空氣動力學第三十五講課件

飛機的操縱性

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

飛機的操縱性，就是飛機“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。飛機的操縱性，一般僅指飛機在桿、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，操縱費力，飛行員易疲勞；太小，不易準確地感覺操縱量。第二、飛行員操縱桿、舵后，飛機反映快慢要適當，即不可遲鈍，也不能過于靈敏。飛機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)和副翼來進行的，轉動這三個操縱面，飛機就會繞其縱軸(ox)橫軸(oz)和立軸(oy)轉動，而改變其飛行狀態(tài)。

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(或平尾前緣向上偏轉)，飛機便低頭；后拉駕駛桿，升降舵向上偏轉(或平尾前緣向下偏轉)，飛機便抬頭。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，右副翼向下偏轉，飛機向左滾轉；右壓桿，右副翼向上偏轉，左副翼向下偏轉，飛機向右滾轉。左右壓桿和推拉桿的動作是獨立而不互相干擾的。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，飛機便向左方轉過去；右腳向前蹬右腳蹬，方向舵向右偏轉，飛機便右轉。從舵面的操縱可知，舵面的操縱，飛機飛行狀態(tài)的改變，同人體的自然動作是一致的，否則就會造成操縱紊亂和錯誤。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，對飛機重心形成操縱力矩，來達到改變飛機飛行狀態(tài)的目的，下面我們?nèi)詮娘w機的縱向、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的直接力操縱問題。

(一)偏轉水平尾翼(或升降舵)后，飛機的迎角為什么會改變?

飛行員移動駕駛桿偏轉水平尾翼(或升降舵)能夠改變飛機迎角，是由于飛機的俯仰操縱力矩和俯仰恢復力矩之間的相互矛盾，相互斗爭的結果。例如，飛機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桿，水平尾翼前緣即向下偏轉一個角度(或升降舵向上偏轉一個角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負的附加升力，并對飛機重心形成俯仰操縱力矩，迫使機頭上仰增大迎角(圖3—4—36)。由于迎角增大，引起飛機產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機焦點上，對飛機重心形成俯仰恢復力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機的附加升力和它形成的俯仰恢復力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時，飛機就停止俯仰轉動，保持以較大的迎角飛行。

同理，如果飛行員再拉一點桿，增大一點俯仰操縱力矩，使迎角加大一點，這時俯仰恢復力矩也相應地增大一點，飛機就會平衡在更大的迎角飛行，若相應地推一點桿，飛機就會平衡在較小的迎角飛行。由上述可見，飛行中，駕駛桿每移動一個位置，都對應著—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)，側對應的迎角也越大。如果飛機的迎角穩(wěn)定性較強，則移動駕駛桿操縱水平尾翼(或升降舵)偏轉時，飛機迎角改變甚少，俯仰恢復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)偏轉相同角度的條件下，飛機迎角變化較少，即飛機的縱向操縱性較差。由此可知，飛機的縱向穩(wěn)定性和縱向操縱性是互相矛盾的，飛機的縱向穩(wěn)定性增強，其縱向操縱性變差。飛機從亞音速飛行向超音速飛行過渡時，由于飛機焦點位置顯著后移，縱向穩(wěn)定性大大增加，縱向操縱性要變差。

高速飛行時，飛機俯仰穩(wěn)定性較強，操縱飛機俯仰需要有較大的操縱力矩。如果把舵面效能降低，飛機的俯仰操縱性勢必嚴重惡化，出現(xiàn)舵面偏移甚多，飛機迎角改變不大的嚴重局面。為了解決高速飛行時飛機俯仰操縱性較差的矛盾，高速飛機采用全動水平尾翼來代替升降舵。全動水平尾翼偏轉后，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。然而，使用全動水平尾翼又會出現(xiàn)新的矛盾，這就是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構間接操縱水平尾翼偏轉。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)生的升力要相應減小，即舵面效能要降低。1、駕駛桿力飛行員操縱飛機，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，當水平尾翼前緣向下偏轉一個角度時，水平尾冀上就會產(chǎn)生一個負的附加升力。它對水平尾翼的轉軸構成一個力矩——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?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，憑著力的感覺來準確地掌握操縱分量。在操縱系統(tǒng)中裝設了載荷感覺器。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，水平尾翼偏轉角越大，彈簧被壓縮的越厲害，桿力越大。如果從平衡速度開始，減小一點速度平飛，就要相應地增大一點迎角，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桿，使水平尾翼前緣向下偏轉一點角度，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當越大，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越大，所以，推桿量越大，推桿力也隨之增大?？偟目磥?，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。殲—6飛機的平衡速度為表速750±50公里/小時，在正常情況下，殲—6飛機平飛時，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時既有適當?shù)牧Φ母杏X，又不會過于費力。如果飛機的平衡速度不合規(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”。二、橫向操縱性飛機的橫向操縱性，就是在飛行員操縱副翼以后，飛機繞縱軸滾轉，改變滾轉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副翼(圖3—4—42)，飛機因左右兩翼升力之差形成橫向操縱力矩而向左滾轉，在滾轉中，只要沒有側滑，就不會有恢復力矩產(chǎn)生，只有橫向阻轉力矩。滾轉越快，阻力矩越大。當橫向操縱力矩與橫向阻轉力矩相等時，飛機就作等速滾轉，壓桿行程越大(即偏轉副翼越多)，等速滾轉的角速度也越大。偏轉副翼后，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，才能保持副翼偏轉在一定的角度上，副翼偏轉角越大，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)封補償裝置，它由補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)，副翼向下偏轉時，機翼下表面流速減慢，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，同樣道理，副翼向上偏轉時，補償面上的壓力差也可以幫助飛行員操縱副翼向上偏轉。所以，副翼內(nèi)封補償裝置可以減輕飛行員壓桿操縱副翼的力。三、方向操縱性飛機的方向操縱性，就是在飛行員操縱方向舵以后，機頭繞立軸偏轉改變側滑角等飛行狀態(tài)的特性。為什么偏轉方向能改變側滑角?這同偏轉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一定角度。垂直尾翼上產(chǎn)生側力Z舵，對飛機重心形成一個使機頭向右偏轉的方向操縱力矩。在偏轉過程中，飛機形成側滑，垂直尾翼和機身都產(chǎn)生側力，它們的合力Z飛機對飛機重心形成方向恢復力矩，此力矩隨著側滑角的增大而逐漸增大，乃至上述兩力矩互相平衡時，飛機即保持側滑角不變，如圖3—4—46所示。方向舵偏轉，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角不變。飛機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頭繞立軸偏轉，操縱副翼可使飛機繞縱軸滾轉。但是，飛行員蹬舵也會同時引起滾轉，壓桿也會同時引起偏轉。例如，飛行中，飛行員只壓桿，不蹬舵，則飛機向壓桿的方向傾斜后，也會出現(xiàn)側滑,在側滑中，垂直尾翼產(chǎn)生側力，形成力圖消除側滑的力矩。于是，機頭向壓桿的方向偏轉。再如，飛行員只蹬舵不壓桿，在飛機產(chǎn)生側滑后，由于機翼后掠角的作用，會使兩翼的升力不等，構成滾轉力矩，迫使飛機向側滑的相反方向(也就是蹬舵的方向)滾轉?？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，這一點對我們以后分析和研究飛機的坡度故障和側滑故障是很重要的。四、影響操縱性的因素

(一)飛機的轉動慣量對操縱性的影響

(二)飛機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)飛行速度對飛機反應快慢的影響

(五)迎角對橫向操縱性的影響

(二)飛機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角和桿力發(fā)生變化。如重心位置前移，縱向穩(wěn)定性增強，改變迎角需要升降舵的偏轉角增大。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，這相當于飛機增加了一個向左滾轉的力矩。為了保持兩翼水平，飛行員應當經(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，限制了向右滾轉的能力。(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的迎角并未改變，故在此表速下的駕駛桿位置(升降舵偏轉角)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。飛行高度升高，對飛機在桿、舵操縱下的反應快慢，也有影響。比如，飛機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，達到其對應的平衡迎角或側滑角的所需時間為之增長。同理，高度升高，到達同樣的坡度的時間延長?？傊?，飛機對桿、舵操縱的反應，在高空遲緩，而在低空迅速一些。(五)迎角對橫向操縱性的影響飛機滾轉時，不僅因滾轉而產(chǎn)生側滑，力圖減小其滾轉角速度，還因左右副翼阻力不等進一步加強這種側滑，促使橫向操縱性變差．這種現(xiàn)象在大迎角下更為嚴重，甚至在某些飛機上出現(xiàn)橫向反操縱現(xiàn)象，亦即飛機向壓桿的反方向滾轉。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方向的