第四章 飞机的稳定性和操纵性.ppt

第四章飞机的稳定性和操纵性 飞机的稳定性和操纵性 4 1飞机运动参数4 2飞机稳定必和操纵性的概念4 3飞机的纵向稳定性4 4飞机的纵向操纵性4 5飞机的横侧向静稳定性4 6飞机的横侧向动稳定性4 7飞机的横侧向操纵性4 8飞机主操纵面上的附设装置 4 1飞机运动参数 4 1 1飞机在空间的姿态4 1 1空速向量相对机体的方位 4 1 1飞机在空间的姿态 飞机在空间的姿态可用机体坐标系与地面坐标系之间的关系来确定 并用姿态角表示出来地面坐标系 固定在地球表面的一种坐标系 原点A位于地面任意选定的某一固定点 Ayd轴 铅垂向上 Axd轴 在地面内某一选定的方向 Azd轴 与Axd轴在水平面内并互相垂直 描述飞机在空中姿态的姿态角 俯仰角 机体坐标系纵轴Oxt与水平面Axdzd之间的夹角 规定上仰为正 偏航角 机体坐标系纵轴Oxt在水平面Axdzd上的投影与地面坐标系AXd轴之间的夹角 规定飞机左偏航为正 滚转角 飞机对称面Oxtyt与包含Oxt轴的铅垂面之间的夹角 规定飞机右滚为正 4 1 2空速向量相对机体的方位 空速向量相对机体的方位可用两个方位角表示出来 机身迎角 空速向量在飞机对称面Oxtyt上的投影与机体坐标系纵轴Oxt之间的夹角 规定投影线在Oxt轴下方时 为正 侧滑角 空速向量与飞机对称面Oxtyt之间的夹角 规定空速向量偏向右侧时为正 飞行中 空速向量一般都在飞机对称面内 侧滑角 0 以防止增加阻力 但由于外界扰动或水平转弯操纵不当会产生侧滑 在有些情况下 采用适当的侧滑角有利飞行 比如侧风着陆 不对称动力飞行等 空速向量相对机体的方位 4 2飞机稳定性和操纵性的概念 4 2 1飞机的稳定性 物体的稳定性 处于平衡状态的物体受到外界扰动偏离平衡位置 当扰动消失后 物体能否恢复原来平衡位置的特性叫物体的稳定性 物体的三种不同平衡稳定状态 稳定 不稳定和中立 a 图中的小球经过振荡会自动回到原始平衡位置 它的平衡状态具有稳定性 原始平衡位置 b 图中的小球会越来越偏离原始平衡位置 它的平衡状态具有不稳定性 原始平衡位置 C 图中的小球会停留在任意一个外界扰动使它达到的位置 它的平衡状态具有中立稳定性 原始平衡位置 静稳定性与动稳定性 静稳定性 外界扰动消失后 物体是否具有回到原始平衡位置的趋势 也就是扰动消失后 物体的瞬间运动 动稳定性 指外界扰动消失后 物体回到原来平衡位置的运动过程 扰动运动是收敛的 物体最终回到原始平衡位置 物体平衡状态就具有动稳定性 否则就是动不稳定的 动稳定 t 中立动稳定 动不稳定 稳定性的充分 必要条件 静稳定性是平衡状态具有稳定性的必要条件 动稳定性是平衡状态具有稳定性的充分条件 静稳定 必要条件动稳定 充分条件 4 飞机为什么要有稳定性 飞机的稳定性 当扰动消失后 驾驶员不施加操纵的情况下 飞机能自动回到原平衡状态 这架飞机就具有稳定性 否则就是不稳定或中立的 不稳定或中立的飞机是不适合飞行的 它需要驾驶员不断地操纵飞机 飞行也极其危险 严重威胁飞行安全 所以 执行飞行任务的飞机必须具有一定的稳定性 这点对飞行安全来说是至关重要的 5 飞机稳定性分为三个方面 纵向稳定性 绕横轴OZt的俯仰转动 也叫俯仰稳定性 表现为飞机迎角的变化 Zt 侧向稳定性 绕纵轴OXt的滚动 也叫横侧向稳定性 表现为飞机滚转角的变化 Xt 方向稳定性 绕立轴OYt的偏转 也叫航向稳定性 表现为飞机偏航角的变化 Yt 4 2 2飞机的操纵性 操纵系统介绍 主操纵机构 驾驶盘 驾驶杆 脚蹬 4 2 2飞机的操纵性 飞机的操纵性在驾驶员操纵下 飞机从一种飞行状态过渡到另一种飞行状态的特性 驾驶员操纵飞机 飞机能立即随着驾驶员的操纵改变飞行状态 叫飞机反应灵敏 如果飞行状态改变缓慢 叫飞机反应迟钝 灵敏性对飞行操纵的影响 过于灵敏 很难精确控制飞机 也会因对操纵反应过大而造成失速或结构的损坏 过于迟钝 驾驶员不得不加大操纵量 操纵起来十分的吃力 所以只有具备一定操纵性的飞机才适合飞行 操纵性可以分为三个方面 纵向操纵性 飞机按照驾驶员的操纵指令 绕横轴转动 增大或减少迎角 改变原飞行姿态的能力 侧向操纵性 飞机按照驾驶员的操纵指令 绕纵轴滚转 改变原飞行姿态的能力 方向操纵性 飞机按照驾驶员的操纵指令 绕立轴转动 向左或向右偏转 改变原飞行姿态的能力 4 3飞机的纵向定性 4 3 1飞机的纵向稳定性 1 飞机的纵向力矩和纵向平衡飞机的纵向力矩 绕横轴OZt转动的力矩 用Mz表示 使飞机抬头的Mz为正 使飞低头的力矩Mz为负 Zt 飞机的纵向平衡 飞机的俯仰力矩平衡条件 Mz 0 也就是Cmz 0对飞机纵向力矩起主要作用的是机翼 水平尾翼的气动升力和发动机的推力 飞机重心 机翼压力中心 机翼上的气动升力对飞机产生使机头向下的俯仰力矩 Mz 水平尾翼上的气动升力对飞机产生使机头向上的俯仰力矩 Mz 当两个力矩互相抵消时 飞机的纵向力Mz 0 飞机保持纵向平衡 飞机的纵向配平 飞机的纵向配平 飞机定常直线飞行时 不同的飞行速度要求不同的迎角 迎角不同 机翼升力的大小及压力中心的位置也不同 对飞机重心会产生大小不同的低头力矩 这就必须通过改变升降舵的偏转角 使水平尾翼产生与之相平衡的抬头力矩来维持飞机的纵向平衡 这个过程就叫做飞机的纵向配平 对于每一个迎角下的定常直线飞行 都有一个升降舵的偏转角与之对应 这个迎角就叫做该升降舵偏转角对应的平衡角 飞机水平尾翼的一个重要作用就保证飞机在不同速度下进行定常直线飞行的纵向平衡 2 全机焦点 飞机的焦点 由于迎角的改变而引起的飞机气动升力增量的作用点 也叫飞机的气动中心 机身 机翼 尾翼对全机焦点位置的影响全机焦点的位置主要取决于机翼的焦点位置 机身的焦点靠近机头部位 所以翼 身组合体的焦点位置 比机翼焦点靠前 水平尾翼的升力在全机重心之后 且力臂较长 所以加上尾翼之后 全机焦点位置明显后移 在Ma M临界时 机翼的焦点位置基本保持不变 和机翼焦点的性质一样 低速飞行时 全机焦点的位置也保持不变 飞机焦点 机翼焦点 重心 3 飞机纵向静稳定的条件 小迎角下 飞机的纵向静稳定性只取决于全机焦点和重心之间的位置关系 全机焦点和重心的位置 飞机纵向静稳定的条件 当焦点位于重心之后时 XF XW L对重心的力矩是低头力矩 使飞机有低头趋势 是恢复力矩 飞机具有静稳定性 焦点位于重心之前 XF XW L对重心的力矩是抬头力矩 使飞机有抬头趋势 使飞机更加偏离原来的平衡状态 飞机不稳定 焦点位于重心处 XF XW L对重心力矩为零 飞机具有中立静稳定性 重力 飞机纵向静稳定分析 全机静稳定裕量 全机焦点与重心之间的距离称为飞机纵向静稳定裕量 设计飞机时 要求KF 0 且KF要达到一定的量值 以保证飞机具有足够的纵向静稳定性 民用飞机 KF大约为平均气动力弦长的10 15 水平尾翼的重要作用之一 水平尾翼的又一个重要的作用 为飞机提供必要的纵向静稳定性 亚音速飞行时 机翼的焦点一般在飞机重心之前 所以单有机翼的飞机是纵向静不稳定的 机身对纵向力矩的影响 使焦点向前移 所以 翼身组合体的纵向静不稳定性更大 将水平尾翼的作用考虑进去以后 焦点大大向后移 形成了在飞机重心之后的全机焦点 所以水平尾翼为飞机提供了纵向静稳定性 4 影响飞机纵向静稳定性的因素 1 握杆和松杆对飞机纵向静稳定性的影响 假设松杆时升降舵可以自由摆动 纵向静稳定性减小 在实际飞行中 飞机操纵系统存在着摩擦 传动机构的弹性间隙和装配间隙 理想的握杆飞行状态也是不存在的 尽量减少升降舵随气流的自由摆动是必要的 目的是减少在松杆和握杆两种飞行状态下 飞机纵向静稳定的差异 对于装有无回力助力器的飞机 如果助力器安装在距升降舵较近的地方 升降舵就不能自由摆动 因此 可以认为这种飞机的松杆飞行与握杆飞行的纵向静稳定性是相同的 2 飞机实用重心和飞机焦点位置的变化 影响飞机实用童心的位置的因素 货物的装载情况乘客的位置燃油的数量及消耗情况飞机的构型等等 影响飞机焦点位置的因素 飞行Ma数 超音速时 焦点后移 水平尾翼 升降舵的偏转角和水平安定面的配平角 飞机构型 襟翼 缝翼 起落架等的位置 纵向操纵系统的安装间隙和弹性间隙 4 3 2飞机的纵向动稳定性 飞机的纵向动稳定性研究的是飞机受到扰动后 恢复原飞行姿态的运动过程 运动过程是由飞机的静稳定力矩 在俯仰摆动中产生的转动惯量以及俯仰阻尼力矩相互作用的结果来确定 1 俯仰阻尼力距 飞机在俯仰摆动中迎角变化 重心前各部分迎角减小重心后各部分迎角增加 飞机在俯仰摆动中升力增量 重心前迎角减小 升力减小 L是负值重心后迎角增加 升力增加 L是正值 俯仰阻尼力矩 升力增量 L对重心产生的力矩也是一个低头力矩 阻止飞机的上仰运动 这就是俯仰阻尼力矩 水平尾翼距重心远 力臂大 俯仰阻尼力矩主要由平尾产生 2 纵向扰动运动的模态及其特征 定常直线飞行的飞机受到扰动后 在回到原平衡姿态过程中 产生的扰动运动可以简化为由两种典型周期性运动模态叠加而成 短周期运动模态长周期运动模态 短周期运动模态 特点 周期很短 衰减很快 发生时机 扰动消失后的最初阶段 运动形式 飞机绕重心的摆动过程 迎角周期性迅速变化俯仰角速度周期性迅速变化飞行速度则基本上保持不变 短周期运动模态 形成原因 静稳定力矩 运动惯性使飞机迎角和俯仰角速度周期性迅速变化 俯仰阻尼使飞机的俯仰摆动很快衰减 长周期运动模态 特点 周期很长 衰减很慢 发生时机 扰动消失后的后一阶段 运动形式 飞机重心运动的振荡过程 飞行速度和航迹倾斜角的缓慢变化 飞机的迎角基本恢复到原来的迎角并保持不变 长周期运动模态 形成原因 由于飞行速度增量的作用 作用在飞机上的外力仍处于不平衡状态 飞机的航迹是弯曲的 在重力 升力 阻力和发动机推力的相互作用下 使飞机的高度 速度和升力交替变化 形成了飞机重心上 下缓慢振荡 对两种运动模态要求 短周期模态 运动参数迎角 俯仰角速度变化快 驾驶员往往来不及反应并予以制止 必须受到重阻尼 长周期模态 振荡周期长 运动参数速度 航迹角变化缓慢 驾驶员有足够的时间进行纠正 所以对这种模态特性的要求就比前者要低 4 4飞机的纵向操纵性 4 4 1水平尾翼 水平尾翼结构 水平安定面 前面的固定不动 或安装角可调 升降舵组 后面可绕转轴偏转 功用 纵向操纵 纵向平衡 升降舵偏角 用 z表示 下偏为正 上偏为负 尾翼结构形式 单垂尾式 垂直安定面可与机身做成一个整体 刚度大 重量轻 对单台发动机的螺旋桨式飞机来说 还便于利用螺旋桨的滑流 提高尾翼的工作效率 其缺点 垂直尾翼上的空气动力使机身受到扭矩 双垂尾式 用于双发动机或多发动机的螺旋桨飞机上 这样可以使垂尾尽可能处于螺旋桨滑流之中 提高其工作效率 目前许多超音速战斗机由于装备两台发动机 后机身很宽 也有装双垂尾 后掠式尾翼 在跨音速或超音速飞机上 为了延缓局部激波的产生或减弱波阻 同时为了避开随着机翼局部激波而产生的大量漩涡 往往将水平尾翼安置在垂直尾翼上 构成 T 字形或 十 字形 在大迎角飞行状态下 平尾仍有可能受到机翼的下洗流和漩涡的影响 所以有些现代超音速飞机采用平尾低置布局 使平尾低于机翼 C 17 在某些跨音速或超音速的三角翼飞机上 只装有一个垂直尾翼 而将水平尾翼取消 以减少阻力和结构重量 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 V型和鸭式 V型尾翼的舵面如果同时向上或向下 就起升降舵的作用 如两个舵面一上一下 产生的侧向力使飞机向左或向右转弯 同方向舵所起的作用一样 4 4 2飞机的纵向操纵 飞机的纵向操纵 驾驶员通过驾驶杆 传动系统等改变升降舵的偏角来实现 操作情形 向前推驾驶杆 升降舵舵面下偏 z 0 平尾产生的附加升力 L向上 附加力矩 Mz 0 低头力矩 使飞机低头 减小迎角 速度增加 后拉驾驶杆 舵面上偏 z 0 平尾产生向下的附加升力 L 对重心产生的附加力矩是抬头力矩 Mz 0 使迎角增加 减小飞行速度 结论 升降舵偏角 z与产生的附加力矩 Mz符号相反 平尾的重要作用 对飞机进行操纵 4 4 3纵向操纵性和纵向稳定性的关系 操纵飞机增大迎角的过程 定常直线飞行时 纵向力矩等于零 飞机处于纵向平衡状态 MZ 0 驾驶员向后拉杆 升降舵上偏 附加升力对重心产生附加力矩使飞机抬头 即 操纵力矩M操纵 飞机一抬头使迎角增大 产生了力图使飞机保持原飞行姿态的稳定力矩M稳定 随着迎角的逐渐加大 M稳定也慢慢增加 直到等于M操纵 飞机的俯仰力矩又重新取得平衡 飞机达到新的平衡姿态时 即 M操纵 M稳定 纵向稳定性越大 当迎角改变时 引起的稳定力矩M稳定越大 所以操纵飞机改变姿态时所需的操纵力矩越大 驾驶杆的位移和升降舵的偏转角就越大 飞机对驾驶员的操纵反应不灵敏 这就是操纵性能差 纵向稳定性小 即焦点与重心越近小 飞机对驾驶员操纵反应就越灵敏 飞机的操纵性能就高 但是 对操纵反应过于灵敏的飞机 会增加飞行员的工作负担 使飞行员很难精确地操纵飞机 稳定性和操纵性两者之间选取一个平衡点 以使飞机具有足够的稳定性和良好的操纵性 4 4 4飞机重心范围的确定 飞机的重心位置对飞机的纵向静稳定性和操纵性影响很大 在使用过程中 由于装载不同 燃料消耗 飞机构型变化等原因 飞机的重心位置经常发生变化 所以为了保证飞机具有足够的稳定性和良好的操纵性 必须对飞机重心的变化范围加以限制 飞机重心的变化范围是用重心前限和重心后限来确定 在实际使用过程中 飞机重心的变化不应超出由重心前限和重心后限之间所限定的范围 飞机重心范围的确定 飞机的重心前限 允许飞机重心最靠前的位置 前限的确定 静稳定裕量KF应到一定值 由飞机纵向平衡和纵向操纵性设定重心前限 飞机的重心后限 允许飞机重心最靠后的位置 由飞机纵向静稳定性和飞机操纵灵敏度来确定 对于安装有自动驾驶仪或增稳系统的飞机 重心的后限可以适当放宽 4 5飞机的横侧向静稳定性 4 5 1飞机侧滑和侧滑角 侧滑 飞机沿机体横轴OZt方向产生移动叫侧滑 侧滑角 来流方向与飞机对称面之间形成的夹角叫侧滑角 记作 来流从机身右侧吹来 右侧滑 时 角为正 飞机侧滑时作用在飞机上的气动力左右不对称 产生了沿OZt轴的侧向力 绕OXt轴的滚转力矩Mx和绕Oyt轴的偏航力矩My 滚转引起侧滑 飞机受扰动绕Oxt轴滚转 产生滚转角 重力在OZt轴上的分力使飞机产生了沿OZt轴的侧向移动 产生侧滑和侧滑角 偏航引起侧滑 飞机受扰动绕Oyt轴转动 由于运动惯性 飞机沿原方向继续向前飞行 也使飞机产生了沿OZt轴的侧向移动 产生侧滑和侧滑角 横侧向静稳定性 飞机的滚转或偏航都会造成侧滑 从而使飞机产生滚转力矩MX和偏航力矩My 飞机相对OXt轴的侧向静稳定性和相对oYt轴的方向 航向 静稳定性不是独立的 是互相作用的 飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性统称为横侧向静稳定性 侧滑角是研究飞机横侧向运动的重要系数 相当于研究俯仰运动时的迎角 4 5 2飞机的滚转力矩和偏航力矩 滚转力矩 作用在飞机上的气动力对机体OXt轴产生的力矩叫滚转力矩 用MX表示 MX的正负号 右手定则 力矩矢量与Xt轴正方向一致时MX为正 偏航力矩 偏航力矩 作用在飞机上的气动力对机体OYt轴产生的力矩叫偏航力矩 用My表示 My的正负号 右手定则 力矩矢量与Y轴正方向一致时My为正 滚转力矩和偏航力矩产生 产生因素飞机的侧滑角滚转运动 偏航运动副翼偏角及方向舵偏角由侧滑角引起的滚转力矩和偏航力矩是扰动消失后使飞机恢复原飞行姿态的力矩 叫稳定力矩 由滚转运动引起的滚转力矩和偏航运动引起的偏航力矩是扰动运动中气动力产生的力矩 叫阻尼力矩 由操纵副翼偏角引起的滚转力矩和操纵方向舵偏角引起的偏航力矩叫操纵力矩 4 5 3飞机的侧向静稳定性 1 飞机侧向静稳定性的条件 飞机受到扰动 绕机体OXt轴滚转 产生了滚转角 并造成侧滑时 如果由于侧滑角引起的滚转力矩与飞机滚转的方向相反 飞机就具有侧向静稳定性 2 机翼上反角对飞机侧向静稳定性的贡献 飞机的侧向静稳定性主要由机翼的上反角来提供 飞机受扰动向右滚转产生正侧滑角 气流由飞机右前方吹来 产生了沿机体OZt轴的气流分量sin 由于机翼有上反角 vsin 气流流过下沉机翼时 产生向上的气流vsin sin 流过上扬机翼时 产生向下的气流vsin sin 使下沉机翼迎角增加 升力也增加 使上杨机翼迎角减小 升力也减小 两侧机翼的升力差产生了使飞机向左滚转的恢复力矩Mx 所以机翼上反角为飞机提供了侧向静稳定性 机翼上反角不仅提供了侧向静稳定性 通过调整上反角还可定量地调整飞机侧向静稳定性的大小 3 机翼后掠角对飞机侧向静稳定性的影响 当飞机受扰动 绕Oxt轴向右滚转时 产生正侧滑角 由于机翼有后掠角 气流从右前方吹来时 垂直下沉机翼前缘的速度分量v1大于垂直上扬机翼前缘的速度分量v 从而使下沉一侧机翼上的升力大于另一侧机翼的升力 两侧机翼的升力差产生了使飞机向左滚转的恢复力矩Mx 也就是说 机翼的后掠角也为飞机提供侧向静稳定性 影响侧向 横向 静稳定性的因素 产生稳定力矩的因素 有以下几点 上反角 上反增加稳定性后掠角 后掠角增加稳定性垂尾 增加静稳定性上单翼 增加静稳定作用 4 5 4飞机的方向稳定性 1 飞机具有方向静稳定性的条件 飞机受扰动 绕OYt轴偏转 产生侧滑角时 如果由于侧滑角引起的偏航力矩力图使飞机对准来流 消除侧滑角 那么飞机就具有方向静稳定性 2 垂直尾翼对飞机方向静稳定性的贡献 垂直尾翼对飞机方向静稳定性提供静稳定力矩 垂尾为飞机提供的方向静稳定性总是让飞机机头对准来流 消除侧滑角 所以 垂尾所起的作用是风向标的作用 3 机翼的后掠角对飞机的方向静稳定性也有一定作用 当有正侧滑角 时 气流从飞机右前方吹来 由于机翼有后掠角 流过右侧机翼 垂直于机翼前缘的气流大于左侧机翼 这样 右侧机翼的升力和阻力都大于右侧机翼 两侧不平衡的阻力会使机头对准来流 消除侧滑 4 影响方向稳定性的因素 垂直尾翼 是产生方向稳定性的主要因素 机翼后掠角 增加稳定性 两翼阻力差对重心形成方向稳定力矩 上反角 增加稳定性 两翼阻力差对重心形成方向稳定力矩 背鳍和腹鳍 增加稳定性 相当于增加垂尾面积 垂尾后掠 使垂尾侧向力力臂加长 增加方向稳定性 机身的侧向迎风面积 也对方向稳定性有影响 4 6飞机的横侧向动稳定性 4 6 1静稳定力矩 惯性力矩和气动阻尼力矩 横侧向静稳定力矩 是指由于侧滑角引起的气动力增量而产生的恢复力矩 是稳定力矩 惯性力矩 是指当飞机绕纵轴 立轴加速转动时 由于飞机的转动惯量而产生的使飞机维持继续转动的力矩 其大小与飞机结构尺寸 质量大小及分布等因素有关 气动阻尼力矩 是指由于在扰动运动过程中出现滚转运动和偏航运动时 作用在飞机上的气动力产生的阻止运动的力矩 当飞机受扰动出现滚转 偏航运动时 机翼 垂尾上的附加气动力都产生与飞机滚转 偏航运动方向相反的 起阻尼作用的力矩 这就是气动阻尼力矩 在滚转运动引起的阻尼力矩中 机翼起主导作用 在偏航运动引起的阻尼力矩中 垂尾起主导作用 4 6 2交叉力矩 1 交叉偏航力矩的产生当飞机绕纵轴OXt向右滚转时 左机翼迎角减小 阻力减小 右机翼迎角增大 阻力增大 两侧机翼阻力不平衡产生使机头向右偏转的偏航力矩 另外 当机翼向右滚转时 垂尾也向右下方运动 使流过垂尾的气流在垂尾右侧对垂尾有一迎角 产生向左侧的气动力 此气动力也产生使机头右偏的偏航力矩 这些就是由滚动运动引起的偏航力矩 称为交叉偏航力矩 2 交叉滚动力矩的产生 当飞机绕立轴OYt向左偏航时 机头向左运动 垂尾相对气流向右运动 气流在垂尾的右侧对垂尾形成一个迎角 垂尾产生一个向左侧的气动力 由于气动力作用点沿y轴与飞机纵轴有一定距离 所以产生使飞机绕纵轴向左的滚转力矩 另一方面 当飞机向左偏航时 左机翼向后运动 使左机翼上的气流流速减小 升力减小 右机翼气流流速加大 升力增大 两侧机翼的升力差也产生使飞机向左滚转的力矩 这些都是由偏航运动引起的滚转力矩 称为交叉滚转力矩 扰动消失后 飞机在恢复飞行姿态而产生的扰动运动中 受到静稳定力矩 惯性力矩 气动阻尼力矩和交叉力矩的共同作用 扰动运动的情况就和影响这些力矩的各种因素有关 4 6 3横侧向扰动运动的三种模态及特性 1 滚转收敛模态滚转收敛模态是一种非周期性的 衰减很快的运动模态 特点 在滚转模态运动中 飞机的滚转角和滚转速度迅速变化 而侧滑角和偏航角的变化很小 可以忽略不计 这是一种近似单纯的绕飞机纵轴的滚转运动 因为飞机滚转惯性较小 而滚转阻尼力矩较大 所以这种滚转运动衰减很快 可以看成是一种衰减很快的滚转运动 一般飞机都能满足此模态的稳定性要求 2 螺旋稳定模态 螺旋稳定模态是一种非周期性的 运动参数变化比较缓慢的运动模态 在螺旋模态运动中 侧滑角近似为零 偏航角大于滚转角 所以螺旋稳定模态运动主要是略带滚转 侧滑角近似为零的偏航运动 特点 这种运动模态的各种运动参数变化比较缓慢 驾驶员都来得及纠正 不会对飞机安全带来重大危害 3 荷兰滚模态 荷兰滚是频率较快 周期为几秒的中等阻尼的横向 航向组合振荡模态 荷兰滚的形成 当侧向静稳定性过大时 一旦飞机受到扰动 产生滚转和侧滑 过大的侧 横 向静稳定性会使滚转很快得到修正 机翼复平 而方向静稳定性却来不及修正侧滑 飞机复平后 较大的滚转运动速度产生的惯性力矩和侧滑引起的侧向静稳定力矩使飞机向相反一侧滚转 又造成向相反一侧的侧滑 接着侧向静稳定性又使飞机来不及修正侧滑时向另一侧滚转复平 如此反复 使飞机进入一面滚转 一面左右偏航 同时带有侧滑的荷兰滚不稳定运动 所以 当侧向静稳定性与方向静稳定性相比过大时 飞机易产生荷兰滚不稳定 特点 发生荷兰滚不稳定时 由于振荡频率较高 周期较短 飞机会以逐渐增大的振幅迅速左右摇晃 驾驶员对这种高频率振荡很难加以控制 4 6 4影响飞机横侧稳定性的因素 影响飞机侧向动稳定性的主要因素是飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性大小比例的搭配 为了保证飞机同时具有螺旋和荷兰滚模态的稳定性 必须使飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性保持适当的比例 方向静稳定性过大 容易产生螺旋不稳定 侧向静稳定性过大 容易产生荷兰滚不稳定 影响飞机侧向静稳定性的主要构造参数是机翼的上反角和后掠角 影响飞机方向静稳定性的主要构造参数是垂尾面积及到飞机重心力臂的长度 当力臂确定后 可以通过调整改变垂尾面积来调整飞机方向静稳定性 4 7飞机的横侧向操纵性 4 7 1飞机的侧向操纵 1 偏转副翼对飞机进行操纵飞机的侧向操纵是指在驾驶员操纵副翼以后 飞机绕纵轴滚转而改变其滚转角速度 坡度等飞行状态的特性 副翼 指安装在机翼后缘转轴上的小操纵面 通过副翼的偏转完成对飞机的侧向操纵 副翼的偏转角用 x表示 规定 右侧副翼下偏 左侧副翼上偏为正值 2 偏转副翼引起的有害偏航 有害偏航 偏转副翼不仅产生滚转力矩 也会产生偏航力矩 偏航力矩值虽然比较小 但对飞机的操纵不利 这种情况称为有害偏航 有害偏航的产生 有害偏航的产生主要是由于副翼上下偏转时 不但机翼的升力发生变化 而且机翼的阻力也发生变化 左右不对称的阻力产生偏航力矩 克服有害偏航的措施 采用差动副翼 所谓差动副翼 是指对于驾驶杆的同一行程 一侧副翼的上偏角度大于另一侧副翼下偏的角度 用它来克服有害偏航的原理是 通过在副翼上偏的一侧机翼上产生较大的废阻力来平衡另一侧机翼上的过大的诱导阻力 用以来消除有害偏航 采用弗来兹副翼 Frise 这种副翼是将副翼转轴向后移并安排在副翼下表面 这种副翼下偏时 副翼前缘也不会外露 而上偏时前缘外露增加废阻 用以平衡另一侧副翼下偏引起的较大诱导阻力 消除有害偏航 3 副翼操纵的失效和反逆问题 定义 飞行中 由于机翼弹性变形 扭转变形 的影响 副翼完全丧失作用或产生相反作用的现象 称为副翼的失效或反逆 副翼操纵失效和反逆是怎样产生的副翼下偏 机翼产生附加升力 L1 在 L1的作用下 机翼产生低头扭转 使机翼有效迎角减小 产生向下的附加气动力 L1扭 同样 在副翼上偏的一侧 由于附加升力 L2向下 使机翼抬头扭转 产生向上的附加气动力 L2扭 偏转副翼产生的附加升力 L1 L2形成使飞机滚转的操纵力矩M1 而由于机翼扭转变形产生的附加升力 L扭又形成与M1向反的力矩M2 从而降低了副翼的操纵效率 随着飞行速度增加 操纵力矩M1和反力矩M2都在增加 但由于反力矩M2是由 L1 L2造成机翼扭转变形而引起的 它不但随飞行速度的增加而增加 而且 L1 L2的增加也使它增加 所以它比操纵力矩M1增加的更快 从图4 26可以看出 当飞行速度较小时 M1 M2 副翼操纵效率虽然有所降低 但仍能对飞机进行正常操纵 当飞行速度超过到某一值时 M1 M2 再操纵副翼就不会产生飞机滚转了 这种现象就叫做副翼失效 这个速度称为副翼反效临前速度v临界 当飞行速度v v临界时 M1 M2 当左压驾驶杆时 飞机反而向右滚转 右压左滚 这种情况叫做副翼反逆 提高副翼反逆临界速度的措施 提高机翼的抗扭刚度 机翼扭转刚度大 在 L1 L2的作用下产生的扭转变形小 L扭扭就越小 力矩M2就越小 副翼反逆临界速度也越高 飞机维修中 应注意不能使机翼受到损伤 以致降低机翼扭转刚度 采用混合副翼的类型在每侧机翼的后缘安排两组副翼 一组在翼梢 称为外侧副翼 一组靠根翼根 叫做内侧副翼 两组副翼称为混合副翼 低速飞行时 可用两组副翼对飞行进行侧向操纵 提高副翼效率 高速飞行时上用内侧副翼进行侧向操纵 内侧副翼靠近翼根 机翼扭转刚度大 不会产生副翼失效或反逆 内侧副翼也称全速副翼 外侧副翼也称为低速副翼 4 提高飞机侧向操纵效率的措施 扰流板扰流板是矩形板件 前缘有铰链形成的一条转轴 一般布置在机翼上表面 襟翼前边 不工作时紧贴机翼上表面 与机翼外形取平 工作时 绕转轴向上打开 与机翼表面形成一定角度 扰流板的工作原理当偏转副翼对飞机进行侧向操纵 在副翼偏转角达到一定值时 副翼上偏一侧机翼上的扰流板在联动机构作用下向上打开 这样 扰流板前压力增大 板后气流分离 使副翼上偏一侧机翼的升力进一步减小 这样加大了两侧机翼的升力差 加大了横滚力矩 提高了副翼对飞机的侧向操纵效率 涡流发生器 涡流发生器是利用漩涡从外部气流中将能量带进附面层 加快附面层气流流动 防止气流分离的装置 x不大时 产生的滚转力矩Mx随偏角增加而线性变化 当 x较大时 由于副翼表面附面层分离 破坏Mx x的线性关系 降低了副翼的操纵效率 另外 当M数到达一定值时 在副翼前面机翼上形成激波分离 也使副翼效率降低甚至失效 在副翼前面安装涡流发生器 能有效延缓气流分离 提高副翼操纵效率 4 7 2飞机的方向操纵 2 偏转方向舵对飞机进行方向操纵方向舵 方向舵是安装在垂直尾翼上的操纵面 垂尾由垂直安定面和方向舵组成 方向舵悬挂在垂直安定面后缘的转轴上 驾驶员可通过脚蹬 操纵方向舵左右偏转 实施对飞机的方向操纵 方向舵偏角用 y表示 并规定 方向舵后缘右偏时 y为正 2 蹬舵反倾斜现象 方向舵右偏产生的侧向力ZcW的作用点高于飞机重心 因而ZcW对飞机产生左滚力矩Mx 同理 方向舵左偏 则会产生向右的滚转力矩Mx 通常 希望单独蹬舵时 飞机能够向蹬舵方向倾斜 但方向舵偏转时 同时产生的滚转力矩却恰恰相反 例如 蹬右舵 机头右偏转 形成左侧滑 由于飞机的侧向稳定性产生向右的滚转力矩 另一方面 蹬右舵时 垂尾产生的侧向力使飞机向左倾斜 当侧向力产生的滚转力矩大于侧向稳定性产生的滚转力矩时 就会出现蹬右舵飞机左倾 蹬左舵飞机右倾的现象 这种现象叫做蹬舵反倾斜现象 4 8飞机主操纵面上的附设装置 飞机主操纵面上的附设装置 三个主操纵面 升降舵 俯仰操纵副翼 滚转操纵方向舵 偏航操纵主操纵面上附设装置的作用 重力平衡气动补偿气动平衡 4 8 1 重力平衡 1 重力平衡的目的重力平衡是在操纵面前缘内部加配重 使操纵面重心前移 移到转轴之前 目的是防止颤振 颤振 颤振是飞机结构在均匀气流中 由于弹性力 惯性力和气动力的耦合作用而发生的一种自激振动 当激振力对结构所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量时 就会发生颤振 2 重力平衡方法 对操纵面进行重力平衡加配重的方法有二种 集中配重 分散配重集中配重 优点 增加重量少 重心前移效果显著 缺点 增加阻力 不满足动平衡要求 防颤振效果差 分散配重 优点 气动外形好 不增加阻力 满足动平衡要求 防颤振效果好 广泛应用于高速飞机上缺点 配重重量较大 4 8 2气动补偿 1 铰链力矩定义 作用在舵面上的气动力对舵面转轴的力矩称为铰链力矩 用Mj表示 Mj F d 操纵力矩 偏转舵面时 必须用传动杆力P对转轴形成的力矩来克服铰链力矩 克服铰链力矩使舵面偏转的力矩称为操纵力矩 用Mc表示 Mc P h 使舵面偏转的条件 Mc Mj即P h F dp Fd h因此杆力 p 在无助力的操纵系统中 力P要按一定比例传到驾驶杆上 这就是驾驶员的操纵力 随着飞机速度的提高及飞机尺寸的增大 Mj很大 要求的P很大 为了减轻驾驶员的工作强度 减轻操纵力 最常用的方法是采用气动补偿方式减小铰链力矩 2 气动补偿方式 气动补偿的目的 气动补偿的目的就是要减少铰链力矩 减轻驾驶员操纵飞机的工作强度 气动补偿方式 轴式补偿 角式补偿 内封补偿 随动补偿片 弹簧补偿片 轴式补偿 轴式补偿是将操纵面转轴向后移动一般距离 从而达到减小铰链力矩的一种简单气动补偿方式 轴式补偿的优点 转轴后移 有利于操纵面的结构重力平衡 缺点 操纵面偏转时 与前面固定翼面之间形成间隙 会使操纵面效率降低 而且这种不利影响会随速度增加而趋于严重 容易造成前缘突出翼形外表面 操纵面大偏角时 引起阻力增加 并容易引起过补偿 高速时提前产生激波 轴补偿要根据飞机的机动性和操纵性 适当选择补偿度 一般情况 S补 S舵 20 25 角式补偿 角式补偿通常是在操纵面外侧部位或上侧部位 方向舵 操纵面的一部分向前伸出 伸到操纵面转轴之前 形成一个角 工作原理 操纵面偏转时 外伸角部分上的气动力对转轴的力矩与操纵面上气动力对转轴的力矩相反 减小总铰链力矩 起到补偿作用 角补偿优点 形式简单 容易实现 缺点 操纵面偏转时 角部分突出在翼形之外 产生附加阻力而且会引起操纵面振动动 角补偿面积 一般取6 12 内封补偿 内封补偿有密封布式和平衡板式两种工作原理 内封式补偿多用于副翼的气动补偿 它是利用副翼前缘和机翼后部之间的空腔 在空腔中安装有摆板 平衡板或气密玻璃纤维布 将空腔分成上下不通气的两个室 副翼下偏时 上室打开 下室密封 上室内空气随气流流走 形成负压 上下室压力差形成的气动力对副翼转轴的力矩与副翼上的气动力对转轴的力矩相反 减小铰链力矩 起到气动补偿作用 当副翼上偏时 上室封闭 下室打开 下室内空气随气流流走形成负压 上下室内压力差形成的气动力对副翼转轴的力矩与副翼上气动力对转轴的力矩相反 也减小铰链矩 起到补偿作用 内封补偿优点 内补偿面积可达到副翼面积的50 因此可得到足够的补偿 副翼上下偏转时 均不露出机翼表面 气动外形好 阻力增加不大 副翼偏转时不会在副翼前缘和机翼之间形成间隙而降低副翼效率 可以在补偿面上安装配重 达到重力平衡效果 缺点 因为副翼偏转不能露到机翼表面外 使用内封补偿使副翼上下偏角受限制 要经常检查内封补偿空腔里的部件 增加了维修工作量 随动补偿片 随动补偿片是指安装在操纵面后缘上的一个小调整片 它可以绕支持在操纵面上的铰链轴转动 并通过一根刚性连杆与前面固定翼面相连 工作原理 当驾驶员偏转主操纵面时 由于刚性连杆的作用 迫使补偿片向相反方向偏转 这种补偿片上的气动力对操纵面转轴的力矩正好与操纵力矩方向同向 与操纵面上的铰链力矩方向相反 减小铰链力矩 起到气动补偿作用 弹簧补偿片 构造型式 操纵面的操纵摇臂铰接在操纵面转轴上 是一个可绕转轴转动的杠杆 摇臂上端与操纵拉杆相连 下端通过一个弹簧筒与操纵面上的承力件相连 摇臂下端还通过一个长度不变的传动杆与补偿面上的摇臂相连 优点 可以根据操纵力的大小进行补偿控制 当操纵力小 不需补偿时 可以不补偿 以保证驾驶员得到适当的操纵力感觉 缺点 构造比较复杂 4 8 3气动平衡 气动平衡是指在飞机处于某一飞行状态时 完全消除杆力 实现松杆飞行 气动平衡与气动补偿的差别 功能不同 气动平衡是在飞机达到某一飞行状态后 将铰链力矩完全抵消掉 松杆后飞机仍保持这一飞行状态 目的是为达到松杆飞行 而气动补偿的作用和目的 则是当驾驶员操纵舵面时 减小铰链力矩 减轻驾驶员劳动强度 操纵方式不同 气动平衡装置不是随操纵面偏转起作用 而是通过独立的配平手轮或配平电门等来进行操纵 而气动补偿则是通过随着操纵面偏转来起作用 气动平衡装置的种类 配平调整片 调整片 随动配平补翼 固定调整片 可变安装角的平尾 1 配平调整片 配平调整片是指安装在操纵面后面的一个小翼面 可绕其支持在操纵面上铰链形成的轴线转动 驾驶员使用配平手轮或电门驱动电动机或涡轮螺杆来控制 配平调整片的操作使用 驾驶员根据飞行情况 将操纵面偏转某一角度 达到一个稳定的飞行状态 然后就可通过配平手轮或电门偏转配平调整片 调整片偏转角方向与操纵面偏转方向相反 调整片上产生的气动力对操纵面转轴的力矩与操纵面的铰链力矩方向相反 驾驶员逐渐偏转调整片 直到铰链力矩完全被抵消 驾驶杆上没有力的感觉为止 此时驾驶员可以松杆 操纵面仍保持在被偏转的位置上 此时飞机即可在这一状态下松杆飞行 2 随动配平补翼 这是一种将随动补偿和配平两种功能结合起来的一种调整片 调整片通过一个刚性连杆与固定翼面上的摇臂相连 而摇臂又受到配平操纵机构的控制 驾驶员偏转操纵面时 由于刚性连杆的作用 调整片向相反方向偏转 起到气动补偿的作用 当飞机达到某一飞行状态后 驾驶员再通过配平操纵 转动摇臂 使调整片继续向相反方向偏转 以完成抵消铰链力矩的目的 达到在这一飞行状态下的松杆飞行