1、空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義飛機的操縱性 介紹飛機的三種操縱性及其影響因素 三種操縱性的介紹影響飛機操縱性的因素 2/7043 飛機的操縱性 飛機的操縱性，就是飛機“聽從”飛行員操縱桿、舵、油門、襟翼、減速板等而改變飛行狀態(tài)的特性。飛機的操縱性，一般僅指飛機在桿、舵的操縱下改變其飛行狀態(tài)的特性。 第一、操縱桿、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，操縱費力，飛行員易疲勞；太小，不易準確地感覺操縱量。 第二、飛行員操縱桿、舵后，飛機反映快慢要適當，即不可遲鈍，也不能過于靈敏。 飛機的操縱是通過三個操縱面，即升降舵(或全動平尾)方向舵(或全動立尾)和副翼來進行的，轉(zhuǎn)動這三個操縱面，飛機就會繞其縱軸(ox

2、)橫軸(oz)和立軸(oy)轉(zhuǎn)動，而改變其飛行狀態(tài)。 一、飛機的縱向操縱性 飛行員移動駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)能夠改變飛機迎角，是由于飛機的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的結(jié)果。例如，飛機原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負的附加升力，并對飛機重心形成俯仰操縱力矩，迫使機頭上仰增大迎角(圖3436)。由于迎角增大，引起飛機產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機焦點上，對飛機重心形成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機的

3、附加升力和它形成的俯仰恢復(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)力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時，飛機就停止俯仰轉(zhuǎn)動，保持以較大的迎角飛行。 (一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)后，飛機的迎角為什么會改變? 升降舵(或平尾)是靠前推后拉駕駛桿來操縱的(圖3433)。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))，飛機便抬頭。 副翼是靠左右壓駕駛桿來操縱的(圖3435)。左壓桿，左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機向左滾轉(zhuǎn)；右壓桿，右副翼向上偏轉(zhuǎn)，左副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機向右滾轉(zhuǎn)。左右壓桿和推拉桿的動作是獨立而不互相干擾的。

4、方向舵是靠腳左右蹬來操縱的(圖3434)左腳向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機便向左方轉(zhuǎn)過去；右腳向前蹬右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機便右轉(zhuǎn)。 三個舵面的操縱，在空氣動力作用的原理方面，它們基本上是一樣的，都是改變舵面上的空氣動力，產(chǎn)生附加力，對飛機重心形成操縱力矩，來達到改變飛機飛行狀態(tài)的目的，下面我們?nèi)詮娘w機的縱向、橫向和方向三方面來分別說明操縱性的基本原理、影響因素，最后簡單介紹隨空布局飛機的直接力操縱問題。 (一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)后，飛機的迎角為什么會改變? 飛行員移動駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)能夠改變飛機迎角，是由于飛機的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的

5、結(jié)果。例如，飛機原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負的附加升力 ，并對飛機重心形成俯仰操縱力矩，迫使機頭上仰增大迎角(圖3436)。由于迎角增大，引起飛機產(chǎn)生正的附加升力 ，此附加升力作用在飛機焦點上，對飛機重心形成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機的附加升力和它形成的俯仰恢復(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)力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時，飛機就停止俯仰轉(zhuǎn)動，保持以較大的迎角飛行。 同理，如果飛行員再拉一點桿，增大一點

6、俯仰操縱力矩，使迎角加大一點，這時俯仰恢復(fù)力矩也相應(yīng)地增大一點，飛機就會平衡在更大的迎角飛行，若相應(yīng)地推一點桿，飛機就會平衡在較小的迎角飛行。 飛行中，駕駛桿每移動一個位置，都對應(yīng)著個迎角。駕駛桿的位置越靠后，即水平尾翼前絳的下偏角越大(或升降舵的上偏角越大)，側(cè)對應(yīng)的迎角也越大。 如果飛機的迎角穩(wěn)定性較強，則移動駕駛桿操縱水平尾翼(或升降舵)偏轉(zhuǎn)時，飛機迎角改變甚少，俯仰恢復(fù)力矩就能與俯仰操縱力矩相平衡，也就是說，水平尾翼(或升降舵)偏轉(zhuǎn)相同角度的條件下，飛機迎角變化較少，即飛機的縱向操縱性較差。由此可知，飛機的縱向穩(wěn)定性和縱向操縱性是互相矛盾的，飛機的縱向穩(wěn)定性增強，其縱向操縱性變差。飛機

7、從亞音速飛行向超音速飛行過渡時，由于飛機焦點位置顯著后移，縱向穩(wěn)定性大大增加，縱向操縱性要變差。(二)增強飛機俯仰操縱性的措施全動水平尾翼 一般亞音速飛機都采用升降舵進行俯仰操縱，飛行員操縱升降舵，升降舵偏轉(zhuǎn)所引起的壓力變化能逆氣流傳播，使整個水平尾翼的壓力分布發(fā)生顯著變化，產(chǎn)生較大的附加升力，故升降舵效能提高，能夠保證飛機具有良好俯仰操縱性(圖3437a)。 升降舵良好的舵面效能，在一定條件下會向它的反面轉(zhuǎn)化。高速飛行中，水平安定面表面產(chǎn)生局部激波。我們知道，局部激被前面為超音速氣流，局部激波后面的壓力變化，不能逆超音速氣流傳到局部激波前面去，這時，升降舵的偏轉(zhuǎn)，只能改變水平尾翼位于局部激波

8、后面的壓力分布，不能改變整個水平尾翼的壓力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏轉(zhuǎn)同一角度所產(chǎn)生的俯仰操縱力矩顯著下降(圖3437b)。 高速飛行時，飛機俯仰穩(wěn)定性較強，操縱飛機俯仰需要有較大的操縱力矩。如果把舵面效能降低，飛機的俯仰操縱性勢必嚴重惡化，出現(xiàn)舵面偏移甚多，飛機迎角改變不大的嚴重局面。 為了解決高速飛行時飛機俯仰操縱性較差的矛盾，高速飛機采用全動水平尾翼來代替升降舵。全動水平尾翼偏轉(zhuǎn)后，可以改變整個水平尾翼的壓力分布，因而其舵面效能要比升降舵面高得多。 使用全動水平尾翼又會出現(xiàn)新的矛盾，飛行員操縱水平尾翼需要克服很大的空氣動力。致使飛行員直接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)十分困難，為此，在水平

9、尾翼操縱系統(tǒng)中安裝了助力操縱裝置，讓飛行員利用液壓和電動機構(gòu)間接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)。 必須指出，即使采用全動水平尾翼，在超音速飛行時，舵面效能也會有所降低，這是因為，超音速飛行時，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，水平尾翼能夠產(chǎn)生的升力要相應(yīng)減小，即舵面效能要降低。1、駕駛桿力 飛行員操縱飛機，要對駕駛桿施加力量，這個力稱為駕駛桿力，簡稱桿力，為什么操縱駕駛桿要施加一定的力量? 如圖3438所示，當水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一個角度時，水平尾冀上就會產(chǎn)生一個負的附加升力 。它對水平尾翼的轉(zhuǎn)軸構(gòu)成一個力矩樞軸力矩。迫使水平尾翼返回原來位置，如果操縱系統(tǒng)中沒有裝設(shè)助力操縱裝置

10、。這個力矩的作用就要傳到駕駛桿上來，使駕駛桿返回松桿位置，因此，飛行員要保持水平尾翼轉(zhuǎn)角不變，就必須用一定的力量P拉住駕駛桿以平衡樞軸力矩的作用，保持駕駛桿的位置不動，反之，如果要保持水平尾翼處在前緣上偏的位置，飛行員就必須用一定的力量推住駕駛桿。水平尾翼離轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大，都會使作用在水平尾翼上的空氣動力增大，為了保持水平尾翼偏轉(zhuǎn)不變，駕駛桿力也必然增大。 (三)平飛速度改變后，駕駛桿力為什么會改變? 裝有助力裝置的操縱系統(tǒng)中，作用在水平尾翼上的空氣動力只傳給助力器，不能傳到駕駛桿上來，為了使飛行員能感受到一定的桿力，憑著力的感覺來準確地掌握操縱分量。在操縱系統(tǒng)中裝設(shè)了載荷感覺器。 如

11、圖3439所示，飛行員移動駕駛桿使水平尾翼偏轉(zhuǎn)時，要壓縮載荷感覺器內(nèi)的彈簧，彈簧張力傳到駕駛桿上來，因此，飛行員必須用一定力量拉住或推駕駛桿，才能使它保持一定位置，水平尾翼偏轉(zhuǎn)角越大，彈簧被壓縮的越厲害，桿力越大。 2、駕駛桿力隨平飛速度變化的規(guī)律 平飛中，飛機的升力必須和飛機的重力相等，所以，隨著飛行速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力相等，所以，隨著飛行速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力不變，飛行速度加快了，升力隨之增大，這就需要相應(yīng)地減小迎角，以減小升力，飛行速度減慢了，升力隨之減小，這就需要相應(yīng)地增大迎角，以增大升力，可見，為了保持平飛，在大速度下，應(yīng)當用小迎角：而在小速

12、度下，應(yīng)當用大迎角。 前面已經(jīng)講過，飛機的迎角又必須通過相應(yīng)地移動駕駛桿，改變水平尾翼的偏轉(zhuǎn)角度來改變。而駕駛桿位置改變了，駕駛桿力也會相應(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4440中曲線所示 在平飛中，飛行員松開駕駛桿(即載荷感覺器不受壓縮，桿力等于零)時，飛機會相應(yīng)地平穩(wěn)在某一個迎角和速度上，這個桿力為零的飛行速度，叫做平衡速度，如圖3440中，曲線與橫坐標的交點所對應(yīng)的飛行速度，就是平衡速度。 如果從平衡速度開始，減小一點速度平飛，就要相應(yīng)地增大一點迎角，才能使升力與重力相等。繼續(xù)保持平飛。為了要增大迎角, 并使飛機能在較大迎角下重新平衡，就需要飛行員從松桿位置向

13、后拉點桿，使水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一點角度，這時，載荷感覺器內(nèi)的彈簧就要受到壓縮，飛行員需要用點力拉桿，平飛速度越小，需要的迎角越大，水平尾翼前緣的下偏量也應(yīng)當越大，所以，拉桿量越大，拉桿力也隨之增大。 同理，如果從平衡速度開始增大速度平飛，就需要飛行員從松桿位置推點桿，使水平尾翼前緣向上偏，以減小迎角，載荷感覺器內(nèi)的彈簧從反向受到壓縮，飛行員需要用力推桿平飛速度越大，需要的迎角越小，水平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。 總的看來，曲線由下向上表明：隨著平飛速度由小增大，先是拉桿力逐漸減小，到達平衡速度時，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

14、著飛行速度繼續(xù)增大，推桿力也不斷增大。 殲6飛機的平衡速度為表速75050公里/小時，在正常情況下，殲6飛機平飛時，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，可以保證飛行員操縱飛機時既有適當?shù)牧Φ母杏X，又不會過于費力。 如果飛機的平衡速度不合規(guī)定，飛行中桿力就會不正常，飛行員會反映“頭重”或“頭輕”。 平衡速度過大時，如果飛行員要以某一小速度平飛，就需要使迎危增大得多一些，因此，就要從松桿位置向后多拉點桿，拉桿力比正常時大，如果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桿，推桿力較小，這種拉桿力過大，推桿力過小的現(xiàn)象，按飛行習(xí)慣說

15、法，叫做“頭重”。 圖3441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，升力曲線要向下移動一段距離，在小速度平飛時，拉桿力都偏大。在大速度平飛時，推桿力都縮小 根據(jù)以上道理，也可分析得知，平衡速度過小，則會出現(xiàn)推桿力過大，拉桿力過小的現(xiàn)象。這就是所謂“頭輕”。 二、橫向操縱性 飛機的橫向操縱性，就是在飛行員操縱副翼以后，飛機繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變滾轉(zhuǎn)角速度和坡度等飛行狀態(tài)的特性。 在某一飛行速度下，飛行員向左壓桿偏轉(zhuǎn)副翼(圖3442)，飛機因左右兩翼升力之差形成橫向操縱力矩而向左滾轉(zhuǎn)，在滾轉(zhuǎn)中，只要沒有側(cè)滑，就不會有恢復(fù)力矩產(chǎn)生，只有橫向阻轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)越快，阻力矩越大。當橫

16、向操縱力矩與橫向阻轉(zhuǎn)力矩相等時，飛機就作等速滾轉(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力也會傳到駕駛桿上，所以飛行員必須用一定力量壓住桿，才能保持副翼偏轉(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操縱省力，在副翼前緣裝有內(nèi)封補償裝置，它由補償面和密封隔布組成，把副翼之間的空隙隔成上下兩室(圖3443)，副翼向下偏轉(zhuǎn)時，機翼下表面流速減慢，壓力增大；上表面流速加快，壓力減小因而在補償面上下將產(chǎn)生壓力差，這個壓力差產(chǎn)生的向上的力量，可以幫助飛行員操縱副翼向下偏轉(zhuǎn)，同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)時，補償面上的壓力差也可以幫助飛行員操縱副翼向

17、上偏轉(zhuǎn)。所以，副翼內(nèi)封補償裝置可以減輕飛行員壓桿操縱副翼的力。 高速飛行中，作用在副翼上的空氣動力比較大，因此，高速飛機在副翼操縱系統(tǒng)中，裝有液壓助力器，利用它來幫助飛行員操縱副翼；同時還裝有載荷感覺器，使飛行員在操縱副翼時仍能受到一定的桿力作用。便于準確地掌握操縱量。 高速飛行中，副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時，作用在副翼的空氣動力較大，這會使機翼產(chǎn)生較大的扭轉(zhuǎn)變形。副翼向下偏轉(zhuǎn)，機翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形要使迎角減小(圖3444)，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)，機翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形則要使迎角增大，也會降低副翼的效能。為了解決高速飛行中副翼效能降低的矛盾，飛機上

18、采用阻流片。裝了阻流片機構(gòu)以后，當副翼向下偏轉(zhuǎn)時，阻流片即從機翼下表面伸出(圖3445), 使機翼下表面氣流的流速減小，壓力增加，升力增大，這樣，就改善了飛機在高速飛行中的橫側(cè)操縱性。三、方向操縱性 飛機的方向操縱性，就是在飛行員操縱方向舵以后，機頭繞立軸偏轉(zhuǎn)改變側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。 為什么偏轉(zhuǎn)方向能改變側(cè)滑角?這同偏轉(zhuǎn)升降舵為什么能改變迎角的道理基本上是一樣的。 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 ，對飛機重心形成一個使機頭向右偏轉(zhuǎn)的方向操縱力矩。在偏轉(zhuǎn)過程中，飛機形成側(cè)滑，垂直尾翼和機身都產(chǎn)生側(cè)力，它們的合力 Z飛機 對飛機重心形成方向恢復(fù)力矩，

19、此力矩隨著側(cè)滑角的增大而逐漸增大，乃至上述兩力矩互相平衡時，飛機即保持側(cè)滑角不變，如圖3446所示。 方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在方向舵上的空氣動力會傳到蹬上，故飛行員需要用力蹬腳蹬，才能保持方向舵偏轉(zhuǎn)角不變。 飛機的方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系著和互相影響著的上節(jié)講過，飛行員操縱方向舵可以使機頭繞立軸偏轉(zhuǎn)，操縱副翼可使飛機繞縱軸滾轉(zhuǎn)。但是，飛行員蹬舵也會同時引起滾轉(zhuǎn)，壓桿也會同時引起偏轉(zhuǎn)。 例如，飛行中，飛行員只壓桿，不蹬舵，則飛機向壓桿的方向傾斜后，也會出現(xiàn)側(cè)滑, 在側(cè)滑中，垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)力，形成力圖消除側(cè)滑的力矩。于是，機頭向壓桿的方向偏轉(zhuǎn)。再如，飛行員只蹬舵不壓桿，在飛機產(chǎn)生側(cè)滑后，由于機翼

20、后掠角的作用，會使兩翼的升力不等，構(gòu)成滾轉(zhuǎn)力矩，迫使飛機向側(cè)滑的相反方向(也就是蹬舵的方向)滾轉(zhuǎn)。可見，方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系，互相影響的。這與前面所講的方向安定力矩和橫向安定力矩的互相聯(lián)系，互相影響，道理是一樣的，這一點對我們以后分析和研究飛機的坡度故障和側(cè)滑故障是很重要的。 四、影響操縱性的因素 (一)飛機的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性的影響 (二)飛機重心位置移動對操縱性的影響 (三)飛行高度變化對操縱性的影響 (四)飛行速度對飛機反應(yīng)快慢的影響 (五)迎角對橫向操縱性的影響 (一)飛機的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性的影響 飛機的轉(zhuǎn)動慣量越大，在同樣大的操縱力矩作用下，飛機的角加速度越小，此時，無論是

21、迎角，側(cè)滑角或轉(zhuǎn)動角速度等，其變化都比較緩慢。即是說，反應(yīng)遲鈍。這就是重型飛機比輕型飛機反應(yīng)遲鈍的一個原因。 (二)飛機重心位置移動對操縱性的影響 重心位置前后移動，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)定性增強，改變迎角需要升降舵的偏轉(zhuǎn)角增大。但升降舵的上下活動范圍都有一定限度. 重心的前后移動要受到限制。 重心位置左右移動對橫向操縱性有影響比如重心位置左移，這相當于飛機增加了一個向左滾轉(zhuǎn)的力矩。為了保持兩翼水平，飛行員應(yīng)當經(jīng)常向右壓桿。這不但消耗了飛行員的體力，分散執(zhí)行任務(wù)的注意力，并且使得駕駛桿向右可以活動的行程減小，限制了向右滾轉(zhuǎn)的能力。(三)飛行高度變化對操縱性的

22、影響 在不同高度上平飛，只要保持同一表速不變(即動壓不變)，則飛行員應(yīng)施加于桿上的力與低空相同，因為此時和各平飛表速相對應(yīng)的迎角并未改變，故在此表速下的駕駛桿位置(升降舵偏轉(zhuǎn)角)與桿力也不致改變。 如果飛行員保持同一真速不變，則由于動壓隨高度的增加而減小，和各個平飛速度(真速)相對應(yīng)的迎角普遍增大。所以，為了在高空保持平飛，駕駛桿的位置要比在低空時靠后一些。或者說，同每一平飛速度相對應(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，對飛機在桿、舵操縱下的反應(yīng)快慢，也有影響。 比如，飛機保持同一真速在不同的高度飛行，高度升高，空氣密度降低，如果在高空和低空一

23、樣，將桿前后移動(或蹬舵)同樣行程，則在高空，操縱力矩減小，角加速度也隨之減小。因此，達到其對應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角的所需時間為之增長。 同理，高度升高，到達同樣的坡度的時間延長。 總之，飛機對桿、舵操縱的反應(yīng)，在高空遲緩，而在低空迅速一些。(四)飛行速度對飛機反應(yīng)快慢的影響 在縱向與方向操縱性方面，以桿(舵)行程相同作比較。在飛行速度比較大的情況下，同樣多的舵偏角，所產(chǎn)生的操縱力矩也自然比較大。角加速度也比較大因此，飛機達到此舵偏角相對應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角所需的時間就比較短。 在橫向操縱性方面，如果壓桿行程亦即副翼偏角相同，則飛行速度越大，橫向操縱力矩越大，角加速度也越大。于是，飛機達到相同坡

24、度的時間也就縮短。(五)迎角對橫向操縱性的影響 為了改善橫向操縱性，特別是要消除大迎角下的橫向反操縱現(xiàn)象，通常使用差角副翼，阻力副翼或開縫副翼。其主要作用都在于增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)滑現(xiàn)象，在一定程度上加強了橫向操縱性。 差角副翼：就是壓桿時，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，副翼上偏時前緣露在機翼的外面，增加上偏副翼的阻力。 開縫副翼：副翼下偏時，副翼與機翼之間出現(xiàn)縫隙，其作用與開縫襟翼基本相同，主要是用以改善這時機翼上表面的氣流狀況，以減小其阻力。副翼上偏時，情況與一般副翼相同。 五、飛機的直接力控制 從前面討論的操縱性可知，按常規(guī)操縱的飛機，繞x、y、z軸的轉(zhuǎn)動可以用力矩來操縱，沿x軸的加減速移動可以直接用力來操縱，但是不能實現(xiàn)沿z軸和y軸方向的移動。 用直接力控制的飛機除有上述四種運動狀態(tài)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產(chǎn)生附加的向上或向下的平移。 在機頭裝有一對水平鴨翼(圖3447)它和水平尾翼一前一后，在計算機的控制下協(xié)調(diào)動作，產(chǎn)生兩對向上或向下的力，使飛機不改變飛行姿勢就產(chǎn)生附加的向上成向下的平移。就向(圖3447)那樣，在跟蹤