空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件

空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件1飛機(jī)的操縱性

介紹飛機(jī)的三種操縱性及其影響因素三種操縱性的介紹影響飛機(jī)操縱性的因素2/70飛機(jī)的操縱性介紹飛機(jī)的三種操縱性及三種操縱性的介紹影響飛機(jī)2§4—3飛機(jī)的操縱性

飛機(jī)的操縱性，就是飛機(jī)“聽從”飛行員操縱桿、舵、油門、襟翼、減速板等而改變飛行狀態(tài)的特性。飛機(jī)的操縱性，一般僅指飛機(jī)在桿、舵的操縱下改變其飛行狀態(tài)的特性。第一、操縱桿、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，操縱費(fèi)力，飛行員易疲勞；太小，不易準(zhǔn)確地感覺操縱量。第二、飛行員操縱桿、舵后，飛機(jī)反映快慢要適當(dāng)，即不可遲鈍，也不能過于靈敏。飛機(jī)的操縱是通過三個操縱面，即升降舵(或全動平尾)方向舵(或全動立尾)和副翼來進(jìn)行的，轉(zhuǎn)動這三個操縱面，飛機(jī)就會繞其縱軸(ox)橫軸(oz)和立軸(oy)轉(zhuǎn)動，而改變其飛行狀態(tài)?！?—3飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性，就是飛機(jī)“聽從”3

一、飛機(jī)的縱向操縱性

飛行員移動駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)能夠改變飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力，并對飛機(jī)重心形成俯仰操縱力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角(圖3—4—36)。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對飛機(jī)重心形成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它形成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時，飛機(jī)就停止俯仰轉(zhuǎn)動，保持以較大的迎角飛行。

(一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會改變?一、飛機(jī)的縱向操縱性飛行員移動駕駛桿4

升降舵(或平尾)是靠前推后拉駕駛桿來操縱的(圖3—4—33)。前推駕駛桿，升降舵向下偏轉(zhuǎn)(或平尾前緣向上偏轉(zhuǎn))，飛機(jī)便低頭；后拉駕駛桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)(或平尾前緣向下偏轉(zhuǎn))，飛機(jī)便抬頭。副翼是靠左右壓駕駛桿來操縱的(圖3—4—35)。左壓桿，左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；右壓桿，右副翼向上偏轉(zhuǎn)，左副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。左右壓桿和推拉桿的動作是獨(dú)立而不互相干擾的。方向舵是靠腳左右蹬來操縱的(圖3—4—34)．左腳向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便向左方轉(zhuǎn)過去；右腳向前蹬右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便右轉(zhuǎn)。三個舵面的操縱，在空氣動力作用的原理方面，它們基本上是一樣的，都是改變舵面上的空氣動力，產(chǎn)生附加力，對飛機(jī)重心形成操縱力矩，來達(dá)到改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的目的，下面我們?nèi)詮娘w機(jī)的縱向、橫向和方向三方面來分別說明操縱性的基本原理、影響因素，最后簡單介紹隨空布局飛機(jī)的直接力操縱問題。升降舵(或平尾)是靠前5

(一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會改變?

飛行員移動駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)能夠改變飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力，并對飛機(jī)重心形成俯仰操縱力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角(圖3—4—36)。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對飛機(jī)重心形成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它形成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時，飛機(jī)就停止俯仰轉(zhuǎn)動，保持以較大的迎角飛行。(一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會改變?6

同理，如果飛行員再拉一點(diǎn)桿，增大一點(diǎn)俯仰操縱力矩，使迎角加大一點(diǎn)，這時俯仰恢復(fù)力矩也相應(yīng)地增大一點(diǎn)，飛機(jī)就會平衡在更大的迎角飛行，若相應(yīng)地推一點(diǎn)桿，飛機(jī)就會平衡在較小的迎角飛行。飛行中，駕駛桿每移動一個位置，都對應(yīng)著—個迎角。駕駛桿的位置越靠后，即水平尾翼前絳的下偏角越大(或升降舵的上偏角越大)，側(cè)對應(yīng)的迎角也越大。如果飛機(jī)的迎角穩(wěn)定性較強(qiáng)，則移動駕駛桿操縱水平尾翼(或升降舵)偏轉(zhuǎn)時，飛機(jī)迎角改變甚少，俯仰恢復(fù)力矩就能與俯仰操縱力矩相平衡，也就是說，水平尾翼(或升降舵)偏轉(zhuǎn)相同角度的條件下，飛機(jī)迎角變化較少，即飛機(jī)的縱向操縱性較差。由此可知，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性和縱向操縱性是互相矛盾的，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)，其縱向操縱性變差。飛機(jī)從亞音速飛行向超音速飛行過渡時，由于飛機(jī)焦點(diǎn)位置顯著后移，縱向穩(wěn)定性大大增加，縱向操縱性要變差。同理，如果飛行員再拉一點(diǎn)桿，增大一點(diǎn)俯仰7(二)增強(qiáng)飛機(jī)俯仰操縱性的措施——全動水平尾翼

一般亞音速飛機(jī)都采用升降舵進(jìn)行俯仰操縱，飛行員操縱升降舵，升降舵偏轉(zhuǎn)所引起的壓力變化能逆氣流傳播，使整個水平尾翼的壓力分布發(fā)生顯著變化，產(chǎn)生較大的附加升力，故升降舵效能提高，能夠保證飛機(jī)具有良好俯仰操縱性(圖3—4—37a)。升降舵良好的舵面效能，在一定條件下會向它的反面轉(zhuǎn)化。高速飛行中，水平安定面表面產(chǎn)生局部激波。我們知道，局部激被前面為超音速氣流，局部激波后面的壓力變化，不能逆超音速氣流傳到局部激波前面去，這時，升降舵的偏轉(zhuǎn)，只能改變水平尾翼位于局部激波后面的壓力分布，不能改變整個水平尾翼的壓力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏轉(zhuǎn)同一角度所產(chǎn)生的俯仰操縱力矩顯著下降(圖3—4—37b)。(二)增強(qiáng)飛機(jī)俯仰操縱性的措施——全動水平尾翼8

高速飛行時，飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性較強(qiáng)，操縱飛機(jī)俯仰需要有較大的操縱力矩。如果把舵面效能降低，飛機(jī)的俯仰操縱性勢必嚴(yán)重惡化，出現(xiàn)舵面偏移甚多，飛機(jī)迎角改變不大的嚴(yán)重局面。為了解決高速飛行時飛機(jī)俯仰操縱性較差的矛盾，高速飛機(jī)采用全動水平尾翼來代替升降舵。全動水平尾翼偏轉(zhuǎn)后，可以改變整個水平尾翼的壓力分布，因而其舵面效能要比升降舵面高得多。使用全動水平尾翼又會出現(xiàn)新的矛盾，飛行員操縱水平尾翼需要克服很大的空氣動力。致使飛行員直接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)十分困難，為此，在水平尾翼操縱系統(tǒng)中安裝了助力操縱裝置，讓飛行員利用液壓和電動機(jī)構(gòu)間接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)。必須指出，即使采用全動水平尾翼，在超音速飛行時，舵面效能也會有所降低，這是因為，超音速飛行時，隨著飛行M數(shù)增大，升力系數(shù)要減小，因此，在其它條件不變的情況下，水平尾翼能夠產(chǎn)生的升力要相應(yīng)減小，即舵面效能要降低。高速飛行時，飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性較強(qiáng)，操縱91、駕駛桿力飛行員操縱飛機(jī)，要對駕駛桿施加力量，這個力稱為駕駛桿力，簡稱桿力，為什么操縱駕駛桿要施加一定的力量?

如圖3—4—38所示，當(dāng)水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一個角度時，水平尾冀上就會產(chǎn)生一個負(fù)的附加升力。它對水平尾翼的轉(zhuǎn)軸構(gòu)成一個力矩——樞軸力矩。迫使水平尾翼返回原來位置，如果操縱系統(tǒng)中沒有裝設(shè)助力操縱裝置。這個力矩的作用就要傳到駕駛桿上來，使駕駛桿返回松桿位置，因此，飛行員要保持水平尾翼轉(zhuǎn)角不變，就必須用一定的力量P拉住駕駛桿以平衡樞軸力矩的作用，保持駕駛桿的位置不動，反之，如果要保持水平尾翼處在前緣上偏的位置，飛行員就必須用一定的力量推住駕駛桿。水平尾翼離轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大，都會使作用在水平尾翼上的空氣動力增大，為了保持水平尾翼偏轉(zhuǎn)不變，駕駛桿力也必然增大。(三)平飛速度改變后，駕駛桿力為什么會改變?1、駕駛桿力飛行員操縱飛機(jī)，要對駕駛桿施10

裝有助力裝置的操縱系統(tǒng)中，作用在水平尾翼上的空氣動力只傳給助力器，不能傳到駕駛桿上來，為了使飛行員能感受到一定的桿力，憑著力的感覺來準(zhǔn)確地掌握操縱分量。在操縱系統(tǒng)中裝設(shè)了載荷感覺器。如圖3—4—39所示，飛行員移動駕駛桿使水平尾翼偏轉(zhuǎn)時，要壓縮載荷感覺器內(nèi)的彈簧，彈簧張力傳到駕駛桿上來，因此，飛行員必須用一定力量拉住或推駕駛桿，才能使它保持一定位置，水平尾翼偏轉(zhuǎn)角越大，彈簧被壓縮的越厲害，桿力越大。裝有助力裝置的操縱系統(tǒng)中，作用在水平112、駕駛桿力隨平飛速度變化的規(guī)律

平飛中，飛機(jī)的升力必須和飛機(jī)的重力相等，所以，隨著飛行速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力相等，所以，隨著飛行速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力不變，飛行速度加快了，升力隨之增大，這就需要相應(yīng)地減小迎角，以減小升力，飛行速度減慢了，升力隨之減小，這就需要相應(yīng)地增大迎角，以增大升力，可見，為了保持平飛，在大速度下，應(yīng)當(dāng)用小迎角：而在小速度下，應(yīng)當(dāng)用大迎角。前面已經(jīng)講過，飛機(jī)的迎角又必須通過相應(yīng)地移動駕駛桿，改變水平尾翼的偏轉(zhuǎn)角度來改變。而駕駛桿位置改變了，駕駛桿力也會相應(yīng)地發(fā)生變化，由此可以得出駕駛桿力隨平飛速度的變化關(guān)系。如圖4—4—40中曲線所示．在平飛中，飛行員松開駕駛桿(即載荷感覺器不受壓縮，桿力等于零)時，飛機(jī)會相應(yīng)地平穩(wěn)在某一個迎角和速度上，這個桿力為零的飛行速度，叫做平衡速度，如圖3—4—40中，曲線與橫坐標(biāo)的交點(diǎn)所對應(yīng)的飛行速度，就是平衡速度。2、駕駛桿力隨平飛速度變化的規(guī)律平飛中12如果從平衡速度開始，減小一點(diǎn)速度平飛，就要相應(yīng)地增大一點(diǎn)迎角，才能使升力與重力相等。繼續(xù)保持平飛。為了要增大迎角,并使飛機(jī)能在較大迎角下重新平衡，就需要飛行員從松桿位置向后拉點(diǎn)桿，使水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一點(diǎn)角度，這時，載荷感覺器內(nèi)的彈簧就要受到壓縮，飛行員需要用點(diǎn)力拉桿，平飛速度越小，需要的迎角越大，水平尾翼前緣的下偏量也應(yīng)當(dāng)越大，所以，拉桿量越大，拉桿力也隨之增大。同理，如果從平衡速度開始增大速度平飛，就需要飛行員從松桿位置推點(diǎn)桿，使水平尾翼前緣向上偏，以減小迎角，載荷感覺器內(nèi)的彈簧從反向受到壓縮，飛行員需要用力推桿．平飛速度越大，需要的迎角越小，水平尾翼前緣的上偏量也應(yīng)越大，所以，推桿量越大，推桿力也隨之增大?？偟目磥恚€由下向上表明：隨著平飛速度由小增大，先是拉桿力逐漸減小，到達(dá)平衡速度時，駕駛桿力等于零，飛行速度再增大，駕駛桿就變?yōu)橥茥U力，以后，隨著飛行速度繼續(xù)增大，推桿力也不斷增大。如果從平衡速度開始，減小一點(diǎn)速度平飛13殲—6飛機(jī)的平衡速度為表速750±50公里/小時，在正常情況下，殲—6飛機(jī)平飛時，拉桿力大約為15公斤左右，推桿力也為15公斤左右。桿力在這一范圍內(nèi)變化，可以保證飛行員操縱飛機(jī)時既有適當(dāng)?shù)牧Φ母杏X，又不會過于費(fèi)力。如果飛機(jī)的平衡速度不合規(guī)定，飛行中桿力就會不正常，飛行員會反映“頭重”或“頭輕”。平衡速度過大時，如果飛行員要以某一小速度平飛，就需要使迎危增大得多一些，因此，就要從松桿位置向后多拉點(diǎn)桿，拉桿力比正常時大，如果飛行員要以某—較大速度平飛，迎角可以減小得少些，飛行員可以從松桿位置向前少推點(diǎn)桿，推桿力較小，這種拉桿力過大，推桿力過小的現(xiàn)象，按飛行習(xí)慣說法，叫做“頭重”。

圖3—4—41表示，平衡速度正常和平衡速度過大兩種情況下的桿力曲線．平衡速度過大時，升力曲線要向下移動一段距離，在小速度平飛時，拉桿力都偏大。在大速度平飛時，推桿力都縮?。鶕?jù)以上道理，也可分析得知，平衡速度過小，則會出現(xiàn)推桿力過大，拉桿力過小的現(xiàn)象。這就是所謂“頭輕”。殲—6飛機(jī)的平衡速度為表速750±514二、橫向操縱性飛機(jī)的橫向操縱性，就是在飛行員操縱副翼以后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變滾轉(zhuǎn)角速度和坡度等飛行狀態(tài)的特性。在某一飛行速度下，飛行員向左壓桿偏轉(zhuǎn)副翼(圖3—4—42)，飛機(jī)因左右兩翼升力之差形成橫向操縱力矩而向左滾轉(zhuǎn)，在滾轉(zhuǎn)中，只要沒有側(cè)滑，就不會有恢復(fù)力矩產(chǎn)生，只有橫向阻轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)越快，阻力矩越大。當(dāng)橫向操縱力矩與橫向阻轉(zhuǎn)力矩相等時，飛機(jī)就作等速滾轉(zhuǎn)，壓桿行程越大(即偏轉(zhuǎn)副翼越多)，等速滾轉(zhuǎn)的角速度也越大。偏轉(zhuǎn)副翼后，作用在副翼上的空氣動力也會傳到駕駛桿上，所以飛行員必須用一定力量壓住桿，才能保持副翼偏轉(zhuǎn)在一定的角度上，副翼偏轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大．為了使飛行員操縱省力，在副翼前緣裝有內(nèi)封補(bǔ)償裝置，它由補(bǔ)償面和密封隔布組成，把副翼之間的空隙隔成上下兩室(圖3—4—43)，副翼向下偏轉(zhuǎn)時，機(jī)翼下表面流速減慢，壓力增大；上表面流速加快，壓力減小．因而在補(bǔ)償面上下將產(chǎn)生壓力差，這個壓力差產(chǎn)生的向上的力量，可以幫助飛行員操縱副翼向下偏轉(zhuǎn)，同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)時，補(bǔ)償面上的壓力差也可以幫助飛行員操縱副翼向上偏轉(zhuǎn)。所以，副翼內(nèi)封補(bǔ)償裝置可以減輕飛行員壓桿操縱副翼的力。二、橫向操縱性飛機(jī)的橫向操縱性，就是在15高速飛行中，作用在副翼上的空氣動力比較大，因此，高速飛機(jī)在副翼操縱系統(tǒng)中，裝有液壓助力器，利用它來幫助飛行員操縱副翼；同時還裝有載荷感覺器，使飛行員在操縱副翼時仍能受到一定的桿力作用。便于準(zhǔn)確地掌握操縱量。高速飛行中，副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時，作用在副翼的空氣動力較大，這會使機(jī)翼產(chǎn)生較大的扭轉(zhuǎn)變形。副翼向下偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形要使迎角減小(圖3—4—44)，這就要抵消一部分由于副翼偏轉(zhuǎn)而增大的升力，使副翼的效能降低．同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形則要使迎角增大，也會降低副翼的效能。為了解決高速飛行中副翼效能降低的矛盾，飛機(jī)上采用阻流片。裝了阻流片機(jī)構(gòu)以后，當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時，阻流片即從機(jī)翼下表面伸出(圖3—4—45),使機(jī)翼下表面氣流的流速減小，壓力增加，升力增大，這樣，就改善了飛機(jī)在高速飛行中的橫側(cè)操縱性。高速飛行中，作用在副翼上的空氣動力比16三、方向操縱性飛機(jī)的方向操縱性，就是在飛行員操縱方向舵以后，機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)改變側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。為什么偏轉(zhuǎn)方向能改變側(cè)滑角?這同偏轉(zhuǎn)升降舵為什么能改變迎角的道理基本上是一樣的。飛行中，飛行員蹬右腳蹬使方向舵能向右偏轉(zhuǎn)一定角度。垂直尾翼上產(chǎn)生側(cè)力Z舵，對飛機(jī)重心形成一個使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)的方向操縱力矩。在偏轉(zhuǎn)過程中，飛機(jī)形成側(cè)滑，垂直尾翼和機(jī)身都產(chǎn)生側(cè)力，它們的合力Z飛機(jī)對飛機(jī)重心形成方向恢復(fù)力矩，此力矩隨著側(cè)滑角的增大而逐漸增大，乃至上述兩力矩互相平衡時，飛機(jī)即保持側(cè)滑角不變，如圖3—4—46所示。三、方向操縱性飛機(jī)的方向操縱性，就是在17方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在方向舵上的空氣動力會傳到蹬上，故飛行員需要用力蹬腳蹬，才能保持方向舵偏轉(zhuǎn)角不變。飛機(jī)的方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系著和互相影響著的．上節(jié)講過，飛行員操縱方向舵可以使機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)，操縱副翼可使飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)。但是，飛行員蹬舵也會同時引起滾轉(zhuǎn)，壓桿也會同時引起偏轉(zhuǎn)。例如，飛行中，飛行員只壓桿，不蹬舵，則飛機(jī)向壓桿的方向傾斜后，也會出現(xiàn)側(cè)滑,在側(cè)滑中，垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)力，形成力圖消除側(cè)滑的力矩。于是，機(jī)頭向壓桿的方向偏轉(zhuǎn)。再如，飛行員只蹬舵不壓桿，在飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)滑后，由于機(jī)翼后掠角的作用，會使兩翼的升力不等，構(gòu)成滾轉(zhuǎn)力矩，迫使飛機(jī)向側(cè)滑的相反方向(也就是蹬舵的方向)滾轉(zhuǎn)?？梢姡较虿倏v性和橫向操縱性是互相聯(lián)系，互相影響的。這與前面所講的方向安定力矩和橫向安定力矩的互相聯(lián)系，互相影響，道理是一樣的，這一點(diǎn)對我們以后分析和研究飛機(jī)的坡度故障和側(cè)滑故障是很重要的。方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在方向舵上的空氣動力18四、影響操縱性的因素

(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性的影響

(二)飛機(jī)重心位置移動對操縱性的影響

(三)飛行高度變化對操縱性的影響

(四)飛行速度對飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響

(五)迎角對橫向操縱性的影響

四、影響操縱性的因素(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性19(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性的影響飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量越大，在同樣大的操縱力矩作用下，飛機(jī)的角加速度越小，此時，無論是迎角，側(cè)滑角或轉(zhuǎn)動角速度等，其變化都比較緩慢。即是說，反應(yīng)遲鈍。這就是重型飛機(jī)比輕型飛機(jī)反應(yīng)遲鈍的一個原因。

(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性的影響飛20(二)飛機(jī)重心位置移動對操縱性的影響重心位置前后移動，使平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角和桿力發(fā)生變化。如重心位置前移，縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)，改變迎角需要升降舵的偏轉(zhuǎn)角增大。但升降舵的上下活動范圍都有一定限度.重心的前后移動要受到限制。重心位置左右移動對橫向操縱性有影響．比如重心位置左移，這相當(dāng)于飛機(jī)增加了一個向左滾轉(zhuǎn)的力矩。為了保持兩翼水平，飛行員應(yīng)當(dāng)經(jīng)常向右壓桿。這不但消耗了飛行員的體力，分散執(zhí)行任務(wù)的注意力，并且使得駕駛桿向右可以活動的行程減小，限制了向右滾轉(zhuǎn)的能力。(二)飛機(jī)重心位置移動對操縱性的影響21(三)飛行高度變化對操縱性的影響在不同高度上平飛，只要保持同一表速不變(即動壓不變)，則飛行員應(yīng)施加于桿上的力與低空相同，因為此時和各平飛表速相對應(yīng)的迎角并未改變，故在此表速下的駕駛桿位置(升降舵偏轉(zhuǎn)角)與桿力也不致改變。如果飛行員保持同一真速不變，則由于動壓隨高度的增加而減小，和各個平飛速度(真速)相對應(yīng)的迎角普遍增大。所以，為了在高空保持平飛，駕駛桿的位置要比在低空時靠后一些?；蛘哒f，同每一平飛速度相對應(yīng)的升降舵上偏角度在高空普遍增大了。所以，高空飛行有桿、舵變輕的說法。(三)飛行高度變化對操縱性的影響在不22飛行高度升高，對飛機(jī)在桿、舵操縱下的反應(yīng)快慢，也有影響。比如，飛機(jī)保持同一真速在不同的高度飛行，高度升高，空氣密度降低，如果在高空和低空一樣，將桿前后移動(或蹬舵)同樣行程，則在高空，操縱力矩減小，角加速度也隨之減小。因此，達(dá)到其對應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角的所需時間為之增長。同理，高度升高，到達(dá)同樣的坡度的時間延長?？傊w機(jī)對桿、舵操縱的反應(yīng)，在高空遲緩，而在低空迅速一些。飛行高度升高，對飛機(jī)在桿、舵操縱下的23(四)飛行速度對飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響在縱向與方向操縱性方面，以桿(舵)行程相同作比較。在飛行速度比較大的情況下，同樣多的舵偏角，所產(chǎn)生的操縱力矩也自然比較大。角加速度也比較大．因此，飛機(jī)達(dá)到此舵偏角相對應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角所需的時間就比較短。在橫向操縱性方面，如果壓桿行程亦即副翼偏角相同，則飛行速度越大，橫向操縱力矩越大，角加速度也越大。于是，飛機(jī)達(dá)到相同坡度的時間也就縮短。(四)飛行速度對飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響在24(五)迎角對橫向操縱性的影響

為了改善橫向操縱性，特別是要消除大迎角下的橫向反操縱現(xiàn)象，通常使用差角副翼，阻力副翼或開縫副翼。其主要作用都在于增加上偏副翼的阻力或減小下偏副翼的阻力，從而消除或減弱向滾轉(zhuǎn)方向的側(cè)滑現(xiàn)象，在一定程度上加強(qiáng)了橫向操縱性。差角副翼：就是壓桿時，上偏角度大，阻力大；下偏角度小，阻力也小。阻力副翼：副翼前緣比較尖些，副翼上偏時前緣露在機(jī)翼的外面，增加上偏副翼的阻力。開縫副翼：副翼下偏時，副翼與機(jī)翼之間出現(xiàn)縫隙，其作用與開縫襟翼基本相同，主要是用以改善這時機(jī)翼上表面的氣流狀況，以減小其阻力。副翼上偏時，情況與一般副翼相同。(五)迎角對橫向操縱性的影響為了改善25

五、飛機(jī)的直接力控制

從前面討論的操縱性可知，按常規(guī)操縱的飛機(jī)，繞x、y、z軸的轉(zhuǎn)動可以用力矩來操縱，沿x軸的加減速移動可以直接用力來操縱，但是不能實(shí)現(xiàn)沿z軸和y軸方向的移動。用直接力控制的飛機(jī)除有上述四種運(yùn)動狀態(tài)外，還能沿y軸和z軸平移。直接力控制分為直接升力控制和直接側(cè)力控制兩類。下面先談直接升力控制。直接升力控制可以使飛機(jī)產(chǎn)生附加的向上或向下的平移。在機(jī)頭裝有一對水平鴨翼(圖3—4—47)它和水平尾翼一前一后，在計算機(jī)的控制下協(xié)調(diào)動作，產(chǎn)生兩對向上或向下的力，使飛機(jī)不改變飛行姿勢就產(chǎn)生附加的向上成向下的平移。就向(圖3—4—47)那樣，在跟蹤或瞄準(zhǔn)敵機(jī)時，如果我機(jī)在敵機(jī)的后下方，駕駛員就可通過計算機(jī)操縱水平鴨翼和水平尾翼，它們向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生四股向上的附加升力，把飛機(jī)抬到和敵機(jī)高一度上，然后很容易瞄淮敵機(jī)，把它擊落。五、飛機(jī)的直接力控制從前面討論的操26

直接側(cè)力控制可以使飛機(jī)產(chǎn)生附加的向左或向右的平移．在機(jī)頭裝有一塊垂直鴨翼(圖3—4—48)和垂直尾翼一前一后，在計算機(jī)的控制下協(xié)調(diào)動作，產(chǎn)生一對向側(cè)面的拉力，使飛機(jī)不改變飛行姿態(tài)，就可以向左或向右平移(參看圖3—4—48)。如果我機(jī)在敵機(jī)的左右方追擊敵機(jī)，駕駛員操縱垂直鴨翼和垂直尾翼向左偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生兩股向右的拉力，使飛機(jī)向右平移，瞄準(zhǔn)敵機(jī)。當(dāng)然，實(shí)際情況比我們這里講的復(fù)雜得多，也困難得多。實(shí)現(xiàn)的辦法也不一樣。最近有人設(shè)計一種先進(jìn)的高機(jī)動性的直接力控制的殲擊機(jī)，只有用六個操縱面就能完成六個自由度的運(yùn)動(圖3—4—49)。直接側(cè)力控制可以使飛機(jī)產(chǎn)生附加的向左或27

繞x軸的橫滾運(yùn)動由安裝角可變的外翼段1、2的差動(一邊向上偏，一邊向下偏)來完成。繞z軸的俯仰運(yùn)動，由升降舵3來完成。繞Y軸的偏航運(yùn)動由全動的垂直尾翼4、5和垂直鴨翼6的差動來完成。沿x軸的阻力調(diào)整，即向前的加減運(yùn)動，兼發(fā)動機(jī)推力的增、減和外翼段1、2轉(zhuǎn)九十度作阻力板用。沿Z軸的左右運(yùn)動，靠垂直尾翼4、5和垂直鴨翼6的直接測力控制來完成。沿Y軸的上下運(yùn)動，由外翼段l、2和升降舵3的直接升力控制來完成。一般現(xiàn)代殲擊機(jī)至少要靠七個操縱面：兩塊付翼、兩塊升降舵、一塊方向舵、兩塊阻力板，才能完成四個自由度的運(yùn)動，且不能作沿Z軸的左右運(yùn)動和沿Y軸的上下運(yùn)動(圖3—4—49左上圖)。通過如上對比可見，用直接力控制飛機(jī)比常規(guī)操縱的飛機(jī)具有許多優(yōu)點(diǎn)．直接力控制的飛機(jī)的機(jī)動性好，尾追時，容易瞄準(zhǔn)敵機(jī)，提高命中率；容易避開敵人的追擊；對地攻擊時，容易瞄準(zhǔn)目標(biāo)，提高投彈命中率；著陸時容易對準(zhǔn)跑道等等。

28空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件29空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件30空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件31空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件32圖3-4-37激波對舵面效能的影響圖3-4-37激波對舵面效能的影響33圖3-4-38駕駛桿力圖3-4-38駕駛桿力34圖3-4-39駕駛桿力圖3-4-39駕駛桿力35圖3-4-40平行桿力曲線圖3-4-40平行桿力曲線36空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件37空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件38空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件39空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件40空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件41空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件42圖3-4-47飛機(jī)上下平移圖3-4-47飛機(jī)上下平移43圖3-4-48飛機(jī)左右平移圖3-4-48飛機(jī)左右平移44空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件45空氣動力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義課件46飛機(jī)的操縱性

介紹飛機(jī)的三種操縱性及其影響因素三種操縱性的介紹影響飛機(jī)操縱性的因素2/70飛機(jī)的操縱性介紹飛機(jī)的三種操縱性及三種操縱性的介紹影響飛機(jī)47§4—3飛機(jī)的操縱性

飛機(jī)的操縱性，就是飛機(jī)“聽從”飛行員操縱桿、舵、油門、襟翼、減速板等而改變飛行狀態(tài)的特性。飛機(jī)的操縱性，一般僅指飛機(jī)在桿、舵的操縱下改變其飛行狀態(tài)的特性。第一、操縱桿、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，操縱費(fèi)力，飛行員易疲勞；太小，不易準(zhǔn)確地感覺操縱量。第二、飛行員操縱桿、舵后，飛機(jī)反映快慢要適當(dāng)，即不可遲鈍，也不能過于靈敏。飛機(jī)的操縱是通過三個操縱面，即升降舵(或全動平尾)方向舵(或全動立尾)和副翼來進(jìn)行的，轉(zhuǎn)動這三個操縱面，飛機(jī)就會繞其縱軸(ox)橫軸(oz)和立軸(oy)轉(zhuǎn)動，而改變其飛行狀態(tài)?！?—3飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性，就是飛機(jī)“聽從”48

一、飛機(jī)的縱向操縱性

飛行員移動駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)能夠改變飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力，并對飛機(jī)重心形成俯仰操縱力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角(圖3—4—36)。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對飛機(jī)重心形成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它形成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時，飛機(jī)就停止俯仰轉(zhuǎn)動，保持以較大的迎角飛行。

(一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會改變?一、飛機(jī)的縱向操縱性飛行員移動駕駛桿49

升降舵(或平尾)是靠前推后拉駕駛桿來操縱的(圖3—4—33)。前推駕駛桿，升降舵向下偏轉(zhuǎn)(或平尾前緣向上偏轉(zhuǎn))，飛機(jī)便低頭；后拉駕駛桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)(或平尾前緣向下偏轉(zhuǎn))，飛機(jī)便抬頭。副翼是靠左右壓駕駛桿來操縱的(圖3—4—35)。左壓桿，左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；右壓桿，右副翼向上偏轉(zhuǎn)，左副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。左右壓桿和推拉桿的動作是獨(dú)立而不互相干擾的。方向舵是靠腳左右蹬來操縱的(圖3—4—34)．左腳向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便向左方轉(zhuǎn)過去；右腳向前蹬右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便右轉(zhuǎn)。三個舵面的操縱，在空氣動力作用的原理方面，它們基本上是一樣的，都是改變舵面上的空氣動力，產(chǎn)生附加力，對飛機(jī)重心形成操縱力矩，來達(dá)到改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的目的，下面我們?nèi)詮娘w機(jī)的縱向、橫向和方向三方面來分別說明操縱性的基本原理、影響因素，最后簡單介紹隨空布局飛機(jī)的直接力操縱問題。升降舵(或平尾)是靠前50

(一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會改變?

飛行員移動駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)能夠改變飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力，并對飛機(jī)重心形成俯仰操縱力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角(圖3—4—36)。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對飛機(jī)重心形成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它形成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時，飛機(jī)就停止俯仰轉(zhuǎn)動，保持以較大的迎角飛行。(一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會改變?51

同理，如果飛行員再拉一點(diǎn)桿，增大一點(diǎn)俯仰操縱力矩，使迎角加大一點(diǎn)，這時俯仰恢復(fù)力矩也相應(yīng)地增大一點(diǎn)，飛機(jī)就會平衡在更大的迎角飛行，若相應(yīng)地推一點(diǎn)桿，飛機(jī)就會平衡在較小的迎角飛行。飛行中，駕駛桿每移動一個位置，都對應(yīng)著—個迎角。駕駛桿的位置越靠后，即水平尾翼前絳的下偏角越大(或升降舵的上偏角越大)，側(cè)對應(yīng)的迎角也越大。如果飛機(jī)的迎角穩(wěn)定性較強(qiáng)，則移動駕駛桿操縱水平尾翼(或升降舵)偏轉(zhuǎn)時，飛機(jī)迎角改變甚少，俯仰恢復(fù)力矩就能與俯仰操縱力矩相平衡，也就是說，水平尾翼(或升降舵)偏轉(zhuǎn)相同角度的條件下，飛機(jī)迎角變化較少，即飛機(jī)的縱向操縱性較差。由此可知，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性和縱向操縱性是互相矛盾的，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)，其縱向操縱性變差。飛機(jī)從亞音速飛行向超音速飛行過渡時，由于飛機(jī)焦點(diǎn)位置顯著后移，縱向穩(wěn)定性大大增加，縱向操縱性要變差。同理，如果飛行員再拉一點(diǎn)桿，增大一點(diǎn)俯仰52(二)增強(qiáng)飛機(jī)俯仰操縱性的措施——全動水平尾翼

一般亞音速飛機(jī)都采用升降舵進(jìn)行俯仰操縱，飛行員操縱升降舵，升降舵偏轉(zhuǎn)所引起的壓力變化能逆氣流傳播，使整個水平尾翼的壓力分布發(fā)生顯著變化，產(chǎn)生較大的附加升力，故升降舵效能提高，能夠保證飛機(jī)具有良好俯仰操縱性(圖3—4—37a)。升降舵良好的舵面效能，在一定條件下會向它的反面轉(zhuǎn)化。高速飛行中，水平安定面表面產(chǎn)生局部激波。我們知道，局部激被前面為超音速氣流，局部激波后面的壓力變化，不能逆超音速氣流傳到局部激波前面去，這時，升降舵的偏轉(zhuǎn)，只能改變水平尾翼位于局部激波后面的壓力分布，不能改變整個水平尾翼的壓力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏轉(zhuǎn)同一角度所產(chǎn)生的俯仰操縱力矩顯著下降(圖3—4—37b)。(二)增強(qiáng)飛機(jī)俯仰操縱性的措施——全動水平尾翼53

高速飛行時，飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性較強(qiáng)，操縱飛機(jī)俯仰需要有較大的操縱力矩。如果把舵面效能降低，飛機(jī)的俯仰操縱性勢必嚴(yán)重惡化，出現(xiàn)舵面偏移甚多，飛機(jī)迎角改變不大的嚴(yán)重局面。為了解決高速飛行時飛機(jī)俯仰操縱性較差的矛盾，高速飛機(jī)采用全動水平尾翼來代替升降舵。全動水平尾翼偏轉(zhuǎn)后，可以改變整個水平尾翼的壓力分布，因而其舵面效能要比升降舵面高得多。使用全動水平尾翼又會出現(xiàn)新的矛盾，飛行員操縱水平尾翼需要克服很大的空氣動力。致使飛行員直接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)十分困難，為此，在水平尾翼操縱系統(tǒng)中安裝了助力操縱裝置，讓飛行員利用液壓和電動機(jī)構(gòu)間接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)。必須指出，即使采用全動水平尾翼，在超音速飛行時，舵面效能也會有所降低，這是因為，超音速飛行時，隨著飛行M數(shù)增大，升力系數(shù)要減小，因此，在其它條件不變的情況下，水平尾翼能夠產(chǎn)生的升力要相應(yīng)減小，即舵面效能要降低。高速飛行時，飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性較強(qiáng)，操縱541、駕駛桿力飛行員操縱飛機(jī)，要對駕駛桿施加力量，這個力稱為駕駛桿力，簡稱桿力，為什么操縱駕駛桿要施加一定的力量?

如圖3—4—38所示，當(dāng)水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一個角度時，水平尾冀上就會產(chǎn)生一個負(fù)的附加升力。它對水平尾翼的轉(zhuǎn)軸構(gòu)成一個力矩——樞軸力矩。迫使水平尾翼返回原來位置，如果操縱系統(tǒng)中沒有裝設(shè)助力操縱裝置。這個力矩的作用就要傳到駕駛桿上來，使駕駛桿返回松桿位置，因此，飛行員要保持水平尾翼轉(zhuǎn)角不變，就必須用一定的力量P拉住駕駛桿以平衡樞軸力矩的作用，保持駕駛桿的位置不動，反之，如果要保持水平尾翼處在前緣上偏的位置，飛行員就必須用一定的力量推住駕駛桿。水平尾翼離轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大，都會使作用在水平尾翼上的空氣動力增大，為了保持水平尾翼偏轉(zhuǎn)不變，駕駛桿力也必然增大。(三)平飛速度改變后，駕駛桿力為什么會改變?1、駕駛桿力飛行員操縱飛機(jī)，要對駕駛桿施55

裝有助力裝置的操縱系統(tǒng)中，作用在水平尾翼上的空氣動力只傳給助力器，不能傳到駕駛桿上來，為了使飛行員能感受到一定的桿力，憑著力的感覺來準(zhǔn)確地掌握操縱分量。在操縱系統(tǒng)中裝設(shè)了載荷感覺器。如圖3—4—39所示，飛行員移動駕駛桿使水平尾翼偏轉(zhuǎn)時，要壓縮載荷感覺器內(nèi)的彈簧，彈簧張力傳到駕駛桿上來，因此，飛行員必須用一定力量拉住或推駕駛桿，才能使它保持一定位置，水平尾翼偏轉(zhuǎn)角越大，彈簧被壓縮的越厲害，桿力越大。裝有助力裝置的操縱系統(tǒng)中，作用在水平562、駕駛桿力隨平飛速度變化的規(guī)律

平飛中，飛機(jī)的升力必須和飛機(jī)的重力相等，所以，隨著飛行速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力相等，所以，隨著飛行速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力不變，飛行速度加快了，升力隨之增大，這就需要相應(yīng)地減小迎角，以減小升力，飛行速度減慢了，升力隨之減小，這就需要相應(yīng)地增大迎角，以增大升力，可見，為了保持平飛，在大速度下，應(yīng)當(dāng)用小迎角：而在小速度下，應(yīng)當(dāng)用大迎角。前面已經(jīng)講過，飛機(jī)的迎角又必須通過相應(yīng)地移動駕駛桿，改變水平尾翼的偏轉(zhuǎn)角度來改變。而駕駛桿位置改變了，駕駛桿力也會相應(yīng)地發(fā)生變化，由此可以得出駕駛桿力隨平飛速度的變化關(guān)系。如圖4—4—40中曲線所示．在平飛中，飛行員松開駕駛桿(即載荷感覺器不受壓縮，桿力等于零)時，飛機(jī)會相應(yīng)地平穩(wěn)在某一個迎角和速度上，這個桿力為零的飛行速度，叫做平衡速度，如圖3—4—40中，曲線與橫坐標(biāo)的交點(diǎn)所對應(yīng)的飛行速度，就是平衡速度。2、駕駛桿力隨平飛速度變化的規(guī)律平飛中57如果從平衡速度開始，減小一點(diǎn)速度平飛，就要相應(yīng)地增大一點(diǎn)迎角，才能使升力與重力相等。繼續(xù)保持平飛。為了要增大迎角,并使飛機(jī)能在較大迎角下重新平衡，就需要飛行員從松桿位置向后拉點(diǎn)桿，使水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一點(diǎn)角度，這時，載荷感覺器內(nèi)的彈簧就要受到壓縮，飛行員需要用點(diǎn)力拉桿，平飛速度越小，需要的迎角越大，水平尾翼前緣的下偏量也應(yīng)當(dāng)越大，所以，拉桿量越大，拉桿力也隨之增大。同理，如果從平衡速度開始增大速度平飛，就需要飛行員從松桿位置推點(diǎn)桿，使水平尾翼前緣向上偏，以減小迎角，載荷感覺器內(nèi)的彈簧從反向受到壓縮，飛行員需要用力推桿．平飛速度越大，需要的迎角越小，水平尾翼前緣的上偏量也應(yīng)越大，所以，推桿量越大，推桿力也隨之增大。總的看來，曲線由下向上表明：隨著平飛速度由小增大，先是拉桿力逐漸減小，到達(dá)平衡速度時，駕駛桿力等于零，飛行速度再增大，駕駛桿就變?yōu)橥茥U力，以后，隨著飛行速度繼續(xù)增大，推桿力也不斷增大。如果從平衡速度開始，減小一點(diǎn)速度平飛58殲—6飛機(jī)的平衡速度為表速750±50公里/小時，在正常情況下，殲—6飛機(jī)平飛時，拉桿力大約為15公斤左右，推桿力也為15公斤左右。桿力在這一范圍內(nèi)變化，可以保證飛行員操縱飛機(jī)時既有適當(dāng)?shù)牧Φ母杏X，又不會過于費(fèi)力。如果飛機(jī)的平衡速度不合規(guī)定，飛行中桿力就會不正常，飛行員會反映“頭重”或“頭輕”。平衡速度過大時，如果飛行員要以某一小速度平飛，就需要使迎危增大得多一些，因此，就要從松桿位置向后多拉點(diǎn)桿，拉桿力比正常時大，如果飛行員要以某—較大速度平飛，迎角可以減小得少些，飛行員可以從松桿位置向前少推點(diǎn)桿，推桿力較小，這種拉桿力過大，推桿力過小的現(xiàn)象，按飛行習(xí)慣說法，叫做“頭重”。

圖3—4—41表示，平衡速度正常和平衡速度過大兩種情況下的桿力曲線．平衡速度過大時，升力曲線要向下移動一段距離，在小速度平飛時，拉桿力都偏大。在大速度平飛時，推桿力都縮?。鶕?jù)以上道理，也可分析得知，平衡速度過小，則會出現(xiàn)推桿力過大，拉桿力過小的現(xiàn)象。這就是所謂“頭輕”。殲—6飛機(jī)的平衡速度為表速750±559二、橫向操縱性飛機(jī)的橫向操縱性，就是在飛行員操縱副翼以后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變滾轉(zhuǎn)角速度和坡度等飛行狀態(tài)的特性。在某一飛行速度下，飛行員向左壓桿偏轉(zhuǎn)副翼(圖3—4—42)，飛機(jī)因左右兩翼升力之差形成橫向操縱力矩而向左滾轉(zhuǎn)，在滾轉(zhuǎn)中，只要沒有側(cè)滑，就不會有恢復(fù)力矩產(chǎn)生，只有橫向阻轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)越快，阻力矩越大。當(dāng)橫向操縱力矩與橫向阻轉(zhuǎn)力矩相等時，飛機(jī)就作等速滾轉(zhuǎn)，壓桿行程越大(即偏轉(zhuǎn)副翼越多)，等速滾轉(zhuǎn)的角速度也越大。偏轉(zhuǎn)副翼后，作用在副翼上的空氣動力也會傳到駕駛桿上，所以飛行員必須用一定力量壓住桿，才能保持副翼偏轉(zhuǎn)在一定的角度上，副翼偏轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大．為了使飛行員操縱省力，在副翼前緣裝有內(nèi)封補(bǔ)償裝置，它由補(bǔ)償面和密封隔布組成，把副翼之間的空隙隔成上下兩室(圖3—4—43)，副翼向下偏轉(zhuǎn)時，機(jī)翼下表面流速減慢，壓力增大；上表面流速加快，壓力減?。蚨谘a(bǔ)償面上下將產(chǎn)生壓力差，這個壓力差產(chǎn)生的向上的力量，可以幫助飛行員操縱副翼向下偏轉(zhuǎn)，同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)時，補(bǔ)償面上的壓力差也可以幫助飛行員操縱副翼向上偏轉(zhuǎn)。所以，副翼內(nèi)封補(bǔ)償裝置可以減輕飛行員壓桿操縱副翼的力。二、橫向操縱性飛機(jī)的橫向操縱性，就是在60高速飛行中，作用在副翼上的空氣動力比較大，因此，高速飛機(jī)在副翼操縱系統(tǒng)中，裝有液壓助力器，利用它來幫助飛行員操縱副翼；同時還裝有載荷感覺器，使飛行員在操縱副翼時仍能受到一定的桿力作用。便于準(zhǔn)確地掌握操縱量。高速飛行中，副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時，作用在副翼的空氣動力較大，這會使機(jī)翼產(chǎn)生較大的扭轉(zhuǎn)變形。副翼向下偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形要使迎角減小(圖3—4—44)，這就要抵消一部分由于副翼偏轉(zhuǎn)而增大的升力，使副翼的效能降低．同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形則要使迎角增大，也會降低副翼的效能。為了解決高速飛行中副翼效能降低的矛盾，飛機(jī)上采用阻流片。裝了阻流片機(jī)構(gòu)以后，當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時，阻流片即從機(jī)翼下表面伸出(圖3—4—45),使機(jī)翼下表面氣流的流速減小，壓力增加，升力增大，這樣，就改善了飛機(jī)在高速飛行中的橫側(cè)操縱性。高速飛行中，作用在副翼上的空氣動力比61三、方向操縱性飛機(jī)的方向操縱性，就是在飛行員操縱方向舵以后，機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)改變側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。為什么偏轉(zhuǎn)方向能改變側(cè)滑角?這同偏轉(zhuǎn)升降舵為什么能改變迎角的道理基本上是一樣的。飛行中，飛行員蹬右腳蹬使方向舵能向右偏轉(zhuǎn)一定角度。垂直尾翼上產(chǎn)生側(cè)力Z舵，對飛機(jī)重心形成一個使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)的方向操縱力矩。在偏轉(zhuǎn)過程中，飛機(jī)形成側(cè)滑，垂直尾翼和機(jī)身都產(chǎn)生側(cè)力，它們的合力Z飛機(jī)對飛機(jī)重心形成方向恢復(fù)力矩，此力矩隨著側(cè)滑角的增大而逐漸增大，乃至上述兩力矩互相平衡時，飛機(jī)即保持側(cè)滑角不變，如圖3—4—46所示。三、方向操縱性飛機(jī)的方向操縱性，就是在62方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在方向舵上的空氣動力會傳到蹬上，故飛行員需要用力蹬腳蹬，才能保持方向舵偏轉(zhuǎn)角不變。飛機(jī)的方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系著和互相影響著的．上節(jié)講過，飛行員操縱方向舵可以使機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)，操縱副翼可使飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)。但是，飛行員蹬舵也會同時引起滾轉(zhuǎn)，壓桿也會同時引起偏轉(zhuǎn)。例如，飛行中，飛行員只壓桿，不蹬舵，則飛機(jī)向壓桿的方向傾斜后，也會出現(xiàn)側(cè)滑,在側(cè)滑中，垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)力，形成力圖消除側(cè)滑的力矩。于是，機(jī)頭向壓桿的方向偏轉(zhuǎn)。再如，飛行員只蹬舵不壓桿，在飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)滑后，由于機(jī)翼后掠角的作用，會使兩翼的升力不等，構(gòu)成滾轉(zhuǎn)力矩，迫使飛機(jī)向側(cè)滑的相反方向(也就是蹬舵的方向)滾轉(zhuǎn)?？梢?，方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系，互相影響的。這與前面所講的方向安定力矩和橫向安定力矩的互相聯(lián)系，互相影響，道理是一樣的，這一點(diǎn)對我們以后分析和研究飛機(jī)的坡度故障和側(cè)滑故障是很重要的。方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在方向舵上的空氣動力63四、影響操縱性的因素

(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性的影響

(二)飛機(jī)重心位置移動對操縱性的影響

(三)飛行高度變化對操縱性的影響

(四)飛行速度對飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響

(五)迎角對橫向操縱性的影響

四、影響操縱性的因素(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性64(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性的影響飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量越大，在同樣大的操縱力矩作用下，飛機(jī)的角加速度越小，此時，無論是迎角，側(cè)滑角或轉(zhuǎn)動角速度等，其變化都比較緩慢。即是說，反應(yīng)遲鈍。這就是重型飛機(jī)比輕型飛機(jī)反應(yīng)遲鈍的一個原因。

(一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量對操縱性的影響飛65(二)飛機(jī)重心位置移動對操縱性的影響重心位置前后移動，使平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角和桿力發(fā)生變化。如重心位置前移，縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)，改變迎角需要升降舵的偏轉(zhuǎn)角增大。但升降舵的上下活動范圍都有一定限度.重心的前后移動要受到限制。重心位置左右移動對橫向操縱性有影響．比如重心位置左移，這相當(dāng)于飛機(jī)增加了一個向左滾轉(zhuǎn)的力矩。為了保持兩翼水平，飛行員應(yīng)當(dāng)經(jīng)常向右壓桿。這不但消耗了飛行員的體力，分散執(zhí)行任務(wù)的注意力，并且使得駕駛桿向右可以活動的行程減小，限制了向右滾轉(zhuǎn)的能力。(二)飛機(jī)重心位置移動對操縱性的影響66(三)飛行高度變化對操縱性的影響在不同高度上平飛，只要保持同一表速不變(即動壓不變)，則飛行員應(yīng)施加于桿上的力與低空相同，因為此時和各平飛表速相對應(yīng)的迎角并未改變，故在此表速下的駕駛桿位置(升降舵偏轉(zhuǎn)角)與桿力也不致改變。如果飛行員保持同一真速不變，則由于動壓隨高度的增加而減小，和各個平飛速度(真速)相對應(yīng)的迎角普遍增大。所以，為了在高空保持平飛，駕駛桿的位置要比在低空時靠后一些?；蛘哒f，同每一平飛速度相對應(yīng)的升降舵上偏角度在高空普遍增大了。所以，高空飛行有桿、舵變輕的說法。(三)飛行高度變化對操縱性的影響在不67飛行高度升高，對飛機(jī)在桿、舵操縱下的反應(yīng)快慢，也有影響。比如，飛機(jī)保持同一真速在不同的高度飛行，高度升高，空氣密度降低，如果在高空和低空一樣，將桿前后移動(或蹬舵)同樣行程，則在高空，操縱力矩減小，角加速度也隨之減小。因此，達(dá)到其對應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角的所需時間為之增長。同理，高度升高，到達(dá)同樣的坡度的時間延長?？傊?，飛機(jī)對桿、舵操縱的反應(yīng)，在高空遲緩，而在低空迅速一些。飛行高度升高，對飛機(jī)在桿、舵操縱下的68(四)飛行速度對飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響在縱向與方向操縱性方面，以桿(舵)行程相同作比較。在飛行速度比較大的情況下，同樣多的舵偏角，所產(chǎn)生的操縱力矩也自然比較大。角加速度也比較大．因此，飛機(jī)