静稳定度

静稳性指的是气动中心到飞机重心的距离，它是重心后的静稳性为正数，飞机是静稳性为负数，气动中心在重心前的静稳性为正，飞机是静不稳定的。

一般飞机的翼身组合体在亚音速飞行时，其升力中心在重心后的一定距离(静稳定)，当翼身组合体的升力产生的负俯仰力矩(机头向下的力矩)被平尾的下方偏移，以产生一个向下的升力来平衡时，尾翼的升力从翼身组合体的升力中减去，从而使总的升力下降。并且由于飞机的静稳态特性，飞机有保持其原有飞行状态的倾向，使其操纵不灵活。对于静稳性较差的飞机，气动中心可很接近重心，甚至可重合在重心前面，飞机的稳定度变得很小甚至不稳定，飞行时主要依靠主动控制系统(即自动增稳系统)主动控制相应的舵面，以保证飞机的稳定性。此时要保持平衡，只需要更小的升力，甚至是向上的平尾升力，就可以平衡翼身组合体的正俯仰力矩(机头向上的力矩)。

对于超音速状态，无论是普通构型飞机还是放松静稳定性的飞机，都有作用于重心后的翼身组合体的升力矢量。由于放松静稳性的飞机的重心比普通飞机的重心更靠后，所以为了配平由于翼身组合体升力而产生的负俯仰力矩，所需的尾翼向下的载荷比普通飞机要小，因此可以大大减少尾翼的尺寸和重量，使其在超音速状态下也能有更大的升力。

结果表明，采用放松静稳定性的措施，可使飞机性能得到显著提高。一是使平尾用于飞机平衡所需的面积大大减少，从而平尾的重量减少，阻力降低；二是对静不稳定的飞机，平尾的升力与翼身组合体的升力方向一致，从而提高了飞机的总升力。

结果表明，当静稳性裕度取平均-12%的气动弦长度时，起飞总重量可以减少8%，所需的发动机推力可以减少20%，如果再加上机动载荷的控制效果，飞机起飞总重量可以减少18%。

对于轰炸机来说，这一技术效果也是显而易见的，如CCVB-52试飞机平尾面积从84平方米降至46平方米，在原有发动机和起飞总重的情况下，结构重量降低6.4%，飞行航程增加4.3%，如果原有载重、飞行航程不变，起飞总重量可减少10-15%,B-l轰炸机如果在设计初期就采取放宽静稳定度要求，其起飞总重量可减少36吨，使用2台发动机，可完成原来4台发动机的任务。若将放松静稳定度要求与机动载荷控制相结合，可使轰炸机的设计重量降低20%以上。

静稳性要求的放宽对战斗机性能的改善主要体现在提高战斗机的机动性和执行任务的效率上。与重心位置在25%平均气动弦上的飞机和重心在38%平均气动弦上放松静稳定度的飞机相比，在中等空载重量、最大推力和900米高度条件下，飞机转弯速度增加0.75度/秒(M=0.9时)~1.1度/秒(M=1.2度/秒)；转弯速度从0.9度/秒提高到1.6度/秒左右；空战燃油节省180公斤；机动过载能力也得到提高，在M数为0.6,0.9,1.2度/秒时过载系数分别提高0.2g,0.4g,0.8g；另外可以提高升阻比：M>l,l以F-16战斗机与法国战斗机“幻影”Fl、瑞典的Saab-37、苏联的米格-21战斗机相比，表现尤为突出，除了最高飞行高度以外，F-16的其他性能都比它们好。其中一个原因是F-16采用了主动控制技术。