飞行力学第六章(全)

第六章

飞行器横航向平衡、

静稳定性和静操纵性引言6.1静稳定力矩6.2操纵力矩6.3阻尼力矩和交感力矩6.4斜吹力矩6.5非对称定常飞行时飞行器的平衡6.6铰链力矩和操纵力特性※6.7影响飞行器横航向平衡、静稳定和静操纵的其他因素

小结内容重心前后位置影响不大；横航向存在耦合。第六章：引言非对称飞行侧力、横航向力矩、平衡、静操纵性研究内容特点航向静稳定性－偏航横向静稳定性－滚转侧滑引起的侧力与横航向力矩偏转副翼产生的横航向力矩角速度产生的横航向力矩偏转方向舵产生的横航向力矩全机横航向气动力模型机身机翼后掠机翼直翼端机翼上反垂尾翼身干扰结论与分析各部件对侧力与横航向力矩的作用6.1静稳定力矩6.1.1静稳定力矩的组成1、机翼部分

>0

VR>VL

(+)(-)

>0:

C

0L

<0

N>0

（1）机翼后掠角作用VR＝Vcos(

-

)

作用于机翼的气动力主要取决于垂直焦线的局部速度和垂直焦线剖面的局部迎角.机翼后掠产生横向静稳定作用。正比于升力系数和tan(

)。但后掠角一般由升阻要求决定。

（2）上反角作用

>0:

C

0L

<0

N>0

(-)(+)

Vsin

V

>0

<0—

机翼上反产生横向静稳定作用。一般通过调节上反角改变

>0

>0:

C

0L

<0

N

0—

机翼直翼端增加横向静稳定性。但翼端形状一般由升阻要求决定。

>0

Vsin

V

（3）翼端作用2、机身部分

>0

>0:

Cb<0

Lb

0

Nb<0

—

机身为航向静不稳定部件机身侧力作用点位于重心之前单独机身作用对于上单翼和高平尾，

>0:

C

0L<0

N

0—

机翼、平尾的上下位置由其他因素决定。其与机身的干扰对横航向静稳定性是有影响的。(+)(-)上单翼或高平尾：翼身干扰作用下单翼：3、垂直尾翼部分

>0:

Cvt<0Lvt<0

Nvt>0

>0

—

主要的航向静稳定部件。一般通过调节垂尾尾容量（必要时加背鳍、腹鳍）改变侧洗角侧力侧滑角顺气流方向的垂尾侧力系数斜率右侧滑飞行时，作用在垂尾上的横航向力矩为速度阻滞系数垂尾航向静稳定导数垂尾横向静稳定导数垂尾侧力系数导数结论与分析侧滑不大时，L~

、N

~

呈线性关系全机横航向静稳定性导数导数(1/deg)全机值机翼上反机翼后掠机身垂尾其它-0.01089-0.00181-0.009500.00042-0.002340.00015-0.00139-0.001390.000290.00385-0.001440.00579-0.00050（某机部件影响，带下反角）V

6.1.2横航向静稳定性如果：则:设:

故:飞机具有自动改变机头指向消除侧滑的趋势,称为航向静稳定性，又称风标静稳定性1、航向静稳定性

>0

>0V

在这一力矩作用下，飞行器的侧滑将有继续增大的趋势，飞行器在原平衡状态时航向静不稳定的。如果：是否具有航向静稳定性，判据：航向中立静稳定状态航向静稳定状态航向静不稳定状态飞行器航向静稳定性概念2、横向静稳定性如果:则:设:侧滑为中介飞机能通过侧滑消除倾斜。称为横向静稳定性或上反效应非通常意义的静稳定性飞行器在平衡状态受到非对称瞬时干扰飞机右滚抵消

称为上反效应，上反角的作用起稳定作用平衡点处滚转力矩系数可作为横向静稳定性判据在全机横向静稳定导数中，机翼后掠角结合迎角的作用、以及机翼上反角和垂尾部分的作用，均起静稳定作用；下单翼与机身间的气动干扰起静不稳定作用。大后掠翼飞机在大迎角飞行时，往往采用下反角机翼气动布局来改善横航向动态特性；下单翼气动布局飞机常采用较大的上反角来补偿静稳定性的不足。偏转副翼产生的横航向力矩则:

设:

a

>0右副翼下偏左副翼上偏为正

(+)

(-)

6.2操纵力矩6.2.1滚转操纵力矩副翼效率系数得到副翼操纵导数副翼操纵效率副翼效率三元修正系数滚转操纵力矩滚转力矩系数ΔD0

1、差动副翼

2、副氏副翼

增加上偏一侧副翼的阻力

飞机左滚削弱了副翼的操纵效果

3、使用扰流片。使副翼上偏一侧的扰流片自动打开，增加阻力

偏转方向舵产生的横航向力矩则:

设:

r

>0方向舵左偏

方向舵效能在超音速、大迎角或大偏转时亦下降；弹性变形同样具有不利影响。方向舵效率6.2.2偏航操纵力矩方向舵效率系数方向舵操纵导数侧力侧力系数侧力系数导数：方向舵航向操纵导数方向舵横向操纵导数：一般情况下且方向舵操纵效能以产生偏航操纵力矩为主现代飞行器在大迎角飞行时，方向舵操纵效能大大降低，常利用发动机喷管左右偏转，实现推力矢量控制，来补充飞行器航向操纵效能的不足。6.3.1滚转角速度p引起的横航向力矩滚转角速度无量纲化

6.3阻尼力矩和交感力矩1、滚转阻尼力矩飞行器以正角速度p滚转时，迎角变化量右翼有效迎角增大，升力增加；左翼有效迎角减小，升力减少，阻滞飞机滚转—

滚转阻尼，主要由机翼产生，其次是垂尾及平尾

2、偏航交感力矩P>0时，垂尾的附加速度向左，引起正的侧滑角——交感阻尼，小导数，符号不定。主要由机翼及垂尾产生交感导数超音速前缘或者选用尖前缘剖面，升力矢量始终垂直于翼面交感导数超音速时，随Ma数增加，阻尼导数值逐渐下降偏航角速度无量纲化

(+)

(-)

6.3.2偏航角速度r引起的横航向力矩1、偏航阻尼力矩左偏航转动时，r<0，右半翼气流速度增加，左半翼气流速度减少，右半翼阻力大于左半翼阻力垂尾处出现向左的侧向相对气流，形成正的侧滑角—

偏航阻尼，主要由垂尾产生，大迎角时机翼作用不能忽略偏航阻尼导数，同样阻止飞机绕Ozb轴转动。偏航阻尼导数，阻止飞机绕Ozb轴转动。全机2、滚转交感力矩——交感阻尼，主要由机翼和垂尾产生超音速时，随Ma数增加，阻尼导数值逐渐下降r<0时，右半翼升力大于左半翼升力，形成负的滚转力矩同时，垂尾处形成的侧滑角，产生负的侧向力，形成左滚转力矩全机全机横航向气动力模型定义6.4斜吹力矩对于轴对称鸭式布局飞行器，若在飞行过程中存在迎角和侧滑角，同时操纵鸭式方向舵面/鸭式升降舵面，造成翼面上洗流不对称，从而构成绕Oxb轴的滚转力矩，该力矩称为斜吹力矩。假设侧洗流影响侧力若，垂直翼面上的侧洗区上下对称，不会形成斜吹力矩若，垂直翼面上的侧洗区不对称，气流方向向上偏斜

偏斜角，侧力作用点上移，形成右滚转力矩

此时，鸭式升降舵面引起的下洗，形成附加，产生升力若鸭式方向舵面，不产生斜吹力矩若鸭式方向舵面，气流方向向右偏斜水平翼面下洗区不对称，升力作用点右移，斜吹力矩若鸭式升降舵面，水平翼面下洗区，形成左滚转力矩若侧滑角，垂直翼面上侧洗区向下偏斜，形成左滚转力矩估算公式k是Ma和飞行器外形的函数特殊情况需主动带侧滑飞行：侧风起落、非对称推力等方程侧滑产生侧力、横航向力矩，将由舵偏力矩及倾斜飞机获得重力在侧向的分量，从而得到平衡。6.5非对称定常飞行时飞行器的平衡6.5.1定常直线侧滑飞行时的平衡和静操纵1、定常直线侧滑飞行时的横航向平衡规范要求无量纲化并设计

左压杆做侧滑；蹬右方向舵左侧滑；左滚左侧滑等为满足要求为了试飞测试方便，定直侧滑横航向静操纵指标采用和来衡量2、侧风着陆规范规定：当右侧风风速Vw

10~15m/s时,横侧操纵效能应保证飞机能用定直侧滑方式着陆——垂尾（方向舵）设计依据之一机身顺跑道飞行计算示例：3、不对称动力飞行

NT

方程yT解出规范规定：出现非对称推力及相应的偏航力矩，飞机应能定直飞行。侧风着陆与不对称动力的比较方向舵偏角与选择的

有关。向工作一侧发动机侧滑可以抵消偏航力矩，用舵量将减少。侧风着陆不对称动力4、蹬舵反倾斜现象规范规定：蹬右舵，飞机右倾斜；蹬左舵，飞机左倾斜.

否则，出现“蹬舵反倾斜”现象分析（机头左偏）

通常满足左滚可能造成反倾斜现象回顾

定义基本关系6.5.2正常盘旋的平衡和操纵1、正常盘旋时的角速度

Ω´=Ωcos

p=-Ωsin

xb

Ω´=Ωcos

q=Ω´sin

r=Ω´cos

zb

yb

在体轴系投影无量纲化002、平衡所需舵偏角讨论构成了用正常盘旋试飞确定机动点的依据1.2.3.右盘旋：左压杆、蹬右舵、后拉杆。必要时调整油门。右盘旋（左压杆，左副翼下偏—与进入时相反）左盘旋呢？

则右压杆、蹬左舵、后拉杆.必要时调整油门.单自由度操纵稳态增量特点纵向：

是气流角，航向：

是气流角，横向：φ不是气流角，角度操纵角速度操纵单自由度横滚可以用滚转角速度衡量副翼操纵效能。规范要求：1秒内能滚过一定坡度角。

V减小，滚转角速度值减小。6.5.3稳定滚转时的平衡和静操纵1、副翼铰链力矩副翼操纵机构如图所示：6.6铰链力矩和操纵力特性横向杆力用于平衡左右副翼的铰链力矩之代数和。2、方向舵铰链力矩方向舵操纵机构如图所示：方向舵脚蹬力为：6.7影响飞行器横航向平衡、静稳定和静操纵的其他因素6.7.1动力装置的影响螺旋桨或涡轮喷气压气机和涡轮的反作用扭矩螺旋桨滑流涡轮喷气发动机尾喷流的引射作用一般通过试验确定6.7.2构形变化的影响扰流板

涡流发生器

安装在机翼上表面，打开扰流板，引起平板前压强增大，破坏了上翼面的光滑流线，使该半翼升力减小，构成附加的滚转力矩。1、增强横向操纵效能装置

垂直安装在机翼翼面上的一些导向叶片，每一叶片的流动像半个小机翼，产生的翼梢漩涡将翼面附面层外的气流带入附面层内，以增加附面层内的动能，延缓气流分离，改善副翼在大迎角下的效能。2、襟翼、起落架一定下，放襟翼使机翼展向载荷向机翼中部相对集中, 垂尾区侧洗加大,，相应的速度阻滞加大。

6.7.3弹性变形的影响

机翼刚度较小，在速压很大的情况下，偏转副翼将引起较大的附加气动载荷。随着速压的增加，相同副翼偏角引起的机翼扭转变形增大，副翼操纵效能降低，其削弱为零时的动压q称为副翼操纵反效的临界速压，相应的速度称副翼反效临界速度。飞行速度超过临界速度时，偏转副翼将引起相反的效果，即左压杆产生向右的滚转力矩，右压杆产生向左的滚转力矩，即出现副翼操纵的反效现象。机翼弹性变形可引起副翼反效现象措施配置内侧副翼，低速时使用外侧副翼，高速时使用内侧副翼。安装扰流片装置，加强滚转操纵效能。6.7.3大迎角、地面效应的影响迎角增加到一定值后，升力线斜率将出现非线性变化，流经飞行器表面的气流出现分离、不对称现象，造成作用在飞机上的横航向气动力和力矩变化。低速飞机，大迎角可能会出现机翼自