"   （% & ’）()
式中*  %———推力， 
’ —
—阻力， 
) —
—飛機重力。

在平衡狀態下，由于阻力減小，使相同推力下的 "+ 增大，即增加了飛機水平加速度性能。（,）減小飛機盤旋半徑飛機水平盤旋時，盤旋半徑為
".
- ( /.0 &1 *（ "為盤旋飛行速度）
如前所述，由于靜不穩定飛機可使全機升力增加，法向過載 /2也必定增加，使飛機盤旋斗徑 -減小，從而提高了飛機機動性。
綜上所述；放寬靜穩定性可提高飛機機動性和飛行性能，如 3 &14飛機采用 -55后，當重心位于 62 ,789時和普通重心位置在 62 .:89時的飛機相比，在 ;666<高度最大推力條件下，轉彎速度增加 62 =:>+ ?，@數從 62 ;增加到 12 4的加速時間減少了 A7?，@數為 62 7、62 ;和 12 .時過載系數分別提高 62 .(、62 B(和 62 4(。升阻比在亞音速時可提高 7C，超音速時可提高 1:C。對轟炸機效果也很明顯，如 DD"+E &:.試驗機平尾面積從常規 E—:.飛機的 7B<.降到 B4<.，減少 B:C左右。對運輸機如波音運輸機，-55的效果可使航程增大 B=1F<。
由此可見，放寬靜穩定性所產生的效益是可觀的，因而許多 DD"試驗機把他作為首要的 DD"功能。
上面只論述了放寬靜穩定性所獲得的效益，還未涉及到實施這一功能將要冒的風險。因為；這時飛機本身是不穩定的，飛機完全依靠電傳操縱系統中的控制增穩能力。因此飛機是否會失事，完全取決于電傳操縱系統的可靠性。為了實現這一功能，必須有可靠性相當高的具有二次故障工作能力的電傳操縱系統，即使電傳操縱系統有 16的失效率，也并非絕對可靠。所以希望在電傳操縱系統失靈時，轉換為機械備份系統操縱，同時要求飛機能在最短時間內改成靜穩定的。顯然，實現后一種措施的難易程度，決定于實現放寬靜穩定性的不同方法。
實現放寬靜穩定性的不同方法
按照前面的討論，靜穩定性決定于重心與焦點在平均空氣動力弦上投影的相對位置，可以想象，要想放寬靜穩定性，可以設法將重心后移，也可以設法將氣動焦點往前移。重心后移在結構上是縮短機身前段與去掉機身前段的配重，再增加機翼后緣的油箱儲油量等。焦點往前移的具體技術措施是在飛機上加裝前鴨翼。這種飛機的鴨翼、機翼和機身的綜合焦點將前移，而且一旦電傳操縱系統轉入機械操縱，可令鴨翼處于浮動狀態，這樣可使飛機焦點后移，保證飛機進入靜穩定性狀態。
這兩種不同的措施對飛機氣動導數的影響可參看有關書籍。
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第九篇 飛行控制系統檢修
 

第三節 直接力控制
常規飛機的升力及側力主要是通過迎角及側滑角產生，以升力為例，飛機通過升降舵偏轉，引起迎角變化，從而使升力改變。因此，這樣產生的升力，可謂間接升力。這種間接升力有幾個缺點：其一，他的建立比較慢，從而無法較好地補償高頻力擾動（如陣風引起）；其次，他使飛機的轉動運動與平移運動強烈耦合，從而使飛機快速跟蹤軌跡的能力降低；其三，每當希望利用控制而產生較大的迎角與側滑角，以便產生較大的升力或側力時，首先要令操縱面轉動，結果首先將產生與要求相反的較小的力，如圖 "  %所示。從物理概念上講，為了要求增加升力，必須先讓平尾后緣向上轉動，在迎角尚未增加時，平尾上所產生的空氣動力是向下的，直到迎—角逐漸增加，升力增量才由負變正（側力也如此）。
為了產生直接力，光憑一個控制面是無法完成的，除非這個控制面所產生的空氣動力正好穿過重心，否則除了產生升力或側力外，還會同時產生力矩。直接升為可以由下列各種控制面組合來實現：（&）水平鴨翼的對稱偏轉與平尾的組合
十夯明顯，如果平尾與鴨翼同時進行后緣向下的偏轉，而且他們各自產生的縱向力矩互相抵消，則可產生單純向上的升力。如圖 " 所示，類似的方案曾在 ’ (()試驗機上采用。
（*）對稱襟翼與平尾的組合
這種襟翼可以是后緣機動襟翼，也可以是前緣機動襟翼。圖 "  +描述利用后緣機動襟翼來產生直接升力的情況。 ,’一 &-飛機就是采用襟副翼對稱偏轉與平尾配合的方案：這種方案較之第一方案，優點在于他能產生較大的直接升力。
（%）水平鴨翼與機動襟翼相配合圖 "  %利用升降舵或平尾偏轉后全機升力變化的過程

圖 "  直接升力的第一種組合
顯然，他們比第二方案能產生更大的直接升力。
直接側力通常要由垂直鴨翼的偏轉與方向舵的配合來實現。也可借助于方向舵與兩翼尖的阻力瓣來實現。
有了實現直接力的多個控制面之后，就可保證實現傳統飛機所無法實現的非常規機動。直接力控制可分為直接升力控制和直接側力控制。
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圖 "  +直接升力的第二種組合
第九篇 飛行控制系統檢修
 

第四節 機動栽荷控制
一、概述
機動載荷控制是 ""的基本功能之一，基本思想是，通過改變機動飛行時機翼的載荷分布，使其趨于理想特性，以達到減小機翼結構重量提高機動性的目的。由于運輸機、轟炸機和戰斗機在結構、性能要求以及執行任務上的差異，前兩者與后者在機動載荷控制的設計目標上有所不同。
二、機動載荷控制原理與實現方案
運輸機、轟炸機的機動載荷控制
由于經常需要長時間作 %過載巡航飛行，設計的主要出發點是改善巡航性能，因此對 &動載荷控制系統提出的要求是降低翼根彎矩，減輕機翼結構重量和改善結構疲勞。，在設計飛機時，飛機的翼梁凸緣面積根據機翼所受到的彎矩大小而定上而定 ’而彎矩大小又取決于機動載荷分布，由圖 ( )* )+（,）可見，愈靠近機翼根部，彎曲力矩愈大，從而翼梁凸緣面積也愈大。另外，機翼上的載荷分布與機動飛行情況有關，圖 ( )* )+（-）示出 %巡航飛行和機動飛行時機翼的載荷分布。由圖可見，巡航飛行時，機翼上載荷一般呈橢圓形分布，如圖中實線所示，此情況下機翼誘導阻力最小，機動飛行時（見圖中虛線），機翼上載荷同時加大，機翼彎矩也從翼尖到翼根迅速增大。因此，若能使載荷按圖 ( )* )+（ -）中點劃線分布，則翼根彎矩分布就如該圖（,）中點劃線所示，大大降低了彎矩。若能根據這種彎矩分布設計機翼，則可減輕機翼結構重量，即減輕了飛機的重量，提高了飛機巡航的經濟性。機動載荷控制正是要在機動飛行時自動改變機翼載荷分布，以減小翼根處的彎矩 ’
　
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