對飛機操縱性的一些認識

1、飛機操縱性的一些認識當(dāng)飛機受微小擾動而偏離原來縱向平衡狀態(tài)（俯仰方向），并在擾動消失以后，飛機能自動恢復(fù)到原來縱向平衡狀態(tài)的特性，稱為飛機縱向穩(wěn)定性。飛機的縱向穩(wěn)定性主要取決于飛機重心位置，只有當(dāng)飛機的重心位于焦點前面時，飛機才是縱向穩(wěn)定的；飛機受到擾動以至于方向平衡狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，飛機如能趨向于恢復(fù)原來的平衡位置，就是具有方向穩(wěn)定性。飛機主要靠垂直尾翼的作用來保證方向穩(wěn)定性。方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。飛機在飛行過程中，受到微小擾動，機頭右偏，出現(xiàn)左側(cè)滑，空氣從飛機左前方吹來作用在垂直尾翼上，產(chǎn)生向右的附加測力，此力對飛機重心形成一個方向穩(wěn)定力矩，力圖使機頭左偏，消除側(cè)滑，隨

2、著飛行馬赫數(shù)的增大，特別是在超過聲速之后，立尾的側(cè)力系數(shù)迅速減小，產(chǎn)生側(cè)力的能力急速下降，使得飛機的方向靜穩(wěn)定性降低。在設(shè)計超音速戰(zhàn)斗機時，為了保證在平飛最大馬赫數(shù)下仍具有足夠的方向靜穩(wěn)定性，往往需要把立尾的面積做得很大，有時候需要選用腹鰭以及采用雙立尾來增大方向穩(wěn)定性。；飛機受擾動以致橫側(cè)狀態(tài)遭到破壞，而在擾動消失后，如飛機自身產(chǎn)生一個恢復(fù)力矩，使飛機趨向于恢復(fù)原來的平衡狀態(tài)，就具有橫側(cè)向穩(wěn)定性。飛行過程中，使飛機自動恢復(fù)原來橫側(cè)向平衡狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩，主要由機翼上反角、機翼后掠角和垂直尾翼產(chǎn)生。飛機受到干擾后，沿著R方向產(chǎn)生側(cè)滑。由于后掠角的作用，飛機右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，

3、在右邊機翼產(chǎn)生的升力大于左邊。兩邊機翼升力之差，形成了滾轉(zhuǎn)力矩。飛機受到干擾后，沿著R方向產(chǎn)生側(cè)滑。由于后掠角的作用，飛機右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右邊機翼產(chǎn)生的升力大于左邊。兩邊機翼升力之差，形成了滾轉(zhuǎn)力矩。垂直尾翼也能產(chǎn)生橫側(cè)向穩(wěn)定力矩，這是由于出現(xiàn)傾側(cè)以后，垂尾上產(chǎn)生附加側(cè)力的作用點高于飛機重心一段距離，此力對飛機重心形成橫側(cè)向穩(wěn)定力矩，力圖消除傾側(cè)和側(cè)滑。 飛機的穩(wěn)定性和操縱性及操縱裝置1.1 飛機的穩(wěn)定性在飛行中，飛機會經(jīng)常受到各種各樣的擾動，如氣流的波動、發(fā)動機工作不穩(wěn)定、飛行員偶然觸動駕駛桿等。這些擾動會使飛機偏離原來的平衡狀態(tài)，而在偏離以后，飛機能否自動恢復(fù)原狀

4、，這就是有關(guān)飛機的穩(wěn)定或不穩(wěn)定的問題。飛機的穩(wěn)定性是飛機本身的一種特性，與飛機的操縱性有密切的關(guān)系。例如，飛行員操縱桿、舵，需要用力的大小，飛機對桿、舵操縱的反應(yīng)等，都與飛機的穩(wěn)定性有關(guān)。因此，研究飛機的穩(wěn)定性是研究飛機操縱性的基礎(chǔ)。 所謂飛機的穩(wěn)定性，就是在飛行中，當(dāng)飛機受微小擾動而偏離原來的平衡狀態(tài)，并在擾動消失以后，不經(jīng)駕駛員操縱，飛機能自動恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的特性。 1.1.1 縱向穩(wěn)定性 飛機的縱向穩(wěn)定性是指飛機繞橫軸的穩(wěn)定性。當(dāng)飛機處于平衡飛行狀態(tài)時，如果有一個小的外力干擾，使它的攻角變大或變小，飛機抬頭或低頭，繞橫軸上下?lián)u擺(也稱為俯仰運動)。當(dāng)外力消除后，駕駛員如果不操縱飛機，而

5、靠飛機本身產(chǎn)生一個力矩，使它恢復(fù)到原來的平衡飛行狀態(tài)，我們就說這架飛機是縱向穩(wěn)定的。如果飛機不能靠自身恢復(fù)到原來的狀態(tài)，就稱為縱向不穩(wěn)定的。如果它既不恢復(fù)，也不遠離，總是上下?lián)u擺，就稱為縱向中立穩(wěn)定的。飛機的縱向穩(wěn)定性也稱為俯仰穩(wěn)定性。 飛機的縱向穩(wěn)定性由飛機重心在焦點之前來保證。影響飛機縱向穩(wěn)定性的主要因素有飛機的水平尾翼和飛機的重心位置。下面，我們首先來看一下水平尾翼是如何影響飛機的縱向穩(wěn)定性的。 當(dāng)飛機以一定的攻角作穩(wěn)定的飛行時，如果一陣風(fēng)從下吹向機頭，使飛機機翼的攻角增大，飛機抬頭。陣風(fēng)消失后，由于慣性的作用，飛機仍要沿原來的方向向前沖一段路程。這時由于水平尾翼的攻角也跟著增大，從而產(chǎn)

6、生了一個低頭力矩。飛機在這個低頭力矩作用下，使機頭下沉。經(jīng)過短時間的上下?lián)u擺，飛機就可恢復(fù)到原來的飛行狀態(tài)。 同樣，如果陣風(fēng)從上吹向機頭，使機頭下沉，飛機攻角減小，水平尾翼的攻角也跟著減小。這時水平尾翼上產(chǎn)生一個抬頭力矩，使飛機抬頭，經(jīng)過短時間的上下?lián)u擺，可使飛機恢復(fù)到原來的飛行狀態(tài)。 除水平尾翼外，飛機的重心位置對縱向穩(wěn)定性也有較大的影響。重心靠后的飛機，其縱向穩(wěn)定性要比重心靠前的差。其原因是：重心與焦點距離小攻角改變時產(chǎn)生的附加力矩減小。對于重心靠后的飛機，當(dāng)飛機受擾動而增大攻角時，機翼產(chǎn)生的附加升力是使機頭上仰，攻角進一步增大，形成不穩(wěn)定力矩。這時主要靠水平尾翼的附加升力，使機頭下俯，攻

7、角減小，保證飛機的縱向穩(wěn)定性。處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的飛機，如果有一個小的外力干擾，使機翼一邊高一邊低，飛機繞縱軸發(fā)生傾側(cè)。當(dāng)外力取消后，飛機靠本身產(chǎn)生一個恢復(fù)力矩，自動恢復(fù)到原來飛行狀態(tài)，而不靠駕駛員的幫助，這架飛機就是側(cè)向穩(wěn)定的，否則就是側(cè)向不穩(wěn)定。 保證飛機側(cè)向穩(wěn)定性的因素主要有機翼的上反角和后掠角。 我們先來看上反角的側(cè)向穩(wěn)定作用。當(dāng)飛機穩(wěn)定飛行時，如果有一陣風(fēng)吹到飛機左翼上，使左翼抬起，右翼下沉，飛機繞縱軸發(fā)生傾側(cè)。這時飛機的升力Y也隨著傾側(cè)。而升力原來是同飛機重力G同處于一根直線上而且彼此相等的。Y傾側(cè)后與重力G構(gòu)成一個合力R，使飛機沿著合力的方向向右下方滑過去，這種飛行動作就是“側(cè)滑

8、”(如圖3-1所示)。 飛機側(cè)滑后，相對氣流從與側(cè)滑相反的方向吹來。吹到機翼上以后，由于機翼上反角的作用，相對風(fēng)速與下沉的那只機翼(這里是右翼)之間所形成的攻角1，要大于上揚的那只機翼的攻角2。因此，前者上產(chǎn)生的升力Y1也大于后者的升力Y2。這兩個升力之差，對飛機重心產(chǎn)生了一個恢復(fù)力矩M，經(jīng)過短瞬時間的左右傾側(cè)搖擺，就會使飛機恢復(fù)到原來的飛行狀態(tài)。上反角越大，飛機的側(cè)向穩(wěn)定性就越好。相反，下反角則起側(cè)向不穩(wěn)定的作用。 現(xiàn)代飛機機翼的上反角大約在正7度到負10度之間。負上反角就是下反角?，F(xiàn)在再來看機翼的后掠角是怎樣起側(cè)向穩(wěn)定作用的。如圖3-2(a)所示，一架后掠角機翼(無上反角)的飛機原來處于穩(wěn)

9、定飛行狀態(tài)。當(dāng)陣風(fēng)從下向上吹到左機翼上的時候，破壞了穩(wěn)定飛行，飛機左機翼上揚，右機翼下沉，機翼側(cè)傾，升力Y也隨著側(cè)傾而與飛機重力G構(gòu)成合力R。飛機便沿著R所指的方向發(fā)生側(cè)滑。陣風(fēng)消除后，飛機沿側(cè)滑方向飛行(如圖3-2(b)。這時沿側(cè)滑方向吹來的相對氣流，吹到兩邊機翼上。由于后掠角而產(chǎn)生不同的效果。作用到兩邊機翼上的相對風(fēng)速v雖然相同，但由于后掠角的存在，作用到前面的機翼(這里是右翼)的垂直分速v1，大于作用到落后的那只機翼上的垂直分速v3。而這兩個分速是產(chǎn)生升力的有效速度。另外兩個平行于機翼前緣的分速v2和v4對于產(chǎn)生升力不起什么作用，可不加考慮。既然v1大于v3，所以下沉的那只機翼上的升力Y

10、1要大于上揚的機翼上的升力Y2。二者之差構(gòu)成恢復(fù)力矩M。它正好使機翼向原來的位置轉(zhuǎn)過去。這樣經(jīng)過短瞬時間的搖擺，飛機最后便恢復(fù)到原來的穩(wěn)定飛行狀態(tài)。機翼的后掠角越大，恢復(fù)力矩也越大，側(cè)向穩(wěn)定的作用也就越強。如果后掠角太大，就可能導(dǎo)致側(cè)向過分穩(wěn)定。因而采用下反角就成為必要的了。保證飛機的側(cè)向穩(wěn)定作用，除了機翼上反角和后掠角兩項重要因素外，還有機翼和機身的相對位置。上單翼起側(cè)向穩(wěn)定作用，而下單翼則起側(cè)向不穩(wěn)定的作用。此外，飛機的展弦比和垂直尾翼對側(cè)向穩(wěn)定性也有一定的影響。 飛機的側(cè)向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性，是緊密聯(lián)系并互為影響的。二者合起來稱為飛機的“橫側(cè)穩(wěn)定”。二者必須適當(dāng)?shù)嘏浜希^分穩(wěn)定和過分不穩(wěn)

11、定都對飛行不利。同時二者配合得不好，如果方向穩(wěn)定性遠遠地超過側(cè)向穩(wěn)定性，或者相反，都會使得橫側(cè)穩(wěn)定性不好，甚至使飛機陷入不利的飛行狀態(tài)。圖3-2 機翼后掠角對飛機側(cè)向穩(wěn)定性的影響 va陣風(fēng)；vb側(cè)滑速度；vc相對風(fēng)速；M恢復(fù)力矩 1.2 飛機的操縱性 飛機的操縱性是指飛機在飛行員操縱的情況下，改變其飛行姿態(tài)的特性。 飛機在空中的操縱是通過三個操縱面升降舵、方向舵和副翼來進行的。轉(zhuǎn)動這三個操縱面，在氣流的作用下，就會對飛機產(chǎn)生操縱力矩，使其繞橫軸、立軸和縱軸轉(zhuǎn)動，從而改變飛機的飛行姿態(tài)。 1.2.1 飛機的縱向操縱 飛機的縱向操縱是指控制飛機繞橫軸的俯仰運動。它是通過向前或向后推拉駕駛桿，使升降

12、舵向下或向上偏轉(zhuǎn)，來實現(xiàn)飛機縱向操縱的目的。 現(xiàn)代飛機升降舵的偏轉(zhuǎn)角度大約在正15度到負30度之間(升降舵向下偏轉(zhuǎn)時的角度規(guī)定為正值)。大型運輸機的偏轉(zhuǎn)角要小些。一般在正15度到負20度之間。 1.2.2 飛機的方向操縱 飛機的方向操縱是指飛機繞立軸的偏航運動。駕駛員通過操縱腳蹬來進行飛機的方向操縱。駕駛員踩左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機便向左方轉(zhuǎn)過去；駕駛員踩右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機便右轉(zhuǎn)。要使飛機向左轉(zhuǎn)，他只須踩動左腳蹬就行了。飛機方向舵一般可以向左或向右偏轉(zhuǎn)30度。 1.2.3 飛機的側(cè)向操縱 飛機的側(cè)向操縱是指飛機繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運動。駕駛員通過向左或向右操縱駕駛桿（盤）來進行飛機的側(cè)向

13、操縱。 飛機的側(cè)向操縱與縱向或方向操縱有一點不同，即副翼有兩片，并且轉(zhuǎn)動方向是相 1.3 副翼差動 1.3.1 副翼反效 “副翼反效”又稱為“副翼反逆”、“副翼反操縱”。飛機高速飛行時由于氣動載荷而引起的機翼扭轉(zhuǎn)彈性變形，使得偏轉(zhuǎn)副翼時所引起的總滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反的現(xiàn)象。 在正常情況下，當(dāng)駕駛員向右壓駕駛桿時，左副翼向下偏轉(zhuǎn)而使左機翼升力增加，右副翼向上偏轉(zhuǎn)而使右機翼升力降低，從而對飛機重心產(chǎn)生一個向右的滾轉(zhuǎn)力矩，飛機向右傾側(cè)，這是和駕駛員的自然動作相一致的。由于副翼一般裝在機翼的外側(cè)后緣，機翼的這部分結(jié)構(gòu)比較薄弱，剛度較小。當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時，機翼后緣升力增大，將使機翼產(chǎn)生前緣向下的扭轉(zhuǎn)，

14、從而使這部分機翼的有效攻角減小，這會使升力減小，因而抵消了副翼下偏的部分效果。隨著飛機飛行速度的增大，因結(jié)構(gòu)剛度不變，這種扭轉(zhuǎn)將隨著增加，上述抵消現(xiàn)象就日趨嚴重。當(dāng)達到某個速度(稱為“副翼反操縱臨界速度”)時，副翼偏轉(zhuǎn)所引起的升力增量和機翼扭轉(zhuǎn)所減小的升力負增量相抵消，因此偏轉(zhuǎn)副翼并不能產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。超過此速度時，副翼偏轉(zhuǎn)將產(chǎn)生反效果，這種現(xiàn)象就稱為“副翼反效。”飛機設(shè)計時必須保證機翼有足夠的抗扭剛度，使得在全部飛行速度范圍內(nèi)不致發(fā)生副翼反效。高速飛機為了防止出現(xiàn)這種現(xiàn)象，有時采用內(nèi)側(cè)副翼、全動式翼尖副翼或擾流片等。 1.3.2 副翼差動 通過前面的介紹可以知道，在飛機轉(zhuǎn)彎飛行時，需要同時操縱

15、副翼和方向舵。如果一側(cè)副翼相下偏轉(zhuǎn)的角度與另一側(cè)向上偏轉(zhuǎn)的角度相等，則副翼向下偏轉(zhuǎn)一側(cè)的阻力比另一側(cè)的大，這個阻力偏差量試圖把機頭拉向機翼抬高的一側(cè)，使飛機轉(zhuǎn)向相反的方向。為了防止這種相反作用的產(chǎn)生，副翼經(jīng)常被設(shè)計成具有不同行程的差動副翼，也就是兩側(cè)副翼存在差動行程。當(dāng)駕駛桿被操縱了一個給定的行程時，副翼向上偏轉(zhuǎn)的偏轉(zhuǎn)角度要比向下偏轉(zhuǎn)的偏轉(zhuǎn)角度大。這種現(xiàn)象稱為“副翼差動”。 副翼差動是通過差動搖臂(一種雙搖臂)來實現(xiàn)的。這種搖臂之所以能起差動作用，是因為當(dāng)駕駛桿處于中立位置時，它的兩個搖臂中至少有一個搖臂與傳動桿不成直角。在維護修理工作中，必須注意保持搖臂與傳動桿的正常位置。 1.4 飛機的增

16、升裝置高速飛機機翼的構(gòu)造和外形，主要是從有利于作高速飛行的觀點來設(shè)計和制造的。這種機翼在高速飛行時，攻角很小，但由于飛行速度較大，仍可產(chǎn)生足夠的升力來維持水平飛行；同時，它還有足夠的強度和剛度來承受巨大的載荷。但在低速飛行時，特別是在起飛和著陸時，由于飛行速度較小，雖然增大攻角，但升力仍很小，不足以維持飛機的平飛。同時，機翼攻角的增加是有一定限度的。如果機翼攻角太大，會造成氣流分離，從而導(dǎo)致失速。 因此，高速飛機在低速飛行時的性能較差。這主要表現(xiàn)在：起飛和著陸時由于速度7 太大，起降不安全；延長起飛和著陸滑跑距離等。依據(jù)不同的增升原理，機翼便有了不同的“增升裝置”。其中包括：前緣縫翼、各式襟翼

17、、附面層控制等。這些增升裝置使飛機在盡可能小的速度下，產(chǎn)生足夠大的升力，保持飛機的平飛，從而大大減小起飛和著陸速度，縮短滑跑距離。 1.4.1 前緣增升裝置 一、前緣縫翼 前緣縫翼是一個小的翼面，總是裝在機翼前緣。當(dāng)前緣縫翼打開時，它就與機翼表面形成一道縫隙。下翼面壓強較大的氣流通過這道縫隙，得到加速而流向上翼面，增大了機翼上表面氣流的速度，降低了壓強，消除了這里的大量旋渦。因而恢復(fù)了上下翼面的壓強差，延緩了氣流分離，避免大攻角下的失速(如圖3-4所示)。前緣縫翼的主要作用是： (1)延緩機翼上的氣流分離，因而提高了“臨界攻角”(一般能增大10°15°)，使得機翼在更大的攻

18、角下才會發(fā)生失速。 (2)增大最大升力系數(shù)Cy,max(一般能增大百分之五十左右）。 二、前緣襟翼 安裝在機翼前緣的襟翼稱為前緣襟翼，如圖3-5所示。在大攻角情況下，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，既可減小前緣與相對氣流之間的角度，消除了旋渦，使氣流能夠平滑地沿機翼上翼面流過；同時也可增大翼剖面的彎度。從而達到延緩氣流分離、提高最大升力系數(shù)和臨界攻角的目的。 圖3-4 前緣縫翼打開時，氣流分離被推遲 (a) 縫翼閉合時，在大攻角下發(fā)生氣流分離，旋渦很多；(b) 縫翼打開時，旋渦很少，恢復(fù)了空氣的平滑流動時，延緩了氣流分離 1前緣襟翼；2后緣襟翼；3副翼；4機翼 9 翼、后退開縫式襟翼和雙縫襟翼、三縫襟翼、多

19、縫襟翼等。 所有這些襟翼的共同特點是，它們都位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內(nèi)側(cè)，所以又稱為后緣襟翼(簡稱襟翼)。襟翼放下時既可增大升力，同時也增大了阻力。所以多用于飛機著陸。這時襟翼放下到最大角度(約為50°60°)。但有時也用于起飛，但放下的角度較小(約為15°20°)，以減小阻力，避免影響飛機起飛滑跑時的加速。 一、分裂式襟翼 這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機翼后緣并形成機翼的一部分，用時放下，在后緣與機翼之間形成一個低壓區(qū)，對機翼上表面的氣流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了機翼上下表面的壓強差，即增大了升力；同時還延緩了氣流分離(如圖3-7所

20、示)。這是它能夠增升的原因之一。另一原因是，襟翼放下后，機翼剖面變得更彎拱，也就是增大了翼剖面的彎拱程度(彎度)。這樣可提高機翼上表面的流速，增大了上下表面的壓強差，也就是增大了升力。由于這兩個原因，它的增升效果相當(dāng)好，一般可把最大升力系數(shù)Cy,max增大約百分之75到85。 二、簡單襟翼 它主要靠增大翼剖面的彎拱程度(彎度)來增大升力。如圖3-8所示，當(dāng)簡單襟翼放下時，翼剖面變得更彎拱，增大了上翼面氣流的流速，從而增大了升力，但同時阻力也隨著增大。并且，阻力增大的百分比，一般要比升力增大的百分比高。因此，總的說來，放下襟翼時，升阻比是下降的。 圖3-7 分裂式襟翼的位置 1分裂式襟翼；2低壓

21、區(qū)(具有吸引作用) 簡單襟翼的構(gòu)造比較簡單，其形狀與副翼相似，平時閉合，形成機翼后緣的一部分；用時可打開放下。由于它只有一種增升作用(即增大翼剖面的彎度)，所以它的增升效果不是很高。一般情況下，當(dāng)它的著陸偏轉(zhuǎn)角約為50°60°時，它大約只能使Cy,max增大65%75%。 高速飛機上很少單獨使用簡單襟翼，因為高速飛機的機翼大多數(shù)有很大的后掠角，而這種襟翼的增升效果隨機翼后掠角的增大而急劇減小。 三、開縫式襟翼 開縫式襟翼是對簡單襟翼的改進。其特點是，當(dāng)它放下時，一方面能增大機翼翼剖面的彎度；另一方面它的前緣與機翼后緣之間形成一個縫隙。下翼面的高壓氣流通過這個縫隙，以較高的速

22、度流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，因而延緩了氣流分離，達到增升的目的。由此可見，開縫式襟翼的增升作用也是雙重的。所以它的增升效果也較好，一般可增大Cy,max值約85%95%(如圖3-9所示)。 四、后退式襟翼 后退式襟翼與開縫式襟翼相似，也有雙重增升作用。其一是增加翼剖面的彎度；其二是增大機翼的面積。這種襟翼可沿滑軌向后滑動(如圖3-10所示)，因此能起到這兩種作用。它的增升效果也很好，一般可增大Cy,max值約85%95%。 圖3-8 簡單襟翼的增升原理 1簡單襟翼；2副翼；3機翼 11 1.5.1 重量平衡 為了防止飛機機翼和尾翼發(fā)生顫振，保證飛行的安全，實踐和理論都證明：一

23、個有效的辦法是在操縱面的轉(zhuǎn)軸前面安裝配重，把操縱面的重心移到轉(zhuǎn)軸之前或與轉(zhuǎn)軸軸線重合。 重量平衡主要有兩種構(gòu)造型式。一是集中式配重(如圖3-12(b)所示)，即把配重集中于一處，用托架支托到操縱面之前。這樣可以有效地使舵面的重心前移，但是它突出于氣流之中，會增大阻力。 另一種是分散式配重，即把配重分散開，置于操縱面(例如副翼)本身的前部(如圖3-12(a)所示)。這種型式的配重藏于翼剖面內(nèi)，不會增加阻力，但由于位置離操縱面的轉(zhuǎn)軸不遠，防顫振的作用不是很大。 圖3-12 操縱面上的配重 圖3-13 鉸鏈力矩和操縱力矩 (a)分散式；(b)集中式 1操縱面；2尾翼面；3轉(zhuǎn)軸 1操縱面；2配重；3尾

24、翼a操縱拉桿；b搖臂 1.5.2 空氣動力補償(簡稱“氣動補償”) 氣動補償?shù)哪康氖菫榱耸柜{駛員操縱飛機時省力。其中主要包括軸式補償、角式補償、內(nèi)封補償和隨動補償。 一、鉸鏈力矩和操縱力矩 所謂鉸鏈力矩M就是操縱面上的空氣動力F與它到操縱面轉(zhuǎn)軸距離(力臂)d的乘積(如圖3-13所示)，即M=F×d (3-1) 所謂操縱力矩Mp就是加到轉(zhuǎn)軸搖臂上的力P與它到轉(zhuǎn)軸距離的乘積h，即Mp=P×h (3-2) 在操縱過程中，操縱力矩應(yīng)與鉸鏈力矩相平衡，即P×h=F×d (3-3) 或13 hdFP´(3-4) 二、軸式補償 低速或小型飛機在平靜空氣中飛行

25、時，駕駛員不需要很大力量就可轉(zhuǎn)動操縱面來操縱飛機。因為這時作用在操縱面上的空氣動力不大(因而鉸鏈力矩也不大)。但對高速或重型飛機來說，或在劇烈的上升或下降氣流中飛行的飛機，由于鉸鏈力矩很大，駕駛員操縱就很困難。并且，飛行速度及操縱面面積越大，鉸鏈力矩M就越大，駕駛員需用的力P就越大。當(dāng)操縱力P大到一定程度時，駕駛員會感到氣力不濟。如果在飛機上采用氣動補償，就可幫助駕駛員進行操縱。 軸式補償是構(gòu)造簡單和常用的一種氣動補償方法。在這種補償中，將操縱面的轉(zhuǎn)軸從操縱面前緣向后移到某一位置（如圖3-14(a)(b)所示）。當(dāng)操縱面(圖中所示為升降舵)繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)時，轉(zhuǎn)軸前面的部分若向上，后部就向下，兩部分

26、同時有空氣動力F和F1作用，繞轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生方向相反的兩個力矩M和M1。其中M為駕駛員必須克服的鉸鏈力矩，M1就起補償作用。 軸式補償構(gòu)造簡單，而且不易引起振動，阻力也較小，所以目前得到廣泛應(yīng)用。但當(dāng)操縱面偏轉(zhuǎn)角度太大時，補償面突出于機翼表面之外，以致阻力顯著增大。 圖3-14 軸式補償 1操縱面(升降舵)；2水平安定面；3轉(zhuǎn)軸；4垂直尾翼 三、角式補償 角式補償?shù)墓ぷ髟砼c軸式補償相同，只是把操縱面的一個“角”伸在轉(zhuǎn)軸之前(如圖3-15所示)，位于操縱面的邊緣。這種補償裝置的特點是，當(dāng)操縱面轉(zhuǎn)動時會形成縫隙，產(chǎn)生很多旋渦，增加了阻力。此外，它容易引起氣流周期性的分離，使操縱面發(fā)生振動。但由于它的構(gòu)

27、造簡單，所以目前在某些低速飛機上還有應(yīng)用。 四、內(nèi)封補償 內(nèi)封補償由軸式補償發(fā)展而來，一般多用在副翼上。它的補償面位于機翼后緣的空腔內(nèi)，這一空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，下部壓強大，上部壓強小，在空腔下部的壓強比上部大，因而形成了上下壓強差。這一壓強差作用在補償面上，正好使它產(chǎn)生一個繞副翼轉(zhuǎn)軸的力矩，幫助駕駛員克服鉸鏈力矩(如圖3-16所示)。 由于它不突出在翼面之外，內(nèi)封補償面不會降低舵面的操縱效率；不易過早地產(chǎn)生激波。在補償面上安裝配重，力臂長，重量平衡的作用比較大。但是，由于這種補償裝置使得舵面的偏轉(zhuǎn)角度不能太大，因而用途受到限制一般只能用于副翼。此外，這種補

28、償?shù)臍饷苣z布易于磨損，必須經(jīng)常注意維修。 圖3-15 角式補償 (a)方向舵角式補償；(b)升降舵角式補償 1方向舵的一個角；2轉(zhuǎn)軸；3方向舵；4升降舵的一個角；5升降舵；6水平安定面 15 圖3-16 內(nèi)封補償 1副翼；2機翼；3翼梁；4氣密膠布；5補償面；6轉(zhuǎn)軸；7配重 五、隨動補償片 “隨動補償片”又稱為“隨動調(diào)整片”或“補償調(diào)整片”。它是補償裝置的一種，裝在操縱舵面(例如升降舵)后緣的一塊可偏轉(zhuǎn)小翼面(有自己的轉(zhuǎn)軸)。當(dāng)駕駛員用力P向前拉操縱桿時(如圖3-17所示)，由于剛性連桿的長度固定不變，隨動補償片便被它拉著向與舵面轉(zhuǎn)動方向相反的方向轉(zhuǎn)動(圖中所示是向上轉(zhuǎn)動)。這時，相對氣流吹在

29、隨動補償片上，產(chǎn)生向下的力F1。F1對舵面轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的力矩M1就是補償力矩。它可以抵消一部分由舵面空氣動力F2對轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的鉸鏈力矩M2。 這種氣動補償它在飛機上很少單獨使用。一般多在大型飛機上作為一種輔助性的補償，與軸式補償配合使用。 圖3-17 隨動補償片 1隨動補償片；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為連桿機構(gòu) 1.5.3 空氣動力平衡(簡稱“氣動平衡”) “空氣動力平衡”的作用是：在長時間穩(wěn)定飛行時，消除駕駛桿或腳蹬上的力（控桿飛行），以解除駕駛員長時間握桿或踩蹬的單調(diào)和疲勞。另外，它也可消除飛機在飛行中對其本身的三根軸(縱軸、橫軸和立軸)產(chǎn)生的不平衡力矩。例如飛機制造上的誤差，飛行中重心的變化，雙發(fā)或多發(fā)動機飛機有一個或幾個發(fā)動機停車等。 主要的氣動平衡為配平調(diào)整片；此外還有隨動配平補翼、可調(diào)整的水平安定面和固定調(diào)整片等。 一、配平調(diào)整片 配平調(diào)整片是將可偏轉(zhuǎn)的活動小翼面置于操縱面的后緣，由駕駛員通過一套獨立的操縱機構(gòu)調(diào)整其偏轉(zhuǎn)角。當(dāng)飛機需要平