěn)定力矩，那么飛機就會像圖2.4.8(b)所示的圓球一樣越來越偏離原來的平衡位置，因而是不穩(wěn)定的，也就是沒有穩(wěn)定性。顯然，為了保證飛行安全和便于操縱，飛機應當具有良好的穩(wěn)定性。

通常將穩(wěn)定性分成靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性。如果飛機在外界瞬時擾動的作用下偏離平衡狀態(tài)，在最初瞬間所產(chǎn)生的是恢復力矩，使飛機具有自動恢復到原來平衡狀態(tài)的趨勢，則稱飛機具有靜穩(wěn)定性；反之，若產(chǎn)生的是不穩(wěn)定力矩，飛機便沒有自動恢復到平衡狀態(tài)的趨勢，故稱為沒有靜穩(wěn)定性。靜穩(wěn)定性只表明飛機在外界擾動作用后的最初瞬間有無自動恢復到原來平衡狀態(tài)的趨勢，并不能說明飛機能否最終恢復到原來的平衡狀態(tài)。研究飛機在外界瞬時擾動作用下，整個擾動運動過程的問題，稱為飛機的動穩(wěn)定性。

飛機的靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性之間有著非常密切的關系。一般來說，只要恰當?shù)剡x擇靜穩(wěn)定性的大小，就能保證獲得良好的動穩(wěn)定特性。限于課程性質，下面主要介紹飛機的靜穩(wěn)定性問題。

飛機的靜穩(wěn)定性也可分為縱向靜穩(wěn)定性、橫向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性。

飛機的縱向穩(wěn)定

飛行中，當飛機受到微小擾動而偏離其縱向平衡狀態(tài)，并在擾動去除瞬間，飛機不經(jīng)駕駛員操縱就具有自動地恢復到原來平衡狀態(tài)的趨勢，則稱飛機具有縱向靜穩(wěn)定性。

飛機是否有靜穩(wěn)定性，主要取決于飛機本身的特性，取決于飛機平衡狀態(tài)破壞后，飛機上產(chǎn)生的起穩(wěn)定作用的力矩與起不穩(wěn)定作用的力矩相互作用的結果。如果前者大于后者，飛機是靜穩(wěn)定的，反之，便是靜不穩(wěn)定的。

從上一節(jié)我們知道，當迎角改變時，機翼升力亦改變，升力增量的作用點，即為機翼的焦點。對目前常用的翼型來說，亞音速時焦點位于離翼型前緣大約（22～25）%弦長的地方，而在超音速時則增加到（40～50）%。

同樣，當迎角改變時，機身、尾翼等所引起的升力增量亦作用在機身和尾翼的焦點上，如圖 2.4.9所示。從該圖可看出，由于機翼、機身的焦點都在飛機重心的前面，因而升力增量對重心形成一個使機頭更加上仰的不穩(wěn)定力矩，但水平尾翼焦點遠在重心之后，因此尾翼上的升力增量對重心形成的是使機頭下俯的穩(wěn)定力矩，若后者大于前者，飛機是靜穩(wěn)定的，反之，則是靜不穩(wěn)定的。從這里看出，水平尾翼的重要作用之一在于保證飛機具有縱向靜穩(wěn)定性。

當迎角變化時，飛機各個部件的升力都要改變。飛機各個部件升力增量的合力的作用點，稱為飛機的焦點，換句話說，飛機焦點就是迎角變化而引起的整個飛機升力增量的作用點。機翼、機身、尾翼的焦點都不隨迎角改變，飛機的焦點也不隨迎角而改變。

飛機重心和飛機焦點之間的相互位置，決定了飛機是否具有縱向靜穩(wěn)定性。若飛機重心位于焦點之前，如圖 2.4.10(a)所示，則在飛機受到外界擾動后，例如迎角增加了Δα，那么在飛機的焦點上，就會產(chǎn)生一個向上的升力增量ΔL，它對飛機重心形成使機頭下俯的靜穩(wěn)定力矩ΔM_y1，使飛機具有逐漸消除Δα而自動恢復到原來平衡迎角的趨勢，即飛機是靜穩(wěn)定的。反之，若飛機重心位于其焦點之后，如圖2.4.10(b)所示，升力增量對重心所形成的是不穩(wěn)定的上仰力矩ΔM_y2，使飛機迎角越來越大而沒有自動恢復到原來平衡迎角的趨勢，因此飛機是靜不穩(wěn)定的。由此可以得出一個重要結論：飛機的重心若位于飛機焦點之前，飛機具有縱向靜穩(wěn)定性；否則，飛機便不具備縱向靜穩(wěn)定性。

亞音速飛行時，飛機的焦點是固定不變的，而飛機的重心位置卻因燃料的消耗、裝載的改變以及投彈等而發(fā)生移動。如果飛機重心原來位于飛機焦點之前，飛機是靜穩(wěn)定的。但由于上述原因，飛機重心逐漸向后移動，靜穩(wěn)定性逐漸降低。當重心后移到飛機焦點之后時，就產(chǎn)生了質的變化，原來靜穩(wěn)定的飛機轉化為失去靜穩(wěn)定性的飛機。這也是為什么對飛機重心變化范圍要有嚴格限制的原因。

焦點的位置取決于機翼形狀、機身長度，特別是機翼和尾翼的位置與尺寸。在進行常規(guī)飛機設計時，首先要合理地安排飛機重心的位置，并恰當?shù)剡x擇水平尾翼的位置和面積等參數(shù)，以確保飛機的縱向穩(wěn)定性。

現(xiàn)代飛機采用主動控制技術，允許飛機縱向靜不穩(wěn)定，即允許飛機重心位于焦點之后。對于不穩(wěn)定的飛機，隨著迎角的增加，平尾靠自動器上偏量增加，增大低頭力矩，使飛機保持縱向穩(wěn)定。這樣，設計飛機時就不一定花力氣把飛機重心配到焦點之前，尾翼也不要很大的面積，從而可以大大減輕飛機的重量，提高飛機性能。

飛機的方向穩(wěn)定

在飛行中，飛機受微小擾動而使航向平衡狀態(tài)遭到破壞，并在擾動消失瞬間，飛機能不經(jīng)駕駛員操縱就有自動地恢復到原來航向平衡狀態(tài)的趨勢，則稱飛機具有航向靜穩(wěn)定性。

飛機的方向靜穩(wěn)定性主要由垂直尾翼來保證。

如圖 2.4.11所示，飛機原來處于方向平衡狀態(tài)，由于外界擾動而使飛機偏離了原來的航向，機頭向右偏轉會產(chǎn)生了左側滑，而機頭向左偏轉會產(chǎn)生了右側滑。飛行速度與飛機參考面之間的夾角稱為側滑角，用β表示。當飛行速度沿橫軸的分量為正時側滑角為正（圖2.4.11所示的側滑角為負）。在有側滑的情況下，在垂直尾翼上便產(chǎn)生了側向力ΔY，該力對飛機重心形成消除側滑角β的方向靜穩(wěn)定力矩ΔM_z，使飛機有自動恢復到原來β=0（無側滑）的方向平衡狀態(tài)的趨勢。由于方向靜穩(wěn)定性的性質猶如風標之對風，所以也稱風標靜穩(wěn)定性。

飛機的橫向穩(wěn)定

在飛行中，飛機受微小擾動而使橫向平衡狀態(tài)遭到破壞，并在擾動消失瞬間，飛機不經(jīng)駕駛員操縱就具有自動地恢復到原來橫向平衡狀態(tài)的趨勢，則稱飛機具有橫向靜穩(wěn)定性；反之，就沒有橫向靜穩(wěn)定性。

保證飛機橫向靜穩(wěn)定性的主要因素是機翼的后掠角、上反角和垂直尾翼。

處于等速直線飛行狀態(tài)的飛機，當其受到微小擾動而向右傾斜時(反之亦然)，總升力也隨之傾斜，從而與重力G構成向右的側力R，飛機便沿著R所指的方向向右產(chǎn)生側滑，形成正的側滑角β，如圖 2.4.13(a)所示。

機翼上反角Г的作用  飛機由于擾動向右傾斜而引起右側滑時，由于機翼上反角的作用，相對氣流同右機翼之間所形成的迎角α₁，要大于左機翼迎角α₂，如圖 2.4.12所示。這樣，右機翼的升力L₁也就大左機翼的升力L₂，所以能產(chǎn)生示飛機向左滾轉的恢復力矩ΔM_x，從而起到橫向靜穩(wěn)定的作用。

機翼后掠角Λ的作用  飛機由于擾動向右傾斜而引起右側滑時，氣流對右機翼的有效分速v₁(即垂直焦點線的分速)就比左機翼分速v₃大得多。顯然，右機翼的升力L₁也就大左機翼的升力L₂，所以能產(chǎn)生示飛機向左滾轉的恢復力矩ΔM_x，如圖 2.4.13所示，從而起到橫向靜穩(wěn)定的作用。

后掠角越大，其所起的橫向靜穩(wěn)定作用越強。如果后掠角很大（如—些超音速大后掠翼戰(zhàn)斗機），就可能導致過分的橫向靜穩(wěn)定性。過分的橫向靜穩(wěn)定會影響飛機的動穩(wěn)定性和滾轉機動性，所以通常采用下反角予以緩解。

垂直尾翼的作用  當飛機(不論何種原因)出現(xiàn)側滑角β時，在垂直尾翼上就會產(chǎn)生側力ΔY，它不但能為航向提供恢復力矩，而且由于垂直尾翼一般都裝在機身的上面，所以還有滾轉力矩ΔM_x。不難看出它也是一個橫向恢復力矩，因此也具有橫向穩(wěn)定的作用，如圖 2.4.13(a)所示。

飛機的橫向靜穩(wěn)定性與方向靜穩(wěn)定性都是在飛機有了側滑這個條件后，通過垂直尾翼、機翼上反角、機翼后掠角等產(chǎn)生恢復力矩，因此，兩者之間緊密聯(lián)系并互相影響，一般統(tǒng)稱為“橫側靜穩(wěn)定性”，它們必須搭配適當，才能使飛機有良好的橫向和方向動穩(wěn)定性。

2.4.4 飛機的操縱性

飛機不僅應有自動保持其原有平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性，而且，還要求具有良好的操縱性。

所謂飛機的操縱性，是指飛機對駕駛員操縱做出反應、改變其飛行狀態(tài)的特性，也就是飛機按照駕駛員的意圖做各種動作的能力。操縱性的好壞與飛機穩(wěn)定性的大小有密切關系，穩(wěn)定性太大，也就是說飛機保持原有平衡狀態(tài)的能力越強，則要改變它也就越不容易，操縱起來也就越費勁。若穩(wěn)定性過小，則操縱力也很小，駕駛員很難掌握操縱的份量，也是不理想的。所以要正確處理好穩(wěn)定性與操縱性之間的關系。

飛機在空中飛行時的操縱，是通過三個主航面（操縱面）——升降舵（有時是全動平尾）、方向舵和副翼來實現(xiàn)的。駕駛員坐在駕駛艙中，通過駕駛桿和腳蹬或者自動駕駛儀等控制設備偏轉這三個主操縱面，使飛機繞其縱軸、橫軸和豎軸轉動，從而改變飛機的飛行姿態(tài)。如果飛行員用適當?shù)牧Σ倏v駕駛桿或腳蹬使操縱面偏轉，飛機很快做出反應，按駕駛員的意圖改變飛行姿態(tài)，那么，這架飛機就具有良好的操縱性。如果反應遲鈍，那就是操縱性不好。

各個操縱面控制飛機的原理都是一樣的，即通過操縱面的偏轉改變升力面上的空氣動力，增加或減少的空氣動力相對于飛機重心產(chǎn)生一個使飛機按需要改變飛行姿態(tài)的附加力矩。

同穩(wěn)定性一樣，飛機的操縱性同樣可分為縱向操縱性、方向操縱性和橫向操縱性。

飛機的縱向操縱

當駕駛員操縱駕駛桿或通過自動駕駛儀等偏轉升降舵（或全動平尾）之后，飛機繞橫軸轉動而改變其迎角、速度等飛行狀態(tài)的特性，稱為飛機的縱向操縱性。

飛機的縱向操縱，依靠位于機身尾部的裝在水平安定面后緣的升降舵或全動平尾來進行。駕駛桿通過傳動機構（拉桿或鋼、液壓助力器、舵機等）與升降舵相連，如圖 2.4.14(d)所示。

在飛機穩(wěn)定飛行的情況下，當駕駛員想讓飛機抬頭爬升時，可以用手向后拉駕駛桿。駕駛桿通過傳動機構使升降舵或全動平尾向上偏轉，從而改變水平尾翼的彎度(向下拱起)，使之產(chǎn)生一個向下的附加力ΔL₁，ΔL₁相對飛機重心O產(chǎn)生一個使飛機抬頭的力矩ΔM₁；在ΔM₁作用下飛機繞橫軸Oy轉動并抬頭，迎角增大，導致飛機的升力系數(shù)C_L加大，升力隨之增加并大于飛機重力，飛機開始爬升，如圖 2.4.14(b)所示。反之，如果駕駛員想讓飛機低頭下降，可以用手向前推駕駛桿。駕駛桿通過傳動機構使升降舵向下偏轉，從而改變尾翼的彎度(向上供起)，使之產(chǎn)生一個向上的附加力ΔL₂，ΔL₂相對飛機重心O產(chǎn)生一個使飛機低頭的力矩ΔM₂，在ΔM₂作用下飛機繞橫軸Oy轉動并低頭，迎角減小導致飛機的升力系數(shù)C_L減小，升力隨之減小并小于飛機的重力，飛機開始下降，如圖2.4.14(c)所示。升降舵一般可上偏30?，下偏20?。

顯然，當舵面向上偏轉時，舵面上產(chǎn)生的附加升力ΔL’對升降舵的旋轉軸亦形成力矩ΔM_h，通常稱為鉸鏈力矩，如圖 2.4.15所示。為了保持舵面向上的偏角不變，駕駛員必須對駕駛桿作用一定的向后的拉力F，通常稱為駕駛桿力。桿力的大小及其隨速度的變化規(guī)律是衡量和評定操縱性好壞的一個最重要指標，是駕駛員借以感覺來掌握操縱份量的重要依據(jù)。

在飛行中，升降舵有時總要有一定的偏角（其他舵面也一樣，有時可能會有很大的偏角），因而飛行員對駕駛桿始終要保持一定的桿力，這在長途飛行中，不僅分散精力，而且容易使駕駛員疲勞。為了改變這種情況，通常在升降舵后緣附近還裝有一個小舵，稱為調整片。當升降舵向上偏轉時，飛行員可操縱調整片向下偏轉，于是在調整片上產(chǎn)生向上的空氣動力R(見圖 2.4.16)，該力對升降舵轉動軸形成的鉸鏈力矩ΔM_h2，與升降舵上的氣動力形成的鉸鏈力矩ΔM_h1方向相反，若使二者大小亦相等時，則總的鉸鏈力矩等于零，因此桿力亦等于零。這樣駕駛員便可以松開駕駛桿進行飛行。

飛機的方向操縱

當駕駛員操縱方向舵之后，飛機繞豎軸轉動而改變其側滑角等飛行狀態(tài)的特性，稱為方向操縱性。

飛機的方向操縱，依靠位于機身尾部的裝在垂且安定面后緣的方向舵來實現(xiàn)。駕駛員的腳蹬通過傳動機構與方向舵相連，如圖 2.4.17(c)所示。

設飛機原來處于方向平衡狀態(tài)作無側滑直線飛行，駕駛員用右腳蹬舵，方向舵向右偏轉，在垂直尾翼上產(chǎn)生向左的側向力ΔY，該力對飛機重心形成使機頭向右轉的航向操縱力矩ΔM_z，使飛機產(chǎn)生向左的側滑角β，如圖 2.4.17(b)所示。同理，駕駛員用左腳蹬舵，方向舵向左偏轉，飛機產(chǎn)生向右的側滑。

同樣，方向舵上一般也要安裝調整片。

飛機的橫向操縱

當駕駛員操縱駕駛桿偏轉副翼之后，飛機繞縱軸滾轉或改變其滾轉角速度和傾斜角等飛行狀態(tài)的特性，稱為飛機的橫向操縱性。

橫向操縱主要通過副翼來實現(xiàn)。駕駛員向左壓桿，則左副翼向上偏轉，左翼升力減??；而右副翼向下偏轉，右翼升力增加，右翼升力大于左翼升力，如圖 2.4.18所示。左、右兩邊機翼升力之差對飛機縱軸形成的滾轉力矩，使飛機向左滾轉。同理，若駕駛員向右壓駕駛桿，則右副翼上偏，左副翼下偏，飛機便向左滾轉。

駕駛員壓桿行程愈大，副翼偏角亦愈大，飛機的滾轉角速度亦越大。

在副翼上亦裝有調整片

飛機的穩(wěn)定性和操縱性必須是駕駛員認為滿意的，即在穩(wěn)定飛行時，駕駛員不必干預而飛機靠自身能力能保持駕駛員所希望的穩(wěn)定平衡狀態(tài)；要飛機改變狀態(tài)時，駕駛員通過駕駛桿和腳蹬，不用花費很大力氣，就可以達到所期望的飛行狀態(tài)變化。各操縱面所需的操縱力（統(tǒng)稱為駕駛桿力，簡稱為桿力）既不能大重，也不能太輕。太重了，花費力氣大，不能靈活操縱；太輕了，—是不好保持飛行狀態(tài)，二是容易操縱過頭，損壞飛機結構?？傊?，飛機的穩(wěn)定性和操縱性的安排原則是，要使大多數(shù)駕駛員滿意。為達到此目的，世界上航空科學技術先進的國家已進行了大量的飛行試驗，并且還在不斷進行新飛機的地面模擬和空中模擬試驗及理論分析，積累了大量的資料和數(shù)據(jù)，總結出了一套完整的設計要求，稱為“飛機飛行品質規(guī)范”，作為飛機穩(wěn)定性和操縱性的設計依據(jù)。我國也已編制了自己的飛機飛行品質規(guī)范，以適應自行設計飛機的需要。