完整版航空知识手册全集4.docx
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完整版航空知识手册全集4
翼尖涡流
对机翼的作用力提供升力的同时也产生了诱导阻力。
当机翼以正迎角飞行时，机翼的上下表面有压力差是确定的，上表面的压力比大气压力低，下表面压力等于或者大于大气压力。
由于空气总是从高压区域向低压区域流动，阻力最小的路径是朝飞机的翼尖，从机翼下方来的空气顺机身翼展方向向外绕翼尖运动。
这个气流导致在翼尖溢出，所以产生了称为涡流的漩涡。
同时，机翼上表面的空气趋于流向机身和机翼的尾缘。
这个气流在机翼尾缘的内侧形成一个类似的涡流，但是由于机身阻止了向内的流动，这个涡流不是很重要。
从而，翼尖的气流方向偏差是最大的，在未受限制的侧面气流是最强的。
气流在翼尖处向上弯曲，它和机翼的下洗气流结合形成了更快的旋转的尾部涡流。
这些漩涡增加了阻力，因为能量消耗在产生紊流上。
接着可以看到无论何时机翼产生升力，诱导阻力就会产生，翼尖涡流随之出现。
就像升力随迎角增加而增加，诱导也随之增加。
这是因为迎角增加后，机翼上下表面的压力差更大，空气的侧向流动也就更强；进而，这导致了更强烈的涡流的形成，结果紊流更多，诱导阻力也更多。
翼尖涡流的强度或者力度直接的和飞机的重量成正比，和翼展及飞机速度成反比。
较重和慢速的飞机，迎角越大，翼尖涡流越强。
因此，飞机在飞行的起飞爬升和着陆阶段会产生最大强度的翼尖涡流。
地面效应
飞机在畅通的地面以稍微低于高空平飞要求的空速来飞行是可能的。
这样的结果源于一种现象，甚至对一些有经验的飞行员来说，知道这个比理解它更重要。
当飞行的飞机离地面几英尺时，飞机周围的三个方向的气流模式开始发生改变，因为机翼周围气流的垂直分量受地面限制。
这就改变了机翼的升流和翼尖涡流，如图3－这些由于地面而导致的基本影响称为“地面效应”。
地面效应时由于飞机飞行时气流模式受地面或者水面的干扰导致的。
当尾部表面和机身的空气动力学特性因地面效应改变时，由于接近地面受到的主要影响是机翼的空气动力学特性的变化。
当机翼遇到地面效应且维持在恒定的升力系数时，那么上升流和下洗流和翼尖涡流随之减少。
诱导阻力是支持飞机的机翼导致的，机翼通过加速空气向后来获得飞机的升力。
机翼上表面压力的降低是升力的主要基础，这样说是对的，但是这只是推动空气向后的总效果的其中之一。
下洗流越多，机翼推动空气向下的难度就越大。
大迎角时，总的诱导阻力就大，在实际的飞行中就相应于较低的空速，以可以这么说，低速飞行时诱导阻力是主导地位。
然而，由于地面效应导致的翼尖涡流减少改变了翼展方向的升力分布，降低了诱导迎角和诱导阻力。
所以，在地面效应中机翼只要较小的迎角就能产生相同的升力系数，或者如果维持迎角不变，将导致升力系数的增加。
如图
地面效应也会改变所需推力和速度的关系。
由于诱导阻力在低速时占主导，因地面效应使诱导阻力降低，这样就导致了最重要的低速时所需推力的降低。
地面效应导致的诱导流降低使得诱导阻力有重大的减少，但是对寄生阻力无直接影响。
诱导阻力减少的结果就是使得在低速飞行时所需要的推力也减少了。
由于升流，下洗流和翼尖涡流的改变，可能空速系统有定位（设备）误差，这和地面效应有关。
大多数情况下，地面效应会导致静态源的局部压力增加，出现对空速和高度的偏低指示。
因此，会要求飞机空降的指示空速低于正常要求的值。
为了使地面效应有较大的程度，机翼必须相当的接近地面。
地面效应的直接结果之一就是诱导阻力在恒定升力系数处随机翼距地面的高度变化。
当机翼的高度等于翼展时，诱导阻力只降低1.4%。
然而，当机翼高度为四分之一翼展时，诱导阻力降低23.5%，机翼高度等于翼展十分之一时，诱导阻力降低47.6％。
所以，只有机翼非常靠近地面时，诱导阻力才有很大的降低。
因为这种变化，地面效应在起飞离地和着陆触地的一瞬间是最明显的。
在飞行的起飞阶段，地面效应引起一些重要的关系。
飞机起飞后离开地面效应会遇到和着陆时进入地面效应相反的情况，例如飞机离开地面效应将会：
∙要求增加迎角来维持相同的升力系数
∙诱导阻力增加，所需要的推理也要增加
∙稳定性降低，机头在瞬间会向上翘
∙产生静态源压力的减少，指示空速增加
应当指出在获得建议着陆速度之前这些总效果可能会对着陆尝试危险。
由于地面效应中阻力降低，飞机好像能在低于建议速度下正常起飞。
但是，当飞机以不足的速度飞出地面效应时，更大的诱导阻力可能会导致恰好临界的初始爬升性能。
在，如大的总重量，高密度高度，高温的极端条件下，起飞时空速的不足可以使飞机飞起来，但是可能不足以飞出地面效应。
这时，飞机可能在最初以不足的速度飞行，然后又下降回跑道。
不要试图强制飞机以不足的速度飞起来是非常重要的；为提供充足的初始爬升性能建议起飞速度是非常必要的。
因为这个原因，在收回起落架或者襟翼之前必须进入确定爬升状态。
在飞行的着陆阶段，也必须要理解和认识近地效应。
如果飞机以恒定迎角被带进到地面效应，飞机升力系数会增加，所需要的推力会减少。
因此，会出现“漂浮”效应。
由于地面效应中阻力的降低和停车减速，拉平点的任何多余速度都会导致相当长的“漂浮”距离。
当飞机接近触地点时，低于翼展高度时的地面效应是最容易发生的。
在飞机接近地面的最后进近阶段，有必要降低动力配置或者降低所需的推力，这样可以让飞机在预期滑行轨迹上滑行。
飞机的轴向
飞行中无论什么时候飞机改变它的飞行姿态和位置，它都绕三个轴向的一个或者多个旋转，这些轴向是通过飞机重心的想象出来的线。
飞机的轴向可以看成飞机可以绕这它转动的假想轴，非常象车轮旋转的那个轴。
在三个轴的相交点，每一个轴都和其他两个轴成90度角。
从飞机头部到尾部沿机身长度方向扩展的轴称为纵轴。
从机翼到机翼的延伸轴称为横轴。
垂直通过重心的轴叫垂直轴。
图3－9
飞机关于其纵轴的运动类似于船从一边到一边的摇摆。
事实上，描述飞机三个轴向运动的名字最初是航海术语。
这三个术语被采纳到空气动力学术语就是因为飞机和航船之间运动的类似性。
根据对航海术语的采用，飞机纵轴固定后的运动称为“侧滚”，横轴固定时的运动叫“俯仰”；最后，飞机垂直轴固定后的运动叫“偏航”，就是飞机头水平的左右运动。
飞机的三个运动由三个控制面控制。
侧滚由副翼控制，俯仰由升降舵控制，偏航由方向舵控制。
对这些控制的使用在第四章解释－飞行控制。
运动和力臂
物理学研究表明如果一个物体可以自由旋转的话，将总是绕它的重心旋转。
在空气动力学术语中，对飞机的趋向绕它的重心旋转的精确测量叫力矩。
力矩是所施加的力和作用点距离的乘积。
力臂是从参考点到作用力的距离。
为计算飞机的重量和平衡，力矩用力臂距离乘以飞机的重量来表示，简单说是英寸磅（距离乘以重量，公制单位是牛顿米）。
飞机设计者把飞机的重心位置或前或后的定位在尽可能靠近平均动力弦的20%位置。
如果推力线设计成水平的通过重心，这样当动力改变时也不会导致飞机俯仰，因此飞行中不管是有动力还是停机状态力臂都不会有差别。
尽管设计者对阻力的位置可以有些控制，他们也不总是能够让合成阻力通过飞机的重心。
不过，他们最能够控制的其中之一就是尾部的大小和位置。
目标是让力矩（由于阻力，推力和升力产生）尽可能小；用适当的尾部位置作为任何飞行条件下的飞机提供纵向平衡的手段。
飞行时，除了通过改变迎角来控制升力中心外，飞行员没有对作用于飞机的力的位置作直接控制。
然而，迎角的这个改变会立即的影响到其他力的改变。
所以，飞行员不可能单独改变一个力的位置而不改变其他效果。
例如，空速的改变伴随升力的改变，以及阻力的改变，还有尾部向上和向下的力也会改变。
当象紊流和阵风这样的力作用于飞机时让飞机移动，飞行员通过提供反向的控制力来对抗这样的力。
某些飞机在载荷变化时引起重心位置的变化。
配平设备用来抵消由燃油消耗，载荷或者乘客或货物的非载荷因素导致的力。
升降舵配平片和可调节水平尾翼组成了为飞行员提供载荷配平的最常用设备。
在大飞机的大范围飞行平衡中，如果不提供配平的手段，那么飞行员必须施加的用于控制的力将会是过多的且使人容易疲劳。
设计特性
每一个飞过很多类型飞机的飞行员已经注意到操作是有些区别的，那就是对控制压力的抵抗和相应都有他们自己的方式。
训练型飞机对控制有快速的相应，而运输型的飞机通常感觉控制繁重而且对控制压力的响应也更慢。
通过考虑特定的稳定性和机动要求，这些特征可以设计到飞机中使特定用途的飞机容易实现。
在接下来的讨论中，要总结一下更为重要的飞机稳定性方面；讨论稳定性是如何分析的；以及不同飞行条件下他们的关系。
简而言之，稳定性，机动性和可控性的主要区别如下：
稳定性－这是飞机纠正那些可能改变它的平衡条件的内在品质，以及返回或继续在原始航迹上飞行的能力。
这是一个飞机的主要设计特性。
机动性－这是飞机容易机动且承受机动引发的压力的能力。
它受飞机的重量，惯量，大小，飞行控制的位置，结构强度，以及发动机等因素决定。
这也是一个飞机的主要设计特性。
可控性－这是飞机对飞行员控制的响应能力，特别考虑的是航迹和姿态。
它是飞机对飞行员操作飞机时施加控制的响应特性，和稳定性特性无关。
稳定性的基本概念
飞机飞行的航迹和高度仅受飞机的空气动力学特性，推进系统和它的结构强度限制。
这些限制表明了飞机的最大性能和机动性。
如果飞机要提供最大效用，在这些限制的全部范围内必须是安全可控的，且不超出飞行员的强度和要求额外的飞行能力。
如果飞机沿任意航迹笔直稳定的飞行，那么作用于飞机的力必定是静态平衡的。
任何物体的平衡受到破坏后的反应和稳定性有关。
有两种稳定性：
静态的和动态的。
先讨论静态的平衡，这里的讨论将用到下面的定义：
1）平衡－所有作用于飞机的相反的力都是平衡的。
（飞机处于稳定的不加速的飞行状态）
2）静态稳定性－当平衡被破坏后飞机显示出的最初趋势。
3）正静态稳定性－飞机平衡被破坏后返回到原来平衡状态的最初趋势。
图3－10
4）负静态稳定性－飞机平衡被破坏后持续偏离原来平衡状态的最初趋势。
5）中性静态稳定性－飞机平衡被破坏后维持在一个新条件的最初趋势。
静态稳定性
飞行中飞机的稳定性比解释的要稍微复杂的多，因为飞机可以自由的向各个方向运动，且俯仰和侧滚以及方向都必须是可控的。
设计飞机时，工程师必须在稳定性，机动性和可控性之间折中；因为飞机的三个轴向自由度使得问题变的更加复杂了。
太高的稳定性对机动性有害，类似的，不足的稳定性对可控性也有害。
在飞机设计中，这两者（稳定性和机动性）之间的折中是个关键。
动态稳定性
静态稳定性定义为飞机在平衡条件被破坏后显示出来的初始趋势。
有时候，初始趋势和总体趋势不同或者相反，因此必须区别这两者。
动态稳定性是飞机的平衡被打破后显示出来的总体趋势。
图3－11的曲线显示了受控的功能随时间的变化。
可以看出时间单位非常重要。
如果一个周期或者一个起伏的时间单位超过10秒，这叫长周期振动（起伏运动），且容易被控制。
在纵向长周期振动中，当空速增加或者降低时，迎角保持不变。
对于某一角度，期望振动会收敛，但是不是必须的。
起伏运动只能在静态稳定的飞机上测定，这对飞机的配平质量有很大的影响。
如果一个周期或者一个起伏的时间单位小于一秒或者两秒，这称为短周期振动，如果不是不可能的话，飞行员通常是非常难以控制的。
这是飞行员很容易增强它的一种振动类型。
中性或者发散的短期振动是危险的，如果振动不是快速阻尼的话，一般会导致结构化失效。
短期振动影响飞机和控制面是类似的，它们表现为飞机的纵向摆动，或表现为控制面的振动或颤动。
基本上，短期振动出现在迎角变化而空速不变时。
控制面的短期振动一般是飞机的高频振动以至于飞机都没时间反应。
逻辑上，联邦管制法规要求短期振动必须是大阻尼的（也就是短期振动立即消失）。
飞机的适航性认证时的飞行测试就是为这个情况而执行的，方法是通过降低极大临界速度（也就是Vne,不过速）时配平，侧滚或俯仰控制中的振动。
测试中，飞行员拉下控制轮或下踏方向舵踏板压低，然后观察结果。
纵向稳定性（俯仰）
设计飞机时，为开发三个轴向期望的稳定性角度作了大量的努力。
但是横轴的纵向稳定性被认为是最受不同飞行条件下特定变量的影响。
纵向稳定性是使飞机绕横轴维持稳定的品质。
它影响飞机的俯仰运动，即飞机头向上或向下的运动。
纵向不稳定的飞机有一个逐渐爬升或者俯冲到非常极端状态的趋势，甚至是失速。
因此，纵向不稳定的飞机变的难以飞行，有时还危险。
飞机的静态纵向稳定性或者不稳定性依赖于下面三个因素：
∙机翼对重心的位置
∙水平尾翼控制面对重心的位置
∙尾部控制面面积和大小
分析稳定性时，应该记得一个物体如果可以自由旋转的话，它总会绕它的重心旋转。
为获得静态纵向稳定性，机翼和尾部力矩的关系必须是这样的，如果力矩最初是平衡的，然后突然机头上翘，机翼力矩和尾部力矩将会改变以至于他们的力的总和将提供一个不平衡的但是恢复力矩，接着机头被再次向下拉。
类似的，如果机头向下，结果力矩的改变使得机头向后。
升力中心，有时也叫压力中心，在大多数飞对称机翼中有一个趋势，即随着迎角的改变而改变它的前后位置。
迎角增加时压力中心趋于向前移动，迎角减小时压力中心趋于向后移动。
这就意味着机翼的迎角增加时，压力（升力）中心向前移动，趋于把机翼的前缘抬升的多一些。
这个趋势给机翼带来了固有的不稳定特性。
图3－12所示的飞机处于平直飞行状态。
线段CG-CL-T表示从重心CG到水平升降舵T点的飞机纵轴。
CL点表示升力中心。
大多数飞机设计成机翼的升力中心CL在飞机的重心CG后面。
这使得飞机出现“头重”现象，也要求水平升降舵有向下的力来维持飞机的平衡，以避免机头持续的向下俯。
对“头重”的补偿是通过设置升降舵处于轻微的负迎角来实现的。
这样就产生了保持尾部向下的力，来平衡很重的机头。
就象线段CG-CL-T是水平的，CL点有向上的作用力，另外两个向下的力互相平衡，一个是作用在CG点的很大的力，另外一个是作用于T点大的小得多的力。
应用简单的物理学原理就可以看到，如果CL点用铁条悬挂，而很大的重量挂在CG点，那么就会在T点产生维持水平平衡的向下作用力。
尽管平飞时水平升降舵可能是水平的，还是有来自机翼的向下气流。
这个气流冲击升降舵的上表面产生向下的压力，在某一速度就足以保持飞机水平平衡。
飞机飞的越快，向下的气流就越强，产生的作用于升降舵（T尾除外）的力也就越大，图3－13。
在固定位置的水平升降舵飞机中，飞机制造商设置一个升降舵迎角，以设计巡航速度和功率设置飞行时能够提供最好稳定性。
图3－14
如果飞机速度降低，机翼上气流的速度也会降低。
机翼上气流速度降低的结果是下洗流也降低，导致升降舵上向下的作用力变小。
接着，“头重”特性加重，使得机头更加的向下俯。
这样飞机就处于低头姿态，减少机翼迎角和阻力可以让空速增加，当飞机继续处于低头姿态时，它的速度增加，升降舵上向下的力再次增加。
进而，尾部再次被向下压，机头抬升进入爬升姿态。
当爬升继续时，空速又降低，导致尾部的向下力又降低，直到机头更低。
但是，因为飞机是动态稳定的，这回机头的降低就不会向前面降低的那么厉害。
这次飞机将获得足够的速度，更加逐渐的冲到另一个爬升状态，但是爬升不会象前一次那么陡峭。
经过几次减小的起伏后，起伏中机头时而抬升时而降低，飞机最终会在一个速度上平稳下来，这个速度会让尾部向下的力恰好平衡机头向下俯冲的趋势。
当获得这样的条件后，飞机会再次平衡的飞行，只要高度和空速不变就会持续稳定的飞行。
当关闭节流阀时会注意到一个类似的效果。
机翼的下洗流降低，图3－12中T点作用力不足以保持升降舵向下。
这就好像T点的作用力让机头的重力下拉机头一样。
当然这是想要的特性，因为飞机固有地试图再次获得空速和再次建立适当的平衡。
动力或者推力也有不稳定效果，增加的动力会趋于使机头抬升。
飞机设计者可以通过建立一个“高推力线”来抵消这个效果，高推力线中推力从重心上方通过。
图3－15和图3－16。
这种情况下，当动力或者推力增加时，就会产生一个抵抗尾部向下载荷的力矩。
另一方面，一个恰好的“低推力线”会趋于增加水平尾部控制面的抬升机头效果。
那么就可以得出结论，随着重心向升力中心的前面移动，尾部向下的空气动力，结果是飞机总是试图恢复到安全飞机姿态。
纵向稳定性的简单演示如下：
把飞机配平到不用控制的平飞状态。
然后快速的控制飞机头轻微的向下压。
如果在短暂的时间内，机头抬升到原来的位置然后停止，飞机就是静态稳定的。
一般的，机头会通过原来的位置，连续的慢速俯仰起伏随之而来。
如果起伏逐渐停止，即飞机有正的稳定性；如果继续不稳定，那么飞机就有中性稳定性；如果起伏增加，那么飞机是不稳定的。
横向稳定性（侧滚）
沿机头到尾部的纵轴的稳定性称为飞机的横向稳定性。
当一边的机翼比另一边的机翼低时，这可以帮助稳定侧面倾斜或者侧滚效果。
有四个主要的因素使飞机保持横向稳定：
上反角，倾覆效应，后掠角和重力分布。
引起横向稳定性的最通常步骤是构造机翼有1－3度的上反角。
换句话说，飞机每一边的机翼和机身形成一个窄的V字型，或者叫上反角。
它是通过位于平行于横轴的直线之上的机翼形成的角度来度量。
当然，侧滚稳定性的基础是机翼产生力的横向平衡。
升力的任何不平衡都导致飞机纵轴侧滚的趋势。
也就是说，上反角引起升力的平衡，这些升力由飞机纵轴两边的机翼产生。
如果短暂的阵风使飞机的一个机翼上升，另外一个机翼较低，飞机就会倾斜。
当飞机不是转弯的倾斜时，它会侧滑或者超机翼较低的侧面下滑。
图3－17
因为机翼有上反角，空气冲击较低一侧的机翼的迎角比较高一侧的机翼大得多。
这样，较低一侧的机翼的升力就增加，高一侧的机翼升力就降低，飞机趋于恢复到最初的横向平衡状态（机翼水平）－即两个机翼的迎角和升力又一次相等。
上反角的效果是产生一个侧滚力矩，在发生侧滑时这个力矩趋于使飞机恢复到横向平衡飞行条件。
恢复力会把较低一侧的机翼向上移动很多，导致另一侧的机翼向下。
如果这样的话，这个过程会重复下去，每一次横向摆动幅度降低，直到最终达到了机翼水平飞行的平衡。
相反地，过大的上反角对横向机动特性是不利的。
飞机会横向非常稳定，以至于它会阻抗任何有意识的侧滚运动。
出于这个原因，要求快速侧滚或者倾斜特性的飞机通常其上反角比那些较少机动性设计的飞机上反角小。
由于后掠角影响的本性，它对上反角效果的影响是重要的。
在侧滑时，风中的机翼后掠角实际减小，而外侧的机翼后掠角实际增大。
掠翼只对垂直于机翼前缘的风分量敏感。
从而，如果机翼工作在正升力系数，风中的机翼升力增加，风外的机翼升力降低。
如此，后掠翼会促进正上反角效果，而前掠翼会促进负上反角效果。
飞行中，机身的侧面区域和垂直尾翼对气流的反作用非常类似于船的龙骨。
它对飞机的纵轴施加一个稳定的横向影响。
建造如此横向稳定的飞机，以至于龙骨区域的绝大部分在重心的后面上方。
图3－18
这样，当飞机朝一边侧滑时，飞机的重量和反抗龙骨区域上部的气流压力（都作用于重心）的合力趋于使飞机侧滚回到机翼水平的飞行状态中。
垂直稳定性（偏航）
飞机的垂直轴（侧向力矩）稳定性称为偏航或者方向稳定性。
偏航或者方向稳定性在飞机设计中是更加容易实现的稳定性。
垂直尾翼的面积和重心之后的侧面起主要的作用，它使得飞机就向熟悉的风向标或者箭一样使机头指向相对风方向。
在考查风向标时，可以看到如果支点的前后迎风的面积大小是相同的，那么结果是前后的力平衡，指向运动很小或者基本没有。
所以，就必须让支点后面的面积比前面的面积大得多。
在飞机中也类似，设计者必须确保正的方向稳定性，方法是适重心之后的侧面积比重心之前的侧面积大得多。
如图3－19
为了在机身之外提供更多得正稳定性，增加了一个垂直尾翼。
垂直尾翼得作用类似于箭上维持直飞的羽毛。
和风向标和箭一样，垂直尾翼的位置越靠后，面积越大，飞机的方向稳定性就越强。
如果飞机以直线飞行，一个侧向阵风就会让飞机绕垂直轴发生轻微的转动（假定是右侧），那么运动会被垂直尾翼阻止并停止，因为当飞机往右旋转时，空气会以一个角度冲击垂直尾翼的左侧。
在垂直尾翼的左侧就产生一个压力，它阻止飞机向右转动，使偏航慢慢的降低下来。
在这样做时，飞机向相对风方向旋转有点象风向标。
飞机航迹方向的最初变化通常在飞机机头朝向的变化之后。
因此，当飞机向右稍微偏航后，有一个短暂的时间，这段时间内飞机继续沿原来的航迹方向移动，但是它的纵轴稍微指向右侧。
然后飞机有短暂的侧滑，在这个时刻（因为假设尽管偏航运动停止，垂直尾翼左侧的额外压力仍然存在）飞机必定有朝左侧回转的趋势。
即，垂直尾翼导致了一个短暂的恢复趋势。
这个恢复趋势反展的相对较慢，当飞机停止侧滑时它也停止。
在停止后，飞机就在稍微不同于原来方向的新方向上飞行。
也就是说，它不会自己协调返回到原来的航向；飞行员必须重新确立最初的航向。
方向稳定性的一个小的改进可以通过后掠角实现。
机翼设计中使用后略角主要是为了延迟高速飞行中压缩性的开始。
在较轻和慢速的飞机上，后掠角对压力中心和重心建立正确的关系有帮助。
压力中心在中心之后这样制造的飞机具备纵向稳定性。
由于结果的原因，飞机设计者有时候不能把机翼安装在恰好需要的位置。
如果他们必须把机翼安装的太向前，且和机身成恰当的角度，那么压力中心就不会足够靠后，达不到要求的纵向稳定度。
但是，通过增加机翼后掠角，设计者可以向后移动压力中心。
后掠角的大小和机翼的位置使压力中心置于正确的位置。
机翼对静态方向稳定性的贡献通常很小。
掠翼提供的稳定性作用依赖于后掠角的大小，但是这个贡献和其他部分相比就相对较小了。
自由向摆动（荷兰轨辊）
荷兰轨辊是耦合的侧向/方向摆动，它通常是动态稳定的，由于摆动的特性，在飞机中这是要不得的。
摆动模式的阻尼可能很弱或者很强，这依赖于具体飞机的特性。
不幸的是所有空气都不是平稳的。
并发的上升气流和下降气流产生颠簸和下降，以及飞机前后和两边的阵风。
飞机对平衡的破坏的反应是复合的侧滚/偏航摆动，其中侧滚运动发生在偏航运动之前。
偏航运动不是很严重，但是侧滚运动要显而易见得多。
当飞机响应上反角效应而侧滚回到水平飞行时，它会侧滚得太远而朝另一个方向侧滑。
这样，由于强烈的上反角效应飞机每次侧滑过头。
当上反角效应比静态方向稳定性大时，荷兰轨辊运动是弱阻尼的，也是要不得的。
当静态方向稳定性比上反角效应强时，荷兰轨辊运动具有强阻尼，也不是要不得的了。
但是这些特性趋于螺旋不稳定性。
那么选择只能是两个不利中的次要因素－荷兰轨辊运动是要不得的，而如果发散率低的话螺旋不稳定性是可以容忍的。
所以更重要的操控品质是高静态方向稳定性和最小化必要的上反角的结果，大多数飞机显示出轻微的螺旋倾向。
这个倾向向飞行员显示了一个事实：
飞机不能无限期的以无手操控方式飞行。
除高速掠翼设计之外，大多数现代飞机，这些自由向摆动通常在很少的几个周期后自动消失，除非空气持续的是阵风或者湍流。
具有持续荷兰轨辊倾向的飞机通常配备了陀螺稳定的偏航阻尼器。
退一步说，荷兰轨辊倾向的飞机很让人不安。
所以，制造商试图在过大和过小方向稳定性之间寻找折中。
对于飞机制造商来说，他们更愿意有螺旋不稳定性也不想要荷兰轨辊倾向，大多数飞机设计有这样的特性。
螺旋不稳定性
当飞机的静态方向稳定性和维持横向平衡的上反角效应相比很强时，就会出现螺旋不稳定性。
当飞机的横向平衡被阵风打破后，就会产生侧滑，强烈的方向稳定性趋于使机头偏向合成的相对风方向，而相对弱的上反角在横向平衡的恢复中滞后。
由于这个偏航，转弯运动外测的机翼比内侧的机翼速度要快，因此它的升力变的更大。
这产生一个过分倾斜的倾向，如果飞行员不纠正的话，会导致倾斜角变的越来越陡峭。
同时，使飞机偏航到相对风方向强烈方向稳定性实际上迫使机头向更低的姿态倾斜。
然后向下的螺旋慢慢开始，如果飞行员不纠正，会逐渐增强为更陡峭的螺旋俯冲。
通常，螺旋运动的发散率是慢慢增加的，飞行员可以毫不费力的控制这个趋势。
所有的飞机在某种程度上都受到这个特性的影响，尽管所有其他普通参数可能是固有稳定的。
这个倾向通过一个事实告诉飞行员：
飞机不能无限期以无手
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