飛行力學(xué)課件：第7章 對稱定直飛行時(shí)的縱向力矩、靜穩(wěn)定性與靜操縱性

1、第七章 對稱定直飛行時(shí)的飛行力學(xué)內(nèi)容 引言7-1 縱向靜穩(wěn)定性概念 7-2 飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 7-7 對稱定直飛行時(shí)的駕駛桿力平衡曲線7-3 全機(jī)的縱向力矩和穩(wěn)定性 7-4 各種因素對縱向力矩特性的影響 7-5 對稱定直飛行時(shí)的操縱面平衡曲線 7-6 鉸鏈力矩及松桿靜穩(wěn)定性 7-8 助力操縱系統(tǒng)簡介第七章： 引言 定直飛行時(shí)全機(jī)縱向力矩及靜穩(wěn)定性的計(jì)算方法，分析影響縱向力矩及靜穩(wěn)定性的各種因素研究飛機(jī)的縱向平衡和靜操縱性靜操縱性，是指不考慮克服慣性和阻尼，飛機(jī)從一種定常直線飛行狀態(tài)轉(zhuǎn)入另一種飛行狀態(tài)所需的最終操縱面偏角或駕駛桿力。引言小擾動(dòng)方程飛機(jī)的動(dòng)態(tài)飛行品質(zhì)概念縱向靜穩(wěn)定性 在飛機(jī)

2、受到外界瞬時(shí)擾動(dòng)作用后，不經(jīng)駕駛員的干預(yù)，具有自動(dòng)恢復(fù)到原來力矩平衡狀態(tài)的趨勢。在飛機(jī)受到外界瞬時(shí)擾動(dòng)作用后，飛機(jī)存在力圖擴(kuò)大偏離平衡的趨勢。7-1縱向靜穩(wěn)定性概念 縱向不靜穩(wěn)定性 中立靜穩(wěn)定性 在飛機(jī)受到外界瞬時(shí)擾動(dòng)作用后，既無擴(kuò)大、又無恢復(fù)原來力矩平衡狀態(tài)的趨勢假定飛機(jī)作定常直線飛行判斷條件 7-1縱向靜穩(wěn)定性概念 用飛機(jī)對質(zhì)心的俯仰力矩隨迎角的變化特性來判斷。靜穩(wěn)定靜不穩(wěn)定中立靜穩(wěn)定力矩的無因次系數(shù)表示但是在實(shí)際中，飛機(jī)在受到擾動(dòng)后，不僅迎角變化，而且飛行速度也發(fā)生變化，此時(shí)，引入速度靜穩(wěn)定性（過載靜穩(wěn)定性的概念。假定舵偏角不變 ，其靜穩(wěn)定性分析與過載靜穩(wěn)定性相同。7-1縱向靜穩(wěn)定性概念

3、 在給定的M數(shù)下，導(dǎo)數(shù)定速靜穩(wěn)定性或過載靜穩(wěn)定性速度靜穩(wěn)定速度靜不穩(wěn)定速度中立靜穩(wěn)定7-1縱向靜穩(wěn)定性概念 顯然偏導(dǎo)數(shù)及全導(dǎo)數(shù)是在操縱面偏角保持不變條件下確定的，稱之為握桿穩(wěn)定性；如是操縱面完全松浮的狀態(tài)，與之對應(yīng)的偏導(dǎo)數(shù)或全導(dǎo)數(shù)，稱為松桿穩(wěn)定性。M，定直飛行時(shí)影響縱向力矩的參數(shù)一 機(jī)翼的縱向力矩7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 壓力中心處的氣動(dòng)力對質(zhì)心的縱向力矩焦點(diǎn)處的氣動(dòng)力對質(zhì)心的縱向力矩假定操縱面處于中立位置，M數(shù)及油門位置保持不變重心壓力中心一般飛行狀態(tài)下，迎角較小，且 7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 將力矩系數(shù)對 求導(dǎo)在亞音速時(shí)，常規(guī)布局飛機(jī)單獨(dú)機(jī)翼一般在飛機(jī)質(zhì)心的前面，有單獨(dú)機(jī)翼是靜

4、不穩(wěn)定的將其無量化，7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 二機(jī)翼-機(jī)身組合體的縱向力矩機(jī)身的升力可表示為設(shè)機(jī)身壓力中心離飛機(jī)的距離為 ，則機(jī)身升力對質(zhì)心的力矩為機(jī)身力矩系數(shù)一般情況下，機(jī)身的影響一方面使零升力矩系數(shù)的絕對值增加，另一方面使機(jī)翼焦點(diǎn)向前移動(dòng)，因此翼身組合體的靜不穩(wěn)定程度大于單獨(dú)機(jī)翼機(jī)翼幾何迎角則機(jī)身力矩系數(shù)為，7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 一般情況下， 故 ，而 將機(jī)翼和機(jī)身的力矩系數(shù)相加，就得到了翼身組合體的力矩系數(shù)，三、水平尾翼的縱向力矩平尾對飛機(jī)質(zhì)心的縱向力矩作用在平尾上的升力，尾翼一般為對稱翼型，且平尾速度阻滯系數(shù)在給定M數(shù)下，其與尾翼迎角及舵面偏角有關(guān)7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的

5、縱向力矩 當(dāng)舵面處于中立位置，即 ，且由于平尾偏角 和下洗角 的存在，平尾上的升力系數(shù)由于 是受到翼身組合體下洗氣流的影響產(chǎn)生的，因此平尾的縱向力矩力矩系數(shù)為平尾靜面矩系數(shù)7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 將翼身組合體的幾何迎角代入上式中完整的平尾力矩系數(shù)平尾產(chǎn)生的零升力矩系數(shù)其對升力系數(shù)的偏導(dǎo)數(shù)為由于 ，故 ，即平尾起著增加靜穩(wěn)定性的作用7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 四、發(fā)動(dòng)機(jī)的縱向力矩發(fā)動(dòng)機(jī)縱向力矩發(fā)動(dòng)機(jī)對縱向力矩的影響主要包括三方面，即發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)推力的作用、螺旋槳或進(jìn)氣道的法向力作用以及螺旋槳滑流或噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流對飛機(jī)其他部件產(chǎn)生的氣動(dòng)力干擾作用。發(fā)動(dòng)機(jī)的類型：活塞式、螺旋槳式、噴氣

6、式發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)：最大狀態(tài)、加力狀態(tài)、額定狀態(tài)、巡航狀態(tài)慢車狀態(tài)7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 1、推力的作用a、螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)：對于給定的H、n下b、噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 2、法向力的作用a、螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)：對于給定b、噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)：7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 3、螺旋槳滑流和噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的相對距離螺旋槳飛機(jī)：由于螺旋槳的槳盤對氣流的加速作用，使經(jīng)過槳盤的氣流改變了機(jī)翼、機(jī)身、平尾的局部速壓，使其原有氣動(dòng)力特性發(fā)生變化，一般通過風(fēng)洞試驗(yàn)確定。噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)：其尾噴流式一股高溫高速燃?xì)?，由于引射作用，引起流?jīng)尾翼的氣流速度和方向的變化，導(dǎo)致附加的下洗氣流，也通過試驗(yàn)來確

7、定7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩 7-3全機(jī)的縱向力矩和靜穩(wěn)定性全機(jī)的縱向力矩 假定螺旋槳飛機(jī)噴氣式飛機(jī)全機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性表達(dá)式，全機(jī)焦點(diǎn) 位置螺旋槳飛機(jī)的全機(jī)焦點(diǎn)位置噴氣式飛機(jī)的全機(jī)焦點(diǎn)位置可以看出， 取決于 以及機(jī)身、平尾和發(fā)動(dòng)機(jī)引起的焦點(diǎn)變化，并且機(jī)身和發(fā)動(dòng)機(jī)法向力鈞使焦點(diǎn)前移，起不穩(wěn)定作用，而平尾則使焦點(diǎn)后移，起靜穩(wěn)定作用常規(guī)布局的飛機(jī)，無平尾時(shí)，靜不穩(wěn)定有平尾時(shí)，靜穩(wěn)定的7-3全機(jī)的縱向力矩和靜穩(wěn)定性保證飛機(jī)具有一定靜穩(wěn)定性7-3全機(jī)的縱向力矩和靜穩(wěn)定性上面的式子可以看出，飛機(jī)的是否具有穩(wěn)定性取決于 和 的相對位置靜穩(wěn)定靜不穩(wěn)定中立靜穩(wěn)定中立點(diǎn)靜穩(wěn)定裕度，迎角與焦點(diǎn)位置的關(guān)系,當(dāng) ,

8、飛機(jī)低頭，使飛機(jī)具有恢復(fù)到原來迎角的趨勢,當(dāng) ,飛機(jī)抬頭，使飛機(jī)具有遠(yuǎn)離原來迎角的趨勢引入全機(jī)焦點(diǎn)后，在給定的M數(shù)及油門位置情況下，全機(jī)縱向力矩系數(shù)隨升力系數(shù)線性變化，而其斜率便確定了靜穩(wěn)定性的大小。7-3全機(jī)的縱向力矩和靜穩(wěn)定性7-4各種因素對縱向力矩特性的影響一、飛機(jī)質(zhì)心位置的影響當(dāng) ，二、飛行M數(shù)的影響當(dāng)，飛機(jī)的靜穩(wěn)定性取決于亞音速，變化不大跨音速，迅速增大超音速，變化不大，但由于下洗氣流的影響迅速增大，使 急劇下降以及 隨M數(shù)增大而增大，使 顯著增加，飛行M數(shù)對全機(jī)焦點(diǎn)的影響7-4各種因素對縱向力矩特性的影響全機(jī) 取決于，而 又取決于亞音速，跨音速，超音速，飛行M數(shù)對 的影響彎度不大，

9、對稱翼型變化不大由于記憶形狀和飛機(jī)布局的不同， 隨M數(shù)的變化規(guī)律亦不同，尤其在跨音速范圍內(nèi)，有些飛機(jī)可能變化相當(dāng)劇烈。7-4各種因素對縱向力矩特性的影響三、襟翼偏轉(zhuǎn)的影響襟翼的偏轉(zhuǎn)改變了記憶的有效彎度，進(jìn)而改變了 和 同時(shí)也改變了機(jī)翼展向載荷分布，進(jìn)而影響平尾處的平均下洗角及速度阻滯系數(shù) ，影響飛機(jī)的縱向力矩特性和靜穩(wěn)定性。四、靜氣動(dòng)彈性變形的影響靜氣動(dòng)彈性變形，彈性力和氣動(dòng)力隨時(shí)處于平衡狀態(tài)，而不考慮慣性和阻尼的作用。由于飛機(jī)各個(gè)部件的彈性變形，使其外形和相對位置發(fā)生變化，影響飛機(jī)的縱向力矩和靜穩(wěn)定性。7-4各種因素對縱向力矩特性的影響7-5對稱定直飛行時(shí)的操作面平衡曲線如何確定保持力矩平衡

10、所需的操作面偏角和駕駛桿位于平衡迎角或速度之間的關(guān)系？飛機(jī)的縱向操縱面包括升降舵和全動(dòng)平尾。低速飛機(jī)高速飛機(jī)一、升降舵與全動(dòng)平尾產(chǎn)生的縱向力矩當(dāng)舵面后緣下偏當(dāng)舵面后緣上偏規(guī)定平尾上產(chǎn)生的升力及力矩升降舵效率縫隙修正系數(shù)：M1.4 顯然，超音速時(shí)的升降舵效率小于亞音速下時(shí)。為了提高超音速的 ，一般采用全動(dòng)平尾，其表達(dá)式力矩系數(shù)操縱導(dǎo)數(shù)（升降舵操縱效能）有 ，有 ，亞音速超音速升降舵面積平尾面積升降舵轉(zhuǎn)軸的后掠角全動(dòng)平尾的偏角通常用 表示，當(dāng)后緣下偏， ；當(dāng)后緣上偏，全動(dòng)平尾的操縱導(dǎo)數(shù)，升降舵和全動(dòng)平尾的操縱力矩與迎角無關(guān)，因此操縱舵面的偏轉(zhuǎn)不影響飛機(jī)的穩(wěn)定性，只改變零升力矩系數(shù)的大小。飛機(jī)安裝水

11、平尾翼的作用：a、保證飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性b、通過舵面的偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生操縱力矩，改變飛機(jī)的俯仰姿態(tài)，保證飛機(jī)具有必要的縱向操縱性。二、操縱面偏角平衡曲線，升降舵偏角與飛機(jī)升力系數(shù)之間的關(guān)系在配平升力系數(shù)假定油門位置的變化對力矩曲線沒有影響配平升力系數(shù)和升降舵偏角的關(guān)系：上偏下偏舵面的偏轉(zhuǎn)，只是影響力矩曲線向上或向下平移1、升降舵平衡曲線 利用升降舵的偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)可以在運(yùn)行的任何飛行狀態(tài)下，保持縱向力矩平衡。并且一個(gè)舵面偏角對應(yīng)一個(gè)配平迎角或配平升力系數(shù)假定飛機(jī)作定直飛行，且不計(jì)油門位置變化及空氣壓縮性的影響，則處于平衡狀態(tài)的飛機(jī)，全機(jī)零升力系數(shù)升降舵操縱導(dǎo)數(shù)配平升力系數(shù)平衡曲線斜率平衡狀態(tài)下，升降舵的偏

12、轉(zhuǎn)與駕駛桿位置的關(guān)系：拉桿，升降舵上偏或（V ）靜穩(wěn)定飛機(jī)靜不穩(wěn)定飛機(jī)或（V ）推桿，升降舵下偏正常操縱推桿，升降舵下偏拉桿，升降舵上偏反操縱從安全的角度不允許 在駕駛員改變平衡迎角的開始階段，無論靜穩(wěn)定還是靜不穩(wěn)定的飛機(jī)，增加迎角都應(yīng)向后拉干，以產(chǎn)生抬頭力矩。而最終平衡狀態(tài)時(shí)的駕駛桿位置的方向是否與初始操縱方向相同，與飛機(jī)時(shí)靜穩(wěn)定還是靜不穩(wěn)定有關(guān)飛機(jī)的飛行速度與舵偏角的關(guān)系：對于靜穩(wěn)定的飛機(jī)，當(dāng)速度小于配平速度時(shí)，為了保持力矩平衡，升降舵上偏，且偏角大小隨速度增加而減小；當(dāng)速度大于配平速度時(shí)，為了保持力矩平衡，升降舵下偏，且偏角大小隨速度增加而增加；2、全動(dòng)平尾平衡曲線不能忽略舵面偏轉(zhuǎn)所引起

13、的附加升力對全機(jī)升力的影響，假定不計(jì)油門位置及空氣壓縮性影響，三、“自動(dòng)俯沖”現(xiàn)象“自動(dòng)俯沖”是飛機(jī)在跨音速區(qū)飛行中飛行時(shí)，由于外界擾動(dòng)時(shí)飛行速度增加，此時(shí)的平衡舵偏角還未改變，而使飛機(jī)產(chǎn)生低頭的現(xiàn)象。它主要是由于空氣的壓縮性對焦點(diǎn)位置和力矩系數(shù)的影響，使飛機(jī)失去了數(shù)度靜穩(wěn)定性，其對飛行安全和飛機(jī)的操縱不利。措施：采用大后掠和小展弦比的機(jī)翼合理的布置尾翼與機(jī)翼的相對位置。7-6鉸鏈力矩及松桿靜穩(wěn)定性一、鉸鏈力矩鉸鏈力矩 ，作用在舵面上的氣動(dòng)力對舵面轉(zhuǎn)軸的力矩鉸鏈力矩系數(shù)平尾處速度阻滯系數(shù)升降舵面積升降舵平均幾何弦長當(dāng) 和 不大時(shí)，一般情況下，鉸鏈力矩導(dǎo)數(shù) 完整的鉸鏈力矩表達(dá)式顯然，飛行速度越大

14、，升降舵尺寸越大，則鉸鏈力矩越大。駕駛桿力與鉸鏈力矩成正比，使重型飛機(jī)或高速飛機(jī)的駕駛桿力達(dá)到很大的數(shù)值，操作比較困難，為了減小鉸鏈力矩，大多采用氣動(dòng)補(bǔ)償。氣動(dòng)補(bǔ)償是通過作用于補(bǔ)償面積上的氣動(dòng)力來減小鉸鏈力矩，常用的補(bǔ)償方式包括移軸補(bǔ)償和內(nèi)補(bǔ)償以及調(diào)整片。三、松桿靜穩(wěn)定性進(jìn)行松桿定常直線飛行的飛機(jī)，其必須滿足力矩平衡外，還必須通過調(diào)整片使鉸鏈力矩為零，即：假定在松桿情況下，飛機(jī)受到外界的瞬時(shí)擾動(dòng)，當(dāng)尾翼迎角增量 與漂浮角 大小相等時(shí)，舵面鉸鏈力矩重新為零，全機(jī)的松桿靜穩(wěn)定性為全機(jī)的松桿焦點(diǎn)位置為松桿穩(wěn)定性小于握桿穩(wěn)定性7-7對稱定常直線飛行時(shí)的駕駛桿力平衡曲線在定常直線飛行中保持力矩平衡所需的駕駛桿力與飛行速度之間的關(guān)系曲線，成為駕駛桿力平衡曲線。虛功原理升降舵?zhèn)鲃?dòng)比不考慮油門位置的變化和空氣壓縮性的影響駕駛桿力的表達(dá)式定常直線飛行時(shí)駕駛桿力的計(jì)算公式：將上式改寫成速度關(guān)系，桿力梯度，7-8助力操縱系統(tǒng)簡介 為了改善飛機(jī)的操縱性，特別是改善機(jī)動(dòng)飛行