3飛行原理(下)

1、主要內(nèi)容：主要內(nèi)容：2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性2.2 飛機的氣動操縱面飛機的氣動操縱面2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能第二章第二章 飛機飛行原理（下）飛機飛行原理（下） 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能v 飛行速度飛行速度v 爬升性能爬升性能v 續(xù)航性能續(xù)航性能v 起降性能起降性能v 機動性能機動性能飛行速度飛行速度v 最小飛行速度最小飛行速度v 最大平飛速度最大平飛速度v 巡航飛行速度巡航飛行速度 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能 速度快是飛機的最大特點之一速度快是飛機的最大特點之一; 最主要的最主要的飛機速度性能指標(biāo)飛機速度性能指標(biāo)包括：包括：最小飛行速度

2、：最小飛行速度：在一定高度上飛機能維持水平直在一定高度上飛機能維持水平直 線飛行的最小速度。線飛行的最小速度。通常簡稱通常簡稱 為最小速度，以為最小速度，以Vmin表示。表示。影響最小飛行速度的因素：影響最小飛行速度的因素：v 飛行高度飛行高度v 最大升力系數(shù)最大升力系數(shù) 具有最小飛行速度的益處：具有最小飛行速度的益處：v 改善飛機的起降性能改善飛機的起降性能飛行速度飛行速度最小飛行速度最小飛行速度 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能212yYCvS （ ）最大平飛速度：最大平飛速度：飛機水平直線平衡飛行時，飛機水平直線平衡飛行時，在一定飛行高度時（一般不小于千米），發(fā)動在一定飛行高度時（一

3、般不小于千米），發(fā)動機推力在最大狀態(tài)下，機推力在最大狀態(tài)下，推力推力=阻力（阻力（H），飛機所，飛機所能達到的最大飛行速度。能達到的最大飛行速度。 通常簡稱為最大速度，以通常簡稱為最大速度，以Vmax表示。表示。影響最大平飛速度的因素：影響最大平飛速度的因素：v 發(fā)動機的推力發(fā)動機的推力v 飛機的阻力飛機的阻力飛行速度飛行速度最大飛行速度最大飛行速度 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能巡航飛行速度巡航飛行速度：發(fā)動機每公里消耗燃油量最：發(fā)動機每公里消耗燃油量最小情況下的飛行速度。小情況下的飛行速度。F-22飛行速度飛行速度巡航飛行速度巡航飛行速度 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能 這個速

4、度一般為飛機最大這個速度一般為飛機最大 平飛速度的平飛速度的7080， 以巡航速度飛行時最經(jīng)濟以巡航速度飛行時最經(jīng)濟而且飛機的航程最大。而且飛機的航程最大。飛機飛機爬升性能爬升性能的主要指標(biāo)：的主要指標(biāo)： 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能 飛機的飛機的爬升率爬升率是指單位時間內(nèi)飛機所是指單位時間內(nèi)飛機所上升的垂直高度，通常以上升的垂直高度，通常以vy表示。表示。要提高最大爬升率要提高最大爬升率vymax，除設(shè)法減小阻除設(shè)法減小阻力和降低飛機重量外，重要的措施是加大力和降低飛機重量外，重要的措施是加大推力。推力。 爬升率爬升率 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能 爬升率爬升率 2.1 飛機

5、的飛行性能飛機的飛行性能Su-27 爬升率爬升率 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能Su-27靜升限靜升限：飛機能作水平直線飛行的最大高度。：飛機能作水平直線飛行的最大高度。美國美國U-2高空偵察機高空偵察機美國美國SR-17“黑鳥黑鳥”超音速戰(zhàn)略偵察機超音速戰(zhàn)略偵察機 2.1 飛機的爬升性能飛機的爬升性能 升限升限飛機升限指的是飛機的靜升限，包括：飛機升限指的是飛機的靜升限，包括：理論升限：理論升限：是指飛機能進行是指飛機能進行平飛平飛的的最大飛行高度。此時的爬升率為零。最大飛行高度。此時的爬升率為零。實用升限：實用升限：是指飛機的最大爬升率是指飛機的最大爬升率為為0.5m/s0.5m/s

6、時所對應(yīng)的飛行高度。時所對應(yīng)的飛行高度。 2.1 飛機的爬升性能飛機的爬升性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能飛機的飛機的續(xù)航性能續(xù)航性能又稱又稱耐航性能耐航性能，主要包括：主要包括：續(xù)航性能續(xù)航性能航程航程L航程航程：在燃油量一定的情況下，飛機以巡航速度：在燃油量一定的情況下，飛機以巡航速度所能飛越的最遠(yuǎn)水平飛行距離。所能飛越的最遠(yuǎn)水平飛行距離。 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能飛機在最大飛機在最大載油量及最小公里載油量及最小公里耗油率的情況下能耗油率的情況下能夠達到最遠(yuǎn)飛行距夠達到最遠(yuǎn)飛行距離。離。 完成中途不加油、不著陸環(huán)球飛行完成中途不加油、不著陸環(huán)球飛行的的“旅行者旅行者”

7、號號提高航程的辦法：提高航程的辦法：v 減小發(fā)動機的燃油消耗率減小發(fā)動機的燃油消耗率v 增加飛機的最大升阻比增加飛機的最大升阻比v 減小飛機的結(jié)構(gòu)重量減小飛機的結(jié)構(gòu)重量v 安裝可以扔掉的副油箱安裝可以扔掉的副油箱v 進行空中加油進行空中加油 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能續(xù)航性能續(xù)航性能航程航程L空中加油機空中加油機KC-135F-35F-117KC-10 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能F/A-18空中加油機空中加油機 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能續(xù)航性能續(xù)航性能續(xù)航時間續(xù)航時間T續(xù)航時間續(xù)航時間T T又稱又稱最大航時最大航時，指的是飛

8、，指的是飛機在一次加油的情況下在空中所能持續(xù)的機在一次加油的情況下在空中所能持續(xù)的飛行時間，體現(xiàn)了飛機執(zhí)行空中巡邏的持飛行時間，體現(xiàn)了飛機執(zhí)行空中巡邏的持續(xù)能力。續(xù)能力。飛機在最大載油量及最小時間耗油率飛機在最大載油量及最小時間耗油率的情況下能夠獲得最長飛行時間。的情況下能夠獲得最長飛行時間。 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能續(xù)航性能續(xù)航性能續(xù)航半徑續(xù)航半徑R活動半徑活動半徑R R又稱又稱作戰(zhàn)半徑作戰(zhàn)半徑，是指軍機，是指軍機由機場起飛，完成一定作戰(zhàn)任務(wù)后返回原由機場起飛，完成一定作戰(zhàn)任務(wù)后返回原機場所能達到的最遠(yuǎn)距離。機場所能達到的最遠(yuǎn)距離。軍機的活動半徑略小于其航程的一半。軍機的活動半徑

9、略小于其航程的一半。 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能飛機的飛機的起降性能起降性能是其起飛性能是其起飛性能和著陸性能的合稱，主要指標(biāo)有：和著陸性能的合稱，主要指標(biāo)有： 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能起降性能起降性能起飛距離起飛距離飛機的起飛過程包括飛機的起飛過程包括起飛滑跑起飛滑跑和和爬升爬升兩個兩個主要階段。主要階段。起飛距離也稱離陸距離，由起飛距離也稱離陸距離，由起飛滑跑距離起飛滑跑距離和和起飛爬升距離起飛爬升距離組成。組成。 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能起降性能起降性能起飛距離起飛距離飛機的起飛距離取決于飛機的起飛距離取決于發(fā)動機的推力發(fā)動機的推力和和飛機的離地速度飛機

10、的離地速度。發(fā)動機的推力影響著發(fā)動機的推力影響著飛機的加速性能飛機的加速性能和和爬升性能爬升性能。離地速度由飛機的離地速度由飛機的最小平飛速度最小平飛速度決定。決定。起飛起飛性能性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能減小起飛距離的辦法：減小起飛距離的辦法：v 采用增升裝置來增大升力采用增升裝置來增大升力v 增加發(fā)動機的推力增加發(fā)動機的推力v 采用彈射起飛的方法采用彈射起飛的方法 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能起降性能起降性能起飛距離起飛距離F-18 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能飛機的著陸過程包括飛機的著陸過程包括下滑、拉平、平飛減速下滑、拉平、平飛減速、飄落觸地飄落觸地和和著

11、陸滑跑著陸滑跑等階段。等階段。著陸距離由著陸距離由著陸下滑距離著陸下滑距離和和著陸滑跑距離著陸滑跑距離組成。組成。起降性能起降性能著陸距離著陸距離 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能飛機的著陸滑跑距離取決于飛機的著陸滑跑距離取決于飛機的著陸接飛機的著陸接地速度地速度和和落地后的減速性能落地后的減速性能。著陸接地速度同樣也由著陸接地速度同樣也由飛機的最小平飛速飛機的最小平飛速度度決定。決定。為了改善落地后的減速性能，現(xiàn)代大型民為了改善落地后的減速性能，現(xiàn)代大型民用飛機除了在用飛機除了在機輪上安裝剎車裝置機輪上安裝剎車裝置外，通常還采外，通常還采用用減速板減速板、反推力反推力等裝置。等裝置。 2

12、.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能起降性能起降性能著陸距離著陸距離減速板減速板是對稱地布置在機身和（或）機是對稱地布置在機身和（或）機翼上的阻力板，平時緊貼于飛機表面，使用時翼上的阻力板，平時緊貼于飛機表面，使用時打開以增加阻力。打開以增加阻力。 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能F-15 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能反推力裝置是安裝反推力裝置是安裝在發(fā)動機上的附設(shè)裝置，在發(fā)動機上的附設(shè)裝置，打開時，對發(fā)動機的噴打開時，對發(fā)動機的噴氣流造成阻擋，從而形氣流造成阻擋，從而形成向前的反推力。成向前的反推力。 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能反推力

13、裝置反推力裝置反推力反推力裝置裝置 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能攔阻鉤攔阻鉤 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能減少著陸距離的另一措施減少著陸距離的另一措施-減速傘減速傘F-117 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能MIG-29減速傘減速傘 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能MIG-29 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能由于由于飛機的起降性能飛機的起降性能與與飛機的最小平飛機的最小平飛速度飛速度有很大關(guān)系，因此機翼的最大升力有很大關(guān)系，因此機翼的最大升力系數(shù)系數(shù)Cymax 起著至關(guān)重要的作用。所以現(xiàn)起著至關(guān)重要的作用。所以現(xiàn)代飛機都采用了

14、不同的增升裝置來提高飛代飛機都采用了不同的增升裝置來提高飛機的最大升力系數(shù)，從而改善飛機的起降機的最大升力系數(shù)，從而改善飛機的起降性能。性能。 起降性能起降性能機動性能機動性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能機動性是指飛機改變飛行速度、飛行機動性是指飛機改變飛行速度、飛行高度和飛行方向的能力。高度和飛行方向的能力。通常用通常用過載過載來衡量飛機的機動性。來衡量飛機的機動性。機動性能機動性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能過載過載n n定義為作用在飛機上的氣動力和發(fā)動定義為作用在飛機上的氣動力和發(fā)動機推力的合力與飛機重力之比。（我們常說的過機推力的合力與飛機重力之比。（我們常說的過載

15、多指法向過載，即載多指法向過載，即飛機的升力與重力之比飛機的升力與重力之比）過載越大，飛機的機動能力越強。但為保證過載越大，飛機的機動能力越強。但為保證飛機和飛行員的安全，飛機的過載不能過大。通飛機和飛行員的安全，飛機的過載不能過大。通常戰(zhàn)斗機的最大過載在常戰(zhàn)斗機的最大過載在1010左右。左右。 機動動作機動動作v 盤旋飛行盤旋飛行v 筋斗筋斗v 俯沖俯沖v 躍升躍升v 戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎戰(zhàn)斗轉(zhuǎn)彎 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能機動性能機動性能F-16 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能對于戰(zhàn)斗機來說，水對于戰(zhàn)斗機來說，水平盤旋飛行時半徑大小是平盤旋飛行時半徑大小是至關(guān)重要的。影響最小盤至關(guān)重要

16、的。影響最小盤旋半徑的因素很多，比較旋半徑的因素很多，比較粗略地分析可以認(rèn)為飛機粗略地分析可以認(rèn)為飛機的最大升力系數(shù)決定它的的最大升力系數(shù)決定它的最小盤旋半徑。最小盤旋半徑。盤旋性能盤旋性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能 2.1 飛機的飛行性能飛機的飛行性能盤旋盤旋 2.2 飛機的氣動操縱面飛機的氣動操縱面主操縱面主操縱面 操縱面亦稱舵面。操縱面亦稱舵面。 通常，飛機具有三個主操縱面，即通常，飛機具有三個主操縱面，即、和和。通過操縱這三個主操縱面的偏。通過操縱這三個主操縱面的偏轉(zhuǎn)，就可以實現(xiàn)對飛機的俯仰、方向和橫側(cè)姿轉(zhuǎn)，就可以實現(xiàn)對飛機的俯仰、方向和橫側(cè)姿態(tài)的控制。態(tài)的控制。 2.2

17、飛機的氣動操縱面飛機的氣動操縱面主操縱面的構(gòu)造通常為由梁、肋、主操縱面的構(gòu)造通常為由梁、肋、蒙皮、接頭以及后緣型材組成的無桁條蒙皮、接頭以及后緣型材組成的無桁條單梁式。單梁式。通常，升降舵安裝在水平安定面的后緣，由通常，升降舵安裝在水平安定面的后緣，由駕駛員推、拉駕駛桿駕駛員推、拉駕駛桿盤進行操縱，以供飛機作盤進行操縱，以供飛機作俯仰運動之用。俯仰運動之用。部分高速飛機采用了全動式水平尾翼，目的部分高速飛機采用了全動式水平尾翼，目的是為了提高飛機在高速飛行時的操縱效能。是為了提高飛機在高速飛行時的操縱效能。升降舵升降舵 2.2 飛機的氣動操縱面飛機的氣動操縱面方向舵位于垂直安定面的后緣，方向舵

18、位于垂直安定面的后緣，由駕駛員踩動腳蹬控制，以供飛機作偏由駕駛員踩動腳蹬控制，以供飛機作偏航運動之用。航運動之用。方向舵方向舵 2.2 飛機的氣動操縱面飛機的氣動操縱面副翼裝在機翼的后緣，由駕駛員左副翼裝在機翼的后緣，由駕駛員左右移動駕駛桿或轉(zhuǎn)動駕駛盤進行操縱。右移動駕駛桿或轉(zhuǎn)動駕駛盤進行操縱。 兩側(cè)機翼上的副翼偏轉(zhuǎn)方向總是相兩側(cè)機翼上的副翼偏轉(zhuǎn)方向總是相反的，從而使一側(cè)機翼上的升力增加而反的，從而使一側(cè)機翼上的升力增加而另一側(cè)機翼上的升力減小，以達到使飛另一側(cè)機翼上的升力減小，以達到使飛機作傾側(cè)運動之目的。機作傾側(cè)運動之目的。副翼副翼 2.2 飛機的氣動操縱面飛機的氣動操縱面小型飛機小型飛機

19、的副翼位于機翼后緣的外側(cè)。的副翼位于機翼后緣的外側(cè)。大、中型大、中型飛機一般左右機翼各有內(nèi)、飛機一般左右機翼各有內(nèi)、外兩塊副翼，外副翼也稱低速副翼。飛機外兩塊副翼，外副翼也稱低速副翼。飛機低速飛行時，內(nèi)、外兩組副翼同時使用；低速飛行時，內(nèi)、外兩組副翼同時使用；當(dāng)飛行速度超過一定當(dāng)飛行速度超過一定M M數(shù)后，外側(cè)副翼鎖數(shù)后，外側(cè)副翼鎖定，由內(nèi)側(cè)副翼以及副翼上偏一側(cè)機翼上定，由內(nèi)側(cè)副翼以及副翼上偏一側(cè)機翼上的空中擾流片共同來保證飛機的橫側(cè)操縱。的空中擾流片共同來保證飛機的橫側(cè)操縱。副翼副翼 2.2 飛機的氣動操縱面飛機的氣動操縱面 2.2 飛機的氣動操縱面飛機的氣動操縱面 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操

20、縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性穩(wěn)定的概念：穩(wěn)定的概念： 物體的穩(wěn)定物體的穩(wěn)定是指當(dāng)物體處于是指當(dāng)物體處于平衡狀態(tài)平衡狀態(tài)時，受到微小的擾動而偏離了原來的平衡時，受到微小的擾動而偏離了原來的平衡狀態(tài)，之后能夠自動恢復(fù)到原來的平衡狀狀態(tài)，之后能夠自動恢復(fù)到原來的平衡狀態(tài)的特性。態(tài)的特性。 穩(wěn)定穩(wěn)定中立穩(wěn)定中立穩(wěn)定不穩(wěn)定不穩(wěn)定 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性：飛機的穩(wěn)定性： 飛機的穩(wěn)定性是指飛機設(shè)計中衡量飛飛機的穩(wěn)定性是指飛機設(shè)計中衡量飛行品質(zhì)的一個重要參數(shù)。行品質(zhì)的一個重要參數(shù)。 如果飛機受到擾動之后，在駕駛員不如果飛機受到擾動之后，在駕駛員不進行任何操縱的情況下能夠回到受

21、擾動前進行任何操縱的情況下能夠回到受擾動前的原始狀態(tài)，則稱飛機是穩(wěn)定的，反之則的原始狀態(tài)，則稱飛機是穩(wěn)定的，反之則稱飛機是不穩(wěn)定的。稱飛機是不穩(wěn)定的。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定包括飛機的穩(wěn)定包括、。飛機繞飛機繞橫軸（橫軸（z軸）軸）的穩(wěn)定叫的穩(wěn)定叫縱向穩(wěn)縱向穩(wěn)定定，它，它反映了飛機的反映了飛機的俯仰穩(wěn)定特性俯仰穩(wěn)定特性。 飛機主要靠飛機主要靠水平尾翼水平尾翼 和機翼來保證縱向穩(wěn)和機翼來保證縱向穩(wěn) 定，而定，而飛機的重心位置飛機的重心位置 對飛機的縱向穩(wěn)定有很對飛機的縱向穩(wěn)定有很 大影響。大影響。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性當(dāng)飛機受到縱向擾

22、動后，飛機的迎角改變，當(dāng)飛機受到縱向擾動后，飛機的迎角改變，水平尾翼所產(chǎn)生的附加力對重心均形成恢復(fù)力水平尾翼所產(chǎn)生的附加力對重心均形成恢復(fù)力矩。矩。 可見，飛機的可見，飛機的重心位置對飛機的縱重心位置對飛機的縱向穩(wěn)定有很大影響。向穩(wěn)定有很大影響。重心越靠后，所產(chǎn)生重心越靠后，所產(chǎn)生的恢復(fù)力矩就越小，的恢復(fù)力矩就越小，即穩(wěn)定性就越差，甚即穩(wěn)定性就越差，甚至有可能變?yōu)椴环€(wěn)定至有可能變?yōu)椴环€(wěn)定的。的。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機繞立軸（飛機繞立軸（y 軸）的穩(wěn)定叫軸）的穩(wěn)定叫航向穩(wěn)航向穩(wěn)定定，也叫，也叫方向穩(wěn)定方向穩(wěn)定。 飛機主要靠飛機主要靠垂直尾翼垂直尾翼 來保證其方向穩(wěn)

23、定。來保證其方向穩(wěn)定。 飛機的飛機的側(cè)面迎風(fēng)面積側(cè)面迎風(fēng)面積、 機翼后掠角機翼后掠角、發(fā)動機發(fā)動機 短艙短艙等對飛機的方向等對飛機的方向 穩(wěn)定也有一定的影響。穩(wěn)定也有一定的影響。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性當(dāng)飛機受到方向擾動發(fā)生偏航后，氣流與當(dāng)飛機受到方向擾動發(fā)生偏航后，氣流與垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾翼上產(chǎn)生垂直尾翼之間就有了夾角，使垂直尾翼上產(chǎn)生附加側(cè)向力，相對于重心形成方向穩(wěn)定力矩。附加側(cè)向力，相對于重心形成方向穩(wěn)定力矩。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機繞縱軸（飛機繞縱軸（x軸）的穩(wěn)定叫軸）的穩(wěn)定叫它它反映了飛機的反映了飛機的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性

24、滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性。 保證飛機側(cè)向穩(wěn)定的主要因保證飛機側(cè)向穩(wěn)定的主要因 素有素有、。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性上反角作用當(dāng)飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于存在上當(dāng)飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于存在上反角，使左、右機翼的迎角大小不等，左、右反角，使左、右機翼的迎角大小不等，左、右機翼所產(chǎn)生的附加升力也不等，這兩個力的差機翼所產(chǎn)生的附加升力也不等，這兩個力的差相對于重心形成恢復(fù)力相對于重心形成恢復(fù)力矩。矩。 上反角越大，飛機上反角越大，飛機的側(cè)向穩(wěn)定就越好。相的側(cè)向穩(wěn)定就越好。相反，下反角則起側(cè)向不反，下反角則起側(cè)向不穩(wěn)定作用。穩(wěn)定作用。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱

25、性后掠角作用當(dāng)飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于后掠角的當(dāng)飛機受到擾動出現(xiàn)側(cè)滑后，由于后掠角的存在，使兩側(cè)機翼上的有效速度大小不等，兩側(cè)存在，使兩側(cè)機翼上的有效速度大小不等，兩側(cè)機翼所產(chǎn)生的附加升力也就不等，兩者之差相對機翼所產(chǎn)生的附加升力也就不等，兩者之差相對于重心形成恢復(fù)力矩。于重心形成恢復(fù)力矩。后掠角后掠角越大，側(cè)向越大，側(cè)向穩(wěn)定作用也穩(wěn)定作用也就越強。就越強。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性垂尾作用垂直尾翼垂直尾翼之所以能對飛機產(chǎn)生側(cè)向穩(wěn)定作之所以能對飛機產(chǎn)生側(cè)向穩(wěn)定作用，是因為當(dāng)出現(xiàn)了側(cè)滑以后，垂直尾翼上產(chǎn)用，是因為當(dāng)出現(xiàn)了側(cè)滑以后，垂直尾翼上產(chǎn)生的附加側(cè)向力的作用點位于

26、飛機重心的上方，生的附加側(cè)向力的作用點位于飛機重心的上方，因而相對于重心也形成恢復(fù)力矩。因而相對于重心也形成恢復(fù)力矩。腹鰭腹鰭因位于重心（機身）的后下方，則起因位于重心（機身）的后下方，則起方向穩(wěn)定作用和側(cè)向不穩(wěn)定作用。方向穩(wěn)定作用和側(cè)向不穩(wěn)定作用。 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性可以看出，飛機的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)定是可以看出，飛機的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)定是緊密聯(lián)系且相互影響的，因此通常合稱為緊密聯(lián)系且相互影響的，因此通常合稱為“橫橫側(cè)穩(wěn)定側(cè)穩(wěn)定”。飛機的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)定必須很好匹配。飛機的側(cè)向穩(wěn)定和方向穩(wěn)定必須很好匹配。如若匹配不當(dāng)，飛機將有可能出現(xiàn)如若匹配不當(dāng)，飛機將有可能出

27、現(xiàn)“螺旋不穩(wěn)螺旋不穩(wěn)定定”或或“荷蘭滾荷蘭滾”現(xiàn)象?，F(xiàn)象。 橫側(cè)穩(wěn)定橫側(cè)穩(wěn)定 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的操縱飛機的操縱是指駕駛員通過飛機的操縱機是指駕駛員通過飛機的操縱機構(gòu)來改變飛機的飛行狀態(tài)。構(gòu)來改變飛機的飛行狀態(tài)。飛機的操縱性飛機的操縱性則指的是飛機對操縱的反應(yīng)則指的是飛機對操縱的反應(yīng)特性，又可以稱為飛機的操縱品質(zhì)。特性，又可以稱為飛機的操縱品質(zhì)。飛機的操縱與操縱性：飛機的操縱與操縱性： 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機操縱的實現(xiàn)：飛機操縱的實現(xiàn)： 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的操縱主要是通過駕駛桿和腳蹬等操飛機的操縱

28、主要是通過駕駛桿和腳蹬等操縱機構(gòu)偏轉(zhuǎn)飛機的三個主操縱面縱機構(gòu)偏轉(zhuǎn)飛機的三個主操縱面升降舵、升降舵、方向舵方向舵和和副翼副翼來實現(xiàn)的來實現(xiàn)的。 飛機的操縱包括飛機的操縱包括、 和和。飛機操縱的實現(xiàn)：飛機操縱的實現(xiàn)： 2.3 飛機的穩(wěn)定性和操縱性飛機的穩(wěn)定性和操縱性副翼副翼方向舵方向舵升降舵升降舵副翼副翼俯仰操縱俯仰操縱使飛機繞橫軸（使飛機繞橫軸（z 軸）作俯仰（縱向）運動的操縱軸）作俯仰（縱向）運動的操縱叫俯仰操縱，也稱縱向操縱。叫俯仰操縱，也稱縱向操縱。通過推、拉駕駛桿，使飛機的升降舵（或全動平尾）通過推、拉駕駛桿，使飛機的升降舵（或全動平尾）向下或向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，從而使飛機低頭或抬向下或向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生俯仰力矩，從而使飛機低頭或抬頭作俯仰運動。（頭作俯仰運動。（1515度度- -負(fù)負(fù)2020度）度） 2.3 飛機的穩(wěn)