第四章 飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性空氣動力學(xué)

1、空氣動力學(xué)基礎(chǔ)（ME、AV）第一章 大氣物理學(xué)第二章 空氣動力學(xué)第三章 飛行理論第四章 飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性第4章 飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性4.1 飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)4.2 飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基本概念4.3 飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性4.4 飛機(jī)的縱向操縱性4.5 飛機(jī)的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性4.6 飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性4.7 飛機(jī)的橫側(cè)向操縱性4.8 飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置4.1 飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)在空間的姿態(tài)：飛機(jī)在空間的姿態(tài)：用機(jī)體坐標(biāo)用機(jī)體坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系之間的方向關(guān)系系與地面坐標(biāo)系之間的方向關(guān)系來確定，并用來確定，并用姿態(tài)角姿態(tài)角表示出來表示出來機(jī)體坐標(biāo)系：機(jī)體坐標(biāo)系：與機(jī)體固定，原點(diǎn)與機(jī)體固定，原點(diǎn)位于飛

2、機(jī)重心處，坐標(biāo)軸方向按位于飛機(jī)重心處，坐標(biāo)軸方向按右手定則互相垂直。右手定則互相垂直。x x軸方向指向軸方向指向機(jī)頭機(jī)頭;y;y軸在飛機(jī)對稱平面內(nèi)。軸在飛機(jī)對稱平面內(nèi)。地面坐標(biāo)系：地面坐標(biāo)系：與地球表面固定，與地球表面固定，原點(diǎn)位于地面上的任一選定點(diǎn)，原點(diǎn)位于地面上的任一選定點(diǎn)，坐標(biāo)軸方向按右手定則互相垂直。坐標(biāo)軸方向按右手定則互相垂直。x x軸指向地球表面上某一選定方軸指向地球表面上某一選定方向向;x;x軸和軸和z z軸在水平面內(nèi)軸在水平面內(nèi);y;y軸鉛垂軸鉛垂向上。向上。姿態(tài)角俯仰角l機(jī)體坐標(biāo)系縱軸(OXt)與水平面之間的夾角。規(guī)定機(jī)頭上仰時(shí)為正。偏航角l機(jī)體坐標(biāo)系縱軸(OXt)在水平面上

3、的投影與地面坐標(biāo)系A(chǔ)xd軸之間的夾角。規(guī)定飛機(jī)向左偏航時(shí)為正。滾轉(zhuǎn)角l飛機(jī)對稱面與包含Oxt軸的鉛垂面Axdyd之間的夾角。規(guī)定當(dāng)飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)為正。空速向量相對機(jī)體的方位-方位角迎角迎角l空速向量在飛機(jī)對稱面Oxtyt上的投影與機(jī)體坐標(biāo)系縱軸Oxt之間的夾角。規(guī)定投影線在Oxt軸下方時(shí)為正。側(cè)滑角側(cè)滑角l空速向量與飛機(jī)對稱面Oxtyt之間的夾角。規(guī)定空速向量偏向右側(cè)時(shí)為正（向右側(cè)滑為正）。飛行中，空速向量一般都在飛機(jī)對稱面內(nèi)，側(cè)滑角 = 0= 0，防止阻力增加。由于外界擾動或水平轉(zhuǎn)彎操縱不當(dāng)會產(chǎn)生側(cè)滑。在有些情況下，采用適當(dāng)?shù)膫?cè)滑角有利飛行，如側(cè)風(fēng)著陸、不對稱動力飛行。 4.2 飛機(jī)穩(wěn)定性和

4、操縱性的基本概念飛機(jī)的穩(wěn)定性飛機(jī)的穩(wěn)定性l處于平衡狀態(tài)的物體，受到外界擾動，偏離了平衡位置，當(dāng)擾動消失后，物體能否自動恢復(fù)自動恢復(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)定性分類飛機(jī)的穩(wěn)定（安定）性分為 靜穩(wěn)定性&動穩(wěn)定性飛機(jī)的靜穩(wěn)定性：飛機(jī)的靜穩(wěn)定性：l飛機(jī)具有飛機(jī)具有自動恢復(fù)自動恢復(fù)到原平衡位置到原平衡位置的趨勢的趨勢l縱向靜穩(wěn)定性縱向靜穩(wěn)定性：反映飛機(jī)在俯仰方向的穩(wěn)定特性：反映飛機(jī)在俯仰方向的穩(wěn)定特性l側(cè)向靜穩(wěn)定性側(cè)向靜穩(wěn)定性，反映飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性，反映飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定特性l方向靜穩(wěn)定性方向靜穩(wěn)定性，反映飛機(jī)的方向穩(wěn)定特性，反映飛機(jī)的方向穩(wěn)定特性飛機(jī)的動穩(wěn)定性：飛機(jī)的動穩(wěn)

5、定性：l能能自動恢復(fù)自動恢復(fù)到原平衡位置到原平衡位置小球的平衡狀態(tài)放在三種不同形狀光滑表面上的小球的平衡狀態(tài)。如果小球受到擾動偏離了平衡位置，當(dāng)擾動消失后，l（a）圖中的小球經(jīng)過振蕩會自動回到原始平衡位置，它的平衡狀態(tài)具有穩(wěn)定；l（b）圖中的小球，會越來越偏離原始平衡位置，它的平衡狀態(tài)具有不穩(wěn)定性；l（c）圖中的小球會停留在任意一個(gè)外界擾動使它達(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)定性靜穩(wěn)定性l研究外界擾動消失后，物體是否有回到原始平研究外界擾動消失后，物體是否有回到原始平衡位置的衡位置的趨勢趨勢，也就是擾動消失后，物體的瞬瞬間運(yùn)動。間運(yùn)動。動穩(wěn)定性l研究外界擾動消失后，物體回到原

6、平衡位置的研究外界擾動消失后，物體回到原平衡位置的運(yùn)動過程運(yùn)動過程：擾動是收斂的，物體最終回到原始平衡位置，物體具有動穩(wěn)定性，否則就是動不穩(wěn)定的。平衡穩(wěn)定狀態(tài)靜穩(wěn)定的問題具有靜穩(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，只有具有動穩(wěn)定具有動穩(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。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。飛機(jī)在飛行中會受到各種擾動，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)上的氣動力和力矩也會發(fā)生變化，破壞了飛機(jī)

7、原始的平衡狀態(tài)。當(dāng)擾動消失后，飛機(jī)能否自動地自動地回到原平衡狀態(tài)，就是飛機(jī)是否具有穩(wěn)定性的問題。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)的飛機(jī)必須具有一定的穩(wěn)定性。飛機(jī)操縱性飛機(jī)操縱性飛機(jī)在駕駛員操縱下，從一種飛行狀態(tài)過渡到另一種飛行狀態(tài)的特性。對于駕駛員的操縱反應(yīng)過于靈敏或過于遲鈍過于靈敏或過于遲鈍的飛機(jī)都會給飛機(jī)的飛行操縱帶來困難。飛機(jī)的操縱性分類縱向操縱性：縱向操縱性：飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令，繞橫軸轉(zhuǎn)動，增大或減少迎角，改變原飛行姿態(tài)的能力。側(cè)向操縱性：側(cè)向操縱性：飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令，繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變原飛行姿態(tài)的能力。方向操縱性：方向操縱性：飛機(jī)按照駕駛員的操縱

8、指令，繞立軸轉(zhuǎn)動，向左或向右偏轉(zhuǎn)，改變原飛行姿態(tài)的能力。飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性定義：定義：如果處于平衡狀態(tài)的飛機(jī)受到微小擾動時(shí)如果處于平衡狀態(tài)的飛機(jī)受到微小擾動時(shí)，使其迎角發(fā)生變化，在擾動消失后，飛機(jī)在駕駛，使其迎角發(fā)生變化，在擾動消失后，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)員不施加操縱的情況下依靠自身的特性，具有恢復(fù)到原來平衡迎角的趨勢。到原來平衡迎角的趨勢。飛機(jī)具有飛機(jī)具有縱向穩(wěn)定性縱向穩(wěn)定性的原因是的原因是飛機(jī)受到微小擾動后飛機(jī)受到微小擾動后 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)到原來平衡迎角的趨勢具有恢復(fù)

9、到原來平衡迎角的趨勢.飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性飛機(jī)的縱向力矩：飛機(jī)的縱向力矩：使飛機(jī)繞橫軸使飛機(jī)繞橫軸OZt OZt 轉(zhuǎn)動的俯轉(zhuǎn)動的俯仰力矩，用仰力矩，用MzMz表示。規(guī)定使飛機(jī)抬頭的表示。規(guī)定使飛機(jī)抬頭的MzMz為正值，為正值，否則為負(fù)值。否則為負(fù)值。飛機(jī)是由機(jī)翼、機(jī)身、尾翼以及動力裝置等部件組成，每個(gè)部件上的氣動力及發(fā)動機(jī)推力都對飛機(jī)產(chǎn)生縱向力矩。全機(jī)縱向力矩等于機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等部件上的氣動力及發(fā)動機(jī)推力產(chǎn)生的縱向力矩之和。AmZSbCMz2)2/1 (飛機(jī)的縱向平衡飛機(jī)的縱向力矩Mz=0，即俯仰力矩系數(shù)CmZ=0，沒有外界擾動的話飛機(jī)不會繞橫軸OZt產(chǎn)生俯仰運(yùn)動，飛行迎角不會變化。對飛機(jī)縱向力

10、矩起主要作用的是機(jī)翼、水機(jī)翼、水平尾翼的氣動升力和發(fā)動機(jī)的推力平尾翼的氣動升力和發(fā)動機(jī)的推力。飛機(jī)的縱向力矩分析一般機(jī)翼的壓力中心在飛機(jī)重心之后壓力中心在飛機(jī)重心之后，機(jī)翼上的氣動升力對飛機(jī)產(chǎn)生使機(jī)頭向下的俯仰力矩（- Mz）。水平尾翼上的氣動升力向下作用，對飛機(jī)產(chǎn)生使機(jī)頭向上的俯仰力矩（+ Mz）當(dāng)兩個(gè)力矩互相抵消時(shí)，飛機(jī)保持縱向平衡。為使水平尾翼的氣動升力能產(chǎn)生抬頭力矩，水平尾翼的安裝角一般采取負(fù)值負(fù)值平衡迎角飛機(jī)定常直線飛行時(shí)，不同的飛行速度要求不同的迎角。迎角迎角不同，機(jī)翼升力的大小及壓力中心的位置也不同，對飛機(jī)重心會產(chǎn)生大小不同的低頭力矩，就必須通過改變升降舵的偏轉(zhuǎn)角（或者改變水平安

11、定面的配平角），使水平尾翼產(chǎn)生與之相平衡的抬頭力矩，來維持飛機(jī)的縱向平衡， 為飛機(jī)的縱向配平。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)角與之對應(yīng)。這個(gè)迎角就叫做該升降舵偏轉(zhuǎn)角對應(yīng)的平衡迎角。飛機(jī)水平尾翼的一個(gè)重要作用就是保證飛機(jī)在不同速度保證飛機(jī)在不同速度下進(jìn)行定常直線飛行的下進(jìn)行定常直線飛行的縱向平衡縱向平衡全機(jī)焦點(diǎn)全機(jī)焦點(diǎn)：由于迎角的改變而引起的飛機(jī)飛機(jī)氣動升力增量的作用點(diǎn)。影響因素：機(jī)翼、機(jī)身和水平尾翼機(jī)翼、機(jī)身和水平尾翼。在低速飛行時(shí)，全機(jī)焦點(diǎn)的位置保持不變。焦點(diǎn)的相關(guān)問題在全機(jī)的氣動升力中，機(jī)翼的升力占主要部分，所以，全機(jī)焦點(diǎn)的位置主要取決于機(jī)翼的焦點(diǎn)位置。由于機(jī)身的影響，使

12、翼身組合體的焦點(diǎn)前移。水平尾翼上的升力雖然比機(jī)翼的升力小很多，但它作用在全機(jī)重心之后，而且力臂較長，所以加上水平尾翼之后，形成的全機(jī)焦點(diǎn)明顯地后移。在M1.5,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。飛機(jī)的縱向動穩(wěn)定性定義:飛機(jī)受到擾動后，恢復(fù)原飛行姿態(tài)的運(yùn)動過程運(yùn)動過程。影響因素l靜穩(wěn)定力矩靜穩(wěn)定力矩l轉(zhuǎn)動慣量轉(zhuǎn)動慣量l俯仰阻尼力矩俯仰阻尼力矩作用于飛機(jī)上的力矩p飛機(jī)縱向擾動運(yùn)動過程中作用在飛機(jī)上的力矩：l靜穩(wěn)定力矩：由迎角增量產(chǎn)生的作用在焦點(diǎn)上的升力增量對飛機(jī)橫軸的轉(zhuǎn)動力矩，企圖使飛機(jī)恢復(fù)原有姿態(tài)。也稱

13、為恢復(fù)力矩。l俯仰阻尼力矩：飛機(jī)在恢復(fù)擺動過程中，因繞重心擺動角速度引起的與飛機(jī)擺動角速度方向相反的附加力矩。對飛機(jī)繞重心的擺動起阻尼作用。主要由水平尾翼水平尾翼產(chǎn)生。為保證飛機(jī)具有動穩(wěn)定性，要求飛機(jī)具有足夠大的阻尼力矩。l慣性力矩：因飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量在飛機(jī)擺動過程中產(chǎn)生的維持繼續(xù)轉(zhuǎn)動力矩，企圖使飛機(jī)不停的擺動。p飛機(jī)具有縱向動穩(wěn)定性的條件：有足夠的縱向靜穩(wěn)定力有足夠的縱向靜穩(wěn)定力矩（必要條件）和足夠的俯仰阻尼力矩（充分條件）。矩（必要條件）和足夠的俯仰阻尼力矩（充分條件）。平尾產(chǎn)生附加升力俯仰阻尼力矩l俯仰擺動，飛機(jī)上的升力增量產(chǎn)生俯仰力矩。l飛機(jī)抬頭，重心前各處迎角減小重心前各處迎角減小，升

14、力增量向下，重心后重心后各處迎角增加各處迎角增加，升力增量向上；l飛機(jī)全身分布的升力增量對飛機(jī)形成低頭力矩低頭力矩，阻止飛機(jī)抬頭轉(zhuǎn)動。l飛機(jī)水平尾翼距離飛機(jī)中心最遠(yuǎn)，氣動面積最大，所以阻尼俯仰力矩主要由水平尾翼水平尾翼產(chǎn)生。縱向擾動運(yùn)動的模態(tài)及其特征短周期模態(tài)： 周期短、衰減很快；飛機(jī)的擾動運(yùn)動主要是飛機(jī)繞重心的擺動過程，表現(xiàn)為迎角和俯仰角速度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。一般情況下，飛機(jī)的這種短期振蕩運(yùn)動在開始的頭幾秒內(nèi)就基本結(jié)束了。短周期模態(tài)分析擾動消失的最初階段，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)動的角加速度，使飛機(jī)的

15、迎角和俯仰角速度迅速變化。到達(dá)原平衡姿態(tài)時(shí)，由于運(yùn)動慣性運(yùn)動慣性，飛機(jī)會繼續(xù)轉(zhuǎn)動并超過原平衡位置，又會產(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化。 長周期運(yùn)動模態(tài)飛機(jī)的擾動運(yùn)動主要是飛機(jī)重心運(yùn)動的振飛機(jī)重心運(yùn)動的振蕩過程蕩過程，表現(xiàn)為飛行速度和航跡傾斜角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)到飛機(jī)的迎角基本恢復(fù)到原來的迎角并保持不變原來的迎角并保持不變。這一振蕩過程衰減很慢，形成長周期運(yùn)動模態(tài)。長周期模態(tài)分析在短周期震蕩運(yùn)動基本結(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；由于飛

16、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。重力、升力、阻力和發(fā)動機(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。如此反復(fù)進(jìn)行，就形成了飛機(jī)重心上、下緩慢振蕩。這一振蕩過程衰減很慢，形成長周期運(yùn)動模態(tài)。縱向擾動運(yùn)動的模態(tài)及其特征兩種模態(tài)對飛行的影響：兩種模態(tài)對飛行的影響：短周期摸態(tài)對飛行的影響：短周期振蕩周期短、運(yùn)動參數(shù)變化迅速，駕駛員往往來不及反應(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。lCCAR-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

17、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。長周期摸態(tài)對飛行的影響：對振蕩周期長、運(yùn)動參數(shù)變化緩慢的周期性運(yùn)動，駕駛員有足夠的時(shí)間進(jìn)行糾正，不涉及飛行安全問題。4.4 飛機(jī)的縱向操縱性ARJ21飛機(jī)駕駛艙操縱盤飛機(jī)駕駛艙操縱盤4.4 飛機(jī)的縱向操縱性水平尾翼組成水平尾翼組成: :l固定不動或安裝角可調(diào)的水水平安定面平安定面;可繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)的升降舵升降舵.水平尾翼功能水平尾翼功能: :l升降舵偏轉(zhuǎn)或水平安定面的配平角調(diào)整，產(chǎn)生附加升力，對飛機(jī)重心形成附加縱向力矩附加縱向力矩l保持飛機(jī)在不同狀態(tài)下的縱向平衡和對飛機(jī)進(jìn)行縱向操縱。升降舵偏角升降舵偏角 z z l舵面后緣向下

18、偏轉(zhuǎn)，z 0l后緣向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，z 0飛機(jī)縱向操縱性飛機(jī)縱向操縱l飛機(jī)繞橫軸的俯仰操縱，通過駕駛桿或盤駕駛桿或盤操縱水平尾翼上的升降舵偏轉(zhuǎn)角升降舵偏轉(zhuǎn)角實(shí)現(xiàn)。操縱動作與人的生理習(xí)慣相適應(yīng)l向前推拉駕駛桿，使升降舵向下偏轉(zhuǎn) z z 0 0l平尾產(chǎn)生附加升力向上，對重心產(chǎn)生附加縱向力矩l飛機(jī)低頭,迎角減小, 飛行速度增大，實(shí)現(xiàn)縱向操縱。0zM縱向操縱性和縱向穩(wěn)定性的關(guān)系飛機(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)。駕駛員向后拉桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度，對重心產(chǎn)生的附加力矩使飛機(jī)抬頭，為操縱力矩M操縱。飛機(jī)抬頭使迎角增大迎角增大，機(jī)翼產(chǎn)生向上的附加氣動升力向上附加氣動升力向上，作用在全機(jī)焦點(diǎn)

19、上。因?yàn)轱w機(jī)具有縱向穩(wěn)定性，焦點(diǎn)在重心之后，向上的附加氣動升力必然對重心產(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。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，以一個(gè)新的姿態(tài) 進(jìn)行定常直線飛行: 較大迎角和較小速度較大迎角和較小速度飛機(jī)達(dá)到新的平衡姿態(tài)： M M操縱操縱=M=M穩(wěn)定穩(wěn)定縱向操縱性和縱向穩(wěn)定性的關(guān)系二者相互制約二者相互制約l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，操縱起來費(fèi)勁，飛機(jī)操縱性遲鈍。l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)，飛機(jī)的操縱性過于靈敏。l在飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱

20、性之間取平衡點(diǎn)平衡點(diǎn)。飛機(jī)重心范圍的確定飛機(jī)的重心位置對飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性和操縱性影響很大。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，必須對飛機(jī)重心的變化范圍加以限制。飛機(jī)重心的變化范圍是用重心前限和重心后限重心前限和重心后限來確定。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。定義:允許飛機(jī)重心最靠前的位置.飛機(jī)縱向操縱性能飛機(jī)縱向操縱性能l保持靜穩(wěn)定性,必須保持一定的靜穩(wěn)定裕量KF(15%);l重心前移,KF變大,縱向靜穩(wěn)定性增加;l飛機(jī)飛行狀態(tài)改變需要的縱向操縱力矩變大;l舵面偏轉(zhuǎn)角和駕駛桿力變大;l飛

21、機(jī)操縱反應(yīng)遲鈍操縱反應(yīng)遲鈍, ,操縱性能變差 .縱向力矩平衡縱向力矩平衡l如果飛機(jī)重心過于靠前，機(jī)翼產(chǎn)生低頭力矩過大,舵面偏轉(zhuǎn)角大于設(shè)計(jì)值飛機(jī)重心前限飛機(jī)重心后限定義:允許飛機(jī)重心最靠后的位置.飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性l重心后移,KF減小,靜穩(wěn)定性降低;l飛機(jī)飛行狀態(tài)改變需要的縱向操縱力矩變小;l需要的舵偏角和駕駛桿力減小;飛機(jī)的操縱靈敏度飛機(jī)的操縱靈敏度l飛機(jī)對操縱的反應(yīng)靈敏;l難以進(jìn)行精確操縱.4.5 飛機(jī)的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性飛機(jī)的側(cè)滑和側(cè)滑角l飛機(jī)沿機(jī)體橫軸OZOZt t 方向方向產(chǎn)生移動叫側(cè)滑。l由于側(cè)滑來流方向不與飛機(jī)對稱面平行，形成一個(gè)夾角 ，叫側(cè)滑角，以氣流從機(jī)身右側(cè)吹來為正

22、。側(cè)滑時(shí)作用在飛機(jī) 上的氣動力左右 不對稱，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。飛機(jī)的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)或偏航都會造成飛機(jī)側(cè)滑和側(cè)滑角;從而產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩Mx和偏航力矩My:l飛機(jī)相對縱軸OXt的側(cè)向靜穩(wěn)定性和相對立軸OYt的方向靜穩(wěn)定性就不是獨(dú)立的,是相互影響。把飛機(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)定性橫側(cè)向靜穩(wěn)定性。飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩作用在飛機(jī)上的氣動力對機(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。作用在飛機(jī)上的氣動力對機(jī)體OYt軸產(chǎn)生的力矩叫偏航力矩，用My表示。力矩矢量與

23、Yt軸正方向一致時(shí)，偏航力矩為正。相關(guān)因素：l側(cè)滑角側(cè)滑角靜穩(wěn)定力矩靜穩(wěn)定力矩l滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動阻尼力矩阻尼力矩l副翼偏轉(zhuǎn)角和方向舵偏轉(zhuǎn)角副翼偏轉(zhuǎn)角和方向舵偏轉(zhuǎn)角操縱力矩操縱力矩飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的條件飛機(jī)受到擾動，繞機(jī)體OX軸轉(zhuǎn)動，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)力矩滾轉(zhuǎn)力矩與飛飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的方向機(jī)滾轉(zhuǎn)的方向相反，飛機(jī)就具有側(cè)向靜穩(wěn)定性。飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性主要 由機(jī)翼的上反角機(jī)翼的上反角來提供。上反角：上反角：機(jī)翼底面與垂直 機(jī)體立軸平面之間的夾角， 。翼尖上翹為上反角飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性機(jī)翼上反角:提供飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性l飛機(jī)受擾動向右滾轉(zhuǎn)產(chǎn)生正側(cè)滑角正側(cè)滑角 。l氣

24、流由飛機(jī)右前方吹來，產(chǎn)生了沿機(jī)體OZt 軸的氣流分量VsinVsin 。機(jī)翼有上反角，Vsin 氣流流過下沉機(jī)翼（右翼）時(shí)，產(chǎn)生向上的氣流Vsinsin流量；流過上揚(yáng)機(jī)翼（左翼）時(shí)，產(chǎn)生向下的氣流Vsinsin流量。l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。 后掠角與飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性分析當(dāng)飛機(jī)受擾動，繞OXt 軸向右滾轉(zhuǎn)，產(chǎn)生正側(cè)滑角；由于機(jī)翼有后掠角，氣流從右前方吹來時(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

25、機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的恢復(fù)力矩Mx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)定性的其他因素垂直尾翼垂直尾翼l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。機(jī)翼和機(jī)身的相對位置機(jī)翼和機(jī)身的相對位置l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。飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的條件飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的條件l飛機(jī)受到擾動繞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偏航力矩力圖使飛機(jī)對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角，飛機(jī)就具有方向靜穩(wěn)定性。垂直尾翼對方向靜穩(wěn)定性貢獻(xiàn)方向靜穩(wěn)定性主要是由垂直尾翼垂直尾翼提供的。l飛機(jī)受擾動繞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Zcw 方向向右，對飛

26、機(jī)重心產(chǎn)生的偏航力矩My使飛機(jī)向左偏轉(zhuǎn)，對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角.l飛機(jī)受擾動產(chǎn)生右側(cè)滑時(shí)，垂尾上產(chǎn)生的側(cè)向力Zcw 方向向左，對飛機(jī)重心產(chǎn)生的偏航力矩My使飛機(jī)向右偏轉(zhuǎn)，對準(zhǔn)來流，消除側(cè)滑角。影響飛機(jī)方向靜穩(wěn)定性的其他因素后掠角后掠角l有正側(cè)滑角存在，氣流從飛機(jī)的右前方吹來,由于機(jī)翼有后掠角，流過右側(cè)機(jī)翼、垂直機(jī)翼前緣的產(chǎn)生氣動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)不平衡的阻力會使機(jī)頭對準(zhǔn)來流消除側(cè)滑角。4.6 飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定力矩l由于側(cè)滑角側(cè)滑角而產(chǎn)生的恢復(fù)力矩。慣性力矩：l由于飛機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量轉(zhuǎn)動慣量在飛機(jī)

27、橫側(cè)向擾動運(yùn)動中產(chǎn)生的維持繼續(xù)轉(zhuǎn)動的力矩，企圖使飛機(jī)不停地?cái)[動。氣動阻尼力矩l是由于在擾動運(yùn)動過程中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動和偏航滾轉(zhuǎn)運(yùn)動和偏航運(yùn)動運(yùn)動時(shí)，作用在飛機(jī)上的氣動力產(chǎn)生的阻尼力矩。滾轉(zhuǎn)運(yùn)動產(chǎn)生阻尼力矩分析當(dāng)飛機(jī)繞縱軸XtXt轉(zhuǎn)動，各部件上的氣動力分布發(fā)生變化，產(chǎn)生繞縱軸的滾轉(zhuǎn)力矩滾轉(zhuǎn)力矩。l飛機(jī)繞縱軸向右滾轉(zhuǎn)：左翼向上運(yùn)動，使流過左翼氣流迎角減小，升力減少；右翼向下運(yùn)動，使流過右翼氣流迎角增大，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。l飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時(shí)，垂直尾翼向右下方運(yùn)動，流過垂尾的氣流產(chǎn)生了向右偏的迎角，垂尾兩側(cè)面氣動力不平衡，產(chǎn)生了指向左側(cè)氣動力。氣動力作用點(diǎn)沿立軸

28、方向至飛機(jī)縱軸有一定距離，此氣動力也產(chǎn)生了使飛機(jī)繞縱軸向左滾轉(zhuǎn)繞縱軸向左滾轉(zhuǎn)的力矩。飛機(jī)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動，機(jī)體上附加氣動力產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩總是與已經(jīng)存在的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動方向相反,是阻尼力矩。偏航運(yùn)動產(chǎn)生阻尼力矩分析當(dāng)飛機(jī)繞Y Yt t轉(zhuǎn)動時(shí)，各部件上的氣動力分布也會發(fā)生變化，產(chǎn)生了繞立軸Y Yt t的偏航力矩。l飛機(jī)繞立軸向左偏轉(zhuǎn): 垂尾相對于氣流向右運(yùn)動，使流過垂尾的氣流產(chǎn)生了向右偏的迎角，垂尾兩側(cè)面氣動力不平衡，產(chǎn)生了指向左側(cè)的氣動力，此氣動力對飛機(jī)重心產(chǎn)生了偏航力矩，使飛機(jī)繞立軸向右偏轉(zhuǎn)；l飛機(jī)繞立軸向左偏轉(zhuǎn)時(shí): 左機(jī)翼向后運(yùn)動，相對氣流速度減小，阻力減小，右機(jī)翼向前運(yùn)動，相對氣流速度增加，阻力增大

29、，兩側(cè)機(jī)翼阻力不平衡，對飛機(jī)立軸產(chǎn)生了向右轉(zhuǎn)動的偏航力矩。當(dāng)飛機(jī)在擾動運(yùn)動中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)、偏航運(yùn)動時(shí)，機(jī)翼、垂直尾翼部件上的氣動力變化就會產(chǎn)生與已有滾轉(zhuǎn)、偏航運(yùn)動方向相反方向相反，起阻尼作用的力矩。由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動引起的氣動阻尼力矩中，機(jī)翼起主要作用；由偏航運(yùn)動引起的氣動阻尼力矩中，垂直尾翼起主要作用。交叉力矩交叉力矩交叉力矩：交叉力矩：l由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動滾轉(zhuǎn)運(yùn)動引起的偏航力矩和由偏航運(yùn)動偏航運(yùn)動引起的滾轉(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)的氣動力向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。左偏航垂尾產(chǎn)生向左的氣動力向左橫滾的滾轉(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。橫側(cè)

30、向擾動運(yùn)動的簡化分析橫側(cè)向擾動運(yùn)動橫側(cè)向擾動運(yùn)動l各種力矩和力相互作用而形成的復(fù)雜的振蕩過程。l通過理論分析和實(shí)驗(yàn)證明：飛機(jī)的橫側(cè)向擾動運(yùn)動的全過程，可按其不同時(shí)間段表現(xiàn)的主要特性，簡化為由三種典型單一的運(yùn)動摸態(tài)的簡單疊加而成。滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài) 荷蘭滾模態(tài)荷蘭滾模態(tài) 螺旋模態(tài)螺旋模態(tài) .擾動運(yùn)動初期初期以滾轉(zhuǎn)收斂摸態(tài)為主。.擾動運(yùn)動中期中期以荷蘭滾摸態(tài)為主。.擾動運(yùn)動后期后期以螺旋摸態(tài)為主。滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)運(yùn)動表現(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。原因：飛機(jī)繞縱軸的轉(zhuǎn)動慣量較小，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。特性：飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度迅速變化，

31、側(cè)滑角和偏航角的變化很小。螺旋模態(tài)運(yùn)動形式運(yùn)動形式：一旦飛機(jī)受到擾動發(fā)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，便產(chǎn)生機(jī)身向一側(cè)傾斜，機(jī)頭下沉并不斷對準(zhǔn)來流，飛機(jī)沿螺旋線航跡盤旋下降，形成螺旋發(fā)散運(yùn)動。產(chǎn)生原因產(chǎn)生原因：飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性 大于側(cè)向靜穩(wěn)定性。特性特性：側(cè)滑角近似為零、偏航角 大于滾轉(zhuǎn)角。略帶滾轉(zhuǎn)、側(cè)滑角 近似為零的偏航運(yùn)動。在螺旋模 態(tài)運(yùn)動中，各種運(yùn)動參數(shù)變化比 較緩慢，駕駛員有足夠時(shí)間進(jìn)行 糾正,對飛行安全無重大危害。 解決辦法解決辦法：適當(dāng)搭配方向和側(cè)向 的靜穩(wěn)定性。螺旋模態(tài)分析螺旋模態(tài)分析p飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性方向靜穩(wěn)定性遠(yuǎn)大于遠(yuǎn)大于側(cè)向靜穩(wěn)定性側(cè)向靜穩(wěn)定性時(shí)，會出現(xiàn)這種不穩(wěn)定模態(tài)。p當(dāng)方向靜穩(wěn)定性過

32、大時(shí)，飛機(jī)受到擾動發(fā)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，過大的方向靜穩(wěn)定性會使側(cè)滑角很快得到修正，機(jī)頭很快對準(zhǔn)氣流，并且在對準(zhǔn)氣流的偏航運(yùn)動中，產(chǎn)生較大的交叉滾轉(zhuǎn)力矩，這一力矩和側(cè)滑角引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩方向相反。p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，還會繼續(xù)加大。滾轉(zhuǎn)得不到糾正會使飛機(jī)機(jī)頭繼續(xù)對準(zhǔn)來流，向傾斜的一側(cè)偏轉(zhuǎn)。p便產(chǎn)生了機(jī)身向一側(cè)傾斜，機(jī)頭下沉并不斷對準(zhǔn)來流的沿螺旋線航跡盤旋下降的螺旋發(fā)散運(yùn)動。荷蘭滾模態(tài)運(yùn)動形式運(yùn)動形式：振幅逐漸增大的側(cè)向-航向組合振蕩運(yùn)動。 產(chǎn)生原因產(chǎn)生原因：飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性過大。特性特性：振蕩頻率較高、周期較短（周期為幾秒量級）和振幅逐漸增大的側(cè)向-航向組合振蕩

33、。駕駛員難于控制直接影響飛行安全。飛機(jī)的側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角的量級相同。滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動的速度較小。解決辦法解決辦法：適當(dāng)搭配側(cè)向和方向靜穩(wěn)定性、對高空飛行的飛機(jī)采用偏航阻尼器。CCAR-25 CCAR-25 部規(guī)定部規(guī)定：任何橫向-航向組合振蕩，在操縱松浮情況下，都必須受到正阻尼。荷蘭滾模態(tài)分析在側(cè)向靜穩(wěn)定性過大時(shí)，一旦飛機(jī)受到擾動產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑，過大的過大的側(cè)向靜穩(wěn)定性側(cè)向靜穩(wěn)定性會使?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)定性來不及修正側(cè)滑，機(jī)頭不能對準(zhǔn)來流。機(jī)翼復(fù)平時(shí)，飛機(jī)仍繞立軸轉(zhuǎn)動消除側(cè)滑角。較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動較大的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動速度產(chǎn)生的慣性力矩和側(cè)滑存在引起的側(cè)向靜穩(wěn)定力矩使反向滾

34、轉(zhuǎn)，造成相反側(cè)滑，接著如上一樣來不及修正側(cè)滑和向另一側(cè)復(fù)平。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)滑側(cè)滑的荷蘭滾不穩(wěn)定運(yùn)動。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。飛機(jī)的橫側(cè)向擾動運(yùn)動及影響穩(wěn)定性的因素飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性大小比例搭配，對飛機(jī)橫側(cè)向動穩(wěn)定性有著重要的影響。影響因素l側(cè)向靜穩(wěn)定性機(jī)翼上反角和后掠角機(jī)翼上反角和后掠角。l方向靜穩(wěn)定性垂尾面積垂尾面積及到飛機(jī)重飛機(jī)重心的力臂心的力臂。偏航阻尼器偏航阻尼器用在大型高速運(yùn)輸機(jī)上。l機(jī)身較長，繞立軸轉(zhuǎn)動的慣性增加，增大了飛機(jī)的方向靜不穩(wěn)定性。飛行

35、速度提高，又使垂尾對方向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)明顯減少，從而使飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性方向靜穩(wěn)定性減少。l飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性顯得過大，對荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性不利，使大型高速飛機(jī)易出現(xiàn)不穩(wěn)定的荷蘭滾運(yùn)動。l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)動的偏航速率中的高頻信號，對飛機(jī)的快速偏航運(yùn)動起阻尼作用，改善飛機(jī)的橫側(cè)向動穩(wěn)定性。 4.7 飛機(jī)的橫側(cè)向操縱性飛機(jī)的側(cè)向操縱性：通通過過偏轉(zhuǎn)副翼偏轉(zhuǎn)副翼來來完成完成副翼：安裝在機(jī)翼后緣轉(zhuǎn)軸上的小操縱面。副翼偏轉(zhuǎn)對飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱飛機(jī)的側(cè)向操縱是指飛機(jī)繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動。駕駛員通過向左或向右操縱駕駛桿操縱駕駛桿來進(jìn)行飛機(jī)的側(cè)向操縱。飛機(jī)的側(cè)向操縱與縱向

36、或方向操縱有一點(diǎn)不同，即副翼有兩片，并且轉(zhuǎn)動方向是相反副翼有兩片，并且轉(zhuǎn)動方向是相反。l一片副翼向上偏轉(zhuǎn)；另一片副翼則向下偏轉(zhuǎn)。l由此產(chǎn)生的附加力，對飛機(jī)重心O產(chǎn)生一個(gè)滾轉(zhuǎn)力矩M，便可使飛機(jī)繞縱軸傾側(cè)。規(guī)定右側(cè)副翼向下偏，左側(cè)副翼向上偏右側(cè)副翼向下偏，左側(cè)副翼向上偏時(shí)（左滾）x為正，與Mx符號相反。偏轉(zhuǎn)副翼引起的有害偏航偏轉(zhuǎn)副翼引起有害偏航偏轉(zhuǎn)副翼引起有害偏航l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有害偏航。l阻力發(fā)生變化的部位靠近機(jī)翼翼梢機(jī)翼翼梢處，到飛機(jī)對稱面的力臂較長，產(chǎn)生使飛機(jī)繞立

37、軸OYt 向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。造成兩個(gè)不利的影響：造成兩個(gè)不利的影響：l飛機(jī)繞立軸向右偏轉(zhuǎn)，出現(xiàn)左側(cè)滑，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。降低了副翼的操縱效率。l向左搬動駕駛桿，使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，是為了使飛機(jī)向左進(jìn)入盤旋，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)，對飛機(jī)的水平轉(zhuǎn)彎操水平轉(zhuǎn)彎操縱縱也不利。l偏轉(zhuǎn)副翼引起的偏航力矩有害。 有害偏航的克服 差動副翼差動副翼l 對于駕駛桿的同一行程，副翼上偏角度大于下偏角度的副翼，通過在副翼上偏一側(cè)機(jī)翼上產(chǎn)生較大的廢阻力，去平

38、衡另一側(cè)機(jī)翼上的過大的誘導(dǎo)阻力，來消除有害偏航。弗來茲（Frise）副翼l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。l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。副翼操縱的失效副翼操縱的失效和反逆副翼操縱的失效：副翼操縱的失效：由于機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形過大扭轉(zhuǎn)變形過大，使副翼失效或使飛機(jī)產(chǎn)生與操縱要求相反的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動。又稱為“副翼反逆”、“副翼反操縱”。飛機(jī)高速飛行時(shí),由于氣動載荷而引起的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)彈性變形，使得偏轉(zhuǎn)副翼時(shí)所

39、引起的總滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反的現(xiàn)象。副翼操縱失效、反逆產(chǎn)生原因不考慮機(jī)翼彈性變形的情況不考慮機(jī)翼彈性變形的情況當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，在機(jī)翼上產(chǎn)生向上的附加氣動力L1 。實(shí)際上機(jī)翼是彈性體，副翼一般安裝在扭轉(zhuǎn)剛度較低的機(jī)翼翼梢部位機(jī)翼翼梢部位，在L1 作用下，機(jī)翼產(chǎn)生低頭扭轉(zhuǎn)機(jī)翼產(chǎn)生低頭扭轉(zhuǎn)，使機(jī)翼有效迎角減少，產(chǎn)生了向下的附加氣動升力 L L扭扭。在副翼上偏一側(cè)，由于附加氣動力L2向下作用，使機(jī)翼抬頭扭轉(zhuǎn)，產(chǎn)生了向上的附加氣動升力L扭。偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的附加升力L1、L2 形成了使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的操縱力矩M1，而由于機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)變形產(chǎn)生的附加升力L扭 又形成了與M1 方向相反的力矩M2，從而降低了副翼的操縱

40、效率。補(bǔ)充材料剛度 l符號：E l( ) 式中在彈性變形范圍內(nèi)的應(yīng)力（MPa）; 在應(yīng)力作用下產(chǎn)生的應(yīng)變，即相對變形量（ ），無量綱。 l材料剛度簡稱剛度，即材料力學(xué)中的彈性模量。l物理意義是金屬材料產(chǎn)生單位彈性的相對變形所需的應(yīng)力。表征材料抵抗彈性變形能力的力學(xué)性能指標(biāo) 。E0ll副翼操縱的失效和反逆是產(chǎn)生原因 隨著飛行速度的提高，操縱力矩M1和反力矩M2 都在增加，但由于反力矩反力矩M2 M2 是由附加升力是由附加升力 L1L1，2 2引起的引起的，不但隨飛行速度飛行速度增加而增加，附加升力附加升力的增加也會使它增加，所以比操縱力矩M1 增加的更快。當(dāng)飛行速度較小時(shí)，M1M2，副翼的操縱效

41、率雖有所降低，仍能對飛機(jī)進(jìn)行正常的側(cè)向操縱。M1 = M2M1 = M2，即副翼失效。副翼反逆臨界速度V臨界。當(dāng)飛行速度飛行速度V VV V臨界臨界 時(shí)，M1M2，再向左壓駕駛桿（或轉(zhuǎn)駕駛盤）時(shí)，飛機(jī)反而會向右滾轉(zhuǎn)；向右壓駕駛桿（或轉(zhuǎn)駕駛盤）時(shí)，飛機(jī)反而會向左滾轉(zhuǎn)，即副翼反逆。反逆臨界速度p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。p通常飛機(jī)的最大允許速度比V臨界低100公里小時(shí)。p提高飛機(jī)的飛行速度，必須提高副翼反逆臨副翼反逆臨界速度界速度。提高副翼反逆臨界速度措施 提高機(jī)翼的抗扭剛度提高機(jī)翼的抗扭剛度l機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)剛度越大，在L1、L2 作用下機(jī)

42、翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)角扭轉(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。l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)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)值計(jì)達(dá)到的最大允許速度高出一定數(shù)值。l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、碰撞造成的外形凹陷等。提高副翼反逆臨界速度措施采用混合副翼采用混合副翼l每側(cè)機(jī)翼的后緣安排兩組副翼：一組在靠近機(jī)靠近機(jī)翼翼捎翼翼捎部位，叫外側(cè)副翼；一組在靠近機(jī)翼翼機(jī)翼翼根根部位，叫內(nèi)側(cè)副翼。l低速飛行時(shí)，可用兩組副翼兩組副翼（或外側(cè)副翼）對飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱，提

43、高副翼的操縱效率；l高速飛行時(shí)，只用內(nèi)側(cè)副翼內(nèi)側(cè)副翼對飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱。內(nèi)側(cè)副翼靠近翼根，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度大，不會產(chǎn)生副翼失效或反逆，保證飛行安全。l內(nèi)側(cè)副翼為全速副翼，外側(cè)副翼為低速副翼。 提高飛機(jī)側(cè)向操縱效率擾流板：擾流板：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)動機(jī)構(gòu)就起作用而將擾流板打開。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。它全開時(shí)的最大高度，接近于該處的附面層厚度。(a)擾流板未打開時(shí)與機(jī)翼表面平齊(b)擾流板打開產(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 擾流板的優(yōu)缺點(diǎn)副翼和擾流板聯(lián)動打開，擾流板前壓強(qiáng)增大，板后氣流

44、分離使副翼上偏一側(cè)機(jī)翼升力進(jìn)一步減小，增加橫滾力矩，提高副翼操縱效率副翼操縱效率。在打開瞬間，氣流繞過擾流板加速流動氣流繞過擾流板加速流動，不能立即在板后生成旋渦，這時(shí)升力反而略有增加。故擾流扳單獨(dú)使用效果很差，只能與副翼聯(lián)動，只能與副翼聯(lián)動。l使用時(shí)必須在副翼先向上偏轉(zhuǎn)一定角度后，聯(lián)動機(jī)構(gòu)才能將擾流板打開，擾流板打開的角度與副翼偏轉(zhuǎn)角度有一定搭配關(guān)系。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。l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飛機(jī)側(cè)向操縱；l著陸時(shí)，機(jī)輪一接觸地，地面擾流板開鎖，飛機(jī)兩側(cè)機(jī)翼上的所有擾流板全部打開，減升

45、增阻，縮短飛機(jī)著陸滑跑距離。l擾流板是有效的輔助操縱面，飛行時(shí)可以輔助副翼對飛機(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。 渦流發(fā)生器渦流發(fā)生器：利用旋渦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，防止氣流分離的裝置。l常在機(jī)翼上表面，常在機(jī)翼上表面，l副翼的前面安渦流發(fā)生器，副翼的前面安渦流發(fā)生器，l提高副翼在大偏轉(zhuǎn)角和高速下提高副翼在大偏轉(zhuǎn)角和高速下 的操縱效率。的操縱效率。 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)氣流的流動因動能過小而分離，破壞了Mx 與x 的線性變化特

46、性，降低了副翼的操縱效率。當(dāng)飛行速度飛行速度達(dá)到一定值時(shí)，在副翼前面機(jī)翼上表面形成激波激波分離分離，也使副翼操縱效率降低。在副翼前面安裝渦流發(fā)生器能有效延緩氣流分離效延緩氣流分離，保持Mx 隨x 線性變化的特性，提高了副翼在大偏轉(zhuǎn)角和高速下大偏轉(zhuǎn)角和高速下的操縱效率。方向舵對飛機(jī)進(jìn)行方向操縱方向舵：安裝在垂直尾翼上的操縱面。垂尾由垂直安定面垂直安定面和方向舵方向舵組成，安定面固定在機(jī)身上，方向舵懸掛在安定方向舵懸掛在安定面后緣的轉(zhuǎn)軸面后緣的轉(zhuǎn)軸上。駕駛員通過腳蹬，操縱方向舵繞轉(zhuǎn)軸左右偏轉(zhuǎn)，實(shí)施對飛機(jī)的方向操縱。方向舵偏轉(zhuǎn)角用y 表示，并規(guī)定當(dāng)方向舵后緣向右右偏轉(zhuǎn)時(shí)，y 為正值方向舵操作程序駕駛

47、員蹬右舵，方向舵向右偏轉(zhuǎn)（y0），垂尾上產(chǎn)生的側(cè)向力Z Zcw cw 指向左，對飛機(jī)重心產(chǎn)生的偏航力矩My0，使飛機(jī)機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)右偏轉(zhuǎn)；蹬左舵，則飛機(jī)的運(yùn)動正好相反。方向舵的偏轉(zhuǎn)角y與所產(chǎn)生的偏航力矩My的符號相反。蹬舵反傾斜現(xiàn)象方向舵向右偏轉(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 會對飛機(jī)產(chǎn)生向左滾轉(zhuǎn)的會對飛機(jī)產(chǎn)生向左滾轉(zhuǎn)的力矩力矩M Mx x；相反，若方向舵向左偏轉(zhuǎn)，則會產(chǎn)生使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)的力矩Mx。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）；蹬左舵蹬左舵，飛機(jī)

48、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）蹬舵反傾斜分析 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。l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)側(cè)向靜穩(wěn)定性定性，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。l另一方面蹬右舵時(shí)，垂尾上產(chǎn)生的側(cè)向力對重心產(chǎn)生的橫滾力矩，卻使飛機(jī)向左傾斜左傾斜；l如果側(cè)向力對重心產(chǎn)生的橫滾力矩側(cè)向力對重心產(chǎn)生的橫滾力矩大于側(cè)向靜穩(wěn)定性產(chǎn)生側(cè)向靜穩(wěn)定性產(chǎn)生的橫滾力矩的橫滾力矩，就會出現(xiàn)蹬右舵飛機(jī)向左傾斜蹬右舵飛機(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)象蹬舵反傾斜現(xiàn)象。飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定性和方向

49、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)裝置主操縱面l升降舵升降舵俯仰操縱俯仰操縱l副翼副翼滾轉(zhuǎn)操縱滾轉(zhuǎn)操縱l方向舵方向舵偏航操縱偏航操縱附設(shè)裝置作用l重力平衡重力平衡l氣動補(bǔ)償氣動補(bǔ)償l氣動平衡氣動平衡重力平衡的目的目的：在飛機(jī)操縱面的轉(zhuǎn)軸前緣內(nèi)部轉(zhuǎn)軸前緣內(nèi)部安裝安裝配重配重，把操縱面的重心移到轉(zhuǎn)軸之前轉(zhuǎn)軸之前或與轉(zhuǎn)軸軸線轉(zhuǎn)軸軸線重合，防止飛機(jī)機(jī)翼副翼發(fā)生顫振顫振，保證飛行的安全。顫振：飛機(jī)結(jié)構(gòu)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(fā)生的一種自激振動。激振力對結(jié)構(gòu)所做的功等于或大于等于或大于阻尼力所消耗的能量時(shí)，會發(fā)生顫振。顫振現(xiàn)象：振幅保持定值或

50、越來越大，在很短時(shí)間內(nèi)導(dǎo)致災(zāi)難性的結(jié)構(gòu)毀壞。機(jī)翼彎曲副翼顫振分析條件：l假設(shè)機(jī)翼是可以產(chǎn)生彎曲變形彎曲變形的彈性體，在抗扭方面是絕對剛硬的。l副翼可繞其轉(zhuǎn)軸自由轉(zhuǎn)動自由轉(zhuǎn)動，而且副翼重心在轉(zhuǎn)重心在轉(zhuǎn)軸之后軸之后機(jī)翼彎曲副翼顫振分析機(jī)翼彎曲副翼顫振分析機(jī)翼彎曲副翼顫振分析結(jié)論：結(jié)論：l副翼重心在轉(zhuǎn)軸之后，無論機(jī)翼振動向上或向下，副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力與機(jī)翼振動方附加氣動力與機(jī)翼振動方向一致向一致；l附加氣動力為激振力，對機(jī)翼做功，不斷從氣流中獲得能量輸入振動中；激振力大小與飛行速度平方速度平方成線性關(guān)系 ；l機(jī)翼彎曲振動有減振力：內(nèi)摩擦力：與飛行速度無關(guān)；機(jī)翼上下彎曲振動產(chǎn)生的附加氣動升力：V

51、機(jī)翼彎曲副翼顫振分析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。飛行速度較低時(shí)，激振力小于減振力，機(jī)翼彎曲振動會很快收斂。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)翼彎曲振動不收斂也不發(fā)散，保持等幅振動，也就發(fā)生了顫振。飛行速度繼續(xù)提高，激振力大于減振力，機(jī)翼彎曲振動振幅急劇加大，結(jié)構(gòu)很快就會發(fā)生破壞。為防止顫振的發(fā)生，最簡單有效的方法是在操縱操縱面上加配重，使操縱面重心移到轉(zhuǎn)軸之前面上加配重，使操縱面重心移到轉(zhuǎn)軸之前。重力平衡的方法集中式配重l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。效果差分散

52、式配重l把配重分散開，置于操縱面本身的前部。這種型式的配重藏于翼剖面內(nèi)，不會增加阻力。效果好固定配重可調(diào)配重氣動補(bǔ)償氣動補(bǔ)償目的：氣動補(bǔ)償目的：要減少鉸鏈力矩，減輕駕駛員操縱飛機(jī)的勞動強(qiáng)度。鉸鏈力矩和操縱力矩l鉸鏈力矩：操縱面上的空氣動力與它到操縱面轉(zhuǎn)軸垂直距離(力臂)的乘積。(Mj=Fd) l操縱力矩：加到轉(zhuǎn)軸搖臂上的力與它到轉(zhuǎn)軸距離的乘積。(Mc=Ph) 氣動補(bǔ)償?shù)哪康暮头椒ㄒ苟婷嫫D(zhuǎn)必須滿足：無助力操縱系統(tǒng)中，力P按一定比例傳遞到駕駛桿（盤）上，駕駛員偏轉(zhuǎn)操縱面，搬動駕駛桿（或盤）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）的力也隨

53、之增大。加重駕駛員的勞動強(qiáng)度，甚至達(dá)到了力不能及的程度。hdFPdFhPMjMc氣動補(bǔ)償方式軸式補(bǔ)償角式補(bǔ)償內(nèi)封補(bǔ)償隨動補(bǔ)償片彈簧補(bǔ)償片軸式補(bǔ)償?shù)墓ぷ髟磔S式補(bǔ)償：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。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)生空氣動力，形成繞轉(zhuǎn)軸方向相反的兩個(gè)力矩相反的兩個(gè)力矩，使舵面的鉸鏈力矩減小，起到氣動補(bǔ)償?shù)淖饔谩Ｈ秉c(diǎn)：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。根據(jù)必要的機(jī)動性能和操縱性能（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）。確保在操縱面最大偏角時(shí)， 其前緣不能

54、突出翼形外表 面之外，否則會引起阻力 增加和過度補(bǔ)償，在高速 時(shí)會提前產(chǎn)生激波。 角式補(bǔ)償（原理與軸式同）角式補(bǔ)償：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。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力對轉(zhuǎn)軸力矩，與操縱面上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩，方向相反，減少總鉸鏈力矩，起到氣動補(bǔ)償?shù)淖饔?。特點(diǎn)：形式構(gòu)造簡單，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，而且還會引起操縱面振動方向舵角式補(bǔ)償 升降舵角式補(bǔ)償 內(nèi)封補(bǔ)償?shù)墓ぷ髟矸诸悾好芊馐?、平衡式。?nèi)封補(bǔ)償一般用在副翼上。補(bǔ)償面位于機(jī)翼后緣的空腔內(nèi)，空

55、腔由氣密膠布隔成上下兩部分，互不通氣。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。壓強(qiáng)差作用在補(bǔ)償面上，對副翼轉(zhuǎn)軸的力矩與副翼上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩相反，幫助駕駛員克服鉸鏈力矩。 優(yōu)點(diǎn)：優(yōu)點(diǎn)：l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，氣動外形好，增加阻力不大。還可以在補(bǔ)償面上安裝配重，達(dá)到很有效的重量平衡的效果。l內(nèi)封補(bǔ)償面不會形成間隙，降低舵面的操縱效率；在補(bǔ)償面上安裝配重，力臂長，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；不易過早地產(chǎn)生激波。缺點(diǎn)：缺點(diǎn)：l這種補(bǔ)償裝置使得舵

56、面的偏轉(zhuǎn)角度不能太大，用途受到限制只用于副翼；l補(bǔ)償?shù)臍饷苣z布易于磨損，必須經(jīng)常注意維修。隨動補(bǔ)償片的工作原理隨動補(bǔ)償片：l稱為“隨動調(diào)整片”或“補(bǔ)償調(diào)整片”。是補(bǔ)償裝置的一種，裝在操縱舵面(如升降舵)后緣的一塊可偏轉(zhuǎn)小翼面(有轉(zhuǎn)軸)。隨動補(bǔ)償片1隨動補(bǔ)償片；2剛性連桿支座；3剛性連桿；4支座 ；5水平安定面；6升降舵；7升降舵轉(zhuǎn)軸；8操縱拉桿；2、3、4為連桿機(jī)構(gòu) 當(dāng)駕駛員用力P向前拉操縱桿時(shí)，由于剛性連桿的長度固定不變，隨動補(bǔ)償片便被它拉著向與舵面轉(zhuǎn)動方向相反的方向轉(zhuǎn)動。相對氣流吹在隨動補(bǔ)償片上，產(chǎn)生向下的力F1。F1對舵面轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的力矩M1就是補(bǔ)償力矩?？梢缘窒徊糠钟啥婷婵諝鈩恿2對轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的鉸鏈力矩M2。彈簧補(bǔ)償片隨動補(bǔ)償片對操縱面的氣動補(bǔ)償與操縱