空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)04飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性

1、空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理空氣動(dòng)力學(xué)與飛行原理第4章 飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性n知識(shí)要求n掌握飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)的概念n掌握飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本概念n掌握飛機(jī)縱向穩(wěn)定性、縱向操縱性、橫側(cè)向靜穩(wěn)定性、橫側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性橫側(cè)向操縱性的概念及相關(guān)影響因素n掌握飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置4.1 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)n4.1.1 飛機(jī)在空間的姿態(tài)n飛機(jī)在空間的姿態(tài)可用機(jī)體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系之間的方向關(guān)系來(lái)確定，并用姿態(tài)角表示出來(lái)nAxdydzd地面坐標(biāo)系n原點(diǎn)A 位于地面任意選定的某一固定點(diǎn)nAyd 軸鉛垂向上nAxd、Azd 軸在水平面內(nèi)并互相垂直nAxd 軸指向地面內(nèi)某一選定的方向n描述飛機(jī)在空中姿態(tài)的姿態(tài)角有：n俯仰角機(jī)體

2、坐標(biāo)系縱軸Ox與水平面Axdzd之間的夾角。規(guī)定當(dāng)機(jī)頭上仰時(shí)角為正。n偏航角機(jī)體坐標(biāo)系縱軸Ox在水平面Axdzd上的投影與地面坐標(biāo)系A(chǔ)xd 軸之間的夾角。規(guī)定當(dāng)飛機(jī)向左偏航時(shí)角為正。n滾轉(zhuǎn)角飛機(jī)對(duì)稱面Oxy與包含Ox軸的鉛垂面之間的夾角。規(guī)定當(dāng)飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí) 角為正。4. 1. 2 空速向量相對(duì)機(jī)體的方位n空速向量相對(duì)機(jī)體的方位可以用兩個(gè)方位角表示：n迎角n空速向量在飛機(jī)對(duì)稱面Oxy上的投影與機(jī)體坐標(biāo)系縱軸Ox之間的夾角。規(guī)定投影線在Ox軸下方時(shí)角為正。n側(cè)滑角n空速向量與飛機(jī)對(duì)稱面Oxy之間的夾角。規(guī)定空速向量偏向右側(cè)時(shí)角為正。n飛行中，空速向量一般都在飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)，側(cè)滑角=0 ，以防止增加

3、阻力。4.2 飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本概念n4.2.1 飛機(jī)的穩(wěn)定性n處于平衡狀態(tài)的物體，受到外界擾動(dòng)，偏離了平衡位置，當(dāng)擾動(dòng)消失后，物體能否自動(dòng)恢復(fù)到原始的平衡位置，取決于物體的平衡狀態(tài)是否具有穩(wěn)定性。穩(wěn)定性分類n飛機(jī)的穩(wěn)定（安定）性分為n靜穩(wěn)定性、動(dòng)穩(wěn)定性n飛機(jī)的靜穩(wěn)定性：n飛機(jī)具有自動(dòng)恢復(fù)到原平衡位置的趨勢(shì)n縱向靜穩(wěn)定性：反映飛機(jī)在俯仰方向的穩(wěn)定特性n側(cè)向靜穩(wěn)定性：反映飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性n方向靜穩(wěn)定性：反映飛機(jī)的方向穩(wěn)定特性n飛機(jī)的動(dòng)穩(wěn)定性：n能自動(dòng)恢復(fù)到原平衡位置小球的平衡狀態(tài)n放在三種不同形狀光滑表面上的小球的平衡狀態(tài)。如果小球受到擾動(dòng)偏離了平衡位置，當(dāng)擾動(dòng)消失后：n（a）圖中的小球

4、經(jīng)過(guò)振蕩會(huì)自動(dòng)回到原始平衡位置，它的平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性；n（b）圖中的小球，會(huì)越來(lái)越偏離原始平衡位置，它的平衡狀態(tài)具有不穩(wěn)定性；n（c）圖中的小球會(huì)停留在任意一個(gè)外界擾動(dòng)使它達(dá)到的位置，它的平衡狀態(tài)具有中立穩(wěn)定性。 飛機(jī)的穩(wěn)定性n靜穩(wěn)定性n研究外界擾動(dòng)消失后，物體是否有回到原始平衡位置的研究外界擾動(dòng)消失后，物體是否有回到原始平衡位置的趨勢(shì)趨勢(shì)，也就是擾動(dòng)消失后，物體的瞬間運(yùn)動(dòng)。瞬間運(yùn)動(dòng)。n動(dòng)穩(wěn)定性n研究外界擾動(dòng)消失后，物體回到原平衡位置的研究外界擾動(dòng)消失后，物體回到原平衡位置的運(yùn)動(dòng)過(guò)程運(yùn)動(dòng)過(guò)程：擾動(dòng)是收斂的，物體最終回到原始平衡位置，物體具有動(dòng)穩(wěn)定性，否則就是動(dòng)不穩(wěn)定的。平衡穩(wěn)定狀態(tài)靜穩(wěn)定的問(wèn)

5、題n具有靜穩(wěn)定性具有靜穩(wěn)定性是平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性的是平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定性的必要條件，必要條件，但但并不充分并不充分，只有，只有具有動(dòng)穩(wěn)定具有動(dòng)穩(wěn)定的平衡狀態(tài)才是真正穩(wěn)定的平衡狀態(tài)才是真正穩(wěn)定的。的。n飛機(jī)在飛行中的平衡狀態(tài)是定常直線（勻速直線）飛行，作用在飛機(jī)上所有外力和外力矩都是平衡的。n飛機(jī)在飛行中會(huì)受到各種擾動(dòng)，比如突風(fēng)突風(fēng)引起飛機(jī)的迎角和速度的改變、氣流使舵面發(fā)生了小偏轉(zhuǎn)等，這時(shí)作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)力和力矩也會(huì)發(fā)生變化，破壞了飛機(jī)原始的平衡狀態(tài)。n當(dāng)擾動(dòng)消失后，飛機(jī)能否自動(dòng)地自動(dòng)地回到原平衡狀態(tài)，就是飛機(jī)是否具有穩(wěn)定性的問(wèn)題。n不穩(wěn)定或中立不穩(wěn)定或中立的飛機(jī)是不適合飛行的。執(zhí)行飛行任務(wù)的飛

6、機(jī)必須具有一定的穩(wěn)定性。4.2.2 飛機(jī)的操縱性n飛機(jī)的操縱性：n飛機(jī)在駕駛員操縱下，從一種飛行狀態(tài)過(guò)渡到另一種飛行狀態(tài)的特性。n對(duì)于駕駛員的操縱反應(yīng)過(guò)于靈敏或過(guò)于遲鈍的飛機(jī)都會(huì)給飛機(jī)的飛行操縱帶來(lái)困難飛機(jī)的操縱性分類n縱向操縱性n飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令，繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，增大或減少迎角，改變?cè)w行姿態(tài)的能力。n側(cè)向操縱性n飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令，繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變?cè)w行姿態(tài)的能力。n方向操縱性n飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令，繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，向左或向右偏轉(zhuǎn)，改變?cè)w行姿態(tài)的能力。4.3 飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性n4.3.1 飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性n4.3.2 飛機(jī)的縱向動(dòng)穩(wěn)定性4.3.1 飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性n定義n如

7、果處于平衡狀態(tài)的飛機(jī)受到微小擾動(dòng)時(shí)，其迎角發(fā)生變化，在擾動(dòng)消失后，飛機(jī)在駕駛員不施加操縱的情況下依靠自身的特性，具有恢復(fù)到原來(lái)平衡迎角的趨勢(shì)。飛機(jī)具有縱向穩(wěn)定性的原因是：飛機(jī)受到微小擾動(dòng)后飛機(jī)受到微小擾動(dòng)后 迎角改變迎角改變附加升力附加升力(改變量改變量) 俯仰穩(wěn)定力矩俯仰穩(wěn)定力矩(恢復(fù)力矩恢復(fù)力矩) 具有恢復(fù)到原來(lái)平衡迎角的趨勢(shì)具有恢復(fù)到原來(lái)平衡迎角的趨勢(shì)1.飛機(jī)的縱向力矩和縱向平衡n（1）飛機(jī)的縱向力矩n縱向力矩就是使飛機(jī)繞橫軸OZt轉(zhuǎn)動(dòng)的俯仰力炬，用Mz表示。規(guī)定使飛機(jī)抬頭的Mz為正值，否則為負(fù)值。n飛機(jī)是由機(jī)翼、機(jī)身、尾翼以及動(dòng)力裝置等部件組成，每個(gè)部件上的氣動(dòng)力及發(fā)動(dòng)機(jī)推力都對(duì)飛機(jī)產(chǎn)

8、生縱向力矩。n全機(jī)縱向力矩等于機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等部件上的氣動(dòng)力及發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生的縱向力矩之和。AmZSbCMz2)2/1 (n（2）飛機(jī)的縱向平衡n飛機(jī)的縱向力矩Mz=0，即俯仰力矩系數(shù)Cmz=0，沒(méi)有外界擾動(dòng)的話飛機(jī)不會(huì)繞橫軸OZt產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)，飛行迎角不會(huì)變化。n對(duì)飛機(jī)縱向力矩起主要作用的是機(jī)翼、水平尾翼的氣動(dòng)升力和發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。如果不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的影響，機(jī)翼和水平尾翼的氣動(dòng)開(kāi)力對(duì)飛機(jī)縱向平衡的影響如所示：n一般機(jī)翼的壓力中心在飛機(jī)重心之后，機(jī)翼上的氣動(dòng)升力對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生使機(jī)頭向下的俯仰力矩（- Mz）。n水平尾翼上的氣動(dòng)升力向下作用，對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生使機(jī)頭向上的俯仰力矩（+ Mz）n當(dāng)兩個(gè)力矩互相抵

9、消時(shí)，飛機(jī)保持縱向平衡。n為使水平尾翼的氣動(dòng)升力能產(chǎn)生抬頭力矩，水平尾翼的安裝角一般采取負(fù)值n平衡迎角n飛機(jī)定常直線飛行時(shí)，不同的飛行速度要求不同的迎角。n迎角不同，機(jī)翼升力的大小及壓力中心的位置也不同，對(duì)飛機(jī)重心會(huì)產(chǎn)生大小不同的低頭力矩，就必須通過(guò)改變升降舵的偏轉(zhuǎn)角（或者改變水平安定面的配平角），使水平尾翼產(chǎn)生與之相平衡的抬頭力矩，來(lái)維持飛機(jī)的縱向平衡， 為飛機(jī)的縱向配平。n每一個(gè)迎角下的定常直線飛行，都有一個(gè)升降舵的偏轉(zhuǎn)角與之對(duì)應(yīng)。這個(gè)迎角就叫做該升降舵偏轉(zhuǎn)角對(duì)應(yīng)的平衡迎角。n飛機(jī)水平尾翼的一個(gè)重要作用就是保證飛機(jī)在不同速度下進(jìn)行定常直線飛行的縱向平衡2.全機(jī)焦點(diǎn)n全機(jī)焦點(diǎn)n由于迎角的改變

10、而引起的飛機(jī)氣動(dòng)升力增量的作用點(diǎn)。n影響因素n機(jī)翼、機(jī)身和水平尾翼。n在低速飛行時(shí)，全機(jī)焦點(diǎn)的位置保持不變。3. 飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的條件n在小迎角下飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性只取決于全機(jī)焦點(diǎn)和重心之間的相對(duì)位置?？v向靜穩(wěn)定縱向靜不穩(wěn)定n全機(jī)焦點(diǎn)位于重心之后：飛機(jī)是縱向靜穩(wěn)定的。n全機(jī)焦點(diǎn)位于重心之前：飛機(jī)是縱向靜不穩(wěn)定的。n全機(jī)焦點(diǎn)位于重心之上：飛機(jī)具有縱向中立靜穩(wěn)定性。n重心位置與靜穩(wěn)定性關(guān)系分析n擾動(dòng)使飛機(jī)抬頭，迎角增加，升力增量向上，作用于全機(jī)焦點(diǎn)：全機(jī)焦點(diǎn)如果在重心之后，升力增量對(duì)重心產(chǎn)生低頭力矩，飛機(jī)低頭運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)，升力增量產(chǎn)生的是恢復(fù)力矩，飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性 ；全機(jī)焦點(diǎn)如果在重心之前，升力增

11、量對(duì)重心產(chǎn)生抬頭力矩，飛機(jī)更加偏離原飛行姿態(tài)，升力增量產(chǎn)生的是偏離力矩，飛機(jī)具有縱向靜不穩(wěn)定性 ；n縱向靜穩(wěn)定裕量n定義：全機(jī)焦點(diǎn)與重心之間的距離。要求其大于零，并保持一定數(shù)值，保持縱向靜穩(wěn)定性。n民用飛機(jī)一般為平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)的10-15。WFFXXKn亞音速飛行，機(jī)翼焦點(diǎn)一般位于飛機(jī)重心之前，故單有機(jī)翼的飛機(jī)縱向靜不穩(wěn)定。n機(jī)身對(duì)縱向力矩的作用，使焦點(diǎn)前移，不穩(wěn)定性增大。引進(jìn)水平尾翼后，焦點(diǎn)大大后移，形成在重心之后的全機(jī)焦點(diǎn)。n水平尾翼的第二個(gè)作用：提供飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性。4.影響飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的因素n（1）握桿和松桿對(duì)飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的影響n握桿：假設(shè)受擾動(dòng)后，飛機(jī)的速度不變，只有迎角變化

12、，并且升降舵面不能自由偏轉(zhuǎn)，此穩(wěn)定性稱握桿定速靜穩(wěn)定性。n松桿：受擾動(dòng)后，迎角發(fā)生改變，升降舵面也隨風(fēng)發(fā)生偏轉(zhuǎn)，使平尾產(chǎn)生附加的縱向力矩，大小與迎角成正比則此穩(wěn)定性與握桿狀態(tài)下不同。n升降舵隨風(fēng)偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)靜穩(wěn)定性的影響：n當(dāng)擾動(dòng)使飛機(jī)抬頭增加迎角時(shí)，升降舵會(huì)順氣流方向向上偏轉(zhuǎn)，在平尾上產(chǎn)生的附加縱向力矩是正值，使飛機(jī)抬頭進(jìn)一步偏離原飛行姿態(tài)的趨勢(shì)，所以飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)性減少。n與握桿飛行相比，松桿飛行時(shí)，全機(jī)焦點(diǎn)的位置前移。n實(shí)際飛行狀態(tài)下：n飛機(jī)操縱系統(tǒng)的摩擦操縱系統(tǒng)的摩擦，使升降舵不能完全自由隨風(fēng)擺動(dòng)，理想松桿狀態(tài)不存在；n駕駛桿到升降舵之間傳動(dòng)機(jī)構(gòu)比較長(zhǎng)，存在彈性間隙和裝配彈性間隙和裝配間

13、隙間隙，駕駛桿不能完全約束升降舵擺動(dòng)，理想握桿狀態(tài)不存在；n必須減少升降舵隨風(fēng)的自由擺動(dòng)，減少握桿和松桿狀態(tài)下飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定的差異n（2）飛機(jī)實(shí)用重心和飛機(jī)焦點(diǎn)位置的變化n影響飛機(jī)實(shí)用重心位置的因素貨物的裝載情況、乘客的位置、燃油的數(shù)量及消耗、飛機(jī)的構(gòu)型。n影響飛機(jī)焦點(diǎn)位置的因素飛行Ma數(shù)： MA1.5，焦點(diǎn)后移水平尾翼: 升降舵的偏轉(zhuǎn)角和水平安定面的配平角飛機(jī)構(gòu)型: 襟翼、縫翼、起落架的位置 縱向操縱系統(tǒng)的安裝間隙和彈性間隙。4.3.2 飛機(jī)的縱向動(dòng)穩(wěn)定性n定義n飛機(jī)受到擾動(dòng)后，恢復(fù)原飛行姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)過(guò)程。n影響因素n靜穩(wěn)定力矩n轉(zhuǎn)動(dòng)慣量n俯仰阻尼力矩作用于飛機(jī)上的力矩n飛機(jī)縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中

14、作用在飛機(jī)上的力矩：n靜穩(wěn)定力矩：由迎角增量產(chǎn)生的作用在焦點(diǎn)上的升力增量對(duì)飛機(jī)橫軸的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，企圖使飛機(jī)恢復(fù)原有姿態(tài)。也稱為恢復(fù)力矩。n俯仰阻尼力矩：飛機(jī)在恢復(fù)擺動(dòng)過(guò)程中，因繞重心擺動(dòng)角速度引起的與飛機(jī)擺動(dòng)角速度方向相反的附加力矩。對(duì)飛機(jī)繞重心的擺動(dòng)起阻尼作用。主要由水平尾翼產(chǎn)生。為保證飛機(jī)具有動(dòng)穩(wěn)定性，要求飛機(jī)具有足夠大的阻尼力矩。n慣性力矩：因飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量在飛機(jī)擺動(dòng)過(guò)程中產(chǎn)生的維持繼續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)力矩，企圖使飛機(jī)不停的擺動(dòng)。n飛機(jī)具有縱向動(dòng)穩(wěn)定性的條件：有足夠的縱向靜穩(wěn)定力矩（必要條件）和足夠的俯仰阻尼力矩（充分條件）。1.俯仰阻尼力矩n俯仰擺動(dòng)，飛機(jī)上的升力增量產(chǎn)生俯仰力矩：n飛機(jī)抬頭，重心前

15、各處相對(duì)氣流向上運(yùn)動(dòng)，實(shí)際氣流=迎面氣流速度+相對(duì)向下運(yùn)動(dòng)速度，因此當(dāng)?shù)赜菧p小；n飛機(jī)抬頭，重心后各處相對(duì)氣流向下運(yùn)動(dòng)，實(shí)際氣流=迎面氣流速度+相對(duì)向上運(yùn)動(dòng)速度，因此當(dāng)?shù)赜窃黾?；n飛機(jī)抬頭，重心前各處迎角減小，升力增量向下；重心后各處迎角增加，升力增量向上；n飛機(jī)全身分布的升力增量對(duì)飛機(jī)形成低頭力矩，阻止飛機(jī)抬頭轉(zhuǎn)動(dòng)。n飛機(jī)水平尾翼距離飛機(jī)中心最遠(yuǎn)，氣動(dòng)面積最大，所以阻尼俯仰力矩主要由水平尾翼產(chǎn)生。2.縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的模態(tài)及其特征n定常直線飛行的飛機(jī)受到擾動(dòng)后，在回到原平衡姿態(tài)過(guò)程中產(chǎn)生的擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)可以簡(jiǎn)化看成是由兩種典型周期性運(yùn)動(dòng)模態(tài)疊加而成：n周期很短、衰減很快的短周期模態(tài)n周期長(zhǎng)、衰減很

16、慢的長(zhǎng)周期模態(tài)（1）短周期運(yùn)動(dòng)模態(tài)n短周期模態(tài)n周期短、衰減很快；n飛機(jī)的擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)主要是飛機(jī)繞重心的擺動(dòng)過(guò)程，表現(xiàn)為迎角和俯仰角速度周期性迅速變化，而飛行速度則基本上保持不變。n一般情況下，飛機(jī)的這種短期振蕩運(yùn)動(dòng)在開(kāi)始的頭幾秒內(nèi)就基本結(jié)束了。短周期模態(tài)分析n擾動(dòng)消失的最初階段，飛機(jī)上產(chǎn)生的靜穩(wěn)定力矩迫使飛機(jī)返回原飛行姿態(tài)，從而使飛機(jī)產(chǎn)生較大的繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)的角加速度，使飛機(jī)的迎角和俯仰角速度迅速變化。n到達(dá)原平衡姿態(tài)時(shí)，由于運(yùn)動(dòng)慣性，飛機(jī)會(huì)繼續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)并超過(guò)原平衡位置，又會(huì)產(chǎn)生方向向反的靜穩(wěn)定力矩，迫使飛機(jī)再回到原飛行姿態(tài)，使飛機(jī)產(chǎn)生相反方向的轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度，使飛機(jī)的迎角和俯仰角速度又向相反的方向迅速變

17、化。 （2）長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)模態(tài)n飛機(jī)的擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)主要是飛機(jī)重心運(yùn)動(dòng)的振蕩過(guò)程，表現(xiàn)為飛行速度和航跡傾斜角周期性的緩慢變化，飛機(jī)的迎角基本恢復(fù)到原來(lái)的迎角并保持不變。n這一振蕩過(guò)程衰減很慢，形成長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)模態(tài)。長(zhǎng)周期模態(tài)分析n在短周期震蕩運(yùn)動(dòng)基本結(jié)束時(shí)，縱向力矩基本恢復(fù)平衡，飛機(jī)基本不再繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)；n由于飛行速度增量的作用，作用在飛機(jī)上的外力仍處于不平衡狀態(tài)，飛機(jī)的航跡是彎曲的。n重力、升力、阻力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力的相互作用，使飛機(jī)的高度增加，速度和升力隨之減小，航跡逐漸轉(zhuǎn)為向下彎曲；隨后，飛機(jī)的高度減小，速度和升力隨之增加，航跡又逐漸轉(zhuǎn)為向上彎曲。n如此反復(fù)進(jìn)行，就形成了飛機(jī)重心上、下緩慢振蕩。這一振蕩過(guò)

18、程衰減很慢，形成長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)模態(tài)。兩種模態(tài)對(duì)飛行的影響n短周期模態(tài)對(duì)飛行的影響：短周期振蕩周期短、運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化迅速，駕駛員往往來(lái)不及反應(yīng)和及時(shí)糾正。影響到飛行安全、乘員的舒適和操縱反應(yīng)特性。nCCAR-25部規(guī)定：在主操縱處于松浮狀態(tài)或固定狀態(tài)時(shí)，在相應(yīng)于飛機(jī)形態(tài)的失速速度與最大允許速度之間產(chǎn)生的任何短周期振蕩，必須受到重阻尼。n長(zhǎng)周期模態(tài)對(duì)飛行的影響：對(duì)振蕩周期長(zhǎng)、運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化緩慢的周期性運(yùn)動(dòng)，駕駛員有足夠的時(shí)間進(jìn)行糾正，不涉及飛行安全問(wèn)題。4.4 飛機(jī)的縱向操縱性4.4.1 水平尾翼n水平尾翼組成n固定不動(dòng)或安裝角可調(diào)的水平安定面；可繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)的升降舵n水平尾翼功能n升降舵偏轉(zhuǎn)或水平安定面的

19、配平角調(diào)整，產(chǎn)生附加升力，對(duì)飛機(jī)重心形成附加縱向力矩n保持飛機(jī)在不同狀態(tài)下的縱向平衡和對(duì)飛機(jī)進(jìn)行縱向操縱。n升降舵偏角z n舵面后緣向下偏轉(zhuǎn)， z 0n后緣向上偏轉(zhuǎn)時(shí)， z04.4.2 飛機(jī)的縱向操縱n飛機(jī)縱向操縱n飛機(jī)繞橫軸的俯仰操縱，通過(guò)駕駛桿或盤(pán)操縱水平尾翼上的升降舵偏轉(zhuǎn)角實(shí)現(xiàn)。n操縱動(dòng)作與人的生理習(xí)慣相適應(yīng)n向前推拉駕駛桿，使升降舵向下偏轉(zhuǎn)z0n平尾產(chǎn)生附加升力向上，對(duì)重心產(chǎn)生附加縱向力矩n飛機(jī)低頭，迎角減小，飛行速度增大，實(shí)現(xiàn)縱向操縱0zM4.4.3 縱向操縱性和縱向穩(wěn)定性的關(guān)系n飛機(jī)定常直線飛行，縱向力矩為零，飛機(jī)處于縱向平衡狀態(tài)。n駕駛員向后拉桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度，對(duì)重心產(chǎn)

20、生的附加力矩使飛機(jī)抬頭，為操縱力矩M操縱。n飛機(jī)抬頭使迎角增大，機(jī)翼產(chǎn)生向上的附加氣動(dòng)升力向上，作用在全機(jī)焦點(diǎn)上。因?yàn)轱w機(jī)具有縱向穩(wěn)定性，焦點(diǎn)在重心之后，向上的附加氣動(dòng)升力必然對(duì)重心產(chǎn)生使飛機(jī)低頭的力矩，是力圖使飛機(jī)保持原飛行姿態(tài)的穩(wěn)定力矩M穩(wěn)定。n隨著迎角加大，M穩(wěn)定增加，直到等于M操縱，飛機(jī)的俯仰力矩重新平衡，飛機(jī)停止轉(zhuǎn)動(dòng)，以一個(gè)新的姿態(tài)進(jìn)行定常直線飛行n較大迎角和較小速度n飛機(jī)達(dá)到新的平衡姿態(tài)：nM操縱=M穩(wěn)定n穩(wěn)定性和操縱性相互制約n穩(wěn)定性太大，飛機(jī)保持原飛行姿態(tài)的能力太強(qiáng)，要改變它不容易，操縱起來(lái)費(fèi)勁，飛機(jī)操縱性遲鈍。n穩(wěn)定性太小，飛機(jī)的飛行姿態(tài)容易改變，駕駛員很難精確的操縱飛機(jī)，飛

21、機(jī)的操縱性過(guò)于靈敏。n在飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性之間取平衡點(diǎn)。4.4.4 飛機(jī)重心范圍的確定n飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性和操縱性影響很大。n由于裝載不同、燃料消耗、飛機(jī)構(gòu)型變化原因，飛機(jī)的重心位置經(jīng)常發(fā)生變化，為了保證飛機(jī)具有足夠的穩(wěn)定性和良好的操縱性，必須對(duì)飛機(jī)重心的變化范圍加以限制。n飛機(jī)重心的變化范圍是用重心前限和重心后限來(lái)確定。飛機(jī)重心的變化不應(yīng)超出由重心前限和重心后限之間所限定的范圍。1.飛機(jī)重心前限n定義：允許飛機(jī)重心最靠前的位置.n飛機(jī)縱向操縱性能n保持靜穩(wěn)定性，必須保持一定的靜穩(wěn)定裕量KF(15%)；n重心前移，KF變大，縱向靜穩(wěn)定性增加；n飛機(jī)飛行狀態(tài)改變需要的縱向操縱力

22、矩變大；n舵面偏轉(zhuǎn)角和駕駛桿力變大；n飛機(jī)操縱反應(yīng)遲鈍，操縱性能變差。n縱向力矩平衡n如果飛機(jī)重心過(guò)于靠前，機(jī)翼產(chǎn)生低頭力矩過(guò)大，舵面偏轉(zhuǎn)角大于設(shè)計(jì)值2.飛機(jī)重心后限n定義：允許飛機(jī)重心最靠后的位置.n飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性n重心后移，KF減小，靜穩(wěn)定性降低；n飛機(jī)飛行狀態(tài)改變需要的縱向操縱力矩變?。籲需要的舵偏角和駕駛桿力減小n飛機(jī)的操縱靈敏度n飛機(jī)對(duì)操縱的反應(yīng)靈敏；n難以進(jìn)行精確操縱。4.5 飛機(jī)的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性n4.5.1飛機(jī)的側(cè)滑和側(cè)滑角n飛機(jī)沿機(jī)體橫軸OZt 方向產(chǎn)生移動(dòng)叫側(cè)滑。n由于側(cè)滑來(lái)流方向不與飛機(jī)對(duì)稱面平行，形成一個(gè)夾角 ，叫側(cè)滑角，以氣流從機(jī)身右側(cè)吹來(lái)為正。n側(cè)滑時(shí)作用在飛機(jī)上的

23、氣動(dòng)力左右不對(duì)稱，產(chǎn)生沿OZt 的側(cè)向力、繞OXt 軸滾轉(zhuǎn)力矩Mx、繞OYt 軸的偏航力矩My。也就是說(shuō)：側(cè)滑會(huì)引起滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩。n飛機(jī)受擾動(dòng)繞OXt 軸轉(zhuǎn)動(dòng)（滾轉(zhuǎn)），產(chǎn)生側(cè)滑和側(cè)滑角； 同樣，飛機(jī)受擾動(dòng)繞OYt軸轉(zhuǎn)動(dòng)（偏航），也使飛機(jī)側(cè)滑和側(cè)滑角。也就是說(shuō)：滾轉(zhuǎn)和偏航都會(huì)引起側(cè)滑。n綜上所述：n滾轉(zhuǎn)和偏航都會(huì)引起側(cè)滑和側(cè)滑角n側(cè)滑和側(cè)滑角會(huì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩Mx和偏航力矩Myn飛機(jī)相對(duì)縱軸OXt的側(cè)向靜穩(wěn)定性和相對(duì)立軸OYt的方向靜穩(wěn)定性就不是獨(dú)立的，而是互相影響，互相牽連。n飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性統(tǒng)稱為橫側(cè)向靜穩(wěn)定性，側(cè)滑角是研究飛機(jī)橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的重要參數(shù)。4.5.2 飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力

24、矩和偏航力矩n作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)力對(duì)機(jī)體OXt軸產(chǎn)生的力矩叫滾轉(zhuǎn)力矩，用Mx表示。力矩矢量與Xt軸正方向一致時(shí)，滾轉(zhuǎn)力矩為正。n左翼高右翼低為正n作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)力對(duì)機(jī)體OYt軸產(chǎn)生的力矩叫偏航力矩，用My表示。力矩矢量與Yt軸正方向一致時(shí)，偏航力矩為正。n機(jī)頭左偏為正n引起飛機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩的因素：n側(cè)滑角靜穩(wěn)定力矩n滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)阻尼力矩n副翼偏轉(zhuǎn)角和方向舵偏轉(zhuǎn)角操縱力矩4.5.3飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性n1.飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定的條件n飛機(jī)受到擾動(dòng)，繞機(jī)體OXt軸轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)角 ，造成側(cè)滑時(shí)，如果由于側(cè)滑角引起的滾轉(zhuǎn)力矩與飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的方向相反，飛機(jī)就具有側(cè)向靜穩(wěn)定性。n2.機(jī)翼上反角對(duì)飛機(jī)側(cè)

25、向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)n飛機(jī)受擾動(dòng)向右滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生正側(cè)滑角。n氣流由飛機(jī)右前方吹來(lái)，產(chǎn)生了沿機(jī)體OZt 軸的氣流分量Vsin 。機(jī)翼有上反角，Vsin 氣流流過(guò)下沉機(jī)翼（右翼）時(shí)，產(chǎn)生向上的氣流Vsin sin 流量；流過(guò)上揚(yáng)機(jī)翼（左翼）時(shí)，產(chǎn)生向下的氣流Vsin sin 流量。n使下沉機(jī)翼迎角增加，升力也增大；上揚(yáng)機(jī)翼迎角減小，升力也減少，兩側(cè)機(jī)翼的升力差，產(chǎn)生了使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩Mx。n3.機(jī)翼后掠角對(duì)飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響n當(dāng)飛機(jī)受擾動(dòng)，繞OXt 軸向右滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生正側(cè)滑角 ；n由于機(jī)翼有后掠角，氣流從右前方吹來(lái)時(shí)，垂直下沉機(jī)翼（右翼）前緣的速度分量大于垂直上揚(yáng)機(jī)翼（左翼）前緣的速度分量，使下

26、沉一側(cè)機(jī)翼上的升力大于另一側(cè)機(jī)翼上的升力，兩側(cè)機(jī)翼的升力差，產(chǎn)生了使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩Mxn機(jī)翼后掠角為飛機(jī)提供側(cè)向靜穩(wěn)定性。影響飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的其他因素n垂直尾翼n機(jī)體縱軸上方的垂直尾翼增加側(cè)向靜穩(wěn)定性，下方的垂直尾翼減少側(cè)向靜穩(wěn)定性。n機(jī)翼和機(jī)身的相對(duì)位置n上單翼起側(cè)向靜穩(wěn)定作用，下單翼起側(cè)向靜不穩(wěn)定作用。4.5.4 飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性n1.飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的條件n飛機(jī)受到擾動(dòng)繞OYt軸偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生側(cè)滑角時(shí)，側(cè)滑角引起的偏航力矩力圖使飛機(jī)對(duì)準(zhǔn)來(lái)流，消除側(cè)滑角，飛機(jī)就具有方向靜穩(wěn)定性。n2. 垂尾對(duì)飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)n飛機(jī)受擾動(dòng)繞OYt 軸向右偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生左側(cè)滑時(shí)，垂尾上產(chǎn)生的側(cè)向力Z

27、cw 方向向右，對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生的偏航力矩My使飛機(jī)向左偏轉(zhuǎn)，對(duì)準(zhǔn)來(lái)流，消除側(cè)滑角.n飛機(jī)受擾動(dòng)產(chǎn)生右側(cè)滑時(shí)，垂尾上產(chǎn)生的側(cè)向力Zcw 方向向左，對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生的偏航力矩My使飛機(jī)向右偏轉(zhuǎn)，對(duì)準(zhǔn)來(lái)流，消除側(cè)滑角。影響飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的其他因素n后掠角n有正側(cè)滑角存在，氣流從飛機(jī)的右前方吹來(lái)，由于機(jī)翼有后掠角，流過(guò)右側(cè)機(jī)翼、垂直機(jī)翼前緣的產(chǎn)生氣動(dòng)力的氣流速度大于左側(cè)機(jī)翼的速度。不但右側(cè)機(jī)翼上的升力大于左側(cè)機(jī)翼的升力，右側(cè)機(jī)翼上的阻力也大于左側(cè)機(jī)翼的阻力。兩側(cè)不平衡的阻力會(huì)使機(jī)頭對(duì)準(zhǔn)來(lái)流消除側(cè)滑角。4.6 飛機(jī)的橫側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性n4.6.1 靜穩(wěn)定力矩、慣性力矩和氣動(dòng)阻尼力矩n靜穩(wěn)定力矩由于側(cè)滑角而產(chǎn)

28、生的恢復(fù)力矩。n慣性力矩由于飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量在飛機(jī)橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)中產(chǎn)生的維持繼續(xù)轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩，企圖使飛機(jī)不停地?cái)[動(dòng)。n氣動(dòng)阻尼力矩是由于在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)，作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)力產(chǎn)生的阻尼力矩。靜穩(wěn)定力矩n側(cè)向靜穩(wěn)定力矩n上反角n后掠角n垂直尾翼n上單翼n方向靜穩(wěn)定力矩n后掠角n垂直尾翼慣性力矩n慣性力矩n當(dāng)飛機(jī)繞縱軸、立軸加速轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，由于飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量而產(chǎn)生的使飛機(jī)維持繼續(xù)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)。n企圖使飛機(jī)不停地?cái)[動(dòng)。滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生阻尼力矩分析n當(dāng)飛機(jī)繞縱軸Xt轉(zhuǎn)動(dòng)，各部件上的氣動(dòng)力分布發(fā)生變化，產(chǎn)生繞縱軸的滾轉(zhuǎn)力矩。n飛機(jī)繞縱軸向右滾轉(zhuǎn)：

29、左翼向上運(yùn)動(dòng)，使流過(guò)左翼氣流迎角減小，升力減少；右翼向下運(yùn)動(dòng)，使流過(guò)右翼氣流迎角增大，升力增加，左右機(jī)翼升力不平衡，產(chǎn)生了使飛機(jī)繞縱軸向左滾轉(zhuǎn)的力矩。n飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)：垂直尾翼向右下方運(yùn)動(dòng)，流過(guò)垂尾的氣流產(chǎn)生了向右偏的迎角，垂尾兩側(cè)面氣動(dòng)力不平衡，產(chǎn)生了指向左側(cè)氣動(dòng)力。氣動(dòng)力作用點(diǎn)沿立軸方向至飛機(jī)縱軸有一定距離，此氣動(dòng)力也產(chǎn)生了使飛機(jī)繞縱軸向左滾轉(zhuǎn)的力矩。n飛機(jī)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，機(jī)體上附加氣動(dòng)力產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩總是與已經(jīng)存在的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方向相反，是阻尼力矩。偏航運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生阻尼力矩分析n當(dāng)飛機(jī)繞Yt轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，各部件上的氣動(dòng)力分布也會(huì)發(fā)生變化，產(chǎn)生了繞立軸Yt的偏航力矩。n飛機(jī)繞立軸向左偏轉(zhuǎn)，尾翼：垂尾相對(duì)于氣

30、流向右運(yùn)動(dòng)，使流過(guò)垂尾的氣流產(chǎn)生了向右偏的迎角，垂尾兩側(cè)面氣動(dòng)力不平衡，產(chǎn)生了指向左側(cè)的氣動(dòng)力，此氣動(dòng)力對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生了偏航力矩，使飛機(jī)繞立軸向右偏轉(zhuǎn)；n飛機(jī)繞立軸向左偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼：左機(jī)翼向后運(yùn)動(dòng)，相對(duì)氣流速度減小，阻力減小，右機(jī)翼向前運(yùn)動(dòng)，相對(duì)氣流速度增加，阻力增大，兩側(cè)機(jī)翼阻力不平衡，對(duì)飛機(jī)立軸產(chǎn)生了向右轉(zhuǎn)動(dòng)的偏航力矩。n當(dāng)飛機(jī)在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)、偏航運(yùn)動(dòng)時(shí)，機(jī)翼、垂直尾翼部件上的氣動(dòng)力變化就會(huì)產(chǎn)生與已有滾轉(zhuǎn)、偏航運(yùn)動(dòng)方向相反，起阻尼作用的力矩。n由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)阻尼力矩中，機(jī)翼起主要作用；由偏航運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)阻尼力矩中，垂直尾翼起主要作用。4.6.2 交叉力矩n交叉力矩：n由滾轉(zhuǎn)運(yùn)

31、動(dòng)引起的偏航力矩和由偏航運(yùn)動(dòng)引起的滾轉(zhuǎn)力矩。右滾右機(jī)翼迎角增大，阻力增大向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。右滾垂尾產(chǎn)生向左側(cè)的氣動(dòng)力向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。左偏航垂尾產(chǎn)生向左的氣動(dòng)力向左橫滾的滾轉(zhuǎn)力矩。左偏航左機(jī)翼升力減小，右機(jī)翼升力增大向左的橫滾滾轉(zhuǎn)力矩。4.6.3 橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的三種模態(tài)及特性n橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)n各種力矩和力相互作用而形成的復(fù)雜的振蕩過(guò)程。n通過(guò)理論分析和實(shí)驗(yàn)證明：飛機(jī)的橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的全過(guò)程，可按其不同時(shí)間段表現(xiàn)的主要特性，簡(jiǎn)化為由三種典型單一的運(yùn)動(dòng)模態(tài)的簡(jiǎn)單疊加而成：n滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài) 荷蘭滾模態(tài) 螺旋模態(tài) n擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)初期以滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)為主。n擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)中期以荷蘭滾模態(tài)為主。n擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)后期以螺

32、旋模態(tài)為主。1.滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)（初期）n運(yùn)動(dòng)表現(xiàn)形式：近似單純的繞縱軸的單調(diào)衰減很快的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。n原因：飛機(jī)繞縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較小，滾轉(zhuǎn)阻尼力矩較大。一般飛機(jī)都能滿足此模態(tài)的要求。n特性：飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度迅速變化，側(cè)滑角和偏航角的變化很小。2.荷蘭滾模態(tài)n運(yùn)動(dòng)形式運(yùn)動(dòng)形式：n頻率較快、中等阻尼、振幅逐漸增大的側(cè)向-航向組合振蕩運(yùn)動(dòng)。n飛機(jī)的側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角的量級(jí)相同。n滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)的速度較小。 n在側(cè)向靜穩(wěn)定性過(guò)大時(shí)，一旦飛機(jī)受到擾動(dòng)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，過(guò)大的側(cè)向靜穩(wěn)定性過(guò)大的側(cè)向靜穩(wěn)定性會(huì)使?jié)L轉(zhuǎn)得到修正，機(jī)翼復(fù)平，而方向靜穩(wěn)定性方向靜穩(wěn)定性來(lái)不及修正側(cè)滑，機(jī)頭不能對(duì)準(zhǔn)來(lái)流。n機(jī)翼復(fù)平時(shí)

33、，飛機(jī)仍繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)消除側(cè)滑角。較大的較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)速度產(chǎn)生的慣性力矩和側(cè)滑存在引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩使飛機(jī)反向滾轉(zhuǎn)，造成相反側(cè)滑，接著如上一樣來(lái)不及修正側(cè)滑和向另一側(cè)復(fù)平。n飛機(jī)這樣反復(fù)進(jìn)入一面滾轉(zhuǎn)、一面左右偏航一面滾轉(zhuǎn)、一面左右偏航同時(shí)帶側(cè)側(cè)滑滑的荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)。n側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性相比較大時(shí)側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性相比較大時(shí)，易產(chǎn)生荷蘭滾不穩(wěn)定。n特性n振蕩頻率較高、周期較短（周期為幾秒量級(jí)）和振幅逐漸增大，駕駛員難于控制，直接影響飛行安全。n解決辦法n適當(dāng)搭配側(cè)向和方向靜穩(wěn)定性n對(duì)高空飛行的飛機(jī)采用偏航阻尼器。nCCAR-25 部規(guī)定n任何橫向-航向組合振蕩，在操縱松浮

34、情況下，都必須受到正阻尼。3. 螺旋模態(tài)n特性n螺旋模態(tài)是一種非周期性的、運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化比較緩慢的運(yùn)動(dòng)模態(tài)。n在螺旋模態(tài)運(yùn)動(dòng)中，側(cè)滑角 近似為零，偏航角 大于滾轉(zhuǎn)角 ，所以螺旋模態(tài)運(yùn)動(dòng)主要是略帶滾轉(zhuǎn)、側(cè)滑角 近似為零的偏航運(yùn)動(dòng)。n產(chǎn)生原因n飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性大于側(cè)向靜穩(wěn)定性。n運(yùn)動(dòng)分析n當(dāng)方向靜穩(wěn)定性過(guò)大時(shí)，一旦飛機(jī)受到擾動(dòng)發(fā)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，過(guò)大的方向靜穩(wěn)定性會(huì)使側(cè)滑角很快得到修正，機(jī)頭很快對(duì)準(zhǔn)氣流，并且在對(duì)準(zhǔn)氣流的偏航運(yùn)動(dòng)中產(chǎn)生較大的交叉滾轉(zhuǎn)力矩，這一力矩和倒滑角引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩方向相反。n當(dāng)交叉滾轉(zhuǎn)力矩大于側(cè)向穩(wěn)定力矩時(shí)，滾轉(zhuǎn)不但得不到糾正，還會(huì)繼續(xù)加大。滾轉(zhuǎn)得不到糾正會(huì)使飛機(jī)機(jī)頭繼續(xù)對(duì)準(zhǔn)

35、來(lái)流，向傾斜的一側(cè)偏轉(zhuǎn)。結(jié)果，便產(chǎn)生了機(jī)身向一側(cè)傾斜，機(jī)頭下沉并不斷對(duì)準(zhǔn)來(lái)流的沿螺旋線航跡盤(pán)旋下降的螺旋發(fā)散運(yùn)動(dòng)n在螺旋模態(tài)運(yùn)動(dòng)中，各種運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化比較緩慢，駕駛員有足夠時(shí)間進(jìn)行糾正，對(duì)飛行安全無(wú)重大危害。n解決辦法n適當(dāng)搭配方向和側(cè)向的靜穩(wěn)定性4.6.4 飛機(jī)的橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)及影響動(dòng)穩(wěn)定性的因素n飛機(jī)受到外界擾動(dòng)， 產(chǎn)生的橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)是以上三種典型模態(tài)的簡(jiǎn)單疊加而成。n在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)初期，以滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)為主；n擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)后期，以螺旋運(yùn)動(dòng)模態(tài)為主；n介于前后兩階段之間的振蕩模態(tài)是荷蘭滾運(yùn)動(dòng)。n飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性大小比例搭配， 對(duì)飛機(jī)橫側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性有著重要的影響。n側(cè)向靜穩(wěn)定性偏大：荷

36、蘭滾不穩(wěn)定n方向靜穩(wěn)定性偏大：螺旋不穩(wěn)定為了保證飛機(jī)同時(shí)具有螺旋和荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性，必須使飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性保持適當(dāng)?shù)谋壤?。n影響因素n側(cè)向靜穩(wěn)定性機(jī)翼上反角和后掠角。后掠角是保證飛機(jī)能達(dá)到最大飛行速度所確定的，所以可通過(guò)改變機(jī)翼上反角來(lái)調(diào)整飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性。n方向靜穩(wěn)定性垂尾面積及到飛機(jī)重心的力臂。當(dāng)力臂確定后，可以通過(guò)改變垂尾的面積來(lái)調(diào)節(jié)飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性。n大型高速運(yùn)輸機(jī)n機(jī)身較長(zhǎng)，繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)的慣性增加，增大了飛機(jī)的方向靜不穩(wěn)定性。飛行速度提高，又使垂尾對(duì)方向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)明顯減少，從而使飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性減少。n飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性顯得過(guò)大，對(duì)荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性不利，使大

37、型高速飛機(jī)易出現(xiàn)不穩(wěn)定的荷蘭滾運(yùn)動(dòng)。n采用偏航阻尼器等裝置。安裝在方向舵操縱系統(tǒng)中，感受飛機(jī)繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)的偏航速率中的高頻信號(hào)，對(duì)飛機(jī)的快速偏航運(yùn)動(dòng)起阻尼作用，改善飛機(jī)的橫側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性4.7 飛機(jī)的橫側(cè)向操縱性n4.7.1 飛機(jī)的側(cè)向操縱n1.偏轉(zhuǎn)副翼對(duì)飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱n飛機(jī)的側(cè)向操縱性：通過(guò)偏轉(zhuǎn)副翼來(lái)完成n副翼：安裝在機(jī)翼后緣轉(zhuǎn)軸上的小操縱面。n飛機(jī)的側(cè)向操縱是指飛機(jī)繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。駕駛員通過(guò)向左或向右操縱駕駛桿來(lái)進(jìn)行飛機(jī)的側(cè)向操縱。n飛機(jī)的側(cè)向操縱與縱向或方向操縱有一點(diǎn)不同，即副翼有兩片，并且轉(zhuǎn)動(dòng)方向是相反。n一片副翼向上偏轉(zhuǎn)；另一片副翼則向下偏轉(zhuǎn)。n由此產(chǎn)生的附加力，對(duì)飛機(jī)重心O產(chǎn)生一個(gè)

38、滾轉(zhuǎn)力矩M，便可使飛機(jī)繞縱軸傾側(cè)。n規(guī)定右側(cè)副翼向下偏，左側(cè)副翼向上偏時(shí)（左滾）x為正，與Mx符號(hào)相反。2. 偏轉(zhuǎn)副翼引起的有害偏航n左、右副翼上下偏轉(zhuǎn)時(shí)，使兩翼升力產(chǎn)生差異的同時(shí)也產(chǎn)生阻力差異。升力大的一邊機(jī)翼的阻力也大，形成與滾轉(zhuǎn)操縱和水平轉(zhuǎn)彎操縱方向相反的偏航力矩有害偏航。n阻力發(fā)生變化的部位靠近機(jī)翼翼梢處，到飛機(jī)對(duì)稱面的力臂較長(zhǎng)，產(chǎn)生使飛機(jī)繞立軸OYt 向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。n造成兩個(gè)不利的影響：n由于飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性，側(cè)滑產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)，這與向左搬動(dòng)駕駛桿，使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的操縱目的相反，減少了向左滾轉(zhuǎn)的操縱力矩，降低了副翼的操縱效率。n向左搬動(dòng)駕駛桿，使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，是

39、為了使飛機(jī)向左進(jìn)入盤(pán)旋，但兩翼阻力不等產(chǎn)生的偏航力矩卻使飛機(jī)機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，對(duì)飛機(jī)的水平轉(zhuǎn)彎操縱也不利。n偏轉(zhuǎn)副翼引起的偏航力矩有害。有害偏航的克服n差動(dòng)副翼n對(duì)于駕駛桿的同一行程，副翼上偏角度大于下偏角度的副翼，通過(guò)在副翼上偏一側(cè)機(jī)翼上產(chǎn)生較大的廢阻力，去平衡另一側(cè)機(jī)翼上的過(guò)大的誘導(dǎo)阻力，來(lái)消除有害偏航。n弗來(lái)茲副翼n將副翼的轉(zhuǎn)軸由副翼的前緣向后移，并安在副翼的下表面。n副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，即使達(dá)到最大偏轉(zhuǎn)角，副翼的前緣也不會(huì)露出機(jī)翼的上表面；副翼向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，即使偏轉(zhuǎn)很小的角度，副翼的前緣就會(huì)露出機(jī)翼的下表面，產(chǎn)生較大的廢阻力，去平衡副翼下偏一側(cè)較大的誘導(dǎo)阻力，消除副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的有害偏航。3. 副

40、翼操縱的失效和反逆問(wèn)題n副翼的失效或反逆（副翼反操縱）n飛行中， 由于機(jī)翼彈性變形（扭轉(zhuǎn)變形）的影響，副翼完全喪失作用或產(chǎn)生相反作用的現(xiàn)象米格-25原型機(jī)在一次高速試飛中偏轉(zhuǎn)副翼時(shí)因機(jī)翼嚴(yán)重扭轉(zhuǎn)而出現(xiàn)副翼反效，飛機(jī)墜毀，試飛員喪生。（1）副翼操縱的失效和反逆是怎樣產(chǎn)生的n不考慮機(jī)翼彈性變形n副翼向下偏轉(zhuǎn)，在機(jī)翼上產(chǎn)生向上的附加氣動(dòng)力L1 n副翼向上偏轉(zhuǎn)，在機(jī)翼上產(chǎn)生向上的附加氣動(dòng)力L2 n偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的附加升力L1 、 L2形成使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的操縱力矩M1n實(shí)際n機(jī)翼是彈性體；副翼一般安裝在扭轉(zhuǎn)剛度較低的翼梢部位副翼上偏一側(cè)：在L1作用下，機(jī)翼產(chǎn)生低頭扭轉(zhuǎn)，使機(jī)翼有效迎角減小，產(chǎn)生向下的附加氣動(dòng)升

41、力L扭。副翼上偏一側(cè)：在L2作用下，機(jī)翼抬頭扭轉(zhuǎn)，產(chǎn)生向上的附加氣動(dòng)升力L扭。兩側(cè)機(jī)翼的L扭形成滾轉(zhuǎn)力矩M2M2與M1方向相反，降低副翼的操縱效率n隨著飛行速度的提高，操縱力矩M1和反力矩M2都在增加，但由于反力矩M2 由附加升力 L1， L2引起的，不但隨飛行速度增加而增加，附加升力的增加也會(huì)使它增加，所以比操縱力矩M1 增加的更快。n當(dāng)飛行速度較小時(shí)，M1M2，副翼的操縱效率雖有所降低，仍能對(duì)飛機(jī)進(jìn)行正常的側(cè)向操縱。nM1 = M2，即副翼失效。副翼反逆臨界速度V臨界。n當(dāng)飛行速度VV臨界 時(shí)，M1M2，再向左壓駕駛桿（或轉(zhuǎn)駕駛盤(pán)）時(shí)，飛機(jī)反而會(huì)向右滾轉(zhuǎn)；向右壓駕駛桿（或轉(zhuǎn)駕駛盤(pán)）時(shí)，飛機(jī)

42、反而會(huì)向左滾轉(zhuǎn)，即副翼反逆。n反逆臨界速度n提高副翼的操縱效率，防止副翼反逆，保證飛行安全，必須使飛機(jī)飛行速度小于副翼反逆臨界速度。n通常飛機(jī)的最大允許速度比V臨界低100公里/小時(shí)。n提高飛機(jī)的飛行速度，必須提高副翼反逆臨界速度。（2）提高副翼反逆臨界速度的措施n提高機(jī)翼的抗扭剛度n機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)剛度越大，在 L1、 L2 作用下機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)角越小， L扭就越小，力矩M2就越小，副翼反逆臨界速度也就越高。n飛機(jī)設(shè)計(jì)，務(wù)必使副翼反逆臨界速度比飛機(jī)設(shè)計(jì)達(dá)到的最大允許速度高出一定數(shù)值。n在飛機(jī)使用維修中，不能使機(jī)翼受到損傷，以致降低機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)剛度。比如機(jī)翼蒙皮上的疲勞裂紋、蒙皮腐蝕損傷、碰撞造成的外

43、形凹陷等。n采用混合副翼的類型n每側(cè)機(jī)翼的后緣安排兩組副翼：一組在靠近機(jī)翼翼梢部位，叫外側(cè)副翼；一組在靠近機(jī)翼翼根部位，叫內(nèi)側(cè)副翼。n低速飛行時(shí)，可用兩組副翼（或外側(cè)副翼）對(duì)飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱，提高副翼的操縱效率；n高速飛行時(shí)，只用內(nèi)側(cè)副翼對(duì)飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱。n內(nèi)側(cè)副翼為全速副翼，外側(cè)副翼為低速副翼。 4. 提高飛機(jī)側(cè)向操縱效率的措施n（1）擾流板n安裝在機(jī)翼下表面或上表面的襟翼之前，當(dāng)副翼向上偏轉(zhuǎn)到一定角度時(shí)，聯(lián)動(dòng)機(jī)構(gòu)就起作用而將擾流板打開(kāi)。當(dāng)副翼繼續(xù)偏轉(zhuǎn)到某一角度時(shí)，擾流板就全部豎立在氣流中。它全開(kāi)時(shí)的最大高度，接近于該處的附面層厚度。n副翼和擾流板聯(lián)動(dòng)打開(kāi)，擾流板前壓強(qiáng)增大，板后氣流分離使

44、副翼上偏一側(cè)機(jī)翼升力進(jìn)一步減小，增加橫滾力矩，提高副翼操縱效率。(a)擾流板未打開(kāi)時(shí)與機(jī)翼表面平齊(b)擾流板打開(kāi)產(chǎn)生大量旋渦 (c)擾流板在機(jī)翼表面上的位置1擾流板；2副翼；3襟翼 n缺點(diǎn)n在打開(kāi)瞬間，氣流繞過(guò)擾流板加速流動(dòng)，不能立即在板后生成旋渦，這時(shí)升力反而略有增加。n故擾流扳單獨(dú)使用效果很差，只能與副翼聯(lián)動(dòng)。n使用時(shí)必須在副翼先向上偏轉(zhuǎn)一定角度后，聯(lián)動(dòng)機(jī)構(gòu)才能將擾流板打開(kāi)，擾流板打開(kāi)的角度與副翼偏轉(zhuǎn)角度有一定搭配關(guān)系。n大型民用運(yùn)輸機(jī)在機(jī)翼上表面，襟翼前邊布置數(shù)塊擾流板，靠近機(jī)身為地面擾流板，靠翼捎為飛行擾流板。n飛機(jī)飛行時(shí)，地面擾流板被鎖定，飛行擾流板輔助副翼完成對(duì)飛機(jī)側(cè)向操縱；n著

45、陸時(shí)，機(jī)輪一接觸地，地面擾流板開(kāi)鎖，飛機(jī)兩側(cè)機(jī)翼上的所有擾流板全部打開(kāi)，減升增阻，縮短飛機(jī)著陸滑跑距離。n擾流板是有效的輔助操縱面，飛行時(shí)可以輔助副翼對(duì)飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱，或在飛行中使飛機(jī)減速；著陸時(shí)又減升增阻起到阻力板作用，改善飛機(jī)著陸性能。（2）渦流發(fā)生器n渦流發(fā)生器n利用旋渦從外部氣流中將能量帶進(jìn)附面層，加快附面層內(nèi)氣流流動(dòng)，防止氣流分離的裝置。n安裝位置：常在機(jī)翼上表面，副翼的前面安渦流發(fā)生器n作用：提高副翼在大偏轉(zhuǎn)角和高速下的操縱效率。n當(dāng)副翼偏轉(zhuǎn)角度x不大時(shí)，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩Mx 隨偏轉(zhuǎn)角的增加而成線性變化。當(dāng)x 較大時(shí)，副翼表面附面層內(nèi)氣流的流動(dòng)因動(dòng)能過(guò)小而分離，破壞了Mx 與x 的

46、線性變化特性，降低了副翼的操縱效率。n當(dāng)飛行速度達(dá)到一定值時(shí)，在副翼前面機(jī)翼上表面形成激波分離，也使副翼操縱效率降低。n在副翼前面安裝渦流發(fā)生器能有效延緩氣流分離，保持Mx 隨x 線性變化的特性，提高了副翼在大偏轉(zhuǎn)角和高速下的操縱效率。4.7.2 飛機(jī)的方向操縱n1.偏轉(zhuǎn)方向舵對(duì)飛機(jī)進(jìn)行方向操縱n2. 蹬舵反傾斜現(xiàn)象1.偏轉(zhuǎn)方向舵對(duì)飛機(jī)進(jìn)行方向操縱n方向舵n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，安定面固定在機(jī)身上，方向舵懸掛在安定面后緣的轉(zhuǎn)軸上。n駕駛員通過(guò)腳蹬，操縱方向舵繞轉(zhuǎn)軸左右偏轉(zhuǎn)，實(shí)施對(duì)飛機(jī)的方向操縱。n方向舵偏轉(zhuǎn)角用y表示，并規(guī)定當(dāng)方向舵后緣向右偏轉(zhuǎn)時(shí)，y為正值n方

47、向舵操作n駕駛員蹬右舵，方向舵向右偏轉(zhuǎn)（y0），垂尾上產(chǎn)生的側(cè)向力Zcw 指向左，對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生的偏航力矩My0，使飛機(jī)機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)；n蹬左舵，則飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)正好相反。方向舵的偏轉(zhuǎn)角y與所產(chǎn)生的偏航力矩My的符號(hào)相反。2. 蹬舵反傾斜現(xiàn)象n方向舵向右偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的側(cè)向力Zcw 的作用點(diǎn)沿立軸OYt 方向距飛機(jī)重心有一段距離Ycw，因而，Z Zcw cw 會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生向左滾轉(zhuǎn)的力矩生向左滾轉(zhuǎn)的力矩M Mx x；相反，若方向舵向左偏轉(zhuǎn)，則會(huì)產(chǎn)生使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)的力矩Mx。n通常希望單獨(dú)蹬舵時(shí)，飛機(jī)能夠向所需方向傾斜。如蹬右舵，飛機(jī)機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)右偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)應(yīng)同時(shí)向右傾斜右傾斜（向右橫滾）；蹬左舵蹬

48、左舵，飛機(jī)機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)應(yīng)同時(shí)向左傾斜左傾斜（向左橫滾）n方向舵偏轉(zhuǎn)時(shí)，同時(shí)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩卻恰恰與所希望飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的方向相反。n當(dāng)飛機(jī)機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，形成左側(cè)滑，由于飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性，產(chǎn)生橫滾力矩，使飛機(jī)向右橫滾，這和希望蹬右舵飛機(jī)向右傾斜的要求是一致的。n另一方面蹬右舵時(shí)，垂尾上產(chǎn)生的側(cè)向力對(duì)重心產(chǎn)生的橫滾力矩，卻使飛機(jī)向左傾斜；n如果側(cè)向力對(duì)重心產(chǎn)生的橫滾力矩大于側(cè)向靜穩(wěn)定性產(chǎn)生的橫滾力矩，就會(huì)出現(xiàn)蹬右舵飛機(jī)向左傾斜，蹬左舵飛機(jī)又向右傾斜的現(xiàn)象，即蹬舵反傾斜現(xiàn)象。n飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定性和方向操縱性合理搭配，避免蹬舵反傾斜的現(xiàn)象發(fā)生。4.8 飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置n主操縱面n升降舵俯仰操縱n副

49、翼滾轉(zhuǎn)操縱n方向舵偏航操縱n附設(shè)裝置作用n重力平衡n氣動(dòng)補(bǔ)償n氣動(dòng)平衡4.8.1 重力平衡n1. 重力平衡的目的n目的：n在飛機(jī)操縱面的轉(zhuǎn)軸前緣內(nèi)部安裝配重，把操縱面的重心移到轉(zhuǎn)軸之前或與轉(zhuǎn)軸軸線重合，防止飛機(jī)機(jī)翼副翼發(fā)生顫振，保證飛行的安全。n顫振n飛機(jī)結(jié)構(gòu)在均勻氣流中，由于彈性力、慣性力和氣動(dòng)力的耦合作用而發(fā)生的一種自激振動(dòng)。激振力對(duì)結(jié)構(gòu)所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量時(shí)，會(huì)發(fā)生顫振。n顫振現(xiàn)象n振幅保持定值或越來(lái)越大，在很短時(shí)間內(nèi)導(dǎo)致災(zāi)難性的結(jié)構(gòu)毀壞。n機(jī)翼彎曲副翼顫振分析n條件：n假設(shè)機(jī)翼是可以產(chǎn)生彎曲變形的彈性體，在抗扭方面是絕對(duì)剛硬的。n副翼可繞其轉(zhuǎn)軸自由轉(zhuǎn)動(dòng)，而且副翼重心在轉(zhuǎn)

50、軸之后n結(jié)論：n副翼重心在轉(zhuǎn)軸之后，無(wú)論機(jī)翼振動(dòng)向上或向下，副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力與機(jī)翼振動(dòng)方向一致；n附加氣動(dòng)力為激振力，對(duì)機(jī)翼做功，不斷從氣流中獲得能量輸入振動(dòng)中；激振力大小與飛行速度平方成線性關(guān)系 ；n機(jī)翼彎曲振動(dòng)有減振力：n內(nèi)摩擦力：與飛行速度無(wú)關(guān)；n機(jī)翼上下彎曲振動(dòng)產(chǎn)生的附加氣動(dòng)升力：與飛行速度的一次方成正比n隨著飛行速度的提高，激振力和減振力都在增加，但激振力比減振力增加的快。n飛行速度較低時(shí)，激振力小于減振力，機(jī)翼彎曲振動(dòng)會(huì)很快收斂。n飛行速度達(dá)到顫振臨界速度時(shí)，激振力等于減振力，機(jī)翼彎曲振動(dòng)不收斂也不發(fā)散，保持等幅振動(dòng)，也就發(fā)生了顫振。n飛行速度繼續(xù)提高，激振力大于減振力，機(jī)

51、翼彎曲振動(dòng)振幅急劇加大，結(jié)構(gòu)很快就會(huì)發(fā)生破壞。n為防止顫振的發(fā)生，最簡(jiǎn)單有效的方法是在操縱面上加配重，使操縱面重心移到轉(zhuǎn)軸之前。2. 重力平衡的方法n集中式配重n把配重集中于一處，用托架安裝到操縱面前緣距轉(zhuǎn)軸較遠(yuǎn)處。有效地使舵面的重心前移，但是突出于氣流之中，增大阻力。效果差n分散式配重n把配重分散開(kāi)，置于操縱面本身的前部。這種型式的配重藏于翼剖面內(nèi)，不會(huì)增加阻力。效果好n固定配重n可調(diào)配重4.8.2 氣動(dòng)補(bǔ)償n氣動(dòng)補(bǔ)償目的n要減少鉸鏈力矩，減輕駕駛員操縱飛機(jī)的勞動(dòng)強(qiáng)度。n1.鉸鏈力矩和操縱力矩n鉸鏈力矩：操縱面上的空氣動(dòng)力與它到操縱面轉(zhuǎn)軸垂直距離(力臂)的乘積。(Mj=Fd) n操縱力矩：加

52、到轉(zhuǎn)軸搖臂上的力與它到轉(zhuǎn)軸距離的乘積。(Mc=Ph) n要使舵面偏轉(zhuǎn)必須滿足：n無(wú)助力操縱系統(tǒng)中，力P按一定比例傳遞到駕駛桿（盤(pán)）上，駕駛員偏轉(zhuǎn)操縱面，搬動(dòng)駕駛桿（或盤(pán)）的操縱力。隨著飛機(jī)飛行速度的提高，和飛機(jī)尺寸重量的增加，鉸鏈力矩很快加大，駕駛員操縱駕駛桿（或盤(pán)）的力也隨之增大。加重駕駛員的勞動(dòng)強(qiáng)度，甚至達(dá)到了力不能及的程度。hdFPdFhPMjMc2.氣動(dòng)補(bǔ)償方式n軸式補(bǔ)償n角式補(bǔ)償n內(nèi)封補(bǔ)償n隨動(dòng)補(bǔ)償片n彈簧補(bǔ)償片（1）軸式補(bǔ)償n軸式補(bǔ)償n將操縱面的轉(zhuǎn)軸從操縱面前緣向后移到某一位置進(jìn)行補(bǔ)償。n當(dāng)操縱面繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)時(shí)，轉(zhuǎn)軸前后兩部分同時(shí)產(chǎn)生空氣動(dòng)力，形成繞轉(zhuǎn)軸方向相反的兩個(gè)力矩，使舵面的鉸

53、鏈力矩減小，起到氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)淖饔谩缺點(diǎn)n與前面固定翼面之間形成間隙，操縱面效率降低，不利影響隨著速度的增加而更嚴(yán)重。n根據(jù)必要的機(jī)動(dòng)性能和操縱性能（操縱駕駛桿力的條件），適當(dāng)選擇軸式補(bǔ)償度（一般軸式補(bǔ)償度S補(bǔ)償S操縱面 = 0.200.25）。n確保在操縱面最大偏角時(shí)，其前緣不能突出翼形外表 面之外，否則會(huì)引起阻力增加和過(guò)度補(bǔ)償，在高速 時(shí)會(huì)提前產(chǎn)生激波。 （2）角式補(bǔ)償n角式補(bǔ)償n在操縱面的外側(cè)部位（或上側(cè)部位），操縱面的一部分向前伸出，伸到操縱面轉(zhuǎn)軸之前，形成一個(gè)角。n角的面積一般約占操縱面面積的6%12%。當(dāng)操縱面偏轉(zhuǎn)時(shí)，外伸角部分上的氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸力矩，與操縱面上氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩，方向

54、相反，減少總鉸鏈力矩，起到氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)淖饔?。n特點(diǎn)n形式構(gòu)造簡(jiǎn)單，但操縱面偏轉(zhuǎn)時(shí)，角部分突出在翼外形之外，將產(chǎn)生渦流，增加阻力，而且還會(huì)引起操縱面振動(dòng)（3）內(nèi)封補(bǔ)償n分類n密封式、平衡式。n內(nèi)封補(bǔ)償一般用在副翼上n補(bǔ)償面位于機(jī)翼后緣的空腔內(nèi)，空腔由氣密膠布隔成上下兩部分，互不通氣n當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，下部壓強(qiáng)大，上部壓強(qiáng)小，在空腔下部的壓強(qiáng)比上部大，因而形成了上下壓強(qiáng)差n壓強(qiáng)差作用在補(bǔ)償面上，對(duì)副翼轉(zhuǎn)軸的力矩與副翼上氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩相反，幫助駕駛員克服鉸鏈力矩。 n優(yōu)點(diǎn)：n內(nèi)封補(bǔ)償?shù)难a(bǔ)償面積達(dá)到副翼面積的50%，得到足夠的補(bǔ)償度。副翼上下偏轉(zhuǎn)時(shí)，均不露出機(jī)翼表面，氣動(dòng)外形好，增加阻力不大。還可以

55、在補(bǔ)償面上安裝配重，達(dá)到很有效的重量平衡的效果。n內(nèi)封補(bǔ)償面不會(huì)形成間隙，降低舵面的操縱效率；在補(bǔ)償面上安裝配重，力臂長(zhǎng)，重量平衡的作用比較大；由于它不突出在翼面之外，增加的阻力也不大；不易過(guò)早地產(chǎn)生激波。n缺點(diǎn)：n這種補(bǔ)償裝置使得舵面的偏轉(zhuǎn)角度不能太大，用途受到限制只用于副翼；n補(bǔ)償?shù)臍饷苣z布易于磨損，必須經(jīng)常注意維修。（4）隨動(dòng)補(bǔ)償片n隨動(dòng)補(bǔ)償片n安裝在操縱面后緣上的一個(gè)小調(diào)整片。它可以繞支持在操縱面上鉸鏈形成的軸線轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過(guò)一根剛性連桿與前面固定翼面相連。n當(dāng)駕駛員偏轉(zhuǎn)主操縱面時(shí)，由于剛性連桿的作用，迫使補(bǔ)償片向相反的方向偏轉(zhuǎn)。相對(duì)氣流吹在隨動(dòng)補(bǔ)償片上，產(chǎn)生向下的力F1。F1對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的力矩M1就是補(bǔ)償力矩?？梢缘窒徊糠钟啥婷婵諝鈩?dòng)力F2對(duì)轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的鉸鏈力矩M2。（5）彈簧補(bǔ)償片n彈簧補(bǔ)償片構(gòu)造：操縱面的操縱搖臂鉸接在操縱面轉(zhuǎn)軸上，是一個(gè)可繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)的杠桿。搖臂上端與操縱拉桿相連，下端