飛機原理與構造基礎概論畢業(yè)論文

1、 畢業(yè)設計飛機原理與構造基礎概論 設計人：張萌指導老師：曹建華學號：095031-03目 錄 前言 3第一章 緒論 4 1-1 飛行器基本概念 4 1-2 飛機主要組成部分及功用5 1-3 飛機的研制過程“6 1-4 航空發(fā)動機概述7第二章 機翼尾翼構造分析 8 2-1 機翼尾翼的功用與要求8 2-2 機翼尾翼的外載特點9 2-3 后掠翼和三角翼受力分析10 2-4 操縱面的結構分析“12第三章 機身結構分析13 3-13-23-33-4 機身的功用、2 前 言 畢業(yè)設計是我們對專業(yè)所學的所有課程及相關內(nèi)容進行一次全面的綜合檢查和總結，是一次理論和實踐相結合，理論應用于指導實踐，而實踐來檢驗理

2、論的實際操作過程。在設計過程中，在老師的耐心幫助指導下，完成飛機制造技術基本概論。此次畢業(yè)設計，我綜合運用了以前學過的所有專業(yè)理論知識，并結合課程設計中所學到的知識，獨立的分析問題，對于飛機構造的基本情況有了一定的了解，也熟悉了一些有關飛機構造的圖表等技術資料。由于自身能力有限，才疏學淺，畢業(yè)設計有許多不足之處，忘各位老師給予批評和指正。 3 第一章 緒論1-1 飛行器的基本概念一、飛行器( flight vehicle)在大氣層內(nèi)或大氣層外空間(太空) 飛行的器械統(tǒng)稱為飛行器。飛行器可分為4 類: 航空器、航天器、火箭和導彈。在大氣層內(nèi)飛行的飛行器稱為航空器, 如氣球、飛艇、飛機等。它們靠空

3、氣的靜浮力或與空氣相對運動產(chǎn)生的空氣動力升空飛行。在太空飛行的飛行器稱為航天器, 如人造地球衛(wèi)星、空間站、載人飛船、空間探測器、航天飛機等。它們在運載火箭的推動下獲得必要的速度進入太空, 然后在引力作用下完成與天體類似的軌道運動。裝在航天器上的發(fā)動機可提供軌道修正或改變姿態(tài)所需的動力。 火箭是以火箭發(fā)動機為動力的飛行器(火箭發(fā)動機也常簡稱為火箭) , 可以在大氣層內(nèi), 也可以在大氣層外飛行。它不靠空氣靜浮力, 也不靠空氣動力, 而是靠火箭發(fā)動機的推力升空飛行。導彈有主要在大氣層外飛行的彈道導彈和裝有翼面在大氣層內(nèi)飛行的地空導彈、巡航導彈等。有翼導彈在飛行原理上, 甚至在結構上與飛機頗為相似。導

4、彈是裝有戰(zhàn)斗部的可控制的火箭。通常運載火箭和導彈都只能使用一次, 人們往往把它們歸為一類。二、航空器(aircraft)能在大氣層內(nèi)進行可控飛行的各種飛行器統(tǒng)稱為航空器。任何航空器都必須產(chǎn)生一個大 于自身重力的向上的力, 才能升入空中。根據(jù)產(chǎn)生向上力的基本原理的不同, 航空器可劃分為兩大類: 輕于空氣的航空器和重于空氣的航空器, 前者靠空氣靜浮力升空, 又稱浮空器; 后者靠空氣動力克服自身重力升空。輕于空氣的航空器的主體是一個氣囊, 其中充以密度較空氣小得多的氣體( 氫或氦) , 利用大氣的浮力使航空器升空。氣球和飛艇都是輕于空氣的航空器, 二者的主要區(qū)別是前者沒有動力裝置, 升空后只能隨風飄

5、動, 或者被系留在某一固定位置上, 不能進行控制; 后者裝有發(fā)動機、空氣螺旋槳、安定面和操縱面, 可以控制飛行方向和路線。重于空氣的航空器的升力是由其自身與空氣相對運動產(chǎn)生的。固定翼航空器主要由固定 的機翼產(chǎn)生升力。旋翼航空器主要由旋轉的旋翼產(chǎn)生升力。飛機是最主要的、應用范圍最廣的航空器。它的特點是裝有提供拉力或推力的動力裝置、 產(chǎn)生升力的固定機翼、控制飛行姿態(tài)的操縱面。20 世紀80 年代初出現(xiàn)的航天飛機, 雖然也有機翼并具有與飛機類似的外形, 但它是靠火箭推動在發(fā)射架上垂直發(fā)射而飛出大氣層, 然后在近地軌道上運行的。航天飛機返回時主要靠無動力滑翔著陸, 這是它與飛機的主要不同之處?；铏C與

6、飛機的根本區(qū)別是, 它升高以后不用動力而靠自身重力在飛行方向的分力向前滑翔。雖然有些滑翔機裝有小型發(fā)動機(稱為動力滑翔機) , 但主要是在滑翔飛行前用來獲得 初始高度。旋翼航空器由旋轉的旋翼產(chǎn)生空氣動力。旋翼機的旋翼沒有動力驅動, 當它在動力裝置 提供的拉力作用下前進時, 迎面氣流吹動旋翼像風車似地旋轉, 從而產(chǎn)生升力。有的旋翼機還裝有固定小翼面, 由它提供一部分升力。直升機的旋翼是由發(fā)動機驅動的, 升力和水平運 4動所需的拉力都由旋翼產(chǎn)生。撲翼機又名振翼機, 它是人類早期試圖模仿鳥類飛行而制造的一種航空器。它用像飛鳥 翅膀那樣撲動的翼面產(chǎn)生升力和拉力。但是, 由于人們對鳥類飛行時翅膀的復雜運

7、動還沒有 完全了解清楚, 加之制造像鳥翅膀那樣撲動的翼面還有許多技術上的困難, 撲翼機至今還沒有獲得成功。航空器的應用比較廣泛。在軍事上, 它可用于航空偵察、轟炸、反潛、空戰(zhàn), 運輸兵員、武器和作戰(zhàn)物資; 在民用上, 可完成貨運、客運、農(nóng)業(yè)、漁業(yè)、林業(yè)、氣象、探礦、空中測量、空中攝影等方面的任務。此外, 航空器還是進行科學研究的一種重要工具。在人造地球衛(wèi)星、載人飛船等航天器出現(xiàn)之前, 有關高空氣象、大氣物理、地球物理、地質(zhì)學、地理學等方面的許多研究工作,都借助于航空器。即使在航天器出現(xiàn)之后, 由于航空器的價格較低, 運用方便, 仍是在高空進行科學研究的重要工具。飛機誕生近百年來, 性能有了顯著

8、的提高, 已研制出最大飛行速度超過三倍音速、飛行高度達30 km 的軍用偵察機; 活動半徑可達4 000 多公里、載彈量超過20 t 的超音速轟炸機; 以及載客300500 人、能進行洲際飛行的旅客機。直升機的歷史雖然只有50 多年, 但也已發(fā)展成為比較完善的、有特殊功能( 垂直起降, 空中懸停) 的航空器。三、飛機(airplane)由動力裝置產(chǎn)生前進推力, 由固定機翼產(chǎn)生升力, 在大氣層中飛行的重于空氣的航空器稱為飛機。無動力裝置的滑翔機、以旋翼作為主要升力面的直升機以及在大氣層外飛行的航天 飛機都不屬于飛機的范圍。飛機按用途可分為軍用飛機和民用飛機兩大類。軍用飛機是按各種軍事用途設計的飛

9、 機, 其中主要包括殲擊機( 戰(zhàn)斗機)、截擊機、殲擊轟炸機、強擊機( 攻擊機)、轟炸機、反潛機、偵察機、預警機、電子干擾飛機、軍用運輸機、空中加油機、艦載飛機等。民用飛機則泛指一切非軍事用途的飛機, 包括旅客機、貨機、公務機、農(nóng)業(yè)機、體育運動機、救護機、試驗研究機等。其中旅客機、貨機和客貨兩用飛機又統(tǒng)稱為民用運輸機?，F(xiàn)代運輸機具有快速、舒適、安全可靠的優(yōu)點, 并且不受復雜地形的影響, 能在兩地之間完成最短距離的航行。四、直升機( helicopter)以動力驅動的旋翼作為主要升力來源, 能垂直起落的重于空氣的航空器稱為直升機。它 既區(qū)別于以旋翼作為主要升力來源但不能垂直起落的旋翼機, 又區(qū)別于

10、不是以旋翼作為主要升力來源的垂直起落飛機。直升機屬于旋翼航空器, 裝有一副或幾副類似于大直徑螺旋槳的旋翼。旋翼安裝在機體上方近于鉛垂的旋翼軸上, 由動力裝置驅動, 能在靜止空氣和相對氣流中產(chǎn)生向上的升力。旋翼受自動傾斜器操縱又可產(chǎn)生向前、向后、向左或向右的水平分力。因此, 直升機既能垂直上升下降、空中懸停, 又能向前后左右任一方向飛行。直升機可以在狹小場地上垂直起飛和降落而無需跑道。在超載情況下, 有機輪的直升機也可以滑跑起飛。當發(fā)動機在空中停車時, 直升機還可以利用旋翼自轉下滑, 安全著陸。1-2 飛機的主要組成部分及功用飛機的主要組成部件有機翼、尾翼、機身、起落架、飛機操縱系統(tǒng)、飛機動力裝

11、置和機載設備等(見圖1 1 )。 5 (1 ) 機翼: 是飛機產(chǎn)生升力的部分。通常在機翼上有用于橫向操縱的副翼和擾流片, 機翼前后緣部分還設有各種型式的襟翼, 用于增加升力或改變機翼升力的分布。(2 ) 尾翼: 通常在飛機尾部, 分為水平尾翼和垂直尾翼兩部分。個別飛機的尾翼設計成v形, 它兼起縱向和航向穩(wěn)定、操縱的作用, 稱為v 形尾翼。一般水平尾翼由水平安定面和升降舵組成, 垂直尾翼由垂直安定面和方向舵組成。在超音速飛機上, 為了提高飛機縱向操縱能力, 常將水平尾翼做成一個整體( 不分水平安定面和升降舵) , 它可以操縱偏轉, 稱為全動平尾。有的飛機上(主要是變后掠翼飛機) 還將全動水平尾具

12、設計成可以差動偏轉的型式, 即平尾的左右兩半翼面不僅可以同向偏轉, 且可反向偏轉, 此時可起橫向操縱作用, 這種型式稱為差動平尾。帶方向舵的垂直尾翼已能滿足超音速飛行時的航向操縱要求, 所以較少采用全動垂直尾翼。在有些飛機上, 水平尾翼不是裝在飛機尾部, 而是移到機翼的前面, 它稱為前翼或鴨翼。(3 ) 機身: 處于飛機的中央, 主要用于容納人員、貨物或其他載重和設備, 別的部件也多與機身相連。但是機身并不是飛機不可缺少的部件, 早期飛機僅有個連接各部件的構架, 這樣的機身在初級滑翔機和超輕型飛機上還可見到。后來為了減少阻力, 發(fā)展成為流線外形的機身, 并用以容納貨物、人員和設備等體積較大的載

13、重物。如果飛機足夠大, 能將人員、貨物、燃油等全部裝在機翼內(nèi)部, 則可以取消機身, 成為飛翼式飛機, 簡稱飛翼。(4 ) 起落架: 是飛機起飛、著陸滑跑和在地面( 或水面)停放、滑行中支持飛機的裝置, 一般由承力支柱、減震器、帶剎車的機輪(或滑橇、滾筒)和收放機構組成。在低速飛機上用不可收放的固定式起落架以減輕重量, 在支柱和機輪上有時裝整流罩以減小阻力。對于陸地上或艦上起落的飛機用機輪, 在冰上或雪地起落的飛機用滑橇代替機輪, 浮筒式水上飛機則代之以浮筒。(5 ) 操縱系統(tǒng): 包括駕駛桿(盤)、腳蹬、拉桿、搖臂或鋼索、滑輪等。駕駛桿(盤)控制升降舵(或全動水平尾翼) 和副翼, 腳蹬控制方向舵

14、。為了改善操縱性和穩(wěn)定性, 現(xiàn)代飛機操縱系統(tǒng)中還配備有各種助力系統(tǒng)(液壓的和電動的) 、增穩(wěn)裝置和自動駕駛儀等。(6 ) 動力裝置: 包括產(chǎn)生推力的發(fā)動機和保證發(fā)動機正常工作所需的附件和系統(tǒng), 其中包括發(fā)動機的起動、操縱、固定、燃油、滑油、散熱、防火、滅火、進氣和排氣等裝置或系統(tǒng)。(7 ) 機載設備: 包括飛行儀表、通信、導航、環(huán)境控制、生命保障、能源供給等設備, 以及與飛機用途有關的一些機載設備, 如戰(zhàn)斗機的武器和火控系統(tǒng), 旅客機的客艙生活服務設施等。1-3 飛機的研制過程一種新飛機的投入使用, 需經(jīng)過下述4個階段。1 .擬訂技術要求通?？捎娠w機設計單位和訂貨單位協(xié)商后共同擬訂新飛機的戰(zhàn)術

15、技術要求或使用技術要求; 也可由飛機設計單位或訂貨單位的某一方為主, 擬訂出技術要求。技術要求通常確定了飛機的主要性能指標、主要使用條件和機載設備等。設計單位必須保證新飛機能達到這些技術要求, 訂貨單位則根據(jù)這些要求來驗收新飛機。因此, 飛機的技術要求是飛機設計的基本依據(jù), 在新飛機的整個研制過程中, 必須圍繞這個中心進行考慮。62 .飛機設計過程飛機設計單位根據(jù)已經(jīng)擬訂好的飛機技術要求, 進行飛機的總體設計, 即把飛機的主要參數(shù)、基本外形與部位安排確定下來。此時必須通過仔細的分析、計算和試驗, 以保證所確定的總體設計能滿足飛機的技術要求。在飛機總體設計階段以后進行的是結構設計階段。結構設計階

16、段需繪制完成飛機結構的所有圖紙, 并使所設計的結構能滿足總體設計的要求, 當然也應與飛機的技術要求相協(xié)調(diào)。一架現(xiàn)代新型飛機的設計工作, 通常要設計幾百張到幾千張圖紙, 做幾百到幾千小時試驗, 設計人員通常為幾百人, 設計周期在13 年左右。3 .飛機制造過程飛機制造工廠根據(jù)飛機設計單位提供的全套圖紙與技術資料進行制造。飛機工廠在制造 出整架飛機的結構以后, 還應把飛機所需的設備、系統(tǒng)都完整地裝好。飛機工廠制造出的飛機應能保證滿足設計圖紙和技術資料規(guī)定的要求。這樣, 由飛機工廠首批試制出來的新飛機即可投入試飛和全機強度試驗。設計與制造是密切相關的。設計人員應了解工廠的生產(chǎn)條件、新工藝和新材料的發(fā)

17、展情 況, 以設計出性能好而又結合工廠生產(chǎn)條件的飛機結構。工廠的工藝技術人員應關心飛機性 能的提高, 與設計人員協(xié)作, 制訂出良好的工藝方案, 以使設計人員設計出的結構能較好地投入生產(chǎn)。4 .飛機的試飛、定型過程一種新飛機試制出來以后, 是不能也不應馬上投入使用的。盡管我們已做了大量的分析、計算、試驗等研究工作, 但還不能完全肯定這種飛機能否真正投入使用, 還必須通過試飛來檢驗飛機能否確保安全, 性能是否滿足技術要求。若在試飛過程中發(fā)現(xiàn)有缺點或問題, 則必須進一步更改設計或改進制造方法。當把試飛中出現(xiàn)的問題都排除完畢, 則可把此時的設計圖紙與制造方法確定下來, 只有通過飛機的試飛過程把一種新飛

18、機初步定型后, 方可由飛機工廠進行小批量生產(chǎn)。在新飛機的研制過程中, 須配合做很多試驗。譬如為了選擇較好的飛機外形, 須做風洞試驗; 為了保證有足夠的強度與壽命, 要做結構的強度試驗與壽命試驗。在新飛機的研制過程中, 往往還要進行相當數(shù)量的科研課題研究, 例如飛機的選型問題、 主要結構的疲勞設計或斷裂設計等問題。研制新飛機還與飛機的使用密切相關。在設計過程中既要利用已有的使用經(jīng)驗, 又要在 本飛機的使用過程中不斷改進這種新飛機的設計。1-4 航空發(fā)動機概述為航空器提供飛行所需動力的發(fā)動機稱為航空發(fā)動機。航空發(fā)動機可以分為3 種類型。 (1 ) 活塞式航空發(fā)動機: 早期在飛機或直升機上應用的航空

19、發(fā)動機, 用它帶動螺旋槳或旋翼。大型活塞式航空發(fā)動機的功率可達2500 kw( 3400 馬力)。后來逐漸為功率大、高速性能好的燃氣渦輪發(fā)動機所取代。但是小功率的活塞式航空發(fā)動機還廣泛地被用在輕型飛機、直升機以及超輕型飛機上。(2 ) 燃氣渦輪發(fā)動機: 是現(xiàn)代飛機和直升機上應用最廣的發(fā)動機。它包括渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機。它們都具有壓氣機、燃燒室和燃氣渦輪。渦輪螺旋槳發(fā)動機主要用于速度小于800 km/ h 的飛機, 渦輪軸發(fā)動機主要用作直升機的動力, 速度更高的飛機則用渦輪風扇發(fā)動機。渦輪噴氣發(fā)動機主要用于超音速飛機。(3 ) 沖壓發(fā)動機: 特點是無壓氣

20、機和燃氣渦輪, 進入燃燒室的空氣是利用高速飛行時的沖壓作用來增壓的。沖壓發(fā)動機構造簡單, 推力大, 特別適用于高速高空飛行。由于不能 7自行起動和低速性能不好, 限制了它在航空器上的應用, 僅用在導彈和在空中發(fā)射的靶彈上。這三類發(fā)動機都由大氣中吸取空氣作為燃料燃燒的氧化劑, 所以又稱吸空氣發(fā)動機。航 空器上應用的其他發(fā)動機還有火箭發(fā)動機、脈沖發(fā)動機和航空電動機?；鸺l(fā)動機燃料消耗率太大, 不適于長時間工作, 在飛機上僅用于短時間加速(如起動加速器) 。脈沖發(fā)動機也是一種吸空氣發(fā)動機, 主要用于低速靶機和航空模型飛機。由太陽能電池驅動的航空電動機僅用于輕型飛機, 尚處在試驗階段。 第二章 機翼尾

21、翼構造分析2-1 機翼尾翼的功用與要求一、機翼的功用與要求1 .機翼的功用機翼是飛機的一個重要部件, 其主要功用是產(chǎn)生升力。當它具有上反角時, 可為飛機提供一定的橫向穩(wěn)定性。在它的后緣, 一般布置有橫向操縱用的副翼、擾流片等附翼。為了改善機翼的空氣動力效用, 在機翼的前、后緣越來越多地裝有各種型式的襟翼、縫翼等增升裝置,以提高飛機的起飛著陸或機動性能。機翼上常安裝有起落架、發(fā)動機等其他部件。近代殲擊機和殲擊轟炸機往往在機翼下布置多種外掛, 如副油箱和導彈、炸彈、火箭彈等軍械設備。機翼的內(nèi)部空間常用來收藏起落架、放置一些小型設備、附件和儲存燃油。特別是旅客機, 為了保證旅客安全, 很多飛機不在機

22、身內(nèi)儲存燃油, 而把燃油全部儲存在機翼內(nèi)。放置燃油的油箱有整體油箱和軟油箱兩種, 為了減輕重量, 近代飛機機翼油箱恨多為整體油箱(見圖7-1)。2 .機翼的設計要求機翼的設計要求與飛機結構設計的五項基本要求是一致的, 只是各種部件因功用不同, 而側重點有所不同。(1 ) 機翼主要用于產(chǎn)生升力, 因此滿足空氣動力方面的要求是首要的。機翼除保證升力外, 還要求阻力盡量小( 少數(shù)特殊機動情況除外)。機翼的氣動特性主要取決于其外形參數(shù)( 如展弦比、相對厚度、后掠角、翼型等) , 這些參數(shù)在總體設計時確定; 結構設計則應從強度、剛度、表面光滑度等各方面來保證機翼氣動外形要求的實現(xiàn)。(2 ) 在外形、裝載

23、和連接情況已定的條件下, 重量要求是機翼結構設計的主要要求, 具體地說就是要設計出一個既能滿足強度、剛度和耐久性要求, 又盡可能輕的結構來。強度包括靜強度、動強度和疲勞強度。對于按“安全壽命”或“ 損傷容限”設計的機翼, 應在其受力構件布置、各連接關系設計、零構件細節(jié)設計以及關鍵件的可檢性等各個環(huán)節(jié)中給予認真考慮, 以便為結構提供較長的壽命和較好的破損安全特性, 從而保證結構使用的可靠性。機翼外載隨過載系數(shù)的增大而增大。通常各類飛機的最大、最小過載系數(shù)由強度規(guī)范規(guī)8定, 如殲擊機最大過載系數(shù)可達+ 7 + 9。當飛機在高速飛行時, 很小的變形就可能嚴重惡化機翼的空氣動力性能; 剛度不足還會引起

24、顫振和操縱面反效等嚴重問題。值得注意的是: 隨著飛行速度的提高, 機翼所受載荷增大; 然而, 由于減小阻力等空氣動力的需要, 此時機翼的相對厚度卻越來越小, 再加上后掠角的影響, 致使機翼結構的扭轉剛度、彎曲剛度越來越難保證, 這些都將引起機翼在飛行中的變形增加。因此對高速飛機, 為滿足機翼的氣動要求, 剛度問題必須給予足夠重視。然而也正由于上述原因, 此時要解決好機翼的最小重量要求與強度、剛度要求之間的矛盾將更為困難。這種矛盾促進了機翼結構的受力型式不斷發(fā)展, 在以后的分析中我們將更清楚地看到這一點。(3 ) 使用、維護要求。飛機應該使用方便, 便于檢查、維護和修理。對于按損傷容限設計的飛機

25、, 還應滿足相應的特殊要求。當機翼結構作為整體油箱艙使用時, 必須保證燃油系統(tǒng)工作的高度可靠性。當該可靠性要求與結構重量輕的要求相矛盾時, 應首先保證燃油系統(tǒng)的可靠性, 因為它涉及到飛行的安全性。用作油箱艙的翼箱除滿足一般的強度、剛度要求外, 應具有較高的疲勞強度、良好的破損安全性能, 并應妥善解決密封問題。(4 ) 工藝性和經(jīng)濟性要求, 與一般飛機結構相同, 此處不再重復。二、尾翼的功用與要求1 .尾翼的主要功用尾翼用于保證飛機的縱向和航向的平衡與穩(wěn)定性, 以及實施對飛機的縱向(俯仰) 和航向的操縱。一般飛機的尾翼由水平尾翼(簡稱平尾) 和垂直尾翼(簡稱垂尾) 兩部分組成。正常式平尾包括水平

26、安定面和升降舵。為了改善跨音速和超音速飛機在高速飛行中的縱向操縱性,在這類飛機上, 大多采用全動水平尾翼。垂尾一般由垂直安定面和方向舵組成。2 .尾翼的設計要求尾翼的功用是通過它所產(chǎn)生的升力來實現(xiàn)的, 所以從本質(zhì)上說尾翼的直接功用就是產(chǎn)生升力, 它也是一個升力面, 因而尾翼的設計要求和構造與機翼十分類似。對尾翼的主要要求也是保證它所承擔的空氣動力任務的完成; 應具有足夠的強度、剛度、壽命而重量盡可能輕。2-2 機翼尾翼的外載特點一、機翼的外載特點機翼的外載有以下三類(見圖7-2)。1 .空氣動力載荷空氣動力載荷qa 是分布載荷, 單位為n/ m2 。它可以是吸力或壓力, 直接作用在機翼表面上,

27、 形成機翼的升力和阻力, 其中升力是機翼最主要的外載荷。在各種設計情況下, 機翼的氣動載荷的數(shù)值和分布情況是不同的, 因此其合力的大小、方向、作用點相應地也不相同, 并將影響機翼的受力情況。2 .其他部件、裝載傳來的集中載荷機翼上連接有其他部件(如起落架、發(fā)動機)、副翼、襟翼等各類附翼和布置在機翼內(nèi)、外的各種裝載(如油箱、炸彈)。除了在以翼盒作為整體油箱情況下燃油產(chǎn)生的是分布載荷外, 由于這些部件、裝載一般都是以有限的連接點與機翼主體結構相連, 因此, 不論是起落架傳來的地面撞擊力或副翼等翼面上的氣動載荷, 以及其上各部件、裝載本身的質(zhì)量力( 包括重力和慣性力) , 都是通過接頭, 以集中載荷

28、的形式傳給機翼。其中有些力的數(shù)值可能很大。93 .機翼結構的質(zhì)量力機翼本身結構的質(zhì)量力為分布載荷qc( pa) , 其大小與分布情況取決于機翼結構質(zhì)量的大小和分布規(guī)律。它的數(shù)值比氣動載荷要小得多。在工程計算中, 它的分布規(guī)律可近似認為與弦長成正比。上述2 , 3 中提及的各種質(zhì)量力的大小和方向還與飛機過載系數(shù)有關, 其方向與升力相反, 對機翼有卸載作用。綜上所述, 若以載荷形式分, 機翼的外載有兩種類型。一種是分布載荷, 以氣動載荷為主,還包括機翼本身結構的質(zhì)量力, 這是機翼的主要載荷形式; 另一種是由各接頭傳來的集中載荷(力或力矩) 。二、機翼的總體受力機翼的各種外載, 總要在機翼、機身連接

29、處, 由機身提供支持力來平衡。因此在上述載荷作用下, 可把機翼看作是固定在機身上的一個“ 梁”。當機翼分成兩半, 與機身在其左右兩側相連時, 可把每半個機翼看作支持在機身上的懸臂梁; 若左右機翼連成一個整體時, 則可把它看作支持在機身上的雙支點外伸梁。這兩種情況雖然在支持形式上有所不同, 但對外翼結構來說, 都可以看作懸臂梁。但必須指出, 在把機翼看作為一個“工程梁”時, 它與材料力學課程中介紹的一般工程梁相比, 有其特殊性。(1 ) 機翼高度( 厚度)小, 但其弦向尺寸(相當于梁寬) 大多與翼展有相同量級( 尤其是三角機翼)。而一般工程梁是指高度和寬度均比長度要小得多的單尺度梁, 這類梁僅注

30、重沿長度方向分布的載荷。而對于機翼, 弦向分布的載荷也很重要。(2 ) 一般工程梁支承簡單, 計算簡化也容易。而機翼在機身上的固定形式要復雜得多。 此外考慮到結構支承的彈性效應, 精確計算中, 應認為機身是一彈性支承。三、尾翼的外載特點在全動水平尾翼與舵面上, 作用有分布的氣動載荷和自身的質(zhì)量力。安定面上除作用有 這類載荷外, 還有舵面懸掛接頭傳來的集中力。由于舵面與安定面、全動平尾與機身的連接情況和機翼與機身的連接情況有所不同, 因而此時安定面或機身各自提供的支持力的形式也不同。水平尾翼和垂直尾翼同樣可根據(jù)其外載和支持力或操縱力作出剪力、彎矩和扭矩圖。從圖(7-5)可見, 安定面的受力情況與

31、機翼相似。尾翼上的氣動載荷以它的作用分, 有以下3 類。1 . 平衡載荷平衡載荷是用以保證飛機縱向氣動力矩平衡時平尾上的載荷。此時水平安定面上的載荷往往與升降舵的載荷方向相反, 所以平尾受有很大扭矩。2 .機動載荷在不平靜氣流或機動飛行時偏轉升降舵或方向舵產(chǎn)生的附加載荷, 這是尾翼的主要受力情況。3 .不對稱載荷對平尾來說由于側滑或橫滾引起的載荷是不對稱載荷, 它們一般比機動載荷小得多。但此不對稱載荷引起的mx 卻較大, 所以對結構有一定的影響。垂尾除上述橫滾影響外, 不對稱的發(fā)動機推力也會引起垂尾上的不對稱載荷。需要指出的是,飛機在飛行中的飛行狀態(tài)10經(jīng)常變化, 尾翼上載荷的大小和方向也隨著

32、改變; 大氣中的不穩(wěn)定氣流也會使尾翼的載荷經(jīng)常發(fā)生變化, 因而尾翼上的載荷具有重復載荷的性質(zhì)。2-3 后掠翼和三角翼受力分析一、后掠機翼的受力特點后掠機翼可看做由直機翼向后轉動一個角度而得。它的左、右兩側的機翼不是彼此連續(xù) 的直梁, 而是一個有轉折的盒式梁。因而其外段實質(zhì)上就是一個直機翼, 所有關于直機翼受力分析的結論仍然適用。其主要特點反映在根部三角區(qū)1 2 3 內(nèi)( 見圖7-39)。當機翼受載 產(chǎn)生彎曲變形時, 由于根部剖面的變形( 轉角) 在后梁區(qū)受到了機身的限制, 不能自由變形, 致使整個剖面發(fā)生翹曲(見圖7-39) 。因而平剖面假設在根部區(qū)不能成立, 從而使機翼根部的應力分布與根據(jù)平

33、剖面假設得到的結果相比發(fā)生了重大變化。以一單塊式后掠機翼(見圖7-40)為例, 取出其根部附近的一段機翼(包括三角區(qū)a b 2、 c)。當機翼受垂直氣動載荷作用時, 上、下壁板上的各縱向構件(長桁、梁的緣條等)分受軸向拉、壓。由于根部三角區(qū)的存在, 這些縱向構件的長度不等(靠近前梁附近的縱向構件較長, 靠近后梁附近的較短) 。而桿元的拉、壓剛度與其長度成反比。因此, 根部各縱向構件的拉、壓剛度必定不相等。當它們受到由彎矩產(chǎn)生的軸力時, 為了滿足相應的變形一致條件, 將按它們的剛度大小分配它們共同承擔的軸向力。因前梁附近的縱向構件剛度小, 分配到的載荷較小, 應力較低; 而后梁附近的縱向構件剛度

34、大, 分配到的載荷也較大, 應力較高。因此出現(xiàn)了應力向后緣集中的現(xiàn)象, 通常稱之為“ 后掠效應”。理論研究和試驗證明, 根部剖面1 3處的應力沿剖面的x 軸近似呈雙曲線分布( 見圖7-41)。后掠機翼也有各種結構型式, 如單塊式、梁架式等。 二、三角翼的結構特點隨著飛行速度的提高, 機翼后掠角增大。當后掠角大于55之后, 對機翼的強度、剛度的要求與后掠翼在結構上實現(xiàn)的可能性之間的矛盾越來越尖銳。因此, 在飛行m 數(shù)大于1 .5 以上的飛機, 很多采用了各種形式的三角翼, 它保持了后掠翼氣動方面的優(yōu)越性。然而由于它的后掠角大(= 5575)、根梢比大( 可達十幾)且展弦比小(1 .52 .5 )

35、 , 因此機翼大部分面積靠近根部, 壓力中心內(nèi)移, 使根部彎矩減小; 而且壓力中心相對于根部剖面剛心的力臂減小, 扭矩也就相應的減小。三角翼根弦長, 在相對厚度珋c 相等的條件下, 根部結構的絕對高度較大, 梁的結構效率較高, 因而其根部結構的抗彎曲剛度和扭轉剛度11較大, 大大改善了機翼的強度、剛度特性。由于三角翼的翼肋相對于后掠翼的翼肋長,為了改善翼肋的受力, 應適當增加翼肋沿弦向的支持點, 這就意味著要增加縱向翼梁或墻的數(shù)量(見圖7-44) , 與機身的連接點比后掠翼與機身的連接點要多。三角翼也有梁式、單塊式等多種結構型式, 但較多采用多梁式結構。考慮到三角機翼雖然相對厚度較小, 但由于

36、其根弦長, 所以根部結構的絕對高度仍較大.梁的結構效率較高。同時機翼翼盒的閉室面積也仍較大, 因而蒙皮不需要很厚。在這種情況下, 主要由幾根翼梁來承彎是合理的。此時三角機翼與機身的連接點比后掠翼與機身的連接點要多。但連接點不宜布置太多, 不然機身就要相應地布置很多加強框, 給機身的結構設計帶來困難。然而若交點太少,梁之間的寬度增大, 則當機翼壁板參加受彎時, 壁板在根部的參與區(qū)將占機翼相當大的一部分面積(見圖7-45)、勢必降低結構的材料利用率, 使結構重量增加。綜上所述, 三角機翼較多采用多梁式的結構型式, 一般不布置長桁或布置較弱的長桁, 為了維持機翼外形, 翼肋可布置得較密。多梁式三角翼

37、按其梁的布置形式有正交梁( 指翼梁與機身軸線垂直)形式、匯交梁形式和混合式等(見圖7-46)。（圖7-47）為某超音速殲擊機混合多梁式三角翼的結構。三角翼受力分析較為復雜, 限于篇幅, 在此不再討論。 2-4 操作面的結構分析尾翼的展弦比較小。一般平尾的= 34、垂尾的(不計機身部分)為1 .5 左右。對于超音速飛機, 由于操縱性的需要, 水平尾翼一般改為全動平尾。平尾與垂尾的相互位置主要由氣動要求決定, 應盡量避免兩者之間的不利氣動干擾。但由于希望不要在機身上設計太多的連接加強框以及裝配時的方便, 尾翼位置應結合這一要求進行協(xié)調(diào)。對于ma0. 6 的亞音速飛機, 尾翼的顫振問題尚不嚴重; 對

38、于ma0. 8 的飛機, 必須妥善考慮尾翼的顫振問題; 對于ma = 2 的薄尾翼, 更需注意。為解決顫振問題對尾翼提出的要求大致可歸納為以下幾點: 對舵面, 應盡量使舵面重心靠前, 最好能位于鉸鏈軸前面不遠處; 對安定面, 重心也希望靠前一些, 且希望扭轉剛度盡可能大一些; 對于全動平尾, 其重心要求類似于舵面、扭轉剛度要求類似于安定面。尾翼的安定面、飛機操縱面的結構分析1 .安定面的結構布置 12安定面上無大開口, 常作成雙梁單塊式結構。這樣一方面可提高它的結構剛度和結構效 率, 同時又便于在后面懸掛舵面。由于尾翼的載荷特點是舵面載荷很大, 故安定面往往取后梁為主梁, 前梁也可用墻代之。懸

39、掛接頭處應布置加強肋, 用以擴散舵面通過接頭傳來的集 中力。2 .操縱面的構造和受力分析操縱面可看作在氣動載荷作用下支持在懸掛接頭上的多支點連續(xù)梁。由氣動載荷在操縱面上產(chǎn)生的剪力q、彎矩m 都通過懸掛接頭以集中力形式傳給安定面。由氣動載荷相對于轉 軸產(chǎn)生的扭矩最后由操縱搖臂上的操縱力與接頭支反力構成的力矩來平衡(見圖7-55)。 根據(jù)顫振提出的要使鉸鏈軸后的結構重量盡量輕, 以及充分利用原來很小的剖面結構高度的要求, 操縱面一般都在靠近前緣處布置單梁。3 .操縱面前緣缺口的補強操縱面扭矩一般由前緣閉室承受。然而在懸掛接頭處, 前緣要開口, 破壞了扭矩的傳力路線, 因此需在缺口處補強。(1 )

40、可加一對斜加強肋, 與梁構成三角架。扭矩由斜肋受彎和缺口段的梁承受附加彎矩來傳遞。(2 ) 加一短墻, 與缺口兩端的加強肋構成一局部閉室。扭矩在缺口段由局部閉室傳遞。 (3 ) 對某些小型低速飛機, 載荷很小時, 可直接對梁進行局部加強, 由梁本身受扭57(c)。4 .重量平衡為防止操縱面的顫振, 應使舵面重心位于轉軸之前或轉軸上。這點從結構本身較難做到。除盡量減輕后部重量外, 大多需在前緣加配重。5 .氣動補償氣動補償是為了減小操縱面的鉸鏈力矩, 從而減小駕駛桿力。常用的補償方法有以下 幾種:(1 ) 軸式補償和角式補償: 軸式補償是將操縱面轉軸靠后布置, 利用轉軸前面的一部分面積相對于轉軸

41、產(chǎn)生方向相反的力矩, 減小鉸鏈力矩, 起補償作用。角式補償也是如此。但過大的軸式和角式補償會使舵面在大偏角下前緣過分突出, 引起氣流分離, 甚至還會出現(xiàn)破壞操縱習慣的“過補償”現(xiàn)象。(2 ) 13用一四連桿機構使補償板作上、下平行移動, 就不會對舵面的偏轉有過分的限制。 第三章 機身結構分析3-1 機身的功用、內(nèi)部布置和設計要求一、機身的功用機身是飛機的一個重要部件。它的主要功用為:(1 ) 安置空勤人員、旅客, 裝載燃油、武器、設備和貨物等。(2 ) 把機翼、尾翼、起落架( 對殲擊機一般還有發(fā)動機)連接在一起, 形成一架完整的飛機。這些部件通過固定在機身上的接頭, 把作用在各部件上的載荷都傳

42、到機身上, 和機身上的其他載荷一起達到受力平衡, 因此機身是整架飛機的受力基礎。二、機身的內(nèi)部布置機身的內(nèi)部布置了各種裝載。圖8 1 為某強擊機的部位安排情況。內(nèi)部布置時應將各裝載、燃油等合理地布置在機身內(nèi), 同時協(xié)調(diào)機身與機翼、尾翼、起落架等部件的受力結構。有效載重的布置應使它們所處的位置滿足其本身的技術條件要求。如前方搜索雷達天線要求安排在機身最前端; 燃油及炸彈應盡可能置于飛機重心附近, 以期達到不因燃油的消耗與炸彈的投放而使飛機重心變化超出規(guī)定的范圍等。除位置要求外, 還必須滿足各種裝載的使用、檢測、維護、更換等要求。如空勤人員和旅客進出、貨物裝卸、炸彈投放等都需在機身上開很大的艙門;

43、 設備、附件等要經(jīng)常檢測、維護, 有些是每一個起落都要檢查。這就需要創(chuàng)造條件便于方便地接近它們。在大型飛機上, 絕大部分可從機艙內(nèi)部接近; 但在殲擊機上, 卻必須在機身殼體上開很多大小不一的檢查窗口。對于按損傷容限要求設計的結構, 要考慮可檢測性。三、機身結構的設計要求飛機結構設計一般性要求都適用于機身結構。只是機身的功用與機、尾翼有不同的側重 點, 所以在設計要求上也有不同側重點。 (1 ) 機身必須滿足各種裝載根據(jù)本身的特殊需要提出的眾多的使用要求, 并應與機翼、尾翼等相連部件的主要受力構件的布置、連接點位置進行總體協(xié)調(diào), 這與減輕飛機總重 14量有關。(2 ) 機身應有足夠的強度, 以保

44、證機身結構在預定的使用期限內(nèi), 承受強度規(guī)范中規(guī)定的各種載荷而不破壞。(3 ) 機身應有足夠的剛度。機身結構受載后的總變形與局部變形都應在規(guī)范或戰(zhàn)術/ 使用技術要求允許的范圍之內(nèi)。機身的總體剛度直接影響著尾翼的效率和尾翼顫振特性; 機身結構局部變形過大, 對阻力特性不利。(4 ) 機身應有足夠的開敞性以便于維修。開敞性直接影響飛機的維修性, 而維修性的好壞與飛機的利用率及運營成本等均有關。相對于機、尾翼等部件, 由于機身內(nèi)裝載多, 本身結構復雜, 因而這一要求對機身結構就更為突出。(5 ) 機身結構的重量應盡可能小。(6 ) 機身結構應有良好的工藝性, 生產(chǎn)成本要低。機身基本不產(chǎn)生升力, 所以

45、氣動力方面主要是要求阻力小, 因此機身一般做成細長的流線體, 并希望外形光滑, 盡量少突起等。從上面分析可以看到, 很多要求往往是矛盾的。比如駕駛艙為了滿足駕駛員的視界要求,座艙蓋常凸出機身外形, 引起阻力增大。但為了滿足使用要求, 只好在氣動要求上作些讓步。又如機身上的各種大、小開口, 破壞了機身結構的完整性, 而進行補強必定會增加重量, 但為滿足各種使用或維修要求不得不在重量上作出犧牲。3-2 機身的外載和受力特點一、機身上的外載機身上的外載主要有以下4種。1 .空氣動力載荷由于機身基本上為對稱流線體, 故機身上除局部地區(qū)外, 氣動載荷都較小。只有在頭部和一些曲度較大的突出部位(如座艙蓋)

46、 等處局部氣動載荷較大, 因此空氣動力應作為這些部位的主要設計載荷之一。但機身分布氣動力對機身的總體載荷基本沒有影響(圖8-2)。 2 .質(zhì)量力機身內(nèi)的載重與機身結構本身都會產(chǎn)生質(zhì)量力, 其中尤以各種裝載的質(zhì)量力影響較大。 沿軸線各點上的過載大小與方向不一定相同, 故也會影響到質(zhì)量力的大小與方向。它們有的 為集中力形式(如裝載通過集中接頭連到機身結構上時) ; 有的為分布力形式(如客艙、貨艙內(nèi)載重的質(zhì)量力)。3 .其他部件傳來的力這里主要指在飛行或起飛著陸滑跑中由機翼、平尾、垂尾或起落架上傳來的力。若發(fā)動機安裝在機身上, 則還有發(fā)動機推力和陀螺效應產(chǎn)生的集中力。4 .增壓載荷15它在機身增壓艙

47、部分自身平衡而不影響機身的總體載荷。由于機身的特殊性, 上述2 , 3 項對機身結構是主要的外載荷。二、機身的總體受力特點機身上的全部載荷在機翼處得到平衡, 因此可把機身看成是支持在機翼上的雙支點(或多支點) 外伸梁。根據(jù)各種設計情況下的載荷, 機身會產(chǎn)生在垂直對稱面內(nèi)和水平面內(nèi)的彎曲以及繞機身軸線的扭轉。相應的在機身結構中引起兩個平面內(nèi)的剪力、彎矩和繞x 軸的扭矩等內(nèi)力(見圖8-3)。綜上所述, 機身的受力一般說與機翼很相似。但對機翼,水平載荷較其垂直載荷( 如升力)小得多,而機翼結構在水平方向的尺度較垂直方向大, 所以在結構分析時, 常略去水平載荷。對于機身, 垂直方向和水平方向的載荷為同

48、一數(shù)量級,且機身結構在這兩個方向上的尺度又相差不大, 因此在機身結構分析時, 兩個方向上的載荷都要考慮。 3-3 機身的加強框機身加強框與機翼加強肋的作用類似, 除了維持外形外, 主要用來承受和傳遞框平面內(nèi)的集中載荷, 并傳給機身蒙皮。加強框的受力較大, 重量也比較大。根據(jù)其受力型式, 加強框大致可分為剛框(環(huán)形) 式、腹板式及構架式3 大類。一、剛框式( 環(huán)形)加強框機身隔框(包括普通框) 多數(shù)是剛框式, 這是為了充分利用機身內(nèi)部空間。圖8-12 ( a ) 為一機翼機身連接的剛框式加強框, 它主要承受框兩側翼梁傳來的集中力。圖8-12 ( b )是在框上部承受垂直尾翼傳來的集中力的剛框式加

49、強框。剛框式加強框是由內(nèi)、外緣條、腹板、支柱等元件組成。根據(jù)這3 種元件的構成情況不同, 剛框又可分成組合框( 見圖8-12 ( b) )、整體式(見圖8-12 ( a ) ) 和混合式3 種。組合式剛框由擠壓型材彎制的緣條、腹板及支柱鉚接而成;16 整體式剛框是用整體鍛造毛坯經(jīng)機械加工而成; 混合式剛框是上述兩者之組合。二、腹板式加強剛框機身上總是需要布置一些腹板式加強框(簡稱腹板框) 。腹板框的形狀也是由部位安排決定的, 有的腹板只占機身截面的一部分, 其余部分為剛框; 而有的腹板占機身截面的全部。圖(8-13)是幾種腹板框的結構。腹板框除了承受框平面內(nèi)的集中載荷外, 有些腹板框還同時作用

50、有垂直于框平面的分布壓力。腹板框的主要特征是通過布置在腹板上的型材受軸向力、腹板受剪而把集中力擴散到機 身殼體蒙皮上。腹板框框緣中的應力相對剛框要小得多, 所以這種加強框的緣條不需要很強。 17 三、構架式加強框圖(8-18)為構架式加強框的受力原理圖。某低速飛機機身與尾輪支柱連接的加強框就用 了這種受力形式。尾輪可以轉動, 故其側向力較小, 對其連接框來說主要受一個法向力, 框內(nèi)布置一三角形桁架可使法向力以切向力的方式作用到剛框上, 進而與機身蒙皮的剪流平衡。對剛框來說, 法向力變成切向力, 框內(nèi)的彎矩就小多了, 從而可以將剛框設計得輕些。然而桿子會使剛框的重量增加, 因為三根桿子中有兩根受

51、壓, 按穩(wěn)定性設計, 材料的利用率當然差一些。由圖8-18 ( b)可見, 對于正圓形截面的機身, 三角形桁架的桿子受力更大, 故使桁架重量增加得更多。這種形式的加強框由于整個框的中間空間被桿子堵住, 不利于內(nèi)部布置大尺寸裝載, 又沒有部分腹板框那種可以綜合利用的優(yōu)點, 故采用者甚少。但在某些大型飛機上, 為避免過大的腹板引起重量過大, 也有用構架式加強框的。 3-4 氣密座艙的受力特點現(xiàn)代飛機大都在空氣稀薄的高空中飛行, 為了保證空勤人員和旅客在高空飛行時的正常工作條件和生理要求, 都采用了氣密座艙。在氣密艙中提供了必需的氧氣、空氣壓力、溫度和濕度。為了保證儀表、設備可靠地工作, 需要使它的

52、外界環(huán)境有一定的壓力和溫度, 因18而也需要把它們放在氣密艙中。氣密座艙是薄壁結構, 它除了受到由于氣密要求引起的壓差外, 也可能還是機身整體受力的一部分。關于座艙增壓的一般情況是: 當高度低于20003000 m 時, 艙內(nèi)壓力與外界一樣, 不必增壓。在高度超過20003000 m 以后, 才開始增壓。在圖(8-24)中曲線a 代表一種典型的增壓方式。它是從2000 m 高度開始增壓并保持壓 力不變, 當飛行高度超過7400 m 后, 氣密座艙內(nèi)、外的壓差已經(jīng)達到4104 pa, 為了保證結構不致破壞, 就必須維持壓差不再增加,于是氣密座艙內(nèi)部的壓力也將隨飛行高度的增加而下降。所以, 飛機從

53、海平面爬升到2000m 時, 座艙內(nèi)的氣壓變化和標準大氣一致。在20007400 m的高度飛行時, 艙內(nèi)氣壓卻始終相當于2000 m 高度的標準大氣壓力。當飛行高度超過7400 m 以后, 艙內(nèi)氣壓雖然也隨飛行高度的上升而下降, 但始終比外界大4104pa。因此, 當飛機在10000 m 的高度作巡航飛行時, 艙內(nèi)氣壓只相當于3300 m 高度時的氣壓, 再加上有調(diào)溫設備, 氣密艙內(nèi)的環(huán)境還是比較舒適的。在圖8-24 中曲線( b) 是從3000 開始增壓, 在7200 m 以后保持3104 pa 的壓差。它適用于巡航高度較低的飛機。從結構重量的觀點來看, 氣密座艙使得飛機結構重量增加不少。為

54、了安置氣密座艙, 不僅蒙皮要加厚, 而且鉚縫還需用密封, 同時還要考慮飛機的疲勞, 所以必然會引起結構重量的增加。 第四章 飛機的平衡、穩(wěn)定和操縱4-1 飛機的平衡一、平衡的概念飛機在飛行時, 所有作用于飛機的外力與外力矩之和都等于零的狀態(tài)稱之為飛機的平衡狀態(tài), 等速直線運動是飛機的一種平衡狀態(tài)。研究飛機的運動, 我們采用的是機體坐標軸系。這種坐標軸的原點o 取在飛機的重心, x軸在飛機的對稱面內(nèi)且與翼弦平行, 稱為飛機的縱軸, 以指向機頭為正; y 軸在飛機對稱面內(nèi),垂直于x 軸, 稱為立軸, 以指向座艙蓋為正; z 軸通過重心和ox y 平面垂直, 以指向右翼為正,稱為飛機的橫軸(見圖5

55、1 )。x, y, z 軸構成右手坐標系。飛機沿縱軸和立軸的移動, 以及繞橫軸的轉動, 與飛機的飛行速度和迎角有關, 是發(fā)生在飛機對稱面內(nèi)的運動, 通常稱為縱向運動; 而飛機沿橫軸的移動和繞縱軸的轉動, 稱為橫向運動; 飛機繞立軸的轉動稱為航向運動。飛機的平衡問題, 歸結為縱向平衡、橫向平衡和航向平衡的問題。下面分別討論飛機保持這3 個方向的平衡應當滿足什么條件, 以及保持平衡的方法。二、飛機平衡的分類 191 .飛機的縱向平衡飛機在縱向平面內(nèi)作等速直線飛行, 并且不繞橫軸轉動的這樣一種運動狀態(tài), 稱為縱向平衡。2 .飛機的橫向平衡飛機作等速直線飛行, 并且不繞縱軸滾轉的這樣一種飛行狀態(tài), 稱

56、為橫向平衡。3 .飛機的航向平衡飛機作等速直線飛行, 并且不繞立軸轉動的這樣一種飛行狀態(tài), 稱為航向平衡。由于航向平衡和橫向平衡之間關系如此密切, 通常把二者合在一起, 稱為飛機的側向平衡, 又稱橫側平衡。顯然, 為了保持飛機的側向平衡, 經(jīng)常需要同時操縱副翼和方向舵。4-2 飛機的穩(wěn)定性一、穩(wěn)定性概念飛機不平衡的力矩是由一些長久作用的因素造成的, 因而駕駛員適當?shù)钠婢涂梢钥朔?。但除此之? 飛機在飛行過程中, 還常常會碰到一些偶然的、瞬時作用的因素, 例如突風的擾動或偶而觸動一下駕駛桿或腳蹬等, 也會使飛機的平衡狀態(tài)遭到破壞。并且, 在這種情況下, 飛機運動參數(shù)的變化比較劇烈, 駕駛員很難加以控制, 會影響預定任務的完成和飛行的安全。因此便對飛機本身提出了穩(wěn)定性的要求。 為了更好地說明穩(wěn)定性的概念和分析具備穩(wěn)定性的條件, 首先來研究圓球的穩(wěn)定問題。 如圖5 -8所示的3 種情況, 設圓球原來處于平衡狀態(tài)?，F(xiàn)在給它一個瞬時小擾