基本信息

同源术语

·对侧尚且角的气动力中 心：	对称面上的一点，当仅对侧尚且角作微小改变 时，如果忽略二阶项和高阶项，则绕该点的滚 转和偏航力矩保持不变，即： 00 2 = = ββ mm CC l 和 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。
·府仰操纵器固定时的 机动点：	对称面和x—y平面相交线上的一点，假定 飞机是在垂直面上做准定常的曲线的等速运 动，并且俯仰操纵器是固定的。当升力系数有 微小变化时，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。可得到不同的载荷系数。
·俯仰操纵器松浮时的 机动点：	h 对称面和x y平面相交线上的一点。假定 飞机是在垂直面上做准定常的、曲线的等速 运动，并且俯仰操纵器不固定，当升力系数有 微小变化时，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，可得到不同的载荷系数。
·握杆时的机动点：	对称面和x—y平面相交线上的一点。假定 飞机在对称面上做准定常的、曲线的等速运 动，并且握杆，当升力系数有微小变化时，则 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，可得到不同的载荷系数。
·松杆时的机动点：	k 对称面和x—y平面相交线上的一点。假定 飞机是在对称面上做准定常的、曲线的等速 运动，并且松杆，当升力系数有微小变化时， 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 佯的驾驶杆力，可得到不同的载荷系数。
·俯仰操纵器固定时的 中性点：	对称面和x—y平面相交线上的一点。在俯 仰操纵器固定不动，并且做定常直线飞行，而 速度有微小变化时，绕该点的俯仰力矩保持 不变。 注①：如果飞机重心位于该点上，则在定常直线飞行中当速 度略有改变时，俯仰操纵器位置不变。 ②只有当速度对俯仰力矩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。
·俯仰操纵器松浮时的 中性点：	对称面与x—y平面相交线上的一点。在定 常直线飞行中俯仰操纵器松浮，而速度有微 小变化时，绕该点的俯仰力矩保持不变。 注：假如飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中，当速度 略有变化时，俯仰操纵器的铰链力矩保持不变。
·握杆时的中性点：	对称面和x—y平面相交线上的一点。在握 杆时，飞机做定常直线飞行。而速度有微小变 化时，绕该点的俯仰力矩为一常数。 注：假如飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中，当速度 略有变化时，其驾驶杆位置保持不变。
·松杆时的中性点：	对称面和x—y平面相交线上的一点。在松 杆时，飞机做定常直线飞行，而速度有微小变 化时，绕该点的俯仰力矩为一常数。 注：假如飞机重心位于该点，则在定常直线飞行中，当速度 略有改变时，其驾驶杆力保持下变。
·俯仰操纵器固定时的 机动性裕度。：	俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上 负号。此时假定飞机是在垂直面上做准定常 的曲线等速运动，而且俯仰操纵器是固定的。
·俯仰操纵器松浮时的 机动性裕度：	俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上 负号。此时假定飞机是在垂直面上做准定常 的曲线等速运动，而且俯仰操纵器是松浮的。
·握杆时的机动性裕度：	俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上 负号，此时假定飞机是在垂直面上，做准定常 的曲线等速运动，并且驾驶杆是固定的。
·松杆时的机动性裕度：	俯仰力矩系数对升力系数的全导数，并加负 号，此时假定飞机是在垂直面上做准定常的 曲线等速运动，并且驾驶杆是松浮的。
·俯仰操纵器固定时的 静稳定裕度：	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，并加上负号。
·俯仰操纵器松浮时的 静稳定裕度：	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，并加上负号。
·握杆时的静稳定裕度：	当飞机处于定常直线飞行状态，且握杆时，俯 仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上负 号。
·松杆时的静稳定裕度：	当飞机处于定常直线飞行状态，且松杆时，俯 仰力矩系数对升力系数的全导数，并加上负 号。

相关术语

·气动力模型：	一种在气体动力学理论基础上建立起来的研究膛内射击现象的内弹道学理论 （GJB 371-87 弹道学术语及符号）
·空气动力(气动力)：	空气对运动物体的作用力。 （GJB 371-87 弹道学术语及符号）
·迎角：	飞行器固定的基准线和该飞行器运动方向之间的夹角。 （GJB 585-88 惯性技术术语）
·桨盘迎角：	自由来流速度与旋翼构造平面的夹角。 （GJB 3029-98 直升机术语）
·失速迎角：	与给定的飞机正常状态有关的构形、重量、重心位置和外挂物组合条件下，速度为常数时 的失速迎角定义为下列各值中的最小者： a. 在给定速度或M数时，垂直于飞行轨迹的过载达到最大定常值的迎角； b. 对给定的速度或M数，出现非指令性的俯仰、滚转或偏航(偏转)时的迎角； c. 对给定的速度或M数，遭遇难以忍受的抖振时的迎角。 （GJB 3814-99 军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求）
·限制迎角：	为飞行控制系统设计的能防止因驾驶员操纵座舱操纵机构或因外部扰动而引起超出的某 一迎角值。该定义只适用于装有迎角限制器的飞机。限制迎角通常低于失速迎角。 （GJB 3814-99 军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求）
·迎角限制偏差：	迎角瞬间地超出限制器迎角但不导致象征偏离可控飞行或尾旋/深度失速等非指令飞机 运动的现象。限制器迎角偏差同限制器迎角超调的含意相同。迎角限制偏差最经常出现在靠 近限制器边界作攻击机动时，那里空气动力、飞机惯性、飞控迟滞以及操纵机构速率和偏转极 限等都可能导致动态的迎角超调，在短时间内返回到限制边界以内而不在极限上停留。 （GJB 3814-99 军用飞机失速/过失速/尾旋试飞验证要求）
·投放迎角：	悬挂物分离时载机的迎角。 （HB 6758-93 悬挂物低速风洞投放试验的一般要求）
·对称面：	悬挂物轴线和吊耳或滑块中心线构成的平面。 （HB 6762-93 航空军械装置术语）
·气动力面控制：	利用气动力控制面在气流中偏转产生所需的控制力实现对导弹的飞行控制。. （HB 7480-97 空空导弹术语）