对飞机操纵性的一些认识

飞机操纵性的一些认识

当飞机受微小扰动而偏离原来纵向平衡状态（俯仰方向），并在扰动消失以后，飞机能自动恢复到原来纵向平衡状态的特性，称为飞机纵向稳定性。飞机的纵向稳定性主要取决于飞机重心位置，只有当飞机的重心位于焦点前面时，飞机才是纵向稳定的；飞机受到扰动以至于方向平衡状态遭到破坏，而在扰动消失后，飞机如能趋向于恢复原来的平衡位置，就是具有方向稳定性。飞机主要靠垂直尾翼的作用来保证方向稳定性。方向稳定力矩是在侧滑中产生的。飞机在飞行过程中，受到微小扰动，机头右偏，出现左侧滑，空气从飞机左前方吹来作用在垂直尾翼上，产生向右的附加测力，此力对飞机重心形成一个方向稳定力矩，力图使机头左偏，消除侧滑，随着飞行马赫数的增大，特别是在超过声速之后，立尾的侧力系数迅速减小，产生侧力的能力急速下降，使得飞机的方向静稳定性降低。在设计超音速战斗机时，为了保证在平飞最大马赫数下仍具有足够的方向静稳定性，往往需要把立尾的面积做得很大，有时候需要选用腹鳍以及采用双立尾来增大方向稳定性。；飞机受扰动以致横侧状态遭到破坏，而在扰动消失后，如飞机自身产生一个恢复力矩，使飞机趋向于恢复原来的平衡状态，就具有横侧向稳定性。飞行过程中，使飞机自动恢复原来横侧向平衡状态的滚转力矩，主要由机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼产生。飞机受到干扰后，沿着R方向产生侧滑。由于后掠角的作用，飞机右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右边机翼产生的升力大于左边。两边机翼升力之差，形成了滚转力矩。飞机受到干扰后，沿着R方向产生侧滑。由于后掠角的作用，飞机右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右边机翼产生的升力大于左边。两边机翼升力之差，形成了滚转力矩。垂直尾翼也能产生横侧向稳定力矩，这是由于出现倾侧以后，垂尾上产生附加侧力的作用点高于飞机重心一段距离，此力对飞机重心形成横侧向稳定力矩，力图消除倾侧和侧滑。

飞机的稳定性和操纵性及操纵装置

1.1

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。

1.1.1

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，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。

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v

1，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

va—阵风；vb—侧滑速度；vc—相对风速；M—恢复力矩

1.2

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。

1.2.1

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。

1.2.2

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。

1.2.3

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

1.3

副翼差动

1.3.1

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。高速飞机为了防止出现这种现象，有时采用内侧副翼、全动式翼尖副翼或扰

流片等。

1.3.2

副翼差动

通过前面的介绍可以知道，在飞机转弯飞行时，需要同时操纵副翼和方向舵。如果一侧副翼相下偏转的角度与另一侧向上偏转的角度相等，则副翼向下偏转一侧的阻力比另一侧的大，这个阻力偏差量试图把机头拉向机翼抬高的一侧，使飞机转向相反的方向。为了防止这种相反作用的产生，副翼经常被设计成具有不同行程的差动副翼，也就是两侧副翼存在差动行程。当驾驶杆被操纵了一个给定的行程时，副翼向上偏转的偏转角度要比向下偏转的偏转角度大。这种现象称为“副翼差动”

。

副翼差动是通过差动摇臂

(一种双摇臂)来实现的。这种摇臂之所以能起差动作用，是因为当驾驶杆处于中立位置时，它的两个摇臂中至少有一个摇臂与传动杆不成直角。在维护修理工作中，必须注意保持摇臂与传动杆的正常位置。

1.4

飞机的增升装置

高速飞机机翼的构造和外形，主要是从有利于作高速飞行的观点来设计和制造的。

这种机翼在高速飞行时，攻角很小，但由于飞行速度较大，仍可产生足够的升力来维持

水平飞行；同时，它还有足够的强度和刚度来承受巨大的载荷。但在低速飞行时，特别

是在起飞和着陆时，由于飞行速度较小，虽然增大攻角，但升力仍很小，不足以维持飞

机的平飞。同时，机翼攻角的增加是有一定限度的。如果机翼攻角太大，会造成气流分

离，从而导致失速。

因此，高速飞机在低速飞行时的性能较差。这主要表现在：起飞和着陆时由于速度

7

太大，起降不安全；延长起飞和着陆滑跑距离等。依据不同的增升原理，机翼便有了不同的“增升装置”。其中包括：前缘缝翼、各式襟翼、附面层控制等。这些增升装置使飞机在尽可能小的速度下，产生足够大的升力，保持飞机的平飞，从而大大减小起飞和着陆速度，缩短滑跑距离。

1.4.1

前缘增升装置

一、前缘缝翼

前缘缝翼是一个小的翼面，总是装在机翼前缘。当前缘缝翼打开时，它就与机翼表

面形成一道缝隙。下翼面压强较大的气流通过这道缝隙，得到加速而流向上翼面，增大

了机翼上表面气流的速度，降低了压强，消除了这里的大量旋涡。因而恢复了上下翼面

的压强差，延缓了气流分离，避免大攻角下的失速

(如图3-4所示)。

前缘缝翼的主要作用是：

(1)延缓机翼上的气流分离，因而提高了“临界攻角”(一般能增大10°～15°)，使得机翼在更大的攻角下才会发生失速。

(2)增大最大升力系数Cy,max(一般能增大百分之五十左右）。

二、前缘襟翼

安装在机翼前缘的襟翼称为前缘襟翼，如图3-5所示。在大攻角情况下，前缘襟翼向下偏转，既可减小前缘与相对气流之间的角度，消除

了旋涡，使气流能够平滑地沿机翼上翼面流过；同时也可增大翼剖面的弯度。从而达到

延缓气流分离、提高最大升力系数和临界攻角的目的。

图3-4 前缘缝翼打开时，气流分离被推迟

(a) 缝翼闭合时，在大攻角下发生气流分离，旋涡很多；(b) 缝翼打开时，旋涡很少，恢复了空气的平滑流动时，

延缓了气流分离

1—前缘襟翼；2—后缘襟翼；3—副翼；4—机翼

9

翼、后退开缝式襟翼和双缝襟翼、三缝襟翼、多缝襟翼等。

所有这些襟翼的共同特点是，它们都位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧，所

以又称为后缘襟翼(简称襟翼)。襟翼放下时既可增大升力，同时也增大了阻力。所以多用于飞机着陆。这时襟翼放下到最大角度(约为50°～60°)。但有时也用于起飞，但放下的角度较小(约为15°～20°)，以减小阻力，避免影响飞机起飞滑跑时的加速。

一、分裂式襟翼

这种襟翼本身象块薄板，紧贴于机翼后缘并形成机翼的一部分，用时放下，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了机翼上下表面的压强差，即增大了升力；同时还延缓了气流分离(如图3-7所示)。这是它能够增升的原因之一。另一原因是，襟翼放下后，机翼剖面变得更弯拱，也就是增大了翼剖面的弯拱程度(弯度)。这样可提高机翼上表面的流速，增大了上下表面的压强差，也就是增大了升力。由于这两个原因，它的增升效果相当好，一般可把最大升力系数Cy,max增大约百分之75到85。

二、简单襟翼

它主要靠增大翼剖面的弯拱程度(弯度)来增大升力。如图3-8所示，当简单襟翼放下时，翼剖面变得更弯拱，增大了上翼面气流的流速，从而增大了升力，但同时阻力也随着增大。并且，阻力增大的百分比，一般要比升力增大的百分比高。因此，总的说来，放下襟翼时，升阻比是下降的。

图3-7 分裂式襟翼的位置

1—分裂式襟翼；2—低压区(具有吸引作用)

简单襟翼的构造比较简单，其形状与副翼相似，平时闭合，形成机翼后缘的一部分；用时可打开放下。由于它只有一种增升作用(即增大翼剖面的弯度)，所以它的增升效果不是很高。一般情况下，当它的着陆偏转角约为50°～60°时，它大约只能使Cy,max增大65%~75%。

高速飞机上很少单独使用简单襟翼，因为高速飞机的机翼大多数有很大的后掠角，

而这种襟翼的增升效果随机翼后掠角的增大而急剧减小。

三、开缝式襟翼

开缝式襟翼是对简单襟翼的改进。其特点是，当它放下时，一方面能增大机翼翼剖

面的弯度；另一方面它的前缘与机翼后缘之间形成一个缝隙。下翼面的高压气流通过这

个缝隙，以较高的速度流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，因而延缓了气

流分离，达到增升的目的。由此可见，开缝式襟翼的增升作用也是双重的。所以它的增

升效果也较好，一般可增大Cy,max值约85%～95%(如图3-9所示)。

四、后退式襟翼

后退式襟翼与开缝式襟翼相似，也有双重增升作用。其一是增加翼剖面的弯度；其

二是增大机翼的面积。这种襟翼可沿滑轨向后滑动

(如图3-10所示)，因此能起到这两种作用。它的增升效果也很好，一般可增大Cy,max值约85%～95%。 图3-8 简单襟翼的增升原理 1—简单襟翼；2—副翼；3—机翼

11

1.5.1

重量平衡

为了防止飞机机翼和尾翼发生颤振，保证飞行的安全，实践和理论都证明：一个有

效的办法是在操纵面的转轴前面安装配重，把操纵面的重心移到转轴之前或与转轴轴线

重合。

重量平衡主要有两种构造型式。一是集中式配重(如图3-12(b)所示)，即把配重集中于一处，用托架支托到操纵面之前。这样可以有效地使舵面的重心前移，但是它突出于气流之中，会增大阻力。

另一种是分散式配重，即把配重分散开，置于操纵面(例如副翼)本身的前部(如图3-12(a)所示)。这种型式的配重藏于翼剖面内，不会增加阻力，但由于位置离操纵面的转轴不远，防颤振的作用不是很大。

图3-12

操纵面上的配重

图3-13

铰链力矩和操纵力矩

(a)分散式；(b)集中式

1—操纵面；2—尾翼面；3—转轴

1—操纵面；2—配重；3—尾翼a—操纵拉杆；b—摇臂

1.5.2

空气动力补偿(简称“气动补偿”)

气动补偿的目的是为了使驾驶员操纵飞机时省力。其中主要包括轴式补偿、角式补

偿、内封补偿和随动补偿。

一、铰链力矩和操纵力矩

所谓铰链力矩M就是操纵面上的空气动力F与它到操纵面转轴距离(力臂)d的乘积(如图3-13所示)，即M=F×d

(3-1)

所谓操纵力矩Mp就是加到转轴摇臂上的力P与它到转轴距离的乘积h，即Mp=P×h

(3-2)

在操纵过程中，操纵力矩应与铰链力矩相平衡，即P×h=F×d

(3-3)

或13 hdFP

(3-4)

二、轴式补偿

低速或小型飞机在平静空气中飞行时，驾驶员不需要很大力量就可转动操纵面来操

纵飞机。因为这时作用在操纵面上的空气动力不大(因而铰链力矩也不大)。但对高速或

重型飞机来说，或在剧烈的上升或下降气流中飞行的飞机，由于铰链力矩很大，驾驶员

操纵就很困难。并且，飞行速度及操纵面面积越大，铰链力矩M就越大，驾驶员需用的力P就越大。当操纵力P大到一定程度时，驾驶员会感到气力不济。如果在飞机上采用气动补偿，就可帮助驾驶员进行操纵。

轴式补偿是构造简单和常用的一种气动补偿方法。在这种补偿中，将操纵面的转轴从操纵面前缘向后移到某一位置（如图3-14(a)(b)所示）。当操纵面(图中所示为升降舵)绕转轴偏转时，转轴前面的部分若向上，后部就向下，两部分同时有空气动力F和F1作用，绕转轴产生方向相反的两个力矩M和M1。其中M为驾驶员必须克服的铰链力矩，M1就起补偿作用。

轴式补偿构造简单，而且不易引起振动，阻力也较小，所以目前得到广泛应用。但

当操纵面偏转角度太大时，补偿面突出于机翼表面之外，以致阻力显著增大。

图3-14 轴式补偿

1—操纵面(升降舵)；2—水平安定面；3—转轴；4—垂直尾翼

三、角式补偿

角式补偿的工作原理与轴式补偿相同，只是把操纵面的一个“角”伸在转轴之前(如图3-15所示)，位于操纵面的边缘。这种补偿装置的特点是，当操纵面转动时会形成缝隙，产生很多旋涡，增加了阻力。此外，它容易引起气流周期性的分离，使操纵面发生

振动。但由于它的构造简单，所以目前在某些低速飞机上还有应用。

四、内封补偿

内封补偿由轴式补偿发展而来，一般多用在副翼上。它的补偿面位于机翼后缘的空腔内，这一空腔由气密胶布隔成上下两部分，互不通气。当副翼向下偏转时，下部压强

大，上部压强小，在空腔下部的压强比上部大，因而形成了上下压强差。这一压强差作

用在补偿面上，正好使它产生一个绕副翼转轴的力矩，帮助驾驶员克服铰链力矩

(如图3-16所示)。

由于它不突出在翼面之外，内封补偿面不会降低舵面的操纵效率；不易过早地产生

激波。在补偿面上安装配重，力臂长，重量平衡的作用比较大。但是，由于这种补偿装

置使得舵面的偏转角度不能太大，因而用途受到限制——一般只能用于副翼。此外，这

种补偿的气密胶布易于磨损，必须经常注意维修。

图3-15 角式补偿

(a)方向舵角式补偿；(b)升降舵角式补偿

1—方向舵的一个角；2—转轴；3—方向舵；4—升降舵的一个角；5—升降舵；6—水平安定面

15

图3-16 内封补偿

1—副翼；2—机翼；3—翼梁；4—气密胶布；5—补偿面；6—转轴；7—配重

五、随动补偿片

“随动补偿片”又称为“随动调整片”或“补偿调整片”。它是补偿装置的一种，装在操纵舵面(例如升降舵)后缘的一块可偏转小翼面(有自己的转轴)。

当驾驶员用力P向前拉操纵杆时(如图3-17所示)，由于刚性连杆的长度固定不变，随动补偿片便被它拉着向与舵面转动方向相反的方向转动(图中所示是向上转动)。这时，相对气流吹在随动补偿片上，产生向下的力F1。F1对舵面转轴产生的力矩M1就是补偿力矩。它可以抵消一部分由舵面空气动力F2对转轴所产生的铰链力矩M2。

这种气动补偿它在飞机上很少单独使用。一般多在大型飞机上作为一种辅助性的补

偿，与轴式补偿配合使用。

图3-17 随动补偿片

1—随动补偿片；2—刚性连杆支座；3—刚性连杆；4—支座；5—水平安定面；

6—升降舵；7—升降舵转轴；8—操纵拉杆；2、3、4为连杆机构

1.5.3

空气动力平衡(简称“气动平衡”) “空气动力平衡”的作用是：在长时间稳定飞行时，消除驾驶杆或脚蹬上的力（控杆飞行），以解除驾驶员长时间握杆或踩蹬的单调和疲劳。另外，它也可消除飞机在飞行中对其本身的三根轴(纵轴、横轴和立轴)产生的不平衡力矩。例如飞机制造上的误差，飞行中重心的变化，双发或多发动机飞机有一个或几个发动机停车等。 主要的气动平衡为配平调整片；此外还有随动配平补翼、可调整的水平安定面和固定调整片等。

一、配平调整片

配平调整片是将可偏转的活动小翼面置于操纵面的后缘，由驾驶员通过一套独立的操纵机构调整其偏转角。当飞机需要平衡时，驾驶员不直接操纵舵面，而是通过独立的转盘或手柄来操纵配平调整片。它可以绕本身的转轴偏转。如升降舵配平调制片，若需要使舵面向下偏转，就可使配平调整片向上。这时相对气流在它上面产生空气动力F1。F1对舵面转轴形成的力矩使舵面向下偏转。于是舵面上产生了空气动力F2，舵面在F1的作用下继续偏转，直到F2对舵面转轴所产生的力矩增加到与F1对转轴所产生的力矩相等时为止。这时舵面就会保持在这一位置上，而舵面上空气动力对转轴的铰链力矩等于零，即驾驶杆上的力等于零。值得注意的是：这时F1和F2对飞机重心形成的力矩并不相等，二者之差正是操纵飞机所必需的力矩。

配平调整片在舵面上的位置和力的平衡情况如图

3-18所示。 图3-18

配平调整片

(a)

配平调整片在升降舵上的位置：

1—配平调整片；2—升降舵；3—水平安定面。

(b)配平调整片的作用：

1—配平调整片；2—连杆支座；3—连杆及涡轮螺杆机构；

4—支座；5—水平安定面；6—升降舵；7—升降舵转轴；8—通至转盘或手柄

2、随动配平补翼

3、随动配平补翼既可起气动补偿作用，又可起气动平衡作用(如图3-19所示)。当驾驶

员直接操纵舵面时，调整片按补偿调整片原理工作，起补偿调整片的助力作用。如果驾

驶员通过转盘或手柄来操纵调整片操纵机构，调整片则起配平作用。

图3-19 随动配平补翼

图3-20 可变安装角的水平安定面

1—调整片；2—连杆支座；3—连杆；

1—支座；2—液压作动筒；3—扇形构件；

4—摇臂；5—水平安定面；6—升降舵；4—水平安定面；5—水平安定面弦线；

7—调整片操纵机构；8—操纵系统通到驾驶员6—操纵柄；7—滑槽

三、固定调整片

固定调整片在飞行中是固定不变的。在地面时可以根据试飞结果，将它向上或向下

偏转一定的角度，以消除飞机制造误差引起的气动力不平衡，例如由于两边机翼翼剖面

不完全相同而引起的气动力不平衡。或者由于螺旋桨反作用力矩引起的不平衡等等。它

本身是一个装在舵面后缘上的小翼面。

4、安装角可变的水平安定面

这是早期采用的气动平衡方法，仅用于纵向平衡，即通过改变水平安定面的安装角，来达到这一目的。目前在现代高速飞机，尤其是在大型旅客机上使用。这种方法的操纵动力多用液压电动马达。当液压作动筒的活动杆伸出或缩入时，就带动扇形构件摆动，从而使水平安定面上操纵柄在扇形构件的滑槽中滑动，于是水平安定面就可改变它的安装角了。如图3-20所示。

本文来源：https://www.2haoxitong.net/k/doc/c2fe39c1dd88d0d233d46a6f.html