" （% & ’）()
式中* %———推力，
’ —
—阻力，
) —
—飞机重力。
在平衡状态下，由于阻力减小，使相同推力下的 "+ 增大，即增加了飞机水平加速度性能。（,）减小飞机盘旋半径飞机水平盘旋时，盘旋半径为
".
- ( /.0 &1 *（ "为盘旋飞行速度）
如前所述，由于静不稳定飞机可使全机升力增加，法向过载 /2也必定增加，使飞机盘旋斗径 -减小，从而提高了飞机机动性。
综上所述；放宽静稳定性可提高飞机机动性和飞行性能，如 3 &14飞机采用 -55后，当重心位于 62 ,789时和普通重心位置在 62 .:89时的飞机相比，在 ;666<高度最大推力条件下，转弯速度增加 62 =:>+ ?，@数从 62 ;增加到 12 4的加速时间减少了 A7?，@数为 62 7、62 ;和 12 .时过载系数分别提高 62 .(、62 B(和 62 4(。升阻比在亚音速时可提高 7C，超音速时可提高 1:C。对轰炸机效果也很明显，如 DD"+E &:.试验机平尾面积从常规 E—:.飞机的 7B<.降到 B4<.，减少 B:C左右。对运输机如波音运输机，-55的效果可使航程增大 B=1F<。
由此可见，放宽静稳定性所产生的效益是可观的，因而许多 DD"试验机把他作为首要的 DD"功能。
上面只论述了放宽静稳定性所获得的效益，还未涉及到实施这一功能将要冒的风险。因为；这时飞机本身是不稳定的，飞机完全依靠电传操纵系统中的控制增稳能力。因此飞机是否会失事，完全取决于电传操纵系统的可靠性。为了实现这一功能，必须有可靠性相当高的具有二次故障工作能力的电传操纵系统，即使电传操纵系统有 16的失效率，也并非绝对可靠。所以希望在电传操纵系统失灵时，转换为机械备份系统操纵，同时要求飞机能在最短时间内改成静稳定的。显然，实现后一种措施的难易程度，决定于实现放宽静稳定性的不同方法。
实现放宽静稳定性的不同方法
按照前面的讨论，静稳定性决定于重心与焦点在平均空气动力弦上投影的相对位置，可以想象，要想放宽静稳定性，可以设法将重心后移，也可以设法将气动焦点往前移。重心后移在结构上是缩短机身前段与去掉机身前段的配重，再增加机翼后缘的油箱储油量等。焦点往前移的具体技术措施是在飞机上加装前鸭翼。这种飞机的鸭翼、机翼和机身的综合焦点将前移，而且一旦电传操纵系统转入机械操纵，可令鸭翼处于浮动状态，这样可使飞机焦点后移，保证飞机进入静稳定性状态。
这两种不同的措施对飞机气动导数的影响可参看有关书籍。
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第九篇 飞行控制系统检修
第三节 直接力控制
常规飞机的升力及侧力主要是通过迎角及侧滑角产生，以升力为例，飞机通过升降舵偏转，引起迎角变化，从而使升力改变。因此，这样产生的升力，可谓间接升力。这种间接升力有几个缺点：其一，他的建立比较慢，从而无法较好地补偿高频力扰动（如阵风引起）；其次，他使飞机的转动运动与平移运动强烈耦合，从而使飞机快速跟踪轨迹的能力降低；其三，每当希望利用控制而产生较大的迎角与侧滑角，以便产生较大的升力或侧力时，首先要令操纵面转动，结果首先将产生与要求相反的较小的力，如图 " %所示。从物理概念上讲，为了要求增加升力，必须先让平尾后缘向上转动，在迎角尚未增加时，平尾上所产生的空气动力是向下的，直到迎—角逐渐增加，升力增量才由负变正（侧力也如此）。
为了产生直接力，光凭一个控制面是无法完成的，除非这个控制面所产生的空气动力正好穿过重心，否则除了产生升力或侧力外，还会同时产生力矩。直接升为可以由下列各种控制面组合来实现：（&）水平鸭翼的对称偏转与平尾的组合
十夯明显，如果平尾与鸭翼同时进行后缘向下的偏转，而且他们各自产生的纵向力矩互相抵消，则可产生单纯向上的升力。如图 " 所示，类似的方案曾在 ’ (()试验机上采用。
（*）对称襟翼与平尾的组合
这种襟翼可以是后缘机动襟翼，也可以是前缘机动襟翼。图 " +描述利用后缘机动襟翼来产生直接升力的情况。 ,’一 &-飞机就是采用襟副翼对称偏转与平尾配合的方案：这种方案较之第一方案，优点在于他能产生较大的直接升力。
（%）水平鸭翼与机动襟翼相配合图 " %利用升降舵或平尾偏转后全机升力变化的过程
图 " 直接升力的第一种组合
显然，他们比第二方案能产生更大的直接升力。
直接侧力通常要由垂直鸭翼的偏转与方向舵的配合来实现。也可借助于方向舵与两翼尖的阻力瓣来实现。
有了实现直接力的多个控制面之后，就可保证实现传统飞机所无法实现的非常规机动。直接力控制可分为直接升力控制和直接侧力控制。
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图 " +直接升力的第二种组合
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第四节 机动栽荷控制
一、概述
机动载荷控制是 ""的基本功能之一，基本思想是，通过改变机动飞行时机翼的载荷分布，使其趋于理想特性，以达到减小机翼结构重量提高机动性的目的。由于运输机、轰炸机和战斗机在结构、性能要求以及执行任务上的差异，前两者与后者在机动载荷控制的设计目标上有所不同。
二、机动载荷控制原理与实现方案
运输机、轰炸机的机动载荷控制
由于经常需要长时间作 %过载巡航飞行，设计的主要出发点是改善巡航性能，因此对 &动载荷控制系统提出的要求是降低翼根弯矩，减轻机翼结构重量和改善结构疲劳。，在设计飞机时，飞机的翼梁凸缘面积根据机翼所受到的弯矩大小而定上而定 ’而弯矩大小又取决于机动载荷分布，由图 ( )* )+（,）可见，愈靠近机翼根部，弯曲力矩愈大，从而翼梁凸缘面积也愈大。另外，机翼上的载荷分布与机动飞行情况有关，图 ( )* )+（-）示出 %巡航飞行和机动飞行时机翼的载荷分布。由图可见，巡航飞行时，机翼上载荷一般呈椭圆形分布，如图中实线所示，此情况下机翼诱导阻力最小，机动飞行时（见图中虚线），机翼上载荷同时加大，机翼弯矩也从翼尖到翼根迅速增大。因此，若能使载荷按图 ( )* )+（ -）中点划线分布，则翼根弯矩分布就如该图（,）中点划线所示，大大降低了弯矩。若能根据这种弯矩分布设计机翼，则可减轻机翼结构重量，即减轻了飞机的重量，提高了飞机巡航的经济性。机动载荷控制正是要在机动飞行时自动改变机翼载荷分布，以减小翼根处的弯矩 ’
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