空气动力学与热工基础讲义(ppt 46页)

飞机的操纵性
介绍飞机的三种操纵性及 其影响因素
三种操纵性的介绍
影响飞机操纵性的因素 2/70
§4—3 飞机的操纵性
飞机的操纵性，就是飞机“听从”飞行员操纵杆、舵、油 门、襟翼、减速板等而改变飞行状态的特性。飞机的操 纵性，一般仅指飞机在杆、舵的操纵下改变其飞行状态 的特性。
第一、操纵杆、舵的力和行程，不太大也不太小、太 大，操纵费力，飞行员易疲劳；太小，不易准确地感觉 操纵量。
同理，如果飞行员再拉一点杆，增大一点俯仰操纵力矩，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，若相应地推一点杆，飞机就会平衡在较 小的迎角飞行。
飞行中，驾驶杆每移动一个位置，都对应着—个迎角。驾驶 杆的位置越靠后，即水平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。
升降舵(或平尾)是靠前推后拉驾驶杆来操纵的(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操纵的(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互相干扰的。
使用全动水平尾翼又会出现新的矛盾，飞行员操纵水平尾翼需 要克服很大的空气动力。致使飞行员直接操纵水平尾翼偏转十分 困难，为此，在水平尾翼操纵系统中安装了助力操纵装置，让飞 行员利用液压和电动机构间接操纵水平尾翼偏转。
高速飞行时，飞机俯仰稳定性较强，操纵飞机俯仰需要有 较大的操纵力矩。如果把舵面效能降低，飞机的俯仰操纵性势必 严重恶化，出现舵面偏移甚多，飞机迎角改变不大的严重局面。
为了解决高速飞行时飞机俯仰操纵性较差的矛盾，高速飞 机采用全动水平尾翼来代替升降舵。全动水平尾翼偏转后，可以 改变整个水平尾翼的压力分布，因而其舵面效能要比升降舵面高 得多。
如果飞机的迎角稳定性较强，则移动驾驶杆操纵水平尾翼( 或升降舵)偏转时，飞机迎角改变甚少，俯仰恢复力矩就能与俯 仰操纵力矩相平衡，也就是说，水平尾翼(或升降舵)偏转相同角 度的条件下，飞机迎角变化较少，即飞机的纵向操纵性较差。由 此可知，飞机的纵向稳定性和纵向操纵性是互相矛盾的，飞机的 纵向稳定性增强，其纵向操纵性变差。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，纵向稳定性大大增 加，纵向操纵性要变差。
(一)偏转水平尾翼(或升降舵)后，飞机的迎角为什么会改变?
飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼(或升降舵)能够改变飞机迎 角，是由于飞机的俯仰操纵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状态，俯仰力 矩平衡，飞行员向后拉了一点杆，水平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)。于是水平尾翼产生负的附加
升力 Y，尾并对飞机重心形成俯仰操纵力矩，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 Y飞机，此附加升力作用在飞机焦点上，对飞机重心形成俯仰恢复 力矩，其方向同俯仰操纵力矩的方向相反，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形成的俯仰恢复力矩 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 矩与俯仰操纵力矩重新平衡时，飞机就停止俯仰转动，保持以较 大的迎角飞行。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。
三个舵面的操纵，在空气动力作用的原理方面，它们基本上 是一样的，都是改变舵面上的空气动力，产生附加力，对飞机重 心形成操纵力矩，来达到改变飞机飞行状态的目的，下面我们仍 从飞机的纵向、横向和方向三方面来分别说明操纵性的基本原理 、影响因素，最后简单介绍随空布局飞机的直接力操纵问题。
第二、飞行员操纵杆、舵后，飞机反映快慢要适当， 即不可迟钝，也不能过于灵敏。
飞机的操纵是通过三个操纵面，即升降舵(或全动平尾) 方向舵(或全动立尾)和副翼来进行的，转动这三个操纵 面，飞机就会绕其纵轴(ox)横轴(oz)和立轴(oy)转动， 而改变其飞行状态。
一、飞机的纵向操纵性
(一)偏转水平尾翼(或升降舵)后，飞机的迎角为什么会改变?
飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼(或升降舵)能够改变 飞机迎角，是由于飞机的俯仰操纵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 于俯仰平衡状态，俯仰力矩平衡，飞行员向后拉了一点 杆，水平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)。于是水平尾翼产生负的附加升力，并 对飞机重心形成俯仰操纵力矩，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，对飞机重心形成 俯仰恢复力矩，其方向同俯仰操纵力矩的方向相反，力 图恢复原来的迎角。随着迎角逐渐增大，飞机的附加升 力和它形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操纵力矩 重新平衡时，飞机就停止俯仰转动，保持以较大的迎角 飞行。
(二)增强飞机俯仰操纵性的措施——全动水平尾翼
一般亚音速飞机都采用升降舵进行俯仰操纵，飞行员操纵 升降舵，升降舵偏转所引起的压力变化能逆气流传播，使整个水 平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，能够保证飞机具有良好俯仰操纵性(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，水平安定面表面产生局部激波。我们知道，局部 激被前面为超音速气流，局部激波后面的压力变化，不能逆超音 速气流传到局部激波前面去，这时，升降舵的偏转，只能改变水 平尾翼位于局部激波后面的压力分布，不能改变整个水平尾翼的 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 生的俯仰操纵力矩显著下降(图3—4—37b)。