在人类进入喷气时代之前，飞机的高速飞行稳定性问题，仅在战斗机的俯冲飞行中遇到过，并因此发生过所谓驾驶杆被“冻死”的现象，即飞行员用尽力气拉杆，也无法从俯冲中改出。由此，人们开始认识到，当飞机超过临界M数后，随M数增加，升力系数开始有一定增加，但随后很快下降；下洗减小，焦点后移，导致飞机有“自动俯冲”趋势；升降舵效率从某M数开始急剧下降，机翼上产生的强激波导致附面层分离和大的压力振荡，引起飞机抖振等现象。

　　进入喷气时代后，人们开始尝试着用后掠机翼、薄翼型、取消翼型弯度和采用全动平尾等设计手段，解决或至少是缓解飞机高速飞行的稳定性问题。

　　常见飞行稳定性和操纵性问题

　　机翼设计对飞机横向静稳定性的影响

　　飞机设计师很早就知道，机翼、机身结合处存在的气动干扰，上单翼和下单翼设计会分别增大或减小飞机的横向静稳定性，并早在1941年就确认，与中单翼比较，下单翼对横向静稳定性的减少量相当5°上反角。

　　当飞机侧滑时，迎风一侧机翼由于有效后掠角减小而使升力增大，背风机翼由于有效后掠角增大而使升力减小，结果产生与侧滑方向相反向的滚转，由此提供了飞机横向静稳定性。

　　横向静稳定性的值大致和升力系数与机翼1/4弦线后掠角正弦值的乘积成正比，所以，后掠翼飞机在大迎角飞行如着陆时，横向静稳定性可能过大，当遇有侧风时飞机的横向平衡和操纵可能因此发生困难。

　　荷兰滚和偏航阻尼器

　　1947年波音XB-47首飞后，在一次进行高空试飞时，飞机尚未达到最大飞行速度，就突然发生剧烈机头偏航摆动和机翼滚转，随后发生了一系列周期约6秒的 “S”形运动。当时经分析认定这是一种后掠翼飞机特有的荷兰滚运动。事后在飞机的航向操纵系统中安装上偏航阻尼器，克服了这种现象。

　　荷兰滚运动是飞机的横侧短周期振荡，是一种同时既偏航又滚转的横航向耦合运动。这种运动用一个特定的 值来描述，等于滚转角速度最大幅值与偏航角速度最大幅值之比，与横航向静稳定性的比值成正比；与横航向转动的比值成反比。如前述，由于后掠翼飞机在大迎角飞行时横向静稳定性过大，加之大展弦比(9～10.5)和中等后掠(25°～35°）机翼的客机偏航惯量增大。会导致 值很大，这时荷兰滚运动时的滚转角速度比偏航角速度大很多，使飞机猛烈摇摆，令驾驶员厌烦，难以操纵飞机。因此品质规范要求

　　不应超过某一规定值，如前苏联品质规范OTT规定，对于起飞重量小于和大于100吨的运输机， 值应分别小于0.75 和1.0。

　　在飞机设计中，当横航向静稳定性的匹配关系不能满足 值要求、不能获得满意的荷兰滚特性时，应在操纵系统中采用偏航阻尼器以增强对荷兰滚运动的抑制。此外，即使匹配关系满足要求，但由于荷兰滚阻尼正比于空气密度，通常飞机在11000米高空飞行时荷兰滚阻尼太低，也不能满足飞行品质要求。

　　虽然现代大多数喷气式民航运输机，都存在较轻的固有荷兰滚不稳定性，但当采用阻尼器后足以防止出现荷兰滚运动，因此不存在由此产生振荡和操纵问题。

　　后掠机翼的“上仰”

　　与直机翼比较，由于机翼后掠引起的展向和弦向载荷分布变化，使后掠翼的内翼载荷减小，翼尖载荷加大，翼尖剖面靠前处吸力峰值较高。另外，后掠翼两个相邻剖面的前后错位，在有升力时上表面弦向压力分布沿展向产生压差，引起附面层向外翼流动，导致翼尖附面层增厚。因此，后掠翼的翼尖首先发生气流分离。而附面层的展向流动净化了内翼气流，使之难以分离。翼尖气流分离随迎角增加逐渐向内翼发展。后掠角越大，分离越严重。由于下列两个原因，后掠翼的翼尖气流分离引起俯仰力矩的上仰：

　　1.后掠翼的翼尖位于飞机重心之后，翼尖分离产生的升力下降使压力中心前移，引起抬头力矩；

　　2.翼尖气流分离后机翼升力向内翼集中，减小机翼有效展长，而机翼产生的下洗随有效展长的减小而快速增加，导致平尾处的下洗角增加。此外，由机翼卷起的部分翼展涡对平尾翼尖产生气动干扰。加剧了上仰趋势。

　　当机翼后掠角一定时，增大机翼展弦比会增加展长和减小弦长，这一方面增加附面层展向流动距离，另一方面因增大附面层厚度与弦长的比值而加速它的流动，因此加剧上仰。

　　上仰限制飞机的使用迎角，影响飞机的起落性能，飞行中如进入严重上仰，可能引起飞机失控。采取适当措施，如设计机翼前缘缝翼、前缘襟翼、机翼弯扭和加大前缘半径等，可消除上仰或将其减轻到可接受的程度。

　　飞机失速

　　20世纪五六十年代航空公司的经验表明，尽管采用了许多预防措施，但运输机发生意外(非故意)失速的概率仍达到每小时10-5次。适航条例对飞机良好失速特性的要求是：“没有大角度的滚转运动，并且飞机应该是低头的”。这两点追求可概述如下：

　　(1) 飞机具有足够的低头力矩，甚至重心在后限位置、驾驶员使用最大的可用抬头操纵能力，也不能克止它；

　　(2) 飞机应有强烈而快速的低头动态响应，以及及时地准确无误给驾驶员提供它已进入失速的信息，并可在飞机运动的任何阶段制止它达到过大的迎角。

　　通常若不采用折中的方法牺牲一些正常飞行性能，则很难在重心后限位置满足第一条要求；但如果第二条要求能得到很好的满足，则第一条要求可以放宽。这是因为虽然系统没有做到十分地安全，但驾驶员通过前推驾驶杆改出失速的概率极高。对于温和的失速情况驾驶员很难立即判定，因为当飞机出现自然的低头运动时，驾驶员尚不能由姿态的变化中识别出迎角问题，使他在无意中较深地陷入了失速区。是否发生危险的尾旋或深失速，则取决于飞机的构型。

　　过失速运动取决于升力和俯仰力矩两者的变化。飞机开始时的失速的俯仰角加速度由于飞机大小、布局和最大升力系数不同，可能有很大差别，大飞机比小飞机的机头下沉慢的多，因此现代大型飞机迎角的降低可显著推迟。

　　20世纪60年代流行发动机尾吊布局，一些公司采用在垂尾中部配置平尾的布局，如BAC1-11、DC-9、三叉戟和VC-10等飞机采用了T形平尾。在这种尾翼布局中潜在着以前未知的 “深失速”或严重失速威胁。具有这种特性的飞机在大约16°～21°或在大于初始失速迎角后很不稳定，会自动上仰；在迎角增至35°～45°飞机完全失速，迎角达到过失速后的稳定平衡状态。在这样大的稳定迎角下，气动操纵面如升降舵和副翼因大面积气流分离效率严重降低，俯仰操纵无能力使飞机低头，以摆脱这种稳定的、高阻力和高下沉率状态。

　　由于机身涡的组合作用，在T形平尾的内侧产生强下洗，在外侧产生有益的上洗，但外翼又处于机翼和发动机短舱的尾流中，因此在大于失速迎角后，飞机不稳定。但在很大迎角时，由于平尾摆脱了上述影响而进入自由流中，飞机又重新出现稳定。

　　深失速是很危险的。几乎所有被怀疑有深失速可能的飞机都采用了失速防御措施，如采用振杆器、视觉和听觉告警装置和自动推杆器等。

　　气动弹性对操纵性影响

　　早先飞机的稳定性和操纵性分析研究都基于飞机是刚体的假定，这对大多数低速飞机是适用的，虽然许多早期的飞机并非刚体，但在极低飞行速度下的气动弹性问题被其它问题所掩盖。

　　航空界对气动弹性问题的关注始于1947年设计的XB-47飞机。该飞机的特点是采用薄的大展弦比后掠机翼，当时人们对这种结构所带来的问题知之甚少。据预测，机翼的柔性很大，其翼尖在最大的正和负载荷之间将变形10.7米。考虑对飞机的稳定性和操纵性产生的严重影响，设计师在开始结构设计时就提出了扭转刚度指标要求。但当时既没有这方面的经验，又缺乏完整的理论解决方法；风洞技术还不能处理弹性问题；也没有计算机，不可能解算过分复杂的方程。面临这种情况，设计师计算了副翼偏转时的机翼扭转量，并估算了使副翼反效速度大于使用速度所需要的扭转刚度。但是由于当时没有考虑副翼偏转时机翼的附加弯曲及后掠翼在此弯曲下所形成的扭转，低估了所需要的刚度，导致XB-47飞机的实际副翼反效速度很低。

　　提高飞行稳定性的部分措施

　　扰流片

　　为克服XB-47飞机的副翼反效问题，设计师们提出并试验了扰流片解决方案。扰流片的优点是利用它进行滚转操纵时，不存在像副翼那样的气动弹性负面影响。对机翼而言，对给定的升力变化，扰流片比襟副翼有较小的扭转力矩，因而使机翼扭转变形小，由此减轻了机翼重量。

　　航空领域在40年代用P-61飞机进行的早期飞行试验表明，扰流片在机翼上的弦向位置对其特性有重要影响。当位于翼弦中部时，引起的升力或滚转力矩变化产生滞后现象，这可能是因为扰动气流影响后缘所需要的时间延缓所致，但当扰流片的位置靠后时，滞后现象消失。当它布置在靠近后缘开缝襟翼的前面，在襟翼放下时因增大其缝隙的宽度，而增强了它的低速滚转操纵能力。扰流片除主要用于横向操纵外，还可作为空中减速和着陆滑行时减升增阻板作用。扰流片设计直到设计波音B-52时，才在大型飞机上得到广泛应用。对于现代喷气客机，高速时主要或全部用扰流片进行横向操纵，而在低速主要用副翼进行横向操纵。

　　主动控制技术(ACT)

　　现代飞机上应用的指令控制系统具有许多优点，可以降低操纵系统的重量和复杂性；当采用数字系统时，在硬件制备后设计师可根据需要灵活的改变控制律。如文中给出的表所列，应用这种系统能够开发出各种先进的主动控制功能，如：机动载荷减缓、阵风载荷减缓、放宽静稳定度等。数字计算机的应用对提高可靠性的作用与选择控制律一样提供了很大的自由。四余度操纵系统已将事故率降低至10-4次／飞行小时范围内，这对军用飞机是可接受的，但对商用机队却不够，因200架客机每年可以累计飞行约1百万飞行小时，许多采用主动控制技术作为提供人工稳定性措施的现代客机，都具有某种形式的备份操纵系统。

　　电传操纵(FBW)

　　电传操纵是飞机采用主动控制技术的基础。

　　它用电气元件代替传统的机械操纵环节，驾驶员直接把电信号送至驱动舵面的液压舵机，因此减少了运动元件的数量这样可简化使用维护并将传递误差降至最小。与机械信号作动器相比较，电动舵机安装调整工作量少，因此使维护工作简化、快速、精确。

　　FBW的主要优点之一是容易加入各种飞行“限制”。对于人工机机械操纵系统，驾驶员总是有可能使飞机进入失速状态或超过结构限制，因此必须给驾驶员提供足够的告警，以避免发生这种危险情况。而对指令操纵系统，只是简单的把指令的大小限制到保证不发生危险情况的值就可以了。运输机尤其希望有这种能力，因为它不试图作超出正常限制的飞行。

　　FBW能够使驾驶员在飞机飞行包线限制的速度和机动性范围内飞行，允许飞机快速达到限制边界并保持在边界附近飞行，保证没有超出限制的风险。(摘自：国际航空2003第7期)

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