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机动飞机通常具有多个操纵面,在一定的马赫数M和升力系数Cy下,要使飞机处于配平状态,操纵面偏转角可以有无穷多种不同的组合。但是,在何种组合状态下,飞机能够取得最大升阻比一直是未能解决的问题。本文介绍了一种计算方法,在风洞试验数据基础上,能够计算在不同纵向静安定度裕量情况下,飞机取得最大升阻比时各操纵面偏转角δi、最大升阻比的值Kmax、最佳平衡极曲线(Cx0、A1、A2)。