三翼面布局的操縱穩(wěn)定性

1、三翼面布局的操縱穩(wěn)定性三翼面布局的操縱穩(wěn)定性飛行力學(xué)綜合作業(yè)（二）ii摘要：飛機(jī)的氣動(dòng)布局是指飛機(jī)的各翼面，如主翼、尾翼等，是如何放置的。目前常見(jiàn)的布局有常規(guī)布局、鴨式布局、飛翼布局、三翼面、連翼布局等等。飛機(jī)的穩(wěn)定性、操縱性和機(jī)動(dòng)性等與飛機(jī)的氣動(dòng)布局密切相關(guān)。本文以三翼面布局為基礎(chǔ)，通過(guò)與常規(guī)布局和鴨式布局進(jìn)行對(duì)比，對(duì)三翼面布局的飛機(jī)操縱性能進(jìn)行了討論。本文首先簡(jiǎn)要介紹了三翼面飛機(jī)，接著對(duì)三翼面布局的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了討論。然后，分析了三翼面飛機(jī)實(shí)現(xiàn)靜穩(wěn)定性的方法，即保證Cm0>0，Cm<0的措施。之后，文章從三翼面的配平阻力和配平升力兩方面討論了其配平損失，比較了常規(guī)布局、鴨翼布局和

2、三翼面的操縱效率、配平舵偏角和每g舵偏角。本文還討論了放寬靜穩(wěn)定性的好處，闡述了三翼面布局在放寬靜穩(wěn)定性方面的優(yōu)勢(shì)。由于三翼面飛機(jī)一大特點(diǎn)是可以實(shí)現(xiàn)直接力控制，本文最后介紹了三翼面飛機(jī)的直接力控制技術(shù)。目錄一、三翼面飛機(jī)的簡(jiǎn)介1二、三翼面布局的優(yōu)勢(shì)與缺點(diǎn)2三、三翼面飛機(jī)的靜穩(wěn)定性51、保證Cm0>0的措施52、保證Cm<0的措施6四、三翼面布局的配平損失81、配平阻力82、配平升力9五、三翼面布局的靜操縱性101、操縱效率102、配平舵偏角103、每g舵偏角13六、放寬靜穩(wěn)定性14七、三翼面布局與直接力控制16八、結(jié)論17圖目錄圖 1 蘇-33圖1圖 2 平尾和鴨翼產(chǎn)生升力對(duì)比2圖

3、 3 氣動(dòng)載荷分配比較圖3圖 4 方案一零迎角時(shí)各翼面的升力5圖 5 方案二零迎角時(shí)各翼面升力6圖 6 殲156圖 7 不同氣動(dòng)布局的誘導(dǎo)阻力因子8圖 8 三翼面布局的縱向平衡9圖 9 常規(guī)布局配平舵偏角與配平升力系數(shù)關(guān)系11圖 10 常規(guī)布局配平升力線11圖 11 鴨翼布局配平舵偏角與配平升力系數(shù)關(guān)系12圖 12 鴨翼布局升力線12圖 13 三翼面和鴨式布局的配平14圖 14 直接力控制垂直位移圖16一、三翼面飛機(jī)的簡(jiǎn)介在常規(guī)布局的飛機(jī)主翼前機(jī)身兩側(cè)增加一對(duì)鴨翼的布局即為三翼面布局。三翼面布局形式最早出現(xiàn)在六十年代初，米高揚(yáng)設(shè)計(jì)局由米格-21改型而得的E-6T3和E-8試驗(yàn)機(jī)。三翼面的采用使

4、得飛機(jī)機(jī)動(dòng)性得到提高，而且宜于實(shí)現(xiàn)直接力控制達(dá)到對(duì)飛行軌跡的精確控制，同時(shí)使飛機(jī)在載荷分配上也更趨合理。目前，采用三翼面布局的戰(zhàn)機(jī)不多，主要有俄羅斯的蘇-33，蘇34、蘇37和蘇-47，米格-1.44試驗(yàn)機(jī)，中國(guó)的殲-15等。圖1展示的就是三翼面布局的蘇-33。圖 1 蘇-33圖二、三翼面布局的優(yōu)勢(shì)與缺點(diǎn)由于三翼面是鴨翼與常規(guī)布局的組合，所以，在討論三翼面布局的優(yōu)缺點(diǎn)時(shí)，我們先討論鴨翼布局的優(yōu)缺點(diǎn)。我們知道，為了使飛機(jī)滿足靜穩(wěn)定性要求，必須有Cm0>0。但一般而言，飛機(jī)主翼具有正彎度，這使得主翼Cm0<0。因此，平尾應(yīng)提供一個(gè)負(fù)升力，產(chǎn)生相應(yīng)的抬頭力矩，從而是整機(jī)的Cm0>0

5、。而對(duì)于鴨式布局，為產(chǎn)生相應(yīng)的抬頭力矩，鴨翼產(chǎn)生的是正升力。原理可見(jiàn)圖2。圖 2 平尾和鴨翼產(chǎn)生升力對(duì)比鴨翼不僅能彌補(bǔ)了常規(guī)布局導(dǎo)致的升力損失，近距鴨翼產(chǎn)生的脫體渦對(duì)機(jī)翼形成有利干擾，延緩了附面層的分離，增大了升力。對(duì)于相同重量的飛機(jī)，由于鴨式布局產(chǎn)生升力大，故產(chǎn)生相同的升力鴨式布局迎角較小，阻力較小，所以，鴨式布局具有較大的升阻比。由于鴨式布局的控制力矩方向是和升力的增加方向是相同的，故鴨式布局有很好的敏捷性。比如，鴨式布局在向上拉升時(shí)，鴨翼可產(chǎn)生正升力來(lái)抬高機(jī)頭。而同樣情況下，常規(guī)布局的平尾則是需要產(chǎn)生負(fù)升力。此外，大迎角飛行時(shí)，鴨翼的迎角一般大于機(jī)翼的迎角，鴨翼首先出現(xiàn)氣流分離，導(dǎo)致飛機(jī)

6、低頭，使鴨式飛機(jī)不易失速，有利于飛行安全。但是，鴨翼布局也有一些缺點(diǎn)：影響正面隱形性能，因?yàn)槌Ｒ?guī)布局主翼可以把尾翼遮擋??；控制復(fù)雜，尤其是靜不穩(wěn)定的鴨式布局電傳系統(tǒng)的控制律非常復(fù)雜；配平難度比較大。 有了對(duì)鴨翼優(yōu)缺點(diǎn)的基本認(rèn)識(shí)之后，再看三翼面。總的來(lái)說(shuō)，三翼面具有以下優(yōu)點(diǎn)：（1）同鴨翼一樣，由于前翼的作用，三翼面減小了配平升力損失，增加了升阻比。同時(shí)，前翼的脫體渦的有利干擾作用使主翼升力加大。（2）三翼面布局可以減輕機(jī)翼上的載荷，使飛機(jī)載荷更為均衡合理。這是因?yàn)槌Ｒ?guī)二翼面飛機(jī)平尾上的升力往往是負(fù)升力，而三翼面飛機(jī)前翼、水平尾翼均可產(chǎn)生正升力，使機(jī)翼載荷減少。這樣機(jī)翼的尺寸、質(zhì)量變小，盡管增加了

7、前翼以及操縱系統(tǒng)，如果在設(shè)計(jì)時(shí)將機(jī)翼合理設(shè)計(jì)，那么三翼面布局飛機(jī)的尺寸和質(zhì)量較二翼面會(huì)減少，因此，可以減小結(jié)構(gòu)質(zhì)量。假如從飛機(jī)設(shè)計(jì)的開(kāi)始就考慮三翼面布局，便可得到一架質(zhì)量更小的飛機(jī)。如圖3。圖 3 氣動(dòng)載荷分配比較圖（3）試飛表明，三翼面布局可大大改善飛機(jī)的起降性能。在起飛，三翼面布局可使飛機(jī)在不失去平衡時(shí)得到最大升力，其增升裝置氣動(dòng)效率高，可以很容易在增升裝置放下、收起時(shí)平衡其產(chǎn)生的附加力矩而不改變飛機(jī)狀態(tài)。降落時(shí)，全動(dòng)前翼即成為減速板，可縮短滑跑距離。因此，三翼面使飛機(jī)具有更大的起飛著陸安全性。（4）三翼面由于加裝前翼，全機(jī)焦點(diǎn)前移，飛機(jī)放寬了靜穩(wěn)定性，提高了機(jī)動(dòng)性能。采用多余度數(shù)字式電傳

8、操縱系統(tǒng)能適應(yīng)其變化，通過(guò)計(jì)算機(jī)對(duì)三個(gè)舵面及襟副翼的同向轉(zhuǎn)動(dòng)或差動(dòng)協(xié)調(diào)控制，自動(dòng)保證飛機(jī)的穩(wěn)定性，既靈活機(jī)動(dòng)又穩(wěn)定。而二翼面的操縱往往相對(duì)滯后，反應(yīng)遲鈍。（5）三翼面布局可使飛機(jī)的可靠性安全性增加。在大迎角時(shí)總是先于主翼發(fā)生氣流分離，避免了因?yàn)橹饕硎賹?dǎo)致的飛機(jī)失控與進(jìn)入尾旋，因此三翼面布局有更強(qiáng)的抗失速、抗尾旋能力。當(dāng)飛機(jī)遇到強(qiáng)擾動(dòng)氣流（如陣風(fēng)，暴風(fēng)雨等），特別是遇到風(fēng)切變時(shí)，三個(gè)翼面均能產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)阻尼, 使氣流擾動(dòng)迅速衰減。在紊流大氣中低空飛行時(shí)，前翼能有效防止縱向擺動(dòng)與抖振。提高了飛機(jī)的穩(wěn)定性，安全性和乘座舒適度。（6）三翼面布局飛機(jī)能更有效地實(shí)現(xiàn)直接力控制。增加一個(gè)前翼操縱自由度，它與機(jī)

9、翼的前、后緣襟翼及水平尾翼結(jié)合在一起可進(jìn)行立軸和橫軸方向的直接力控制，從而達(dá)到對(duì)飛行軌跡的精確控制。這就使戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)能力擴(kuò)展到一個(gè)新的領(lǐng)域，無(wú)論在空空格斗或空地攻擊中，都能創(chuàng)造出前所未有的機(jī)會(huì)，顯著提高作戰(zhàn)效能和生存力。（8）加了前翼之后，易于采用先進(jìn)的控制技術(shù)。由于采用三翼面布局的飛機(jī)靜不穩(wěn)定性大大增加，需要采用電傳操縱才能進(jìn)行，由于其配平和控制升力方向與推力矢量方向一致，因此更容易與推力矢量相結(jié)合。 但三翼面也存在下述缺點(diǎn)：（1）由于增加了前翼，三翼面布局隱身性能較差。（2）控制復(fù)雜，配平難度大。（3）三翼面布局雖有旋渦有利干擾的優(yōu)點(diǎn)，但當(dāng)迎角增大到一定程度后, 旋渦會(huì)發(fā)生破裂，導(dǎo)致穩(wěn)定

10、性和操縱性的突然變化以及氣動(dòng)力非線性的產(chǎn)生。三、三翼面飛機(jī)的靜穩(wěn)定性1、保證Cm0>0的措施由前面部分的討論已知，一般而言，正彎度的機(jī)翼在迎角為零時(shí)提供了一個(gè)負(fù)的俯仰力矩。為保證Cm0>0，常規(guī)布局使平尾有一個(gè)負(fù)的安裝角，平尾產(chǎn)生負(fù)升力，對(duì)重心取矩大于零，使整機(jī)的俯仰力矩大于零。常規(guī)布局的Cm0表達(dá)式為Cm0=Cm0wb+atVH0+it1-ataStS1-可見(jiàn)，it越大（這里把負(fù)安裝角記為正，即it和一般的安裝角符號(hào)相反），Cm0越大。鴨翼布局則使鴨翼有一個(gè)正的安裝角，鴨翼提供正升力，產(chǎn)生抬頭力矩，使整機(jī)Cm0>0。和常規(guī)布局相比較，鴨翼布局Cm0的表達(dá)式Cm0=acVc-

11、ic1-acaScS+Cm0wb（忽略主翼對(duì)鴨翼的上洗和鴨翼對(duì)主翼下洗影響）這里下標(biāo)c為canard（前翼），ac表示前翼升力線斜率，Vc為前翼尾容量，Sc為前翼面積，而ic為前翼安裝角。由表達(dá)式中可以看出-ic越大（即前翼正的安裝角越大），Cm0越大。對(duì)于三翼面飛機(jī)，根據(jù)前面的分析，可以得到Cm0的表達(dá)式為Cm0=acVc-ic1-acaScS+Cm0wb+atVH0+it1-ataStS1-由表達(dá)式可知，為了保證Cm0>0，可以增大前翼的尾容量和安裝角。當(dāng)平尾安裝角為負(fù)時(shí)，應(yīng)使增大平尾尾容量；當(dāng)安裝角為正時(shí)，應(yīng)減小平尾尾容量。對(duì)此，可以有兩種方案保證Cm0>0：一、對(duì)于前翼較大

12、的三翼面，平尾和前翼均可提供正升力。這種布局由于前翼足夠大，合理調(diào)整前翼、主翼和后翼的位置，能使前翼提供的抬頭力矩與主翼和位移提供的低頭力矩平衡，且能保證Cm0>0。如下圖4：圖 4 方案一零迎角時(shí)各翼面的升力二、有的三翼面前翼較小，前翼雖然可以提供正升力，但其主要作用是產(chǎn)生脫體渦，使得主翼升力增大。由于前翼面積較小，產(chǎn)生升力較小，其對(duì)重心的力矩不足以平衡主翼的零升力矩，平尾必須提供負(fù)升力。如圖5。圖 5 方案二零迎角時(shí)各翼面升力實(shí)際上，現(xiàn)在的三翼面飛機(jī)多采用的是方案二，比如殲15、蘇33等。如下圖6殲15，可以看出，其前翼相比主翼和后翼而言，是非常小的。圖 6 殲152、保證Cm<

13、;0的措施要保證飛機(jī)的靜穩(wěn)定性，除了保證Cm0>0外，還需保證Cm<0。對(duì)于常規(guī)布局飛機(jī)，有Cm=CL(h-hn)這里hn=hnwb+VHata(1-)可見(jiàn)，對(duì)于常規(guī)布局，平尾使飛機(jī)的焦點(diǎn)相對(duì)翼身融合體后移，使得Cm<0，有利于提高飛機(jī)的靜穩(wěn)定性。鴨式布局和三翼面Cm的表達(dá)式與常規(guī)布局是相同的，但焦點(diǎn)的位置發(fā)生了變化。對(duì)于鴨式布局布局hn=-Vcaca+hnwb可見(jiàn)，鴨翼布局的飛機(jī)由于鴨翼的作用，焦點(diǎn)相對(duì)于翼身融合體來(lái)說(shuō)是前移的，這將導(dǎo)致飛機(jī)的靜穩(wěn)定性大大減小。當(dāng)hn過(guò)小，導(dǎo)致h-hn>0，Cm>0，飛機(jī)將變?yōu)殪o不穩(wěn)定。因此，采用鴨式布局的飛機(jī)在獲得高升力的同時(shí)還

14、伴隨著高的俯仰力矩，導(dǎo)致飛機(jī)在大迎角條件容易出現(xiàn)的上仰發(fā)散趨勢(shì)。所以，鴨式布局具有操縱困難的缺點(diǎn)。而對(duì)于三翼面，焦點(diǎn)位置為hn=-Vcaca+hnwb+VHata(1-)因此，相比鴨翼而言，三翼面的焦點(diǎn)靠后，靜穩(wěn)定性有了較大的改善。這樣可以保證飛機(jī)重心有較大變化時(shí)，飛機(jī)仍然是靜穩(wěn)定的。四、三翼面布局的配平損失1、配平阻力1983年Butler以PM 經(jīng)典多翼面誘導(dǎo)阻力公式為基礎(chǔ)，對(duì)雙翼面和三翼面布局的誘導(dǎo)阻力Di作了比較。他的計(jì)算模型類似于小展弦比，大后掠角的當(dāng)代戰(zhàn)斗機(jī)，并且考慮了從不穩(wěn)定到穩(wěn)定的相當(dāng)大的靜穩(wěn)定裕度。計(jì)算了三種情況：氣動(dòng)效率因子e=1，CL=0.6的經(jīng)典情況的經(jīng)典情況；升力系數(shù)

15、CL=0.6的巡航情況；CL=1.0的機(jī)動(dòng)飛行情況。在后兩種情況下氣動(dòng)效率因子采用余弦公式近似。計(jì)算結(jié)果見(jiàn)下圖7：圖 7 不同氣動(dòng)布局的誘導(dǎo)阻力因子上圖中，CWT表示三翼面布局，WT為常規(guī)布局，CW為鴨式布局。K3表示以三翼面布局為基準(zhǔn)的比值。在e=1，CL=0.6時(shí)，WT的Di比CWT小1.5%2.4%。并且隨著靜穩(wěn)定裕度變化很小，而CW的Di則在10%20%的靜穩(wěn)定裕度時(shí)比CWT要大14%20%。在CL=0.6的巡航情況時(shí)，CWT的Di比WT小8%10%，而比CW小15%23%。在CL=1.0時(shí)CW的Di則比WT小，而CWT的Di則比CW還要小。1984年Kendall證明了三翼面布局中，

16、如果前后平衡面相對(duì)于機(jī)翼的垂直間隔為零，翼展相等翼面上作用有大小相等方向相反的平衡載荷時(shí)，全機(jī)的平衡阻力為零。當(dāng)平衡載荷大小相同方向相反時(shí)，Lc+Lt=0。此時(shí)得到“理想”的誘導(dǎo)阻力。如果Lc+Lt為一較小的正值(載荷向上)，則可得到“最小”的誘導(dǎo)阻力。另外，三翼面布局飛機(jī)能在一定的重心移動(dòng)范圍內(nèi)，以很小的配平阻力作穩(wěn)定飛行，而正常式布局飛機(jī)僅在一個(gè)重心位置作穩(wěn)定飛行時(shí)才有最小的誘導(dǎo)阻力。對(duì)于鴨式布局，當(dāng)鴨翼作為平衡翼面且全機(jī)重心位置使誘導(dǎo)阻力最小時(shí)，飛機(jī)是不穩(wěn)定的。三翼面布局飛機(jī)在最小誘導(dǎo)阻力時(shí)，要求鴨翼及尾翼上的平衡載荷大小相等方向相反，理論上這個(gè)要求可以在任何一個(gè)重心位置上滿足（見(jiàn)圖8）

17、。如果重心前移，則鴨翼上的升力和尾翼上的負(fù)升力均可增加以平衡飛機(jī)的縱向力矩。圖 8 三翼面布局的縱向平衡總之，三翼面布局在所有重心位置時(shí)都具有穩(wěn)定性及最小誘導(dǎo)阻力；在巡航及大升力系數(shù)時(shí)的機(jī)動(dòng)情況下，誘導(dǎo)阻力的減小較明顯；雙翼面布局不可能在所有重心位置時(shí)都獲得最小誘導(dǎo)阻力；純鴨式布局具有較大的誘導(dǎo)阻力，它也不能在穩(wěn)定條件下獲得最小誘導(dǎo)阻力。2、配平升力相比常規(guī)布局，由于前翼可以提供正升力，因此，三翼面布局的配平升力損失減小。另外，三翼面布局可以很好的壓榨出襟翼的增升效果。因?yàn)榻笠碓谠錾耐瑫r(shí)往往會(huì)產(chǎn)生低頭力矩，如果用平尾配平就需要平尾產(chǎn)生負(fù)升力，這樣就會(huì)影響整機(jī)升力。但與平尾相比，鴨翼的配平能力

18、偏低，尤其是在放襟翼的情況下，無(wú)法提供足夠的抬頭力矩去平衡襟翼放下后所產(chǎn)生的低頭力矩。如果不放寬靜安定度，采用近距藕合鴨式布局的飛機(jī)（如瑞典Saab. 37 戰(zhàn)斗機(jī)），其后緣升降襟翼在起飛和降落狀態(tài)時(shí)，不但不能放下用于增升，反而需要向上偏轉(zhuǎn)七八度（當(dāng)平尾用），以幫助前翼配平飛機(jī)。而三翼面布局配平襟翼的低頭力矩則可以同時(shí)依靠前翼和平尾，既通過(guò)前翼提供了向上的升力，有通過(guò)平尾彌補(bǔ)了前翼配平能力的不足。通過(guò)三個(gè)翼面的相配合，可以得到最大的升力。五、三翼面布局的靜操縱性1、操縱效率三翼面布局提高了飛機(jī)的操縱效率，包括各類氣動(dòng)舵面如副翼、前后緣襟翼、平尾、方向舵等。由于在機(jī)翼前面布置有前翼，因此三翼面繼

19、承了鴨翼的優(yōu)點(diǎn)，通過(guò)鴨翼的有利旋渦干擾，顯著改善機(jī)翼的升力特性，還可以推遲機(jī)翼分離，從而提高了各氣動(dòng)操縱面的效率。2、配平舵偏角對(duì)于常規(guī)布局，由方程CLtrim+CLe平尾etrim平尾=CLtrimCmtrim+Cme平尾etrim平尾=-Cm0得trim=Cm0CLe平尾+Cme平尾CLtrim平尾detetrim=-Cm0CL+CmCLtrim平尾det這里det=CLCme平尾-CLe平尾Cm<0因此，de平尾dCLtrim=-Cmdet=-CLdet(h-hn)(dCLd)trim=CL-CLe平尾CmeCm圖 9 常規(guī)布局配平舵偏角與配平升力系數(shù)關(guān)系從圖9中看出，隨著配平升力

20、系數(shù)的增加，配平舵偏角減小。圖 10 常規(guī)布局配平升力線從圖10中看出，對(duì)于常規(guī)布局飛機(jī)，配平升力線斜率減小。而對(duì)于鴨翼，配平方程是類似的，有CLtrim+CLe鴨翼etrim鴨翼=CLtrimCmtrim+Cme鴨翼etrim鴨翼=-Cm0可以得到trim=Cm0CLe鴨翼+Cme鴨翼CLtrim鴨翼detetrim=-Cm0CL+CmCLtrim鴨翼det由于Cme鴨翼>0，CL>0，CLe鴨翼>0，Cm<0（對(duì)于靜穩(wěn)定飛機(jī)），所以det=CLCme鴨翼-CLe鴨翼Cm>0因此，鴨翼和常規(guī)布局的det符號(hào)相反。de鴨翼dCLtrim=-Cmdet=-CLdet

21、(h-hn)(dCLd)trim=CL-CLe鴨翼CmeCm做出配平舵偏角隨配平升力系數(shù)變化圖線和升力線如下，圖 11 鴨翼布局配平舵偏角與配平升力系數(shù)關(guān)系從圖11中看出，隨著配平升力系數(shù)的增加，配平舵偏角增大。圖 12 鴨翼布局升力線從圖12中看出，對(duì)于鴨翼布局飛機(jī)，配平升力線斜率增大。對(duì)于三翼面布局，配平方程為CLtrim+CLe鴨翼etrim鴨翼+CLe平尾etrim平尾=CLtrimCmtrim+Cme鴨翼etrim鴨翼+Cme平尾etrim平尾=-Cm0這里有兩個(gè)方程，三個(gè)未知數(shù)，可見(jiàn)三翼面布局的配平方程理論上有無(wú)數(shù)組解。這意味著可以對(duì)于同樣的飛機(jī)，以一定的速度在一定的高度下飛行時(shí)，

22、可以有不同的姿態(tài)，即trim，trim鴨翼，etrim平尾可以有不同組合。因此，我們可以根據(jù)實(shí)際情況選擇不同的組合。如，巡航狀態(tài)下，選擇一定的trim，trim鴨翼，etrim平尾，使配平阻力達(dá)到最小。3、每g舵偏角對(duì)于常規(guī)布局飛機(jī)，en-1=-CwCLdet(h-hn)en-1<0時(shí)為正操縱，en-1>0時(shí)為反操縱，對(duì)于靜穩(wěn)定飛機(jī)，都為正操縱。對(duì)于，鴨翼布局同樣有en-1=-CwCLdet(h-hn)可見(jiàn)，鴨翼布局靜穩(wěn)定飛機(jī)時(shí)為反操縱，靜不穩(wěn)定飛機(jī)為反操縱。這也許是大多數(shù)鴨翼布局為靜不穩(wěn)定的原因之一。另外，靜穩(wěn)定的鴨翼布局飛機(jī)，可以通過(guò)對(duì)操縱機(jī)構(gòu)進(jìn)行稍微的變化，使其變?yōu)檎倏v。而

23、對(duì)于三翼面，由于有兩個(gè)操縱舵面，附加舵偏角方程的解也有無(wú)數(shù)了，因此三翼面飛機(jī)的拉升運(yùn)動(dòng)可以采用不同的舵偏角組合，使其操縱效率達(dá)到最高，配平損失減到最小。六、放寬靜穩(wěn)定性在亞音速飛行狀態(tài)，靜穩(wěn)定的飛機(jī)的翼身組合體的升力中心在重心稍后的某個(gè)距離，這時(shí)翼身組合體的升力所產(chǎn)生的負(fù)俯仰力矩（機(jī)頭向下的力矩），由平尾的下偏，以產(chǎn)生向下的升力來(lái)平衡，尾翼的升力從翼身組合體升力中減去，因而使總的升力減少。而且由于飛機(jī)的靜穩(wěn)定特性，飛機(jī)有保持原有飛行狀態(tài)的趨勢(shì)，使飛機(jī)的操縱也不靈活。而放寬靜穩(wěn)定度的飛機(jī)，氣動(dòng)中心可以很靠近重心也可以重合，甚至在重心的前面，飛機(jī)的穩(wěn)定度變得很小甚至不穩(wěn)定，飛行中主要靠主動(dòng)控制系統(tǒng)

24、（即自動(dòng)增穩(wěn)系統(tǒng)）主動(dòng)控制相應(yīng)舵面，保證飛機(jī)的穩(wěn)定性。這時(shí)為保持平衡只需要較小的甚至向上的平尾升力去平衡翼身組合體的正俯仰力矩（機(jī)頭向上的力矩）。在超音速狀態(tài)，無(wú)論普通構(gòu)形的飛機(jī)還是放寬靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，都具有作用在重心之后的翼身組合體升力矢量。因?yàn)榉艑掛o穩(wěn)定度的飛機(jī)的重心比普通飛機(jī)的重心更靠后，向下的俯仰力矩減小，這樣為配平由于翼身組合體升力升起的負(fù)俯仰力矩所需要的尾翼向下載荷比普通飛機(jī)要小，因而就可以大大減少尾翼足寸和重量，使其在超音速狀態(tài)也具有較高的升力。由此我們可以看出，采用放寬靜穩(wěn)定性的手段，可以大幅提高飛機(jī)的性能。首先，使飛機(jī)的平尾用于平衡所需的面積可以大大減小，因此平尾的重量可以減輕，阻力可以減小，另外對(duì)于靜不穩(wěn)定的飛機(jī)，尾翼的升力和翼身組合體升力方向一致，這樣飛機(jī)的總升力也得到了提高。三翼面相對(duì)于常規(guī)布局而言，焦點(diǎn)前移，當(dāng)重心位置相同時(shí)，三翼面布局靜穩(wěn)定裕度減小，起到了放寬靜穩(wěn)定性的作用。而相比鴨翼，由于鴨翼配平能力先天不足，三翼面布局增加的平尾極大的彌補(bǔ)其缺陷，因此大大減少了飛機(jī)放寬靜穩(wěn)定性方面的限制。詳見(jiàn)下圖13：圖 13 三翼面和鴨式布局的配平從圖中可以看出，鴨翼由于配平能力有限，（h-hn）不能過(guò)大，增加平尾后，配平能力增強(qiáng)，靜不穩(wěn)定裕度可以增加。七、三翼面布局與直接力控制直接力控制是指在不改變