轻型飞机纵向静稳定性试验的估算
民机纵向静稳定性试飞方法研究
民机纵向静稳定性试飞方法研究殷湘涛;王勇;赖培军;朱海云;孙明明;裘志杰【摘要】目前国内民用运输机执行纵向静稳定性试飞时主要采用稳态法，而此方法存在试验时因飞行高度变化过大过快而难以采集足够试飞数据的缺点。
针对FAA咨询通告AC25-7 C中提出的两种关于纵向静稳定性的试飞方法进行对比分析，从而考察平飞加减速法的可执行性，分析传统的稳态法和新的平飞加减速法的优缺点和实际飞行试验时的可行性，得出初步结论为平飞加减速法有其独特的优点，主要适用于能平飞配平的试验点，而对于飞机发动机设置于最大推力和慢车推力试验点的适用性，还需通过试验进一步考察确定。
%The conventional way to perform the longitudinal static stability flight test for civil transport aircraft is stabilized method. While the main disadvantage of the stabilized method is insufficiency of flight test data due to the fast and large altitude changing. This article focuses on the advantage and disadvantage about the applicability of the longitudinal flight test methods proposed by AC25-7C, which are stabilized method and acceleration-decelera-tion method. The initial conclusion is that the acceleration-deceleration method can apply to the level flight trim test points, and the method is still to be confirmed by simulator test and flight test during the applicability of the maximum thrust and idle thrust test points.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2016(000)001【总页数】3页(P25-27)【关键词】飞行试验;纵向静稳定性;平飞加减速法【作者】殷湘涛;王勇;赖培军;朱海云;孙明明;裘志杰【作者单位】中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232【正文语种】中文【中图分类】V217+.33在某型号飞机纵向静稳定性试飞过程中，采用了AC25-7A推荐的“stabilized method”，即稳态法，该方法在实际试飞中发现存在高度变化过大过快，难以满足AC要求的高度容差的问题。
某型无人机纵向运动静稳定性分析
某型无人机纵向运动静稳定性分析作者：郭道通柯宏发冯建锋来源：《科技风》2018年第30期摘要：无人机在未来信息化战争中发挥的作用日益明显，为了保障无人机的安全飞行，对无人机的稳定性研究非常关键，无人机的稳定性取决于其自身的气动特性和结构参数，是衡量无人机飞行性能的重要指标。
为了分析某无人机纵向运动的静稳定性，建立了无人机运动学及动力学数学模型，利用小扰动法对其纵向运动方程进行了线性化，根据线性化方程，在给定气流扰动情况下，利用Matlab仿真工具对无人机纵向运动参数的变化情况进行了分析，并得出了其纵向静稳定性的一般结论。
关键词：无人机；静稳定性；线性化模型；运动方程；小扰动法1 绪论在以信息战为主要特征的最近几次现代局部战争中，用无人机执行侦察监视、目标定位、骚扰与诱惑、电子干扰、战场评估和火炮校正等任务，取得了相当好的战果，人们越来越认识到它的巨大作用与潜力。
无人机的稳定性取决于其自身的气动特性和结构参数，是衡量无人机飞行性能的重要指标。
具有良好飞行稳定性的无人机，在其飞行过程中受到小扰动时不致于出现大幅振荡，有利于无人机的安全，因此，研究无人机的运动稳定性是非常必要的。
对于无人机来说，我们将其静稳定性的概念定义为：无人机作定常运动时，在没有控制输入作用的条件下，受瞬时小扰动后，受扰的運动参数能否自行回到初始运动状态的性能，如果受扰运动参数能够回到初始状态，则称其具有静稳定性。
本文即是对某无人机飞行稳定性的一个方面，即纵向运动的静稳定性进行了建模与仿真分析。
2 无人机纵向运动数学模型的建立2.1 坐标系选取及参数意义本文沿用传统的无人机建模坐标系选择方法，以无人机起飞点为原点的地面坐标系、以无人机体积中心为原点的机体坐标系和速度坐标系。
机体坐标系中，沿ox、oy、oz轴向的速度分别用u、v、w表示，绕ox、oy、oz轴的角速度分别用p、q、r表示，绕ox、oy、oz轴的转动惯量分别用Ix、Iy、Iz表示，对xoy、yoz、xoz平面的惯性积分别用Ixy、Iyz、Ixz表示。
飞行力学-1.12纵向静稳定力矩与静稳定性
作用在飞行器上的 力和力矩
纵向静稳定力矩与 静稳定性
纵向静稳定力矩与静稳定性
飞行器的平衡有稳定平衡和不稳定平衡之分。 飞行器的平衡特性取决于它自身的静稳定性。
纵向静稳定力矩与静稳定性
静稳定 静不稳定
飞行器受外界干扰作用偏离平衡状态后，外界干 扰消失的瞬间，若飞行器不经操纵能产生空气动 力矩，使飞行器有恢复到原平衡状态的趋势。
为静稳定裕度。
焦点位于质心之后 焦点与质心重合 焦点位于质心之前
飞行器纵向静稳定； 飞行器纵向静中立稳定； 飞行器纵向静不稳定。
若产生的空气动力矩，使飞行器更加偏离原来平 衡状态。
静中立稳定 若既无恢复的趋势，也不再继续偏离原平衡状态。
纵向静稳定力矩与静稳定性
若飞行器以某个平衡攻角αB处于平衡状态下 飞行，由于某种原因使攻角增加了Δα(Δα>0)，引 起作用于焦点上的附加升力，进而引起附加的俯 仰力矩： ∆M z (α ) = mαz α=αB ∆αqSL
< 0,纵向静稳定
mαz
α =αB
= >
0, 纵向中立稳定 0, 纵向静不稳定
纵向静稳定力矩与静稳定性
< 0,纵向静稳定
mαz
α =αB
= >
0, 纵向中立稳定 0, 纵向静不稳定
因此，mαz 称为静稳定力矩导数，M zαα 称为俯仰 静稳定力矩。
纵向静稳定力矩与静稳定性
纵向静稳定力矩与静稳定性
∆M z (α ) = mαz α=αB ∆αqSL
ΔMz (α) < 0
飞行器低头， Δ α减小
纵向静稳定
<0
>0
=0
ΔMz (α)=0
1-1飞机纵向平衡和静稳定性
静态飞行品质 动态飞行品质
平衡
飞机纵向力矩及平衡
飞机的平衡
飞机的平衡：作用在飞机上的力和力矩的平衡，即合外力和力 矩为零，飞机处于没有转动的等速直线运动状态。
飞机的平衡
纵向平衡 Fx 0 Fz 0 M 0 y 面对称 横航向平衡
Y 0 M x 0 M 0 z
平尾的作用
b) 使全机的零升力矩大于0。 才能配平飞机，得到纵向力矩平衡点。
Cm Cm0
*
CL
Cm Cm0 CL ( xc. g xac )
结论
• 无尾和有尾情况下：
Cm Cm0 CL ( xc. g xac )
• 飞机的纵向静稳定性可用偏导数表示：
CmCL
Cm x c . g x ac C L
称为平尾的静面矩系数
利用翼身组合体的升力表达式，求出 可得平尾俯仰力矩
wb ，带入
CL. wb CL . wb ( wb 0. wb )
飞机的纵向静稳定性及其试飞技术研究
2019年14期技术创新科技创新与应用Technology Innovation and Application飞机的纵向静稳定性及其试飞技术研究袁广田，张聪，岳耀斌（中国飞行试验研究院，陕西西安710089）飞机在大气中飞行的过程中，经常会受到各种不可预测的运动，如大气扰动、发动机推力脉动、飞行员无意识的动杆等。
这些扰动都会使飞机的飞行状态发生改变。
因此，必须研究学习飞机在受到扰动后，自动恢复原状态的能力，即飞机的稳定性问题。
通常称飞机飞行状态及受扰前飞机平衡状态为配平状态，因此稳定性问题就是研究飞机在配平状态受到外界扰动而偏离平衡状态时，飞机自身能否有力矩产生使之回到原配平状态的能力。
通常为了研究问题方便，在飞机飞行动力学中常将稳定性分为静稳定性与动稳定性两大类[1]。
动稳定性实质是真正的飞机稳定性。
它是指飞机在配平状态下受到扰动，扰动消失后，飞机自身能恢复原平衡状态的能力。
所谓静稳定性则是指飞机在配平状态下受到扰动，扰动消失瞬间，飞机自动恢复原平衡状态的趋势。
因此静稳定性不是真正的稳定性，具有静稳定性的飞机，不一定具有动稳定性，但是通常静稳定性是飞机动稳定性的前提，特别是静稳定性与相应的飞机静操纵性具有密不可分的关系。
因此，讨论飞机的静稳定性，亦具有非常重要的意义。
而飞机的三向静稳定性中，纵向静稳定性是最为重要的，因此，本文重点对于飞机的纵向静稳定性及其试飞技术进行讨论。
1纵向静稳定性飞机的纵向静稳定性主要研究飞机在配平状态下的纵向俯仰力矩特性问题。
飞机的纵向静稳性包括按过载的静稳定性和按速度的静稳定性。
1.1按过载静稳定性按过载静稳定性是指飞机在配平状态下受到扰动，在扰动过程中，飞机速度始终保持不变，过载随迎角偏离原配平状态而变化，在扰动消失瞬间，飞机自动恢复原平衡状态的趋势。
如果有自动恢复原配平迎角的趋势，则称飞机具有按过载的静稳定性。
因为按过载静稳定性的条件是速度不变，因此按过载的静稳定性又称为定速稳定性。
第7讲飞行器的纵向平衡静稳定性
αtrim < 0
αtrim > 0
0
α
Cm0 < 0
稳定性与操纵性的概念
平衡:指状态参数不随时间变化的飞行。如定常直 线飞行、正常盘旋等。
稳定性:飞机受到外界扰动后自动恢复原来平衡状 态的能力。
操纵性:飞机在驾驶员的操纵下从一种飞行状态过 渡到另一种飞行状态的能力。包括稳态增量和瞬态 过程。
α
不稳定 平衡 稳定
Mw = Mac.w + Lw(xc.g − xac,w)
机翼力矩表达式
无量纲化 等 式 两 端 通 除 ρV 2Sc 2， 得
Cm.w = Cm0.w + CL.w (xc.g − xac.w )
讨论
零升力 矩系数
机翼有效弯度为负:
机翼有效弯度为正:
机翼有效弯度为零:
= xc.g c
= xac.w c
机翼力矩表达式
机翼上的气动力对飞机质心的纵向力矩
Lw
M a.c.w
c.g.
αw
Dw
xac.w a.c.
zc.g
xc.g
c
Mw =Ma.c.w+(Lwcosαw+Dwsinαw)(xc.g −xac,w)c+(Lwsinαw−Dwcosαw)zc,gc
α w不大， Lw >> Dw , xc.g >> zc.g
中立静稳定：若外界瞬时扰动作用后，既 无扩大、又无恢复原来平衡状态的初始趋 势，则称为中立静稳定。
静稳定性概念
Δα
t 静稳定,动稳定
Δα
Δα
t 静稳定,动不稳定
t 静不稳定,动不稳定
讨论
具有静稳定性并不能保证飞机最终恢复原 有的平衡（具有动稳定性），但静稳定性是 动稳定的“必要条件”。 一般静稳定性用导数定义，某个力矩系数 对某一变量（纵向力矩系数对迎角、横向和 航向力矩系数对侧滑角）的导数来定义。
飞机纵向运动的动稳定性
1.升降舵操纵的反应特性
②短周期运动反应：假设 Δv ≡ 0，即可得出迎角和俯 仰角速率对升降舵输入的时域反应和频域内的传递 函数。 时域响应：升降舵正偏，飞行迎角减小，俯仰角 速度减小。
0
Δq ( 0 / s)
−1
0
−2
t(s)
5
0
t(s)
5
2.对油门操纵的反应 （1）发动机油门控制的输入量 一是增（减）水平方向的力；二是产生一个 力矩。 （2）发动机推力通过重心（增大油门） 初始反应是加速运动。 飞行速度增大，飞机升力增大，升力大于 重力，飞机上升，出现上升角，飞行速度又 回到原始值（飞机具有速度稳定性）。
9.2.1 时域响应指标 9.2.3 纵向动操纵性
小结
有关时域响应指标 延迟时间 t d ：响应曲线第一次达到稳态值的一半 所需的时间。 上升时间 t r ：响应曲线从稳态值的10%上升至 90%（或从5%上升至95%，或从0上升至100%） 所需的时间。 峰值时间 t p ：响应曲线达到超调量的第一个峰 值所需的时间。
⎢Δ V ⎥ = ⎡ X V ⎢ i ⎥ ⎢ ZV Δθ ⎦ ⎣ ⎣ − g ⎤ ⎡ ΔV ⎤ ⎥ ⎢ Δθ ⎥ 0⎦ ⎣ ⎦
λ2 − XV λ + ZV g = 0 特征方程中仅出现与速度相关的气动导数。
ωn , p ξp =
g = 2 V* ⎫ ⎪ ⎪ ⎬ 1 ⎪ 2(C L / C D )* ⎪ ⎭
2 2
四次代数方程可分解为两个一元二次代数方程之积: 若原四阶微分系统稳定，则对应的每个二阶系统均 稳定。 典型二阶系统的稳定特性: 二阶系统的标准特征方程： λ 2 + 2ξωnλ + ωn2 = 0, ωn2 > 0
飞机纵向稳定性课件
防止失速
纵向稳定性好的飞机在遇 到气流扰动时能够更快地 恢复原有飞行姿态，降低 失速风险。
减轻颠簸
纵向稳定性强的飞机在遇 到气流颠簸时能够更好地 保持稳定，减轻机组和乘 客的不适感。
提高着陆安全性
纵向稳定性有助于飞机在 着陆过程中保持平稳，降 低着陆事故风险。
02 飞机纵向稳定性 原理
飞行中的平衡与稳定性
飞行测试需要专业的飞行员和测试工程师进行操作和监控，以确保测试的安全和准确性。
地面测试与模拟器测试
地面测试包括对飞机起落架、刹车系统、轮胎等部件的测试，以及在风 洞中进行的气动性能测试。
模拟器测试利用计算机模拟技术，模拟飞机的飞行状态和环境，以评估 纵向稳定性。模拟器测试具有较高的安全性和可重复性，是评估纵向稳
飞机纵向稳定性课件
目录
• 飞机纵向稳定性概述 • 飞机纵向稳定性原理 • 飞机纵向稳定性设计 • 飞机纵向稳定性控制 • 飞机纵向稳定性测试与评估 • 飞机纵向稳定性问题与改进措施
01 飞机纵向稳定性 概述
定义与重要性
定义
纵向稳定性是指飞机在受到扰动 后恢复原有飞行姿态的能力。
重要性
纵向稳定性是确保飞机安全、稳 定飞行的关键因素，有助于防止 失速、颠簸等情况发生。
重心位置对俯仰力矩的影响
重心前移会使俯仰力矩减小，重心后移则会使俯仰力矩增大。
俯仰阻尼力矩与稳定性
俯仰阻尼力矩
阻止飞机绕机体轴振动的力矩。
阻尼比
表示阻尼力矩与振幅的比值，影 响振荡衰减速度。
稳定性分析
通过分析阻尼比的正负，判断飞 机纵向振荡的稳定性。
飞机纵向振荡与稳定性
纵向振荡
飞机在飞行中出现的上下振荡现象。
探索新材料和结构优化
飞机的纵向静稳定性及其试飞技术研究
飞机的纵向静稳定性及其试飞技术研究作者：袁广田张聪岳耀斌来源：《科技创新与应用》2019年第14期摘; 要：文章通过理论推导，给出飞机按速度的纵向静稳定性和按过载的纵向静稳定性的影响因素;并给出两者之间的区别与联系，进而给出纵向静稳定性的试飞方法及关键参数，供在实际试飞中借鉴。
分析表明：飞机按速度的纵向静稳定性一般弱于按过载的纵向静稳定性;前者试飞中一般使用平飞加减速法能较高效的判断飞机是否满足要求;后者一般使用纵向阶跃法判断飞机是否满足要求。
关键词：飞行试验;静稳定性;试飞技术中图分类号：V217.1; ; ; ; 文献标志码：A; ; ; ; ;文章编号：2095-2945（2019）14-0143-03 Abstract： In this paper， through theoretical derivation， the influencing factors of longitudinal static stability according to velocity and longitudinal static stability of the aircraft according to overload are given， the difference and relation between them are given， and then theflight test method and key parameters of longitudinal static stability are given for reference in practicalflight test. The analysis shows that the longitudinal static stability of the aircraft according to the velocity is generally weaker than that of the longitudinal static stability according to the overload，and the flat flight acceleration and deceleration method can be used to judge whether the aircraft meets the requirements more efficiently in the former flight test. The latter generally uses the longitudinal step method to judge whether the aircraft meets the requirements.Keywords： flight test; static stability; flight test technology飛机在大气中飞行的过程中，经常会受到各种不可预测的运动，如大气扰动、发动机推力脉动、飞行员无意识的动杆等。
直升机速度静稳定性试飞方法及试飞技术研究
直升机速度静稳定性试飞方法及试飞技术研究直升机速度静稳定性是直升机的重要飞行特性。
工程师和驾驶员都希望直升机具有合理的静稳定性，无论是应用于军用领域还是民用领域，直升机也都应该具有合理的稳定性。
因此，验证直升机速度静稳定性是否符合相关条款是直升机试飞的必要内容。
文章通过理论和实际飞行试验数据分析，给出了当前技术条件下最合理的直升机速度静稳定性试飞方法，并给出了实际飞行试验过程中的操作建议。
标签：直升机；飞行试验；研究引言直升机速度静稳定性是直升机的重要飞行特性。
对于工程师来说，直升机速度静稳定性是指直升机偶然受扰后，飞行速度（相对风速）发生变化初始时刻是否具有自动恢复原来平衡状态的能力。
如果速度变化后出现新的附加力矩，使之自动趋于恢复原来的速度，那么直升机按速度是静稳定的；反之则是按速度静不稳定的。
而对于直升机驾驶员来说，速度静稳定性则意味着操纵直升机保持在另一个速度飞行时所需的驾驶杆位移变化。
但不管怎样，两者的主观需求是一致的，那就是直升机具有速度静稳定性，理由很简单，工程师希望自己设计的直升机在受扰后是易恢复的，驾驶员希望自己操纵的直升机在受扰后是易操控的。
而一架直升机的速度静稳定性是否满足具体需求，则需要试飞工程师和试飞员合作，通过真实的飞行试验及试验数据分析处理来给出结论。
采用怎样的试飞技术和方法能够给出更精确的试验结论？这是直升机试飞工程师和试飞员一直致力研究的问题。
1 国军标和适航规章相关条款直升机由于可以做低空（离地面数米）、低速（从悬停开始）和机头方向不变的机动飞行，特别是可以空中悬停，小面积场地垂直起降，不需要机场和跑道等突出特点在国防和国民经济各领域都得以广泛应用，具有广阔的用途及发展前景。
但无论是应用于军用领域还是民用领域，都要求直升机具有合理的稳定性。
因此，《军用直升机品质规范》GJB902-90和《民用直升机适航规章》针对纵向静稳定性都有相关考核条款。
《军用直升机品质规范》GJB902-90对直升机纵向（速度）静稳定性如下要求：直升机定常前飞时，在配平速度附近18.5km/h速度扰动情况下，其纵向静稳定性应满足：等级1：纵向操纵位移和操纵力对速度的变化应是平滑的，基本线形的，其局部剃度应是稳定的（WyV>0，PyV>0）。
轻型电动飞机的主要性能参数估算
课程报告科目：轻型电动飞机的主要性能参数估算教师：姓名：学号：专业：类别：上课时间：考生成绩：轻型电动飞机的主要性能参数估算概述随着地面交通问题的不断增多和对商务航空运输的需求越来越大，用于个人短途使用的轻型节能的电动飞机开始进入到人们的研究领域，本文就轻型电动飞机的主要性能参数进行一个大概的估算。
对于民用短途支线交通飞机，载人数和客舱等级以及空间的舒适程度是很重要的设计标准。
同时，飞行速度和飞行高度，最大航程，最大飞行时间，起飞着陆性能指标都是在飞机初步设计阶段需要确定的指标。
在满足这些基本飞行要求和目的后，就需要对飞机做进一步的设计了。
对于轻型电动飞机根据设计要求，从气动、强度、制造工艺和使用维护等诸方面初步确定飞机总体布局形式采用正常布局，上单翼，并且机翼形状为矩形，水平尾翼安装在垂直尾翼上，并采用“T”型平尾的形式，起落架采用的是前三点式。
在确定设计要求后就需要对设计参数进行求解，在众多的飞机设计参数当中，最主要的有三个：1．飞机的正常起飞质量m0（kg）；2．动力装置的海平面静推力P0（dan）；3．机翼面积S（m2）。
飞机全质量的估算这里以对轻型电动飞机全质量进行估算为例来分析说明飞机性能参数设置，估算起飞质量的思路主要有两点：（1）首先根据设计要求（有效载荷、航程、续航时间、巡航速度），估算出所需的燃油质量油；（2）利用飞机起飞质量和空机质量空机的之间的统计经验公式。
基于上述两点，估算起飞质量、空机质量空机和燃油质量油可按以下步骤来进行：第一步：确定设计要求中所要求的设计要求有效载荷有效。
第二步：猜测一个合适的起飞质量值。
第三步：确定完成任务的燃油质量油。
第四步：按下式计算假想的（可用的）使用空机质量使用（可用）：使用（可用）油有效第五步：按下式计算假想的（可用的）空机质量：空机（可用）使用（可用）不可用燃油机组对某些飞机的不可用燃油可按0.5% 计算，通常在设计阶段可以忽略掉。
第六步：利用飞机起飞质量和空机质量空机的之间的统计经验公式，计算出需用的空机质量使用（需用）。
飞行操纵品质—飞机纵向稳定性
1 俯仰阻尼力矩
具有足够的纵向静稳定力矩只能使飞机具有自动 返回原飞行姿态的运动趋势, 并不能保证飞机最终 能恢复到原有的飞行姿态。 要做到这一点，还必须使飞机在恢 复原有飞行姿 态的俯仰摆动中受到足够的 俯仰阻尼力矩，使飞 机的俯仰摆动逐渐减弱直至停止。
最主要
当飞机在俯仰摆动中抬头时，重心前各处的迎角减小，产 生的升力增量向下作用；重心后各处的迎角增大，产生的 升力增量向上作用，这样分布的升力增量对飞机重心形成 的力矩是低头力矩
焦点
重心
影响飞机实用重心的位置的因素：
• 货物的装载情况 • 乘客的位置 • 燃油的数量及消耗情况 • 飞机的构型等等
当焦点位置不变时， 飞机实用重心前移，飞机的纵向静稳定性增大； 飞机实用重心后移，飞机的纵向静稳定性减小。
影响飞机焦点位置的因素
• 飞行马赫数： 亚声速阶段：Ma<Ma临界，大约为25% 超声速阶段：焦点后移到50%并保持不变 速度增加，纵向静稳定性增加，操纵性变差
2 纵向扰动运动的模态及其特征
定常直线飞行的飞机受到扰动后，在回到原来平衡姿态过程 中产生的扰动运动可以简化看成是由两种典型周期性运动模 态叠加而成： • 一种是周期很短、衰减很快的短周期模态 • 一种是周期长、衰减很慢的长周期模态
爬升
俯冲
速度不变
短周期模态：主要发生在干扰消失后的最初阶段。飞机的 扰动运动主要是飞机绕重心的摆动过程，表现为迎角和俯 仰角速度周期性迅速变化，而飞行速度则基本上保持不变。 基本上在几秒中内即可恢复。
不同用途的飞机具有不同的要求，对于民用飞机来说， 这个距离大约为平均空气动力弦长的10-15%。
水平尾翼不但具有保证飞机在不同速度下进行定 常直线飞行的纵向平衡作用，而且具有为飞机提 供必要的纵向静稳定的作用。
飞机纵向静稳定度补偿
飞机纵向静稳定度补偿
李宝来;车军
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】1995(13)2
【摘要】讨论了利用飞行控制系统对静不稳定飞机的三种补偿方式：延迟俯仰速率反馈、迎角反馈和法向过载负反馈。
从而改变了飞机特性，诸如减轻质量，提高升阻比，增强机动性等。
最后对三种补偿方案进行了比较，采用迎角反馈补偿是最直接有效的手段，但在工程实践中，往往采用俯仰率和迎角混合反馈补偿方式。
【总页数】5页(P40-44)
【关键词】稳定性;飞行控制;放宽静稳定性;飞机
【作者】李宝来;车军
【作者单位】西安飞行自动控制研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V212.121
【相关文献】
1.小飞机纵向静稳定性分析方法简介 [J], 田志华
2.放宽纵向静稳定度飞机的平尾面积收益分析方法 [J], 王华友;王维安;高亚奎
3.滑流对飞机纵向静稳定性影响的数值模拟 [J], 任晓峰;段卓毅;魏剑龙
4.放宽纵向静稳定度对歼七飞机空战机动能力的改善 [J], 宋承志
5.飞机的纵向静稳定性及其试飞技术研究 [J], 袁广田;张聪;岳耀斌
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小飞机纵向静稳定性分析方法简介
小飞机纵向静稳定性分析方法简介作者：田志华来源：《中国科技纵横》2018年第15期摘要：在总体设计初期，要设计一个性能优良的飞机，前提条件是飞机必须稳定和可控。
本文通过稳定性分析软件XFLR5对低雷诺数巡航状态下小飞机纵向静稳定性和性能进行分析介绍，其分析方法和流程主要应用于小飞机稳定性分析初期。
关键词：XFLR5；低雷诺数；巡航；纵向静稳定性；性能中图分类号：V212 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2018）15-0061-021 静稳定向介绍如图1所示，有两个处于平衡状态的小球，当对两个小球在X方向各施加一个力FX时，可以发现左边的小球最终会恢复到初始位置，而右边的小球则会偏离初始位置越来越远，在机械分析中称左边的小球是一个稳定的小球，右边的小球是一个不稳定的小球。
因此平衡并不等于稳定，我们进行飞机静稳定性分析时也是采用相同原理来分析。
飞机结构中有3个非常重要的点，飞机的重心、中性点和压力中心。
飞机的静稳定性分析主要就是分析这三个点的变化对飞机各种系数的影响。
飞机的重心位置取决于飞机上各组件的重量分布，可以通过改变各个组件的位置进行调节；压力中心相当于飞机的气动力作用点，决定于飞机的气动外形和攻角，其位置是随攻角Alpha变化而变化的；中性点的位置只与飞机的外形有关，可以认为是飞机攻角Alpha变化时升力增量的作用点。
飞机静稳定性分析的前提是飞机处于平衡状态，此时要求升力对重心的力矩和平尾对重心的力矩相等，升力和重力相等。
当飞机的重心位置在中性点位置之前时，飞机攻角Alpha增大，飞机升力增加，升力增量的作用点在中性点位置，此时对飞机有一个低头力矩作用，使飞机回到初始的平衡状态。
此时飞机是静稳定的。
当飞机的重心在中性点之后，飞机攻角Alpha增加，飞机升力增加，升力增量作用点位于中性点位置，此时对飞机有一个抬头力矩作用，使飞机的攻角Alpha变得越来越大，导致飞机失去平衡，最终可能坠毁。
民用飞机的纵向静稳定性飞行试验计划研究
在飞行力 学理论ｕ 中， 飞机 在平衡 飞行 状态下 ， 纵向受到 瞬时干扰 后具 有恢复到原来平衡状 态的趋势 ， 称为纵 向静稳 定性 ； 飞机从一个平 衡状 态转入另一个平衡状 态所 需的杆力 、 杆位移和升 降舵 偏角 ， 称为纵 向静 操纵性 。在 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ 一 ２ ５ 运输类 飞机适航 标准 中 Ｉ ， 对纵 向静稳 定性 主要是考察 改变速度所需 的杆力 方向 、 杆 力一 速度平衡 曲线 以及操纵结
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民用 相 的纵向静稳定性 行试验计划研 究
江 西省 科 学技术 情报 研 究所 王 佳 中国商 飞上 海飞机 设计研 究院 刘 星 宇
［ 摘 要］ （ （ Ｃ Ｃ Ａ Ｒ一 ２ ５ 运输 类飞机适航标准》 中Ｂ部分“ 稳定 性” 的纵 向静稳 定性 考察 了飞机改 变速度 所需的杆力方 向、 杆力一 速度 平 衡 曲线以及操纵 结束后 飞机速度 的恢复能 力， 是 适航 标准 中重要 的组成部分 ； 纵向静稳定性 的试 飞 ， 是 民机 型号合格审定 中必须演 示 的试飞科 目之 一； 在对适航标 准的分析理解基 础上 ， 进行纵 向静稳定性 的试 飞计划研究 ， 对 试飞 中飞机 的飞行任 务、 试飞构 型、 飞
１ ． 纵向静稳定性的适航条款
曲线均必须具有稳定的斜率 ， 并且杆力不得超过 ３ ５ ６ 牛（ ３ ６ 公斤 ； ８ ０ 磅１ ：
（ １ ） 襟翼 在着陆位置 ； （ ２ ） 起落架在 放下位置 ； （ ３ ） 最大着 陆重量 ； （ ４ ） 发 动机无功率（ 推力） ； （ ５ ） 飞机按无功率（ 推力） 在１ ． ４ Ｖ Ｓ Ｏ配平。 １ ． ２ 适航 条款理解 适航条款“ Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． １ ７ 纵 向静稳定性 的演示 ” 规定 了民用运输类 飞 机在 表明其适航符合性时 ， 需要进行 的纵 向静稳定性试 飞演示 ， 主要包 括飞行 任务 、 试 飞构型 、 速度 、 动力设置四部分。 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５ ． １ ７ ５ 的（ ａ ） 一 （ ｄ ） ４ 条分别 定义 了需 要演 示 的飞行 任务 ， 即爬 升、 巡航 、 进场 、 着陆 。在（ ｂ ） 条“ 巡 航” 中， 又将巡航任务细分为起落架 收 起高速巡航 、 起 落架收起低速巡航和起落架 放下 巡航。因此 ， 试飞计划 中飞行任务需按 爬升 、 起落 架收起高速 巡航 、 起 落架收起低 速巡航 、 起 落架放下巡航 、 进场和着 陆６ 种来定义 。 试 飞构性包括 襟翼位置 、 起落架状态 、 重量和 重心 。在试 飞 中， 襟
某超轻型飞机的方案设计刍议
某超轻型飞机的方案设计刍议近年来，超轻型飞机的发展引起了我国航空界人士和使用部门的极大关注，主要原因在于超轻型飞机具有轻便、安全、使用要求低、能在草地短距起降、易于操作、价格便宜等特点，可广泛应用于农林牧业、勘探、航空摄影、航空体育运动和旅游等，因此超轻型飞机的发展能够促进我国通用航空事业的迅速发展，是通用航空技术发展的方向之一。
本文结合传统的飞机方案设计方法，提出一套超轻型飞机方案设计的步骤。
根据飞机的设计标准，提出超轻型飞机的设计参数要求并完成飞机的布局形式设计。
本文只完成飞机的方案设计，将来下一阶段的设计会结合本论文的数据继续进行。
1 方案设计阶段的任务在飞机的方案设计阶段，主要完成飞机的总体布局、动力装置选型、主要参数确定等方面的内容，目的是确定能够满足设计要求的飞机方案的主要特征和参数，为后续的初步设计和详细设计奠定基础。
本文的方案设计首先对现存的超轻型飞机进行资料的收集与整理，分析现存的超轻型飞机的布局形式，如机翼位置、起落架位置、尾翼位置、螺旋桨位置，得到最好的新型飞机的布局形式；其次对现存超轻型飞机的性能参数进行分析，得到新型飞机最佳的性能参数要求；最后对飞机的外形进行设计，主要包括机身的外形设计、机翼的外形设计、尾翼的外形设计、起落架的位置设计、发动机的选择等。
2 飞机的布局外形设计2.1 飞机的机身外形设计新型超轻型飞机主要用于娱乐飞行，所以飞机的结构尽量简单。
由于后机身采用尾杆式，因此机身外形设计的难点在驾驶舱的外形设计，而驾驶舱的外形设计要满足有足够的空间、飞行员的舒适性、良好的视野、容易进出，最关键的是要保证飞行员的舒适性，即保证飞行员有足够的伸展空间以及良好的坐姿，因此这里主要按照人机工程的合理性进行设计的，此外，座舱的设计还要保证飞行员的最佳视野，这里飞行员的尺寸参考GB 10000-88和GB/T 14779-93要求，样本采用男性中等身材即50百分位的尺寸，图1为飞行员的坐姿及飞行员的视线与水平线的夹角图。
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０ ■ 叠 。 ｊ 。 上海飞机设计研究院电气系统设计研究部 ， 。 ≯ 。－ （ ｌ ￣ ２０ ３ ） ≯ 叠 ０４６ ｉ。 ≯ 。０ — Ｔｈ ｓｍａ ｏ ｆ ０ ｇｍｄ ａ Ｓａｃ Ｓａｉｔ Ｆ ｇ ｔ ｅｔｆｒＬｇｔＡ ｒ ａ ｅＥ ｔ ｔ ｎ ｏ ｎ ｉ ｉ ｌ ｔｔ ｔｂｌｙ ｌ ｈ ｓ ｏ ｉｈ ｉ ｒｆ ｉ ｉ Ｌ ｎ ｉ ｉ ｉ Ｔ ｃ ｔ
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７ ７
式 （０ 中第 二项 通 常不 到第 一项 的 十分 之一 ， １） 因此 度 的贡 献 中简化 为 ：
－
（ｅｒｌ ｌｔ ｙｅ ｐ ｍｎ ｆＡ ，ｈ Ｅｃｃａ ： ｃ ｎ Ｓｔｓｅｎｅ ｏｓ ｕｔａｎＥ ｒｉ ｓ Ｄ ａ ｃ 测 ｓ ｌ ｉ ｄ ｅ…ｃ ｍ ｏ÷ ‘
ｏ３ ｎ ｏ６ ａ ４ ）
摘要 ： 推导 出了在试飞试验前对轻型飞机纵 向静稳定性进行估算 的公式 ， 分别给出 了握杆 和松杆状 态下 静稳定性 的估 算方法 。在此估算 的基 础上 推导 出了试飞试 验时所 要测 的驾驶杆位 移和杆力 等估算 式 ， 进而 提出 了从 试验数据 到飞机 中性点 和实际纵 向静稳定裕 度的分析 处理
ｗ ｗ
设翼 力 数率 。即 （） 尾升系 斜 为 ｎ 警 ， ＝ ，
则 有
＝ … （ 一 ｉ ） 一 ＣＬ ｉ （ — ｉ ） ∞ ｓｎ 一
ｗ
ｓ ｉ ｎ（
） ＋Ｃｊｏ ， ｓ（ ｃ
）
（） ７
（） 等
＝ｏ ａｗ ｔ … （ ｒ
（ ３ １）
民用 飞 机 设 计 与研 究
Ｃｉ ｉ Ａｉｃ ａｔＤｅ ｉｎ ａ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ｖｌ ｒｒｆ ｓｇ ｎ ｓ ａ ｃ
轻型飞机纵向静稳定性试验的估雾
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Ｉｕ ｈ ｑｎ Ｆ Ｊ灿ａ ｊ Ｌ Ｋ ｉｇ ｕ ｉ ｌａ Ｃａ … ｏ ｃ Ｉ
能会受到气 流作 用 而偏 转 ， 因此 需从 握杆 和松 杆
（ 称 为 固定 和 松 浮 ） 种 状 态 进 行 纵 向静 稳 定性 或 两 分 析 。握 杆 状态 是考 虑在受 到 扰动 时 因驾驶杆 固定
而使升降舵位置仍保持固定 的飞机纵 向静稳定性 ； 松杆状态则分析当舵面受扰动影响时因驾驶杆不 固 定而使升降舵偏转的飞机纵向静稳定性 。 １１ 握杆状态纵 向静稳定性估算 ．
机纵 向静稳 定 性 的定性 评估 虽然 是试 飞员 基 于飞行
任务时的主观感受 ， 不需要分析具体数据参数 ， 但在
试 飞之 前 ， 试飞 员需 要 对 被 试 飞 机 的纵 向静 稳 定性 和试验 预期 有一 定 的 了解 。 因而 不论 是定 量数 据分 析 还是 定性 评估 ， 验 前 都 需 要 对 纵 向静稳 定 性进 试 行估 算 。 本 文对 飞机 纵 向静 稳定 性 的试验 估算 不 同于 飞
的值为负 ， 其为稳定贡献 。
（ ） 气式 飞机 ２喷
一
般为负 ， 是稳定 的。同时飞机的下洗 角对尾翼 的纵 向静稳定性贡献影 响较大 ， 估算时需要重视。 １１３ 机 身 ．． 由于机身 的形状不规则 ， 其静稳定性贡献 的估 算 比较复杂 ， 可用下式进行简化估算 ：
般认 为 ， 喷气 式发 动机 的输 出推 力 恒 定 ， 不
随速度而改变。此时喷气式飞机的推力纵向力矩系
数 方程 为 ：
Ｃ ： — ￣ Ｔｚ ＇ Ｌ ｒ— Ｗ ｅ
（） ２
算时忽略不计 ， Ｃ 而以 ｄ Ｎ
＝
１ 计算 。 来
其 中 ， ＝７ 为尾翼 动压效 率 。实 际飞机 的第 ７ 五、 六项 相 比其 它项 很 小 ， 因此 为 简 化估 算 ， 以下 在 估 算 中忽 略该项 ， ： 得
同理 ， 机翼 升力 贡献水 平分 量 ：
由于俯 仰力矩 是 升力 系数 的 函 数 ， 常用 俯 仰 力 矩 通 系数 对 升力 系数 曲线 的斜 率 来评估 飞机纵 向静稳 定
０；
综 合 以 上 三 项 ， 机 翼 对 纵 向静 稳 定 度 的 贡 得
献为 ：
性。将式 （ ） ３ 对 求导可得到该斜率 ， 即俯仰力矩 导数的计算式（ ） ４：
（） ８
：
ｃ ５
实际机翼的式 （ ） ８ 后三项值均很小 ， 这里做估
为尾容 系数 ， 由飞机 几何 尺 寸 决定 。乎
刘 超强等 ： 轻型飞机纵 向静 稳定性试 验的估算
尾 的气 动 中心 也 可 认 为 在 四分 之 一 弦 长 处 。 由式 （５ 可 以看 出 ， １） 尾翼 对 纵 向静 稳 定 性 裕 度 贡献 值 一
对 于几 何对 称 飞 机 ， 认 为俯 仰 力 矩 与 横 一 可 航 向力矩无 关 ， 可单 独 利 用 俯 仰 力矩 方程 进 行 推 导计 算 。飞 机 主要 的俯 仰 力矩情 况 如 图 １ 所示 。
中， 需利用估算结果来判断试验数据是否正常 ； 在飞 行结束后的试验数据分析处理 中， 需将试验结果与 估算的预期进行 比较 ， 分析差异以改进设计 。对飞
ＣⅣ＝ ＣＬ ｏ （ ｔ— ｉ ） ＋ Ｃ口 ｉ （ ｃ— ｉ ） ｃｓｏ ｓｎ ０
ｗ ｗ
中最后 一项 进行 估算 。
由 图 １可得 飞机尾 翼 的攻角 ：
Ｏ ： 一ｓ＋ｉ ｔ 一ｉ （ ２ １）
（） ５
（） ６
ｄｔ ｏ
＋
Ｃｃ＝ Ｃ， ｏ （ ｔ— ｉ ） 一 Ｃ￡ ｉ （ — ｉ） Ｊ ｓＯ ｃ ｓｎ
（ 一 ＝（ 毫 ） 一
由式（４ 代 入式 （ ） １） ４ 最后一项 ， 即得平尾的纵
向静 稳定 性 贡献 ：
人式 （ ） 机翼 升力 贡献 的垂 直分量 ： ７得
ｄ Ｎ Ｃ
Ｃ 一 ‘
＋ －ｅ ’ ｎ ＡＲｃ
＋ 。
（ ＋ 詈ｔ意 ） 一（ ） ＝ 一
ａ ｎｌｚｄ ｒｓｅｔ ｅ ｕ ｎ ｈ ｓｍａ ｏ ． Ｂ ｓｄ ｏ ｈ ｏ ｇｔｄｎ ｔ ｃ ｓ ｂｉ ｓｍａｏ ， ｔｅ ｅｕｔ ｎ ｆｓｃ ｖｍｅ ｔａｄ ｓｃ ｒ ａａ ｅ ｅｐ ｃｖｌ ｄ ｒ ｇ ｔｅ ｅｔ ｔ ｎ ａｅ ｎ ｔｅｌｎ ｕ ａ ｓ ｔ ｔ ｉｔ ｅｔ ｔ ｎ ｈ ｑ ａｏｓ ｏ ｔｋ ｍｏ ｅ ｎ ｎ ｔｋ ｅ ｙ ｉ ｙ ｉ ｉ ｉ ｉ ｉ ｌ ａ ｉ ａ ｌｙ ｉ ｉ ｉ ｉ ｉ ｆｒ ｎ ｆｇ ｔｔｓ ｒ ｏ ｔｎ ｄ ｎ ｈ ｅ ａ ｅｕ ｔ ｎ ｍｅｈ ｄ ｏ ｅｔ ｏｎｓａｄ ａｔａ ｌｎ ｔｄｎ ｔ ｃｍａｇ ｒ ｉ ｕｓｄ ｏｃ ｏ ｉｈ ｅｔ ａｅ ｂａ ｅ ．ａｄ ｔｅ ｔｔｄｔ ｒｄ ｃ ｏ ｔｏ ｓｆｒｎｕｒ ｐ ｉｔ ｎ ｃ ｌ ｏ ｇ ｕ ａ ｓｔ ｒｉ ａｅｄｓ ｓ ｅ ｌ ｓ ｉ ｓ ａ ｉ ｌ ａ ｕ ｉ ｉ ｌ ａ ｉ ｎ ｃ ｅ
ｄＣ ｃ
＝ － （ － ｉ） 一 ａ
ｗ
￣ ．
Ｃ Ｌ
口
４ ．
一
（） ９
由于 ｃ 为机翼 的类 型决定 而不 随 飞机姿 态变 ～ 化 ， Ｃａ ｍ ｄ ｃ
＝
ｃ＝ ＋ 詈＋ ＋ 一 ｔ ３ ｍ Ｓ ） ｌ ｔ 吼（
对于俯仰平衡状态下的飞机 ， （ ） 等于 ０ 式 ３值 。
方法 。
关键词 ： 握杆 ； 松杆 ； 中性点 ； 静稳定裕度
【ｂ ｒ ｔ Ｔ ｅｅ ｍ ｔ ｎｅｕｔｎ ｏ ｎｉｄ ａ ｓｔ ｔ ｉｙｏ ｇｔ ｉｒｔａ ｅｕｅ．Ｓ ｃ ｆｅ ｎ ｃ ｅ ｌ ｇｕｉ ｌｔ ｃｓｂｉ Ａｓａ 】 ｈ ｓ ａｏ ｑａｏｓ ｆｏ ｇｕｉ ａｃ ａｌ ｆｉ ｒ ａ ｒ ｒ ｃｄ ｔｋｉ ｄａｄｓ ｋｆｅ ｏ ｉ ｄ ａ ｓｔ ｉｙ ｔｃ ｉ ｔ ｉ ｉ ｌ ｔ ｎ ｔｉ ｓｂｉ ｌ ｔ ｌｈ ａｃ ｆ ｅ ｄ ｉ ｘ ｉ ｔ ｒ ｎｔ ｎ ｉ ｔ ｌ ａ ａ ｔ
【ｅ ｏ ｓ ｓ ｋｆｅ； ｃ ｅ；ｅｔｌ ｏ ｔｔ ｃｍ ｒｎ Ｋｙ ｒ 】 ｔ ｘｄｓ ｋｆｅｎｕ ａ ｐｉ ；ａ ａ ｗ ｄ ｉ ｉ ｃ ｉ ｔ ｒ ｒ ｎ ｓｔ ｉ ｉ ｇ
０ 引言
飞机 纵 向静 稳 定性 飞行 试验 需 同时进 行定 量试 验 数据 分 析 和 试 飞 员 定 性 评 估 。在 飞 行 试 验 过 程
图 １ 飞机 主要俯 仰力矩和受力分析 图
１ 纵 向静稳定性分析
飞机 在主要 飞行 时 间中多是处 于稳 定平 飞状 态 ，
根 据 飞机 纵 向各 力及 其 对 重 心 的位 置 ， 计算 可
得 出飞 机 总俯 仰 力矩 ：
Ｍｅ ｇ＝Ｎｘ ８＋Ｃ ＋Ｍ ＋ Ｍ ＋Ｍ ＋ Ｃｔ ｔ ｚ Ｆ ｈ ～Ｎｔ ｌ ｔ
其力矩和受力都对称平衡 。可简单认为俯仰平衡方 程或运 动方程 与 横航 向运 动 方程 无 关 。且 估 算 过程
不需要对 俯仰运 动方程所有 方面进 行研 究 ， 对俯 仰力 矩方程 的分析推 导足够对轻 型飞机进 行简单估 算 。 轻 型 飞机 的俯 仰 控制 多 是 可 逆 的 ， 升 降舵 可 其
飞机尾 翼产 生 的纵 向静稳 定 性 贡 献可 按 式 （ ４）
裕 度可 分 为机 翼 、 机身 、 尾翼 的贡献等 几个 不 同的 主 要 组成 部分 。下 文将对 这些 部分 分别 进行 估算 。
１ １ １ 机翼 ．．
由式（ ）前三项均来 自机翼 ， ４， 下面从飞机机翼
升 力分 解 的垂直 和平行 飞 机基 准线 的力来 进行 力矩 分析 。