空氣動(dòng)力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義

1、空氣動(dòng)力學(xué)與熱工基礎(chǔ)講義飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性 介紹飛機(jī)的三種操縱性及介紹飛機(jī)的三種操縱性及其影響因素其影響因素 三種操縱性的介紹三種操縱性的介紹影響飛機(jī)操縱性的因素影響飛機(jī)操縱性的因素 2/7043 飛機(jī)的操縱性飛機(jī)的操縱性 飛機(jī)的操縱性，就是飛機(jī)飛機(jī)的操縱性，就是飛機(jī)“聽從聽從”飛行員操縱桿、舵、油門、飛行員操縱桿、舵、油門、襟翼、減速板等而改變飛行狀態(tài)的特性。飛機(jī)的操縱性，一襟翼、減速板等而改變飛行狀態(tài)的特性。飛機(jī)的操縱性，一般僅指飛機(jī)在桿、舵的操縱下改變其飛行狀態(tài)的特性。般僅指飛機(jī)在桿、舵的操縱下改變其飛行狀態(tài)的特性。 第一、操縱桿、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，第一、操縱桿、

2、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，操縱費(fèi)力，飛行員易疲勞；太小，不易準(zhǔn)確地感覺操縱量。操縱費(fèi)力，飛行員易疲勞；太小，不易準(zhǔn)確地感覺操縱量。 第二、飛行員操縱桿、舵后，飛機(jī)反映快慢要適當(dāng)，即不可遲第二、飛行員操縱桿、舵后，飛機(jī)反映快慢要適當(dāng)，即不可遲鈍，也不能過于靈敏。鈍，也不能過于靈敏。 飛機(jī)的操縱是通過三個(gè)操縱面，即升降舵飛機(jī)的操縱是通過三個(gè)操縱面，即升降舵(或全動(dòng)平尾或全動(dòng)平尾)方方向舵向舵(或全動(dòng)立尾或全動(dòng)立尾)和副翼來進(jìn)行的，轉(zhuǎn)動(dòng)這三個(gè)操縱面，飛機(jī)和副翼來進(jìn)行的，轉(zhuǎn)動(dòng)這三個(gè)操縱面，飛機(jī)就會(huì)繞其縱軸就會(huì)繞其縱軸(ox)橫軸橫軸(oz)和立軸和立軸(oy)轉(zhuǎn)動(dòng)，而改變其飛行狀轉(zhuǎn)動(dòng)，而改變

3、其飛行狀態(tài)。態(tài)。 一、飛機(jī)的縱向操縱性一、飛機(jī)的縱向操縱性 飛行員移動(dòng)駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼飛行員移動(dòng)駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵或升降舵)能夠改變能夠改變飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭(zhēng)的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處之間的相互矛盾，相互斗爭(zhēng)的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度(或升降舵向上或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力，并。于是

4、水平尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力，并對(duì)飛機(jī)重心形成俯仰操縱力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角對(duì)飛機(jī)重心形成俯仰操縱力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角(圖圖3436)。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對(duì)飛機(jī)重心形成升力，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對(duì)飛機(jī)重心形成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它形成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大力和它形成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一

5、定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰操縱力矩到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時(shí)，飛機(jī)就停止俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)，保持以較大的迎角重新平衡時(shí)，飛機(jī)就停止俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)，保持以較大的迎角飛行。飛行。 (一一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會(huì)改變后，飛機(jī)的迎角為什么會(huì)改變? 升降舵升降舵(或平尾或平尾)是靠前推后拉駕駛桿來操縱的是靠前推后拉駕駛桿來操縱的(圖圖3433)。前。前推駕駛桿，升降舵向下偏轉(zhuǎn)推駕駛桿，升降舵向下偏轉(zhuǎn)(或平尾前緣向上偏轉(zhuǎn)或平尾前緣向上偏轉(zhuǎn))，飛機(jī)便低頭；后拉駕駛，飛機(jī)便低頭；后拉駕駛桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)桿，升降舵向上偏轉(zhuǎn)(或平尾前緣向下偏

6、轉(zhuǎn)或平尾前緣向下偏轉(zhuǎn))，飛機(jī)便抬頭。，飛機(jī)便抬頭。 副翼是靠左右壓駕駛桿來操縱的副翼是靠左右壓駕駛桿來操縱的(圖圖3435)。左壓桿，左副翼向上。左壓桿，左副翼向上偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；右壓桿，右副翼向上偏轉(zhuǎn)，左偏轉(zhuǎn)，右副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)；右壓桿，右副翼向上偏轉(zhuǎn)，左副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。左右壓桿和推拉桿的動(dòng)作是獨(dú)立而不互副翼向下偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)。左右壓桿和推拉桿的動(dòng)作是獨(dú)立而不互相干擾的。相干擾的。 方向舵是靠腳左右蹬來操縱的方向舵是靠腳左右蹬來操縱的(圖圖3434)左腳向前蹬左腳蹬，方左腳向前蹬左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便向左方轉(zhuǎn)過去；右腳向前蹬右腳蹬，方向舵

7、向右偏轉(zhuǎn)，向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便向左方轉(zhuǎn)過去；右腳向前蹬右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便右轉(zhuǎn)。飛機(jī)便右轉(zhuǎn)。 三個(gè)舵面的操縱，在空氣動(dòng)力作用的原理方面，它們基本上是一樣的，三個(gè)舵面的操縱，在空氣動(dòng)力作用的原理方面，它們基本上是一樣的，都是改變舵面上的空氣動(dòng)力，產(chǎn)生附加力，對(duì)飛機(jī)重心形成操縱力矩，都是改變舵面上的空氣動(dòng)力，產(chǎn)生附加力，對(duì)飛機(jī)重心形成操縱力矩，來達(dá)到改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的目的，下面我們?nèi)詮娘w機(jī)的縱向、橫向和方來達(dá)到改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的目的，下面我們?nèi)詮娘w機(jī)的縱向、橫向和方向三方面來分別說明操縱性的基本原理、影響因素，最后簡(jiǎn)單介紹隨空向三方面來分別說明操縱性的基本原理、影響因素，最后簡(jiǎn)單介紹隨空

8、布局飛機(jī)的直接力操縱問題。布局飛機(jī)的直接力操縱問題。 (一一)偏轉(zhuǎn)水平尾翼偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵或升降舵)后，飛機(jī)的迎角為什么會(huì)改變后，飛機(jī)的迎角為什么會(huì)改變? 飛行員移動(dòng)駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼飛行員移動(dòng)駕駛桿偏轉(zhuǎn)水平尾翼(或升降舵或升降舵)能夠改變飛機(jī)迎角，是由能夠改變飛機(jī)迎角，是由于飛機(jī)的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭(zhēng)的于飛機(jī)的俯仰操縱力矩和俯仰恢復(fù)力矩之間的相互矛盾，相互斗爭(zhēng)的結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向結(jié)果。例如，飛機(jī)原來處于俯仰平衡狀態(tài)，俯仰力矩平衡，飛行員向后拉了一點(diǎn)桿，水平尾翼前緣即向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度后拉了一點(diǎn)桿，水平尾翼前緣即向下偏

9、轉(zhuǎn)一個(gè)角度(或升降舵向上偏轉(zhuǎn)或升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度一個(gè)角度)。于是水平尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力。于是水平尾翼產(chǎn)生負(fù)的附加升力 ，并對(duì)飛機(jī)重心形成俯，并對(duì)飛機(jī)重心形成俯仰操縱力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角仰操縱力矩，迫使機(jī)頭上仰增大迎角(圖圖3436)。由于迎角增大，引。由于迎角增大，引起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力起飛機(jī)產(chǎn)生正的附加升力 ，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對(duì)飛機(jī)重心形成俯仰恢復(fù)力矩，此附加升力作用在飛機(jī)焦點(diǎn)上，對(duì)飛機(jī)重心形成俯仰恢復(fù)力矩，其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角其方向同俯仰操縱力矩的方向相反，力圖恢復(fù)原來的迎角。隨著迎角逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它形成的俯仰恢

10、復(fù)力矩也逐漸增大，及逐漸增大，飛機(jī)的附加升力和它形成的俯仰恢復(fù)力矩也逐漸增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰操縱力矩重致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢復(fù)力矩與俯仰操縱力矩重新平衡時(shí)，飛機(jī)就停止俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)，保持以較大的迎角飛行。新平衡時(shí)，飛機(jī)就停止俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)，保持以較大的迎角飛行。尾Y飛機(jī)Y 同理，如果飛行員再拉一點(diǎn)桿，增大一點(diǎn)俯仰操縱力矩，使迎角加同理，如果飛行員再拉一點(diǎn)桿，增大一點(diǎn)俯仰操縱力矩，使迎角加大一點(diǎn)，這時(shí)俯仰恢復(fù)力矩也相應(yīng)地增大一點(diǎn)，飛機(jī)就會(huì)平衡在更大的大一點(diǎn)，這時(shí)俯仰恢復(fù)力矩也相應(yīng)地增大一點(diǎn)，飛機(jī)就會(huì)平衡在更大的迎角飛行，若相應(yīng)地推一點(diǎn)桿，飛機(jī)就會(huì)平衡在較

11、小的迎角飛行。迎角飛行，若相應(yīng)地推一點(diǎn)桿，飛機(jī)就會(huì)平衡在較小的迎角飛行。 飛行中，駕駛桿每移動(dòng)一個(gè)位置，都對(duì)應(yīng)著飛行中，駕駛桿每移動(dòng)一個(gè)位置，都對(duì)應(yīng)著個(gè)迎角。駕駛桿的位置越個(gè)迎角。駕駛桿的位置越靠后，即水平尾翼前絳的下偏角越大靠后，即水平尾翼前絳的下偏角越大(或升降舵的上偏角越大或升降舵的上偏角越大)，側(cè)對(duì)應(yīng)的迎，側(cè)對(duì)應(yīng)的迎角也越大。角也越大。 如果飛機(jī)的迎角穩(wěn)定性較強(qiáng)，則移動(dòng)駕駛桿操縱水平尾翼如果飛機(jī)的迎角穩(wěn)定性較強(qiáng)，則移動(dòng)駕駛桿操縱水平尾翼(或升降或升降舵舵)偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛機(jī)迎角改變甚少，俯仰恢復(fù)力矩就能與俯仰操縱力矩相偏轉(zhuǎn)時(shí)，飛機(jī)迎角改變甚少，俯仰恢復(fù)力矩就能與俯仰操縱力矩相平衡，也就是說，

12、水平尾翼平衡，也就是說，水平尾翼(或升降舵或升降舵)偏轉(zhuǎn)相同角度的條件下，飛機(jī)偏轉(zhuǎn)相同角度的條件下，飛機(jī)迎角變化較少，即飛機(jī)的縱向操縱性較差。由此可知，飛機(jī)的縱向穩(wěn)迎角變化較少，即飛機(jī)的縱向操縱性較差。由此可知，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性和縱向操縱性是互相矛盾的，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)，其縱向操定性和縱向操縱性是互相矛盾的，飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)，其縱向操縱性變差。飛機(jī)從亞音速飛行向超音速飛行過渡時(shí)，由于飛機(jī)焦點(diǎn)位縱性變差。飛機(jī)從亞音速飛行向超音速飛行過渡時(shí)，由于飛機(jī)焦點(diǎn)位置顯著后移，縱向穩(wěn)定性大大增加，縱向操縱性要變差。置顯著后移，縱向穩(wěn)定性大大增加，縱向操縱性要變差。(二二)增強(qiáng)飛機(jī)俯仰操縱性的措施增強(qiáng)

13、飛機(jī)俯仰操縱性的措施全動(dòng)水平尾翼全動(dòng)水平尾翼 一般亞音速飛機(jī)都采用升降舵進(jìn)行俯仰操縱，飛行員操縱升降舵，一般亞音速飛機(jī)都采用升降舵進(jìn)行俯仰操縱，飛行員操縱升降舵，升降舵偏轉(zhuǎn)所引起的壓力變化能逆氣流傳播，使整個(gè)水平尾翼的壓力分升降舵偏轉(zhuǎn)所引起的壓力變化能逆氣流傳播，使整個(gè)水平尾翼的壓力分布發(fā)生顯著變化，產(chǎn)生較大的附加升力，故升降舵效能提高，能夠保證布發(fā)生顯著變化，產(chǎn)生較大的附加升力，故升降舵效能提高，能夠保證飛機(jī)具有良好俯仰操縱性飛機(jī)具有良好俯仰操縱性(圖圖3437a)。 升降舵良好的舵面效能，在一定條件下會(huì)向它的反面轉(zhuǎn)化。高速飛行中，升降舵良好的舵面效能，在一定條件下會(huì)向它的反面轉(zhuǎn)化。高速飛行

14、中，水平安定面表面產(chǎn)生局部激波。我們知道，局部激被前面為超音速氣流，局水平安定面表面產(chǎn)生局部激波。我們知道，局部激被前面為超音速氣流，局部激波后面的壓力變化，不能逆超音速氣流傳到局部激波前面去，這時(shí)，升部激波后面的壓力變化，不能逆超音速氣流傳到局部激波前面去，這時(shí)，升降舵的偏轉(zhuǎn)，只能改變水平尾翼位于局部激波后面的壓力分布，不能改變整降舵的偏轉(zhuǎn)，只能改變水平尾翼位于局部激波后面的壓力分布，不能改變整個(gè)水平尾翼的壓力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏轉(zhuǎn)同一角度所個(gè)水平尾翼的壓力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏轉(zhuǎn)同一角度所產(chǎn)生的俯仰操縱力矩顯著下降產(chǎn)生的俯仰操縱力矩顯著下降(圖圖3437b

15、)。 高速飛行時(shí)，飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性較強(qiáng)，操縱飛機(jī)俯仰需要有較大的高速飛行時(shí)，飛機(jī)俯仰穩(wěn)定性較強(qiáng)，操縱飛機(jī)俯仰需要有較大的操縱力矩。如果把舵面效能降低，飛機(jī)的俯仰操縱性勢(shì)必嚴(yán)重惡化，操縱力矩。如果把舵面效能降低，飛機(jī)的俯仰操縱性勢(shì)必嚴(yán)重惡化，出現(xiàn)舵面偏移甚多，飛機(jī)迎角改變不大的嚴(yán)重局面。出現(xiàn)舵面偏移甚多，飛機(jī)迎角改變不大的嚴(yán)重局面。 為了解決高速飛行時(shí)飛機(jī)俯仰操縱性較差的矛盾，高速飛機(jī)采用全動(dòng)水為了解決高速飛行時(shí)飛機(jī)俯仰操縱性較差的矛盾，高速飛機(jī)采用全動(dòng)水平尾翼來代替升降舵。全動(dòng)水平尾翼偏轉(zhuǎn)后，可以改變整個(gè)水平尾翼的壓力平尾翼來代替升降舵。全動(dòng)水平尾翼偏轉(zhuǎn)后，可以改變整個(gè)水平尾翼的壓力分布，因而其

16、舵面效能要比升降舵面高得多。分布，因而其舵面效能要比升降舵面高得多。 使用全動(dòng)水平尾翼又會(huì)出現(xiàn)新的矛盾，飛行員操縱水平尾翼需要克服使用全動(dòng)水平尾翼又會(huì)出現(xiàn)新的矛盾，飛行員操縱水平尾翼需要克服很大的空氣動(dòng)力。致使飛行員直接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)十分困難，為此，很大的空氣動(dòng)力。致使飛行員直接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)十分困難，為此，在水平尾翼操縱系統(tǒng)中安裝了助力操縱裝置，讓飛行員利用液壓和電動(dòng)在水平尾翼操縱系統(tǒng)中安裝了助力操縱裝置，讓飛行員利用液壓和電動(dòng)機(jī)構(gòu)間接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)。機(jī)構(gòu)間接操縱水平尾翼偏轉(zhuǎn)。 必須指出，即使采用全動(dòng)水平尾翼，在超音速飛行時(shí)，舵面效能必須指出，即使采用全動(dòng)水平尾翼，在超音速飛行時(shí)，舵面

17、效能也會(huì)有所降低，這是因?yàn)?，超音速飛行時(shí)，隨著飛行也會(huì)有所降低，這是因?yàn)?，超音速飛行時(shí)，隨著飛行M數(shù)增大，升力數(shù)增大，升力系數(shù)要減小，因此，在其它條件不變的情況下，水平尾翼能夠產(chǎn)生的系數(shù)要減小，因此，在其它條件不變的情況下，水平尾翼能夠產(chǎn)生的升力要相應(yīng)減小，即舵面效能要降低。升力要相應(yīng)減小，即舵面效能要降低。1、駕駛桿力、駕駛桿力 飛行員操縱飛機(jī)，要對(duì)駕駛桿施加力量，這個(gè)力稱為駕駛桿力，飛行員操縱飛機(jī)，要對(duì)駕駛桿施加力量，這個(gè)力稱為駕駛桿力，簡(jiǎn)稱桿力，為什么操縱駕駛桿要施加一定的力量簡(jiǎn)稱桿力，為什么操縱駕駛桿要施加一定的力量? 如如圖圖3438所示，當(dāng)水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度時(shí)，所示，當(dāng)水

18、平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度時(shí)，水平尾冀上就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)負(fù)的附加升力水平尾冀上就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)負(fù)的附加升力 。它對(duì)水平尾翼的轉(zhuǎn)。它對(duì)水平尾翼的轉(zhuǎn)軸構(gòu)成一個(gè)力矩軸構(gòu)成一個(gè)力矩樞軸力矩。迫使水平尾翼返回原來位置，如果操樞軸力矩。迫使水平尾翼返回原來位置，如果操縱系統(tǒng)中沒有裝設(shè)助力操縱裝置。這個(gè)力矩的作用就要傳到駕駛桿上來，縱系統(tǒng)中沒有裝設(shè)助力操縱裝置。這個(gè)力矩的作用就要傳到駕駛桿上來，使駕駛桿返回松桿位置，因此，飛行員要保持水平尾翼轉(zhuǎn)角不變，就必使駕駛桿返回松桿位置，因此，飛行員要保持水平尾翼轉(zhuǎn)角不變，就必須用一定的力量須用一定的力量P拉住駕駛桿以平衡樞軸力矩的作用，保持駕駛桿的位拉住駕駛桿以平衡樞軸力矩

19、的作用，保持駕駛桿的位置不動(dòng)，反之，如果要保持水平尾翼處在前緣上偏的位置，飛行員就必置不動(dòng)，反之，如果要保持水平尾翼處在前緣上偏的位置，飛行員就必須用一定的力量推住駕駛桿。水平尾翼離轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大，都須用一定的力量推住駕駛桿。水平尾翼離轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大，都會(huì)使作用在水平尾翼上的空氣動(dòng)力增大，為了保持水平尾翼偏轉(zhuǎn)不變，會(huì)使作用在水平尾翼上的空氣動(dòng)力增大，為了保持水平尾翼偏轉(zhuǎn)不變，駕駛桿力也必然增大。駕駛桿力也必然增大。 尾Y(三三)平飛速度改變后，駕駛桿力為什么會(huì)改變平飛速度改變后，駕駛桿力為什么會(huì)改變? 裝有助力裝置的操縱系統(tǒng)中，作用在水平尾翼上的空氣動(dòng)裝有助力裝置的操縱系統(tǒng)中，

20、作用在水平尾翼上的空氣動(dòng)力只傳給助力器，不能傳到駕駛桿上來，為了使飛行員能感受力只傳給助力器，不能傳到駕駛桿上來，為了使飛行員能感受到一定的桿力，憑著力的感覺來準(zhǔn)確地掌握操縱分量。在操縱到一定的桿力，憑著力的感覺來準(zhǔn)確地掌握操縱分量。在操縱系統(tǒng)中裝設(shè)了載荷感覺器。系統(tǒng)中裝設(shè)了載荷感覺器。 如如圖圖3439所示，飛行員移動(dòng)駕駛桿使水平尾翼偏所示，飛行員移動(dòng)駕駛桿使水平尾翼偏轉(zhuǎn)時(shí)，要壓縮載荷感覺器內(nèi)的彈簧，彈簧張力傳到駕駛桿轉(zhuǎn)時(shí)，要壓縮載荷感覺器內(nèi)的彈簧，彈簧張力傳到駕駛桿上來，因此，飛行員必須用一定力量拉住或推駕駛桿，才上來，因此，飛行員必須用一定力量拉住或推駕駛桿，才能使它保持一定位置，水平尾

21、翼偏轉(zhuǎn)角越大，彈簧被壓縮能使它保持一定位置，水平尾翼偏轉(zhuǎn)角越大，彈簧被壓縮的越厲害，桿力越大。的越厲害，桿力越大。 2、駕駛桿力隨平飛速度變化的規(guī)律、駕駛桿力隨平飛速度變化的規(guī)律 平飛中，飛機(jī)的升力必須和飛機(jī)的重力相等，所以，隨著飛行速平飛中，飛機(jī)的升力必須和飛機(jī)的重力相等，所以，隨著飛行速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力相等，所以，隨著飛行度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力相等，所以，隨著飛行速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力不變，飛行速度加快速度的改變，需要相應(yīng)地改變迎角，以保持升力不變，飛行速度加快了，升力隨之增大，這就需要相應(yīng)地減小迎角，以減小升力，飛行速了，升力

22、隨之增大，這就需要相應(yīng)地減小迎角，以減小升力，飛行速度減慢了，升力隨之減小，這就需要相應(yīng)地增大迎角，以增大升力，度減慢了，升力隨之減小，這就需要相應(yīng)地增大迎角，以增大升力，可見，為了保持平飛，在大速度下，應(yīng)當(dāng)用小迎角：而在小速度下，可見，為了保持平飛，在大速度下，應(yīng)當(dāng)用小迎角：而在小速度下，應(yīng)當(dāng)用大迎角。應(yīng)當(dāng)用大迎角。 前面已經(jīng)講過，飛機(jī)的迎角又必須通過相應(yīng)地移動(dòng)駕駛桿，改變水平前面已經(jīng)講過，飛機(jī)的迎角又必須通過相應(yīng)地移動(dòng)駕駛桿，改變水平尾翼的偏轉(zhuǎn)角度來改變。而駕駛桿位置改變了，駕駛桿力也會(huì)相應(yīng)地發(fā)尾翼的偏轉(zhuǎn)角度來改變。而駕駛桿位置改變了，駕駛桿力也會(huì)相應(yīng)地發(fā)生變化，由此可以得出駕駛桿力隨平飛

23、速度的變化關(guān)系。如生變化，由此可以得出駕駛桿力隨平飛速度的變化關(guān)系。如圖圖4440中曲線所示中曲線所示 在平飛中，飛行員松開駕駛桿在平飛中，飛行員松開駕駛桿(即載荷感覺器不受壓縮，桿力等于即載荷感覺器不受壓縮，桿力等于零零)時(shí)，飛機(jī)會(huì)相應(yīng)地平穩(wěn)在某一個(gè)迎角和速度上，這個(gè)桿力為零的飛行時(shí)，飛機(jī)會(huì)相應(yīng)地平穩(wěn)在某一個(gè)迎角和速度上，這個(gè)桿力為零的飛行速度，叫做平衡速度，如速度，叫做平衡速度，如圖圖3440中，曲線與橫坐標(biāo)的交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)中，曲線與橫坐標(biāo)的交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的飛行速度，就是平衡速度。的飛行速度，就是平衡速度。 如果從平衡速度開始，減小一點(diǎn)速度平飛，就要相應(yīng)地增大一點(diǎn)迎角，如果從平衡速度開始，減小一點(diǎn)

24、速度平飛，就要相應(yīng)地增大一點(diǎn)迎角，才能使升力與重力相等。繼續(xù)保持平飛。為了要增大迎角才能使升力與重力相等。繼續(xù)保持平飛。為了要增大迎角, 并使飛機(jī)能在較并使飛機(jī)能在較大迎角下重新平衡，就需要飛行員從松桿位置向后拉點(diǎn)桿，使水平尾翼前緣大迎角下重新平衡，就需要飛行員從松桿位置向后拉點(diǎn)桿，使水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一點(diǎn)角度，這時(shí)，載荷感覺器內(nèi)的彈簧就要受到壓縮，飛行員需要向下偏轉(zhuǎn)一點(diǎn)角度，這時(shí)，載荷感覺器內(nèi)的彈簧就要受到壓縮，飛行員需要用點(diǎn)力拉桿，平飛速度越小，需要的迎角越大，水平尾翼前緣的下偏量也應(yīng)用點(diǎn)力拉桿，平飛速度越小，需要的迎角越大，水平尾翼前緣的下偏量也應(yīng)當(dāng)越大，所以，拉桿量越大，拉桿力也隨之

25、增大。當(dāng)越大，所以，拉桿量越大，拉桿力也隨之增大。 同理，如果從平衡速度開始增大速度平飛，就需要飛行員從松桿位置推同理，如果從平衡速度開始增大速度平飛，就需要飛行員從松桿位置推點(diǎn)桿，使水平尾翼前緣向上偏，以減小迎角，載荷感覺器內(nèi)的彈簧從反向受點(diǎn)桿，使水平尾翼前緣向上偏，以減小迎角，載荷感覺器內(nèi)的彈簧從反向受到壓縮，飛行員需要用力推桿平飛速度越大，需要的迎角越小，水平尾翼到壓縮，飛行員需要用力推桿平飛速度越大，需要的迎角越小，水平尾翼前緣的上偏量也應(yīng)越大，所以，推桿量越大，推桿力也隨之增大。前緣的上偏量也應(yīng)越大，所以，推桿量越大，推桿力也隨之增大。 總的看來，曲線由下向上表明：隨著平飛速度由小增

26、大，先是拉桿總的看來，曲線由下向上表明：隨著平飛速度由小增大，先是拉桿力逐漸減小，到達(dá)平衡速度時(shí)，駕駛桿力等于零，飛行速度再增大，駕力逐漸減小，到達(dá)平衡速度時(shí)，駕駛桿力等于零，飛行速度再增大，駕駛桿就變?yōu)橥茥U力，以后，隨著飛行速度繼續(xù)增大，推桿力也不斷增大。駛桿就變?yōu)橥茥U力，以后，隨著飛行速度繼續(xù)增大，推桿力也不斷增大。 殲殲6飛機(jī)的平衡速度為表速飛機(jī)的平衡速度為表速75050公里公里/小時(shí)，在正常情況下，小時(shí)，在正常情況下，殲殲6飛機(jī)平飛時(shí)，拉桿力大約為飛機(jī)平飛時(shí)，拉桿力大約為15公斤左右，推桿力也為公斤左右，推桿力也為15公斤左右。公斤左右。桿力在這一范圍內(nèi)變化，可以保證飛行員操縱飛機(jī)時(shí)既

27、有適當(dāng)?shù)牧Φ母袟U力在這一范圍內(nèi)變化，可以保證飛行員操縱飛機(jī)時(shí)既有適當(dāng)?shù)牧Φ母杏X，又不會(huì)過于費(fèi)力。覺，又不會(huì)過于費(fèi)力。 如果飛機(jī)的平衡速度不合規(guī)定，飛行中桿力就會(huì)不正常，飛行員會(huì)反映如果飛機(jī)的平衡速度不合規(guī)定，飛行中桿力就會(huì)不正常，飛行員會(huì)反映“頭重頭重”或或“頭輕頭輕”。 平衡速度過大時(shí)，如果飛行員要以某一小速度平飛，就需要使迎危增大平衡速度過大時(shí)，如果飛行員要以某一小速度平飛，就需要使迎危增大得多一些，因此，就要從松桿位置向后多拉點(diǎn)桿，拉桿力比正常時(shí)大，如果得多一些，因此，就要從松桿位置向后多拉點(diǎn)桿，拉桿力比正常時(shí)大，如果飛行員要以某飛行員要以某較大速度平飛，迎角可以減小得少些，飛行員可以從

28、松桿位較大速度平飛，迎角可以減小得少些，飛行員可以從松桿位置向前少推點(diǎn)桿，推桿力較小，這種拉桿力過大，推桿力過小的現(xiàn)象，按飛置向前少推點(diǎn)桿，推桿力較小，這種拉桿力過大，推桿力過小的現(xiàn)象，按飛行習(xí)慣說法，叫做行習(xí)慣說法，叫做“頭重頭重”。 圖圖3441表示，平衡速度正常和平衡速度過大兩種情況下的表示，平衡速度正常和平衡速度過大兩種情況下的桿力曲線平衡速度過大時(shí)，升力曲線要向下移動(dòng)一段距離，在小桿力曲線平衡速度過大時(shí)，升力曲線要向下移動(dòng)一段距離，在小速度平飛時(shí)，拉桿力都偏大。在大速度平飛時(shí)，推桿力都縮小速度平飛時(shí)，拉桿力都偏大。在大速度平飛時(shí)，推桿力都縮小 根據(jù)以上道理，也可分析得知，平衡速度過小

29、，則會(huì)出現(xiàn)推桿力過根據(jù)以上道理，也可分析得知，平衡速度過小，則會(huì)出現(xiàn)推桿力過大，拉桿力過小的現(xiàn)象。這就是所謂大，拉桿力過小的現(xiàn)象。這就是所謂“頭輕頭輕”。 二、橫向操縱性二、橫向操縱性 飛機(jī)的橫向操縱性，就是在飛行員操縱副翼以后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)，飛機(jī)的橫向操縱性，就是在飛行員操縱副翼以后，飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變滾轉(zhuǎn)角速度和坡度等飛行狀態(tài)的特性。改變滾轉(zhuǎn)角速度和坡度等飛行狀態(tài)的特性。 在某一飛行速度下，飛行員向左壓桿偏轉(zhuǎn)副翼在某一飛行速度下，飛行員向左壓桿偏轉(zhuǎn)副翼(圖圖3442)，飛機(jī)，飛機(jī)因左右兩翼升力之差形成橫向操縱力矩而向左滾轉(zhuǎn)，在滾轉(zhuǎn)中，只要因左右兩翼升力之差形成橫向操縱力矩而向左滾轉(zhuǎn)，在

30、滾轉(zhuǎn)中，只要沒有側(cè)滑，就不會(huì)有恢復(fù)力矩產(chǎn)生，只有橫向阻轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)越快，沒有側(cè)滑，就不會(huì)有恢復(fù)力矩產(chǎn)生，只有橫向阻轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)越快，阻力矩越大。當(dāng)橫向操縱力矩與橫向阻轉(zhuǎn)力矩相等時(shí)，飛機(jī)就作等速阻力矩越大。當(dāng)橫向操縱力矩與橫向阻轉(zhuǎn)力矩相等時(shí)，飛機(jī)就作等速滾轉(zhuǎn)，壓桿行程越大滾轉(zhuǎn)，壓桿行程越大(即偏轉(zhuǎn)副翼越多即偏轉(zhuǎn)副翼越多)，等速滾轉(zhuǎn)的角速度也越大。，等速滾轉(zhuǎn)的角速度也越大。 偏轉(zhuǎn)副翼后，作用在副翼上的空氣動(dòng)力也會(huì)傳到駕駛桿上，所以飛偏轉(zhuǎn)副翼后，作用在副翼上的空氣動(dòng)力也會(huì)傳到駕駛桿上，所以飛行員必須用一定力量壓住桿，才能保持副翼偏轉(zhuǎn)在一定的角度上，副翼行員必須用一定力量壓住桿，才能保持副翼偏轉(zhuǎn)在一定

31、的角度上，副翼偏轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大為了使飛行員操縱省力，在副翼前緣裝有偏轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大為了使飛行員操縱省力，在副翼前緣裝有內(nèi)封補(bǔ)償裝置，它由補(bǔ)償面和密封隔布組成，把副翼之間的空隙隔成上內(nèi)封補(bǔ)償裝置，它由補(bǔ)償面和密封隔布組成，把副翼之間的空隙隔成上下兩室下兩室(圖圖3443)，副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼下表面流速減慢，壓力，副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼下表面流速減慢，壓力增大；上表面流速加快，壓力減小因而在補(bǔ)償面上下將產(chǎn)生壓力差，增大；上表面流速加快，壓力減小因而在補(bǔ)償面上下將產(chǎn)生壓力差，這個(gè)壓力差產(chǎn)生的向上的力量，可以幫助飛行員操縱副翼向下偏轉(zhuǎn)，這個(gè)壓力差產(chǎn)生的向上的力量，可以幫助飛行員操縱副翼

32、向下偏轉(zhuǎn)，同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，補(bǔ)償面上的壓力差也可以幫助飛行員操同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，補(bǔ)償面上的壓力差也可以幫助飛行員操縱副翼向上偏轉(zhuǎn)。所以，副翼內(nèi)封補(bǔ)償裝置可以減輕飛行員壓桿操縱縱副翼向上偏轉(zhuǎn)。所以，副翼內(nèi)封補(bǔ)償裝置可以減輕飛行員壓桿操縱副翼的力。副翼的力。 高速飛行中，作用在副翼上的空氣動(dòng)力比較大，因此，高速飛機(jī)在副翼高速飛行中，作用在副翼上的空氣動(dòng)力比較大，因此，高速飛機(jī)在副翼操縱系統(tǒng)中，裝有液壓助力器，利用它來幫助飛行員操縱副翼；同時(shí)還裝有操縱系統(tǒng)中，裝有液壓助力器，利用它來幫助飛行員操縱副翼；同時(shí)還裝有載荷感覺器，使飛行員在操縱副翼時(shí)仍能受到一定的桿力作用。便于準(zhǔn)確地載荷感

33、覺器，使飛行員在操縱副翼時(shí)仍能受到一定的桿力作用。便于準(zhǔn)確地掌握操縱量。掌握操縱量。 高速飛行中，副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時(shí)，作用在副翼的空氣動(dòng)力較大，高速飛行中，副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時(shí)，作用在副翼的空氣動(dòng)力較大，這會(huì)使機(jī)翼產(chǎn)生較大的扭轉(zhuǎn)變形。副翼向下偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變這會(huì)使機(jī)翼產(chǎn)生較大的扭轉(zhuǎn)變形。副翼向下偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形要使迎角減小形要使迎角減小(圖圖3444)，這就要抵消一部分由于副翼偏轉(zhuǎn)而增，這就要抵消一部分由于副翼偏轉(zhuǎn)而增大的升力，使副翼的效能降低同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)大的升力，使副翼的效能降低同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)，機(jī)翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形則要使迎角增大，也會(huì)降低副翼的效能。為了解

34、決高生的扭轉(zhuǎn)變形則要使迎角增大，也會(huì)降低副翼的效能。為了解決高速飛行中副翼效能降低的矛盾，飛機(jī)上采用阻流片。裝了阻流片機(jī)速飛行中副翼效能降低的矛盾，飛機(jī)上采用阻流片。裝了阻流片機(jī)構(gòu)以后，當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，阻流片即從機(jī)翼下表面伸出構(gòu)以后，當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，阻流片即從機(jī)翼下表面伸出(圖圖3445), 使機(jī)翼下表面氣流的流速減小，壓力增加，升力增大，這樣，使機(jī)翼下表面氣流的流速減小，壓力增加，升力增大，這樣，就改善了飛機(jī)在高速飛行中的橫側(cè)操縱性。就改善了飛機(jī)在高速飛行中的橫側(cè)操縱性。三、方向操縱性三、方向操縱性 飛機(jī)的方向操縱性，就是在飛行員操縱方向舵以后，機(jī)頭繞立飛機(jī)的方向操縱性，就是在飛行員操縱

35、方向舵以后，機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)改變側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。軸偏轉(zhuǎn)改變側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。 為什么偏轉(zhuǎn)方向能改變側(cè)滑角為什么偏轉(zhuǎn)方向能改變側(cè)滑角?這同偏轉(zhuǎn)升降舵為什么能改變迎角的這同偏轉(zhuǎn)升降舵為什么能改變迎角的道理基本上是一樣的。道理基本上是一樣的。 飛行中，飛行員蹬右腳蹬使方向舵能向右偏轉(zhuǎn)一定角度。垂直尾翼飛行中，飛行員蹬右腳蹬使方向舵能向右偏轉(zhuǎn)一定角度。垂直尾翼上產(chǎn)生側(cè)力上產(chǎn)生側(cè)力 Z舵舵 ，對(duì)飛機(jī)重心形成一個(gè)使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)的方向操縱力矩。，對(duì)飛機(jī)重心形成一個(gè)使機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)的方向操縱力矩。在偏轉(zhuǎn)過程中，飛機(jī)形成側(cè)滑，垂直尾翼和機(jī)身都產(chǎn)生側(cè)力，它們的合在偏轉(zhuǎn)過程中，飛機(jī)形成側(cè)滑，垂直尾翼和機(jī)身

36、都產(chǎn)生側(cè)力，它們的合力力 Z飛機(jī)飛機(jī) 對(duì)飛機(jī)重心形成方向恢復(fù)力矩，此力矩隨著側(cè)滑角的增大而逐漸對(duì)飛機(jī)重心形成方向恢復(fù)力矩，此力矩隨著側(cè)滑角的增大而逐漸增大，乃至上述兩力矩互相平衡時(shí)，飛機(jī)即保持側(cè)滑角不變，如增大，乃至上述兩力矩互相平衡時(shí)，飛機(jī)即保持側(cè)滑角不變，如圖圖3446所示。所示。 方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在方向舵上的空氣動(dòng)力會(huì)傳到蹬上，故飛行員方向舵偏轉(zhuǎn)，作用在方向舵上的空氣動(dòng)力會(huì)傳到蹬上，故飛行員需要用力蹬腳蹬，才能保持方向舵偏轉(zhuǎn)角不變。需要用力蹬腳蹬，才能保持方向舵偏轉(zhuǎn)角不變。 飛機(jī)的方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系著和互相影響著的上節(jié)講飛機(jī)的方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系著和互相影響著的

37、上節(jié)講過，飛行員操縱方向舵可以使機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)，操縱副翼可使飛機(jī)繞縱軸滾過，飛行員操縱方向舵可以使機(jī)頭繞立軸偏轉(zhuǎn)，操縱副翼可使飛機(jī)繞縱軸滾轉(zhuǎn)。但是，飛行員蹬舵也會(huì)同時(shí)引起滾轉(zhuǎn)，壓桿也會(huì)同時(shí)引起偏轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)。但是，飛行員蹬舵也會(huì)同時(shí)引起滾轉(zhuǎn)，壓桿也會(huì)同時(shí)引起偏轉(zhuǎn)。 例如，飛行中，飛行員只壓桿，不蹬舵，則飛機(jī)向壓桿的方向傾例如，飛行中，飛行員只壓桿，不蹬舵，則飛機(jī)向壓桿的方向傾斜后，也會(huì)出現(xiàn)側(cè)滑斜后，也會(huì)出現(xiàn)側(cè)滑, 在側(cè)滑中，垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)力，形成力圖消除在側(cè)滑中，垂直尾翼產(chǎn)生側(cè)力，形成力圖消除側(cè)滑的力矩。于是，機(jī)頭向壓桿的方向偏轉(zhuǎn)。再如，飛行員只蹬舵不側(cè)滑的力矩。于是，機(jī)頭向壓桿的方向偏轉(zhuǎn)。再如，飛

38、行員只蹬舵不壓桿，在飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)滑后，由于機(jī)翼后掠角的作用，會(huì)使兩翼的升力壓桿，在飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)滑后，由于機(jī)翼后掠角的作用，會(huì)使兩翼的升力不等，構(gòu)成滾轉(zhuǎn)力矩，迫使飛機(jī)向側(cè)滑的相反方向不等，構(gòu)成滾轉(zhuǎn)力矩，迫使飛機(jī)向側(cè)滑的相反方向(也就是蹬舵的方向也就是蹬舵的方向)滾轉(zhuǎn)?？梢?，方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系，互相影響的。這滾轉(zhuǎn)?？梢?，方向操縱性和橫向操縱性是互相聯(lián)系，互相影響的。這與前面所講的方向安定力矩和橫向安定力矩的互相聯(lián)系，互相影響，與前面所講的方向安定力矩和橫向安定力矩的互相聯(lián)系，互相影響，道理是一樣的，這一點(diǎn)對(duì)我們以后分析和研究飛機(jī)的坡度故障和側(cè)滑道理是一樣的，這一點(diǎn)對(duì)我們以后分析和研究飛機(jī)

39、的坡度故障和側(cè)滑故障是很重要的。故障是很重要的。 四、影響操縱性的因素四、影響操縱性的因素 (一一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量對(duì)操縱性的影響飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量對(duì)操縱性的影響 (二二)飛機(jī)重心位置移動(dòng)對(duì)操縱性的影響飛機(jī)重心位置移動(dòng)對(duì)操縱性的影響 (三三)飛行高度變化對(duì)操縱性的影響飛行高度變化對(duì)操縱性的影響 (四四)飛行速度對(duì)飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響飛行速度對(duì)飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響 (五五)迎角對(duì)橫向操縱性的影響迎角對(duì)橫向操縱性的影響 (一一)飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量對(duì)操縱性的影響飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量對(duì)操縱性的影響 飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量越大，在同樣大的操縱力矩作用下，飛機(jī)的角飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量越大，在同樣大的操縱力矩作用下，飛機(jī)的角加速度越小，此時(shí)

40、，無論是迎角，側(cè)滑角或轉(zhuǎn)動(dòng)角速度等，其變化加速度越小，此時(shí)，無論是迎角，側(cè)滑角或轉(zhuǎn)動(dòng)角速度等，其變化都比較緩慢。即是說，反應(yīng)遲鈍。這就是重型飛機(jī)比輕型飛機(jī)反應(yīng)都比較緩慢。即是說，反應(yīng)遲鈍。這就是重型飛機(jī)比輕型飛機(jī)反應(yīng)遲鈍的一個(gè)原因。遲鈍的一個(gè)原因。 (二二)飛機(jī)重心位置移動(dòng)對(duì)操縱性的影響飛機(jī)重心位置移動(dòng)對(duì)操縱性的影響 重心位置前后移動(dòng)，使平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角和桿力發(fā)生變化。重心位置前后移動(dòng)，使平飛中升降舵偏轉(zhuǎn)角和桿力發(fā)生變化。如重心位置前移，縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)，改變迎角需要升降舵的偏轉(zhuǎn)角如重心位置前移，縱向穩(wěn)定性增強(qiáng)，改變迎角需要升降舵的偏轉(zhuǎn)角增大。但升降舵的上下活動(dòng)范圍都有一定限度增大。但升降舵的

41、上下活動(dòng)范圍都有一定限度. 重心的前后移動(dòng)要重心的前后移動(dòng)要受到限制。受到限制。 重心位置左右移動(dòng)對(duì)橫向操縱性有影響比如重心位置左重心位置左右移動(dòng)對(duì)橫向操縱性有影響比如重心位置左移，這相當(dāng)于飛機(jī)增加了一個(gè)向左滾轉(zhuǎn)的力矩。為了保持兩翼水移，這相當(dāng)于飛機(jī)增加了一個(gè)向左滾轉(zhuǎn)的力矩。為了保持兩翼水平，飛行員應(yīng)當(dāng)經(jīng)常向右壓桿。這不但消耗了飛行員的體力，分平，飛行員應(yīng)當(dāng)經(jīng)常向右壓桿。這不但消耗了飛行員的體力，分散執(zhí)行任務(wù)的注意力，并且使得駕駛桿向右可以活動(dòng)的行程減小，散執(zhí)行任務(wù)的注意力，并且使得駕駛桿向右可以活動(dòng)的行程減小，限制了向右滾轉(zhuǎn)的能力。限制了向右滾轉(zhuǎn)的能力。(三三)飛行高度變化對(duì)操縱性的影響飛行

42、高度變化對(duì)操縱性的影響 在不同高度上平飛，只要保持同一表速不變?cè)诓煌叨壬掀斤w，只要保持同一表速不變(即動(dòng)壓不變即動(dòng)壓不變)，則飛，則飛行員應(yīng)施加于桿上的力與低空相同，因?yàn)榇藭r(shí)和各平飛表速相對(duì)行員應(yīng)施加于桿上的力與低空相同，因?yàn)榇藭r(shí)和各平飛表速相對(duì)應(yīng)的迎角并未改變，故在此表速下的駕駛桿位置應(yīng)的迎角并未改變，故在此表速下的駕駛桿位置(升降舵偏轉(zhuǎn)角升降舵偏轉(zhuǎn)角)與桿與桿力也不致改變。力也不致改變。 如果飛行員保持同一真速不變，則由于動(dòng)壓隨高度的增加而減如果飛行員保持同一真速不變，則由于動(dòng)壓隨高度的增加而減小，和各個(gè)平飛速度小，和各個(gè)平飛速度(真速真速)相對(duì)應(yīng)的迎角普遍增大。所以，為了在高空相對(duì)應(yīng)的

43、迎角普遍增大。所以，為了在高空保持平飛，駕駛桿的位置要比在低空時(shí)靠后一些?；蛘哒f，同每一平飛保持平飛，駕駛桿的位置要比在低空時(shí)靠后一些?；蛘哒f，同每一平飛速度相對(duì)應(yīng)的升降舵上偏角度在高空普遍增大了。速度相對(duì)應(yīng)的升降舵上偏角度在高空普遍增大了。 所以，高空飛行有桿、舵變輕的說法。所以，高空飛行有桿、舵變輕的說法。 飛行高度升高，對(duì)飛機(jī)在桿、舵操縱下的反應(yīng)快慢，也有影響。飛行高度升高，對(duì)飛機(jī)在桿、舵操縱下的反應(yīng)快慢，也有影響。 比如，飛機(jī)保持同一真速在不同的高度飛行，高度升高，空氣密度降比如，飛機(jī)保持同一真速在不同的高度飛行，高度升高，空氣密度降低，如果在高空和低空一樣，將桿前后移動(dòng)低，如果在高空

44、和低空一樣，將桿前后移動(dòng)(或蹬舵或蹬舵)同樣行程，則在高空，同樣行程，則在高空，操縱力矩減小，角加速度也隨之減小。因此，達(dá)到其對(duì)應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑操縱力矩減小，角加速度也隨之減小。因此，達(dá)到其對(duì)應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角的所需時(shí)間為之增長。角的所需時(shí)間為之增長。 同理，高度升高，到達(dá)同樣的坡度的時(shí)間延長。同理，高度升高，到達(dá)同樣的坡度的時(shí)間延長。 總之，飛機(jī)對(duì)桿、舵操縱的反應(yīng)，在高空遲緩，而在低空迅速一些?？傊?，飛機(jī)對(duì)桿、舵操縱的反應(yīng)，在高空遲緩，而在低空迅速一些。(四四)飛行速度對(duì)飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響飛行速度對(duì)飛機(jī)反應(yīng)快慢的影響 在縱向與方向操縱性方面，以桿在縱向與方向操縱性方面，以桿(舵舵)行程相

45、同作比較。在飛行速度比行程相同作比較。在飛行速度比較大的情況下，同樣多的舵偏角，所產(chǎn)生的操縱力矩也自然比較大。角加速較大的情況下，同樣多的舵偏角，所產(chǎn)生的操縱力矩也自然比較大。角加速度也比較大因此，飛機(jī)達(dá)到此舵偏角相對(duì)應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角所需的時(shí)度也比較大因此，飛機(jī)達(dá)到此舵偏角相對(duì)應(yīng)的平衡迎角或側(cè)滑角所需的時(shí)間就比較短。間就比較短。 在橫向操縱性方面，如果壓桿行程亦即副翼偏角相同，則飛行速度在橫向操縱性方面，如果壓桿行程亦即副翼偏角相同，則飛行速度越大，橫向操縱力矩越大，角加速度也越大。于是，飛機(jī)達(dá)到相同坡度越大，橫向操縱力矩越大，角加速度也越大。于是，飛機(jī)達(dá)到相同坡度的時(shí)間也就縮短。的時(shí)間也

46、就縮短。(五五)迎角對(duì)橫向操縱性的影響迎角對(duì)橫向操縱性的影響 為了改善橫向操縱性，特別是要消除大迎角下的橫向反為了改善橫向操縱性，特別是要消除大迎角下的橫向反操縱現(xiàn)象，通常使用差角副翼，阻力副翼或開縫副翼。其主操縱現(xiàn)象，通常使用差角副翼，阻力副翼或開縫副翼。其主要作用都在于增加上偏副翼的阻力或減小下偏副翼的阻力，要作用都在于增加上偏副翼的阻力或減小下偏副翼的阻力，從而消除或減弱向滾轉(zhuǎn)方向的側(cè)滑現(xiàn)象，在一定程度上加強(qiáng)從而消除或減弱向滾轉(zhuǎn)方向的側(cè)滑現(xiàn)象，在一定程度上加強(qiáng)了橫向操縱性。了橫向操縱性。 差角副翼：就是壓桿時(shí)，上偏角度大，阻力大；下偏差角副翼：就是壓桿時(shí)，上偏角度大，阻力大；下偏角度小，

47、阻力也小。角度小，阻力也小。 阻力副翼：副翼前緣比較尖些，副翼上偏時(shí)前緣露在機(jī)翼阻力副翼：副翼前緣比較尖些，副翼上偏時(shí)前緣露在機(jī)翼的外面，增加上偏副翼的阻力。的外面，增加上偏副翼的阻力。 開縫副翼：副翼下偏時(shí)，副翼與機(jī)翼之間出現(xiàn)縫隙，開縫副翼：副翼下偏時(shí)，副翼與機(jī)翼之間出現(xiàn)縫隙，其作用與開縫襟翼基本相同，主要是用以改善這時(shí)機(jī)翼上其作用與開縫襟翼基本相同，主要是用以改善這時(shí)機(jī)翼上表面的氣流狀況，以減小其阻力。副翼上偏時(shí)，情況與一表面的氣流狀況，以減小其阻力。副翼上偏時(shí)，情況與一般副翼相同。般副翼相同。 五、飛機(jī)的直接力控制五、飛機(jī)的直接力控制 從前面討論的操縱性可知，按常規(guī)操縱的飛機(jī)，繞從前面討

48、論的操縱性可知，按常規(guī)操縱的飛機(jī)，繞x、y、z軸的轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)可以用力矩來操縱，沿動(dòng)可以用力矩來操縱，沿x軸的加減速移動(dòng)可以直接用力來操縱，但是軸的加減速移動(dòng)可以直接用力來操縱，但是不能實(shí)現(xiàn)沿不能實(shí)現(xiàn)沿z軸和軸和y軸方向的移動(dòng)。軸方向的移動(dòng)。 用直接力控制的飛機(jī)除有上述四種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)外，還能沿用直接力控制的飛機(jī)除有上述四種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)外，還能沿y軸和軸和z軸平移。直接力控制分為直接升力控制和直接側(cè)力控制兩類。下面先談?shì)S平移。直接力控制分為直接升力控制和直接側(cè)力控制兩類。下面先談直接升力控制。直接升力控制。 直接升力控制可以使飛機(jī)產(chǎn)生附加的向上或向下的平移。直接升力控制可以使飛機(jī)產(chǎn)生附加的向上或向下的平移。 在機(jī)頭裝有一對(duì)水平鴨翼在機(jī)頭裝有一對(duì)水平鴨翼(圖圖3447)它和水平尾翼一前一后，在計(jì)算它和水平尾翼一前一后，在計(jì)算機(jī)的控制下協(xié)調(diào)動(dòng)作，產(chǎn)生兩對(duì)向上或向下的力，使飛機(jī)不改變飛行姿勢(shì)就機(jī)的控制下協(xié)調(diào)動(dòng)作，產(chǎn)生兩對(duì)向上或向下的力，使