以下正文

一架飞机的操控品质是表现在飞行员能够多轻松且精确地完成飞机在任务中所需的机动上的。这在本质上由两个因素组成：

- 飞机在没有飞行员交互介入（开环）的情况下显示出的固有稳定性

- 闭环操控特性；例如，协调控制，动力控制

如MiG-29这样的战斗机的飞行包线被设计为包括非常宽广的速度，马赫数，高度，载荷数，AOA，这需要增加复杂的飞行控制系统来保证在整个性能范围内都有足够的操控品质。操控指令需要用液压放大，这是因为high q（高动压）会带来非常巨大的气动力影响。一定程度上的增强被要求用于补偿如压力中心的移动或低阻尼震荡带来的不利效应。设计目标是在飞行员能感受到飞机的稳定和可预见性的同时提供最大的敏捷性。

在MiG-29上，使用了液压机械（助力）设备以达成这个目标。

接下来的章节深入探究了在MiG-29上遇到的飞行力学问题和发现的解决方法。

稳定性与操控性

稳定性指的是一个系统在受到扰动后恢复到初始状态的倾向性。有三种可能的选项：

- 静稳定；系统在受到扰动后会自行回复到初始状态。

- 中立稳定；系统将维持在受到扰动后的新状态。

- 静不稳定；系统一旦受到扰动会更加远离初始状态。

Figure 6-1

静稳定性描述了恢复到平衡状态的固有趋势。动稳定性描述了实际如何恢复的方式（振荡性oscillatory或非周期性dead beat——注①）

Figure 6-2

动稳定性总是需要静稳定性以作为其实现的先决条件。

在人在回路中，飞行员通常可以应付一个处在临界稳定或甚至是少许不稳定性下的系统。然而，随着稳定性进一步降级，维持控制会需要更多补偿和注意力以。

飞机能在三个轴上旋转和改变动态，换言之，这是一个六自由度系统。飞行员主要通过轮流在横向，纵向和垂直轴上输入操纵指令来实现对飞机的控制。其对应的稳定性为：

- 俯仰轴上的纵向稳定性

- 滚转轴上的横向稳定性（= 上反角效应）

- 偏航轴上的航向稳定性

纵向稳定性

纵向稳定性由静态和动态两个因素组成。纵向静稳定性描述了飞机维持或恢复至其所配平至的AOA的趋向性。纵向动稳定性描述了飞机恢复到平衡状态的方式和/或对俯仰操纵输入作出的回应。

纵向静稳定性

MiG-29在其整个飞行包线内都显示出正的纵向稳定性。为了提高敏捷性，设计师选择了小稳定裕度布局。稳定裕度由飞机重心（CG）和中位点（NP）间的纵向距离来定义。

Figure 6-3

为了创造一种标准测度，这段距离通常被提及为翼型的平均长度，即平均气动弦长（MAC），例如，在27％平均气动弦长位置处。

无论是由燃油消耗或丢弃挂载等产生的CG位移，还是由空气动力效应导致的NP移动，都会使静稳定度和随之而变的纵向静稳定性在飞行中产生变化。

虽然飞行测试表明出在所有的CG变化中飞行员都保留有足够的可控性，但NP位移仍可以非常动态和明显；因此在飞行控制系统中需要装备特殊的增强设备。

后缘襟翼的收放会产生俯仰力矩。通常，放下襟翼会产生一个气动下俯力矩。然而，在MiG-29上襟翼和尾翼之间有一种强相互作用（下洗气流）下拉尾翼且凌驾在较弱的仅来自襟翼的下俯之上。这一结果产生的上仰随速度增加而更加明显。

前缘襟翼的放出会产生明显的俯仰力矩。由于前缘襟翼的收放是相对于AOA自动的且在机动中频繁发生，因此决定引入一个设备（自动俯仰控制）通过水平尾翼的同时反向偏转以抵消前缘襟翼俯仰力矩。参照figure 6-4。

Figure 6-4——注②

通过这种方式，实现了通过前缘襟翼的作动范围对AOA更精确的控制。

当AOA超过中等范围时，就会产生一种名为翼尖失速（tip stall）的现象。外部机翼后缘的气流开始受到干扰，且受干扰的气流将随AOA的进一步增大而前移。因此，机翼压力中心将向前移动并使飞机剧烈上仰。

同样地，自动俯仰控制通过配平作动器的快速运动将平尾向反方向调节以抑制这种不良的飞机运动。然而，程度温和的上仰趋势仍然存在并能通过杆力变轻被飞行员感受到。获得精确的AOA和g需要良好的飞行技术。为了避免超过26°的可用AOA（在GT型号上为24°），一个俯仰限动器被加入到飞行控制系统中。由接近限制AOA的速率决定，一个液压活塞伸展并在纵向操纵上生成一个剧烈的向下输入（操纵杆向前）。AOA增加得越快，俯仰限动器越早作出反应。因此，除非超控限动器，26°的AOA限制（在GT型号上为24°）仅能在AOA极其缓慢地增加时才能达到。

在纵向操纵力随速度变化依然维持适中（小静态裕度）的同时，NP在跨音速区域内的移动会产生较大的俯仰力矩。特别是当飞机速度从超音速降低到亚音速时，突然的马赫抬头（dig-in：飞机在从超音速减速到亚音速时因为升力中心前移而产生的无征兆的非指令性上仰现象——译者注）的发生会致使结构超限除非飞行员放松后拉操纵杆的杆力。

在低空，流场变化会连同减弱的飞行控制增益（由于力反馈控制单元操纵杆-尾翼传动比的变化，见下一段）一起造成使MiG-29产生即便完全前推操纵杆也无法抵消的抬起机鼻的短暂趋势的状态；因而产生的爬升现象无法被制止直到达到更高的马赫数且中位点会进一步后移。

由于MiG-29的低推力线（设计），增加引擎推力可能会致使更明显的上仰且反之亦然。

减速板，在安装中线油箱时不能使用，且对于俯仰特性有影响；放出会在亚音速区域致使上仰且在超音速马赫数下下俯。在一定飞行条件下，可能产生相当大幅的g力变化除非飞行员使用相适应的拉杆杆力。

当空速在起飞过程中增加到临界值以上时，在下部引擎进气道开启的同时上部“百叶窗”（辅助进气道）也会关闭。这会由于机身和机翼周围流场的短暂变化引发明显的下俯力矩。

投弃中线油箱将会产生明显的CG前移且由此产生随空速增加而增强的下俯力矩。

机动稳定性

机动稳定性本质上与纵向静稳定性相似。区别在于在拉杆机动（转弯或拉起）中绕横轴旋转的角度增大平尾AOA并使现应称为机动点的中位点后移。现在（纵向）稳定性提高了。机动稳定性以每g所需的杆力来衡量。

理论上杆力和过载之间会呈线性关系。这意味着对于飞行机动中的飞行员而言的良好反馈和最佳的可预测性。

MiG-29实际的杆力-g力特性由于这些因素远非线性：

- 翼尖失速/杆力减轻

- 与FCS（飞行控制系统）相关的操纵杆-尾翼传动装置变化

特别是在高AOA区域时，增大g力只需要很小的额外杆力。这意味着对于在该范围中的飞行员而言达到并维持所需的过载需要良好的技术和交叉检查，因为从操纵杆上能感知到的反馈非常少。

在角点速度以上且特别是在M 0.9区域，必须特别注意不能超过飞机的结构限制。

纵向动稳定性

所有飞机的纵向动稳定特性均由两种运动特性定义：

- 短周期俯仰振荡（SPPO）

- 长周期振动（Phugoid——注③）

SPPO基本上决定了飞机的俯仰中响应。它被抑制得越干脆和越合适，飞行员对俯仰操纵的感知就越准确。由于MiG-29的静态裕度相对较小，SPPO频率相当低。因此飞机在俯仰中对操纵杆输入有些迟缓。然而，长且沉重的操纵杆在某种程度上平衡了这一不利特性且使（原词为randers，疑为原文错误——译者注）其对飞行员而言可以忍受。即便如此，可以确定的俯仰中迟缓会在高增益任务如近距编队飞行中变得明显。大幅，快速的俯仰输入应当避免且需要一定程度上的预料性以避免PIO（飞行员诱发振荡）。

SPPO的自然阻尼相对较小，不过俯仰阻尼器增加了接近非周期性时的舒适范围。然而，当MiG-29在俯仰阻尼器失效或关闭的情况下飞行时（仍）需要小心的俯仰控制。任何突然的俯仰变化均可能轻易引起PIO。在这种情况下，飞行员应试图将操纵杆停在轻微向后或中立位直到振荡停止。

不同于SPPO，长周期振动是一种非常缓慢的振荡且仅能通过配平来应付，（常出现在）直线和水平飞行（一架完美配平的飞机突然从其巡航高度偏离）。当这种妨害状态干扰校准不足的自动驾驶且在巡航中的飞行路径上产生持久，缓慢的颠簸时尤其令人恼火。在这种情况下可取的做法是脱开ALT HOLD模式且手动配平飞机。

横向与航向稳定性与滚转

横向/航向稳定性与纵向稳定性之间的主要区别在于，一架飞机绕滚转和偏航轴的运动特性通常是相耦合且不能孤立分析的。这意味着当飞行员在操纵杆上施加拉力时，会产生纯粹的俯仰动作。然而，一个尾舵输入将同时诱发偏航和滚转。

横向稳定性的定义为一架飞机在滚转中进入侧滑的趋势（右舵致使右滚转）。

航向稳定性（= 风标效应）是一种飞机将机鼻指向迎风方向的趋势；换言之在处于侧滑状态中时减小侧滑。

MiG-29显示出正的横向稳定性。因为这个原因可以预见其能够用舵绕纵轴滚转。AOA越高，横向稳定性越明显；因为这个原因使用尾舵在低速下滚转是一个不错的技巧。

当侧滑角急促变化时，会出现一种由偏航和滚转耦合组成的翻滚动作。这种动作被称为‘荷兰滚（Dutch Roll）’。MiG-29的偏航阻尼器系统良好地抑制了荷兰滚。

然而，假如飞机在阻尼器失效时飞行，建议小心地使用尾舵。此外，高推力设定下的引擎失效产生的不对称推力诱发的突然的偏航运动将引起严重的荷兰滚伴有急促且预料外的滚转。在高AOA下，（对于）MiG-29明显的反偏航也容易产生荷兰滚；这对于高空的飞行员而言最为明显——例如由于稀薄空气中的低阻尼力，滚转率开始振荡。

MiG-29的航向稳定性余量在整个光洁包线内都很良好。即便是在关键情况期间（高AOA，跨/超音速飞行，不对称引擎失效），双（垂直）尾翼能提供足够强的风标效应。在MiG-29GT机型上，由于其增大的机身容积在CG（重心）之前，航向稳定性余量在某种程度上减少了但仍足以使用。由于实际上飞机的气流分离（定义见飞行特性之二相关章节——译者注）AOA会随侧滑角增大而减小，良好的航向稳定性是在高AOA下的关键要素。

同样在这里，MiG-29明显的反偏航变得重要；当副翼在高AOA下偏转，它们会由于（副翼）上偏和下偏侧之间巨大的诱导阻力差生成侧滑。虽然有强力的垂直安定面，在这一点上反偏航效应会覆盖副翼的滚转力，且使横向操纵变得低效，或更糟，反效。这就是为何MiG-29的AOA限制器被设定为26°（在GT型号上为24°）。在这些AOA下，飞机刚好（足以）在挂载中线油箱（会使航向稳定性轻微降级）时保持副翼效力。

MiG-29的可用滚转率随速度变化相当大。参照figure 6-5。

在更低的AOA下，平尾差动偏转以便产生额外的滚转力矩。然而，差动平尾（产生）的反偏航强度甚至比副翼更大。因此，在同时放出前缘襟翼的AOA下，差动平尾会暂停动作。

在非常高的动压下，液压作动力不再足以使副翼完全偏转。因而，在高（马赫）数下的滚转率变得相当一般。

MiG-29对快速横向操纵输入的响应特性为在一定延迟后滚转率显著加速。这使飞机滚转响应在积极输入下有些不可预测，不过在此同时，无论如何，一旦操纵杆的横向输入停止过度操纵（overshoot）的趋势很小。

Figure 6-5

滚转耦合

滚转耦合是气动力和惯性力的共同作用，会在气动稳定性低且滚转率高时遇到。

一架“完全稳定”的飞机，当滚转时，会由于纵向静稳定性维持恒定AOA且由于其航向稳定性将所有侧滑角保持在零附近。参照figure 6-6。

Figure 6-6

一架“完全惰性”的飞机，相比之下，会维持其在空间中的位置。因而，所有的AOA都会转化为侧滑角且反之亦然。参照figure 6-7。

Figure 6-7

在现实世界中，稳定性往往凌驾于惯性之上。然而，在某些情况下，会发生危险的变化。对于MiG-29而言，关键在于跨音速马赫数区域。在这个区域里，航向和纵向稳定性都在某种程度上降级了。与此同时，升力在适度的AOA下仍快速增加。如飞行员在飞机滚转的同时剧烈后拉操纵杆，存在的强力反偏航无法用垂直尾翼抵消。由此产生的大侧滑角由于滚转而变为AOA，并使g值大幅增大。此外，可能会发生滚转上的自旋转。

为了停止危险的耦合，飞行员必须立即减小AOA且回中操纵。由于更低的航向稳定性，MiG-29GT更易于（产生）滚转耦合和气流分离。

重心（CG）转移

CG主要受飞机构型和燃油消耗的影响。Figure 6-8 描述了由燃油消耗和典型构型中的外部挂载投放（所产生）的CG转移。当CG一直良好保持在许可范围内时，其对MiG-29稳定性的影响相当小。

Figure 6-8

注①——dead beat：一种多领域下均会出现的动态特性，详见https://en.wikipedia.org/wiki/Dead-beat_control

注②——feel unit：在MiG-29上使用的杆力反馈系统，具有EASY与HEAVY两种工作模式。详见文末附注

注③——Phugoid：飞机的基本运动模态之一，详见https://en.wikipedia.org/wiki/Phugoid

附：力反馈控制单元

俯仰力反馈控制单元利用从大气数据计算机传来的信息控制一个电力作动的齿轮箱。该齿轮箱能使一根连杆的长度进行最大50mm的变化，以改变操纵杆-尾翼联动比。这会同时改变平尾偏转范围和依据于气动力——例如空速和高度——所需的杆力。远距灯光面板（TLP）上的FEEL UNIT TO/LD灯当力反馈控制单元在easy位时点亮，例如起飞和降落期间。参照figure 1-29。

在3000ft以下高度，可变连杆的长度仅由空速决定。在215KTAS(真空速节）下，连杆开始收回。其在470KTAS下完全收回且保持完全收回直到650KTAS。在650KTAS下，连杆再次开始伸展且在810KTAS下完全伸展，FEEL UNIT TO/LD灯再次点亮。

在3000ft以上高度，连杆收回（幅度）随高度减小。在30000ft以上，其会一直完全伸展。详细工作方式见figure 1-28。

如力反馈控制单元失效，其可通过左面板上的FEEL UNIT控制开关手动控制。参照figure 1-29。

如力反馈控制单元失效，操纵杆动作应减至最小程度以避免PIO。

Figure 1-28

Figure 1-29