飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件

飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性4.1飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)4.2飛機(jī)穩(wěn)定必和操縱性的概念4.3飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性4.4飛機(jī)的縱向操縱性4.5飛機(jī)的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性4.6飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性4.7飛機(jī)的橫側(cè)向操縱性4.8飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性4.1飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)4.1飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)在空間的姿態(tài)空速向量相對機(jī)體的方位4.1飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)在空間的姿態(tài)飛機(jī)在空間的姿態(tài)飛機(jī)在空間的姿態(tài)可用機(jī)體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系之間的關(guān)系來確定，并用姿態(tài)角表示出來地面坐標(biāo)系：

固定在地球表面的一種坐標(biāo)系。

原點A位于地面任意選定的某一固定點。Ayd軸：鉛垂向上。Axd軸：在地面內(nèi)某一選定的方向。Azd軸：與Axd軸在水平面內(nèi)并互相垂直。ydAxdzd飛機(jī)在空間的姿態(tài)飛機(jī)在空間的姿態(tài)可用機(jī)體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系之飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件4俯仰角θ偏航角ψ滾轉(zhuǎn)角γydxdzdztztyt俯仰角θ偏航角ψ滾轉(zhuǎn)角γydxdzdztztyt

描述飛機(jī)在空中姿態(tài)的姿態(tài)角：俯仰角θ：機(jī)體坐標(biāo)系縱軸Oxt與水平面Axdzd之間的夾角，規(guī)定上仰為正。偏航角ψ：機(jī)體坐標(biāo)系縱軸Oxt在水平面Axdzd上的投影與地面坐標(biāo)系A(chǔ)Xd軸之間的夾角，規(guī)定飛機(jī)左偏航為正。滾轉(zhuǎn)角γ：飛機(jī)對稱面Oxtyt與包含Oxt軸的鉛垂面之間的夾角，規(guī)定飛機(jī)右滾為正。描述飛機(jī)在空中姿態(tài)的姿態(tài)角：

空速向量相對機(jī)體的方位空速向量相對機(jī)體的方位可用兩個方位角表示出來：機(jī)身迎角α：

空速向量在飛機(jī)對稱面Oxtyt上的投影與機(jī)體坐標(biāo)系縱軸Oxt之間的夾角，規(guī)定投影線在Oxt軸下方時，α為正。側(cè)滑角：空速向量與飛機(jī)對稱面Oxtyt之間的夾角。規(guī)定空速向量偏向右側(cè)時為正，飛行中，空速向量一般都在飛機(jī)對稱面內(nèi)，側(cè)滑角β=0，以防止增加阻力。但由于外界擾動或水平轉(zhuǎn)彎操縱不當(dāng)會產(chǎn)生側(cè)滑。在有些情況下，采用適當(dāng)?shù)膫?cè)滑角有利飛行。比如側(cè)風(fēng)著陸、不對稱動力飛行等?？账傧蛄肯鄬C(jī)體的方位空速向量相對機(jī)體的方位可用兩個空速向量相對機(jī)體的方位空速向量相對機(jī)體的方位4.2飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的概念4.2飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的概念飛機(jī)的穩(wěn)定性物體的穩(wěn)定性：

處于平衡狀態(tài)的物體受到外界擾動偏離平衡位置，當(dāng)擾動消失后，物體能否恢復(fù)原來平衡位置的特性叫物體的穩(wěn)定性。物體的三種不同平衡穩(wěn)定狀態(tài)：

穩(wěn)定、不穩(wěn)定和中立。

飛機(jī)的穩(wěn)定性物體的穩(wěn)定性：

處于平衡狀態(tài)的物體受到外界擾動偏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；原始平衡位置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；原始平衡位置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)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。原始平衡位置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6飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性橫側(cè)向擾動運(yùn)動的三種模態(tài)及特性全機(jī)焦點的位置主要取決于機(jī)翼的焦點位置。飛機(jī)受到擾動，繞機(jī)體OXt軸滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)角，并造成側(cè)滑時，如果由于側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)力矩與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的方向相反，飛機(jī)就具有側(cè)向靜穩(wěn)定性。下偏為正，上偏為負(fù)。滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩產(chǎn)生特點：在滾轉(zhuǎn)模態(tài)運(yùn)動中，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)速度迅速變化，而側(cè)滑角和偏航角的變化很小，可以忽略不計。而方向靜穩(wěn)定性卻來不及修正側(cè)滑。下室內(nèi)空氣隨氣流流走形成負(fù)壓，上下室內(nèi)壓力差形成的氣動力對副翼轉(zhuǎn)軸的力矩與副翼上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩相反，也減小鉸鏈矩，起到補(bǔ)償作用。影響飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的主要構(gòu)造參數(shù)是機(jī)翼的上反角和后掠角。駕駛員使用配平手輪或電門驅(qū)動電動機(jī)或渦輪螺桿來控制。偏航角ψ：機(jī)體坐標(biāo)系縱軸Oxt在水平面Axdzd上的投影與地面坐標(biāo)系A(chǔ)Xd軸之間的夾角，規(guī)定飛機(jī)左偏航為正。飛機(jī)構(gòu)型：襟翼、縫翼、起落架等的位置。同樣，在副翼上偏的一側(cè)，由于附加升力ΔL2向下，使機(jī)翼抬頭扭轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上的附加氣動力ΔL2扭。當(dāng)δx較大時，由于副翼表面附面層分離，破壞Mx～δx的線性關(guān)系，降低了副翼的操縱效率。飛機(jī)復(fù)平后，較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動速度產(chǎn)生的慣性力矩和側(cè)滑引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩使飛機(jī)向相反一側(cè)滾轉(zhuǎn)，又造成向相反一側(cè)的側(cè)滑，接著側(cè)向靜穩(wěn)定性又使飛機(jī)來不及修正側(cè)滑時向另一側(cè)滾轉(zhuǎn)復(fù)平，如此反復(fù)，使飛機(jī)進(jìn)入一面滾轉(zhuǎn)，一面左右偏航，同時帶有側(cè)滑的荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動。駕駛員向后拉桿，升降舵上偏，附加升力對重心產(chǎn)生附加力矩使飛機(jī)抬頭。但方向舵偏轉(zhuǎn)時，同時產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩卻恰恰相反。工作時，繞轉(zhuǎn)軸向上打開，與機(jī)翼表面形成一定角度。飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩升降舵偏角δz與產(chǎn)生的附加力矩△Mz符號相反。這些就是由滾動運(yùn)動引起的偏航力矩，稱為交叉偏航力矩。靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性：

外界擾動消失后，物體是否具有回到原始平衡位置的趨勢。也就是擾動消失后，物體的瞬間運(yùn)動。動穩(wěn)定性：

指外界擾動消失后，物體回到原來平衡位置的運(yùn)動過程。

擾動運(yùn)動是收斂的，物體最終回到原始平衡位置，物體平衡狀態(tài)就具有動穩(wěn)定性，否則就是動不穩(wěn)定的6飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性：

外動穩(wěn)定to參數(shù)動穩(wěn)定to參數(shù)中立動穩(wěn)定o參數(shù)t中立動穩(wěn)定o參數(shù)t而氣動補(bǔ)償則是通過隨著操縱面偏轉(zhuǎn)來起作用。將水平尾翼的作用考慮進(jìn)去以后，焦點大大向后移，形成了在飛機(jī)重心之后的全機(jī)焦點，所以水平尾翼為飛機(jī)提供了縱向靜穩(wěn)定性。兩側(cè)機(jī)翼的升力差產(chǎn)生了使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩Mx。②焦點位于重心之前：

XF＜XW；飛機(jī)的縱向操縱：

駕駛員通過駕駛桿、傳動系統(tǒng)等改變升降舵的偏角來實現(xiàn)。2飛機(jī)穩(wěn)定必和操縱性的概念由于飛行速度增量的作用，作用在飛機(jī)上的外力仍處于不平衡狀態(tài)，飛機(jī)的航跡是彎曲的。缺點：構(gòu)造比較復(fù)雜。3飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性前限的確定：靜穩(wěn)定裕量KF應(yīng)到一定值。一旦調(diào)好后，這些調(diào)整就固定了，在飛機(jī)中不能改變。盡量減少升降舵隨氣流的自由擺動是必要的，目的是減少在松桿和握桿兩種飛行狀態(tài)下，飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定的差異。過副翼的偏轉(zhuǎn)完成對飛機(jī)的側(cè)向操縱。側(cè)向穩(wěn)定性：

繞縱軸OXt的滾動，也叫橫側(cè)向穩(wěn)定性。方向舵，方向舵是安裝在垂直尾翼上的操縱面。駕駛員逐漸偏轉(zhuǎn)調(diào)整片，直到鉸鏈力矩完全被抵消，駕駛桿上沒有力的感覺為止。由側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩是擾動消失后使飛機(jī)恢復(fù)原飛行姿態(tài)的力矩，叫穩(wěn)定力矩。隨動補(bǔ)償片是指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的鉸鏈軸轉(zhuǎn)動，并通過一根剛性連桿與前面固定翼面相連。這是一種在飛行中固定不動的調(diào)整片。偏航力矩：

作用在飛機(jī)上的氣動力對機(jī)體OYt軸產(chǎn)生的力矩叫偏航力矩，用My表示。①操縱面偏轉(zhuǎn)時，與前面固定翼面之間形成間隙，會使操縱面效率降低，而且這種不利影響會隨速度增加而趨于嚴(yán)重。動不穩(wěn)定o參數(shù)t而氣動補(bǔ)償則是通過隨著操縱面偏轉(zhuǎn)來起作用。動不穩(wěn)定o參數(shù)t穩(wěn)定性的充分、必要條件靜穩(wěn)定性是平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性的必要條件。動穩(wěn)定性是平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性的充分條件。靜穩(wěn)定——必要條件動穩(wěn)定——充分條件穩(wěn)定性的充分、必要條件靜穩(wěn)定性是平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性的必要條件4、飛機(jī)為什么要有穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性：

當(dāng)擾動消失后，駕駛員不施加操縱的情況下，飛機(jī)能自動回到原平衡狀態(tài)，這架飛機(jī)就具有穩(wěn)定性，否則就是不穩(wěn)定或中立的。不穩(wěn)定或中立的飛機(jī)是不適合飛行的：

它需要駕駛員不斷地操縱飛機(jī)，飛行也極其危險。嚴(yán)重威脅飛行安全。所以，執(zhí)行飛行任務(wù)的飛機(jī)必須具有一定的穩(wěn)定性，這點對飛行安全來說是至關(guān)重要的。4、飛機(jī)為什么要有穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性：

當(dāng)擾動消失后，駕駛5、飛機(jī)穩(wěn)定性分為三個方面縱向穩(wěn)定性：

繞橫軸OZt的俯仰轉(zhuǎn)動，也叫俯仰穩(wěn)定性。

表現(xiàn)為飛機(jī)迎角的變化。Zt5、飛機(jī)穩(wěn)定性分為三個方面縱向穩(wěn)定性：

繞橫軸OZt的俯仰轉(zhuǎn)側(cè)向穩(wěn)定性：

繞縱軸OXt的滾動，也叫橫側(cè)向穩(wěn)定性。

表現(xiàn)為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角的變化。Xt側(cè)向穩(wěn)定性：

繞縱軸OXt的滾動，也叫橫側(cè)向穩(wěn)定性。

表現(xiàn)為方向穩(wěn)定性：

繞立軸OYt的偏轉(zhuǎn)，也叫航向穩(wěn)定性。

表現(xiàn)為飛機(jī)偏航角的變化。Yt方向穩(wěn)定性：

繞立軸OYt的偏轉(zhuǎn)，也叫航向穩(wěn)定性。

表現(xiàn)為飛飛機(jī)的操縱性副翼升降舵方向舵副翼操縱系統(tǒng)介紹飛機(jī)的操縱性副翼升降舵方向舵副翼操縱系統(tǒng)介紹飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件主操縱機(jī)構(gòu)駕駛盤駕駛桿腳蹬主操縱機(jī)構(gòu)駕駛盤駕駛桿腳蹬飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件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；在某些跨音速或超音速的三角翼飛機(jī)上，只裝有一個垂直尾翼，而將水平尾翼取消，以減少阻力和結(jié)構(gòu)重量。目前許多超音速戰(zhàn)斗機(jī)由于裝備兩臺發(fā)動機(jī)，后機(jī)身很寬，也有裝雙垂尾。方向舵，方向舵是安裝在垂直尾翼上的操縱面。飛機(jī)的方向操縱搖臂上端與操縱拉桿相連，下端通過一個彈簧筒與操縱面上的承力件相連。6飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性②焦點位于重心之前：

XF＜XW；過于遲鈍，駕駛員不得不加大操縱量，操縱起來十分的吃力。重力在OZt軸上的分力使飛機(jī)產(chǎn)生了沿OZt軸的側(cè)向移動，產(chǎn)生側(cè)滑和側(cè)滑角。側(cè)向操縱是通過什么實現(xiàn)的？駕駛員使用配平手輪或電門驅(qū)動電動機(jī)或渦輪螺桿來控制。構(gòu)造型式：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。什么是滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩？符號是如何規(guī)定的？另外，當(dāng)M數(shù)到達(dá)一定值時，在副翼前面機(jī)翼上形成激波分離，也使副翼效率降低甚至失效。這是目前高速大型飛機(jī)上常采用的一種氣動配平的裝置。著陸下滑時，又可將安定面安裝角調(diào)到著陸時所需角度，以保持飛機(jī)著陸時大迎角的飛行姿態(tài)。氣動平衡是在飛機(jī)達(dá)到某一飛行狀態(tài)后，將鉸鏈力矩完全抵消掉，松桿后飛機(jī)仍保持這一飛行狀態(tài)。荷蘭滾的形成：當(dāng)側(cè)向靜穩(wěn)定性過大時，一旦飛機(jī)受到擾動，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，過大的側(cè)（橫）向靜穩(wěn)定性會使?jié)L轉(zhuǎn)很快得到修正，機(jī)翼復(fù)平。飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性

在駕駛員操縱下，飛機(jī)從一種飛行狀態(tài)過渡到另一種飛行狀態(tài)的特性。駕駛員操縱飛機(jī)，飛機(jī)能立即隨著駕駛員的操縱改變飛行狀態(tài)，叫飛機(jī)反應(yīng)靈敏；如果飛行狀態(tài)改變緩慢，叫飛機(jī)反應(yīng)遲鈍。靈敏性對飛行操縱的影響：過于靈敏，很難精確控制飛機(jī)，也會因?qū)Σ倏v反應(yīng)過大而造成失速或結(jié)構(gòu)的損壞；過于遲鈍，駕駛員不得不加大操縱量，操縱起來十分的吃力。所以只有具備一定操縱性的飛機(jī)才適合飛行。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)具操縱性可以分為三個方面縱向操縱性：

飛機(jī)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。側(cè)向操縱性：

飛機(jī)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。方向操縱性：

飛機(jī)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。操縱性可以分為三個方面縱向操縱性：

飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令4.3飛機(jī)的縱向定性4.3飛機(jī)的縱向定性4.3.1飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性1、飛機(jī)的縱向力矩和縱向平衡飛機(jī)的縱向力矩：

繞橫軸OZt轉(zhuǎn)動的力矩，用Mz表示。

使飛機(jī)抬頭的Mz為正，使飛低頭的力矩Mz為負(fù)。

Zt4.3.1飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性1、飛機(jī)的縱向力矩和縱向平衡30飛機(jī)的縱向平衡：飛機(jī)的俯仰力矩平衡條件：

Mz=0，也就是Cmz=0對飛機(jī)縱向力矩起主要作用的是機(jī)翼、水平尾翼的氣動升力和發(fā)動機(jī)的推力。飛機(jī)的縱向平衡：飛機(jī)的俯仰力矩平衡條件：飛機(jī)重心機(jī)翼壓力中心L機(jī)翼L平尾機(jī)翼上的氣動升力對飛機(jī)產(chǎn)生使機(jī)頭向下的俯仰力矩(－Mz)。水平尾翼上的氣動升力對飛機(jī)產(chǎn)生使機(jī)頭向上的俯仰力矩(＋Mz)。當(dāng)兩個力矩互相抵消時，飛機(jī)的縱向力Mz=0，飛機(jī)保持縱向平衡。飛機(jī)重心機(jī)翼壓力中心L機(jī)翼L平尾機(jī)翼上的氣動升力對飛機(jī)產(chǎn)生使飛機(jī)的縱向配平平尾抬頭力矩升力迎角機(jī)翼低頭力矩升力壓力中心迎角飛行速度飛機(jī)的縱向配平平尾抬頭力矩升力迎角機(jī)翼低頭力矩飛機(jī)的縱向配平飛機(jī)定常直線飛行時，不同的飛行速度要求不同的迎角。迎角不同，機(jī)翼升力的大小及壓力中心的位置也不同，對飛機(jī)重心會產(chǎn)生大小不同的低頭力矩，這就必須通過改變升降舵的偏轉(zhuǎn)角，使水平尾翼產(chǎn)生與之相平衡的抬頭力矩來維持飛機(jī)的縱向平衡，這個過程就叫做飛機(jī)的縱向配平。對于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)的平衡角。飛機(jī)水平尾翼的一個重要作用就保證飛機(jī)在不同速度下進(jìn)行定常直線飛行的縱向平衡。飛機(jī)的縱向配平飛機(jī)定常直線飛行時，不同的飛行速度要求不同的迎飛機(jī)復(fù)平后，較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動速度產(chǎn)生的慣性力矩和側(cè)滑引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩使飛機(jī)向相反一側(cè)滾轉(zhuǎn)，又造成向相反一側(cè)的側(cè)滑，接著側(cè)向靜穩(wěn)定性又使飛機(jī)來不及修正側(cè)滑時向另一側(cè)滾轉(zhuǎn)復(fù)平，如此反復(fù)，使飛機(jī)進(jìn)入一面滾轉(zhuǎn)，一面左右偏航，同時帶有側(cè)滑的荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動。過于靈敏，很難精確控制飛機(jī)，也會因?qū)Σ倏v反應(yīng)過大而造成失速或結(jié)構(gòu)的損壞；駕駛員向后拉桿，升降舵上偏，附加升力對重心產(chǎn)生附加力矩使飛機(jī)抬頭。升降舵：俯仰操縱當(dāng)偏轉(zhuǎn)副翼對飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱，在副翼偏轉(zhuǎn)角達(dá)到一定值時，副翼上偏一側(cè)機(jī)翼上的擾流板在聯(lián)動機(jī)構(gòu)作用下向上打開。3飛機(jī)的縱向定性根據(jù)試飛結(jié)果，改變固定調(diào)整片向上、向下的彎曲位置，消除這些不平衡的力矩。俯仰角θ：機(jī)體坐標(biāo)系縱軸Oxt與水平面Axdzd之間的夾角，規(guī)定上仰為正。機(jī)身對縱向力矩的影響，使焦點向前移，所以，翼身組合體的縱向靜不穩(wěn)定性更大。分析后掠角對側(cè)向穩(wěn)定性的影響？在偏航運(yùn)動引起的阻尼力矩中，垂尾起主導(dǎo)作用。短周期運(yùn)動模態(tài)有什么特點？影響飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的主要構(gòu)造參數(shù)是機(jī)翼的上反角和后掠角。橫側(cè)向擾動運(yùn)動的三種模態(tài)及特性長周期運(yùn)動模態(tài)有什么特點？2、偏轉(zhuǎn)副翼引起的有害偏航飛機(jī)的俯仰力矩平衡條件：飛機(jī)受擾動，繞OYt軸偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)滑角時，如果由于側(cè)滑角引起的偏航力矩力圖使飛機(jī)對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角，那么飛機(jī)就具有方向靜穩(wěn)定性。所以機(jī)翼上反角為飛機(jī)提供了側(cè)向靜穩(wěn)定性。飛機(jī)構(gòu)型：襟翼、縫翼、起落架等的位置。3飛機(jī)的縱向定性氣動補(bǔ)償?shù)哪康木褪且獪p少鉸鏈力矩，減輕駕駛員操縱飛機(jī)的工作強(qiáng)度。2、全機(jī)焦點飛機(jī)的焦點：

由于迎角的改變而引起的飛機(jī)氣動升力增量的作用點。也叫飛機(jī)的氣動中心。機(jī)身、機(jī)翼、尾翼對全機(jī)焦點位置的影響全機(jī)焦點的位置主要取決于機(jī)翼的焦點位置。機(jī)身的焦點靠近機(jī)頭部位，所以翼-身組合體的焦點位置，比機(jī)翼焦點靠前。水平尾翼的升力在全機(jī)重心之后，且力臂較長，所以加上尾翼之后，全機(jī)焦點位置明顯后移飛機(jī)復(fù)平后，較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動速度產(chǎn)生的慣性力矩和側(cè)滑引起的側(cè)向在Ma<M臨界時，機(jī)翼的焦點位置基本保持不變。和機(jī)翼焦點的性質(zhì)一樣，低速飛行時，全機(jī)焦點的位置也保持不變飛機(jī)焦點機(jī)翼焦點重心在Ma<M臨界時，機(jī)翼的焦點位置基本保持不變。和機(jī)363、飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定的條件小迎角下，飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性只取決于全機(jī)焦點和重心之間的位置關(guān)系。全機(jī)焦點和重心的位置：3、飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定的條件小迎角下，飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性只取決于飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定的條件①當(dāng)焦點位于重心之后時：

XF＞XW；△L對重心的力矩是低頭力矩，使飛機(jī)有低頭趨勢，是恢復(fù)力矩，飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性。②焦點位于重心之前：

XF＜XW；△L對重心的力矩是抬頭力矩，使飛機(jī)有抬頭趨勢，使飛機(jī)更加偏離原來的平衡狀態(tài)，飛機(jī)不穩(wěn)定。③焦點位于重心處：

XF=XW，；△L對重心力矩為零，飛機(jī)具有中立靜穩(wěn)定性。飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定的條件①當(dāng)焦點位于重心之后時：

XF＞XW；△重力△L飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定分析重力△L飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定分析什么是靜穩(wěn)定性？什么動穩(wěn)定性？荷蘭滾的形成：當(dāng)側(cè)向靜穩(wěn)定性過大時，一旦飛機(jī)受到擾動，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，過大的側(cè)（橫）向靜穩(wěn)定性會使?jié)L轉(zhuǎn)很快得到修正，機(jī)翼復(fù)平。這是目前高速大型飛機(jī)上常采用的一種氣動配平的裝置。氣流由飛機(jī)右前方吹來，產(chǎn)生了沿機(jī)體OZt軸的氣流分量sinβ。影響飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的主要構(gòu)造參數(shù)是垂尾面積及到飛機(jī)重心力臂的長度。迎角不同，機(jī)翼升力的大小及壓力中心的位置也不同，對飛機(jī)重心會產(chǎn)生大小不同的低頭力矩，這就必須通過改變升降舵的偏轉(zhuǎn)角，使水平尾翼產(chǎn)生與之相平衡的抬頭力矩來維持飛機(jī)的縱向平衡，這個過程就叫做飛機(jī)的縱向配平。由于飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)力矩，另一方面，蹬右舵時，垂尾產(chǎn)生的側(cè)向力使飛機(jī)向左傾斜。p≥Fd/h氣動平衡裝置的種類：配平調(diào)整片、調(diào)整片、隨動配平補(bǔ)翼、固定調(diào)整片、可變安裝角的平尾運(yùn)動過程是由飛機(jī)的靜穩(wěn)定力矩、在俯仰擺動中產(chǎn)生的轉(zhuǎn)動慣量以及俯仰阻尼力矩相互作用的結(jié)果來確定。當(dāng)δx較大時，由于副翼表面附面層分離，破壞Mx～δx的線性關(guān)系，降低了副翼的操縱效率。在某些跨音速或超音速的三角翼飛機(jī)上，只裝有一個垂直尾翼，而將水平尾翼取消，以減少阻力和結(jié)構(gòu)重量。7飛機(jī)的橫側(cè)向操縱性氣動補(bǔ)償?shù)哪康木褪且獪p少鉸鏈力矩，減輕駕駛員操縱飛機(jī)的工作強(qiáng)度。缺點：垂直尾翼上的空氣動力使機(jī)身受到扭矩。飛機(jī)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。當(dāng)δx較大時，由于副翼表面附面層分離，破壞Mx～δx的線性關(guān)系，降低了副翼的操縱效率。功用：

縱向操縱、縱向平衡。升力增量，△L對重心產(chǎn)生的力矩也是一個低頭力矩，阻止飛機(jī)的上仰運(yùn)動，這就是俯仰阻尼力矩。但是，對操縱反應(yīng)過于靈敏的飛機(jī)，會增加飛行員的工作負(fù)擔(dān)，使飛行員很難精確地操縱飛機(jī)。飛機(jī)構(gòu)型：襟翼、縫翼、起落架等的位置。全機(jī)靜穩(wěn)定裕量全機(jī)焦點與重心之間的距離稱為飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定裕量。設(shè)計飛機(jī)時，要求KF＞0，且KF要達(dá)到一定的量值，以保證飛機(jī)具有足夠的縱向靜穩(wěn)定性。民用飛機(jī)，

KF大約為平均氣動力弦長的10%～15%。什么是靜穩(wěn)定性？什么動穩(wěn)定性？全機(jī)靜穩(wěn)定裕量全機(jī)焦點與重心之水平尾翼的重要作用之一水平尾翼的又一個重要的作用——為飛機(jī)提供必要的縱向靜穩(wěn)定性。亞音速飛行時，機(jī)翼的焦點一般在飛機(jī)重心之前，所以單有機(jī)翼的飛機(jī)是縱向靜不穩(wěn)定的。機(jī)身對縱向力矩的影響，使焦點向前移，所以，翼身組合體的縱向靜不穩(wěn)定性更大。將水平尾翼的作用考慮進(jìn)去以后，焦點大大向后移，形成了在飛機(jī)重心之后的全機(jī)焦點，所以水平尾翼為飛機(jī)提供了縱向靜穩(wěn)定性。水平尾翼的重要作用之一水平尾翼的又一個重要的作用——為飛機(jī)提4、影響飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的因素

（1）握桿和松桿對飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的影響：

假設(shè)松桿時升降舵可以自由擺動，縱向靜穩(wěn)定性減小。在實際飛行中：飛機(jī)操縱系統(tǒng)存在著摩擦；傳動機(jī)構(gòu)的彈性間隙和裝配間隙。理想的握桿飛行狀態(tài)也是不存在的。盡量減少升降舵隨氣流的自由擺動是必要的，目的是減少在松桿和握桿兩種飛行狀態(tài)下，飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定的差異。對于裝有無回力助力器的飛機(jī)，如果助力器安裝在距升降舵較近的地方，升降舵就不能自由擺動。因此，可以認(rèn)為這種飛機(jī)的松桿飛行與握桿飛行的縱向靜穩(wěn)定性是相同的4、影響飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的因素（1）握桿和松桿對飛機(jī)縱向靜（2）飛機(jī)實用重心和飛機(jī)焦點位置的變化：影響飛機(jī)實用童心的位置的因素:貨物的裝載情況乘客的位置燃油的數(shù)量及消耗情況飛機(jī)的構(gòu)型等等（2）飛機(jī)實用重心和飛機(jī)焦點位置的變化：影響飛機(jī)實用童心的位影響飛機(jī)焦點位置的因素：飛行Ma數(shù)：超音速時，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(jī)構(gòu)型：襟翼、縫翼、起落架等的位置?？v向操縱系統(tǒng)的安裝間隙和彈性間隙。影響飛機(jī)焦點位置的因素：飛機(jī)的縱向動穩(wěn)定性

飛機(jī)的縱向動穩(wěn)定性研究的是飛機(jī)受到擾動后，恢復(fù)原飛行姿態(tài)的運(yùn)動過程。運(yùn)動過程是由飛機(jī)的靜穩(wěn)定力矩、在俯仰擺動中產(chǎn)生的轉(zhuǎn)動慣量以及俯仰阻尼力矩相互作用的結(jié)果來確定。飛機(jī)的縱向動穩(wěn)定性飛機(jī)的縱向動穩(wěn)定性研究的是飛機(jī)受到1、俯仰阻尼力距：飛機(jī)在俯仰擺動中迎角變化：ωrωrωrVV’ωrVV’重心前各部分迎角減小重心后各部分迎角增加1、俯仰阻尼力距：飛機(jī)在俯仰擺動中迎角變化：ωrωrωrVV飛機(jī)在俯仰擺動中升力增量重心前迎角減小，升力減小，△L是負(fù)值重心后迎角增加，升力增加，△L是正值ωrωr△L前△L后飛機(jī)在俯仰擺動中升力增量重心前迎角減小，升力減小，△L是負(fù)值俯仰阻尼力矩升力增量，△L對重心產(chǎn)生的力矩也是一個低頭力矩，阻止飛機(jī)的上仰運(yùn)動，這就是俯仰阻尼力矩?！鱈前△L后阻尼力矩抬頭運(yùn)動水平尾翼距重心遠(yuǎn)，力臂大，俯仰阻尼力矩主要由平尾產(chǎn)生俯仰阻尼力矩升力增量，△L對重心產(chǎn)生的力矩也是一個低頭力矩，飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件2、縱向擾動運(yùn)動的模態(tài)及其特征定常直線飛行的飛機(jī)受到擾動后，在回到原平衡姿態(tài)過程中，產(chǎn)生的擾動運(yùn)動可以簡化為由兩種典型周期性運(yùn)動模態(tài)疊加而成：短周期運(yùn)動模態(tài)長周期運(yùn)動模態(tài)。2、縱向擾動運(yùn)動的模態(tài)及其特征定常直線飛行的飛機(jī)受到擾動后短周期運(yùn)動模態(tài)特點：周期很短，衰減很快。發(fā)生時機(jī)：擾動消失后的最初階段；運(yùn)動形式：飛機(jī)繞重心的擺動過程。迎角周期性迅速變化俯仰角速度周期性迅速變化飛行速度則基本上保持不變。短周期運(yùn)動模態(tài)特點：周期很短，衰減很快。短周期運(yùn)動模態(tài)形成原因：靜穩(wěn)定力矩、運(yùn)動慣性使飛機(jī)迎角和俯仰角速度周期性迅速變化。俯仰阻尼使飛機(jī)的俯仰擺動很快衰減。短周期運(yùn)動模態(tài)形成原因：長周期運(yùn)動模態(tài)特點：周期很長，衰減很慢。發(fā)生時機(jī)：擾動消失后的后一階段；運(yùn)動形式：飛機(jī)重心運(yùn)動的振蕩過程。飛行速度和航跡傾斜角的緩慢變化，飛機(jī)的迎角基本恢復(fù)到原來的迎角并保持不變。長周期運(yùn)動模態(tài)特點：周期很長，衰減很慢。長周期運(yùn)動模態(tài)形成原因：由于飛行速度增量的作用，作用在飛機(jī)上的外力仍處于不平衡狀態(tài)，飛機(jī)的航跡是彎曲的。在重力、升力、阻力和發(fā)動機(jī)推力的相互作用下，使飛機(jī)的高度，速度和升力交替變化，形成了飛機(jī)重心上、下緩慢振蕩。長周期運(yùn)動模態(tài)形成原因：橫側(cè)向攏動運(yùn)動分哪幾個模態(tài)？對飛行安全危害較大的哪種？飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩荷蘭滾是頻率較快，周期為幾秒的中等阻尼的橫向——航向組合振蕩模態(tài)。如果飛行狀態(tài)改變緩慢，叫飛機(jī)反應(yīng)遲鈍。在跨音速或超音速飛機(jī)上，為了延緩局部激波的產(chǎn)生或減弱波阻，同時為了避開隨著機(jī)翼局部激波而產(chǎn)生的大量漩渦，往往將水平尾翼安置在垂直尾翼上，構(gòu)成“T”字形或“十”字形，向前推駕駛桿：升降舵舵面下偏，δz＞0，平尾產(chǎn)生的附加升力△L向上，附加力矩△Mz＜0（低頭力矩），使飛機(jī)低頭；缺點：構(gòu)造比較復(fù)雜。駕駛員可通過配平手輪、配平作動器升高或降低前梁的支點，使安定面繞后梁的鉸支點轉(zhuǎn)動，改變其安裝角，達(dá)到縱向配平的目的?？账傧蛄肯鄬C(jī)體的方位8飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置這是一種在飛行中固定不動的調(diào)整片。這些就是由滾動運(yùn)動引起的偏航力矩，稱為交叉偏航力矩。飛機(jī)水平尾翼的一個重要作用就保證飛機(jī)在不同速度下進(jìn)行定常直線飛行的縱向平衡。由飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性和飛機(jī)操縱靈敏度來確定。氣動平衡和氣動補(bǔ)償?shù)膮^(qū)別？不穩(wěn)定或中立的飛機(jī)是不適合飛行的：

它需要駕駛員不斷地操縱飛機(jī)，飛行也極其危險。Axd軸：在地面內(nèi)某一選定的方向。②焦點位于重心之前：

XF＜XW；側(cè)滑角：來流方向與飛機(jī)對稱面之間形成的夾角叫側(cè)滑角，記作β。前限的確定：靜穩(wěn)定裕量KF應(yīng)到一定值。當(dāng)δx較大時，由于副翼表面附面層分離，破壞Mx～δx的線性關(guān)系，降低了副翼的操縱效率。方向舵偏角用δy表示，并規(guī)定：方向舵后緣右偏時，δy為正。對兩種運(yùn)動模態(tài)要求短周期模態(tài)：運(yùn)動參數(shù)迎角、俯仰角速度變化快，駕駛員往往來不及反應(yīng)并予以制止。必須受到重阻尼。長周期模態(tài)：振蕩周期長，運(yùn)動參數(shù)速度、航跡角變化緩慢，駕駛員有足夠的時間進(jìn)行糾正，所以對這種模態(tài)特性的要求就比前者要低。橫側(cè)向攏動運(yùn)動分哪幾個模態(tài)？對飛行安全危害較大的哪種？對兩

4.4飛機(jī)的縱向操縱性4.4飛機(jī)的縱向操縱性水平尾翼水平尾翼結(jié)構(gòu)：水平安定面：前面的固定不動(或安裝角可調(diào))。升降舵組：后面可繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)。功用：

縱向操縱、縱向平衡。升降舵偏角：用δz表示。

下偏為正，上偏為負(fù)。水平尾翼水平尾翼結(jié)構(gòu)：尾翼結(jié)構(gòu)形式單垂尾式：

垂直安定面可與機(jī)身做成一個整體。剛度大，重量輕。對單臺發(fā)動機(jī)的螺旋槳式飛機(jī)來說，還便于利用螺旋槳的滑流，提高尾翼的工作效率。其缺點：垂直尾翼上的空氣動力使機(jī)身受到扭矩。尾翼結(jié)構(gòu)形式單垂尾式：

垂直安定面可與機(jī)身做成一個整體。剛度雙垂尾式：用于雙發(fā)動機(jī)或多發(fā)動機(jī)的螺旋槳飛機(jī)上。這樣可以使垂尾盡可能處于螺旋槳滑流之中，提高其工作效率。目前許多超音速戰(zhàn)斗機(jī)由于裝備兩臺發(fā)動機(jī)，后機(jī)身很寬，也有裝雙垂尾。雙垂尾式：用于雙發(fā)動機(jī)或多發(fā)動機(jī)的螺旋槳飛機(jī)上。這樣可以使垂后掠式尾翼在跨音速或超音速飛機(jī)上，為了延緩局部激波的產(chǎn)生或減弱波阻，同時為了避開隨著機(jī)翼局部激波而產(chǎn)生的大量漩渦，往往將水平尾翼安置在垂直尾翼上，構(gòu)成“T”字形或“十”字形，在大迎角飛行狀態(tài)下，平尾仍有可能受到機(jī)翼的下洗流和漩渦的影響，所以有些現(xiàn)代超音速飛機(jī)采用平尾低置布局，使平尾低于機(jī)翼。C-17后掠式尾翼在跨音速或超音速飛機(jī)上，為了延緩局部激波的產(chǎn)生或減在某些跨音速或超音速的三角翼飛機(jī)上，只裝有一個垂直尾翼，而將水平尾翼取消，以減少阻力和結(jié)構(gòu)重量。另外在三角翼上常使用升降副翼，以代替—般的副翼。升降副翼既可起副翼的作用，又可起升降舵的作用在某些跨音速或超音速的三角翼飛機(jī)上，只裝有一個垂直尾翼，而將V型和鴨式V型尾翼的舵面如果同時向上或向下，就起升降舵的作用。如兩個舵面一上一下，產(chǎn)生的側(cè)向力使飛機(jī)向左或向右轉(zhuǎn)彎，同方向舵所起的作用一樣。V型和鴨式V型尾翼的舵面如果同時向上或向下，就起升降舵的作用飛機(jī)的縱向操縱飛機(jī)的縱向操縱：

駕駛員通過駕駛桿、傳動系統(tǒng)等改變升降舵的偏角來實現(xiàn)。飛機(jī)的縱向操縱飛機(jī)的縱向操縱：

駕駛員通過駕駛桿、傳動操作情形向前推駕駛桿：升降舵舵面下偏，δz＞0，平尾產(chǎn)生的附加升力△L向上，附加力矩△Mz＜0（低頭力矩），使飛機(jī)低頭；減小迎角，速度增加。后拉駕駛桿：舵面上偏（δz＜0），平尾產(chǎn)生向下的附加升力△L，對重心產(chǎn)生的附加力矩是抬頭力矩（△Mz＞0），使迎角增加，減小飛行速度。操作情形向前推駕駛桿：升降舵舵面下偏，δz＞0，平尾產(chǎn)生的駕駛桿后拉升降舵向下偏轉(zhuǎn)δz＜0平

尾△L向下飛機(jī)抬頭迎角增大速度增大駕駛桿后拉升降舵向下偏轉(zhuǎn)δz＜0平尾△L向下飛機(jī)抬頭65結(jié)論升降舵偏角δz與產(chǎn)生的附加力矩△Mz符號相反。平尾的重要作用：對飛機(jī)進(jìn)行操縱。結(jié)論升降舵偏角δz與產(chǎn)生的附加力矩△Mz符號相反?？v向操縱性和縱向穩(wěn)定性的關(guān)系操縱飛機(jī)增大迎角的過程：定常直線飛行時，縱向力矩等于零，飛機(jī)處于縱向平衡狀態(tài)。MZ

=0縱向操縱性和縱向穩(wěn)定性的關(guān)系操縱飛機(jī)增大迎角的過程：MZ駕駛員向后拉桿，升降舵上偏，附加升力對重心產(chǎn)生附加力矩使飛機(jī)抬頭。即：操縱力矩M操縱。飛機(jī)一抬頭使迎角增大，產(chǎn)生了力圖使飛機(jī)保持原飛行姿態(tài)的穩(wěn)定力矩M穩(wěn)定。駕駛員向后拉桿，升降舵上偏，附加升力對重心產(chǎn)生附加力矩使飛機(jī)68低速飛行時，可用兩組副翼對飛行進(jìn)行側(cè)向操縱，提高副翼縱向操縱系統(tǒng)的安裝間隙和彈性間隙。角補(bǔ)償面積：一般取6﹪～12﹪。如果飛行狀態(tài)改變緩慢，叫飛機(jī)反應(yīng)遲鈍。駕駛員可通過配平手輪、配平作動器升高或降低前梁的支點，使安定面繞后梁的鉸支點轉(zhuǎn)動，改變其安裝角，達(dá)到縱向配平的目的。內(nèi)側(cè)副翼也稱全速副翼，外側(cè)副翼也稱為低速副翼。過于遲鈍，駕駛員不得不加大操縱量，操縱起來十分的吃力。表現(xiàn)為飛機(jī)偏航角的變化。飛機(jī)受擾動，繞OYt軸偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)滑角時，如果由于側(cè)滑角引起的偏航力矩力圖使飛機(jī)對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角，那么飛機(jī)就具有方向靜穩(wěn)定性。2、偏轉(zhuǎn)方向舵對飛機(jī)進(jìn)行方向操縱俯仰阻尼使飛機(jī)的俯仰擺動很快衰減。偏航力矩：

作用在飛機(jī)上的氣動力對機(jī)體OYt軸產(chǎn)生的力矩叫偏航力矩，用My表示。垂尾由垂直安定面和方向舵組成，方向舵懸掛在垂直安定面后緣的轉(zhuǎn)軸上。為了保證飛機(jī)同時具有螺旋和荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性，必須使飛機(jī)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?。搖臂上端與操縱拉桿相連，下端通過一個彈簧筒與操縱面上的承力件相連。氣動平衡裝置不是隨操縱面偏轉(zhuǎn)起作用，而是通過獨立的配平手輪或配平電門等來進(jìn)行操縱。小迎角下，飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的條件？由操縱副翼偏角引起的滾轉(zhuǎn)力矩和操縱方向舵偏角引起的偏航力矩叫操縱力矩。②要經(jīng)常檢查內(nèi)封補(bǔ)償空腔里的部件，增加了維修工作量由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動引起的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航運(yùn)動引起的偏航力矩是擾動運(yùn)動中氣動力產(chǎn)生的力矩，叫阻尼力矩。隨著迎角的逐漸加大，M穩(wěn)定也慢慢增加，直到等于M操縱。飛機(jī)的俯仰力矩又重新取得平衡，飛機(jī)達(dá)到新的平衡姿態(tài)時。即：M操縱=M穩(wěn)定

低速飛行時，可用兩組副翼對飛行進(jìn)行側(cè)向操縱，提高副翼隨著迎角縱向穩(wěn)定性越大，當(dāng)迎角改變時，引起的穩(wěn)定力矩M穩(wěn)定越大，所以操縱飛機(jī)改變姿態(tài)時所需的操縱力矩越大，駕駛桿的位移和升降舵的偏轉(zhuǎn)角就越大，飛機(jī)對駕駛員的操縱反應(yīng)不靈敏，這就是操縱性能差?？v向穩(wěn)定性小，即焦點與重心越近小，飛機(jī)對駕駛員操縱反應(yīng)就越靈敏，飛機(jī)的操縱性能就高。但是，對操縱反應(yīng)過于靈敏的飛機(jī)，會增加飛行員的工作負(fù)擔(dān)，使飛行員很難精確地操縱飛機(jī)。穩(wěn)定性和操縱性兩者之間選取一個平衡點，以使飛機(jī)具有足夠的穩(wěn)定性和良好的操縱性。縱向穩(wěn)定性越大，當(dāng)迎角改變時，引起的穩(wěn)定力矩M穩(wěn)定越大，所以飛機(jī)重心范圍的確定飛機(jī)的重心位置對飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性和操縱性影響很大。在使用過程中，由于裝載不同、燃料消耗、飛機(jī)構(gòu)型變化等原因，飛機(jī)的重心位置經(jīng)常發(fā)生變化，所以為了保證飛機(jī)具有足夠的穩(wěn)定性和良好的操縱性，必須對飛機(jī)重心的變化范圍加以限制。飛機(jī)重心的變化范圍是用重心前限和重心后限來確定。在實際使用過程中，飛機(jī)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。飛機(jī)重心范圍的確定飛機(jī)的重心位置對飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性和操縱性飛機(jī)重心范圍的確定飛機(jī)的重心前限：允許飛機(jī)重心最靠前的位置。前限的確定：靜穩(wěn)定裕量KF應(yīng)到一定值。

由飛機(jī)縱向平衡和縱向操縱性設(shè)定重心前限。飛機(jī)的重心后限：允許飛機(jī)重心最靠后的位置。

由飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性和飛機(jī)操縱靈敏度來確定。

對于安裝有自動駕駛儀或增穩(wěn)系統(tǒng)的飛機(jī)，重心的后限可以適當(dāng)放寬。飛機(jī)重心范圍的確定飛機(jī)的重心前限：允許飛機(jī)重心最靠前的位置。4.5飛機(jī)的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性4.5飛機(jī)的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性飛機(jī)側(cè)滑和側(cè)滑角側(cè)滑：飛機(jī)沿機(jī)體橫軸OZt方向產(chǎn)生移動叫側(cè)滑。側(cè)滑角：來流方向與飛機(jī)對稱面之間形成的夾角叫側(cè)滑角，記作β。來流從機(jī)身右側(cè)吹來（右側(cè)滑）時，角為正。飛機(jī)側(cè)滑時作用在飛機(jī)上的氣動力左右不對稱，產(chǎn)生了沿OZt軸的側(cè)向力、繞OXt軸的滾轉(zhuǎn)力矩Mx和繞Oyt軸的偏航力矩My。飛機(jī)側(cè)滑和側(cè)滑角側(cè)滑：飛機(jī)沿機(jī)體橫軸OZt方向產(chǎn)生移動叫滾轉(zhuǎn)引起側(cè)滑飛機(jī)受擾動繞Oxt軸滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角γ。重力在OZt軸上的分力使飛機(jī)產(chǎn)生了沿OZt軸的側(cè)向移動，產(chǎn)生側(cè)滑和側(cè)滑角。滾轉(zhuǎn)引起側(cè)滑飛機(jī)受擾動繞Oxt軸滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角γ。偏航引起側(cè)滑飛機(jī)受擾動繞Oyt軸轉(zhuǎn)動，由于運(yùn)動慣性，飛機(jī)沿原方向繼續(xù)向前飛行，也使飛機(jī)產(chǎn)生了沿OZt軸的側(cè)向移動，產(chǎn)生側(cè)滑和側(cè)滑角。偏航引起側(cè)滑飛機(jī)受擾動繞Oyt軸轉(zhuǎn)動，由于運(yùn)動慣性，飛機(jī)沿原橫側(cè)向靜穩(wěn)定性飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)或偏航都會造成側(cè)滑，從而使飛機(jī)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩MX和偏航力矩My。飛機(jī)相對OXt軸的側(cè)向靜穩(wěn)定性和相對oYt軸的方向（航向）靜穩(wěn)定性不是獨立的，是互相作用的。飛機(jī)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(jī)橫側(cè)向運(yùn)動的重要系數(shù)，相當(dāng)于研究俯仰運(yùn)動時的迎角。橫側(cè)向靜穩(wěn)定性飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)或偏航都會造成側(cè)滑，從而使飛機(jī)產(chǎn)生滾飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩滾轉(zhuǎn)力矩：

作用在飛機(jī)上的氣動力對機(jī)體OXt軸產(chǎn)生的力矩叫滾轉(zhuǎn)力矩，用MX表示。MX的正負(fù)號：

右手定則，力矩矢量與Xt軸正方向一致時MX為正。飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩滾轉(zhuǎn)力矩：

作用在飛機(jī)上的氣動力對機(jī)偏航力矩偏航力矩：

作用在飛機(jī)上的氣動力對機(jī)體OYt軸產(chǎn)生的力矩叫偏航力矩，用My表示。My的正負(fù)號：

右手定則，力矩矢量與Y軸正方向一致時My為正。偏航力矩偏航力矩：

作用在飛機(jī)上的氣動力對機(jī)體OYt軸產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩產(chǎn)生產(chǎn)生因素飛機(jī)的側(cè)滑角滾轉(zhuǎn)運(yùn)動、偏航運(yùn)動副翼偏角及方向舵偏角由側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩是擾動消失后使飛機(jī)恢復(fù)原飛行姿態(tài)的力矩，叫穩(wěn)定力矩。由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動引起的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航運(yùn)動引起的偏航力矩是擾動運(yùn)動中氣動力產(chǎn)生的力矩，叫阻尼力矩。由操縱副翼偏角引起的滾轉(zhuǎn)力矩和操縱方向舵偏角引起的偏航力矩叫操縱力矩。滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩產(chǎn)生產(chǎn)生因素飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性1、飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的條件：飛機(jī)受到擾動，繞機(jī)體OXt軸滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)角，并造成側(cè)滑時，如果由于側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)力矩與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的方向相反，飛機(jī)就具有側(cè)向靜穩(wěn)定性。飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性1、飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的條件：2、機(jī)翼上反角對飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性主要由機(jī)翼的上反角來提供。飛機(jī)受擾動向右滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生正側(cè)滑角β。氣流由飛機(jī)右前方吹來，產(chǎn)生了沿機(jī)體OZt軸的氣流分量sinβ。由于機(jī)翼有上反角Ψ，vsinβ氣流流過下沉機(jī)翼時，產(chǎn)生向上的氣流vsinβsinΨ；流過上揚(yáng)機(jī)翼時，產(chǎn)生向下的氣流vsinβsinΨ，使下沉機(jī)翼迎角增加，升力也增加；使上楊機(jī)翼迎角減小，升力也減小。兩側(cè)機(jī)翼的升力差產(chǎn)生了使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩Mx。所以機(jī)翼上反角為飛機(jī)提供了側(cè)向靜穩(wěn)定性。機(jī)翼上反角不僅提供了側(cè)向靜穩(wěn)定性，通過調(diào)整上反角還可定量地調(diào)整飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的大小。2、機(jī)翼上反角對飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性主要飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件3、機(jī)翼后掠角對飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響當(dāng)飛機(jī)受擾動，繞Oxt軸向右滾轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生正側(cè)滑角β。由于機(jī)翼有后掠角，氣流從右前方吹來時，垂直下沉機(jī)翼前緣的速度分量v1大于垂直上揚(yáng)機(jī)翼前緣的速度分量v，從而使下沉一側(cè)機(jī)翼上的升力大于另一側(cè)機(jī)翼的升力，兩側(cè)機(jī)翼的升力差產(chǎn)生了使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩Mx。也就是說，機(jī)翼的后掠角也為飛機(jī)提供側(cè)向靜穩(wěn)定性。3、機(jī)翼后掠角對飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響當(dāng)飛機(jī)受擾動，繞Oxt飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件86影響側(cè)向（橫向）靜穩(wěn)定性的因素（產(chǎn)生穩(wěn)定力矩的因素）有以下幾點：上反角：上反增加穩(wěn)定性后掠角：后掠角增加穩(wěn)定性垂尾：

增加靜穩(wěn)定性上單翼：增加靜穩(wěn)定作用影響側(cè)向（橫向）靜穩(wěn)定性的因素（產(chǎn)生穩(wěn)定力矩的因素）有以下幾飛機(jī)的方向穩(wěn)定性飛機(jī)的方向穩(wěn)定性①當(dāng)焦點位于重心之后時：

XF＞XW；△L對重心的力矩是低頭力矩，使飛機(jī)有低頭趨勢，是恢復(fù)力矩，飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性。著陸下滑時，又可將安定面安裝角調(diào)到著陸時所需角度，以保持飛機(jī)著陸時大迎角的飛行姿態(tài)。當(dāng)δx較大時，由于副翼表面附面層分離，破壞Mx～δx的線性關(guān)系，降低了副翼的操縱效率。駕駛員偏轉(zhuǎn)操縱面時，由于剛性連桿的作用，調(diào)整片向相反方向偏轉(zhuǎn)，起到氣動補(bǔ)償?shù)淖饔?。單垂尾式?/p>

垂直安定面可與機(jī)身做成一個整體。一旦調(diào)好后，這些調(diào)整就固定了，在飛機(jī)中不能改變。水平尾翼的重要作用之一由飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性和飛機(jī)操縱靈敏度來確定。這個迎角就叫做該升降舵偏轉(zhuǎn)角對應(yīng)的平衡角。My的正負(fù)號：

右手定則，力矩矢量與Y軸正方向一致時My為正。在有些情況下，采用適當(dāng)?shù)膫?cè)滑角有利飛行。4飛機(jī)的縱向操縱性這個速度稱為副翼反效臨前速度v臨界。飛機(jī)復(fù)平后，較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動速度產(chǎn)生的慣性力矩和側(cè)滑引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩使飛機(jī)向相反一側(cè)滾轉(zhuǎn)，又造成向相反一側(cè)的側(cè)滑，接著側(cè)向靜穩(wěn)定性又使飛機(jī)來不及修正側(cè)滑時向另一側(cè)滾轉(zhuǎn)復(fù)平，如此反復(fù)，使飛機(jī)進(jìn)入一面滾轉(zhuǎn)，一面左右偏航，同時帶有側(cè)滑的荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動。角補(bǔ)償優(yōu)點：形式簡單，容易實現(xiàn)。目的是為達(dá)到松桿飛行。下室內(nèi)空氣隨氣流流走形成負(fù)壓，上下室內(nèi)壓力差形成的氣動力對副翼轉(zhuǎn)軸的力矩與副翼上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩相反，也減小鉸鏈矩，起到補(bǔ)償作用。在某些跨音速或超音速的三角翼飛機(jī)上，只裝有一個垂直尾翼，而將水平尾翼取消，以減少阻力和結(jié)構(gòu)重量。在大迎角飛行狀態(tài)下，平尾仍有可能受到機(jī)翼的下洗流和漩渦的影響，所以有些現(xiàn)代超音速飛機(jī)采用平尾低置布局，使平尾低于機(jī)翼。1、飛機(jī)具有方向靜穩(wěn)定性的條件飛機(jī)受擾動，繞OYt軸偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)滑角時，如果由于側(cè)滑角引起的偏航力矩力圖使飛機(jī)對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角，那么飛機(jī)就具有方向靜穩(wěn)定性。①當(dāng)焦點位于重心之后時：

XF＞XW；1、飛機(jī)具有方向靜穩(wěn)定2、垂直尾翼對飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)。垂直尾翼對飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性提供靜穩(wěn)定力矩。垂尾為飛機(jī)提供的方向靜穩(wěn)定性總是讓飛機(jī)機(jī)頭對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角。所以，垂尾所起的作用是風(fēng)向標(biāo)的作用。2、垂直尾翼對飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)。垂直尾翼對飛機(jī)方向靜穩(wěn)3、機(jī)翼的后掠角對飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性也有一定作用當(dāng)有正側(cè)滑角β時，氣流從飛機(jī)右前方吹來，由于機(jī)翼有后掠角，流過右側(cè)機(jī)翼、垂直于機(jī)翼前緣的氣流大于左側(cè)機(jī)翼，這樣，右側(cè)機(jī)翼的升力和阻力都大于右側(cè)機(jī)翼，兩側(cè)不平衡的阻力會使機(jī)頭對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑。3、機(jī)翼的后掠角對飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性也有一定作用當(dāng)有正側(cè)滑角4、影響方向穩(wěn)定性的因素垂直尾翼：是產(chǎn)生方向穩(wěn)定性的主要因素；機(jī)翼后掠角：增加穩(wěn)定性，兩翼阻力差對重心形成方向穩(wěn)定力矩；上反角：增加穩(wěn)定性，兩翼阻力差對重心形成方向穩(wěn)定力矩；背鰭和腹鰭：增加穩(wěn)定性—相當(dāng)于增加垂尾面積；垂尾后掠：使垂尾側(cè)向力力臂加長，增加方向穩(wěn)定性；機(jī)身的側(cè)向迎風(fēng)面積：也對方向穩(wěn)定性有影響。4、影響方向穩(wěn)定性的因素垂直尾翼：是產(chǎn)生方向穩(wěn)定性的主要因素4.6

飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性4.6飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定力矩、慣性力矩和氣動阻尼力矩橫側(cè)向靜穩(wěn)定力矩：

是指由于側(cè)滑角引起的氣動力增量而產(chǎn)生的恢復(fù)力矩，是穩(wěn)定力矩。慣性力矩：

是指當(dāng)飛機(jī)繞縱軸、立軸加速轉(zhuǎn)動時，由于飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量而產(chǎn)生的使飛機(jī)維持繼續(xù)轉(zhuǎn)動的力矩。其大小與飛機(jī)結(jié)構(gòu)尺寸，質(zhì)量大小及分布等因素有關(guān)。氣動阻尼力矩：

是指由于在擾動運(yùn)動過程中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動和偏航運(yùn)動時，作用在飛機(jī)上的氣動力產(chǎn)生的阻止運(yùn)動的力矩。靜穩(wěn)定力矩、慣性力矩和氣動阻尼力矩橫側(cè)向靜穩(wěn)定力矩：

當(dāng)飛機(jī)受擾動出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)、偏航運(yùn)動時，機(jī)翼、垂尾上的附加氣動力都產(chǎn)生與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)、偏航運(yùn)動方向相反的、起阻尼作用的力矩，這就是氣動阻尼力矩。在滾轉(zhuǎn)運(yùn)動引起的阻尼力矩中，機(jī)翼起主導(dǎo)作用。在偏航運(yùn)動引起的阻尼力矩中，垂尾起主導(dǎo)作用。當(dāng)飛機(jī)受擾動出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)、偏航運(yùn)動時，機(jī)翼、垂尾上的附加氣動力都交叉力矩1、交叉偏航力矩的產(chǎn)生當(dāng)飛機(jī)繞縱軸OXt向右滾轉(zhuǎn)時，左機(jī)翼迎角減小，阻力減??；右機(jī)翼迎角增大，阻力增大。兩側(cè)機(jī)翼阻力不平衡產(chǎn)生使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。另外，當(dāng)機(jī)翼向右滾轉(zhuǎn)時，垂尾也向右下方運(yùn)動，使流過垂尾的氣流在垂尾右側(cè)對垂尾有一迎角，產(chǎn)生向左側(cè)的氣動力，此氣動力也產(chǎn)生使機(jī)頭右偏的偏航力矩。這些就是由滾動運(yùn)動引起的偏航力矩，稱為交叉偏航力矩。交叉力矩1、交叉偏航力矩的產(chǎn)生2、交叉滾動力矩的產(chǎn)生當(dāng)飛機(jī)繞立軸OYt向左偏航時，機(jī)頭向左運(yùn)動，垂尾相對氣流向右運(yùn)動，氣流在垂尾的右側(cè)對垂尾形成一個迎角，垂尾產(chǎn)生一個向左側(cè)的氣動力，由于氣動力作用點沿y軸與飛機(jī)縱軸有一定距離，所以產(chǎn)生使飛機(jī)繞縱軸向左的滾轉(zhuǎn)力矩。另一方面，當(dāng)飛機(jī)向左偏航時，左機(jī)翼向后運(yùn)動，使左機(jī)翼上的氣流流速減小，升力減??；右機(jī)翼氣流流速加大，升力增大，兩側(cè)機(jī)翼的升力差也產(chǎn)生使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的力矩。這些都是由偏航運(yùn)動引起的滾轉(zhuǎn)力矩，稱為交叉滾轉(zhuǎn)力矩。擾動消失后，飛機(jī)在恢復(fù)飛行姿態(tài)而產(chǎn)生的擾動運(yùn)動中，受到靜穩(wěn)定力矩、慣性力矩、氣動阻尼力矩和交叉力矩的共同作用，擾動運(yùn)動的情況就和影響這些力矩的各種因素有關(guān)。2、交叉滾動力矩的產(chǎn)生當(dāng)飛機(jī)繞立軸OYt向左偏航時，機(jī)頭向左橫側(cè)向擾動運(yùn)動的三種模態(tài)及特性1、滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)是一種非周期性的，衰減很快的運(yùn)動模態(tài)。特點：在滾轉(zhuǎn)模態(tài)運(yùn)動中，飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)速度迅速變化，而側(cè)滑角和偏航角的變化很小，可以忽略不計。這是一種近似單純的繞飛機(jī)縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動。因為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)慣性較小，而滾轉(zhuǎn)阻尼力矩較大，所以這種滾轉(zhuǎn)運(yùn)動衰減很快，，可以看成是一種衰減很快的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動。一般飛機(jī)都能滿足此模態(tài)的穩(wěn)定性要求。橫側(cè)向擾動運(yùn)動的三種模態(tài)及特性1、滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)2、螺旋穩(wěn)定模態(tài)螺旋穩(wěn)定模態(tài)是一種非周期性的，運(yùn)動參數(shù)變化比較緩慢的運(yùn)動模態(tài)。在螺旋模態(tài)運(yùn)動中，側(cè)滑角近似為零，偏航角大于滾轉(zhuǎn)角，所以螺旋穩(wěn)定模態(tài)運(yùn)動主要是略帶滾轉(zhuǎn)、側(cè)滑角近似為零的偏航運(yùn)動。特點：這種運(yùn)動模態(tài)的各種運(yùn)動參數(shù)變化比較緩慢，駕駛員都來得及糾正，不會對飛機(jī)安全帶來重大危害。2、螺旋穩(wěn)定模態(tài)螺旋穩(wěn)定模態(tài)是一種非周期性的，運(yùn)動參數(shù)變化比3、荷蘭滾模態(tài)荷蘭滾是頻率較快，周期為幾秒的中等阻尼的橫向——航向組合振蕩模態(tài)。荷蘭滾的形成：當(dāng)側(cè)向靜穩(wěn)定性過大時，一旦飛機(jī)受到擾動，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，過大的側(cè)（橫）向靜穩(wěn)定性會使?jié)L轉(zhuǎn)很快得到修正，機(jī)翼復(fù)平。而方向靜穩(wěn)定性卻來不及修正側(cè)滑。飛機(jī)復(fù)平后，較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動速度產(chǎn)生的慣性力矩和側(cè)滑引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩使飛機(jī)向相反一側(cè)滾轉(zhuǎn)，又造成向相反一側(cè)的側(cè)滑，接著側(cè)向靜穩(wěn)定性又使飛機(jī)來不及修正側(cè)滑時向另一側(cè)滾轉(zhuǎn)復(fù)平，如此反復(fù)，使飛機(jī)進(jìn)入一面滾轉(zhuǎn)，一面左右偏航，同時帶有側(cè)滑的荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動。所以，當(dāng)側(cè)向靜穩(wěn)定性與方向靜穩(wěn)定性相比過大時，飛機(jī)易產(chǎn)生荷蘭滾不穩(wěn)定。特點：發(fā)生荷蘭滾不穩(wěn)定時，由于振蕩頻率較高，周期較短，飛機(jī)會以逐漸增大的振幅迅速左右搖晃。駕駛員對這種高頻率振蕩很難加以控制，3、荷蘭滾模態(tài)荷蘭滾是頻率較快，周期為幾秒的中等阻尼的橫向—影響飛機(jī)橫側(cè)穩(wěn)定性的因素影響飛機(jī)側(cè)向動穩(wěn)定性的主要因素是飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性大小比例的搭配。為了保證飛機(jī)同時具有螺旋和荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性，必須使飛機(jī)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?。方向靜穩(wěn)定性過大，容易產(chǎn)生螺旋不穩(wěn)定。側(cè)向靜穩(wěn)定性過大，容易產(chǎn)生荷蘭滾不穩(wěn)定。影響飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的主要構(gòu)造參數(shù)是機(jī)翼的上反角和后掠角。影響飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的主要構(gòu)造參數(shù)是垂尾面積及到飛機(jī)重心力臂的長度。當(dāng)力臂確定后，可以通過調(diào)整改變垂尾面積來調(diào)整飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性。影響飛機(jī)橫側(cè)穩(wěn)定性的因素影響飛機(jī)側(cè)向動穩(wěn)定性的主要4.7

飛機(jī)的橫側(cè)向操縱性4.7飛機(jī)的橫側(cè)向操縱性飛機(jī)的側(cè)向操縱1、偏轉(zhuǎn)副翼對飛機(jī)進(jìn)行操縱飛機(jī)的側(cè)向操縱是指在駕駛員操縱副翼以后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)而改變其滾轉(zhuǎn)角速度、坡度等飛行狀態(tài)的特性。副翼：指安裝在機(jī)翼后緣轉(zhuǎn)軸上的小操縱面，通過副翼的偏轉(zhuǎn)完成對飛機(jī)的側(cè)向操縱。副翼的偏轉(zhuǎn)角用δx表示，規(guī)定：右側(cè)副翼下偏、左側(cè)副翼上偏為正值。飛機(jī)的側(cè)向操縱1、偏轉(zhuǎn)副翼對飛機(jī)進(jìn)行操縱飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件104飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件1052、偏轉(zhuǎn)副翼引起的有害偏航有害偏航：偏轉(zhuǎn)副翼不僅產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，也會產(chǎn)生偏航力矩，偏航力矩值雖然比較小，但對飛機(jī)的操縱不利，這種情況稱為有害偏航。有害偏航的產(chǎn)生：有害偏航的產(chǎn)生主要是由于副翼上下偏轉(zhuǎn)時，不但機(jī)翼的升力發(fā)生變化，而且機(jī)翼的阻力也發(fā)生變化，左右不對稱的阻力產(chǎn)生偏航力矩。2、偏轉(zhuǎn)副翼引起的有害偏航有害偏航：偏轉(zhuǎn)副翼不僅產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力克服有害偏航的措施：采用差動副翼：所謂差動副翼，是指對于駕駛桿的同一行程，一側(cè)副翼的上偏角度大于另一側(cè)副翼下偏的角度。用它來克服有害偏航的原理是：通過在副翼上偏的一側(cè)機(jī)翼上產(chǎn)生較大的廢阻力來平衡另一側(cè)機(jī)翼上的過大的誘導(dǎo)阻力，用以來消除有害偏航。采用弗來茲副翼（Frise）：

這種副翼是將副翼轉(zhuǎn)軸向后移并安排在副翼下表面，這種副翼下偏時，副翼前緣也不會外露，而上偏時前緣外露增加廢阻，用以平衡另一側(cè)副翼下偏引起的較大誘導(dǎo)阻力，消除有害偏航?？朔泻ζ降拇胧翰捎貌顒痈币恚核^差動副翼，是指對于駕駛飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件1083、副翼操縱的失效和反逆問題定義：飛行中，由于機(jī)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，稱為副翼的失效或反逆。⑴副翼操縱失效和反逆是怎樣產(chǎn)生的副翼下偏，機(jī)翼產(chǎn)生附加升力ΔL1，在ΔL1的作用下，機(jī)翼產(chǎn)生低頭扭轉(zhuǎn)，使機(jī)翼有效迎角減小，產(chǎn)生向下的附加氣動力ΔL1扭。同樣，在副翼上偏的一側(cè)，由于附加升力ΔL2向下，使機(jī)翼抬頭扭轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上的附加氣動力ΔL2扭。偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的附加升力ΔL1、ΔL2形成使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的操縱力矩M1，而由于機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形產(chǎn)生的附加升力ΔL扭又形成與M1向反的力矩M2，從而降低了副翼的操縱效率。3、副翼操縱的失效和反逆問題定義：飛行中，由于機(jī)翼彈性變形（飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件110隨著飛行速度增加，操縱力矩M1和反力矩M2都在增加，但由于反力矩M2是由ΔL1、ΔL2造成機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形而引起的。它不但隨飛行速度的增加而增加，而且ΔL1、ΔL2的增加也使它增加，所以它比操縱力矩M1增加的更快。從圖4-26可以看出，當(dāng)飛行速度較小時，M1﹥M2，副翼操縱效率雖然有所降低，但仍能對飛機(jī)進(jìn)行正常操縱。當(dāng)飛行速度超過到某一值時，M1=M2，再操縱副翼就不會產(chǎn)生飛機(jī)滾轉(zhuǎn)了，這種現(xiàn)象就叫做副翼失效。這個速度稱為副翼反效臨前速度v臨界。當(dāng)飛行速度v﹥v臨界時,M1﹤M2，當(dāng)左壓駕駛桿時，飛機(jī)反而向右滾轉(zhuǎn)，右壓左滾，這種情況叫做副翼反逆。隨著飛行速度增加，操縱力矩M1和反力矩M2都在增加，但由于反⑵提高副翼反逆臨界速度的措施提高機(jī)翼的抗扭剛度。機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度大，在ΔL1、ΔL2的作用下產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形小ΔL扭扭就越小，力矩M2就越小，副翼反逆臨界速度也越高。飛機(jī)維修中，應(yīng)注意不能使機(jī)翼受到損傷，以致降低機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度。采用混合副翼的類型在每側(cè)機(jī)翼的后緣安排兩組副翼：一組在翼梢，稱為外側(cè)副翼，一組靠根翼根，叫做內(nèi)側(cè)副翼，兩組副翼稱為混合副翼。低速飛行時，可用兩組副翼對飛行進(jìn)行側(cè)向操縱，提高副翼效率。高速飛行時上用內(nèi)側(cè)副翼進(jìn)行側(cè)向操縱。內(nèi)側(cè)副翼靠近翼根，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度大，不會產(chǎn)生副翼失效或反逆。內(nèi)側(cè)副翼也稱全速副翼，外側(cè)副翼也稱為低速副翼。⑵提高副翼反逆臨界速度的措施提高機(jī)翼的抗扭剛度。4、提高飛機(jī)側(cè)向操縱效率的措施⑴擾流板 擾流板是矩形板件，前緣有鉸鏈形成的一條轉(zhuǎn)軸。一般布置在機(jī)翼上表面、襟翼前邊，不工作時緊貼機(jī)翼上表面，與機(jī)翼外形取平。工作時，繞轉(zhuǎn)軸向上打開，與機(jī)翼表面形成一定角度。擾流板的工作原理當(dāng)偏轉(zhuǎn)副翼對飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱，在副翼偏轉(zhuǎn)角達(dá)到一定值時，副翼上偏一側(cè)機(jī)翼上的擾流板在聯(lián)動機(jī)構(gòu)作用下向上打開。這樣，擾流板前壓力增大，板后氣流分離，使副翼上偏一側(cè)機(jī)翼的升力進(jìn)一步減小。這樣加大了兩側(cè)機(jī)翼的升力差，加大了橫滾力矩，提高了副翼對飛機(jī)的側(cè)向操縱效率。4、提高飛機(jī)側(cè)向操縱效率的措施⑴擾流板 飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件114⑵渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器是利用漩渦從外部氣流中將能量帶進(jìn)附面層，加快附面層氣流流動，防止氣流分離的裝置。δx不大時，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩Mx隨偏角增加而線性變化。當(dāng)δx較大時，由于副翼表面附面層分離，破壞Mx～δx的線性關(guān)系，降低了副翼的操縱效率。另外，當(dāng)M數(shù)到達(dá)一定值時，在副翼前面機(jī)翼上形成激波分離，也使副翼效率降低甚至失效。在副翼前面安裝渦流發(fā)生器，能有效延緩氣流分離（提高副翼操縱效率。⑵渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器是利用漩渦從外部氣流中將能量帶進(jìn)附面飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件飛機(jī)的方向操縱2、偏轉(zhuǎn)方向舵對飛機(jī)進(jìn)行方向操縱方向舵，方向舵是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，方向舵懸掛在垂直安定面后緣的轉(zhuǎn)軸上。駕駛員可通過腳蹬，操縱方向舵左右偏轉(zhuǎn)，實施對飛機(jī)的方向操縱。方向舵偏角用δy表示，并規(guī)定：方向舵后緣右偏時，δy為正。飛機(jī)的方向操縱2、偏轉(zhuǎn)方向舵對飛機(jī)進(jìn)行方向操縱飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件1182、蹬舵反傾斜現(xiàn)象方向舵右偏產(chǎn)生的側(cè)向力ZcW的作用點高于飛機(jī)重心，因而ZcW對飛機(jī)產(chǎn)生左滾力矩Mx；同理，方向舵左偏。則會產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)力矩Mx。通常，希望單獨蹬舵時，飛機(jī)能夠向蹬舵方向傾斜，但方向舵偏轉(zhuǎn)時，同時產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩卻恰恰相反。例如：蹬右舵，機(jī)頭右偏轉(zhuǎn)，形成左側(cè)滑。由于飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)力矩，另一方面，蹬右舵時，垂尾產(chǎn)生的側(cè)向力使飛機(jī)向左傾斜。當(dāng)側(cè)向力產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩大于側(cè)向穩(wěn)定性產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩時，就會出現(xiàn)蹬右舵飛機(jī)左傾，蹬左舵飛機(jī)右傾的現(xiàn)象，這種現(xiàn)象叫做蹬舵反傾斜現(xiàn)象。2、蹬舵反傾斜現(xiàn)象方向舵右偏產(chǎn)生的側(cè)向力ZcW的作用點高于4.8飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置4.8飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置

三個主操縱面：升降舵：俯仰操縱副翼：滾轉(zhuǎn)操縱方向舵：偏航操縱主操縱面上附設(shè)裝置的作用：重力平衡氣動補(bǔ)償氣動平衡飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置三個主操縱面：、重力平衡1.重力平衡的目的重力平衡是在操縱面前緣內(nèi)部加配重，使操縱面重心前移，移到轉(zhuǎn)軸之前。目的是防止顫振。顫振：顫振是飛機(jī)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。當(dāng)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，就會發(fā)生顫振。、重力平衡1.重力平衡的目的2.重力平衡方法對操縱面進(jìn)行重力平衡加配重的方法有二種：集中配重、分散配重集中配重：優(yōu)點①增加重量少，②重心前移效果顯著。缺點①增加阻力，②不滿足動平衡要求，防顫振效果差。分散配重：優(yōu)點：①氣動外形好，不增加阻力，②滿足動平衡要求，防顫振效果好，廣泛應(yīng)用于高速飛機(jī)上缺點：配重重量較大。2.重力平衡方法對操縱面進(jìn)行重力平衡加配重的方法有二種：飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件124氣動補(bǔ)償1.鉸鏈力矩定義：作用在舵面上的氣動力對舵面轉(zhuǎn)軸的力矩稱為鉸鏈力矩。用Mj表示：Mj=F×d。操縱力矩：偏轉(zhuǎn)舵面時，必須用傳動桿力P對轉(zhuǎn)軸形成的力矩來克服鉸鏈力矩。克服鉸鏈力矩使舵面偏轉(zhuǎn)的力矩稱為操縱力矩。用Mc表示。

Mc=P×h氣動補(bǔ)償1.鉸鏈力矩飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件126使舵面偏轉(zhuǎn)的條件：Mc≥Mj即

P×h≥F×dp≥Fd/h因此桿力：p≥在無助力的操縱系統(tǒng)中，力P要按一定比例傳到駕駛桿上，這就是駕駛員的操縱力。隨著飛機(jī)速度的提高及飛機(jī)尺寸的增大，Mj很大，要求的P很大，為了減輕駕駛員的工作強(qiáng)度，減輕操縱力，最常用的方法是采用氣動補(bǔ)償方式減小鉸鏈力矩。使舵面偏轉(zhuǎn)的條件：Mc≥Mj即2.氣動補(bǔ)償方式氣動補(bǔ)償?shù)哪康模簹鈩友a(bǔ)償?shù)哪康木褪且獪p少鉸鏈力矩，減輕駕駛員操縱飛機(jī)的工作強(qiáng)度。氣動補(bǔ)償方式：軸式補(bǔ)償、角式補(bǔ)償、內(nèi)封補(bǔ)償、隨動補(bǔ)償片、彈簧補(bǔ)償片2.氣動補(bǔ)償方式氣動補(bǔ)償?shù)哪康模孩泡S式補(bǔ)償軸式補(bǔ)償是將操縱面轉(zhuǎn)軸向后移動一般距離，從而達(dá)到減小鉸鏈力矩的一種簡單氣動補(bǔ)償方式。軸式補(bǔ)償?shù)膬?yōu)點：轉(zhuǎn)軸后移，有利于操縱面的結(jié)構(gòu)重力平衡。缺點：①操縱面偏轉(zhuǎn)時，與前面固定翼面之間形成間隙，會使操縱面效率降低，而且這種不利影響會隨速度增加而趨于嚴(yán)重。②容易造成前緣突出翼形外表面。③操縱面大偏角時，引起阻力增加，并容易引起過補(bǔ)償，高速時提前產(chǎn)生激波。軸補(bǔ)償要根據(jù)飛機(jī)的機(jī)動性和操縱性，適當(dāng)選擇補(bǔ)償度，一般情況：S補(bǔ)/S舵=20﹪～25﹪⑴軸式補(bǔ)償軸式補(bǔ)償是將操縱面轉(zhuǎn)軸向后移動一般距離，從而達(dá)到減飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件130⑵角式補(bǔ)償角式補(bǔ)償通常是在操縱面外側(cè)部位或上側(cè)部位（方向舵），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。工作原理：操縱面偏轉(zhuǎn)時，外伸角部分上的氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩與操縱面上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩相反，減小總鉸鏈力矩，起到補(bǔ)償作用。角補(bǔ)償優(yōu)點：形式簡單，容易實現(xiàn)。缺點：操縱面偏轉(zhuǎn)時，角部分突出在翼形之外，產(chǎn)生附加阻力而且會引起操縱面振動動。角補(bǔ)償面積：一般取6﹪～12﹪。⑵角式補(bǔ)償角式補(bǔ)償通常是在操縱面外側(cè)部位或上側(cè)部位（方向舵飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件132⑶內(nèi)封補(bǔ)償內(nèi)封補(bǔ)償有密封布式和平衡板式兩種工作原理：內(nèi)封式補(bǔ)償多用于副翼的氣動補(bǔ)償，它是利用副翼前緣和機(jī)翼后部之間的空腔，在空腔中安裝有擺板、平衡板或氣密玻璃纖維布，將空腔分成上下不通氣的兩個室。副翼下偏時，上室打開，下室密封，上室內(nèi)空氣隨氣流流走，形成負(fù)壓，上下室壓力差形成的氣動力對副翼轉(zhuǎn)軸的力矩與副翼上的氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩相反，減小鉸鏈力矩，起到氣動補(bǔ)償作用。當(dāng)副翼上偏時，上室封閉，下室打開。下室內(nèi)空氣隨氣流流走形成負(fù)壓，上下室內(nèi)壓力差形成的氣動力對副翼轉(zhuǎn)軸的力矩與副翼上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩相反，也減小鉸鏈矩，起到補(bǔ)償作用。⑶內(nèi)封補(bǔ)償內(nèi)封補(bǔ)償有密封布式和平衡板式兩種飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件134內(nèi)封補(bǔ)償優(yōu)點：①內(nèi)補(bǔ)償面積可達(dá)到副翼面積的50﹪，因此可得到足夠的補(bǔ)償。②副翼上下偏轉(zhuǎn)時，均不露出機(jī)翼表面，氣動外形好，阻力增加不大。③副翼偏轉(zhuǎn)時不會在副翼前緣和機(jī)翼之間形成間隙而降低副翼效率。④可以在補(bǔ)償面上安裝配重，達(dá)到重力平衡效果。缺點：①因為副翼偏轉(zhuǎn)不能露到機(jī)翼表面外，使用內(nèi)封補(bǔ)償使副翼上下偏角受限制。②要經(jīng)常檢查內(nèi)封補(bǔ)償空腔里的部件，增加了維修工作量內(nèi)封補(bǔ)償優(yōu)點：①內(nèi)補(bǔ)償面積可達(dá)到副翼面積的50﹪，因此可得到⑷隨動補(bǔ)償片隨動補(bǔ)償片是指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的鉸鏈軸轉(zhuǎn)動，并通過一根剛性連桿與前面固定翼面相連。工作原理：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(bǔ)償片向相反方向偏轉(zhuǎn)，這種補(bǔ)償片上的氣動力對操縱面轉(zhuǎn)軸的力矩正好與操縱力矩方向同向，與操縱面上的鉸鏈力矩方向相反，減小鉸鏈力矩，起到氣動補(bǔ)償作用。⑷隨動補(bǔ)償片隨動補(bǔ)償片是指安裝在操縱面后緣上的一個小調(diào)整片飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件137⑸彈簧補(bǔ)償片構(gòu)造型式：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，下端通過一個彈簧筒與操縱面上的承力件相連。搖臂下端還通過一個長度不變的傳動桿與補(bǔ)償面上的搖臂相連。優(yōu)點：可以根據(jù)操縱力的大小進(jìn)行補(bǔ)償控制，當(dāng)操縱力小，不需補(bǔ)償時，可以不補(bǔ)償，以保證駕駛員得到適當(dāng)?shù)牟倏v力感覺。缺點：構(gòu)造比較復(fù)雜。⑸彈簧補(bǔ)償片構(gòu)造型式：操縱面的操縱搖臂鉸接在操縱面轉(zhuǎn)軸上，是氣動平衡氣動平衡是指在飛機(jī)處于某一飛行狀態(tài)時，完全消除桿力，實現(xiàn)松桿飛行。氣動平衡與氣動補(bǔ)償?shù)牟顒e：⑴功能不同：氣動平衡是在飛機(jī)達(dá)到某一飛行狀態(tài)后，將鉸鏈力矩完全抵消掉，松桿后飛機(jī)仍保持這一飛行狀態(tài)。目的是為達(dá)到松桿飛行。而氣動補(bǔ)償?shù)淖饔煤湍康模瑒t是當(dāng)駕駛員操縱舵面時，減小鉸鏈力矩，減輕駕駛員勞動強(qiáng)度。⑵操縱方式不同：氣動平衡裝置不是隨操縱面偏轉(zhuǎn)起作用，而是通過獨立的配平手輪或配平電門等來進(jìn)行操縱。而氣動補(bǔ)償則是通過隨著操縱面偏轉(zhuǎn)來起作用。氣動平衡裝置的種類：配平調(diào)整片、調(diào)整片、隨動配平補(bǔ)翼、固定調(diào)整片、可變安裝角的平尾氣動平衡氣動平衡是指在飛機(jī)處于某一飛行狀態(tài)時，完全消1、配平調(diào)整片配平調(diào)整片是指安裝在操縱面后面的一個小翼面，可繞其支持在操縱面上鉸鏈形成的軸線轉(zhuǎn)動。駕駛員使用配平手輪或電門驅(qū)動電動機(jī)或渦輪螺桿來控制。配平調(diào)整片的操作使用：駕駛員根據(jù)飛行情況，將操縱面偏轉(zhuǎn)某一角度，達(dá)到一個穩(wěn)定的飛行狀態(tài)，然后就可通過配平手輪或電門偏轉(zhuǎn)配平調(diào)整片。調(diào)整片偏轉(zhuǎn)角方向與操縱面偏轉(zhuǎn)方向相反，調(diào)整片上產(chǎn)生的氣動力對操縱面轉(zhuǎn)軸的力矩與操縱面的鉸鏈力矩方向相反。駕駛員逐漸偏轉(zhuǎn)調(diào)整片，直到鉸鏈力矩完全被抵消，駕駛桿上沒有力的感覺為止。此時駕駛員可以松桿，操縱面仍保持在被偏轉(zhuǎn)的位置上，此時飛機(jī)即可在這一狀態(tài)下松桿飛行。

1、配平調(diào)整片配平調(diào)整片是指安裝在操縱面后面的一個小翼面，可飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件1412、隨動配平補(bǔ)翼這是一種將隨動補(bǔ)償和配平兩種功能結(jié)合起來的一種調(diào)整片。調(diào)整片通過一個剛性連桿與固定翼面上的搖臂相連，而搖臂又受到配平操縱機(jī)構(gòu)的控制。駕駛員偏轉(zhuǎn)操縱面時，由于剛性連桿的作用，調(diào)整片向相反方向偏轉(zhuǎn)，起到氣動補(bǔ)償?shù)淖饔?。?dāng)飛機(jī)達(dá)到某一飛行狀態(tài)后，駕駛員再通過配平操縱，轉(zhuǎn)動搖臂，使調(diào)整片繼續(xù)向相反方向偏轉(zhuǎn)，以完成抵消鉸鏈力矩的目的，達(dá)到在這一飛行狀態(tài)下的松桿飛行。2、隨動配平補(bǔ)翼這是一種將隨動補(bǔ)償和配平兩種功能結(jié)合起來的一飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件1433固定調(diào)整片這是一種在飛行中固定不動的調(diào)整片。由于飛機(jī)生產(chǎn)制造的誤差，造成飛機(jī)結(jié)構(gòu)重力不平衡或氣動外形不對稱等，在飛機(jī)試飛時，駕駛員感到飛機(jī)上存在某種不平衡的力矩。根據(jù)試飛結(jié)果，改變固定調(diào)整片向上、向下的彎曲位置，消除這些不平衡的力矩。一旦調(diào)好后，這些調(diào)整就固定了，在飛機(jī)中不能改變。3固定調(diào)整片這是一種在飛行中固定不動的調(diào)整片。由于飛機(jī)生產(chǎn)4、可變安裝角的水平安定面這是目前高速大型飛機(jī)上常采用的一種氣動配平的裝置。這種水平安定面與一般水平尾翼的安定面不同，它的后梁固定在一個鉸鏈支承上，前梁的下方通過萬向節(jié)與水平安定面配平作動器相接。駕駛員可通過配平手輪、配平作動器升高或降低前梁的支點，使安定面繞后梁的鉸支點轉(zhuǎn)動，改變其安裝角，達(dá)到縱向配平的目的。水平安定面的安裝角變化范圍一般在–12°～＋3°之間。4、可變安裝角的水平安定面這是目前高速大型飛機(jī)上常采用的一高速大型運(yùn)輸機(jī)，重心位置變化范圍也較大，又要求有足夠的靜穩(wěn)定性，所以，在不同飛行階段，用改變升降舵偏角的方法來達(dá)到縱向力矩配平就比較困難了為了解決這個問題，采用了可變安裝角的水平安定面。起飛前駕駛員根據(jù)飛機(jī)重量配平報告和縫翼、襟翼位置，用配平手輪將水平安定面的安裝角調(diào)整到需要值，這樣當(dāng)飛機(jī)在地面滑跑加速到前輪離地速度時，只要操縱升降舵使它稍向上偏，就能產(chǎn)生足夠的抬頭力矩，使機(jī)輪離地。到達(dá)巡航高度后，又可將安定面的安定角調(diào)到巡航時縱向平衡所需的角度。著陸下滑時，又可將安定面安裝角調(diào)到著陸時所需角度，以保持飛機(jī)著陸時大迎角的飛行姿態(tài)。另外，飛機(jī)起飛后，襟翼收起加速到一定的Ma數(shù)，全機(jī)壓力中心會后移，飛機(jī)會產(chǎn)生自動下俯的現(xiàn)象，飛機(jī)自動飛行控制系統(tǒng)利用可變安裝角的水平安定面進(jìn)行Ma數(shù)配平。高速大型運(yùn)輸機(jī)，重心位置變化范圍也較大，又要求有足夠的靜穩(wěn)定飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性課件147復(fù)習(xí)思考題描述飛機(jī)在空中姿態(tài)的姿態(tài)角有？空速向量相對機(jī)體方位用什么表示？什么是靜穩(wěn)定性？什么動穩(wěn)定性？物體穩(wěn)定的條件是？研究飛機(jī)穩(wěn)定性時，可將飛機(jī)的穩(wěn)定性分為幾個方面的穩(wěn)定性？什么是飛機(jī)的操縱性？操縱性越靈敏越好嗎？什么是飛機(jī)的縱向力矩？方向是如何規(guī)定的？對飛機(jī)的縱向力矩起主要作用的是？什么是縱向配平？什么是平衡迎角？什么是全機(jī)焦點？小迎角下，飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的條件？什么是縱向靜穩(wěn)定富裕量？松桿飛行與握桿飛行相比，縱向穩(wěn)定性好何變化？重心位置變化對縱向穩(wěn)定性的何影響？俯仰阻尼力矩主要由什么產(chǎn)生？縱向攏動運(yùn)動由哪兩種運(yùn)動模態(tài)疊加而成？短周期運(yùn)動模態(tài)有什么特點？長周期運(yùn)動模態(tài)有什么特點？復(fù)習(xí)思考題描述飛機(jī)在空中姿態(tài)的姿態(tài)角有？什么是全機(jī)焦點？復(fù)習(xí)思考題長降舵偏轉(zhuǎn)角的正負(fù)是怎么規(guī)定的？飛機(jī)的縱向操縱是如何實現(xiàn)的？升降舵偏角與所產(chǎn)生的附加力矩的符號是什么關(guān)系？縱向操縱與穩(wěn)定性的關(guān)系？重心前限根據(jù)什么確定？重心后限根據(jù)什么確定？側(cè)滑是怎么產(chǎn)生的？什么是滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩？符號是如何規(guī)定的？側(cè)向靜穩(wěn)定性的條件？分析后掠角對側(cè)向穩(wěn)定性的影響？上單翼對側(cè)向穩(wěn)定性有何影響？垂直尾翼對側(cè)向穩(wěn)定性有何影響？方向靜穩(wěn)定性的條件？對方向靜穩(wěn)定性起主要作用的是？滾轉(zhuǎn)運(yùn)動引起的氣動阻尼力矩中，起主要作用的是？偏航運(yùn)動引起的氣動阻尼力矩中，起主要作用的是？分析飛機(jī)左滾時，交叉力矩的產(chǎn)生？橫側(cè)向攏動運(yùn)動分哪幾個模態(tài)？對飛行安全危害較大的哪種？復(fù)習(xí)思考題長降舵偏轉(zhuǎn)角的正負(fù)是怎么規(guī)定的？分析后掠角對側(cè)向穩(wěn)復(fù)習(xí)思考題螺旋模態(tài)產(chǎn)生的條件？偏航阻尼器的作用？側(cè)向操縱是通過什么實現(xiàn)的？側(cè)向操縱時，副翼偏轉(zhuǎn)角與所產(chǎn)生的力矩的符號的關(guān)系？有害航是怎么產(chǎn)生的？克服有害偏航，采用什么裝置？差動副翼的工作原理？弗來茲副翼的結(jié)構(gòu)特點？什么是副翼失效和反逆？是怎么產(chǎn)生的？什么是副翼反逆臨界速度？提高副翼反逆臨界速度的措施？提高側(cè)向操縱性的措施？攏流板的工作原理？方向舵偏轉(zhuǎn)角的符號是如何規(guī)定的？什么是蹬舵反傾斜？重力平衡的目的？重力平衡的方法？什么是鉸力矩？復(fù)習(xí)思考題螺旋模態(tài)產(chǎn)生的條件？什么