飛機(jī)的操縱性及實(shí)現(xiàn)操縱的裝置12503405

1、西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢 業(yè) 設(shè) 計(jì)（論 文）論文題目： 飛機(jī)的操縱性及實(shí)現(xiàn)操縱的裝置所屬學(xué)院： 航空維修工程學(xué)院指導(dǎo)老師： 曹建華 職 稱： 高工/副教授 學(xué)生姓名： 張 晨 班級(jí)、學(xué)號(hào): 12503405專 業(yè)： 飛機(jī)制造技術(shù)西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院制20014年10月10日西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計(jì)（論文）任務(wù)書(shū)題目： 飛機(jī)的操縱性及實(shí)現(xiàn)操縱的裝置任務(wù)與要求： 1、計(jì)算機(jī)水平的提高； 2、進(jìn)一步了解飛機(jī)操縱特性； 3、加深利用飛機(jī)操縱裝置實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的操縱的認(rèn)識(shí)。時(shí)間： 2014 年 06 月20日 至 2014 年 10 月 10 日 共 8 周所屬學(xué)院： 航空維修工程學(xué)院學(xué)生姓名： 張晨

2、 學(xué) 號(hào)： 12503405 專業(yè)： 飛機(jī)制造技術(shù)指導(dǎo)單位或教研室： 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 指導(dǎo)教師： 曹建華 職 稱： 高工/副教授西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院制2014年10月10日 畢業(yè)設(shè)計(jì)(論文)進(jìn)度計(jì)劃表日 期工 作 內(nèi) 容執(zhí) 行 情 況指導(dǎo)教師簽 字教師對(duì)進(jìn)度計(jì)劃實(shí)施情況總評(píng) 簽名 年 月 日 本表作評(píng)定學(xué)生平時(shí)成績(jī)的依據(jù)之一。飛機(jī)的操縱性及實(shí)現(xiàn)操縱的裝置【摘要】本文簡(jiǎn)要介紹了飛機(jī)穩(wěn)定性和操作性的基本概念、分類和影響因素。飛機(jī)利用主操縱面升降舵、方向舵和副翼、輔助操縱面、副翼的差動(dòng)和增升裝置實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的操縱，以及副翼上一些必要的附設(shè)裝置、用來(lái)改善飛機(jī)的操縱和保證飛行的安全；本文簡(jiǎn)要描述了常

3、規(guī)固定翼航空器中所使用的操縱裝置。關(guān)鍵詞：穩(wěn)定性 操縱性 操縱裝置AbstractThis paper briefly introduces the basic concepts of stability and operational aircraft, classification and influencing factors.Aircraft using the main control, elevator and rudder and aileron, auxiliary control surfaces, aileron differential and rising device

4、s realize the manipulation of the aircraft, and flap on some necessary ancillary equipment, to improve the control and guarantee the safety of the flight of aircraft;This paper briefly describes the control device used in conventional fixed wing aircraft.Keywords: maneuvering stability control devic

5、e.目 錄1概述62飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性72.1.1 縱向穩(wěn)定性72.1.2 方向穩(wěn)定性82.1.3 側(cè)向穩(wěn)定性92.2 飛機(jī)的操縱性11 飛機(jī)的縱向操縱112.2.2 飛機(jī)的方向操縱11 飛機(jī)的側(cè)向操縱112.3影響飛機(jī)穩(wěn)定性的因素132.4影響飛機(jī)操縱性的因素133飛行操縱裝置133.1運(yùn)動(dòng)軸143.2主操縱面14主操縱面的副作用153.3輔助操縱面16配平163.4飛機(jī)的增升裝置17前緣增升裝置18后緣增升裝置193.5操縱面的附設(shè)裝置22重量平衡22空氣動(dòng)力補(bǔ)償(簡(jiǎn)稱“氣動(dòng)補(bǔ)償”)23空氣動(dòng)力平衡(簡(jiǎn)稱“氣動(dòng)平衡”)273.6其他操縱29飛機(jī)的轉(zhuǎn)彎30其他形式的主操縱面301 概述飛機(jī)

6、飛行操縱在飛機(jī)飛行中擔(dān)負(fù)著改變飛機(jī)狀態(tài)、軌跡等功能和任務(wù)。據(jù)有關(guān)資料統(tǒng)計(jì),飛機(jī)操縱造成的后果大多是重大飛行事故,由于操縱系統(tǒng)的不完善,易造成飛行員誤操作(這種誤操作的結(jié)果往往是機(jī)毀人亡)。例如：法國(guó)航空447 號(hào)班機(jī)由巴西里約熱內(nèi)盧飛往法國(guó)巴黎。2009 年6 月1 日，該航班A330 客機(jī)在巴西圣佩德羅和圣保羅島嶼附近墜毀，機(jī)上人員全數(shù)罹難，為空中客車A330 型客機(jī)投入營(yíng)運(yùn)后的首次空難。根據(jù)2011 年打撈出的失事客機(jī)機(jī)載記錄器數(shù)據(jù)分析，AF447 事故是由以下一系列連鎖事件導(dǎo)致的：（1）由于皮托管結(jié)冰，出現(xiàn)短時(shí)間的速度不一致，導(dǎo)致自動(dòng)駕駛斷開(kāi)，操縱法則轉(zhuǎn)換為備用法則。（2）飛行員操縱不正

7、確造成飛行軌跡不穩(wěn)定。（3）機(jī)組發(fā)出空速不正確喊話后沒(méi)有執(zhí)行相應(yīng)的程序。（4）不把桿飛行員指出飛行軌跡修正偏差的時(shí)機(jī)晚，把桿飛行員沒(méi)有及時(shí)有效修正軌跡。（5）機(jī)組都沒(méi)有意識(shí)到飛機(jī)接近失速，機(jī)組沒(méi)有立即反應(yīng)，直到飛機(jī)超越飛行包線。（6）機(jī)組未能判斷出失速狀態(tài)進(jìn)而沒(méi)有采取正確的改出措施。我們?cè)谟^看精彩的飛行表演時(shí)，常驚嘆飛機(jī)能做各種復(fù)雜的動(dòng)作，如正飛、倒飛、翻筋斗、橫滾飛、螺旋飛等等。那這些動(dòng)作是怎樣做出來(lái)的呢?這就需要我們了解飛機(jī)的操縱原理。飛機(jī)除了能穩(wěn)定飛行之外，還應(yīng)具有良好的操縱能力。如果飛機(jī)沒(méi)有很好的操縱能力，它就根本不能升空飛行。飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)自由度多，在空中無(wú)依無(wú)靠，操縱的復(fù)雜性和難度要比

8、操縱車和船大得多。通過(guò)操縱飛機(jī)的3個(gè)氣動(dòng)操縱面(升降舵、方向舵和副翼，如圖1所示)的偏轉(zhuǎn)等來(lái)實(shí)現(xiàn)操縱飛機(jī)的飛行。它們都是通過(guò)改變舵面上的空氣動(dòng)力產(chǎn)生附加力和相對(duì)于飛機(jī)重心的操縱力矩，來(lái)達(dá)到改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的目的。操縱機(jī)構(gòu)可以是機(jī)械式，通過(guò)連桿或滑輪實(shí)現(xiàn)對(duì)操縱面偏轉(zhuǎn)的控制；也可以是電傳式，通過(guò)線路、電機(jī)等實(shí)現(xiàn)對(duì)舵面的控制。飛行員直接控制的機(jī)構(gòu)有操縱桿、腳蹬等。飛行員前推后拉操縱桿，可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的俯仰操縱;左右扳動(dòng)操縱桿可使飛機(jī)側(cè)滑;左腳踩左腳蹬，可使飛機(jī)向左偏航;右腳踩右腳蹬，可使飛機(jī)向右偏航。2 飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性：處于平衡狀態(tài)的物體，收到外界擾動(dòng)后，偏離了平衡位置，當(dāng)擾動(dòng)消失后，

9、物體能否自動(dòng)回復(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。飛機(jī)的操縱性：飛機(jī)在駕駛員的操縱下，從一種飛行狀態(tài)過(guò)渡到另一種飛行狀態(tài)特性。對(duì)于駕駛員的操縱反映過(guò)于靈敏或過(guò)于遲鈍都會(huì)給飛機(jī)的飛行操縱帶來(lái)困難。2.1 飛機(jī)的穩(wěn)定性在飛行中，飛機(jī)會(huì)經(jīng)常受到各種各樣的擾動(dòng)，如氣流的波動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作不穩(wěn)定、飛行員偶然觸動(dòng)駕駛桿等。這些擾動(dòng)會(huì)使飛機(jī)偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，而在偏離以后，飛機(jī)能否自動(dòng)恢復(fù)原狀，這就是有關(guān)飛機(jī)的穩(wěn)定或不穩(wěn)定的問(wèn)題。飛機(jī)的穩(wěn)定性是飛機(jī)本身的一種特性，與飛機(jī)的操縱性有密切的關(guān)系。例如，飛行員操縱桿、舵，需要用力的大小，飛機(jī)對(duì)桿、舵操縱的反應(yīng)等，都與飛機(jī)的穩(wěn)定性有關(guān)。因此，研究飛

10、機(jī)的穩(wěn)定性是研究飛機(jī)操縱性的基礎(chǔ)。所謂飛機(jī)的穩(wěn)定性，就是在飛行中，當(dāng)飛機(jī)受微小擾動(dòng)而偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，并在擾動(dòng)消失以后，不經(jīng)駕駛員操縱，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)原來(lái)平衡狀態(tài)的特性。 縱向穩(wěn)定性飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞橫軸的穩(wěn)定性。當(dāng)飛機(jī)處于平衡飛行狀態(tài)時(shí)，如果有一個(gè)小的外力干擾，使它的攻角變大或變小，飛機(jī)抬頭或低頭，繞橫軸上下?lián)u擺(也稱為俯仰運(yùn)動(dòng))。當(dāng)外力消除后，駕駛員如果不操縱飛機(jī)，而靠飛機(jī)本身產(chǎn)生一個(gè)力矩，使它恢復(fù)到原來(lái)的平衡飛行狀態(tài)，我們就說(shuō)這架飛機(jī)是縱向穩(wěn)定的。如果飛機(jī)不能靠自身恢復(fù)到原來(lái)的狀態(tài)，就稱為縱向不穩(wěn)定的。如果它既不恢復(fù)，也不遠(yuǎn)離，總是上下?lián)u擺，就稱為縱向中立穩(wěn)定的。飛機(jī)的縱向穩(wěn)定

11、性也稱為俯仰穩(wěn)定性。飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性由飛機(jī)重心在焦點(diǎn)之前來(lái)保證。影響飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的主要因素有飛機(jī)的水平尾翼和飛機(jī)的重心位置。下面，我們首先來(lái)看一下水平尾翼是如何影響飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性的。當(dāng)飛機(jī)以一定的攻角作穩(wěn)定的飛行時(shí)，如果一陣風(fēng)從下吹向機(jī)頭，使飛機(jī)機(jī)翼的攻角增大，飛機(jī)抬頭。陣風(fēng)消失后，由于慣性的作用，飛機(jī)仍要沿原來(lái)的方向向前沖一段路程。這時(shí)由于水平尾翼的攻角也跟著增大，從而產(chǎn)生了一個(gè)低頭力矩。飛機(jī)在這個(gè)低頭力矩作用下，使機(jī)頭下沉。經(jīng)過(guò)短時(shí)間的上下?lián)u擺，飛機(jī)就可恢復(fù)到原來(lái)的飛行狀態(tài)。同樣，如果陣風(fēng)從上吹向機(jī)頭，使機(jī)頭下沉，飛機(jī)攻角減小，水平尾翼的攻角也跟著減小。這時(shí)水平尾翼上產(chǎn)生一個(gè)抬頭力矩，

12、使飛機(jī)抬頭，經(jīng)過(guò)短時(shí)間的上下?lián)u擺，也可使飛機(jī)恢復(fù)到原來(lái)的飛行狀態(tài)。除水平尾翼外，飛機(jī)的重心位置對(duì)縱向穩(wěn)定性也有較大的影響。重心靠后的飛機(jī)，其縱向穩(wěn)定性要比重心靠前的差。其原因是：重心與焦點(diǎn)距離小攻角改變時(shí)產(chǎn)生的附加力矩減小。對(duì)于重心靠后的飛機(jī)，當(dāng)飛機(jī)受擾動(dòng)而增大攻角時(shí)，機(jī)翼產(chǎn)生的附加升力是使機(jī)頭上仰，攻角進(jìn)一步增大，形成不穩(wěn)定力矩。這時(shí)主要靠水平尾翼的附加升力，使機(jī)頭下俯，攻角減小，保證飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性。 方向穩(wěn)定性飛機(jī)的方向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞立軸的穩(wěn)定性。飛機(jī)的方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。所謂側(cè)滑是指飛機(jī)的對(duì)稱面與相對(duì)氣流方向不一致的飛行。它是一種既向前、又向側(cè)方的運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)帶有側(cè)滑時(shí)，空氣

13、則從飛機(jī)側(cè)方吹來(lái)。這時(shí)，相對(duì)氣流方向與飛機(jī)對(duì)稱面之間的夾角稱為“側(cè)滑角”，也稱“偏航角”。對(duì)飛機(jī)方向穩(wěn)定性影響最大的是垂直尾翼。另外，飛機(jī)機(jī)身的側(cè)面迎風(fēng)面積也起相當(dāng)大的作用。其它如機(jī)翼的后掠角、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等也有一定的影響。當(dāng)飛機(jī)穩(wěn)定飛行時(shí)，不存在偏航角，處于平衡狀態(tài)。如果有一陣風(fēng)突然吹來(lái)，使機(jī)頭向右偏(此時(shí)，相對(duì)氣流從左前方吹來(lái)，稱為左側(cè)滑)，便有了偏航角。陣風(fēng)消除后，由于慣性作用，飛機(jī)仍然保持原來(lái)的方向，向前沖一段路程。這時(shí)相對(duì)風(fēng)吹到偏斜的垂直尾翼上，產(chǎn)生了一個(gè)向右的附加力。這個(gè)力便繞飛機(jī)重心產(chǎn)生了一個(gè)向左的恢復(fù)力矩，使機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。經(jīng)過(guò)一陣短時(shí)間的搖擺，消除掉偏航角，飛機(jī)恢復(fù)到原來(lái)的平衡飛

14、行狀態(tài)。同樣，當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)右側(cè)滑時(shí)，就形成使飛機(jī)向右偏轉(zhuǎn)的方向穩(wěn)定力矩?？梢?jiàn)，只要有側(cè)滑，飛機(jī)就會(huì)產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。而方向穩(wěn)定力矩總是要使飛機(jī)消除偏航角。 側(cè)向穩(wěn)定性 飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞縱軸的穩(wěn)定性。處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的飛機(jī)，如果有一個(gè)小的外力干擾，使機(jī)翼一邊高一邊低，飛機(jī)繞縱軸發(fā)生傾側(cè)。當(dāng)外力取消后，飛機(jī)靠本身產(chǎn)生一個(gè)恢復(fù)力矩，自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)飛行狀態(tài)，而不靠駕駛員的幫助，這架飛機(jī)就是側(cè)向穩(wěn)定的，否則就是側(cè)向不穩(wěn)定。保證飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定性的因素主要有機(jī)翼的上反角和后掠角。我們先來(lái)看上反角的側(cè)向穩(wěn)定作用。當(dāng)飛機(jī)穩(wěn)定飛行時(shí)，如果有一陣風(fēng)吹到飛機(jī)左翼上，使左翼抬起，右翼下沉，飛機(jī)繞縱軸發(fā)生傾側(cè)。這

15、時(shí)飛機(jī)的升力Y也隨著傾側(cè)。而升力原來(lái)是同飛機(jī)重力G同處于一根直線上而且彼此相等的。Y傾側(cè)后與重力G構(gòu)成一個(gè)合力R，使飛機(jī)沿著合力的方向向右下方滑過(guò)去，這種飛行動(dòng)作就是“側(cè)滑”(如圖1所示)。飛機(jī)側(cè)滑后，相對(duì)氣流從與側(cè)滑相反的方向吹來(lái)。吹到機(jī)翼上以后，由于機(jī)翼上反角的作用，相對(duì)風(fēng)速與下沉的那只機(jī)翼(這里是右翼)之間所形成的攻角1，要大于上揚(yáng)的那只機(jī)翼的攻角2。因此，前者上產(chǎn)生的升力Y1也大于后者的升力Y2。這兩個(gè)升力之差，對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生了一個(gè)恢復(fù)力矩M，經(jīng)過(guò)短瞬時(shí)間的左右傾側(cè)搖擺，就會(huì)使飛機(jī)恢復(fù)到原來(lái)的飛行狀態(tài)。上反角越大，飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性就越好。相反，下反角則起側(cè)向不穩(wěn)定的作用。現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼的

16、上反角大約在正7度到負(fù)10度之間。負(fù)上反角就是下反角?，F(xiàn)在再來(lái)看機(jī)翼的后掠角是怎樣起側(cè)向穩(wěn)定作用的。如圖2(a)所示，一架后掠角機(jī)翼(無(wú)上反角)的飛機(jī)原來(lái)處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)。當(dāng)陣風(fēng)從下向上吹到左機(jī)翼上的時(shí)候，破壞了穩(wěn)定飛行，飛機(jī)左機(jī)翼上揚(yáng)，右機(jī)翼下沉，機(jī)翼側(cè)傾，升力Y也隨著側(cè)傾而與飛機(jī)重力G構(gòu)成合力R。飛機(jī)便沿著R所指的方向發(fā)生側(cè)滑。v1陣風(fēng)速度；v2側(cè)滑速度；v3由側(cè)滑引起的相對(duì)風(fēng)速；M恢復(fù)力矩；O飛機(jī)重心；y上反角圖1 機(jī)翼上反角對(duì)飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定性的影響陣風(fēng)消除后，飛機(jī)沿側(cè)滑方向飛行(如圖2(b)。這時(shí)沿側(cè)滑方向吹來(lái)的，對(duì)氣流，吹到兩邊機(jī)翼上。由于后掠角而產(chǎn)生不同的效果。作用到兩邊機(jī)翼上的相對(duì)

17、風(fēng)速v雖然相同，但由于后掠角的存在，作用到前面的機(jī)翼(這里是右翼)的垂直分速v1，大于作用到落后的那只機(jī)翼上的垂直分速v3。而這兩個(gè)分速是產(chǎn)生升力的有效速度。另外兩個(gè)平行于機(jī)翼前緣的分速v2和v4對(duì)于產(chǎn)生升力不起什么作用，可不加考慮。既然v1大于v3，所以下沉的那只機(jī)翼上的升力Y1要大于上揚(yáng)的機(jī)翼上的升力Y2。二者之差構(gòu)成恢復(fù)力矩M。它正好使機(jī)翼向原來(lái)的位置轉(zhuǎn)過(guò)去。這樣經(jīng)過(guò)短瞬時(shí)間的搖擺，飛機(jī)最后便恢復(fù)到原來(lái)的穩(wěn)定飛行狀態(tài)。機(jī)翼的后掠角越大，恢復(fù)力矩也越大，側(cè)向穩(wěn)定的作用也就越強(qiáng)。如果后掠角太大，就可能導(dǎo)致側(cè)向過(guò)分穩(wěn)定。因而采用下反角就成為必要的了。保證飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定作用，除了機(jī)翼上反角和后掠

18、角兩項(xiàng)重要因素外，還有機(jī)翼和機(jī)身的相對(duì)位置。上單翼起側(cè)向穩(wěn)定作用，而下單翼則起側(cè)向不穩(wěn)定的作用。此外，飛機(jī)的展弦比和垂直尾翼對(duì)側(cè)向穩(wěn)定性也有一定的影響。飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性，是緊密聯(lián)系并互為影響的。二者合起來(lái)稱為飛機(jī)的“橫側(cè)穩(wěn)定”。二者必須適當(dāng)?shù)嘏浜?，過(guò)分穩(wěn)定和過(guò)分不穩(wěn)定都對(duì)飛行不利。同時(shí)二者配合得不好，如果方向穩(wěn)定性遠(yuǎn)遠(yuǎn)地超過(guò)側(cè)向穩(wěn)定性，或者相反，都會(huì)使得橫側(cè)穩(wěn)定性不好，甚至使飛機(jī)陷入不利的飛行狀態(tài)。圖2-a圖2-b 機(jī)翼后掠角對(duì)飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定性的影響va陣風(fēng)；vb側(cè)滑速度；vc相對(duì)風(fēng)速；M恢復(fù)力矩2.2 飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性是指飛機(jī)在飛行員操縱的情況下，改變其飛行姿態(tài)的特性。飛機(jī)

19、在空中的操縱是通過(guò)三個(gè)操縱面升降舵、方向舵和副翼來(lái)進(jìn)行的。轉(zhuǎn)動(dòng)這三個(gè)操縱面，在氣流的作用下，就會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生操縱力矩，使其繞橫軸、立軸和縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，從而改變飛機(jī)的飛行姿態(tài)。 飛機(jī)的縱向操縱飛機(jī)的縱向操縱是指控制飛機(jī)繞橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)。它是通過(guò)向前或向后推拉駕駛桿，使升降舵向下或向上偏轉(zhuǎn)，來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)縱向操縱的目的?，F(xiàn)代飛機(jī)升降舵的偏轉(zhuǎn)角度大約在正15度到負(fù)30度之間(升降舵向下偏轉(zhuǎn)時(shí)的角度規(guī)定為正值)。大型運(yùn)輸機(jī)的偏轉(zhuǎn)角要小些。一般在正15度到負(fù)20度之間。 飛機(jī)的方向操縱飛機(jī)的方向操縱是指飛機(jī)繞立軸的偏航運(yùn)動(dòng)。駕駛員通過(guò)操縱腳蹬來(lái)進(jìn)行飛機(jī)的方向操縱。駕駛員踩左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便向左方轉(zhuǎn)過(guò)去

20、；駕駛員踩右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便右轉(zhuǎn)。要使飛機(jī)向左轉(zhuǎn)，他只須踩動(dòng)左腳蹬就行了。飛機(jī)方向舵一般可以向左或向右偏轉(zhuǎn)30度。 飛機(jī)的側(cè)向操縱飛機(jī)的側(cè)向操縱是指飛機(jī)繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。駕駛員通過(guò)向左或向右操縱駕駛桿（盤(pán)）來(lái)進(jìn)行飛機(jī)的側(cè)向操縱。飛機(jī)的側(cè)向操縱與縱向或方向操縱有一點(diǎn)不同，即副翼有兩片，并且轉(zhuǎn)動(dòng)方向是相反的。一片副翼向上偏轉(zhuǎn)；另一片副翼則向下偏轉(zhuǎn)。由此產(chǎn)生的附加力，對(duì)飛機(jī)重心O產(chǎn)生一個(gè)滾轉(zhuǎn)力矩M，便可使飛機(jī)繞縱軸傾側(cè)。當(dāng)飛機(jī)處于平衡飛行狀態(tài)時(shí)，作用在飛機(jī)上的外力和外力矩都是互相平衡的。如果駕駛員要使飛機(jī)向左傾側(cè)，他可把駕駛桿向左擺動(dòng)(如圖3所示)，這時(shí)右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)(如圖3)所示)

21、，左邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)(如圖3所示)的右副翼與相對(duì)氣流之間的夾角(攻角)1增大，所以右機(jī)翼上的升力Y1也增大；而向上偏轉(zhuǎn)的左副翼與相對(duì)氣流之間的夾角(攻角)2減小，所以左機(jī)翼上的升力Y2也減小。于是，升力Y1和Y2之差，對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成了一個(gè)滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)向左傾側(cè)。如果駕駛員向左擺動(dòng)駕駛桿，就會(huì)產(chǎn)生相反的結(jié)果，使飛機(jī)向右傾側(cè)?，F(xiàn)代飛機(jī)的副翼向上偏轉(zhuǎn)約為20度到25度(規(guī)定為負(fù)值)，向下偏轉(zhuǎn)約為10度到15度(規(guī)定為正值)。圖3 飛機(jī)的側(cè)向操縱1駕駛桿；2右副翼；3左副翼； 綜上所述，在空氣動(dòng)力作用的原理方面，飛機(jī)各個(gè)方向的操縱基本是相同的，都是改變舵面上的空氣動(dòng)力，產(chǎn)生附加力矩，從而達(dá)到改變飛機(jī)

22、飛行狀態(tài)的目的。飛機(jī)的側(cè)向操縱和方向操縱，是有密切聯(lián)系的。要使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎，不但要操縱方向舵，改變飛機(jī)的方向；還要操縱副翼使飛機(jī)向轉(zhuǎn)彎的一側(cè)傾斜，二者密切配合，才能把轉(zhuǎn)彎的動(dòng)作做好。2.3 影響飛機(jī)穩(wěn)定性的因素影響飛機(jī)穩(wěn)定性的因素主要有以下幾點(diǎn)：1）飛機(jī)重心位置前、后變動(dòng)對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響2）速度變化對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響3）高度變化對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響4）大迎角飛行對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響5）飛行員松開(kāi)桿舵對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響6）操縱系統(tǒng)中的配重，彈簧對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性的影響2.4 影響飛機(jī)操縱性的因素影響飛機(jī)操縱性的因素主要有以下幾點(diǎn)：1）飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量對(duì)飛機(jī)操縱性的影響2）飛機(jī)重心位置移動(dòng)對(duì)飛機(jī)操縱性的影響3）

23、飛行高度的變化對(duì)飛機(jī)操縱性的影響4）飛行速度對(duì)飛機(jī)反映快慢的影響5）迎角對(duì)橫向操縱性的影響 3 飛行操縱裝置航空器飛行操縱裝置使得駕駛員能夠調(diào)整和控制航空器的飛行姿態(tài)。有效飛行操縱裝置的產(chǎn)生是航空器發(fā)展過(guò)程中至關(guān)重要的一步。早期的固定翼航空器設(shè)計(jì)工作，在如何使航空器能夠產(chǎn)生足夠升力離開(kāi)地面方面獲得了很大的成功，但是一旦離開(kāi)地面，航空器就變成不可操縱的了，經(jīng)常造成災(zāi)難性后果。有效飛行操縱裝置產(chǎn)生的目的就是讓航空器能夠進(jìn)行穩(wěn)定的飛行。飛機(jī)的操縱就是飛機(jī)上用來(lái)傳遞操縱指令，驅(qū)動(dòng)舵面運(yùn)動(dòng)的所有部件和裝置的綜合，駕駛員通過(guò)操縱飛機(jī)的各個(gè)舵面和調(diào)整片實(shí)現(xiàn)飛機(jī)姿態(tài)的轉(zhuǎn)變，以完成對(duì)飛機(jī)的飛行狀態(tài)、氣動(dòng)外形的的

24、控制。現(xiàn)在普遍應(yīng)用的操縱系統(tǒng)有以下幾類：主操縱系統(tǒng)、簡(jiǎn)單的機(jī)械操縱系統(tǒng)、不可逆助力操縱系統(tǒng)、電傳操縱系統(tǒng)。、本文描述了常規(guī)固定翼航空器中所使用的操縱裝置。其他構(gòu)型的固定翼航空器可能使用了不同的操縱面，但基本原理仍然相同。而旋翼類航空器（直升機(jī)和自轉(zhuǎn)旋翼機(jī)）的操縱裝置則與固定翼航空器完全不同。 3.1 運(yùn)動(dòng)軸三個(gè)軸向旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)圖（4） 飛機(jī)的操縱和運(yùn)動(dòng)圖（5）從運(yùn)動(dòng)學(xué)上來(lái)講，航空器的運(yùn)動(dòng)可以分解為三維空間內(nèi)質(zhì)點(diǎn)的平動(dòng)和航空器以自身質(zhì)心為中心的轉(zhuǎn)動(dòng)。航空器姿態(tài)實(shí)際上就是指在不考慮與位置變化有關(guān)的平動(dòng)情況下，航空器在以質(zhì)心為原點(diǎn)的三維直角坐標(biāo)系中的轉(zhuǎn)動(dòng)情況。換句話說(shuō)，就是航空器繞通過(guò)其質(zhì)心并相互垂直的

25、三個(gè)軸的自由旋轉(zhuǎn)情況。為了能夠控制航空器姿態(tài)，駕駛員應(yīng)能操縱航空器在這些軸上的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。上述與航空器旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)有關(guān)的三個(gè)軸分別被稱為縱軸、橫軸和垂直軸，其具體概念如下：垂向垂直軸自上而下穿過(guò)航空器。這個(gè)軸上的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)被稱為“偏航”。偏航改變航空器機(jī)頭在機(jī)身平面上的指向，即向左還是向右。在固定翼航空器上，主要的偏航操縱一般是由方向舵來(lái)實(shí)現(xiàn)的。副翼對(duì)偏航也有副作用。橫向縱軸從前至后穿過(guò)航空器。這個(gè)軸上的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)被稱為“滾轉(zhuǎn)”或“壓坡度”。滾轉(zhuǎn)改變航空器機(jī)身平面相對(duì)于重力方向的角度。駕駛員可通過(guò)增加一側(cè)機(jī)翼升力并減少另一側(cè)升力來(lái)改變坡度。升力的差異導(dǎo)致航空器繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。副翼是主要的滾轉(zhuǎn)操縱裝置。

26、方向舵對(duì)滾轉(zhuǎn)也有副作用。大型飛機(jī)上，有時(shí)也采用打開(kāi)單側(cè)擾流板的方法加速滾轉(zhuǎn)?？v向橫軸從左右兩側(cè)穿過(guò)航空器。這個(gè)軸上的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)被稱為“俯仰”。俯仰改變航空器機(jī)頭在垂直面上的指向，即向上還是向下。升降舵是主要的俯仰操縱裝置。特別強(qiáng)調(diào)的一點(diǎn)是，這三個(gè)虛擬的軸是隨航空器一起運(yùn)動(dòng)的，而不是相對(duì)于地面靜止的。當(dāng)航空器運(yùn)動(dòng)時(shí)，這些軸相對(duì)于地面不但位置上會(huì)發(fā)生改變，方向也會(huì)發(fā)生改變，但相對(duì)于航空器機(jī)身卻是沒(méi)有變化的。例如，當(dāng)一個(gè)航空器左側(cè)機(jī)翼垂直指向地面時(shí)，此時(shí)航空器的垂直軸與地面平行，而橫軸則垂直于地面（不考慮機(jī)翼反角）。3.2 主操縱面主操縱面通過(guò)鉸鏈或滑軌連接在機(jī)身上，所以它們可以移動(dòng)并使流過(guò)的氣流發(fā)生

27、偏移。這種氣流方向變化產(chǎn)生的不平衡力使得航空器繞有關(guān)軸線旋轉(zhuǎn)。副翼安裝在每個(gè)機(jī)翼靠近翼尖的位置，兩側(cè)的運(yùn)動(dòng)方向相反。當(dāng)駕駛員向左移動(dòng)駕駛桿或逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)駕駛盤(pán)時(shí)，左側(cè)副翼會(huì)向上運(yùn)動(dòng)，而右側(cè)副翼則向下運(yùn)動(dòng)。向上的副翼減小所在機(jī)翼的升力，而向下的是增加升力，這樣駕駛桿向左移動(dòng)導(dǎo)致左側(cè)機(jī)翼下降而右側(cè)機(jī)翼上揚(yáng)。因此使航空器產(chǎn)生向左的坡度，并開(kāi)始向左側(cè)轉(zhuǎn)彎。將駕駛桿移動(dòng)到中立位置，副翼也回到中立位置，這時(shí)航空器會(huì)保持坡度，并繼續(xù)轉(zhuǎn)彎，直到施加相反的副翼操縱使坡度為零改為直飛。升降舵分別安裝在機(jī)身尾部?jī)蓚?cè)水平安定面的后緣上。它們一同向上和向下移動(dòng)。當(dāng)駕駛員向后拉駕駛桿時(shí)，升降舵向上運(yùn)動(dòng)。前推駕駛桿時(shí)，升降舵

28、向下運(yùn)動(dòng)。上揚(yáng)的升降舵給機(jī)尾一個(gè)向下的力，而導(dǎo)致機(jī)頭向上俯仰。這使機(jī)翼的氣動(dòng)迎角增加，產(chǎn)生更大的升力和阻力。駕駛桿回到中立位置后，升降舵也回到中立位置，飛機(jī)的俯仰變化停止。許多航空器使用全動(dòng)平尾（一個(gè)可活動(dòng)的水平安定面）來(lái)取代升降舵。方向舵安裝在機(jī)身尾部垂直安定面的后緣上。當(dāng)駕駛員蹬左腳踏板時(shí)，方向舵向左偏移。蹬右腳踏板導(dǎo)致方向舵向右偏移。向右偏移的方向舵會(huì)在機(jī)身尾部產(chǎn)生向左的力，導(dǎo)致機(jī)頭向右偏航。方向舵腳踏板回中立位置后，方向舵也回到中立位置，飛機(jī)停止偏航。機(jī)翼上的操縱面與附屬裝置（如圖6）.翼尖小翼.低速副翼.高速副翼.襟翼滑軌整流罩.前緣襟翼克魯格襟翼.前緣縫翼.內(nèi)側(cè)襟翼.外側(cè)襟翼.擾流

29、板.擾流板減速板注1：以上僅為示意圖，在具體機(jī)型上，各位置上部件因設(shè)計(jì)理念的不同，其實(shí)際構(gòu)型、功能和名稱也有可能不同。注2：圖中和所反映的是襟翼的三個(gè)不同工作位置，而非三層襟翼。3.2.1 主操縱面的副作用副翼副翼主要是用于控制坡度。機(jī)翼的氣動(dòng)特性決定了：只要升力增加，誘導(dǎo)阻力也會(huì)增加。當(dāng)向左移動(dòng)駕駛桿使航空器向左壓坡度時(shí)，右側(cè)副翼是向下的，使右側(cè)機(jī)翼的升力增加，因此右側(cè)機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力也增加。其結(jié)果導(dǎo)致航空器向右偏航，與副翼操縱所要達(dá)到的機(jī)頭偏航方向正好相反，這種情況被稱為反向偏航。這樣當(dāng)向左移動(dòng)駕駛桿使航空器向左壓坡度時(shí)就會(huì)導(dǎo)致機(jī)頭有向右的偏轉(zhuǎn)。反向偏航對(duì)具有較長(zhǎng)機(jī)翼的輕型航空器有更大的影響

30、，例如滑翔機(jī)。這時(shí)就需要駕駛員操縱方向舵來(lái)抵消反向偏航的影響。“差動(dòng)副翼”是一種通過(guò)特殊的機(jī)構(gòu)使向下運(yùn)動(dòng)的副翼偏移量小于向上運(yùn)動(dòng)的副翼，從而減弱反向偏航效應(yīng)。方向舵使用方向舵導(dǎo)致一側(cè)機(jī)翼運(yùn)動(dòng)速度比另一側(cè)的快。速度的增加意味著升力的增加，因此使用方向舵會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)效應(yīng)。另外，由于方向舵位置一般都高于航空器的重心，這樣作用在方向舵?zhèn)认蛄蜁?huì)在機(jī)身上產(chǎn)生力矩，使航空器產(chǎn)生反向坡度。操縱方向舵向右不僅使機(jī)尾向左、機(jī)頭向右運(yùn)動(dòng)，還會(huì)使航空器自旋，就像要進(jìn)行左轉(zhuǎn)彎一樣。在所有的操縱輸入中，方向舵的操縱輸入能產(chǎn)生最大的反向作用。因此在輕型航空器上，副翼和方向舵通常都一起使用。當(dāng)向左轉(zhuǎn)彎時(shí)，駕駛桿向左移動(dòng)，同時(shí)

31、要以足夠量蹬方向舵左腳踏板。如果左腳踏板操縱量過(guò)大，則會(huì)導(dǎo)致航空器發(fā)生側(cè)滑，然后進(jìn)入尾旋（也稱螺旋）。然而，在輕型航空器上只使用方向舵而不是副翼來(lái)改變飛行路線也不失為一個(gè)好方法，因?yàn)檫@時(shí)駕駛員的雙手可以解放出來(lái)，以便執(zhí)行更多的任務(wù)，例如查看航圖等。3.3 輔助操縱面 配平配平操縱使駕駛員能夠在很寬的載荷和空速范圍內(nèi)，平衡由機(jī)翼和操縱面產(chǎn)生的升力和拉力。這樣可以降低調(diào)整或保持希望的飛行姿態(tài)所需的力量。對(duì)于具有可逆操縱系統(tǒng)的航空器，通過(guò)配平可大大降低駕駛員在操縱方面的工作強(qiáng)度。配平片用于調(diào)整有關(guān)的主操縱面位置。它們經(jīng)常是通過(guò)鉸接方式安裝在操縱面的后緣，并可在駕駛艙內(nèi)操縱其動(dòng)作。某些輕型航空器上的配

32、平片是一塊固定的金屬片，可在地面對(duì)其彎度進(jìn)行調(diào)整，但在飛行中不能控制。配平片通過(guò)改變氣流方向產(chǎn)生氣動(dòng)力使主操縱面保持在希望的位置上。因?yàn)樗鼈兾挥谥鞑倏v面支點(diǎn)的最遠(yuǎn)端，則只需要產(chǎn)生較小的氣動(dòng)力就可通過(guò)杠桿作用實(shí)現(xiàn)偏移主操縱面的目的。全動(dòng)水平尾翼除了甚輕型航空器，升降舵上的配平片無(wú)法為重量較大的航空器提供足夠的配平力和運(yùn)動(dòng)范圍。為了提供合適的配平力，整個(gè)水平尾翼被做成俯仰角度可調(diào)整的。這樣可使駕駛員能夠調(diào)整水平尾翼升力的大小和方向，起到部分升降舵的作用，從而降低來(lái)自升降舵的反作用力。最簡(jiǎn)單的配平方法是利用彈簧在駕駛員的操縱裝置上施加相應(yīng)的力達(dá)到配平效果。實(shí)施某些飛行時(shí)，需要使用大量配平以使航空器保

33、持預(yù)定的迎角。這主要適用于慢速飛行，此時(shí)需要保持機(jī)頭朝上的姿態(tài)。配平不僅用于升降舵，也用于方向舵和副翼，以抵消滑流或重心偏向一側(cè)的影響。3.3.2 副翼差動(dòng)實(shí)現(xiàn)的操縱1）副翼的作用副翼是主機(jī)翼后緣外側(cè)安裝的可動(dòng)翼面，它可以使飛機(jī)完成左右轉(zhuǎn)彎和左右橫滾動(dòng)作。向左扳操縱桿時(shí)，左副翼向上偏，右副翼向下偏;向右則反之。我們以向左扳操縱桿為例，說(shuō)明副翼的工作原理。在飛機(jī)水平平衡飛行過(guò)程中，如果飛行員向左扳操縱桿，左副翼上偏使左副翼的迎角減小，因而左翼升力降低;右副翼下偏使右副翼的迎角增大，因而右翼升力增大。左右機(jī)翼產(chǎn)生的升力差相對(duì)于飛機(jī)縱軸產(chǎn)生了一個(gè)橫滾力矩，這個(gè)力矩使飛機(jī)向左方傾斜。如果扳動(dòng)角度小，飛

34、機(jī)向左略傾斜，做向左盤(pán)旋或左轉(zhuǎn)彎的動(dòng)作;如果扳動(dòng)角度很大，則由于機(jī)翼兩邊升力差過(guò)大，飛機(jī)則向左做橫滾的動(dòng)作。我們有時(shí)看到特技表演的飛機(jī)一面高速飛行，一面沿縱軸旋轉(zhuǎn)，這就是通過(guò)操縱兩個(gè)副翼實(shí)現(xiàn)的。2）副翼反效“副翼反效”又稱為“副翼反逆”、“副翼反操縱”。飛機(jī)高速飛行時(shí)由于氣動(dòng)載荷而引起的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)彈性變形，使得偏轉(zhuǎn)副翼時(shí)所引起的總滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反的現(xiàn)象。在正常情況下，當(dāng)駕駛員向右壓駕駛桿時(shí)，左副翼向下偏轉(zhuǎn)而使左機(jī)翼升力增加，右副翼向上偏轉(zhuǎn)而使右機(jī)翼升力降低，從而對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生一個(gè)向右的滾轉(zhuǎn)力矩，飛機(jī)向右傾側(cè)，這是和駕駛員的自然動(dòng)作相一致的。由于副翼一般裝在機(jī)翼的外側(cè)后緣，機(jī)翼的這部分結(jié)構(gòu)比

35、較薄弱，剛度較小。當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼后緣升力增大，將使機(jī)翼產(chǎn)生前緣向下的扭轉(zhuǎn)，從而使這部分機(jī)翼的有效攻角減小，這會(huì)使升力減小，因而抵消了副翼下偏的部分效果。隨著飛機(jī)飛行速度的增大，因結(jié)構(gòu)剛度不變，這種扭轉(zhuǎn)將隨著增加，上述抵消現(xiàn)象就日趨嚴(yán)重。當(dāng)達(dá)到某個(gè)速度(稱為“副翼反操縱臨界速度”)時(shí)，副翼偏轉(zhuǎn)所引起的升力增量和機(jī)翼扭轉(zhuǎn)所減小的升力負(fù)增量相抵消，因此偏轉(zhuǎn)副翼并不能產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。超過(guò)此速度時(shí)，副翼偏轉(zhuǎn)將產(chǎn)生反效果，這種現(xiàn)象就稱為“副翼反效”。飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)必須保證機(jī)翼有足夠的抗扭剛度，使得在全部飛行速度范圍內(nèi)不致發(fā)生副翼反效。高速飛機(jī)為了防止出現(xiàn)這種現(xiàn)象，有時(shí)采用內(nèi)側(cè)副翼、全動(dòng)式翼尖副翼或擾流片

36、等。3）副翼差動(dòng)通過(guò)前面的介紹可以知道，在飛機(jī)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，需要同時(shí)操縱副翼和方向舵。如果一側(cè)副翼相下偏轉(zhuǎn)的角度與另一側(cè)向上偏轉(zhuǎn)的角度相等，則副翼向下偏轉(zhuǎn)一側(cè)的阻力比另一側(cè)的大，這個(gè)阻力偏差量試圖把機(jī)頭拉向機(jī)翼抬高的一側(cè)，使飛機(jī)轉(zhuǎn)向相反的方向。為了防止這種相反作用的產(chǎn)生，副翼經(jīng)常被設(shè)計(jì)成具有不同行程的差動(dòng)副翼，也就是兩側(cè)副翼存在差動(dòng)行程。當(dāng)駕駛桿被操縱了一個(gè)給定的行程時(shí)，副翼向上偏轉(zhuǎn)的偏轉(zhuǎn)角度要比向下偏轉(zhuǎn)的偏轉(zhuǎn)角度大。這種現(xiàn)象稱為“副翼差動(dòng)”。副翼差動(dòng)是通過(guò)差動(dòng)搖臂(一種雙搖臂)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。這種搖臂之所以能起差動(dòng)作用，是因?yàn)楫?dāng)駕駛桿處于中立位置時(shí)，它的兩個(gè)搖臂中至少有一個(gè)搖臂與傳動(dòng)桿不成直角。在維

37、護(hù)修理工作中，必須注意保持搖臂與傳動(dòng)桿的正常位置。3.4 飛機(jī)的增升裝置高速飛機(jī)機(jī)翼的構(gòu)造和外形，主要是從有利于作高速飛行的觀點(diǎn)來(lái)設(shè)計(jì)和制造的。這種機(jī)翼在高速飛行時(shí)，攻角很小，但由于飛行速度較大，仍可產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持水平飛行；同時(shí)，它還有足夠的強(qiáng)度和剛度來(lái)承受巨大的載荷。但在低速飛行時(shí)，特別是在起飛和著陸時(shí)，由于飛行速度較小，雖然增大攻角，但升力仍很小，不足以維持飛機(jī)的平飛。同時(shí)，機(jī)翼攻角的增加是有一定限度的。如果機(jī)翼攻角太大，會(huì)造成氣流分離，從而導(dǎo)致失速。因此，高速飛機(jī)在低速飛行時(shí)的性能較差。這主要表現(xiàn)在：起飛和著陸時(shí)由于速度太大，起降不安全；延長(zhǎng)起飛和著陸滑跑距離等。依據(jù)不同的增升原理

38、，機(jī)翼便有了不同的“增升裝置”。其中包括：前緣縫翼、各式襟翼、附面層控制等。這些增升裝置使飛機(jī)在盡可能小的速度下，產(chǎn)生足夠大的升力，保持飛機(jī)的平飛，從而大大減小起飛和著陸速度，縮短滑跑距離。3.4.1 前緣增升裝置1、前緣縫翼前緣縫翼是一個(gè)小的翼面，總是裝在機(jī)翼前緣。當(dāng)前緣縫翼打開(kāi)時(shí)，它就與機(jī)翼表面形成一道縫隙。下翼面壓強(qiáng)較大的氣流通過(guò)這道縫隙，得到加速而流向上翼面，增大了機(jī)翼上表面氣流的速度，降低了壓強(qiáng)，消除了這里的大量旋渦。因而恢復(fù)了上下翼面的壓強(qiáng)差，延緩了氣流分離，避免大攻角下的失速(如圖7所示)。圖7 前緣縫翼打開(kāi)時(shí)，氣流分離被推遲(a) 縫翼閉合時(shí)，在大攻角下發(fā)生氣流分離，旋渦很多；

39、(b) 縫翼打開(kāi)時(shí)，旋渦很少，恢復(fù)了空氣的平滑流動(dòng)時(shí)，延緩了氣流分離1前緣襟翼；2后緣襟翼；3副翼；4機(jī)翼前緣縫翼的主要作用是：(1)延緩機(jī)翼上的氣流分離，因而提高了“臨界攻角”(一般能增大10°15°)，使得機(jī)翼在更大的攻角下才會(huì)發(fā)生失速。(2)增大最大升力系數(shù)Cy,max(一般能增大百分之五十左右）。2、前緣襟翼安裝在機(jī)翼前緣的襟翼稱為前緣襟翼，如圖8所示。在大攻角情況下，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，既可減小前緣與相對(duì)氣流之間的角度，消除了旋渦，使氣流能夠平滑地沿機(jī)翼上翼面流過(guò)；同時(shí)也可增大翼剖面的彎度。從而達(dá)到延緩氣流分離、提高最大升力系數(shù)和臨界攻角的目的。 圖8 前緣襟翼的位

40、置和增升作用機(jī)翼上的前緣襟翼；(b)前緣襟翼未放下時(shí)，發(fā)生氣流分離；(c)前緣襟翼放下3、克魯格襟翼實(shí)際上，克魯格襟翼是前緣襟翼的一種。它一般位于機(jī)翼根部的前緣，靠作動(dòng)筒收放，打開(kāi)時(shí)象一塊板，如圖9所示。在閉合位置時(shí)為機(jī)翼前緣的組成部分，打開(kāi)時(shí)向前下方翻轉(zhuǎn)，開(kāi)度常大于110°。它既可增大機(jī)翼的面積，又可增大翼剖面的彎度，所以具有很好的增升效果。同時(shí)，它的構(gòu)造也比較簡(jiǎn)單?？唆敻窠笠淼慕Y(jié)構(gòu)因受空間的限制，一般采用整體結(jié)構(gòu)，常用材料為鎂合金和鋁合金，有時(shí)也采用復(fù)合材料。圖9 “克魯格”襟翼1 收放作動(dòng)筒；2“克魯格”襟翼閉合；3“克魯格”襟翼打開(kāi)；4機(jī)翼前緣3.4.2 后緣增升裝置后緣襟翼

41、的種類很多，較常用的有：分裂式襟翼、簡(jiǎn)單襟翼、開(kāi)縫式襟翼、后退襟翼、后退開(kāi)縫式襟翼和雙縫襟翼、三縫襟翼、多縫襟翼等。所有這些襟翼的共同特點(diǎn)是，它們都位于機(jī)翼后緣，靠近機(jī)身，在副翼的內(nèi)側(cè)，所以又稱為后緣襟翼(簡(jiǎn)稱襟翼)。襟翼放下時(shí)既可增大升力，同時(shí)也增大了阻力。所以多用于飛機(jī)著陸。這時(shí)襟翼放下到最大角度(約為50°60°)。但有時(shí)也用于起飛，但放下的角度較小(約為15°20°)，以減小阻力，避免影響飛機(jī)起飛滑跑時(shí)的加速。1、分裂式襟翼這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機(jī)翼后緣并形成機(jī)翼的一部分，用時(shí)放下，在后緣與機(jī)翼之間形成一個(gè)低壓區(qū)，對(duì)機(jī)翼上表面的氣流具有吸引

42、作用，使其流速增大，因而增大了機(jī)翼上下表面的壓強(qiáng)差，即增大了升力；同時(shí)還延緩了氣流分離(如圖10所示)。這是它能夠增升的原因之一。另一原因是，襟翼放下后，機(jī)翼剖面變得更彎拱，也就是增大了翼剖面的彎拱程度(彎度)。這樣可提高機(jī)翼上表面的流速，增大了上下表面的壓強(qiáng)差，也就是增大了升力。由于這兩個(gè)原因，它的增升效果相當(dāng)好，一般可把最大升力系數(shù)Cy,max增大約百分之75到85。2、簡(jiǎn)單襟翼它主要靠增大翼剖面的彎拱程度(彎度)來(lái)增大升力。如圖11所示，當(dāng)簡(jiǎn)單襟翼放下時(shí)，翼剖面變得更彎拱，增大了上翼面氣流的流速，從而增大了升力，但同時(shí)阻力也隨著增大。并且，阻力增大的百分比，一般要比升力增大的百分比高。因

43、此，總的說(shuō)來(lái)，放下襟翼時(shí)，升阻比是下降的。圖10 分裂式襟翼的位置1分裂式襟翼；2低壓區(qū)(具有吸引作用)簡(jiǎn)單襟翼的構(gòu)造比較簡(jiǎn)單，其形狀與副翼相似，平時(shí)閉合，形成機(jī)翼后緣的一部分；用時(shí)可打開(kāi)放下。由于它只有一種增升作用(即增大翼剖面的彎度)，所以它的增升效果不是很高。一般情況下，當(dāng)它的著陸偏轉(zhuǎn)角約為50°60°時(shí)，它大約只能使Cy,max增大65%75%。高速飛機(jī)上很少單獨(dú)使用簡(jiǎn)單襟翼，因?yàn)楦咚亠w機(jī)的機(jī)翼大多數(shù)有很大的后掠角，而這種襟翼的增升效果隨機(jī)翼后掠角的增大而急劇減小。圖11 簡(jiǎn)單襟翼的增升原理1簡(jiǎn)單襟翼；2副翼；3機(jī)翼3、開(kāi)縫式襟翼開(kāi)縫式襟翼是對(duì)簡(jiǎn)單襟翼的改進(jìn)。其特點(diǎn)

44、是，當(dāng)它放下時(shí)，一方面能增大機(jī)翼翼剖面的彎度；另一方面它的前緣與機(jī)翼后緣之間形成一個(gè)縫隙。下翼面的高壓氣流通過(guò)這個(gè)縫隙，以較高的速度流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，因而延緩了氣流分離，達(dá)到增升的目的。由此可見(jiàn)，開(kāi)縫式襟翼的增升作用也是雙重的。所以它的增升效果也較好，一般可增大Cy,max值約85%95%(如圖12所示)。 圖12 開(kāi)縫式襟翼的氣流流動(dòng)情況4、后退式襟翼后退式襟翼與開(kāi)縫式襟翼相似，也有雙重增升作用。其一是增加翼剖面的彎度；其二是增大機(jī)翼的面積。這種襟翼可沿滑軌向后滑動(dòng)(如圖13所示)，因此能起到這兩種作用。它的增升效果也很好，一般可增大Cy,max值約85%95%。圖

45、13 后退式襟翼1 后退襟翼；2機(jī)翼后緣；3機(jī)翼5、后退開(kāi)縫式襟翼后退開(kāi)縫式襟翼又稱為“富勒”襟翼。位于機(jī)翼后緣的下表面，打開(kāi)時(shí)向后滑動(dòng)一段距離，同時(shí)又向下偏轉(zhuǎn)，并與機(jī)翼后緣形成一條縫隙(如圖14所示)。后退開(kāi)縫式襟翼主要靠增大機(jī)翼面積及增加翼剖面的彎度來(lái)增加機(jī)翼的升力系數(shù)。縫隙與開(kāi)縫式襟翼相同，可以防止附面層內(nèi)的氣流分離。這種襟翼一般在起飛和著陸時(shí)，分別采用不同的后退量和偏轉(zhuǎn)角度。在起飛狀態(tài)，采用較小的偏轉(zhuǎn)角，因而阻力增加較小，升阻比較大，有利于起飛加速，減少滑跑距離。圖14 后退開(kāi)縫式襟翼1機(jī)翼；2后退開(kāi)縫式襟翼；3縫隙3.5 操縱面的附設(shè)裝置大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)的操縱面升降舵、方向舵和副翼上都

46、有一些必要的附設(shè)裝置用來(lái)改善飛機(jī)的操縱和保證飛行的安全。這就是：重量平衡、空氣動(dòng)力補(bǔ)償和空氣動(dòng)力平衡。3.5.1 重量平衡為了防止飛機(jī)機(jī)翼和尾翼發(fā)生顫振，保證飛行的安全，實(shí)踐和理論都證明：一個(gè)有效的辦法是在操縱面的轉(zhuǎn)軸前面安裝配重，把操縱面的重心移到轉(zhuǎn)軸之前或與轉(zhuǎn)軸軸線重合。重量平衡主要有兩種構(gòu)造型式。一是集中式配重(如圖15(b)所示)，即把配重集中于一處，用托架支托到操縱面之前。這樣可以有效地使舵面的重心前移，但是它突出于氣流之中，會(huì)增大阻力。另一種是分散式配重，即把配重分散開(kāi)，置于操縱面(例如副翼)本身的前部(如圖15(a)所示)。這種型式的配重藏于翼剖面內(nèi)，不會(huì)增加阻力，但由于位置離操

47、縱面的轉(zhuǎn)軸不遠(yuǎn)，防顫振的作用不是很大。圖15 操縱面上的配重(a)分散式；(b)集中式1操縱面；2配重；3尾翼3.5.2 空氣動(dòng)力補(bǔ)償(簡(jiǎn)稱“氣動(dòng)補(bǔ)償”)氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)哪康氖菫榱耸柜{駛員操縱飛機(jī)時(shí)省力。其中主要包括軸式補(bǔ)償、角式補(bǔ)償、內(nèi)封補(bǔ)償和隨動(dòng)補(bǔ)償。1）、鉸鏈力矩和操縱力矩所謂鉸鏈力矩M就是操縱面上的空氣動(dòng)力F與它到操縱面轉(zhuǎn)軸距離(力臂)d的乘積(如圖16所示)，即圖16 鉸鏈力矩和操縱力矩1操縱面；2尾翼面；3轉(zhuǎn)軸 a操縱拉桿；b搖臂M=F×d (3-1)所謂操縱力矩Mp就是加到轉(zhuǎn)軸搖臂上的力P與它到轉(zhuǎn)軸距離的乘積h，即Mp=P×h (3-2)在操縱過(guò)程中，操縱力矩應(yīng)與鉸

48、鏈力矩相平衡，即P×h=F×d (3-3)或 (3-4)2）、軸式補(bǔ)償?shù)退倩蛐⌒惋w機(jī)在平靜空氣中飛行時(shí)，駕駛員不需要很大力量就可轉(zhuǎn)動(dòng)操縱面來(lái)操縱飛機(jī)。因?yàn)檫@時(shí)作用在操縱面上的空氣動(dòng)力不大(因而鉸鏈力矩也不大)。但對(duì)高速或重型飛機(jī)來(lái)說(shuō)，或在劇烈的上升或下降氣流中飛行的飛機(jī)，由于鉸鏈力矩很大，駕駛員操縱就很困難。并且，飛行速度及操縱面面積越大，鉸鏈力矩M就越大，駕駛員需用的力P就越大。當(dāng)操縱力P大到一定程度時(shí)，駕駛員會(huì)感到氣力不濟(jì)。如果在飛機(jī)上采用氣動(dòng)補(bǔ)償，就可幫助駕駛員進(jìn)行操縱。軸式補(bǔ)償是構(gòu)造簡(jiǎn)單和常用的一種氣動(dòng)補(bǔ)償方法。在這種補(bǔ)償中，將操縱面的轉(zhuǎn)軸從操縱面前緣向后移到某一位

49、置（如圖17(a)(b)所示）。當(dāng)操縱面(圖中所示為升降舵)繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)時(shí)，轉(zhuǎn)軸前面的部分若向上，后部就向下，兩部分同時(shí)有空氣動(dòng)力F和F1作用，繞轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生方向相反的兩個(gè)力矩M和M1。其中M為駕駛員必須克服的鉸鏈力矩，M1就起補(bǔ)償作用。軸式補(bǔ)償構(gòu)造簡(jiǎn)單，而且不易引起振動(dòng)，阻力也較小，所以目前得到廣泛應(yīng)用。但當(dāng)操縱面偏轉(zhuǎn)角度太大時(shí)，補(bǔ)償面突出于機(jī)翼表面之外，以致阻力顯著增大。 圖17 軸式補(bǔ)償 1操縱面(升降舵)；2水平安定面；3轉(zhuǎn)軸；4垂直尾翼3）、角式補(bǔ)償角式補(bǔ)償?shù)墓ぷ髟砼c軸式補(bǔ)償相同，只是把操縱面的一個(gè)“角”伸在轉(zhuǎn)軸之前(如圖18所示)，位于操縱面的邊緣。這種補(bǔ)償裝置的特點(diǎn)是，當(dāng)操縱面轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)

50、會(huì)形成縫隙，產(chǎn)生很多旋渦，增加了阻力。此外，它容易引起氣流周期性的分離，使操縱面發(fā)生振動(dòng)。但由于它的構(gòu)造簡(jiǎn)單，所以目前在某些低速飛機(jī)上還有應(yīng)用。4）、內(nèi)封補(bǔ)償內(nèi)封補(bǔ)償由軸式補(bǔ)償發(fā)展而來(lái)，一般多用在副翼上。它的補(bǔ)償面位于機(jī)翼后緣的空腔內(nèi)，這一空腔由氣密膠布隔成上下兩部分，互不通氣。當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，下部壓強(qiáng)大，上部壓強(qiáng)小，在空腔下部的壓強(qiáng)比上部大，因而形成了上下壓強(qiáng)差。這一壓強(qiáng)差作用在補(bǔ)償面上，正好使它產(chǎn)生一個(gè)繞副翼轉(zhuǎn)軸的力矩，幫助駕駛員克服鉸鏈力矩(如圖19所示)。由于它不突出在翼面之外，內(nèi)封補(bǔ)償面不會(huì)降低舵面的操縱效率；不易過(guò)早地產(chǎn)生激波。在補(bǔ)償面上安裝配重，力臂長(zhǎng)，重量平衡的作用比較大。但

51、是，由于這種補(bǔ)償裝置使得舵面的偏轉(zhuǎn)角度不能太大，因而用途受到限制一般只能用于副翼。此外，這種補(bǔ)償?shù)臍饷苣z布易于磨損，必須經(jīng)常注意維修。圖18 角式補(bǔ)償(a)方向舵角式補(bǔ)償；(b)升降舵角式補(bǔ)償1方向舵的一個(gè)角；2轉(zhuǎn)軸；3方向舵；4升降舵的一個(gè)角；5升降舵；6水平安定面 圖19 內(nèi)封補(bǔ)償1副翼；2機(jī)翼；3翼梁；4氣密膠布；5補(bǔ)償面；6轉(zhuǎn)軸；7配重5）、隨動(dòng)補(bǔ)償片“隨動(dòng)補(bǔ)償片”又稱為“隨動(dòng)調(diào)整片”或“補(bǔ)償調(diào)整片”。它是補(bǔ)償裝置的一種，裝在操縱舵面(例如升降舵)后緣的一塊可偏轉(zhuǎn)小翼面(有自己的轉(zhuǎn)軸)。當(dāng)駕駛員用力P向前拉操縱桿時(shí)(如圖20所示)，由于剛性連桿的長(zhǎng)度固定不變，隨動(dòng)補(bǔ)償片便被它拉著向與舵

52、面轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的方向轉(zhuǎn)動(dòng)(圖中所示是向上轉(zhuǎn)動(dòng))。這時(shí)，相對(duì)氣流吹在隨動(dòng)補(bǔ)償片上，產(chǎn)生向下的力F1。F1對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的力矩M1就是補(bǔ)償力矩。它可以抵消一部分由舵面空氣動(dòng)力F2對(duì)轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的鉸鏈力矩M2。這種氣動(dòng)補(bǔ)償它在飛機(jī)上很少單獨(dú)使用。一般多在大型飛機(jī)上作為一種輔助性的補(bǔ)償，與軸式補(bǔ)償配合使用。圖20 隨動(dòng)補(bǔ)償片1隨動(dòng)補(bǔ)償片；2剛性連桿支座；3剛性連桿；4支座；5水平安定面；6升降舵；7升降舵轉(zhuǎn)軸；8操縱拉桿；2、3、4為連桿機(jī)構(gòu)3.5.3 空氣動(dòng)力平衡(簡(jiǎn)稱“氣動(dòng)平衡”)“空氣動(dòng)力平衡”的作用是：在長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定飛行時(shí)，消除駕駛桿或腳蹬上的力（控桿飛行），以解除駕駛員長(zhǎng)時(shí)間握桿或踩蹬的單調(diào)和疲

53、勞。另外，它也可消除飛機(jī)在飛行中對(duì)其本身的三根軸(縱軸、橫軸和立軸)產(chǎn)生的不平衡力矩。例如飛機(jī)制造上的誤差，飛行中重心的變化，雙發(fā)或多發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)有一個(gè)或幾個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)停車等。主要的氣動(dòng)平衡為配平調(diào)整片；此外還有隨動(dòng)配平補(bǔ)翼、可調(diào)整的水平安定面和固定調(diào)整片等。1）、配平調(diào)整片配平調(diào)整片是將可偏轉(zhuǎn)的活動(dòng)小翼面置于操縱面的后緣，由駕駛員通過(guò)一套獨(dú)立的操縱機(jī)構(gòu)調(diào)整其偏轉(zhuǎn)角。當(dāng)飛機(jī)需要平衡時(shí)，駕駛員不直接操縱舵面，而是通過(guò)獨(dú)立的轉(zhuǎn)盤(pán)或手柄來(lái)操縱配平調(diào)整片。它可以繞本身的轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)。如升降舵配平調(diào)制片，若需要使舵面向下偏轉(zhuǎn)，就可使配平調(diào)整片向上。這時(shí)相對(duì)氣流在它上面產(chǎn)生空氣動(dòng)力F1。F1對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸形成的力矩使舵

54、面向下偏轉(zhuǎn)。于是舵面上產(chǎn)生了空氣動(dòng)力F2，舵面在F1的作用下繼續(xù)偏轉(zhuǎn)，直到F2對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩增加到與F1對(duì)轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩相等時(shí)為止。這時(shí)舵面就會(huì)保持在這一位置上，而舵面上空氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸的鉸鏈力矩等于零，即駕駛桿上的力等于零。值得注意的是：這時(shí)F1和F2對(duì)飛機(jī)重心形成的力矩并不相等，二者之差正是操縱飛機(jī)所必需的力矩。配平調(diào)整片在舵面上的位置和力的平衡情況如圖21所示。圖21 配平調(diào)整片（a）配平調(diào)整片在升降舵上的位置：1-配平調(diào)整片；2-升降舵；3-水平安定面（b）配平調(diào)整片的作用：1-配平調(diào)整片；2-連桿支座；3-連桿及渦輪螺桿機(jī)構(gòu) 4-支座；5-水平安定面；6-升降舵；7-升降舵轉(zhuǎn)軸；8-通至轉(zhuǎn)盤(pán)或手柄2）、隨動(dòng)配平補(bǔ)翼隨動(dòng)配平補(bǔ)翼既可起氣動(dòng)補(bǔ)償作用，又可起氣動(dòng)平衡作用(如圖22所示)。當(dāng)駕駛員直接操縱舵面時(shí)，調(diào)整片按補(bǔ)償調(diào)整片原理工作，起補(bǔ)償調(diào)整片的助力作用。如果駕駛員通過(guò)轉(zhuǎn)盤(pán)或手柄來(lái)操縱調(diào)整片操縱機(jī)構(gòu)，調(diào)整片則起配平作用。 圖22 隨動(dòng)配平補(bǔ)翼1-調(diào)整片；2-連桿支座；3-連桿；4-搖臂；5-水平安定面；6-升降舵；7-調(diào)整片操縱機(jī)構(gòu)；8-