第三章 - 飞行空气动力学
飞行空气动力学介绍作用于飞机上的力的相互关系和由相关力产生的效应。
作用于飞机的力
至少在某些方面，飞行中飞行员做的多好取决于计划和对动力使用的协调以及为改变推力，阻力，升力和重力的飞行控制能力。飞行员必须控制的是这些力之间的平衡。对这些力和控制他们的方法的理解越好，飞行员执行时的技能就更好。 下面定义和平直飞行(未加速的飞行)相关的力。
推力是由发动机或者螺旋桨产生的向前力量。它和阻力相反。作为一个通用规则，纵轴上的力是成对作用的。然而在后面的解释中也不总是这样的情况。 阻力是向后的阻力，由机翼和机身以及其他突出的部分对气流的破坏而产生。阻力和推力相反，和气流相对机身的方向并行。
重力由机身自己的负荷，乘客，燃油，以及货物或者行礼组成。由于地球引力导致重量向下压飞机。和升力相反，它垂直向下地作用于飞机的重心位置。 升力和向下的重力相反，它由作用于机翼的气流动力学效果产生。它垂直向上的作用于机翼的升力中心。
在稳定的飞行中，这些相反作用的力的总和等于零。在稳定直飞中没有不平衡的力(牛顿第三定律)。无论水平飞行还是爬升或者下降这都是对的。也不等于说四个力总是相等的。这仅仅是说成对的反作用力大小相等，因此各自抵消对方的效果。这点经常被忽视，而导致四个力之间的关系经常被错误的解释或阐明。例如，考虑下一页的图3－1。在上一幅图中的推力，阻力，升力和重力四个力矢量大小相等。象下一幅图显示的通常解释说明(不保证推力和阻力就不等于重力和升
力)推力等于阻力，升力等于重力。必须理解这个基本正确的表述，否则可能误解。一定要明白在直线的，水平的，非加速飞行状态中，相反作用的升力和重力是相等的，但是它们也大于相反作用的推力和阻力。简而言之，非加速的飞行状态下是推力和阻力大小 相等，而不是说推力和阻力的大小和升力重力相等，基本上重力比推力更大。必须强调的是，这是在稳定飞行中的力平衡关系。总结如下：
? 向上力的总和等于向下力的总和 ? 向前力的总和等于向后力的总和
对旧的“推力等于阻力，升力等于重力”公式的提炼考虑了这样的事实，在爬升中，推力的一部分方向向上，表现为升力，重力的一部分方向向后，表现为阻力。在滑翔中，重力矢量的一部分方向向前，因此表现为推力。换句话说，在飞机航迹不水平的任何时刻，升力，重力，推力和阻力每一个都会分解为两个分力。如图3－2
对前面概念的讨论在航空学课本或者手册中经常被忽略。原因不是因为他们不重要，而是因为由于忽略这个讨论，谈到作用于飞行中飞机的航空动力学作用力的主要思想就可以用最基本的要素来表达，而不用考虑航空动力学者的专业性。就事实而言，仅仅考虑水平飞行和稳定状态中的正常爬升和下降，机翼升力确实是重要的向上的力而重力是重要的向下的力的表述仍然是正确的。
经常的，在解释作用于飞机的力时遇到的大量困难在很大程度上是语言和其含义的问题。例如，飞行员长期认为在飞机爬上是因为升力大于重力。如果他仅仅根据机翼升力考虑的话这是不对的。然而，如果考虑所有向上力的合力导致升力大于重力，那么这就是对的。但是当提到“升力推力和重力阻力”时，为这些力确立的前面的定义就不再有效，使问题变的复杂。语言表述的如此不严密为大量的争论提供了借口，这些争论集中于基本原理的精练。
尽管已经定义了作用于飞机上的力，飞行员如何使用他们来进行受控的飞行就需要对他们进行深入详细的讨论。
推力
飞机开始移动前，必须施加推力。飞机持续移动，速度增加，直到推力和阻力相等。为了维持恒定的空速，就像升力和重力必须保持相等以维持稳定的飞行高度一样，推力和阻力必须保持相等。假设在平直飞行中，引擎功率降低，推力就会下降，飞机速度就减慢。只要推力小于阻力，飞机就会一直减速，知道它的空速不足以支持飞行。
同样的，如果引擎的动力增加，推力比阻力大，空速就增加。只要推力一直比阻力大，飞机就一直加速。当阻力等于推力时，飞机飞行在恒定的空速。
平直飞行可以维持的速度可以很慢也可以很快。如果飞机要保持水平飞行，飞行员必须在所有飞行状态协调迎角和推力。概略的，这些飞行状态可以按类分为三组，低速飞行，巡航飞行和高速飞行。
在低空速时，要维持升力和重力的平衡，迎角必须相对较高以增加升力。如图3-3，
如果推力降低空速增加，升力变得小于重力，飞机就会开始下降。要维持水平飞行，飞行员可以增加一定量的迎角，它会再次让升力等于飞机的重力，而飞机会飞的更慢点，如果飞行员适当的协调了推力和迎角也可以保持水平飞行。 低速状态的平直飞行提供了需要关注的和力平衡有关的条件，因为飞机处于高机头的姿态，有一个垂直的推力分量帮助支持飞机。首先，可以预期机翼载荷趋于减少。大多数飞行员知道相比发动机停止时飞机在有动力时速度较低会失速，螺旋桨引起的气流通过机翼时也会恶化这种情况。然而，如果分析仅仅限于通常定义的这四个力，你可以说，平直低速飞行时推力等于阻力，升力等于重力。 在平直飞行中，推力增加时，空速增加，必须要降低迎角。如果协调好了变化，飞机仍然保持平直飞行，但是推力和迎角之间建立了合适的关系后飞行速度会变高。
如果推力增加时迎角没有降低，飞机会爬升。但是降低迎角可以修正升力，保持它等于重力，如果做的恰好，飞机仍然保持平飞。轻微的负迎角甚至可以出现在非常高速度的平直飞行中。那么就很明显，可以以失速迎角和高速时的相对较小负迎角之间的任意迎角进行平飞。
阻力
飞行中的阻力有两个基本类型：寄生阻力和诱导阻力。第一个称为寄生的是因为它永远对飞行的帮助是无用的，第二个是由机翼产生升力的结果所导致的。寄生阻力有两个基本元素：形阻力，来自机身对气流的破坏，另外就是外壳的摩擦阻力。
对于寄生阻力的两个因素，在设计飞机时容易降低形阻力。一般的，一个物体越是流线型的就越容易降低寄生阻力的形阻力。
外壳摩擦力是最难降低的寄生阻力类型。没有完全光滑的表面。甚至是机械加工的表面，通过放大来检测的话，仍然可以看到粗糙的不平坦的外观。这种粗糙的
表面会使表面的空气流线型弯曲，对平滑气流产生阻力。通过使用光滑的磨平的表面，和去掉突出的铆钉头，粗糙和其他的不规则物来最小化外壳摩擦力。 设计飞机时必须要增加另一个对寄生阻力的考虑。这个阻力复合了形阻力效应和外壳摩擦，称为所谓的干涉阻力。如果两个物体靠近放置，产生的合成紊乱会比单个测试时大50％到200％。
形阻力，外壳摩擦力和干涉阻力这三个阻力都要被计算以确定一个飞机的寄生阻力。
寄生阻力中一个物体的外形是一个很大的因素。然而，说道寄生阻力时指示空速也是一个同样重要的因素。一个物体的外形阻力保持在一个相对气流固定的位置，大约以速度的平方成正比增加；这样，空速增加为原来的两倍，那么阻力就会变成原来的四倍，空速增加为三倍的话阻力也就增加为九倍。但是，这个关系只在相当的低音速时维持很好。在某些更高速度，外形阻力的增加会随速度而变的突然很快。
第二个基本的阻力类型是诱导阻力。以机械运动方式工作的系统没有一个可以达到100%的效率，这是一个确定的物理事实。这就意味着无论什么特性的系统，总是以系统中消耗某些额外的功来获得需要的功。系统越高效，损失就越小。 在平飞过程中，机翼的空气动力学特性产生要求的升力，但是这只能通过某种代价才能获得。这种代价的名字就叫诱导阻力。诱导阻力是内在的，在机翼产生升力的任何时刻，而事实上，这种阻力是升力的产物中不可分离的。继而，只要有升力就会有这种力。
机翼通过利用三种气流的能量产生升力。无论什么时候机翼产生升力，机翼下表面的压力总是大于机翼上表面的压力。结果，机翼下方的高压区空气有向机翼上方的低压去流动的趋势。在机翼的翼尖附近，这些压力有区域相等的趋势，产生一个从下表面到机翼上表面的向外的侧面气流。这个侧向气流给予翼尖的空气和机翼后面的尾流一个旋转速度。因此，翼尖的气流会变成随着机翼运动的两个涡流轨迹。
从尾部看飞机时，右边翼尖的涡流逆时针旋转，而左边翼尖的涡流顺时针旋转。如图3－4
记住这些涡流的旋转方向，可以看到他们在翼尖之外引入一个向上的气流，在机翼尾缘之后产生一个向下的气流。这个诱导的下洗气流和产生升力所需的下洗气流没有关系。实际上是诱导阻力的来源。涡流和后面的机翼上净气流分量越大越强，诱导阻力效应也就越强。这个机翼顶部的下洗流在翼尖处有相同的使向后的升力矢量弯曲的效果，因此升力和相对气流的蒸饺稍微向后，产生一个后向升力分量。这就是诱导阻力。
要记住为了在机翼上表面产生较大的负压力，机翼可以倾斜获得更大的迎角；如果不对称机翼的迎角为零，也就没有压力差，继而没有下洗分量，因此也就没有诱导阻力。无论如何，只要迎角增加，诱导阻力相应的增加。
换一种说法就是，较低的空速时就要求更大的迎角来产生等于飞机重量的升力，因而诱导阻力也就更大。总诱导阻力和空速的平方成反比变化关系。 从前面的讨论知道寄生阻力随空速的平方增加，诱导阻力随空速的平方反比变化。当空速降低到接近失速速度时，总阻力变的更大，主要由于诱导阻力的快速
升高。类似的，当空速达到飞机的终速时，因为寄生阻力的飞速增加使得总阻力再次快速增加。从图3－5可以看到，在某些空速上，总阻力处于最大值。在计算最大续航力和航程时这是非常重要的；阻力最小时，克服阻力所需要的动力也是最小的。
为理解飞行中飞机的升力和阻力的影响，需要结合考虑两者以及升阻比L/D(升力/阻力)。对于稳定的非加速状态的飞机，用不同空速时升力和阻力的数据，可以计算每一具体迎角时的升力系数CL和阻力系数CD。升阻比对迎角的结果图显示升阻比增加到一最大值，在较高的升力系数和迎角阶段开始下降，如图3－6。注意最大升阻比(L/D Max)出现在一个特定的迎角和升力系数处。如果飞机在最大升阻比处稳定飞行，总阻力为最小。任何比最大升阻比(L/D Max)处更大或者更小的迎角，升阻比降低继而在给定飞机升力时总阻力增加。
重心(CG)的位置在每一具体飞机的总体设计阶段确定。设计者要确定压力中心(CP)会移动多大距离。他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。
一架飞机的配置也对升阻比有很大的影响。高性能滑翔机会有极高的升阻比，超音速飞机在亚音速飞行时好像升阻比低，那可是超音速飞行(高马赫数时高升阻比)需要的飞机配置导致这样的情况。
重力
重力是趋向把所有物体朝地球中心拽的拉力。重心可以看成是飞机的所有重量都集中于所在的一点。如果飞机的重心恰好得到支持，飞机就会平衡在任何姿态。也会注意到重心占飞机的主导重要性，因为它的位置对稳定性有极大的影响。重心的位置通过每个飞机的总体设计来确定。设计者要确定压力中心(CP)会移动多大距离。他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。
重力和升力有明确的关系，推力对应于拉力。这个关系简单，但是对于理解飞行动力学很重要。升力是作用于机翼上的向上的力，和相对风方向垂直。需要的升力是用来克服飞机的重力(由作用于飞机物质的地球引力导致)。这个重力通过飞机的重心向下作用。在稳定的平飞中，此时升力大小等于重力，飞机处于平衡状态，高度不增加也减少。如果升力变得小于重力，飞机将会降低高度。当升力大于重力时，飞机飞行高度增加。
升力
飞行员可以控制升力。随时控制轮子向前或者向后一点，迎角就会改变。当迎角增加时，升力增加(假设其他因素不变)。当飞机到达最大迎角时，升力开始快速变小。这就是失速迎角，或者叫紊流点。
在继续深入讨论升力和如何控制它之前，必须先说一下速度。机翼的外形不会有效，除非它持续不断的冲击新的空气。飞机若要保持飞行，它必须持续移动。升力和飞机速度成相应的比例。例如，如果迎角和其他因素不变的话，以200节速度飞行的飞机所得的升力是它在100节速度飞行时升力的四倍。
实际上，如果迎角增加，飞机就不能保持继续保持同一迎角而高度不变的平飞；升力会增加，结果升力增加使飞机爬升。因此，为了维持升力和重力的平衡，和为了保持飞机平直的平衡飞行状态，只要速度增加，升力必须减小。这通常是通过减小迎角来实现的，如降低机头。相反的，当飞机速度减慢时，降低的速度要求增加迎角来维持足够的升力以保持飞行。当然，如果要避免失速的话，迎角可以增加的范围是有限制的。
所以，如果所有其他因素不变的话，可以得出一个结论，对于每一个迎角，有一个要求的对应指示空速来维持稳定的高度－非加速飞行。记住，这只适用于维持水平飞行。由于机翼在一个相同的迎角上总会失速，如果增加重量，升力必须也要增加，如果迎角保持恒定且恰好在临界迎角，这样做的唯一方法是增加速度。 升力和阻力也随空气密度直接变化。好几个因素会影响密度，如压力，温度和湿度。记住，在18000英尺高度，空气密度是海平面上密度的一半。因此，为了在较高的高度维持升力，对于任何迎角都必须以更高的真实空速来飞行。 此外，暖空气密度比冷空气密度低，潮湿空气密度小于干燥空气的密度。这样，在热的潮湿天气，对于任何给定迎角都必须以比干冷天气下更大的真实空速飞行。
如果密度因素降低，总升力必须等于总重量才能维持飞行，它遵循其他因素之一必须增加。通常那些增加的因素是空速或者迎角，因为这些因素可以由飞行员直接控制。
也要指出，升力随机翼的面积直接变化，机翼的平面图没有改变。如果机翼有相同的比例和机翼剖面，迎角相同时，200平方英尺平面面积的机翼升力是100平方英尺面积机翼的两倍。
如你所见，从飞行员角度的两个主要因素是升力和速度，因为这两个因素的控制是最容易的和准确的。当然，飞行员可以通过调整来控制密度，如果机翼恰好有可以扩大机翼面积的襟翼，那么也可以控制机翼面积。但是，对大多数情况，飞行员控制升力和速度来操纵飞机。例如，在平直飞行状态，以恒定高度巡航时，调整升力以匹配飞机速度或者巡航速度来保持高度，而当升力等于重力时就可以维持平衡状态。在着陆进近中，当飞行员希望以实用的慢速着陆时，增加升力到接近最大以维持升力等于飞机的重量是有必要的。
翼尖涡流
对机翼的作用力提供升力的同时也产生了诱导阻力。当机翼以正迎角飞行时，机翼的上下表面有压力差是确定的，上表面的压力比大气压力低，下表面压力等于或者大于大气压力。由于空气总是从高压区域向低压区域流动，阻力最小的路径是朝飞机的翼尖，从机翼下方来的空气顺机身翼展方向向外绕翼尖运动。这个气流导致在翼尖溢出，所以产生了称为涡流的漩涡。同时，机翼上表面的空气趋于流向机身和机翼的尾缘。这个气流在机翼尾缘的内侧形成一个类似的涡流，但是由于机身阻止了向内的流动，这个涡流不是很重要。从而，翼尖的气流方向偏差是最大的，在未受限制的侧面气流是最强的。气流在翼尖处向上弯曲，它和机翼的下洗气流结合形成了更快的旋转的尾部涡流。这些漩涡增加了阻力，因为能量消耗在产生紊流上。接着可以看到无论何时机翼产生升力，诱导阻力就会产生，翼尖涡流随之出现。
就像升力随迎角增加而增加，诱导也随之增加。这是因为迎角增加后，机翼上下表面的压力差更大，空气的侧向流动也就更强；进而，这导致了更强烈的涡流的形成，结果紊流更多，诱导阻力也更多。
翼尖涡流的强度或者力度直接的和飞机的重量成正比，和翼展及飞机速度成反比。较重和慢速的飞机，迎角越大，翼尖涡流越强。因此，飞机在飞行的起飞爬升和着陆阶段会产生最大强度的翼尖涡流。
地面效应
飞机在畅通的地面以稍微低于高空平飞要求的空速来飞行是可能的。这样的结果源于一种现象，甚至对一些有经验的飞行员来说，知道这个比理解它更重要。 当飞行的飞机离地面几英尺时，飞机周围的三个方向的气流模式开始发生改变，因为机翼周围气流的垂直分量受地面限制。这就改变了机翼的升流和翼尖涡流，如图3－这些由于地面而导致的基本影响称为“地面效应”。地面效应时由于飞机飞行时气流模式受地面或者水面的干扰导致的。
当尾部表面和机身的空气动力学特性因地面效应改变时，由于接近地面受到的主要影响是机翼的空气动力学特性的变化。当机翼遇到地面效应且维持在恒定的升力系数时，那么上升流和下洗流和翼尖涡流随之减少。
诱导阻力是支持飞机的机翼导致的，机翼通过加速空气向后来获得飞机的升力。机翼上表面压力的降低是升力的主要基础，这样说是对的，但是这只是推动空气向后的总效果的其中之一。下洗流越多，机翼推动空气向下的难度就越大。大迎角时，总的诱导阻力就大，在实际的飞行中就相应于较低的空速，以可以这么说，低速飞行时诱导阻力是主导地位。
然而，由于地面效应导致的翼尖涡流减少改变了翼展方向的升力分布，降低了诱导迎角和诱导阻力。所以，在地面效应中机翼只要较小的迎角就能产生相同的升力系数，或者如果维持迎角不变，将导致升力系数的增加。如图
地面效应也会改变所需推力和速度的关系。由于诱导阻力在低速时占主导，因地面效应使诱导阻力降低，这样就导致了最重要的低速时所需推力的降低。 地面效应导致的诱导流降低使得诱导阻力有重大的减少，但是对寄生阻力无直接影响。诱导阻力减少的结果就是使得在低速飞行时所需要的推力也减少了。 由于升流，下洗流和翼尖涡流的改变，可能空速系统有定位(设备)误差，这和地面效应有关。大多数情况下，地面效应会导致静态源的局部压力增加，出现对空速和高度的偏低指示。因此，会要求飞机空降的指示空速低于正常要求的值。 为了使地面效应有较大的程度，机翼必须相当的接近地面。地面效应的直接结果之一就是诱导阻力在恒定升力系数处随机翼距地面的高度变化。当机翼的高度等于翼展时，诱导阻力只降低1.4%。然而，当机翼高度为四分之一翼展时 ，诱导阻力降低23.5%，机翼高度等于翼展十分之一时，诱导阻力降低47.6％。所以，只有机翼非常靠近地面时，诱导阻力才有很大的降低。因为这种变化，地面效应在起飞离地和着陆触地的一瞬间是最明显的。
在飞行的起飞阶段，地面效应引起一些重要的关系。飞机起飞后离开地面效应会遇到和着陆时进入地面效应相反的情况，例如飞机离开地面效应将会：
? 要求增加迎角来维持相同的升力系数 ? 诱导阻力增加，所需要的推理也要增加 ? 稳定性降低，机头在瞬间会向上翘 ? 产生静态源压力的减少，指示空速增加
应当指出在获得建议着陆速度之前这些总效果可能会对着陆尝试危险。由于地面效应中阻力降低，飞机好像能在低于建议速度下正常起飞。但是，当飞机以不足的速度飞出地面效应时，更大的诱导阻力可能会导致恰好临界的初始爬升性能。在，如大的总重量，高密度高度，高温的极端条件下，起飞时空速的不足可以使飞机飞起来，但是可能不足以飞出地面效应。这时，飞机可能在最初以不足的速度飞行，然后又下降回跑道。不要试图强制飞机以不足的速度飞起来是非常重要的；为提供充足的初始爬升性能建议起飞速度是非常必要的。因为这个原因，在收回起落架或者襟翼之前必须进入确定爬升状态。
在飞行的着陆阶段，也必须要理解和认识近地效应。如果飞机以恒定迎角被带进到地面效应，飞机升力系数会增加，所需要的推力会减少。因此，会出现“漂浮”效应。由于地面效应中阻力的降低和停车减速，拉平点的任何多余速度都会导致相当长的“漂浮”距离。当飞机接近触地点时，低于翼展高度时的地面效应是最容易发生的。在飞机接近地面的最后进近阶段，有必要降低动力配置或者降低所需的推力，这样可以让飞机在预期滑行轨迹上滑行。
飞机的轴向
飞行中无论什么时候飞机改变它的飞行姿态和位置，它都绕三个轴向的一个或者多个旋转，这些轴向是通过飞机重心的想象出来的线。飞机的轴向可以看成飞机可以绕这它转动的假想轴，非常象车轮旋转的那个轴。在三个轴的相交点，每一个轴都和其他两个轴成90度角。从飞机头部到尾部沿机身长度方向扩展的轴称为纵轴。从机翼到机翼的延伸轴称为横轴。垂直通过重心的轴叫垂直轴。图3－9
飞机关于其纵轴的运动类似于船从一边到一边的摇摆。事实上，描述飞机三个轴向运动的名字最初是航海术语。这三个术语被采纳到空气动力学术语就是因为飞机和航船之间运动的类似性。
根据对航海术语的采用，飞机纵轴固定后的运动称为“侧滚”，横轴固定时的运动叫“俯仰”；最后，飞机垂直轴固定后的运动叫“偏航”，就是飞机头水平的左右运动。
飞机的三个运动由三个控制面控制。侧滚由副翼控制，俯仰由升降舵控制，偏航由方向舵控制。对这些控制的使用在第四章解释－飞行控制。
运动和力臂
物理学研究表明如果一个物体可以自由旋转的话，将总是绕它的重心旋转。在空气动力学术语中，对飞机的趋向绕它的重心旋转的精确测量叫力矩。力矩是所施加的力和作用点距离的乘积。力臂是从参考点到作用力的距离。为计算飞机的重量和平衡，力矩用力臂距离乘以飞机的重量来表示，简单说是英寸磅(距离乘以重量，公制单位是牛顿米)。
飞机设计者把飞机的重心位置或前或后的定位在尽可能靠近平均动力弦的20%位置。如果推力线设计成水平的通过重心，这样当动力改变时也不会导致飞机俯仰，因此飞行中不管是有动力还是停机状态力臂都不会有差别。尽管设计者对阻力的位置可以有些控制，他们也不总是能够让合成阻力通过飞机的重心。不过，他们最能够控制的其中之一就是尾部的大小和位置。目标是让力矩(由于阻力，推力和升力产生)尽可能小；用适当的尾部位置作为任何飞行条件下的飞机提供纵向平衡的手段。
飞行时，除了通过改变迎角来控制升力中心外，飞行员没有对作用于飞机的力的位置作直接控制。然而，迎角的这个改变会立即的影响到其他力的改变。所以，飞行员不可能单独改变一个力的位置而不改变其他效果。例如，空速的改变伴随升力的改变，以及阻力的改变，还有尾部向上和向下的力也会改变。当象紊流和阵风这样的力作用于飞机时让飞机移动，飞行员通过提供反向的控制力来对抗这样的力。
某些飞机在载荷变化时引起重心位置的变化。配平设备用来抵消由燃油消耗，载荷或者乘客或货物的非载荷因素导致的力。升降舵配平片和可调节水平尾翼组成了为飞行员提供载荷配平的最常用设备。
在大飞机的大范围飞行平衡中，如果不提供配平的手段，那么飞行员必须施加的用于控制的力将会是过多的且使人容易疲劳。
设计特性
每一个飞过很多类型飞机的飞行员已经注意到操作是有些区别的，那就是对控制压力的抵抗和相应都有他们自己的方式。训练型飞机对控制有快速的相应，而运输型的飞机通常感觉控制繁重而且对控制压力的响应也更慢。通过考虑特定的稳定性和机动要求，这些特征可以设计到飞机中使特定用途的飞机容易实现。在接下来的讨论中，要总结一下更为重要的飞机稳定性方面；讨论稳定性是如何分析的；以及不同飞行条件下他们的关系。简而言之，稳定性，机动性和可控性的主要区别如下：
稳定性－这是飞机纠正那些可能改变它的平衡条件的内在品质，以及返回或继续在原始航迹上飞行的能力。这是一个飞机的主要设计特性。
机动性－这是飞机容易机动且承受机动引发的压力的能力。它受飞机的重量，惯量，大小，飞行控制的位置，结构强度，以及发动机等因素决定。这也是一个飞机的主要设计特性。
可控性－这是飞机对飞行员控制的响应能力，特别考虑的是航迹和姿态。它是飞机对飞行员操作飞机时施加控制的响应特性，和稳定性特性无关。
稳定性的基本概念
飞机飞行的航迹和高度仅受飞机的空气动力学特性，推进系统和它的结构强度限制。这些限制表明了飞机的最大性能和机动性。如果飞机要提供最大效用，在这些限制的全部范围内必须是安全可控的，且不超出飞行员的强度和要求额外的飞行能力。如果飞机沿任意航迹笔直稳定的飞行，那么作用于飞机的力必定是静态平衡的。任何物体的平衡受到破坏后的反应和稳定性有关。有两种稳定性：静态的和动态的。先讨论静态的平衡，这里的讨论将用到下面的定义：
1) 平衡－所有作用于飞机的相反的力都是平衡的。(飞机处于稳定的不加速的飞行状态)
2) 静态稳定性－当平衡被破坏后飞机显示出的最初趋势。
3) 正静态稳定性－飞机平衡被破坏后返回到原来平衡状态的最初趋势。图3－10
4) 负静态稳定性－飞机平衡被破坏后持续偏离原来平衡状态的最初趋势。 5) 中性静态稳定性－飞机平衡被破坏后维持在一个新条件的最初趋势。
静态稳定性
飞行中飞机的稳定性比解释的要稍微复杂的多，因为飞机可以自由的向各个方向运动，且俯仰和侧滚以及方向都必须是可控的。设计飞机时，工程师必须在稳定性，机动性和可控性之间折中；因为飞机的三个轴向自由度使得问题变的更加复杂了。太高的稳定性对机动性有害，类似的，不足的稳定性对可控性也有害。在飞机设计中，这两者(稳定性和机动性)之间的折中是个关键。
动态稳定性
静态稳定性定义为飞机在平衡条件被破坏后显示出来的初始趋势。有时候，初始趋势和总体趋势不同或者相反，因此必须区别这两者。动态稳定性是飞机的平衡被打破后显示出来的总体趋势。图3－11的曲线显示了受控的功能随时间的变化。可以看出时间单位非常重要。如果一个周期或者一个起伏的时间单位超过10秒，这叫长周期振动(起伏运动)，且容易被控制。在纵向长周期振动中，当空速增加或者降低时，迎角保持不变。对于某一角度，期望振动会收敛，但是不是必须的。起伏运动只能在静态稳定的飞机上测定，这对飞机的配平质量有很大的影响。如果一个周期或者一个起伏的时间单位小于一秒或者两秒，这称为短周期振动，如果不是不可能的话，飞行员通常是非常难以控制的。这是飞行员很容易增强它的一种振动类型。
中性或者发散的短期振动是危险的，如果振动不是快速阻尼的话，一般会导致结构化失效。短期振动影响飞机和控制面是类似的，它们表现为飞机的纵向摆动，或表现为控制面的振动或颤动。基本上，短期振动出现在迎角变化而空速不变时。控制面的短期振动一般是飞机的高频振动以至于飞机都没时间反应。逻辑上，联邦管制法规要求短期振动必须是大阻尼的(也就是短期振动立即消失)。飞机的适航性认证时的飞行测试就是为这个情况而执行的，方法是通过降低极大临界速度(也就是Vne, 不过速)时配平，侧滚或俯仰控制中的振动。测试中，飞行员拉下控制轮或下踏方向舵踏板压低，然后观察结果。
纵向稳定性(俯仰)
设计飞机时，为开发三个轴向期望的稳定性角度作了大量的努力。但是横轴的纵向稳定性被认为是最受不同飞行条件下特定变量的影响。纵向稳定性是使飞机绕横轴维持稳定的品质。它影响飞机的俯仰运动，即飞机头向上或向下的运动。纵向不稳定的飞机有一个逐渐爬升或者俯冲到非常极端状态的趋势，甚至是失速。因此，纵向不稳定的飞机变的难以飞行，有时还危险。 飞机的静态纵向稳定性或者不稳定性依赖于下面三个因素：
? 机翼对重心的位置
? 水平尾翼控制面对重心的位置
? 尾部控制面面积和大小
分析稳定性时，应该记得一个物体如果可以自由旋转的话，它总会绕它的重心旋转。
为获得静态纵向稳定性，机翼和尾部力矩的关系必须是这样的，如果力矩最初是平衡的，然后突然机头上翘，机翼力矩和尾部力矩将会改变以至于他们的力的总和将提供一个不平衡的但是恢复力矩，接着机头被再次向下拉。类似的，如果机头向下，结果力矩的改变使得机头向后。
升力中心，有时也叫压力中心，在大多数飞对称机翼中有一个趋势，即随着迎角的改变而改变它的前后位置。迎角增加时压力中心趋于向前移动，迎角减小时压力中心趋于向后移动。这就意味着机翼的迎角增加时，压力(升力)中心向前移动，趋于把机翼的前缘抬升的多一些。这个趋势给机翼带来了固有的不稳定特性。 图3－12所示的飞机处于平直飞行状态。线段CG-CL-T表示从重心CG到水平升降舵T点的飞机纵轴。CL点表示升力中心。
大多数飞机设计成机翼的升力中心CL在飞机的重心CG后面。这使得飞机出现“头重”现象，也要求水平升降舵有向下的力来维持飞机的平衡，以避免机头持续的向下俯。对“头重”的补偿是通过设置升降舵处于轻微的负迎角来实现的。这样就产生了保持尾部向下的力，来平衡很重的机头。就象线段CG-CL-T是水平的，CL点有向上的作用力，另外两个向下的力互相平衡，一个是作用在CG点的很大的力，另外一个是作用于T点大的小得多的力。应用简单的物理学原理就可以看到，如果CL点用铁条悬挂，而很大的重量挂在CG点，那么就会在T点产生维持水平平衡的向下作用力。
尽管平飞时水平升降舵可能是水平的，还是有来自机翼的向下气流。这个气流冲击升降舵的上表面产生向下的压力，在某一速度就足以保持飞机水平平衡。飞机飞的越快，向下的气流就越强，产生的作用于升降舵(T尾除外)的力也就越大，图3－13。
在固定位置的水平升降舵飞机中，飞机制造商设置一个升降舵迎角，以设计巡航速度和功率设置飞行时能够提供最好稳定性。图3－14
如果飞机速度降低，机翼上气流的速度也会降低。机翼上气流速度降低的结果是下洗流也降低，导致升降舵上向下的作用力变小。接着，“头重”特性加重，使得机头更加的向下俯。这样飞机就处于低头姿态，减少机翼迎角和阻力可以让空速增加，当飞机继续处于低头姿态时，它的速度增加，升降舵上向下的力再次增加。进而，尾部再次被向下压，机头抬升进入爬升姿态。
当爬升继续时，空速又降低，导致尾部的向下力又降低，直到机头更低。但是，因为飞机是动态稳定的，这回机头的降低就不会向前面降低的那么厉害。这次飞
机将获得足够的速度，更加逐渐的冲到另一个爬升状态，但是爬升不会象前一次那么陡峭。
经过几次减小的起伏后，起伏中机头时而抬升时而降低，飞机最终会在一个速度上平稳下来，这个速度会让尾部向下的力恰好平衡机头向下俯冲的趋势。当获得这样的条件后，飞机会再次平衡的飞行，只要高度和空速不变就会持续稳定的飞行。
当关闭节流阀时会注意到一个类似的效果。机翼的下洗流降低，图3－12中T点作用力不足以保持升降舵向下。这就好像T点的作用力让机头的重力下拉机头一样。当然这是想要的特性，因为飞机固有地试图再次获得空速和再次建立适当的平衡。
动力或者推力也有不稳定效果，增加的动力会趋于使机头抬升。飞机设计者可以通过建立一个“高推力线”来抵消这个效果，高推力线中推力从重心上方通过。图3－15和图3－16。这种情况下，当动力或者推力增加时，就会产生一个抵抗尾部向下载荷的力矩。另一方面，一个恰好的“低推力线”会趋于增加水平尾部控制面的抬升机头效果。
那么就可以得出结论，随着重心向升力中心的前面移动，尾部向下的空气动力，结果是飞机总是试图恢复到安全飞机姿态。
纵向稳定性的简单演示如下：把飞机配平到不用控制的平飞状态。然后快速的控制飞机头轻微的向下压。如果在短暂的时间内，机头抬升到原来的位置然后停止，飞机就是静态稳定的。一般的，机头会通过原来的位置，连续的慢速俯仰起伏随之而来。如果起伏逐渐停止，即飞机有正的稳定性；如果继续不稳定，那么飞机就有中性稳定性；如果起伏增加，那么飞机是不稳定的。
横向稳定性(侧滚)
沿机头到尾部的纵轴的稳定性称为飞机的横向稳定性。当一边的机翼比另一边的机翼低时，这可以帮助稳定侧面倾斜或者侧滚效果。有四个主要的因素使飞机保持横向稳定：上反角，倾覆效应，后掠角和重力分布。
引起横向稳定性的最通常步骤是构造机翼有1－3度的上反角。换句话说，飞机每一边的机翼和机身形成一个窄的V字型，或者叫上反角。它是通过位于平行于横轴的直线之上的机翼形成的角度来度量。
当然，侧滚稳定性的基础是机翼产生力的横向平衡。升力的任何不平衡都导致飞机纵轴侧滚的趋势。也就是说，上反角引起升力的平衡，这些升力由飞机纵轴两边的机翼产生。
如果短暂的阵风使飞机的一个机翼上升，另外一个机翼较低，飞机就会倾斜。当飞机不是转弯的倾斜时，它会侧滑或者超机翼较低的侧面下滑。图3－17
因为机翼有上反角，空气冲击较低一侧的机翼的迎角比较高一侧的机翼大得多。这样，较低一侧的机翼的升力就增加，高一侧的机翼升力就降低，飞机趋于恢复到最初的横向平衡状态(机翼水平)－即两个机翼的迎角和升力又一次相等。 上反角的效果是产生一个侧滚力矩，在发生侧滑时这个力矩趋于使飞机恢复到横向平衡飞行条件。恢复力会把较低一侧的机翼向上移动很多，导致另一侧的机翼向下。如果这样的话，这个过程会重复下去，每一次横向摆动幅度降低，直到最终达到了机翼水平飞行的平衡。
相反地，过大的上反角对横向机动特性是不利的。飞机会横向非常稳定，以至于它会阻抗任何有意识的侧滚运动。出于这个原因，要求快速侧滚或者倾斜特性的飞机通常其上反角比那些较少机动性设计的飞机上反角小。
由于后掠角影响的本性，它对上反角效果的影响是重要的。在侧滑时，风中的机翼后掠角实际减小，而外侧的机翼后掠角实际增大。掠翼只对垂直于机翼前缘的风分量敏感。从而，如果机翼工作在正升力系数，风中的机翼升力增加，风外的
机翼升力降低。如此，后掠翼会促进正上反角效果，而前掠翼会促进负上反角效果。
飞行中，机身的侧面区域和垂直尾翼对气流的反作用非常类似于船的龙骨。它对飞机的纵轴施加一个稳定的横向影响。
建造如此横向稳定的飞机，以至于龙骨区域的绝大部分在重心的后面上方。图3－18
这样，当飞机朝一边侧滑时，飞机的重量和反抗龙骨区域上部的气流压力(都作用于重心)的合力趋于使飞机侧滚回到机翼水平的飞行状态中。
垂直稳定性(偏航)
飞机的垂直轴(侧向力矩)稳定性称为偏航或者方向稳定性。偏航或者方向稳定性在飞机设计中是更加容易实现的稳定性。垂直尾翼的面积和重心之后的侧面起主要的作用，它使得飞机就向熟悉的风向标或者箭一样使机头指向相对风方向。 在考查风向标时，可以看到如果支点的前后迎风的面积大小是相同的，那么结果是前后的力平衡，指向运动很小或者基本没有。所以，就必须让支点后面的面积比前面的面积大得多。在飞机中也类似，设计者必须确保正的方向稳定性，方法是适重心之后的侧面积比重心之前的侧面积大得多。如图3－19
为了在机身之外提供更多得正稳定性，增加了一个垂直尾翼。垂直尾翼得作用类似于箭上维持直飞的羽毛。和风向标和箭一样，垂直尾翼的位置越靠后，面积越大，飞机的方向稳定性就越强。
如果飞机以直线飞行，一个侧向阵风就会让飞机绕垂直轴发生轻微的转动(假定是右侧)，那么运动会被垂直尾翼阻止并停止，因为当飞机往右旋转时，空气会以一个角度冲击垂直尾翼的左侧。在垂直尾翼的左侧就产生一个压力，它阻止飞机向右转动，使偏航慢慢的降低下来。在这样做时，飞机向相对风方向旋转 有点象风向标。飞机航迹方向的最初变化通常在飞机机头朝向的变化之后。因此，当飞机向右稍微偏航后，有一个短暂的时间，这段时间内飞机继续沿原来的航迹方向移动，但是它的纵轴稍微指向右侧。
然后飞机有短暂的侧滑，在这个时刻(因为假设尽管偏航运动停止，垂直尾翼左侧的额外压力仍然存在)飞机必定有朝左侧回转的趋势。即，垂直尾翼导致了一个短暂的恢复趋势。
这个恢复趋势反展的相对较慢，当飞机停止侧滑时它也停止。在停止后，飞机就在稍微不同于原来方向的新方向上飞行。也就是说，它不会自己协调返回到原来的航向；飞行员必须重新确立最初的航向。
方向稳定性的一个小的改进可以通过后掠角实现。机翼设计中使用后略角主要是为了延迟高速飞行中压缩性的开始。在较轻和慢速的飞机上，后掠角对压力中心和重心建立正确的关系有帮助。压力中心在中心之后这样制造的飞机具备纵向稳定性。
由于结果的原因，飞机设计者有时候不能把机翼安装在恰好需要的位置。如果他们必须把机翼安装的太向前，且和机身成恰当的角度，那么压力中心就不会足够靠后，达不到要求的纵向稳定度。但是，通过增加机翼后掠角，设计者可以向后移动压力中心。后掠角的大小和机翼的位置使压力中心置于正确的位置。 机翼对静态方向稳定性的贡献通常很小。掠翼提供的稳定性作用依赖于后掠角的大小，但是这个贡献和其他部分相比就相对较小了。
自由向摆动(荷兰轨辊)
荷兰轨辊是耦合的侧向/方向摆动，它通常是动态稳定的，由于摆动的特性，在飞机中这是要不得的。摆动模式的阻尼可能很弱或者很强，这依赖于具体飞机的特性。
不幸的是所有空气都不是平稳的。并发的上升气流和下降气流产生颠簸和下降，以及飞机前后和两边的阵风。
飞机对平衡的破坏的反应是复合的侧滚/偏航摆动，其中侧滚运动发生在偏航运动之前。偏航运动不是很严重，但是侧滚运动要显而易见得多。当飞机响应上反角效应而侧滚回到水平飞行时，它会侧滚得太远而朝另一个方向侧滑。这样，由于强烈的上反角效应飞机每次侧滑过头。当上反角效应比静态方向稳定性大时，荷兰轨辊运动是弱阻尼的，也是要不得的。当静态方向稳定性比上反角效应强时，荷兰轨辊运动具有强阻尼，也不是要不得的了。但是这些特性趋于螺旋不稳定性。 那么选择只能是两个不利中的次要因素－荷兰轨辊运动是要不得的，而如果发散率低的话螺旋不稳定性是可以容忍的。所以更重要的操控品质是高静态方向稳定性和最小化必要的上反角的结果，大多数飞机显示出轻微的螺旋倾向。这个倾向向飞行员显示了一个事实：飞机不能无限期的以无手操控方式飞行。
除高速掠翼设计之外，大多数现代飞机， 这些自由向摆动通常在很少的几个周期后自动消失，除非空气持续的是阵风或者湍流。具有持续荷兰轨辊倾向的飞机通常配备了陀螺稳定的偏航阻尼器。退一步说，荷兰轨辊倾向的飞机很让人不安。所以，制造商试图在过大和过小方向稳定性之间寻找折中。对于飞机制造商来说，他们更愿意有螺旋不稳定性也不想要荷兰轨辊倾向，大多数飞机设计有这样的特性。
螺旋不稳定性
当飞机的静态方向稳定性和维持横向平衡的上反角效应相比很强时，就会出现螺旋不稳定性。当飞机的横向平衡被阵风打破后，就会产生侧滑，强烈的方向稳定性趋于使机头偏向合成的相对风方向，而相对弱的上反角在横向平衡的恢复中滞后。由于这个偏航，转弯运动外测的机翼比内侧的机翼速度要快，因此它的升力变的更大。这产生一个过分倾斜的倾向，如果飞行员不纠正的话，会导致倾斜角
变的越来越陡峭。同时，使飞机偏航到相对风方向强烈方向稳定性实际上迫使机头向更低的姿态倾斜。然后向下的螺旋慢慢开始，如果飞行员不纠正，会逐渐增强为更陡峭的螺旋俯冲。通常，螺旋运动的发散率是慢慢增加的，飞行员可以毫不费力的控制这个趋势。
所有的飞机在某种程度上都受到这个特性的影响，尽管所有其他普通参数可能是固有稳定的。这个倾向通过一个事实告诉飞行员：飞机不能无限期以无手操控飞行。
为消除或者至少纠正这个不稳定性，在控制设备(机翼校平器)的开发上付出了大量的研究和努力。螺旋条件的前期阶段要求飞行员非常仔细的应用恢复控制，或者可能引起结构上的过量载荷。发生在通用航空飞机飞行中的结构化失效，这种条件下的不适当恢复可能是更多不幸的根本原因，而不是其他任何单一因素。原因是螺旋条件下的空速快速的增大，降低这个速度的后升降舵力和拉高机头的力的应用使转弯加紧，载荷因子持续增加。不受控螺旋的拖延结果总是一样的；要么飞行的结构化失效，或者坠落到地面，要不就是两者。根据记录最通常的原因是：飞行员失去视野参考，不能参考仪表来控制飞机，或者是同时发生这两者。
飞行机动中的空气动力学受力
介绍飞行机动如转弯，爬升和降落时的飞机受力情况。
转弯受力
如果从后面看一个平直飞行的飞机，如图3－20，而且如果作用于飞机的力可以看见的话，两个力(升力和重力)是显然的，如果飞机处于倾斜状态，可以明显的看到升力不再正好和重力方向相反，升力作用在倾斜的方向上。实际情况是，当飞机倾斜时，升力作用方向是朝转弯的中心且向上的，这是在考虑飞机转弯时要记住的一个基本事实。
一个物体如果静止或者沿直线匀速运动会一直保持静止或匀速直线运动，直到某个其他的力作用于这个物体。飞机和任何其他运动物体类似，需要有一个侧向力使它转弯。在一个正常的转弯中，这个是通过飞机的倾斜得到的，这时升力是向上和向内作用的。转弯时候的升力被分解为两个分力，这两个分力成合适的角度。
竖直作用的分力和重力成对，称为垂直升力分量，另一个是水平的指向转弯的中心，称为水平升力分量，或者叫向心力。这个水平方向的力把飞机从直线航迹拉动到转弯航迹上。离心力和飞机转弯时的向心力方向相反，大小相等。这就解释了为什么在正常转弯时使飞机转弯的力不是方向舵施加的。
飞机的驾驶不像小船或者汽车；为了转弯，它必须倾斜。如果飞机不倾斜，那么就没有让它偏离原来直线航向的力。反过来说，当飞机倾斜时，它就会转弯，让它不滑到转弯的一侧。良好的方向控制是基于一个事实，只要飞机倾斜它就会转弯。
这个事实一定要牢记在心，特别是保持飞机处于平直飞行时。单就飞机的倾斜使得它转弯来说，飞机的总升力没有得到增加。然而就像指出的，倾斜时的升力分为两个分量：一个垂直的和另一个水平的。这一分解降低了抵消重力的力，进而飞机的高度就会下降，需要增加额外的力来抵消重力。这是通过增加迎角来实现的，直到升力的竖直分量再一次等于重量。由于竖直分力随倾斜角度的增加而降低，那么就需要相应的增加迎角来产生足够的升力以平衡飞机的重力。当进行恒定高度转弯时，一定要记住升力的竖直分量必须要等于飞机的重量才能维持飞机的高度。
对于给定的空速，飞机转弯的快慢依赖于升力水平分量的大小。你会发现，升力的水平分量和倾斜角成正比。逻辑上也遵守倾斜角增加时升力的水平分量也增加，也就加快了转弯速度。因此，对于任何给定空速，转弯速度可以通过调整倾斜角来控制。
在水平转弯中，为提供足够的升力竖直分量来维持高度，迎角需要有一定的增加。由于机翼阻力直接和迎角成正比，当升力增加时诱导阻力降低。这就导致空速的降低和倾斜角成比例，小倾斜角的结果是空速的少量降低，大倾斜角时空速会降低很多。在水平转弯中，必须要增加额外的推力来防止空速降低；需要的额外推力大小和倾斜角成比例。
为补偿额外的升力，如果要维持恒定高度，结果是如果转弯时空速增加，迎角必须降低，或者倾斜角降低。如果倾斜角保持恒定，而迎角降低，转弯速度将会降低。所以，当空速增加时为了保持恒速转弯，迎角必须保持恒定且倾斜角增加。 必须记住空速增加导致转弯半径增加，离心力直接和转弯半径成正比。在一次正确执行的转弯中，升力的水平分力必须恰好等于向心力且方向相反。所以，当恒定角速度水平转弯时空速增加，转弯半径也要增加。转弯半径的增加导致离心力的增加，这也必须通过增加升力的水平分力来平衡，它只能通过增加倾斜角来增加。
内侧滑转弯时，飞机转弯的快慢和所倾斜的角度不对应，然后飞机会偏航到转弯航迹的内侧。飞机以一定的角速度转弯而倾斜过多时，水平升力分量大于离心力。升力的水平分量和离心力的平衡要么通过降低倾斜度，降低角速度或者二者的结合才能建立。
外侧滑转弯是由于离心力比升力的水平分量还大，把飞机向转弯的外侧拉。这个倾斜角度时的转弯太快了。外测滑转弯的纠正引起角速度的降低，倾斜角增加，或者二者的结合。
为维持一个给定的角速度，倾斜角必须随空速变化。在高速飞机上这变得特别重要。例如，在400mph时，飞机必须倾斜大约44度来完成一个标准的转弯角速度(3度每秒)。在这个倾斜度上，只要大约79%的飞机升力构成升力的竖直分量；结果是高度的损失，直到迎角增加到足够补偿升力的损失。
爬升受力
对于所有实际效果，处于稳定的正常爬升状态的机翼升力是和相同空速时平直飞行的升力一样的。尽管确立爬升时的飞行航迹变化了，对应于倾斜航迹的机翼迎角回复到了实际的相同值，如升力时一样。然而，有一个最初的短暂的变化，如图3－22
从平直飞行到爬升的转换期间，升力的变化发生在后升降舵压力应用的一开始。飞机头的抬升增加了迎角，短暂的增加了升力。此时的升力大于重力，启动飞机的爬升。当飞行航迹建立在向上爬升后，迎角和升力再次恢复到水平飞行时的值左右。
如果爬升时功率设置不改变，一般的空速会降低，因为维持平飞时的空速需要的推力不足以维持相同的空速来爬升。当航迹向上倾斜时，飞机重量的一个分量作
用于相同的方向，和飞机总阻力平行，因此也增加了诱导阻力。所以，总阻力大于推力，空速下降。一般空速下降的结果是对应于阻力的降低，直到总阻力(包含相同方向的重力分量)等于推力。如图3－23。由于动力，空速的变化一般依不同的飞机大小，重量和总阻力以及其他因素而变化。
通常的，当空速稳定后推力和阻力，升力和重力再次平衡，但是比相同功率设置下的平飞状态的空速值要低。由于在爬升中飞机的重力不仅向下作用，还随阻力向后作用，这就需要额外的功率以保持和平飞时相同的空速。功率大小依赖于爬升角度。如果爬升的航迹很陡峭，那么可用功率将不足，空速较低。你会看到备用功率的大小确定了飞机的爬升性能。
下降受力
如同爬升一样，飞机从平直飞行进入下降状态，作用于飞机的力必定变化。这里的讨论假定下降时的功率和平直飞行时的功率一样。
当前向压力施加于升降舵控制上开始下降，或飞机头向下倾斜时，迎角降低，结果是机翼升力降低。总升力和迎角的降低是短暂的，发生在航迹变成向下时。航迹向下的变化时由于迎角降低时升力暂时的小于飞机的重量。升力和重力的这个不平衡导致飞机沿平直航迹之后开始下降。当航迹时处于稳定下降时，机翼的迎角再次获得原来的大小，升力和重力会再次平衡。从下降开始到稳定状态，空速通常增加。这是因为重力的一个分量现在沿航迹向前作用，类似于爬升中的向后作用。总体效果相当于动力增加，然后导致空速比平飞时增加。
为使下降时的空速和平飞时相同，很显然，功率必须降低。重力的分量沿航迹向前作用将随迎角的下降率增加而增加，相反的，迎角的下降率降低时重力的向前分量增加也就变慢。因此，为保持空速和巡航时一样，下降时要求降低的功率大小通过下降坡度来确定。
失速
只要机翼产生的升力足够抵消飞机的总载荷，飞机就会一直飞行。当升力完全失去时，飞机就失速。
记住，每次失速的直接原因时迎角过大。有很多飞行机动会增加飞机的迎角，但是直到迎角过大之前飞机不会失速。
必须要强调的是，每个飞机的失速速度在所有飞行条件下都不是固定的值。然而，一个特定的飞机总会在同一个迎角时失速，而不管空速，重量，载荷因素或密度高度。每一个飞机都有一个特殊的迎角，那时，气流从飞机的上表面分离，发生失速。根据飞机设计，临界迎角可以从16度到20度变化。但是每个飞机只有一个特定的发生失速的迎角。
在三种情况下会超过临界迎角：低速飞行，高速飞行，和转弯飞行。
飞机在平直飞行时如果飞的太慢也会失速。空速降低时，必须增加迎角来获得维持高速所需要的升力。空速越低，必须增加更大的迎角。最终，达到一个迎角，它会导致机翼不能产生足够的升力维持飞机，飞机开始下降。如果空速进一步降低，飞机就会失速，由于迎角已经超出临界迎角，机翼上的气流被打乱了(变成了紊流)。
这里还要再次强调的是，低速不是发生失速所必要的。机翼可以在任何速度下处于过大迎角。例如，假设一个飞机以200节空速俯冲，这是飞行员突然向后猛拉升降舵控制。由于重力和离心力，飞机不能立即的改变他的航迹，但是只能突然的改变他的迎角从很低到很高。由于飞机航迹和迎面而来空气的关系确定了相对风的方向，迎角突然增加，飞机机会和快的达到失速迎角，而这是他的空速是比一般失速的空速大得多。
类似的，水平转弯时的飞机失速速度高于平直飞行时的失速速度。这是因为离心力增加到飞机的重力上，机翼必须产生足够的额外升力来抗衡离心力和重力的合力载荷。转弯时，必要的额外升力通过向后压升降舵控制来获得。这增加了机翼的迎角，结果增加了升力。倾斜增加时迎角必须增加以平衡离心力导致的载荷增加。如果在转弯的任何时候迎角过大，飞机就会失速。
在这里，应该检查失速时飞机的动作。为气动的平衡飞机，升力中心通常位于重心之后。尽管这让飞机固有的产生“头重”，水平尾翼上的下洗流抵消了这个作用。可以看到，失速时机翼升力的向上力和尾部向下的力降低，不平衡条件就出现了。这允许飞机突然向下配平，绕它的重心转动。在机头下倾的姿态中，迎角降低，空速再次增加；因此，机翼上的气流再次变的平滑，升力恢复，飞机可以继续飞行。但是，在这个周期完成之前会损失相当大的高速(低空失速极度容易酿成灾难事故)。
螺旋桨基本原理
飞机螺旋桨由两个或者多个桨叶以及一个中轴组成，桨叶安装在中轴上。飞机螺旋桨的每一个桨叶基本上是一个旋转翼。由于他们的结构，螺旋桨叶类似机翼产生拉动或者推动飞机的力。
旋转螺旋桨叶的动力来自引擎。引擎使得螺旋桨叶在空气中高速转动，螺旋桨把引擎的旋转动力转换成前向推力。
空气中飞机的移动产生和它的运动方向相反的阻力。所以，飞机要飞行的话，就必须由力作用于飞机且等于阻力，而方向向前。这个力称为推力。
典型螺旋桨叶的横截面如图3－26。桨叶的横界面可以和机翼的横截面对比。一种桨叶的表面是拱形的或者弯曲的，类似于飞机机翼的上表面，而其他表面类似机翼的下表面是平的。弦线是一条划过前缘到后缘的假想线。类似机翼，前缘是桨叶的厚的一侧，当螺旋桨旋转时前缘面对气流。
桨叶角一般用度来度量单位，是桨叶弦线和旋转平面的夹角，在沿桨叶特定长度的的特定点测量。因为大多数螺旋桨有一个平的桨叶面，弦线通常从螺旋桨桨叶面开始划。螺旋角和桨叶角不同，但是螺旋角很大程度上由桨叶角确定，这两个术语长交替使用。一个角的变大或者减小也让另一个随之增加或者减小。
当为新飞机选定固定节距螺旋桨时，制造商通常会选择一个螺旋距使得能够有效的工作在预期的巡航速度。然而，不幸运的是，每一个固定距螺旋桨必须妥协，因为他只能在给定的空速和转速组合才高效。飞行时，飞行员是没这个能力去改变这个组合的。
当飞机在地面静止而引擎工作时，或者在起飞的开始阶段缓慢的移动时，螺旋桨效率是很低的，因为螺旋桨受阻止不能全速前进以达到它的最大效率。这时，每一个螺旋桨叶以一定的迎角在空气中旋转，相对于旋转它所需要的功率大小来说产生的推力较少。
为理解螺旋桨的行为，首先考虑它的运动，它是既旋转又向前的。因此，如图3－27中显示的螺旋桨力向量，螺旋桨叶的每一部分都向下和向前运动。空气冲击螺旋桨叶的角度就是迎角。这个角度引起的空气偏向导致了在螺旋桨引擎侧的气动压力比大气压力大，所以产生了推力。
桨叶的形状叶产生推力，因为它的弯曲就像机翼的外形。所以，空气流过螺旋桨时，一侧的压力就小于另一侧。如机翼中的情形一样，这产生一个向较低压力方
向的反作用力。对于机翼，它的上面气压低，升力是向上的。对于螺旋桨，它是垂直安装的，而不是水平的飞机上，压力降低的区域是螺旋桨的前面，这样推力就是朝前的。按照空气动力学的说法，推力是螺旋桨外形和桨叶迎角的结果. 考虑推力的另外一个方法是螺旋桨应对的空气质量方面。这方面，推力等于它的空气质量，螺旋桨引起的滑流速度越大，飞机速度就越小。产生推力所消耗的功率取决于空气团的运动速度。一般来说，推力大约是扭距的80％，其他20%消耗在摩擦阻力和滑移上。对于任何旋转速度，螺旋桨吸收的马力平衡力引擎输出的马力。对螺旋桨的任意一周，螺旋桨处理的空气总量依赖于桨叶角，它确定了螺旋桨推动了多少的空气。所以，桨叶角是一个很好的调整螺旋桨负荷的方法来控制引擎转速。
桨叶角也是一个很好的调整螺旋桨迎角的方法。在横速螺旋桨上，对所有引擎和飞机速度，桨叶角必须可调以提供最大效率迎角。螺旋桨和机翼的升力－阻力曲线，表明最大效率迎角是一个小的值，从2到4度变化的正值。实际桨叶角必须维持这个随飞机前进速度而变化的小迎角.
为一周旋转和前进速度的效率最好而设计了固定桨距和地面可调节
(ground-adjustable)螺旋桨。这些螺旋桨设计用于特定的飞机和引擎配合。螺旋桨可以在起飞，爬升和巡航或高速巡航时提供最大螺旋桨效率。这些条件的任何改变将会导致螺旋桨和引擎效率的降低。由于任何机械的效率是有用的输出功率和实际输出功率的比值，那么螺旋桨效率就是推力功率和制动功率的比值。螺旋桨的效率范围一般是50%到87%，和螺旋桨的滑距(Slip)有关。
螺旋桨滑距是螺旋桨的几何节距和有效节距之间的差值。如图3-28，几何节距是螺旋桨旋转一周应该前进的理论距离；有效节距是螺旋桨旋转一周的实际前进距离。因此，几何的或者理论的节距是基于没有滑动的，但是实际的或者有效的节距包含了螺旋桨在空气中的滑动
螺旋桨扭曲的原因是螺旋桨叶的外面部分切向速度比中心部分快。如图3-29，如果桨叶在全部长度上的几何节距相同，在巡航速度上靠近螺旋桨中心的部分会有负迎角而螺旋桨尖部将会失速。在桨叶几何节距范围内的扭曲或者变形让巡航飞行时螺旋桨叶在他的长度上保持相对恒定的迎角工作。换句话说，就是螺旋桨
叶的扭曲对应于螺旋桨叶长度上不同速度的部分有合适的迎角，这样就能够让推力在螺旋桨叶长度上的分布相对均衡。
通常1度到4度能够提供最有效的升力/阻力比，但是固定节距螺旋桨的飞行时迎角可变范围可以从0度到15度。这个变化是由于相对气流的变化进而导致飞机速度的变化。简而言之，螺旋桨迎角是两个运动的结果：螺旋桨沿其轴的转动和它的前进运动。
然而恒速螺旋桨会在飞行中遇到的大多数情况下自动调节它的桨叶角保持在最大效率。在起飞时，此时要求最大功率和推力，恒速螺旋桨处于低螺旋桨叶角或节距。低桨叶角时迎角小，能够保持和相对风的效率。同时，它使得螺旋桨旋转一周推动的空气质量更小。这样的轻载荷让引擎旋转高转速，能够在一定时间内把最大量的燃油转换成热能。高转速也产生了最大的推力；因为，尽管每旋转一周推动的空气质量变小了，但是每分钟的旋转次数大大增加了，推动的气流运动速度变高了，在飞机低速时，推力是最大的。
升空后，随着飞机速度的增加，恒速螺旋桨自动改变到更高的迎角（或节距）。较高的桨叶角再次保持小迎角且对相对风保持较好的效率。较高的桨叶角增加了每周旋转推动的空气质量。这降低了引擎的转速，减少了燃油消耗和引擎磨损，且保持推力在最大。
在起飞后，可控螺旋桨节距的飞机建立了稳定爬升，飞行员把引擎的输出功率降低到爬升功率，方法是首先降低歧管压力(manifold pressure)然后降低桨叶角来降低转速。
在巡航高度，当飞机处于水平飞行时，需要的功率比起飞和爬升时更低，飞行员再次通过降低歧管压力的方法降低引擎功率和增加桨叶角来降低转速。再次的，这提供了扭矩要求以匹配降低的引擎功率；因为，尽管螺旋桨每转处理的空气质量更大了，更多的是通过降低气流速度和增加空速来弥补的。迎角仍然小，因为桨叶角已经随空速的增加而增加。
扭矩和P因子
对于飞行员来说，“扭矩”(飞机的向左旋转趋势)是由四个因素构成的，他们导致或者产生至少围绕飞机三个轴向之一的扭曲或者旋转运动。这四个因素是:
1. 来自引擎或者螺旋桨的扭矩反作用 2. 螺旋桨气流的螺旋运动效应 3. 螺旋桨的回转作用(陀螺效应) 4. 螺旋桨的非对称负载(P因子)
扭矩反作用力
扭矩反作用力涉及到牛顿第三物理定律-对于任何作用力，有一个方向相反但是大小相同的反作用力。应用到飞机上，这就是说内部的引擎部件或者螺旋桨朝一个方向旋转，那么另一个方向相反的大小相等的力试图把飞机朝相反方向旋转。如图3-30
当飞机在空中飞行时，这个力绕飞机纵轴作用，有让飞机旋转的趋势。为了补偿这个力，一些旧的飞机用一种不好的方式在被强制下降的机翼一侧产生更多的升力。更加现代的飞机的设计是引擎偏移来抵消扭矩的效应。
说明：大多数美国制造的飞机引擎推动螺旋桨旋转从飞行员座位上看是顺时针的。这里讨论的就是指这种引擎。
一般的，补偿因子是永久设定好的，在巡航速度上补偿这个力，因为大多数飞机的工作升力就是在这个速度上。但是，副翼配平片可以在其他速度上进一步调节。 起飞旋转期间飞机的轮子在地面上，扭矩反作用力引起一个额外的绕飞机垂直轴的旋转运动。当飞机的左侧因为扭矩反作用力作用而被强制向下时，左侧的主起落架承受更多的重量。这导致左侧论坛的地面摩擦力或者阻力比右侧更多，这样进一步导致了左转弯运动。这个运动的强度依赖于很多变量。一部分变量是：
? 引擎尺寸和马力 ? 螺旋桨尺寸和转速
? 飞机大小（长度，高度，宽度） ? 地面条件
这个起飞阶段的偏航运动是通过飞行员正确的使用方向舵或者方向舵配平而纠正的。
螺旋状气流效应
飞机螺旋桨的高速旋转使螺旋桨引起的气流做螺旋状旋转。在螺旋桨高速转动和低速前进时(如起飞和近进)，这个螺旋型旋转的气流非常强劲，在飞机的垂直尾翼面上施加一个强的侧面力。如图3-31
当这个螺旋状气流冲击垂直翼面的左侧时，它导致飞机绕垂直轴的左转弯运动。螺旋气流越强，这个力就越明显。然而，随前进速度的增加，这个螺旋气流变长，效应也变弱。
螺旋桨引起的螺旋状气流也会导致绕纵轴的滚转运动。
注意到这个由于螺旋气流引起的滚转运动是向右的，而扭矩反作用力引起的旋转是向左的，效果上说是互相抵消的。但是这些力变化非常大，它是由飞行员随时使用飞行控制来适当的纠正的。这些力必须是抵消的，不管哪一个力是否显著。
陀螺效应
在理解螺旋桨的陀螺效应之前，理解基本的陀螺运动原理是必要的。 陀螺仪的所有实际应用都基于陀螺效应的两个基本属性：在空间和进动上的刚度。这里要讨论的就是进动。
进动是一个自旋转子受到作用于轮缘的扰动力的合成作用，或者扰动。从图3-32可以看到，当作用一个力之后，合成力在旋转方向前面90度位置生效。
飞机旋转的螺旋桨是一个很好的陀螺装置，这样它也有类似属性。任何时刻施加一个扰动螺旋桨旋转面的力，合成力位于旋转方向的前面90度位置，方向和施加的力是一样的，将导致一个俯仰运动或者偏航运动，或者两种运动的合成，具体依赖于力的作用点。
扭矩效应的这个因素总是和后三点式飞机有关系，也更明显，在尾轮抬起后的飞机起飞摇摆过程中最常发生。如图3-33。
俯仰角的变化和在螺旋桨飞机的旋转顶部施加一个力有相同的效应。合成力在垂
直轴的90度位置发生作用，导致飞机向左的偏航运动。这个运动的程度取决于很多变量，其中之一是尾轮抬升后的急转。然而，当一个力作用到转动的螺旋桨的边缘的任何一点，进动或者陀螺效应总会发生；合成力将仍然是在旋转方向上偏离作用点90度的位置。根据力的作用位置，会导致飞机左偏航或者右偏航，上仰或者俯冲，或者是俯仰和偏航的结合。
陀螺效应的结果可以这样说，任何绕垂直轴的偏航导致俯仰运动，任何绕横轴的俯仰导致偏航运动。
为纠正陀螺效应的影响，飞行员有必要适当的使用升降舵和方向舵来防止不必要的俯仰和偏航运动。
不对称载荷(P因子)
当飞机以大迎角飞行时，向下运动的桨叶受力比向上运动的桨叶大；这样推力中心就移动到了螺旋桨旋转面的右侧-导致绕垂直轴的向左偏航运动。那个解释是正确的，然而，要证明这种现象，必定产生每一个桨叶上的有效风向量问题，在考虑飞机迎角和每个桨叶的迎角双重因素时显得更为棘手。
这个不对称载荷是由合成速度引起的，合成速度是螺旋桨叶在它的旋转面内的速度和空气水平的通过螺旋桨旋转面的通过速度合成得来的。飞机以正的迎角飞行时，从后面看右侧或者下降运动的桨叶通过区域的合成速度比左侧向上运动的桨叶合成速度大。由于螺旋桨叶是一种翼面，增加的速度意味着升力增加。因此，向下运动的桨叶有更多的“升力”(相当于机翼的升力，这里对于螺旋桨就是螺旋桨产生的推力)趋向于把飞机头向左拉。
简而言之，当飞机以大迎角飞行时，向下运动的桨叶有更大的合成速度；因此比向上运动的桨叶产生了更多的推力。如图3-34.如果螺旋桨轴是垂直于地面安装的话（就像直升机）这会更容易看到。
如果根本就没有空气运动，除由螺旋桨本身产生的风之外，每个桨叶的相同部分应该由相同的速度。但是，当空气水平地通过这个垂直安装的螺旋桨时，朝气流前进的桨叶会比背离气流运动的桨叶有更大的空速(桨叶相对空气的速度)。这
样，朝向水平气流旋转的桨叶将产生更多升力，或者推力，把推力中心朝那些桨叶方向移动。设想旋转垂直安装轴的螺旋桨来使降低相对气流的角度（就像在飞机上）。这个不平衡的推力然后成比例的变小，直到达到零，这时螺旋桨轴恰好相对移动的空气是水平的。
扭矩效应四因素中的每一个数值都随飞行状态变化而变化。在飞行的一个阶段，这些因素中的一个可能比其他的更突出；反之，在另一阶段可能另外的因素更为主要，这些值之间的关系会随不同飞机而变化，依赖于机身，引擎和螺旋桨组合以及其他设计特征。
为在所有飞行条件下保持飞机的正确控制，飞行员必须应用必要的飞行控制来补偿这些变化的值。
载荷因子
前面的部分只简要的考虑了一些飞行原理的实际要点。要成为一个飞行员，飞行动力科学方面的详细技术课程是不必要的。但是，就对乘客的安全负责来说，胜任的飞行员必须有基础牢固的飞机受力概念，有利的使用这些力，以及特定飞机的操作限制。任何施加在飞机上使飞机从直线飞行偏斜的力都会在结构上产生一个应力；这个力的大小用术语叫“载荷因子”。
载荷因子是飞行时的作用于飞机的全部负荷和飞机总重量之比值。例如，载荷因子3意思是作用于飞机结构上的全部载荷是飞机总重量的三倍。载荷因子通常表达为术语”G”，也就是说载荷因子3可以说成3G，或者载荷因子4可以说成4G.。 注意到一个有趣的现象是当一个飞机从俯冲拉起且载荷因子为3G时，飞行员将受到3倍于其体重的向下的压力。因此，在任何机动中载荷因子的大小可以通过考虑飞行员座椅受压的程度来获得。由于现代飞机的操作速度大大的增加了，这个影响已经变得非常明确，是所有飞机结构设计中的主要考虑之一。 所有飞机的结构设计都预期只能承受一个确定大小的过载，载荷因子知识是所有飞行员必备的。载荷因子对于飞行员来说重要，是因为两个不同的原因： 1.由于明显的危险过载，飞行员对飞机结构施加影响是合理的。
2.因为增加的载荷因子增加了失速速度，使得在看起来安全的飞行速度上有失速的可能。
飞机设计中的载荷因子
要回答一个飞机需要多结识这样的问题，答案很大程度上受飞机的受限用途确定的。这是一个困难的问题，因为最大可能的载荷在有效的设计中可以非常高。任何飞行员都可以来一次真实的硬着陆，或者从俯冲中来一次非常陡的拉起，这会
产生不正常的载荷。然而，制造的飞机要能快速的起飞，缓慢的着陆，还能携带相当的货物，那么如此极端的不正常载荷必须被适当的削除。
飞机设计中的载荷因子问题就归纳为确定不同运行条件下正常操作所能期望的最大载荷因子。这些载荷因子称为“极限载荷因子”。由于安全原因，要求飞机设计成承受这些载荷的时候不会有任何结构损坏。尽管联邦管制条例要求飞机结构能够支持1到1.5倍极限载荷因子而不会失效，但是还是接受了这样的情况：飞机的部分可能在这些极限负载下弯曲或者扭曲，可能发生某些结构损坏。 1.5这个值称为“安全因子”，是为高于正常和合理操作条件下的载荷提供一定程度的余量。但是，这个预留强度不是飞行员可以蓄意滥用的；而是为了遇到以外情况时的保护。
上述考虑适用于所有负荷状态，无论是由于阵风，机动或者着落。驟风载荷因子要求和那些存在多年的其他要求实际上一样生效。成千上万的运行小时已经证明它们足够安全。由于飞行员对驟风载荷因子的控制很小（除遇到颠簸气流而降低飞机速度外），驟风载荷要求对大多数通用航空型飞机实际上是相同的，而不管它们的操作用途。一般的，驟风载荷因子控制严格的用于非特技飞行的飞机设计。 还有完全不同情况存在于有机动载荷因子的飞机设计中。有必要单独讨论这个问题，分为
1）根据分类系统而设计的飞机(如普通的，通用的，特技的)， 2）旧时设计的飞机，它们在建造时没有运行分类。
根据分类系统设计的飞机很容易从驾驶舱的标牌识别出来，标牌说明了飞机认证为哪种运行分类。最大安全载荷因子(极限载荷因子)对不同分类的飞机指定为如下：
分类 极限载荷 普通 3.8-1.52
通用(轻微特技，包括旋转) 4.4-1.76 特技 6.0-3.0
普通的意思是不超过4000磅的飞机，极限载荷因子降低了。上述给出的极限载荷还要加上50%的安全因子。
飞行机动越激烈，载荷因子就会增加。为飞机获得最大的通用性而提供了分类系统(Category system)。如果只打算进行正常操作，那么需要的载荷因子会更小，如果飞机用于训练或者特技机动，那么飞机就要承受较高的机动载荷。
那些没有分类标牌的飞机是在较早以前的工程要求条件下制造的，没有对飞行员指定特别的操作限制。对于这种类型的飞机(重量达到4000磅),要求的强度可以和今天的通用类飞机必将，允许进行相同类型的操作。对于超过4000磅的这类飞机，载荷因子随重量降低，所以这些飞机应该可以和根据飞行系统设计的普通类飞机比较，对飞机的操作也要和普通类适应。
急转弯时的载荷因子
在任何飞机的高度恒定协调转弯中，载荷因子是两个力的合成：离心力和重力。如图3-35.对于任何给定的倾斜角，转弯速度(这里是指转弯角速度)随空速变化；空速越高，那么转弯率也就越低。这个由于额外的离心力的补偿让载荷因子保持不变。
图3-36揭示了一个重要的转弯事实，载荷因子在倾斜角达到45度或者50度之后开始急速增加。对于任何飞机在60度倾斜角时载荷因子为2G。在80度倾斜角时载荷因子是5.76G。如果要维持高度，机翼必须产生等于这些载荷因子的力。 应该注意到接近90度倾斜角时载荷因子的增加是多么的快，它几乎达到了无穷大。90度的倾斜且恒定高度的转弯从理论上说是不可能的。确实，飞机可以倾斜90度，但是不是处于协调转弯中；可以保持90度侧滑转弯的飞机能够侧身竖直飞行。载荷因子会超过6G极限值，这是一个特技飞机的极限载荷因子。 对于一个协调的恒定高度转弯，一般通用航空飞机的近似最大倾斜角为60度。这个倾斜角和它的有效必要功率设置达到了这类飞机的极限。再增加10度倾斜
的话，载荷因子大约增加1G，就接近这类飞机确立的屈服点。如图3-36
载荷因子和失速速度
任何介于结构限制内的飞机，可能以任何空速失速。当达到足够大的迎角时，流过机翼的平滑气流就会被打破而分散，导致飞行特性的急剧变化，突然失去升力，这就引起了失速。
对这个效应的研究显示飞机的失速速度随载荷因子的2次方根成比例增加。这意味着正常未加速失速速度为50节的飞机可以在载荷因子达到4G时以100节速度失速。如果这个飞机可以承受载荷因子9的话，那么它可以在150节时失速。因此，胜任的飞行员应该知道下列事项：
? 飞机由于增加载荷因子，增加了不注意失速的危险，比如在急转弯或者螺
旋时
? 在超过飞机的设计机动速度以上进行有意失速，会引起巨大的载荷因子 参考图3-36和3-27，在急转弯中飞机只要超过72度倾斜，产生的载荷因子就达到3G，而失速速度明显的增加了。如果正常未加速失速速度是45节的飞机来转弯，空速必须保持不低于75节以防产生失速。一个类似的效应是在快速拉起时遇到，或者在任何产生超过1G载荷因子的机动中。这一直是导致意外的原因，这些意外由飞行学员，意外失控，特别是急转弯或者在接近界面时生硬使用升降舵而引起。
由于载荷因子的平方和失速速度的二倍成正比，你会了解到巨大的载荷通过让相对高速的飞机失速来影响飞机的结构。
一架飞机可以安全失速的最大速度在所有新设计中都已经确定。这个速度称为“设计机动速度Va”，要求在所有最新设计的飞机的飞行员操作手册和FAA批准的飞机飞行手册中都要输入设个值。对于较旧的通用航空飞机，这个速度大约是正常失速速度的1.7倍。因此，一架正常失速速度60节的旧飞机必须从不要在102节以上失速(60节×1.7=102节)。正常失速速度60节的飞机在102节速度失速时将达到载荷因子2.89G(1.7×1.7)。（以上数字只是近似的指导，而不是任何一组问题的确切答案，设计机动速度应该根据制造商提供的具体飞机的操作限制来确定）。
因为控制系统中的杠杆作用随不同飞机而变化，一些类型飞机使用平衡式控制面，而其他的不使用，飞行员施加于控制上的压力不能被认为是不同飞机产生的载荷因子的指数。在大多数情况下，载荷因子可以通过经验丰富的飞行员对座椅压力的感觉来判断。也可以使用一种称为加速度计的仪表来测量，但是由于这种仪表一般不安装在通用航空教练机上，根据身体感觉来判断载荷因子的能力培养是非常重要的。以上概要的原理知识是培养评估载荷因子能力的基础。 对不同倾斜角度的载荷因子和设计机动速度(Va)方面的透彻理解将帮助你避免两种最严重类型的事故：
1. 急转弯导致的失速或者接近地面时过分机动导致的失速 2. 特技飞行时的结构性失效或者失控导致的猛烈机动
载荷因子和飞行机动
所有飞行机动都有临界载荷因子，除了不加速的直线飞行，它的载荷因子总是1G。本部分考虑的特定机动会引起较高的载荷因子。
转弯
载荷因子的增加是所有倾斜转弯的一个特性。如载荷因子章节的急转弯方面所述，特别是图3-36和3-37，载荷因子对飞行性能和机翼结构上的载荷都变得意义重大，特别是倾斜角增加超过45度时。
一般轻型飞机的临界因子的倾斜角为70度到75度，失速速度在倾斜约63度时近似增加一半。
失速
从平直飞行或者未加速的直线爬升中进入的正常失速产生的额外载荷因子将不会超过平直飞行时的1G。然而，当失速发生时，这个载荷因子可能降低到0，此时好像一切都没有重量；飞行员有一种自由的漂浮在空中的感觉。向前推升降舵，负载荷因子，将会导致机翼上向下的力，而飞行员有被从座位拉起来的感觉。 在失速恢复后的拉起过程中，有时会产生明显的载荷因子。在过分俯冲(进而空速很高)和生硬拉平到平飞期间载荷因子可能不注意的进一步增加。一件事通常又导致另一件事，这样载荷因子一直增加。在高速俯冲速度下生硬拉起会给飞机结构施加临界载荷，由于迎角持续增加进而产生再生的或者二次失速。 作为一般法则，通过俯冲从失速改出到巡航或者设计机动速度，只要速度安全的高于失速速度就要逐步拉起，这时引起的载荷因子不会超过2到2.5G。永不应该产生较高的载荷因子，除非拉起已经影响飞机机头接近或者超过竖直姿态，又或者在极低高度以避免俯冲到地面。
旋转
因为稳定的螺旋除了旋转之外，其他因素都和失速没有本质不同，适用于失速改出的载荷因子考虑也适用于这里。由于旋转恢复通常受比普通失速中机头更低的影响，空速会更高，进而载荷因子也就更大。在正确的旋转改出中，载荷因子经常大约是2.5G。
螺旋期间的载荷因子随每个飞机的旋转特性而变化，但是通常稍微高于平飞时的1G。这样的原因有两个:
1. 螺旋的空速非常低，通常比未加速失速速度低2节 2. 飞机处于螺旋时是绕自己的枢轴旋转，而不是转弯
高速失速
普通轻型飞机不能承受和高速失速共有的载荷因子的重复作用。这些机动所需要的载荷因子在机翼和尾部结构上产生应力，而在大多数轻型飞机上没有留有合理的安全余量。
在高于正常失速的一个空速上诱导这个失速的唯一方法可以是过度的拉升降舵控制，这伴随着施加额外的载荷因子。1.7倍失速速度(失速速度为60节的轻型飞机以102节飞行)的空速将产生3G的载荷因子。进一步，在轻型飞机上只允许很有限的差错余量用于特技动作。为证明载荷因子随空速增加多快，同一飞机的112节的高速失速产生的载荷因子达到4G。
急跃升和矮8字
在这些机动如浅俯冲，急俯冲或者拉起中考虑载荷因子，给出定理的说明是困难的。得到的载荷因子和俯冲以及拉起的快慢直接相关。
一般的，机动执行的越好，产生的载荷因子就越不容易达到极值。在急跃升和矮8字这种机动中，拉起会产生大于2G的载荷因子，不会导致高度的极大增加，且对于低功率的飞机可能导致高度的净损失。
有适中的载荷因子，尽最大可能的平滑拉起，那么急跃升可以获得最大的高度增加，对于急跃升和矮8字都能获得较好的总体性能。此外，可以注意到这些机动的推荐进入速度一般的都接近制造商的设计机动速度，因此就可以在不超出载荷极限的情况下最大化载荷因子的利用。
扰动气流
所有认证的飞机都设计成能够承受相当强度的驟风引起的载荷。驟风载荷因子随空速增加而增加，用于设计目的的强度相当于最好级别的飞行速度。在极端的扰动气流中，如在雷暴雨或者锋面条件下，降低到设计机动速度是明智的。如果不进行速度控制，驟风可能产生超出载荷极限的载荷。
现在大多数飞机飞行手册包含了扰流空气穿透信息。现代飞机-(很大的速度和高度运行范围)-的操作员在舒适性和安全性方面都受益于这个增加的特征。关于这一点，最大的“永不超过”标牌俯冲速度仅是根据平稳空气而确定的。永远不要在驟风或者紊流空气中实践超出已知机动速度的高速俯冲或者特技速度。 总之，必须 记住，有意的特技，从俯冲中生硬的拉起，高速失速，和紊流中的高速飞行产生的载荷因子都会给飞机的整个结构施加额外的应力。
作用于飞机结构的应力会对飞机的任何部分施加力。对于那些无知的人有一种倾向，他们认为载荷因子在效果方面只作用于翼梁和支柱。由于过量载荷导致的大多数结构化失效涉及翼肋结构，包括机翼的前缘和后缘以及尾翼部分。编织物蒙皮飞机的关键区域是机翼上表面翼弦的大约三分之一之后。
这种载荷通过长期的积累效应可能会松开或者削弱重大部件，以致于实际的故障会在以后发生，而那时飞机可能正以正常的方式操作。
VG 图
飞机的飞行运行强度用一个图来表示，它的水平刻度是基于载荷因子的。如图3-38.这个图称为VG图，速度-载荷因子关系图。每一个飞机都有它自己的VG图，它在特定重量和高速下有效。
VG图上最首要的曲线就是最大升力曲线。示例的飞机在62mph（英里/小时）的时候可以达到不超过1G载荷因子，这是机翼水平失速速度。由于最大载荷因子随空速的平方成正比，最大的正的升力在92mph的时候达到载荷因子达到2G，112mph的时候达到3G，137mph时达到4.4G，等等。任何在这条曲线以上的载荷因子从空气动力学上是得不到的；也就是这个VG图的飞机不能在最大升力曲线之上飞行，因为会失速。本质上相同情况出现在负升力飞行时，但是有个例外，那就是产生给定的负载荷因子所需要的速度比产生相同的正载荷因子的速度要高。
例如，上图可以看到在62mph的时候产生的载荷因子约1G,而对应于-1G载荷因子，速度大约为80mph。
如果这架飞机飞行的正载荷因子超过正极限载荷因子4.4的话，将可能导致结构化损坏。当飞机在这个区域操作时，将会发生要不得的主结构剩余形变，也会产生高速疲劳损伤。在正常操作中必须避免在超过极限载荷运行。
在VG图上还有重要的另外两点。第一，是正极限载荷因子和最大正升力线的交点。这点是空气动力学地达到极限载荷因子的最低空速。任何超过此点的空速将会产生能够损坏飞机的足够强的升力；任何低于此点的空速产生的正升力都不足以导致飞机的过载损坏。这个速度的一般术语叫“机动速度”，原因是亚音速空气动力学的考虑能够预知这种条件下的最小可用转弯半径。机动速度是个有用的参考点，因为飞机低于这个速度飞行时不会产生破坏性的正的飞行载荷。在机动速度以下，机动和驟风的任何结合都不会产生机翼过载的破坏。
下一个是负极限载荷因子和最大负升力线的交点。任何大于这点的空速，将会产生足以损坏飞机的负升力；任何低于此点的空速产生的负升力都不足以导致飞机的过载损坏。
极限空速(红线速度)是飞机的设计参考点，这张图的飞机受限于225mph。如果飞机要超过这个极限速度，很多现象会导致结构化损坏和结构化故障。 因此，飞机在飞行时是受限于一套速度和不超过极限速度的载荷因子组合，也不能超过极限载荷因子，也不能超出最大升力性能。飞机必须在这个包络线内运行，这样才能够避免结构化损坏，以确保飞机达到预期的使用期限。飞行员必须把VG图看作是安全运行条件下的空速和载荷因子的允许组合。任何处于结构包络线之外的机动或者驟风将会导致飞机的结构损坏，它将有效的缩短飞机的使用期限。
重量和平衡
飞行员经常把飞机的重量和配平数据看作是只对工程师，调度员，或者定期/非定期航空运输管理者重要的信息。准着这个思路，可以推理飞机在认证程序中被称重，无论设备的变化或者维修，这个数据是不确定的。进一步的，这个信息被错误的简化为一个行之有效的程序或者叫“拇指规则”，例如“如果我有三位乘客，我只可以装载100加仑的燃油，4位乘客的话，那么就只能装载70加仑的燃油。”
不可否认的是，这个拇指规则在大多数场合是适当的，但是就如这个标题“重量和平衡”暗示的，不只要考虑飞机的重量，还要考虑它的重心(CG)的位置。重心的重要性在稳定性，可控性和性能方面的讨论中应该已经很明显。如果所有飞行员理解和认识到重心对飞机的影响，那么就可以从记录中去掉一种类型的事故：“事故的主要原因-飞机的重心超出后面的极限位置和不平衡的载荷分布导致飞机呈不稳定性。飞行员在起飞时失控导致飞机坠毁。”
当深入思考的时候，业经证明的飞机的原因是如此的明显。例如，对飞行员来说如果没有承载全部定额乘员，那么就可以承载额外的燃油来延长航程。此外，禁止承运行李也是不切实际的，只有在处于旋转时它的重量才会对飞机飞行特性产生相反的效果。飞机有重量和配平限制的两个基本原因：
1. 由于重量对飞机的主要结构和它的飞行特性有影响
2. 由于这个重量的位置也对飞行特性有影响，特别是在失速和旋转改出和稳定性中。
重量对飞行性能的影响
一架飞机的起飞/爬升和着陆性能是根据它的最大允许起飞和着陆重量来确定的。较重的总重量会导致较长的起飞滑跑和较慢的爬升，着地速度越快，着陆滑行就越长。即使很小的过载也会使得飞机不能越过障碍物，而这个障碍物在良好的条件下起飞时根本不用认真的考虑。
过载对性能的有害影响不限于起飞和着陆时的直接危险。过载对所有爬升和巡航性能都有相反的影响，它将导致爬升时的过热，发动机部件的附加磨损，燃油消耗的增加，巡航速度变慢，还缩短了最大航程。
现代飞机制造商为制造的每一架飞机提供重量和平衡数据。通常这个信息可以在FAA批准的飞机飞行手册或者飞行员操作手册(AFM/POH)中找到。随着这些年飞机设计和制造技术的进步，已经开发出为确定重量和配平数据的“易读图表”。这些飞机增加的性能和负荷能力要求严格的遵守制造商制定的操作限制。对建议的任何偏差都会导致结构损坏或者甚至是飞机结构的完全失效。即使一架飞机的载荷处于最大重量限制之内，重量的分布也必须使重心处于限制范围以内。前面对航空动力学和载荷因子的简单学习说明了这个预防措施的原因。后面的讨论重量和配平条件重要性的几个原因提供一些背景信息，这些条件对飞机的安全飞行很重要。
飞行员经常完全不知道所飞飞机的重量和配平限制，也不知道这些限制的原因。在一些飞机里，不可能坐满所有座位，或者行李箱不是满的，油箱也不是满的，而且也仍然处于有效的重量和平衡限制内。作为一个例子，在一些流行的四座飞机上，当四个座位坐满还带一些行李的时候，油箱可能不会加满。在一架双座飞机上，如果要打算练习旋转的话，就不允许在座位后面的行李箱装行李。
重量对飞机结构的影响
额外重量对飞机机翼机构的影响是不容易明显看出来的。适航要求规定认证的普通类飞机结构必须足够结识能够承受3.8G的载荷因子，以承受机动和驟风导致的动态载荷。意思就是飞机的主结构能够承受3.8倍有效总重量而不会发生结构损坏。如果这被认为是载荷因子的表现的话，100磅过载会引起潜在的结构过载量为380磅。在通用类和特技类飞机上相同的考虑更加明显，他们分别要求载荷因子最大为4.4和6.0。
过载导致的结构损坏会引人注目和非常悲惨，但是一般更多的是过载逐渐的影响结构组件，这种形式的影响是难以检测的，而且维修费用昂贵。习惯性过载的最
严重后果之一就是过载的影响是积累的，在以后的完全正常操作中可能导致结构损坏。由于过载而作用于结构部件上的应力确信会加速金属疲劳破损的发生。 飞行机动和阵风影响的载荷因子将会加重飞机总重增加的后果。一架能够承受大约3G载荷因子的飞机结构，如在从急俯冲改出时，必须要准备为每增加100磅重量承受额外的300磅重量。在特定的飞机上这就是由额外不必要的16加仑燃油引起的。FAA认证的民用飞机被结构化的分析过，在最大总重的条件下测试过飞行，在标注的速度内飞行过。以超过这个重量的总重飞行也是完全可能的，而且一般性能效率也是很好的。虽然如此，这个事实不应该误导飞行员，因为飞行员可能没有认识到这样的载荷不是为这样的飞机设计的，也不知道飞机的全部或部分结构上产生的载荷大小。
不管飞机是承载乘客还是货物，必须考虑结构。座位，行李舱，以及客舱地板是为特定载荷或者载荷集中设计的。例如，一架轻型飞机行李舱可能由于支撑结构的极限强度而标称载货量为20磅，即使飞机不会过载或者在那个位置有更多重量也不会使得重心越限。
重量对飞机稳定性和可控性的影响
过载对飞机的稳定性影响也没有被广泛的认识到。一架飞机载荷正常时，可以观察到它相当稳定和可控，而当过载时会发现有相当不同的飞行特性。尽管重量的分布对稳定性有直接的影响，无论重心的位置在哪里，都可以预料到飞机总重的增加可能会对稳定性有不利的影响。
如果总重过重，那么很多认证过的飞机的稳定性完全不能令然满意。
载荷分布的影响
重心的位置对作用于飞机机翼载荷的影响还没有被普遍的认识到，尽管它对爬升和巡航性能非常重要。和一些飞行员的信念相反的是，靠前位置载荷的飞机会较重，从而比重心靠后的同一飞机飞的较慢。
图3-39说明了这个原因。对于靠前的载荷，大多数飞机就需要机头上仰配平以维持水平巡航飞行。机头上仰配平导致就需要在机身后面的尾部翼面上产生更大的向下的负载，这增加到机翼载荷上，如果维持高度的话要求机翼产生的总升力也增加。这样就需要机翼有更大的迎角，进而导致阻力增大，接着失速速度变大。
对应于靠后的负载和机头下沉配平，尾部翼面要承受的向下载荷要少，这样就减轻了机翼上的大部分载荷，以及维持高度所要求的总升力。需要的机翼迎角也相应减小，因此阻力也减小，能够得到更快的巡航速度。理论上来说，巡航飞行中尾部翼面承受适中的载荷能够获得最有效率的总体性能和最快的巡航速度，但是也会导致不稳定性。因此，现代飞机出于稳定性和可控性需要设计成在尾部有向下的负载。
记住，由于来自机翼和机身的下洗流施加于尾部翼面的力的原因，配平片位置为零不一定和“适中配平”相同。
飞机的可用载荷分布效果对飞行特性有重要的影响，即使载荷在重心极限位置和最大允许总重范围以内。在这些影响中，重要的是对可控性，稳定性和施加于机翼的实际载荷的变化。
一般的，当重心进一步靠后，特别是在慢速飞行时，飞机的可控性变差。一架飞机的重心向后移动1-2英寸时，相对于正常螺旋改出尝试，从延长的螺旋中干净利索的改出可能完全失败。
确立一个靠后的重心极限对飞机设计者来说是公共惯例，即在最大值的1英寸范围内能够允许从一圈螺旋中正常改出。当认证一架公用类飞机以允许有意的螺旋时，靠后的重心极限通常确定在普通类飞机允许的极限位置之前几英寸的点上。 另一个影响可控性的因素在当前的大飞机设计中正在变得更加重要，即重设备和货物位置的长力臂效应。同一架飞机可以通过集中燃油、乘客和货物靠近设计重心而装载成最大总重位于重心极限位置以内；或者把燃油分散到机翼的两侧，货物分散到机舱的前后。
对于相同的总重和重心，载荷分散时，在紊流中飞行机动或者维持水平飞行将需要更大的控制力。这是真实的，因为大量的燃油和重物所处的位置有长力臂，必须通过控制面的反作用力来克服。当控制条件处于边际时，一架油箱完全在机翼
或者翼尖油箱的飞机在侧滚时趋向于反应迟缓，货物装载在过分靠前或者靠后都会对升降舵控制响应变慢。
一架飞机靠后的重心极限很大程度上是出于稳定性考虑而确定的。最初一种类型认证的适航要求指定特定速度下飞行的飞机在确定的几次上下摆动内要能够阻尼机头的垂直偏移。一架飞机的载荷太靠后可能达不到这样的要求。相反地，当机头突然拉起时，可能会发生交替的爬升和俯冲，且随每次上下摆动变的越来越陡峭。这种不稳定性不仅让乘客感到不舒服，甚至在特定条件下也可能让飞机难以操控。
任何飞机的失速改出都随重心靠后而变的更加困难。这对于螺旋改出特别重要，在任何飞机的靠后负载上有一点，这一点可以发生水平螺旋。水平螺旋即离心力作用于正好靠后的重心，这个离心力会把飞机尾部从螺旋轴拉出，使得飞机机头朝下进而改出螺旋成为可能。
一架飞机的载荷装载在后面的重心极限允许位置上时，它的转弯和失速机动的操作以及着陆特性和装载在靠前位置有很大的差别。
前面的重心极限要通过很多考虑来确定。作为一个安全度量，要求配平装置不管是配平片还是可调尾翼能够保持飞机在发动机停车的条件下正常的滑翔。为确保紧急情况时的最小着陆速度，一架常规飞机必须能够完全失速停车着陆。后三点式飞机的载荷使得机头过重而难于滑行，特别是有大风的时候。通过使用刹车，很容易是机头过高，在没有跳动的时候会非常难于着陆，因为在着陆缓慢下降和拉平的时候很容易俯冲。
地面上的操纵困难可能出现在前轮型飞机上，特别是在着陆侧滑和起飞时。 1. 重心位置影响升力和机翼迎角，作用于尾部的力的大小和方向，以及尾翼（为稳定提供适当的平衡力）偏差度。后者是非常重要的，因为它关系到升降舵的控制力。
2. 重心位置靠前时，飞机将会在较高速度上失速。这是因为增加的机翼载荷在较高速度时达到失速迎角。
3. 较大的升降舵控制力通常随靠前重心而出现，因为平衡飞机所需要的升降舵偏差度增加了。
4. 重心位置靠后的飞机可以更快的巡航，因为阻力降低了。阻力降低是因为迎角更小，克支持飞机和克服机头向下的配平趋势所需要的升降舵偏差度也更少。 5. 随重心位置后移也使得飞机的稳定性变差。这是因为随着重心位置后移，导致迎角增加。因此机翼对飞机稳定性的影响降低了，而尾部影响仍然稳定。当机翼和尾部在这点达到平衡时，就出现了中性稳定性。重心位置任何进一步后移会导致飞机进入不稳定状态。
6. 靠前的重心位置增加了升降舵的反压力要求。在机头向下的情况下升降舵可能不再能够继续增加配平了。为能够在失速速度以上的范围内控制飞机，需要有足够的升降舵控制。