飛機的穩定性和操縱性

飛機的穩定性和操縱性第1頁/共158頁飛機的穩定性和操縱性4.1飛機運動參數4.2飛機穩定必和操縱性的概念4.3飛機的縱向穩定性4.4飛機的縱向操縱性4.5飛機的橫側向靜穩定性4.6飛機的橫側向動穩定性4.7飛機的橫側向操縱性4.8飛機主操縱面上的附設裝置第2頁/共158頁4.1飛機運動參數4.1.1飛機在空間的姿態4.1.1空速向量相對機體的方位第3頁/共158頁4.1.1飛機在空間的姿態飛機在空間的姿態可用機體坐標系與地面坐標系之間的關系來確定，并用姿態角表示出來地面坐標系：

固定在地球表面的一種坐標系。

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：在地面內某一選定的方向。Azd軸：與Axd軸在水平面內并互相垂直。ydAxdzd第4頁/共158頁第5頁/共158頁俯仰角θ偏航角ψ滾轉角γydxdzdztztyt第6頁/共158頁

描述飛機在空中姿態的姿態角：俯仰角θ：機體坐標系縱軸Oxt與水平面Axdzd之間的夾角，規定上仰為正。偏航角ψ：機體坐標系縱軸Oxt在水平面Axdzd上的投影與地面坐標系AXd軸之間的夾角，規定飛機左偏航為正。滾轉角γ：飛機對稱面Oxtyt與包含Oxt軸的鉛垂面之間的夾角，規定飛機右滾為正。第7頁/共158頁4.1.2

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

空速向量在飛機對稱面Oxtyt上的投影與機體坐標系縱軸Oxt之間的夾角，規定投影線在Oxt軸下方時，α為正。側滑角：空速向量與飛機對稱面Oxtyt之間的夾角。規定空速向量偏向右側時為正，飛行中，空速向量一般都在飛機對稱面內，側滑角β=0，以防止增加阻力。但由于外界擾動或水平轉彎操縱不當會產生側滑。在有些情況下，采用適當的側滑角有利飛行。比如側風著陸、不對稱動力飛行等。第8頁/共158頁空速向量相對機體的方位第9頁/共158頁4.2飛機穩定性和操縱性的概念第10頁/共158頁4.2.1飛機的穩定性物體的穩定性：

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

穩定、不穩定和中立。

第11頁/共158頁a、圖中的小球經過振蕩會自動回到原始平衡位置，它的平衡狀態具有穩定性；原始平衡位置第12頁/共158頁b、圖中的小球會越來越偏離原始平衡位置，它的平衡狀態具有不穩定性；原始平衡位置第13頁/共158頁C、圖中的小球會停留在任意一個外界擾動使它達到的位置，它的平衡狀態具有中立穩定性。原始平衡位置第14頁/共158頁靜穩定性與動穩定性靜穩定性：

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，物體的瞬間運動。動穩定性：

指外界擾動消失后，物體回到原來平衡位置的運動過程。

擾動運動是收斂的，物體最終回到原始平衡位置，物體平衡狀態就具有動穩定性，否則就是動不穩定的第15頁/共158頁動穩定to參數第16頁/共158頁中立動穩定o參數t第17頁/共158頁動不穩定o參數t第18頁/共158頁穩定性的充分、必要條件靜穩定性是平衡狀態具有穩定性的必要條件。動穩定性是平衡狀態具有穩定性的充分條件。靜穩定——必要條件動穩定——充分條件第19頁/共158頁4、飛機為什么要有穩定性飛機的穩定性：

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

它需要駕駛員不斷地操縱飛機，飛行也極其危險。嚴重威脅飛行安全。所以，執行飛行任務的飛機必須具有一定的穩定性，這點對飛行安全來說是至關重要的。第20頁/共158頁5、飛機穩定性分為三個方面縱向穩定性：

繞橫軸OZt的俯仰轉動，也叫俯仰穩定性。

表現為飛機迎角的變化。Zt第21頁/共158頁側向穩定性：

繞縱軸OXt的滾動，也叫橫側向穩定性。

表現為飛機滾轉角的變化。Xt第22頁/共158頁方向穩定性：

繞立軸OYt的偏轉，也叫航向穩定性。

表現為飛機偏航角的變化。Yt第23頁/共158頁4.2.2飛機的操縱性副翼升降舵方向舵副翼操縱系統介紹第24頁/共158頁第25頁/共158頁主操縱機構駕駛盤駕駛桿腳蹬第26頁/共158頁第27頁/共158頁4.2.2飛機的操縱性飛機的操縱性

在駕駛員操縱下，飛機從一種飛行狀態過渡到另一種飛行狀態的特性。駕駛員操縱飛機，飛機能立即隨著駕駛員的操縱改變飛行狀態，叫飛機反應靈敏；如果飛行狀態改變緩慢，叫飛機反應遲鈍。靈敏性對飛行操縱的影響：過于靈敏，很難精確控制飛機，也會因對操縱反應過大而造成失速或結構的損壞；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才適合飛行。第28頁/共158頁操縱性可以分為三個方面縱向操縱性：

飛機按照駕駛員的操縱指令，繞橫軸轉動，增大或減少迎角，改變原飛行姿態的能力。側向操縱性：

飛機按照駕駛員的操縱指令，繞縱軸滾轉，改變原飛行姿態的能力。方向操縱性：

飛機按照駕駛員的操縱指令，繞立軸轉動，向左或向右偏轉，改變原飛行姿態的能力。第29頁/共158頁4.3飛機的縱向定性第30頁/共158頁4.3.1飛機的縱向穩定性1、飛機的縱向力矩和縱向平衡飛機的縱向力矩：

繞橫軸OZt轉動的力矩，用Mz表示。

使飛機抬頭的Mz為正，使飛低頭的力矩Mz為負。

Zt第31頁/共158頁飛機的縱向平衡：飛機的俯仰力矩平衡條件：

Mz=0，也就是Cmz=0對飛機縱向力矩起主要作用的是機翼、水平尾翼的氣動升力和發動機的推力。第32頁/共158頁飛機重心機翼壓力中心L機翼L平尾機翼上的氣動升力對飛機產生使機頭向下的俯仰力矩(－Mz)。水平尾翼上的氣動升力對飛機產生使機頭向上的俯仰力矩(＋Mz)。當兩個力矩互相抵消時，飛機的縱向力Mz=0，飛機保持縱向平衡。第33頁/共158頁飛機的縱向配平平尾抬頭力矩升力迎角機翼低頭力矩升力壓力中心迎角飛行速度第34頁/共158頁飛機的縱向配平飛機定常直線飛行時，不同的飛行速度要求不同的迎角。迎角不同，機翼升力的大小及壓力中心的位置也不同，對飛機重心會產生大小不同的低頭力矩，這就必須通過改變升降舵的偏轉角，使水平尾翼產生與之相平衡的抬頭力矩來維持飛機的縱向平衡，這個過程就叫做飛機的縱向配平。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角與之對應。這個迎角就叫做該升降舵偏轉角對應的平衡角。飛機水平尾翼的一個重要作用就保證飛機在不同速度下進行定常直線飛行的縱向平衡。第35頁/共158頁2、全機焦點飛機的焦點：

由于迎角的改變而引起的飛機氣動升力增量的作用點。也叫飛機的氣動中心。機身、機翼、尾翼對全機焦點位置的影響全機焦點的位置主要取決于機翼的焦點位置。機身的焦點靠近機頭部位，所以翼-身組合體的焦點位置，比機翼焦點靠前。水平尾翼的升力在全機重心之后，且力臂較長，所以加上尾翼之后，全機焦點位置明顯后移第36頁/共158頁在Ma<M臨界時，機翼的焦點位置基本保持不變。和機翼焦點的性質一樣，低速飛行時，全機焦點的位置也保持不變飛機焦點機翼焦點重心第37頁/共158頁3、飛機縱向靜穩定的條件小迎角下，飛機的縱向靜穩定性只取決于全機焦點和重心之間的位置關系。全機焦點和重心的位置：第38頁/共158頁飛機縱向靜穩定的條件①當焦點位于重心之后時：

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

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

XF=XW，；△L對重心力矩為零，飛機具有中立靜穩定性。第39頁/共158頁重力△L飛機縱向靜穩定分析第40頁/共158頁全機靜穩定裕量全機焦點與重心之間的距離稱為飛機縱向靜穩定裕量。設計飛機時，要求KF＞0，且KF要達到一定的量值，以保證飛機具有足夠的縱向靜穩定性。民用飛機，

KF大約為平均氣動力弦長的10%～15%。第41頁/共158頁水平尾翼的重要作用之一水平尾翼的又一個重要的作用——為飛機提供必要的縱向靜穩定性。亞音速飛行時，機翼的焦點一般在飛機重心之前，所以單有機翼的飛機是縱向靜不穩定的。機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定性更大。將水平尾翼的作用考慮進去以后，焦點大大向后移，形成了在飛機重心之后的全機焦點，所以水平尾翼為飛機提供了縱向靜穩定性。第42頁/共158頁4、影響飛機縱向靜穩定性的因素

（1）握桿和松桿對飛機縱向靜穩定性的影響：

假設松桿時升降舵可以自由擺動，縱向靜穩定性減小。在實際飛行中：飛機操縱系統存在著摩擦；傳動機構的彈性間隙和裝配間隙。理想的握桿飛行狀態也是不存在的。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下，飛機縱向靜穩定的差異。對于裝有無回力助力器的飛機，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，可以認為這種飛機的松桿飛行與握桿飛行的縱向靜穩定性是相同的第43頁/共158頁（2）飛機實用重心和飛機焦點位置的變化：影響飛機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量及消耗情況飛機的構型等等第44頁/共158頁影響飛機焦點位置的因素：飛行Ma數：超音速時，焦點后移。水平尾翼：升降舵的偏轉角和水平安定面的配平角。飛機構型：襟翼、縫翼、起落架等的位置。縱向操縱系統的安裝間隙和彈性間隙。第45頁/共158頁4.3.2飛機的縱向動穩定性

飛機的縱向動穩定性研究的是飛機受到擾動后，恢復原飛行姿態的運動過程。運動過程是由飛機的靜穩定力矩、在俯仰擺動中產生的轉動慣量以及俯仰阻尼力矩相互作用的結果來確定。第46頁/共158頁1、俯仰阻尼力距：飛機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第47頁/共158頁飛機在俯仰擺動中升力增量重心前迎角減小，升力減小，△L是負值重心后迎角增加，升力增加，△L是正值ωrωr△L前△L后第48頁/共158頁俯仰阻尼力矩升力增量，△L對重心產生的力矩也是一個低頭力矩，阻止飛機的上仰運動，這就是俯仰阻尼力矩。△L前△L后阻尼力矩抬頭運動水平尾翼距重心遠，力臂大，俯仰阻尼力矩主要由平尾產生第49頁/共158頁第50頁/共158頁2、縱向擾動運動的模態及其特征定常直線飛行的飛機受到擾動后，在回到原平衡姿態過程中，產生的擾動運動可以簡化為由兩種典型周期性運動模態疊加而成：短周期運動模態長周期運動模態。第51頁/共158頁短周期運動模態特點：周期很短，衰減很快。發生時機：擾動消失后的最初階段；運動形式：飛機繞重心的擺動過程。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。第52頁/共158頁短周期運動模態形成原因：靜穩定力矩、運動慣性使飛機迎角和俯仰角速度周期性迅速變化。俯仰阻尼使飛機的俯仰擺動很快衰減。第53頁/共158頁長周期運動模態特點：周期很長，衰減很慢。發生時機：擾動消失后的后一階段；運動形式：飛機重心運動的振蕩過程。飛行速度和航跡傾斜角的緩慢變化，飛機的迎角基本恢復到原來的迎角并保持不變。第54頁/共158頁長周期運動模態形成原因：由于飛行速度增量的作用，作用在飛機上的外力仍處于不平衡狀態，飛機的航跡是彎曲的。在重力、升力、阻力和發動機推力的相互作用下，使飛機的高度，速度和升力交替變化，形成了飛機重心上、下緩慢振蕩。第55頁/共158頁對兩種運動模態要求短周期模態：運動參數迎角、俯仰角速度變化快，駕駛員往往來不及反應并予以制止。必須受到重阻尼。長周期模態：振蕩周期長，運動參數速度、航跡角變化緩慢，駕駛員有足夠的時間進行糾正，所以對這種模態特性的要求就比前者要低。第56頁/共158頁

4.4飛機的縱向操縱性第57頁/共158頁4.4.1水平尾翼水平尾翼結構：水平安定面：前面的固定不動(或安裝角可調)。升降舵組：后面可繞轉軸偏轉。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。第58頁/共158頁尾翼結構形式單垂尾式：

垂直安定面可與機身做成一個整體。剛度大，重量輕。對單臺發動機的螺旋槳式飛機來說，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身受到扭矩。第59頁/共158頁雙垂尾式：用于雙發動機或多發動機的螺旋槳飛機上。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。目前許多超音速戰斗機由于裝備兩臺發動機，后機身很寬，也有裝雙垂尾。第60頁/共158頁后掠式尾翼在跨音速或超音速飛機上，為了延緩局部激波的產生或減弱波阻，同時為了避開隨著機翼局部激波而產生的大量漩渦，往往將水平尾翼安置在垂直尾翼上，構成“T”字形或“十”字形，在大迎角飛行狀態下，平尾仍有可能受到機翼的下洗流和漩渦的影響，所以有些現代超音速飛機采用平尾低置布局，使平尾低于機翼。C-17第61頁/共158頁在某些跨音速或超音速的三角翼飛機上，只裝有一個垂直尾翼，而將水平尾翼取消，以減少阻力和結構重量。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第62頁/共158頁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，產生的側向力使飛機向左或向右轉彎，同方向舵所起的作用一樣。第63頁/共158頁4.4.2飛機的縱向操縱飛機的縱向操縱：

駕駛員通過駕駛桿、傳動系統等改變升降舵的偏角來實現。第64頁/共158頁操作情形向前推駕駛桿：升降舵舵面下偏，δz＞0，平尾產生的附加升力△L向上，附加力矩△Mz＜0（低頭力矩），使飛機低頭；減小迎角，速度增加。后拉駕駛桿：舵面上偏（δz＜0），平尾產生向下的附加升力△L，對重心產生的附加力矩是抬頭力矩（△Mz＞0），使迎角增加，減小飛行速度。第65頁/共158頁駕駛桿后拉升降舵向下偏轉δz＜0平

尾△L向下飛機抬頭迎角增大速度增大第66頁/共158頁結論升降舵偏角δz與產生的附加力矩△Mz符號相反。平尾的重要作用：對飛機進行操縱。第67頁/共158頁4.4.3縱向操縱性和縱向穩定性的關系操縱飛機增大迎角的過程：定常直線飛行時，縱向力矩等于零，飛機處于縱向平衡狀態。MZ

=0第68頁/共158頁駕駛員向后拉桿，升降舵上偏，附加升力對重心產生附加力矩使飛機抬頭。即：操縱力矩M操縱。飛機一抬頭使迎角增大，產生了力圖使飛機保持原飛行姿態的穩定力矩M穩定。第69頁/共158頁隨著迎角的逐漸加大，M穩定也慢慢增加，直到等于M操縱。飛機的俯仰力矩又重新取得平衡，飛機達到新的平衡姿態時。即：M操縱=M穩定

第70頁/共158頁縱向穩定性越大，當迎角改變時，引起的穩定力矩M穩定越大，所以操縱飛機改變姿態時所需的操縱力矩越大，駕駛桿的位移和升降舵的偏轉角就越大，飛機對駕駛員的操縱反應不靈敏，這就是操縱性能差。縱向穩定性小，即焦點與重心越近小，飛機對駕駛員操縱反應就越靈敏，飛機的操縱性能就高。但是，對操縱反應過于靈敏的飛機，會增加飛行員的工作負擔，使飛行員很難精確地操縱飛機。穩定性和操縱性兩者之間選取一個平衡點，以使飛機具有足夠的穩定性和良好的操縱性。第71頁/共158頁4.4.4飛機重心范圍的確定飛機的重心位置對飛機的縱向靜穩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、飛機構型變化等原因，飛機的重心位置經常發生變化，所以為了保證飛機具有足夠的穩定性和良好的操縱性，必須對飛機重心的變化范圍加以限制。飛機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，飛機重心的變化不應超出由重心前限和重心后限之間所限定的范圍。第72頁/共158頁飛機重心范圍的確定飛機的重心前限：允許飛機重心最靠前的位置。前限的確定：靜穩定裕量KF應到一定值。

由飛機縱向平衡和縱向操縱性設定重心前限。飛機的重心后限：允許飛機重心最靠后的位置。

由飛機縱向靜穩定性和飛機操縱靈敏度來確定。

對于安裝有自動駕駛儀或增穩系統的飛機，重心的后限可以適當放寬。第73頁/共158頁4.5飛機的橫側向靜穩定性第74頁/共158頁4.5.1飛機側滑和側滑角側滑：飛機沿機體橫軸OZt方向產生移動叫側滑。側滑角：來流方向與飛機對稱面之間形成的夾角叫側滑角，記作β。來流從機身右側吹來（右側滑）時，角為正。飛機側滑時作用在飛機上的氣動力左右不對稱，產生了沿OZt軸的側向力、繞OXt軸的滾轉力矩Mx和繞Oyt軸的偏航力矩My。第75頁/共158頁滾轉引起側滑飛機受擾動繞Oxt軸滾轉，產生滾轉角γ。重力在OZt軸上的分力使飛機產生了沿OZt軸的側向移動，產生側滑和側滑角。第76頁/共158頁偏航引起側滑飛機受擾動繞Oyt軸轉動，由于運動慣性，飛機沿原方向繼續向前飛行，也使飛機產生了沿OZt軸的側向移動，產生側滑和側滑角。第77頁/共158頁橫側向靜穩定性飛機的滾轉或偏航都會造成側滑，從而使飛機產生滾轉力矩MX和偏航力矩My。飛機相對OXt軸的側向靜穩定性和相對oYt軸的方向（航向）靜穩定性不是獨立的，是互相作用的。飛機的側向靜穩定性和方向靜穩定性統稱為橫側向靜穩定性。側滑角是研究飛機橫側向運動的重要系數，相當于研究俯仰運動時的迎角。第78頁/共158頁4.5.2飛機的滾轉力矩和偏航力矩滾轉力矩：

作用在飛機上的氣動力對機體OXt軸產生的力矩叫滾轉力矩，用MX表示。MX的正負號：

右手定則，力矩矢量與Xt軸正方向一致時MX為正。第79頁/共158頁偏航力矩偏航力矩：

作用在飛機上的氣動力對機體OYt軸產生的力矩叫偏航力矩，用My表示。My的正負號：

右手定則，力矩矢量與Y軸正方向一致時My為正。第80頁/共158頁滾轉力矩和偏航力矩產生產生因素飛機的側滑角滾轉運動、偏航運動副翼偏角及方向舵偏角由側滑角引起的滾轉力矩和偏航力矩是擾動消失后使飛機恢復原飛行姿態的力矩，叫穩定力矩。由滾轉運動引起的滾轉力矩和偏航運動引起的偏航力矩是擾動運動中氣動力產生的力矩，叫阻尼力矩。由操縱副翼偏角引起的滾轉力矩和操縱方向舵偏角引起的偏航力矩叫操縱力矩。第81頁/共158頁4.5.3飛機的側向靜穩定性1、飛機側向靜穩定性的條件：飛機受到擾動，繞機體OXt軸滾轉，產生了滾轉角，并造成側滑時，如果由于側滑角引起的滾轉力矩與飛機滾轉的方向相反，飛機就具有側向靜穩定性。第82頁/共158頁2、機翼上反角對飛機側向靜穩定性的貢獻飛機的側向靜穩定性主要由機翼的上反角來提供。飛機受擾動向右滾轉產生正側滑角β。氣流由飛機右前方吹來，產生了沿機體OZt軸的氣流分量sinβ。由于機翼有上反角Ψ，vsinβ氣流流過下沉機翼時，產生向上的氣流vsinβsinΨ；流過上揚機翼時，產生向下的氣流vsinβsinΨ，使下沉機翼迎角增加，升力也增加；使上楊機翼迎角減小，升力也減小。兩側機翼的升力差產生了使飛機向左滾轉的恢復力矩Mx。所以機翼上反角為飛機提供了側向靜穩定性。機翼上反角不僅提供了側向靜穩定性，通過調整上反角還可定量地調整飛機側向靜穩定性的大小。第83頁/共158頁第84頁/共158頁第85頁/共158頁3、機翼后掠角對飛機側向靜穩定性的影響當飛機受擾動，繞Oxt軸向右滾轉時，產生正側滑角β。由于機翼有后掠角，氣流從右前方吹來時，垂直下沉機翼前緣的速度分量v1大于垂直上揚機翼前緣的速度分量v，從而使下沉一側機翼上的升力大于另一側機翼的升力，兩側機翼的升力差產生了使飛機向左滾轉的恢復力矩Mx。也就是說，機翼的后掠角也為飛機提供側向靜穩定性。第86頁/共158頁第87頁/共158頁影響側向（橫向）靜穩定性的因素（產生穩定力矩的因素）有以下幾點：上反角：上反增加穩定性后掠角：后掠角增加穩定性垂尾：

增加靜穩定性上單翼：增加靜穩定作用第88頁/共158頁4.5.4飛機的方向穩定性第89頁/共158頁1、飛機具有方向靜穩定性的條件飛機受擾動，繞OYt軸偏轉，產生側滑角時，如果由于側滑角引起的偏航力矩力圖使飛機對準來流，消除側滑角，那么飛機就具有方向靜穩定性。第90頁/共158頁2、垂直尾翼對飛機方向靜穩定性的貢獻。垂直尾翼對飛機方向靜穩定性提供靜穩定力矩。垂尾為飛機提供的方向靜穩定性總是讓飛機機頭對準來流，消除側滑角。所以，垂尾所起的作用是風向標的作用。第91頁/共158頁3、機翼的后掠角對飛機的方向靜穩定性也有一定作用當有正側滑角β時，氣流從飛機右前方吹來，由于機翼有后掠角，流過右側機翼、垂直于機翼前緣的氣流大于左側機翼，這樣，右側機翼的升力和阻力都大于右側機翼，兩側不平衡的阻力會使機頭對準來流，消除側滑。第92頁/共158頁4、影響方向穩定性的因素垂直尾翼：是產生方向穩定性的主要因素；機翼后掠角：增加穩定性，兩翼阻力差對重心形成方向穩定力矩；上反角：增加穩定性，兩翼阻力差對重心形成方向穩定力矩；背鰭和腹鰭：增加穩定性—相當于增加垂尾面積；垂尾后掠：使垂尾側向力力臂加長，增加方向穩定性；機身的側向迎風面積：也對方向穩定性有影響。第93頁/共158頁4.6

飛機的橫側向動穩定性第94頁/共158頁4.6.1靜穩定力矩、慣性力矩和氣動阻尼力矩橫側向靜穩定力矩：

是指由于側滑角引起的氣動力增量而產生的恢復力矩，是穩定力矩。慣性力矩：

是指當飛機繞縱軸、立軸加速轉動時，由于飛機的轉動慣量而產生的使飛機維持繼續轉動的力矩。其大小與飛機結構尺寸，質量大小及分布等因素有關。氣動阻尼力矩：

是指由于在擾動運動過程中出現滾轉運動和偏航運動時，作用在飛機上的氣動力產生的阻止運動的力矩。第95頁/共158頁當飛機受擾動出現滾轉、偏航運動時，機翼、垂尾上的附加氣動力都產生與飛機滾轉、偏航運動方向相反的、起阻尼作用的力矩，這就是氣動阻尼力矩。在滾轉運動引起的阻尼力矩中，機翼起主導作用。在偏航運動引起的阻尼力矩中，垂尾起主導作用。第96頁/共158頁4.6.2交叉力矩1、交叉偏航力矩的產生當飛機繞縱軸OXt向右滾轉時，左機翼迎角減小，阻力減小；右機翼迎角增大，阻力增大。兩側機翼阻力不平衡產生使機頭向右偏轉的偏航力矩。另外，當機翼向右滾轉時，垂尾也向右下方運動，使流過垂尾的氣流在垂尾右側對垂尾有一迎角，產生向左側的氣動力，此氣動力也產生使機頭右偏的偏航力矩。這些就是由滾動運動引起的偏航力矩，稱為交叉偏航力矩。第97頁/共158頁2、交叉滾動力矩的產生當飛機繞立軸OYt向左偏航時，機頭向左運動，垂尾相對氣流向右運動，氣流在垂尾的右側對垂尾形成一個迎角，垂尾產生一個向左側的氣動力，由于氣動力作用點沿y軸與飛機縱軸有一定距離，所以產生使飛機繞縱軸向左的滾轉力矩。另一方面，當飛機向左偏航時，左機翼向后運動，使左機翼上的氣流流速減小，升力減小；右機翼氣流流速加大，升力增大，兩側機翼的升力差也產生使飛機向左滾轉的力矩。這些都是由偏航運動引起的滾轉力矩，稱為交叉滾轉力矩。擾動消失后，飛機在恢復飛行姿態而產生的擾動運動中，受到靜穩定力矩、慣性力矩、氣動阻尼力矩和交叉力矩的共同作用，擾動運動的情況就和影響這些力矩的各種因素有關。第98頁/共158頁4.6.3橫側向擾動運動的三種模態及特性1、滾轉收斂模態滾轉收斂模態是一種非周期性的，衰減很快的運動模態。特點：在滾轉模態運動中，飛機的滾轉角和滾轉速度迅速變化，而側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縱軸的滾轉運動。因為飛機滾轉慣性較小，而滾轉阻尼力矩較大，所以這種滾轉運動衰減很快，，可以看成是一種衰減很快的滾轉運動。一般飛機都能滿足此模態的穩定性要求。第99頁/共158頁2、螺旋穩定模態螺旋穩定模態是一種非周期性的，運動參數變化比較緩慢的運動模態。在螺旋模態運動中，側滑角近似為零，偏航角大于滾轉角，所以螺旋穩定模態運動主要是略帶滾轉、側滑角近似為零的偏航運動。特點：這種運動模態的各種運動參數變化比較緩慢，駕駛員都來得及糾正，不會對飛機安全帶來重大危害。第100頁/共158頁3、荷蘭滾模態荷蘭滾是頻率較快，周期為幾秒的中等阻尼的橫向——航向組合振蕩模態。荷蘭滾的形成：當側向靜穩定性過大時，一旦飛機受到擾動，產生滾轉和側滑，過大的側（橫）向靜穩定性會使滾轉很快得到修正，機翼復平。而方向靜穩定性卻來不及修正側滑。飛機復平后，較大的滾轉運動速度產生的慣性力矩和側滑引起的側向靜穩定力矩使飛機向相反一側滾轉，又造成向相反一側的側滑，接著側向靜穩定性又使飛機來不及修正側滑時向另一側滾轉復平，如此反復，使飛機進入一面滾轉，一面左右偏航，同時帶有側滑的荷蘭滾不穩定運動。所以，當側向靜穩定性與方向靜穩定性相比過大時，飛機易產生荷蘭滾不穩定。特點：發生荷蘭滾不穩定時，由于振蕩頻率較高，周期較短，飛機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，第101頁/共158頁4.6.4影響飛機橫側穩定性的因素影響飛機側向動穩定性的主要因素是飛機的側向靜穩定性和方向靜穩定性大小比例的搭配。為了保證飛機同時具有螺旋和荷蘭滾模態的穩定性，必須使飛機的側向靜穩定性和方向靜穩定性保持適當的比例。方向靜穩定性過大，容易產生螺旋不穩定。側向靜穩定性過大，容易產生荷蘭滾不穩定。影響飛機側向靜穩定性的主要構造參數是機翼的上反角和后掠角。影響飛機方向靜穩定性的主要構造參數是垂尾面積及到飛機重心力臂的長度。當力臂確定后，可以通過調整改變垂尾面積來調整飛機方向靜穩定性。第102頁/共158頁4.7

飛機的橫側向操縱性第103頁/共158頁4.7.1飛機的側向操縱1、偏轉副翼對飛機進行操縱飛機的側向操縱是指在駕駛員操縱副翼以后，飛機繞縱軸滾轉而改變其滾轉角速度、坡度等飛行狀態的特性。副翼：指安裝在機翼后緣轉軸上的小操縱面，通過副翼的偏轉完成對飛機的側向操縱。副翼的偏轉角用δx表示，規定：右側副翼下偏、左側副翼上偏為正值。第104頁/共158頁第105頁/共158頁第106頁/共158頁2、偏轉副翼引起的有害偏航有害偏航：偏轉副翼不僅產生滾轉力矩，也會產生偏航力矩，偏航力矩值雖然比較小，但對飛機的操縱不利，這種情況稱為有害偏航。有害偏航的產生：有害偏航的產生主要是由于副翼上下偏轉時，不但機翼的升力發生變化，而且機翼的阻力也發生變化，左右不對稱的阻力產生偏航力矩。第107頁/共158頁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，一側副翼的上偏角度大于另一側副翼下偏的角度。用它來克服有害偏航的原理是：通過在副翼上偏的一側機翼上產生較大的廢阻力來平衡另一側機翼上的過大的誘導阻力，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，用以平衡另一側副翼下偏引起的較大誘導阻力，消除有害偏航。第108頁/共158頁第109頁/共158頁3、副翼操縱的失效和反逆問題定義：飛行中，由于機翼彈性變形（扭轉變形）的影響，副翼完全喪失作用或產生相反作用的現象，稱為副翼的失效或反逆。⑴副翼操縱失效和反逆是怎樣產生的副翼下偏，機翼產生附加升力ΔL1，在ΔL1的作用下，機翼產生低頭扭轉，使機翼有效迎角減小，產生向下的附加氣動力ΔL1扭。同樣，在副翼上偏的一側，由于附加升力ΔL2向下，使機翼抬頭扭轉，產生向上的附加氣動力ΔL2扭。偏轉副翼產生的附加升力ΔL1、ΔL2形成使飛機滾轉的操縱力矩M1，而由于機翼扭轉變形產生的附加升力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。第110頁/共158頁第111頁/共158頁隨著飛行速度增加，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造成機翼扭轉變形而引起的。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，但仍能對飛機進行正常操縱。當飛行速度超過到某一值時，M1=M2，再操縱副翼就不會產生飛機滾轉了，這種現象就叫做副翼失效。這個速度稱為副翼反效臨前速度v臨界。當飛行速度v﹥v臨界時,M1﹤M2，當左壓駕駛桿時，飛機反而向右滾轉，右壓左滾，這種情況叫做副翼反逆。第112頁/共158頁⑵提高副翼反逆臨界速度的措施提高機翼的抗扭剛度。機翼扭轉剛度大，在ΔL1、ΔL2的作用下產生的扭轉變形小ΔL扭扭就越小，力矩M2就越小，副翼反逆臨界速度也越高。飛機維修中，應注意不能使機翼受到損傷，以致降低機翼扭轉剛度。采用混合副翼的類型在每側機翼的后緣安排兩組副翼：一組在翼梢，稱為外側副翼，一組靠根翼根，叫做內側副翼，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行側向操縱，提高副翼效率。高速飛行時上用內側副翼進行側向操縱。內側副翼靠近翼根，機翼扭轉剛度大，不會產生副翼失效或反逆。內側副翼也稱全速副翼，外側副翼也稱為低速副翼。第113頁/共158頁4、提高飛機側向操縱效率的措施⑴擾流板 擾流板是矩形板件，前緣有鉸鏈形成的一條轉軸。一般布置在機翼上表面、襟翼前邊，不工作時緊貼機翼上表面，與機翼外形取平。工作時，繞轉軸向上打開，與機翼表面形成一定角度。擾流板的工作原理當偏轉副翼對飛機進行側向操縱，在副翼偏轉角達到一定值時，副翼上偏一側機翼上的擾流板在聯動機構作用下向上打開。這樣，擾流板前壓力增大，板后氣流分離，使副翼上偏一側機翼的升力進一步減小。這樣加大了兩側機翼的升力差，加大了橫滾力矩，提高了副翼對飛機的側向操縱效率。第114頁/共158頁第115頁/共158頁⑵渦流發生器渦流發生器是利用漩渦從外部氣流中將能量帶進附面層，加快附面層氣流流動，防止氣流分離的裝置。δx不大時，產生的滾轉力矩Mx隨偏角增加而線性變化。當δx較大時，由于副翼表面附面層分離，破壞Mx～δx的線性關系，降低了副翼的操縱效率。另外，當M數到達一定值時，在副翼前面機翼上形成激波分離，也使副翼效率降低甚至失效。在副翼前面安裝渦流發生器，能有效延緩氣流分離（提高副翼操縱效率。第116頁/共158頁第117頁/共158頁4.7.2飛機的方向操縱2、偏轉方向舵對飛機進行方向操縱方向舵，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軸上。駕駛員可通過腳蹬，操縱方向舵左右偏轉，實施對飛機的方向操縱。方向舵偏角用δy表示，并規定：方向舵后緣右偏時，δy為正。第118頁/共158頁第119頁/共158頁2、蹬舵反傾斜現象方向舵右偏產生的側向力ZcW的作用點高于飛機重心，因而ZcW對飛機產生左滾力矩Mx；同理，方向舵左偏。則會產生向右的滾轉力矩Mx。通常，希望單獨蹬舵時，飛機能夠向蹬舵方向傾斜，但方向舵偏轉時，同時產生的滾轉力矩卻恰恰相反。例如：蹬右舵，機頭右偏轉，形成左側滑。由于飛機的側向穩定性產生向右的滾轉力矩，另一方面，蹬右舵時，垂尾產生的側向力使飛機向左傾斜。當側向力產生的滾轉力矩大于側向穩定性產生的滾轉力矩時，就會出現蹬右舵飛機左傾，蹬左舵飛機右傾的現象，這種現象叫做蹬舵反傾斜現象。第120頁/共158頁4.8飛機主操縱面上的附設裝置第121頁/共158頁飛機主操縱面上的附設裝置

三個主操縱面：升降舵：俯仰操縱副翼：滾轉操縱方向舵：偏航操縱主操縱面上附設裝置的作用：重力平衡氣動補償氣動平衡第122頁/共158頁4.8.1、重力平衡1.重力平衡的目的重力平衡是在操縱面前緣內部加配重，使操縱面重心前移，移到轉軸之前。目的是防止顫振。顫振：顫振是飛機結構在均勻氣流中，由于彈性力、慣性力和氣動力的耦合作用而發生的一種自激振動。當激振力對結構所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量時，就會發生顫振。第123頁/共158頁2.重力平衡方法對操縱面進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，廣泛應用于高速飛機上缺點：配重重量較大。第124頁/共158頁第125頁/共158頁4.8.2氣動補償1.鉸鏈力矩定義：作用在舵面上的氣動力對舵面轉軸的力矩稱為鉸鏈力矩。用Mj表示：Mj=F×d。操縱力矩：偏轉舵面時，必須用傳動桿力P對轉軸形成的力矩來克服鉸鏈力矩。克服鉸鏈力矩使舵面偏轉的力矩稱為操縱力矩。用Mc表示。

Mc=P×h第126頁/共158頁第127頁/共158頁使舵面偏轉的條件：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。隨著飛機速度的提高及飛機尺寸的增大，Mj很大，要求的P很大，為了減輕駕駛員的工作強度，減輕操縱力，最常用的方法是采用氣動補償方式減小鉸鏈力矩。第128頁/共158頁2.氣動補償方式氣動補償的目的：氣動補償的目的就是要減少鉸鏈力矩，減輕駕駛員操縱飛機的工作強度。氣動補償方式：軸式補償、角式補償、內封補償、隨動補償片、彈簧補償片第129頁/共158頁⑴軸式補償軸式補償是將操縱面轉軸向后移動一般距離，從而達到減小鉸鏈力矩的一種簡單氣動補償方式。軸式補償的優點：轉軸后移，有利于操縱面的結構重力平衡。缺點：①操縱面偏轉時，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，并容易引起過補償，高速時提前產生激波。軸補償要根據飛機的機動性和操縱性，適當選擇補償度，一般情況：S補/S舵=20﹪～25﹪第130頁/共158頁第131頁/共158頁⑵角式補償角式補償通常是在操縱面外側部位或上側部位（方向舵），操縱面的一部分向前伸出，伸到操縱面轉軸之前，形成一個角。工作原理：操縱面偏轉時，外伸角部分上的氣動力對轉軸的力矩與操縱面上氣動力對轉軸的力矩相反，減小總鉸鏈力矩，起到補償作用。角補償優點：形式簡單，容易實現。缺點：操縱面偏轉時，角部分突出在翼形之外，產生附加阻力而且會引起操縱面振動動。角補償面積：一般取6﹪～12﹪。第132頁/共158頁第133頁/共158頁⑶內封補償內封補償有密封布式和平衡板式兩種工作原理：內封式補償多用于副翼的氣動補償，它是利用副翼前緣和機翼后部之間的空腔，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，上室內空氣隨氣流流走，形成負壓，上下室壓力差形成的氣動力對副翼轉軸的力矩與副翼上的氣動力對轉軸的力矩相反，減小鉸鏈力矩，起到氣動補償作用。當副翼上偏時，上室封閉，下室打開。下室內空氣隨氣流流走形成負壓，上下室內壓力差形成的氣動力對副翼轉軸的力矩與副翼上氣動力對轉軸的力矩相反，也減小鉸鏈矩，起到補償作用。第134頁/共158頁第135頁/共158頁內封補償優點：①內補償面積可達到副翼面積的50﹪，因此可得到足夠的補償。②副翼上下偏轉時，均不露出機翼表面，氣動外形好，阻力增加不大。③副翼偏轉時不會在副翼前緣和機翼之間形成間隙而降低副翼效率。④可以在補償面上安裝配重，達到重力平衡效果。缺點：①因為副翼偏轉不能露到機翼表面外，使用內封補償使副翼上下偏角受限制。②要經常檢查內封補償空腔里的部件，增加了維修工作量第136頁/共158頁⑷隨動補償片隨動補償片是指安裝在操縱面后緣上的一個小調整片，它可以繞支持在操縱面上的鉸鏈軸轉動，并通過一根剛性連桿與前面固定翼面相連。工作原理：當駕駛員偏轉主操縱面時，由于剛性連桿的作用，迫使補償片向相反方向偏轉，這種補償片上的氣動力對操縱面轉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，起到氣動補償作用。第137頁/共158頁第138頁/共158頁⑸彈簧補償片構造型式：操縱面的操縱搖臂鉸接在操縱面轉軸上，是一個可繞轉軸轉動的杠桿。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償面上的搖臂相連。優點：可以根據操縱力的大小進行補償控制，當操縱力小，不需補償時，可以不補償，以保證駕駛員得到適當的操縱力感覺。缺點：構造比較復雜。第139頁/共158頁4.8.3氣動平衡氣動平衡是指在飛機處于某一飛行狀態時，完全消除桿力，實現松桿飛行。氣動平衡與氣動補償的差別：⑴功能不同：氣動平衡是在飛機達到某一飛行狀態后，將鉸鏈力矩完全抵消掉，松桿后飛機仍保持這一飛行狀態。目的是為達到松桿飛行。而氣動補償的作用和目的，則是當駕駛員操縱舵面時，減小鉸鏈力矩，減輕駕駛員勞動強度。⑵操縱方式不同：氣動平衡裝置不是隨操縱面偏轉起作用，而是通過獨立的配平手輪或配平電門等來進行操縱。而氣動補償則是通過隨著操縱面偏轉來起作用。氣動平衡裝置的種類：配平調整片、調整片、隨動配平補翼、固定調整片、可變安裝角的平尾第140頁/共158頁1、配平調整片配平調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動。駕駛員使用配平手輪或電門驅動電動機或渦輪螺桿來控制。配平調整片的操作使用：駕駛員根據飛行情況，將操縱面偏轉某一角度，達到一個穩定的飛行狀態，然后就可通過配平手輪或電門偏轉配平調整片。調整片偏轉角方向與操縱面偏轉方向相反，調整片上產生的氣動力對操縱面轉軸的力矩與操縱面的鉸鏈力矩方向相反。駕駛員逐漸偏轉調整片，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的位置上，此時飛機即可在這一狀態下松桿飛行。

第141頁/共158頁第142頁/共158頁2、隨動配平補翼這是一種將隨動補償和配平兩種功能結合起來的一種調整片。調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