飞行力学第八章(1)

L< 0
β>0:
χ > 0:
N>0 C≈ 0
(-)
(+)
χ
C l β . χ < 0, C nβ . χ > 0, C c β . χ ≈ 0
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。C lβ 正比于升力系数和 tan(χ)。但后掠角一般由升阻要求决定。
WsinΔφ
Δv →0, Δβ → 0
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各部件对侧力与横航向力矩的作用 垂尾 机身 机翼后掠 机翼直翼端 机翼上反 翼身干扰 结论与分析
飞行器飞行力学 8
二、垂尾作用
β>0 β>0:
Lvt < 0 Nvt>0 Cvt < 0
垂尾 : C l β .vt < 0, C nβ .vt > 0, C c β .vt < 0 — 主要的航向静稳定部件。
Δ NT
φ=
Ccδ C LCnδ r
Cn.T
Cnβ 1 (Ccβ Ccδ r )β CL Cnδ r
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侧风着陆与不对 称动力的比较
1 δr = C nβ β 侧风着陆 C nδ r C lδ r 1 δa = (C l β C nβ ) β C lδ a C nδ r C cδ r 1 φ = (Ccβ C nβ ) β CL C nδ r
飞行器飞行力学 20
二、改善横向操纵效能的措施 扰流板 副翼效能在大迎角或 大偏转时下降，可用 扰流板产生滚转力矩 涡流发生器 延迟气流分离。
锯齿形前缘或机翼上表面翼刀等。
飞行器飞行力学 21
三、偏转方向舵产生的横航向力矩
设: 则:
δr > 0
方向舵效率
Δβ vt ( δ r ) = η r δ r < 0 ΔC > 0, ΔN < 0, Δ L > 0 C cδ r > 0, C nδ r < 0, C lδ r > 0
D左 ≈ D右，即C nδ a ≈ 0
增加上偏一侧副翼的阻力 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
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ΔD0
副翼操纵反效问题 副翼效能在超音速时下降。
副翼操纵反效 的临界速压
副翼反逆的临 界速度
大速压下弹性变形降低其效能，至临界速压出现操 纵反效。 解决办法 增加刚度；高速飞行常使用内侧副翼或差动平尾。
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2、横向静稳定性 情况一
设:
Δφ > 0 W sin Δ φ > 0 Δ β > 0
Δφ
ΔL<0
L Δβ ∝ C l β Δβ < 0 如果: ΔL = β
则: 飞机左滚
抵消Δφ
侧滑 为 中介
Wsin(Δφ )
Δβ> 0
Lβ < 0或 C l β < 0
飞机能通过侧滑消除倾斜。 称为横向静稳定性或上反效应
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C nδ a的副作用 δ a > 0 φ < 0 飞机左滚
C lδ a δ a < 0 φ ↑ C nδ a δ a > 0 β < 0 C l β β > 0 φ ↓
削弱了副翼的操纵效果 1、差动副翼
D0左 > D0右 Di左 < Di右
2、副氏副翼
δ a左 > δ a右
第八章： 引言 研究内容
非对称飞行 侧力、横航向力矩、 平衡、静操纵性
C = 1 ρV 2 S C c 2 L = 1 ρV 2 Sb C l 2 N = 1 ρV 2 Sb C n 2
特点
重心前后位置影响不大； 横航向存在耦合。
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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 偏转方向舵产生的横航向力矩 角速度产生的横航向力矩 全机横航 向气动力 模型
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8-1 侧力、横航向力矩与静稳定性
一、横航向静稳定性
1、航向静稳定性
Δβ>0
V V
N 如果: ΔN = β Δβ ∝ C nβ Δβ > 0 则: ( Δβ > 0 ) ↓
设:
Δβ > 0
故:
ΔΝ>0
N β > 0或 C nβ > 0
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
Cl = Cl β β + Clδ a δ a + Clδ r δ r = 0
Cn = Cnβ β + Cnδ r δ r + Cn.T = 0
解出
Cn.T Cnβ δr = β Cnδ r Cnδ r C lδ r Clδ r Cnβ 1 (C l β )β δa = Cn.T Clδ a Cnδ r C lδ a Cnδ r
一般通过调节垂尾尾容量（必要 时加背鳍、腹鳍）改变 C nβ
飞行器飞行力学 9
垂尾静稳定导数
C 侧力： vt = kq qS vt C c .vt = kq q C c β .vt β vt S vt
σ 侧滑角 β vt＝ β － σ ＝(1 )β β 侧力系数导数 侧洗角 C c σ S vt ) Cc β .vt = kq (1 β S β vt
结论与分析(续)
当 α ↑
Clβ .χ ↑ 垂尾有效后掠 ↑ Ccβ .vt ↓ C l β .vt ↓ ， nβ .vt ↓ C Clβ ↑ ， n β ↓ C
横航向静稳定性超音速时随Ma增加而下降 构形、动力系统、地效、弹性变形等都影响横 航向静稳定性
飞行器飞行力学
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8-2偏转副翼和方向舵产生的横航向力矩
第八章
飞行器横航向平衡 静稳定性和静操纵性
飞行器飞行力学飞行器飞行力学 2009
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内容
引言 侧力、横航向力矩与静稳定性 偏转副翼和方向舵产生的横航向力矩 定直侧滑飞行时的平衡和操纵 定直侧滑飞行时副翼和方向舵操纵力 横航向阻尼导数和交叉导数 正常盘旋的平衡和操纵 稳定滚转和副翼操纵 小结
飞行器飞行力学飞行器飞行力学 2009 2
8-3 定直侧滑飞行时的平衡和操纵
特殊情况需主动带侧滑飞行：侧风起落、非对称推力等
一．定直侧滑飞行的平衡
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。
方程
Y : C = C β β + Cδ r δ r + W sin φ C cβ β + C cδ r δ r + C Lφ = 0
飞行器飞行力学
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五、翼身干扰
对于上单翼和高平尾，β>0: L< 0
(-) (+)
N≈0
C≈0
上单翼或高平尾：ΔLβ < 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。
飞行器飞行力学
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结论与分析
侧滑不大时，L~β、 N ~β 呈线性关系 全机横航向静稳定性导数
（某机部件影响，带下反角）
机身 垂尾 其它
C cβ
Clβ C nβ
-0.01089 -0.00234 0.00385
飞行器飞行力学
-0.00181 0.00015 -0.00139 -0.00144
-0.00950 -0.00139 0.00579
0.00042 0.00029 -0.00050
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Δφ→0
非通常意义的 静稳定性
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飞行器飞行力学
情况二
设:
Δβ > 0
L ΔL = Δβ = C l β Δβ < 0 β
ΔL<0
如果:
则:
Δφ < 0 W sin Δφ < 0 抵消Δβ
Δv>0, Δβ>0 Δφ
倾斜 为中介 Lβ < 0或C l β < 0
飞机具有通过倾斜消除侧滑的 趋势。
飞行器飞行力学
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。
方向舵左偏 δr >0
飞行器飞行力学
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方向舵操纵导数 侧力
: C C = kq q c η r δ r S vt β vt
侧力系数 : Cc＝ kq 侧力系数导数：
C c S vt ηrδ r β vt S
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2、机翼上反角贡献
β>0:
(-)
Δα < 0
L< 0 N>0 C≈ 0
(+)
ψ
ψ > 0:
Δα > 0 Vsin β≈ Vβ
C l β .ψ < 0, C nβ .ψ > 0, C c β .ψ ≈ 0
β>0
C lβ .ψ 正比于 C Lα 和ψ
— 机翼上反产生横向静稳定作用。
Z : N β β + Nδr δ r + Nδa δ a = 0
X : Lβ β + Lδ r δ r + Lδ a δ a = 0
飞行器飞行力学 24
无量纲化 并设计 C nδ → 0
a
C c = C cβ β + C cδ r δ r + C Lφ = 0
C l = C l β β + C lδ a δ a + C lδ r δ r = 0
C c β = C c β . b + C c β . vt C l β = C l β . w + C l β . vt + Δ C l β , C n β = C n β . b + C n β . vt
导数 (1/deg) 全机值 机翼上反 机翼后掠
C l β . w = C l β . χ = 0 + C l β .ψ + C l β . χ
C c S vt C cδ r ＝ k q ηr β vt S
方向舵航向操纵导数
C S l C nδ r ＝kq c vt vt η r β vt Sb
方向舵横向操纵导数：
C c S vt hvt ηr C lδ r ＝ k q β vt Sb
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V = 75m/s;Vw = 10m/s
β = 7.6°
δ a = 4.4° , δ r = 10.6° , φ = 0.27°
机身顺跑道飞行
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三．不对称推力飞行 方程
Cc = Ccβ β + Ccδ r δ r + C Lφ = 0
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。 ΔN T T i yT = C n .T = qSb qSb yT
垂尾航向静稳定导数
速度阻滞系数
N vt C c σ ) / β = k q (1 ) Avt C nβ .vt＝ ( S l qsb β β vt Avt = vt vt Sb 垂尾横向静稳定导数 Lvt C c σ S vt hvt ) / β = k q ) C l β .vt＝ ( (1 qsb β Sb β vt
一、偏转副翼产生的横航向力矩
设: (-) (+) 则:
δa > 0
ΔLR > 0, ΔLL < 0 C lδ a < 0 ΔD右 > ΔD左 C nδ α > 0
右副翼下偏 左副翼上偏
δa > 0
副翼操纵效率
C lδ a＝－kC Lα
三元修正系数
sa ya ηa s b
副翼效率
ΔC L = C Lαηα δ α
β
C nβ < C nβ .vt = Lvt C c β .vt < Lvt C cβ
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二．侧风着陆
β = tan 1 (Vw / V )
V
规范规定：
Va
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 计算示例：P272
一般通过调节上反角改变 C l β
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3、直翼端的作用
β>0 β>0:
Vsin β≈ V β
L< 0 N≈ 0 C≈ 0
直翼端 : C l β . χ = 0 < 0, C nβ . χ = 0 ≈ 0, C cβ . χ = 0 ≈ 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。
C n = C nβ β + C nδ r δ r = 0
规范要求
1 δr = C nβ β> 0 C nβ > 0 (航向静稳定性 ) C nδ r C lδ r β 1 < C nβ ) β 0 C l β < (C lδ r C nβ ) / C nδ r δa = (C l β C lδ a C nδ r 足够的上反效应 C cδ r 1 β > φ = (Ccβ C nβ ) β 0 C cβ < C nβ / Lvt CL C nδ r 常自然满足
Cn.T Cnβ δr = β 不对称动力 方向舵偏角 Cnδ r Cnδ r 与选择的β有 C lδ r Clδ r Cnβ 1 (C l β )β 关。向工作一 δa = Cn.T Clδ a Cnδ r C lδ a Cnδ r
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三、机身作用
β>0 β>0:
Cb<0 Nb<0 Lb ≈ 0
C c β .b < 0, C nβ .b < 0, C l β .b ≈ 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
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四、机翼作用 1、机翼后掠角贡献
β>0
VR> VL
VR＝Vcos(χ-β)