AV全程-自动驾驶19-13课件

自动飞行控制系统第一节空气动力学

第二节飞行力学第三节自动驾驶仪的基本工作原理第四节飞行控制计算机及系统第五节飞行指引仪第六节舵机、舵回路及液压系统第八街偏航阻尼器第九节电传操纵系统自动飞行控制系统第一节空气动力学自动飞行控制系统概述自动飞行控制系统（AFCS）完成以下主要功能：自动驾驶仪(A/P)；飞行指引仪(F/D)；安定面配平系统(STAB/T)；偏航阻尼器(Y/D)；自动油门系统(A/T)。自动飞行控制系统概述自动飞行控制系统（AFCS）完成以第一节空气动力学坐标系飞机的角运动参数飞机的操纵机构阻力第一节空气动力学坐标系坐标系地面坐标系原点：O取地面上某一点(例如飞机起飞点）。OX轴：处于地平面内并指向某方向（如指向飞行航线）；OY轴：也在地平面内，且垂直于OX轴指向右方；OZ轴：垂直地面指向地心。坐标系地面坐标系坐标系（续）机体坐标系原点：O取在飞机质心处，坐标与飞机固连。OX轴：与飞机机身的轴线平行，且处在飞机对称平面内指向机头；OY轴：垂直于飞机对称平面指向右机翼；OZ轴：在飞机对称平面内，且垂直于OX轴指向下方。坐标系（续）机体坐标系坐标系（续）速度坐标系，也称气流坐标系（速度轴系）原点：O取在飞机质心处。OX轴：与飞行速度的方向一致；OY轴：垂直于XOZ平面，指向右方；OZ轴：在飞机对称平面内，垂直于OX轴指向下方。坐标系（续）速度坐标系，也称气流坐标系（速度轴系）飞机的角运动参数飞机的姿态角飞机的轨迹角气流角飞机的角运动参数飞机的姿态角飞机的姿态角

（机体轴系与地理系的关系）俯仰角：机体纵轴与其在地平面投影线之间的夹角。以抬头为正；偏航角：机体纵轴在地平面上的投影与地理北之间的夹角。以机头右偏航为正（机头方向偏在预选航向的右边）。滚转角：又称倾斜角，指机体竖轴（飞机对称面）与通过机体轴的铅垂面间的夹角。飞机右倾斜时为正。飞机的姿态角

（机体轴系与地理系的关系）俯仰角：机体纵轴与其飞机的轨迹角

（地速坐标系与地理坐标系之间的关系）航迹倾斜角：飞行地速矢量与地平面间的夹角，以飞机向上飞时为正；航迹偏转（方位）角s：飞行地速矢量在地平面上的投影与地理北向之间的夹角，以速度在地面上投影偏在地轴之右时为正；航迹滚转角s：飞行地速矢量的垂直分量与飞行地速矢量及其在水平面上的投影组成的平面之间的夹角，以垂直分量在该平面之右为正。飞机的轨迹角

（地速坐标系与地理坐标系之间的关系）航迹倾斜角气流角

（空速坐标与机体轴系的关系）迎角：空速向量在飞机对称面上的投影与机体轴的夹角，以速度向量的投影在机体轴之下为正（飞机的上仰角大于轨迹角为正）；侧滑角：速度向量与飞机对称面的夹角。以速度向量处于飞机对称面右边时为正。气流角

（空速坐标与机体轴系的关系）迎角：空速向量在飞机对飞机的操纵机构

飞机的运动通常利用升降舵、方向舵、副翼及油门杆来控制。升降舵e，规定：升降舵后缘下偏为正。正的e产生负的俯仰力矩M，即低头力矩；升降舵调整片：减小升降舵上的铰链力矩。飞机的操纵机构飞机的运动通常利用升降舵、方向舵、飞机的操纵机构（续）副翼偏转角a，规定：右副翼后缘下偏（左副翼随同上偏）为正。+a产生负的滚转力矩L。方向舵偏转角r，规定：方向舵后缘向左偏转为正。+r产生负的偏航力矩N。飞机的操纵机构（续）副翼偏转角a，规定：右副翼后缘下偏（左阻力分为：

零升阻力和生致阻力零升阻力：与升力无关，又可细分为：摩擦阻力；压差阻力；零升波阻。

升致阻力：与升力有关，又可细分为：诱导阻力；升致波阻。阻力分为：

零升阻力和生致阻力零升阻力：与升力无关，又可细分第二节飞行力学飞机飞行中的受力与力矩飞机转弯时的受力状态及影响因素失速的基本概念及飞行包线限制影响飞机纵向、侧向和垂直方向稳定的条件与受力因素高速飞行与马赫数的概念第二节飞行力学飞机飞行中的受力与力矩飞机飞行中的气动力与力矩升力纵向力矩侧力滚转力矩L与偏航力矩N飞机飞行中的气动力与力矩升力连续方程及伯努里方程连续方程FxV=常数高速流：（M²-1）dV/V=dF/F•伯努里方程P+½pV²=常数连续方程及伯努里方程连续方程升力在亚音速流中，气流流过有迎角的翼型（a）时，在下表面临近前缘点A，流线在此点分开，在该点上的流速必须为零，A点称为驻点；驻点以上气流绕翼型上表面流过，驻点以下气流绕下表面流过，然后到后缘点B处汇合成一条流线。B点也是驻点，其流速也为零。升力在亚音速流中，气流流过有迎角的翼型（a）时，升力（续）将翼面上各点压力系数值作为（b）的图形。箭头所指为翼面法向。压力系数值为负表示吸力，则箭头向外；压力系数值为正表示压力，则箭头指向翼面。各向量外端光滑连成曲线，得到压力分布图。升力（续）将翼面上各点压力系数值作为（b）的图形。升力（续）升力产生原理：气流流过有迎角的翼型时，根据流量方程可知，下表面的气流速度小于上表面的气流速度，根据伯努力方程可知：下表面对机翼的压力大于上表面的压力，上下压力差产生空气动力，它在垂直于空速方向上的分量形成升力。升力（续）升力产生原理：

压力分布图明确表示出上下翼面的压力差。将压力分布投影到V∞的垂直方向上并沿全翼面积分可得到升力系数CLw。升力系数CLw随迎角α的变化关系如下图所示。压力分布图明确表示出上下翼面的压力差。将压力分布

理论研究和实验表明：机翼的升力LW

—

与机翼面积SW成正比，—与动压Q=（1/2）∞V2∞成正比。

LW=CLwQSW

升力系数CLw是无因次的。升力系数CLw是迎角α的函数，α越大CLw也越大。当α=0时CLw≠0。这是因为适用于低速飞行的翼型曲度总是正曲度，当α=0时上下翼面压力差仍不为零而是正值，当α为某一负值时才有CLw=0。使CLw=0的迎角称为零升迎角α0，一般为负值。当迎角达到一定值时，CLw达到最大值CLwMAX，如果迎角再大则CLw下降，使CLw=CLwMAX的迎角称为临界迎角αcr理论研究和实验表明：CLw与α在一定范围内呈线性关系。在线性范围内，CLw与α的关系为：CLw=C（α-α0）（注意α0为负值）CLw与α在一定范围内呈线性关系。在线性范围内，CLw与α纵向力矩（俯仰力矩）

纵向力矩是指作用于飞机的外力产生的绕机体横轴（0Y）的力矩。气动力矩和发动机推力向量因不通过飞机质心而产生的力矩，亦称俯仰力矩。纵向力矩（俯仰力矩）纵向力矩是指作用于飞机的外力产发动机推力对质心的力矩上图表示推力向量不通过质心时的情况，发动机推力对质心的力矩为：MT=TZTT表示推力。推力向量在质心之下时，定义ZT为正值，则MT为正值，表示力矩矢量与OY轴一致。发动机推力对质心的力矩上图表示推力向量不通过质心时空气动力引起的俯仰力矩空气动力引起的俯仰力矩取决于飞行的速度、高度、迎角及升降舵偏角。此外，当飞机的俯仰速率q＝dθ／dt，迎角变化率，以及升降舵偏转速率等不为零时，还会产生附加俯仰力矩，称为动态气动力矩。气动俯仰力矩可写为：M=f（V，H，α，e，q，……）也可用力矩系数表示：M=（1/2）CMV2SWCA空气动力引起的俯仰力矩空气动力引起的俯仰力矩取决于空气动力引起的俯仰力矩定常直线飞行的俯仰力矩飞机纵向的平衡与操纵飞机饶OY轴转动产生的俯仰力矩下洗时差阻尼力矩升降舵偏转速率所产生的力矩空气动力引起的俯仰力矩定常直线飞行的俯仰力矩定常直线飞行的俯仰力矩机翼产生的俯仰力矩机身产生的俯仰力矩水平尾翼的俯仰力矩全机纵向力矩定常直线飞行的俯仰力矩机翼产生的俯仰力矩机翼产生的俯仰力矩作用于翼型表面的压力总和起来除得到升力和阻力外，还应该有一个力矩，力矩的大小与归算点有关。上图示出二维翼风洞实验结果，其归算点取前缘点。如果归算点不同，则力矩曲线也不同，但升力曲线不变。机翼产生的俯仰力矩作用于翼型表面的压力总和起来除得机翼产生的俯仰力矩（续）

利用CL—α曲线和Cm—α曲线都有线性段的特点，可找出另一归算点（取矩点）。当α变化时，该点只有CL变而力矩大小不变，这一点称为焦点，它到翼型前缘点的距离记为XF。当α≤100时，不论迎角为何值，对F点的力矩系数都是Cm。。由于对焦点的力矩是常值，当迎角增加时，其增量升力就作用在焦点上，故焦点又可解释成增量升力的作用点。

机翼产生的俯仰力矩（续）利用CL—α曲线和Cm—机身产生的俯仰力矩亚音速飞机的机身在α＞0时没有升力，只有一个使C增大的纯力偶，因此机身本身的气动力矩特性是不稳定的。超音速飞机机身的头部是锥形体，α≠0时有升力。由于头部总是在全机重心之前，故亦是不稳定作用。机身产生的俯仰力矩亚音速飞机的机身在α＞0时没有升力，只有一水平尾翼的俯仰力矩如上图所示：平尾对重心的俯仰力矩为：Mt=-Ltlt式中：Lt——平尾升力；lt——平尾焦点至飞机质心距离，也称平尾力臂。

水平尾翼的俯仰力矩如上图所示：平尾对重心的俯仰力矩为：水平尾翼的俯仰力矩（续）

当α正向增加时，平尾对飞机重心的负力矩也增大，是稳定作用。因此平尾对全机的作用是使焦点后移。水平尾翼产生的俯仰力矩还与升降舵偏角有关，它是俯仰操纵力矩。操纵面偏转，使其上的气动力改变，不平衡力对飞机中心形成力矩，从而改变飞行姿态。水平尾翼的俯仰力矩（续）当α正向增加时，平尾对飞飞机纵向的平衡与操纵以迎角α为横坐标，e为参变量，将力矩系数Cm—α画成一族曲线（下图所示），可说明飞机纵向平衡与操纵的关系。

飞机纵向的平衡与操纵以迎角α为横坐标，e为参变量飞机纵向的平衡与操纵（续）飞机作等速直线平飞，应满足L=G（升力=重力）、T=D（推力=阻力）、对飞机重心的力矩M=0。因此，必须选择一个迎角α，使之具有一定数值的CL，以使L=G。为使M=0（即Cm=0），必须偏转相应的升降舵偏角。满足力和力矩的平衡条件之后，剩下的问题就是能否维持这种平衡。飞机纵向的平衡与操纵（续）飞机作等速直线平飞，应满飞机纵向的平衡与操纵（续）

设飞机在=-50的Cm—α曲线上的α=α1处平衡，如果因风的扰动使α>α1，负的Cma将产生低头力矩，使α能恢复到α1。反之，在α<α1情况下，正的Cma将产生抬头力矩，使α能恢复到α1。因此，Cma为负时能使飞机的平衡具有稳定的性质，称为静稳定平衡。如果Cm—α曲线如图中的虚线所示（即Cma为正值），那么当α>α1时有正的抬头力矩使α继续增大，当α＜α1时有负的低头力矩使α继续减小。这种维持不住的平衡，称为静不稳定平衡。

飞机纵向的平衡与操纵（续）设飞机在=-50的Cm—α飞机纵向的平衡与操纵（续）Cma为负时能使飞机的平衡具有稳定的性质，称为静稳定平衡。Cma的符号决定飞机平衡是否稳定，故称Cma为静稳定性导数。Cma的正负号只能决定偏离平衡迎角后产生俯仰力矩的方向（趋势），而飞机受扰后能否最终回到平衡迎角以及恢复到平衡迎角的过渡过程如何等问题还与飞机的其他参数有关，因而给Cma的名称加一个“静”字以示其意。飞机纵向的平衡与操纵（续）Cma为负时能使飞机的平衡具有稳定飞机纵向的平衡与操纵（续）

总之，要使飞机具有纵向静稳定性，Cma应为负值，即飞机重心位置必须在全机焦点之前。因为如果飞机具有这样的结构，当飞机受到外界纵向干扰力矩时，它就会产生一个使飞机恢复原飞行状态的俯仰力矩，从而使飞机具有纵向静稳定性。即：具有静稳定性的飞机，当受到外界干扰使飞机抬头（低头）后，飞机会受到负（正）向俯仰力矩，使飞机低（抬）头。飞机纵向的平衡与操纵（续）总之，要使飞机具有纵向静飞机饶OY轴转动产生的俯仰力矩当飞机绕OY轴的俯仰角速度q0时，机翼和平尾都会产生俯仰力矩，其中以平尾的作用最为显著。设具有抬头的俯仰角速度，则平尾有向下的运动速度，使得平尾有一个局部的迎角增量t，平尾上因此产生了一个升力增量Lt。Lt对飞机重心取矩Mt=-LtLt此项力矩由飞机转动引起，其作用方向总是阻止飞机运动，故称为阻尼力矩。

飞机饶OY轴转动产生的俯仰力矩当飞机绕OY轴的俯三、侧力飞机总气动力沿机体轴系OY轴的分量称为侧力Y。侧力可以用侧力系数CY表示。Y=（1/2）CYV2SW

飞机外形是对称的，只有在不对称的气流作用下才会有侧力。三、侧力飞机总气动力沿机体轴系OY轴的分量称为侧力

飞机在β0时会产生侧力Y，超音速飞机的侧力主要是垂直尾翼侧力Yv（β）和机头侧力Yh（β）之和。+β产生-Y（β）侧滑角β引起的侧力飞机在β0时会产生侧力Y，超音速飞偏转方向舵r引起的侧力偏转方向舵产生侧力与偏转升降舵的气动原理相同。规定：+r产生+Y（r）滚转角速度p引起的侧力当飞机绕机体轴ox轴的滚转角速度p≠0，在立尾上有附加侧向速度，即立尾有局部侧滑角，因而产生侧力。偏航角速度r引起的侧力飞机绕机体Oz轴的偏航角速度r≠0时，在立尾上有局部侧滑角，因而产生侧力

偏转方向舵r引起的侧力滚转角速度P和偏航角速度r

引起的侧力滚转角速度P和偏航角速度r

引起的侧力滚转力矩L与偏航力矩N

绕机体轴OX轴的力矩称为滚转力矩L，绕机体轴OZ轴的力矩称为偏航力矩N，这两种力矩统称为侧向力矩。（一）绕OX轴的滚转力矩（二）绕OZ轴的偏航力矩*：前面已用L表示升力，此处的L表示滚转力矩。滚转力矩L与偏航力矩N绕机体轴OX轴的力矩称为滚转（一）绕OX轴的滚转力矩侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩副翼偏转角a引起的L-滚转控制力矩方向舵偏转角r引起的L-控制交叉力矩滚转角速度p引起的L-滚转阻尼力矩偏航角速度r引起的L-交叉动态力矩（一）绕OX轴的滚转力矩侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩此力矩主要由机翼和立尾产生,表示为：L=（1/2）ClV2SWb+：机翼上（下）反角Γ的作用，产生-L（+L）；+：机翼后掠角A1/4的作用，产生-L；+：立尾的作用，产生-L。

侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩此力矩主要由机翼和立尾产生,绕OX轴的滚转力矩（续）副翼偏转角a引起的L-滚转控制力矩副翼正偏转时（右副翼后缘下偏，左副翼后缘上偏），右翼升力增大，左翼升力减小，产生的滚转力矩L为负值，故Cla为负。方向舵偏转角r引起的L-操纵交叉力矩方向舵正偏转时（方向舵后缘向左偏转）时，产生正的侧力。由于方向舵在机身之上，此侧力对OX轴取矩得正的滚转力矩。绕OX轴的滚转力矩（续）副翼偏转角a引起的L-滚转控制力矩滚转角速度P引起的L-滚转阻尼力矩

滚转阻尼力矩主要由机翼产生，平尾和立尾对此也有影响。当飞机右滚时p为正，右翼下行，左翼上行。下行翼迎角增加故升力增加，上行翼迎角减小故升力减小，形成左（负）滚转力矩L，起到了阻止滚转的作用，称为滚转阻尼力矩。平尾及立尾的作用原理与机翼相同，都是阻止滚转，只是作用小于机翼。滚转角速度P引起的L-滚转阻尼力矩滚转阻尼力矩主偏航角速度r引起的L-交叉动态力矩

由于偏航角速度r≠0，因而左右两半翼的相对空速不同。在r＞0时，左翼向前转，相对空速成增加，故升力增加；右翼向后转，相对空速减小，故升力减小，形成正滚转力矩。此外，r＞0时立尾的局部侧滑角为负，将产生正的侧力。由于一般立尾在机身之上，因而亦产生正滚转力矩。偏航角速度r引起的L-交叉动态力矩由于偏航角速度r（二）绕OZ轴的偏航力矩侧滑角引起的N-航向静稳定力矩副翼偏转角a引起的N-控制交叉力矩方向舵偏转角r引起的L-航向控制力矩滚转角速度P引起的L-交叉动态力矩偏航角速度r引起的L-航向阻尼力矩（二）绕OZ轴的偏航力矩侧滑角引起的N-航向静稳定力矩侧滑角引起的N-航向静稳定力矩此力矩主要由机身和立尾产生。亚音速飞机的机身在侧滑角β≠0时虽然没有侧力，但却有一不稳定的偏航力矩。立尾在重心之后，立尾上的侧力对重心的力矩是稳定作用，并要求立尾的稳定作用必须超过机身的不稳定作用且有一定的余额，才能保证飞机航向静稳定性的要求。此外，后掠翼对航向静稳定性也起了一些作用。β>0时，右翼的有效分速大于左翼，故右翼的气动阻力比左翼大，产生正偏航力矩，起稳定作用。

侧滑角引起的N-航向静稳定力矩此力矩主要由机身副翼偏转角a引起的N-控制交叉力矩

偏转副翼原本为了操纵滚转，但却引起了偏航力矩。例如δa＞0时，右副翼下偏，右翼弯度加大升力增加，同时阻力也增加。左副翼上偏升力减小，左翼的阻力增加小于右翼，形成正偏航力矩。这一效果在大展弦比机翼上较明显，对操纵飞机转弯很不利。为尽量减小不利效果，最好能变不利为有利，使δa＞0时产生负的偏航力矩。通常采用差动机构，使副翼下偏角度小于上偏的角度。副翼偏转角a引起的N-控制交叉力矩偏转副翼原本方向舵偏转角r引起的N

-航向控制力矩δr＞0（后缘向左偏）时立尾产生正侧力，对OZ轴取矩得负偏航力矩方向舵偏转角r引起的N

-航向控制力矩δr＞0（后缘向左滚转角速度p引起的N

-交叉动态力矩立尾的作用如上图所示，p>0在立尾处有局部侧滑角β>0,立尾有负的侧力，对oz轴有正偏航力矩。机翼的作用如后图所示，分析起来比较复杂。滚转角速度p引起的N

-交叉动态力矩立尾的作用如上图所示滚转角速度P引起的N-交叉动态力矩（续）滚转角速度P引起的N-交叉动态力矩（续）偏航角速度r引起的N

-航向阻尼力矩

航向阻尼力矩与纵向阻尼力矩原理相同。航向阻尼力矩主要由立尾产生，机身也有一定和作用。r≠0时，前行翼的相对空速增大，使阻力增大；后退翼的相对空速减小，阻力减小，起到阻止飞机转动的作用，故称为航向阻尼力矩。偏航角速度r引起的N

-航向阻尼力矩航向阻尼力飞机转弯时的受力状态及影响因素

协调转弯

飞机倾斜的升力补偿飞机转弯时的受力状态及影响因素协调转弯协调转弯我们知道：飞机转弯时所需要的倾斜角度明显的决定于转弯所需的向上和向里的力，在正常飞行时，向上的力必须等于飞机的重量；但是向里的力随速度增加而增加，随转弯半径增大而减小，这样，飞机的飞行速度越大，转弯半径越小，所需的向心力越大，飞机需要倾斜越多，如果飞机的倾斜角不合适，当倾斜角太大则产生内侧滑，当倾斜角太小则产生外侧滑。驾驶员有必要知道现在的倾斜角是否合适。协调转弯我们知道：飞机转弯时所需要的倾斜角度明显协调转弯（续）

对于协调转弯，有几点值得注意：升力=总重

升力=重力和离心力的矢量和；不存在侧滑，=0飞机没有横向的加速度。如果飞机不处于协调转弯状态，可以通过调整付翼或方向舵修正。协调转弯（续）对于协调转弯，有几点值得注意：飞机倾斜的升力补偿

上图所示的飞机正在保持平飞，此时，由两个机翼产生的升力的总和等于飞机的重量，因此飞机既不爬升，也不下降，所有的升力方向是垂直于机翼表面向上。飞机倾斜的升力补偿上图所示的飞机正在保持平飞，此飞机倾斜的升力补偿（续）

左图所示的该飞机正在匀速左倾斜．速率与上图平飞速率一致，这样，飞机产生的升力不变，由于此时不是所有的升力都垂直向上，如果没有升力补偿，该飞机将开始下降。飞机倾斜的升力补偿（续）左图所示的该飞机正在匀速左飞机倾斜的升力补偿（续）

三角形余弦值在理论上，是升力的垂直分量；升力的损失是飞机倾斜角的功能，它等于升力减去它的余弦，这个值代表了应该补偿的部分升力，使飞机不会掉高度。补偿的方法是使飞机抬头，迎角增加，导致升力增加；如果通过自动驾驶仪操纵飞机，无论飞机何时倾斜，都将产生一个抬头信号通过飞机的俯仰控制通道去使飞机抬头，产主附加的升力以补偿升力的损失。飞机倾斜的升力补偿（续）三角形余弦值在理论上，是协调转弯（总结）协调转弯是在飞机连续转弯过程中，不发生侧滑，并且不掉高度。要实现协调转弯需要同时操纵副翼、方向舵和升降舵。协调转弯（总结）协调转弯是在飞机连续转弯失速的基本概念及飞行包线限制

失速是指气流从升力表面的附面层分离的状态，它的特征是升力降低和阻力增加。失速迎角是恒定的，失速速度却不是恒定的。失速速度受重量G、负载、高度和其他参数的影响。失速的基本概念及飞行包线限制失速是指气流从升力表飞机接近失速时出现的现象

当机翼接近失速角时，驾驶员必须知道有有关它的一些基本特征：增加迎角意味着减小IAS（指示空速）；飞行操纵系统出现操纵困难（由于速度降低）。由于在机翼后部的气流变得更加紊乱，气流将冲击机尾。整个机身都将感受到这种冲击失速警告装置将发出警告信号飞机接近失速时出现的现象当机翼接近失速角时，驾驶员必失速

如果飞机的迎角增加到临界失速角时，由于流过机翼上表面的气流发生突然改变，导致飞机的大量的升力损失。致使飞机出现很快掉高度的严重后果。失速如果飞机的迎角增加到临界失速角时，由于流过机失速的种类低速、大迎角失速；加速失速；飞机高速飞行时发生的失速。失速的种类低速、大迎角失速；第一类是：低速、大迎角失速它通常出现在飞机的飞行的起飞和着陆阶段，是非常危险的一类失速，因为飞机的飞行高度过低，一旦失速就无法修正而造成危险。需要注意的是，在这种情况下，任何试图通过操纵机尾的控制面去控制飞机抬头的措施都是无效的。因为，此时飞机飞行操纵面不会对驾驶员的操纵产生正常的响应。只有设法使飞机的迎角小于临界迎角才能重新获得完全的飞行控制。

第一类是：低速、大迎角失速它通常出现在飞机的飞行第二类称为：加速失速，

当飞机的迎角很快地增加时，会出现这类失速，尖锐的机翼前缘容易出现失速；如果迎角增加很快，气流无法很快地绕过机翼前沿的转角，导致出现气体分离。

第二类称为：加速失速，当飞机的迎角很快地增加时，第三类失速出现在飞机高速飞行当飞行超过当地音速时，流过机翼上表面的空气出现激波。激波的后部出现气体分离，被称为激波诱导气流分离。为防止这类失速，飞机高速飞行时，驾驶员必须一直注意飞机飞行的马赫数。第三类失速出现在飞机高速飞行当飞行超过当地音速时影响飞机纵向、横向和垂向稳定的条件与受力因素

稳定性：指当一个系统从一种状态变化到另一种状态时，系统能够恢复初始平衡状态的特性。飞机的稳定性：是指飞机由于某种原因改变飞行状态后，能够恢复初始飞行状态的特性。稳定性分为：静稳定性：是飞机的瞬时响应，它是当飞机运动改变后恢复稳定的趋势。动稳定性：是随后相对于中立位置或稳定位置的自然摆动的长期响应。影响飞机纵向、横向和垂向稳定的条件与受力因素稳定性：指当一纵向稳定性

静稳定性：当飞机产生纵向位移后，有一个保持迎角不变的配平趋势，这实际上就是飞机纵向的静稳定性，它是相对于飞机横轴的纵向稳定性。动态稳定性：运动模态：长周期运动模态：速度，姿态短周期运动模态；迎角，姿态

纵向稳定性静稳定性：方向（航向）稳定性

方向稳定性或“风标”稳定性：当飞机存在相对于立轴的偏航运动时，能够恢复稳定的特性。

例：具有航向静稳定性的飞机，当飞机受到外界干扰产生侧滑时，飞机纵轴方向将会偏转至飞机速度向量方向。方向（航向）稳定性方向稳定性或“风标”稳定性：侧向稳定性-静稳定性飞机的侧向静稳定性指当飞机由于某种原因产生相对于纵轴的偏转后，能够恢复初始位置的特性。其影响因素有：飞机的滚转运动；飞机的侧向运动；飞机的侧滑侧向稳定性-静稳定性飞机的侧向静稳定性指当飞机由于某种原因产侧向稳定性-动稳定性横侧向运动有四种典型运动模态：滚转运动模态；螺旋运动模态；荷兰滚运动模态；随遇平衡运动模态。侧向稳定性-动稳定性横侧向运动有四种典型运动模态：滚转运动模态：飞机滚转模态运动过程表现有滚转角速度和滚转角迅速变化，而其它参数如：侧滑角、偏航角速度则变化很小。荷兰滚模态：对有后掠角的飞机，出现测滑时，由于飞机的滚转静稳定力矩与航向静稳定力矩的相互影响，使飞机产生了荷兰滚运动。在荷兰滚运动模态中，转弯速率是不断变化的。螺旋模态：由于某种原因飞机飞行方向持续改变，这样飞机开始盘旋，同时盘旋倾斜角不断增加。滚转运动模态：飞机滚转模态运动过程表现有滚转角速度和滚转角迅第三节自动驾驶仪的基本工作原理

飞机运动的划分A/P的工作回路和基本原理A/P的结构类型、控制方案、控制规律和系统工作原理安定面配平、马赫数配平系统的功能和基本工作原理方式控制板第三节自动驾驶仪的基本工作原理飞机运动的划分飞机运动的划分把飞机视为刚体，飞机在空间的运动有六个自由度：三个移动自由度和绕质心的三个转动自由度。可把飞机运动用两组互不相关的运动微分方程来描述，每组微分方程包括三个自由度，即：纵向运动：速度的增减、质心的升降和绕OY轴的俯仰角运动。横侧向（侧向）运动：质心的侧向移动，绕OZ轴的偏航角运动和绕OX轴的滚转角运动。飞机运动的划分把飞机视为刚体，飞机在空间的运动有六个A/P的工作回路和基本原理

自动驾驶仪的工作回路自动飞行的原理A/P的工作回路和基本原理自动驾驶仪的工作回路自动驾驶仪的工作回路同步回路：使A/P衔接前的输出信号为零；舵回路：保证输出与输入成一定的比例关系；消除铰链力矩对舵机特性的影响。稳定回路：控制和稳定飞机的姿态角运动，如俯仰、倾斜和航向姿态；控制回路（制导回路）：控制飞机重心的横向和纵向运动，如：高度、侧向航迹和飞行速度。自动驾驶仪的工作回路同步回路：使A/P衔接前的输出信号为零；A/P的工作回路-同步回路工作原理：

自动驾驶仪衔接前，进入系统的不平衡信号经一个积分环节反馈到系统的输入端，与进入系统的不平衡信号综合，从而保证系统输出为零。A/P的工作回路-同步回路工作原理：A/P的工作回路-稳定回路工作原理：飞机姿态变化后，来自IRU的实际姿态信号输出到FCC，FCC计算并产生自动驾驶仪的伺服指令，该指令经由作动筒（伺服机构）组成的舵回路转变为机械位移指令输出至操纵面，通过操纵面的偏转改变飞机的姿态，使飞机回到目标姿态值。A/P的工作回路-稳定回路工作原理：A/P的工作回路-制导回路控制和稳定飞机轨迹的工作原理：飞机轨迹变化后，由制导装置感受轨迹的变化量并计算姿态目标值，该姿态目标值输出到FCC，FCC计算并产生自动驾驶仪的伺服指令，该指令经由作动筒（伺服机构）组成的舵回路转变为机械位移指令输出至操纵面，通过操纵面的偏转改变飞机的姿态，进而使飞机轨迹发生变化，使飞机回到目标轨迹值。A/P的工作回路-制导回路控制和稳定飞机轨迹的工作原理：A/P的工作回路-制导回路（续）控制和稳定飞行速度的工作原理：飞行速度发生变化后，由导航装置感受速度变化量并计算姿态目标值，该姿态目标值输出到FCC，FCC计算并产生自动驾驶仪的伺服指令，该指令经由作动筒（伺服机构）组成的舵回路转变为机械位移指令输出至操纵面，通过操纵面的偏转改变飞机的姿态，进而使飞行速度发生变化，使飞机回到目标速度值。A/P的工作回路-制导回路（续）控制和稳定飞行速度的工作原理A/P的工作原理A/P的工作原理自动飞行的原理

飞机偏离原始状态，敏感元件感受到偏离方向和大小，并输出相应信号，经放大、计算处理，操纵执行机构（称为舵机），使控制面（例如升降舵面）相应偏转。当飞机回到原始状态时，舵机以及与其相连的舵面也回原位，飞机重新按原来状态飞行。自动飞行的原理飞机偏离原始状态，敏感元件感受到偏A/P的结构类型和系统工作原理A/P的控制规律：描述A/P输出与输入关系的数学表达式。A/P的控制规律通常分为三种：比例式自动驾驶的控制规律积分式自动驾驶的控制规律均衡式反馈自动驾驶仪（比例加积分控制律的自动驾驶仪）A/P的结构类型和系统工作原理A/P的控制规律：描述A/P比例式自动驾驶仪以俯仰通道为例，升降舵偏角增量与飞机俯仰角偏差成比例的自动控制器称为比例式自动驾驶仪。e=L（-g）（产生控制力矩）比例式自动驾驶仪以俯仰通道为例，升降舵偏角增量与飞比例式自动驾驶仪（续）其工作原理是：设飞机处于等速水平直线飞行状态。受某干扰后，出现俯仰角偏差Δθ=θ-θ0（θ0为初始俯仰角，假设为零）。垂直陀螺仪测出偏差角，输出与Δθ成比例的电压信号，假设外加控制信号为0，则经综合装置加到舵回路，舵回路的输出驱动升降舵偏转e，产生的气动力矩使Δθ角逐渐减小。适当选择参数L，可保证时Δθ→0，e也→0。比例式自动驾驶仪（续）其工作原理是：比例式自动驾驶仪（续）如果存在常值力矩干扰Mf，飞机稳定后必然存在一个e抵消Mf的影响，所以会产生一个姿态角静差。由控制规律可以得到姿态角静差的大小为：-g=Mf/（Q0Sb∣Cme∣L）上式表明：有干扰力矩Mf，俯仰角增量Δθ与要求的控制增量Δθg不再一致，出现的误差(Δθ-Δθg)与干扰力矩Mf成正比，与传递系数Lθ成反比。增大Lθ可减小这一误差。

比例式自动驾驶仪（续）如果存在常值力矩干扰Mf，飞比例式自动驾驶仪（续）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用：（产生阻尼力矩）e=L（-g）+L由上式可见：仅增大L：快速性好，系统震荡增强，减小系统的阻尼，系统稳定性变差，系统的稳态误差减小。仅增大L：增大系统的阻尼，减弱系统震荡，系统快速性变差，系统的稳定性变好。比例式自动驾驶仪（续）一阶微分信号在比例式控制规律中的作用：比例式自动驾驶仪（续）比例式A/P：当自动驾驶仪保持高度时，受到垂风干扰时，仅有姿态误差，没有高度误差；受到常值力矩干扰时会有高度误差；在速度（斜波）输入时有稳态误差；比例式自动驾驶仪（续）比例式A/P：积分式自动驾驶仪去掉硬反馈，保留速度反馈，使舵的偏转角速度与俯仰角的偏差成正比，则系统工作在稳定状态时，舵偏角与俯仰角偏离值的积分成比例。

这种自动驾驶仪称为积分式自动驾驶仪。是舵回路速度反馈造成这种积分关系，故也称速度反馈（软反馈）式自动驾驶仪。积分式A/P的优点是：可消除静差。

积分式自动驾驶仪去掉硬反馈，保留速度反馈，使舵的积分式自动驾驶仪（续）e=L∫(-g）dt+L（-g）+L第一项的作用：产生控制力矩消除稳态误差；第二项的作用：产生控制力矩纠正姿态偏差；第三项的作用：增大系统的阻尼。另一种积分式A/P：比例式A/P+角偏差积分信号。具有积分式控制规律的A/P工作在高度保持方式时：在受到垂风干扰时只有姿态误差，无高度误差；在受到常值力矩干扰时，无高度误差。积分式自动驾驶仪（续）e=L∫(-g）dt+均衡式反馈自动驾驶仪均衡式反馈自动驾驶仪均衡式反馈自动驾驶仪（续）均衡式反馈是在引入舵机硬反馈的基础上再加一个非周期环节的正反馈。其中时间常数Te很大，为几秒到几十秒。在稳定与控制飞机角运动时，舵回路的动态过程时间仅零点几秒，舵回路中Te值大的非周期环节通路来不及产生明显的反馈作用，可认为是断开的（故又名延迟正反馈）。整个系统仍工作在硬反馈式状态。逐渐进入稳态后，该通路的正反馈量越来越大，最终等于硬反馈通路的负反馈量。

均衡式反馈自动驾驶仪（续）均衡式反馈是在引入舵机安定面配平、马赫配平系统的功能和基本工作原理

自动安定面配平

马赫配平系统

速度配平系统

安定面配平、马赫配平系统的功能和基本工作原理自动安定面配平自动安定面配平

飞行中需要配平的原因：燃油的消耗；旅客和货物位置的改变；以上情况任意处于不对称动力状况下的飞行；发生时，会引起飞机重量和重心位置的变化；另外：由于放低襟翼引起的飞行姿态的改变都需要进行配平调整。自动安定面配平飞行中需要配平的原因：自动安定面配平（续）

虽然改变相关的主飞行操纵面的偏转角可以维持飞机要求的操纵，但通过调整安定面来替代主操纵系统，可以减少在主操纵系统的空气动力载荷的影响，同时也减轻飞行员的操纵负荷。这样一个系统的操作被称为配平。即：自动安定面配平的作用就是：减小主操纵面的空气动力载荷的影响，实现飞机俯仰力矩的配平。当自动驾驶衔接，自动配平起作用。自动安定面配平（续）虽然改变相关的主飞行操纵面马赫配平系统

马赫数高于某一值时，由于飞机局部气流接近音速，在机翼和安定面上压力分布的改变而引起飞机纵轴方向的不稳定性。随着马赫数的增加，飞机的焦点将后移，产生使飞机下俯的力矩增量，这将导致马赫数的进一步增加。马赫配平系统马赫数高于某一值时，由于飞机局部气马赫配平系统（续）马赫配平系统的功能：当马赫数高于某一值时，纠正飞机纵向的不稳定趋势。保证在高马赫数下飞机速度的稳定性。马赫配平系统的工作原理：

系统得到马赫数信号和安定面位置信号，当俯仰配平接通或A/P衔接后，将建立一个新的同步基准，按信号的要求自动加上或减去一个同步信号，使安定面位置与马赫数相对应。当马赫数变化时，马赫配平系统产生相应的控制信号控制水平安定面或升降舵，实现配平。马赫配平系统（续）马赫配平系统的功能：速度配平飞机起飞时，提供纵向配平力矩，保证飞行速度稳定。速度配平飞机起飞时，提供纵向配平力矩，保证飞行速度稳定。飞行方式控制板飞行方式控制板AFCS方式控制板（MCP）MCP功能：AFCS方式控制板上有飞行指引仪、自动驾驶系统、自动油门系统等衔接控制按钮。系统工作方式的选择：与FMCS有关的控制方式是水平导航（LNAV）和垂直导航（VNAV）的方式选择按钮。目标参数的选择与显示。AFCS方式控制板（MCP）MCP功能：自动飞行控制系统第一节空气动力学

第二节飞行力学第三节自动驾驶仪的基本工作原理第四节飞行控制计算机及系统第五节飞行指引仪第六节舵机、舵回路及液压系统第八街偏航阻尼器第九节电传操纵系统自动飞行控制系统第一节空气动力学自动飞行控制系统概述自动飞行控制系统（AFCS）完成以下主要功能：自动驾驶仪(A/P)；飞行指引仪(F/D)；安定面配平系统(STAB/T)；偏航阻尼器(Y/D)；自动油门系统(A/T)。自动飞行控制系统概述自动飞行控制系统（AFCS）完成以第一节空气动力学坐标系飞机的角运动参数飞机的操纵机构阻力第一节空气动力学坐标系坐标系地面坐标系原点：O取地面上某一点(例如飞机起飞点）。OX轴：处于地平面内并指向某方向（如指向飞行航线）；OY轴：也在地平面内，且垂直于OX轴指向右方；OZ轴：垂直地面指向地心。坐标系地面坐标系坐标系（续）机体坐标系原点：O取在飞机质心处，坐标与飞机固连。OX轴：与飞机机身的轴线平行，且处在飞机对称平面内指向机头；OY轴：垂直于飞机对称平面指向右机翼；OZ轴：在飞机对称平面内，且垂直于OX轴指向下方。坐标系（续）机体坐标系坐标系（续）速度坐标系，也称气流坐标系（速度轴系）原点：O取在飞机质心处。OX轴：与飞行速度的方向一致；OY轴：垂直于XOZ平面，指向右方；OZ轴：在飞机对称平面内，垂直于OX轴指向下方。坐标系（续）速度坐标系，也称气流坐标系（速度轴系）飞机的角运动参数飞机的姿态角飞机的轨迹角气流角飞机的角运动参数飞机的姿态角飞机的姿态角

（机体轴系与地理系的关系）俯仰角：机体纵轴与其在地平面投影线之间的夹角。以抬头为正；偏航角：机体纵轴在地平面上的投影与地理北之间的夹角。以机头右偏航为正（机头方向偏在预选航向的右边）。滚转角：又称倾斜角，指机体竖轴（飞机对称面）与通过机体轴的铅垂面间的夹角。飞机右倾斜时为正。飞机的姿态角

（机体轴系与地理系的关系）俯仰角：机体纵轴与其飞机的轨迹角

（地速坐标系与地理坐标系之间的关系）航迹倾斜角：飞行地速矢量与地平面间的夹角，以飞机向上飞时为正；航迹偏转（方位）角s：飞行地速矢量在地平面上的投影与地理北向之间的夹角，以速度在地面上投影偏在地轴之右时为正；航迹滚转角s：飞行地速矢量的垂直分量与飞行地速矢量及其在水平面上的投影组成的平面之间的夹角，以垂直分量在该平面之右为正。飞机的轨迹角

（地速坐标系与地理坐标系之间的关系）航迹倾斜角气流角

（空速坐标与机体轴系的关系）迎角：空速向量在飞机对称面上的投影与机体轴的夹角，以速度向量的投影在机体轴之下为正（飞机的上仰角大于轨迹角为正）；侧滑角：速度向量与飞机对称面的夹角。以速度向量处于飞机对称面右边时为正。气流角

（空速坐标与机体轴系的关系）迎角：空速向量在飞机对飞机的操纵机构

飞机的运动通常利用升降舵、方向舵、副翼及油门杆来控制。升降舵e，规定：升降舵后缘下偏为正。正的e产生负的俯仰力矩M，即低头力矩；升降舵调整片：减小升降舵上的铰链力矩。飞机的操纵机构飞机的运动通常利用升降舵、方向舵、飞机的操纵机构（续）副翼偏转角a，规定：右副翼后缘下偏（左副翼随同上偏）为正。+a产生负的滚转力矩L。方向舵偏转角r，规定：方向舵后缘向左偏转为正。+r产生负的偏航力矩N。飞机的操纵机构（续）副翼偏转角a，规定：右副翼后缘下偏（左阻力分为：

零升阻力和生致阻力零升阻力：与升力无关，又可细分为：摩擦阻力；压差阻力；零升波阻。

升致阻力：与升力有关，又可细分为：诱导阻力；升致波阻。阻力分为：

零升阻力和生致阻力零升阻力：与升力无关，又可细分第二节飞行力学飞机飞行中的受力与力矩飞机转弯时的受力状态及影响因素失速的基本概念及飞行包线限制影响飞机纵向、侧向和垂直方向稳定的条件与受力因素高速飞行与马赫数的概念第二节飞行力学飞机飞行中的受力与力矩飞机飞行中的气动力与力矩升力纵向力矩侧力滚转力矩L与偏航力矩N飞机飞行中的气动力与力矩升力连续方程及伯努里方程连续方程FxV=常数高速流：（M²-1）dV/V=dF/F•伯努里方程P+½pV²=常数连续方程及伯努里方程连续方程升力在亚音速流中，气流流过有迎角的翼型（a）时，在下表面临近前缘点A，流线在此点分开，在该点上的流速必须为零，A点称为驻点；驻点以上气流绕翼型上表面流过，驻点以下气流绕下表面流过，然后到后缘点B处汇合成一条流线。B点也是驻点，其流速也为零。升力在亚音速流中，气流流过有迎角的翼型（a）时，升力（续）将翼面上各点压力系数值作为（b）的图形。箭头所指为翼面法向。压力系数值为负表示吸力，则箭头向外；压力系数值为正表示压力，则箭头指向翼面。各向量外端光滑连成曲线，得到压力分布图。升力（续）将翼面上各点压力系数值作为（b）的图形。升力（续）升力产生原理：气流流过有迎角的翼型时，根据流量方程可知，下表面的气流速度小于上表面的气流速度，根据伯努力方程可知：下表面对机翼的压力大于上表面的压力，上下压力差产生空气动力，它在垂直于空速方向上的分量形成升力。升力（续）升力产生原理：

压力分布图明确表示出上下翼面的压力差。将压力分布投影到V∞的垂直方向上并沿全翼面积分可得到升力系数CLw。升力系数CLw随迎角α的变化关系如下图所示。压力分布图明确表示出上下翼面的压力差。将压力分布

理论研究和实验表明：机翼的升力LW

—

与机翼面积SW成正比，—与动压Q=（1/2）∞V2∞成正比。

LW=CLwQSW

升力系数CLw是无因次的。升力系数CLw是迎角α的函数，α越大CLw也越大。当α=0时CLw≠0。这是因为适用于低速飞行的翼型曲度总是正曲度，当α=0时上下翼面压力差仍不为零而是正值，当α为某一负值时才有CLw=0。使CLw=0的迎角称为零升迎角α0，一般为负值。当迎角达到一定值时，CLw达到最大值CLwMAX，如果迎角再大则CLw下降，使CLw=CLwMAX的迎角称为临界迎角αcr理论研究和实验表明：CLw与α在一定范围内呈线性关系。在线性范围内，CLw与α的关系为：CLw=C（α-α0）（注意α0为负值）CLw与α在一定范围内呈线性关系。在线性范围内，CLw与α纵向力矩（俯仰力矩）

纵向力矩是指作用于飞机的外力产生的绕机体横轴（0Y）的力矩。气动力矩和发动机推力向量因不通过飞机质心而产生的力矩，亦称俯仰力矩。纵向力矩（俯仰力矩）纵向力矩是指作用于飞机的外力产发动机推力对质心的力矩上图表示推力向量不通过质心时的情况，发动机推力对质心的力矩为：MT=TZTT表示推力。推力向量在质心之下时，定义ZT为正值，则MT为正值，表示力矩矢量与OY轴一致。发动机推力对质心的力矩上图表示推力向量不通过质心时空气动力引起的俯仰力矩空气动力引起的俯仰力矩取决于飞行的速度、高度、迎角及升降舵偏角。此外，当飞机的俯仰速率q＝dθ／dt，迎角变化率，以及升降舵偏转速率等不为零时，还会产生附加俯仰力矩，称为动态气动力矩。气动俯仰力矩可写为：M=f（V，H，α，e，q，……）也可用力矩系数表示：M=（1/2）CMV2SWCA空气动力引起的俯仰力矩空气动力引起的俯仰力矩取决于空气动力引起的俯仰力矩定常直线飞行的俯仰力矩飞机纵向的平衡与操纵飞机饶OY轴转动产生的俯仰力矩下洗时差阻尼力矩升降舵偏转速率所产生的力矩空气动力引起的俯仰力矩定常直线飞行的俯仰力矩定常直线飞行的俯仰力矩机翼产生的俯仰力矩机身产生的俯仰力矩水平尾翼的俯仰力矩全机纵向力矩定常直线飞行的俯仰力矩机翼产生的俯仰力矩机翼产生的俯仰力矩作用于翼型表面的压力总和起来除得到升力和阻力外，还应该有一个力矩，力矩的大小与归算点有关。上图示出二维翼风洞实验结果，其归算点取前缘点。如果归算点不同，则力矩曲线也不同，但升力曲线不变。机翼产生的俯仰力矩作用于翼型表面的压力总和起来除得机翼产生的俯仰力矩（续）

利用CL—α曲线和Cm—α曲线都有线性段的特点，可找出另一归算点（取矩点）。当α变化时，该点只有CL变而力矩大小不变，这一点称为焦点，它到翼型前缘点的距离记为XF。当α≤100时，不论迎角为何值，对F点的力矩系数都是Cm。。由于对焦点的力矩是常值，当迎角增加时，其增量升力就作用在焦点上，故焦点又可解释成增量升力的作用点。

机翼产生的俯仰力矩（续）利用CL—α曲线和Cm—机身产生的俯仰力矩亚音速飞机的机身在α＞0时没有升力，只有一个使C增大的纯力偶，因此机身本身的气动力矩特性是不稳定的。超音速飞机机身的头部是锥形体，α≠0时有升力。由于头部总是在全机重心之前，故亦是不稳定作用。机身产生的俯仰力矩亚音速飞机的机身在α＞0时没有升力，只有一水平尾翼的俯仰力矩如上图所示：平尾对重心的俯仰力矩为：Mt=-Ltlt式中：Lt——平尾升力；lt——平尾焦点至飞机质心距离，也称平尾力臂。

水平尾翼的俯仰力矩如上图所示：平尾对重心的俯仰力矩为：水平尾翼的俯仰力矩（续）

当α正向增加时，平尾对飞机重心的负力矩也增大，是稳定作用。因此平尾对全机的作用是使焦点后移。水平尾翼产生的俯仰力矩还与升降舵偏角有关，它是俯仰操纵力矩。操纵面偏转，使其上的气动力改变，不平衡力对飞机中心形成力矩，从而改变飞行姿态。水平尾翼的俯仰力矩（续）当α正向增加时，平尾对飞飞机纵向的平衡与操纵以迎角α为横坐标，e为参变量，将力矩系数Cm—α画成一族曲线（下图所示），可说明飞机纵向平衡与操纵的关系。

飞机纵向的平衡与操纵以迎角α为横坐标，e为参变量飞机纵向的平衡与操纵（续）飞机作等速直线平飞，应满足L=G（升力=重力）、T=D（推力=阻力）、对飞机重心的力矩M=0。因此，必须选择一个迎角α，使之具有一定数值的CL，以使L=G。为使M=0（即Cm=0），必须偏转相应的升降舵偏角。满足力和力矩的平衡条件之后，剩下的问题就是能否维持这种平衡。飞机纵向的平衡与操纵（续）飞机作等速直线平飞，应满飞机纵向的平衡与操纵（续）

设飞机在=-50的Cm—α曲线上的α=α1处平衡，如果因风的扰动使α>α1，负的Cma将产生低头力矩，使α能恢复到α1。反之，在α<α1情况下，正的Cma将产生抬头力矩，使α能恢复到α1。因此，Cma为负时能使飞机的平衡具有稳定的性质，称为静稳定平衡。如果Cm—α曲线如图中的虚线所示（即Cma为正值），那么当α>α1时有正的抬头力矩使α继续增大，当α＜α1时有负的低头力矩使α继续减小。这种维持不住的平衡，称为静不稳定平衡。

飞机纵向的平衡与操纵（续）设飞机在=-50的Cm—α飞机纵向的平衡与操纵（续）Cma为负时能使飞机的平衡具有稳定的性质，称为静稳定平衡。Cma的符号决定飞机平衡是否稳定，故称Cma为静稳定性导数。Cma的正负号只能决定偏离平衡迎角后产生俯仰力矩的方向（趋势），而飞机受扰后能否最终回到平衡迎角以及恢复到平衡迎角的过渡过程如何等问题还与飞机的其他参数有关，因而给Cma的名称加一个“静”字以示其意。飞机纵向的平衡与操纵（续）Cma为负时能使飞机的平衡具有稳定飞机纵向的平衡与操纵（续）

总之，要使飞机具有纵向静稳定性，Cma应为负值，即飞机重心位置必须在全机焦点之前。因为如果飞机具有这样的结构，当飞机受到外界纵向干扰力矩时，它就会产生一个使飞机恢复原飞行状态的俯仰力矩，从而使飞机具有纵向静稳定性。即：具有静稳定性的飞机，当受到外界干扰使飞机抬头（低头）后，飞机会受到负（正）向俯仰力矩，使飞机低（抬）头。飞机纵向的平衡与操纵（续）总之，要使飞机具有纵向静飞机饶OY轴转动产生的俯仰力矩当飞机绕OY轴的俯仰角速度q0时，机翼和平尾都会产生俯仰力矩，其中以平尾的作用最为显著。设具有抬头的俯仰角速度，则平尾有向下的运动速度，使得平尾有一个局部的迎角增量t，平尾上因此产生了一个升力增量Lt。Lt对飞机重心取矩Mt=-LtLt此项力矩由飞机转动引起，其作用方向总是阻止飞机运动，故称为阻尼力矩。

飞机饶OY轴转动产生的俯仰力矩当飞机绕OY轴的俯三、侧力飞机总气动力沿机体轴系OY轴的分量称为侧力Y。侧力可以用侧力系数CY表示。Y=（1/2）CYV2SW

飞机外形是对称的，只有在不对称的气流作用下才会有侧力。三、侧力飞机总气动力沿机体轴系OY轴的分量称为侧力

飞机在β0时会产生侧力Y，超音速飞机的侧力主要是垂直尾翼侧力Yv（β）和机头侧力Yh（β）之和。+β产生-Y（β）侧滑角β引起的侧力飞机在β0时会产生侧力Y，超音速飞偏转方向舵r引起的侧力偏转方向舵产生侧力与偏转升降舵的气动原理相同。规定：+r产生+Y（r）滚转角速度p引起的侧力当飞机绕机体轴ox轴的滚转角速度p≠0，在立尾上有附加侧向速度，即立尾有局部侧滑角，因而产生侧力。偏航角速度r引起的侧力飞机绕机体Oz轴的偏航角速度r≠0时，在立尾上有局部侧滑角，因而产生侧力

偏转方向舵r引起的侧力滚转角速度P和偏航角速度r

引起的侧力滚转角速度P和偏航角速度r

引起的侧力滚转力矩L与偏航力矩N

绕机体轴OX轴的力矩称为滚转力矩L，绕机体轴OZ轴的力矩称为偏航力矩N，这两种力矩统称为侧向力矩。（一）绕OX轴的滚转力矩（二）绕OZ轴的偏航力矩*：前面已用L表示升力，此处的L表示滚转力矩。滚转力矩L与偏航力矩N绕机体轴OX轴的力矩称为滚转（一）绕OX轴的滚转力矩侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩副翼偏转角a引起的L-滚转控制力矩方向舵偏转角r引起的L-控制交叉力矩滚转角速度p引起的L-滚转阻尼力矩偏航角速度r引起的L-交叉动态力矩（一）绕OX轴的滚转力矩侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩此力矩主要由机翼和立尾产生,表示为：L=（1/2）ClV2SWb+：机翼上（下）反角Γ的作用，产生-L（+L）；+：机翼后掠角A1/4的作用，产生-L；+：立尾的作用，产生-L。

侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩此力矩主要由机翼和立尾产生,绕OX轴的滚转力矩（续）副翼偏转角a引起的L-滚转控制力矩副翼正偏转时（右副翼后缘下偏，左副翼后缘上偏），右翼升力增大，左翼升力减小，产生的滚转力矩L为负值，故Cla为负。方向舵偏转角r引起的L-操纵交叉力矩方向舵正偏转时（方向舵后缘向左偏转）时，产生正的侧力。由于方向舵在机身之上，此侧力对OX轴取矩得正的滚转力矩。绕OX轴的滚转力矩（续）副翼偏转角a引起的L-滚转控制力矩滚转角速度P引起的L-滚转阻尼力矩

滚转阻尼力矩主要由机翼产生，平尾和立尾对此也有影响。当飞机右滚时p为正，右翼下行，左翼上行。下行翼迎角增加故升力增加，上行翼迎角减小故升力减小，形成左（负）滚转力矩L，起到了阻止滚转的作用，称为滚转阻尼力矩。平尾及立尾的作用原理与机翼相同，都是阻止滚转，只是作用小于机翼。滚转角速度P引起的L-滚转阻尼力矩滚转阻尼力矩主偏航角速度r引起的L-交叉动态力矩

由于偏航角速度r≠0，因而左右两半翼的相对空速不同。在r＞0时，左翼向前转，相对空速成增加，故升力增加；右翼向后转，相对空速减小，故升力减小，形成正滚转力矩。此外，r＞0时立尾的局部侧滑角为负，将产生正的侧力。由于一般立尾在机身之上，因而亦产生正滚转力矩。偏航角速度r引起的L-交叉动态力矩由于偏航角速度r（二）绕OZ轴的偏航力矩侧滑角引起的N-航向静稳定力矩副翼偏转角a引起的N-控制交叉力矩方向舵偏转角r引起的L-航向控制力矩滚转角速度P引起的L-交叉动态力矩偏航角速度r引起的L-航向阻尼力矩（二）绕OZ轴的偏航力矩侧滑角引起的N-航向静稳定力矩侧滑角引起的N-航向静稳定力矩此力矩主要由机身和立尾产生。亚音速飞机的机身在侧滑角β≠0时虽然没有侧力，但却有一不稳定的偏航力矩。立尾在重心之后，立尾上的侧力对重心的力矩是稳定作用，并要求立尾的稳定作用必须超过机身的不稳定作用且有一定的余额，才能保证飞机航向静稳定性的要求。此外，后掠翼对航向静稳定性也起了一些作用。β>0时，右翼的有效分速大于左翼，故右翼的气动阻力比左翼大，产生正偏航力矩，起稳定作用。

侧滑角引起的N-航向静稳定力矩此力矩主要由机身副翼偏转角a引起的N-控制交叉力矩

偏转副翼原本为了操纵滚转，但却引起了偏航力矩。例如δa＞0时，右副翼下偏，右翼弯度加大升力增加，同时阻力也增加。左副翼上偏升力减小，左翼的阻力增加小于右翼，形成正偏航力矩。这一效果在大展弦比机翼上较明显，对操纵飞机转弯很不利。为尽量减小不利效果，最好能变不利为有利，使δa＞0时产生负的偏航力矩。通常采用差动机构，使副翼下偏角度小于上偏的角度。副翼偏转角a引起的N-控制交叉力矩偏转副翼原本方向舵偏转角r引起的N

-航向控制力矩δr＞0（后缘向左偏）时立尾产生正侧力，对OZ轴取矩得负偏航力矩方向舵偏转角r引起的N

-航向控制力矩δr＞0（后缘向左滚转角速度p引起的N

-交叉动态力矩立尾的作用如上图所示，p>0在立尾处有局部侧滑角β>0,立尾有负的侧力，对oz轴有正偏航力矩。机翼的作用如后图所示，分析起来比较复杂。滚转角速度p引起的N

-交叉动态力矩立尾的作用如上图所示滚转角速度P引起的N-交叉动态力矩（续）滚转角速度P引起的N-交叉动态力矩（续）偏航角速度r引起的N

-航向阻尼力矩

航向阻尼力矩与纵向阻尼力矩原理相同。航向阻尼力矩主要由立尾产生，机身也有一定和作用。r≠0时，前行翼的相对空速增大，使阻力增大；后退翼的相对空速减小，阻力减小，起到阻止飞机转动的作用，故称为航向阻尼力矩。偏航角速度r引起的N

-航向阻尼力矩航向阻尼力飞机转弯时的受力状态及影响因素

协调转弯

飞机倾斜的升力补偿飞机转弯时的受力状态及影响因素协调转弯协调转弯我们知道：飞机转弯时所需要的倾斜角度明显的决定于转弯所需的向上和向里的力，在正常飞行时，向上的力必须等于飞机的重量；但是向里的力随速度增加而增加，随转弯半径增大而减小，这样，飞机的飞行速度越大，转弯半径越小，所需的向心力越大，飞机需要倾斜越多，如果飞机的倾斜角不合适，当倾斜角太大则产生内侧滑，当倾斜角太小则产生外侧滑。驾驶员有必要知道现在的倾斜角是否合适。协调转弯我们知道：飞机转弯时所需要的倾斜角度明显协调转弯（续）

对于协调转弯，有几点值得注意：升力=总重

升力=重力和离心力的矢量和；不存在侧滑，=0飞机没有横向的加速度。如果飞机不处于协调转弯状态，可以通过调整付翼或方向舵修正。协调转弯（续）对于协调转弯，有几点值得注意：飞机倾斜的升力补偿

上图所示的飞机正在保持平飞，此时，由两个机翼产生的升力的总和等于飞机的重量，因此飞机既不爬升，也不下降，所有的升力方向是垂直于机翼表面向上。飞机倾斜的升力补偿上图所示的飞机正在保持平飞，此飞机倾斜的升力补偿（续）

左图所示的该飞机正在匀速左倾斜．速率与上图平飞速率一致，这样，飞机产生的升力不变，由于此时不是所有的升力都垂直向上，如果没有升力补偿，该飞机将开始下降。飞机倾斜的升力补偿（续）左图所示的该飞机正在匀速左飞机倾斜的升力补偿（续）

三角形余弦值在理论上，是升力的垂直分量；升力的损失是飞机倾斜角的功能，它等于升力减去它的余弦，这个值代表了应该补偿的部分升力，使飞机不会掉高度。补偿的方法是使飞机抬头，迎角增加，导致升力增加；如果通过自动驾驶仪操纵飞机，无论飞机何时倾斜，都将产生一个抬头信号通过飞机的俯仰控制通道去使飞机抬头，产主附加的升力以补偿升力的损失。飞机倾斜的升力补偿（续）三角形余弦值在理论上，是协调转弯（总结）协调转弯是在飞机连续转弯过程中，不发生侧滑，并且不掉高度。要实现协调转弯需要同时操纵副翼、方向舵和升降舵。协调转弯（总结）协调转弯是在飞机连续转弯失速的基本概念及飞行包线限制

失速是指气流从升力表面的附面层分离的状态，它的特征是升力降低和阻力增加。失速迎角是恒定的，失速速度却不是恒定的。失速速度受重量G、负载、高度和其他参数的影响。失速的基本概念及飞行包线限制失速是指气流从升力表飞机接近失速时出现的现象

当机翼接近失速角时，驾驶员必须知道有有关它的一些基本特征：增加迎角意味着减小IAS（指示空速）；飞行操纵系统出现操纵困难（由于速度降低）。由于在机翼后部的气流变得更加紊乱，气流将冲击机尾。整个机身都将感受到这种冲击失速警告装置将发出警告信号飞机接近失速时出现的现象当机翼接近失速角时，驾驶员必失速

如果飞机的迎角增加到临界失速角时，由于流过机翼上表面的气流发生突然改变，导致飞机的大量的升力损失。致使飞机出现很快掉高度的严重后果。失速如果飞机的迎角增加到临界失速角时，由于流过机失速的种类低速、大迎角失速；加速失速；飞机高速飞行时发生的失速。失速的种类低速、大迎角失速；第一类是：低速、大迎角失速它通常出现在飞机的飞行的起飞和着陆阶段，是非常危险的一类失速，因为飞机的飞行高度过低，一旦失速就无法修正而造成危险。需要注意的是，在这种情况下，任何试图通过操纵机尾的控制面去控制飞机抬头的措施都是无效的。因为，此时飞机飞行操纵面不会对驾驶员的操纵产生正常的响应。只有设法使飞机的迎角小于临界迎角才能重新获得完全的飞行控制。

第一类是：低速、大迎角失速它通常出现在飞机的飞行第二类称为：加速失速，

当飞机的迎角很快地增加时，会出现这类失速，尖锐的机翼前缘容易出现失速；如果迎角增加很快，气流无法很快地绕过机翼前沿的转角，导致出现气体分离。

第二类称为：加速失速，当飞机的迎角很快地增加时，第三类失速出现在飞机高速飞行当飞行超过当地音速时，流过机翼上表面的空气出现激波。激波的后部出现气体分离，被称为激波诱导气流分离。为防止这类失速，飞机高速飞行时，驾驶员必须一直注意飞机飞行的马赫数。第三类失速出现在飞机高速飞行当飞行超过当地音速时影响飞机纵向、横向和垂向稳定的条件与受力因素

稳定性：指当一个系统从一种状态变化到另一种状态时，系统能够恢复初始平衡状态的特性。飞机的稳定性：是指飞机由于某种原因改变飞行状态后，能够恢复初始飞行状态的特性。稳定性分为：静稳定性：是飞机的瞬时响应，它是当飞机运动改变后恢复稳定的趋势。动稳定性：是随后相对于中立位置或稳定位置的自然摆动的长期响应。影响飞机纵向、横向和垂向稳定的条件与受力因素稳定性：指当一纵向稳定性

静稳定性：当飞机产生纵向位移后，有一个保持迎角不变的配平趋势，这实际上就是飞机纵向的静稳定性，它是相对于飞机横轴的纵向稳定性。动态稳定性：运动模态：长周期运动模态：速度，姿态短周期运动模态；迎角，姿态

纵