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飛機(jī)的支配性引見飛機(jī)的三種支配性及其影響要素三種支配性的引見影響飛機(jī)支配性的要素2/70§4—3飛機(jī)的支配性飛機(jī)的支配性，就是飛機(jī)“聽從〞飛行員支配桿、舵、油門、襟翼、減速板等而改動(dòng)飛行形狀的特性。飛機(jī)的支配性，普通僅指飛機(jī)在桿、舵的支配下改動(dòng)其飛行形狀的特性。第一、支配桿、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，支配費(fèi)力，飛行員易疲勞；太小，不易準(zhǔn)確地覺得支配量。第二、飛行員支配桿、舵后，飛機(jī)反映快慢要適當(dāng)，即不可愚鈍，也不能過于靈敏。飛機(jī)的支配是經(jīng)過三個(gè)支配面，即升降舵(或全動(dòng)平尾)方向舵(或全動(dòng)立尾)和副翼來進(jìn)展的，轉(zhuǎn)動(dòng)這三個(gè)支配面，飛機(jī)就會(huì)繞其縱軸(ox)橫軸(oz)和立軸(oy)轉(zhuǎn)動(dòng)，而改動(dòng)其飛行形狀。一、飛機(jī)的縱向支配性飛行員挪動(dòng)駕駛桿偏轉(zhuǎn)程度尾翼(或升降舵)可以改動(dòng)飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰支配力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡形狀，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)桿，程度尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度)。于是程度尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力，并對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成俯仰支配力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角(圖3—4—36)。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰支配力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它構(gòu)成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰支配力矩重新平衡時(shí)，飛機(jī)就停頓俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)，堅(jiān)持以較大的迎角飛行。(一)偏轉(zhuǎn)程度尾翼(或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會(huì)改動(dòng)?升降舵(或平尾)是靠前推后拉駕駛桿來支配的(圖3—4—33)。前推駕駛桿，升降舵向下偏轉(zhuǎn)(或平尾前緣向上偏轉(zhuǎn))，飛機(jī)便低頭；后拉駕駛桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)(或平尾前緣向下偏轉(zhuǎn))，飛機(jī)便抬頭。副翼是靠左右壓駕駛桿來支配的(圖3—4—35)。左壓桿，左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；右壓桿，右副翼向上偏轉(zhuǎn)，左副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。左右壓桿和推拉桿的動(dòng)作是獨(dú)立而不相互關(guān)擾的。方向舵是靠腳左右蹬來支配的(圖3—4—34)．左腳向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便向左方轉(zhuǎn)過去；右腳向前蹬右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便右轉(zhuǎn)。三個(gè)舵面的支配，在空氣動(dòng)力作用的原理方面，它們根本上是一樣的，都是改動(dòng)舵面上的空氣動(dòng)力，產(chǎn)生附加力，對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成支配力矩，來到達(dá)改動(dòng)飛機(jī)飛行形狀的目的，下面我們?nèi)詮娘w機(jī)的縱向、橫向和方向三方面來分別闡明支配性的根本原理、影響要素，最后簡單引見隨空規(guī)劃飛機(jī)的直接力支配問題。(一)偏轉(zhuǎn)程度尾翼(或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會(huì)改動(dòng)?飛行員挪動(dòng)駕駛桿偏轉(zhuǎn)程度尾翼(或升降舵)可以改動(dòng)飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰支配力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡形狀，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)桿，程度尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度)。于是程度尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力，并對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成俯仰支配力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角(圖3—4—36)。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰支配力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它構(gòu)成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰支配力矩重新平衡時(shí)，飛機(jī)就停頓俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)，堅(jiān)持以較大的迎角飛行。同理，假設(shè)飛行員再拉一點(diǎn)桿，增大一點(diǎn)俯仰支配力矩，使迎角加大一點(diǎn)，這時(shí)俯仰恢復(fù)力矩也相應(yīng)地增大一點(diǎn)，飛機(jī)就會(huì)平衡在更大的迎角飛行，假設(shè)相應(yīng)地推一點(diǎn)桿，飛機(jī)就會(huì)平衡在較小的迎角飛行。飛行中，駕駛桿每挪動(dòng)一個(gè)位置，都對(duì)應(yīng)著—個(gè)迎角。駕駛桿的位置越靠后，即程度尾翼前絳的下偏角越大(或升降舵的上偏角越大)，側(cè)對(duì)應(yīng)的迎角也越大。假設(shè)飛機(jī)的迎角穩(wěn)定性較強(qiáng)，那么挪動(dòng)駕駛桿支配程度尾翼(或升降舵)偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛機(jī)迎角改動(dòng)甚少，俯仰恢復(fù)力矩就能與俯仰支配力矩相平衡，也就是說，程度尾翼(或升降舵)偏轉(zhuǎn)一樣角度的條件下，飛機(jī)迎角變化較少，即飛機(jī)的縱向支配性較差。由此可知，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性和縱向支配性是相互矛盾的，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性加強(qiáng)，其縱向支配性變差。飛機(jī)從亞音速飛行向超音速飛行過渡時(shí)，由于飛機(jī)焦點(diǎn)位置顯著后移，縱向穩(wěn)定性大大添加，縱向支配性要變差。(二)加強(qiáng)飛機(jī)俯仰支配性的措施——全動(dòng)程度尾翼普通亞音速飛機(jī)都采用升降舵進(jìn)展俯仰支配，飛行員支配升降舵，升降舵偏轉(zhuǎn)所引起的壓力變化能逆氣流傳播，使整個(gè)程度尾翼的壓力分布發(fā)生顯著變化，產(chǎn)生較大的附加升力，故升降舵效能提高，可以保證飛機(jī)具有良好俯仰支配性(圖3—4—37a)。升降舵良好的舵面效能，在一定條件下會(huì)向它的反面轉(zhuǎn)化。高速飛行中，程度安定面外表產(chǎn)生部分激波。我們知道，部分激被前面為超音速氣流，部分激波后面的壓力變化，不能逆超音速氣流傳到部分激波前面去，這時(shí)，升降舵的偏轉(zhuǎn)，只能改動(dòng)程度尾翼位于部分激波后面的壓力分布，不能改動(dòng)整個(gè)程度尾翼的壓力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏轉(zhuǎn)同一角度所產(chǎn)生的俯仰支配力矩顯著下降(圖3—4—37b)。高速飛行時(shí)，飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性較強(qiáng)，支配飛機(jī)俯仰需求有較大的支配力矩。假設(shè)把舵面效能降低，飛機(jī)的俯仰支配性勢(shì)必嚴(yán)重惡化，出現(xiàn)舵面偏移甚多，飛機(jī)迎角改動(dòng)不大的嚴(yán)重局面。為理處理高速飛行時(shí)飛機(jī)俯仰支配性較差的矛盾，高速飛機(jī)采用全動(dòng)程度尾翼來替代升降舵。全動(dòng)程度尾翼偏轉(zhuǎn)后，可以改動(dòng)整個(gè)程度尾翼的壓力分布，因此其舵面效能要比升降舵面高得多。運(yùn)用全動(dòng)程度尾翼又會(huì)出現(xiàn)新的矛盾，飛行員支配程度尾翼需求抑制很大的空氣動(dòng)力。致使飛行員直接支配程度尾翼偏轉(zhuǎn)非常困難，為此，在程度尾翼支配系統(tǒng)中安裝了助力支配安裝，讓飛行員利用液壓和電動(dòng)機(jī)構(gòu)間接支配程度尾翼偏轉(zhuǎn)。必需指出，即使采用全動(dòng)程度尾翼，在超音速飛行時(shí)，舵面效能也會(huì)有所降低，這是由于，超音速飛行時(shí)，隨著飛行M數(shù)增大，升力系數(shù)要減小，因此，在其它條件不變的情況下，程度尾翼可以產(chǎn)生的升力要相應(yīng)減小，即舵面效能要降低。1、駕駛桿力飛行員支配飛機(jī)，要對(duì)駕駛桿施加力量，這個(gè)力稱為駕駛桿力，簡稱桿力，為什么支配駕駛桿要施加一定的力量?如圖3—4—38所示，當(dāng)程度尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度時(shí)，程度尾冀上就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)負(fù)的附加升力。它對(duì)程度尾翼的轉(zhuǎn)軸構(gòu)成一個(gè)力矩——樞軸力矩。迫使程度尾翼前往原來位置，假設(shè)支配系統(tǒng)中沒有裝設(shè)助力支配安裝。這個(gè)力矩的作用就要傳到駕駛桿上來，使駕駛桿前往松桿位置，因此，飛行員要堅(jiān)持程度尾翼轉(zhuǎn)角不變，就必需用一定的力量P拉住駕駛桿以平衡樞軸力矩的作用，堅(jiān)持駕駛桿的位置不動(dòng)，反之，假設(shè)要堅(jiān)持程度尾翼處在前緣上偏的位置，飛行員就必需用一定的力量推住駕駛桿。程度尾翼離轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大，都會(huì)使作用在程度尾翼上的空氣動(dòng)力增大，為了堅(jiān)持程度尾翼偏轉(zhuǎn)不變，駕駛桿力也必然增大。(三)平飛速度改動(dòng)后，駕駛桿力為什么會(huì)改動(dòng)?裝有助力安裝的支配系統(tǒng)中，作用在程度尾翼上的空氣動(dòng)力只傳給助力器，不能傳到駕駛桿上來，為了使飛行員能感遭到一定的桿力，憑著力的覺得來準(zhǔn)確地掌握支配分量。在支配系統(tǒng)中裝設(shè)了載荷覺得器。如圖3—4—39所示，飛行員挪動(dòng)駕駛桿使程度尾翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，要緊縮載荷覺得器內(nèi)的彈簧，彈簧張力傳到駕駛桿上來，因此，飛行員必需用一定力量拉住或推駕駛桿，才干使它堅(jiān)持一定位置，程度尾翼偏轉(zhuǎn)角越大，彈簧被緊縮的越厲害，桿力越大。2、駕駛桿力隨平飛速度變化的規(guī)律平飛中，飛機(jī)的升力必需和飛機(jī)的重力相等，所以，隨著飛行速度的改動(dòng)，需求相應(yīng)地改動(dòng)迎角，以堅(jiān)持升力相等，所以，隨著飛行速度的改動(dòng)，需求相應(yīng)地改動(dòng)迎角，以堅(jiān)持升力不變，飛行速度加快了，升力隨之增大，這就需求相應(yīng)地減小迎角，以減小升力，飛行速度減慢了，升力隨之減小，這就需求相應(yīng)地增大迎角，以增大升力，可見，為了堅(jiān)持平飛，在大速度下，該當(dāng)用小迎角：而在小速度下，該當(dāng)用大迎角。前面曾經(jīng)講過，飛機(jī)的迎角又必需經(jīng)過相應(yīng)地挪動(dòng)駕駛桿，改動(dòng)程度尾翼的偏轉(zhuǎn)角度來改動(dòng)。而駕駛桿位置改動(dòng)了，駕駛桿力也會(huì)相應(yīng)地發(fā)生變化，由此可以得出駕駛桿力隨平飛速度的變化關(guān)系。如圖4—4—40中曲線所示．在平飛中，飛行員松開駕駛桿(即載荷覺得器不受緊縮，桿力等于零)時(shí)，飛時(shí)機(jī)相應(yīng)地平穩(wěn)在某一個(gè)迎角和速度上，這個(gè)桿力為零的飛行速度，叫做平衡速度，如圖3—4—40中，曲線與橫坐標(biāo)的交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的飛行速度，就是平衡速度。假設(shè)從平衡速度開場，減小一點(diǎn)速度平飛，就要相應(yīng)地增大一點(diǎn)迎角，才干使升力與重力相等。繼續(xù)堅(jiān)持平飛。為了要增大迎角,并使飛機(jī)能在較大迎角下重新平衡，就需求飛行員從松桿位置向后拉點(diǎn)桿，使程度尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一點(diǎn)角度，這時(shí)，載荷覺得器內(nèi)的彈簧就要遭到緊縮，飛行員需求用點(diǎn)力拉桿，平飛速度越小，需求的迎角越大，程度尾翼前緣的下偏量也該當(dāng)越大，所以，拉桿量越大，拉桿力也隨之增大。同理，假設(shè)從平衡速度開場增大速度平飛，就需求飛行員從松桿位置推點(diǎn)桿，使程度尾翼前緣向上偏，以減小迎角，載荷覺得器內(nèi)的彈簧從反向遭到緊縮，飛行員需求用力推桿．平飛速度越大，需求的迎角越小，程度尾翼前緣的上偏量也應(yīng)越大，所以，推桿量越大，推桿力也隨之增大?？偟目磥?，曲線由下向上闡明：隨著平飛速度由小增大，先是拉桿力逐漸減小，到達(dá)平衡速度時(shí)，駕駛桿力等于零，飛行速度再增大，駕駛桿就變?yōu)橥茥U力，以后，隨著飛行速度繼續(xù)增大，推桿力也不斷增大。殲—6飛機(jī)的平衡速度為表速750±50公里/小時(shí)，在正常情況下，殲—6飛機(jī)平飛時(shí)，拉桿力大約為15公斤左右，推桿力也為15公斤左右。桿力在這一范圍內(nèi)變化，可以保證飛行員支配飛機(jī)時(shí)既有適當(dāng)?shù)牧Φ挠X得，又不會(huì)過于費(fèi)力。假設(shè)飛機(jī)的平衡速度不合規(guī)定，飛行中桿力就會(huì)不正常，飛行員會(huì)反映“頭重〞或“頭輕〞。平衡速度過大時(shí)，假設(shè)飛行員要以某一小速度平飛，就需求使迎危增大得多一些，因此，就要從松桿位置向后多拉點(diǎn)桿，拉桿力比正常時(shí)大，假設(shè)飛行員要以某—較大速度平飛，迎角可以減小得少些，飛行員可以從松桿位置向前少推點(diǎn)桿，推桿力較小，這種拉桿力過大，推桿力過小的景象，按飛行習(xí)慣說法，叫做“頭重〞。圖3—4—41表示，平衡速度正常和平衡速度過大兩種情況下的桿力曲線．平衡速度過大時(shí)，升力曲線要向下挪動(dòng)一段間隔，在小速度平飛時(shí)，拉桿力都偏大。在大速度平飛時(shí)，推桿力都減少．根據(jù)以上道理，也可分析得知，平衡速度過小，那么會(huì)出現(xiàn)推桿力過大，拉桿力過小的景象。這就是所謂“頭輕〞。二、橫向支配性飛機(jī)的橫向支配性，就是在飛行員支配副翼以后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改動(dòng)滾轉(zhuǎn)角速度和坡度等飛行形狀的特性。在某一飛行速度下，飛行員向左壓桿偏轉(zhuǎn)副翼(圖3—4—42)，飛機(jī)因左右兩翼升力之差構(gòu)成橫向支配力矩而向左滾轉(zhuǎn)，在滾轉(zhuǎn)中，只需沒有側(cè)滑，就不會(huì)有恢復(fù)力矩產(chǎn)生，只需橫向阻轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)越快，阻力矩越大。當(dāng)橫向支配力矩與橫向阻轉(zhuǎn)力矩相等時(shí)，飛機(jī)就作等速滾轉(zhuǎn)，壓桿行程越大(即偏轉(zhuǎn)副翼越多)，等速滾轉(zhuǎn)的角速度也越大。偏轉(zhuǎn)副翼后，作用在副翼上的空氣動(dòng)力也會(huì)傳到駕駛桿上，所以飛行員必需用一定力量壓住桿，才干堅(jiān)持副翼偏轉(zhuǎn)在一定的角度上，副翼偏轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大．為了使飛行員支配省力，在副翼前緣裝有內(nèi)封補(bǔ)償安裝，它由補(bǔ)償面和密封隔布組成，把副翼之間的空隙隔成上下兩室(圖3—4—43)，副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼下外表流速減慢，壓力增大；上外表流速加快，壓力減?。虼嗽谘a(bǔ)償面上下將產(chǎn)生壓力差，這個(gè)壓力差產(chǎn)生的向上的力量，可以協(xié)助飛行員支配副翼向下偏轉(zhuǎn)，同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，補(bǔ)償面上的壓力差也可以協(xié)助飛行員支配副翼向上偏轉(zhuǎn)。所以，副翼內(nèi)封補(bǔ)償安裝可以減輕飛行員壓桿支配副翼的力。高速飛行中，作用在副翼上的空氣動(dòng)力比較大，因此，高速飛機(jī)在副翼支配系統(tǒng)中，裝有液壓助力器，利用它來協(xié)助飛行員支配副翼；同時(shí)還裝有載荷覺得器，使飛行員在支配副翼時(shí)仍能遭到一定的桿力作用。便于準(zhǔn)確地掌握支配量。高速飛行中，副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時(shí)，作用在副翼的空氣動(dòng)力較大，這會(huì)使機(jī)翼產(chǎn)生較大的改動(dòng)變形。副翼向下偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的改動(dòng)變形要使迎角減小(圖3—4—44)，這就要抵消一部分由于副翼偏轉(zhuǎn)而增大的升力，使副翼的效能降低．同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的改動(dòng)變形那么要使迎角增大，也會(huì)降低副翼的效能。為理處理高速飛行中副翼效能降低的矛盾，飛機(jī)上采用阻流片。裝了阻流片機(jī)構(gòu)以后，當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，阻流片即從機(jī)翼下外表伸出(圖3—4—45),使機(jī)翼下外表氣流的流速減小，壓力添加，升力增大，這樣，就改善了飛機(jī)在高速飛行中的橫側(cè)支配性。三、方向支配性飛機(jī)的方向支配性，就是在飛行員支配方向舵以后，機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)改動(dòng)側(cè)滑角等飛行形狀的特性。為什么偏轉(zhuǎn)方向能改動(dòng)側(cè)滑角?這同偏轉(zhuǎn)升降舵為什么能改動(dòng)迎角的道理根本上是一樣的。飛行中，飛行員蹬右腳蹬使方向舵能向右偏轉(zhuǎn)一定角度。垂直尾翼上產(chǎn)生側(cè)力Z舵，對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成一個(gè)使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)的方向支配力矩。在偏轉(zhuǎn)過程中，飛機(jī)構(gòu)成側(cè)滑，垂直尾翼和機(jī)身都產(chǎn)生側(cè)力，它們的合力Z飛機(jī)對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成方向恢復(fù)力矩，此力矩隨著側(cè)滑角的增大而逐漸增大，乃至上述兩力矩相互平衡時(shí)，飛機(jī)即堅(jiān)持側(cè)滑角不變，如圖3—4—46所示。方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在方向舵上的空氣動(dòng)力會(huì)傳到蹬上，故飛行員需求用力蹬腳蹬，才干堅(jiān)持方向舵偏轉(zhuǎn)角不變。飛機(jī)的方向支配性和橫向支配性是相互聯(lián)絡(luò)著和相互影響著的．上節(jié)講過，飛行員支配方向舵可以使機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)，支配副翼可使飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)。但是，飛行員蹬舵也會(huì)同時(shí)引起滾轉(zhuǎn)，壓桿也會(huì)同時(shí)引起偏轉(zhuǎn)。例如，飛行中，飛行員只壓桿，不蹬舵，那么飛機(jī)向壓桿的方向傾斜后，也會(huì)出現(xiàn)側(cè)滑,在側(cè)滑中，垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)力，構(gòu)成力圖消除側(cè)滑的力矩。于是，機(jī)頭向壓桿的方向偏轉(zhuǎn)。再如，飛行員只蹬舵不壓桿，在飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)滑后，由于機(jī)翼后掠角的作用，會(huì)使兩翼的升力不等，構(gòu)成滾轉(zhuǎn)力矩，迫使飛機(jī)向側(cè)滑的相反方向(也就是蹬舵的方向)滾轉(zhuǎn)?？梢?，方向支配性和橫向支配性是相互聯(lián)絡(luò)，相互影響的。這與前面所講的方向安定力矩和橫向安定力矩的相互聯(lián)絡(luò)，相互影響，道理是一樣的，這一點(diǎn)對(duì)我們以后分析和研討飛機(jī)的坡度缺點(diǎn)和側(cè)滑缺點(diǎn)是很重要的。四、影響支配性的要素(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量對(duì)支配性的影響(二)飛機(jī)重心位置挪動(dòng)對(duì)支配性的影響(三)飛行高度變化對(duì)支配性的影響(四)飛行速度對(duì)飛機(jī)反響快慢的影響(五)迎角對(duì)橫向支配性的影響(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量對(duì)支配性的影響飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量越大，在同樣大的支配力矩作用下，飛機(jī)的角加速度越小，此時(shí)，無論是迎角，側(cè)滑角或轉(zhuǎn)動(dòng)角速度等，其變化都比較緩慢。即是說，反響愚鈍。這就是重型飛機(jī)比輕型飛機(jī)反響愚鈍的一個(gè)緣由。(二)飛機(jī)重心位置挪動(dòng)對(duì)支配性的影響重心位置前后挪動(dòng)，使平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角和桿力發(fā)生變化。如重心位置前移，縱向穩(wěn)定性加強(qiáng)，改動(dòng)迎角需求升降舵的偏轉(zhuǎn)角增大。但升降舵的上下活動(dòng)范圍都有一定限制.重心的前后挪動(dòng)要遭到限制。重心位置左右挪動(dòng)對(duì)橫向支配性有影響．比如重心位置左移，這相當(dāng)于飛機(jī)添加了一個(gè)向左滾轉(zhuǎn)的力矩。為了堅(jiān)持兩翼程度，飛行員該當(dāng)經(jīng)常向右壓桿。這不但耗費(fèi)了飛行員的膂力，分散執(zhí)行義務(wù)的留意力，并且使得駕駛桿向右可以活動(dòng)的行程減小，限制了向右滾轉(zhuǎn)的才干。(三)飛行高度變化對(duì)支配性的影響在不同高度上平飛，只需堅(jiān)持同一表速不變(即動(dòng)壓不變)，那么飛行員應(yīng)施加于桿上的力與低空一樣，由于此時(shí)和各平飛表速相對(duì)應(yīng)的迎角并未改動(dòng)，故在此表速下的駕駛桿位置(升降舵偏轉(zhuǎn)角)與桿力也不致改動(dòng)。假設(shè)飛行員堅(jiān)持同一真速不變，那么由于動(dòng)壓隨高度的添加而減小，和各個(gè)平飛速度(真速)相對(duì)應(yīng)的迎角普遍增大。所以，為了在高空?qǐng)?jiān)持平飛，駕駛桿的位置要比在低空時(shí)靠后一些?；蛘哒f，同每一平飛速度相對(duì)應(yīng)的升降舵上偏角度在高空普遍增大了。所以，高空飛行有桿、舵變輕的說法。飛行高度升高，對(duì)飛機(jī)在桿、舵支配下的反響快慢，也有影響。比如，飛機(jī)堅(jiān)持同一真速在不同的高度飛行，高度升高，空氣密度降低，假設(shè)在高空和低空一樣，將桿前后挪動(dòng)(或蹬舵)同樣行程，那么在高空，支配力矩減小，角加速度也隨之減小。因此，到達(dá)其對(duì)應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角的所需時(shí)間為之增長。同理，高度升高，到達(dá)同樣的坡度的時(shí)間延伸?？傊?，飛機(jī)對(duì)桿、舵支配的反響，在高空緩慢，而在低空迅速一些。(四)飛行速度對(duì)飛機(jī)反響快慢的影響在縱向與方向支配性方面，以桿(舵)行程一樣作比較。在飛行速度比較大的情況下，同樣多的舵偏角，所產(chǎn)生的支配力矩也自然比較大。角加速度也比較大．因此，飛機(jī)到達(dá)此舵偏角相對(duì)應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角所需的時(shí)間就比較短。在橫向支配性方面，假設(shè)壓桿行程亦即副翼偏角一樣，那么飛行速度越大，橫向支配力矩越大，角加速度也越大。于是，飛機(jī)到達(dá)一樣坡度的時(shí)間也就縮短。(五)迎角對(duì)橫向支配性的影響為了改善橫向支配性，特別是要消除大迎角下的橫向反支配景象，通常運(yùn)用差角副翼，阻力副翼或開縫副翼。其主要作用都在于添加上偏副翼的阻力或減小下偏副翼的阻力，從而消除或減弱向滾轉(zhuǎn)方向的側(cè)滑景象，在一定程度上加強(qiáng)了橫向支配性。差角副翼：就是壓桿時(shí)，上偏角度大，阻力大；下偏角度小，阻力也小。阻力副翼：副翼前緣比較尖些，副翼上偏時(shí)前緣露在機(jī)翼的外面，添加上偏副翼的阻力。開縫副翼：副翼下偏時(shí)，副翼與機(jī)翼之間出現(xiàn)縫隙，其作用與開縫襟翼根本一樣，主要是用以改善這時(shí)機(jī)翼上外表的氣流情況，以減小其阻力。副翼上偏時(shí)，情況與普通副翼一樣。五、飛機(jī)的直接力控制從前面討論的支配性可知，按常規(guī)支配的飛機(jī)，繞x、y、z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)可以用力矩來支配，沿x軸的加減速挪動(dòng)可以直接用力來支配，但是不能實(shí)現(xiàn)沿z軸和y軸方向的挪動(dòng)。用直接力控制的飛機(jī)除有上述四種運(yùn)動(dòng)形狀外，還能沿y軸和z軸平移。直接力控制分為直接升力控制和直接側(cè)力控制兩類。下面先談直接升力控制。直接升力控制可以使飛機(jī)產(chǎn)生附加的向上或向下的平移。在機(jī)頭裝有一對(duì)程度鴨翼(圖3—4—47)它和程度尾翼一前一后，在計(jì)算機(jī)的控制下協(xié)調(diào)動(dòng)作，產(chǎn)生兩對(duì)向上或向下的力，使飛機(jī)不改動(dòng)飛行姿態(tài)就產(chǎn)生附加的向上成向下的平移。就向(圖3—4—47)那樣，在跟蹤或