雖然并不是說在反操縱區(qū)內(nèi)的飛行一定存在非常大的困難和危險(xiǎn)，但在反操縱區(qū)內(nèi)，一些基本飛行技術(shù)錯(cuò)誤確實(shí)會(huì)產(chǎn)生比平時(shí)更嚴(yán)重的后果，因此掌握正確的基礎(chǔ)知識(shí)和準(zhǔn)確的操作技能非常重要。
1.5.2
速度穩(wěn)定性
1.5.2.1
正常操縱
在正常操縱區(qū)內(nèi)的飛行特性在『圖 2-10』中用曲線上的 A點(diǎn)來說明。假設(shè)航空器在 A點(diǎn)處于勻速平飛的平衡狀態(tài)：升力等于重力，可用功率恰好等于所需功率。如果速度增大，而功率設(shè)定沒有改變，就會(huì)出現(xiàn)動(dòng)力不足。這時(shí)航空器會(huì)有減速的趨勢(shì)以恢復(fù)動(dòng)力和阻力的平衡。如果速度
減小，而功率設(shè)定沒有改變，就會(huì)出現(xiàn)動(dòng)力過剩。這時(shí)航空器會(huì)有加速的趨勢(shì)以恢復(fù)動(dòng)力和阻力的平衡。正確地配平航空器會(huì)加強(qiáng)這個(gè)趨勢(shì)。航空器的這種靜態(tài)縱向穩(wěn)定性會(huì)讓航空器具有恢復(fù)到初始配平狀態(tài)的趨勢(shì)。
假設(shè)航空器在 C點(diǎn)處于勻速平飛的平衡狀態(tài)。『圖 2-10』如果速度稍微增加或減少，航空器會(huì)趨向于保持改變后的速度。這是因?yàn)榍�在該處相對(duì)平坦，速度的輕微改變并能不能產(chǎn)生動(dòng)力上明顯的過剩或匱乏。此處具備中立穩(wěn)定性，也就是說航空器會(huì)趨向于保持新的速度。
1.5.2.2 反操縱
在反操縱區(qū)內(nèi)的飛行特性在『圖 2-10』中用曲線上的 B點(diǎn)來說明。假設(shè)航空器在 B點(diǎn)處于勻速平飛的平衡狀態(tài)：升力等于重力，可用功率恰好等于所需功率。當(dāng)速度大于 B點(diǎn)速度的時(shí)候，會(huì)出現(xiàn)功率過剩。這樣會(huì)造成航空器繼續(xù)加速到一個(gè)更大的速度。當(dāng)速度小于 B點(diǎn)速度的時(shí)候，會(huì)出現(xiàn)功率不足。航空器的趨勢(shì)是繼續(xù)減速到一個(gè)更小的速度。
這種不穩(wěn)定趨勢(shì)的發(fā)生是因?yàn)?B點(diǎn)兩邊的剩余功率的變化放大了速度的初始改變量。雖然航空器的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性會(huì)努力保持初始的配平狀態(tài)，但由于低速飛行的迎角較大，造成誘導(dǎo)阻力的增加，因此不穩(wěn)定性的影響占據(jù)了主導(dǎo)地位。
圖 2-10速度穩(wěn)定性區(qū)域
1.6配平
“配平”這個(gè)動(dòng)作是指運(yùn)用航空器上可調(diào)節(jié)的空氣動(dòng)力裝置來調(diào)整力的大小，這樣飛行員就不需要一直用手來保持在控制桿上的操縱力了。配平片就是這樣一種空氣動(dòng)力裝置。配平片是一個(gè)較小的、可調(diào)整的鉸鏈連接平板，位于升降舵、副翼或方向舵的后緣（一些航空器使用可調(diào)整的水平尾翼來代替配平片用于俯仰配平）。配平的過程是通過把配平片偏轉(zhuǎn)到與主控制面需要保持的方向相反的方向來實(shí)現(xiàn)的。氣流撞擊在配平片上的力造成主控制面能被偏轉(zhuǎn)到某一位置，以修正航空器的不平衡狀態(tài)。
因?yàn)榕淦狡抢脷饬鱽砉ぷ鞯模耘淦脚c速度密切相關(guān)。速度上的任何改變都相應(yīng)地需要對(duì)航空器進(jìn)行重新配平。一架航空器在正確進(jìn)行俯仰配平之后會(huì)試圖返回到改變之前的原始速度。因此對(duì)于儀表飛行員來說保持航空器的持續(xù)配平是非常重要的。配平片的使用大大降低了飛行員的工作量，允許他們將一些精力運(yùn)用到其他的工作中而不會(huì)削弱對(duì)航空器的控制。
1.7低速飛行
任何時(shí)候航空器在接近失速速度或反操縱區(qū)附近的運(yùn)行，如正常著陸時(shí)的最后進(jìn)近速度、復(fù)飛的初始階段、或低速飛行中的機(jī)動(dòng)，都屬于我們說的低速飛行。
低速飛行的主要特征是大迎角，需要升力。而獲得更大升力需要運(yùn)用襟翼和一些增升裝置來改變翼型的彎度或延緩附面層的分離。簡(jiǎn)單襟翼和分裂式襟翼『圖 2-11』是比較常見的用于改變翼型彎度的襟翼。需要說明的是，當(dāng)襟翼打開的時(shí)候，航空器的失速迎角會(huì)減小。無襟翼時(shí)的機(jī)翼失速迎角為 18°，放襟翼（到最大升力系數(shù) CL-MAX位置）后，新的機(jī)翼失速迎角為 15°。不過，襟翼放到 CL-MAX位置的失速迎角對(duì)應(yīng)的升力比不放襟翼 18°迎角時(shí)產(chǎn)生的升力更大。
延緩附面層分離是另一種增大 CL-MAX的方式。一些方法在實(shí)際中被運(yùn)用，如吹除附面層等。但是在通用航空輕型航空器中最常用的設(shè)備是渦流發(fā)生器。沿著機(jī)翼排列的小金屬片（通常在操縱面之前），會(huì)產(chǎn)生亂流。這些亂流會(huì)將附面層外高速流動(dòng)的空氣與附面層內(nèi)靜止的空氣混合起來。這樣的效果與其他的附面層設(shè)備是相似的。『圖 2-12』
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