GB/T 14410.3-1993
基本信息
标准号： GB/T 14410.3-1993
中文名称：飞行力学 概念、量和符号 飞行稳定性和操纵性
标准类别：国家标准(GB)
标准状态：已作废
发布日期：1993-04-20
实施日期：1994-01-01
作废日期：2009-01-01
出版语种：简体中文
下载格式：.rar.pdf
下载大小：3265202
标准分类号
标准ICS号：航空器和航天器工程>>49.020航空器与航天器综合
中标分类号：航空、航天>>航空、航天综合>>V04基础标准与通用方法
出版信息
出版社：中国标准出版社
页数：平装16开， 页数：10， 字数：16千字
标准价格：10.0 元
出版日期：1994-01-01
相关单位信息
首发日期：1993-04-20
复审日期：2004-10-14
起草人：范立钦、肖业伦、李益瑞
起草单位：西北工业大学
归口单位：中国航空工业第一集团公司
提出单位：中华人民共和国航空航天工业部
发布部门：国家技术监督局
主管部门：中国航空工业第一集团公司
标准简介
本标准规定了研究飞机稳定性和操纵性使用的术语和符号。本标准适用于具有固定翼的航空器，其他飞行器可参照使用。本标准中所指的机体坐标轴系的x方向接近飞机的零升力线。 GB/T 14410.3-1993 飞行力学 概念、量和符号 飞行稳定性和操纵性 GB/T14410.3-1993 标准下载解压密码：www.bzxz.net
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标准内容
中华人民共和国国家标准
GB/T14410.393
飞行力学
概念、量和符号
飞机稳定性和操纵性
Flight mechanics--Concepts,quantities and symbolsStability and control of aircraft1993-04-20发布
1994-01-01实施
国家技术监督局发布
推搜拨网
中华人民共和国国家标准
飞行力学概念、量和符号
飞机稳定性和操纵性
Flight mechanics--Concepts,quantities and symbolsStability and control of aircraft本标准参照采用国际标准ISO1151/4一1976《飞行动力学术语和符号中使用的参数》。
1主题内容与适用范围
本标准规定了研究飞机稳定性和操纵性使用的术语和符号。本标准适用于具有固定翼的航空器，其他飞行器可参照使用。本标准中所指的机体坐标轴系的方向接近飞机的零升力线。2引用标准
GB/T14410.2飞行力学概念、量和符号力、力矩及其系数和导数3术语和符号
3.1气动力中心
对迎角的气动力中心
aerodynamiccentre
for angle of attack
GB/T14410.3--93
飞机稳定性和操纵性研究
对称面和-y平面相交线上的一点。仅对迎角作微小改变时，如果忽略二阶项和高阶项，则绕该点的俯仰力矩系数C保持不变，即
注：①如果忽略三阶项和更高阶项，则二阶气动力中心的定义条件如下：
aC=0和
对每一迎角来讲，这些条件在对称面内确定一个唯一的点。
②这些定义适用于整架飞机、飞机的一个部件或几个部件的组合。
国家技术监督局1993-04-20批准1994-01-01实施
推搜技
对侧滑角的气动力中
GB/T14410.3-93
对称面上的一点。仅对侧滑角作微小改变时，如果忽略二阶项和高阶项，则绕该点的滚转力矩系数aerodynamic
centre！C和偏航力矩系数Ca保持不变，即0和
for angle of sideslip
注：此定义适用于整架飞机、飞机的一个部件或几个部件的组合。
注：能面偏转的气动力中心类似于3.1.1和3.1.2条所定义的概念，与能面偏转所产生的力矩有关。例如，仅对俯仰能面的偏转作微小改变时，俯仰能面偏转的气动力中心是这样一点，即绕该点所产生的俯仰力矩保持不变。3.2机动点和中性点
以下诸点是针对飞机在对称飞机中的纵向运动而定义的。在以下定义中，假设控制系统呈无摩擦状态。在每种情况下，必须说明会影响纵向运动的任何其他操纵器和操纵装置是呈松浮状态还是固定状态。实际上，如果运动是非对称的，尚须说明表示飞机侧向运动的特性状态。在某些情况下，不用升力系数而用过载来定义机动点是有利的。编号
俯仰操纵器固定时的
机动点
manoeuvre
point，
pitch motivator fixed
俯仰操纵器固定时机
动点的无因次坐标
normalized
coordi-
nate of manoeuvre
point, pitch motiva-
tor fixed
3.2.3！俯仰操纵器松浮时的
机动点
manoeuvre
point，
pitch motivator free
对称面和-y平面相交线上的一点。假定飞机在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，并且俯仰操纵器固定，当升力系数有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注：在这些飞行状态下，如果飞机重心位于该点上，则俯仰操纵器处于同一位置时，可得到不同的过载，即48bZxz.net
比值mn，其中1为俯仰操纵器固定时机动点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量；l为俯仰力矩系数（GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
对称面和-y平面相交线上的一点。假定飞机在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，并且俯仰操纵器松浮，当升力系数有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注：在这些飞行状态下，如果飞机重心位于该点上，则俯仰操纵器的铰链力矩相同时，可得到不同的过载，即AMa
俯伸操纵器松浮时机
动点的无因次坐标
normalized
coordi-
nate of manoeuvre
point, pitch motiva-
tor free
握杆时的机动点
manoeuvre
stick fixed
point,
握杆时机动点的无因
次坐标
normalized
coordi-
nateofmanoeuvre
point,stick fixed
松杆时的机动点
manoeuvre
stick free
point，
松杆时机动点的无因
次坐标
normalized
coordi-
GB/T14410.3--93
比值1mct/l，其中1mt为俯仰操纵器松浮时机动点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数（GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
对称面和z-y平面相交线上的一点。假定飞机在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且驾驶杆固持，当升力系数有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注；在这些飞行状态下，如果飞机重心位于该点上，则驾驶杆处于同一位置时，可得到不同的过载，即0
比值，其中1为握杆时机动点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度I所对应的某个参考弦的前缘。
对称面和-平面相交线上的一点。假定飞机在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且驾驶杆松浮，当升力系数有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注；在这些飞行状态下，如果飞机重心位于该点上，则用同样的驾驶杆力，可得到不同的过载，即比值1/l.其中为松杆时机动点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长nate of manoeuvre
point,stick free
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
俯仰操纵器固定时的
中性点
neutral point,pitch
motivator fixed
俯仰操织器固定时中
性点的无因次坐标
normalized
coordi-
neutral
point,pitch motiva-
torfixed
3.2.11俯仰操纵器松浮时的
中性点
GB/T14410.3~93
对称面和-y平面相交线上的一点。当飞机作定常直线飞行，并且俯仰操纵器固定，而速度有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。注；①如果飞机重心位于该点，剿在定常直线飞行中当速度略有改变时，俯仰能面位暨不变，即-
②只有当速度对俯伸力矩系数和升力系数的影响可以忽略不计时，该点才与对迎角的气动力中心相重合。
比值/儿，其中为俯仰操纵器固定时中性点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度！所对应的某个参考弦的前缘。
对称面与-平面相交线上的一点。当飞机作定常直线飞行，并且俯仰操纵器松浮，而速度有微小neutral point,pitch
改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。motivator free
俯仰操纵器松浮时中
性点的无因次坐标
normalized
coordi-
neutral
point,pitch motiva-
torfree
3.2.13握杆时的中性点
neutral point, stick
注：如果飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中当速度略有改变时，俯仰能面的铰链力矩保持不变，即AM0
比值Imt/l，其中lct为俯仰操织器松浮时中性点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考孩的前缘。
对称面和-y平面相交线上的一点。当飞机作定常直线飞行，驾驶杆固持，而速度有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注：如果飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中当速度略有改变时，驾驶杆位置保持不变，即。
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握杆时中性点的无因
次坐标
normalized
coordi-
neutral
point,stick fixed
1松杆时的中性点
neutral point,stick
3.2.16！松杆时中性点的无因
次坐标
normalized
GB/T14410.393
比值1s/，其中1为握杆时中性点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注；通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
对称面和-平面相交线上的一点。当飞机作定常直线飞行，驾驶杆松浮，而速度有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注：如果飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中当速度路有改变时，驾驶杆力保持不变，即AF.
比值las/l，其中I为松杆时中性点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯御力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长coordit
nateofneutral pointl
stick free
3.3机动裕度和静稳定裕度
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
下列稳定性参数的定义只限用于飞机作对称飞行时的纵向运动。在每种情况下，均需说明会影响飞机织向运动的任何其他操纵器和控制装置是固定的还是松浮的。实际上，如果运动是非对称的，还须说明表示飞机侧向运动的特性状态。假设：a.
操纵系统呈无摩擦状态；
b。所取的力矩是绕重心的。
在这些条件下，每种机动裕度或静稳定裕度均可表示为3.2条中所定义的对应点和重心之间的距离在纵轴上的投影的函数。
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重心相对位置
relativeposition
centre of gravity
俯仰操纵器固定时的
机动裕度
manoeuvre
margin，
pitchmotivatorfixed
俯仰操纵器松浮时的
机动裕度
manoeuvremargin,
pitch motivator free
握杆时的机动裕度
manoeuvre
margin，
stick fixed
松杆时的机动裕度
manoeuvremargin,
stick free
俯仰操纵器固定时的
静稳定裕度
static margin, pitch
motivatorfixed
GB/T14410.3--93
比值le/l，其中1为飞机重心的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
假定飞机是在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且俯仰操纵器固定时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号，注：此裕度等于俯仰操纵器固定时的机动点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Km=一（h—hm）
假定飞机是在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且俯仰操纵器松浮时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。注：此裕度等于俯仰操织器松浮时的机动点Pt与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Kmei-(h-hmet)
假定飞机是在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且驾驶杆固持时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于握杆时的机动点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Km=-(h-hmg)
假定飞机是在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且驾驶杆松浮时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于松杆时的机动点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Kml=-(hhmt)
当飞机处于定常直线飞行状态，且俯仰操纵器固定时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于俯仰操纵器固定时的中性点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Kn=(h—ha）
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俯仰操纵器松浮时的
静稳定裕度
static margin, pitch
motivator free
握杆时的静稳定裕度
staticmargin，stick
松杆时的静稳定裕度
static margin, stick
3.4动态特性
假设：
GB/T14410.3-93
当飞机处于定常直线飞行状态，且俯仰操纵器松浮时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于俯仰操纵器松浮时的中性点Ps与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即K=—(h-hat)
当飞机处于定常直线飞行状态，且驾驶杆固持时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于握杆时的中性点P。与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即K=-(h-hg)
当飞机处于定常直线飞行状态，且驾驶杆松浮时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于松杆时的中性点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即K=-(h—ht)
飞机的基准运动为对称定常直线飞行；符号
飞机受到的扰动为小扰动。
代表飞机小扰动运动数学模型的运动方程是线性常系数微分方程。这组方程的诸特征根中，每一个实根或一对共轭复根所描述的运动称为模态。以下定义的动态特性均属常规飞机所具有的典型模态特性。
模态特性
characteristics
短周期模态
short-period mode
表征各模态特性的某些参数。一般包括：半衰时间或倍增时间、周期或频率、半衰时间或倍增时间内振荡的次数和模态失量图。
飞机纵向小扰动运动方程的诸特征根中，大复根所代表的运动模态。其主要运动特征是：迎角和俯仰角均呈周期短、衰减快的振荡，而速度的变化甚小。
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沉浮模态
phugoid mode
滚转收敛模态
rollingconvergence
荷兰滚模态
dutchrollmode
螺旋模态
spiral mode
附加说明：
GB/T14410.3-93
飞机纵向小扰动运动方程的诸特征根中，小复根或小实根所代表的运动模态。其主要运动特征是：飞行速度和俯仰角均呈缓慢的周期或非周期性的变化，而迎角近似不变。
飞机横侧向小扰动运动方程的诸特征根中，大实根所代表的运动模态。其主要运动特征是：滚转角和滚转角速度呈衰减快的非周期运动。飞机横侧向小扰动运动方程的诸特征根中，复根所代表的运动模态。其主要运动特征是：滚转角、侧滑角和偏航角呈颊率高的周期性振荡。飞机横侧向小扰动运动方程的诸特征根中，小实根所代表的运动模态。其主要运动特征是：非周期性的缓慢滚转和偏航运动。
本标准由中华人民共和国航空航天工业部提出。本标准由航空航天工业部301所归口。本标准由西北工业大学、北京航空航天大学、航空航天工业部611所负责起草本标准主要起草人范立钦、肖业伦、李益瑞。符号
准授接网
中华人民共和国
国家标准
飞行力学概念，量和符号
飞机稳定性和操纵性
GB/T 14410.393
中国标准出版社出版
（北京复外三里河）
中国标准出版社北京印刷厂印刷新华书店北京发行所发行各地新华书店经售版权专有不得翻印
开本880×12301/16印张3/4字数16千字反1994年1月第一次印刷
1994年1月第一版
印数1-2000
书号：155066·1-10161
1定价2.40元
标目231-28
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GB/T14410.393
飞行力学
概念、量和符号
飞机稳定性和操纵性
Flight mechanics--Concepts,quantities and symbolsStability and control of aircraft1993-04-20发布
1994-01-01实施
国家技术监督局发布
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中华人民共和国国家标准
飞行力学概念、量和符号
飞机稳定性和操纵性
Flight mechanics--Concepts,quantities and symbolsStability and control of aircraft本标准参照采用国际标准ISO1151/4一1976《飞行动力学术语和符号中使用的参数》。
1主题内容与适用范围
本标准规定了研究飞机稳定性和操纵性使用的术语和符号。本标准适用于具有固定翼的航空器，其他飞行器可参照使用。本标准中所指的机体坐标轴系的方向接近飞机的零升力线。2引用标准
GB/T14410.2飞行力学概念、量和符号力、力矩及其系数和导数3术语和符号
3.1气动力中心
对迎角的气动力中心
aerodynamiccentre
for angle of attack
GB/T14410.3--93
飞机稳定性和操纵性研究
对称面和-y平面相交线上的一点。仅对迎角作微小改变时，如果忽略二阶项和高阶项，则绕该点的俯仰力矩系数C保持不变，即
注：①如果忽略三阶项和更高阶项，则二阶气动力中心的定义条件如下：
aC=0和
对每一迎角来讲，这些条件在对称面内确定一个唯一的点。
②这些定义适用于整架飞机、飞机的一个部件或几个部件的组合。
国家技术监督局1993-04-20批准1994-01-01实施
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对侧滑角的气动力中
GB/T14410.3-93
对称面上的一点。仅对侧滑角作微小改变时，如果忽略二阶项和高阶项，则绕该点的滚转力矩系数aerodynamic
centre！C和偏航力矩系数Ca保持不变，即0和
for angle of sideslip
注：此定义适用于整架飞机、飞机的一个部件或几个部件的组合。
注：能面偏转的气动力中心类似于3.1.1和3.1.2条所定义的概念，与能面偏转所产生的力矩有关。例如，仅对俯仰能面的偏转作微小改变时，俯仰能面偏转的气动力中心是这样一点，即绕该点所产生的俯仰力矩保持不变。3.2机动点和中性点
以下诸点是针对飞机在对称飞机中的纵向运动而定义的。在以下定义中，假设控制系统呈无摩擦状态。在每种情况下，必须说明会影响纵向运动的任何其他操纵器和操纵装置是呈松浮状态还是固定状态。实际上，如果运动是非对称的，尚须说明表示飞机侧向运动的特性状态。在某些情况下，不用升力系数而用过载来定义机动点是有利的。编号
俯仰操纵器固定时的
机动点
manoeuvre
point，
pitch motivator fixed
俯仰操纵器固定时机
动点的无因次坐标
normalized
coordi-
nate of manoeuvre
point, pitch motiva-
tor fixed
3.2.3！俯仰操纵器松浮时的
机动点
manoeuvre
point，
pitch motivator free
对称面和-y平面相交线上的一点。假定飞机在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，并且俯仰操纵器固定，当升力系数有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注：在这些飞行状态下，如果飞机重心位于该点上，则俯仰操纵器处于同一位置时，可得到不同的过载，即48bZxz.net
比值mn，其中1为俯仰操纵器固定时机动点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量；l为俯仰力矩系数（GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
对称面和-y平面相交线上的一点。假定飞机在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，并且俯仰操纵器松浮，当升力系数有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注：在这些飞行状态下，如果飞机重心位于该点上，则俯仰操纵器的铰链力矩相同时，可得到不同的过载，即AMa
俯伸操纵器松浮时机
动点的无因次坐标
normalized
coordi-
nate of manoeuvre
point, pitch motiva-
tor free
握杆时的机动点
manoeuvre
stick fixed
point,
握杆时机动点的无因
次坐标
normalized
coordi-
nateofmanoeuvre
point,stick fixed
松杆时的机动点
manoeuvre
stick free
point，
松杆时机动点的无因
次坐标
normalized
coordi-
GB/T14410.3--93
比值1mct/l，其中1mt为俯仰操纵器松浮时机动点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数（GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
对称面和z-y平面相交线上的一点。假定飞机在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且驾驶杆固持，当升力系数有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注；在这些飞行状态下，如果飞机重心位于该点上，则驾驶杆处于同一位置时，可得到不同的过载，即0
比值，其中1为握杆时机动点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度I所对应的某个参考弦的前缘。
对称面和-平面相交线上的一点。假定飞机在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且驾驶杆松浮，当升力系数有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注；在这些飞行状态下，如果飞机重心位于该点上，则用同样的驾驶杆力，可得到不同的过载，即比值1/l.其中为松杆时机动点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长nate of manoeuvre
point,stick free
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
俯仰操纵器固定时的
中性点
neutral point,pitch
motivator fixed
俯仰操织器固定时中
性点的无因次坐标
normalized
coordi-
neutral
point,pitch motiva-
torfixed
3.2.11俯仰操纵器松浮时的
中性点
GB/T14410.3~93
对称面和-y平面相交线上的一点。当飞机作定常直线飞行，并且俯仰操纵器固定，而速度有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。注；①如果飞机重心位于该点，剿在定常直线飞行中当速度略有改变时，俯仰能面位暨不变，即-
②只有当速度对俯伸力矩系数和升力系数的影响可以忽略不计时，该点才与对迎角的气动力中心相重合。
比值/儿，其中为俯仰操纵器固定时中性点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度！所对应的某个参考弦的前缘。
对称面与-平面相交线上的一点。当飞机作定常直线飞行，并且俯仰操纵器松浮，而速度有微小neutral point,pitch
改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。motivator free
俯仰操纵器松浮时中
性点的无因次坐标
normalized
coordi-
neutral
point,pitch motiva-
torfree
3.2.13握杆时的中性点
neutral point, stick
注：如果飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中当速度略有改变时，俯仰能面的铰链力矩保持不变，即AM0
比值Imt/l，其中lct为俯仰操织器松浮时中性点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考孩的前缘。
对称面和-y平面相交线上的一点。当飞机作定常直线飞行，驾驶杆固持，而速度有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注：如果飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中当速度略有改变时，驾驶杆位置保持不变，即。
准接接网
握杆时中性点的无因
次坐标
normalized
coordi-
neutral
point,stick fixed
1松杆时的中性点
neutral point,stick
3.2.16！松杆时中性点的无因
次坐标
normalized
GB/T14410.393
比值1s/，其中1为握杆时中性点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。
注；通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
对称面和-平面相交线上的一点。当飞机作定常直线飞行，驾驶杆松浮，而速度有微小改变时，绕该点的俯仰力矩保持不变。
注：如果飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中当速度路有改变时，驾驶杆力保持不变，即AF.
比值las/l，其中I为松杆时中性点的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯御力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长coordit
nateofneutral pointl
stick free
3.3机动裕度和静稳定裕度
注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
下列稳定性参数的定义只限用于飞机作对称飞行时的纵向运动。在每种情况下，均需说明会影响飞机织向运动的任何其他操纵器和控制装置是固定的还是松浮的。实际上，如果运动是非对称的，还须说明表示飞机侧向运动的特性状态。假设：a.
操纵系统呈无摩擦状态；
b。所取的力矩是绕重心的。
在这些条件下，每种机动裕度或静稳定裕度均可表示为3.2条中所定义的对应点和重心之间的距离在纵轴上的投影的函数。
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重心相对位置
relativeposition
centre of gravity
俯仰操纵器固定时的
机动裕度
manoeuvre
margin，
pitchmotivatorfixed
俯仰操纵器松浮时的
机动裕度
manoeuvremargin,
pitch motivator free
握杆时的机动裕度
manoeuvre
margin，
stick fixed
松杆时的机动裕度
manoeuvremargin,
stick free
俯仰操纵器固定时的
静稳定裕度
static margin, pitch
motivatorfixed
GB/T14410.3--93
比值le/l，其中1为飞机重心的位置坐标，从飞机的某个基准点向后度量。1为俯仰力矩系数(GB/T14410.2的3.3.3.2)定义中的参考长度。注：通常上述定义中的基准点选定为参考长度1所对应的某个参考弦的前缘。
假定飞机是在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且俯仰操纵器固定时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号，注：此裕度等于俯仰操纵器固定时的机动点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Km=一（h—hm）
假定飞机是在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且俯仰操纵器松浮时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。注：此裕度等于俯仰操织器松浮时的机动点Pt与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Kmei-(h-hmet)
假定飞机是在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且驾驶杆固持时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于握杆时的机动点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Km=-(h-hmg)
假定飞机是在铅垂面内作准定常的等速曲线运动，且驾驶杆松浮时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于松杆时的机动点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Kml=-(hhmt)
当飞机处于定常直线飞行状态，且俯仰操纵器固定时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于俯仰操纵器固定时的中性点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即Kn=(h—ha）
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俯仰操纵器松浮时的
静稳定裕度
static margin, pitch
motivator free
握杆时的静稳定裕度
staticmargin，stick
松杆时的静稳定裕度
static margin, stick
3.4动态特性
假设：
GB/T14410.3-93
当飞机处于定常直线飞行状态，且俯仰操纵器松浮时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于俯仰操纵器松浮时的中性点Ps与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即K=—(h-hat)
当飞机处于定常直线飞行状态，且驾驶杆固持时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于握杆时的中性点P。与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即K=-(h-hg)
当飞机处于定常直线飞行状态，且驾驶杆松浮时，俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上相反符号。
注：此裕度等于松杆时的中性点P与飞机重心之间的距离在纵轴上的投影除以参考长度，即K=-(h—ht)
飞机的基准运动为对称定常直线飞行；符号
飞机受到的扰动为小扰动。
代表飞机小扰动运动数学模型的运动方程是线性常系数微分方程。这组方程的诸特征根中，每一个实根或一对共轭复根所描述的运动称为模态。以下定义的动态特性均属常规飞机所具有的典型模态特性。
模态特性
characteristics
短周期模态
short-period mode
表征各模态特性的某些参数。一般包括：半衰时间或倍增时间、周期或频率、半衰时间或倍增时间内振荡的次数和模态失量图。
飞机纵向小扰动运动方程的诸特征根中，大复根所代表的运动模态。其主要运动特征是：迎角和俯仰角均呈周期短、衰减快的振荡，而速度的变化甚小。
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沉浮模态
phugoid mode
滚转收敛模态
rollingconvergence
荷兰滚模态
dutchrollmode
螺旋模态
spiral mode
附加说明：
GB/T14410.3-93
飞机纵向小扰动运动方程的诸特征根中，小复根或小实根所代表的运动模态。其主要运动特征是：飞行速度和俯仰角均呈缓慢的周期或非周期性的变化，而迎角近似不变。
飞机横侧向小扰动运动方程的诸特征根中，大实根所代表的运动模态。其主要运动特征是：滚转角和滚转角速度呈衰减快的非周期运动。飞机横侧向小扰动运动方程的诸特征根中，复根所代表的运动模态。其主要运动特征是：滚转角、侧滑角和偏航角呈颊率高的周期性振荡。飞机横侧向小扰动运动方程的诸特征根中，小实根所代表的运动模态。其主要运动特征是：非周期性的缓慢滚转和偏航运动。
本标准由中华人民共和国航空航天工业部提出。本标准由航空航天工业部301所归口。本标准由西北工业大学、北京航空航天大学、航空航天工业部611所负责起草本标准主要起草人范立钦、肖业伦、李益瑞。符号
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中华人民共和国
国家标准
飞行力学概念，量和符号
飞机稳定性和操纵性
GB/T 14410.393
中国标准出版社出版
（北京复外三里河）
中国标准出版社北京印刷厂印刷新华书店北京发行所发行各地新华书店经售版权专有不得翻印
开本880×12301/16印张3/4字数16千字反1994年1月第一次印刷
1994年1月第一版
印数1-2000
书号：155066·1-10161
1定价2.40元
标目231-28
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