第三章 飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性 借鑒內(nèi)容

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1、 第三章 飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性 3.1 飛機(jī)的穩(wěn)定性 在飛行中，飛機(jī)會(huì)經(jīng)常受到各種各樣的擾動(dòng)，如氣流的波動(dòng)、發(fā)動(dòng)機(jī)工作不穩(wěn)定、飛行員偶然觸動(dòng)駕駛桿等。這些擾動(dòng)會(huì)使飛機(jī)偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，而在偏離以后，飛機(jī)能否自動(dòng)恢復(fù)原狀，這就是有關(guān)飛機(jī)的穩(wěn)定或不穩(wěn)定的問(wèn)題。 飛機(jī)的穩(wěn)定性是飛機(jī)本身的一種特性，與飛機(jī)的操縱性有密切的關(guān)系。例如，飛行員操縱桿、舵，需要用力的大小，飛機(jī)對(duì)桿、舵操縱的反應(yīng)等，都與飛機(jī)的穩(wěn)定性有關(guān)。因此，研究飛機(jī)的穩(wěn)定性是研究飛機(jī)操縱性的基礎(chǔ)。 所謂飛機(jī)的穩(wěn)定性，就是在飛行中，當(dāng)飛機(jī)受微小擾動(dòng)而偏離原來(lái)的平衡狀態(tài)，并在擾動(dòng)消失以后，不經(jīng)駕駛員操

2、縱，飛機(jī)能自動(dòng)恢復(fù)原來(lái)平衡狀態(tài)的特性。 3.1.1 縱向穩(wěn)定性 飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞橫軸的穩(wěn)定性。 當(dāng)飛機(jī)處于平衡飛行狀態(tài)時(shí)，如果有一個(gè)小的外力干擾，使它的攻角變大或變小，飛機(jī)抬頭或低頭，繞橫軸上下?lián)u擺(也稱為俯仰運(yùn)動(dòng))。當(dāng)外力消除后，駕駛員如果不操縱飛機(jī)，而靠飛機(jī)本身產(chǎn)生一個(gè)力矩，使它恢復(fù)到原來(lái)的平衡飛行狀態(tài)，我們就說(shuō)這架飛機(jī)是縱向穩(wěn)定的。如果飛機(jī)不能靠自身恢復(fù)到原來(lái)的狀態(tài)，就稱為縱向不穩(wěn)定的。如果它既不恢復(fù)，也不遠(yuǎn)離，總是上下?lián)u擺，就稱為縱向中立穩(wěn)定的。飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性也稱為俯仰穩(wěn)定性。 飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性由飛機(jī)重心在焦點(diǎn)之前來(lái)保證。影響飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的主要因

3、素有飛機(jī)的水平尾翼和飛機(jī)的重心位置。下面，我們首先來(lái)看一下水平尾翼是如何影響飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性的。 當(dāng)飛機(jī)以一定的攻角作穩(wěn)定的飛行時(shí)，如果一陣風(fēng)從下吹向機(jī)頭，使飛機(jī)機(jī)翼的攻角增大，飛機(jī)抬頭。陣風(fēng)消失后，由于慣性的作用，飛機(jī)仍要沿原來(lái)的方向向前沖一段路程。這時(shí)由于水平尾翼的攻角也跟著增大，從而產(chǎn)生了一個(gè)低頭力矩。飛機(jī)在這個(gè)低頭力矩作用下，使機(jī)頭下沉。經(jīng)過(guò)短時(shí)間的上下?lián)u擺，飛機(jī)就可恢復(fù)到原來(lái)的飛行狀態(tài)。 同樣，如果陣風(fēng)從上吹向機(jī)頭，使機(jī)頭下沉，飛機(jī)攻角減小，水平尾翼的攻角也跟著減小。這時(shí)水平尾翼上產(chǎn)生一個(gè)抬頭力矩，使飛機(jī)抬頭，經(jīng)過(guò)短時(shí)間的上下?lián)u擺，也可使飛機(jī)恢復(fù)到原來(lái)的飛行狀態(tài)。

4、 除水平尾翼外，飛機(jī)的重心位置對(duì)縱向穩(wěn)定性也有較大的影響。重心靠后的飛機(jī)，其縱向穩(wěn)定性要比重心靠前的差。其原因是：重心與焦點(diǎn)距離小攻角改變時(shí)產(chǎn)生的附加力矩減小。對(duì)于重心靠后的飛機(jī)，當(dāng)飛機(jī)受擾動(dòng)而增大攻角時(shí)，機(jī)翼產(chǎn)生的附加升力是使機(jī)頭上仰，攻角進(jìn)一步增大，形成不穩(wěn)定力矩。這時(shí)主要靠水平尾翼的附加升力，使機(jī)頭下俯，攻角減小，保證飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性。 3.1.2 方向穩(wěn)定性 飛機(jī)的方向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞立軸的穩(wěn)定性。 飛機(jī)的方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。所謂側(cè)滑是指飛機(jī)的對(duì)稱面與相對(duì)氣流方向不一致的飛行。它是一種既向前、又向側(cè)方的運(yùn)動(dòng)。 飛機(jī)帶有側(cè)滑時(shí)，空氣則從飛

5、機(jī)側(cè)方吹來(lái)。這時(shí)，相對(duì)氣流方向與飛機(jī)對(duì)稱面之間的夾角稱為“側(cè)滑角”，也稱“偏航角”。 對(duì)飛機(jī)方向穩(wěn)定性影響最大的是垂直尾翼。另外，飛機(jī)機(jī)身的側(cè)面迎風(fēng)面積也起相當(dāng)大的作用。其它如機(jī)翼的后掠角、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙等也有一定的影響。 當(dāng)飛機(jī)穩(wěn)定飛行時(shí)，不存在偏航角，處于平衡狀態(tài)。如果有一陣風(fēng)突然吹來(lái)，使機(jī)頭向右偏(此時(shí)，相對(duì)氣流從左前方吹來(lái)，稱為左側(cè)滑)，便有了偏航角。陣風(fēng)消除后，由于慣性作用，飛機(jī)仍然保持原來(lái)的方向，向前沖一段路程。這時(shí)相對(duì)風(fēng)吹到偏斜的垂直尾翼上，產(chǎn)生了一個(gè)向右的附加力。這個(gè)力便繞飛機(jī)重心產(chǎn)生了一個(gè)向左的恢復(fù)力矩，使機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)。經(jīng)過(guò)一陣短時(shí)間的搖擺，消除掉偏航角，飛機(jī)

6、恢復(fù)到原來(lái)的平衡飛行狀態(tài)。 同樣，當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)右側(cè)滑時(shí)，就形成使飛機(jī)向右偏轉(zhuǎn)的方向穩(wěn)定力矩?？梢?jiàn)，只要有側(cè)滑，飛機(jī)就會(huì)產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。而方向穩(wěn)定力矩總是要使飛機(jī)消除偏航角。 3.1.3 側(cè)向穩(wěn)定性 飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞縱軸的穩(wěn)定性。 圖3-1 機(jī)翼上反角對(duì)飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定性的影響 v1—陣風(fēng)速度；v2—側(cè)滑速度；v3—由側(cè)滑引起的相對(duì)風(fēng)速； M—恢復(fù)力矩；O—飛機(jī)重心；y—上反角 處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的飛機(jī)，如果有一個(gè)小的外力干擾，使機(jī)翼一邊高一邊低，飛機(jī)繞縱軸發(fā)生傾側(cè)。當(dāng)外力取消后，飛機(jī)靠本

7、身產(chǎn)生一個(gè)恢復(fù)力矩，自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)飛行狀態(tài)，而不靠駕駛員的幫助，這架飛機(jī)就是側(cè)向穩(wěn)定的，否則就是側(cè)向不穩(wěn)定。 保證飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定性的因素主要有機(jī)翼的上反角和后掠角。 我們先來(lái)看上反角的側(cè)向穩(wěn)定作用。當(dāng)飛機(jī)穩(wěn)定飛行時(shí)，如果有一陣風(fēng)吹到飛機(jī)左翼上，使左翼抬起，右翼下沉，飛機(jī)繞縱軸發(fā)生傾側(cè)。這時(shí)飛機(jī)的升力Y也隨著傾側(cè)。而升力原來(lái)是同飛機(jī)重力G同處于一根直線上而且彼此相等的。Y傾側(cè)后與重力G構(gòu)成一個(gè)合力R，使飛機(jī)沿著合力的方向向右下方滑過(guò)去，這種飛行動(dòng)作就是“側(cè)滑”(如圖3-1所示)。 飛機(jī)側(cè)滑后，相對(duì)氣流從與側(cè)滑相反的方向吹來(lái)。吹到機(jī)翼上以后，由于機(jī)翼上反角的作用，相對(duì)風(fēng)

8、速與下沉的那只機(jī)翼(這里是右翼)之間所形成的攻角α1，要大于上揚(yáng)的那只機(jī)翼的攻角α2。因此，前者上產(chǎn)生的升力Y1也大于后者的升力Y2。這兩個(gè)升力之差，對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生了一個(gè)恢復(fù)力矩M，經(jīng)過(guò)短瞬時(shí)間的左右傾側(cè)搖擺，就會(huì)使飛機(jī)恢復(fù)到原來(lái)的飛行狀態(tài)。上反角越大，飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性就越好。相反，下反角則起側(cè)向不穩(wěn)定的作用。 現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)翼的上反角大約在正7度到負(fù)10度之間。負(fù)上反角就是下反角。 現(xiàn)在再來(lái)看機(jī)翼的后掠角是怎樣起側(cè)向穩(wěn)定作用的。 如圖3-2(a)所示，一架后掠角機(jī)翼(無(wú)上反角)的飛機(jī)原來(lái)處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)。當(dāng)陣風(fēng)從下向上吹到左機(jī)翼上的時(shí)候，破壞了穩(wěn)定飛行，飛機(jī)左機(jī)翼上

9、揚(yáng)，右機(jī)翼下沉，機(jī)翼側(cè)傾，升力Y也隨著側(cè)傾而與飛機(jī)重力G構(gòu)成合力R。飛機(jī)便沿著R所指的方向發(fā)生側(cè)滑。 陣風(fēng)消除后，飛機(jī)沿側(cè)滑方向飛行(如圖3-2(b))。這時(shí)沿側(cè)滑方向吹來(lái)的相對(duì)氣流，吹到兩邊機(jī)翼上。由于后掠角而產(chǎn)生不同的效果。作用到兩邊機(jī)翼上的相對(duì)風(fēng)速v雖然相同，但由于后掠角的存在，作用到前面的機(jī)翼(這里是右翼)的垂直分速v1，大于作用到落后的那只機(jī)翼上的垂直分速v3。而這兩個(gè)分速是產(chǎn)生升力的有效速度。另外兩個(gè)平行于機(jī)翼前緣的分速v2和v4對(duì)于產(chǎn)生升力不起什么作用，可不加考慮。 既然v1大于v3，所以下沉的那只機(jī)翼上的升力Y1要大于上揚(yáng)的機(jī)翼上的升力Y2。二者之差構(gòu)成恢復(fù)

10、力矩M。它正好使機(jī)翼向原來(lái)的位置轉(zhuǎn)過(guò)去。這樣經(jīng)過(guò)短瞬時(shí)間的搖擺，飛機(jī)最后便恢復(fù)到原來(lái)的穩(wěn)定飛行狀態(tài)。 機(jī)翼的后掠角越大，恢復(fù)力矩也越大，側(cè)向穩(wěn)定的作用也就越強(qiáng)。如果后掠角太大，就可能導(dǎo)致側(cè)向過(guò)分穩(wěn)定。因而采用下反角就成為必要的了。 保證飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定作用，除了機(jī)翼上反角和后掠角兩項(xiàng)重要因素外，還有機(jī)翼和機(jī)身的相對(duì)位置。上單翼起側(cè)向穩(wěn)定作用，而下單翼則起側(cè)向不穩(wěn)定的作用。 此外，飛機(jī)的展弦比和垂直尾翼對(duì)側(cè)向穩(wěn)定性也有一定的影響。 飛機(jī)的側(cè)向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性，是緊密聯(lián)系并互為影響的。二者合起來(lái)稱為飛機(jī)的“橫側(cè)穩(wěn)定”。二者必須適當(dāng)?shù)嘏浜?，過(guò)分穩(wěn)定和過(guò)分不穩(wěn)定

11、都對(duì)飛行不利。同時(shí)二者配合得不好，如果方向穩(wěn)定性遠(yuǎn)遠(yuǎn)地超過(guò)側(cè)向穩(wěn)定性，或者相反，都會(huì)使得橫側(cè)穩(wěn)定性不好，甚至使飛機(jī)陷入不利的飛行狀態(tài)。 圖3-2 機(jī)翼后掠角對(duì)飛機(jī)側(cè)向穩(wěn)定性的影響 va—陣風(fēng)；vb—側(cè)滑速度；vc—相對(duì)風(fēng)速；M—恢復(fù)力矩 3.2 飛機(jī)的操縱性 飛機(jī)的操縱性是指飛機(jī)在飛行員操縱的情況下，改變其飛行姿態(tài)的特性。 飛機(jī)在空中的操縱是通過(guò)三個(gè)操縱面——升降舵、方向舵和副翼來(lái)進(jìn)行的。轉(zhuǎn)動(dòng)這三個(gè)操縱面，在氣流的作用下，就會(huì)對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生操縱力矩，使其繞橫軸、立軸和縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，從而改變飛機(jī)的飛行姿態(tài)。 3.2.1 飛機(jī)的縱向操縱 飛機(jī)的縱

12、向操縱是指控制飛機(jī)繞橫軸的俯仰運(yùn)動(dòng)。它是通過(guò)向前或向后推拉駕駛桿，使升降舵向下或向上偏轉(zhuǎn)，來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)縱向操縱的目的。 現(xiàn)代飛機(jī)升降舵的偏轉(zhuǎn)角度大約在正15度到負(fù)30度之間(升降舵向下偏轉(zhuǎn)時(shí)的角度規(guī)定為正值)。大型運(yùn)輸機(jī)的偏轉(zhuǎn)角要小些。一般在正15度到負(fù)20度之間。 3.2.2 飛機(jī)的方向操縱 飛機(jī)的方向操縱是指飛機(jī)繞立軸的偏航運(yùn)動(dòng)。駕駛員通過(guò)操縱腳蹬來(lái)進(jìn)行飛機(jī)的方向操縱。駕駛員踩左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便向左方轉(zhuǎn)過(guò)去；駕駛員踩右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機(jī)便右轉(zhuǎn)。要使飛機(jī)向左轉(zhuǎn)，他只須踩動(dòng)左腳蹬就行了。飛機(jī)方向舵一般可以向左或向右偏轉(zhuǎn)30度。 3.2

13、.3 飛機(jī)的側(cè)向操縱 飛機(jī)的側(cè)向操縱是指飛機(jī)繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。駕駛員通過(guò)向左或向右操縱駕駛桿（盤）來(lái)進(jìn)行飛機(jī)的側(cè)向操縱。 飛機(jī)的側(cè)向操縱與縱向或方向操縱有一點(diǎn)不同，即副翼有兩片，并且轉(zhuǎn)動(dòng)方向是相反的。一片副翼向上偏轉(zhuǎn)；另一片副翼則向下偏轉(zhuǎn)。由此產(chǎn)生的附加力，對(duì)飛機(jī)重心O產(chǎn)生一個(gè)滾轉(zhuǎn)力矩M，便可使飛機(jī)繞縱軸傾側(cè)。 當(dāng)飛機(jī)處于平衡飛行狀態(tài)時(shí)，作用在飛機(jī)上的外力和外力矩都是互相平衡的。如果駕駛員要使飛機(jī)向左傾側(cè)，他可把駕駛桿向左擺動(dòng)(如圖3-3(a)所示)，這時(shí)右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)(如圖3-3(b)所示)，左邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)(如圖3-3(c)所示)。向下偏的右副翼與相對(duì)氣

14、流之間的夾角(攻角)α1增大，所以右機(jī)翼上的升力Y1也增大；而向上偏轉(zhuǎn)的左副翼與相對(duì)氣流之間的夾角(攻角)α2減小，所以左機(jī)翼上的升力Y2也減小。于是，升力Y1和Y2之差，對(duì)飛機(jī)重心構(gòu)成了一個(gè)滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)向左傾側(cè)。 如果駕駛員向左擺動(dòng)駕駛桿，就會(huì)產(chǎn)生相反的結(jié)果，使飛機(jī)向右傾側(cè)。 現(xiàn)代飛機(jī)的副翼向上偏轉(zhuǎn)約為20度到25度(規(guī)定為負(fù)值)，向下偏轉(zhuǎn)約為10度到15度(規(guī)定為正值)。 圖3-3 飛機(jī)的側(cè)向操縱 1—駕駛桿；2—右副翼；3—左副翼；M—滾轉(zhuǎn)力矩； O—飛機(jī)重心；v—相對(duì)風(fēng)速；δ—副翼偏轉(zhuǎn)角 綜上所述，在空氣動(dòng)力作用的原理方面，飛機(jī)各

15、個(gè)方向的操縱基本是相同的，都是改變舵面上的空氣動(dòng)力，產(chǎn)生附加力矩，從而達(dá)到改變飛機(jī)飛行狀態(tài)的目的。 飛機(jī)的側(cè)向操縱和方向操縱，是有密切聯(lián)系的。要使飛機(jī)轉(zhuǎn)彎，不但要操縱方向舵，改變飛機(jī)的方向；還要操縱副翼使飛機(jī)向轉(zhuǎn)彎的一側(cè)傾斜，二者密切配合，才能把轉(zhuǎn)彎的動(dòng)作做好。 3.3 副翼差動(dòng) 3.3.1 副翼反效 “副翼反效”又稱為“副翼反逆”、“副翼反操縱”。飛機(jī)高速飛行時(shí)由于氣動(dòng)載荷而引起的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)彈性變形，使得偏轉(zhuǎn)副翼時(shí)所引起的總滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反的現(xiàn)象。 在正常情況下，當(dāng)駕駛員向右壓駕駛桿時(shí)，左副翼向下偏轉(zhuǎn)而使左機(jī)翼升力增加，右副翼向上偏

16、轉(zhuǎn)而使右機(jī)翼升力降低，從而對(duì)飛機(jī)重心產(chǎn)生一個(gè)向右的滾轉(zhuǎn)力矩，飛機(jī)向右傾側(cè)，這是和駕駛員的自然動(dòng)作相一致的。由于副翼一般裝在機(jī)翼的外側(cè)后緣，機(jī)翼的這部分結(jié)構(gòu)比較薄弱，剛度較小。當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼后緣升力增大，將使機(jī)翼產(chǎn)生前緣向下的扭轉(zhuǎn)，從而使這部分機(jī)翼的有效攻角減小，這會(huì)使升力減小，因而抵消了副翼下偏的部分效果。隨著飛機(jī)飛行速度的增大，因結(jié)構(gòu)剛度不變，這種扭轉(zhuǎn)將隨著增加，上述抵消現(xiàn)象就日趨嚴(yán)重。當(dāng)達(dá)到某個(gè)速度(稱為“副翼反操縱臨界速度”)時(shí)，副翼偏轉(zhuǎn)所引起的升力增量和機(jī)翼扭轉(zhuǎn)所減小的升力負(fù)增量相抵消，因此偏轉(zhuǎn)副翼并不能產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。超過(guò)此速度時(shí)，副翼偏轉(zhuǎn)將產(chǎn)生反效果，這種現(xiàn)象就稱為“副翼反效

17、。” 飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)必須保證機(jī)翼有足夠的抗扭剛度，使得在全部飛行速度范圍內(nèi)不致發(fā)生副翼反效。高速飛機(jī)為了防止出現(xiàn)這種現(xiàn)象，有時(shí)采用內(nèi)側(cè)副翼、全動(dòng)式翼尖副翼或擾流片等。 3.3.2 副翼差動(dòng) 通過(guò)前面的介紹可以知道，在飛機(jī)轉(zhuǎn)彎飛行時(shí)，需要同時(shí)操縱副翼和方向舵。如果一側(cè)副翼相下偏轉(zhuǎn)的角度與另一側(cè)向上偏轉(zhuǎn)的角度相等，則副翼向下偏轉(zhuǎn)一側(cè)的阻力比另一側(cè)的大，這個(gè)阻力偏差量試圖把機(jī)頭拉向機(jī)翼抬高的一側(cè)，使飛機(jī)轉(zhuǎn)向相反的方向。為了防止這種相反作用的產(chǎn)生，副翼經(jīng)常被設(shè)計(jì)成具有不同行程的差動(dòng)副翼，也就是兩側(cè)副翼存在差動(dòng)行程。當(dāng)駕駛桿被操縱了一個(gè)給定的行程時(shí)，副翼向上偏轉(zhuǎn)的偏轉(zhuǎn)角度要比向下偏轉(zhuǎn)的偏轉(zhuǎn)角

18、度大。這種現(xiàn)象稱為“副翼差動(dòng)”。 副翼差動(dòng)是通過(guò)差動(dòng)搖臂(一種雙搖臂)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。這種搖臂之所以能起差動(dòng)作用，是因?yàn)楫?dāng)駕駛桿處于中立位置時(shí)，它的兩個(gè)搖臂中至少有一個(gè)搖臂與傳動(dòng)桿不成直角。在維護(hù)修理工作中，必須注意保持搖臂與傳動(dòng)桿的正常位置。 3.4 飛機(jī)的增升裝置 高速飛機(jī)機(jī)翼的構(gòu)造和外形，主要是從有利于作高速飛行的觀點(diǎn)來(lái)設(shè)計(jì)和制造的。這種機(jī)翼在高速飛行時(shí)，攻角很小，但由于飛行速度較大，仍可產(chǎn)生足夠的升力來(lái)維持水平飛行；同時(shí)，它還有足夠的強(qiáng)度和剛度來(lái)承受巨大的載荷。但在低速飛行時(shí)，特別是在起飛和著陸時(shí)，由于飛行速度較小，雖然增大攻角，但升力仍很小，不足以維持飛

19、機(jī)的平飛。同時(shí)，機(jī)翼攻角的增加是有一定限度的。如果機(jī)翼攻角太大，會(huì)造成氣流分離，從而導(dǎo)致失速。 因此，高速飛機(jī)在低速飛行時(shí)的性能較差。這主要表現(xiàn)在：起飛和著陸時(shí)由于速度太大，起降不安全；延長(zhǎng)起飛和著陸滑跑距離等。 依據(jù)不同的增升原理，機(jī)翼便有了不同的“增升裝置”。其中包括：前緣縫翼、各式襟翼、附面層控制等。這些增升裝置使飛機(jī)在盡可能小的速度下，產(chǎn)生足夠大的升力，保持飛機(jī)的平飛，從而大大減小起飛和著陸速度，縮短滑跑距離。 3.4.1 前緣增升裝置 一、前緣縫翼 前緣縫翼是一個(gè)小的翼面，總是裝在機(jī)翼前緣。當(dāng)前緣縫翼打開(kāi)時(shí)，它就與機(jī)翼表面形成一道縫隙。下翼面壓強(qiáng)較大的氣流通

20、過(guò)這道縫隙，得到加速而流向上翼面，增大了機(jī)翼上表面氣流的速度，降低了壓強(qiáng)，消除了這里的大量旋渦。因而恢復(fù)了上下翼面的壓強(qiáng)差，延緩了氣流分離，避免大攻角下的失速(如圖3-4所示)。 前緣縫翼的主要作用是： (1)延緩機(jī)翼上的氣流分離，因而提高了“臨界攻角”(一般能增大10°～15°)，使得機(jī)翼在更大的攻角下才會(huì)發(fā)生失速。 (2)增大最大升力系數(shù)Cy,max(一般能增大百分之五十左右）。 二、前緣襟翼 安裝在機(jī)翼前緣的襟翼稱為前緣襟翼，如圖3-5所示。 在大攻角情況下，前緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)，既可減小前緣與相對(duì)氣流之間的角度，消除了旋渦，使氣流能夠平滑地沿機(jī)翼上翼面流

21、過(guò)；同時(shí)也可增大翼剖面的彎度。從而達(dá)到延緩氣流分離、提高最大升力系數(shù)和臨界攻角的目的。 圖3-4 前緣縫翼打開(kāi)時(shí)，氣流分離被推遲 (a) 縫翼閉合時(shí)，在大攻角下發(fā)生氣流分離，旋渦很多； (b) 縫翼打開(kāi)時(shí)，旋渦很少，恢復(fù)了空氣的平滑流動(dòng)時(shí)，延緩了氣流分離 1—前緣襟翼；2—后緣襟翼；3—副翼；4—機(jī)翼 圖3-5 前緣襟翼的位置和增升作用 機(jī)翼上的前緣襟翼；(b)前緣襟翼未放下時(shí)，發(fā)生氣流分離；(c)前緣襟翼放下 三、克魯格襟翼 實(shí)際上，克魯格襟翼是前緣襟翼的一種。它一般位于機(jī)翼根部的前緣，靠作動(dòng)筒收放，

22、打開(kāi)時(shí)象一塊板，如圖3-6所示。在閉合位置時(shí)為機(jī)翼前緣的組成部分，打開(kāi)時(shí)向前下方翻轉(zhuǎn)，開(kāi)度常大于110°。它既可增大機(jī)翼的面積，又可增大翼剖面的彎度，所以具有很好的增升效果。同時(shí)，它的構(gòu)造也比較簡(jiǎn)單。 克魯格襟翼的結(jié)構(gòu)因受空間的限制，一般采用整體結(jié)構(gòu)，常用材料為鎂合金和鋁合金，有時(shí)也采用復(fù)合材料。 圖3-6 “克魯格”襟翼 1— 收放作動(dòng)筒；2—“克魯格”襟翼閉合；3—“克魯格”襟翼打開(kāi)；4—機(jī)翼前緣 3.4.2 后緣增升裝置 后緣襟翼的種類很多，較常用的有：分裂式襟翼、簡(jiǎn)單襟翼、開(kāi)縫式襟翼、后退襟翼、后退開(kāi)縫式襟翼和雙縫襟翼、三縫襟翼、多縫襟翼等。 所

23、有這些襟翼的共同特點(diǎn)是，它們都位于機(jī)翼后緣，靠近機(jī)身，在副翼的內(nèi)側(cè)，所以又稱為后緣襟翼(簡(jiǎn)稱襟翼)。襟翼放下時(shí)既可增大升力，同時(shí)也增大了阻力。所以多用于飛機(jī)著陸。這時(shí)襟翼放下到最大角度(約為50°～60°)。但有時(shí)也用于起飛，但放下的角度較小(約為15°～20°)，以減小阻力，避免影響飛機(jī)起飛滑跑時(shí)的加速。 一、分裂式襟翼 這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機(jī)翼后緣并形成機(jī)翼的一部分，用時(shí)放下，在后緣與機(jī)翼之間形成一個(gè)低壓區(qū)，對(duì)機(jī)翼上表面的氣流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了機(jī)翼上下表面的壓強(qiáng)差，即增大了升力；同時(shí)還延緩了氣流分離(如圖3-7所示)。這是它能夠增升的原因之一。另一原

24、因是，襟翼放下后，機(jī)翼剖面變得更彎拱，也就是增大了翼剖面的彎拱程度(彎度)。這樣可提高機(jī)翼上表面的流速，增大了上下表面的壓強(qiáng)差，也就是增大了升力。由于這兩個(gè)原因，它的增升效果相當(dāng)好，一般可把最大升力系數(shù)Cy,max增大約百分之75到85。 二、簡(jiǎn)單襟翼 它主要靠增大翼剖面的彎拱程度(彎度)來(lái)增大升力。如圖3-8所示，當(dāng)簡(jiǎn)單襟翼放下時(shí)，翼剖面變得更彎拱，增大了上翼面氣流的流速，從而增大了升力，但同時(shí)阻力也隨著增大。并且，阻力增大的百分比，一般要比升力增大的百分比高。因此，總的說(shuō)來(lái)，放下襟翼時(shí)，升阻比是下降的。 圖3-7 分裂式襟翼的位置 1—分裂式襟翼；2—低壓

25、區(qū)(具有吸引作用) 簡(jiǎn)單襟翼的構(gòu)造比較簡(jiǎn)單，其形狀與副翼相似，平時(shí)閉合，形成機(jī)翼后緣的一部分；用時(shí)可打開(kāi)放下。由于它只有一種增升作用(即增大翼剖面的彎度)，所以它的增升效果不是很高。一般情況下，當(dāng)它的著陸偏轉(zhuǎn)角約為50°～60°時(shí)，它大約只能使Cy,max增大65%~75%。 高速飛機(jī)上很少單獨(dú)使用簡(jiǎn)單襟翼，因?yàn)楦咚亠w機(jī)的機(jī)翼大多數(shù)有很大的后掠角，而這種襟翼的增升效果隨機(jī)翼后掠角的增大而急劇減小。 圖3-8 簡(jiǎn)單襟翼的增升原理 1—簡(jiǎn)單襟翼；2—副翼；3—機(jī)翼 三、開(kāi)縫式襟翼

26、 開(kāi)縫式襟翼是對(duì)簡(jiǎn)單襟翼的改進(jìn)。其特點(diǎn)是，當(dāng)它放下時(shí)，一方面能增大機(jī)翼翼剖面的彎度；另一方面它的前緣與機(jī)翼后緣之間形成一個(gè)縫隙。下翼面的高壓氣流通過(guò)這個(gè)縫隙，以較高的速度流向上翼面，使上翼面附面層中的氣流速度增大，因而延緩了氣流分離，達(dá)到增升的目的。由此可見(jiàn)，開(kāi)縫式襟翼的增升作用也是雙重的。所以它的增升效果也較好，一般可增大Cy,max值約85%～95%(如圖3-9所示)。 四、后退式襟翼 后退式襟翼與開(kāi)縫式襟翼相似，也有雙重增升作用。其一是增加翼剖面的彎度；其二是增大機(jī)翼的面積。這種襟翼可沿滑軌向后滑動(dòng)(如圖3-10所示)，因此能起到這兩種作用。它的增升效果也很好，

27、一般可增大Cy,max值約85%～95%。 圖3-9 開(kāi)縫式襟翼的氣流流動(dòng)情況 圖3-10 后退式襟翼 1—后退襟翼；2—機(jī)翼后緣；3—機(jī)翼 五、后退開(kāi)縫式襟翼 圖3-11 后退開(kāi)縫式襟翼 1—機(jī)翼；2—后退開(kāi)縫式襟翼；3—縫隙 后退開(kāi)縫式襟翼又稱為“富勒”襟翼。位于機(jī)翼后緣的下表面，打開(kāi)時(shí)向后滑動(dòng)一段距離，同時(shí)又向下偏轉(zhuǎn)，并與機(jī)翼后緣形成一條縫隙(如圖3-11所示)。 后退開(kāi)縫式

28、襟翼主要靠增大機(jī)翼面積及增加翼剖面的彎度來(lái)增加機(jī)翼的升力系數(shù)。縫隙與開(kāi)縫式襟翼相同，可以防止附面層內(nèi)的氣流分離。這種襟翼一般在起飛和著陸時(shí)，分別采用不同的后退量和偏轉(zhuǎn)角度。在起飛狀態(tài)，采用較小的偏轉(zhuǎn)角，因而阻力增加較小，升阻比較大，有利于起飛加速，減少滑跑距離。 3.5 操縱面的附設(shè)裝置 大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)的操縱面——升降舵、方向舵和副翼上都有一些必要的附設(shè)裝置用來(lái)改善飛機(jī)的操縱和保證飛行的安全。這就是：重量平衡、空氣動(dòng)力補(bǔ)償和空氣動(dòng)力平衡。 3.5.1 重量平衡 為了防止飛機(jī)機(jī)翼和尾翼發(fā)生顫振，保證飛行的安全，實(shí)踐和理論都證明：一個(gè)有效的辦法是在操縱面的轉(zhuǎn)軸前

29、面安裝配重，把操縱面的重心移到轉(zhuǎn)軸之前或與轉(zhuǎn)軸軸線重合。 重量平衡主要有兩種構(gòu)造型式。一是集中式配重(如圖3-12(b)所示)，即把配重集中于一處，用托架支托到操縱面之前。這樣可以有效地使舵面的重心前移，但是它突出于氣流之中，會(huì)增大阻力。 另一種是分散式配重，即把配重分散開(kāi)，置于操縱面(例如副翼)本身的前部(如圖3-12(a)所示)。這種型式的配重藏于翼剖面內(nèi)，不會(huì)增加阻力，但由于位置離操縱面的轉(zhuǎn)軸不遠(yuǎn)，防顫振的作用不是很大。 圖3-12 操縱面上的配重 圖3-13 鉸鏈力矩和操縱力矩 (a)分散式

30、；(b)集中式 1—操縱面；2—尾翼面；3—轉(zhuǎn)軸 1—操縱面；2—配重；3—尾翼 a—操縱拉桿；b—搖臂 3.5.2 空氣動(dòng)力補(bǔ)償(簡(jiǎn)稱“氣動(dòng)補(bǔ)償”) 氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)哪康氖菫榱耸柜{駛員操縱飛機(jī)時(shí)省力。其中主要包括軸式補(bǔ)償、角式補(bǔ)償、內(nèi)封補(bǔ)償和隨動(dòng)補(bǔ)償。 一、鉸鏈力矩和操縱力矩 所謂鉸鏈力矩M就是操縱面上的空氣動(dòng)力F與它到操縱面轉(zhuǎn)軸距離(力臂)d的乘積(如圖3-13所示)，即 M=F×d (3

31、-1) 所謂操縱力矩Mp就是加到轉(zhuǎn)軸搖臂上的力P與它到轉(zhuǎn)軸距離的乘積h，即 Mp=P×h (3-2) 在操縱過(guò)程中，操縱力矩應(yīng)與鉸鏈力矩相平衡，即 P×h=F×d (3-3) 或 (3-4) 二、軸式補(bǔ)償 低速或小型飛機(jī)在平靜空氣中飛行時(shí)，駕駛員不需要很大力量就可轉(zhuǎn)動(dòng)操縱面來(lái)操縱飛機(jī)。因?yàn)檫@時(shí)作用在操縱面上的空氣動(dòng)力不大(因而鉸鏈力矩也不大)。但對(duì)高速或重型飛機(jī)來(lái)說(shuō)，或在劇烈的

32、上升或下降氣流中飛行的飛機(jī)，由于鉸鏈力矩很大，駕駛員操縱就很困難。 并且，飛行速度及操縱面面積越大，鉸鏈力矩M就越大，駕駛員需用的力P就越大。當(dāng)操縱力P大到一定程度時(shí)，駕駛員會(huì)感到氣力不濟(jì)。如果在飛機(jī)上采用氣動(dòng)補(bǔ)償，就可幫助駕駛員進(jìn)行操縱。 軸式補(bǔ)償是構(gòu)造簡(jiǎn)單和常用的一種氣動(dòng)補(bǔ)償方法。在這種補(bǔ)償中，將操縱面的轉(zhuǎn)軸從操縱面前緣向后移到某一位置（如圖3-14(a)(b)所示）。當(dāng)操縱面(圖中所示為升降舵)繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)時(shí)，轉(zhuǎn)軸前面的部分若向上，后部就向下，兩部分同時(shí)有空氣動(dòng)力F和F1作用，繞轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生方向相反的兩個(gè)力矩M和M1。其中M為駕駛員必須克服的鉸鏈力矩，M1就起補(bǔ)償作用。

33、 軸式補(bǔ)償構(gòu)造簡(jiǎn)單，而且不易引起振動(dòng)，阻力也較小，所以目前得到廣泛應(yīng)用。但當(dāng)操縱面偏轉(zhuǎn)角度太大時(shí)，補(bǔ)償面突出于機(jī)翼表面之外，以致阻力顯著增大。 圖3-14 軸式補(bǔ)償 1—操縱面(升降舵)；2—水平安定面；3—轉(zhuǎn)軸；4—垂直尾翼 三、角式補(bǔ)償 角式補(bǔ)償?shù)墓ぷ髟砼c軸式補(bǔ)償相同，只是把操縱面的一個(gè)“角”伸在轉(zhuǎn)軸之前(如圖3-15所示)，位于操縱面的邊緣。這種補(bǔ)償裝置的特點(diǎn)是，當(dāng)操縱面轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)會(huì)形成縫隙，產(chǎn)生很多旋渦，增加了阻力。此外，它容易引起氣流周期性的分離，使操縱面發(fā)生振動(dòng)。但由于它的構(gòu)造簡(jiǎn)單，所以目前在某些低速飛機(jī)上還有應(yīng)用。 四、內(nèi)封補(bǔ)償

34、 內(nèi)封補(bǔ)償由軸式補(bǔ)償發(fā)展而來(lái)，一般多用在副翼上。它的補(bǔ)償面位于機(jī)翼后緣的空腔內(nèi)，這一空腔由氣密膠布隔成上下兩部分，互不通氣。當(dāng)副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí)，下部壓強(qiáng)大，上部壓強(qiáng)小，在空腔下部的壓強(qiáng)比上部大，因而形成了上下壓強(qiáng)差。這一壓強(qiáng)差作用在補(bǔ)償面上，正好使它產(chǎn)生一個(gè)繞副翼轉(zhuǎn)軸的力矩，幫助駕駛員克服鉸鏈力矩(如圖3-16所示)。 由于它不突出在翼面之外，內(nèi)封補(bǔ)償面不會(huì)降低舵面的操縱效率；不易過(guò)早地產(chǎn)生激波。在補(bǔ)償面上安裝配重，力臂長(zhǎng)，重量平衡的作用比較大。但是，由于這種補(bǔ)償裝置使得舵面的偏轉(zhuǎn)角度不能太大，因而用途受到限制——一般只能用于副翼。此外，這種補(bǔ)償?shù)臍饷苣z布易于磨損，必須經(jīng)常注意維

35、修。 圖3-15 角式補(bǔ)償 (a)方向舵角式補(bǔ)償；(b)升降舵角式補(bǔ)償 1—方向舵的一個(gè)角；2—轉(zhuǎn)軸；3—方向舵；4—升降舵的一個(gè)角；5—升降舵；6—水平安定面 圖3-16 內(nèi)封補(bǔ)償 1—副翼；2—機(jī)翼；3—翼梁；4—?dú)饷苣z布；5—補(bǔ)償面；6—轉(zhuǎn)軸；7—配重 五、隨動(dòng)補(bǔ)償片 “隨動(dòng)補(bǔ)償片”又稱為“隨動(dòng)調(diào)整片”或“補(bǔ)償調(diào)整片”。它是補(bǔ)償裝置的一種，裝在操縱舵面(例如升降舵)后緣的一塊可偏轉(zhuǎn)小翼面(有自己的轉(zhuǎn)軸)。當(dāng)駕駛員用力P向前拉操縱桿時(shí)(如圖3-17所示)，由于剛性連桿的長(zhǎng)度固定不變，隨動(dòng)補(bǔ)償片便被它拉著向與舵面轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的方向轉(zhuǎn)動(dòng)(圖中所示是

36、向上轉(zhuǎn)動(dòng))。這時(shí)，相對(duì)氣流吹在隨動(dòng)補(bǔ)償片上，產(chǎn)生向下的力F1。F1對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的力矩M1就是補(bǔ)償力矩。它可以抵消一部分由舵面空氣動(dòng)力F2對(duì)轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的鉸鏈力矩M2。 這種氣動(dòng)補(bǔ)償它在飛機(jī)上很少單獨(dú)使用。一般多在大型飛機(jī)上作為一種輔助性的補(bǔ)償，與軸式補(bǔ)償配合使用。 圖3-17 隨動(dòng)補(bǔ)償片 1—隨動(dòng)補(bǔ)償片；2—?jiǎng)傂赃B桿支座；3—?jiǎng)傂赃B桿；4—支座；5—水平安定面； 6—升降舵；7—升降舵轉(zhuǎn)軸；8—操縱拉桿；2、3、4為連桿機(jī)構(gòu) 3.5.3 空氣動(dòng)力平衡(簡(jiǎn)稱“氣動(dòng)平衡”) “空氣動(dòng)力平衡”的作用是：在長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定飛行時(shí)，消除駕駛桿或腳蹬上的力（控

37、桿飛行），以解除駕駛員長(zhǎng)時(shí)間握桿或踩蹬的單調(diào)和疲勞。另外，它也可消除飛機(jī)在飛行中對(duì)其本身的三根軸(縱軸、橫軸和立軸)產(chǎn)生的不平衡力矩。例如飛機(jī)制造上的誤差，飛行中重心的變化，雙發(fā)或多發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)有一個(gè)或幾個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)停車等。 主要的氣動(dòng)平衡為配平調(diào)整片；此外還有隨動(dòng)配平補(bǔ)翼、可調(diào)整的水平安定面和固定調(diào)整片等。 一、配平調(diào)整片 配平調(diào)整片是將可偏轉(zhuǎn)的活動(dòng)小翼面置于操縱面的后緣，由駕駛員通過(guò)一套獨(dú)立的操縱機(jī)構(gòu)調(diào)整其偏轉(zhuǎn)角。當(dāng)飛機(jī)需要平衡時(shí)，駕駛員不直接操縱舵面，而是通過(guò)獨(dú)立的轉(zhuǎn)盤或手柄來(lái)操縱配平調(diào)整片。它可以繞本身的轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)。如升降舵配平調(diào)制片，若需要使舵面向下偏轉(zhuǎn)，就可使

38、配平調(diào)整片向上。這時(shí)相對(duì)氣流在它上面產(chǎn)生空氣動(dòng)力F1。F1對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸形成的力矩使舵面向下偏轉(zhuǎn)。于是舵面上產(chǎn)生了空氣動(dòng)力F2，舵面在F1的作用下繼續(xù)偏轉(zhuǎn)，直到F2對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩增加到與F1對(duì)轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩相等時(shí)為止。這時(shí)舵面就會(huì)保持在這一位置上，而舵面上空氣動(dòng)力對(duì)轉(zhuǎn)軸的鉸鏈力矩等于零，即駕駛桿上的力等于零。值得注意的是：這時(shí)F1和F2對(duì)飛機(jī)重心形成的力矩并不相等，二者之差正是操縱飛機(jī)所必需的力矩。 配平調(diào)整片在舵面上的位置和力的平衡情況如圖3-18所示。 圖3-18 配平調(diào)整片 (a)配平調(diào)整片在升降舵上的位置：1—配平調(diào)整片；2—升降舵；3—水平安定面

39、。 (b)配平調(diào)整片的作用：1—配平調(diào)整片；2—連桿支座；3—連桿及渦輪螺桿機(jī)構(gòu)； 4—支座；5—水平安定面；6—升降舵；7—升降舵轉(zhuǎn)軸；8—通至轉(zhuǎn)盤或手柄 二、隨動(dòng)配平補(bǔ)翼 隨動(dòng)配平補(bǔ)翼既可起氣動(dòng)補(bǔ)償作用，又可起氣動(dòng)平衡作用(如圖3-19所示)。當(dāng)駕駛員直接操縱舵面時(shí)，調(diào)整片按補(bǔ)償調(diào)整片原理工作，起補(bǔ)償調(diào)整片的助力作用。如果駕駛員通過(guò)轉(zhuǎn)盤或手柄來(lái)操縱調(diào)整片操縱機(jī)構(gòu)，調(diào)整片則起配平作用。 圖3-19 隨動(dòng)配平補(bǔ)翼 圖3-20 可變安裝角的水平安定面 1—調(diào)整

40、片；2—連桿支座；3—連桿； 1—支座；2—液壓作動(dòng)筒；3—扇形構(gòu)件； 4—搖臂；5—水平安定面；6—升降舵； 4—水平安定面；5—水平安定面弦線； 7—調(diào)整片操縱機(jī)構(gòu)；8—操縱系統(tǒng)通到駕駛員 6—操縱柄；7—滑槽 三、固定調(diào)整片 固定調(diào)整片在飛行中是固定不變的。在地面時(shí)可以根據(jù)試飛結(jié)果，將它向上或向下偏轉(zhuǎn)一定的角度，以消除飛機(jī)制造誤差引起的氣動(dòng)力不平衡，例如由于兩邊機(jī)翼翼剖面不完全相同而引起的氣動(dòng)力不平衡?；蛘哂捎诼菪龢醋饔昧匾鸬牟黄胶獾鹊取Ｋ旧硎且粋€(gè)裝在舵面后緣上的小翼面。 4、安裝角可變的水平安定面 這是早期采用的氣動(dòng)平衡方法，僅用于縱向平衡，即通過(guò)改變水平安定面的安裝角，來(lái)達(dá)到這一目的。目前在現(xiàn)代高速飛機(jī)，尤其是在大型旅客機(jī)上使用。這種方法的操縱動(dòng)力多用液壓電動(dòng)馬達(dá)。當(dāng)液壓作動(dòng)筒的活動(dòng)桿伸出或縮入時(shí)，就帶動(dòng)扇形構(gòu)件擺動(dòng)，從而使水平安定面上操縱柄在扇形構(gòu)件的滑槽中滑動(dòng)，于是水平安定面就可改變它的安裝角了。如圖3-20所示。 18 參考分析#