飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)課件：飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定與操縱

飛機(jī)的平衡、穩(wěn)定與操縱《飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)》

目錄16.1飛機(jī)飛行的自由度16.2飛機(jī)的平衡16.8有害偏航力矩16.4飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)16.5飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定16.3飛機(jī)飛行的穩(wěn)定性16.7飛機(jī)的飛行操縱16.6飛機(jī)的操縱性16.9副翼反逆16.1

飛機(jī)飛行的自由度

16.1

飛機(jī)飛行的自由度

如圖16-1所示，飛機(jī)是三維空間的自由體，在空中的一切運(yùn)動(dòng)，無論怎樣錯(cuò)綜復(fù)雜，都可視為隨著重心移動(dòng)與繞著重心轉(zhuǎn)動(dòng)。從圖中可以看出，飛機(jī)隨著重心的運(yùn)動(dòng)分別是沿著縱軸(X軸)、垂直軸(Y軸)以及

橫軸(Z軸)，繞著重心的轉(zhuǎn)動(dòng)則是繞著縱軸、垂直軸以及橫軸所以飛行的運(yùn)動(dòng)共有6個(gè)自由度，也就是說這6個(gè)自由度是沿著機(jī)體坐標(biāo)系3個(gè)坐標(biāo)軸的移動(dòng)和繞著3個(gè)坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)。圖16-1飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系

16.1

飛機(jī)飛行的自由度

我們將繞著縱軸(X軸)的運(yùn)動(dòng)稱為滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)(Rolling

motion)，繞著垂直軸(Y軸)的運(yùn)動(dòng)為偏航運(yùn)動(dòng)(Yawing

movement)，以及繞著橫軸(Z軸)的運(yùn)動(dòng)為俯仰運(yùn)動(dòng)(Pitching

movement)，如圖16-2所示。(a)滾轉(zhuǎn)(b)偏航圖16-2飛機(jī)滾轉(zhuǎn)、偏航以及俯仰運(yùn)動(dòng)(c)俯仰16.2

飛機(jī)的平衡

16.2

飛機(jī)的平衡

飛機(jī)的平衡(Equilibrium)是指飛機(jī)受到的所有外力與力矩的總和為零，此時(shí)飛機(jī)為靜止或作等

速度的穩(wěn)定飛行1．平衡的條件飛機(jī)處于平衡時(shí)，受到的外力與外力作用于重心的力矩總和必須為零，也就是必須同時(shí)滿足合力為0與合力矩為0兩個(gè)條件。(1)作用力方程式外力F總和必須為0，所以必須滿足Fi

=

0

。式中，i

=X,Y,Z

依序分別表示為縱軸、垂直軸與橫軸。(2)合力矩方程式力矩M總和必須為0，所以必須滿足Mi

=

0。式中，i

=

X,

Y,

Z

依序分別表示為縱軸、垂直軸與橫軸。

16.2

飛機(jī)的平衡

根據(jù)牛頓第一運(yùn)動(dòng)定律(慣性定律)，外力為0時(shí)，飛機(jī)的加速度必定為0，此時(shí)飛行速度的大小和方向都不發(fā)生變化。處于平衡狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)為靜止或呈現(xiàn)等速度運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。反之，如果不是平衡狀態(tài)，飛機(jī)就做變速度運(yùn)動(dòng)，飛行速度的大小或方向發(fā)生變化，因此飛機(jī)原有的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)或飛行姿態(tài)改變。例如，如果推力大于阻力，產(chǎn)生前進(jìn)方向的加速度運(yùn)動(dòng)；反之，如果推力小于阻力，產(chǎn)生前進(jìn)方向的減速度運(yùn)動(dòng)。如果橫軸(Z軸)的合力矩不等于0，飛機(jī)就產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)。由此可知，

飛行姿態(tài)

和飛行軌跡的改變都是作用在飛機(jī)上的力和力矩?zé)o法達(dá)到平衡的結(jié)果。

16.2

飛機(jī)的平衡

【例16-1】試述飛機(jī)平衡的定義。【解答】飛機(jī)的平衡定義是指飛機(jī)所有相對于重心的外力總和以及力矩總和都為零。

16.2

飛機(jī)的平衡

【例16-2】寫出飛機(jī)平衡的條件。【解答】飛機(jī)的平衡定義是指飛機(jī)所有相對于重心的外力總和以及力矩總和都為零所以要達(dá)到平衡狀態(tài)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程式必須滿足合力為0與合力矩為0兩個(gè)條件。

16.2

飛機(jī)的平衡

2．平衡問題的分類根據(jù)飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)可以將其平衡問題歸納為縱向平衡(Longitudinalequilibrium)、橫向平衡(Lateral

equilibrium)與方向平衡(Directional

equilibrium)

或垂直軸平衡(Perpendicular

equilibrium)。(1)縱向平衡：飛機(jī)不繞著橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，也就是不會(huì)產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)的飛行狀態(tài)稱為縱向平衡。此時(shí)滿足運(yùn)動(dòng)方程式Fx

,i

=

0

；Fy

,

i

=

0

；Mz

,i

=

0，i

=

1,2,3,L

,

n

要達(dá)到縱向平衡，飛機(jī)在縱軸與垂直軸的合力，以及俯仰力矩的合力矩都必須為0。反之，如果無法滿足縱向平衡，飛機(jī)就會(huì)產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)。

16.2

飛機(jī)的平衡

(3)方向平衡：飛機(jī)不繞著垂直軸轉(zhuǎn)動(dòng)的飛行狀態(tài)稱為方向平衡，又叫作垂直軸平衡。由于處于方向平衡時(shí)不會(huì)產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)，也有人將方向平衡稱為航向平衡。此時(shí)滿足運(yùn)動(dòng)方程式My

,i

=

0

，i

=1,2,3,L,n

。要達(dá)到方向平衡(垂直軸平衡或航向平衡)，飛機(jī)偏航力矩的合力矩必須為0。反之，如果無法滿足方向平衡，飛機(jī)就會(huì)產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)。易記口訣縱向平衡不俯仰；橫向平衡不滾轉(zhuǎn)；方向平衡不偏航

16.2

飛機(jī)的平衡

3．橫側(cè)平衡現(xiàn)象所謂飛機(jī)的橫側(cè)平衡現(xiàn)象(Roll-yaw

equilibrium

phenomenon)是指當(dāng)橫向平衡狀態(tài)或航向平衡狀態(tài)被破壞時(shí)，引發(fā)的另一種平衡狀態(tài)遭到破壞的現(xiàn)象。簡單地說，它是飛機(jī)飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)與偏航運(yùn)動(dòng)相互影響的一種現(xiàn)象。在自然界，許多現(xiàn)象都是彼此聯(lián)系、彼此依賴以及彼此制約的，飛機(jī)的橫向平衡和航向平衡之間也是如此。一旦航向平衡被破壞，橫向平衡也不能保持，反之亦然。

16.2

飛機(jī)的平衡

例如，飛機(jī)受到陣風(fēng)，產(chǎn)生向右偏航，結(jié)果飛行速度方向和飛機(jī)對稱面之間便產(chǎn)生一個(gè)測滑角，破壞了機(jī)翼相對氣流的對稱性，引起兩邊機(jī)翼升力不相等，左機(jī)翼升力大，右機(jī)翼升力小，形成向右的滾轉(zhuǎn)力矩，因此橫向平衡也被破壞，如圖16-3所示。為避免飛行阻力增加，空速的方向(來流的方向)一般平行于飛機(jī)的對稱面，也就是側(cè)滑角，但是外界的擾動(dòng)或水平轉(zhuǎn)彎操縱不當(dāng)常造成飛機(jī)側(cè)滑。橫向平衡和航向平衡之間的關(guān)系密切且相互影響，兩者結(jié)合在一起，統(tǒng)稱為飛機(jī)的橫側(cè)平衡(Roll-yaw

equilibrium)，飛行員經(jīng)常需要同時(shí)操縱副翼和方向舵來保持這種平衡。(a)擾動(dòng)前圖16-3橫向平衡與航向平衡之間的相互關(guān)系

(b)擾動(dòng)后16.3

飛機(jī)飛行的穩(wěn)定性16.3

飛機(jī)基本飛行性能飛機(jī)在飛行的過程中，常常遇到一些偶然、突發(fā)與瞬時(shí)的因素，例如受陣風(fēng)擾動(dòng)或者飛行員偶爾觸動(dòng)一下駕駛桿或腳蹬，都會(huì)使飛機(jī)的平衡狀態(tài)遭到破壞，此時(shí)，飛機(jī)姿態(tài)與速度的變化較劇烈，造成飛行員難以掌控，影響著預(yù)定任務(wù)的完成和飛行的安全，這就對穩(wěn)定性提出了要求。1．穩(wěn)定性的定義與分類飛行穩(wěn)定性是指處于平衡狀態(tài)的飛機(jī)，

受到外界擾動(dòng)而偏離平衡位置之后，能否自動(dòng)恢復(fù)到原來平衡位置的趨勢或過程。飛行穩(wěn)定性可以分為靜態(tài)穩(wěn)定性(Static

stability)與動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性

(Dynamicstability)。16.3

飛機(jī)基本飛行性能2．靜態(tài)穩(wěn)定性的定義飛機(jī)的靜態(tài)穩(wěn)定性是指飛機(jī)在受到擾動(dòng)時(shí)是否具備恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的趨勢。如圖16-4所示為鋼球受到突發(fā)性擾動(dòng)的示意圖，假設(shè)鋼球原來處于靜止平衡狀態(tài)，現(xiàn)在給它一個(gè)瞬時(shí)小擾動(dòng)，例如推它一下，使其偏離平衡狀態(tài)。如果在凹型面經(jīng)過若干次來回?cái)[動(dòng)，鋼球最后自動(dòng)恢復(fù)到原來的平衡位置，稱為正性靜態(tài)穩(wěn)定(Positive

static

stability)或靜態(tài)穩(wěn)定。(b)中性靜態(tài)穩(wěn)定性圖16-4靜態(tài)穩(wěn)定性(c)負(fù)性靜態(tài)穩(wěn)定性(a)正性靜態(tài)穩(wěn)定性16.3

飛機(jī)基本飛行性能如果鋼球在水平面上，因?yàn)轲?yīng)，

慢慢達(dá)到平衡，但是不會(huì)回到原來的平衡位置，

也就是在

新的位置達(dá)到新的平衡，稱為中性靜態(tài)穩(wěn)定(Neutralstaticstability)。如果在凸型面，鋼球沿著弧形坡道滾下，

離原來的平衡位置越來越遠(yuǎn)，假設(shè)凸型面為無限大(弧

形坡道無限長)，

則根本不可能達(dá)到平衡狀態(tài)，更不會(huì)自動(dòng)地恢復(fù)到原來的平衡位置，稱為負(fù)性靜態(tài)

穩(wěn)定(Negative

static

stability)或靜態(tài)不穩(wěn)定(Static

instability)。對飛機(jī)而言，其穩(wěn)定性如何與圓球情況在實(shí)質(zhì)上類似。如果因?yàn)橥饨缢矔r(shí)的微小擾動(dòng)而偏離，

飛機(jī)有回到原來平衡狀態(tài)與位置的趨勢，

稱為飛機(jī)的靜態(tài)穩(wěn)定；如果沒有回到原來平衡狀態(tài)與位置的趨勢，稱為飛機(jī)的靜態(tài)不穩(wěn)定。設(shè)計(jì)者與制造商都希望受到陣風(fēng)擾動(dòng)后，飛機(jī)能回到原來的平衡狀態(tài)與位置從而確保預(yù)定飛行任務(wù)計(jì)劃的完成與維護(hù)飛行安全，其靜態(tài)穩(wěn)定性是其設(shè)計(jì)要求中非常重要的環(huán)節(jié)。16.3

飛機(jī)基本飛行性能(a)正性動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(b)中性動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(c)負(fù)性動(dòng)態(tài)穩(wěn)定圖16-5動(dòng)態(tài)穩(wěn)定狀態(tài)3．動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的定義飛機(jī)的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性是飛機(jī)指在外界擾動(dòng)消失后是否具備

恢復(fù)到原來平衡位置的收斂性。擾動(dòng)都會(huì)使飛機(jī)的平衡狀態(tài)遭到破壞，而擾動(dòng)消失回到原來平衡位置的運(yùn)動(dòng)過程都會(huì)產(chǎn)生振蕩。如果飛機(jī)飛行時(shí)擾

動(dòng)產(chǎn)生的振蕩振幅隨著時(shí)間增長而消失或減小，則此運(yùn)動(dòng)過程稱為正性動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(Positive

dynamic

stability)或動(dòng)態(tài)穩(wěn)定，如圖16-5(a)所示。如果擾動(dòng)產(chǎn)生的振蕩振幅隨著

時(shí)間的增長而保持不變，則此運(yùn)動(dòng)過程稱為中性動(dòng)態(tài)穩(wěn)定，如圖16-5(b)所示。如果擾動(dòng)產(chǎn)生的振蕩振幅不僅不隨著

時(shí)間的增長而衰減，反而逐漸增大，則此運(yùn)動(dòng)過程稱為負(fù)性

動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(Negative

dynamic

stability)或動(dòng)態(tài)不穩(wěn)定

(dynamic

instability)，如圖16-5(c)所示。16.3

飛機(jī)基本飛行性能4．動(dòng)態(tài)穩(wěn)定與靜態(tài)穩(wěn)定的關(guān)聯(lián)性我們知道飛機(jī)具備靜態(tài)穩(wěn)定的特性，只是表示在受到外界擾動(dòng)時(shí)，飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)到平衡狀態(tài)的趨勢，但不能表示在整個(gè)過程中，最后一定能夠恢復(fù)到原來的平衡狀態(tài)，所以靜態(tài)穩(wěn)定是飛行穩(wěn)定性的必要條件，但不夠充分。唯有同時(shí)滿足靜態(tài)穩(wěn)定和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定條件，飛機(jī)飛行才能保持穩(wěn)定。動(dòng)態(tài)穩(wěn)定與靜態(tài)穩(wěn)定的關(guān)系密切，通常只要選擇適當(dāng)?shù)撵o穩(wěn)定性，就能獲得良好的動(dòng)穩(wěn)定特性。16.3

飛機(jī)基本飛行性能【例16-3】試述飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定的定義?！窘獯稹匡w機(jī)的靜態(tài)穩(wěn)定是指飛機(jī)受到干擾(例如亂流或陣風(fēng))打破原來的平衡狀況

時(shí)具有恢復(fù)到原來平衡位置的趨勢。16.3

飛機(jī)基本飛行性能【例16-4】試述飛機(jī)飛行穩(wěn)定的條件?！窘獯稹匡w機(jī)飛行穩(wěn)定的條件是指飛機(jī)同時(shí)滿足靜態(tài)穩(wěn)定和動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的條件與特性。16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)1．靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類根據(jù)飛機(jī)平衡問題的分類，靜態(tài)穩(wěn)定問題可分為縱向靜態(tài)穩(wěn)定(Longitudinal

static

stability)、

橫向靜態(tài)穩(wěn)定

(Lateral

static

stability)與方向靜態(tài)穩(wěn)定(Directional

static

stability)3種類型。(1)縱向靜態(tài)穩(wěn)定：簡單地說，飛機(jī)在飛行中受到擾動(dòng)產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)具備不經(jīng)飛行員或航空駕駛操縱就能夠自動(dòng)恢復(fù)到原來飛行迎角的趨勢稱為縱向靜態(tài)穩(wěn)定(Longitudinal

static

stability)，也稱為俯仰靜態(tài)穩(wěn)定(Pitchingstaticstability)。(2)

橫向靜態(tài)穩(wěn)定：飛機(jī)在飛行中受到擾動(dòng)而機(jī)身產(chǎn)生翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)具備不經(jīng)飛行員或航空駕駛操縱就能自動(dòng)恢復(fù)到原來飛行姿態(tài)的趨勢稱為橫向靜態(tài)穩(wěn)定(Lateral

static

stability)，也稱為滾轉(zhuǎn)靜態(tài)穩(wěn)定(Rolling

static

stability

)。(3)方向靜態(tài)穩(wěn)定：飛機(jī)在飛行中受到擾動(dòng)產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)具備不經(jīng)飛行員或航空駕駛操縱就能自動(dòng)恢復(fù)到原來飛行航向的趨勢叫作方向靜態(tài)穩(wěn)定(Directional

static

stability)，也稱為偏航靜態(tài)穩(wěn)定(Yawing

staticstability)。16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)2．保持縱向靜態(tài)穩(wěn)定的方法如前所述，縱向靜態(tài)穩(wěn)定又稱俯仰靜態(tài)穩(wěn)定，也就是飛機(jī)在飛行中受到擾動(dòng)產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)具有不經(jīng)飛行員的操縱就能讓飛行迎角自動(dòng)恢復(fù)到原有位置的趨勢。縱向靜態(tài)穩(wěn)定性取決于水平尾翼的面積、飛機(jī)重心與空氣動(dòng)力中心(焦點(diǎn))的位置，以及兩者之間的距離，所以保持方法有調(diào)整飛機(jī)的配重與水平安定面。(1)調(diào)整飛機(jī)的配重調(diào)整飛機(jī)配重的作用就是確定飛機(jī)重心與空氣動(dòng)中心(焦點(diǎn))的位置，以及兩者之間的距離。16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)①

重心位置與縱向靜穩(wěn)定性的關(guān)系飛機(jī)各部分重力的合力作用點(diǎn)稱為飛機(jī)的重心

(Centreof

gravity)，重心所在的位置稱為重心位置(Centre-of-gravity

position)。飛機(jī)飛行中，重心位置不隨著姿態(tài)改變，其在空中的一切運(yùn)動(dòng)，無論怎樣錯(cuò)綜復(fù)雜，都可以視為隨著重心移動(dòng)或繞著重心的轉(zhuǎn)動(dòng)?？諝鈩?dòng)力中心(Aerodynamic

center)可視為飛機(jī)空氣動(dòng)力(升力)增量的作用點(diǎn)，其位置不隨著迎角改變。在飛機(jī)的穩(wěn)定性設(shè)計(jì)中，如果重心在空氣動(dòng)力中心(焦點(diǎn))之前則飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性；反之，則為縱向靜不穩(wěn)定，如圖16-6所示。圖16-6重心位置與靜穩(wěn)定性關(guān)系(b)縱向靜不穩(wěn)定(a)縱向靜穩(wěn)定16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)②

調(diào)整飛機(jī)的配重保持縱向靜態(tài)穩(wěn)定的原理傳統(tǒng)飛機(jī)縱向的靜態(tài)穩(wěn)定性設(shè)計(jì)，是使飛機(jī)重心的位置位于空氣動(dòng)力中心之前，可使飛機(jī)受到擾動(dòng)而導(dǎo)致飛行迎角增加時(shí)，升力的增量同時(shí)對重心產(chǎn)生一個(gè)低頭力矩(恢復(fù)力矩)，以穩(wěn)定飛行姿態(tài)避免飛機(jī)迎角持續(xù)增大。這樣在擾動(dòng)造成飛行迎角增大與升力增加時(shí)，有恢復(fù)到原來的飛行迎角的趨勢，所以飛機(jī)具有縱向靜態(tài)穩(wěn)定性。反之，如果重心位置位于空氣動(dòng)力中心之后，隨著迎角增大，升力的增量對重心產(chǎn)生一個(gè)抬頭力矩(偏離力矩)，將使飛機(jī)更加偏離原來的飛行姿態(tài)，最后導(dǎo)致失速，所以飛機(jī)并不具備縱向靜態(tài)穩(wěn)定性，如圖16-7所示。從圖中可以看出，只有飛機(jī)重心位于空氣動(dòng)力中心之前，飛機(jī)才具有縱向靜態(tài)穩(wěn)定性，重心與空氣動(dòng)力中心兩者之間的距離越遠(yuǎn)，飛機(jī)的縱向靜態(tài)穩(wěn)定性越強(qiáng)(b)縱向靜不穩(wěn)定圖16-7飛機(jī)配重保持縱向靜態(tài)穩(wěn)定原理(a)縱向靜穩(wěn)定16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)③

縱向靜穩(wěn)定裕度的定義在小迎角時(shí)，飛機(jī)縱向靜態(tài)穩(wěn)定性只取決于全機(jī)焦點(diǎn)和重心之間的相對位置。重心位置在之前，飛機(jī)是縱向靜態(tài)穩(wěn)定的；重心與重合，飛機(jī)是縱向中性靜態(tài)穩(wěn)定的；重心位置在之后，

則飛機(jī)是縱向靜態(tài)不穩(wěn)定的。全機(jī)焦點(diǎn)位置

XF

與重心位置

Xw

之間的距離稱為縱向靜穩(wěn)定裕度(Stabilitymargin)KF

，也就是KF

=XF

?

Xw

式中，XF

與Xw

分別為空氣動(dòng)力中心(焦點(diǎn))、重心的位置距飛機(jī)機(jī)翼前緣的水平距離與平均空氣動(dòng)力弦長的比值。為保證縱向靜穩(wěn)定性，不但要求KF

0，而且要求KF

達(dá)到一定的數(shù)值。不同用途的飛機(jī)對KF

有著不同的要求，民用飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定裕度在平均空氣動(dòng)力弦長的10%~15%。低速飛行時(shí)，飛機(jī)的焦點(diǎn)位置固定不變，但是重心位置卻隨燃料的消耗、裝載的改變以及投彈等發(fā)生移動(dòng)。如果重心原來位于焦點(diǎn)之前，飛機(jī)處于靜穩(wěn)定的狀態(tài)，但是倘若因?yàn)榍笆鲈蛟斐芍匦闹饾u向后移動(dòng)，則將導(dǎo)致飛機(jī)的靜穩(wěn)定性逐漸降低。當(dāng)重心移到焦點(diǎn)之后，原來的縱向靜穩(wěn)定就會(huì)成為靜不穩(wěn)定，因此民用客機(jī)及運(yùn)輸機(jī)對于重心變化的范圍必須有嚴(yán)格的限制。16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)(2)水平安定面保持縱向靜態(tài)穩(wěn)定的原理如圖16-8所示，飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)而產(chǎn)生下俯運(yùn)動(dòng) (飛機(jī)機(jī)頭向下移動(dòng))的同時(shí)，相對風(fēng)(與飛機(jī)行進(jìn)路徑

反方向的氣流)撞擊水平安定面的上表面，從而產(chǎn)生使機(jī)

尾向下的力矩，其效應(yīng)等于產(chǎn)生一個(gè)使機(jī)頭上仰的恢復(fù)力矩，使飛機(jī)具有恢復(fù)到原來的飛行迎角的趨勢所以水平安定面具有使飛機(jī)保持縱向靜態(tài)穩(wěn)定的功能，

且水平安定面的俯視面積越大，飛機(jī)的縱向靜態(tài)穩(wěn)定性越

強(qiáng)。同理，當(dāng)飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)而產(chǎn)生上仰運(yùn)動(dòng)(飛機(jī)機(jī)頭向上移動(dòng))時(shí)，相對風(fēng)撞擊水平安定面的下表面，從而

使飛機(jī)產(chǎn)生機(jī)頭下俯的恢復(fù)力矩，飛行迎角變小，飛機(jī)恢復(fù)到原來飛行迎角的趨勢。(a)陣風(fēng)擾動(dòng)時(shí)(b)陣風(fēng)消失后圖16-8水平安定面產(chǎn)生縱向靜態(tài)平衡原理16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)【例16-5】試述飛機(jī)保持縱向靜態(tài)穩(wěn)定的條件?！窘獯稹匡w機(jī)要保持縱向靜態(tài)穩(wěn)定不僅要求縱向靜穩(wěn)定裕度KF

0而且還要求KF

達(dá)到一定的數(shù)值。也就是使飛機(jī)重心在空氣動(dòng)力中心(焦點(diǎn))之前，且兩者之間保持一定的距離。16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)【例16-6】試述飛機(jī)保持縱向靜態(tài)穩(wěn)定方法?！窘獯稹匡w機(jī)的縱向靜態(tài)穩(wěn)定性取決于水平尾翼的面積、飛機(jī)重心與空氣動(dòng)中心(焦

點(diǎn))的位置，以及兩者之間的距離所以具備縱向靜態(tài)穩(wěn)定性的方法有調(diào)整飛機(jī)的配重與水平安定面兩種。16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)3．保持橫向靜態(tài)穩(wěn)定的方法橫向靜態(tài)穩(wěn)定又稱為滾轉(zhuǎn)靜態(tài)穩(wěn)定，是指飛機(jī)受到擾動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)具有不經(jīng)飛行員的操縱而自動(dòng)恢復(fù)到原來飛行姿態(tài)的趨勢。保持橫向穩(wěn)定的方法有上反角與后掠角。(1)上反角保持橫向靜態(tài)穩(wěn)定的原理將機(jī)身水平放置，機(jī)翼基準(zhǔn)面與水平線的夾角，稱為反角，用符號表示。從飛機(jī)側(cè)面看去，如果翼尖上翹，就叫上反角，為正，如圖16-9所示。圖16-9飛機(jī)上反角16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)上反角的角度增加，升力會(huì)變小，當(dāng)飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)而向左滾轉(zhuǎn)的同時(shí)，右側(cè)機(jī)翼的上反角增加，導(dǎo)致右邊的升力減低，而左側(cè)機(jī)翼上反角減少，導(dǎo)致左邊的升力增加。兩側(cè)機(jī)翼的升力差使得飛機(jī)產(chǎn)生向右翻轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩，具有恢復(fù)到原來飛行姿態(tài)的趨勢，如圖16-10所示。同理，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)，右側(cè)機(jī)翼的上反角變小，升力較大，而左側(cè)機(jī)翼的上反角變大，升力較小，兩側(cè)機(jī)翼的升力差導(dǎo)致飛機(jī)產(chǎn)生向左翻轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩，具有恢復(fù)到原來飛行姿態(tài)的趨勢。(a)陣風(fēng)擾動(dòng)時(shí)(b)陣風(fēng)消失后圖16-10上反角保持橫向靜態(tài)穩(wěn)定原理16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)【例16-7】試問飛機(jī)上反角的意義，向左滾轉(zhuǎn)時(shí)，左側(cè)機(jī)翼的上反角以及機(jī)翼的升力是變大還是變?。俊窘獯稹坷L出如圖16-10所示，機(jī)身水平放置，如果翼尖高于翼根的水平面，則具有上反角。機(jī)翼向左滾轉(zhuǎn)時(shí)，左側(cè)機(jī)翼的上反角變小，由于升力與上反角成反比，所以升力變大。16.4(2)后掠角保持橫向靜態(tài)穩(wěn)定的原理飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)，相對氣流對右側(cè)機(jī)翼的有效分速(相對風(fēng)垂直于機(jī)翼的分速)變大，導(dǎo)致右邊的升力較大，而相對氣流對左側(cè)機(jī)翼的有效分速變小，導(dǎo)致左邊的升力較小。兩側(cè)機(jī)翼的升力差，使得飛機(jī)產(chǎn)生向左翻轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩，具有恢復(fù)到原來飛行姿態(tài)的趨勢，如圖16-11所示。同理，后掠翼飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)時(shí)，左側(cè)機(jī)翼的有效分速變大，升力較大，而右側(cè)機(jī)翼的有效分速變小，升力較小，兩側(cè)機(jī)翼的升力差使得飛機(jī)產(chǎn)生向右翻轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩，具有恢復(fù)到原來飛行姿態(tài)的趨勢。(a)陣風(fēng)擾動(dòng)時(shí)(b)陣風(fēng)消失后圖16-11后掠角保持橫向飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定原理飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)4．保持方向靜態(tài)穩(wěn)定的方法方向靜態(tài)穩(wěn)定又稱為偏航靜態(tài)穩(wěn)定，是指飛機(jī)受到擾動(dòng)產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)具備不經(jīng)飛行員操縱而自動(dòng)恢復(fù)到原來飛行航向的趨勢。保持方向靜態(tài)穩(wěn)定有垂直安定面與后掠角方法。(1)垂直安定面保持方向靜態(tài)穩(wěn)定的原理如圖16-12所示，當(dāng)飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)向右偏航(飛機(jī)機(jī)頭向右移動(dòng))時(shí)，相對風(fēng)(與飛機(jī)路徑反方向的氣流)撞擊垂直安定面的左側(cè)面，產(chǎn)生使機(jī)尾向右的力矩，其效應(yīng)等于產(chǎn)生使機(jī)頭向左的恢復(fù)力矩，所以垂直安定面具有使飛機(jī)保持方向靜態(tài)穩(wěn)定的功能。垂直安定面的側(cè)視面積越大，飛機(jī)的方向靜態(tài)穩(wěn)定性越強(qiáng)。(a)陣風(fēng)擾動(dòng)時(shí)(b)陣風(fēng)消失后圖16-12垂直安定面保持航向靜態(tài)穩(wěn)定原理16.4

飛機(jī)靜態(tài)穩(wěn)定問題的分類與設(shè)計(jì)(2)后掠角保持方向靜態(tài)穩(wěn)定的原理如圖16-13所示，當(dāng)飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)向右偏航(飛機(jī)的機(jī)頭向右移動(dòng))時(shí)，因?yàn)楹舐咏堑木壒?，右?cè)機(jī)翼的前視面積變小，導(dǎo)致飛機(jī)右側(cè)的阻力較小，而左側(cè)機(jī)翼的前視面積變大，導(dǎo)致飛機(jī)身左側(cè)的阻力較大。兩側(cè)的阻力差，使機(jī)頭產(chǎn)生向左的恢復(fù)力矩，使飛機(jī)具有恢復(fù)到原來飛行航向的趨勢。同理，后掠翼飛機(jī)向左偏航時(shí)，左側(cè)機(jī)翼的阻力較小而右側(cè)機(jī)翼的阻力較大，兩側(cè)的阻力差，使機(jī)頭產(chǎn)生向右的恢復(fù)力矩，使飛機(jī)具有恢復(fù)到原來飛行航向的趨勢。(a)陣風(fēng)擾動(dòng)時(shí)(b)陣風(fēng)消失后圖16-13后掠角保持方向靜態(tài)穩(wěn)定原理16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定飛機(jī)的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性是指在外界擾動(dòng)消失后，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)過程是否具備自動(dòng)恢復(fù)到原來平衡位置的收斂性，其研究重點(diǎn)在于飛機(jī)恢復(fù)到原來平衡位置的運(yùn)動(dòng)過程的收斂性與飛行安全性。和靜態(tài)穩(wěn)定一樣，根據(jù)平衡狀態(tài)，將飛機(jī)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定問題，歸結(jié)為縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定、橫向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定以及方向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定3種類型。由于滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)與偏航運(yùn)動(dòng)兩者關(guān)系密切且彼此影響，這里一并討論，這樣就將動(dòng)態(tài)穩(wěn)定問題分成縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(Longitudinal

dynamic

stability)與橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定

(Roll-yaw

dynamic

stability)兩個(gè)類型。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定1．飛機(jī)的縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定飛機(jī)的縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定是指飛機(jī)受到擾動(dòng)會(huì)產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)，最終恢復(fù)到原來縱向平衡位置的過程，而擾動(dòng)產(chǎn)生的振蕩也隨著時(shí)間不斷減小直至消失?？v軸動(dòng)態(tài)穩(wěn)定過程主要由飛機(jī)的縱向靜態(tài)穩(wěn)定力矩(Longitudinal

static

stability

moment)、在俯仰擺動(dòng)中的俯仰慣性力矩(Pitching

inertiamoment)以及俯仰阻尼力矩(Pitching

damping

moment)相互作用的結(jié)果來確定，其運(yùn)動(dòng)可

以簡化為短周期俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)與長周期縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)兩種典型模式。(1)縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定過程所受的力矩類型①

縱向靜態(tài)穩(wěn)定力矩要使飛機(jī)具備縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的條件，首先必須有足夠的縱向靜穩(wěn)定力矩，簡單地說，飛機(jī)具備動(dòng)態(tài)穩(wěn)定，首先必須滿足靜態(tài)穩(wěn)定。飛機(jī)的縱軸靜態(tài)穩(wěn)定力矩主要由縱軸靜穩(wěn)定裕度與水平安定面產(chǎn)生的恢復(fù)力矩組成。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定②俯仰慣性力矩是指飛機(jī)在俯仰擺動(dòng)(飛機(jī)機(jī)頭上下擺動(dòng))的過程中，

因?yàn)閼T性作用使得飛機(jī)繼

續(xù)維持原先轉(zhuǎn)動(dòng)方向的力矩。如果飛機(jī)具有縱軸的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性，其上下擺動(dòng)將受到空氣的黏滯效應(yīng)與俯仰阻尼力矩作用而逐漸衰減，慢慢消失。③俯仰阻尼力矩是指飛機(jī)在俯仰擺動(dòng)(飛機(jī)機(jī)頭上下擺動(dòng))的過程中，

產(chǎn)生與擺動(dòng)角速度方向相反的附加力矩，此力矩對飛機(jī)繞著重心的上下擺動(dòng)起阻尼的作用。飛機(jī)的俯仰阻尼力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。當(dāng)飛機(jī)抬頭時(shí)，飛行迎角增加的同時(shí)，水平尾翼的附加升力也隨之增加，其效應(yīng)等同于機(jī)頭產(chǎn)生下俯力矩(低頭力矩)，阻止飛機(jī)繼續(xù)抬頭轉(zhuǎn)動(dòng)，如圖16-14所示。圖16-14俯仰阻尼力矩產(chǎn)生16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定④

相互作用的關(guān)系飛機(jī)具備縱向靜態(tài)穩(wěn)定的特性，只是表示受到外界擾動(dòng)時(shí)具有自動(dòng)恢復(fù)到原來縱向平衡狀態(tài)的趨勢，并不能表示在整個(gè)縱向穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)過程中，飛機(jī)最后一定能夠恢復(fù)到原來的飛行姿態(tài)。除了必須具有足夠的縱向靜穩(wěn)定力矩，還必須具有足夠的俯仰阻尼力矩，空氣的黏滯效應(yīng)使得俯仰慣性力矩逐漸衰減，慢慢消失，這樣飛機(jī)俯仰擺動(dòng)振幅逐漸減小，最終恢復(fù)至原來的飛行姿態(tài)?？茖W(xué)小常識阻尼(Damping)是指任何振動(dòng)系統(tǒng)，由于外界作用或系統(tǒng)本身固有的原因引起

的振動(dòng)幅度逐漸下降的特性，其物理意義是使作用力衰減或者使運(yùn)動(dòng)中的物體產(chǎn)生能量耗散作用，簡單地說，就是阻止物體繼續(xù)運(yùn)動(dòng)的效應(yīng)。如果物體受到外力作用而振動(dòng)，將產(chǎn)生一種使外力衰減的反力，這個(gè)反力就稱為阻尼力或者減振力。阻尼力和作用力的比值稱為阻尼系數(shù)。阻尼作用在日常生活隨處可見，例如，彈一下?lián)u頭娃娃，雖然娃娃當(dāng)時(shí)產(chǎn)生搖擺，但是會(huì)慢慢停止，此過程中彈簧就稱為阻尼裝置。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(2)縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)的形態(tài)及特征飛機(jī)在擾動(dòng)消失后從俯仰擺動(dòng)(機(jī)頭上下擺動(dòng))恢復(fù)到原有飛行姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)過程可以簡化看成兩種典型周期性運(yùn)動(dòng)模式組合，一種是周期很短且衰減很快的短周期俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)(Shortperiodpitchingoscillation

motion

)，另一種則是周期長且衰減很慢的長周期縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)(Longperiodlongitudinaldynamic

stabilization

motion)。①

短周期俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)模式a.運(yùn)動(dòng)特性：短周期運(yùn)動(dòng)俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)主要發(fā)生在擾動(dòng)消失后的最初階段，它是一種周期短且衰

減快的俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)。在運(yùn)動(dòng)過程中，飛機(jī)主要繞重心擺動(dòng)，其外在表現(xiàn)為迎角和俯仰角速度呈周期性變化，飛行速度的大小基本保持不變，如圖16-15所示。圖16-15短周期俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定b.過程描述：短周期俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)過程中，產(chǎn)生的靜態(tài)穩(wěn)定力矩迫使飛機(jī)返回原來的飛行姿態(tài)，也就是回到陣風(fēng)擾動(dòng)前的迎角。但是飛機(jī)的慣性作用導(dǎo)致的俯仰慣性力矩，不可能在原先的迎角時(shí)飛機(jī)就停止，還會(huì)繼續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)并超過原來迎角，因此又產(chǎn)生方向相反的靜態(tài)穩(wěn)定力矩，迫使飛機(jī)再朝原來的飛行姿態(tài)轉(zhuǎn)動(dòng)。這一反復(fù)過程造成了飛機(jī)的迎角和俯仰角速度不斷變化，但是空氣的黏滯效應(yīng)與飛機(jī)的俯仰阻尼力矩與靜態(tài)穩(wěn)定力矩的相互作用使俯仰振蕩的振幅迅速地衰減，這種周期性的俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)在開始的幾秒鐘內(nèi)就基本結(jié)束，所以稱為短周期俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定②長周期縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)模式a.運(yùn)動(dòng)特性。長周期縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)主要發(fā)生在短周期俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)結(jié)束之后，它是一種周期長且衰減慢的振蕩運(yùn)動(dòng)。在運(yùn)動(dòng)過程中，飛機(jī)的縱向力矩基本恢復(fù)平衡，不再繞著橫軸做俯仰運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)外在的表現(xiàn)為飛行迎角基本保持不變，而其飛行速度與航跡呈緩慢地變化，如圖16-16所示。圖16-16長周期縱向動(dòng)態(tài)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定③

兩種運(yùn)動(dòng)模式對飛行的影響從前述內(nèi)容中可以得知，短周期俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)的變化周期短，飛機(jī)的迎角和俯仰角速度的變化非?？?，飛行員往往來不及反應(yīng)并干預(yù)，因此會(huì)造成乘客的不適，甚至影響飛行的安全。接近臨界迎角時(shí)，飛行迎角的改變可能造成飛機(jī)失速的危險(xiǎn)。為了保證飛行的安全，在失速與最大允許速度之間發(fā)生的任何短周期俯仰振蕩，都要求必須有足夠的俯仰阻尼力矩。長周期縱軸動(dòng)態(tài)穩(wěn)定模式，振蕩周期長，飛行速度與航跡角變化緩慢，飛行員有足夠的時(shí)間進(jìn)行修正，通常不涉及飛行安全問題，所以對該運(yùn)動(dòng)模式的要求比前者的低16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定2．飛機(jī)的橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定討論橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定問題時(shí)，側(cè)滑角與滾轉(zhuǎn)角是研究橫側(cè)運(yùn)動(dòng)的重要參數(shù)。(1)側(cè)滑角與滾轉(zhuǎn)角的定義及相互關(guān)系①

側(cè)滑角指的是來流與飛機(jī)縱向?qū)ΨQ平面之間的夾角，用

符號

表示。飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)產(chǎn)生側(cè)滑時(shí)，來流位于飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面的右方稱為右側(cè)滑，而位于左方稱為左側(cè)滑。由此可知，飛機(jī)向左偏航產(chǎn)生右側(cè)滑，向右偏航產(chǎn)生左側(cè)滑，如圖16-17所示。來流一般與飛機(jī)的對稱面平行，也就是側(cè)滑角，以防止增加阻力。但有的時(shí)候外界擾動(dòng)或水平轉(zhuǎn)彎操縱不當(dāng)會(huì)產(chǎn)生側(cè)滑。另外在有些情況下，飛機(jī)還須采用適當(dāng)?shù)膫?cè)滑角以利飛行，例如在側(cè)風(fēng)著陸與不對稱動(dòng)力飛行時(shí)側(cè)滑角就不為0。圖16-17飛機(jī)側(cè)滑角16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定②

滾轉(zhuǎn)角指的是飛機(jī)重心的垂直線與對稱平面之間的夾角，用符號

表示。飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)時(shí)，對稱平面位于飛機(jī)重心垂線的右方稱為向右滾轉(zhuǎn)，而位于左方稱為向左滾轉(zhuǎn)，如圖16-18所示。③

相互作用的關(guān)系飛機(jī)受到陣風(fēng)擾動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，會(huì)改變，而產(chǎn)生的偏航運(yùn)動(dòng)會(huì)造成的改變。

與的改變不是彼此獨(dú)立而是相互影響。圖16-18飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(2)橫側(cè)運(yùn)動(dòng)間的相互影響飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)會(huì)引發(fā)偏航運(yùn)動(dòng)，而偏航運(yùn)動(dòng)也會(huì)造成滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，所以滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)與偏航運(yùn)動(dòng)常合并為飛機(jī)的橫側(cè)運(yùn)動(dòng)(Roll-yaw

motion)問題。①

交叉力矩的定義：所謂交叉力矩(Cross

moment)是指由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的

偏航力矩以及由偏航運(yùn)動(dòng)引起的滾轉(zhuǎn)力矩。飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)會(huì)引發(fā)其向右偏航，向左滾轉(zhuǎn)會(huì)引發(fā)其向左偏航，而由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引發(fā)的偏航力矩稱為交叉偏航力矩(Crossyawingmoment)。飛機(jī)向右偏航會(huì)引發(fā)其向右滾轉(zhuǎn)，向左偏航會(huì)引發(fā)其向左滾轉(zhuǎn)，而由偏航運(yùn)動(dòng)引發(fā)的滾轉(zhuǎn)力矩稱為交叉滾轉(zhuǎn)力矩(Cross

rolling

moment)。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定②

交叉偏航力矩產(chǎn)生的原因向右滾轉(zhuǎn)時(shí)，右機(jī)翼的迎角變大，阻力增大，左機(jī)翼迎角變小，阻力減小，兩側(cè)機(jī)翼阻力的不平衡使飛機(jī)向右偏航。同理，向左滾轉(zhuǎn)時(shí)兩側(cè)機(jī)翼阻力不平衡使飛機(jī)向左偏航。另外，向右滾轉(zhuǎn)時(shí)，飛機(jī)的垂直安定面隨之向右下方運(yùn)動(dòng)，來流經(jīng)過垂直安定面因其兩邊側(cè)面的空氣動(dòng)力不平衡，導(dǎo)致在垂直安定面產(chǎn)生指向左側(cè)的側(cè)力，也會(huì)產(chǎn)生使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。同理，向左滾轉(zhuǎn)會(huì)使飛機(jī)向左偏航。這些由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引發(fā)的偏航力矩即為交叉偏航力矩。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定③

交叉滾轉(zhuǎn)力矩產(chǎn)生的原因向右偏航時(shí)，流經(jīng)右機(jī)翼氣流的有效速度變小，升力減小，流經(jīng)左機(jī)翼的有效速度變大，升力增加，兩側(cè)機(jī)翼升力不平衡使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。同理，向左偏航使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)。另外，向右偏航時(shí)，飛機(jī)的垂直安定面也隨之向右偏轉(zhuǎn)，相對風(fēng)(與飛機(jī)路徑反方向的氣流)撞擊垂直安定面的左邊側(cè)面，撞擊力與飛機(jī)縱軸有一定的距離，因而產(chǎn)生使機(jī)身向右的滾轉(zhuǎn)力矩。

同理，向左偏航產(chǎn)生使機(jī)身向左滾轉(zhuǎn)的力矩。這些由偏航運(yùn)動(dòng)引發(fā)的滾轉(zhuǎn)力矩即為交叉滾轉(zhuǎn)力矩。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(3)橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)過程所受的力矩類型橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定是指飛機(jī)受到擾動(dòng)會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)與偏航運(yùn)動(dòng)，而在擾動(dòng)消失后恢復(fù)到擾動(dòng)前原有姿態(tài)。擾動(dòng)產(chǎn)生的振蕩最終隨著時(shí)間增長減小直至消失。飛機(jī)是否可以達(dá)到橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定乃由橫側(cè)靜態(tài)穩(wěn)定力矩(Roll-yaw

staticstability

moment)、轉(zhuǎn)動(dòng)慣性力矩(Rotational

inertia

moment)以及橫側(cè)氣動(dòng)力阻尼力矩(Roll-yaw

aerodynamic

damping

moment)相互作用結(jié)果來確定。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定①橫側(cè)靜態(tài)穩(wěn)定力矩是指維持橫向靜態(tài)穩(wěn)定(滾轉(zhuǎn)靜態(tài)穩(wěn)定)

與方向靜態(tài)穩(wěn)定(偏航靜態(tài)穩(wěn)定)

時(shí)受到擾動(dòng)所產(chǎn)生的恢復(fù)力矩，一般由飛機(jī)的上反角、后掠角與垂直安定面產(chǎn)生的恢復(fù)力矩組成。②轉(zhuǎn)動(dòng)慣性力矩是指飛機(jī)繞著縱軸與垂直軸加速轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，

因?yàn)閼T性作用而使飛機(jī)繼續(xù)維持轉(zhuǎn)動(dòng)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)。③橫側(cè)氣動(dòng)力阻尼力矩是指飛機(jī)受瞬時(shí)擾動(dòng)引起滾轉(zhuǎn)與偏航運(yùn)動(dòng)，在恢復(fù)到原來飛行姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)過程(橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的過程)中，因?yàn)樽饔迷陲w機(jī)上的氣動(dòng)力而產(chǎn)生的阻尼力矩。當(dāng)飛機(jī)因?yàn)樗矔r(shí)擾動(dòng)導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)，機(jī)翼與垂直尾翼部件上的氣動(dòng)力變化產(chǎn)生與已有滾轉(zhuǎn)與偏航運(yùn)動(dòng)方向相反的阻礙轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，此種力矩稱為氣動(dòng)力阻尼力矩。滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)力阻尼力矩由機(jī)翼起主要作用，偏航運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)力阻尼力矩由垂直尾翼起主要作用。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定④

相互作用的關(guān)系飛機(jī)具備橫側(cè)靜態(tài)穩(wěn)定的特性，只是表示受到外界擾動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)與偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)到原來飛行姿態(tài)的趨勢，并不能保證其在整個(gè)橫側(cè)穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)過程中，最后一定能夠恢復(fù)到原來的飛行姿態(tài)。飛機(jī)除了必須具有足夠的橫側(cè)靜態(tài)穩(wěn)定力矩，還必須具有足夠的橫側(cè)氣動(dòng)力阻尼力矩，空氣的黏滯效應(yīng)使得轉(zhuǎn)動(dòng)慣性力矩逐漸衰減，慢慢消失，才能夠使飛機(jī)的橫側(cè)擺動(dòng)振幅逐漸減小，最終恢復(fù)至原來的飛行姿態(tài)16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(4)橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)的形態(tài)及特征飛機(jī)受到擾動(dòng)產(chǎn)生橫側(cè)運(yùn)動(dòng)后，在自動(dòng)恢復(fù)到原來平衡姿態(tài)的整個(gè)過程中，依照其外在所表現(xiàn)的主要特性，可以簡單分為滾轉(zhuǎn)收斂模式(Rolling

convergencemodel)、螺旋運(yùn)動(dòng)模式(Spiral

motion

model)與荷

蘭滾模式(Holland

rolling

model)。①滾轉(zhuǎn)收斂模式：在飛機(jī)的橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)模式中，滾轉(zhuǎn)收斂模式可視為近似單純的繞飛機(jī)縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。a.運(yùn)動(dòng)形式：滾轉(zhuǎn)收斂模式外在表現(xiàn)的形式，如圖16-19所示。圖16-19滾轉(zhuǎn)收斂運(yùn)動(dòng)模式的外在表現(xiàn)形式16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定b.運(yùn)動(dòng)特性：在整個(gè)運(yùn)動(dòng)過程中，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，因此可以將其視為單純的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。c.對飛行的影響：飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)慣性較小而滾轉(zhuǎn)阻尼力矩較大，正因?yàn)轱w機(jī)的阻尼效應(yīng)與空氣的黏滯效應(yīng)，擾動(dòng)引發(fā)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)很快衰減而消失。所以滾轉(zhuǎn)收斂模式可以看成衰減很快的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，目前飛機(jī)的設(shè)計(jì)都能滿足滾轉(zhuǎn)收斂模式的穩(wěn)定性要求。②

螺旋運(yùn)動(dòng)模式在飛機(jī)的設(shè)計(jì)中，如果方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)過大而橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)

過小，一旦受到擾動(dòng)產(chǎn)生橫側(cè)運(yùn)動(dòng)，當(dāng)飛機(jī)自動(dòng)恢復(fù)到原有飛行姿態(tài)時(shí)，將會(huì)產(chǎn)生螺旋不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定a.運(yùn)動(dòng)形式：螺旋運(yùn)動(dòng)模式是一種非周期性的、運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化比較緩慢的橫向與航向的組合運(yùn)動(dòng)模式，此狀態(tài)下飛機(jī)的側(cè)滑角近似為零，偏航角大于滾轉(zhuǎn)角，所以螺旋運(yùn)動(dòng)模式主要是略帶滾轉(zhuǎn)與側(cè)滑角近似為零的偏航運(yùn)動(dòng)。如果方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)過大而橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)過小，一旦受到擾動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)與側(cè)滑，飛機(jī)就會(huì)產(chǎn)生緩慢地螺旋下降，其外在表現(xiàn)的形式如圖16-20所示。圖16-20螺旋運(yùn)動(dòng)模式的外在表現(xiàn)形式16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定b.運(yùn)動(dòng)特性：螺旋運(yùn)動(dòng)模式中，橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)過小，再加上恢復(fù)原有航向時(shí)產(chǎn)生的交叉滾轉(zhuǎn)力矩，飛機(jī)因?yàn)閿_動(dòng)所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)不但得不到糾正，反而會(huì)繼續(xù)加大。而且滾轉(zhuǎn)后的升力垂直分量將小于飛機(jī)的重力，一旦受到擾動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)與側(cè)滑，

飛機(jī)的機(jī)身就會(huì)向一側(cè)偏轉(zhuǎn)傾側(cè)，且機(jī)頭下沉并不斷地對準(zhǔn)來流而沿著螺旋線航跡盤旋下降，形成螺旋發(fā)散運(yùn)動(dòng)。c.對飛行的影響：雖然螺旋運(yùn)動(dòng)模式受到擾動(dòng)后所產(chǎn)生的振蕩振幅不僅不隨著時(shí)間的增長而衰減、收斂，反而逐漸增大，呈現(xiàn)螺旋性的發(fā)散，好在螺旋運(yùn)動(dòng)模式的發(fā)展速度比較緩慢，也就是飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化極慢，飛行員有足夠時(shí)間進(jìn)行糾正，所以其對飛行安全并無重大的危害。③

荷蘭滾模式在飛機(jī)計(jì)中，如果橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)過大而方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)過小，一旦受到擾動(dòng)產(chǎn)生橫側(cè)運(yùn)動(dòng)后，飛機(jī)在自動(dòng)恢復(fù)到原有飛行姿態(tài)時(shí)，將產(chǎn)生荷蘭滾模式的不穩(wěn)定。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定a.運(yùn)動(dòng)形式：荷蘭滾模式是頻率較快(周期

僅為幾秒)的橫向與航向的組合振蕩運(yùn)動(dòng)，其發(fā)生的原因在于橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)

過大而方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)過小，一旦受到擾動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)與側(cè)滑，飛機(jī)機(jī)身就會(huì)傾側(cè)，形成機(jī)頭偏航的飄擺不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)，其外在表現(xiàn)形式如圖16-21所示。圖16-21荷蘭滾模式的外在表現(xiàn)形式16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定b.運(yùn)動(dòng)特性：由于橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)過大而方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)過小，一旦受到擾動(dòng)發(fā)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑時(shí)，過大的橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)會(huì)使?jié)L轉(zhuǎn)很快得到修正，機(jī)翼復(fù)平。但是方向靜穩(wěn)定性來不及修正偏航，在機(jī)翼復(fù)平后，方向靜穩(wěn)定性引發(fā)的交叉滾轉(zhuǎn)力矩使飛機(jī)產(chǎn)生反向滾轉(zhuǎn)，然后過大的橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)又在偏航運(yùn)動(dòng)來不及修正的情況下使得機(jī)翼再次復(fù)平。如此反復(fù)地運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)進(jìn)入一方面反復(fù)滾轉(zhuǎn)、一方面左右偏航的飄擺不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。c.對飛行的影響：荷蘭滾模式不穩(wěn)定的危害性在于飛機(jī)飄擺的振蕩頻率高和周期短，而且振幅會(huì)逐漸地增大與迅速地左右搖晃。飄擺振蕩周期只有幾秒

，修正飄擺振蕩實(shí)已超出人的反應(yīng)能力，且修正過程極易造成推波助瀾作用，使得飄擺振蕩的振幅與頻率加大。飛行員對這種高頻率振動(dòng)很難控制，往往造成飛行的危險(xiǎn)，所以在飛機(jī)的設(shè)計(jì)過程中必須避免這種運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象的發(fā)生。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定(5)橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的影響因素與改善措施①

影響因素橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性的主要影響因素是橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)與方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)的比例，如果方向靜穩(wěn)定性過大而橫向靜穩(wěn)定性過小，一旦受到擾動(dòng)產(chǎn)生橫側(cè)運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)將產(chǎn)生螺旋不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)；如果橫向靜穩(wěn)定性過大而方向靜穩(wěn)定性過小，飛機(jī)將產(chǎn)生荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)。②

改良考慮的出發(fā)點(diǎn)橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)主要由機(jī)翼的上反角和后掠角決定，而方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)主要由飛機(jī)的垂直安定面與后掠角決定。飛機(jī)在螺旋運(yùn)動(dòng)不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)中的運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化極慢，飛行員有足夠時(shí)間進(jìn)行糾正，對飛行安全無重大危害。然而在荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)中飄擺的振蕩頻率高與周期短，飛行員極難控制，所以改善飛機(jī)橫側(cè)動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性主要以改良荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)來考慮。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定③

改善措施荷蘭滾的發(fā)生原因主是因?yàn)闄M向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)過大而方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)過小。橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)主要由機(jī)翼的上反角和后掠角決定，而方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)主要由飛機(jī)的垂直安定面與后掠角所決定。后掠角的設(shè)計(jì)關(guān)系到臨界馬赫數(shù)的確定，因此只有改變機(jī)翼上反角與垂直安定面?，F(xiàn)代大型高速運(yùn)輸機(jī)，往往不用上反角以避免橫向靜穩(wěn)定性過大，有的飛機(jī)甚至使用下反角使橫向和航向靜穩(wěn)定性保持在適當(dāng)?shù)谋戎怠，F(xiàn)代大型高速運(yùn)輸機(jī)的重力大，垂直安定面保持方向靜穩(wěn)定性(偏航靜穩(wěn)定性)的功能降低，相比之下，飛機(jī)的橫向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)會(huì)顯得過大，因此在高空和低速飛行時(shí)為防止荷蘭滾飄擺不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)，廣泛使用偏航阻尼器(Yawing

damper)，降低荷蘭滾可能造成飛行的危害。16.5

飛機(jī)飛行的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定【例16-8】試問現(xiàn)代大型高速運(yùn)輸機(jī)往往不使用上反角設(shè)計(jì)，而改用下反角的原因?！窘獯稹吭蛑饕谟诒苊鈾M向靜穩(wěn)定性(滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性)過大，所以改用下反角使

橫向和航向靜穩(wěn)定性保持在適當(dāng)?shù)谋戎?，以避免荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)可能造成的飛行危害。16.6

飛機(jī)的操縱性16.6

飛機(jī)的操縱性飛機(jī)不僅應(yīng)有自動(dòng)保持原有平衡狀態(tài)的穩(wěn)定性，而且由于執(zhí)行任務(wù)與飛行階段的不同，必須經(jīng)常地改變飛行姿態(tài)。例如，飛機(jī)在起飛、爬升、巡航、下降與著陸等飛行過程中的飛行狀態(tài)都不相同，這就要求飛機(jī)必須具有一定的操縱性。所謂飛機(jī)的操縱性(Maneuverability)是指

飛機(jī)在飛行員操縱與控制下，從一種飛行狀態(tài)過渡到另一種飛行狀態(tài)的特性，飛行員的操縱反應(yīng)過于靈敏或過于遲鈍都會(huì)給飛行操縱帶來安全的隱患。16.6

飛機(jī)的操縱性1．飛機(jī)的操縱性與穩(wěn)定性的關(guān)系飛機(jī)操縱性的好壞與穩(wěn)定性的大小有密切聯(lián)系，穩(wěn)定性越大則飛機(jī)保持原有飛行狀態(tài)的能力就越強(qiáng)，要改變原來飛行狀態(tài)就越不容易，操縱起來也就越費(fèi)勁。反之，穩(wěn)定性過小，則飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性過大，飛行員很難精確控制飛機(jī)，飛機(jī)也容易因?yàn)椴倏v反應(yīng)過大而造成失速或結(jié)構(gòu)上的損壞。因此很穩(wěn)定的飛機(jī)，操縱性往往不靈敏；操縱很靈敏的飛機(jī)，則往往不太穩(wěn)定。戰(zhàn)斗機(jī)的操縱必須靈敏，而民用客機(jī)應(yīng)有較高的穩(wěn)定性。例如，重心位在空氣動(dòng)力中心之前，有助于飛機(jī)的縱軸穩(wěn)定，所以民用客機(jī)非常注意飛機(jī)的配重，使重心在空氣動(dòng)力中心之前，以確保飛機(jī)的縱軸穩(wěn)定性。戰(zhàn)斗機(jī)往往為了機(jī)動(dòng)性，而放棄其穩(wěn)定性，因此在設(shè)計(jì)戰(zhàn)斗機(jī)時(shí)，飛機(jī)的重心位在空氣動(dòng)力中心之后，以確保其機(jī)動(dòng)性(操縱靈敏性)。在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)，穩(wěn)定性與操縱性要綜合考慮，才可以獲得最佳的飛機(jī)性能。16.6

飛機(jī)的操縱性2．飛機(jī)操縱性問題的分類與定義飛機(jī)的操縱性，就是指飛機(jī)在飛行員的操縱下改變其飛行狀態(tài)的特性，又稱為飛行的可控性(Controllability)。和穩(wěn)定性一樣，飛機(jī)的操縱性可以分成縱向操縱性(Longitudinalmaneuverability)、橫向操縱性(Lateral

maneuverability)以及方向操縱性(Directionalmaneuverability)。(1)縱向操縱性是指飛機(jī)按照飛行員的操縱指令，

繞著橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，增大或減少迎角，

改變其原來飛行姿態(tài)的能力。簡單地說，就是飛機(jī)在飛行員的操縱下改變其原有俯仰姿態(tài)的能力。(2)橫向操縱性是指飛機(jī)按照飛行員的操縱指令，

繞著縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，增大或減少滾轉(zhuǎn)角，改變其原來飛行姿態(tài)的能力。簡單地說，就是指飛機(jī)在飛行員操縱下改變其原有滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的能力。(3)方向操縱性是指飛機(jī)按照飛行員的操縱指令

，繞著垂直軸轉(zhuǎn)動(dòng)，向左或向右偏轉(zhuǎn)，改變其原來飛行航向的能力。簡單地說，就是指飛機(jī)在飛行員操縱下改變其原有偏航姿態(tài)的能力。易記口訣：縱向操縱會(huì)俯仰；橫向操縱會(huì)滾轉(zhuǎn)；方向操縱會(huì)偏航。16.7

飛機(jī)的飛行操縱16.7

飛機(jī)的飛行操縱飛行操縱是飛行員通過操縱指令調(diào)整飛機(jī)的操縱面 (Control

surface)與配平片(Trimming

tab)以完成

對飛行狀態(tài)與氣動(dòng)力外形的控制，實(shí)現(xiàn)其飛行姿態(tài)與航向的改變。在空氣動(dòng)力學(xué)中，探討飛機(jī)飛行操縱的問題，重點(diǎn)在于飛行操縱的裝置與其制動(dòng)的原理。1．飛機(jī)的操縱面通常飛行員操縱飛機(jī)的升降舵(Elevator)、方向舵(Rudder)或副翼(Aileron)3個(gè)操縱面來實(shí)現(xiàn)飛行姿

態(tài)與航向的改變。其中，升降舵控制飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)；方向舵控制飛機(jī)的偏航運(yùn)動(dòng)；副翼控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，操縱面在飛機(jī)的位置如圖16-22所示。圖16-22飛機(jī)操縱控制面16.7

飛機(jī)的飛行操縱2．飛機(jī)操縱面的制動(dòng)原理飛機(jī)操縱面的制動(dòng)原理可通過第3章提及的體積守恒定律與伯努利定律來解釋，也就是來流流經(jīng)彎曲表面，較凸表面的流線較密，所以流管較細(xì)，流速較快，壓力較小，而另一表面的流線較疏，流管較粗，流速較慢，壓力較大，如圖16-23所示。圖16-23伯努利定理解釋飛機(jī)操縱制動(dòng)原理16.7

飛機(jī)的飛行操縱(a)制動(dòng)前操縱面的偏轉(zhuǎn)引起的壓力差達(dá)到飛行控制的效果，具體制動(dòng)原理敘述如下。(1)飛機(jī)的縱向操縱是飛行員通過操縱指令控制飛

機(jī)產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)，以達(dá)到改變其飛行迎角的目的。飛機(jī)的升降舵用來控制俯仰運(yùn)動(dòng)，使用時(shí)機(jī)身兩邊的升降舵必須同時(shí)向上或同時(shí)向下。如圖16-24所示為升降舵控制飛機(jī)進(jìn)行上仰運(yùn)動(dòng)的制動(dòng)原理，升降舵向上偏轉(zhuǎn)，上翼面的速度比下表面的較慢，壓力比下表面的大，所以尾端產(chǎn)生向下壓的力矩，其效應(yīng)等于使飛機(jī)機(jī)頭上抬的力矩，飛機(jī)的飛行迎角增加。同理，如果飛機(jī)欲執(zhí)行下俯運(yùn)動(dòng)，則升降舵必須向下偏轉(zhuǎn)。(b)制動(dòng)后圖16-24升降舵控制飛機(jī)上仰運(yùn)動(dòng)的制動(dòng)原理16.7

飛機(jī)的飛行操縱(2)飛機(jī)的橫向操縱是飛行員通過操縱指令控制飛機(jī)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，以達(dá)到傾側(cè)的目的。飛機(jī)的副翼用來控制滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，使用時(shí)機(jī)身兩邊的副翼偏轉(zhuǎn)的方向必須相反。如圖16-25所示為副翼控制飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)的制動(dòng)原理，當(dāng)飛機(jī)執(zhí)行向右滾轉(zhuǎn)控制時(shí)，右邊的副翼必須向上偏轉(zhuǎn)，而左邊的副翼必須向下偏轉(zhuǎn)，按照體積守恒定律與伯努利定律，右側(cè)機(jī)翼上產(chǎn)生向下壓的力，左側(cè)機(jī)翼上產(chǎn)生向上舉的力，因此產(chǎn)生向右滾轉(zhuǎn)的力矩，帶動(dòng)飛機(jī)向右翻轉(zhuǎn)。同理，如果飛機(jī)執(zhí)行向左滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，左邊的副翼必須向上偏轉(zhuǎn)，右邊副翼則必須向下偏轉(zhuǎn)。飛機(jī)在控制滾轉(zhuǎn)時(shí)，常使用飛行擾流板與渦流發(fā)生器，前者的作用是增加飛機(jī)的翻滾力矩，而后者的作用是延緩副翼在大偏轉(zhuǎn)角與高速時(shí)邊界層氣流分離，這兩種裝置都有助于飛機(jī)橫向(滾轉(zhuǎn))操縱效率的提高。圖16-25副翼控制飛機(jī)右滾運(yùn)動(dòng)的制動(dòng)原理16.7

飛機(jī)的飛行操縱【例16-9】試敘述飛機(jī)擾流板的功能?！窘獯稹繑_流板具有輔助執(zhí)行滾轉(zhuǎn)操縱、讓飛機(jī)在空中減速以及在飛機(jī)著陸后減小升力和增強(qiáng)剎車效果的作用。16.7

飛機(jī)的飛行操縱民航機(jī)追求的是讓旅客享受穩(wěn)定、安全與舒適的航程，如果客機(jī)在空中翻轉(zhuǎn)，艙內(nèi)旅客一定覺得不舒服，所以民航機(jī)的副翼多用于提高升力或增加阻力，以減少飛機(jī)起飛和降落滑行的距離，使用時(shí)，飛機(jī)兩邊的副翼偏轉(zhuǎn)方向必須同向。(3)飛機(jī)的方向操縱是飛行員通過操縱指令控制飛機(jī)產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)，以達(dá)到改變飛機(jī)飛行航向的目的。方向舵用來控制

飛機(jī)的偏航運(yùn)動(dòng)，如果飛機(jī)執(zhí)行向左偏航運(yùn)動(dòng)，方向舵必須向

左偏轉(zhuǎn)；反之，如果飛機(jī)執(zhí)行向右偏航運(yùn)動(dòng)，方向舵必須向右偏轉(zhuǎn)。如圖16-26所示為方向舵控制飛機(jī)向左偏航的制動(dòng)原理，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，按照體積守恒定律與伯努利定律，方向舵左面的速度比右面的慢，從而導(dǎo)致左面壓力比右面的大，因此產(chǎn)生向左偏轉(zhuǎn)的力矩，帶動(dòng)飛機(jī)向左偏航。圖16-26方向舵控制飛機(jī)向左偏航的制動(dòng)原理16.7

飛機(jī)的飛行操縱3．飛機(jī)配平飛機(jī)的配平片(Trimming

tab)是一個(gè)有效的輔助操縱裝置，這里對配平的意義、作用等進(jìn)行說明。(1)配平的意義所謂配平就是利用裝置對飛機(jī)的操縱面，也就是飛機(jī)的副翼、升降舵與方向舵進(jìn)行微調(diào)，以達(dá)到穩(wěn)定飛行姿態(tài)與航向的功能，這樣可以降低飛行員調(diào)整或保持希望的飛行姿態(tài)所需的力量。大型飛機(jī)通常針對飛機(jī)的操縱面(副翼、升降舵、方向舵)都設(shè)有配平調(diào)整片裝置，小型飛機(jī)往往只配備有升降舵的配平。透過調(diào)整配平片的位置，能夠使操縱面的舵壓達(dá)到0，飛行員感覺不到舵壓對手的作用，這就是達(dá)到配平關(guān)斷(Trim

off)狀態(tài)。此時(shí)飛行員即使把手從駕駛桿拿開，飛機(jī)仍然能夠正常穩(wěn)定飛行。16.7

飛機(jī)的飛行操縱(2)配平的作用配平的作用主要是由配平機(jī)構(gòu)帶動(dòng)飛機(jī)的配平片或飛機(jī)的操縱面消除不平衡力矩和穩(wěn)定飛行時(shí)駕駛桿的桿力，得以降低飛行員長時(shí)間操縱飛機(jī)帶來的疲勞。配平一般分為人工配平(Manual

trim)和自動(dòng)配平(Auto

trim)兩種類型。人工配平由飛行員驅(qū)動(dòng)配平機(jī)構(gòu)(Trim

mechanism)實(shí)現(xiàn)，而自動(dòng)配平在飛行員不參與的條件下由自動(dòng)配平系統(tǒng)完成。(3)配平的必要性

在大坡度轉(zhuǎn)彎或者頻繁地調(diào)節(jié)油門時(shí)，配平機(jī)構(gòu)使飛機(jī)達(dá)到配平關(guān)斷狀態(tài)基本上是不可能的，容

易造成飛行的不穩(wěn)定，也影響其他的基本操作。飛機(jī)配平用于巡航狀態(tài)或者姿態(tài)穩(wěn)定的飛行中，得以降低飛行員的操縱負(fù)擔(dān)。飛機(jī)改變飛行姿態(tài)進(jìn)入到另一個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)，例如從爬升到巡航，或者從巡航到下滑等過程之后，都應(yīng)該再次調(diào)整配平，重新達(dá)到穩(wěn)定飛行狀態(tài)。在飛機(jī)接近反效速度時(shí)，操縱面的操縱效率已大幅降低，此時(shí)調(diào)整配平根本不起作用。16.7

飛機(jī)的飛行操縱(4)配平迎角的定義水平安定面是維持飛機(jī)縱向靜態(tài)穩(wěn)定的裝置之一，等速直線飛行時(shí)，不同的飛行速度要求不同的迎角，迎角不同則機(jī)翼升力的大小與壓力中心的位置也就不同，對飛機(jī)的重心也就產(chǎn)生大小不同的低頭力矩，因此必須通過縱向配平的方式去改變升降舵的偏轉(zhuǎn)角或者水平安定面的配平角，使得水平尾翼產(chǎn)生與之平衡的抬頭力矩，以保持飛機(jī)的縱向平衡。每個(gè)迎角下的等速直線飛行都有一個(gè)升降舵的偏轉(zhuǎn)角或水平安定面的配平角，這個(gè)迎角就叫作配平迎角(Trim

angle

of

attack)，又稱為平衡迎角(Equilibriumangle

of

attack)。16.7

飛機(jī)的飛行操縱(5)馬赫數(shù)配平的定義馬赫數(shù)配平(Mach

trim)是自動(dòng)配平的一種，它是在飛行員不參與的條件下由自動(dòng)配平系統(tǒng)完成的配平方式?？缏曀亠w行時(shí)，馬赫數(shù)增大和空氣動(dòng)力中心(焦點(diǎn))后移，飛機(jī)自動(dòng)進(jìn)入俯沖而易造成飛行危險(xiǎn)。為了克服這種危險(xiǎn)，當(dāng)飛行速度超過臨界馬赫數(shù)時(shí)，馬赫數(shù)傳感器輸出信號給配平計(jì)算機(jī)。計(jì)算機(jī)的輸出指令是馬赫數(shù)的函數(shù)，它會(huì)改變升降舵的偏轉(zhuǎn)角或者水平安定面的配平角，以補(bǔ)償空氣動(dòng)力中心(焦點(diǎn))后移所產(chǎn)生的低頭力矩，自動(dòng)平衡縱向力矩。(6)配平油箱的功用配平油箱(Trimmingtank)裝在飛機(jī)尾部，一般安裝在水平安定面內(nèi)。飛行時(shí)，燃油管理系統(tǒng)可以根據(jù)需要將燃油送進(jìn)或排出配平油箱，調(diào)整飛機(jī)重心的位置以減小水平尾翼配平迎角從而達(dá)到降低飛行阻力的目的。16.8

有害偏航力矩16.8

有害偏航力矩1．產(chǎn)生原因飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)是利用飛機(jī)的副翼來控制，兩邊的副翼偏轉(zhuǎn)的方向必須相反，也就是一側(cè)副翼向上偏轉(zhuǎn)，另一側(cè)副翼則向下偏轉(zhuǎn)。副翼向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，該側(cè)機(jī)翼的升力減少，伴隨升力產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力也就隨之減??；同理，副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，該側(cè)機(jī)翼的升力增加，誘導(dǎo)阻力也隨之增加。副翼偏轉(zhuǎn)時(shí)造成兩側(cè)誘導(dǎo)阻力改變所引發(fā)的偏航效應(yīng)等同于產(chǎn)生與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)交叉偏航力矩方向相反的偏航力矩。例如，向左滾轉(zhuǎn)時(shí)，左側(cè)機(jī)翼的副翼是向上偏轉(zhuǎn)的，左側(cè)機(jī)翼的升力減小，誘導(dǎo)阻力就隨之減??；而右側(cè)機(jī)翼的副翼是向下偏轉(zhuǎn)的，右側(cè)機(jī)翼的升力增加，誘導(dǎo)阻力就隨之增加。兩側(cè)機(jī)翼誘導(dǎo)阻力改變所引發(fā)的偏航效應(yīng)等同于產(chǎn)生一個(gè)向右偏航的力矩，此力矩即為有害偏航力矩。同理，向右滾轉(zhuǎn)時(shí)，副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的有害偏航力矩是向左偏航的力矩。從前文“飛機(jī)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生的交叉偏航力矩”內(nèi)容可知，向左滾轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的交叉偏航力矩是向左偏航的力矩，而向右滾轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的交叉偏航力矩是向右偏航的力矩。這樣副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的有害偏航力矩較飛機(jī)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所產(chǎn)生的交叉偏航力矩小且其方向相反，兩者相互抵消，使得飛機(jī)的橫側(cè)操縱效率降低。16.8

有害偏航力矩2．不利的影響有害偏航力矩造成飛機(jī)的橫側(cè)操縱效率(Roll-yaw

control

efficiency)減少，導(dǎo)致飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)操縱效率