飛行力學(xué)基礎(chǔ)

1、第二章飛行力學(xué)基礎(chǔ)2.1飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛行器操縱機(jī)構(gòu)、穩(wěn)定性和操縱性的概念 2。1.1常用坐標(biāo)系1）地面坐標(biāo)系（地軸系）（Earthsurface reference frame）Sg-o x y z原點(diǎn)o取自地面上某一點(diǎn)（例如飛機(jī)起飛點(diǎn)）.ox軸處于地平面內(nèi)并指向 gg g某方向（如指向飛行航線）;oy軸也在地平面內(nèi)并指向右方；oz軸垂直地面指 g gg g向地心。坐標(biāo)按右手定則規(guī)定，拇指代表o x軸，食指代表o y軸，中指代表o z g gg gg g軸，如圖2.11所示.2）機(jī)體坐標(biāo)系（體軸系）（Aircraft-body coordinate frame）Sboxyz原點(diǎn)o取在

2、飛機(jī)質(zhì)心處，坐標(biāo)與飛機(jī)固連。Ox與飛機(jī)機(jī)身的設(shè)計(jì)軸線平行， 且處于飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)；oy軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱平面指向右方；oz軸在飛機(jī)對(duì)稱 平面內(nèi)；且垂直于ox軸指向下方（參看圖2.1-1）。發(fā)動(dòng)機(jī)推力一般按機(jī)體坐標(biāo) 系給出。xxg圖2.1-1機(jī)體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系3）速度坐標(biāo)系（Wind coordinate frame）Sa-ox y z速度坐標(biāo)系也稱氣流坐標(biāo)系。原點(diǎn)取在飛機(jī)質(zhì)心處，oxa軸與飛行速度V的 方向一致。一般情況下,V不一定在飛機(jī)對(duì)稱平面內(nèi)。oz,軸在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)垂直于ox軸指向機(jī)腹.oy軸垂直于x oz軸平面指向右方，如圖2。1-2所示。作用在 aaa a飛機(jī)上的氣動(dòng)力一般按速度坐

3、標(biāo)系給出.圖2.1-2速度坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系航跡坐標(biāo)系(Path coordinate frame)Sk-oxyz原點(diǎn)取在飛機(jī)質(zhì)心處，ox軸與飛機(jī)速度V的方向一致。oz軸在包含ox軸 kkk的鉛垂面內(nèi)，向下為正；oyk軸垂直于xkozk軸平面指向右方。研究飛行器的飛行 軌跡時(shí)，采用航跡坐標(biāo)系可使運(yùn)動(dòng)方程形式較簡(jiǎn)單.2。1.2飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)飛機(jī)的姿態(tài)角1。俯仰角 9 (Pitch angle)機(jī)體軸ox與地平面間的夾角.以抬頭為正。2。偏航角W (Yaw angle)機(jī)體軸ox在地平面上的投影與地軸or間的夾角。以機(jī)頭右偏航為正。3。滾轉(zhuǎn)角 4 (Roll angle)又稱傾斜角，指機(jī)體軸oz與

4、通過(guò)ox軸的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)向右傾斜時(shí)為正。速度軸系與地面軸系的關(guān)系以下三個(gè)角度表示速度坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的關(guān)系.航跡傾斜角Y飛行速度矢量與地平面間的夾角，以飛機(jī)向上飛時(shí)的y為正。航跡方位角X飛行速度矢量在地平面上的投影與ogxg間的夾角，以速度在地面的投影在 o x之右為正。航跡滾轉(zhuǎn)角日速度軸oza與包含oxa軸的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)向右傾斜時(shí)為正.速度向量與機(jī)體軸系的關(guān)系迎角 a (Angle of attack)速度向量V在飛機(jī)對(duì)稱面上的投影與機(jī)體軸ox軸的夾角。以V的投影在雙, b軸之下為正，如圖2.1-3所示。圖2.1-3迎角與側(cè)滑角2.側(cè)滑角 p ( Sideslip angl

5、e)速度向量V與飛機(jī)對(duì)稱面的夾角.以速度V處于對(duì)稱面之右時(shí)為正。3)機(jī)體坐標(biāo)系的速度分量飛行速度V在機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)軸上的分量分別為u、u和w在滾動(dòng)軸xb上的分量：u在俯仰軸yb上的分量：在偏航軸七上的分量：w迎角和側(cè)滑角可以用速度分量定義w以=arctan uP = arcsin V(2。 12)其中1V = (u 2 + v 2 + w 2)2如果迎角和側(cè)滑角很小（15，則式（2.11）和式（2.12）可以近似為au3 = V(2.1-3)(2.14)其中a和3的單位為孤度（rad）。4）機(jī)體坐標(biāo)系的角速度分量機(jī)體坐標(biāo)系相對(duì)于地面坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度沿機(jī)體坐標(biāo)系各軸的分量分別為p、q和r滾動(dòng)角

6、速度p :與機(jī)體坐標(biāo)軸xb一致；俯仰角速度q :與機(jī)體坐標(biāo)軸y一致；yb偏航角速度r :與機(jī)體坐標(biāo)軸七一致。飛行器的三個(gè)線運(yùn)動(dòng)和三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)構(gòu)成了飛行器的六自由度運(yùn)動(dòng).2.1。3飛行器的操縱機(jī)構(gòu)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)通常利用升降舵、方向舵、副翼及油門(mén)桿來(lái)控制。升降舵（Elevator）偏轉(zhuǎn)角用8表示，規(guī)定升降舵后緣下偏為正。8的正向 偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的俯仰力矩M為負(fù)值，即低頭力矩.副翼（Ailerons）偏轉(zhuǎn)角用8.表示，規(guī)定右副翼后緣下偏（左副翼隨同上偏） 為正。8.正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值。方向舵（Rudder）偏轉(zhuǎn)角用6表示，規(guī)定方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)為正。8正向 偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偏航力矩N為負(fù)值.駕駛員通過(guò)駕駛桿

7、、腳蹬和操縱桿操縱舵面.規(guī)定駕駛桿前推位移吃為正（此時(shí)6亦為正）；左傾位移W （此時(shí)6亦為正）；左腳蹬向前位移W為正（此 eaar時(shí)8亦為正）。油門(mén)（Throttle）桿前推為正，對(duì)應(yīng)加大油門(mén)從而加大發(fā)動(dòng)機(jī)推力。 r反之為負(fù)，即收油門(mén)，減小推力.2.1.5穩(wěn)定性和操縱性的概念穩(wěn)定性是平衡狀態(tài)的性質(zhì)，為了討論穩(wěn)定性我們首先定義什么是平衡。如果 一架飛機(jī)保持穩(wěn)定的勻速飛行，則合力以繞質(zhì)心的合力矩都等于零.滿足這要求 的飛機(jī)就是說(shuō)它在平衡狀態(tài)下或者飛行在平衡條件下。相反，如果力和力矩的總 和不為零，則飛機(jī)將會(huì)經(jīng)歷平移和旋轉(zhuǎn)加速.飛行器的穩(wěn)定性是指飛行器在飛行過(guò)程中，由于受到某種干擾，是其偏離了 原來(lái)

8、的飛行狀態(tài)，當(dāng)干擾消失之后，飛行器能夠恢復(fù)到原來(lái)飛行狀態(tài)的能力.這 種擾動(dòng)可能來(lái)自于大氣的現(xiàn)象、發(fā)動(dòng)機(jī)推力改變、或駕駛員的偶然操縱等。若飛 行器可以恢復(fù)到原來(lái)的飛行狀態(tài)，就稱它是穩(wěn)定的，或稱之為具有穩(wěn)定性；若擾 動(dòng)后的運(yùn)動(dòng)越來(lái)越偏離原來(lái)的飛行狀態(tài)，稱它是不穩(wěn)定的；若擾動(dòng)后的運(yùn)動(dòng)既不 恢復(fù)也不遠(yuǎn)離原來(lái)的運(yùn)動(dòng)，稱為中立穩(wěn)定.一架飛機(jī)只有是足夠穩(wěn)定的，駕駛員才不會(huì)感覺(jué)很疲勞，因?yàn)椴环€(wěn)定的飛機(jī) 是駕駛員必須不停地操縱飛機(jī)以便應(yīng)付外界的擾動(dòng).雖然本身在空氣動(dòng)力上不太 穩(wěn)定或不穩(wěn)定的飛機(jī)可以飛行，但是不夠安全，除非增加機(jī)電設(shè)備以提供人工的 穩(wěn)定性，這種設(shè)備稱為增穩(wěn)系統(tǒng)。一般所說(shuō)的飛行器的穩(wěn)定性，實(shí)際上包含

9、兩方面的含意。一是指飛行器（包 括穩(wěn)定自動(dòng)器）的穩(wěn)定性；另一方面是指飛行器自身（不包括穩(wěn)定自動(dòng)器）的穩(wěn)定 性。飛機(jī)穩(wěn)定的穩(wěn)定一般分為靜態(tài)穩(wěn)定和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定，靜態(tài)穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到擾 動(dòng)后返回到其初始平衡狀態(tài)的趨勢(shì).飛行器自身的穩(wěn)定性，也稱飛行器靜穩(wěn)定性，它是指飛行器受到擾動(dòng)后返回 到初始平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。它與飛行器的氣動(dòng)外形和布局有關(guān).包括:（1）縱向靜穩(wěn)定性，是指飛機(jī)圍繞y軸的穩(wěn)定性；當(dāng)飛行器在作平衡飛行 時(shí)，若有一個(gè)外力干擾，是它的迎角增大，干擾消除后，靠飛機(jī)本身氣動(dòng)特性（駕 駛員不偏轉(zhuǎn)舵面），產(chǎn)生一個(gè)恢復(fù)力矩試圖使飛機(jī)恢復(fù)到原來(lái)的平衡狀態(tài)。經(jīng)過(guò) 理論推導(dǎo)和實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)只要保證氣動(dòng)力焦點(diǎn)在質(zhì)心之后，

10、并有一定的距離，就可以 保證迎角是穩(wěn)定的。（2）方向靜穩(wěn)定性。方向靜穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞-軸的靜穩(wěn)定性。當(dāng)飛行受 到偏航擾動(dòng)時(shí)，飛行器有自動(dòng)返回到平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。由于飛機(jī)具有方向靜穩(wěn)定 性，飛機(jī)總是指向相對(duì)風(fēng)的方向，所以也稱風(fēng)向標(biāo)穩(wěn)定性。（3）滾動(dòng)靜穩(wěn)定性.當(dāng)一架飛機(jī)受到擾動(dòng)，偏離水平狀態(tài)，發(fā)生了傾斜，飛 行器能靠自身的氣動(dòng)特性產(chǎn)生恢復(fù)力矩試圖使其恢復(fù)到水平狀態(tài)。在動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的研究中，我們關(guān)心飛機(jī)在受到干擾，偏離平衡點(diǎn)之后，運(yùn)動(dòng)的 歷史過(guò)程.注意靜態(tài)穩(wěn)定不能保證動(dòng)態(tài)穩(wěn)定。飛機(jī)的操縱性所包含的內(nèi)容較多。如要求操縱簡(jiǎn)單、省力、符合駕駛員的生 理習(xí)慣，操縱力和操縱機(jī)構(gòu)位移適合，以及飛機(jī)對(duì)駕駛員操縱反應(yīng)時(shí)

11、差要適當(dāng)?shù)取牟倏v的功用來(lái)說(shuō)，所謂操縱性是指：飛機(jī)能按照駕駛員的操縱意圖，以一 定的運(yùn)動(dòng)過(guò)程改變飛行方向或姿態(tài).因此操縱性是飛機(jī)改變飛行狀態(tài)的能力.， 2.2空氣動(dòng)力與力矩2.2。1空氣動(dòng)力在氣流坐標(biāo)系的分解總的空氣動(dòng)力R沿氣流坐標(biāo)系各軸的分量分別為X , 7 , Z，通常用D和L Za a a分別表示阻力和升力，于是有D = -Xa, L = -Z.?？諝鈩?dòng)力學(xué)常采用無(wú)因次氣動(dòng) 力系數(shù)形式，其定義如下：阻力系數(shù)（沿s的分量）C = DI-pV2S，阻力系數(shù)C向后為正aD 2 WX側(cè)力系數(shù)（沿oy的分量）C = Y I-pV2S，側(cè)力系數(shù)C向右為正aya a 2 wya升力系數(shù)（沿oz的分量）

12、C = LI、p V2S，向上為正aL 2 w2.6。2總的空氣動(dòng)力矩在機(jī)體坐標(biāo)系的分解機(jī)體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量是以機(jī)體坐標(biāo)系來(lái)定義的，所以合力矩矢量沿機(jī)體軸分解成L，M，N。無(wú)因次力矩系數(shù)定義如下:繞ox軸的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)C = L/2 P V2Swb繞。y軸的俯仰力矩系數(shù)C = M/2 p V2Sw%繞oz軸的偏航力矩系數(shù)C = N/2p V2Swb以上各式中的p是空氣密度，V是為空速,sw為機(jī)翼面積，b為機(jī)翼展長(zhǎng)，七 是機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)。2。3縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩2.3.1升力升力L :飛機(jī)總的空氣動(dòng)力沿氣流坐標(biāo)系Z.軸的分量，向上為正。產(chǎn)生 升力的主要部件是飛機(jī)的機(jī)翼.1）機(jī)翼的幾何形狀和幾何參數(shù)機(jī)

13、翼剖面見(jiàn)圖2.3-1翼弦長(zhǎng)c :翼型前緣A到后緣B的距離。相對(duì)厚度：5 = 2x100%，5為最大厚度cc圖2.3-1機(jī)翼剖面相對(duì)彎度：f = f x 100% , f為中弧線最高點(diǎn)至翼弦線距離。 c展弦比：A = S2，b為機(jī)翼展長(zhǎng),S”為機(jī)翼面積。梯形比：x= c x 100% , c. , c,分別是翼尖弦長(zhǎng)和翼根弦長(zhǎng) r 2,翼平均空氣動(dòng)力弦:cA = j c 2（ y ）dy（2.3-1）W 0這里，c（y）表示沿機(jī)翼展向坐標(biāo)y處的翼弦長(zhǎng)；前緣后掠角A。，如圖2。32所示.圖2.3-2機(jī)翼平面形狀1/4弦線點(diǎn)后掠角A1/4，如圖2.32所示。2）機(jī)翼的升力（1）亞聲速時(shí)升力產(chǎn)生的機(jī)理

14、當(dāng)氣流以某一迎角a流過(guò)翼型時(shí)，由于翼型上表面凸起的影響，使得流管變 細(xì)，即截面積S減小。根據(jù)連續(xù)方程VS=m（常數(shù)）可知，翼型上表面的流速必然增 加，而下表面流速則減小，如圖2.33所示，根據(jù)伯努利方程p + a P V2 = p0 （常 數(shù)），流速大的地方,壓強(qiáng)將減小，反之增大。因此，翼型的上下表面將產(chǎn)生壓力差。 因此，垂直飛行速度矢量的壓力差的總和，就是升力。a圖2.3-3翼型與氣流壓力系數(shù)p :翼面上某點(diǎn)的壓強(qiáng)p與遠(yuǎn)前方自由氣流的壓強(qiáng)之，同遠(yuǎn)前方自 由氣流的動(dòng)壓之比，即（2。 3-2）壓力分布圖:將翼面上各點(diǎn)的壓力系數(shù)的數(shù)值光滑連接，若p為負(fù)值（吸力） 則箭頭向外，若為正值（即壓力）箭頭

15、指向翼面，如圖2.34所示。圖2.3-4壓力分布圖實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)壓力分布圖是隨迎角而變化的。機(jī)翼升力與機(jī)翼面積、動(dòng)壓成正比。其表達(dá)式為L(zhǎng) = C QS 或 C =-_W Lw WLw QSW非對(duì)稱機(jī)翼升力系數(shù)C隨迎角a的變化關(guān)系如圖2.35所示.圖2.3-5 C - a曲線升力系數(shù)C是迎角a的函數(shù)，a越大C也越大。當(dāng)a=0時(shí)C。0。這 是因?yàn)檫m用于低速飛行的翼型彎度f(wàn)總是正彎度，當(dāng)a = 0時(shí)上下翼面壓力差仍 不為零而是正值，當(dāng)a為某一負(fù)值時(shí)才有。例=0。使。例=0的迎角稱為零升迎 角a0，一般為負(fù)值。只有翼型對(duì)稱時(shí)（彎度f(wàn) = 0，且上下翼面曲線對(duì)稱），零 升迎角a0才為零.當(dāng)迎角達(dá)到某一值時(shí)，C

16、達(dá)到最大值。例啞，如果迎角再大 Cw下降，使Cw = Cwmax的迎角稱為臨界迎角a。,.在a 100范圍內(nèi)，C與a呈線性關(guān)系：8Ca = Lw =常數(shù)wdaa w稱為機(jī)翼升力線斜率，也稱為升力迎角導(dǎo)數(shù)，在線性范圍內(nèi)，C與a的 關(guān)系為：Cl =a （a - a0）（注意a0為負(fù)值）（2。33）（2）超聲速時(shí)升力產(chǎn)生的機(jī)理超聲速翼型在超音速氣流中的升力形成也是由于翼面的壓力差所致，圖2。3 6表示超音速的流動(dòng)情況。為簡(jiǎn)單起見(jiàn)用一平板相對(duì)厚度很薄的翼型.在迎角a 為正值時(shí)上翼面相當(dāng)與超音速氣流繞凸角膨脹流動(dòng)情況，故上翼面流速加大，壓 力降低，而下翼面相當(dāng)于流經(jīng)楔形物體時(shí)的情況，是壓縮流，流速變小壓

17、力提高， 故上下壓力差形成升力。附著在翼型前緣下翼面的是激波，附著在上翼面的是膨 脹波，而尾隨在后緣的下翼面的是膨脹波，而尾隨在上翼面的是激波，因此氣流 在前緣點(diǎn)分流后,流經(jīng)上翼面的氣流先于下翼面氣流到達(dá)后緣點(diǎn)。.激切膨脹波激波膨脹波圖2.3-6超音速飛行時(shí)升力形成3）機(jī)身的升力機(jī)身一般接近圓柱形，亞音速飛機(jī)是圓頭圓尾，中段是圓柱。理論和實(shí)驗(yàn)都 表明這類形狀在迎角不大的情況下是沒(méi)有升力的。只有大迎角時(shí)，機(jī)身背部分離 出許多旋渦，才有些升力。超音速飛機(jī)的機(jī)身頭部一般為圓錐形，有迎角時(shí)，升 力就產(chǎn)生這圓錐形頭部，而機(jī)身的圓柱段不產(chǎn)生升力。同機(jī)翼升力一樣，在線性 范圍內(nèi)機(jī)身升力可寫(xiě)為：L = CLb

18、 + PgV2 Sb（2.3-4）其中，sb是機(jī)身的橫截面積。a =b da表示機(jī)身升力線斜率，故機(jī)身的升力系數(shù)C = a a （2.3-5）4）平尾的升力水平尾翼相當(dāng)于一個(gè)小機(jī)翼，但是它受到前面機(jī)翼下洗的影響。機(jī)翼有升力 時(shí)，上表面的壓力低于下表面，因而在左右翼尖處的端頭，氣流將從下表面向上表 面翻卷，然后隨迎面氣流拖出兩條旋渦，稱為翼尖尾渦。旋渦將帶動(dòng)周?chē)諝庑?轉(zhuǎn)，稱為誘導(dǎo)速度場(chǎng)，或稱為洗流.水平尾翼處于兩條旋渦之間，機(jī)翼是正升力時(shí), 旋渦對(duì)平尾處的氣流造成向下的洗流速度。因此，迎面的氣流流到平尾處就改變 方向。如果遠(yuǎn)前方氣流匕與平尾翼弦線的迎角是a，如圖2.3-7所示，且有下洗 速度W

19、,，則氣流向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度，稱為下洗角8。= tg -1 (2.3-6)3圖2.3-7下洗角若機(jī)翼弦線與平尾弦線平行，則a是機(jī)翼迎角。機(jī)翼對(duì)平尾的下洗角8與機(jī) 翼迎角a成正比：8 = 8 a(2.37)分8式中：8a =告.機(jī)翼迎角a減小一個(gè)8，才是平尾的實(shí)際迎角aa=a8=a (If (2.3-8)平尾由兩部分組成，前面的固定部分稱為水平安定面，后面可轉(zhuǎn)動(dòng)的部分稱 為升降舵(見(jiàn)圖2。37)。由于偏轉(zhuǎn)升降舵改變了平尾翼型彎度,因而也改變了 平尾的升力。向下偏，平尾的升力增加；向上偏，平尾的升力減小.平尾升力可 由下式確定L = C QS(2。39)式中：S平尾面積CL一平尾升力系數(shù)C = aC

20、Lt a + 匕Lt 8(2。310)L da t 合8 e te超音速飛機(jī)的平尾是一個(gè)可轉(zhuǎn)動(dòng)的整體，稱為全動(dòng)式平尾。全動(dòng)式平尾的升 力系數(shù)為C = CLh (a +)Lt da t 式中：中一一為平尾轉(zhuǎn)動(dòng)角度，仍以后緣下偏為正。5)整個(gè)飛機(jī)的升力飛機(jī)的升力為各部分升力之和L = L + Lb + L若用無(wú)因次的升力系數(shù)表示，可寫(xiě)為L(zhǎng) = C QS = Q（C S + C S + C S ）（2。3-11）L WLw W Lb b Lt tC = C + C 土 + C 已 （2.3-12）L Lw Lb S Lt S將（2.33）、（2.35）、（2。38）、（2。310）等式代入式（2.3

21、-12）可 得CL = C00 + C玖a + C 8e（2.3-13）式中：C0 0 =aw a 0C = a + a b + (1e )a TOC o 1-5 h z HYPERLINK l bookmark24 o Current Document WWdCa lt da tC -竺工L8ed8 Sw升力系數(shù)CL不僅與a，8 e有關(guān)，而且還與飛行M數(shù)有關(guān)，即(2.3-13)可寫(xiě)為Cl (a, 8 , M) C00(M) + q (M )a + C(M)8(2。3-14)圖2.3-8給出了 % 隨M數(shù)變化的曲線。圖中Mcr為臨界馬赫數(shù)。CLaMcr 1圖2.3-8超音速飛機(jī)C M變化曲線L

22、a低速（M 0.5 ）飛行時(shí)Ca基本保持不變；0.5 M Mr時(shí)，L 增大更劇烈，但隨之又降低；M 1.5時(shí)，L 隨 M的增加而減小。圖2。3-8為一般超音速飛機(jī)C隨M變化的典型規(guī)律。La2。3.2阻力飛行器在空中飛行時(shí)，將受到空氣對(duì)它的阻力，為了克服阻力，就要消耗發(fā) 動(dòng)的功率。不但機(jī)翼會(huì)產(chǎn)生阻力，飛機(jī)其它暴露在氣流中的各零部件（如機(jī)身、 起落架、尾翼等）都可產(chǎn)生阻力.近代飛機(jī)在巡航飛行時(shí)，機(jī)翼阻力大約占總阻力 的百分之二十到三十五，因此，不能以機(jī)翼阻力來(lái)代表整個(gè)飛機(jī)的阻力。按產(chǎn)生阻力的原因來(lái)分，低速飛機(jī)上的主要阻力有：摩擦阻力、壓差阻力和 誘導(dǎo)阻力。1摩擦阻力摩擦阻力的產(chǎn)生是由大氣的粘性產(chǎn)生

23、的。因?yàn)橛姓承缘拇髿饬鬟^(guò)飛行器表面 時(shí)，緊貼飛行器表面的一層氣體速度為零，從飛行器表面向外，氣流速度才一層 比一層加大。氣流速度之所以愈貼近飛行表面愈慢，這時(shí)由于空氣流動(dòng)受到飛行 器表面摩擦作用的結(jié)果。根據(jù)作用和反作用定律，被減慢的大氣必然給予飛行器 表面與飛行方向相反的作用力，這就是磨擦阻力。磨擦阻力不論在低速飛行和超 音速飛行時(shí)都是存在的。摩擦阻力的大小，取決于空氣的粘性，飛機(jī)的表面狀況以同氣流接觸的飛機(jī) 的表面面積。2壓差阻力空氣流過(guò)翼面時(shí)，在翼面前緣部分受翼面阻擋，流速減慢，壓強(qiáng)升高；在翼面 后緣，由于氣流分離形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)減小.這樣翼面前后便產(chǎn)生壓強(qiáng)差,形成阻 力.這種由于前后壓強(qiáng)

24、差形成的阻力叫做壓差阻力。壓差阻力同物體的迎風(fēng)面積、形狀和在氣流中的位置都有很大的關(guān)系。3誘導(dǎo)阻力誘導(dǎo)阻力是伴隨升力而產(chǎn)生的。如果沒(méi)有升力，誘導(dǎo)阻力也就等于零.也許 可以說(shuō)它是為了產(chǎn)生升力而付出的一種“代價(jià)”。亞音速飛行時(shí)，不僅機(jī)翼對(duì)平尾有下洗的影響，而且翼尖拖出的兩條自由渦 對(duì)機(jī)翼自身也產(chǎn)生下洗的影響，只是小于對(duì)平尾的下洗。按定義，機(jī)翼的升力的方向與流經(jīng)機(jī)翼氣流V8方向垂直，但由于洗流的產(chǎn) 生，氣流的方向改變了下洗角8，所以升力也同樣地偏斜8角，向后偏斜8角的升 力在飛行方向的投影將阻礙飛行器向前運(yùn)動(dòng)。這種阻力稱為機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力。誘導(dǎo)阻力系數(shù)的表達(dá)式為C , = C（2。3_15）誘導(dǎo)阻力系

25、數(shù)關(guān)系如圖2.3-9所示C =8C圖2.3-9 CDi 七關(guān)系誘導(dǎo)阻力同機(jī)翼的平面形狀，翼剖面形狀，展弦比，特別是同升力有關(guān)。對(duì)于飛機(jī)作超音速飛行時(shí)，它上面還有波阻，這里不細(xì)說(shuō).4）整個(gè)飛行器的阻力綜上所述，飛機(jī)的阻力系數(shù)分為兩部分,可寫(xiě)為CD = CD0 + CD(2。316)式中：CD0 零升阻力系數(shù)CD升致阻力系數(shù)。在小迎角情況下，升致阻力系數(shù)與升力系數(shù)的平方成正比，阻力系數(shù)可寫(xiě)為CD = CD0(M) + A(M)C;(2。317)上式表明阻力系數(shù)不僅與Cl有關(guān)，且與M數(shù)有關(guān).圖2.3-10表示迎角a =0時(shí)的 CD M曲線。圖2.311表示C。Cd曲線關(guān)系，稱為升阻極曲線。圖2.3-

26、10 CdM關(guān)系曲線圖2.3-11升阻極曲線升阻極曲線表示為了得到升力就必須付出產(chǎn)生一定阻力的代價(jià)，因此它表示 飛機(jī)的氣動(dòng)效率。2.3.3縱向力矩縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生的繞機(jī)體oy軸的力矩。包括氣動(dòng)力矩 和發(fā)動(dòng)機(jī)推力向量因不通過(guò)飛機(jī)質(zhì)心而產(chǎn)生的力矩，亦稱俯仰力矩?？諝鈩?dòng)力引起的俯仰力矩起決于飛行速度、高度、迎角及升降舵偏角.此外，當(dāng)飛機(jī)的俯仰速率q =竺，迎角變化率0L =竺，以及升降舵偏轉(zhuǎn)速率S =生等 dtdte dt不為零時(shí)，還會(huì)產(chǎn)生附加俯仰力矩，稱為動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力矩。氣動(dòng)俯仰力矩可寫(xiě)為M = f（V, H,以,5 e, q,以,5 e）（2.3-17）也可用力矩系數(shù)表示M = C

27、 i p V2S（2.318）其中：SW-機(jī)翼面積；C 一機(jī)翼平均氣動(dòng)弦。當(dāng)迎角增加時(shí)，其增量升力就作用在焦點(diǎn)上，故焦點(diǎn)又可以解釋成增量升力 的作用點(diǎn).1）定常直線飛行時(shí)的俯仰力矩（1）縱向定常直線飛行縱向定常直線飛行是指飛行速度向量所在的鉛垂平面與飛機(jī)的縱向?qū)ΨQ平 面xOz重合，飛行航線是一條直線，航線上各點(diǎn)的速度始終不變的一種飛行狀態(tài)。在此飛行狀態(tài)下，可近似認(rèn)為q = d =5 = 0，這樣，縱向力矩就只是與飛仃 e速度、高度、迎角和升降舵偏轉(zhuǎn)角有關(guān)。（2）阻力對(duì)俯仰力矩的影響嚴(yán)格地講,阻力也會(huì)對(duì)俯仰力矩有影響，但一般阻力的作用線接近飛機(jī)的重 心，故可以忽略，飛機(jī)的俯仰力矩主要由升力引起。

28、（3）飛機(jī)各部件的升力上面已討論過(guò)飛機(jī)各部件的升力之和為L(zhǎng) = L + 匕 + L（2。319）其相應(yīng)的升力系數(shù)為C = C + C a + C 5（2.320）定常直線飛行時(shí)的俯仰力矩主要有：機(jī)翼產(chǎn)生的俯俯仰力矩，機(jī)身產(chǎn)生的俯 俯仰力矩，及平尾產(chǎn)生的俯仰力矩。俯仰力矩系數(shù)：C廣 Cm0 +匕。+ %1（2.321）2）飛機(jī)縱向的平衡與操縱以迎角a為橫坐標(biāo),5為參變量，將匕a畫(huà)成一族區(qū)線（如圖2。3-12）。10圖2.3-12 Cm a關(guān)系曲線飛機(jī)作等速直線平飛，除了滿足升力二重力（L二G），以及推力=阻力（T=D）以 外，還應(yīng)滿足對(duì)質(zhì)心的力矩M=0.因此必須選擇一個(gè)迎角a，使之具有一定數(shù)值

29、的匕，以使L=G.為使M=0（即Cm = 0），必須偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的升降舵偏角.滿足力和 力矩的平衡條件之后，剩下的問(wèn)題是否維持這種平衡。設(shè)飛機(jī)在5 = -5。的 a曲線上的a = ai處平衡，如果因風(fēng)的擾動(dòng)使 aai，負(fù)的匕口將產(chǎn)生低頭力矩，使a自動(dòng)減小，反之，在以氣，負(fù)的匕口將 產(chǎn)生抬頭力矩使a增大。因此，Cma為負(fù)時(shí)能使飛機(jī)的平衡具有穩(wěn)定的性質(zhì)，稱 為靜穩(wěn)定平衡。如果Ca如圖2.3-12中的虛線所示（即為正值），那么當(dāng)aai時(shí)有 正的抬頭力矩使a繼續(xù)增大，當(dāng)ava時(shí)有負(fù)的低頭力矩使a繼續(xù)減小。這種維 1持不住的平衡，稱為靜不穩(wěn)定平衡。Cg的符號(hào)決定飛機(jī)平衡是否穩(wěn)定，故稱Cg 為靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)?？?/p>

30、之，要使飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性，cma應(yīng)為負(fù)值，即飛機(jī)質(zhì)心位置必須在 全機(jī)焦點(diǎn)之前。若想以小于原飛行速度匕的速度七飛行，則駕駛員在減小油門(mén)（用以減小 發(fā)動(dòng)機(jī)推力）時(shí)還要拉駕駛桿，使升降舵上偏（負(fù)向偏舵，如圖2。3-12中5由 -50偏到-100），產(chǎn)生一個(gè)正的抬頭力矩使迎角增大。迎角增大則升力系數(shù)匕增 大，如此才能達(dá)到較小速度下的升力與重力平衡。隨著迎角的增大抬頭力矩逐漸 減小，最終自動(dòng)穩(wěn)定地平衡到較大的迎角上（如圖2。3-12中a2的迎角）由此 可見(jiàn)，具有靜穩(wěn)定的飛機(jī)操縱起來(lái)是協(xié)調(diào)的，而在靜不穩(wěn)定情況下駕駛員要維持 平衡十分困難，且操縱起來(lái)也不協(xié)調(diào).3）總的俯仰力矩d5 TOC o 1-5 h

31、 z 若飛機(jī)的俯仰速率q =堅(jiān)，迎角變化率a =竺，以及升降舵偏轉(zhuǎn)速率 dtdt等不為零時(shí)，還會(huì)產(chǎn)生附加俯仰力矩，因此,飛機(jī)俯仰力矩可用系數(shù)形式表示為C廣 Cma+ 匕盧+ C5 e+Cmq+ C （竺A） + C （巳土）（2。322） HYPERLINK l bookmark150 o Current Document ma 2Vm5 2Ve動(dòng)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)。靜氣動(dòng)導(dǎo)數(shù);mq mam5這些導(dǎo)數(shù)也是飛行馬赫數(shù)M的非線性函數(shù).2.4橫側(cè)向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩2.4。1側(cè)力Y飛機(jī)總氣動(dòng)力沿氣流坐標(biāo)系y.軸的分量，向右為正.側(cè)力Y可表示為Y = CY （2 P V 2） %（2.4-1）式中：七為側(cè)力系數(shù)，

32、5為機(jī)翼參考面積。實(shí)際上側(cè)力r與機(jī)翼面積5并沒(méi)有關(guān)系，之所以引入機(jī)翼面積5，只是為 了得到與升力和阻力相同表達(dá)式而已。飛機(jī)外形是對(duì)稱的，只有在不對(duì)稱大氣流作用下才會(huì)有側(cè)力。以下分別討論 由側(cè)滑角p，偏轉(zhuǎn)方向舵5,，以及繞以軸的滾轉(zhuǎn)角速度P和繞oz軸的偏航角速 度r等引起的側(cè)力.1）側(cè)滑角P引起的側(cè)力飛機(jī)在p 0會(huì)產(chǎn)生側(cè)力r，主要是垂尾的作用。亞音速飛機(jī)機(jī)身沒(méi)有側(cè)力。 超音飛機(jī)機(jī)身的錐形頭部有側(cè)力，故超音速飛機(jī)的側(cè)力是機(jī)頭側(cè)力七（P）與垂直 尾翼側(cè)力r（p）之和。右側(cè)滑時(shí)p角為正，此時(shí)產(chǎn)生的側(cè)力r（p）為負(fù)，側(cè)力r（p） V可表示為：r（ p）= 2 py 2 5鄧p（2.4-2）3C式中：Cr

33、p=苛 為側(cè)力導(dǎo)數(shù)；5機(jī)翼面積當(dāng)p為正時(shí)，垂尾左表面的流速增加，因而壓力下降，而右表面的流速減小， 壓力增加，出現(xiàn)壓力差，因此就產(chǎn)生了負(fù)的側(cè)向力。2）偏轉(zhuǎn)方向舵5,引起的側(cè)力方向舵是裝在立尾后緣的操縱面，用于偏航操縱。方向舵正向偏轉(zhuǎn)（繞z軸 轉(zhuǎn)動(dòng)，即向左偏轉(zhuǎn)為正）使對(duì)稱的立尾剖面發(fā)生彎曲，產(chǎn)生正的側(cè)向力r（5 r）。其表達(dá)式為1_ Cr（5r）= 2py25wCrS5r（2.4-3）r. ar式中：cr5=m為方向舵?zhèn)攘?dǎo)數(shù);5w機(jī)翼面積r一般飛機(jī)的C%數(shù)值不大，可忽略不計(jì)。3）滾轉(zhuǎn)角速度p引起的側(cè)力當(dāng)飛機(jī)繞機(jī)體軸以的滾轉(zhuǎn)角速度p衛(wèi)0時(shí)，在立尾上有附加側(cè)向速度，即立 尾有局部側(cè)滑角，因而產(chǎn)生側(cè)

34、力，可寫(xiě)為Y（p） = 2p V2SwCy p（2。44）式中：c =E ； p =四（無(wú)因次滾轉(zhuǎn)角速度），其中b為機(jī)翼展長(zhǎng).yp dp2V一般飛機(jī)的C印為負(fù)值，但數(shù)值很小，可忽略不計(jì).4）偏航角速度r引起的側(cè)力當(dāng)飛機(jī)繞機(jī)體軸四的偏航角速度r。0時(shí)，在立尾上有局部側(cè)滑角，因而產(chǎn) 生側(cè)力，另外，超音速飛機(jī)的機(jī)身頭部在r。0時(shí)也產(chǎn)生側(cè)力。與立尾產(chǎn)生的側(cè)力 相反，由r引起的側(cè)力為立尾與機(jī)身頭部側(cè)力之差.r引起的全機(jī)側(cè)力可寫(xiě)為Y （r） = 2 p V 2 SCr（2.4-5）dCrb式中：C疽蘇；r = 2VV （無(wú)因次偏航角速度），其中b為機(jī)翼展長(zhǎng).一般飛機(jī)的偏航角速度cyv的數(shù)值很小,可忽略不計(jì)

35、。2。4.2滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N繞機(jī)體軸以軸的力矩稱為滾轉(zhuǎn)力矩L，繞機(jī)體軸四軸的力矩稱為偏航力矩 N，這兩種力矩統(tǒng)稱為側(cè)向力矩。下面將側(cè)向力矩分成兩組，分別說(shuō)明其成因與 性質(zhì)。A繞機(jī)體軸以軸的滾轉(zhuǎn)力矩L包括：1側(cè)滑角8引起的L2偏轉(zhuǎn)副翼5a引起的L3偏轉(zhuǎn)方向舵5 ,引起的L4滾轉(zhuǎn)角速度p引起的L5偏航角速度r引起的LB繞機(jī)體軸oz軸的偏航力矩N包括：1側(cè)滑角P引起的N2偏轉(zhuǎn)副翼5a引起的N3偏轉(zhuǎn)方向舵5 r引起的N4滾轉(zhuǎn)角速度p引起的N5偏航角速度r引起的N繞機(jī)體軸以軸的滾轉(zhuǎn)力矩L1）側(cè)滑角P引起的L此力矩主要由機(jī)翼和立尾產(chǎn)生，表示為L(zhǎng)（P） = 2pV2SbC（2。4-6）,.ac式中：c

36、 = ac-（橫滾靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)）；C,為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)；SW為機(jī)翼面積；b 為機(jī)翼展長(zhǎng)。（1）機(jī)翼上（下）反角的作用機(jī)翼的上（下）反角是指左右兩半機(jī)翼的弦平面不在同一平面上，經(jīng)翼根弦 作一平面，垂直于飛機(jī)對(duì)稱面，此平面與翼弦平面的夾角即上（下）反角.翼弦 平面在此平面之上稱為上反角，反之則稱為下反角。當(dāng)P 0時(shí)（見(jiàn)圖2.4-1），相對(duì)空速V可分解為平行于飛機(jī)對(duì)稱面的分速cos p和垂直于飛機(jī)對(duì)稱面（即平行于機(jī)體軸oy軸）的分速V sin P。在再將sin P分解成平行于翼弦平面的分速V sin p cos r和垂直翼弦平面的分速sin P sinr，分速V sin P sinr對(duì)左右兩半機(jī)翼起了

37、相反的作用。對(duì)右翼，這一分 速?gòu)南孪蛏?，因而增加了迎角，使右翼升力增加。?duì)左翼，這一分速?gòu)纳舷蛳拢?因而減小了迎角，使左翼升力減小。右大左小的升力形成的繞分速ox軸的滾轉(zhuǎn) 力矩為負(fù)值，也就是氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)C為負(fù)。反之，若是下反角，則C為正。ipip機(jī)翼后掠角A4的作用有大后掠角的箭形機(jī)翼，原本是為了提高臨界馬赫數(shù)M的，但同時(shí)卻對(duì)。小 產(chǎn)生了巨大影響。后掠角A 1/4的定義是:在翼弦平面上把各翼弦線上25%的點(diǎn)連成直線，稱為 1/4弦線，此直線與機(jī)體軸軸間的夾角稱為后掠角A 1/4，一般翼尖向后掠故稱 為后掠角。由圖2.4-2可知，當(dāng)& 0時(shí)，將速度V在左右兩半翼作如下的分解：右翼：平行于1/4弦線的

38、分速度為V sin(A 1/4 - P)垂直于1/4弦線的分速度為V cos(A” - P)左翼:平行于1/4弦線的分速度為V sin(A/4 + P)垂直于1/4弦線的分速度為V cos(A” + P)圖2.4-2機(jī)翼后掠角的作用垂直于1/4弦線的分速稱為有效分速(即產(chǎn)生升力有作用的分速)。顯然有：V cos( A - P) V cos( A + P)即右翼的有效分速大于左翼。這使得右翼上的升力大于左翼，因而形成的滾 轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值，即后掠翼的C為負(fù)。l也可看成P 0時(shí)，右翼的實(shí)際后掠角為(A1/4-P )，左翼的實(shí)際后掠角為 (A 1/4 + P )。同一迎角下，實(shí)際后掠角愈大則升力愈小，

39、故右翼的升力大于左翼。立尾的作用當(dāng)P 0時(shí)立尾上有側(cè)力，此側(cè)力對(duì)以取矩即為滾轉(zhuǎn)力矩。立尾在m之上時(shí)C負(fù)向增加；立尾在以之下時(shí)C正向增加；IPIP機(jī)翼機(jī)身氣動(dòng)干擾的作用由圖2。4-3表示P 0時(shí)，上單翼飛機(jī)翼-身連接處的右側(cè)，因氣流受阻使 壓力增大，左側(cè)氣流因分離旋渦而使壓力降低。繞流機(jī)身的氣流使靠近機(jī)身右翼 根部的迎角增加，左翼根部的迎角減小，兩種因素都產(chǎn)生負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩。因此上單 翼飛機(jī)C負(fù)向增加。反之，下單翼飛機(jī)C正向增加。中單翼飛機(jī)的此項(xiàng)氣流干 ipip擾效果很小，可忽略不計(jì)。圖2。43上單翼的氣動(dòng)干擾全機(jī)的C為上述各項(xiàng)作用的總和，稱為飛機(jī)橫滾靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù).C為負(fù)值 時(shí)飛機(jī)具有橫滾靜穩(wěn)定性；

40、C為正值時(shí)則橫滾靜不穩(wěn)定。橫滾靜穩(wěn)定性的意義 如下：圖2.4-4表示飛機(jī)飛行方向從紙面垂直向上。設(shè)因某種干擾使飛機(jī)有一滾轉(zhuǎn) 角 （圖中為正）。我們知道，僅有姿態(tài)角的變化是不會(huì)產(chǎn)生氣動(dòng)力的。但是滾 轉(zhuǎn)角使升力傾斜，升力與重力的合力作用使飛機(jī)向右側(cè)滑，側(cè)滑角&0。由 于C為負(fù)值，因此產(chǎn)生負(fù)的滾動(dòng)力矩，可能使?jié)L轉(zhuǎn)角恢復(fù)到零。因此稱C為 負(fù)值時(shí)飛機(jī)具有橫滾靜穩(wěn)定性。CG圖2.4-4飛機(jī)自動(dòng)糾正傾斜角的過(guò)程2）副翼偏轉(zhuǎn)角J引起的L 滾轉(zhuǎn)控制力矩副翼正偏轉(zhuǎn)時(shí)（右翼后緣下偏，同時(shí)左翼后緣上偏），右翼升力增大，左翼升力減小，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值，故C肉為負(fù)，可寫(xiě)為L(zhǎng)（S ） = 1 pV2S bC 5（2。

41、4-7）2 w l5a a廠 dC式中：C8 =忒（滾轉(zhuǎn)操縱導(dǎo)數(shù)）；七為副翼偏轉(zhuǎn)角。a3）方向舵偏轉(zhuǎn)角8引起的L -操縱交叉力矩 r方向舵正偏轉(zhuǎn)（方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)）時(shí)，產(chǎn)生正的側(cè)力。由于方向舵在機(jī) 身之上，此側(cè)力對(duì)雙軸取得正的滾轉(zhuǎn)力矩。可寫(xiě)為1-L(8,)=2 Py2r (2.4-8) 式中：% = （操縱交叉導(dǎo)數(shù)）；8,為方向舵偏轉(zhuǎn)角.4）滾轉(zhuǎn)角速度p引起的L滾轉(zhuǎn)阻尼力矩滾轉(zhuǎn)阻尼力矩主要由機(jī)翼產(chǎn)生，平尾對(duì)此也有影響。當(dāng)飛機(jī)右滾時(shí)p為正，右翼下行，左翼上行.下行翼迎角增加故升力增加,上 行翼迎角減小故升力減小，形成負(fù)滾轉(zhuǎn)力矩L，起到了阻止?jié)L轉(zhuǎn)的作用，稱為滾 轉(zhuǎn)阻尼力矩。平尾及立尾的作用原理相

42、同，都是阻止?jié)L轉(zhuǎn)的作用，只是作用小于機(jī)翼。滾轉(zhuǎn)阻尼力矩可寫(xiě)為L(zhǎng)（p） = 1 p V2SbC （pb /2V）（2。49）. ac 式中：c =竺（滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)）；p = pb/2V（無(wú)因次滾轉(zhuǎn)角速度）。/p cp5）偏航角速度r引起的L 交叉動(dòng)態(tài)力矩由于偏航角速度r。0，因而左右兩半翼的相對(duì)空速不同。在r 0時(shí)（見(jiàn)圖2。 45），左翼向前轉(zhuǎn)，相對(duì)空速增加，故升力增加;右翼向后轉(zhuǎn)，相對(duì)空速減小， 故升力減小，形成正滾轉(zhuǎn)力矩。此外，r 0時(shí)立尾的局部側(cè)滑角為負(fù)，將產(chǎn)生 正的側(cè)力.由于一般立尾在機(jī)身之上，因而亦產(chǎn)生正滾轉(zhuǎn)力矩。因此交叉動(dòng)導(dǎo)數(shù) CI為正值，可寫(xiě)為L(zhǎng)（r） = 2p V2S/C （rb

43、/2V）（2。4-10）. ac式中：匕=* （交叉動(dòng)導(dǎo)數(shù)）；r = rb /2V （無(wú)因次偏航角速度）.AL升力增加z圖2.4-5機(jī)翼對(duì)C的作用繞機(jī)體軸o軸的偏航力矩N側(cè)滑角。引起的N -航向靜穩(wěn)定力矩由于側(cè)滑角。引起的偏航力矩N(P)又稱為航向靜穩(wěn)定力矩。其表達(dá)式為N(p) = 2pV2SwbC(2.4-11),ac式中：c =土為航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù).p ap由于側(cè)滑角P所引起的偏航力矩N(P)主要由機(jī)身和垂尾產(chǎn)生，一般情況 下，機(jī)身產(chǎn)生不穩(wěn)定的偏航力矩，但與垂尾相比較而言較小。因此，下面以垂尾 為例分析說(shuō)明由側(cè)滑角P所引起的偏航力矩。假設(shè)飛機(jī)存在右側(cè)滑運(yùn)動(dòng)，即P 0.右側(cè)滑運(yùn)動(dòng)時(shí)，垂尾將產(chǎn)

44、生一個(gè)負(fù)值側(cè) 力Y(p ) 0, 并使側(cè)滑角p減小，因此，這種穩(wěn)定的偏航力矩N(p)實(shí)質(zhì)上只是對(duì)速度軸向起 穩(wěn)定作用。所以，有時(shí)也將偏航力矩N(p)稱為風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性力矩。綜上所述，當(dāng)航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)為正值時(shí)，即C 0，將產(chǎn)生正的偏航力 p矩，飛機(jī)具有穩(wěn)定偏航力矩；反之，當(dāng)C 0時(shí),右副翼 下偏，右翼彎度加大升力增加，同時(shí)阻力也增加。左副翼上偏，升力減小，左翼 的阻力增加小于右翼，形成正偏航力矩.這一效果在大展弦比機(jī)翼上較明顯，對(duì)操 縱飛機(jī)轉(zhuǎn)彎很不利。為盡量減小不利效果,最好能變不利為有利，使5 0時(shí)產(chǎn)生a負(fù)的偏航力矩。通常采用差動(dòng)機(jī)構(gòu)，使副翼下偏角度小于上偏的角度。副翼操縱 交叉力矩可表示為 T

45、OC o 1-5 h z 一 CN（5.） = pV2SJoCn（2。412）a八6C式中：C5（副翼操縱交叉導(dǎo)數(shù)）。aa3）方向舵偏轉(zhuǎn)角5引起的N 航向控制力矩 r5 0 （后緣向左偏）時(shí)立尾產(chǎn)生正側(cè)力，對(duì)四軸取矩得負(fù)偏航力矩，可表示 為N(5 ) = 1 pV2S bC 5(2.4-13)r 2W n5r r廠dC式中：Cn5 =苛（航向操縱導(dǎo)數(shù)），其值為負(fù).r4）滾轉(zhuǎn)角速度p引起的N 交叉動(dòng)態(tài)力矩由滾轉(zhuǎn)角速度p引起的偏航N可表示為N（p） = 2pV2SwbC （pb/2V）（2.414）,aC、一 .一式中C =匕 （交叉動(dòng)導(dǎo)數(shù)）；p = pb/2V （無(wú)因次滾轉(zhuǎn)角速度） npdp由滾轉(zhuǎn)角速度p引起的偏航N主要由機(jī)翼和垂尾兩部分產(chǎn)生。對(duì)于垂尾而言，當(dāng)飛機(jī)向右滾