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飞机的支配性引见飞机的三种支配性及其影响要素三种支配性的引见影响飞机支配性的要素2/70§4—3飞机的支配性飞机的支配性，就是飞机“听从〞飞行员支配杆、舵、油门、襟翼、减速板等而改动飞行形状的特性。飞机的支配性，普通仅指飞机在杆、舵的支配下改动其飞行形状的特性。第一、支配杆、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，支配费力，飞行员易疲劳；太小，不易准确地觉得支配量。第二、飞行员支配杆、舵后，飞机反映快慢要适当，即不可愚钝，也不能过于灵敏。飞机的支配是经过三个支配面，即升降舵(或全动平尾)方向舵(或全动立尾)和副翼来进展的，转动这三个支配面，飞机就会绕其纵轴(ox)横轴(oz)和立轴(oy)转动，而改动其飞行形状。一、飞机的纵向支配性飞行员挪动驾驶杆偏转程度尾翼(或升降舵)可以改动飞机迎角，是由于飞机的俯仰支配力矩和俯仰恢复力矩之间的相互矛盾，相互斗争的结果。例如，飞机原来处于俯仰平衡形状，俯仰力矩平衡，飞行员向后拉了一点杆，程度尾翼前缘即向下偏转一个角度(或升降舵向上偏转一个角度)。于是程度尾翼产生负的附加升力，并对飞机重心构成俯仰支配力矩，迫使机头上仰增大迎角(图3—4—36)。由于迎角增大，引起飞机产生正的附加升力，此附加升力作用在飞机焦点上，对飞机重心构成俯仰恢复力矩，其方向同俯仰支配力矩的方向相反，力图恢复原来的迎角。随着迎角逐渐增大，飞机的附加升力和它构成的俯仰恢复力矩也逐渐增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢复力矩与俯仰支配力矩重新平衡时，飞机就停顿俯仰转动，坚持以较大的迎角飞行。(一)偏转程度尾翼(或升降舵)后，飞机的迎角为什么会改动?升降舵(或平尾)是靠前推后拉驾驶杆来支配的(图3—4—33)。前推驾驶杆，升降舵向下偏转(或平尾前缘向上偏转)，飞机便低头；后拉驾驶杆，升降舵向上偏转(或平尾前缘向下偏转)，飞机便抬头。副翼是靠左右压驾驶杆来支配的(图3—4—35)。左压杆，左副翼向上偏转，右副翼向下偏转，飞机向左滚转；右压杆，右副翼向上偏转，左副翼向下偏转，飞机向右滚转。左右压杆和推拉杆的动作是独立而不相互关扰的。方向舵是靠脚左右蹬来支配的(图3—4—34)．左脚向前蹬左脚蹬，方向舵向左偏转，飞机便向左方转过去；右脚向前蹬右脚蹬，方向舵向右偏转，飞机便右转。三个舵面的支配，在空气动力作用的原理方面，它们根本上是一样的，都是改动舵面上的空气动力，产生附加力，对飞机重心构成支配力矩，来到达改动飞机飞行形状的目的，下面我们仍从飞机的纵向、横向和方向三方面来分别阐明支配性的根本原理、影响要素，最后简单引见随空规划飞机的直接力支配问题。(一)偏转程度尾翼(或升降舵)后，飞机的迎角为什么会改动?飞行员挪动驾驶杆偏转程度尾翼(或升降舵)可以改动飞机迎角，是由于飞机的俯仰支配力矩和俯仰恢复力矩之间的相互矛盾，相互斗争的结果。例如，飞机原来处于俯仰平衡形状，俯仰力矩平衡，飞行员向后拉了一点杆，程度尾翼前缘即向下偏转一个角度(或升降舵向上偏转一个角度)。于是程度尾翼产生负的附加升力，并对飞机重心构成俯仰支配力矩，迫使机头上仰增大迎角(图3—4—36)。由于迎角增大，引起飞机产生正的附加升力，此附加升力作用在飞机焦点上，对飞机重心构成俯仰恢复力矩，其方向同俯仰支配力矩的方向相反，力图恢复原来的迎角。随着迎角逐渐增大，飞机的附加升力和它构成的俯仰恢复力矩也逐渐增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢复力矩与俯仰支配力矩重新平衡时，飞机就停顿俯仰转动，坚持以较大的迎角飞行。同理，假设飞行员再拉一点杆，增大一点俯仰支配力矩，使迎角加大一点，这时俯仰恢复力矩也相应地增大一点，飞机就会平衡在更大的迎角飞行，假设相应地推一点杆，飞机就会平衡在较小的迎角飞行。飞行中，驾驶杆每挪动一个位置，都对应着—个迎角。驾驶杆的位置越靠后，即程度尾翼前绦的下偏角越大(或升降舵的上偏角越大)，侧对应的迎角也越大。假设飞机的迎角稳定性较强，那么挪动驾驶杆支配程度尾翼(或升降舵)偏转时，飞机迎角改动甚少，俯仰恢复力矩就能与俯仰支配力矩相平衡，也就是说，程度尾翼(或升降舵)偏转一样角度的条件下，飞机迎角变化较少，即飞机的纵向支配性较差。由此可知，飞机的纵向稳定性和纵向支配性是相互矛盾的，飞机的纵向稳定性加强，其纵向支配性变差。飞机从亚音速飞行向超音速飞行过渡时，由于飞机焦点位置显著后移，纵向稳定性大大添加，纵向支配性要变差。(二)加强飞机俯仰支配性的措施——全动程度尾翼普通亚音速飞机都采用升降舵进展俯仰支配，飞行员支配升降舵，升降舵偏转所引起的压力变化能逆气流传播，使整个程度尾翼的压力分布发生显著变化，产生较大的附加升力，故升降舵效能提高，可以保证飞机具有良好俯仰支配性(图3—4—37a)。升降舵良好的舵面效能，在一定条件下会向它的反面转化。高速飞行中，程度安定面外表产生部分激波。我们知道，部分激被前面为超音速气流，部分激波后面的压力变化，不能逆超音速气流传到部分激波前面去，这时，升降舵的偏转，只能改动程度尾翼位于部分激波后面的压力分布，不能改动整个程度尾翼的压力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏转同一角度所产生的俯仰支配力矩显著下降(图3—4—37b)。高速飞行时，飞机俯仰稳定性较强，支配飞机俯仰需求有较大的支配力矩。假设把舵面效能降低，飞机的俯仰支配性势必严重恶化，出现舵面偏移甚多，飞机迎角改动不大的严重局面。为理处理高速飞行时飞机俯仰支配性较差的矛盾，高速飞机采用全动程度尾翼来替代升降舵。全动程度尾翼偏转后，可以改动整个程度尾翼的压力分布，因此其舵面效能要比升降舵面高得多。运用全动程度尾翼又会出现新的矛盾，飞行员支配程度尾翼需求抑制很大的空气动力。致使飞行员直接支配程度尾翼偏转非常困难，为此，在程度尾翼支配系统中安装了助力支配安装，让飞行员利用液压和电动机构间接支配程度尾翼偏转。必需指出，即使采用全动程度尾翼，在超音速飞行时，舵面效能也会有所降低，这是由于，超音速飞行时，随着飞行M数增大，升力系数要减小，因此，在其它条件不变的情况下，程度尾翼可以产生的升力要相应减小，即舵面效能要降低。1、驾驶杆力飞行员支配飞机，要对驾驶杆施加力量，这个力称为驾驶杆力，简称杆力，为什么支配驾驶杆要施加一定的力量?如图3—4—38所示，当程度尾翼前缘向下偏转一个角度时，程度尾冀上就会产生一个负的附加升力。它对程度尾翼的转轴构成一个力矩——枢轴力矩。迫使程度尾翼前往原来位置，假设支配系统中没有装设助力支配安装。这个力矩的作用就要传到驾驶杆上来，使驾驶杆前往松杆位置，因此，飞行员要坚持程度尾翼转角不变，就必需用一定的力量P拉住驾驶杆以平衡枢轴力矩的作用，坚持驾驶杆的位置不动，反之，假设要坚持程度尾翼处在前缘上偏的位置，飞行员就必需用一定的力量推住驾驶杆。程度尾翼离转角越大，飞行速度越大，都会使作用在程度尾翼上的空气动力增大，为了坚持程度尾翼偏转不变，驾驶杆力也必然增大。(三)平飞速度改动后，驾驶杆力为什么会改动?装有助力安装的支配系统中，作用在程度尾翼上的空气动力只传给助力器，不能传到驾驶杆上来，为了使飞行员能感遭到一定的杆力，凭着力的觉得来准确地掌握支配分量。在支配系统中装设了载荷觉得器。如图3—4—39所示，飞行员挪动驾驶杆使程度尾翼偏转时，要紧缩载荷觉得器内的弹簧，弹簧张力传到驾驶杆上来，因此，飞行员必需用一定力量拉住或推驾驶杆，才干使它坚持一定位置，程度尾翼偏转角越大，弹簧被紧缩的越厉害，杆力越大。2、驾驶杆力随平飞速度变化的规律平飞中，飞机的升力必需和飞机的重力相等，所以，随着飞行速度的改动，需求相应地改动迎角，以坚持升力相等，所以，随着飞行速度的改动，需求相应地改动迎角，以坚持升力不变，飞行速度加快了，升力随之增大，这就需求相应地减小迎角，以减小升力，飞行速度减慢了，升力随之减小，这就需求相应地增大迎角，以增大升力，可见，为了坚持平飞，在大速度下，该当用小迎角：而在小速度下，该当用大迎角。前面曾经讲过，飞机的迎角又必需经过相应地挪动驾驶杆，改动程度尾翼的偏转角度来改动。而驾驶杆位置改动了，驾驶杆力也会相应地发生变化，由此可以得出驾驶杆力随平飞速度的变化关系。如图4—4—40中曲线所示．在平飞中，飞行员松开驾驶杆(即载荷觉得器不受紧缩，杆力等于零)时，飞时机相应地平稳在某一个迎角和速度上，这个杆力为零的飞行速度，叫做平衡速度，如图3—4—40中，曲线与横坐标的交点所对应的飞行速度，就是平衡速度。假设从平衡速度开场，减小一点速度平飞，就要相应地增大一点迎角，才干使升力与重力相等。继续坚持平飞。为了要增大迎角,并使飞机能在较大迎角下重新平衡，就需求飞行员从松杆位置向后拉点杆，使程度尾翼前缘向下偏转一点角度，这时，载荷觉得器内的弹簧就要遭到紧缩，飞行员需求用点力拉杆，平飞速度越小，需求的迎角越大，程度尾翼前缘的下偏量也该当越大，所以，拉杆量越大，拉杆力也随之增大。同理，假设从平衡速度开场增大速度平飞，就需求飞行员从松杆位置推点杆，使程度尾翼前缘向上偏，以减小迎角，载荷觉得器内的弹簧从反向遭到紧缩，飞行员需求用力推杆．平飞速度越大，需求的迎角越小，程度尾翼前缘的上偏量也应越大，所以，推杆量越大，推杆力也随之增大。总的看来，曲线由下向上阐明：随着平飞速度由小增大，先是拉杆力逐渐减小，到达平衡速度时，驾驶杆力等于零，飞行速度再增大，驾驶杆就变为推杆力，以后，随着飞行速度继续增大，推杆力也不断增大。歼—6飞机的平衡速度为表速750±50公里/小时，在正常情况下，歼—6飞机平飞时，拉杆力大约为15公斤左右，推杆力也为15公斤左右。杆力在这一范围内变化，可以保证飞行员支配飞机时既有适当的力的觉得，又不会过于费力。假设飞机的平衡速度不合规定，飞行中杆力就会不正常，飞行员会反映“头重〞或“头轻〞。平衡速度过大时，假设飞行员要以某一小速度平飞，就需求使迎危增大得多一些，因此，就要从松杆位置向后多拉点杆，拉杆力比正常时大，假设飞行员要以某—较大速度平飞，迎角可以减小得少些，飞行员可以从松杆位置向前少推点杆，推杆力较小，这种拉杆力过大，推杆力过小的景象，按飞行习惯说法，叫做“头重〞。图3—4—41表示，平衡速度正常和平衡速度过大两种情况下的杆力曲线．平衡速度过大时，升力曲线要向下挪动一段间隔，在小速度平飞时，拉杆力都偏大。在大速度平飞时，推杆力都减少．根据以上道理，也可分析得知，平衡速度过小，那么会出现推杆力过大，拉杆力过小的景象。这就是所谓“头轻〞。二、横向支配性飞机的横向支配性，就是在飞行员支配副翼以后，飞机绕纵轴滚转，改动滚转角速度和坡度等飞行形状的特性。在某一飞行速度下，飞行员向左压杆偏转副翼(图3—4—42)，飞机因左右两翼升力之差构成横向支配力矩而向左滚转，在滚转中，只需没有侧滑，就不会有恢复力矩产生，只需横向阻转力矩。滚转越快，阻力矩越大。当横向支配力矩与横向阻转力矩相等时，飞机就作等速滚转，压杆行程越大(即偏转副翼越多)，等速滚转的角速度也越大。偏转副翼后，作用在副翼上的空气动力也会传到驾驶杆上，所以飞行员必需用一定力量压住杆，才干坚持副翼偏转在一定的角度上，副翼偏转角越大，飞行速度越大．为了使飞行员支配省力，在副翼前缘装有内封补偿安装，它由补偿面和密封隔布组成，把副翼之间的空隙隔成上下两室(图3—4—43)，副翼向下偏转时，机翼下外表流速减慢，压力增大；上外表流速加快，压力减小．因此在补偿面上下将产生压力差，这个压力差产生的向上的力量，可以协助飞行员支配副翼向下偏转，同样道理，副翼向上偏转时，补偿面上的压力差也可以协助飞行员支配副翼向上偏转。所以，副翼内封补偿安装可以减轻飞行员压杆支配副翼的力。高速飞行中，作用在副翼上的空气动力比较大，因此，高速飞机在副翼支配系统中，装有液压助力器，利用它来协助飞行员支配副翼；同时还装有载荷觉得器，使飞行员在支配副翼时仍能遭到一定的杆力作用。便于准确地掌握支配量。高速飞行中，副翼偏转角度较大时，作用在副翼的空气动力较大，这会使机翼产生较大的改动变形。副翼向下偏转，机翼产生的改动变形要使迎角减小(图3—4—44)，这就要抵消一部分由于副翼偏转而增大的升力，使副翼的效能降低．同样道理，副翼向上偏转，机翼产生的改动变形那么要使迎角增大，也会降低副翼的效能。为理处理高速飞行中副翼效能降低的矛盾，飞机上采用阻流片。装了阻流片机构以后，当副翼向下偏转时，阻流片即从机翼下外表伸出(图3—4—45),使机翼下外表气流的流速减小，压力添加，升力增大，这样，就改善了飞机在高速飞行中的横侧支配性。三、方向支配性飞机的方向支配性，就是在飞行员支配方向舵以后，机头绕立轴偏转改动侧滑角等飞行形状的特性。为什么偏转方向能改动侧滑角?这同偏转升降舵为什么能改动迎角的道理根本上是一样的。飞行中，飞行员蹬右脚蹬使方向舵能向右偏转一定角度。垂直尾翼上产生侧力Z舵，对飞机重心构成一个使机头向右偏转的方向支配力矩。在偏转过程中，飞机构成侧滑，垂直尾翼和机身都产生侧力，它们的合力Z飞机对飞机重心构成方向恢复力矩，此力矩随着侧滑角的增大而逐渐增大，乃至上述两力矩相互平衡时，飞机即坚持侧滑角不变，如图3—4—46所示。方向舵偏转，作用在方向舵上的空气动力会传到蹬上，故飞行员需求用力蹬脚蹬，才干坚持方向舵偏转角不变。飞机的方向支配性和横向支配性是相互联络着和相互影响着的．上节讲过，飞行员支配方向舵可以使机头绕立轴偏转，支配副翼可使飞机绕纵轴滚转。但是，飞行员蹬舵也会同时引起滚转，压杆也会同时引起偏转。例如，飞行中，飞行员只压杆，不蹬舵，那么飞机向压杆的方向倾斜后，也会出现侧滑,在侧滑中，垂直尾翼产生侧力，构成力图消除侧滑的力矩。于是，机头向压杆的方向偏转。再如，飞行员只蹬舵不压杆，在飞机产生侧滑后，由于机翼后掠角的作用，会使两翼的升力不等，构成滚转力矩，迫使飞机向侧滑的相反方向(也就是蹬舵的方向)滚转。可见，方向支配性和横向支配性是相互联络，相互影响的。这与前面所讲的方向安定力矩和横向安定力矩的相互联络，相互影响，道理是一样的，这一点对我们以后分析和研讨飞机的坡度缺点和侧滑缺点是很重要的。四、影响支配性的要素(一)飞机的转动惯量对支配性的影响(二)飞机重心位置挪动对支配性的影响(三)飞行高度变化对支配性的影响(四)飞行速度对飞机反响快慢的影响(五)迎角对横向支配性的影响(一)飞机的转动惯量对支配性的影响飞机的转动惯量越大，在同样大的支配力矩作用下，飞机的角加速度越小，此时，无论是迎角，侧滑角或转动角速度等，其变化都比较缓慢。即是说，反响愚钝。这就是重型飞机比轻型飞机反响愚钝的一个缘由。(二)飞机重心位置挪动对支配性的影响重心位置前后挪动，使平飞中升降舵偏转角和杆力发生变化。如重心位置前移，纵向稳定性加强，改动迎角需求升降舵的偏转角增大。但升降舵的上下活动范围都有一定限制.重心的前后挪动要遭到限制。重心位置左右挪动对横向支配性有影响．比如重心位置左移，这相当于飞机添加了一个向左滚转的力矩。为了坚持两翼程度，飞行员该当经常向右压杆。这不但耗费了飞行员的膂力，分散执行义务的留意力，并且使得驾驶杆向右可以活动的行程减小，限制了向右滚转的才干。(三)飞行高度变化对支配性的影响在不同高度上平飞，只需坚持同一表速不变(即动压不变)，那么飞行员应施加于杆上的力与低空一样，由于此时和各平飞表速相对应的迎角并未改动，故在此表速下的驾驶杆位置(升降舵偏转角)与杆力也不致改动。假设飞行员坚持同一真速不变，那么由于动压随高度的添加而减小，和各个平飞速度(真速)相对应的迎角普遍增大。所以，为了在高空坚持平飞，驾驶杆的位置要比在低空时靠后一些。或者说，同每一平飞速度相对应的升降舵上偏角度在高空普遍增大了。所以，高空飞行有杆、舵变轻的说法。飞行高度升高，对飞机在杆、舵支配下的反响快慢，也有影响。比如，飞机坚持同一真速在不同的高度飞行，高度升高，空气密度降低，假设在高空和低空一样，将杆前后挪动(或蹬舵)同样行程，那么在高空，支配力矩减小，角加速度也随之减小。因此，到达其对应的平衡迎角或侧滑角的所需时间为之增长。同理，高度升高，到达同样的坡度的时间延伸。总之，飞机对杆、舵支配的反响，在高空缓慢，而在低空迅速一些。(四)飞行速度对飞机反响快慢的影响在纵向与方向支配性方面，以杆(舵)行程一样作比较。在飞行速度比较大的情况下，同样多的舵偏角，所产生的支配力矩也自然比较大。角加速度也比较大．因此，飞机到达此舵偏角相对应的平衡迎角或侧滑角所需的时间就比较短。在横向支配性方面，假设压杆行程亦即副翼偏角一样，那么飞行速度越大，横向支配力矩越大，角加速度也越大。于是，飞机到达一样坡度的时间也就缩短。(五)迎角对横向支配性的影响为了改善横向支配性，特别是要消除大迎角下的横向反支配景象，通常运用差角副翼，阻力副翼或开缝副翼。其主要作用都在于添加上偏副翼的阻力或减小下偏副翼的阻力，从而消除或减弱向滚转方向的侧滑景象，在一定程度上加强了横向支配性。差角副翼：就是压杆时，上偏角度大，阻力大；下偏角度小，阻力也小。阻力副翼：副翼前缘比较尖些，副翼上偏时前缘露在机翼的外面，添加上偏副翼的阻力。开缝副翼：副翼下偏时，副翼与机翼之间出现缝隙，其作用与开缝襟翼根本一样，主要是用以改善这时机翼上外表的气流情况，以减小其阻力。副翼上偏时，情况与普通副翼一样。五、飞机的直接力控制从前面讨论的支配性可知，按常规支配的飞机，绕x、y、z轴的转动可以用力矩来支配，沿x轴的加减速挪动可以直接用力来支配，但是不能实现沿z轴和y轴方向的挪动。用直接力控制的飞机除有上述四种运动形状外，还能沿y轴和z轴平移。直接力控制分为直接升力控制和直接侧力控制两类。下面先谈直接升力控制。直接升力控制可以使飞机产生附加的向上或向下的平移。在机头装有一对程度鸭翼(图3—4—47)它和程度尾翼一前一后，在计算机的控制下协调动作，产生两对向上或向下的力，使飞机不改动飞行姿态就产生附加的向上成向下的平移。就向(图3—4—47)那样，在跟踪或