（2）阻力对俯仰力矩的影响

严格地讲，阻力也会对俯仰力矩有影响，但一般阻力的作用线接近飞机的重心，故可以忽略，飞机的俯仰力矩主要由升力引起。

（3）飞机各部件的升力

飞机各部件的升力之和为 ，分别为机翼产生的升力、机身产生的升力和尾翼产生的升力。其相应的升力系数为 。

定常直线飞行时的俯仰力矩主要有：机翼产生的俯仰力矩，机身产生的俯俯仰力矩，及平尾产生的俯仰力矩。俯仰力矩系数 。

任意条件的俯仰力矩

当飞机的俯仰速率 、迎角变化率 以及升降舵偏转速率 等不为零时还会产生附加俯仰力矩，因此，飞机俯仰力矩可用系数形式表示为 ，其中，前三项为静气动导数，后三项为动气动导数。

以迎角 为横坐标， 为参变量，将 画成一族区线。

飞机作等速直线平飞，除了满足升力=重力 ，以及推力=阻力 以外，还应满足对质心的力矩 。因此必须选择一个迎角 ，使之具有一定数值的 ，以使 。为使 ，即 ，必须偏转相应的升降舵偏角。满足力和力矩的平衡条件之后，剩下的问题是否维持这种平衡。

设飞机 的 曲线上的 处平衡，如果因风的扰动使 ，负的 将产生低头力矩，使 自动减小，反之，在 ，负的 将产生抬头力矩使增大。因此，为负时能使飞机的平衡具有稳定的性质，称为静稳定平衡。

如果 图1中的虚线所示（即 为正值），那么当 时有正的抬头力矩使 继续增大，当 时有负的低头力矩使 继续减小。这种维持不住的平衡，称为静不稳定平衡。 的符号决定飞机平衡是否稳定，故称 为静稳定性导数。

总之，要使飞机具有纵向静稳定性， 应为负值，即飞机质心位置必须在全机焦点之前。

若想以小于原飞行速度 的速度 飞行，则驾驶员在减小油门（用以减小发动机推力）时还要拉驾驶杆，使升降舵上偏（负向偏舵），产生一个正的抬头力矩使迎角增大。迎角增大则升力系数 增大，如此才能达到较小速度下的升力与重力平衡。随着迎角的增大抬头力矩逐渐减小，最终自动稳定地平衡到较大的迎角上。由此可见，具有静稳定的飞机操纵起来是协调的，而在静不稳定情况下驾驶员要维持平衡十分困难，且操纵起来也不协调。

放下起落架时，飞机的重心位置移动，各空气动力到重心的力臂改变，因而各俯仰力矩随之发生变化。飞机将产生附加的俯仰力矩使飞机上仰或下俯。此外，起落架放下后，其本身的阻力和它结合处形成的干扰阻力，还将产生一个附加的下俯力矩。因此，放下起落架后，飞机究竟是上仰还是下俯，这要综合上述力矩对飞机的影响之后才可以确定。

减速板放开后，它所产生的空气动力中心并不正好通过重心，也会产生俯仰力矩，影响俯仰平衡。减速板安装位置的形状各有不同，对俯仰平衡的影响也不尽一样，同时经过减速板气流，其速度和方向都有所改变，而且形成强烈的涡流区，这些都将影响水平尾翼的升力，产生附加的俯仰力矩。对一般的高速飞机来说，如减速板装在机身后部的两侧，放开以后往往是产生上仰力矩，这有利于飞行员把飞机从大速度俯冲中改出。

当俯仰平衡破坏时，飞行员移动驾驶杆偏转升降舵，使水平尾翼产生一个力矩，同上述改变飞机迎角的附加力矩取得平衡。这种由于飞行员偏转升降舵所产生的水平尾翼力矩，称为俯仰操纵力矩。以上平衡力矩的关系可用式子表示为俯仰操纵力矩=附加俯仰力矩

由上式可知，升降舵的一个重要作用是，当飞机上产生附加俯仰力矩时，可以借它来产生俯仰操纵力矩与之相等，以保持原有的俯仰平衡状态。比如，当产生附加的下俯力矩迫使飞机下俯时，飞行员向后拉杆使升降舵上偏增大水平尾翼的上仰力矩，使作用于飞机的各俯仰力矩之和仍然等于零，以保持飞机处于俯仰平衡状态。

在飞行中，飞行员一般是用驾驶杆偏转升降舵来保持飞机平衡的，但有时还可以使升降舵调整片来偏转升降舵，以保持飞机的平衡。比如说，将升降舵调整片向下偏转一定角度迫使片上产生向上的升力，他对升降舵枢轴构成力矩，迫使升降舵向上转动。升降舵偏转后，由于舵面上下的压力差，便构成另一力矩，当两力矩平衡，升降舵就自动保持某一上偏角不变。这就和飞行员向后带杆一样，能保持飞机仍处于俯仰平衡状态，使用这种方法保持平衡，飞行员不用长时间带杆，可以减少疲劳，因此此时杆力为零。

总之，在飞行中俯仰平衡遭到破坏，如果机头自动上仰，飞行员应向前推杆或上偏调整片使升降舵下偏一定角度。如果机头自动下俯，则应向后拉杆或下偏调整片，借助水平尾翼力矩的作用来保持飞机的俯仰平衡。