每架飞机的处理方式有些不同，因为每架飞机都以自己的方式抵抗或响应控制压力。 例如，一架训练飞机能够快速响应控制应用，而运输飞机对控制的感觉很重，并且对控制压力的反应速度更慢。 这些特征可以设计到飞机上，通过考虑某些稳定性和机动要求来促进飞机的特定目的。 以下讨论总结了飞机的稳定性、机动性和可控性品质的更重要方面； 如何分析它们； 以及它们与各种飞行条件的关系。
4.5.1 稳定性 #
稳定性是飞机的固有质量，以纠正可能扰乱其平衡的条件，并返回或继续沿原始飞行路径。 它主要是飞机设计的特点。 飞机飞行的飞行路径和姿态受到飞机的空气动力学特性、推进系统和结构强度的限制。 这些限制表明飞机的最大性能和机动性。 如果飞机要提供最大的效用，它必须在这些限制的全部范围内安全地控制，而不会超过飞行员的力量或需要特殊的飞行能力。 如果一架飞机要沿着任意飞行路径直线稳定地飞行，则作用在其上的力必须处于静态平衡。 任何物体在其平衡受到干扰时的反应称为稳定性。 这两种稳定性是静态的和动态的。
4.5.2 静态稳定性 #
静态稳定性是指运动的初始趋势或运动方向，恢复平衡。 在航空中，它是指飞机在给定的 AOA、滑动或银行受到干扰时的初始响应。
- 正静态稳定性——飞机在受到干扰后恢复到原始平衡状态的初始趋势 [图 4-18]
- 中性静态稳定性——飞机在平衡受到干扰后保持新状态的初始趋势[图4-18]
- 负静态稳定性——飞机在受到干扰后继续远离原始平衡状态的趋势 [图 4-18]
4.5.3 动态稳定性 #
静态稳定性被定义为飞机在被修剪条件干扰后表现出的恢复平衡的初始趋势。 有时，最初的趋势与整体趋势不同或相反，因此必须将两者之间进行区分。
动态稳定性是指飞机在给定的 AOA、滑动或银行受到干扰时随时间的响应。 这种稳定性也有三个亚型： [图 4-19]
- 正动态稳定性——随着时间的推移，位移物体的运动幅度会减小，并且由于它是正的，移位的物体返回到平衡状态。
- 中性动态稳定性——一旦移位，位移的物体既不减小也不增加幅度。 磨损的汽车减震器表现出这种趋势。
- 负面动态稳定性——随着时间的推移，位移物体的运动增加并变得更加发散。
飞机的稳定性对两个领域有很大影响：
- 机动性——飞机的质量，可以轻松操纵并承受机动施加的压力。 它由飞机的重量、惯性、飞行控制的大小和位置、结构强度和动力装置控制。 这也是飞机设计的特点。
- 可控性——飞机响应飞行员控制的能力，尤其是在飞行路径和姿态方面。 它是飞机在机动飞机时对飞行员控制应用的响应质量，无论其稳定性如何。
4.5.4 纵向稳定性（倾斜） #
在设计飞机时，需要花费大量精力来发展所有三个轴的所需稳定性。 但横轴的纵向稳定性被认为是受各种飞行条件下某些变量影响最大的。
纵向稳定性是使飞机绕其横轴稳定的品质。 它涉及飞机的机头在飞行中上下移动时的俯仰运动。 纵向不稳定的飞机倾向于潜水或爬升到非常陡峭的潜水或攀爬，甚至是停顿。 因此，具有纵向不稳定性的飞机变得困难且有时飞行危险。
飞机中的静态纵向稳定性或不稳定性取决于三个因素：机翼相对于水平尾翼的 CG 位置相对于尾表面的 CG 区域或大小的位置的位置
在分析稳定性时，应该回顾一个自由旋转的物体总是围绕它的 CG 旋转。
为了获得静态的纵向稳定性，机翼和尾部的关系必须是这样的，如果力矩最初平衡，飞机突然向上，机翼力矩和尾部力矩会发生变化，因此它们的力之和提供了一个不平衡但恢复的力矩，从而使机头向下 再次。 同样，如果飞机机头向下，则由此产生的瞬间变化使机头重新抬起。
大多数不对称翼型中的 CL 倾向于随着 AOA 的变化而改变其前后位置。 CL 倾向于随着 AOA 的增加而向前移动，并随着 AOA 的减少向后移动。 这意味着当机翼的 AOA 增加时，CL 通过向前移动而倾向于进一步提升机翼的前缘。 这种倾向使机翼具有不稳定性的固有品质。 （注：CL 也称为压力中心 (CP)。）
图 4-20 显示了直升机中的一架飞机。 CG-CL-T线表示飞机从CG到水平稳定器上的点T的纵向轴。
大多数飞机的设计使机翼的 CL 位于 CG 的后部。 这使得飞机“鼻子重”，并要求水平稳定器上有轻微的向下力，以平衡飞机并防止机头不断向下倾斜。 通过将水平稳定器设置为轻微的负 AOA 来提供对这种鼻子重量的补偿。 由此产生的向下力使尾部向下，平衡了“沉重的”鼻子。 就好像 CG-CL-T 线是一个在 CL 处具有向上力的杠杆，两个向下的力相互平衡，一个是在 CG 点的一个强力，另一个在 T 点（稳定器上的向下气压）的力要小得多。 为了更好地可视化这个物理原理：如果铁棒在 CL 处悬挂，在 CG 处悬挂着重物，则需要在点 T 处向下压力以保持“杠杆”的平衡。
尽管水平稳定器在飞机处于平飞状态时可能是水平的，但机翼的空气下流仍是下水道。 这种下水冲击稳定器的顶部并产生向下的压力，在一定的速度下就足以平衡“杠杆”。 飞机飞行的速度越快，这种下冲洗越大，水平稳定器上的向下力（T-tails 除外）就越大。 [图 4-21] 在具有固定位置水平稳定器的飞机中，飞机制造商以设计巡航速度和功率设置在飞行中提供最佳稳定性（或平衡）的角度设置稳定器。
如果飞机的速度降低，则在机翼上的气流速度降低。 由于空气流过机翼上的这种流动减少，下冲洗减少，导致水平稳定器上的向下力较小。 反过来，特征性的鼻子沉重会加重，导致飞机的机头更加倾斜。 [图 4-22] 这使飞机处于低头姿态，降低了机翼的 AOA 和阻力，并允许空速增加。 随着飞机继续以机头低姿态和速度增加，
水平稳定器上的向下力再次增加。 因此，尾巴再次被推向下方，鼻子上升到攀爬姿态。
随着这种攀升的继续，空速再次降低，导致尾部的向下力减小，直到机头再次降低。 由于飞机是动态稳定的，所以这次机头没有像以前那样低。 这架飞机在这种更渐进的潜水中获得了足够的速度，以开始进行另一次攀登，但攀登没有前一架那么陡峭。
经过几次这些减小的振荡，机头交替上升和下降，飞机最终稳定到尾部的向下力正好抵消了飞机潜水的倾向的速度。 达到此条件时，飞机再次处于平衡飞行状态，并在稳定飞行中继续，只要这种姿态和空速没有改变。
关闭油门时会注意到类似的效果。 减少了机翼的下水冲洗，图 4-20 中的力不足以使水平稳定器向下。 似乎杠杆上 t 处的力允许重力将鼻子向下拉。 这是一个理想的特性，因为飞机本质上是试图恢复空速并重新建立适当的平衡。
功率或推力也可能产生不稳定的效果，因为功率的增加可能会使鼻子上升。 飞机设计者可以通过建立“高推力线”来抵消这一点，其中推力线在CG上方通过。 [图 4-23 和 4-24] 在这种情况下，随着功率或推力的增加，产生一个力矩以抵消向下
载在尾部。 另一方面，非常“低推力线”会增加水平尾部表面的鼻向上效果。
结论：在 CG 前方的 CG 和空气动力学的尾向力下，飞机通常会尝试恢复到安全的飞行姿态。
以下是纵向稳定性的简单演示。 在水平飞行中修剪飞机以进行“Hands Off”控制。 然后，暂时给控件轻轻推，以使飞机倒下。 如果在短时间内，机头上升到原始位置然后停止，则飞机是静态稳定的。 通常，鼻子经过原始位置（水平飞行的位置），随后出现了一系列缓慢的投球振荡。 如果振荡逐渐停止，则飞机具有积极的稳定性； 如果它们继续不均匀，则飞机具有中立的稳定性； 如果它们增加，则飞机不稳定。
4.5.5 横向稳定性（滚动） #
从飞机机头延伸到其尾部的飞机纵向轴的稳定性称为横向稳定性。 当一个机翼低于飞机另一侧的机翼时，这有助于稳定横向或“滚动效应”。 有四个主要的设计因素使飞机横向稳定：二面体、扫掠、龙骨效应和重量分布。
二面体 产生横向稳定性的最常见的方法是构建具有垂直于纵向轴线的角度为 1 到 3 度的机翼。 飞机两侧的机翼连接机身，形成一个称为“二面体”的轻微V或角度。 二面角量是通过每个机翼在平行于横向轴线的直线上方形成的角度来测量的。
双面体涉及由机翼的 AOA 在飞机纵向轴的每一侧产生的升力平衡。 如果一阵风迫使一个机翼升起，另一侧下降，飞机就会停靠。 当飞机不转弯时，会出现侧滑或向下滑向降低机翼的倾向。 [图 4-25] 由于机翼具有二面角，因此空气以比较高机翼大得多的 AOA 击中下翼。 下翼上增加的 AOA 比较高的机翼产生更多的提升。 升力增加导致下翼开始向上上升。 当机翼接近水平位置时，双翼上的 AOA 再次相等，导致滚动倾向下降。 二面角的作用是产生侧滑时使飞机恢复到横向平衡飞行状态的滚动倾向。
恢复力可能会将低翼向上移动得太远，因此对面的机翼现在会下降。 如果是这样，则重复该过程，随着每次横向振荡而减少，直到最终达到机翼水平飞行的平衡。
相反，过量的二面角对横向机动特性有不利影响。 飞机可能横向稳定，以抵抗故意滚动运动。 出于这个原因，需要快速滚动或倾斜特性的飞机的二面角通常比设计用于较少可操作性的飞机更少。
扫回扫掠是二面角的附加物，当机翼从水平位置掉落时产生的升力会增加。 后掠翼是前缘向后倾斜的机翼。 当扰动导致有扫掠的飞机滑动或落下机翼时，低翼以垂直于相对气流的角度呈现其前缘。 结果，低翼获得了更多的升力，升起，飞机恢复到原来的飞行姿态。
回扫也有助于方向稳定性。 当湍流或方向舵应用导致飞机偏航到一侧时，右翼呈现出垂直于相对气流的更长的前缘。 右翼的空速增加，它比左翼获得更多的阻力。 右翼的额外阻力将其拉回，将飞机转回原来的路径。
龙骨效应和重量分布 飞机总是倾向于将飞机的纵向轴线转向相对风。 这种“天气叶片”趋势类似于船舶的龙骨，并在纵向轴上对飞机施加稳定的影响。 当飞机受到干扰并且一侧机翼倾斜时，机身重量就像一个摆锤使飞机恢复到原来的姿态。
横向稳定的飞机被构造成，大部分龙骨区域位于CG的上方和后面。 [图 4-26] 因此，当飞机滑到一侧时，飞机的重量和气流对龙骨区域上部的压力（都围绕 CG）的组合倾向于将飞机卷回机翼级飞行。
4.5.6 垂直稳定性（偏航） #
飞机垂直轴的稳定性（侧向力矩）称为偏航或方向稳定性。 偏航或方向稳定性是飞机设计中最容易实现的稳定性。 垂直翅片的区域和 CG 后部的机身侧面是主要贡献者，使飞机像众所周知的风向标或箭头一样作用，将其鼻子指向相对风。
在检查风向标时，可以看出，如果在枢轴点前面的风中暴露出完全相同的表面量，则前后的力将保持平衡，并且会导致很少或没有方向移动。 因此，必须在枢轴点的后方有比其前方更大的表面。
同样，飞机设计者必须通过使侧面大于 CG 前的后部表面来确保正方向稳定性。 [图 4-27] 为了提供额外的正向稳定性，为机身提供的稳定性，添加了一个垂直鳍片。 在保持直飞时，鳍的作用类似于箭上的羽毛。 就像风向标和箭头一样，这个鳍的后面越远，它的尺寸越大，飞机的方向稳定性就越大。
如果一架飞机在直线上飞行，并且侧向的空气使飞机围绕其垂直轴（即右侧）略微旋转，则运动会延迟并在鳍上停止，因为当飞机向右旋转时，空气会撞击鳍的左侧 角度。 这会在鳍的左侧产生压力，从而抵抗转动运动并减慢飞机的偏航速度。 在这样做的过程中，它
通过将飞机变成相对风，起到了类似于风向标的作用。 飞机飞行路径方向的初始变化通常略微落后于其航向变化。 因此，在飞机向右稍微偏航后，有一个短暂的时刻，飞机仍在沿其原始路径移动，但其纵向轴线略微指向右侧。
然后飞机暂时侧向打滑，在此期间（因为假设虽然偏航运动已经停止，但鳍左侧的过剩压力仍然存在），飞机必然有部分向左转弯的趋势。 也就是说，有由鳍引起的瞬间恢复趋势。
这种恢复趋势在发展中相对缓慢，并且在飞机停止打滑时停止。 当它停止时，飞机的飞行方向与原始方向略有不同。 换句话说，它不会自行返回原始标题； 飞行员必须重新建立初始航向。
通过扫回可以获得方向稳定性的微小改善。 机翼的设计中加入了回扫，主要是为了延迟高速飞行中可压缩性的开始。 在较轻和较慢的飞机中，扫掠有助于将压力中心定位到与 CG 的正确关系中。 纵向稳定的飞机是在 CG 后的压力中心建造的。
由于结构原因，飞机设计师有时无法在确切的位置将机翼连接到机身上。 如果他们必须将机翼安装得太远，并且与机身成直角，那么压力中心将不足以到达后部，无法达到所需的纵向稳定性。 然而，通过在机翼上进行扫掠，设计师可以将压力中心移向后部。 然后将压力中心放置在正确的位置上的扫掠量和机翼的位置。
机翼对静态方向稳定性的贡献通常很小。 扫翼机翼提供了稳定的贡献，具体取决于回扫的数量，但与其他组件相比，贡献相对较小。
4.5.7 自由定向振荡（荷兰卷） #
Dutch Roll 是一种耦合的横向/方向振荡，通常动态稳定，但由于振荡性质在飞机中是不安全的。 根据特定飞机的特性，振荡模式的阻尼可能是微弱的或强的。
如果飞机有一个右翼向下推，正侧侧滑角会在机头与相对风重新对齐之前横向修正机翼。 当机翼修正位置时，可能会发生横向方向振荡，导致飞机的机头在地平线上形成八字形（滚动和偏航），尽管它们的幅度大致相同，但相互异相。
在大多数现代飞机中，除了高速扫翼设计外，这些自由方向性振荡通常会在极少数周期内自动消失，除非空气继续是阵风或湍流。 那些具有持续荷兰倾向的飞机通常配备陀螺稳定的偏航阻尼器。 制造商试图达到过多和太少的方向稳定性之间的中点。 因为比荷兰的滚动倾向更希望飞机具有“螺旋不稳定性”，因此大多数飞机的设计都具有该特性。
4.5.8 螺旋不稳定 #
当飞机的静态方向稳定性与其二面体在保持横向平衡方面的作用相比非常强时，存在螺旋不稳定性。 当飞机的横向平衡被一阵阵风扰乱并引入侧滑时，强的方向稳定性倾向于将鼻子偏离到产生的相对风中，而相对较弱的二面角滞后在恢复横向平衡时。 由于这种偏航，转弯力矩外侧的机翼比内侧机翼向前移动得更快，因此其升力变得更大。 这会产生过度银行倾向，如果飞行员没有纠正，则会导致岸角度变得越来越陡峭和陡峭。 与此同时，使飞机偏离相对风的强烈方向稳定性实际上是迫使机头处于较低的音高姿态。 一个缓慢的向下螺旋开始，如果没有被飞行员抵消，它会逐渐增加到陡峭的螺旋潜水中。 通常，螺旋运动中的发散率是渐进式的，飞行员可以毫无困难地控制趋势。
所有飞机在某种程度上都受到这种特性的影响，尽管它们在所有其他正常参数中可能本质上是稳定的。 这种趋势解释了为什么飞机不能无限期地“放手”。
许多研究已经在开发控制设备（机翼矫直机）以纠正或消除这种不稳定性方面进行了大量研究。 在这种螺旋状态的高级阶段，飞行员必须小心应用恢复控制，否则可能会对结构施加过大的负载。 从导致机上结构故障的螺旋不稳定性中恢复不当可能导致通用航空飞机的死亡人数比任何其他因素都多。 由于螺旋状态下的空速迅速增加，应用后升降机力降低了这个速度，将机头拉起只是“拧紧转弯”，增加了负载系数。 长时间不受控制的螺旋的结果是飞行中的结构故障或撞到地面，或两者兼而有之。 对于进入这种情况的飞行员来说，最常见的记录原因是：失去地平线参考、无法通过参考仪器来控制飞机或两者兼而有之。
