3第三章 飞机的稳定性和操纵性

第三章飞机的稳定性和操纵性
3.1 飞机的稳定性
在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。

这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。

飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。

例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。

因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。

所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。

3.1.1 纵向稳定性
飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。

当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。

当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。

如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。

如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。

飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。

飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。

影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。

下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。

当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。

阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。

这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。

飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。

经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。

同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。

这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。

除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。

重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。

其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。

对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。

这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。

3.1.2 方向稳定性
飞机的方向稳定性是指飞机绕立轴的稳定性。

飞机的方向稳定力矩是在侧滑中产生的。

所谓侧滑是指飞机的对称面与相对气流方向不一致的飞行。

它是一种既向前、又向侧方的运动。

飞机带有侧滑时，空气则从飞机侧方吹来。

这时，相对气流方向与飞机对称面之间的夹角称为“侧滑角”，也称“偏航角”。

对飞机方向稳定性影响最大的是垂直尾翼。

另外，飞机机身的侧面迎风面积也起相当大的作用。

其它如机翼的后掠角、发动机短舱等也有一定的影响。

当飞机稳定飞行时，不存在偏航角，处于平衡状态。

如果有一阵风突然吹来，使机头向右偏(此时，相对气流从左前方吹来，称为左侧滑)，便有了偏航角。

阵风消除后，由于惯性作用，飞机仍然保持原来的方向，向前冲一段路程。

这时相对风吹到偏斜的垂直尾翼上，产生了一个向右的附加力。

这个力便绕飞机重心产生了一个向左的恢复力矩，使机头向左偏转。

经过一阵短时间的摇摆，消除掉偏航角，飞机恢复到原来的平衡飞行状态。

同样，当飞机出现右侧滑时，就形成使飞机向右偏转的方向稳定力矩。

可见，只要有侧滑，飞机就会产生方向稳定力矩。

而方向稳定力矩总是要使飞机消除偏航角。

3.1.3 侧向稳定性
飞机的侧向稳定性是指飞机绕纵轴的稳定性。

图3-1 机翼上反角对飞机侧向稳定性的影响
v1—阵风速度；v2—侧滑速度；v3—由侧滑引起的相对风速；
M—恢复力矩；O—飞机重心； —上反角
处于稳定飞行状态下的飞机，如果有一个小的外力干扰，使机翼一边高一边低，飞机绕纵轴发生倾侧。

当外力取消后，飞机靠本身产生一个恢复力矩，自动恢复到原来飞行状态，而不靠驾驶员的帮助，这架飞机就是侧向稳定的，否则就是侧向不稳定。

保证飞机侧向稳定性的因素主要有机翼的上反角和后掠角。

我们先来看上反角的侧向稳定作用。

当飞机稳定飞行时，如果有一阵风吹到飞机左翼上，使左翼抬起，右翼下沉，飞机绕纵轴发生倾侧。

这时飞机的升力Y也随着倾侧。

而升力原来是同飞机重力G同处于一根直线上而且彼此相等的。

Y倾侧后与重力G构成一个合力R，使飞机沿着合力的方向向右下方滑过去，这种飞行动作就是“侧滑”(如图3-1所示)。

飞机侧滑后，相对气流从与侧滑相反的方向吹来。

吹到机翼上以后，由于机翼上反角的作用，相对风速与下沉的那只机翼(这里是右翼)之间所形成的攻角α1，要大于上扬的那只机翼的攻角α2。

因此，前者上产生的升力Y1也大于后者的升力Y2。

这两个升力之差，对飞机重心产生了一个恢复力矩M，经过短瞬时间的左右倾侧摇摆，就会使飞机恢复到原来的飞行状态。

上反角越大，飞机的侧向稳定性就越好。

相反，下反角则起侧向不稳定的作用。

现代飞机机翼的上反角大约在正7度到负10度之间。

负上反角就是下反角。

现在再来看机翼的后掠角是怎样起侧向稳定作用的。

如图3-2(a)所示，一架后掠角机翼(无上反角)的飞机原来处于稳定飞行状态。

当阵风从下向上吹到左机翼上的时候，破坏了稳定飞行，飞机左机翼上扬，右机翼下沉，机翼侧倾，升力Y也随着侧倾而与飞机重力G构成合力R。

飞机便沿着R所指的方向发生侧滑。

阵风消除后，飞机沿侧滑方向飞行(如图3-2(b))。

这时沿侧滑方向吹来的相对气流，吹到两边机翼上。

由于后掠角而产生不同的效果。

作用到两边机翼上的相对风速v虽然相同，但由于后掠角的存在，作用到前面的机翼(这里是右翼)的垂直分速v1，大于作用到落后的那只机翼上的垂直分速v3。

而这两个分速是产生升力的有效速度。

另外两个平行于机翼前缘的分速v2和v4对于产生升力不起什么作用，可不加考虑。

既然v1大于v3，所以下沉的那只机翼上的升力Y1要大于上扬的机翼上的升力Y2。

二者之差构成恢复力矩M。

它正好使机翼向原来的位置转过去。

这样经过短瞬时间的摇摆，飞机最后便恢复到原来的稳定飞行状态。

机翼的后掠角越大，恢复力矩也越大，侧向稳定的作用也就越强。

如果后掠角太大，就可能导致侧向过分稳定。

因而采用下反角就成为必要的了。

保证飞机的侧向稳定作用，除了机翼上反角和后掠角两项重要因素外，还有机翼和机身的相对位置。

上单翼起侧向稳定作用，而下单翼则起侧向不稳定的作用。

此外，飞机的展弦比和垂直尾翼对侧向稳定性也有一定的影响。

飞机的侧向稳定性和方向稳定性，是紧密联系并互为影响的。

二者合起来称为飞机的“横侧稳定”。

二者必须适当地配合，过分稳定和过分不稳定都对飞行不利。

同时二者配合得不好，如果方向稳定性远远地超过侧向稳定性，或者相反，都会使得横侧稳定性不好，甚至使飞机陷入不利的飞行状态。

图3-2 机翼后掠角对飞机侧向稳定性的影响
v a—阵风；v b—侧滑速度；v c—相对风速；M—恢复力矩
3.2 飞机的操纵性
飞机的操纵性是指飞机在飞行员操纵的情况下，改变其飞行姿态的特性。

飞机在空中的操纵是通过三个操纵面——升降舵、方向舵和副翼来进行的。

转动这三个操纵面，在气流的作用下，就会对飞机产生操纵力矩，使其绕横轴、立轴和纵轴转动，从而改变飞机的飞行姿态。

3.2.1 飞机的纵向操纵
飞机的纵向操纵是指控制飞机绕横轴的俯仰运动。

它是通过向前或向后推拉驾驶杆，使升降舵向下或向上偏转，来实现飞机纵向操纵的目的。

现代飞机升降舵的偏转角度大约在正15度到负30度之间(升降舵向下偏转时的角度规定为正值)。

大型运输机的偏转角要小些。

一般在正15度到负20度之间。

3.2.2 飞机的方向操纵
飞机的方向操纵是指飞机绕立轴的偏航运动。

驾驶员通过操纵脚蹬来进行飞机的方向操纵。

驾驶员踩左脚蹬，方向舵向左偏转，飞机便向左方转过去；驾驶员踩右脚蹬，方向舵向右偏转，飞机便右转。

要使飞机向左转，他只须踩动左脚蹬就行了。

飞机方向舵一般可以向左或向右偏转30度。

3.2.3 飞机的侧向操纵
飞机的侧向操纵是指飞机绕纵轴的滚转运动。

驾驶员通过向左或向右操纵驾驶杆（盘）来进行飞机的侧向操纵。

飞机的侧向操纵与纵向或方向操纵有一点不同，即副翼有两片，并且转动方向是相
反的。

一片副翼向上偏转；另一片副翼则向下偏转。

由此产生的附加力，对飞机重心O 产生一个滚转力矩M，便可使飞机绕纵轴倾侧。

当飞机处于平衡飞行状态时，作用在飞机上的外力和外力矩都是互相平衡的。

如果驾驶员要使飞机向左倾侧，他可把驾驶杆向左摆动(如图3-3(a)所示)，这时右边的副翼向下偏转(如图3-3(b)所示)，左边的副翼向上偏转(如图3-3(c)所示)。

向下偏的右副翼与相对气流之间的夹角(攻角)α1增大，所以右机翼上的升力Y1也增大；而向上偏转的左副翼与相对气流之间的夹角(攻角)α2减小，所以左机翼上的升力Y2也减小。

于是，升力Y1和Y2之差，对飞机重心构成了一个滚转力矩，使飞机向左倾侧。

如果驾驶员向左摆动驾驶杆，就会产生相反的结果，使飞机向右倾侧。

现代飞机的副翼向上偏转约为20度到25度(规定为负值)，向下偏转约为10度到15度(规定为正值)。

图3-3 飞机的侧向操纵
1—驾驶杆；2—右副翼；3—左副翼；M—滚转力矩；
O—飞机重心；v—相对风速；δ—副翼偏转角
综上所述，在空气动力作用的原理方面，飞机各个方向的操纵基本是相同的，都是改变舵面上的空气动力，产生附加力矩，从而达到改变飞机飞行状态的目的。

飞机的侧向操纵和方向操纵，是有密切联系的。

要使飞机转弯，不但要操纵方向舵，改变飞机的方向；还要操纵副翼使飞机向转弯的一侧倾斜，二者密切配合，才能把转弯的动作做好。

3.3副翼差动
3.3.1 副翼反效
“副翼反效”又称为“副翼反逆”、“副翼反操纵”。

飞机高速飞行时由于气动载荷而引起的机翼扭转弹性变形，使得偏转副翼时所引起的总滚转力矩与预期方向相反的现象。

在正常情况下，当驾驶员向右压驾驶杆时，左副翼向下偏转而使左机翼升力增加，右副翼向上偏转而使右机翼升力降低，从而对飞机重心产生一个向右的滚转力矩，飞机向右倾侧，这是和驾驶员的自然动作相一致的。

由于副翼一般装在机翼的外侧后缘，机翼的这部分结构比较薄弱，刚度较小。

当副翼向下偏转时，机翼后缘升力增大，将使机翼产生前缘向下的扭转，从而使这部分机翼的有效攻角减小，这会使升力减小，因而抵消了副翼下偏的部分效果。

随着飞机飞行速度的增大，因结构刚度不变，这种扭转将随着增加，上述抵消现象就日趋严重。

当达到某个速度(称为“副翼反操纵临界速度”)时，副翼偏转所引起的升力增量和机翼扭转所减小的升力负增量相抵消，因此偏转副翼并不能产生滚转力矩。

超过此速度时，副翼偏转将产生反效果，这种现象就称为“副翼反效。

”
飞机设计时必须保证机翼有足够的抗扭刚度，使得在全部飞行速度范围内不致发生副翼反效。

高速飞机为了防止出现这种现象，有时采用内侧副翼、全动式翼尖副翼或扰流片等。

3.3.2 副翼差动
通过前面的介绍可以知道，在飞机转弯飞行时，需要同时操纵副翼和方向舵。

如果一侧副翼相下偏转的角度与另一侧向上偏转的角度相等，则副翼向下偏转一侧的阻力比另一侧的大，这个阻力偏差量试图把机头拉向机翼抬高的一侧，使飞机转向相反的方向。

为了防止这种相反作用的产生，副翼经常被设计成具有不同行程的差动副翼，也就是两侧副翼存在差动行程。

当驾驶杆被操纵了一个给定的行程时，副翼向上偏转的偏转角度要比向下偏转的偏转角度大。

这种现象称为“副翼差动”。

副翼差动是通过差动摇臂(一种双摇臂)来实现的。

这种摇臂之所以能起差动作用，是因为当驾驶杆处于中立位置时，它的两个摇臂中至少有一个摇臂与传动杆不成直角。

在维护修理工作中，必须注意保持摇臂与传动杆的正常位置。

3.4 飞机的增升装置
高速飞机机翼的构造和外形，主要是从有利于作高速飞行的观点来设计和制造的。

这种机翼在高速飞行时，攻角很小，但由于飞行速度较大，仍可产生足够的升力来维持水平飞行；同时，它还有足够的强度和刚度来承受巨大的载荷。

但在低速飞行时，特别是在起飞和着陆时，由于飞行速度较小，虽然增大攻角，但升力仍很小，不足以维持飞机的平飞。

同时，机翼攻角的增加是有一定限度的。

如果机翼攻角太大，会造成气流分离，从而导致失速。

因此，高速飞机在低速飞行时的性能较差。

这主要表现在：起飞和着陆时由于速度
太大，起降不安全；延长起飞和着陆滑跑距离等。

依据不同的增升原理，机翼便有了不同的“增升装置”。

其中包括：前缘缝翼、各式襟翼、附面层控制等。

这些增升装置使飞机在尽可能小的速度下，产生足够大的升力，保持飞机的平飞，从而大大减小起飞和着陆速度，缩短滑跑距离。

3.4.1前缘增升装置
一、前缘缝翼
前缘缝翼是一个小的翼面，总是装在机翼前缘。

当前缘缝翼打开时，它就与机翼表面形成一道缝隙。

下翼面压强较大的气流通过这道缝隙，得到加速而流向上翼面，增大了机翼上表面气流的速度，降低了压强，消除了这里的大量旋涡。

因而恢复了上下翼面的压强差，延缓了气流分离，避免大攻角下的失速(如图3-4所示)。

前缘缝翼的主要作用是：
(1)延缓机翼上的气流分离，因而提高了“临界攻角”(一般能增大10°～15°)，使得机翼在更大的攻角下才会发生失速。

(2)增大最大升力系数C y,max(一般能增大百分之五十左右）。

二、前缘襟翼
安装在机翼前缘的襟翼称为前缘襟翼，如图3-5所示。

在大攻角情况下，前缘襟翼向下偏转，既可减小前缘与相对气流之间的角度，消除了旋涡，使气流能够平滑地沿机翼上翼面流过；同时也可增大翼剖面的弯度。

从而达到延缓气流分离、提高最大升力系数和临界攻角的目的。

图3-4 前缘缝翼打开时，气流分离被推迟
(a) 缝翼闭合时，在大攻角下发生气流分离，旋涡很多；
(b) 缝翼打开时，旋涡很少，恢复了空气的平滑流动时，
延缓了气流分离
1—前缘襟翼；2—后缘襟翼；3—副翼；4—机翼
图3-5 前缘襟翼的位置和增升作用
机翼上的前缘襟翼；(b)前缘襟翼未放下时，发生气流分离；(c)前缘襟翼放下
三、克鲁格襟翼
实际上，克鲁格襟翼是前缘襟翼的一种。

它一般位于机翼根部的前缘，靠作动筒收放，打开时象一块板，如图3-6所示。

在闭合位置时为机翼前缘的组成部分，打开时向前下方翻转，开度常大于110°。

它既可增大机翼的面积，又可增大翼剖面的弯度，所以具有很好的增升效果。

同时，它的构造也比较简单。

克鲁格襟翼的结构因受空间的限制，一般采用整体结构，常用材料为镁合金和铝合金，有时也采用复合材料。

图3-6 “克鲁格”襟翼
1—收放作动筒；2—“克鲁格”襟翼闭合；3—“克鲁格”襟翼打开；4—机翼前缘
3.4.2 后缘增升装置
后缘襟翼的种类很多，较常用的有：分裂式襟翼、简单襟翼、开缝式襟翼、后退襟
翼、后退开缝式襟翼和双缝襟翼、三缝襟翼、多缝襟翼等。

所有这些襟翼的共同特点是，它们都位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧，所以又称为后缘襟翼(简称襟翼)。

襟翼放下时既可增大升力，同时也增大了阻力。

所以多用于飞机着陆。

这时襟翼放下到最大角度(约为50°～60°)。

但有时也用于起飞，但放下的角度较小(约为15°～20°)，以减小阻力，避免影响飞机起飞滑跑时的加速。

一、分裂式襟翼
这种襟翼本身象块薄板，紧贴于机翼后缘并形成机翼的一部分，用时放下，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了机翼上下表面的压强差，即增大了升力；同时还延缓了气流分离(如图3-7所示)。

这是它能够增升的原因之一。

另一原因是，襟翼放下后，机翼剖面变得更弯拱，也就是增大了翼剖面的弯拱程度(弯度)。

这样可提高机翼上表面的流速，增大了上下表面的压强差，也就是增大了升力。

由于这两个原因，它的增升效果相当好，一般可把最大升力系数C y,max增大约百分之75到85。

二、简单襟翼
它主要靠增大翼剖面的弯拱程度(弯度)来增大升力。

如图3-8所示，当简单襟翼放下时，翼剖面变得更弯拱，增大了上翼面气流的流速，从而增大了升力，但同时阻力也随着增大。

并且，阻力增大的百分比，一般要比升力增大的百分比高。

因此，总的说来，放下襟翼时，升阻比是下降的。

图3-7 分裂式襟翼的位置
1—分裂式襟翼；2—低压区(具有吸引作用)
简单襟翼的构造比较简单，其形状与副翼相似，平时闭合，形成机翼后缘的一部分；用时可打开放下。

由于它只有一种增升作用(即增大翼剖面的弯度)，所以它的增升效果不是很高。

一般情况下，当它的着陆偏转角约为50°～60°时，它大约只能使C y,max增大65%~75%。

高速飞机上很少单独使用简单襟翼，因为高速飞机的机翼大多数有很大的后掠角，而这种襟翼的增升效果随机翼后掠角的增大而急剧减小。

图3-8 简单襟翼的增升原理
1—简单襟翼；2—副翼；3—机翼
三、开缝式襟翼
开缝式襟翼是对简单襟翼的改进。

其特点是，当它放下时，一方面能增大机翼翼剖面的弯度；另一方面它的前缘与机翼后缘之间形成一个缝隙。

下翼面的高压气流通过这个缝隙，以较高的速度流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，因而延缓了气流分离，达到增升的目的。

由此可见，开缝式襟翼的增升作用也是双重的。

所以它的增升效果也较好，一般可增大C y,max值约85%～95%(如图3-9所示)。

四、后退式襟翼
后退式襟翼与开缝式襟翼相似，也有双重增升作用。

其一是增加翼剖面的弯度；其二是增大机翼的面积。

这种襟翼可沿滑轨向后滑动(如图3-10所示)，因此能起到这两种作用。

它的增升效果也很好，一般可增大C y,max值约85%～95%。

图3-9 开缝式襟翼的气流流动情况 图3-10 后退式襟翼
1—后退襟翼；2—机翼后缘；3—机翼
五、后退开缝式襟翼
后退开缝式襟翼又称为“富
勒”襟翼。

位于机翼后缘的下表
面，打开时向后滑动一段距离，
同时又向下偏转，并与机翼后缘
形成一条缝隙(如图3-11所示)。

后退开缝式襟翼主要靠增大
机翼面积及增加翼剖面的弯度来
增加机翼的升力系数。

缝隙与开
缝式襟翼相同，可以防止附面层
内的气流分离。

这种襟翼一般在
起飞和着陆时，分别采用不同的后退量和偏转角度。

在起飞状态，采用较小的偏转角，因而阻力增加较小，升阻比较大，有利于起飞加速，减少滑跑距离。

3.5 操纵面的附设装置
大多数现代飞机的操纵面——升降舵、方向舵和副翼上都有一些必要的附设装置用来改善飞机的操纵和保证飞行的安全。

这就是：重量平衡、空气动力补偿和空气动力平衡。

图3-11 后退开缝式襟翼 1—机翼；2—后退开缝式襟翼；3—缝隙
3.5.1 重量平衡
为了防止飞机机翼和尾翼发生颤振，保证飞行的安全，实践和理论都证明：一个有效的办法是在操纵面的转轴前面安装配重，把操纵面的重心移到转轴之前或与转轴轴线重合。

重量平衡主要有两种构造型式。

一是集中式配重(如图3-12(b)所示)，即把配重集中于一处，用托架支托到操纵面之前。

这样可以有效地使舵面的重心前移，但是它突出于气流之中，会增大阻力。

另一种是分散式配重，即把配重分散开，置于操纵面(例如副翼)本身的前部(如图3-12(a)所示)。

这种型式的配重藏于翼剖面内，不会增加阻力，但由于位置离操纵面的转轴不远，防颤振的作用不是很大。

图3-12 操纵面上的配重图3-13 铰链力矩和操纵力矩
(a)分散式；(b)集中式1—操纵面；2—尾翼面；3—转轴
1—操纵面；2—配重；3—尾翼a—操纵拉杆；b—摇臂
3.5.2 空气动力补偿(简称“气动补偿”)
气动补偿的目的是为了使驾驶员操纵飞机时省力。

其中主要包括轴式补偿、角式补偿、内封补偿和随动补偿。

一、铰链力矩和操纵力矩
所谓铰链力矩M就是操纵面上的空气动力F与它到操纵面转轴距离(力臂)d的乘积(如图3-13所示)，即
M=F×d(3-1) 所谓操纵力矩M p就是加到转轴摇臂上的力P与它到转轴距离的乘积h，即
M p=P×h(3-2) 在操纵过程中，操纵力矩应与铰链力矩相平衡，即
P×h=F×d(3-3) 或
h d
F P ⨯
=(3-4)
二、轴式补偿
低速或小型飞机在平静空气中飞行时，驾驶员不需要很大力量就可转动操纵面来操纵飞机。

因为这时作用在操纵面上的空气动力不大(因而铰链力矩也不大)。

但对高速或重型飞机来说，或在剧烈的上升或下降气流中飞行的飞机，由于铰链力矩很大，驾驶员操纵就很困难。

并且，飞行速度及操纵面面积越大，铰链力矩M就越大，驾驶员需用的力P就越大。

当操纵力P大到一定程度时，驾驶员会感到气力不济。

如果在飞机上采用气动补偿，就可帮助驾驶员进行操纵。

轴式补偿是构造简单和常用的一种气动补偿方法。

在这种补偿中，将操纵面的转轴从操纵面前缘向后移到某一位置（如图3-14(a)(b)所示）。

当操纵面(图中所示为升降舵)绕转轴偏转时，转轴前面的部分若向上，后部就向下，两部分同时有空气动力F和F1作用，绕转轴产生方向相反的两个力矩M和M1。

其中M为驾驶员必须克服的铰链力矩，M1就起补偿作用。

轴式补偿构造简单，而且不易引起振动，阻力也较小，所以目前得到广泛应用。

但当操纵面偏转角度太大时，补偿面突出于机翼表面之外，以致阻力显著增大。

图3-14 轴式补偿
1—操纵面(升降舵)；2—水平安定面；3—转轴；4—垂直尾翼
三、角式补偿
角式补偿的工作原理与轴式补偿相同，只是把操纵面的一个“角”伸在转轴之前(如图3-15所示)，位于操纵面的边缘。

这种补偿装置的特点是，当操纵面转动时会形成缝。