《固定翼無(wú)人機(jī)技術(shù)》課件-課程教案12-第十二章 飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性 11-18

固定翼無(wú)人機(jī)技術(shù)固定翼無(wú)人機(jī)技術(shù)教師年級(jí)授課時(shí)間教學(xué)內(nèi)容第十二章飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性授課類型現(xiàn)場(chǎng)講授學(xué)情分析教材分析教學(xué)目標(biāo)知識(shí)與技能了解穩(wěn)定性的基本概念掌握飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性掌握飛機(jī)橫航向靜穩(wěn)定性掌握飛機(jī)的操縱性過(guò)程與方法1、講授法2、討論法3、直觀演示法4、讀書(shū)指導(dǎo)法5、任務(wù)驅(qū)動(dòng)法6、現(xiàn)場(chǎng)教學(xué)法7、自主學(xué)習(xí)法教學(xué)重點(diǎn)難點(diǎn)教學(xué)重點(diǎn)飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性飛機(jī)橫航向靜穩(wěn)定性（方向，航向靜穩(wěn)定性）飛機(jī)的操縱性（操縱性，其他類型操縱舵面）教學(xué)難點(diǎn)飛機(jī)橫航向靜穩(wěn)定性（方向，航向靜穩(wěn)定性）飛機(jī)的操縱性（操縱性，其他類型操縱舵面）知識(shí)框架圖教學(xué)過(guò)程主備從備（教師姓名）[課堂引入]引入：這一部分首先讓大家對(duì)固定翼無(wú)人機(jī)的各個(gè)方向穩(wěn)定性和操縱性有個(gè)整體了解，飛機(jī)的縱向、橫航向靜穩(wěn)定性，飛機(jī)的操縱性等等。[教學(xué)內(nèi)容]飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性思考：靜穩(wěn)定性與動(dòng)穩(wěn)定性有什么聯(lián)系和區(qū)別？什么是迎角靜穩(wěn)定性，受哪些因素的影響？如何提高飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性和橫向靜穩(wěn)定性？飛機(jī)如何進(jìn)行縱向、橫向和方向操縱？飛機(jī)的穩(wěn)定性與操縱性有什么聯(lián)系？12.1穩(wěn)定性的基本概念物體的平衡性質(zhì)，通常有以下三種（如圖12-1所示）：第一種平衡的性質(zhì)是穩(wěn)定的（圖中A懸擺）。因?yàn)檫@種平衡，在擾動(dòng)消失后，物體能恢復(fù)原平衡狀態(tài)；第二種平衡的性質(zhì)是不穩(wěn)定的（圖中B豎擺）。因?yàn)檫@種平衡，在擾動(dòng)消失后，物體繼續(xù)離開(kāi)平衡位置而不能恢復(fù)原平衡狀態(tài)；第三種平衡的性質(zhì)是隨遇穩(wěn)定的（圖中C球）。因?yàn)檫@種平衡在擾動(dòng)消失后，即不能即不隨意擴(kuò)大也不恢復(fù)原平衡，而是在新的平衡位置重新取得平衡。因此，飛機(jī)的穩(wěn)定性可分為穩(wěn)定、不穩(wěn)定和隨遇穩(wěn)定（或稱中立穩(wěn)定）三類。通常為了研究問(wèn)題方便，在飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)中常將穩(wěn)定性定性分為靜穩(wěn)定性與動(dòng)穩(wěn)定性兩大類。動(dòng)穩(wěn)定性，實(shí)質(zhì)上就是真正的飛機(jī)穩(wěn)定性。是指飛機(jī)在配平狀態(tài)下受到擾動(dòng)，擾動(dòng)消失后，飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原平衡狀態(tài)的能力。動(dòng)穩(wěn)定性其實(shí)就是阻尼特性，描述了受干擾的系統(tǒng)是否能真正恢復(fù)平衡。描述動(dòng)穩(wěn)定性的程度可以用系統(tǒng)恢復(fù)平衡的快慢來(lái)衡量。靜穩(wěn)定性，是指飛機(jī)在配平狀態(tài)下受到擾動(dòng)，擾動(dòng)消失瞬間，飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。因此靜穩(wěn)定性不是真正的穩(wěn)定性，具有靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，不一定具有動(dòng)穩(wěn)定性，但是通常靜穩(wěn)定性是飛機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性的前提，特別是靜穩(wěn)定性與相應(yīng)的飛機(jī)靜操縱性具有密不可分的關(guān)系。對(duì)于出于提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)性或者提高飛機(jī)升阻比等目的，設(shè)計(jì)的弱靜穩(wěn)定飛機(jī)甚至靜不穩(wěn)定飛機(jī)，必須依靠具有增穩(wěn)功能的飛行控制系統(tǒng)提高其穩(wěn)定性，否則無(wú)法投入實(shí)用。12.2飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性主要研究飛機(jī)在配平狀態(tài)下的縱向俯仰力矩特性問(wèn)題。飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性包括迎角靜穩(wěn)定性和速度靜穩(wěn)定性兩個(gè)概念。實(shí)際中主要使用迎角靜穩(wěn)定性。迎角靜穩(wěn)定性是指飛機(jī)在配平狀態(tài)下受到擾動(dòng)，在擾動(dòng)過(guò)程中，飛機(jī)速度始終保持不變而迎角偏離原配平狀態(tài)，在擾動(dòng)消失瞬間，飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。如果有自動(dòng)恢復(fù)原配平迎角的趨勢(shì)，則稱飛機(jī)迎角靜穩(wěn)定，或稱飛機(jī)具有迎角靜穩(wěn)定性；反之，則稱飛機(jī)迎角靜不穩(wěn)定，或稱飛機(jī)不具有迎角靜穩(wěn)定性；如果既沒(méi)有恢復(fù)原配平迎角的趨勢(shì)，也沒(méi)有繼續(xù)偏離原配平迎角的趨勢(shì)，則稱飛機(jī)迎角中立穩(wěn)定。因?yàn)橛庆o穩(wěn)定性研究的是迎角（也即過(guò)載）恢復(fù)原平衡狀態(tài)的趨勢(shì)，條件是速度不變，因此迎角靜穩(wěn)定性亦稱過(guò)載靜穩(wěn)定性，或稱定速靜穩(wěn)定性。飛機(jī)是否具有迎角靜穩(wěn)定性，關(guān)鍵在于迎角重心與焦點(diǎn)的相對(duì)位置。如果焦點(diǎn)在重心之后，，飛機(jī)受到擾動(dòng)迎角增大時(shí)，△L對(duì)重心形成下俯力矩，飛機(jī)便具有恢復(fù)原始迎角的趨勢(shì)，因此飛機(jī)具有迎角靜穩(wěn)定性。反之，如果焦點(diǎn)在重心之前，，飛機(jī)受到擾動(dòng)迎角增大時(shí)，△L對(duì)重心形成上仰力矩，促使飛機(jī)進(jìn)一步增大迎角，飛機(jī)不具有迎角靜穩(wěn)定性。（2）影響迎角靜穩(wěn)定性的因素A）重心位置使用維護(hù)過(guò)程中，重心位置會(huì)發(fā)生變化。在焦點(diǎn)位置不變的情況下，重心前移增大，迎角靜穩(wěn)定性增強(qiáng)減小，迎角靜穩(wěn)定性減弱。如果重心位置移至與焦點(diǎn)重合，＝0，此時(shí)飛機(jī)為中立穩(wěn)定。所以焦點(diǎn)所在的位置，又稱中立重心位置（簡(jiǎn)稱中性點(diǎn)）。在維護(hù)工作中，對(duì)重心位置的變化，必須引起足夠重視。特別是運(yùn)輸機(jī)和轟炸機(jī)，由于機(jī)身較長(zhǎng)，攜帶的燃料、彈藥較多，所以飛行中重心位置變化往往較大。例如，轟-6飛機(jī)的重心位置的正常變化范圍為20.7～33.7%bA。33.7%bA對(duì)應(yīng)于它的著陸狀態(tài)，這時(shí)重心位置已經(jīng)相當(dāng)靠后。如果在飛機(jī)后部（如機(jī)務(wù)倉(cāng)）裝載過(guò)多，就會(huì)使迎角靜穩(wěn)定性降低過(guò)多，從而會(huì)使飛行員不易掌握操縱量。嚴(yán)重時(shí)，甚至?xí)癸w機(jī)喪失迎角靜穩(wěn)定性，對(duì)飛機(jī)安全造成威脅。燃油系統(tǒng)工作不正常，用油順序遭到破壞時(shí)也會(huì)出現(xiàn)類似問(wèn)題。因此，使用中必須按規(guī)定加裝載，同時(shí)，必須保證燃油系統(tǒng)的工作正常。B）飛行馬赫數(shù)超聲速飛機(jī)比亞聲速飛機(jī)飛行，飛機(jī)迎角靜穩(wěn)定性有明顯的增強(qiáng)。這是因?yàn)槌^(guò)臨界Ma之后，隨著Ma增大，焦點(diǎn)位置急劇后移。在重心位置不變的情況下，便要增大。C）大迎角后掠翼飛機(jī)大迎角飛行時(shí)會(huì)產(chǎn)生翼尖分離，翼尖分離后，當(dāng)迎角增大時(shí)，翼尖部分的升力減小，相當(dāng)于在翼尖部分作用了一個(gè)向下的升力增量，使飛機(jī)焦點(diǎn)前移，導(dǎo)致縱向力矩曲線向上彎曲，減小，迎角靜穩(wěn)定性減弱。當(dāng)迎角大于臨界迎角時(shí)，由于機(jī)翼大部分地區(qū)出現(xiàn)了嚴(yán)重分離現(xiàn)象，焦點(diǎn)迅速前移，致使myα＞0，飛機(jī)變?yōu)橛庆o不穩(wěn)定，如圖12-2所示。某些后掠翼飛機(jī)，因?yàn)椴捎靡淼兜却胧@種情況有所改善。但是，有些飛機(jī)因?yàn)椴扇〈胧┎粔蛴辛?，例如轟-6飛機(jī)，后掠角較大，翼刀卻較低，這種現(xiàn)象仍然嚴(yán)重存在。除了上述因素外，影響迎角靜穩(wěn)定性的還有飛機(jī)的彈性變形、地面效應(yīng)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)等因素。飛機(jī)靜態(tài)縱向穩(wěn)定性的調(diào)整主要采用三個(gè)方面：（1）機(jī)翼對(duì)重心的位置；（2）升降舵/水平尾翼與重心的距離；（3）升降舵/水平尾翼面積和大小。12.3飛機(jī)橫航向靜穩(wěn)定性飛機(jī)的橫航向靜穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到擾動(dòng)偏離橫航向平衡狀態(tài)產(chǎn)生側(cè)滑或傾斜時(shí)，在擾動(dòng)消失瞬間飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。它主要是反映飛機(jī)在平衡狀態(tài)（對(duì)稱定直飛行狀態(tài)）附近的偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩特性。橫航向靜穩(wěn)定性包括方向靜穩(wěn)定性和橫向靜穩(wěn)定性兩個(gè)概念。12.3.1飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性（1）方向靜穩(wěn)定性的含義和條件方向穩(wěn)定性原理與俯仰方向一樣，只是產(chǎn)生穩(wěn)定力與阻尼力的部件是垂直尾翼以及腹鰭。方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。方向靜穩(wěn)定性是指，飛機(jī)受到擾動(dòng)偏離原方向平衡狀態(tài)產(chǎn)生側(cè)滑角△β，在擾動(dòng)消失瞬間飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。與迎角靜穩(wěn)定性一樣，飛機(jī)是否具有方向靜穩(wěn)定性，取決于它的偏航力矩特性。即飛機(jī)具有方向靜穩(wěn)定性，或稱方向靜穩(wěn)定；飛機(jī)不具有方向靜穩(wěn)定性，或稱方向靜不穩(wěn)定；飛機(jī)方向中立靜穩(wěn)定。這是因?yàn)?，?dāng)時(shí)，飛機(jī)受擾動(dòng)偏離平衡狀態(tài)產(chǎn)生＋△β（右側(cè)滑），飛機(jī)將產(chǎn)生系數(shù)為＋△的力矩增量。這一力矩將使飛機(jī)機(jī)頭右偏，從而產(chǎn)生消除△β的趨勢(shì)。反之，飛機(jī)擾動(dòng)產(chǎn)生左側(cè)滑（－△β），飛機(jī)產(chǎn)生的△＜0，飛機(jī)將受左偏力矩的作用而產(chǎn)生消除左側(cè)滑的趨勢(shì)。由此可見(jiàn)，此時(shí)飛機(jī)具有方向靜穩(wěn)定性。按同樣方法可分析，當(dāng)時(shí)，飛機(jī)方向靜不穩(wěn)定。在同樣△β下，越大，產(chǎn)生的|△|越大，恢復(fù)趨勢(shì)越強(qiáng)。因此，的大小，代表了方向靜穩(wěn)定性的大小，有時(shí)稱為方向靜穩(wěn)定度。必須注意，方向靜穩(wěn)定性絕不代表飛機(jī)保持航向不變的特性，它僅僅代表消除側(cè)滑，使飛機(jī)對(duì)稱面與飛行速度方向一致的特性。其作用猶如風(fēng)標(biāo)，所以亦稱風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性。與縱向一樣，亦可稱為偏航剛度。稱為飛機(jī)具有正偏航剛度。（2）影響方向靜穩(wěn)定性的因素A）馬赫數(shù)飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性隨Ma的變化規(guī)律為：隨著Ma的增大，亞聲速階段基本不變；跨聲速階段增大；超聲速階段下降。隨著飛行馬赫數(shù)的增大，特別是在超過(guò)聲速以后，垂尾的側(cè)力系數(shù)迅速減小，產(chǎn)生側(cè)力的能力急速下降，使飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性降低。因此在設(shè)計(jì)超聲速戰(zhàn)斗機(jī)時(shí)，為了保證在平飛最大馬赫數(shù)下仍具有足夠的方向靜穩(wěn)定性，往往把垂尾的面積做得很大，有時(shí)還需要選用腹鰭以及采用雙垂尾來(lái)增大方向穩(wěn)定性。B）迎角當(dāng)飛行迎角增大時(shí)，一是會(huì)使垂尾前緣的有效后掠角增大，減小，二是使垂尾相對(duì)氣流的翼展縮短、順氣流翼弦增長(zhǎng)，有效展弦比減小，翼尖渦增強(qiáng)，側(cè)洗加大（如圖12-3）；此外，迎角增大使翼身組合體對(duì)垂尾的遮蔽作用加大，也會(huì)使垂尾的減小。因此，飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性一般會(huì)隨迎角的增大而減弱。12.3.2飛機(jī)橫向靜穩(wěn)定性在飛行過(guò)程中，使飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原來(lái)橫向平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要是由機(jī)翼上反角、機(jī)翼后掠角和垂直尾翼的作用產(chǎn)生的。橫向靜穩(wěn)定性是指，飛機(jī)受到擾動(dòng)偏離原橫向平衡狀態(tài)產(chǎn)生坡度，在擾動(dòng)消失瞬間飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)原橫向平衡的趨勢(shì)。飛機(jī)是否具有橫向靜穩(wěn)定性，取決于滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的變化特性。即當(dāng)導(dǎo)數(shù)時(shí)，飛機(jī)橫向靜穩(wěn)定，或者稱飛機(jī)具有橫向靜穩(wěn)定性；時(shí)，飛機(jī)橫向靜不穩(wěn)定，或者稱飛機(jī)不具有橫向靜穩(wěn)定性；時(shí)，飛機(jī)橫向中立靜穩(wěn)定。這是因?yàn)轱w機(jī)的時(shí)，飛機(jī)受擾動(dòng)產(chǎn)生右坡度，此時(shí)飛機(jī)的升力與重力合力要使飛機(jī)向右前方向運(yùn)動(dòng)而產(chǎn)生右側(cè)滑，即產(chǎn)生了＋△β。因?yàn)椋厝划a(chǎn)生向左滾轉(zhuǎn)的穩(wěn)定力矩（△＜0），使飛機(jī)具有消除坡度恢復(fù)原平衡的趨勢(shì)。反之，當(dāng)時(shí)，飛機(jī)受擾動(dòng)產(chǎn)生右坡度是將會(huì)使飛機(jī)出現(xiàn)右側(cè)滑（△β＞0），這會(huì)產(chǎn)生△＝△β＞0，使飛機(jī)右滾，繼續(xù)增大右坡度，飛機(jī)就是橫向靜不穩(wěn)定的。因?yàn)榈退僦睓C(jī)翼飛機(jī)的主要由機(jī)翼上反角提供，因此也把橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)稱為上反效應(yīng)。的大小直接決定了橫航向靜穩(wěn)定性的強(qiáng)弱。橫航向靜穩(wěn)定叫正上反效應(yīng)；橫航向靜不穩(wěn)定叫負(fù)上反效應(yīng)?，F(xiàn)代飛機(jī)多采用大后掠角機(jī)翼，這使飛機(jī)在較大迎角（較大升力系數(shù)CL）下往往具有較大橫向靜穩(wěn)定性，但是大迎角卻較小。這對(duì)飛機(jī)的橫航向動(dòng)力學(xué)特性是不利的。因此，大后掠翼飛機(jī)一般機(jī)翼都有一定的下反角，以適當(dāng)減小，以減弱橫向靜穩(wěn)定性。12.4飛機(jī)的操縱性飛機(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)按照操縱者的意圖做各種動(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。固定翼無(wú)人機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)及操縱方式與有人飛機(jī)相似，只不過(guò)操縱指令通過(guò)地面的遙控器或地面站發(fā)出，由位于機(jī)上的接收機(jī)接收，再通過(guò)電纜將指令傳遞給舵機(jī)，驅(qū)動(dòng)舵面發(fā)生偏轉(zhuǎn)。固定翼飛機(jī)操縱系統(tǒng)一般包括以下幾部分:（1）操縱設(shè)備多通道遙控器或地面站、自動(dòng)駕駛儀、接收機(jī)、油門等;（2）執(zhí)行機(jī)構(gòu)連桿機(jī)構(gòu)、鋼索、舵機(jī)和機(jī)械搖臂等;（3）氣動(dòng)舵面位于翼面上的升降舵、方向舵和副翼等舵面。12.4.1飛機(jī)的操縱對(duì)于常規(guī)布局的飛機(jī)，通過(guò)地面控制站的駕駛員操縱遙控器或者駕駛桿（或駕駛盤）和腳蹬，來(lái)對(duì)飛機(jī)上的不同氣動(dòng)舵面進(jìn)行操縱，使其偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生氣動(dòng)力，從而控制飛機(jī)進(jìn)行俯仰（通過(guò)升降舵或者全動(dòng)式平尾偏轉(zhuǎn)）、滾轉(zhuǎn)（通過(guò)副翼差動(dòng)）、偏航（通過(guò)方向舵偏轉(zhuǎn)）等動(dòng)作，從而改變飛機(jī)的飛行姿態(tài)。（1）飛機(jī)的縱向操縱當(dāng)操縱者前后操縱遙控器俯仰搖桿/駕駛桿時(shí)，升降舵會(huì)偏轉(zhuǎn)，從而使飛機(jī)繞橫軸產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)。對(duì)于正常式布局的一般飛機(jī)而言，向后拉桿時(shí)，升降舵后緣向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上的空氣動(dòng)力，使飛機(jī)抬頭，如圖12-4（a）所示；當(dāng)向前推桿時(shí)，升降舵后緣向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的空氣動(dòng)力，使飛機(jī)低頭如圖12-4（b）所示。現(xiàn)代的超聲速飛機(jī)，多以全動(dòng)式水平尾翼代替了只有升降舵可以活動(dòng)的水平尾翼。因?yàn)槿珓?dòng)式水平尾翼的操縱效能比升降舵的操縱效能高得多，可以大大改善超聲速飛機(jī)的縱向操縱性。（2）飛機(jī)的橫向操縱當(dāng)操縱者左右操縱遙控器副翼?yè)u桿/駕駛桿時(shí)，副翼會(huì)發(fā)生差動(dòng)偏轉(zhuǎn)，即一邊向上偏轉(zhuǎn)，一邊向下偏轉(zhuǎn)，從而使飛機(jī)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。對(duì)于一般飛機(jī)而言，向左壓桿時(shí)，飛機(jī)左側(cè)副翼向上偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向下的氣動(dòng)力，右側(cè)副翼向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上的氣動(dòng)力，從而使整個(gè)飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，如圖12-4（c）所示，向右壓桿則產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)。（3）飛機(jī)的方向操縱在飛機(jī)飛行過(guò)程中，操縱遙控器航向搖桿/方向舵，飛機(jī)則繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)。操縱者左壓遙桿/向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，在垂直尾翼上產(chǎn)生向右的附加側(cè)力，此力使飛機(jī)產(chǎn)生向左的偏航力矩，使機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)，如圖12-4（d）所示；右壓遙桿/向前蹬右腳蹬，飛機(jī)產(chǎn)生向右的偏航力矩，使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)。（4）V形尾翼V形尾翼是飛機(jī)尾翼的一種形式，由左右兩個(gè)翼面組成，像是固定在機(jī)身尾部，帶大上反角的平尾。V形尾翼兼有垂尾和平尾的功能。V形尾翼翼面可分為固定的安定面和鉸接的舵面兩部分，可動(dòng)的控制面通常稱為“方向升降舵”，控制面也可做成全動(dòng)型式。呈V形的兩個(gè)尾面在俯視和側(cè)視方向都有一定的投影面積，所以能同時(shí)起縱向（俯仰）和航向穩(wěn)定作用。當(dāng)兩邊舵面同時(shí)向上（下）方向偏轉(zhuǎn)時(shí)，起升降舵作用；當(dāng)兩邊舵面同時(shí)向左（右）方向偏轉(zhuǎn)時(shí)，，則起方向舵作用。V形尾翼帶來(lái)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化和阻力減少的同時(shí)，也會(huì)付出控制復(fù)雜以及橫航向動(dòng)穩(wěn)定性弱化的代價(jià)。12.4.2其他類型的操縱舵面飛機(jī)的操縱必須符合人類的生理習(xí)慣，無(wú)論飛機(jī)外形以及控制系統(tǒng)怎么變化，飛機(jī)駕駛員在座艙中的操縱基本沒(méi)有大的改變。而出于氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)以及飛行控制的需要，飛行操縱系統(tǒng)/控制系統(tǒng)和活動(dòng)舵面，會(huì)有一些變化：（1）差動(dòng)平尾、差動(dòng)鴨翼、差動(dòng)襟翼（襟副翼）平尾、鴨翼或者襟翼正常工作時(shí)，位于機(jī)身或尾翼兩側(cè)的操縱面會(huì)同步向上或向下偏轉(zhuǎn)。為了彌補(bǔ)副翼滾轉(zhuǎn)效率的不足，在一些飛機(jī)上設(shè)計(jì)了可以差動(dòng)的平尾、鴨翼或者襟翼（圖12-6）。即位于機(jī)身或尾翼兩側(cè)的操縱面可以根據(jù)飛機(jī)滾轉(zhuǎn)操縱需要而偏轉(zhuǎn)不同的角度，造成的兩側(cè)操縱面上的升力差，進(jìn)而形成滾轉(zhuǎn)力矩。（2）升降副翼對(duì)于無(wú)水平尾翼的無(wú)尾布局飛機(jī)，為了實(shí)現(xiàn)俯仰控制，設(shè)計(jì)了升降副翼，成為同時(shí)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)俯仰（縱向）和滾轉(zhuǎn)（橫向）操縱的主操縱面，兼有升降舵（或全動(dòng)式水平尾翼）和副翼的功能。如法國(guó)幻影2000戰(zhàn)斗機(jī)就采用了升降副翼（圖12-7）。（3）開(kāi)裂式方向舵對(duì)于既沒(méi)有水平尾翼，也沒(méi)有方向舵的飛翼式布局飛機(jī)，其左右機(jī)翼后側(cè)的操縱舵面不僅要能同步上下偏轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)俯仰操縱，還要能差動(dòng)實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)操縱，同時(shí)，每片操縱舵面還要能開(kāi)裂成上下兩片，通過(guò)左右舵面不對(duì)稱開(kāi)裂角度造成兩側(cè)機(jī)翼的阻力差，實(shí)現(xiàn)偏航操縱。這么復(fù)雜的操縱需要采用開(kāi)裂式方向舵（也有稱分叉副翼）實(shí)現(xiàn)。例如美國(guó)的B-2轟炸機(jī)由機(jī)翼外段后緣的諾斯羅普專利