第四章_飞行控制

第四章- 飞行控制

飞行器飞行控制系统费为主要飞行控制和辅助飞行控制。主要飞行控制系统包含那些飞行中要求的安全控制飞机，这些包含副翼，升降舵或者安定面，以及方向舵。辅助控制系统提升了飞机的性能特性，或者减轻了飞行员的过多控制力。辅助控制系统的例子有机翼襟翼和配平系统。

主要飞行控制

飞机控制系统被细心的设计为提供自然的感觉，同时，对控制输入有足够的响应度。低速时，控制通常感觉是偏软且反应缓慢的，飞机对施加控制的反应是慢慢的。在高速飞行时，控制感是偏硬的，反应也更快。

三个主要飞行控制面中任意一个的运动都会改变机翼上面和周围的气流以及压力分布。这些变化影响机翼和控制面结合而产生的升力和阻力，这样飞行员才能够操控飞机沿3个轴向的旋转。

设计特征限制了飞行控制面的偏转程度。例如，控制停止机制可能会结合到飞行控制中，或者控制杆的运动和/或方向脚舵可能受限。这些设计限制的目的是防止在正常机动时飞行员无意中的操纵过量或者飞机的过载。

良好设计的飞机应该是机动时稳定而容易控制的。控制面输入导致3个轴向旋转的运动。飞机表现出来的稳定性类型也和3个轴向的旋转有关。如图4-1。

（注：飞机控制，运动，旋转轴向，和稳定性类型）

副翼

副翼控制纵轴方向的侧滚。副翼安装在每一个机翼的后缘外侧，且运动方向彼此相反。副翼通过线缆，双臂曲柄，滑轮或推挽式管互相链接，然后相连到控制轮。

向右移动控制轮导致右侧副翼向上偏转，左侧副翼向下偏转。右侧副翼的向上偏转降低了机翼的拱形，使右侧机翼的升力降低。相应的左侧副翼的向下偏转增加了拱形幅度，使左侧机翼的升力增加。因此，左侧机翼的升力增加和右侧机翼的升力降低使飞机向右侧滚。

逆偏转

由于向下偏转的副翼产生更大的升力，它也会产生更大的阻力。这个增加的阻力试图使飞机头朝机翼上升的一侧偏转。这称为逆偏转。如图4-2。

方向舵用来克服逆偏转，在低速，大迎角和大的副翼偏转角时所需要的方向舵控制程度最大。然而，在较低速度时，垂直安定面和方向舵组合变得低效，扩大了和逆偏转有关的控制问题。所有转弯都是通过使用副翼，方向舵和升降舵来协调的。为使飞机达到所需要的倾斜角度必须要对副翼施加压力，而同时要施加方向舵压力来克服产生的逆偏转。转弯期间，必须施加

升降舵压力来增加迎角，因为转弯时所需要的升力比平直飞行时的升力大。转弯越急，升降舵就越需要往后压（即操纵杆往后拉）。

当需要的倾斜角之后稳定后，应该释放副翼和方向舵的压力。这将停止倾斜度的增加，因为副翼和方向舵控制面将会在它们的位置上呈中性的流线型。升降舵压力需要保持恒定以维持恒定高度。

转弯时的向外侧滑和向内侧滑是类似的，除非施加的飞行控制方向相反。副翼和方向舵的控制方向向外侧滑或者高机翼方向。当倾斜角增加时，为维持高度必须要释放升降舵的压力。差动副翼

对于差动副翼，在控制轮的给定运动下，一只副翼的上升距离比另一只副翼的下降距离大。下降的机翼产生的阻力增加。产生较大阻力的下降机翼侧副翼的上偏转角度比上升机翼侧的副翼向下偏转的角度大。虽然逆偏转被减轻了，但是它不会立即消除。如图4-3

弗利兹型副翼

就弗利兹型副翼而言，当控制轮上施加压力后，被升起的副翼在一个偏置的铰链上旋转。这就把副翼的前缘突出到气流中，因此产生了阻力。这有助于使另一侧机翼上放下的副翼产生的阻力得到均衡，从而减轻逆偏转。如图4-4

弗利兹型副翼也形成一个狭槽，因而气流平滑的通过放下的副翼，使得在大迎角时更有效。弗利兹型副翼也可能被设计成功能差动的。类似于差动副翼，弗利兹型副翼不能完全消除逆偏转。无论什么情况下使用了副翼都仍然需要协调运用方向舵。

耦合式副翼和方向舵

耦合副翼和方向舵的意思是这些控制被连接在一起。这是通过使用方向舵-副翼互连弹簧来完成的，它通过副翼偏转的同时自动地偏转方向舵来帮助纠正副翼阻力。例如，当移动操纵杆进行左侧滚时，互连的线缆和弹簧向前拉左侧的脚舵正好足够阻止飞机机头向右偏转。弹簧施加到方向舵上的力可以盈余，如果必须滑移飞机的话。如图4-5

升降舵

升降舵控制沿横轴的俯仰运动。类似小飞机上的副翼，升降舵通过一系列机械连杆机构连接到座舱中的控制杆。控制杆的向后移动使升降舵面的后缘向上偏转。这一般指上升降舵。如图4-6

升降舵是改变飞机俯仰姿态的主要控制手段。

上升降舵位置减弱了升降舵的拱形，产生了一个向下的空气动力，它比平直飞行时的正常尾部向下的力要大。总体效果是导致飞机的尾部向下移动，机头上仰。俯仰运动绕重心发生。

俯仰运动的强度由重心和水平尾翼面的距离和水平尾部翼面上气动力有效性决定。

向前移动控制杆有相反的效果。这种情况下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上产生的升力更多(尾部向下的力更小)。这就把尾部向上移动，使机头下俯。此外，俯仰运动还是绕飞机重心发生的。

正如前面稳定性讨论中提到的，功率，推力线，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影响升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安装在开进垂直安定面的较低位置，在中点，或者在高点的位置，就像T型尾翼的设计。

T型尾翼

在T型尾翼结构中，正常飞行条件下，升降舵在螺旋桨带来的气流和机身以及以及气流大部分影响范围之上。升降舵在这种未受扰动气流中的操作使得大多数飞行状态下的控制运动是一致的。T型尾翼设计在很多轻型飞机和大飞机上变的流行了，特别是那些机身尾部安装引擎的飞机，因为T型尾翼结构使得尾部翼面远离发动机排出的气流。水上飞机和水陆两用飞机经常有T型尾翼结构，目的是让水平尾翼面尽可能远离水面。另一个额外的好处是降低了振动和飞机内部的噪声。

低速飞行时，T型尾翼飞机的升降舵相比常规尾翼飞机的升降舵必须移动一个较大的角度来抬升机头到相同的角度。这是因为常规尾翼的飞机有来自螺旋桨的气流在尾翼上施加向下的力来辅助抬升机头。因为飞机的控制是这样的方式装备的，增加的控制行程要求控制力增加，抬升T型尾翼飞机的机头需要的力比抬升常规尾翼飞机机头需要的力大的多。两种类型尾翼的飞机平衡后的纵向稳定性是一样的，但是飞行员必须知道在起飞、着陆或者失速等低速飞行时，需要的控制力比同规格大小的常规尾翼飞机需要的力大的多。

T型尾翼飞机也需要额外的设计考虑来克服颤动问题。因为水平翼面的重量在垂直尾翼的顶部，产生的力臂在垂直尾翼上有很高载荷，会导致颤动。工程师必须通过增加垂直尾翼的刚度来补偿这个载荷，通常相比常规尾翼设计这带来了重量代价。

当以低速飞行在很高迎角，且重心偏后，T型尾翼飞机会容易发生深度失速。在深度失速状态，水平尾翼上的气流被来自机翼和机身的扰动气流覆盖。这种条件下，升降舵和全动水平尾翼控制会被削弱，使得难以从失速改出。应该注意到偏后的重心是这些意外事件的促进因素，因为重心偏后的常规尾翼飞机也会发现类似的改出问题。如图4-7。

因为高迎角低速和重心偏后的飞行可能危险，很多飞机有补偿这种状态的系统。这些系统从控停(control stop)到升降舵下拉弹簧。升降舵下拉弹簧帮助降低机头来比啊免由于重心偏后引起的失速。失速发生因为适当平衡的飞机其后缘的升降舵位于向下位置，迫使尾部抬升和机头下降。在这种不稳定状态，如果飞机遭遇紊流和速度进一步降低，配平片不能再使升降舵置于机头下降的位置。升降舵然后呈流线型，飞机机头开始向上仰。这就使情况恶化，可能导致一次失速。

升降舵下拉弹簧在升降舵上产生一个机械载荷，如果没有平衡的话会使它朝机头下降的位置移动。升降舵配平片平衡升降舵下拉弹簧，以设定升降舵位于配平平衡位置。当配平片开始失灵时，下拉弹簧驱动升降舵到机头下降位置。飞机机头降低，速度增加，失速就会避免。如图4-8。