空氣動力學(xué)基礎(chǔ)04飛機的穩(wěn)定性和操縱性

1、空氣動力學(xué)與飛行原理空氣動力學(xué)與飛行原理 第4章 飛機的穩(wěn)定性和操縱性 n知識要求 n掌握飛機運動參數(shù)的概念 n掌握飛機穩(wěn)定性和操縱性的基本概念 n掌握飛機縱向穩(wěn)定性、縱向操縱性、橫側(cè)向靜穩(wěn)定性、橫側(cè) 向動穩(wěn)定性橫側(cè)向操縱性的概念及相關(guān)影響因素 n掌握飛機主操縱面上的附設(shè)裝置 4.1 飛機運動參數(shù) n4.1.1 飛機在空間的姿態(tài) n飛機在空間的姿態(tài)可用機體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系之間 的方向關(guān)系來確定，并用姿態(tài)角表示出來 nAxdydzd地面坐標(biāo)系 n原點A 位于地面任意選定的某一固定點 nAyd 軸鉛垂向上 nAxd、Azd 軸在水平面內(nèi)并互相垂直 nAxd 軸指向地面內(nèi)某一選定的方向 n描述飛機

2、在空中姿態(tài)的姿態(tài)角有： n俯仰角 機體坐標(biāo)系縱軸Ox與水平面Axdzd之間的夾角。規(guī)定當(dāng)機 頭上仰時角為正。 n偏航角 機體坐標(biāo)系縱軸Ox在水平面Axdzd上的投影與地面坐標(biāo)系 Axd 軸之間的夾角。規(guī)定當(dāng)飛機向左偏航時角為正。 n滾轉(zhuǎn)角 飛機對稱面Oxy與包含Ox軸的鉛垂面之間的夾角。規(guī)定當(dāng) 飛機向右滾轉(zhuǎn)時 角為正。 4. 1. 2 空速向量相對機體的方位 n空速向量相對機體的方位可以用兩個方位角表示： n迎角 n空速向量在飛機對稱面Oxy上的投影與機體坐標(biāo)系縱軸Ox之間 的夾角。規(guī)定投影線在Ox軸下方時角為正。 n側(cè)滑角 n空速向量與飛機對稱面Oxy之間的夾角。規(guī)定空速向量偏向右 側(cè)時角為

3、正。 n飛行中，空速向量一般都在飛機對稱面內(nèi)，側(cè)滑角=0 ，以防止增加阻力。 4.2 飛機穩(wěn)定性和操縱性的基本概念 n4.2.1 飛機的穩(wěn)定性 n處于平衡狀態(tài)的物體，受到外界擾動，偏離了平衡位置，當(dāng) 擾動消失后，物體能否自動恢復(fù)到原始的平衡位置，取決于 物體的平衡狀態(tài)是否具有穩(wěn)定性。 穩(wěn)定性分類 n飛機的穩(wěn)定（安定）性分為 n靜穩(wěn)定性、動穩(wěn)定性 n飛機的靜穩(wěn)定性： n飛機具有自動恢復(fù)到原平衡位置的趨勢 n縱向靜穩(wěn)定性：反映飛機在俯仰方向的穩(wěn)定特性 n側(cè)向靜穩(wěn)定性：反映飛機的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性 n方向靜穩(wěn)定性：反映飛機的方向穩(wěn)定特性 n飛機的動穩(wěn)定性： n能自動恢復(fù)到原平衡位置 小球的平衡狀態(tài) n放在

4、三種不同形狀光滑表面上 的小球的平衡狀態(tài)。如果小球 受到擾動偏離了平衡位置，當(dāng) 擾動消失后： n（a）圖中的小球經(jīng)過振蕩會 自動回到原始平衡位置，它的 平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性； n（b）圖中的小球，會越來越 偏離原始平衡位置，它的平衡 狀態(tài)具有不穩(wěn)定性； n（c）圖中的小球會停留在任 意一個外界擾動使它達(dá)到的位 置，它的平衡狀態(tài)具有中立穩(wěn) 定性。 飛機的穩(wěn)定性 n靜穩(wěn)定性 n研究外界擾動消失后，物體是否有回到原始平衡位置的研究外界擾動消失后，物體是否有回到原始平衡位置的趨勢趨勢， 也就是擾動消失后，物體的瞬間運動。瞬間運動。 n動穩(wěn)定性 n研究外界擾動消失后，物體回到原平衡位置的研究外界擾動消失后

5、，物體回到原平衡位置的運動過程運動過程：擾 動是收斂的，物體最終回到原始平衡位置，物體具有動穩(wěn)定 性，否則就是動不穩(wěn)定的。 平衡穩(wěn)定狀態(tài) 靜穩(wěn)定的問題 n具有靜穩(wěn)定性具有靜穩(wěn)定性是平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性的是平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性的必要條件，必要條件，但但 并不充分并不充分，只有，只有具有動穩(wěn)定具有動穩(wěn)定的平衡狀態(tài)才是真正穩(wěn)定的平衡狀態(tài)才是真正穩(wěn)定 的。的。 n飛機在飛行中的平衡狀態(tài)是定常直線（勻速直線）飛 行，作用在飛機上所有外力和外力矩都是平衡的。 n飛機在飛行中會受到各種擾動，比如突風(fēng)突風(fēng)引起飛機的 迎角和速度的改變、氣流使舵面發(fā)生了小偏轉(zhuǎn)等，這 時作用在飛機上的氣動力和力矩也會發(fā)生變化，破壞 了

6、飛機原始的平衡狀態(tài)。 n當(dāng)擾動消失后，飛機能否自動地自動地回到原平衡狀態(tài)，就 是飛機是否具有穩(wěn)定性的問題。 n不穩(wěn)定或中立不穩(wěn)定或中立的飛機是不適合飛行的。執(zhí)行飛行任務(wù)的飛機 必須具有一定的穩(wěn)定性。 4.2.2 飛機的操縱性 n飛機的操縱性： n飛機在駕駛員操縱下，從一種飛行狀態(tài)過渡到另一種飛行狀 態(tài)的特性。 n對于駕駛員的操縱反應(yīng)過于靈敏或過于遲鈍的飛機都 會給飛機的飛行操縱帶來困難 飛機的操縱性分類 n縱向操縱性 n飛機按照駕駛員的操縱指令，繞橫軸轉(zhuǎn)動，增大或減少迎角 ，改變原飛行姿態(tài)的能力。 n側(cè)向操縱性 n飛機按照駕駛員的操縱指令，繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變原飛行姿態(tài) 的能力。 n方向操縱性 n

7、飛機按照駕駛員的操縱指令，繞立軸轉(zhuǎn)動，向左或向右偏轉(zhuǎn) ，改變原飛行姿態(tài)的能力。 4.3 飛機的縱向穩(wěn)定性 n4.3.1 飛機的縱向靜穩(wěn)定性 n4.3.2 飛機的縱向動穩(wěn)定性 4.3.1 飛機的縱向靜穩(wěn)定性 n定義 n如果處于平衡狀態(tài)的飛機受到微小擾動時，其迎角發(fā)生變化 ，在擾動消失后，飛機在駕駛員不施加操縱的情況下依靠自 身的特性，具有恢復(fù)到原來平衡迎角的趨勢。 飛機具有縱向穩(wěn)定性的原因是： 飛機受到微小擾動后飛機受到微小擾動后 迎角改變迎角改變附加升力附加升力(改變量改變量) 俯仰穩(wěn)定力矩俯仰穩(wěn)定力矩(恢復(fù)力矩恢復(fù)力矩) 具有恢復(fù)到原來平衡迎角的趨勢具有恢復(fù)到原來平衡迎角的趨勢 1.飛機的縱

8、向力矩和縱向平衡 n（1）飛機的縱向力矩 n縱向力矩就是使飛機繞橫軸OZt轉(zhuǎn)動的俯仰力炬，用Mz表示。 規(guī)定使飛機抬頭的Mz為正值，否則為負(fù)值。 n飛機是由機翼、機身、尾翼以及動力裝置等部件組成，每個 部件上的氣動力及發(fā)動機推力都對飛機產(chǎn)生縱向力矩。 n全機縱向力矩等于機翼、機身、尾翼等部件上的氣動力及發(fā) 動機推力產(chǎn)生的縱向力矩之和。 AmZ SbCMz 2 )2/1 ( n（2）飛機的縱向平衡 n飛機的縱向力矩Mz=0，即俯仰力矩系數(shù)Cmz=0，沒有外界擾動 的話飛機不會繞橫軸OZt產(chǎn)生俯仰運動，飛行迎角不會變化。 n對飛機縱向力矩起主要作用的是機翼、水平尾翼的氣動升力 和發(fā)動機的推力。如果

9、不考慮發(fā)動機的影響，機翼和水平尾 翼的氣動開力對飛機縱向平衡的影響如所示： n一般機翼的壓力中心在飛機重心之后，機翼上的氣動升力對 飛機產(chǎn)生使機頭向下的俯仰力矩（- Mz）。 n水平尾翼上的氣動升力向下作用，對飛機產(chǎn)生使機頭向上的 俯仰力矩（+ Mz） n當(dāng)兩個力矩互相抵消時，飛機保持縱向平衡。 n為使水平尾翼的氣動升力能產(chǎn)生抬頭力矩，水平尾翼的安裝 角一般采取負(fù)值 n平衡迎角 n飛機定常直線飛行時，不同的飛行速度要求不同的迎角。 n迎角不同，機翼升力的大小及壓力中心的位置也不同，對飛 機重心會產(chǎn)生大小不同的低頭力矩，就必須通過改變升降舵 的偏轉(zhuǎn)角（或者改變水平安定面的配平角），使水平尾翼產(chǎn)

10、生與之相平衡的抬頭力矩，來維持飛機的縱向平衡， 為飛機 的縱向配平。 n每一個迎角下的定常直線飛行，都有一個升降舵的偏轉(zhuǎn)角與 之對應(yīng)。這個迎角就叫做該升降舵偏轉(zhuǎn)角對應(yīng)的平衡迎角。 n飛機水平尾翼的一個重要作用就是保證飛機在不同速度下進(jìn) 行定常直線飛行的縱向平衡 2.全機焦點 n全機焦點 n由于迎角的改變而引起的飛機氣動升力增量的作用點。 n影響因素 n機翼、機身和水平尾翼。 n在低速飛行時，全機焦點的位置保持不變。 3. 飛機縱向靜穩(wěn)定性的條件 n在小迎角下飛機縱向靜穩(wěn)定性只取決于全機焦點和重 心之間的相對位置。 縱向靜穩(wěn)定縱向靜不穩(wěn)定 全機焦點位于重心之后：飛機是縱向靜穩(wěn)定的。 全機焦點位于

11、重心之前：飛機是縱向靜不穩(wěn)定的。 全機焦點位于重心之上：飛機具有縱向中立靜穩(wěn)定性。 n重心位置與靜穩(wěn)定性關(guān)系分析 n擾動使飛機抬頭，迎角增加，升力增量向上，作用于全機焦 點： 全機焦點如果在重心之后，升力增量對重心產(chǎn)生低頭力矩 ，飛機低頭運動趨勢，升力增量產(chǎn)生的是恢復(fù)力矩，飛機 具有縱向靜穩(wěn)定性 ； 全機焦點如果在重心之前，升力增量對重心產(chǎn)生抬頭力矩 ，飛機更加偏離原飛行姿態(tài)，升力增量產(chǎn)生的是偏離力矩 ，飛機具有縱向靜不穩(wěn)定性 ； n縱向靜穩(wěn)定裕量 n定義：全機焦點與重心之間的距離。要求其大于零，并保持 一定數(shù)值，保持縱向靜穩(wěn)定性。 n民用飛機一般為平均氣動力弦長的10-15。 WFF XXK

12、 n亞音速飛行，機翼焦點一般位于飛機重心之前，故單 有機翼的飛機縱向靜不穩(wěn)定。 n機身對縱向力矩的作用，使焦點前移，不穩(wěn)定性增大 。引進(jìn)水平尾翼后，焦點大大后移，形成在重心之后 的全機焦點。 n水平尾翼的第二個作用：提供飛機縱向靜穩(wěn)定性。 4.影響飛機縱向靜穩(wěn)定性的因素 n（1）握桿和松桿對飛機縱向靜穩(wěn)定性的影響 n握桿：假設(shè)受擾動后，飛機的速度不變，只有迎角變化，并 且升降舵面不能自由偏轉(zhuǎn)，此穩(wěn)定性稱握桿定速靜穩(wěn)定性。 n松桿：受擾動后，迎角發(fā)生改變，升降舵面也隨風(fēng)發(fā)生偏轉(zhuǎn) ，使平尾產(chǎn)生附加的縱向力矩，大小與迎角成正比則此穩(wěn)定 性與握桿狀態(tài)下不同。 n升降舵隨風(fēng)偏轉(zhuǎn)對飛機靜穩(wěn)定性的影響： n

13、當(dāng)擾動使飛機抬頭增加迎角時，升降舵會順氣流方向向上偏 轉(zhuǎn)，在平尾上產(chǎn)生的附加縱向力矩是正值，使飛機抬頭進(jìn)一 步偏離原飛行姿態(tài)的趨勢，所以飛機的縱向靜穩(wěn)性減少。 n與握桿飛行相比，松桿飛行時，全機焦點的位置前移。 n實際飛行狀態(tài)下： n飛機操縱系統(tǒng)的摩擦操縱系統(tǒng)的摩擦，使升降舵不能完全自由隨風(fēng)擺動，理 想松桿狀態(tài)不存在； n駕駛桿到升降舵之間傳動機構(gòu)比較長，存在彈性間隙和裝配彈性間隙和裝配 間隙間隙，駕駛桿不能完全約束升降舵擺動，理想握桿狀態(tài)不存 在； n必須減少升降舵隨風(fēng)的自由擺動，減少握桿和松桿狀態(tài)下飛 機縱向靜穩(wěn)定的差異 n（2）飛機實用重心和飛機焦點位置的變化 n影響飛機實用重心位置的因

14、素 貨物的裝載情況、乘客的位置、燃油的數(shù)量及消耗、飛機 的構(gòu)型。 n影響飛機焦點位置的因素 飛行Ma數(shù)： MA1.5，焦點后移 水平尾翼: 升降舵的偏轉(zhuǎn)角和水平安定面的配平角 飛機構(gòu)型: 襟翼、縫翼、起落架的位置 縱向操縱系統(tǒng)的安裝間隙和彈性間隙。 4.3.2 飛機的縱向動穩(wěn)定性 n定義 n飛機受到擾動后，恢復(fù)原飛行姿態(tài)的運動過程。 n影響因素 n靜穩(wěn)定力矩 n轉(zhuǎn)動慣量 n俯仰阻尼力矩 作用于飛機上的力矩 n飛機縱向擾動運動過程中作用在飛機上的力矩： n靜穩(wěn)定力矩：由迎角增量產(chǎn)生的作用在焦點上的升力增量對飛 機橫軸的轉(zhuǎn)動力矩，企圖使飛機恢復(fù)原有姿態(tài)。也稱為恢復(fù)力 矩。 n俯仰阻尼力矩：飛機在恢

15、復(fù)擺動過程中，因繞重心擺動角速度 引起的與飛機擺動角速度方向相反的附加力矩。對飛機繞重心 的擺動起阻尼作用。主要由水平尾翼產(chǎn)生。為保證飛機具有動 穩(wěn)定性，要求飛機具有足夠大的阻尼力矩。 n慣性力矩：因飛機的轉(zhuǎn)動慣量在飛機擺動過程中產(chǎn)生的維持繼 續(xù)轉(zhuǎn)動力矩，企圖使飛機不停的擺動。 n飛機具有縱向動穩(wěn)定性的條件：有足夠的縱向靜穩(wěn)定力 矩（必要條件）和足夠的俯仰阻尼力矩（充分條件）。 1.俯仰阻尼力矩 n俯仰擺動，飛機上的升力增量產(chǎn)生俯仰力矩： n飛機抬頭，重心前各處相對氣流向上運動，實際氣流=迎面氣 流速度+相對向下運動速度，因此當(dāng)?shù)赜菧p小； n飛機抬頭，重心后各處相對氣流向下運動，實際氣流=迎

16、面氣 流速度+相對向上運動速度，因此當(dāng)?shù)赜窃黾樱?n飛機抬頭，重心前各處迎角減小，升力增量向下；重心后各 處迎角增加，升力增量向上； n飛機全身分布的升力增量對飛機形成低頭力矩，阻止 飛機抬頭轉(zhuǎn)動。 n飛機水平尾翼距離飛機中心最遠(yuǎn)，氣動面積最大，所 以阻尼俯仰力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。 2.縱向擾動運動的模態(tài)及其特征 n定常直線飛行的飛機受到擾動后，在回到原平衡姿態(tài) 過程中產(chǎn)生的擾動運動可以簡化看成是由兩種典型周 期性運動模態(tài)疊加而成： n周期很短、衰減很快的短周期模態(tài) n周期長、衰減很慢的長周期模態(tài) （1）短周期運動模態(tài) n短周期模態(tài) n周期短、衰減很快； n飛機的擾動運動主要是飛機繞重心的

17、擺動過程，表現(xiàn) 為迎角和俯仰角速度周期性迅速變化，而飛行速度則 基本上保持不變。 n一般情況下，飛機的這種短期振蕩運動在開始的頭幾 秒內(nèi)就基本結(jié)束了。 短周期模態(tài)分析 n擾動消失的最初階段，飛機上產(chǎn)生的靜穩(wěn)定力矩迫使 飛機返回原飛行姿態(tài)，從而使飛機產(chǎn)生較大的繞橫軸 轉(zhuǎn)動的角加速度，使飛機的迎角和俯仰角速度迅速變 化。 n到達(dá)原平衡姿態(tài)時，由于運動慣性，飛機會繼續(xù)轉(zhuǎn)動 并超過原平衡位置，又會產(chǎn)生方向向反的靜穩(wěn)定力矩 ，迫使飛機再回到原飛行姿態(tài)，使飛機產(chǎn)生相反方向 的轉(zhuǎn)動角加速度，使飛機的迎角和俯仰角速度又向相 反的方向迅速變化。 （2）長周期運動模態(tài) n飛機的擾動運動主要是飛機重心運動的振蕩過程

18、，表 現(xiàn)為飛行速度和航跡傾斜角周期性的緩慢變化，飛機 的迎角基本恢復(fù)到原來的迎角并保持不變。 n這一振蕩過程衰減很慢，形成長周期運動模態(tài)。 長周期模態(tài)分析 n在短周期震蕩運動基本結(jié)束時，縱向力矩基本恢復(fù)平 衡，飛機基本不再繞橫軸轉(zhuǎn)動； n由于飛行速度增量的作用，作用在飛機上的外力仍處 于不平衡狀態(tài)，飛機的航跡是彎曲的。 n重力、升力、阻力和發(fā)動機推力的相互作用，使飛機 的高度增加，速度和升力隨之減小，航跡逐漸轉(zhuǎn)為向 下彎曲；隨后，飛機的高度減小，速度和升力隨之增 加，航跡又逐漸轉(zhuǎn)為向上彎曲。 n如此反復(fù)進(jìn)行，就形成了飛機重心上、下緩慢振蕩。 這一振蕩過程衰減很慢，形成長周期運動模態(tài)。 兩種模態(tài)

19、對飛行的影響 n短周期模態(tài)對飛行的影響：短周期振蕩周期短、運動 參數(shù)變化迅速，駕駛員往往來不及反應(yīng)和及時糾正。 影響到飛行安全、乘員的舒適和操縱反應(yīng)特性。 nCCAR-25部規(guī)定：在主操縱處于松浮狀態(tài)或固定狀態(tài)時，在相 應(yīng)于飛機形態(tài)的失速速度與最大允許速度之間產(chǎn)生的任何短 周期振蕩，必須受到重阻尼。 n長周期模態(tài)對飛行的影響：對振蕩周期長、運動參數(shù) 變化緩慢的周期性運動，駕駛員有足夠的時間進(jìn)行糾 正，不涉及飛行安全問題。 4.4 飛機的縱向操縱性 4.4.1 水平尾翼 n水平尾翼組成 n固定不動或安裝角可調(diào)的 水平安定面；可繞轉(zhuǎn)軸偏 轉(zhuǎn)的升降舵 n水平尾翼功能 n升降舵偏轉(zhuǎn)或水平安定面 的配平

20、角調(diào)整，產(chǎn)生附加 升力，對飛機重心形成附 加縱向力矩 n保持飛機在不同狀態(tài)下的 縱向平衡和對飛機進(jìn)行縱 向操縱。 n升降舵偏角z n舵面后緣向下偏轉(zhuǎn)， z 0 n后緣向上偏轉(zhuǎn)時， z0 4.4.2 飛機的縱向操縱 n飛機縱向操縱 n飛機繞橫軸的俯仰操縱，通過駕駛桿或盤操縱水平尾翼上的 升降舵偏轉(zhuǎn)角實現(xiàn)。 n操縱動作與人的生理習(xí)慣相適應(yīng) n向前推拉駕駛桿，使升降舵向下偏轉(zhuǎn)z0 n平尾產(chǎn)生附加升力向上，對重心產(chǎn)生附加縱向力矩 n飛機低頭，迎角減小，飛行速度增大，實現(xiàn)縱向操縱 0 z M 4.4.3 縱向操縱性和縱向穩(wěn)定性的關(guān)系 n飛機定常直線飛行，縱向力矩為零，飛機處于縱向平 衡狀態(tài)。 n駕駛員向

21、后拉桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個角度，對重心 產(chǎn)生的附加力矩使飛機抬頭，為操縱力矩M操縱。 n飛機抬頭使迎角增大，機翼產(chǎn)生向上的附加氣動升力 向上，作用在全機焦點上。因為飛機具有縱向穩(wěn)定性 ，焦點在重心之后，向上的附加氣動升力必然對重心 產(chǎn)生使飛機低頭的力矩，是力圖使飛機保持原飛行姿 態(tài)的穩(wěn)定力矩M穩(wěn)定。 n隨著迎角加大，M穩(wěn)定增加，直到等于M操縱，飛機的俯 仰力矩重新平衡，飛機停止轉(zhuǎn)動，以一個新的姿態(tài)進(jìn) 行定常直線飛行 n較大迎角和較小速度 n飛機達(dá)到新的平衡姿態(tài)： nM操縱=M穩(wěn)定 n穩(wěn)定性和操縱性相互制約 n穩(wěn)定性太大，飛機保持原飛行姿態(tài)的能力太強，要改變它不 容易，操縱起來費勁，飛機操縱性遲

22、鈍。 n穩(wěn)定性太小，飛機的飛行姿態(tài)容易改變，駕駛員很難精確的 操縱飛機，飛機的操縱性過于靈敏。 n在飛機的穩(wěn)定性和操縱性之間取平衡點。 4.4.4 飛機重心范圍的確定 n飛機的重心位置對飛機的縱向靜穩(wěn)定性和操縱性影響 很大。 n由于裝載不同、燃料消耗、飛機構(gòu)型變化原因，飛機 的重心位置經(jīng)常發(fā)生變化，為了保證飛機具有足夠的 穩(wěn)定性和良好的操縱性，必須對飛機重心的變化范圍 加以限制。 n飛機重心的變化范圍是用重心前限和重心后限來確定 。飛機重心的變化不應(yīng)超出由重心前限和重心后限之 間所限定的范圍。 1.飛機重心前限 n定義：允許飛機重心最靠前的位置. n飛機縱向操縱性能 n保持靜穩(wěn)定性，必須保持一

23、定的靜穩(wěn)定裕量KF(15%)； n重心前移，KF變大，縱向靜穩(wěn)定性增加； n飛機飛行狀態(tài)改變需要的縱向操縱力矩變大； n舵面偏轉(zhuǎn)角和駕駛桿力變大； n飛機操縱反應(yīng)遲鈍，操縱性能變差。 n縱向力矩平衡 n如果飛機重心過于靠前，機翼產(chǎn)生低頭力矩過大，舵面偏轉(zhuǎn) 角大于設(shè)計值 2.飛機重心后限 n定義：允許飛機重心最靠后的位置. n飛機縱向靜穩(wěn)定性 n重心后移，KF減小，靜穩(wěn)定性降低； n飛機飛行狀態(tài)改變需要的縱向操縱力矩變小； n需要的舵偏角和駕駛桿力減小 n飛機的操縱靈敏度 n飛機對操縱的反應(yīng)靈敏； n難以進(jìn)行精確操縱。 4.5 飛機的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性 n4.5.1飛機的側(cè)滑和側(cè)滑角 n飛機沿機體橫

24、軸OZt 方向產(chǎn)生移動叫側(cè)滑。 n由于側(cè)滑來流方向不與飛機對稱面平行，形成一個夾角 ，叫 側(cè)滑角，以氣流從機身右側(cè)吹來為正。 n側(cè)滑時作用在飛機上的氣動力左右不對稱，產(chǎn)生沿OZt 的側(cè)向力、繞OXt 軸滾轉(zhuǎn)力矩Mx、繞OYt 軸的偏航力矩 My。 也就是說： 側(cè)滑會引起滾轉(zhuǎn)力矩和偏航 力矩。 n飛機受擾動繞OXt 軸轉(zhuǎn)動 （滾轉(zhuǎn)），產(chǎn)生側(cè)滑和側(cè) 滑角； 同樣，飛機受擾動 繞OYt軸轉(zhuǎn)動（偏航）， 也使飛機側(cè)滑和側(cè)滑角。 也就是說： 滾轉(zhuǎn)和偏航都會引起側(cè)滑。 n綜上所述： n滾轉(zhuǎn)和偏航都會引起側(cè)滑和側(cè)滑角 n側(cè)滑和側(cè)滑角會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩Mx和偏航力矩My n飛機相對縱軸OXt的側(cè)向靜穩(wěn)定性和相對立

25、軸OYt的方向靜穩(wěn) 定性就不是獨立的，而是互相影響，互相牽連。 n飛機的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性統(tǒng)稱為橫側(cè)向靜 穩(wěn)定性，側(cè)滑角是研究飛機橫側(cè)向運動的重要參數(shù)。 4.5.2 飛機的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩 n作用在飛機上的氣動力對機體OXt軸產(chǎn)生的力矩叫滾轉(zhuǎn) 力矩，用Mx表示。力矩矢量與Xt軸正方向一致時，滾 轉(zhuǎn)力矩為正。 n左翼高右翼低為正 n作用在飛機上的氣動力對機體OYt軸產(chǎn)生的力矩叫偏航 力矩，用My表示。力矩矢量與Yt軸正方向一致時，偏 航力矩為正。 n機頭左偏為正 n引起飛機滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩的因素： n側(cè)滑角靜穩(wěn)定力矩 n滾轉(zhuǎn)和偏航運動阻尼力矩 n副翼偏轉(zhuǎn)角和方向舵偏轉(zhuǎn)角操縱力矩 4.

26、5.3飛機的側(cè)向靜穩(wěn)定性 n1.飛機側(cè)向靜穩(wěn)定的條件 n飛機受到擾動，繞機體OXt軸轉(zhuǎn)動，產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)角 ，造成側(cè) 滑時，如果由于側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)力矩與飛機滾轉(zhuǎn)的方向相 反，飛機就具有側(cè)向靜穩(wěn)定性。 n2.機翼上反角對飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn) n飛機受擾動向右滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生正側(cè)滑角。 n氣流由飛機右前方吹來，產(chǎn)生了沿機體OZt 軸的氣流分量Vsin 。 機翼有上反角，Vsin 氣流流過下沉機翼（右翼）時，產(chǎn)生向上的 氣流Vsin sin 流量；流過上揚機翼（左翼）時，產(chǎn)生向下的氣流 Vsin sin 流量。 n使下沉機翼迎角增加，升力也增大；上揚機翼迎角減小，升力也減 少，兩側(cè)機翼的升力差，產(chǎn)生了使飛機

27、向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩Mx。 n3.機翼后掠角對飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響 n當(dāng)飛機受擾動，繞OXt 軸向右滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生正側(cè)滑角 ； n由于機翼有后掠角，氣流從右前方吹來時，垂直下沉機翼（右 翼）前緣的速度分量大于垂直上揚機翼（左翼）前緣的速度分 量，使下沉一側(cè)機翼上的升力大于另一側(cè)機翼上的升力，兩側(cè) 機翼的升力差，產(chǎn)生了使飛機向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩Mx n機翼后掠角為飛機提供側(cè)向靜穩(wěn)定性。 影響飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性的其他因素 n垂直尾翼 n機體縱軸上方的垂直尾翼增加側(cè)向靜穩(wěn)定性，下方的垂直尾 翼減少側(cè)向靜穩(wěn)定性。 n機翼和機身的相對位置 n上單翼起側(cè)向靜穩(wěn)定作用，下單翼起側(cè)向靜不穩(wěn)定作用。 4.5.4 飛機的

28、方向靜穩(wěn)定性 n1.飛機方向靜穩(wěn)定性的條件 n飛機受到擾動繞OYt軸偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)滑角時，側(cè)滑角引起的 偏航力矩力圖使飛機對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角，飛機就具有方 向靜穩(wěn)定性。 n2. 垂尾對飛機方向靜穩(wěn)定性的 貢獻(xiàn) n飛機受擾動繞OYt 軸向右偏轉(zhuǎn)， 產(chǎn)生左側(cè)滑時，垂尾上產(chǎn)生的 側(cè)向力Zcw 方向向右，對飛機重 心產(chǎn)生的偏航力矩My使飛機向左 偏轉(zhuǎn)，對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角. n飛機受擾動產(chǎn)生右側(cè)滑時，垂 尾上產(chǎn)生的側(cè)向力Zcw 方向向左 ，對飛機重心產(chǎn)生的偏航力矩My 使飛機向右偏轉(zhuǎn)，對準(zhǔn)來流，消 除側(cè)滑角。 影響飛機方向靜穩(wěn)定性的其他因素 n后掠角 n有正側(cè)滑角存在，氣流從飛機的右前方吹來，由于機翼

29、有后 掠角，流過右側(cè)機翼、垂直機翼前緣的產(chǎn)生氣動力的氣流速 度大于左側(cè)機翼的速度。不但右側(cè)機翼上的升力大于左側(cè)機 翼的升力，右側(cè)機翼上的阻力也大于左側(cè)機翼的阻力。兩側(cè) 不平衡的阻力會使機頭對準(zhǔn)來流消除側(cè)滑角。 4.6 飛機的橫側(cè)向動穩(wěn)定性 n4.6.1 靜穩(wěn)定力矩、慣性力矩和氣動阻尼力矩 n靜穩(wěn)定力矩 由于側(cè)滑角而產(chǎn)生的恢復(fù)力矩。 n慣性力矩 由于飛機的轉(zhuǎn)動慣量在飛機橫側(cè)向擾動運動中產(chǎn)生的維持 繼續(xù)轉(zhuǎn)動的力矩，企圖使飛機不停地擺動。 n氣動阻尼力矩 是由于在擾動運動過程中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運動和偏航運動時，作 用在飛機上的氣動力產(chǎn)生的阻尼力矩。 靜穩(wěn)定力矩 n側(cè)向靜穩(wěn)定力矩 n上反角 n后掠角 n垂直尾

30、翼 n上單翼 n方向靜穩(wěn)定力矩 n后掠角 n垂直尾翼 慣性力矩 n慣性力矩 n當(dāng)飛機繞縱軸、立軸加速轉(zhuǎn)動時，由于飛機的轉(zhuǎn)動慣量而產(chǎn) 生的使飛機維持繼續(xù)轉(zhuǎn)動的力矩，其大小與飛機結(jié)構(gòu)尺寸、 質(zhì)量大小及分布等因素有關(guān)。 n企圖使飛機不停地擺動。 滾轉(zhuǎn)運動產(chǎn)生阻尼力矩分析 n當(dāng)飛機繞縱軸Xt轉(zhuǎn)動，各部件上的氣動力分布發(fā)生變 化，產(chǎn)生繞縱軸的滾轉(zhuǎn)力矩。 n飛機繞縱軸向右滾轉(zhuǎn)：左翼向上運動，使流過左翼氣流迎角 減小，升力減少；右翼向下運動，使流過右翼氣流迎角增大 ，升力增加，左右機翼升力不平衡，產(chǎn)生了使飛機繞縱軸向 左滾轉(zhuǎn)的力矩。 n飛機向右滾轉(zhuǎn)：垂直尾翼向右下方運動，流過垂尾的氣流產(chǎn) 生了向右偏的迎角，

31、垂尾兩側(cè)面氣動力不平衡，產(chǎn)生了指向 左側(cè)氣動力。氣動力作用點沿立軸方向至飛機縱軸有一定距 離，此氣動力也產(chǎn)生了使飛機繞縱軸向左滾轉(zhuǎn)的力矩。 n飛機出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運動，機體上附加氣動力產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力 矩總是與已經(jīng)存在的滾轉(zhuǎn)運動方向相反，是阻尼力矩 。 偏航運動產(chǎn)生阻尼力矩分析 n當(dāng)飛機繞Yt轉(zhuǎn)動時，各部件上的氣動力分布也會發(fā)生 變化，產(chǎn)生了繞立軸Yt的偏航力矩。 n飛機繞立軸向左偏轉(zhuǎn)，尾翼：垂尾相對于氣流向右運動，使 流過垂尾的氣流產(chǎn)生了向右偏的迎角，垂尾兩側(cè)面氣動力不 平衡，產(chǎn)生了指向左側(cè)的氣動力，此氣動力對飛機重心產(chǎn)生 了偏航力矩，使飛機繞立軸向右偏轉(zhuǎn)； n飛機繞立軸向左偏轉(zhuǎn)時，機翼：左機翼向后運動

32、，相對氣流 速度減小，阻力減小，右機翼向前運動，相對氣流速度增加 ，阻力增大，兩側(cè)機翼阻力不平衡，對飛機立軸產(chǎn)生了向右 轉(zhuǎn)動的偏航力矩。 n當(dāng)飛機在擾動運動中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)、偏航運動時，機翼、 垂直尾翼部件上的氣動力變化就會產(chǎn)生與已有滾轉(zhuǎn)、 偏航運動方向相反，起阻尼作用的力矩。 n由滾轉(zhuǎn)運動引起的氣動阻尼力矩中，機翼起主要作用 ；由偏航運動引起的氣動阻尼力矩中，垂直尾翼起主 要作用。 4.6.2 交叉力矩 n交叉力矩： n由滾轉(zhuǎn)運動引起的偏航力矩和由偏航運動引起的滾轉(zhuǎn)力矩。 右滾右機翼迎角增大，阻力增大向右偏轉(zhuǎn)的偏航 力矩。 右滾垂尾產(chǎn)生向左側(cè)的氣動力向右偏轉(zhuǎn)的偏航力 矩。 左偏航垂尾產(chǎn)生向左的氣動

33、力向左橫滾的滾轉(zhuǎn)力 矩。 左偏航左機翼升力減小，右機翼升力增大向左的 橫滾滾轉(zhuǎn)力矩。 4.6.3 橫側(cè)向擾動運動的三種模態(tài)及特性 n橫側(cè)向擾動運動 n各種力矩和力相互作用而形成的復(fù)雜的振蕩過程。 n通過理論分析和實驗證明：飛機的橫側(cè)向擾動運動的全過程 ，可按其不同時間段表現(xiàn)的主要特性，簡化為由三種典型單 一的運動模態(tài)的簡單疊加而成： n滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài) 荷蘭滾模態(tài) 螺旋模態(tài) n擾動運動初期以滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)為主。 n擾動運動中期以荷蘭滾模態(tài)為主。 n擾動運動后期以螺旋模態(tài)為主。 1.滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)（初期） n運動表現(xiàn)形式：近似單純的繞縱軸的單調(diào)衰減很快的 滾轉(zhuǎn)運動。 n原因：飛機繞縱軸的轉(zhuǎn)動慣量較小，滾

34、轉(zhuǎn)阻尼力矩較 大。一般飛機都能滿足此模態(tài)的要求。 n特性：飛機滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度迅速變化，側(cè)滑角和 偏航角的變化很小。 2.荷蘭滾模態(tài) n運動形式運動形式： n頻率較快、中等阻尼、振幅逐漸增大的側(cè)向-航向組合振蕩運 動。 n飛機的側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角的量級相同。 n滾轉(zhuǎn)和偏航運動的速度較小。 n在側(cè)向靜穩(wěn)定性過大時，一旦飛機受到擾動產(chǎn)生滾轉(zhuǎn) 和側(cè)滑，過大的側(cè)向靜穩(wěn)定性過大的側(cè)向靜穩(wěn)定性會使?jié)L轉(zhuǎn)得到修正，機 翼復(fù)平，而方向靜穩(wěn)定性方向靜穩(wěn)定性來不及修正側(cè)滑，機頭不能 對準(zhǔn)來流。 n機翼復(fù)平時，飛機仍繞立軸轉(zhuǎn)動消除側(cè)滑角。較大的較大的 滾轉(zhuǎn)運動滾轉(zhuǎn)運動速度產(chǎn)生的慣性力矩和側(cè)滑存在引起的側(cè)向 靜穩(wěn)

35、定力矩使飛機反向滾轉(zhuǎn)，造成相反側(cè)滑，接著如 上一樣來不及修正側(cè)滑和向另一側(cè)復(fù)平。 n飛機這樣反復(fù)進(jìn)入一面滾轉(zhuǎn)、一面左右偏航一面滾轉(zhuǎn)、一面左右偏航同時帶側(cè)側(cè) 滑滑的荷蘭滾不穩(wěn)定運動。 n側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性相比較大時側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性相比較大時，易產(chǎn)生荷 蘭滾不穩(wěn)定。 n特性 n振蕩頻率較高、周期較短（周期為幾秒量級）和振幅逐漸增 大，駕駛員難于控制，直接影響飛行安全。 n解決辦法 n適當(dāng)搭配側(cè)向和方向靜穩(wěn)定性 n對高空飛行的飛機采用偏航阻尼器。 nCCAR-25 部規(guī)定 n任何橫向-航向組合振蕩，在操縱松浮情況下，都必須受到正 阻尼。 3. 螺旋模態(tài) n特性 n螺旋模態(tài)是一種非周

36、期性的、運動參數(shù) 變化比較緩慢的運動模態(tài)。 n在螺旋模態(tài)運動中，側(cè)滑角 近似為零 ，偏航角 大于滾轉(zhuǎn)角 ，所以螺旋模 態(tài)運動主要是略帶滾轉(zhuǎn)、側(cè)滑角 近似 為零的偏航運動。 n產(chǎn)生原因 n飛機的方向靜穩(wěn)定性大于側(cè)向靜穩(wěn)定性。 n運動分析 n當(dāng)方向靜穩(wěn)定性過大時，一旦飛機受到擾動發(fā)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑， 過大的方向靜穩(wěn)定性會使側(cè)滑角很快得到修正，機頭很快對準(zhǔn) 氣流，并且在對準(zhǔn)氣流的偏航運動中產(chǎn)生較大的交叉滾轉(zhuǎn)力矩 ，這一力矩和倒滑角引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩方向相反。 n當(dāng)交叉滾轉(zhuǎn)力矩大于側(cè)向穩(wěn)定力矩時，滾轉(zhuǎn)不但得不到糾正， 還會繼續(xù)加大。滾轉(zhuǎn)得不到糾正會使飛機機頭繼續(xù)對準(zhǔn)來流， 向傾斜的一側(cè)偏轉(zhuǎn)。結(jié)果，便產(chǎn)生

37、了機身向一側(cè)傾斜，機頭下 沉并不斷對準(zhǔn)來流的沿螺旋線航跡盤旋下降的螺旋發(fā)散運動 n在螺旋模態(tài)運動中，各種運動參數(shù)變化比較緩慢，駕 駛員有足夠時間進(jìn)行糾正，對飛行安全無重大危害。 n解決辦法 n適當(dāng)搭配方向和側(cè)向的靜穩(wěn)定性 4.6.4 飛機的橫側(cè)向擾動運動及影響動穩(wěn)定性的因素 n飛機受到外界擾動， 產(chǎn)生的橫側(cè)向擾動運動是以上三 種典型模態(tài)的簡單疊加而成。 n在擾動運動初期，以滾轉(zhuǎn)運動模態(tài)為主； n擾動運動后期，以螺旋運動模態(tài)為主； n介于前后兩階段之間的振蕩模態(tài)是荷蘭滾運動。 n飛機的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性大小比例搭配， 對飛機橫側(cè)向動穩(wěn)定性有著重要的影響。 n側(cè)向靜穩(wěn)定性偏大：荷蘭滾不穩(wěn)定

38、 n方向靜穩(wěn)定性偏大：螺旋不穩(wěn)定 為了保證飛機同時具有螺旋和荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性，必須使飛 機的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性保持適當(dāng)?shù)谋壤?n影響因素 n側(cè)向靜穩(wěn)定性機翼上反角和后掠角。 后掠角是保證飛機能達(dá)到最大飛行速度所確定的，所以可通過改 變機翼上反角來調(diào)整飛機的側(cè)向靜穩(wěn)定性。 n方向靜穩(wěn)定性垂尾面積及到飛機重心的力臂。 當(dāng)力臂確定后，可以通過改變垂尾的面積來調(diào)節(jié)飛機的方向靜穩(wěn) 定性。 n大型高速運輸機 n機身較長，繞立軸轉(zhuǎn)動的慣性增加，增大了飛機的方向靜不 穩(wěn)定性。飛行速度提高，又使垂尾對方向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)明 顯減少，從而使飛機的方向靜穩(wěn)定性減少。 n飛機側(cè)向靜穩(wěn)定性顯得過大，對荷蘭滾模

39、態(tài)的穩(wěn)定性不利， 使大型高速飛機易出現(xiàn)不穩(wěn)定的荷蘭滾運動。 n采用偏航阻尼器等裝置。 安裝在方向舵操縱系統(tǒng)中，感受飛機繞立軸轉(zhuǎn)動的偏航速 率中的高頻信號，對飛機的快速偏航運動起阻尼作用，改 善飛機的橫側(cè)向動穩(wěn)定性 4.7 飛機的橫側(cè)向操縱性 n4.7.1 飛機的側(cè)向操縱 n1.偏轉(zhuǎn)副翼對飛機進(jìn)行側(cè)向操縱 n飛機的側(cè)向操縱性：通過偏轉(zhuǎn)副翼來完成 n副翼：安裝在機翼后緣轉(zhuǎn)軸上的小操縱面。 n飛機的側(cè)向操縱是指飛機繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運動。駕駛員 通過向左或向右操縱駕駛桿來進(jìn)行飛機的側(cè)向操縱。 n飛機的側(cè)向操縱與縱向或方向操縱有一點不同，即副 翼有兩片，并且轉(zhuǎn)動方向是相反。 n一片副翼向上偏轉(zhuǎn)；另一片副翼則

40、向下偏轉(zhuǎn)。 n由此產(chǎn)生的附加力，對飛機重心O產(chǎn)生一個滾轉(zhuǎn)力矩M，便可 使飛機繞縱軸傾側(cè)。 n規(guī)定右側(cè)副翼向下偏，左側(cè)副翼向上偏時（左滾）x 為正，與Mx符號相反。 2. 偏轉(zhuǎn)副翼引起的有害偏航 n左、右副翼上下偏轉(zhuǎn)時，使兩翼升力產(chǎn)生差異的同時 也產(chǎn)生阻力差異。升力大的一邊機翼的阻力也大，形 成與滾轉(zhuǎn)操縱和水平轉(zhuǎn)彎操縱方向相反的偏航力矩 有害偏航。 n阻力發(fā)生變化的部位靠近機翼翼梢處，到飛機對稱面 的力臂較長，產(chǎn)生使飛機繞立軸OYt 向右偏轉(zhuǎn)的偏航 力矩。 n造成兩個不利的影響： n由于飛機的側(cè)向靜穩(wěn)定性，側(cè)滑產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩使飛機向右 滾轉(zhuǎn)，這與向左搬動駕駛桿，使飛機向左滾轉(zhuǎn)的操縱目的相 反，減

41、少了向左滾轉(zhuǎn)的操縱力矩，降低了副翼的操縱效率。 n向左搬動駕駛桿，使飛機向左滾轉(zhuǎn)，是為了使飛機向左進(jìn)入 盤旋，但兩翼阻力不等產(chǎn)生的偏航力矩卻使飛機機頭向右偏 轉(zhuǎn)，對飛機的水平轉(zhuǎn)彎操縱也不利。 n偏轉(zhuǎn)副翼引起的偏航力矩有害。 有害偏航的克服 n差動副翼 n對于駕駛桿的同一行程 ，副翼上偏角度大于下 偏角度的副翼，通過在 副翼上偏一側(cè)機翼上產(chǎn) 生較大的廢阻力，去平 衡另一側(cè)機翼上的過大 的誘導(dǎo)阻力，來消除有 害偏航。 n弗來茲副翼 n將副翼的轉(zhuǎn)軸由副翼的前緣向后移，并安在副翼的下表面。 n副翼向下偏轉(zhuǎn)時，即使達(dá)到最大偏轉(zhuǎn)角，副翼的前緣也不會 露出機翼的上表面；副翼向上偏轉(zhuǎn)時，即使偏轉(zhuǎn)很小的角度 ，

42、副翼的前緣就會露出機翼的下表面，產(chǎn)生較大的廢阻力， 去平衡副翼下偏一側(cè)較大的誘導(dǎo)阻力，消除副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的 有害偏航。 3. 副翼操縱的失效和反逆問題 n副翼的失效或反逆（副翼反操縱） n飛行中， 由于機翼彈性變形（扭轉(zhuǎn)變形）的影響，副翼完全 喪失作用或產(chǎn)生相反作用的現(xiàn)象 米格-25原型機在一次高速試飛中偏轉(zhuǎn)副翼時因機翼嚴(yán)重扭 轉(zhuǎn)而出現(xiàn)副翼反效，飛機墜毀，試飛員喪生。 （1）副翼操縱的失效和反逆是怎樣產(chǎn)生的 n不考慮機翼彈性變形 n副翼向下偏轉(zhuǎn)，在機翼上產(chǎn)生向上的附加氣動力L1 n副翼向上偏轉(zhuǎn)，在機翼上產(chǎn)生向上的附加氣動力L2 n偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的附加升力L1 、 L2形成使飛機滾轉(zhuǎn)的操縱力 矩M1

43、 n實際 n機翼是彈性體；副翼一般安裝在扭轉(zhuǎn)剛度較低的翼梢部位 副翼上偏一側(cè)：在L1作用下，機翼產(chǎn)生低頭扭轉(zhuǎn)，使機 翼有效迎角減小，產(chǎn)生向下的附加氣動升力L扭。 副翼上偏一側(cè)：在L2作用下，機翼抬頭扭轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上 的附加氣動升力L扭。 兩側(cè)機翼的L扭形成滾轉(zhuǎn)力矩M2 M2與M1方向相反，降低副翼的操縱效率 n隨著飛行速度的提高，操縱力矩M1和反力矩M2都在增 加，但由于反力矩M2 由附加升力 L1， L2引起的， 不但隨飛行速度增加而增加，附加升力的增加也會使 它增加，所以比操縱力矩M1 增加的更快。 n當(dāng)飛行速度較小時，M1M2，副翼的操縱效率雖有所降低， 仍能對飛機進(jìn)行正常的側(cè)向操縱。 n

44、M1 = M2，即副翼失效。副翼反逆臨界速度V臨界。 n當(dāng)飛行速度VV臨界 時，M1M2，再向左壓駕駛桿（或轉(zhuǎn)駕 駛盤）時，飛機反而會向右滾轉(zhuǎn)；向右壓駕駛桿（或轉(zhuǎn)駕駛 盤）時，飛機反而會向左滾轉(zhuǎn)，即副翼反逆。 n反逆臨界速度 n提高副翼的操縱效率，防止副翼反逆，保證飛行安全，必須 使飛機飛行速度小于副翼反逆臨界速度。 n通常飛機的最大允許速度比V臨界低100公里/小時。 n提高飛機的飛行速度，必須提高副翼反逆臨界速度。 （2）提高副翼反逆臨界速度的措施 n提高機翼的抗扭剛度 n機翼的扭轉(zhuǎn)剛度越大，在 L1、 L2 作用下機翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn) 角越小， L扭就越小，力矩M2就越小，副翼反逆臨界速度 也

45、就越高。 n飛機設(shè)計，務(wù)必使副翼反逆臨界速度比飛機設(shè)計達(dá)到的最大 允許速度高出一定數(shù)值。 n在飛機使用維修中，不能使機翼受到損傷，以致降低機翼的 扭轉(zhuǎn)剛度。比如機翼蒙皮上的疲勞裂紋、蒙皮腐蝕損傷、碰 撞造成的外形凹陷等。 n采用混合副翼的類型 n每側(cè)機翼的后緣安排兩組副翼：一組在靠近機翼翼梢部位， 叫外側(cè)副翼；一組在靠近機翼翼根部位，叫內(nèi)側(cè)副翼。 n低速飛行時，可用兩組副翼（或外側(cè)副翼）對飛機進(jìn)行側(cè)向 操縱，提高副翼的操縱效率； n高速飛行時，只用內(nèi)側(cè)副翼對飛機進(jìn)行側(cè)向操縱。 n內(nèi)側(cè)副翼為全速副翼，外側(cè)副翼為低速副翼。 4. 提高飛機側(cè)向操縱效率的措施 n（1）擾流板 n安裝在機翼下表面或上表

46、面的襟翼之前，當(dāng)副翼向上偏轉(zhuǎn)到 一定角度時，聯(lián)動機構(gòu)就起作用而將擾流板打開。當(dāng)副翼繼 續(xù)偏轉(zhuǎn)到某一角度時，擾流板就全部豎立在氣流中。它全開 時的最大高度，接近于該處的附面層厚度。 n副翼和擾流板聯(lián)動打開，擾流板前壓強增大，板后氣流分離 使副翼上偏一側(cè)機翼升力進(jìn)一步減小，增加橫滾力矩，提高 副翼操縱效率。 (a)擾流板未打開時與機翼表面平齊 (b)擾流板打開產(chǎn)生大量旋渦 (c)擾流板在機翼表面上的位置 1擾流板；2副翼；3襟翼 n缺點 n在打開瞬間，氣流繞過擾流板加速流動，不能立即在板后生 成旋渦，這時升力反而略有增加。 n故擾流扳單獨使用效果很差，只能與副翼聯(lián)動。 n使用時必須在副翼先向上偏轉(zhuǎn)

47、一定角度后，聯(lián)動機構(gòu)才能將 擾流板打開，擾流板打開的角度與副翼偏轉(zhuǎn)角度有一定搭配 關(guān)系。 n大型民用運輸機在機翼上表面，襟翼前邊布置數(shù)塊擾流 板，靠近機身為地面擾流板，靠翼捎為飛行擾流板。 n飛機飛行時，地面擾流板被鎖定，飛行擾流板輔助副翼完成對 飛機側(cè)向操縱； n著陸時，機輪一接觸地，地面擾流板開鎖，飛機兩側(cè)機翼上的 所有擾流板全部打開，減升增阻，縮短飛機著陸滑跑距離。 n擾流板是有效的輔助操縱面，飛行時可以輔助副翼對飛機進(jìn)行 側(cè)向操縱，或在飛行中使飛機減速；著陸時又減升增阻起到阻 力板作用，改善飛機著陸性能。 （2）渦流發(fā)生器 n渦流發(fā)生器 n利用旋渦從外部氣流中將能量帶進(jìn)附面層，加快附面

48、層內(nèi)氣 流流動，防止氣流分離的裝置。 n安裝位置：常在機翼上表面，副翼的前面安渦流發(fā)生器 n作用：提高副翼在大偏轉(zhuǎn)角和高速下的操縱效率。 n當(dāng)副翼偏轉(zhuǎn)角度x不大時，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩Mx 隨偏轉(zhuǎn)角的增 加而成線性變化。當(dāng)x 較大時，副翼表面附面層內(nèi)氣流的流 動因動能過小而分離，破壞了Mx 與x 的線性變化特性，降低 了副翼的操縱效率。 n當(dāng)飛行速度達(dá)到一定值時，在副翼前面機翼上表面形成激波 分離，也使副翼操縱效率降低。 n在副翼前面安裝渦流發(fā)生器能有效延緩氣流分離，保持Mx 隨 x 線性變化的特性，提高了副翼在大偏轉(zhuǎn)角和高速下的操縱 效率。 4.7.2 飛機的方向操縱 n1.偏轉(zhuǎn)方向舵對飛機進(jìn)行方

49、向操縱 n2. 蹬舵反傾斜現(xiàn)象 1.偏轉(zhuǎn)方向舵對飛機進(jìn)行方向操縱 n方向舵 n安裝在垂直尾翼上的操縱面。垂尾由垂直安定面和方向舵組成， 安定面固定在機身上，方向舵懸掛在安定面后緣的轉(zhuǎn)軸上。 n駕駛員通過腳蹬，操縱方向舵繞轉(zhuǎn)軸左右偏轉(zhuǎn)，實施對飛機的方 向操縱。 n方向舵偏轉(zhuǎn)角用y表示，并規(guī)定當(dāng)方向舵后緣向右偏轉(zhuǎn)時，y為 正值 n方向舵操作 n駕駛員蹬右舵，方向舵向右偏轉(zhuǎn)（y0），垂尾上產(chǎn)生的側(cè) 向力Zcw 指向左，對飛機重心產(chǎn)生的偏航力矩My0，使飛機 機頭向右偏轉(zhuǎn)； n蹬左舵，則飛機的運動正好相反。方向舵的偏轉(zhuǎn)角y與所產(chǎn)生 的偏航力矩My的符號相反。 2. 蹬舵反傾斜現(xiàn)象 n方向舵向右偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生

50、的側(cè)向力Zcw 的 作用點沿立軸OYt 方向距飛機重心有 一段距離Ycw，因而，Z Zcw cw 會對飛機產(chǎn) 會對飛機產(chǎn) 生向左滾轉(zhuǎn)的力矩生向左滾轉(zhuǎn)的力矩M Mx x；相反，若方向 舵向左偏轉(zhuǎn)，則會產(chǎn)生使飛機向右滾 轉(zhuǎn)的力矩Mx。 n通常希望單獨蹬舵時，飛機能夠向所 需方向傾斜。如蹬右舵，飛機機頭向 右偏轉(zhuǎn)右偏轉(zhuǎn)，飛機應(yīng)同時向右傾斜右傾斜（向右 橫滾）；蹬左舵蹬左舵，飛機機頭向左偏轉(zhuǎn) ，飛機應(yīng)同時向左傾斜左傾斜（向左橫滾） n方向舵偏轉(zhuǎn)時，同時產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩卻恰恰與所希望 飛機滾轉(zhuǎn)的方向相反。 n當(dāng)飛機機頭向右偏轉(zhuǎn)，形成左側(cè)滑，由于飛機的側(cè)向靜穩(wěn)定 性，產(chǎn)生橫滾力矩，使飛機向右橫滾，這和希望蹬

51、右舵飛機 向右傾斜的要求是一致的。 n另一方面蹬右舵時，垂尾上產(chǎn)生的側(cè)向力對重心產(chǎn)生的橫滾 力矩，卻使飛機向左傾斜； n如果側(cè)向力對重心產(chǎn)生的橫滾力矩大于側(cè)向靜穩(wěn)定性產(chǎn)生的 橫滾力矩，就會出現(xiàn)蹬右舵飛機向左傾斜，蹬左舵飛機又向 右傾斜的現(xiàn)象，即蹬舵反傾斜現(xiàn)象。 n飛機側(cè)向穩(wěn)定性和方向操縱性合理搭配，避免蹬舵反 傾斜的現(xiàn)象發(fā)生。 4.8 飛機主操縱面上的附設(shè)裝置 n主操縱面 n升降舵俯仰操縱 n副翼滾轉(zhuǎn)操縱 n方向舵偏航操縱 n附設(shè)裝置作用 n重力平衡 n氣動補償 n氣動平衡 4.8.1 重力平衡 n1. 重力平衡的目的 n目的： n在飛機操縱面的轉(zhuǎn)軸前緣內(nèi)部安裝配重，把操縱面的重心移 到轉(zhuǎn)軸之

52、前或與轉(zhuǎn)軸軸線重合，防止飛機機翼副翼發(fā)生顫振 ，保證飛行的安全。 n顫振 n飛機結(jié)構(gòu)在均勻氣流中，由于彈性力、慣性力和氣動力的耦 合作用而發(fā)生的一種自激振動。激振力對結(jié)構(gòu)所做的功等于 或大于阻尼力所消耗的能量時，會發(fā)生顫振。 n顫振現(xiàn)象 n振幅保持定值或越來越大，在很短時間內(nèi)導(dǎo)致災(zāi)難性的結(jié)構(gòu) 毀壞。 n機翼彎曲副翼顫振分析 n條件： n假設(shè)機翼是可以產(chǎn)生彎曲變形的彈性體，在抗扭方面是絕對 剛硬的。 n副翼可繞其轉(zhuǎn)軸自由轉(zhuǎn)動，而且副翼重心在轉(zhuǎn)軸之后 n結(jié)論： n副翼重心在轉(zhuǎn)軸之后，無論機翼振動向上或向下，副翼偏轉(zhuǎn) 產(chǎn)生的附加氣動力與機翼振動方向一致； n附加氣動力為激振力，對機翼做功，不斷從氣流

53、中獲得能量 輸入振動中；激振力大小與飛行速度平方成線性關(guān)系 ； n機翼彎曲振動有減振力： n內(nèi)摩擦力：與飛行速度無關(guān)； n機翼上下彎曲振動產(chǎn)生的附加氣動升力：與飛行速度的一次 方成正比 n隨著飛行速度的提高，激振力和減振力都在增加，但 激振力比減振力增加的快。 n飛行速度較低時，激振力小于減振力，機翼彎曲振動會很快 收斂。 n飛行速度達(dá)到顫振臨界速度時，激振力等于減振力，機翼彎 曲振動不收斂也不發(fā)散，保持等幅振動，也就發(fā)生了顫振。 n飛行速度繼續(xù)提高，激振力大于減振力，機翼彎曲振動振幅 急劇加大，結(jié)構(gòu)很快就會發(fā)生破壞。 n為防止顫振的發(fā)生，最簡單有效的方法是在操縱面上 加配重，使操縱面重心移到

54、轉(zhuǎn)軸之前。 2. 重力平衡的方法 n集中式配重 n把配重集中于一處，用托架安裝到 操縱面前緣距轉(zhuǎn)軸較遠(yuǎn)處。有效地 使舵面的重心前移，但是突出于氣 流之中，增大阻力。效果差 n分散式配重 n把配重分散開，置于操縱面本身的 前部。這種型式的配重藏于翼剖面 內(nèi)，不會增加阻力。效果好 n固定配重 n可調(diào)配重 4.8.2 氣動補償 n氣動補償目的 n要減少鉸鏈力矩，減輕駕駛員操縱飛機的勞動強度。 n1.鉸鏈力矩和操縱力矩 n鉸鏈力矩：操縱面上的空氣動力與它到操縱面轉(zhuǎn)軸垂直距離( 力臂)的乘積。(Mj=Fd) n操縱力矩：加到轉(zhuǎn)軸搖臂上的力與它到轉(zhuǎn)軸距離的乘積。 (Mc=Ph) n要使舵面偏轉(zhuǎn)必須滿足：

55、n無助力操縱系統(tǒng)中，力P按一定比例傳遞到駕駛桿（盤）上， 駕駛員偏轉(zhuǎn)操縱面，搬動駕駛桿（或盤）的操縱力。隨著飛 機飛行速度的提高，和飛機尺寸重量的增加，鉸鏈力矩很快 加大，駕駛員操縱駕駛桿（或盤）的力也隨之增大。加重駕 駛員的勞動強度，甚至達(dá)到了力不能及的程度。 h dF P dFhP MjMc 2.氣動補償方式 n軸式補償 n角式補償 n內(nèi)封補償 n隨動補償片 n彈簧補償片 （1）軸式補償 n軸式補償 n將操縱面的轉(zhuǎn)軸從操縱面前緣向后移到某一位置進(jìn)行補償。 n當(dāng)操縱面繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)時，轉(zhuǎn)軸前后兩部分同時產(chǎn)生空氣動力 ，形成繞轉(zhuǎn)軸方向相反的兩個力矩，使舵面的鉸鏈力矩減小 ，起到氣動補償?shù)淖饔谩?n

56、缺點 n與前面固定翼面之間形成間隙，操縱面效率降低，不利影響隨 著速度的增加而更嚴(yán)重。 n根據(jù)必要的機動性能和操縱性能（操縱駕駛桿力的條件 ），適當(dāng)選擇軸式補償度（一般軸式補償度S補償S操縱面 = 0.200.25）。 n確保在操縱面最大偏角時，其前緣不能突出翼形外表 面之外，否則會引起阻力增加和過度補償，在高速 時會 提前產(chǎn)生激波。 （2）角式補償 n角式補償 n在操縱面的外側(cè)部位（或上側(cè)部位），操縱面的一部分向前 伸出，伸到操縱面轉(zhuǎn)軸之前，形成一個角。 n角的面積一般約占操縱面面積的6%12%。當(dāng)操縱面偏轉(zhuǎn)時 ，外伸角部分上的氣動力對轉(zhuǎn)軸力矩，與操縱面上氣動力對 轉(zhuǎn)軸的力矩，方向相反，減少

57、總鉸鏈力矩，起到氣動補償?shù)?作用。 n特點 n形式構(gòu)造簡單，但操縱面偏轉(zhuǎn)時，角部分突出在翼外形之外 ，將產(chǎn)生渦流，增加阻力，而且還會引起操縱面振動 （3）內(nèi)封補償 n分類 n密封式、平衡式。 n內(nèi)封補償一般用在副翼上 n補償面位于機翼后緣的空 腔內(nèi)，空腔由氣密膠布隔 成上下兩部分，互不通氣 n當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時，下部 壓強大，上部壓強小，在 空腔下部的壓強比上部大 ，因而形成了上下壓強差 n壓強差作用在補償面上， 對副翼轉(zhuǎn)軸的力矩與副翼 上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩相 反，幫助駕駛員克服鉸鏈 力矩。 n優(yōu)點： n內(nèi)封補償?shù)难a償面積達(dá)到副翼面積的50%，得到足夠的補償度 。副翼上下偏轉(zhuǎn)時，均不露出機翼表面

58、，氣動外形好，增加 阻力不大。還可以在補償面上安裝配重，達(dá)到很有效的重量 平衡的效果。 n內(nèi)封補償面不會形成間隙，降低舵面的操縱效率；在補償面 上安裝配重，力臂長，重量平衡的作用比較大；由于它不突 出在翼面之外，增加的阻力也不大；不易過早地產(chǎn)生激波。 n缺點： n這種補償裝置使得舵面的偏轉(zhuǎn)角度不能太大，用途受到限制 只用于副翼； n補償?shù)臍饷苣z布易于磨損，必須經(jīng)常注意維修。 （4）隨動補償片 n隨動補償片 n安裝在操縱面后緣上的一個小調(diào)整 片。它可以繞支持在操縱面上鉸鏈 形成的軸線轉(zhuǎn)動，并通過一根剛性 連桿與前面固定翼面相連。 n當(dāng)駕駛員偏轉(zhuǎn)主操縱面時，由于剛 性連桿的作用，迫使補償片向相反 的方向偏轉(zhuǎn)。相對氣流吹在隨動補 償片上，產(chǎn)生向下的力F1。F1對 舵面轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的力矩M1就是補償 力矩?？梢缘窒徊糠钟啥婷婵諝?動力F2對轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的鉸鏈力矩M2 。 （5）彈簧補償片 n彈簧補償片構(gòu)造：操縱面的操縱搖臂鉸接在操縱面轉(zhuǎn) 軸上，是一個可繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動的杠桿。搖臂上端與操縱 拉桿相連，下端通過一個彈