飞机电传操纵系统的缺点（飞机电传操纵系统的前生今世）

飞机电传操纵系统的缺点（飞机电传操纵系统的前生今世）机械回路连接着驾驶舱和液压回路。如同机械式系统，机械回路也基本由各种杆、绞索、滑轮甚至铰链组成。人工操作机械操作系统示意图1、概述随着航空器尺寸的增大和性能的提高，机械式飞行操纵系统的复杂程度和重量也大幅度增加，大大限制了航空器的发展。为了克服这些限制，液压式飞行操纵系统出现了。液压飞行操纵系统出现后，航空器的尺寸和性能不再受驾驶员力量的限制，而只是受经济成本的限制。 液压式飞控系统由两部分组成：a、机械回路

一、机械式操纵系统

人工操作机械操作系统示意图

机械操纵系统最基本的飞行控制系统，常见于空气动力不是很强的早期飞机或现代的小型飞机。这类飞控系统利用各种机械部件如杆、绳索、滑轮甚至链条将飞行员的操纵力从驾驶舱操纵装置传递到控制面上。

二、液压式操纵系统

1、概述

随着航空器尺寸的增大和性能的提高，机械式飞行操纵系统的复杂程度和重量也大幅度增加，大大限制了航空器的发展。为了克服这些限制，液压式飞行操纵系统出现了。液压飞行操纵系统出现后，航空器的尺寸和性能不再受驾驶员力量的限制，而只是受经济成本的限制。 液压式飞控系统由两部分组成：

a、机械回路

人工操作机械操作系统示意图

机械回路连接着驾驶舱和液压回路。如同机械式系统，机械回路也基本由各种杆、绞索、滑轮甚至铰链组成。

b、液压回路

液压回路包含液压泵、液压管、液压阀门以及执行装置等。执行装置通过液压泵产生的流体压力驱动飞机的各控制面。而伺服阀则控制着执行装置的动作。

飞行员的操纵动作通过机械回路传递到液压回路中相应的伺服阀，然后液压泵驱动执行机构操纵飞机的各控制面。

液压式飞控系统见于老式的喷气运输机和一些高性能飞机。例如安-225运输机和洛克西德公司的黑鸟（SR-71）。

2、人工感觉反馈

对于机械式飞控系统，飞行员经由机械装置可以感受到作用于飞机各个舵面上的气力。

这种触觉反馈增强了飞行安全性。例如，在火神（Avro Vulcan）喷气轰炸机上，人们就利

用一种弹性装置来实现这种控制反馈。通过移动该装置的支点，人们可以使反馈力（对于升

降舵）与空速的平方成正比。这样，高速飞行时所需的操纵力量就迅速增加了。

3、机械助力

助力机械操作系统示意图

早期的飞机只是直接人工机械操纵。随着飞机的尺寸和速度的增加，驾驶员再直接通过钢索去拉动舵面感到困难，于是作为驾驶员辅助操纵装置的液压助力器安装在操纵系统中。它由一个并联的液压作动器来增大驾驶员施加在操纵钢索上的作用力，目前液压助力器仍在许多飞机上使用。

另一些机械式飞控系统采用伺服调整片提供的气动力助力降低了系统的复杂性。这类系统只见于早期的活塞发动机运输机和早期的喷气运输机上。

全助力机械操纵系统

第二次世界大战后不久，出现了全助力操纵系统。在这种系统中，操纵钢索从驾驶杆直接连到作动器的伺服阀上，不再与操纵面发生直接机械联系。使用全助力操纵的主要原因是在跨音速飞行时，作用在操纵面上的力变化很大而且非线性很历害。这样，操纵时从操纵面反传到驾驶杆上的力从操纵品质的观点来说是难以接受的。全助力操纵系统本身是不可逆的，因此不受跨音速飞行中非线性力的影响，由于这种操纵方法不再需要飞行员的体力去改变舵面状态，使得飞行员无法直观地感受到飞机所处的状态，于是就借助一些力反馈装置来提供人工杆力，这种人工杆力虽然在移动操纵面时不需要，但在操纵飞机时给飞行员提供适当的操纵品质还是必要的，人工杆力的设计可以使人的操纵感觉从亚音速飞行平滑地过渡到超音速飞行阶段。

F-86A 是用液压辅助的机械钢索系统操纵舵面的，而 F-86E 则用液压系统完全取代了机械钢索系统（除方向舵外），这使得舵面的操作效率大为提高。不过液压系统也有自身的缺点，它使飞行员丧失了以前熟悉的操作感，在驾驶杆上感觉不到舵面的力回馈。设计师为此特别设计了一套由配重和阻尼器构成的系统来模拟飞行员熟悉的操作感。

4、增稳系统（stability augmentation of aircraft）

增稳机械操作系统

50年代以前，含有自动驾驶仪的飞行自动控制系统主要用于运输机和轰炸机，当时歼击机的飞行速度和高度都不大，自身稳定性也上好，对自动控制的需求并不迫切，超音速飞机问世后，飞行包线扩大，飞机自身稳定性变坏，例如，飞机自身的阻尼力矩在高空因空气稀薄而变小，阻尼比下降，致使飞机角运动产生强烈摆动，仅靠驾驶员操纵飞机较困难。为解决这类问题，增加稳定性帮助飞行员操纵变得十分迫切，于是从全助力操纵系统发展到增稳系统，在飞机上安装了由角速率陀螺、放大器和串联舵机组成的阻尼器，引入飞机角速度的负反馈，增强角运动的阻尼，后又由阻尼器发展成增稳系统，如偏航增稳系统、俯仰增稳系统和横滚增稳系统等。系统通过传感器反馈的飞机状态，在程序控制下自动控制舵机偏转，以保证飞机静稳定性。这种增稳系统与驾驶杆或脚蹬是互相独立的，因而增稳系统的工作不影响驾驶员的操纵。

a、阻尼器

由阻尼器和法向加速度传感器组成。飞机飞行品质对静稳定性有一定要求。静稳定性与迎角运动的时间常数成反比，迎角又与法向加速度有关，所以引入法向加速度负反馈信号可改善静稳定性。但引入负反馈会使传递系数减小，飞机操纵性变坏。控制增稳系统（CAS）解决了这一矛盾。

b、控制增稳系统CAS（control augmentation system）

由增稳系统再增加杆力传感器和指令模型（电气网络）组成。杆力传感器的输出信号通过指令模型控制串联舵机。杆力传感器和指令模型所组成的前馈通道能增大传递系数。改变指令模型能满足操纵品质的要求。引入前馈能提高传递系数，从而可以选取较高的反馈增益。这样，不仅改善了稳定性，而且减小了扰动和飞行状态变化对飞机特性的影响。这种系统的功能多于增稳系统，要求串联舵机具有较大的权限，因而对控制增稳系统可靠性的要求较高。若把舵机权限扩大到全权限并应用余度技术，控制增稳系统就发展成为电传操纵系统。

　　从增稳系统发展到电传操纵（FBW）系统只是很小的一步，通过加上一个离合器或其它使机械系统在不使用时断开的方法便可以实现，“协和”客机上就装有这种系统。把电传操纵系统中的机械备份完全去掉就变成了全电传操纵（FFBW）系统。

电传操纵系统成熟后飞翼布局才彻底脱操纵稳定性问题，B-2 幽灵(Spirit)轰炸机才得以量产服役

三、电传操纵系统

电传操纵（Flying By Wire，FBW）系统是将飞行员的操纵信号，经过变换器变成电信号，通过电缆直接传输到自主式舵机的一种系统。它去掉了传统的飞机操纵系统中布满飞机内部的从操纵杆到舵机之间的机械传动装置和液压管路。电传操纵系统的主要组成部分包括运动传感器、中央计算机、作动器和电源，它相当于动物的感觉器官、大脑和肌肉。

系统计算机在综合了各种飞行参数、飞行员操作指令以及程序预设指令等一系列因素后向飞机的执行终端发出最终的控制指令，以达到实现各种机动飞机，提高系统稳定性，确保飞行安全等目的。电传操纵系统自三代机逐渐投入实用以后发挥了重大作用，在采用先进的气动外型以及放宽静不稳度等技术之后，三代机的性能较以往有了质的飞跃，飞机的安全性也也得高了更高的保证。

电传操纵系统的真正核心是机载电脑代替人工操作

1、电传操纵系统的其它主要特点

a、安全冗余

现代的电传操纵系统一般都具有多个独立的通道，当其中的一个甚至两个通道损坏时，飞机仍然不会失去控制。为获得更高的机动性，一些电传操纵的飞机经过仔细设计其静稳定性很低，甚至为负。

采用三轴四余度数字式电传操纵系统的F-18E/F战斗机

b、节约重量

相对传统飞机，电传操纵的飞机一般重量更小。由于可以放宽静稳定性，运输机可以减少部分重量，战斗机可以减少更多。这是由于飞机舵面现在可以做得更小了。电传飞控首先应用于军机，之后才进入民机市场。空客系列飞机从一开始就应用电传操纵技术，而波音则是在777系列之后应用此项技术。

c、适应性、维护性及系统安全性

电传操纵系统能够更灵活地响应变化中的空气动力环境，通过控制舵面运动使得飞机对操纵输入的响应在所有飞行条件下都是一致的。电子系统需要的维护不多，而机械和液压系统却需要润滑、松紧调整、渗漏检查、更换液体等。而且，将电路系统放置在驾驶员和航空器之间能够提高安全性，例如操纵系统能够防止失速，或制止驾驶员使机身过载。

电传操纵系统实际上是用一个电子接口取代了航空器的物理操纵。驾驶员的指令被转换成电信号，飞行控制计算机确定如何恰当地驱动连接在每个操纵面上的执行机构以提供想要的响应。最初的执行机构通常是液压式的，现在电动执行机构也已经被研制出来。

关于电传操纵系统的主要担忧是可靠性问题。传统的机械式或液压式操纵系统通常是逐渐失效的，而所有飞行控制计算机失效会使飞机立即处于不可控制状态。为此，大多数电传操纵系统包含有冗余计算机和一些机械式或液压式备份。这好像使电传操纵系统的一些优点变得没有意义，但是由于冗余系统只是用于紧急情况，因此这些系统可以做得更简单、更轻，而且只需提供有限的能力。

2、模拟电传

电传操纵系统取消了复杂、脆弱和笨重的液压式飞行操纵系统的机械回路，用电子线路取而代之。现在，驾驶舱操纵装置操作的是能够产生相应指令的信号换能器。这些指令由一个电子控制器处理。如今自动驾驶仪也是电子控制器的一部分。 除了机械伺服阀被电控伺服阀外，液压回路也做类似处理。这些阀门由电子控制器操作。二十世纪五十年代，一种模拟式电传飞行操纵系统首次被安装在火神（Avro Vulcan）轰炸机上，这是一种最简单、最早的构型。

在这种构型中，飞行操纵系统必须模拟“感觉”。电子控制器操作电子感觉装置，以提供作用在人工操纵装置上的合适的“感觉”力。这种系统仍在EMBRAER170和190中使用，并曾在协和飞机中使用，它也是首先采用电传操纵系统的客机。

采用模拟式电子控制器的电传操纵系统首次被应用在“火神”轰炸机上

在更复杂的版本中，模拟计算机取代了电子控制器。二十世纪五十年代加拿大研制的超音速歼击机CF-105 “箭”（Arrow）就是采用这种方式的。模拟计算机也允许定制一些飞行操纵特性，包括放宽静稳定度。早期版本的F-16采用了二余度模拟电传操纵系统，使得它具有了令人印象深刻的机动性。

1958年3月25日首飞的CF-105被认为是世界上第一种应用电传操纵系统的战斗机

a、控制增稳

电传操纵系统最早是为了解决飞行器的稳定性而开发。在二十世纪60年代后，某些飞行器为了降低阻力而造成稳定性急剧下降。还有某些飞行器在整个飞行包线内稳定性变化较大，这样导致飞行员控制压力加大，甚至根本无法控制飞机。为此，设计机构将陀螺仪加入飞机的机械控制系统中，用来产生一个辅助的控制信号，通过一套机械机构将增稳信号叠加到飞行员输入的控制信号中。在SR-71高速侦察机中，美国首次将模拟式计算机加入了作为辅助的陀螺增稳信号中，该系统被称之为控制增稳系统。随着70年代末电子技术的大发展，西方最早开始尝试直接将飞行员的操纵信号直接接入计算机，从而放弃了全部机械控制系统，构成了完全由电气设备组成的电传操纵系统。

b、放宽静稳定度

所谓静稳定度是指气动中心到飞机重心的距离，气动中心在重心之后静稳定度为正，飞机是静稳定的；气动中心在重心之前静稳定度为负，飞机是静不稳定的。

　　在亚音速飞行状态，普通飞机的翼身组合体的升力中心在重心稍后的某个距离（静稳定），这时翼身组合体的升力所产生的负俯仰力矩（机头向下的力矩），由平尾的下偏，以产生向下的升力来平衡，尾翼的升力从翼身组合体升力中减去，因而使总的升力减少。而且由于飞机的静稳定特性，飞机有保持原有飞行状态的趋势，使飞机的操纵也不灵活。而放宽静稳定度的飞机，气动中心可以很靠近重心也可以重合，甚至在重心的前面，飞机的稳定度变得很小甚至不稳定，飞行中主要靠主动控制系统（即自动增稳系统）主动控制相应舵面，保证飞机的稳定性。这时为保持平衡只需要较小的甚至向上的平尾升力去平衡翼身组合体的正俯仰力矩（机头向上的力矩）。

　　在超音速状态，无论普通构形的飞机还是放宽静稳定性的飞机，都具有作用在重心之后的翼身组合体升力矢量。因为放宽静稳定度的飞机的重心比普通飞机的重心更靠后，这样为配平由于翼身组合体升力升起的负俯仰力矩所需要的尾翼向下载荷比普通飞机要小，因而就可以大大减少尾翼足寸和重量，使其在超音速状态也具有较高的升力。

　　由此我们可以看出，采用放宽静稳定性的手段，可以大幅提高飞机的性能。首先，使飞机的平尾用于平衡所需的面积可以大大减小，因此平尾的重量可以减轻，阻力可以减小，另外对于静不稳定的飞机，尾翼的升力和翼身组合体升力方向一致，这样飞机的总升力也得到了提高。

　　研究表明，放宽静稳定度为战斗机带来的效益是当静稳定裕度取为-12%平均气动弦长时，飞机的起飞总重可减少8%，所需发动机推力可减少20%，如果再加上控制机动载荷的效果可使设计总重减少18%。

以格斗性能见长的F-16是第一种采放宽静稳定度的量产战斗机

在轰炸机上采用这种技术效果也是很明显的，如B-52试验机平尾面积从84平方米降到46平方米，在原发动机和起飞总重条件下，结构重量减少6.4%，航程增大4.3%，如果原载重、航程不变，起飞总重可以减少 10-15%，B-l轰炸机如果在设计初期阶段就采用放宽静稳定度要求的话，其起飞总重可减少36吨，用2台发动机就可以完成原来4台发动机的任务。如果把放宽静稳定度要求和控制机动载荷结合起来，可使轰炸机设计重量减少20%以上。

　　放宽静稳定度要求对战斗机性能的提高主要体现在提高战斗机的机动性方面以及完成任务的效率方面。如一架重心位置处于25%平均气动弦和一架重心位置处于38%平均气动弦的放宽静稳定度的飞机相比，在中等空载重量、最大推力、900米高度的条件下，后者转弯速度增加0.75度/秒（M＝0.9时）～1.1度/秒（M＝1.2时）；M数从0.9增加到1.6的加速时间减少1.8秒左右；空战燃油节省180公斤；承受机动过载的能力也提高了，在M数为0.6，0.9，1.2时过载系数分别提高0.2g，0.4g，0.8g；此外还可以提高升阻比：在M＜l时可提高8%，M＞l时可提高15%。这些就使战斗机的机动性大大提高。

　　如果拿F-16战斗机和法国战斗机“幻影”Fl，瑞典的Saab-37，苏联歼击机米格-21相比，性能就很突出，除高空最大速度，F-16稍低于其他三种飞机外，其他性能均比它们优越。其原因之一就是F-16采用了主动控制技术。

3、数字电传

数字电传飞行操纵系统与模拟式的相似，不过信号处理是由数字计算机完成的。驾驶员实际上是“通过计算机飞行”。由于数字计算机能够接收来自航空器上任何传感器的输入信号，使得灵活性得到增强。由于系统不依赖于模拟控制器中临界电子元件的额定值，使得稳定性也得到增强。

数字计算机中的程序让设计者能够精确地裁制航空器的操纵特性。例如，通过防止驾驶员超过预设的限制（航空器的飞行包线），软件能避免航空器被危险地操纵。软件也可用于过滤操纵输入以避免驾驶员诱发的摆动。

在这样的航空器中，侧杆或常规驾驶杆均能使用。虽然侧杆具有轻便、机械结构简单等好处，但波音公司认为缺少视觉反馈是侧杆的一大问题，因此在波音777和787中仍使用常规驾驶杆。

用计算机控制航空器飞行使得驾驶员的工作负担减轻。现在，在放宽静稳定度的情况下飞行航空器是可能的。对于军用航空器，主要好处是能够得到更好的飞行性能。数字飞行操纵系统使本身并不稳定的航空器能够正常飞行，例如F-117夜鹰式战斗机（F-117 Nighthawk）。1972年，美国NASA改装的F-8十字军式战斗机（F-8C Crusader）成为第一个采用数字电传操纵的航空器。美国航天飞机（1982年首飞）具有数位电传操纵系统。1984年，空中客车A320成为第一款采用数字电传操纵系统的客机。2005年，达索Falcon 7X成为第一款采用数字电传操纵系统的公务机。2007年，塞考斯基公司的H-92直升机是第一种采用电传操纵的直升机。

NASA用于数字电传操纵系统试验的F-8成为第一个采用数字电传操纵的航空器

美国联邦航空局（FAA）采纳了RTCA/DO-178B“机载系统和设备审定的软件因素”作为航空软件的审定标准。数字电传操纵系统中任何涉及安全的关键部件，包括控制法则（control law）和操作系统，必须达到DO-178B中的A级审定标准，这个标准适用于可能的灾难性故障。

但是对于计算机化、数字电传操纵系统最令人担忧的问题是可靠性，甚至比模拟系统还严重。这是因为运行软件的计算机是驾驶员和操纵面之间唯一的控制路径。如果计算机软件崩溃了，驾驶员将无法操纵航空器。因此，实际上所有电传操纵系统都是三到四冗余：有三个或四个计算机并行工作，并都有各自独立的线路连接到每个操纵面。如果一个或两个计算机崩溃了，其他的继续工作。另外，最早期的数字电传操纵航空器也有一个模拟电子、机械或液压备份操纵系统。

对于客机，冗余度可以提高安全性。由于取消一些笨重的机械部件使得重量减轻，飞行的经济性也得到改善。

波音和空客在它们的电传操纵理念上是不同的。空客飞机中，计算机一直保持最大限度的控制，并且不允许驾驶员在正常的飞行包线以外飞行。波音777中，驾驶员能够超控该系统，紧急情况时允许飞机在包线外飞行。从空客A320开始的模式已经在空客系列中得到延续。波音787在控制法则上做了一些小改进，采纳了一些空客在过去已经采取的保护措施。

光纤式电传

在有些场合，光纤飞控系统已取代了电传飞控系统。与后者相比，光纤的数据传输率更高，并且不受电磁干扰的影响。绝大部分的情况下，光纤飞控系统只是简单的利用光纤取代了原来的电缆。因此这种系统有时也称作“光传飞控”。而且整个系统的软件及数据传输协议则基本保持不变。

电驱式翼面伺服机构

既然电传操纵系统取消了机械回路，那么下一步就是取消笨重的液压回路了。人们采用电力回路来取代液压回路。电力回路驱动电动或电动液压执行机构，而数字飞行控制计算机则控制着这些这些机构。这样就保留了电传操纵的所有优点。

这种系统最大的优点有：节省重量；配备更多冗余电力回路的可能性；飞控系统和航电系统更高的集成性。取消液压回路极大地降低了维护成本。这种系统目前应用于洛克西德·马丁公司的F-35 也用作空客A380的备份飞控系统。

智能式

智能式飞控系统是现代数字式电传操纵系统的一种扩充，其目的是增强对飞行中的损坏或失效等紧急情况的控制性。这些紧急情况包括液压系统失效、方向舵脱落、副翼脱落、一个引擎失效等。这种系统目前还处于实验阶段。赛斯纳公司的一个小型飞机驾驶员曾驾驶一架模拟此类严重损坏的全尺寸小型喷气飞机成功着陆。大型飞机上目前尚无此类应用。据报道，此类系统在很大程度上只是增强了全数字电传操纵系统的软件部分。

四、电传操纵系统应用

1972 年 7 月 27 日首次试飞的 YF-15 F-1 号机

1、F-15战斗机（真正首次采用电传操纵系统的量产战斗机）

F-15原型机于1972年7月首飞，1974年9月生产型首飞，1974年11月交付部队。F-15 采用了双余度、高权限模拟式控制增稳系统（CAS），外加一套机械备份。飞行员的控制指令首先发送到 CAS，由计算机进行处理后以最佳方式输出到各控制面和发动机，从而保证飞机处于常规飞行包线内飞行，而不必担心失控。——这实际上就是第一代电传飞控系统，因为其各伺服机械的动作指令是由机载电脑下达的。

F-15E是F-15家族重要改型，是一种双座全天候战斗轰炸机，它是根据1982年美国空军计划研制并投产的F-111后继机。机身结构加强，座舱经过重新设计。后期型发动机升级为F100-PW-229。重点改进航电设备，包括：换装APG-70雷达，加装蓝盾吊舱，以保证目标发现与识别以及改进武器发射精度，原来的二余度模拟式CAS改进为具有自动地形跟随能力的数字式三余度电传飞控系统，改用环形激光陀螺惯导系统等。

2、狂风——世界上第一种数字电传操纵系统的量产战斗机

数字式电传操纵系统的第一个用户是欧洲的狂风战斗机。l969年3月，英国、德国和意大利三国联合成立了帕那维亚飞机公司于1969年3月开始设计，1973年12 月，该机首架原型机试飞，1976年投入批量生产，1980年开始服役，92年停产。

该机共生产有对地攻击型(IDS)、防空截击型(ADV)、电子战与侦察型(ECR)等3种型号。这些作战任务要求“狂风”战斗机应具备良好的加速性和机动性、低空快速突防能力和强大攻击火力、较大的作战半径和较长的留空时间、能在昼、夜和复杂气象条件下作战、具有短距起落能力等。“狂风”战斗机的飞行控制采用了数字式余度电传操纵飞行控制系统，称之为控制增稳系统(CSAS)。

该系统可操纵机翼、襟翼、缝翼、扰流板、减速板、全动平尾、方向舵、起落架和受油探管。两套系统有机械交联装置，可由一台发动机驱动。若两台发动机均熄火，第一套系统中有电动应急泵，仍能保证发动机冷点火。隔断阀可确保液压油的漏失超过安全界限。电源包括一套115/200伏400赫三相交流电源及一套28伏直流电源。仅原型机上装有机械备份系统，在生产型上装纯电传操纵系统。。

F-16战斗机是世界上最早的放宽静稳度量产战斗机

3、F-16战斗机——世界上最早的放宽静稳定度战斗机

第一架YF-16于73年12月出厂，74年2月首次试飞。F-16战斗机1976年12月首飞，1978年底开始交付美国空军部队使用。

F-16 是第一个在量产型飞机上实现放宽气动静不稳定性的，尽管早期的 F-16 还是模拟线控。线控操纵在 F-16 之前就有了。加拿大的流产的 Avro Arrow 就是线控操纵的，但早期的线控操纵只是把机械连杆操纵信号用电线传送，F-16 首次在线控中增加了 stability augmentation 的功能，也就是对飞行员的控制动作加以“过滤”，将飞行动作局限在不超过飞行稳定性或机体强度极限的范围，达到“无忧虑”操纵。

早先的飞机都是气动稳定的，也就是重心永远在升力中心的前面。这样，在飞行时，如果受到气流扰动而导致机头上仰，机翼的迎角增加，升力增加，升力作用在机体的升力中心上，以重心为支点，使机头回压。如果气流扰动使机头下俯，机翼的迎角减小，升力下降，升力作用在机体的升力中心上，以重心为支点，使机头回仰。重心和升力中心要有一点间距，但不要太远。为了补偿重心领先升力中心的这点力矩，飞机在飞行中需要压平尾来配平，这导致配平阻力。显然，理想情况下，重心只是稍微领先升力中心一点，这样只需要最小的配平力矩，导致最小的配平阻力。但是空气是可压缩的，随着速度的增加，升力中心向后移动。这样，在低速时合适的重心和升力中心的间距，到高速时就变得相当大，需要大大增加配平力矩，严重增加配平阻力。放宽气动静稳定性后，重心和气动升力中心可以按中速巡航条件设计，这样，用较小的配平力矩就可以满足最常用的中速飞行需要，大大减小了巡航阻力。但是放宽静稳定性后，低速时升力中心可以跑到重心前面来，气动不稳定。这可以用快速自动调节平尾来控制飞行姿态。速度升高后，升力中心后移，又是气动稳定的了，没有问题。问题在于，没有计算机控制的线控操纵，放宽气动静稳定性不可能实现，单靠飞行员手忙脚乱地调整气动控制面，还没有飞出不稳定区就早已经颠三倒四了。

F-16出色的机动性得益于其放宽静稳定度设计

通用动力的 F-16 是少见的革命性设计：翼身融合体、放宽气动静稳定性、线控操纵、颌下进气道、气泡式座舱盖、倾斜式座椅、侧杆操纵。这些技术对后来的战斗机设计的影响太大了，以至于今天要找一架 F-16 之后问世而不受 F-16 任何影响的战斗机难之又难。

F-18（1978年9月13日首飞）是世界上第一种数字式四余度电传操纵的量产战斗机

5、F-18战斗机

F-18 是第一个采用 四余度数字式电传操纵系统的量产战斗机。四余度线控保证系统的高度可靠性，如果一个系统故障，还有三个可以投票，少数服从多数；如果两个系统故障，剩下的两个系统只要还是保持一致，线控还是继续全功能工作；如果 3 个以上系统故障，需要切换到备份线控系统，这时还是线控，但损失了增稳（stability augmentation）的功能。此外，F-18 也是第一个采用“玻璃座舱”的量产战斗机，主要仪表采用CRT 多功能显示器取代表盘式仪表。CRT 多功能显示器的大量使用，将 situational awareness（态势感知）提高到一个空前的高度。此后，“玻璃座舱”成为衡量一架战斗机是否先进的一个重要标志。

F-18战斗机的前身是与著名的YF-16竞争美国空军LWF轻重量型战斗机计划的诺斯罗普公司的YF-17，双发动机和较大机身（容纳大功率雷达从而具备超视距攻击能力）的特点却被海军相中。1974 年 8 月麦道和诺斯罗普赢得海军NAFX（海军轻型战斗机）的竞争，对YF-17进行重重新设计，重新设计后的飞机和 YF-17 没有任一主要几何尺寸是相同的，也没有任一主要结构是相同的。海军将新飞机重新命名为 F-18。

5、其它三代机介绍

a、F-14战斗机（增稳机械操纵系统）

世界上第一种三代战斗机，1970年12月21日原型机首飞，1972年5月交付使用。该机采用NASA在60年代后期提出的双发双垂尾变后掠翼气动布局，机翼的后掠角可以在20°- 68°范围内自动调节，具有很好的低速和高速性能。

　　b、幻影2000战斗机(电传操作系统 放宽静稳设计)

法国第一种三代战斗机，1978年3月10日原型机法国第一种三代战斗机。采用大后掠无尾三角翼，兼顾良好的高空高速和格斗性能。

c、苏-27战斗机(电传操作系统 放宽静稳设计)

苏霍伊T10-1，1977年5月20日试飞，彼时采用机械与电传混合操纵系统。副翼(ailerons)和方向舵(rudders)仍然传统的机械操纵，水平尾翼(stabilator)则采用模拟电传操纵(analogue FBW)，提供所需的俯仰(pitch)稳定和偏航力矩。除副翼外，还可通过水平尾翼差动来实现滚转（roll）控制。通过多架T-10原型机的试飞，苏联人痛苦地发现其性能根本无法与F-15相匹敌。

苏联人推翻了原设计重新开始，1982年5月26日 第一架具备苏-27S的全部标准的T10-17 首飞，新机采用三轴电传操纵系统和放宽静稳设计，配合其优秀气动性能最终苏-27成为一款优秀的重型战斗机平台，进而发展出众多衍生型号。