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行包线 flight envelope
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飞行包线
flight envelope
以飞行速度、高度、过载等作为界限线的封闭几何图形，用以表示飞机的飞行范围和飞行限制条件。研究不同飞机的飞行包线，可以比较出飞机飞行性能的优劣。图中a为定常水平直线飞行包线，左边表示受最小速度限制，右边受最大速度和最大马赫数限制。图中b为一定高度下的机动飞行包线，表示机动飞行时所受的过载限制，小速度时则受失速的限制。图中c为定常盘旋飞行包线，盘旋过载越大飞行范围越小。除上述各种飞行包线限制外，有的飞机还受发动机性能、气动热、音爆、噪声和空气污染等限制。飞机类型不同，所受的限制条件不一定相同，飞行包线自然也不相同。即使同类型飞机，由于使用的发动机不同，飞机外形不同，飞行性能不会一样，包线的形状也不相同。在实践中，包线又可分为使用飞行包线（范围小）、实用飞行包线（范围较大）和允许飞行包线（范围最大）。在不同包线内飞行时对飞机飞行品质的要求也不同。
机动飞行 maneuvers
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机动飞行
maneuvers
飞行状态（速度、高度和飞行方向）随时间变化的飞行动作，又称机动。单位时间内改变飞行状态的能力称机动性。飞行状态改变的范围越大，改变状态所需的时间越短，飞机的机动性就越好。这是评价军用飞机性能优劣的主要指标之一。从飞机运动轨迹看，可分为在铅垂面内、水平面内和三维空间的机动飞行。飞机作曲线机动飞行时需要有向心力。若航迹弯曲向上或在水平面内弯曲向左或向右，升力应大于飞机重力。通常把机动飞行时飞机升力与飞机重力的比值称为法向过载。机动性能高的飞机能承受较大的过载。航迹弯曲向下时，法向过载小于1。
铅垂面内的机动飞行
典型的机动飞行动作有：平飞加（减）速、俯冲、跃升、筋斗。
平飞加（减）速
反映飞机改变水平飞行速度的能力。平飞时如果发动机推力大于飞机阻力，就使飞机加速；反之就使飞机减速。为了缩短加速时间，必须加大油门或使用发动机加力装置（或使用火箭加速器）。为了缩短减速时间常关小油门，并打开减速板，或采用反推力装置。
俯冲 飞机将位能转化为动能、迅速降低高度、增大速度的机动飞行，作战飞机常借以提高轰炸和射击的准确度。俯冲过程分为进入、直线和改出俯冲三个阶段（图 1）。在实际飞行中，为尽快进入俯冲，通常是飞机先绕纵轴滚转或边转弯边进入俯冲，进入段的高度损失不大。在急剧俯冲时，为了防止速度增加过多和超过相应高度的最大允许速度，必须减小发动机推力，有时须放下减速板。改出俯冲后的高度不应低于规定的安全高度。为了减小高度损失，驾驶员可在不造成飞机抖振的条件下尽量后拉驾驶杆，增大向心力，即增大过载。但过载不应超过驾驶员的生理忍耐能力和飞机结构的强度（驾驶员穿抗荷服或采用特殊的座椅设计可以提高承受过载的能力）。
跃升 飞机将动能转化为位能、迅速增加高度的一种作战用的机动飞行。在给定初始高度和速度的情况下，飞机所能获得的高度增量越大，完成跃升所需的时间越短，跃升性能越好。跃升的航迹与俯冲相反。跃升轨迹也可分为进入、直线和改出三个阶段。跃升时通常用发动机的大推力状态(使用发动机加力装置或火箭加速器)，以便最大限度地爬升并保持足够的飞行速度。飞机进入跃升时的速度越大，跃升终了时的速度越小，跃升高度就越高。但跃升终了速度不能过低，以免发生失速或失去操纵等危险。
筋斗 飞机在铅垂平面内作轨迹近似椭圆、航迹方向改变360°的机动飞行（图2）。筋斗大致由跃升、倒飞、俯冲等基本动作组成，是驾驶员基本训练的科目之一，也是用来衡量飞机机动性的一种指标。完成一个筋斗所需的时间越短，机动性越好。要实现筋斗飞行，必须加大油门使飞机加速到具有足够大的速度和拉驾驶杆使飞机产生足够大的过载，以便产生足够大的向心力。
水平面内的机动飞行
典型的机动飞行动作是盘旋，即飞机连续转弯不小于 360°的飞行。分定常和非定常盘旋两种。飞机作定常盘旋时，运动参数，如飞行速度、高度、迎角、滚转角和侧滑角等都不随时间而改变。无侧滑的定常盘旋称为正常盘旋。正常盘旋常用来衡量飞机的方向机动性。盘旋一周所需的时间越短，盘旋半径越小，方向机动性就越好。非定常盘旋时，速度、滚转角等都随时间而变，又称加力盘旋。
飞机开始正常盘旋时，必须先偏转副翼，使飞机向一侧滚转，于是升力在水平方向的侧向分量形成飞机转弯的向心力（图3 ）。为了在盘旋时不产生侧滑，须同时相应地偏转方向舵。飞机滚转角越大，向心力也越大，在同样的飞行速度下，盘旋半径和盘旋时间就越小。但这时升力在铅垂平面内的分量将减小。为了平衡重力就需要偏转升降舵，加大迎角以增大升力，这就受到飞机抖振和失速的限制，同时过载也将增加，这又受到驾驶员生理条件和结构强度的限制。迎角增大使阻力也增大，需要加大油门来增加发动机推力，这又受到发动机可用推力的限制。飞机处于这三种限制条件之一的盘旋状态称为极限盘旋状态，所对应的盘旋性能称为极限盘旋性能。
随着高速飞机的发展，飞机盘旋性能逐步恶化。第一次世界大战时期的飞机盘旋半径为数十米，第二次世界大战时期为数百米，80年代高速飞机达到数千米。
空间机动飞行
同时改变飞行速度、高度和方向的飞行，适用于空战。常见的有斜筋斗、战斗转弯、横滚、战斗半滚等。
斜筋斗
在与水平面成一角度的斜平面上的筋斗。实际上是把盘旋和筋斗结合起来的空间机动飞行动作（图4）。
战斗转弯
同时改变飞行方向和增加飞行高度的机动飞行（图5 ）。空战中为了夺取高度优势和占据有利方位，常用这种机动飞行动作。除了采用典型的操纵滚转角的方法外，为了缩短机动时间还可采用斜筋斗方法进行战斗转弯。
横滚
飞机绕机体纵轴滚转的机动飞行动作。这时，基本保持原运动方向，高度改变很小。按滚转角大小可以分为半滚(滚转180°，然后转入其他动作)、全滚（滚转360°）和连续横滚。按滚转角速度可分为急横滚(完成横滚时间短)和慢横滚（完成横滚时间长）。
战斗半滚
又称半筋斗反转。飞机先作筋斗动作，但在到达顶点时筋斗停止，并作半滚而转入正常飞行。它可以使飞机掉转航向并获得较大的高度增量（图6 ）。
下滑和着陆 gliding and landing
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下滑和着陆
gliding and landing
飞机连续降低飞行高度，自空中回到地面的飞行过程。
下滑 飞机航迹略微向下倾斜，有动力或无动力的准定常直线飞行。下滑性能包括：下滑角（航迹与水平面的夹角）、下降率（单位时间下降的高度）和下滑水平距离等。滑翔机的下滑是无动力下滑的典型例子。飞机升阻比（升力与阻力之比）越大，下滑角越小。对应于最大升阻比的下滑称为最有利下滑，此时下滑角最小，下滑水平距离最长。
飞机有动力下滑时，如果增大推力，则下滑角减小，下滑水平距离加长；减小推力则结果相反。因此驾驶员常通过控制发动机油门来改变飞机的下滑性能。
着陆
飞机从安全高度下滑过渡到接地滑跑直至完全停止的整个减速运动过程。飞机着陆一般分下滑、拉平、平飞、飘落、滑跑 5个阶段进行。下滑段发动机处于慢车状态，航迹接近于直线，下滑角保持某一负值（例如-1°～-7°左右）。下滑到离地面 6～12米时，向后拉驾驶杆将机头抬起，进入拉平阶段。在降至离地面0.5～1.0米时，拉平段结束，飞机进入平飞减速段。在此阶段中，为保持飞机升力与重量平衡，应柔和地拉杆，逐渐增大迎角。在空气阻力作用下，速度不断降低，飞机缓慢下沉。当升力减小到小于飞机重量时，进入飘落段，飞机逐渐飘落。当主轮接地时进入滑跑阶段，飞机便开始沿跑道滑跑。滑跑速度减小到一定程度时，驾驶员推杆使前轮接地(起落架为前三点式时)，进行三轮滑跑，同时使用刹车和减速装置使飞机继续减速，直至完全停止，着陆过程结束。
着陆性能指标包括：着陆距离──飞机从安全高度开始至滑跑停止所经过的水平距离；接地速度
──飞机主轮开始接触地面瞬间的水平速度；滑跑距离──从主轮接地点开始滑跑至飞机停止所经过的水平距离。接地速度越大，滑跑距离越长，机场占地越多。这不仅很不经济，还限制飞机只能在大机场上起降。现代飞机飞行速度很大，大型飞机很重，使得接地速度增大，着陆滑跑距离加长。为了降低接地速度和缩短滑跑距离，可以采用的措施有：在机翼上设置襟翼、缝翼，控制机翼的附面层，使用阻力板、减速伞或反推力装置等。垂直起落飞机着陆时不需要跑道，短距起落飞机只需要短跑道，这种飞机可以用在航空母舰上。
航程和航时 range and endurance
表征飞机远航和持久飞行能力的性能指标。飞机在平静大气中沿预定的方向耗尽可用燃料所飞达的水平距离称为航程。可用燃料量是飞机装载的总燃料量扣除下列几部分燃料后的剩余量：
①地面试车、滑行、起飞和着陆所需的燃料；
②为保证安全而必须贮备的燃料；
③残留在油箱和供油系统中无法用尽的燃料。在一定的装载情况下，航程越大经济性越好，作战性能越佳。整个飞行过程可分为上升段、巡航段和下滑段。远程飞机的巡航段占航程的绝大部分。对于一定的飞机，航程主要与装载的可用燃料量、发动机工作状态、飞行高度、飞行速度等参数有关。载满可用燃料并适当选择上述飞行参数和发动机工作状态，使飞机飞行单位距离所消耗的燃料最少，便能使航程达到最大。在平静大气中，飞机由机场起飞，飞达某一空中位置，完成一定任务（如空战、投放等）后飞返原机场所能达到的最远单程距离，称为最大活动半径。由于空战消耗燃料，投放时重量突减，故活动半径并不等于航程之半。飞机耗尽其可用燃料所能持续飞行的时间称为航时。一定的飞机，可用燃料一定时，航时与发动机工作状态、飞行高度、飞行速度等参数有关。载满可用燃料并适当选择有关飞行参数和发动机工作状态，使单位时间内所消耗的燃料为最少，便能使航时达到最大。航程与活动半径的大小可以表明飞机运输和作战范围的大小，航时长表明飞机可在空中长时间进行巡逻和作战。
探空火箭弹道
trajectory of sounding rocket
探空火箭的质心运动轨迹。弹道的指标是飞行高度和火箭的落点偏差。探空火箭一般为无控制火箭，其弹道与弹道导弹弹道类似。为了保证弹道指标，需要解决飞行方向和飞行稳定性两个问题。通常由发射架导轨保证火箭的飞行方向。为了减少风对火箭弹道的影响，需要根据发射前测得的风向和风速对发射架导轨作相应的调整。为了保证飞行稳定性，除火箭发动机的推力方向准确通过火箭质心外，火箭还装有尾翼，使火箭的压力中心（空气动力对火箭箭体的合力作用点）位于质心后面。这种火箭称为静稳定火箭。飞行中保持攻角（箭体纵轴与运动速度方向的夹角）在零度附近，以保证飞行稳定性
导弹弹道
missile trajectory
导弹质心运动的轨迹。弹道的高度、射程、弹道上飞行速度和过载的分布以及弹道相对于目标的关系，如脱靶量（沿弹道飞行的导弹与目标的最短间距）等弹道特性是导弹战术技术性能的重要指标，关系到导弹能否完成预定的任务。因此在导弹的初步设计阶段就必须进行弹道设计，研究和初步确定弹道特性。导弹的弹道因导弹类型、制导方法和动力装置的不同而异。对于某一确定的导弹，其弹道还决定于运动的初始条件、受力情况和所选取的坐标系。
弹道分类 弹道按飞行过程中有无推力分为主动段和被动段两段。主动段是有推力作用的，被动段的推力为零。地空导弹弹道的大部分甚至全部是主动段。弹道按选取的坐标系不同分为绝对弹道和相对弹道。绝对弹道是在惯性坐标系中描述的。惯性坐标系是固定不动的或在空间只有平行移动而无加速度运动的坐标系。对于射程不大的导弹，如地空导弹、
岸舰导弹、近程的地地导弹等，可以把固连在地球上的坐标系近似地当作惯性坐标系来研究弹道。相对弹道是在动坐标系中描述的，如空空导弹相对于目标的弹道（见导弹导引弹道）。弹道按制导方法的不同分为自主弹道和导引弹道两种。自主制导时，导弹按发射前预先确定的、飞行过程中不改变的方案所飞经的路线称自主弹道，又称方案弹道。弹道导弹的主动段弹道、巡航导弹的初始段和巡航段弹道等都是自主弹道。导引弹道不是预先确定的，而是根据目标运动特性以某种方法导引导弹飞经的路线。空空导弹、地空导弹、空地导弹的弹道以及巡航导弹的末段弹道等都是导引弹道。兼有自主段和导引段的弹道叫复合弹道，如巡航导弹的弹道前段是自主段，临近目标时是导引段。弹道按力学特征和用途，又可分为弹道式弹道、滑翔弹道、巡航弹道等。战略导弹、远程火箭、航空火箭弹的弹道多是弹道式弹道。滑翔弹道是配有不大的空气动力面的弹道导弹在再入段（或降弧段）内利用空气动力所飞经的路线，有增大射程和迷惑敌人的作用。巡航弹道往往是巡航导弹巡航飞行（通常是有动力的、定高的飞行）的轨迹，目的是快速地、隐蔽地接近目标。
研究方法 以经典的力学定律为基础。导弹的运动有两个特点：运动过程中有控制作用和质量随时间快速变化。在导弹质量变化不大的飞行过程中，可以把它看作常质量的物体，用经典的力学定律来研究弹道。当质量快速变化时，须用变质量力学原理来研究弹道。对导弹的控制作用能使弹体产生绕质心的转动，从而引起导弹受力情况的变化。这表明导弹质心的平行移动和绕质心的转动是紧密地联系在一起的。只是在采用了一些简化假设的情况下，才可以单独地研究导弹质心运动方程组，求出弹道。对远程导弹机动弹道的研究、以现代控制理论为基础的最佳导引弹道的研究和应用正日益受到重视。
航空弹道学(卷名：航空
航天)
aeroballistics
研究航空器投射的无控弹丸（枪弹、炮弹、火箭弹和炸弹等）在炮膛内（或发射器上）和空中的运动规律的科学。航空弹道学是在地面弹道学基础上发展起来的。最早出现的是航空（枪）炮弹道学和炸弹弹道学，20世纪40年代后，随着航空火箭弹的应用而出现了航空火箭弹弹道学。航空弹道学分为航空内弹道学和航空外弹道学。航空弹道学是航空武器、弹药和航空火力控制系统设计的基础。航空内弹道学研究的内容和方法与地面内弹道学基本相同，即研究弹丸在发射药燃烧形成的气体（或火箭发动机推力）作用下在炮膛内(或滑轨上)的运动规律，以及伴随产生的其他过程的规律性。在给定口径和质量的情况下，按所要求的炮口初速计算炮膛的结构参数和发射药的装填条件。对于火箭弹则主要是在一定的发动机装填条件下求出压力与时间的变化关系和进行弹道设计。航空外弹道学研究航空器投射的弹丸在空中自由飞行中的运动规律和影响弹丸运动的诸因素。它与地面外弹道学的主要区别是须考虑航空器空速对弹丸运动的影响。航空外弹道学所研究的主要问题是弹丸质心运动轨迹和弹丸的飞行稳定性分析。
弹丸质心运动轨迹 在空中，弹丸初速等于炮口速度（或火箭弹离轨速度）与载机空速的矢量和。在载机和目标都处于高速运动的情况下，弹丸射程越大命中目标的可能性越小。通常航空炮弹和航空火箭弹的最大射程只有2～3公里左右。航空火箭弹弹道与航空炮弹弹道的区别在于对火箭弹的主动段必须考虑发动机推力的作用。计算出主动段终点的位置和火箭弹在该点的速度后，就可计算出航空火箭弹的被动段弹道(见导弹弹道)。在此基础上编出的弹道表，是航空火力控制系统设计的基本依据之一。
投掷炸弹时，炸弹离开载机后一面沿投弹瞬间的载机速度方向运动，一面在重力作用下降落。水平投弹和非水平投弹的区别仅在于初始条件不同而已。
弹丸的飞行稳定性 弹丸的稳定飞行指的是弹丸沿弹道飞行时弹头始终朝前(即弹头不前后翻转)。通常炮弹以绕纵轴高速自转来保证稳定飞行，它的转速一般为 50000～150000转/分。弹丸的质心运动轨迹受这种旋转影响会产生偏差。这种偏差必须通过计算加以修正。炸弹的稳定飞行通常是靠安装尾翼来达到的。尾翼使炸弹的压力中心移向质心后方，形成弹轴的周期性摆动。研究这种摆动的作用、摆动对炸弹散布的影响及其修正方法的理论称为摆动理论。航空火箭弹也采用尾翼稳定方式。但为了克服主动段推力偏心引起的散布，常采用螺旋滑轨法和斜置尾翼或喷管法，使航空火箭弹在飞行中绕纵轴低速旋转。对弹丸飞行稳定性的分析可为炮管膛线缠度、弹丸结构参数、弹体外形和尾翼等的设计提供理论依据。
飞机飞行品质(卷名：航空
航天)
flying qualities of aircraft
涉及飞行安全和驾驶员操纵难易程度的飞机的各种特性。对飞行品质规定具体指标，作为设计、验收和使用飞机的准则性文件称为飞行品质规范。飞机设计应满足飞行品质规范的要求，这也是订货部门决定飞机可否被接受的主要依据之一。飞行品质规范还是飞机稳定性和操纵性计算（见飞行器动态特性）、风洞实验结果分析、飞行品质实验与试飞的评价准则。
早在飞机使用初期即已开展了飞行品质方面的研究。以后，经过几十年的飞行实践和研究，随着飞机飞行速度和高度范围不断扩大和操纵系统日趋复杂（包括引入自动器），各国对飞行品质的研究日益深入，对飞行品质规范也不断地进行补充和修订，以适应新的情况。
基本内容
飞机飞行品质的主要内容包括以下各项：
①操纵效能：表示操纵飞机以获得一定范围的平衡飞行状态或机动动作的能力。例如，升降舵的操纵应保证飞机在所有飞行速度和高度范围内纵向力矩的平衡，方向舵的操纵应保证飞机在不对称动力的情况下偏航力矩的平衡等。
②驾驶力：规定驾驶员为保持某平衡状态或进行机动飞行所需施加于操纵系统的杆力或脚蹬力的范围或限度。
③静稳定性：对飞机纵向静稳定性，按速度静稳定性等及与之直接有关的一些操纵性指标作出规定。
④动稳定性：对各扰动运动模态的阻尼和频率值作出规定。
⑤操纵系统特性：对操纵系统的机械特性（如摩擦、间隙、弹性等）和动态特性（对操纵力输入反应的滞后，操纵系统振荡的阻尼等）方面的要求。
⑥其他飞行品质要求：如对失速前的警告，飞机对大气湍流的反应，对失速和尾旋特性、急滚惯性耦合特性以及对系统故障的要求等。
品质评分等级
为使驾驶员在对飞行品质评分时有统一的描述方法和语言，规定了一组描述飞行特性的术语。例如许多国家采用的美国库珀-哈珀品质评分等级，共分为10级。1级最优，飞行特性逐渐降低，10级最劣。为保证飞机的飞行安全和实现其预定的功能，正常状态下应使飞行品质优于3.5级;在故障（如操纵系统、增稳系统的故障）飞行状态下，飞行品质不应在7.5级以下。
研究方法
常用的有4种方法：
①飞行试验研究：通过现有飞机试飞来验证理论分析和地面模拟结果，并作为新飞机设计的依据。
②理论分析研究：应用飞行力学、控制理论等方法分析飞机本身以及驾驶员、操纵系统和飞机组合系统的特性。
③地面飞行模拟：用地面飞行模拟器模拟驾驶员在飞行中所感受的飞行环境和特性，然后由驾驶员对所模拟的状态进行评定。
④空中飞行模拟：利用可以在空中改变运动模态特性的变稳定性飞机模拟新飞机的特性，由驾驶员对新飞机的飞行品质作出评定。
此外，还有模型自由飞和各种风洞实验等研究手段。
70年代末期以来，随着飞机飞行范围的不断扩大和在操纵系统内引入各类自动器，给飞行品质研究提出了不少新课题。例如，在由驾驶员、操纵系统（包括自动器）和飞机机体组合的系统中，描述驾驶员作用的数学模型的建立；操纵系统和飞机机体之间动力学特性的相互耦合对飞行品质的影响；大气扰动对飞行安全、乘员舒适以及超低空飞行时地形跟随特性的影响；大迎角或其他临界飞行状态下飞行品质的研究等。
飞行器动态特性 dynamic characteristics of flight vehicile
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飞行器的稳定性和操纵性，即飞行器保持和改变原有飞行状态的能力。例如飞行器对突风扰动的反应，对驾驶员操纵动作的反应等。
研究特点 研究飞行器的稳定性和操纵性是飞行器飞行动力学的一个重要组成部分。它与飞机飞行性能或导弹导引弹道的研究不同，这里不是将飞行器看作一个质点，而是将飞行器当作为在外力作用下移动和外力矩作用下转动的质点系来研究。即不仅要考虑飞行器的质量，还要考虑飞行器的质量分布情况。现代所研究的大部分飞行器稳定性和操纵性问题属于小扰动问题，往往可用线性常系数系统的理论来研究和分析，从而获得足够正确的工程结果。
如果飞行器的外形和质量分布相对于纵向平面是对称的，飞行器的原先运动（或称基准运动）是在这一对称平面内，所受的扰动为小扰动（或操纵量不大），不考虑动力装置转动部件的陀螺效应，则在研究飞行器的稳定性和操纵性时，可以将纵向运动和横侧运动分开来处理。前者只考虑飞行器在对称平面内的运动。它常以飞行速度、迎角、俯仰角、航迹角等来描述，这些参数称为纵向运动参数。后者只考虑飞行器偏离对称平面的运动。它常以侧向速度、侧滑角、滚转角与滚转角速度、偏航角与偏航角速度来描述，这些参数称为横侧运动参数。这样将飞行器运动划分为两组相互独立的运动，可使稳定性和操纵性的研究和分析大为简化。
在大多数情况下可以将飞行器作为 6自由度的刚体来处理。飞行器在高速飞行中结构变形比较显著时，方考虑飞行器的气动弹性变形和飞行器变形产生的空气动力和力矩的变化。
如果在飞行器的总重量中液体燃料占很大比重，例如用液体推进剂的弹道式火箭，则在飞行中燃料晃动往往会给稳定性和操纵性带来显著影响，在分析计算中也需要加以考虑。
如果飞行器的扰动运动参数相对于基准运动参数有很大偏离，则不能忽略扰动量的二次项，运动方程则不能线性化。这时空气动力和力矩也可能呈现非线性现象，于是小扰动理论不再适用，纵、侧向运动也不能分开，描述飞行器运动的数学模型将是一组比较复杂的非线性微分方程。此外，如果飞行器的基准运动不是定常运动，而且运动参数变化剧烈，即使扰动量不大，描述飞行器运动的数学模型也将是变系数线性微分方程组。对于这类非线性和变系数问题虽然有一些处理方法，例如采用李雅普诺夫直接法来分析稳定性等，但绝大多数问题还要通过数值计算方法来研究。
气动导数 飞行器的动态特性与飞行器所受的空气动力和力矩密切相关。在分析飞行器动态特性时，这些力和力矩往往以空气动力系数和空气动力导数（简称气动导数）的形式出现。气动导数是空气动力系数对某些参数（如迎角、
侧滑角、舵偏角、马赫数等）的导数和这些系数对某些参数随时间的变化率（如俯仰角速度、滚转角速度、偏航角速度等）的导数。前者称为静导数，后者称为动导数。气动导数很多，例如飞行器纵向运动的气动静导数中有升力线斜率C姶，表征静稳定性的m姷，表征升降舵效能的m慦等。气动动导数中有表征俯仰运动阻尼的m憠，表征下洗时差效应的m妉等。在飞行器横侧运动中也有很多类似的气动导数。此外，在飞行器操纵面的铰链力矩中也还有它本身的气动导数。
飞行器的稳定性 又称飞行器的安定性，是飞行器在扰动运动中保持原飞行状态的能力，即飞行器在扰动下偏离其平衡状态时的基准运动，但在引起偏离的扰动停止作用后，飞行器的运动特征参数恢复到它在基准运动时的数值的特性。这种稳定性属于运动稳定性，所以也称为飞行器的动稳定性。
一般情况下飞行器的扰动运动有如下几种典型情况：①动稳定：扰动运动为减幅振动（阻尼振动），或为单调（非周期）衰减运动（图中a和b）。②动不稳定：扰动运动为增幅振动（发散振动），或为单调（非周期）发散运动（图中c和d）。③动中立稳定：扰动运动为等幅振动，或一直保持扰动状态（图中e和f）。
飞行器有时在某些自由度内具有稳定性，但是在另外的某些自由度内可能不具有稳定性。例如在纵向运动中具有稳定性的飞行器，在横侧运动中却可能是不稳定的。稳定性还同所考虑的基准运动有关。同一飞行器可能相对于某些基准运动是稳定的，相对于另外一些基准运动则是不稳定的。此外，飞行器的航向角在扰动运动结束后，一般不恢复到原来基准运动中的数值。因此不用航向角作为判断横侧稳定性的运动特征参数。
静稳定性通常是指在扰动运动的最初瞬间偏离基准运动的某些特定的运动特征参数（即迎角和侧滑角）有恢复原来数值的趋势。静稳定性也有稳定、不稳定和中立稳定之分。讨论静稳定性时，并不讨论全部的运动情况，而且具有静稳定性的飞行器并不一定具有动稳定性。但是静稳定性是影响扰动特征的重要因素之一。扰动运动的特征是指振动的周期、收敛（或发散）的快慢、过渡过程所经历的时间和振动次数等。研究飞行器稳定性时不仅要判断是否稳定，而且还要了解这些特征。
当飞行器的飞行速度和高度的变化范围很大时，仅依靠飞行器本身固有的稳定性往往不容易在所有飞行情况下都能满足要求。有的飞行器，如随控布局飞机，为了要得到减轻重量和减小阻力等益处，故意将飞行器本身设计成静不稳定和动不稳定的。但是加上增稳装置或自动驾驶仪等自动器后，作为整个飞行器系统说来还是稳定的。在设计飞行器时，对它本身或对包括自动器在内的整个系统的稳定性往往有明确而具体的要求。
飞行器的操纵性 飞行器以相应的运动反应驾驶员或自动器有意施加于操纵机构的动作（包括行程和作用力）的能力。这里的操纵机构包括各个操纵面（如飞机的升降舵或全动平尾、副翼和方向舵等）和发动机油门等。某些火箭和导弹用燃气舵或摆动发动机或小火箭发动机等作为操纵机构。研究飞行器的操纵性往往可以将操纵机构的脉冲偏转、阶跃偏转或简谐振动作为输入量，将飞行器的反应，如迎角、侧滑角、过载、角速度、飞行速度等的变化量作为输出量，研究输入与输出的关系。
飞行器的操纵性也可分为静操纵性和动操纵性。前者研究在平衡状态时所须施加的操纵量，例如飞机在不同平飞速度时，驾驶员对驾驶杆所应施加的力和位移(或升降舵偏角);后者研究飞机在操纵运动中输入量和输出量随时间变化的全过程。特征量有相位差、幅值比、过调量、过渡过程时间等。在设计飞行器时往往要求满足各种操纵指标。
操纵按运动参数不同又分纵向操纵、航向操纵和横向操纵。纵向操纵通过偏转升降舵（或全动平尾）和改变油门位置来改变飞行器的迎角、航迹倾角和速度。航向操纵通过偏转方向舵来改变飞行器头部的指向。在动力不对称(如一侧发动机停车)、有侧风等情况下，还须偏转方向来进行航向操纵。横向操纵通过偏转副翼（或左右翼上的扰流片）来使飞行器产生滚转运动。横向操纵与纵向和航向操纵不同。后两者是“角度操纵”（这里的纵向操纵不包括油门操纵），即一定量的升降舵或方向舵偏角对应着一定的迎角和侧滑角。而横向操纵是“角速度操纵”，即一定量的副翼偏角对应着一定的滚转角速度。航向操纵和横向操纵往往不能分开，而要相互配合和协调动作。例如偏转方向舵时，时常会同时产生偏航力矩和滚转力矩。又如飞行器转弯时往往要同时偏转方向舵和副翼，达到协调转弯的目的。航向操纵和横向操纵合称为横侧操纵。
飞行器的稳定性和操纵性之间有密切的和对立统一的关系。如静稳定性强的飞行器操纵比较费力，但它对操纵机构的反应往往比较灵敏。又如，稳定性强的飞机的自由扰动运动衰减得越快，则它“跟随”驾驶杆越准确，操纵反而容易。
飞机飞行性能 aircraft performance
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描述飞机质心运动规律的诸参数，包括飞机的速度、高度、航程、航时、起飞、着陆和机动飞行等性能。飞机作定常（加速度为零）直线运动时的性能称为基本飞行性能，包括最大水平飞行速度、最小水平飞行速度、爬升率、升限和上升时间等。
最大水平飞行速度(vmax) 在一定飞行高度上，飞机所能达到的最大定常水平飞行速度，常用马赫数表示，是飞机的重要性能指标之一，对军用飞机尤为重要。飞机飞行所受的外力(图1 )有升力Y、阻力Q、发动机推力P和重力G，V为飞行速度，θ为航迹倾角。定常水平飞行（简称平飞）时，θ＝0°。当发动机的安装角很小时，可认为推力与阻力作用在一条直线上，这时推力与阻力平衡，即P＝Q;升力和重力平衡，即Y=G。为确定最大水平飞行速度，可用作图法，作出在一定飞行高度上发动机满油门可用推力与速度的关系曲线和平飞阻力与速度的关系曲线。与两曲线在右方的交点相对应的速度，就是这一高度的最大水平飞行速度(Vmax)（图2）。飞机在巡航(可持续进行的速度、高度等参数基本不变的一种比较经济的飞行状态)时的速度称巡航速度，常为最大水平飞行速度的70％～80％。
最小水平飞行速度(Vmin) 在一定飞行高度上能维持飞机定常水平飞行的最小速度。Vmin越小，飞机的起飞、着陆和盘旋性能越好。按Y＝G的条件可以得出
式中Cy为飞机的升力系数，ρ 为空气密度，S为机翼面积。当迎角达临界值时，升力系数最大值Cymax，对应的最小速度为
这个关系式表明升力系数取值不同便可得到不同的最小速度，Cymax的值越大，可使Vmin的值越小。但一般在飞行中并不使升力系数达到Cymax，而是略小于此值就不再降低速度，以避免失速。实际上，当Cy达到比Cymax小的某一值时就会出现不希望的抖振现象，预示飞机即将失速。为了安全，通常用这时的升力系数来确定Vmin。这是按Y＝G的条件来确定最小速度。而维持等速平飞的条件除Y＝G外，还需要