一架飛機(jī)，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(jī)的平衡特性、穩(wěn)定特性和操縱特性不好，也就是說(shuō)在飛行中，飛機(jī)總是偏離預(yù)定的航向；或者稍受外界偶然的擾動(dòng)，飛機(jī)的平衡即遭破壞而又不能自動(dòng)恢復(fù)，需要飛行員經(jīng)?；ㄙM(fèi)很大的精力予以糾正；在改變飛行狀態(tài)的時(shí)候，飛行員操縱起來(lái)非常吃力，而且飛機(jī)反應(yīng)遲鈍，那么像這樣的飛機(jī)就不能算是一架戰(zhàn)術(shù)/使用性能良好的飛機(jī)。駕駛這樣的飛機(jī)，駕駛員會(huì)被搞得精疲力盡，而且不能保證飛行安全和很好地完成預(yù)定任務(wù)。因此對(duì)于一架戰(zhàn)術(shù)/使用性能優(yōu)良的飛機(jī)來(lái)說(shuō)，不僅要求它速度大、爬升快、升限高、航程遠(yuǎn)，而且要求具備良好的平衡性、穩(wěn)定性和操縱性。
飛機(jī)的平衡
飛機(jī)在飛行時(shí)，所有作用于飛機(jī)的外力與外力矩之和都等于零的狀態(tài)稱之為飛機(jī)的平衡狀態(tài)。等速直線運(yùn)動(dòng)是飛機(jī)的一種平衡狀態(tài)。
按照機(jī)體坐標(biāo)軸系，可以將飛機(jī)的平衡分為三個(gè)方向的平衡：縱向平衡、橫向平衡和方向平衡。飛機(jī)在縱向平面內(nèi)作等速直線飛行，并且不繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)（俯仰）的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，稱為縱向平衡；飛機(jī)作等速直線飛行，并且不繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)（滾轉(zhuǎn)）的飛行狀態(tài)，稱為橫向平衡。飛機(jī)作等速直線飛行，并且不繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)（偏航）的飛行狀態(tài)，稱為方向平衡。
飛機(jī)在飛行中，其平衡狀態(tài)不是一成不變的，經(jīng)常會(huì)因?yàn)楦鞣N因素（如燃油消耗、收放起落架、收放襟翼、發(fā)動(dòng)機(jī)推力改變或投擲炸彈等）的影響而遭到破壞，從而使飛機(jī)的平衡狀態(tài)發(fā)生變化。此時(shí)，駕駛員可以通過(guò)偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的操縱面來(lái)保持飛機(jī)的平衡，稱為配平。
飛機(jī)的穩(wěn)定性
對(duì)于飛機(jī)的配平而言，不平衡的力矩是由一些長(zhǎng)久作用的因素（如單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)）造成的，因而駕駛員適當(dāng)?shù)钠婢涂梢钥朔５酥?，飛機(jī)在飛行過(guò)程中，還常常會(huì)碰到一些偶然的、瞬時(shí)作用的因素，例如突風(fēng)的擾動(dòng)或偶而觸動(dòng)一下駕駛桿或腳蹬等，也會(huì)使飛機(jī)的平衡狀態(tài)遭到破壞。并且，在這種情況下，飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的變化比較劇烈，駕駛員很難加以控制，會(huì)影響預(yù)定任務(wù)的完成和飛行的安全。因此便對(duì)飛機(jī)本身提出了穩(wěn)定性的要求。
圖 2.4.8 圓球的3種穩(wěn)定狀態(tài)
(a) 穩(wěn)定 (b) 不穩(wěn)定 (c) 中立穩(wěn)定
所謂穩(wěn)定性，指飛機(jī)在飛行中偶然受外力干擾后不需要駕駛員的干預(yù)，靠自身特性恢復(fù)原來(lái)狀態(tài)的能力。
為了更好地說(shuō)明穩(wěn)定性的概念和分析具備穩(wěn)定性的條件，首先來(lái)研究圓球的穩(wěn)定問(wèn)題。如圖 2.4.8所示的3種情況，設(shè)圓球原來(lái)處于平衡狀態(tài)?，F(xiàn)在給它一個(gè)瞬時(shí)小擾動(dòng)，例如推它一下，使其偏離平衡狀態(tài)，我們來(lái)討論在擾動(dòng)去除后，圓球是否能回到原來(lái)的平衡狀態(tài)。
圖 2.4.8(a)所示的圓球，在擾動(dòng)取消后，其在弧形槽中經(jīng)過(guò)若干次來(lái)回?cái)[動(dòng)，最后自動(dòng)地恢復(fù)到原來(lái)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(dòng)取消后，其沿弧形坡道滾下，離原來(lái)的平衡位置越來(lái)越遠(yuǎn)，不能自動(dòng)地恢復(fù)到原來(lái)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(dòng)取消后，就停在擾動(dòng)消失時(shí)的位置，既不繼續(xù)偏離原來(lái)的平衡位置，也不自動(dòng)地恢復(fù)到原來(lái)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(huì)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(duì)圓球與弧形曲線的接觸點(diǎn)(支持點(diǎn))形成一個(gè)力矩，該力矩使圓球具有自動(dòng)恢復(fù)到其原來(lái)平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。這種力矩稱為穩(wěn)定力矩或恢復(fù)力矩。同時(shí)，圓球在弧形曲線上運(yùn)動(dòng)的阻力也對(duì)其支持點(diǎn)形成一個(gè)力矩，但其方向和圓球運(yùn)動(dòng)方向相反，起到阻止擺動(dòng)的作用，稱為阻轉(zhuǎn)力矩或阻尼力矩，在此力矩作用下，圓球的擺幅越來(lái)越小，最后停止在原來(lái)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(duì)圓球與弧形曲線的接觸點(diǎn)(支持點(diǎn))形成一個(gè)力矩，該力矩使圓球繼續(xù)偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，是不穩(wěn)定力矩。因此圓球不能自動(dòng)回到原來(lái)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(duì)支持點(diǎn)不形成任何力矩，圓球既不繼續(xù)加大偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，也不會(huì)自動(dòng)回到原來(lái)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(dòng)后能夠產(chǎn)生穩(wěn)定力矩，使物體具有自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)平衡狀態(tài)的趨勢(shì)；其次是在恢復(fù)過(guò)程中同時(shí)產(chǎn)生阻尼力矩，保證物體最終恢復(fù)到原來(lái)平衡狀態(tài)。
對(duì)飛機(jī)來(lái)說(shuō)，其穩(wěn)定與否，和上述圓球的情況在實(shí)質(zhì)上是類(lèi)似的。如果在飛行中，飛機(jī)由于外界瞬時(shí)微小擾動(dòng)而偏離了平衡狀態(tài)，這時(shí)若在飛機(jī)上能夠產(chǎn)生穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，同時(shí)在飛機(jī)擺動(dòng)過(guò)程中，又能產(chǎn)生阻尼力矩，那么飛機(jī)就能像圖 2.4.8(a)所示的圓球一樣，無(wú)須駕駛員的干預(yù)就能自動(dòng)地恢復(fù)到原來(lái)的平衡狀態(tài)，因而是穩(wěn)定的，或者說(shuō)飛機(jī)具有穩(wěn)定性；反之，若飛機(jī)偏離平衡狀態(tài)后產(chǎn)生的是不穩(wěn)定力矩，那么飛機(jī)就會(huì)像圖2.4.8(b)所示的圓球一樣越來(lái)越偏離原來(lái)的平衡位置，因而是不穩(wěn)定的，也就是沒(méi)有穩(wěn)定性。顯然，為了保證飛行安全和便于操縱，飛機(jī)應(yīng)當(dāng)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(dòng)穩(wěn)定性。如果飛機(jī)在外界瞬時(shí)擾動(dòng)的作用下偏離平衡狀態(tài)，在最初瞬間所產(chǎn)生的是恢復(fù)力矩，使飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，則稱飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性；反之，若產(chǎn)生的是不穩(wěn)定力矩，飛機(jī)便沒(méi)有自動(dòng)恢復(fù)到平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，故稱為沒(méi)有靜穩(wěn)定性。靜穩(wěn)定性只表明飛機(jī)在外界擾動(dòng)作用后的最初瞬間有無(wú)自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，并不能說(shuō)明飛機(jī)能否最終恢復(fù)到原來(lái)的平衡狀態(tài)。研究飛機(jī)在外界瞬時(shí)擾動(dòng)作用下，整個(gè)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)過(guò)程的問(wèn)題，稱為飛機(jī)的動(dòng)穩(wěn)定性。
飛機(jī)的靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性之間有著非常密切的關(guān)系。一般來(lái)說(shuō)，只要恰當(dāng)?shù)剡x擇靜穩(wěn)定性的大小，就能保證獲得良好的動(dòng)穩(wěn)定特性。限于課程性質(zhì)，下面主要介紹飛機(jī)的靜穩(wěn)定性問(wèn)題。
飛機(jī)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(jī)的縱向穩(wěn)定
飛行中，當(dāng)飛機(jī)受到微小擾動(dòng)而偏離其縱向平衡狀態(tài)，并在擾動(dòng)去除瞬間，飛機(jī)不經(jīng)駕駛員操縱就具有自動(dòng)地恢復(fù)到原來(lái)平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，則稱飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性。
飛機(jī)是否有靜穩(wěn)定性，主要取決于飛機(jī)本身的特性，取決于飛機(jī)平衡狀態(tài)破壞后，飛機(jī)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(jié)果。如果前者大于后者，飛機(jī)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(dāng)迎角改變時(shí)，機(jī)翼升力亦改變，升力增量的作用點(diǎn)，即為機(jī)翼的焦點(diǎn)。對(duì)目前常用的翼型來(lái)說(shuō)，亞音速時(shí)焦點(diǎn)位于離翼型前緣大約（22～25）%弦長(zhǎng)的地方，而在超音速時(shí)則增加到（40～50）%。
圖 2.4.9飛機(jī)各部分的附加升力
同樣，當(dāng)迎角改變時(shí)，機(jī)身、尾翼等所引起的升力增量亦作用在機(jī)身和尾翼的焦點(diǎn)上，如圖 2.4.9所示。從該圖可看出，由于機(jī)翼、機(jī)身的焦點(diǎn)都在飛機(jī)重心的前面，因而升力增量對(duì)重心形成一個(gè)使機(jī)頭更加上仰的不穩(wěn)定力矩，但水平尾翼焦點(diǎn)遠(yuǎn)在重心之后，因此尾翼上的升力增量對(duì)重心形成的是使機(jī)頭下俯的穩(wěn)定力矩，若后者大于前者，飛機(jī)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(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性。
圖 2.4.10 重心位置與靜穩(wěn)定性的關(guān)系
(a) 重心位于焦點(diǎn)之前，縱向靜穩(wěn)定 (b) 重心位于焦點(diǎn)之后，縱向靜不穩(wěn)定
當(dāng)迎角變化時(shí)，飛機(jī)各個(gè)部件的升力都要改變。飛機(jī)各個(gè)部件升力增量的合力的作用點(diǎn)，稱為飛機(jī)的焦點(diǎn)，換句話說(shuō)，飛機(jī)焦點(diǎn)就是迎角變化而引起的整個(gè)飛機(jī)升力增量的作用點(diǎn)。機(jī)翼、機(jī)身、尾翼的焦點(diǎn)都不隨迎角改變，飛機(jī)的焦點(diǎn)也不隨迎角而改變。
飛機(jī)重心和飛機(jī)焦點(diǎn)之間的相互位置，決定了飛機(jī)是否具有縱向靜穩(wěn)定性。若飛機(jī)重心位于焦點(diǎn)之前，如圖 2.4.10(a)所示，則在飛機(jī)受到外界擾動(dòng)后，例如迎角增加了Δα，那么在飛機(jī)的焦點(diǎn)上，就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)向上的升力增量ΔL，它對(duì)飛機(jī)重心形成使機(jī)頭下俯的靜穩(wěn)定力矩ΔMy1，使飛機(jī)具有逐漸消除Δα而自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)平衡迎角的趨勢(shì)，即飛機(jī)是靜穩(wěn)定的。反之，若飛機(jī)重心位于其焦點(diǎn)之后，如圖2.4.10(b)所示，升力增量對(duì)重心所形成的是不穩(wěn)定的上仰力矩ΔMy2，使飛機(jī)迎角越來(lái)越大而沒(méi)有自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)平衡迎角的趨勢(shì)，因此飛機(jī)是靜不穩(wěn)定的。由此可以得出一個(gè)重要結(jié)論：飛機(jī)的重心若位于飛機(jī)焦點(diǎn)之前，飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性；否則，飛機(jī)便不具備縱向靜穩(wěn)定性。
亞音速飛行時(shí)，飛機(jī)的焦點(diǎn)是固定不變的，而飛機(jī)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(dòng)。如果飛機(jī)重心原來(lái)位于飛機(jī)焦點(diǎn)之前，飛機(jī)是靜穩(wěn)定的。但由于上述原因，飛機(jī)重心逐漸向后移動(dòng)，靜穩(wěn)定性逐漸降低。當(dāng)重心后移到飛機(jī)焦點(diǎn)之后時(shí)，就產(chǎn)生了質(zhì)的變化，原來(lái)靜穩(wěn)定的飛機(jī)轉(zhuǎn)化為失去靜穩(wěn)定性的飛機(jī)。這也是為什么對(duì)飛機(jī)重心變化范圍要有嚴(yán)格限制的原因。
焦點(diǎn)的位置取決于機(jī)翼形狀、機(jī)身長(zhǎng)度，特別是機(jī)翼和尾翼的位置與尺寸。在進(jìn)行常規(guī)飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，首先要合理地安排飛機(jī)重心的位置，并恰當(dāng)?shù)剡x擇水平尾翼的位置和面積等參數(shù)，以確保飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性。
現(xiàn)代飛機(jī)采用主動(dòng)控制技術(shù)，允許飛機(jī)縱向靜不穩(wěn)定，即允許飛機(jī)重心位于焦點(diǎn)之后。對(duì)于不穩(wěn)定的飛機(jī)，隨著迎角的增加，平尾靠自動(dòng)器上偏量增加，增大低頭力矩，使飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定。這樣，設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)就不一定花力氣把飛機(jī)重心配到焦點(diǎn)之前，尾翼也不要很大的面積，從而可以大大減輕飛機(jī)的重量，提高飛機(jī)性能。
飛機(jī)的方向穩(wěn)定
在飛行中，飛機(jī)受微小擾動(dòng)而使航向平衡狀態(tài)遭到破壞，并在擾動(dòng)消失瞬間，飛機(jī)能不經(jīng)駕駛員操縱就有自動(dòng)地恢復(fù)到原來(lái)航向平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，則稱飛機(jī)具有航向靜穩(wěn)定性。
飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性主要由垂直尾翼來(lái)保證。
如圖 2.4.11所示，飛機(jī)原來(lái)處于方向平衡狀態(tài)，由于外界擾動(dòng)而使飛機(jī)偏離了原來(lái)的航向，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)會(huì)產(chǎn)生了左側(cè)滑，而機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)會(huì)產(chǎn)生了右側(cè)滑。飛行速度與飛機(jī)參考面之間的夾角稱為側(cè)滑角，用β表示。當(dāng)飛行速度沿橫軸的分量為正時(shí)側(cè)滑角為正（圖2.4.11所示的側(cè)滑角為負(fù)）。在有側(cè)滑的情況下，在垂直尾翼上便產(chǎn)生了側(cè)向力ΔY，該力對(duì)飛機(jī)重心形成消除側(cè)滑角β的方向靜穩(wěn)定力矩ΔMz，使飛機(jī)有自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)β=0（無(wú)側(cè)滑）的方向平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。由于方向靜穩(wěn)定性的性質(zhì)猶如風(fēng)標(biāo)之對(duì)風(fēng)，所以也稱風(fēng)標(biāo)靜穩(wěn)定性。
圖 2.4.11垂直尾翼與航向穩(wěn)定
1—垂直尾翼 O—飛機(jī)重心
圖 2.4.12機(jī)翼上反角與橫向穩(wěn)定
O—飛機(jī)重心
飛機(jī)的橫向穩(wěn)定
在飛行中，飛機(jī)受微小擾動(dòng)而使橫向平衡狀態(tài)遭到破壞，并在擾動(dòng)消失瞬間，飛機(jī)不經(jīng)駕駛員操縱就具有自動(dòng)地恢復(fù)到原來(lái)橫向平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，則稱飛機(jī)具有橫向靜穩(wěn)定性；反之，就沒(méi)有橫向靜穩(wěn)定性。
保證飛機(jī)橫向靜穩(wěn)定性的主要因素是機(jī)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(jī)，當(dāng)其受到微小擾動(dòng)而向右傾斜時(shí)(反之亦然)，總升力也隨之傾斜，從而與重力G構(gòu)成向右的側(cè)力R，飛機(jī)便沿著R所指的方向向右產(chǎn)生側(cè)滑，形成正的側(cè)滑角β，如圖 2.4.13(a)所示。
機(jī)翼上反角Г的作用 飛機(jī)由于擾動(dòng)向右傾斜而引起右側(cè)滑時(shí)，由于機(jī)翼上反角的作用，相對(duì)氣流同右機(jī)翼之間所形成的迎角α1，要大于左機(jī)翼迎角α2，如圖 2.4.12所示。這樣，右機(jī)翼的升力L1也就大左機(jī)翼的升力L2，所以能產(chǎn)生示飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩ΔMx，從而起到橫向靜穩(wěn)定的作用。
機(jī)翼后掠角Λ的作用 飛機(jī)由于擾動(dòng)向右傾斜而引起右側(cè)滑時(shí)，氣流對(duì)右機(jī)翼的有效分速v1(即垂直焦點(diǎn)線的分速)就比左機(jī)翼分速v3大得多。顯然，右機(jī)翼的升力L1也就大左機(jī)翼的升力L2，所以能產(chǎn)生示飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩ΔMx，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(qiáng)。如果后掠角很大（如—些超音速大后掠翼戰(zhàn)斗機(jī)），就可能導(dǎo)致過(guò)分的橫向靜穩(wěn)定性。過(guò)分的橫向靜穩(wěn)定會(huì)影響飛機(jī)的動(dòng)穩(wěn)定性和滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)性，所以通常采用下反角予以緩解。
垂直尾翼的作用 當(dāng)飛機(jī)(不論何種原因)出現(xiàn)側(cè)滑角β時(shí)，在垂直尾翼上就會(huì)產(chǎn)生側(cè)力ΔY，它不但能為航向提供恢復(fù)力矩，而且由于垂直尾翼一般都裝在機(jī)身的上面，所以還有滾轉(zhuǎn)力矩ΔMx。不難看出它也是一個(gè)橫向恢復(fù)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(jī)的橫向靜穩(wěn)定性與方向靜穩(wěn)定性都是在飛機(jī)有了側(cè)滑這個(gè)條件后，通過(guò)垂直尾翼、機(jī)翼上反角、機(jī)翼后掠角等產(chǎn)生恢復(fù)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(cè)靜穩(wěn)定性”，它們必須搭配適當(dāng)，才能使飛機(jī)有良好的橫向和方向動(dòng)穩(wěn)定性。
圖 2.4.13 機(jī)翼后掠角與垂尾對(duì)橫向穩(wěn)定性的作用
va—陣風(fēng)vb—側(cè)滑速度vc—相對(duì)風(fēng)速
L1—右機(jī)翼升力 L2—左機(jī)翼升力ΔY—垂為側(cè)向力ΔMx—恢復(fù)力矩
2.4.4 飛機(jī)的操縱性
飛機(jī)不僅應(yīng)有自動(dòng)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(jī)的操縱性，是指飛機(jī)對(duì)駕駛員操縱做出反應(yīng)、改變其飛行狀態(tài)的特性，也就是飛機(jī)按照駕駛員的意圖做各種動(dòng)作的能力。操縱性的好壞與飛機(jī)穩(wěn)定性的大小有密切關(guān)系，穩(wěn)定性太大，也就是說(shuō)飛機(jī)保持原有平衡狀態(tài)的能力越強(qiáng)，則要改變它也就越不容易，操縱起來(lái)也就越費(fèi)勁。若穩(wěn)定性過(guò)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(guān)系。
飛機(jī)在空中飛行時(shí)的操縱，是通過(guò)三個(gè)主航面（操縱面）——升降舵（有時(shí)是全動(dòng)平尾）、方向舵和副翼來(lái)實(shí)現(xiàn)的。駕駛員坐在駕駛艙中，通過(guò)駕駛桿和腳蹬或者自動(dòng)駕駛儀等控制設(shè)備偏轉(zhuǎn)這三個(gè)主操縱面，使飛機(jī)繞其縱軸、橫軸和豎軸轉(zhuǎn)動(dòng)，從而改變飛機(jī)的飛行姿態(tài)。如果飛行員用適當(dāng)?shù)牧Σ倏v駕駛桿或腳蹬使操縱面偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)很快做出反應(yīng)，按駕駛員的意圖改變飛行姿態(tài)，那么，這架飛機(jī)就具有良好的操縱性。如果反應(yīng)遲鈍，那就是操縱性不好。
各個(gè)操縱面控制飛機(jī)的原理都是一樣的，即通過(guò)操縱面的偏轉(zhuǎn)改變升力面上的空氣動(dòng)力，增加或減少的空氣動(dòng)力相對(duì)于飛機(jī)重心產(chǎn)生一個(gè)使飛機(jī)按需要改變飛行姿態(tài)的附加力矩。
同穩(wěn)定性一樣，飛機(jī)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(jī)的縱向操縱
當(dāng)駕駛員操縱駕駛桿或通過(guò)自動(dòng)駕駛儀等偏轉(zhuǎn)升降舵（或全動(dòng)平尾）之后，飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)而改變其迎角、速度等飛行狀態(tài)的特性，稱為飛機(jī)的縱向操縱性。
飛機(jī)的縱向操縱，依靠位于機(jī)身尾部的裝在水平安定面后緣的升降舵或全動(dòng)平尾來(lái)進(jìn)行。駕駛桿通過(guò)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)（拉桿或鋼、液壓助力器、舵機(jī)等）與升降舵相連，如圖 2.4.14(d)所示。
在飛機(jī)穩(wěn)定飛行的情況下，當(dāng)駕駛員想讓飛機(jī)抬頭爬升時(shí)，可以用手向后拉駕駛桿。駕駛桿通過(guò)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)使升降舵或全動(dòng)平尾向上偏轉(zhuǎn)，從而改變水平尾翼的彎度(向下拱起)，使之產(chǎn)生一個(gè)向下的附加力ΔL1，ΔL1相對(duì)飛機(jī)重心O產(chǎn)生一個(gè)使飛機(jī)抬頭的力矩ΔM1；在ΔM1作用下飛機(jī)繞橫軸Oy轉(zhuǎn)動(dòng)并抬頭，迎角增大，導(dǎo)致飛機(jī)的升力系數(shù)CL加大，升力隨之增加并大于飛機(jī)重力，飛機(jī)開(kāi)始爬升，如圖 2.4.14(b)所示。反之，如果駕駛員想讓飛機(jī)低頭下降，可以用手向前推駕駛桿。駕駛桿通過(guò)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)使升降舵向下偏轉(zhuǎn)，從而改變尾翼的彎度(向上供起)，使之產(chǎn)生一個(gè)向上的附加力ΔL2，ΔL2相對(duì)飛機(jī)重心O產(chǎn)生一個(gè)使飛機(jī)低頭的力矩ΔM2，在ΔM2作用下飛機(jī)繞橫軸Oy轉(zhuǎn)動(dòng)并低頭，迎角減小導(dǎo)致飛機(jī)的升力系數(shù)CL減小，升力隨之減小并小于飛機(jī)的重力，飛機(jī)開(kāi)始下降，如圖2.4.14(c)所示。升降舵一般可上偏30?，下偏20?。
(d)
圖 2.4.14飛機(jī)的縱向操縱原理
O—飛機(jī)重心
1—升降舵2—駕駛桿3,4—傳動(dòng)機(jī)構(gòu)
顯然，當(dāng)舵面向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，舵面上產(chǎn)生的附加升力ΔL’對(duì)升降舵的旋轉(zhuǎn)軸亦形成力矩ΔMh，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(duì)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(píng)定操縱性好壞的一個(gè)最重要指標(biāo)，是駕駛員借以感覺(jué)來(lái)掌握操縱份量的重要依據(jù)。
圖 2.4.15 舵面的鉸鏈力矩
圖 2.4.16 調(diào)整片原理
在飛行中，升降舵有時(shí)總要有一定的偏角（其他舵面也一樣，有時(shí)可能會(huì)有很大的偏角），因而飛行員對(duì)駕駛桿始終要保持一定的桿力，這在長(zhǎng)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(gè)小舵，稱為調(diào)整片。當(dāng)升降舵向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛行員可操縱調(diào)整片向下偏轉(zhuǎn)，于是在調(diào)整片上產(chǎn)生向上的空氣動(dòng)力R(見(jiàn)圖 2.4.16)，該力對(duì)升降舵轉(zhuǎn)動(dòng)軸形成的鉸鏈力矩ΔMh2，與升降舵上的氣動(dòng)力形成的鉸鏈力矩ΔMh1方向相反，若使二者大小亦相等時(shí)，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(kāi)駕駛桿進(jìn)行飛行。
飛機(jī)的方向操縱
當(dāng)駕駛員操縱方向舵之后，飛機(jī)繞豎軸轉(zhuǎn)動(dòng)而改變其側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性，稱為方向操縱性。
(c)
(d)
圖 2.4.17飛機(jī)的方向操縱原理
1—方向舵 O—飛機(jī)重心
圖 2.4.18飛機(jī)的橫向操縱原理
1—駕駛桿2—右副翼3—左副翼
O—飛機(jī)重心
飛機(jī)的方向操縱，依靠位于機(jī)身尾部的裝在垂且安定面后緣的方向舵來(lái)實(shí)現(xiàn)。駕駛員的腳蹬通過(guò)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)與方向舵相連，如圖 2.4.17(c)所示。
設(shè)飛機(jī)原來(lái)處于方向平衡狀態(tài)作無(wú)側(cè)滑直線飛行，駕駛員用右腳蹬舵，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，在垂直尾翼上產(chǎn)生向左的側(cè)向力ΔY，該力對(duì)飛機(jī)重心形成使機(jī)頭向右轉(zhuǎn)的航向操縱力矩ΔMz，使飛機(jī)產(chǎn)生向左的側(cè)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(zhuǎn)，飛機(jī)產(chǎn)生向右的側(cè)滑。
同樣，方向舵上一般也要安裝調(diào)整片。
飛機(jī)的橫向操縱
當(dāng)駕駛員操縱駕駛桿偏轉(zhuǎn)副翼之后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)或改變其滾轉(zhuǎn)角速度和傾斜角等飛行狀態(tài)的特性，稱為飛機(jī)的橫向操縱性。
橫向操縱主要通過(guò)副翼來(lái)實(shí)現(xiàn)。駕駛員向左壓桿，則左副翼向上偏轉(zhuǎn)，左翼升力減?。欢腋币硐蛳缕D(zhuǎn)，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(jī)翼升力之差對(duì)飛機(jī)縱軸形成的滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)。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(jī)便向左滾轉(zhuǎn)。
駕駛員壓桿行程愈大，副翼偏角亦愈大，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角速度亦越大。
在副翼上亦裝有調(diào)整片
飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性必須是駕駛員認(rèn)為滿意的，即在穩(wěn)定飛行時(shí)，駕駛員不必干預(yù)而飛機(jī)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(jī)改變狀態(tài)時(shí)，駕駛員通過(guò)駕駛桿和腳蹬，不用花費(fèi)很大力氣，就可以達(dá)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(jiǎn)稱為桿力）既不能大重，也不能太輕。太重了，花費(fèi)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(guò)頭，損壞飛機(jī)結(jié)構(gòu)?？傊?，飛機(jī)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(dá)到此目的，世界上航空科學(xué)技術(shù)先進(jìn)的國(guó)家已進(jìn)行了大量的飛行試驗(yàn)，并且還在不斷進(jìn)行新飛機(jī)的地面模擬和空中模擬試驗(yàn)及理論分析，積累了大量的資料和數(shù)據(jù)，總結(jié)出了一套完整的設(shè)計(jì)要求，稱為“飛機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范”，作為飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的設(shè)計(jì)依據(jù)。我國(guó)也已編制了自己的飛機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范，以適應(yīng)自行設(shè)計(jì)飛機(jī)的需要。
