飛行力學第六章(全)

第六章

飛行器橫航向平衡、

靜穩(wěn)定性和靜操縱性引言6.1靜穩(wěn)定力矩6.2操縱力矩6.3阻尼力矩和交感力矩6.4斜吹力矩6.5非對稱定常飛行時飛行器的平衡6.6鉸鏈力矩和操縱力特性※6.7影響飛行器橫航向平衡、靜穩(wěn)定和靜操縱的其他因素

小結(jié)內(nèi)容重心前后位置影響不大；橫航向存在耦合。第六章：引言非對稱飛行側(cè)力、橫航向力矩、平衡、靜操縱性研究內(nèi)容特點航向靜穩(wěn)定性－偏航橫向靜穩(wěn)定性－滾轉(zhuǎn)側(cè)滑引起的側(cè)力與橫航向力矩偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的橫航向力矩角速度產(chǎn)生的橫航向力矩偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生的橫航向力矩全機橫航向氣動力模型機身機翼后掠機翼直翼端機翼上反垂尾翼身干擾結(jié)論與分析各部件對側(cè)力與橫航向力矩的作用6.1靜穩(wěn)定力矩6.1.1靜穩(wěn)定力矩的組成1、機翼部分

>0

VR>VL

(+)(-)

>0:

C

0L

<0

N>0

（1）機翼后掠角作用VR＝Vcos(

-

)

作用于機翼的氣動力主要取決于垂直焦線的局部速度和垂直焦線剖面的局部迎角.機翼后掠產(chǎn)生橫向靜穩(wěn)定作用。正比于升力系數(shù)和tan(

)。但后掠角一般由升阻要求決定。

（2）上反角作用

>0:

C

0L

<0

N>0

(-)(+)

Vsin

V

>0

<0—

機翼上反產(chǎn)生橫向靜穩(wěn)定作用。一般通過調(diào)節(jié)上反角改變

>0

>0:

C

0L

<0

N

0—

機翼直翼端增加橫向靜穩(wěn)定性。但翼端形狀一般由升阻要求決定。

>0

Vsin

V

（3）翼端作用2、機身部分

>0

>0:

Cb<0

Lb

0

Nb<0

—

機身為航向靜不穩(wěn)定部件機身側(cè)力作用點位于重心之前單獨機身作用對于上單翼和高平尾，

>0:

C

0L<0

N

0—

機翼、平尾的上下位置由其他因素決定。其與機身的干擾對橫航向靜穩(wěn)定性是有影響的。(+)(-)上單翼或高平尾：翼身干擾作用下單翼：3、垂直尾翼部分

>0:

Cvt<0Lvt<0

Nvt>0

>0

—

主要的航向靜穩(wěn)定部件。一般通過調(diào)節(jié)垂尾尾容量（必要時加背鰭、腹鰭）改變側(cè)洗角側(cè)力側(cè)滑角順氣流方向的垂尾側(cè)力系數(shù)斜率右側(cè)滑飛行時，作用在垂尾上的橫航向力矩為速度阻滯系數(shù)垂尾航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)垂尾橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)垂尾側(cè)力系數(shù)導(dǎo)數(shù)結(jié)論與分析側(cè)滑不大時，L~

、N

~

呈線性關(guān)系全機橫航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)導(dǎo)數(shù)(1/deg)全機值機翼上反機翼后掠機身垂尾其它-0.01089-0.00181-0.009500.00042-0.002340.00015-0.00139-0.001390.000290.00385-0.001440.00579-0.00050（某機部件影響，帶下反角）V

6.1.2橫航向靜穩(wěn)定性如果：則:設(shè):

故:飛機具有自動改變機頭指向消除側(cè)滑的趨勢,稱為航向靜穩(wěn)定性，又稱風標靜穩(wěn)定性1、航向靜穩(wěn)定性

>0

>0V

在這一力矩作用下，飛行器的側(cè)滑將有繼續(xù)增大的趨勢，飛行器在原平衡狀態(tài)時航向靜不穩(wěn)定的。如果：是否具有航向靜穩(wěn)定性，判據(jù)：航向中立靜穩(wěn)定狀態(tài)航向靜穩(wěn)定狀態(tài)航向靜不穩(wěn)定狀態(tài)飛行器航向靜穩(wěn)定性概念2、橫向靜穩(wěn)定性如果:則:設(shè):側(cè)滑為中介飛機能通過側(cè)滑消除傾斜。稱為橫向靜穩(wěn)定性或上反效應(yīng)非通常意義的靜穩(wěn)定性飛行器在平衡狀態(tài)受到非對稱瞬時干擾飛機右滾抵消

稱為上反效應(yīng)，上反角的作用起穩(wěn)定作用平衡點處滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)可作為橫向靜穩(wěn)定性判據(jù)在全機橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)中，機翼后掠角結(jié)合迎角的作用、以及機翼上反角和垂尾部分的作用，均起靜穩(wěn)定作用；下單翼與機身間的氣動干擾起靜不穩(wěn)定作用。大后掠翼飛機在大迎角飛行時，往往采用下反角機翼氣動布局來改善橫航向動態(tài)特性；下單翼氣動布局飛機常采用較大的上反角來補償靜穩(wěn)定性的不足。偏轉(zhuǎn)副翼產(chǎn)生的橫航向力矩則:

設(shè):

a

>0右副翼下偏左副翼上偏為正

(+)

(-)

6.2操縱力矩6.2.1滾轉(zhuǎn)操縱力矩副翼效率系數(shù)得到副翼操縱導(dǎo)數(shù)副翼操縱效率副翼效率三元修正系數(shù)滾轉(zhuǎn)操縱力矩滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)ΔD0

1、差動副翼

2、副氏副翼

增加上偏一側(cè)副翼的阻力

飛機左滾削弱了副翼的操縱效果

3、使用擾流片。使副翼上偏一側(cè)的擾流片自動打開，增加阻力

偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生的橫航向力矩則:

設(shè):

r

>0方向舵左偏

方向舵效能在超音速、大迎角或大偏轉(zhuǎn)時亦下降；彈性變形同樣具有不利影響。方向舵效率6.2.2偏航操縱力矩方向舵效率系數(shù)方向舵操縱導(dǎo)數(shù)側(cè)力側(cè)力系數(shù)側(cè)力系數(shù)導(dǎo)數(shù)：方向舵航向操縱導(dǎo)數(shù)方向舵橫向操縱導(dǎo)數(shù)：一般情況下且方向舵操縱效能以產(chǎn)生偏航操縱力矩為主現(xiàn)代飛行器在大迎角飛行時，方向舵操縱效能大大降低，常利用發(fā)動機噴管左右偏轉(zhuǎn)，實現(xiàn)推力矢量控制，來補充飛行器航向操縱效能的不足。6.3.1滾轉(zhuǎn)角速度p引起的橫航向力矩滾轉(zhuǎn)角速度無量綱化

6.3阻尼力矩和交感力矩1、滾轉(zhuǎn)阻尼力矩飛行器以正角速度p滾轉(zhuǎn)時，迎角變化量右翼有效迎角增大，升力增加；左翼有效迎角減小，升力減少，阻滯飛機滾轉(zhuǎn)—

滾轉(zhuǎn)阻尼，主要由機翼產(chǎn)生，其次是垂尾及平尾

2、偏航交感力矩P>0時，垂尾的附加速度向左，引起正的側(cè)滑角——交感阻尼，小導(dǎo)數(shù)，符號不定。主要由機翼及垂尾產(chǎn)生交感導(dǎo)數(shù)超音速前緣或者選用尖前緣剖面，升力矢量始終垂直于翼面交感導(dǎo)數(shù)超音速時，隨Ma數(shù)增加，阻尼導(dǎo)數(shù)值逐漸下降偏航角速度無量綱化

(+)

(-)

6.3.2偏航角速度r引起的橫航向力矩1、偏航阻尼力矩左偏航轉(zhuǎn)動時，r<0，右半翼氣流速度增加，左半翼氣流速度減少，右半翼阻力大于左半翼阻力垂尾處出現(xiàn)向左的側(cè)向相對氣流，形成正的側(cè)滑角—

偏航阻尼，主要由垂尾產(chǎn)生，大迎角時機翼作用不能忽略偏航阻尼導(dǎo)數(shù)，同樣阻止飛機繞Ozb軸轉(zhuǎn)動。偏航阻尼導(dǎo)數(shù)，阻止飛機繞Ozb軸轉(zhuǎn)動。全機2、滾轉(zhuǎn)交感力矩——交感阻尼，主要由機翼和垂尾產(chǎn)生超音速時，隨Ma數(shù)增加，阻尼導(dǎo)數(shù)值逐漸下降r<0時，右半翼升力大于左半翼升力，形成負的滾轉(zhuǎn)力矩同時，垂尾處形成的側(cè)滑角，產(chǎn)生負的側(cè)向力，形成左滾轉(zhuǎn)力矩全機全機橫航向氣動力模型定義6.4斜吹力矩對于軸對稱鴨式布局飛行器，若在飛行過程中存在迎角和側(cè)滑角，同時操縱鴨式方向舵面/鴨式升降舵面，造成翼面上洗流不對稱，從而構(gòu)成繞Oxb軸的滾轉(zhuǎn)力矩，該力矩稱為斜吹力矩。假設(shè)側(cè)洗流影響側(cè)力若，垂直翼面上的側(cè)洗區(qū)上下對稱，不會形成斜吹力矩若，垂直翼面上的側(cè)洗區(qū)不對稱，氣流方向向上偏斜

偏斜角，側(cè)力作用點上移，形成右滾轉(zhuǎn)力矩

此時，鴨式升降舵面引起的下洗，形成附加，產(chǎn)生升力若鴨式方向舵面，不產(chǎn)生斜吹力矩若鴨式方向舵面，氣流方向向右偏斜水平翼面下洗區(qū)不對稱，升力作用點右移，斜吹力矩若鴨式升降舵面，水平翼面下洗區(qū)，形成左滾轉(zhuǎn)力矩若側(cè)滑角，垂直翼面上側(cè)洗區(qū)向下偏斜，形成左滾轉(zhuǎn)力矩估算公式k是Ma和飛行器外形的函數(shù)特殊情況需主動帶側(cè)滑飛行：側(cè)風起落、非對稱推力等方程側(cè)滑產(chǎn)生側(cè)力、橫航向力矩，將由舵偏力矩及傾斜飛機獲得重力在側(cè)向的分量，從而得到平衡。6.5非對稱定常飛行時飛行器的平衡6.5.1定常直線側(cè)滑飛行時的平衡和靜操縱1、定常直線側(cè)滑飛行時的橫航向平衡規(guī)范要求無量綱化并設(shè)計

左壓桿做側(cè)滑；蹬右方向舵左側(cè)滑；左滾左側(cè)滑等為滿足要求為了試飛測試方便，定直側(cè)滑橫航向靜操縱指標采用和來衡量2、側(cè)風著陸規(guī)范規(guī)定：當右側(cè)風風速Vw

10~15m/s時,橫側(cè)操縱效能應(yīng)保證飛機能用定直側(cè)滑方式著陸——垂尾（方向舵）設(shè)計依據(jù)之一機身順跑道飛行計算示例：3、不對稱動力飛行

NT

方程yT解出規(guī)范規(guī)定：出現(xiàn)非對稱推力及相應(yīng)的偏航力矩，飛機應(yīng)能定直飛行。側(cè)風著陸與不對稱動力的比較方向舵偏角與選擇的

有關(guān)。向工作一側(cè)發(fā)動機側(cè)滑可以抵消偏航力矩，用舵量將減少。側(cè)風著陸不對稱動力4、蹬舵反傾斜現(xiàn)象規(guī)范規(guī)定：蹬右舵，飛機右傾斜；蹬左舵，飛機左傾斜.

否則，出現(xiàn)“蹬舵反傾斜”現(xiàn)象分析（機頭左偏）

通常滿足左滾可能造成反傾斜現(xiàn)象回顧

定義基本關(guān)系6.5.2正常盤旋的平衡和操縱1、正常盤旋時的角速度

Ω′=Ωcos

p=-Ωsin

xb

Ω′=Ωcos

q=Ω′sin

r=Ω′cos

zb

yb

在體軸系投影無量綱化002、平衡所需舵偏角討論構(gòu)成了用正常盤旋試飛確定機動點的依據(jù)1.2.3.右盤旋：左壓桿、蹬右舵、后拉桿。必要時調(diào)整油門。右盤旋（左壓桿，左副翼下偏—與進入時相反）左盤旋呢？

則右壓桿、蹬左舵、后拉桿.必要時調(diào)整油門.單自由度操縱穩(wěn)態(tài)增量特點縱向：

是氣流角，航向：

是氣流角，橫向：φ不是氣流角，角度操縱角速度操縱單自由度橫滾可以用滾轉(zhuǎn)角速度衡量副翼操縱效能。規(guī)范要求：1秒內(nèi)能滾過一定坡度角。

V減小，滾轉(zhuǎn)角速度值減小。6.5.3穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)時的平衡和靜操縱1、副翼鉸鏈力矩副翼操縱機構(gòu)如圖所示：6.6鉸鏈力矩和操縱力特性橫向桿力用于平衡左右副翼的鉸鏈力矩之代數(shù)和。2、方向舵鉸鏈力矩方向舵操縱機構(gòu)如圖所示：方向舵腳蹬力為：6.7影響飛行器橫航向平衡、靜穩(wěn)定和靜操縱的其他因素6.7.1動力裝置的影響螺旋槳或渦輪噴氣壓氣機和渦輪的反作用扭矩螺旋槳滑流渦輪噴氣發(fā)動機尾噴流的引射作用一般通過試驗確定6.7.2構(gòu)形變化的影響擾流板

渦流發(fā)生器

安裝在機翼上表面，打開擾流板，引起平板前壓強增大，破壞了上翼面的光滑流線，使該半翼升力減小，構(gòu)成附加的滾轉(zhuǎn)力矩。1、增強橫向操縱效能裝置

垂直安裝在機翼翼面上的一些導(dǎo)向葉片，每一葉片的流動像半個小機翼，產(chǎn)生的翼梢漩渦將翼面附面層外的氣流帶入附面層內(nèi)，以增加附面層內(nèi)的動能，延緩氣流分離，改善副翼在大迎角下的效能。2、襟翼、起落架一定下，放襟翼使機翼展向載荷向機翼中部相對集中, 垂尾區(qū)側(cè)洗加大,，相應(yīng)的速度阻滯加大。

6.7.3彈性變形的影響

機翼剛度較小，在速壓很大的情況下，偏轉(zhuǎn)副翼將引起較大的附加氣動載荷。隨著速壓的增加，相同副翼偏角引起的機翼扭轉(zhuǎn)變形增大，副翼操縱效能降低，其削弱為零時的動壓q稱為副翼操縱反效的臨界速壓，相應(yīng)的速度稱副翼反效臨界速度。飛行速度超過臨界速度時，偏轉(zhuǎn)副翼將引起相反的效果，即左壓桿產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)力矩，右壓桿產(chǎn)生向左的滾轉(zhuǎn)力矩，即出現(xiàn)副翼操縱的反效現(xiàn)象。機翼彈性變形可引起副翼反效現(xiàn)象措施配置內(nèi)側(cè)副翼，低速時使用外側(cè)副翼，高速時使用內(nèi)側(cè)副翼。安裝擾流片裝置，加強滾轉(zhuǎn)操縱效能。6.7.3大迎角、地面效應(yīng)的影響迎角增加到一定值后，升力線斜率將出現(xiàn)非線性變化，流經(jīng)飛行器表面的氣流出現(xiàn)分離、不對稱現(xiàn)象，造成作用在飛機上的橫航向氣動力和力矩變化。低速飛機，大迎角可能會出現(xiàn)機翼自