空气动力学基础04飞机的稳定性和操纵性

1、n知识要求 n掌握飞机运动参数的概念 n掌握飞机稳定性和操纵性的基本概念 n掌握飞机纵向稳定性、纵向操纵性、横侧向静稳定性、横侧 向动稳定性横侧向操纵性的概念及相关影响因素 n掌握飞机主操纵面上的附设装置 4.1 飞机运动参数 n4.1.1 飞机在空间的姿态 n飞机在空间的姿态可用机体坐标系与地面坐标系之间 的方向关系来确定，并用姿态角表示出来 nAxdydzd地面坐标系 n原点A 位于地面任意选定的某一固定点 nAyd 轴铅垂向上 nAxd、Azd 轴在水平面内并互相垂直 nAxd 轴指向地面内某一选定的方向 n描述飞机在空中姿态的姿态角有： n俯仰角 机体坐标系纵轴Ox与水平面Axdzd之

2、间的夹角。规定当机 头上仰时角为正。 n偏航角 机体坐标系纵轴Ox在水平面Axdzd上的投影与地面坐标系 Axd 轴之间的夹角。规定当飞机向左偏航时角为正。 n滚转角 飞机对称面Oxy与包含Ox轴的铅垂面之间的夹角。规定当 飞机向右滚转时 角为正。 4. 1. 2 空速向量相对机体的方位 n空速向量相对机体的方位可以用两个方位角表示： n迎角 n空速向量在飞机对称面Oxy上的投影与机体坐标系纵轴Ox之间 的夹角。规定投影线在Ox轴下方时角为正。 n侧滑角 n空速向量与飞机对称面Oxy之间的夹角。规定空速向量偏向右 侧时角为正。 n飞行中，空速向量一般都在飞机对称面内，侧滑角=0 ，以防止增加阻

3、力。 4.2 飞机稳定性和操纵性的基本概念 n4.2.1 飞机的稳定性 n处于平衡状态的物体，受到外界扰动，偏离了平衡位置，当 扰动消失后，物体能否自动恢复到原始的平衡位置，取决于 物体的平衡状态是否具有稳定性。 稳定性分类 n飞机的稳定（安定）性分为 n静稳定性、动稳定性 n飞机的静稳定性： n飞机具有自动恢复到原平衡位置的趋势 n纵向静稳定性：反映飞机在俯仰方向的稳定特性 n侧向静稳定性：反映飞机的滚转稳定特性 n方向静稳定性：反映飞机的方向稳定特性 n飞机的动稳定性： n能自动恢复到原平衡位置 小球的平衡状态 n放在三种不同形状光滑表面上 的小球的平衡状态。如果小球 受到扰动偏离了平衡位

4、置，当 扰动消失后： n（a）图中的小球经过振荡会 自动回到原始平衡位置，它的 平衡状态具有稳定性； n（b）图中的小球，会越来越 偏离原始平衡位置，它的平衡 状态具有不稳定性； n（c）图中的小球会停留在任 意一个外界扰动使它达到的位 置，它的平衡状态具有中立稳 定性。 飞机的稳定性 n静稳定性 n研究外界扰动消失后，物体是否有回到原始平衡位置的研究外界扰动消失后，物体是否有回到原始平衡位置的趋势趋势， 也就是扰动消失后，物体的瞬间运动。瞬间运动。 n动稳定性 n研究外界扰动消失后，物体回到原平衡位置的研究外界扰动消失后，物体回到原平衡位置的运动过程运动过程：扰 动是收敛的，物体最终回到原始

5、平衡位置，物体具有动稳定 性，否则就是动不稳定的。 平衡稳定状态 静稳定的问题 n具有静稳定性具有静稳定性是平衡状态具有稳定性的是平衡状态具有稳定性的必要条件，必要条件，但但 并不充分并不充分，只有，只有具有动稳定具有动稳定的平衡状态才是真正稳定的平衡状态才是真正稳定 的。的。 n飞机在飞行中的平衡状态是定常直线（匀速直线）飞 行，作用在飞机上所有外力和外力矩都是平衡的。 n飞机在飞行中会受到各种扰动，比如突风突风引起飞机的 迎角和速度的改变、气流使舵面发生了小偏转等，这 时作用在飞机上的气动力和力矩也会发生变化，破坏 了飞机原始的平衡状态。 n当扰动消失后，飞机能否自动地自动地回到原平衡状态

6、，就 是飞机是否具有稳定性的问题。 n不稳定或中立不稳定或中立的飞机是不适合飞行的。执行飞行任务的飞机 必须具有一定的稳定性。 4.2.2 飞机的操纵性 n飞机的操纵性： n飞机在驾驶员操纵下，从一种飞行状态过渡到另一种飞行状 态的特性。 n对于驾驶员的操纵反应过于灵敏或过于迟钝的飞机都 会给飞机的飞行操纵带来困难 飞机的操纵性分类 n纵向操纵性 n飞机按照驾驶员的操纵指令，绕横轴转动，增大或减少迎角 ，改变原飞行姿态的能力。 n侧向操纵性 n飞机按照驾驶员的操纵指令，绕纵轴滚转，改变原飞行姿态 的能力。 n方向操纵性 n飞机按照驾驶员的操纵指令，绕立轴转动，向左或向右偏转 ，改变原飞行姿态的

7、能力。 4.3 飞机的纵向稳定性 n4.3.1 飞机的纵向静稳定性 n4.3.2 飞机的纵向动稳定性 4.3.1 飞机的纵向静稳定性 n定义 n如果处于平衡状态的飞机受到微小扰动时，其迎角发生变化 ，在扰动消失后，飞机在驾驶员不施加操纵的情况下依靠自 身的特性，具有恢复到原来平衡迎角的趋势。 飞机具有纵向稳定性的原因是： 飞机受到微小扰动后飞机受到微小扰动后 迎角改变迎角改变附加升力附加升力(改变量改变量) 俯仰稳定力矩俯仰稳定力矩(恢复力矩恢复力矩) 具有恢复到原来平衡迎角的趋势具有恢复到原来平衡迎角的趋势 1.飞机的纵向力矩和纵向平衡 n（1）飞机的纵向力矩 n纵向力矩就是使飞机绕横轴OZ

8、t转动的俯仰力炬，用Mz表示。 规定使飞机抬头的Mz为正值，否则为负值。 n飞机是由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成，每个 部件上的气动力及发动机推力都对飞机产生纵向力矩。 n全机纵向力矩等于机翼、机身、尾翼等部件上的气动力及发 动机推力产生的纵向力矩之和。 AmZ SbCMz 2 )2/1 ( n（2）飞机的纵向平衡 n飞机的纵向力矩Mz=0，即俯仰力矩系数Cmz=0，没有外界扰动 的话飞机不会绕横轴OZt产生俯仰运动，飞行迎角不会变化。 n对飞机纵向力矩起主要作用的是机翼、水平尾翼的气动升力 和发动机的推力。如果不考虑发动机的影响，机翼和水平尾 翼的气动开力对飞机纵向平衡的影响如所示

9、： n一般机翼的压力中心在飞机重心之后，机翼上的气动升力对 飞机产生使机头向下的俯仰力矩（- Mz）。 n水平尾翼上的气动升力向下作用，对飞机产生使机头向上的 俯仰力矩（+ Mz） n当两个力矩互相抵消时，飞机保持纵向平衡。 n为使水平尾翼的气动升力能产生抬头力矩，水平尾翼的安装 角一般采取负值 n平衡迎角 n飞机定常直线飞行时，不同的飞行速度要求不同的迎角。 n迎角不同，机翼升力的大小及压力中心的位置也不同，对飞 机重心会产生大小不同的低头力矩，就必须通过改变升降舵 的偏转角（或者改变水平安定面的配平角），使水平尾翼产 生与之相平衡的抬头力矩，来维持飞机的纵向平衡， 为飞机 的纵向配平。 n

10、每一个迎角下的定常直线飞行，都有一个升降舵的偏转角与 之对应。这个迎角就叫做该升降舵偏转角对应的平衡迎角。 n飞机水平尾翼的一个重要作用就是保证飞机在不同速度下进 行定常直线飞行的纵向平衡 2.全机焦点 n全机焦点 n由于迎角的改变而引起的飞机气动升力增量的作用点。 n影响因素 n机翼、机身和水平尾翼。 n在低速飞行时，全机焦点的位置保持不变。 3. 飞机纵向静稳定性的条件 n在小迎角下飞机纵向静稳定性只取决于全机焦点和重 心之间的相对位置。 纵向静稳定纵向静不稳定 全机焦点位于重心之后：飞机是纵向静稳定的。 全机焦点位于重心之前：飞机是纵向静不稳定的。 全机焦点位于重心之上：飞机具有纵向中立

11、静稳定性。 n重心位置与静稳定性关系分析 n扰动使飞机抬头，迎角增加，升力增量向上，作用于全机焦 点： 全机焦点如果在重心之后，升力增量对重心产生低头力矩 ，飞机低头运动趋势，升力增量产生的是恢复力矩，飞机 具有纵向静稳定性 ； 全机焦点如果在重心之前，升力增量对重心产生抬头力矩 ，飞机更加偏离原飞行姿态，升力增量产生的是偏离力矩 ，飞机具有纵向静不稳定性 ； n纵向静稳定裕量 n定义：全机焦点与重心之间的距离。要求其大于零，并保持 一定数值，保持纵向静稳定性。 n民用飞机一般为平均气动力弦长的10-15。 WFF XXK n亚音速飞行，机翼焦点一般位于飞机重心之前，故单 有机翼的飞机纵向静不

12、稳定。 n机身对纵向力矩的作用，使焦点前移，不稳定性增大 。引进水平尾翼后，焦点大大后移，形成在重心之后 的全机焦点。 n水平尾翼的第二个作用：提供飞机纵向静稳定性。 4.影响飞机纵向静稳定性的因素 n（1）握杆和松杆对飞机纵向静稳定性的影响 n握杆：假设受扰动后，飞机的速度不变，只有迎角变化，并 且升降舵面不能自由偏转，此稳定性称握杆定速静稳定性。 n松杆：受扰动后，迎角发生改变，升降舵面也随风发生偏转 ，使平尾产生附加的纵向力矩，大小与迎角成正比则此稳定 性与握杆状态下不同。 n升降舵随风偏转对飞机静稳定性的影响： n当扰动使飞机抬头增加迎角时，升降舵会顺气流方向向上偏 转，在平尾上产生的

13、附加纵向力矩是正值，使飞机抬头进一 步偏离原飞行姿态的趋势，所以飞机的纵向静稳性减少。 n与握杆飞行相比，松杆飞行时，全机焦点的位置前移。 n实际飞行状态下： n飞机操纵系统的摩擦操纵系统的摩擦，使升降舵不能完全自由随风摆动，理 想松杆状态不存在； n驾驶杆到升降舵之间传动机构比较长，存在弹性间隙和装配弹性间隙和装配 间隙间隙，驾驶杆不能完全约束升降舵摆动，理想握杆状态不存 在； n必须减少升降舵随风的自由摆动，减少握杆和松杆状态下飞 机纵向静稳定的差异 n（2）飞机实用重心和飞机焦点位置的变化 n影响飞机实用重心位置的因素 货物的装载情况、乘客的位置、燃油的数量及消耗、飞机 的构型。 n影响

14、飞机焦点位置的因素 飞行Ma数： MA1.5，焦点后移 水平尾翼: 升降舵的偏转角和水平安定面的配平角 飞机构型: 襟翼、缝翼、起落架的位置 纵向操纵系统的安装间隙和弹性间隙。 4.3.2 飞机的纵向动稳定性 n定义 n飞机受到扰动后，恢复原飞行姿态的运动过程。 n影响因素 n静稳定力矩 n转动惯量 n俯仰阻尼力矩 作用于飞机上的力矩 n飞机纵向扰动运动过程中作用在飞机上的力矩： n静稳定力矩：由迎角增量产生的作用在焦点上的升力增量对飞 机横轴的转动力矩，企图使飞机恢复原有姿态。也称为恢复力 矩。 n俯仰阻尼力矩：飞机在恢复摆动过程中，因绕重心摆动角速度 引起的与飞机摆动角速度方向相反的附加力

15、矩。对飞机绕重心 的摆动起阻尼作用。主要由水平尾翼产生。为保证飞机具有动 稳定性，要求飞机具有足够大的阻尼力矩。 n惯性力矩：因飞机的转动惯量在飞机摆动过程中产生的维持继 续转动力矩，企图使飞机不停的摆动。 n飞机具有纵向动稳定性的条件：有足够的纵向静稳定力 矩（必要条件）和足够的俯仰阻尼力矩（充分条件）。 1.俯仰阻尼力矩 n俯仰摆动，飞机上的升力增量产生俯仰力矩： n飞机抬头，重心前各处相对气流向上运动，实际气流=迎面气 流速度+相对向下运动速度，因此当地迎角减小； n飞机抬头，重心后各处相对气流向下运动，实际气流=迎面气 流速度+相对向上运动速度，因此当地迎角增加； n飞机抬头，重心前各

16、处迎角减小，升力增量向下；重心后各 处迎角增加，升力增量向上； n飞机全身分布的升力增量对飞机形成低头力矩，阻止 飞机抬头转动。 n飞机水平尾翼距离飞机中心最远，气动面积最大，所 以阻尼俯仰力矩主要由水平尾翼产生。 2.纵向扰动运动的模态及其特征 n定常直线飞行的飞机受到扰动后，在回到原平衡姿态 过程中产生的扰动运动可以简化看成是由两种典型周 期性运动模态叠加而成： n周期很短、衰减很快的短周期模态 n周期长、衰减很慢的长周期模态 （1）短周期运动模态 n短周期模态 n周期短、衰减很快； n飞机的扰动运动主要是飞机绕重心的摆动过程，表现 为迎角和俯仰角速度周期性迅速变化，而飞行速度则 基本上保

17、持不变。 n一般情况下，飞机的这种短期振荡运动在开始的头几 秒内就基本结束了。 短周期模态分析 n扰动消失的最初阶段，飞机上产生的静稳定力矩迫使 飞机返回原飞行姿态，从而使飞机产生较大的绕横轴 转动的角加速度，使飞机的迎角和俯仰角速度迅速变 化。 n到达原平衡姿态时，由于运动惯性，飞机会继续转动 并超过原平衡位置，又会产生方向向反的静稳定力矩 ，迫使飞机再回到原飞行姿态，使飞机产生相反方向 的转动角加速度，使飞机的迎角和俯仰角速度又向相 反的方向迅速变化。 （2）长周期运动模态 n飞机的扰动运动主要是飞机重心运动的振荡过程，表 现为飞行速度和航迹倾斜角周期性的缓慢变化，飞机 的迎角基本恢复到原

18、来的迎角并保持不变。 n这一振荡过程衰减很慢，形成长周期运动模态。 长周期模态分析 n在短周期震荡运动基本结束时，纵向力矩基本恢复平 衡，飞机基本不再绕横轴转动； n由于飞行速度增量的作用，作用在飞机上的外力仍处 于不平衡状态，飞机的航迹是弯曲的。 n重力、升力、阻力和发动机推力的相互作用，使飞机 的高度增加，速度和升力随之减小，航迹逐渐转为向 下弯曲；随后，飞机的高度减小，速度和升力随之增 加，航迹又逐渐转为向上弯曲。 n如此反复进行，就形成了飞机重心上、下缓慢振荡。 这一振荡过程衰减很慢，形成长周期运动模态。 两种模态对飞行的影响 n短周期模态对飞行的影响：短周期振荡周期短、运动 参数变化

19、迅速，驾驶员往往来不及反应和及时纠正。 影响到飞行安全、乘员的舒适和操纵反应特性。 nCCAR-25部规定：在主操纵处于松浮状态或固定状态时，在相 应于飞机形态的失速速度与最大允许速度之间产生的任何短 周期振荡，必须受到重阻尼。 n长周期模态对飞行的影响：对振荡周期长、运动参数 变化缓慢的周期性运动，驾驶员有足够的时间进行纠 正，不涉及飞行安全问题。 4.4 飞机的纵向操纵性 4.4.1 水平尾翼 n水平尾翼组成 n固定不动或安装角可调的 水平安定面；可绕转轴偏 转的升降舵 n水平尾翼功能 n升降舵偏转或水平安定面 的配平角调整，产生附加 升力，对飞机重心形成附 加纵向力矩 n保持飞机在不同状

20、态下的 纵向平衡和对飞机进行纵 向操纵。 n升降舵偏角z n舵面后缘向下偏转， z 0 n后缘向上偏转时， z0 4.4.2 飞机的纵向操纵 n飞机纵向操纵 n飞机绕横轴的俯仰操纵，通过驾驶杆或盘操纵水平尾翼上的 升降舵偏转角实现。 n操纵动作与人的生理习惯相适应 n向前推拉驾驶杆，使升降舵向下偏转z0 n平尾产生附加升力向上，对重心产生附加纵向力矩 n飞机低头，迎角减小，飞行速度增大，实现纵向操纵 0 z M 4.4.3 纵向操纵性和纵向稳定性的关系 n飞机定常直线飞行，纵向力矩为零，飞机处于纵向平 衡状态。 n驾驶员向后拉杆，升降舵向上偏转一个角度，对重心 产生的附加力矩使飞机抬头，为操纵

21、力矩M操纵。 n飞机抬头使迎角增大，机翼产生向上的附加气动升力 向上，作用在全机焦点上。因为飞机具有纵向稳定性 ，焦点在重心之后，向上的附加气动升力必然对重心 产生使飞机低头的力矩，是力图使飞机保持原飞行姿 态的稳定力矩M稳定。 n随着迎角加大，M稳定增加，直到等于M操纵，飞机的俯 仰力矩重新平衡，飞机停止转动，以一个新的姿态进 行定常直线飞行 n较大迎角和较小速度 n飞机达到新的平衡姿态： nM操纵=M稳定 n稳定性和操纵性相互制约 n稳定性太大，飞机保持原飞行姿态的能力太强，要改变它不 容易，操纵起来费劲，飞机操纵性迟钝。 n稳定性太小，飞机的飞行姿态容易改变，驾驶员很难精确的 操纵飞机，

22、飞机的操纵性过于灵敏。 n在飞机的稳定性和操纵性之间取平衡点。 4.4.4 飞机重心范围的确定 n飞机的重心位置对飞机的纵向静稳定性和操纵性影响 很大。 n由于装载不同、燃料消耗、飞机构型变化原因，飞机 的重心位置经常发生变化，为了保证飞机具有足够的 稳定性和良好的操纵性，必须对飞机重心的变化范围 加以限制。 n飞机重心的变化范围是用重心前限和重心后限来确定 。飞机重心的变化不应超出由重心前限和重心后限之 间所限定的范围。 1.飞机重心前限 n定义：允许飞机重心最靠前的位置. n飞机纵向操纵性能 n保持静稳定性，必须保持一定的静稳定裕量KF(15%)； n重心前移，KF变大，纵向静稳定性增加；

23、 n飞机飞行状态改变需要的纵向操纵力矩变大； n舵面偏转角和驾驶杆力变大； n飞机操纵反应迟钝，操纵性能变差。 n纵向力矩平衡 n如果飞机重心过于靠前，机翼产生低头力矩过大，舵面偏转 角大于设计值 2.飞机重心后限 n定义：允许飞机重心最靠后的位置. n飞机纵向静稳定性 n重心后移，KF减小，静稳定性降低； n飞机飞行状态改变需要的纵向操纵力矩变小； n需要的舵偏角和驾驶杆力减小 n飞机的操纵灵敏度 n飞机对操纵的反应灵敏； n难以进行精确操纵。 4.5 飞机的横侧向静稳定性 n4.5.1飞机的侧滑和侧滑角 n飞机沿机体横轴OZt 方向产生移动叫侧滑。 n由于侧滑来流方向不与飞机对称面平行，形

24、成一个夹角 ，叫 侧滑角，以气流从机身右侧吹来为正。 n侧滑时作用在飞机上的气动力左右不对称，产生沿OZt 的侧向力、绕OXt 轴滚转力矩Mx、绕OYt 轴的偏航力矩 My。 也就是说： 侧滑会引起滚转力矩和偏航 力矩。 n飞机受扰动绕OXt 轴转动 （滚转），产生侧滑和侧 滑角； 同样，飞机受扰动 绕OYt轴转动（偏航）， 也使飞机侧滑和侧滑角。 也就是说： 滚转和偏航都会引起侧滑。 n综上所述： n滚转和偏航都会引起侧滑和侧滑角 n侧滑和侧滑角会产生滚转力矩Mx和偏航力矩My n飞机相对纵轴OXt的侧向静稳定性和相对立轴OYt的方向静稳 定性就不是独立的，而是互相影响，互相牵连。 n飞机的

25、侧向静稳定性和方向静稳定性统称为横侧向静 稳定性，侧滑角是研究飞机横侧向运动的重要参数。 4.5.2 飞机的滚转力矩和偏航力矩 n作用在飞机上的气动力对机体OXt轴产生的力矩叫滚转 力矩，用Mx表示。力矩矢量与Xt轴正方向一致时，滚 转力矩为正。 n左翼高右翼低为正 n作用在飞机上的气动力对机体OYt轴产生的力矩叫偏航 力矩，用My表示。力矩矢量与Yt轴正方向一致时，偏 航力矩为正。 n机头左偏为正 n引起飞机滚转力矩和偏航力矩的因素： n侧滑角静稳定力矩 n滚转和偏航运动阻尼力矩 n副翼偏转角和方向舵偏转角操纵力矩 4.5.3飞机的侧向静稳定性 n1.飞机侧向静稳定的条件 n飞机受到扰动，绕

26、机体OXt轴转动，产生了滚转角 ，造成侧 滑时，如果由于侧滑角引起的滚转力矩与飞机滚转的方向相 反，飞机就具有侧向静稳定性。 n2.机翼上反角对飞机侧向静稳定性的贡献 n飞机受扰动向右滚转产生正侧滑角。 n气流由飞机右前方吹来，产生了沿机体OZt 轴的气流分量Vsin 。 机翼有上反角，Vsin 气流流过下沉机翼（右翼）时，产生向上的 气流Vsin sin 流量；流过上扬机翼（左翼）时，产生向下的气流 Vsin sin 流量。 n使下沉机翼迎角增加，升力也增大；上扬机翼迎角减小，升力也减 少，两侧机翼的升力差，产生了使飞机向左滚转的恢复力矩Mx。 n3.机翼后掠角对飞机侧向静稳定性的影响 n当

27、飞机受扰动，绕OXt 轴向右滚转，产生正侧滑角 ； n由于机翼有后掠角，气流从右前方吹来时，垂直下沉机翼（右 翼）前缘的速度分量大于垂直上扬机翼（左翼）前缘的速度分 量，使下沉一侧机翼上的升力大于另一侧机翼上的升力，两侧 机翼的升力差，产生了使飞机向左滚转的恢复力矩Mx n机翼后掠角为飞机提供侧向静稳定性。 影响飞机侧向静稳定性的其他因素 n垂直尾翼 n机体纵轴上方的垂直尾翼增加侧向静稳定性，下方的垂直尾 翼减少侧向静稳定性。 n机翼和机身的相对位置 n上单翼起侧向静稳定作用，下单翼起侧向静不稳定作用。 4.5.4 飞机的方向静稳定性 n1.飞机方向静稳定性的条件 n飞机受到扰动绕OYt轴偏转

28、，产生侧滑角时，侧滑角引起的 偏航力矩力图使飞机对准来流，消除侧滑角，飞机就具有方 向静稳定性。 n2. 垂尾对飞机方向静稳定性的 贡献 n飞机受扰动绕OYt 轴向右偏转， 产生左侧滑时，垂尾上产生的 侧向力Zcw 方向向右，对飞机重 心产生的偏航力矩My使飞机向左 偏转，对准来流，消除侧滑角. n飞机受扰动产生右侧滑时，垂 尾上产生的侧向力Zcw 方向向左 ，对飞机重心产生的偏航力矩My 使飞机向右偏转，对准来流，消 除侧滑角。 影响飞机方向静稳定性的其他因素 n后掠角 n有正侧滑角存在，气流从飞机的右前方吹来，由于机翼有后 掠角，流过右侧机翼、垂直机翼前缘的产生气动力的气流速 度大于左侧机

29、翼的速度。不但右侧机翼上的升力大于左侧机 翼的升力，右侧机翼上的阻力也大于左侧机翼的阻力。两侧 不平衡的阻力会使机头对准来流消除侧滑角。 4.6 飞机的横侧向动稳定性 n4.6.1 静稳定力矩、惯性力矩和气动阻尼力矩 n静稳定力矩 由于侧滑角而产生的恢复力矩。 n惯性力矩 由于飞机的转动惯量在飞机横侧向扰动运动中产生的维持 继续转动的力矩，企图使飞机不停地摆动。 n气动阻尼力矩 是由于在扰动运动过程中出现滚转运动和偏航运动时，作 用在飞机上的气动力产生的阻尼力矩。 静稳定力矩 n侧向静稳定力矩 n上反角 n后掠角 n垂直尾翼 n上单翼 n方向静稳定力矩 n后掠角 n垂直尾翼 惯性力矩 n惯性力

30、矩 n当飞机绕纵轴、立轴加速转动时，由于飞机的转动惯量而产 生的使飞机维持继续转动的力矩，其大小与飞机结构尺寸、 质量大小及分布等因素有关。 n企图使飞机不停地摆动。 滚转运动产生阻尼力矩分析 n当飞机绕纵轴Xt转动，各部件上的气动力分布发生变 化，产生绕纵轴的滚转力矩。 n飞机绕纵轴向右滚转：左翼向上运动，使流过左翼气流迎角 减小，升力减少；右翼向下运动，使流过右翼气流迎角增大 ，升力增加，左右机翼升力不平衡，产生了使飞机绕纵轴向 左滚转的力矩。 n飞机向右滚转：垂直尾翼向右下方运动，流过垂尾的气流产 生了向右偏的迎角，垂尾两侧面气动力不平衡，产生了指向 左侧气动力。气动力作用点沿立轴方向至

31、飞机纵轴有一定距 离，此气动力也产生了使飞机绕纵轴向左滚转的力矩。 n飞机出现滚转运动，机体上附加气动力产生的滚转力 矩总是与已经存在的滚转运动方向相反，是阻尼力矩 。 偏航运动产生阻尼力矩分析 n当飞机绕Yt转动时，各部件上的气动力分布也会发生 变化，产生了绕立轴Yt的偏航力矩。 n飞机绕立轴向左偏转，尾翼：垂尾相对于气流向右运动，使 流过垂尾的气流产生了向右偏的迎角，垂尾两侧面气动力不 平衡，产生了指向左侧的气动力，此气动力对飞机重心产生 了偏航力矩，使飞机绕立轴向右偏转； n飞机绕立轴向左偏转时，机翼：左机翼向后运动，相对气流 速度减小，阻力减小，右机翼向前运动，相对气流速度增加 ，阻力

32、增大，两侧机翼阻力不平衡，对飞机立轴产生了向右 转动的偏航力矩。 n当飞机在扰动运动中出现滚转、偏航运动时，机翼、 垂直尾翼部件上的气动力变化就会产生与已有滚转、 偏航运动方向相反，起阻尼作用的力矩。 n由滚转运动引起的气动阻尼力矩中，机翼起主要作用 ；由偏航运动引起的气动阻尼力矩中，垂直尾翼起主 要作用。 4.6.2 交叉力矩 n交叉力矩： n由滚转运动引起的偏航力矩和由偏航运动引起的滚转力矩。 右滚右机翼迎角增大，阻力增大向右偏转的偏航 力矩。 右滚垂尾产生向左侧的气动力向右偏转的偏航力 矩。 左偏航垂尾产生向左的气动力向左横滚的滚转力 矩。 左偏航左机翼升力减小，右机翼升力增大向左的 横

33、滚滚转力矩。 4.6.3 横侧向扰动运动的三种模态及特性 n横侧向扰动运动 n各种力矩和力相互作用而形成的复杂的振荡过程。 n通过理论分析和实验证明：飞机的横侧向扰动运动的全过程 ，可按其不同时间段表现的主要特性，简化为由三种典型单 一的运动模态的简单叠加而成： n滚转收敛模态 荷兰滚模态 螺旋模态 n扰动运动初期以滚转收敛模态为主。 n扰动运动中期以荷兰滚模态为主。 n扰动运动后期以螺旋模态为主。 1.滚转收敛模态（初期） n运动表现形式：近似单纯的绕纵轴的单调衰减很快的 滚转运动。 n原因：飞机绕纵轴的转动惯量较小，滚转阻尼力矩较 大。一般飞机都能满足此模态的要求。 n特性：飞机滚转角和滚

34、转角速度迅速变化，侧滑角和 偏航角的变化很小。 2.荷兰滚模态 n运动形式运动形式： n频率较快、中等阻尼、振幅逐渐增大的侧向-航向组合振荡运 动。 n飞机的侧滑角、滚转角和偏航角的量级相同。 n滚转和偏航运动的速度较小。 n在侧向静稳定性过大时，一旦飞机受到扰动产生滚转 和侧滑，过大的侧向静稳定性过大的侧向静稳定性会使滚转得到修正，机 翼复平，而方向静稳定性方向静稳定性来不及修正侧滑，机头不能 对准来流。 n机翼复平时，飞机仍绕立轴转动消除侧滑角。较大的较大的 滚转运动滚转运动速度产生的惯性力矩和侧滑存在引起的侧向 静稳定力矩使飞机反向滚转，造成相反侧滑，接着如 上一样来不及修正侧滑和向另一

35、侧复平。 n飞机这样反复进入一面滚转、一面左右偏航一面滚转、一面左右偏航同时带侧侧 滑滑的荷兰滚不稳定运动。 n侧向静稳定性和方向静稳定性相比较大时侧向静稳定性和方向静稳定性相比较大时，易产生荷 兰滚不稳定。 n特性 n振荡频率较高、周期较短（周期为几秒量级）和振幅逐渐增 大，驾驶员难于控制，直接影响飞行安全。 n解决办法 n适当搭配侧向和方向静稳定性 n对高空飞行的飞机采用偏航阻尼器。 nCCAR-25 部规定 n任何横向-航向组合振荡，在操纵松浮情况下，都必须受到正 阻尼。 3. 螺旋模态 n特性 n螺旋模态是一种非周期性的、运动参数 变化比较缓慢的运动模态。 n在螺旋模态运动中，侧滑角

36、近似为零 ，偏航角 大于滚转角 ，所以螺旋模 态运动主要是略带滚转、侧滑角 近似 为零的偏航运动。 n产生原因 n飞机的方向静稳定性大于侧向静稳定性。 n运动分析 n当方向静稳定性过大时，一旦飞机受到扰动发生滚转和侧滑， 过大的方向静稳定性会使侧滑角很快得到修正，机头很快对准 气流，并且在对准气流的偏航运动中产生较大的交叉滚转力矩 ，这一力矩和倒滑角引起的侧向静稳定力矩方向相反。 n当交叉滚转力矩大于侧向稳定力矩时，滚转不但得不到纠正， 还会继续加大。滚转得不到纠正会使飞机机头继续对准来流， 向倾斜的一侧偏转。结果，便产生了机身向一侧倾斜，机头下 沉并不断对准来流的沿螺旋线航迹盘旋下降的螺旋发

37、散运动 n在螺旋模态运动中，各种运动参数变化比较缓慢，驾 驶员有足够时间进行纠正，对飞行安全无重大危害。 n解决办法 n适当搭配方向和侧向的静稳定性 4.6.4 飞机的横侧向扰动运动及影响动稳定性的因素 n飞机受到外界扰动， 产生的横侧向扰动运动是以上三 种典型模态的简单叠加而成。 n在扰动运动初期，以滚转运动模态为主； n扰动运动后期，以螺旋运动模态为主； n介于前后两阶段之间的振荡模态是荷兰滚运动。 n飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性大小比例搭配， 对飞机横侧向动稳定性有着重要的影响。 n侧向静稳定性偏大：荷兰滚不稳定 n方向静稳定性偏大：螺旋不稳定 为了保证飞机同时具有螺旋和荷兰滚模态的

38、稳定性，必须使飞 机的侧向静稳定性和方向静稳定性保持适当的比例。 n影响因素 n侧向静稳定性机翼上反角和后掠角。 后掠角是保证飞机能达到最大飞行速度所确定的，所以可通过改 变机翼上反角来调整飞机的侧向静稳定性。 n方向静稳定性垂尾面积及到飞机重心的力臂。 当力臂确定后，可以通过改变垂尾的面积来调节飞机的方向静稳 定性。 n大型高速运输机 n机身较长，绕立轴转动的惯性增加，增大了飞机的方向静不 稳定性。飞行速度提高，又使垂尾对方向静稳定性的贡献明 显减少，从而使飞机的方向静稳定性减少。 n飞机侧向静稳定性显得过大，对荷兰滚模态的稳定性不利， 使大型高速飞机易出现不稳定的荷兰滚运动。 n采用偏航阻

39、尼器等装置。 安装在方向舵操纵系统中，感受飞机绕立轴转动的偏航速 率中的高频信号，对飞机的快速偏航运动起阻尼作用，改 善飞机的横侧向动稳定性 4.7 飞机的横侧向操纵性 n4.7.1 飞机的侧向操纵 n1.偏转副翼对飞机进行侧向操纵 n飞机的侧向操纵性：通过偏转副翼来完成 n副翼：安装在机翼后缘转轴上的小操纵面。 n飞机的侧向操纵是指飞机绕纵轴的滚转运动。驾驶员 通过向左或向右操纵驾驶杆来进行飞机的侧向操纵。 n飞机的侧向操纵与纵向或方向操纵有一点不同，即副 翼有两片，并且转动方向是相反。 n一片副翼向上偏转；另一片副翼则向下偏转。 n由此产生的附加力，对飞机重心O产生一个滚转力矩M，便可 使

40、飞机绕纵轴倾侧。 n规定右侧副翼向下偏，左侧副翼向上偏时（左滚）x 为正，与Mx符号相反。 2. 偏转副翼引起的有害偏航 n左、右副翼上下偏转时，使两翼升力产生差异的同时 也产生阻力差异。升力大的一边机翼的阻力也大，形 成与滚转操纵和水平转弯操纵方向相反的偏航力矩 有害偏航。 n阻力发生变化的部位靠近机翼翼梢处，到飞机对称面 的力臂较长，产生使飞机绕立轴OYt 向右偏转的偏航 力矩。 n造成两个不利的影响： n由于飞机的侧向静稳定性，侧滑产生的滚转力矩使飞机向右 滚转，这与向左搬动驾驶杆，使飞机向左滚转的操纵目的相 反，减少了向左滚转的操纵力矩，降低了副翼的操纵效率。 n向左搬动驾驶杆，使飞机

41、向左滚转，是为了使飞机向左进入 盘旋，但两翼阻力不等产生的偏航力矩却使飞机机头向右偏 转，对飞机的水平转弯操纵也不利。 n偏转副翼引起的偏航力矩有害。 有害偏航的克服 n差动副翼 n对于驾驶杆的同一行程 ，副翼上偏角度大于下 偏角度的副翼，通过在 副翼上偏一侧机翼上产 生较大的废阻力，去平 衡另一侧机翼上的过大 的诱导阻力，来消除有 害偏航。 n弗来兹副翼 n将副翼的转轴由副翼的前缘向后移，并安在副翼的下表面。 n副翼向下偏转时，即使达到最大偏转角，副翼的前缘也不会 露出机翼的上表面；副翼向上偏转时，即使偏转很小的角度 ，副翼的前缘就会露出机翼的下表面，产生较大的废阻力， 去平衡副翼下偏一侧较

42、大的诱导阻力，消除副翼偏转产生的 有害偏航。 3. 副翼操纵的失效和反逆问题 n副翼的失效或反逆（副翼反操纵） n飞行中， 由于机翼弹性变形（扭转变形）的影响，副翼完全 丧失作用或产生相反作用的现象 米格-25原型机在一次高速试飞中偏转副翼时因机翼严重扭 转而出现副翼反效，飞机坠毁，试飞员丧生。 （1）副翼操纵的失效和反逆是怎样产生的 n不考虑机翼弹性变形 n副翼向下偏转，在机翼上产生向上的附加气动力L1 n副翼向上偏转，在机翼上产生向上的附加气动力L2 n偏转副翼产生的附加升力L1 、 L2形成使飞机滚转的操纵力 矩M1 n实际 n机翼是弹性体；副翼一般安装在扭转刚度较低的翼梢部位 副翼上偏

43、一侧：在L1作用下，机翼产生低头扭转，使机 翼有效迎角减小，产生向下的附加气动升力L扭。 副翼上偏一侧：在L2作用下，机翼抬头扭转，产生向上 的附加气动升力L扭。 两侧机翼的L扭形成滚转力矩M2 M2与M1方向相反，降低副翼的操纵效率 n随着飞行速度的提高，操纵力矩M1和反力矩M2都在增 加，但由于反力矩M2 由附加升力 L1， L2引起的， 不但随飞行速度增加而增加，附加升力的增加也会使 它增加，所以比操纵力矩M1 增加的更快。 n当飞行速度较小时，M1M2，副翼的操纵效率虽有所降低， 仍能对飞机进行正常的侧向操纵。 nM1 = M2，即副翼失效。副翼反逆临界速度V临界。 n当飞行速度VV临

44、界 时，M1M2，再向左压驾驶杆（或转驾 驶盘）时，飞机反而会向右滚转；向右压驾驶杆（或转驾驶 盘）时，飞机反而会向左滚转，即副翼反逆。 n反逆临界速度 n提高副翼的操纵效率，防止副翼反逆，保证飞行安全，必须 使飞机飞行速度小于副翼反逆临界速度。 n通常飞机的最大允许速度比V临界低100公里/小时。 n提高飞机的飞行速度，必须提高副翼反逆临界速度。 （2）提高副翼反逆临界速度的措施 n提高机翼的抗扭刚度 n机翼的扭转刚度越大，在 L1、 L2 作用下机翼产生的扭转 角越小， L扭就越小，力矩M2就越小，副翼反逆临界速度 也就越高。 n飞机设计，务必使副翼反逆临界速度比飞机设计达到的最大 允许速

45、度高出一定数值。 n在飞机使用维修中，不能使机翼受到损伤，以致降低机翼的 扭转刚度。比如机翼蒙皮上的疲劳裂纹、蒙皮腐蚀损伤、碰 撞造成的外形凹陷等。 n采用混合副翼的类型 n每侧机翼的后缘安排两组副翼：一组在靠近机翼翼梢部位， 叫外侧副翼；一组在靠近机翼翼根部位，叫内侧副翼。 n低速飞行时，可用两组副翼（或外侧副翼）对飞机进行侧向 操纵，提高副翼的操纵效率； n高速飞行时，只用内侧副翼对飞机进行侧向操纵。 n内侧副翼为全速副翼，外侧副翼为低速副翼。 4. 提高飞机侧向操纵效率的措施 n（1）扰流板 n安装在机翼下表面或上表面的襟翼之前，当副翼向上偏转到 一定角度时，联动机构就起作用而将扰流板打

46、开。当副翼继 续偏转到某一角度时，扰流板就全部竖立在气流中。它全开 时的最大高度，接近于该处的附面层厚度。 n副翼和扰流板联动打开，扰流板前压强增大，板后气流分离 使副翼上偏一侧机翼升力进一步减小，增加横滚力矩，提高 副翼操纵效率。 (a)扰流板未打开时与机翼表面平齐 (b)扰流板打开产生大量旋涡 (c)扰流板在机翼表面上的位置 1扰流板；2副翼；3襟翼 n缺点 n在打开瞬间，气流绕过扰流板加速流动，不能立即在板后生 成旋涡，这时升力反而略有增加。 n故扰流扳单独使用效果很差，只能与副翼联动。 n使用时必须在副翼先向上偏转一定角度后，联动机构才能将 扰流板打开，扰流板打开的角度与副翼偏转角度有

47、一定搭配 关系。 n大型民用运输机在机翼上表面，襟翼前边布置数块扰流 板，靠近机身为地面扰流板，靠翼捎为飞行扰流板。 n飞机飞行时，地面扰流板被锁定，飞行扰流板辅助副翼完成对 飞机侧向操纵； n着陆时，机轮一接触地，地面扰流板开锁，飞机两侧机翼上的 所有扰流板全部打开，减升增阻，缩短飞机着陆滑跑距离。 n扰流板是有效的辅助操纵面，飞行时可以辅助副翼对飞机进行 侧向操纵，或在飞行中使飞机减速；着陆时又减升增阻起到阻 力板作用，改善飞机着陆性能。 （2）涡流发生器 n涡流发生器 n利用旋涡从外部气流中将能量带进附面层，加快附面层内气 流流动，防止气流分离的装置。 n安装位置：常在机翼上表面，副翼的

48、前面安涡流发生器 n作用：提高副翼在大偏转角和高速下的操纵效率。 n当副翼偏转角度x不大时，产生的滚转力矩Mx 随偏转角的增 加而成线性变化。当x 较大时，副翼表面附面层内气流的流 动因动能过小而分离，破坏了Mx 与x 的线性变化特性，降低 了副翼的操纵效率。 n当飞行速度达到一定值时，在副翼前面机翼上表面形成激波 分离，也使副翼操纵效率降低。 n在副翼前面安装涡流发生器能有效延缓气流分离，保持Mx 随 x 线性变化的特性，提高了副翼在大偏转角和高速下的操纵 效率。 4.7.2 飞机的方向操纵 n1.偏转方向舵对飞机进行方向操纵 n2. 蹬舵反倾斜现象 1.偏转方向舵对飞机进行方向操纵 n方向

49、舵 n安装在垂直尾翼上的操纵面。垂尾由垂直安定面和方向舵组成， 安定面固定在机身上，方向舵悬挂在安定面后缘的转轴上。 n驾驶员通过脚蹬，操纵方向舵绕转轴左右偏转，实施对飞机的方 向操纵。 n方向舵偏转角用y表示，并规定当方向舵后缘向右偏转时，y为 正值 n方向舵操作 n驾驶员蹬右舵，方向舵向右偏转（y0），垂尾上产生的侧 向力Zcw 指向左，对飞机重心产生的偏航力矩My0，使飞机 机头向右偏转； n蹬左舵，则飞机的运动正好相反。方向舵的偏转角y与所产生 的偏航力矩My的符号相反。 2. 蹬舵反倾斜现象 n方向舵向右偏转产生的侧向力Zcw 的 作用点沿立轴OYt 方向距飞机重心有 一段距离Ycw

50、，因而，Z Zcw cw 会对飞机产 会对飞机产 生向左滚转的力矩生向左滚转的力矩M Mx x；相反，若方向 舵向左偏转，则会产生使飞机向右滚 转的力矩Mx。 n通常希望单独蹬舵时，飞机能够向所 需方向倾斜。如蹬右舵，飞机机头向 右偏转右偏转，飞机应同时向右倾斜右倾斜（向右 横滚）；蹬左舵蹬左舵，飞机机头向左偏转 ，飞机应同时向左倾斜左倾斜（向左横滚） n方向舵偏转时，同时产生的滚转力矩却恰恰与所希望 飞机滚转的方向相反。 n当飞机机头向右偏转，形成左侧滑，由于飞机的侧向静稳定 性，产生横滚力矩，使飞机向右横滚，这和希望蹬右舵飞机 向右倾斜的要求是一致的。 n另一方面蹬右舵时，垂尾上产生的侧向

51、力对重心产生的横滚 力矩，却使飞机向左倾斜； n如果侧向力对重心产生的横滚力矩大于侧向静稳定性产生的 横滚力矩，就会出现蹬右舵飞机向左倾斜，蹬左舵飞机又向 右倾斜的现象，即蹬舵反倾斜现象。 n飞机侧向稳定性和方向操纵性合理搭配，避免蹬舵反 倾斜的现象发生。 4.8 飞机主操纵面上的附设装置 n主操纵面 n升降舵俯仰操纵 n副翼滚转操纵 n方向舵偏航操纵 n附设装置作用 n重力平衡 n气动补偿 n气动平衡 4.8.1 重力平衡 n1. 重力平衡的目的 n目的： n在飞机操纵面的转轴前缘内部安装配重，把操纵面的重心移 到转轴之前或与转轴轴线重合，防止飞机机翼副翼发生颤振 ，保证飞行的安全。 n颤振

52、 n飞机结构在均匀气流中，由于弹性力、惯性力和气动力的耦 合作用而发生的一种自激振动。激振力对结构所做的功等于 或大于阻尼力所消耗的能量时，会发生颤振。 n颤振现象 n振幅保持定值或越来越大，在很短时间内导致灾难性的结构 毁坏。 n机翼弯曲副翼颤振分析 n条件： n假设机翼是可以产生弯曲变形的弹性体，在抗扭方面是绝对 刚硬的。 n副翼可绕其转轴自由转动，而且副翼重心在转轴之后 n结论： n副翼重心在转轴之后，无论机翼振动向上或向下，副翼偏转 产生的附加气动力与机翼振动方向一致； n附加气动力为激振力，对机翼做功，不断从气流中获得能量 输入振动中；激振力大小与飞行速度平方成线性关系 ； n机翼弯

53、曲振动有减振力： n内摩擦力：与飞行速度无关； n机翼上下弯曲振动产生的附加气动升力：与飞行速度的一次 方成正比 n随着飞行速度的提高，激振力和减振力都在增加，但 激振力比减振力增加的快。 n飞行速度较低时，激振力小于减振力，机翼弯曲振动会很快 收敛。 n飞行速度达到颤振临界速度时，激振力等于减振力，机翼弯 曲振动不收敛也不发散，保持等幅振动，也就发生了颤振。 n飞行速度继续提高，激振力大于减振力，机翼弯曲振动振幅 急剧加大，结构很快就会发生破坏。 n为防止颤振的发生，最简单有效的方法是在操纵面上 加配重，使操纵面重心移到转轴之前。 2. 重力平衡的方法 n集中式配重 n把配重集中于一处，用托

54、架安装到 操纵面前缘距转轴较远处。有效地 使舵面的重心前移，但是突出于气 流之中，增大阻力。效果差 n分散式配重 n把配重分散开，置于操纵面本身的 前部。这种型式的配重藏于翼剖面 内，不会增加阻力。效果好 n固定配重 n可调配重 4.8.2 气动补偿 n气动补偿目的 n要减少铰链力矩，减轻驾驶员操纵飞机的劳动强度。 n1.铰链力矩和操纵力矩 n铰链力矩：操纵面上的空气动力与它到操纵面转轴垂直距离( 力臂)的乘积。(Mj=Fd) n操纵力矩：加到转轴摇臂上的力与它到转轴距离的乘积。 (Mc=Ph) n要使舵面偏转必须满足： n无助力操纵系统中，力P按一定比例传递到驾驶杆（盘）上， 驾驶员偏转操纵

55、面，搬动驾驶杆（或盘）的操纵力。随着飞 机飞行速度的提高，和飞机尺寸重量的增加，铰链力矩很快 加大，驾驶员操纵驾驶杆（或盘）的力也随之增大。加重驾 驶员的劳动强度，甚至达到了力不能及的程度。 h dF P dFhP MjMc 2.气动补偿方式 n轴式补偿 n角式补偿 n内封补偿 n随动补偿片 n弹簧补偿片 （1）轴式补偿 n轴式补偿 n将操纵面的转轴从操纵面前缘向后移到某一位置进行补偿。 n当操纵面绕转轴偏转时，转轴前后两部分同时产生空气动力 ，形成绕转轴方向相反的两个力矩，使舵面的铰链力矩减小 ，起到气动补偿的作用。 n缺点 n与前面固定翼面之间形成间隙，操纵面效率降低，不利影响随 着速度的

56、增加而更严重。 n根据必要的机动性能和操纵性能（操纵驾驶杆力的条件 ），适当选择轴式补偿度（一般轴式补偿度S补偿S操纵面 = 0.200.25）。 n确保在操纵面最大偏角时，其前缘不能突出翼形外表 面之外，否则会引起阻力增加和过度补偿，在高速 时会 提前产生激波。 （2）角式补偿 n角式补偿 n在操纵面的外侧部位（或上侧部位），操纵面的一部分向前 伸出，伸到操纵面转轴之前，形成一个角。 n角的面积一般约占操纵面面积的6%12%。当操纵面偏转时 ，外伸角部分上的气动力对转轴力矩，与操纵面上气动力对 转轴的力矩，方向相反，减少总铰链力矩，起到气动补偿的 作用。 n特点 n形式构造简单，但操纵面偏转

57、时，角部分突出在翼外形之外 ，将产生涡流，增加阻力，而且还会引起操纵面振动 （3）内封补偿 n分类 n密封式、平衡式。 n内封补偿一般用在副翼上 n补偿面位于机翼后缘的空 腔内，空腔由气密胶布隔 成上下两部分，互不通气 n当副翼向下偏转时，下部 压强大，上部压强小，在 空腔下部的压强比上部大 ，因而形成了上下压强差 n压强差作用在补偿面上， 对副翼转轴的力矩与副翼 上气动力对转轴的力矩相 反，帮助驾驶员克服铰链 力矩。 n优点： n内封补偿的补偿面积达到副翼面积的50%，得到足够的补偿度 。副翼上下偏转时，均不露出机翼表面，气动外形好，增加 阻力不大。还可以在补偿面上安装配重，达到很有效的重量

58、 平衡的效果。 n内封补偿面不会形成间隙，降低舵面的操纵效率；在补偿面 上安装配重，力臂长，重量平衡的作用比较大；由于它不突 出在翼面之外，增加的阻力也不大；不易过早地产生激波。 n缺点： n这种补偿装置使得舵面的偏转角度不能太大，用途受到限制 只用于副翼； n补偿的气密胶布易于磨损，必须经常注意维修。 （4）随动补偿片 n随动补偿片 n安装在操纵面后缘上的一个小调整 片。它可以绕支持在操纵面上铰链 形成的轴线转动，并通过一根刚性 连杆与前面固定翼面相连。 n当驾驶员偏转主操纵面时，由于刚 性连杆的作用，迫使补偿片向相反 的方向偏转。相对气流吹在随动补 偿片上，产生向下的力F1。F1对 舵面转

59、轴产生的力矩M1就是补偿 力矩。可以抵消一部分由舵面空气 动力F2对转轴产生的铰链力矩M2 。 （5）弹簧补偿片 n弹簧补偿片构造：操纵面的操纵摇臂铰接在操纵面转 轴上，是一个可绕转轴转动的杠杆。摇臂上端与操纵 拉杆相连，下端通过一个弹簧筒与操纵面上的承力件 相连。摇臂的下端通过一个长度不变的传动杆与补偿 面上的摇臂相连。 n弹簧补偿片构造 n操纵面的操纵摇臂铰接在操纵面转轴上，是一个可绕转轴转 动的杠杆。摇臂上端与操纵拉杆相连，下端通过一个弹簧筒 与操纵面上的承力件相连。摇臂的下端通过一个长度不变的 传动杆与补偿面上的摇臂相连。 n当操纵力较小时，操纵拉杆通过摇臂作用在弹簧筒中弹簧上 的力不

60、能将弹簧拉开，此时弹簧筒就是一个刚性连杆，力通 过它传到操纵面承力件上，带动操纵面偏转，传动杆带动补 偿片随操纵面同向偏转，不起气动补偿的作用。 n当操纵力达到一定值时，操纵拉杆通过摇臂作用在弹簧筒中 弹簧上的力将弹簧拉开，弹簧不但把力传给操纵面的承力件 ，使操纵面偏转，由于弹簧筒长度的改变，操纵面上的摇臂 相对操纵面发生转动，摇臂下端点发生移动，通过传动杆带 动补偿片向相反方向偏转，进行气动补偿。 n操纵力达到什么值，补偿片才进行气动补偿，取决于弹簧筒 内弹簧初始张力的大小。选定弹簧的初始张力，可以将气动 补偿控制在一定范围内。 4.8.3 气动平衡 n目的 n飞机处于某一飞行状态时，完全消