第三章飞机的稳定性和操纵性飞机的稳定性在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。
这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。
飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。
例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。
因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。
所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。
纵向稳定性飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。
当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。
当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。
如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。
如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。
飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。
飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。
影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。
下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。
当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。
阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。
这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。
飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。
经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。
同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。
这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。
除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。
重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。
其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。
对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。
这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。
方向稳定性飞机的方向稳定性是指飞机绕立轴的稳定性。
飞机的方向稳定力矩是在侧滑中产生的。
所谓侧滑是指飞机的对称面与相对气流方向不一致的飞行。
它是一种既向前、又向侧方的运动。
飞机带有侧滑时，空气则从飞机侧方吹来。
这时，相对气流方向与飞机对称面之间的夹角称为“侧滑角”，也称“偏航角”。
对飞机方向稳定性影响最大的是垂直尾翼。
另外，飞机机身的侧面迎风面积也起相当大的作用。
其它如机翼的后掠角、发动机短舱等也有一定的影响。
当飞机稳定飞行时，不存在偏航角，处于平衡状态。
如果有一阵风突然吹来，使机头向右偏(此时，相对气流从左前方吹来，称为左侧滑)，便有了偏航角。
阵风消除后，由于惯性作用，飞机仍然保持原来的方向，向前冲一段路程。
这时相对风吹到偏斜的垂直尾翼上，产生了一个向右的附加力。
这个力便绕飞机重心产生了一个向左的恢复力矩，使机头向左偏转。
经过一阵短时间的摇摆，消除掉偏航角，飞机恢复到原来的平衡飞行状态。
同样，当飞机出现右侧滑时，就形成使飞机向右偏转的方向稳定力矩。
可见，只要有侧滑，飞机就会产生方向稳定力矩。
而方向稳定力矩总是要使飞机消除偏航角。
侧向稳定性飞机的侧向稳定性是指飞机绕纵轴的稳定性。
图3-1 机翼上反角对飞机侧向稳定性的影响v1—阵风速度；v2—侧滑速度；v3—由侧滑引起的相对风速；M—恢复力矩；O —飞机重心；—上反角处于稳定飞行状态下的飞机，如果有一个小的外力干扰，使机翼一边高一边低，飞机绕纵轴发生倾侧。
当外力取消后，飞机靠本身产生一个恢复力矩，自动恢复到原来飞行状态，而不靠驾驶员的帮助，这架飞机就是侧向稳定的，否则就是侧向不稳定。
保证飞机侧向稳定性的因素主要有机翼的上反角和后掠角。
我们先来看上反角的侧向稳定作用。
当飞机稳定飞行时，如果有一阵风吹到飞机左翼上，使左翼抬起，右翼下沉，飞机绕纵轴发生倾侧。
这时飞机的升力Y也随着倾侧。
而升力原来是同飞机重力G同处于一根直线上而且彼此相等的。
Y倾侧后与重力G构成一个合力R，使飞机沿着合力的方向向右下方滑过去，这种飞行动作就是“侧滑”(如图3-1所示)。
飞机侧滑后，相对气流从与侧滑相反的方向吹来。
吹到机翼上以后，由于机翼上反角的作用，相对风速与下沉的那只机翼(这里是右翼)之间所形成的攻角α1，要大于上扬的那只机翼的攻角α2。
因此，前者上产生的升力Y1也大于后者的升力Y2。
这两个升力之差，对飞机重心产生了一个恢复力矩M，经过短瞬时间的左右倾侧摇摆，就会使飞机恢复到原来的飞行状态。
上反角越大，飞机的侧向稳定性就越好。
相反，下反角则起侧向不稳定的作用。
现代飞机机翼的上反角大约在正7度到负10度之间。
负上反角就是下反角。
现在再来看机翼的后掠角是怎样起侧向稳定作用的。
如图3-2(a)所示，一架后掠角机翼(无上反角)的飞机原来处于稳定飞行状态。
当阵风从下向上吹到左机翼上的时候，破坏了稳定飞行，飞机左机翼上扬，右机翼下沉，机翼侧倾，升力Y也随着侧倾而与飞机重力G构成合力R。
飞机便沿着R所指的方向发生侧滑。
阵风消除后，飞机沿侧滑方向飞行(如图3-2(b))。
这时沿侧滑方向吹来的相对气流，吹到两边机翼上。
由于后掠角而产生不同的效果。
作用到两边机翼上的相对风速v虽然相同，但由于后掠角的存在，作用到前面的机翼(这里是右翼)的垂直分速v1，大于作用到落后的那只机翼上的垂直分速v3。
而这两个分速是产生升力的有效速度。
另外两个平行于机翼前缘的分速v2和v4对于产生升力不起什么作用，可不加考虑。
既然v1大于v3，所以下沉的那只机翼上的升力Y1要大于上扬的机翼上的升力Y2。
二者之差构成恢复力矩M。
它正好使机翼向原来的位置转过去。
这样经过短瞬时间的摇摆，飞机最后便恢复到原来的稳定飞行状态。
机翼的后掠角越大，恢复力矩也越大，侧向稳定的作用也就越强。
如果后掠角太大，就可能导致侧向过分稳定。
因而采用下反角就成为必要的了。
保证飞机的侧向稳定作用，除了机翼上反角和后掠角两项重要因素外，还有机翼和机身的相对位置。
上单翼起侧向稳定作用，而下单翼则起侧向不稳定的作用。
此外，飞机的展弦比和垂直尾翼对侧向稳定性也有一定的影响。
飞机的侧向稳定性和方向稳定性，是紧密联系并互为影响的。
二者合起来称为飞机的“横侧稳定”。
二者必须适当地配合，过分稳定和过分不稳定都对飞行不利。
同时二者配合得不好，如果方向稳定性远远地超过侧向稳定性，或者相反，都会使得横侧稳定性不好，甚至使飞机陷入不利的飞行状态。
图3-2 机翼后掠角对飞机侧向稳定性的影响v a—阵风；v b—侧滑速度；v c—相对风速；M—恢复力矩飞机的操纵性飞机的操纵性是指飞机在飞行员操纵的情况下，改变其飞行姿态的特性。
飞机在空中的操纵是通过三个操纵面——升降舵、方向舵和副翼来进行的。
转动这三个操纵面，在气流的作用下，就会对飞机产生操纵力矩，使其绕横轴、立轴和纵轴转动，从而改变飞机的飞行姿态。
飞机的纵向操纵飞机的纵向操纵是指控制飞机绕横轴的俯仰运动。
它是通过向前或向后推拉驾驶杆，使升降舵向下或向上偏转，来实现飞机纵向操纵的目的。
现代飞机升降舵的偏转角度大约在正15度到负30度之间(升降舵向下偏转时的角度规定为正值)。
大型运输机的偏转角要小些。
一般在正15度到负20度之间。
飞机的方向操纵飞机的方向操纵是指飞机绕立轴的偏航运动。
驾驶员通过操纵脚蹬来进行飞机的方向操纵。
驾驶员踩左脚蹬，方向舵向左偏转，飞机便向左方转过去；驾驶员踩右脚蹬，方向舵向右偏转，飞机便右转。
要使飞机向左转，他只须踩动左脚蹬就行了。
飞机方向舵一般可以向左或向右偏转30度。
飞机的侧向操纵飞机的侧向操纵是指飞机绕纵轴的滚转运动。
驾驶员通过向左或向右操纵驾驶杆（盘）来进行飞机的侧向操纵。
飞机的侧向操纵与纵向或方向操纵有一点不同，即副翼有两片，并且转动方向是相反的。
一片副翼向上偏转；另一片副翼则向下偏转。
由此产生的附加力，对飞机重心O产生一个滚转力矩M，便可使飞机绕纵轴倾侧。
当飞机处于平衡飞行状态时，作用在飞机上的外力和外力矩都是互相平衡的。
如果驾驶员要使飞机向左倾侧，他可把驾驶杆向左摆动(如图3-3(a)所示)，这时右边的副翼向下偏转(如图3-3(b)所示)，左边的副翼向上偏转(如图3-3(c)所示)。
向下偏的右副翼与相对气流之间的夹角(攻角)α1增大，所以右机翼上的升力Y1也增大；而向上偏转的左副翼与相对气流之间的夹角(攻角)α2减小，所以左机翼上的升力Y2也减小。
于是，升力Y1和Y2之差，对飞机重心构成了一个滚转力矩，使飞机向左倾侧。
如果驾驶员向左摆动驾驶杆，就会产生相反的结果，使飞机向右倾侧。
现代飞机的副翼向上偏转约为20度到25度(规定为负值)，向下偏转约为10度到15度(规定为正值)。
图3-3 飞机的侧向操纵1—驾驶杆；2—右副翼；3—左副翼；M—滚转力矩；O—飞机重心；v—相对风速；δ—副翼偏转角综上所述，在空气动力作用的原理方面，飞机各个方向的操纵基本是相同的，都是改变舵面上的空气动力，产生附加力矩，从而达到改变飞机飞行状态的目的。
飞机的侧向操纵和方向操纵，是有密切联系的。
要使飞机转弯，不但要操纵方向舵，改变飞机的方向；还要操纵副翼使飞机向转弯的一侧倾斜，二者密切配合，才能把转弯的动作做好。
3.3副翼差动副翼反效“副翼反效”又称为“副翼反逆”、“副翼反操纵”。
飞机高速飞行时由于气动载荷而引起的机翼扭转弹性变形，使得偏转副翼时所引起的总滚转力矩与预期方向相反的现象。
在正常情况下，当驾驶员向右压驾驶杆时，左副翼向下偏转而使左机翼升力增加，右副翼向上偏转而使右机翼升力降低，从而对飞机重心产生一个向右的滚转力矩，飞机向右倾侧，这是和驾驶员的自然动作相一致的。
由于副翼一般装在机翼的外侧后缘，机翼的这部分结构比较薄弱，刚度较小。
当副翼向下偏转时，机翼后缘升力增大，将使机翼产生前缘向下的扭转，从而使这部分机翼的有效攻角减小，这会使升力减小，因而抵消了副翼下偏的部分效果。
随着飞机飞行速度的增大，因结构刚度不变，这种扭转将随着增加，上述抵消现象就日趋严重。
当达到某个速度(称为“副翼反操纵临界速度”)时，副翼偏转所引起的升力增量和机翼扭转所减小的升力负增量相抵消，因此偏转副翼并不能产生滚转力矩。
超过此速度时，副翼偏转将产生反效果，这种现象就称为“副翼反效。
”飞机设计时必须保证机翼有足够的抗扭刚度，使得在全部飞行速度范围内不致发生副翼反效。
