机翼位置和升力中心关系密切，怎么能不看？升力中心会随速度后移，放宽静稳或静不稳，重心都在后部，最终在一定速度下，和重心相互作用，为平衡需要产生一个配平。这就是说为什么F16那个鸭翼一看就知道力距小于平尾的关系。当然要看机翼。机翼是你的抬力。
你说F22机头棱涡和进气道棱涡叠加，这分明是两个涡，之间隔进气道，没可能叠加。你非要说叠加，歼20也一样，鸭翼上面一样是棱面。而且歼20可以用鸭翼对大边条上的涡进行主动控制，这和F22传统自然涡是质的区别。
至于你说静不稳鸭翼要产生低头，那么同样平尾也是负升，还是要压尾。升力系数上还不如鸭翼。除非你这个常规是静稳的。
起落架位置和重心有关系，但不是绝对的，一架飞机在地面的支撑和在空中的支撑是不同的。起落架是依据之一，但不能只从起落架位置判断。起落架前后移几十公分，重心完全可以移得更远。起落架还要考虑翼下位置、进起道、弹舱、挂载等多面因素。

@贴吧用户_023ZtN8
“整俩名词忽悠”？
你以为质心这词是我编出来的？是蒙你的？质心可是基础的物理概念，就连中学生都知道，你居然从来都没听说过？够现眼的你。现在任何网友都看出你是文盲了
“不说力臂又说机翼面积了”？
你居然倒打一耙？37楼我跟belldany争论的是绕质心的配平力矩，那当然涉及力臂了。涉及机翼面积的是瞬盘，瞬盘跟配平原本就两码事。你个科盲分不清，是你自己歪楼到瞬盘的，所以我才说机翼面积，你自己转进打滚还反咬一口？
你先把话题从原来的配平力矩转移到完全不相干的瞬盘上面，之后我说机翼面积只是解释m2k的瞬盘为什么强，说清楚瞬盘强跟配平力臂短毫不矛盾。这样一来，看帖的网友就都知道你那“m2k力臂短导致瞬盘弱”是科盲神论
“机翼围绕质心算力矩”？
在空中飞行时，不管是俯仰力矩、偏航力矩，还是滚转力矩当然都是绕质心的。你随便翻任何飞行动力学教材，不论中文英文，都是这样说的。当然以你的智力要想明白确实困难



这你看懂了吗？箭头G就是从重心发出的，你看看图中的飞机俯仰力矩是不是都绕重心的？
“扔个斧子”？
刚体运动分解成质心运动和刚体绕质心的转动，这是物理常识，是普遍规律。不管是飞机还是斧子都是刚体，拿斧子举例说明，那是迁就你的智力水平，简单直观的例子你才有可能理解啊，你那山沟里总该熟悉斧子吧？

@残虹天影
“为啥静不安定布局比静安定布局机动性好”？
静不安定，全机气动中心在质心前方，升力矢量作用在气动中心，升力在质心上产生抬头力矩，在攻角变化时有变化幅度加大的趋势，所以机动性更好。
静安定，气动中心在质心后方，升力在质心上形成低头力矩，攻角变化时有变化幅度缩小的趋势
“围绕着质心算力臂”？
未配平时总升力的力矩是升力乘以力臂，小攻角时这力臂是全机气动中心跟质心之间的距离，距离除以平均气动弦长得到静稳定度，正负值由气动中心跟质心的前后位置决定，所以静安定度本身就表明力臂要从质心到气动中心来算
而配平力矩则是平尾或鸭翼升力乘以力臂，这力臂是平尾或鸭翼气动中心到质心的距离。

你搬出“静不安定和静安定布局”反而恰好证明飞机改变姿态依靠绕质心的力矩。
给我的观点提供证据打你自己脸，你怎么老干这种蠢事啊？
“只想告诉你飞机还有升力中心”？
你所谓的升力中心在航空专业叫做cp，就是压力中心。最开始用来解释航空现象的力学模型是升力矢量作用在cp上。但是随攻角变化，cp是前后移动的。所以换成另一种力学模型来解释，就是把升力矢量的作用点从cp改到ac上也就是气动中心上，并且添加一个不变的力矩，这跟原来的升力矢量作用在cp上是等效的。这样改变的好处就是在马赫数不变的情况下ac不会前后移动。
在航空界要分析机翼、机身、平尾、鸭翼的升力在质心上形成的力矩都用ac，不用cp，因为ac位置固定，所以力臂长度是不变的。

你刚从网上搜到一个升力中心，其实就是cp，就以为天下只有你知道？这仅仅是基本概念，只不过你这种科盲是第一次听说而已
“拿着起落架算重心”？
在地面是看重心上的重力对主轮的力矩，又不像空中只看升力对重心的力矩。重心明摆着在主轮前面不远，这样起飞抬头需要克服的重力的力矩就很小。这你都不明白？
那你以为重心在哪？在主轮后面？那机尾还不得坐地上？还是主轮前面很远？那你是想让飞机起飞抬头困难？

@贴吧用户_023ZtN8
胡说八道的是你，居然能喷出“二战螺旋桨一票子飞机重量在机头”这种神论？你以为那些战斗机重心在机头？在主起落架前面？要那样的话，战斗机停在地面时不就得机头触地、机尾翘起来？
重心的纵向位置只能是在前后起落架之间，连这你都想不明白，你说你这科盲闹了多大笑话？

我在这吧里只讨论航空，单纯科技话题，跟政治无关。你扣帽子无非就是歪楼到政治话题上。可这根本不是挺哪国反哪国的问题，你这些神论是反科学。但凡有科学常识的人都看不起你这种文盲

@㲽丶木巍

“事实毕竟是摆在那里的”？哪有什么事实？没有任何证据，就凭你脑补？事实就是这仅仅是你的幻想，就跟皇帝的新装似的。你这洗地的路数就跟什么“深山老林的气功大师”“隐居的老中医”一样可笑。

重心位置决定力臂长短呀，你这科盲到现在还想不明白？

@㲽丶木巍

搞笑的是你呀。
我论证平尾后向rcs比升降副翼更小，因为需要偏转的角度更小。何况f22喷管隐形也更好。
所以5楼就是驳斥“j20后向隐身比f22强”这神论。你看不懂中文？

飞行时俯仰配平是为了让质心上的抬头力矩跟低头力矩之间实现平衡，这才能保持一定的攻角。“拿力臂长度来判断鸭翼布局和常规布局差别”，这是教科书里的内容。
你一个科盲懂什么叫配平吗？刚从网上看到这词你就跳出来现眼？

“j20鸭翼带来f22更高升阻比”？那是你的臆 淫。还“实锤”？这唯一实锤的就是你是个科盲。你说“无法判断”？重心与舵面的位置决定了力臂长度，而这能判断出配平阻力大小。
上面42楼有教科书截图说明，你这文盲能看明白吗？

你问“能证明什么区别”？你所谓的“重心与偏转翼面距离”就是力臂。同样的配平力矩，力臂越长，对舵面偏转要求就越小，所以配平状态平尾比升降副翼偏转小，常规布局后方rcs比鸭式布局更小，这才是5楼的论点。
“我现在就看不懂”？我解答过n遍了，看帖的吧友们都能看懂。可你是头驴，当然看不懂了

@㲽丶木巍

你问“配平到底需要多少力”？
配平需要的是力矩，又不是单纯的力。你还倒打一耙说别人“大言不惭”？连力跟力矩的差别你都理解不了，还评论航空？你这才真叫大言不惭
“需要同样的力来证明”？
你以为两飞机尺寸重量不同力矩不同就没法比较配平了是吗？力矩不同没关系，力矩系数相同就能比较。配平状态下俯仰合力矩系数等于0，就是Cm=Cm0+(∂Cm/∂α)α+(∂Cm/∂ih)ih+(∂Cm/∂δe)δe=0
公式里第1项Cm0是零升力矩系数，第2项是α攻角升力产生的俯仰力矩系数，第3项是平尾偏角ih产生的俯仰力矩系数，第4项是升降舵偏角δe形成的俯仰力矩系数
巡航平飞状态下比较f22跟j20，零升力矩系数、攻角都差不多，所以公式中前两项f22跟j20是一样的，那么f22的配平力矩系数也就是公式中后两项之和也应该跟j20相同
f22是全动平尾，不是固定平尾加升降舵，所以配平力矩系数没有(∂Cm/∂δe)δe这一项，只有(∂Cm/∂ih)ih，而j20没有平尾，只有升降副翼，所以配平力矩系数没有(∂Cm/∂ih)ih这一项，只有(∂Cm/∂δe)δe
f22的(∂Cm/∂ih)ih=-(∂CL_h/∂α)(q_h/q)(S_h/S)(Xac_h/c-Xcg/c)*ih
j20的(∂Cm/∂δe)δe=-(∂CL_h/∂α)(q_h/q)(S_h/S)(Xac_h/c-Xcg/c)τe*δe
其中Xac_h/c-Xcg/c=(Xac_h-Xcg)/c就是平尾的气动中心到重心的距离除以机翼平均气动弦长，也就是力臂的相对长度，f22平尾力臂明显超过j20升降副翼。
而且τe=△αh/△δe是等效的攻角增量跟升降舵偏角增量的比值，远远小于1
既然f22的(∂Cm/∂ih)ih等于j20的(∂Cm/∂δe)δe，而这两个乘积当中，j20的Xac_h/c-Xcg/c小于f22，j20的τe也小于1，所以f22的平尾偏角ih小于j20的升降副翼偏角δe

坐等更新