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

-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

二、随动配平补翼

三、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。