《空气动力学第三十五讲.ppt》由会员分享，可在线阅读，更多相关《空气动力学第三十五讲.ppt（45页珍藏版）》请在三一办公上搜索。
1、,飞机的操纵性,介绍飞机的三种操纵性及其影响因素,三种操纵性的介绍,影响飞机操纵性的因素,2/70,43 飞机的操纵性,飞机的操纵性，就是飞机“听从”飞行员操纵杆、舵、油门、襟翼、减速板等而改变飞行状态的特性。飞机的操纵性，一般仅指飞机在杆、舵的操纵下改变其飞行状态的特性。第一、操纵杆、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，操纵费力，飞行员易疲劳；太小，不易准确地感觉操纵量。第二、飞行员操纵杆、舵后，飞机反映快慢要适当，即不可迟钝，也不能过于灵敏。飞机的操纵是通过三个操纵面，即升降舵(或全动平尾)方向舵(或全动立尾)和副翼来进行的，转动这三个操纵面，飞机就会绕其纵轴(ox)横轴(oz)和立轴(o
2、y)转动，而改变其飞行状态。,一、飞机的纵向操纵性,飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼(或升降舵)能够改变飞机迎角，是由于飞机的俯仰操纵力矩和俯仰恢复力矩之间的相互矛盾，相互斗争的结果。例如，飞机原来处于俯仰平衡状态，俯仰力矩平衡，飞行员向后拉了一点杆，水平尾翼前缘即向下偏转一个角度(或升降舵向上偏转一个角度)。于是水平尾翼产生负的附加升力，并对飞机重心形成俯仰操纵力矩，迫使机头上仰增大迎角(图3436)。由于迎角增大，引起飞机产生正的附加升力，此附加升力作用在飞机焦点上，对飞机重心形成俯仰恢复力矩，其方向同俯仰操纵力矩的方向相反，力图恢复原来的迎角。随着迎角逐渐增大，飞机的附加升力和它形成的俯仰恢
3、复力矩也逐渐增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢复力矩与俯仰操纵力矩重新平衡时，飞机就停止俯仰转动，保持以较大的迎角飞行。,(一)偏转水平尾翼(或升降舵)后，飞机的迎角为什么会改变?,升降舵(或平尾)是靠前推后拉驾驶杆来操纵的(图3433)。前推驾驶杆，升降舵向下偏转(或平尾前缘向上偏转)，飞机便低头；后拉驾驶杆，升降舵向上偏转(或平尾前缘向下偏转)，飞机便抬头。副翼是靠左右压驾驶杆来操纵的(图3435)。左压杆，左副翼向上偏转，右副翼向下偏转，飞机向左滚转；右压杆，右副翼向上偏转，左副翼向下偏转，飞机向右滚转。左右压杆和推拉杆的动作是独立而不互相干扰的。方向舵是靠脚左右蹬来操纵的(
4、图3434)左脚向前蹬左脚蹬，方向舵向左偏转，飞机便向左方转过去；右脚向前蹬右脚蹬，方向舵向右偏转，飞机便右转。从舵面的操纵可知，舵面的操纵，飞机飞行状态的改变，同人体的自然动作是一致的，否则就会造成操纵紊乱和错误。三个舵面的操纵，在空气动力作用的原理方面，它们基本上是一样的，都是改变舵面上的空气动力，产生附加力，对飞机重心形成操纵力矩，来达到改变飞机飞行状态的目的，下面我们仍从飞机的纵向、横向和方向三方面来分别说明操纵性的基本原理、影响因素，最后简单介绍随空布局飞机的直接力操纵问题。,(一)偏转水平尾翼(或升降舵)后，飞机的迎角为什么会改变?,飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼(或升降舵)能够改变
5、飞机迎角，是由于飞机的俯仰操纵力矩和俯仰恢复力矩之间的相互矛盾，相互斗争的结果。例如，飞机原来处于俯仰平衡状态，俯仰力矩平衡，飞行员向后拉了一点杆，水平尾翼前缘即向下偏转一个角度(或升降舵向上偏转一个角度)。于是水平尾翼产生负的附加升力，并对飞机重心形成俯仰操纵力矩，迫使机头上仰增大迎角(图3436)。由于迎角增大，引起飞机产生正的附加升力，此附加升力作用在飞机焦点上，对飞机重心形成俯仰恢复力矩，其方向同俯仰操纵力矩的方向相反，力图恢复原来的迎角。随着迎角逐渐增大，飞机的附加升力和它形成的俯仰恢复力矩也逐渐增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢复力矩与俯仰操纵力矩重新平衡时，飞机就停止
6、俯仰转动，保持以较大的迎角飞行。,同理，如果飞行员再拉一点杆，增大一点俯仰操纵力矩，使迎角加大一点，这时俯仰恢复力矩也相应地增大一点，飞机就会平衡在更大的迎角飞行，若相应地推一点杆，飞机就会平衡在较小的迎角飞行。由上述可见，飞行中，驾驶杆每移动一个位置，都对应着个迎角。驾驶杆的位置越靠后，即水平尾翼前绦的下偏角越大(或升降舵的上偏角越大)，侧对应的迎角也越大。如果飞机的迎角稳定性较强，则移动驾驶杆操纵水平尾翼(或升降舵)偏转时，飞机迎角改变甚少，俯仰恢复力矩就能与俯仰操纵力矩相平衡，也就是说，水平尾翼(或升降舵)偏转相同角度的条件下，飞机迎角变化较少，即飞机的纵向操纵性较差。由此可知，飞机的纵
7、向稳定性和纵向操纵性是互相矛盾的，飞机的纵向稳定性增强，其纵向操纵性变差。飞机从亚音速飞行向超音速飞行过渡时，由于飞机焦点位置显著后移，纵向稳定性大大增加，纵向操纵性要变差。,(二)增强飞机俯仰操纵性的措施全动水平尾翼,一般亚音速飞机都采用升降舵进行俯仰操纵，飞行员操纵升降舵，升降舵偏转所引起的压力变化能逆气流传播，使整个水平尾翼的压力分布发生显著变化，产生较大的附加升力，故升降舵效能提高，能够保证飞机具有良好的俯仰操纵性(图3437a)。升降舵良好的舵面效能，在一定条件下会向它的反面转化。高速飞行中，水平安定面表面产生局部激波。我们知道，局部激被前面为超音速气流，局部激波后面的压力变化，不能
8、逆超音速气流传到局部激波前面去，这时，升降舵的偏转，只能改变水平尾翼位于局部激波后面的压力分布，不能改变整个水平尾翼的压力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏转同一角度所产生的俯仰操纵力矩显著下降(图3437b)。,高速飞行时，飞机俯仰稳定性较强，操纵飞机俯仰需要有较大的操纵力矩。如果把舵面效能降低，飞机的俯仰操纵性势必严重恶化，出现舵面偏移甚多，飞机迎角改变不大的严重局面。为了解决高速飞行时飞机俯仰操纵性较差的矛盾，高速飞机采用全动水平尾翼来代替升降舵。全动水平尾翼偏转后，可以改变整个水平尾翼的压力分布，因而其舵面效能要比升降舵面高得多。然而，使用全动水平尾翼又会出现新的矛盾，这就是飞行员
9、操纵水平尾翼需要克服很大的空气动力。致使飞行员直接操纵水平尾翼偏转十分困难，为此，在水平尾翼操纵系统中安装了助力操纵装置，让飞行员利用液压和电动机构间接操纵水平尾翼偏转。必须指出，即使采用全动水平尾翼，在超音速飞行时，舵面效能也会有所降低，这是因为，超音速飞行时，随着飞行M数增大，升力系数要减小，因此，在其它条件不变的情况下，水平尾翼能够产生的升力要相应减小，即舵面效能要降低。,1、驾驶杆力,飞行员操纵飞机，要对驾驶杆施加力量，这个力称为驾驶杆力，简称杆力，为什么操纵驾驶杆要施加一定的力量?如图3438所示，当水平尾翼前缘向下偏转一个角度时，水平尾冀上就会产生一个负的附加升力。它对水平尾翼的转
10、轴构成一个力矩枢轴力矩。迫使水平尾翼返回原来位置，如果操纵系统中没有装设助力操纵装置。这个力矩的作用就要传到驾驶杆上来，使驾驶杆返回松杆位置，因此，飞行员要保持水平尾翼转角不变，就必须用一定的力量P拉住驾驶杆以平衡枢轴力矩的作用，保持驾驶杆的位置不动，反之，如果要保持水平尾翼处在前缘上偏的位置，飞行员就必须用一定的力量推住驾驶杆。水平尾翼离转角越大，飞行速度越大，都会使作用在水平尾翼上的空气动力增大，为了保持水平尾翼偏转不变，驾驶杆力也必然增大。,(三)平飞速度改变后，驾驶杆力为什么会改变?,装有助力装置的操纵系统中，作用在水平尾翼上的空气动力只传给助力器，不能传到驾驶杆上来，为了使飞行员能感
11、受到一定的杆力，凭着力的感觉来准确地掌握操纵分量。在操纵系统中装设了载荷感觉器。如图3439所示，飞行员移动驾驶杆使水平尾翼偏转时，要压缩载荷感觉器内的弹簧，弹簧张力传到驾驶杆上来，因此，飞行员必须用一定力量拉住或推驾驶杆，才能使它保持一定位置，水平尾翼偏转角越大，弹簧被压缩的越厉害，杆力越大。,2、驾驶杆力随平飞速度变化的规律,平飞中，飞机的升力必须和飞机的重力相等，所以，随着飞行速度的改变，需要相应地改变迎角，以保持升力相等，所以，随着飞行速度的改变，需要相应地改变迎角，以保持升力不变，飞行速度加快了，升力随之增大，这就需要相应地减小迎角，以减小升力，飞行速度减慢了，升力随之减小，这就需要
12、相应地增大迎角，以增大升力，可见，为了保持平飞，在大速度下，应当用小迎角：而在小速度下，应当用大迎角。前面已经讲过，飞机的迎角又必须通过相应地移动驾驶杆，改变水平尾翼的偏转角度来改变。而驾驶杆位置改变了，驾驶杆力也会相应地发生变化，由此可以得出驾驶杆力随平飞速度的变化关系。如图4440中曲线所示 在平飞中，飞行员松开驾驶杆(即载荷感觉器不受压缩，杆力等于零)时，飞机会相应地平稳在某一个迎角和速度上，这个杆力为零的飞行速度，叫做平衡速度，如图3440中，曲线与横坐标的交点所对应的飞行速度，就是平衡速度。,如果从平衡速度开始，减小一点速度平飞，就要相应地增大一点迎角，才能使升力与重力相等。继续保持
13、平飞。为了要增大迎角,并使飞机能在较大迎角下重新平衡，就需要飞行员从松杆位置向后拉点杆，使水平尾翼前缘向下偏转一点角度，这时，载荷感觉器内的弹簧就要受到压缩，飞行员需要用点力拉杆，平飞速度越小，需要的迎角越大，水平尾翼前缘的下偏量也应当越大，所以，拉杆量越大，拉杆力也随之增大。同理，如果从平衡速度开始增大速度平飞，就需要飞行员从松杆位置推点杆，使水平尾翼前缘向上偏，以减小迎角，载荷感觉器内的弹簧从反向受到压缩，飞行员需要用力推杆平飞速度越大，需要的迎角越小，水平尾翼前缘的上偏量也应越大，所以，推杆量越大，推杆力也随之增大。总的看来，曲线由下向上表明：随着平飞速度由小增大，先是拉杆力逐渐减小，到
14、达平衡速度时，驾驶杆力等于零，飞行速度再增大，驾驶杆就变为推杆力，以后，随着飞行速度继续增大，推杆力也不断增大。,歼6飞机的平衡速度为表速75050公里/小时，在正常情况下，歼6飞机平飞时，拉杆力大约为15公斤左右，推杆力也为15公斤左右。杆力在这一范围内变化，可以保证飞行员操纵飞机时既有适当的力的感觉，又不会过于费力。如果飞机的平衡速度不合规定，飞行中杆力就会不正常，飞行员会反映“头重”或“头轻”。平衡速度过大时，如果飞行员要以某一小速度平飞，就需要使迎危增大得多一些，因此，就要从松杆位置向后多拉点杆，拉杆力比正常时大，如果飞行员要以某较大速度平飞，迎角可以减小得少些，飞行员可以从松杆位置向
15、前少推点杆，推杆力较小，这种拉杆力过大，推杆力过小的现象，按飞行习惯说法，叫做“头重”。图3441表示，平衡速度正常和平衡速度过大两种情况下的杆力曲线平衡速度过大时，升力曲线要向下移动一段距离，在小速度平飞时，拉杆力都偏大。在大速度平飞时，推杆力都缩小 根据以上道理，也可分析得知，平衡速度过小，则会出现推杆力过大，拉杆力过小的现象。这就是所谓“头轻”。,二、横向操纵性,飞机的横向操纵性，就是在飞行员操纵副翼以后，飞机绕纵轴滚转，改变滚转角速度和坡度等飞行状态的特性。在某一飞行速度下，飞行员向左压杆偏转副翼(图3442)，飞机因左右两翼升力之差形成横向操纵力矩而向左滚转，在滚转中，只要没有侧滑，
16、就不会有恢复力矩产生，只有横向阻转力矩。滚转越快，阻力矩越大。当横向操纵力矩与横向阻转力矩相等时，飞机就作等速滚转，压杆行程越大(即偏转副翼越多)，等速滚转的角速度也越大。偏转副翼后，作用在副翼上的空气动力也会传到驾驶杆上，所以飞行员必须用一定力量压住杆，才能保持副翼偏转在一定的角度上，副翼偏转角越大，飞行速度越大为了使飞行员操纵省力，在副翼前缘装有内封补偿装置，它由补偿面和密封隔布组成，把副翼之间的空隙隔成上下两室(图3443)，副翼向下偏转时，机翼下表面流速减慢，压力增大；上表面流速加快，压力减小因而在补偿面上下将产生压力差，这个压力差产生的向上的力量，可以帮助飞行员操纵副翼向下偏转，同样
17、道理，副翼向上偏转时，补偿面上的压力差也可以帮助飞行员操纵副翼向上偏转。所以，副翼内封补偿装置可以减轻飞行员压杆操纵副翼的力。,高速飞行中，作用在副翼上的空气动力比较大，因此，高速飞机在副翼操纵系统中，装有液压助力器，利用它来帮助飞行员操纵副翼；同时还装有载荷感觉器，使飞行员在操纵副翼时仍能受到一定的杆力作用。便于准确地掌握操纵量。高速飞行中，副翼偏转角度较大时，作用在副翼的空气动力较大，这会使机翼产生较大的扭转变形。副翼向下偏转，机翼产生的扭转变形要使迎角减小(图3444)，这就要抵消一部分由于副翼偏转而增大的升力，使副翼的效能降低同样道理，副翼向上偏转，机翼产生的扭转变形则要使迎角增大，也
18、会降低副翼的效能。为了解决高速飞行中副翼效能降低的矛盾，飞机上采用阻流片。装了阻流片机构以后，当副翼向下偏转时，阻流片即从机翼下表面伸出(图3445),使机翼下表面气流的流速减小，压力增加，升力增大，这样，就改善了飞机在高速飞行中的横侧操纵性。,三、方向操纵性,飞机的方向操纵性，就是在飞行员操纵方向舵以后，机头绕立轴偏转改变侧滑角等飞行状态的特性。为什么偏转方向能改变侧滑角?这同偏转升降舵为什么能改变迎角的道理基本上是一样的。飞行中，飞行员蹬右脚蹬使方向舵能向右偏转一定角度。垂直尾翼上产生侧力 Z舵，对飞机重心形成一个使机头向右偏转的方向操纵力矩。在偏转过程中，飞机形成侧滑，垂直尾翼和机身都产
19、生侧力，它们的合力 Z飞机 对飞机重心形成方向恢复力矩，此力矩随着侧滑角的增大而逐渐增大，乃至上述两力矩互相平衡时，飞机即保持侧滑角不变，如图3446所示。,方向舵偏转，作用在方向舵上的空气动力会传到蹬上，故飞行员需要用力蹬脚蹬，才能保持方向舵偏转角不变。飞机的方向操纵性和横向操纵性是互相联系着和互相影响着的上节讲过，飞行员操纵方向舵可以使机头绕立轴偏转，操纵副翼可使飞机绕纵轴滚转。但是，飞行员蹬舵也会同时引起滚转，压杆也会同时引起偏转。例如，飞行中，飞行员只压杆，不蹬舵，则飞机向压杆的方向倾斜后，也会出现侧滑,在侧滑中，垂直尾翼产生侧力，形成力图消除侧滑的力矩。于是，机头向压杆的方向偏转。再
20、如，飞行员只蹬舵不压杆，在飞机产生侧滑后，由于机翼后掠角的作用，会使两翼的升力不等，构成滚转力矩，迫使飞机向侧滑的相反方向(也就是蹬舵的方向)滚转。可见，方向操纵性和横向操纵性是互相联系，互相影响的。这与前面所讲的方向安定力矩和横向安定力矩的互相联系，互相影响，道理是一样的，这一点对我们以后分析和研究飞机的坡度故障和侧滑故障是很重要的。,四、影响操纵性的因素,(一)飞机的转动惯量对操纵性的影响(二)飞机重心位置移动对操纵性的影响(三)飞行高度变化对操纵性的影响(四)飞行速度对飞机反应快慢的影响(五)迎角对横向操纵性的影响,(一)飞机的转动惯量对操纵性的影响,飞机的转动惯量越大，在同样大的操纵力
21、矩作用下，飞机的角加速度越小，此时，无论是迎角，侧滑角或转动角速度等，其变化都比较缓慢。即是说，反应迟钝。这就是重型飞机比轻型飞机反应迟钝的一个原因。,(二)飞机重心位置移动对操纵性的影响,重心位置前后移动，使平飞中升降舵偏转角和杆力发生变化。如重心位置前移，纵向稳定性增强，改变迎角需要升降舵的偏转角增大。但升降舵的上下活动范围都有一定限度.重心的前后移动要受到限制。重心位置左右移动对横向操纵性有影响比如重心位置左移，这相当于飞机增加了一个向左滚转的力矩。为了保持两翼水平，飞行员应当经常向右压杆。这不但消耗了飞行员的体力，分散执行任务的注意力，并且使得驾驶杆向右可以活动的行程减小，限制了向右滚
22、转的能力。,(三)飞行高度变化对操纵性的影响,在不同高度上平飞，只要保持同一表速不变(即动压不变)，则飞行员应施加于杆上的力与低空相同，因为此时和各平飞表速相对应的迎角并未改变，故在此表速下的驾驶杆位置(升降舵偏转角)与杆力也不致改变。如果飞行员保持同一真速不变，则由于动压随高度的增加而减小，和各个平飞速度(真速)相对应的迎角普遍增大。所以，为了在高空保持平飞，驾驶杆的位置要比在低空时靠后一些。或者说，同每一平飞速度相对应的升降舵上偏角度在高空普遍增大了。所以，高空飞行有杆、舵变轻的说法。,飞行高度升高，对飞机在杆、舵操纵下的反应快慢，也有影响。比如，飞机保持同一真速在不同的高度飞行，高度升高
23、，空气密度降低，如果在高空和低空一样，将杆前后移动(或蹬舵)同样行程，则在高空，操纵力矩减小，角加速度也随之减小。因此，达到其对应的平衡迎角或侧滑角的所需时间为之增长。同理，高度升高，到达同样的坡度的时间延长。总之，飞机对杆、舵操纵的反应，在高空迟缓，而在低空迅速一些。,(四)飞行速度对飞机反应快慢的影响,在纵向与方向操纵性方面，以杆(舵)行程相同作比较。在飞行速度比较大的情况下，同样多的舵偏角，所产生的操纵力矩也自然比较大。角加速度也比较大因此，飞机达到此舵偏角相对应的平衡迎角或侧滑角所需的时间就比较短。在横向操纵性方面，如果压杆行程亦即副翼偏角相同，则飞行速度越大，横向操纵力矩越大，角加速
24、度也越大。于是，飞机达到相同坡度的时间也就缩短。,(五)迎角对横向操纵性的影响,飞机滚转时，不仅因滚转而产生侧滑，力图减小其滚转角速度，还因左右副翼阻力不等进一步加强这种侧滑，促使横向操纵性变差这种现象在大迎角下更为严重，甚至在某些飞机上出现横向反操纵现象，亦即飞机向压杆的反方向滚转。为了改善横向操纵性，特别是要消除大迎角下的横向反操纵现象，通常使用差角副翼，阻力副翼或开缝副翼。其主要作用都在于增加上偏副翼的阻力或减小下偏副翼的阻力，从而消除或减弱向滚转方向的侧滑现象，在一定程度上加强了横向操纵性。差角副翼：就是压杆时，上偏角度大，阻力大；下偏角度小，阻力也小。阻力副翼：副翼前缘比较尖些，副翼
25、上偏时前缘露在机翼的外面，增加上偏副翼的阻力。开缝副翼：副翼下偏时，副翼与机翼之间出现缝隙，其作用与开缝襟翼基本相同，主要是用以改善这时机翼上表面的气流状况，以减小其阻力。副翼上偏时，情况与一般副翼相同。,五、飞机的直接力控制,从前面讨论的操纵性可知，按常规操纵的飞机，绕x、y、z轴的转动可以用力矩来操纵，沿x轴的加减速移动可以直接用力来操纵，但是不能实现沿z轴和y轴方向的移动。用直接力控制的飞机除有上述四种运动状态外，还能沿y轴和z轴平移。直接力控制分为直接升力控制和直接侧力控制两类。下面先谈直接升力控制。直接升力控制可以使飞机产生附加的向上或向下的平移。在机头装有一对水平鸭翼(图3447)
26、它和水平尾翼一前一后，在计算机的控制下协调动作，产生两对向上或向下的力，使飞机不改变飞行姿势就产生附加的向上成向下的平移。就向(图3447)那样，在跟踪或瞄准敌机时，如果我机在敌机的后下方，驾驶员就可通过计算机操纵水平鸭翼和水平尾翼，它们向下偏转，产生四股向上的附加升力，把飞机抬到和 敌机高一度上，然后很容易瞄淮敌机，把它击落。,直接侧力控制可以使飞机产生附加的向左或向右的平移在机头装有一块垂直鸭翼(图3448)和垂直尾翼一前一后，在计算机的控制下协调动作，产生一对向侧面的拉力，使飞机不改变飞行姿态，就可以向左或向右平移(参看图3448)。如果我机在敌机的左右方追击敌机，驾驶员操纵垂直鸭翼和垂
27、直尾翼向左偏转，产生两股向右的拉力，使飞机向右平移，瞄准敌机。当然，实际情况比我们这里讲的复杂得多，也困难得多。实现的办法也不一样。最近有人设计一种先进的高机动性的直接力控制的歼击机，只有用六个操纵面就能完成六个自由度的运动(图3449)。,绕x轴的横滚运动由安装角可变的外翼段1、2的差动(一边向上偏，一边向下偏)来完成。绕z轴的俯仰运动，由升降舵3来完成。绕Y轴的偏航运动由全动的垂直尾翼4、5和垂直鸭翼6的差动来完成。沿x轴的阻力调整，即向前的加减运动，兼发动机推力的增、减和外翼段1、2转九十度作阻力板用。沿Z轴的左右运动，靠垂直尾翼4、5和垂直鸭翼6的直接测力控制来完成。沿Y轴的上下运动，
28、由外翼段l、2和升降舵3的直接升力控制来完成。一般现代歼击机至少要靠七个操纵面：两块付翼、两块升降舵、一块方向舵、两块阻力板，才能完成四个自由度的运动，且不能作沿Z轴的左右运动和沿Y轴的上下运动(图3449左上图)。通过如上对比可见，用直接力控制飞机比常规操纵的飞机具有许多优点直接力控制的飞机的机动性好，尾追时，容易瞄准敌机，提高命中率；被咬住是容易避开敌人的追击；对地攻击时，容易瞄准目标，提高投弹命中率；着陆时容易对准跑道等等。,图3-4-37 激波对舵面效能的影响,图3-4-38 驾驶杆力,图3-4-39 驾驶杆力,图3-4-40 平行杆力曲线,图3-4-47 飞机上下平移,图3-4-48 飞机左右平移,
