第三章 飛機的穩(wěn)定性和操縱性 借鑒內(nèi)容

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1、 第三章 飛機的穩(wěn)定性和操縱性 3.1 飛機的穩(wěn)定性 在飛行中，飛機會經(jīng)常受到各種各樣的擾動，如氣流的波動、發(fā)動機工作不穩(wěn)定、飛行員偶然觸動駕駛桿等。這些擾動會使飛機偏離原來的平衡狀態(tài)，而在偏離以后，飛機能否自動恢復原狀，這就是有關飛機的穩(wěn)定或不穩(wěn)定的問題。 飛機的穩(wěn)定性是飛機本身的一種特性，與飛機的操縱性有密切的關系。例如，飛行員操縱桿、舵，需要用力的大小，飛機對桿、舵操縱的反應等，都與飛機的穩(wěn)定性有關。因此，研究飛機的穩(wěn)定性是研究飛機操縱性的基礎。 所謂飛機的穩(wěn)定性，就是在飛行中，當飛機受微小擾動而偏離原來的平衡狀態(tài)，并在擾動消失以后，不經(jīng)駕駛員操

2、縱，飛機能自動恢復原來平衡狀態(tài)的特性。 3.1.1 縱向穩(wěn)定性 飛機的縱向穩(wěn)定性是指飛機繞橫軸的穩(wěn)定性。 當飛機處于平衡飛行狀態(tài)時，如果有一個小的外力干擾，使它的攻角變大或變小，飛機抬頭或低頭，繞橫軸上下?lián)u擺(也稱為俯仰運動)。當外力消除后，駕駛員如果不操縱飛機，而靠飛機本身產(chǎn)生一個力矩，使它恢復到原來的平衡飛行狀態(tài)，我們就說這架飛機是縱向穩(wěn)定的。如果飛機不能靠自身恢復到原來的狀態(tài)，就稱為縱向不穩(wěn)定的。如果它既不恢復，也不遠離，總是上下?lián)u擺，就稱為縱向中立穩(wěn)定的。飛機的縱向穩(wěn)定性也稱為俯仰穩(wěn)定性。 飛機的縱向穩(wěn)定性由飛機重心在焦點之前來保證。影響飛機縱向穩(wěn)定性的主要因

3、素有飛機的水平尾翼和飛機的重心位置。下面，我們首先來看一下水平尾翼是如何影響飛機的縱向穩(wěn)定性的。 當飛機以一定的攻角作穩(wěn)定的飛行時，如果一陣風從下吹向機頭，使飛機機翼的攻角增大，飛機抬頭。陣風消失后，由于慣性的作用，飛機仍要沿原來的方向向前沖一段路程。這時由于水平尾翼的攻角也跟著增大，從而產(chǎn)生了一個低頭力矩。飛機在這個低頭力矩作用下，使機頭下沉。經(jīng)過短時間的上下?lián)u擺，飛機就可恢復到原來的飛行狀態(tài)。 同樣，如果陣風從上吹向機頭，使機頭下沉，飛機攻角減小，水平尾翼的攻角也跟著減小。這時水平尾翼上產(chǎn)生一個抬頭力矩，使飛機抬頭，經(jīng)過短時間的上下?lián)u擺，也可使飛機恢復到原來的飛行狀態(tài)。

4、 除水平尾翼外，飛機的重心位置對縱向穩(wěn)定性也有較大的影響。重心靠后的飛機，其縱向穩(wěn)定性要比重心靠前的差。其原因是：重心與焦點距離小攻角改變時產(chǎn)生的附加力矩減小。對于重心靠后的飛機，當飛機受擾動而增大攻角時，機翼產(chǎn)生的附加升力是使機頭上仰，攻角進一步增大，形成不穩(wěn)定力矩。這時主要靠水平尾翼的附加升力，使機頭下俯，攻角減小，保證飛機的縱向穩(wěn)定性。 3.1.2 方向穩(wěn)定性 飛機的方向穩(wěn)定性是指飛機繞立軸的穩(wěn)定性。 飛機的方向穩(wěn)定力矩是在側(cè)滑中產(chǎn)生的。所謂側(cè)滑是指飛機的對稱面與相對氣流方向不一致的飛行。它是一種既向前、又向側(cè)方的運動。 飛機帶有側(cè)滑時，空氣則從飛

5、機側(cè)方吹來。這時，相對氣流方向與飛機對稱面之間的夾角稱為“側(cè)滑角”，也稱“偏航角”。 對飛機方向穩(wěn)定性影響最大的是垂直尾翼。另外，飛機機身的側(cè)面迎風面積也起相當大的作用。其它如機翼的后掠角、發(fā)動機短艙等也有一定的影響。 當飛機穩(wěn)定飛行時，不存在偏航角，處于平衡狀態(tài)。如果有一陣風突然吹來，使機頭向右偏(此時，相對氣流從左前方吹來，稱為左側(cè)滑)，便有了偏航角。陣風消除后，由于慣性作用，飛機仍然保持原來的方向，向前沖一段路程。這時相對風吹到偏斜的垂直尾翼上，產(chǎn)生了一個向右的附加力。這個力便繞飛機重心產(chǎn)生了一個向左的恢復力矩，使機頭向左偏轉(zhuǎn)。經(jīng)過一陣短時間的搖擺，消除掉偏航角，飛機

6、恢復到原來的平衡飛行狀態(tài)。 同樣，當飛機出現(xiàn)右側(cè)滑時，就形成使飛機向右偏轉(zhuǎn)的方向穩(wěn)定力矩?？梢?，只要有側(cè)滑，飛機就會產(chǎn)生方向穩(wěn)定力矩。而方向穩(wěn)定力矩總是要使飛機消除偏航角。 3.1.3 側(cè)向穩(wěn)定性 飛機的側(cè)向穩(wěn)定性是指飛機繞縱軸的穩(wěn)定性。 圖3-1 機翼上反角對飛機側(cè)向穩(wěn)定性的影響 v1—陣風速度；v2—側(cè)滑速度；v3—由側(cè)滑引起的相對風速； M—恢復力矩；O—飛機重心；y—上反角 處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的飛機，如果有一個小的外力干擾，使機翼一邊高一邊低，飛機繞縱軸發(fā)生傾側(cè)。當外力取消后，飛機靠本

7、身產(chǎn)生一個恢復力矩，自動恢復到原來飛行狀態(tài)，而不靠駕駛員的幫助，這架飛機就是側(cè)向穩(wěn)定的，否則就是側(cè)向不穩(wěn)定。 保證飛機側(cè)向穩(wěn)定性的因素主要有機翼的上反角和后掠角。 我們先來看上反角的側(cè)向穩(wěn)定作用。當飛機穩(wěn)定飛行時，如果有一陣風吹到飛機左翼上，使左翼抬起，右翼下沉，飛機繞縱軸發(fā)生傾側(cè)。這時飛機的升力Y也隨著傾側(cè)。而升力原來是同飛機重力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構成一個合力R，使飛機沿著合力的方向向右下方滑過去，這種飛行動作就是“側(cè)滑”(如圖3-1所示)。 飛機側(cè)滑后，相對氣流從與側(cè)滑相反的方向吹來。吹到機翼上以后，由于機翼上反角的作用，相對風

8、速與下沉的那只機翼(這里是右翼)之間所形成的攻角α1，要大于上揚的那只機翼的攻角α2。因此，前者上產(chǎn)生的升力Y1也大于后者的升力Y2。這兩個升力之差，對飛機重心產(chǎn)生了一個恢復力矩M，經(jīng)過短瞬時間的左右傾側(cè)搖擺，就會使飛機恢復到原來的飛行狀態(tài)。上反角越大，飛機的側(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)代飛機機翼的上反角大約在正7度到負10度之間。負上反角就是下反角。 現(xiàn)在再來看機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，一架后掠角機翼(無上反角)的飛機原來處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)。當陣風從下向上吹到左機翼上的時候，破壞了穩(wěn)定飛行，飛機左機翼上

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

10、力矩M。它正好使機翼向原來的位置轉(zhuǎn)過去。這樣經(jīng)過短瞬時間的搖擺，飛機最后便恢復到原來的穩(wěn)定飛行狀態(tài)。 機翼的后掠角越大，恢復力矩也越大，側(cè)向穩(wěn)定的作用也就越強。如果后掠角太大，就可能導致側(cè)向過分穩(wěn)定。因而采用下反角就成為必要的了。 保證飛機的側(cè)向穩(wěn)定作用，除了機翼上反角和后掠角兩項重要因素外，還有機翼和機身的相對位置。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，飛機的展弦比和垂直尾翼對側(cè)向穩(wěn)定性也有一定的影響。 飛機的側(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。二者合起來稱為飛機的“橫側(cè)穩(wěn)定”。二者必須適當?shù)嘏浜?，過分穩(wěn)定和過分不穩(wěn)定

11、都對飛行不利。同時二者配合得不好，如果方向穩(wěn)定性遠遠地超過側(cè)向穩(wěn)定性，或者相反，都會使得橫側(cè)穩(wěn)定性不好，甚至使飛機陷入不利的飛行狀態(tài)。 圖3-2 機翼后掠角對飛機側(cè)向穩(wěn)定性的影響 va—陣風；vb—側(cè)滑速度；vc—相對風速；M—恢復力矩 3.2 飛機的操縱性 飛機的操縱性是指飛機在飛行員操縱的情況下，改變其飛行姿態(tài)的特性。 飛機在空中的操縱是通過三個操縱面——升降舵、方向舵和副翼來進行的。轉(zhuǎn)動這三個操縱面，在氣流的作用下，就會對飛機產(chǎn)生操縱力矩，使其繞橫軸、立軸和縱軸轉(zhuǎn)動，從而改變飛機的飛行姿態(tài)。 3.2.1 飛機的縱向操縱 飛機的縱

12、向操縱是指控制飛機繞橫軸的俯仰運動。它是通過向前或向后推拉駕駛桿，使升降舵向下或向上偏轉(zhuǎn)，來實現(xiàn)飛機縱向操縱的目的。 現(xiàn)代飛機升降舵的偏轉(zhuǎn)角度大約在正15度到負30度之間(升降舵向下偏轉(zhuǎn)時的角度規(guī)定為正值)。大型運輸機的偏轉(zhuǎn)角要小些。一般在正15度到負20度之間。 3.2.2 飛機的方向操縱 飛機的方向操縱是指飛機繞立軸的偏航運動。駕駛員通過操縱腳蹬來進行飛機的方向操縱。駕駛員踩左腳蹬，方向舵向左偏轉(zhuǎn)，飛機便向左方轉(zhuǎn)過去；駕駛員踩右腳蹬，方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機便右轉(zhuǎn)。要使飛機向左轉(zhuǎn)，他只須踩動左腳蹬就行了。飛機方向舵一般可以向左或向右偏轉(zhuǎn)30度。 3.2

13、.3 飛機的側(cè)向操縱 飛機的側(cè)向操縱是指飛機繞縱軸的滾轉(zhuǎn)運動。駕駛員通過向左或向右操縱駕駛桿（盤）來進行飛機的側(cè)向操縱。 飛機的側(cè)向操縱與縱向或方向操縱有一點不同，即副翼有兩片，并且轉(zhuǎn)動方向是相反的。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，對飛機重心O產(chǎn)生一個滾轉(zhuǎn)力矩M，便可使飛機繞縱軸傾側(cè)。 當飛機處于平衡飛行狀態(tài)時，作用在飛機上的外力和外力矩都是互相平衡的。如果駕駛員要使飛機向左傾側(cè)，他可把駕駛桿向左擺動(如圖3-3(a)所示)，這時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氣

14、流之間的夾角(攻角)α1增大，所以右機翼上的升力Y1也增大；而向上偏轉(zhuǎn)的左副翼與相對氣流之間的夾角(攻角)α2減小，所以左機翼上的升力Y2也減小。于是，升力Y1和Y2之差，對飛機重心構成了一個滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機向左傾側(cè)。 如果駕駛員向左擺動駕駛桿，就會產(chǎn)生相反的結果，使飛機向右傾側(cè)。 現(xiàn)代飛機的副翼向上偏轉(zhuǎn)約為20度到25度(規(guī)定為負值)，向下偏轉(zhuǎn)約為10度到15度(規(guī)定為正值)。 圖3-3 飛機的側(cè)向操縱 1—駕駛桿；2—右副翼；3—左副翼；M—滾轉(zhuǎn)力矩； O—飛機重心；v—相對風速；δ—副翼偏轉(zhuǎn)角 綜上所述，在空氣動力作用的原理方面，飛機各

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

16、轉(zhuǎn)而使右機翼升力降低，從而對飛機重心產(chǎn)生一個向右的滾轉(zhuǎn)力矩，飛機向右傾側(cè)，這是和駕駛員的自然動作相一致的。由于副翼一般裝在機翼的外側(cè)后緣，機翼的這部分結構比較薄弱，剛度較小。當副翼向下偏轉(zhuǎn)時，機翼后緣升力增大，將使機翼產(chǎn)生前緣向下的扭轉(zhuǎn)，從而使這部分機翼的有效攻角減小，這會使升力減小，因而抵消了副翼下偏的部分效果。隨著飛機飛行速度的增大，因結構剛度不變，這種扭轉(zhuǎn)將隨著增加，上述抵消現(xiàn)象就日趨嚴重。當達到某個速度(稱為“副翼反操縱臨界速度”)時，副翼偏轉(zhuǎn)所引起的升力增量和機翼扭轉(zhuǎn)所減小的升力負增量相抵消，因此偏轉(zhuǎn)副翼并不能產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。超過此速度時，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、。” 飛機設計時必須保證機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。高速飛機為了防止出現(xiàn)這種現(xiàn)象，有時采用內(nèi)側(cè)副翼、全動式翼尖副翼或擾流片等。 3.3.2 副翼差動 通過前面的介紹可以知道，在飛機轉(zhuǎn)彎飛行時，需要同時操縱副翼和方向舵。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，這個阻力偏差量試圖把機頭拉向機翼抬高的一側(cè)，使飛機轉(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)常被設計成具有不同行程的差動副翼，也就是兩側(cè)副翼存在差動行程。當駕駛桿被操縱了一個給定的行程時，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”。 副翼差動是通過差動搖臂(一種雙搖臂)來實現(xiàn)的。這種搖臂之所以能起差動作用，是因為當駕駛桿處于中立位置時，它的兩個搖臂中至少有一個搖臂與傳動桿不成直角。在維護修理工作中，必須注意保持搖臂與傳動桿的正常位置。 3.4 飛機的增升裝置 高速飛機機翼的構造和外形，主要是從有利于作高速飛行的觀點來設計和制造的。這種機翼在高速飛行時，攻角很小，但由于飛行速度較大，仍可產(chǎn)生足夠的升力來維持水平飛行；同時，它還有足夠的強度和剛度來承受巨大的載荷。但在低速飛行時，特別是在起飛和著陸時，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、機的平飛。同時，機翼攻角的增加是有一定限度的。如果機翼攻角太大，會造成氣流分離，從而導致失速。 因此，高速飛機在低速飛行時的性能較差。這主要表現(xiàn)在：起飛和著陸時由于速度太大，起降不安全；延長起飛和著陸滑跑距離等。 依據(jù)不同的增升原理，機翼便有了不同的“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在盡可能小的速度下，產(chǎn)生足夠大的升力，保持飛機的平飛，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 前緣縫翼是一個小的翼面，總是裝在機翼前緣。當前緣縫翼打開時，它就與機翼表面形成一道縫隙。下翼面壓強較大的氣流通

20、過這道縫隙，得到加速而流向上翼面，增大了機翼上表面氣流的速度，降低了壓強，消除了這里的大量旋渦。因而恢復了上下翼面的壓強差，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°)，使得機翼在更大的攻角下才會發(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氣流之間的角度，消除了旋渦，使氣流能夠平滑地沿機翼上翼面流

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

22、打開時象一塊板，如圖3-6所示。在閉合位置時為機翼前緣的組成部分，打開時向前下方翻轉(zhuǎn)，開度常大于110°。它既可增大機翼的面積，又可增大翼剖面的彎度，所以具有很好的增升效果。同時，它的構造也比較簡單。 克魯格襟翼的結構因受空間的限制，一般采用整體結構，常用材料為鎂合金和鋁合金，有時也采用復合材料。 圖3-6 “克魯格”襟翼 1— 收放作動筒；2—“克魯格”襟翼閉合；3—“克魯格”襟翼打開；4—機翼前緣 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、簡單襟翼、開縫式襟翼、后退襟翼、后退開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是，它們都位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內(nèi)側(cè)，所以又稱為后緣襟翼(簡稱襟翼)。襟翼放下時既可增大升力，同時也增大了阻力。所以多用于飛機著陸。這時襟翼放下到最大角度(約為50°～60°)。但有時也用于起飛，但放下的角度較小(約為15°～20°)，以減小阻力，避免影響飛機起飛滑跑時的加速。 一、分裂式襟翼 這種襟翼本身象塊薄板，緊貼于機翼后緣并形成機翼的一部分，用時放下，在后緣與機翼之間形成一個低壓區(qū)，對機翼上表面的氣流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了機翼上下表面的壓強差，即增大了升力；同時還延緩了氣流分離(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)。這樣可提高機翼上表面的流速，增大了上下表面的壓強差，也就是增大了升力。由于這兩個原因，它的增升效果相當好，一般可把最大升力系數(shù)Cy,max增大約百分之75到85。 二、簡單襟翼 它主要靠增大翼剖面的彎拱程度(彎度)來增大升力。如圖3-8所示，當簡單襟翼放下時，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，總的說來，放下襟翼時，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) 簡單襟翼的構造比較簡單，其形狀與副翼相似，平時閉合，形成機翼后緣的一部分；用時可打開放下。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，當它的著陸偏轉(zhuǎn)角約為50°～60°時，它大約只能使Cy,max增大65%~75%。 高速飛機上很少單獨使用簡單襟翼，因為高速飛機的機翼大多數(shù)有很大的后掠角，而這種襟翼的增升效果隨機翼后掠角的增大而急劇減小。 圖3-8 簡單襟翼的增升原理 1—簡單襟翼；2—副翼；3—機翼 三、開縫式襟翼

26、 開縫式襟翼是對簡單襟翼的改進。其特點是，當它放下時，一方面能增大機翼翼剖面的彎度；另一方面它的前緣與機翼后緣之間形成一個縫隙。下翼面的高壓氣流通過這個縫隙，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，達到增升的目的。由此可見，開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；其二是增大機翼的面積。這種襟翼可沿滑軌向后滑動(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 開縫式襟翼的氣流流動情況 圖3-10 后退式襟翼 1—后退襟翼；2—機翼后緣；3—機翼 五、后退開縫式襟翼 圖3-11 后退開縫式襟翼 1—機翼；2—后退開縫式襟翼；3—縫隙 后退開縫式襟翼又稱為“富勒”襟翼。位于機翼后緣的下表面，打開時向后滑動一段距離，同時又向下偏轉(zhuǎn)，并與機翼后緣形成一條縫隙(如圖3-11所示)。 后退開縫式

28、襟翼主要靠增大機翼面積及增加翼剖面的彎度來增加機翼的升力系數(shù)?？p隙與開縫式襟翼相同，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，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 操縱面的附設裝置 大多數(shù)現(xiàn)代飛機的操縱面——升降舵、方向舵和副翼上都有一些必要的附設裝置用來改善飛機的操縱和保證飛行的安全。這就是：重量平衡、空氣動力補償和空氣動力平衡。 3.5.1 重量平衡 為了防止飛機機翼和尾翼發(fā)生顫振，保證飛行的安全，實踐和理論都證明：一個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，會增大阻力。 另一種是分散式配重，即把配重分散開，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)，不會增加阻力，但由于位置離操縱面的轉(zhuǎn)軸不遠，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 空氣動力補償(簡稱“氣動補償”) 氣動補償?shù)哪康氖菫榱耸柜{駛員操縱飛機時省力。其中主要包括軸式補償、角式補償、內(nèi)封補償和隨動補償。 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) 在操縱過程中，操縱力矩應與鉸鏈力矩相平衡，即 P×h=F×d (3-3) 或 (3-4) 二、軸式補償 低速或小型飛機在平靜空氣中飛行時，駕駛員不需要很大力量就可轉(zhuǎn)動操縱面來操縱飛機。因為這時作用在操縱面上的空氣動力不大(因而鉸鏈力矩也不大)。但對高速或重型飛機來說，或在劇烈的

32、上升或下降氣流中飛行的飛機，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。當操縱力P大到一定程度時，駕駛員會感到氣力不濟。如果在飛機上采用氣動補償，就可幫助駕駛員進行操縱。 軸式補償是構造簡單和常用的一種氣動補償方法。在這種補償中，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）。當操縱面(圖中所示為升降舵)繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)時，轉(zhuǎn)軸前面的部分若向上，后部就向下，兩部分同時有空氣動力F和F1作用，繞轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生方向相反的兩個力矩M和M1。其中M為駕駛員必須克服的鉸鏈力矩，M1就起補償作用。

33、 軸式補償構造簡單，而且不易引起振動，阻力也較小，所以目前得到廣泛應用。但當操縱面偏轉(zhuǎn)角度太大時，補償面突出于機翼表面之外，以致阻力顯著增大。 圖3-14 軸式補償 1—操縱面(升降舵)；2—水平安定面；3—轉(zhuǎn)軸；4—垂直尾翼 三、角式補償 角式補償?shù)墓ぷ髟砼c軸式補償相同，只是把操縱面的一個“角”伸在轉(zhuǎn)軸之前(如圖3-15所示)，位于操縱面的邊緣。這種補償裝置的特點是，當操縱面轉(zhuǎn)動時會形成縫隙，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。但由于它的構造簡單，所以目前在某些低速飛機上還有應用。 四、內(nèi)封補償

34、 內(nèi)封補償由軸式補償發(fā)展而來，一般多用在副翼上。它的補償面位于機翼后緣的空腔內(nèi)，這一空腔由氣密膠布隔成上下兩部分，互不通氣。當副翼向下偏轉(zhuǎn)時，下部壓強大，上部壓強小，在空腔下部的壓強比上部大，因而形成了上下壓強差。這一壓強差作用在補償面上，正好使它產(chǎn)生一個繞副翼轉(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)封補償面不會降低舵面的操縱效率；不易過早地產(chǎn)生激波。在補償面上安裝配重，力臂長，重量平衡的作用比較大。但是，由于這種補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 角式補償 (a)方向舵角式補償；(b)升降舵角式補償 1—方向舵的一個角；2—轉(zhuǎn)軸；3—方向舵；4—升降舵的一個角；5—升降舵；6—水平安定面 圖3-16 內(nèi)封補償 1—副翼；2—機翼；3—翼梁；4—氣密膠布；5—補償面；6—轉(zhuǎn)軸；7—配重 五、隨動補償片 “隨動補償片”又稱為“隨動調(diào)整片”或“補償調(diào)整片”。它是補償裝置的一種，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)。當駕駛員用力P向前拉操縱桿時(如圖3-17所示)，由于剛性連桿的長度固定不變，隨動補償片便被它拉著向與舵面轉(zhuǎn)動方向相反的方向轉(zhuǎn)動(圖中所示是

36、向上轉(zhuǎn)動)。這時，相對氣流吹在隨動補償片上，產(chǎn)生向下的力F1。F1對舵面轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生的力矩M1就是補償力矩。它可以抵消一部分由舵面空氣動力F2對轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的鉸鏈力矩M2。 這種氣動補償它在飛機上很少單獨使用。一般多在大型飛機上作為一種輔助性的補償，與軸式補償配合使用。 圖3-17 隨動補償片 1—隨動補償片；2—剛性連桿支座；3—剛性連桿；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為連桿機構 3.5.3 空氣動力平衡(簡稱“氣動平衡”) “空氣動力平衡”的作用是：在長時間穩(wěn)定飛行時，消除駕駛桿或腳蹬上的力（控

37、桿飛行），以解除駕駛員長時間握桿或踩蹬的單調(diào)和疲勞。另外，它也可消除飛機在飛行中對其本身的三根軸(縱軸、橫軸和立軸)產(chǎn)生的不平衡力矩。例如飛機制造上的誤差，飛行中重心的變化，雙發(fā)或多發(fā)動機飛機有一個或幾個發(fā)動機停車等。 主要的氣動平衡為配平調(diào)整片；此外還有隨動配平補翼、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)的活動小翼面置于操縱面的后緣，由駕駛員通過一套獨立的操縱機構調(diào)整其偏轉(zhuǎn)角。當飛機需要平衡時，駕駛員不直接操縱舵面，而是通過獨立的轉(zhuǎn)盤或手柄來操縱配平調(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。這時相對氣流在它上面產(chǎn)生空氣動力F1。F1對舵面轉(zhuǎn)軸形成的力矩使舵面向下偏轉(zhuǎn)。于是舵面上產(chǎn)生了空氣動力F2，舵面在F1的作用下繼續(xù)偏轉(zhuǎn)，直到F2對舵面轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩增加到與F1對轉(zhuǎn)軸所產(chǎn)生的力矩相等時為止。這時舵面就會保持在這一位置上，而舵面上空氣動力對轉(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F1和F2對飛機重心形成的力矩并不相等，二者之差正是操縱飛機所必需的力矩。 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—連桿及渦輪螺桿機構； 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、隨動配平補翼 隨動配平補翼既可起氣動補償作用，又可起氣動平衡作用(如圖3-19所示)。當駕駛員直接操縱舵面時，調(diào)整片按補償調(diào)整片原理工作，起補償調(diào)整片的助力作用。如果駕駛員通過轉(zhuǎn)盤或手柄來操縱調(diào)整片操縱機構，調(diào)整片則起配平作用。 圖3-19 隨動配平補翼 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—液壓作動筒；3—扇形構件； 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)整片操縱機構；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。在地面時可以根據(jù)試飛結果，將它向上或向下偏轉(zhuǎn)一定的角度，以消除飛機制造誤差引起的氣動力不平衡，例如由于兩邊機翼翼剖面不完全相同而引起的氣動力不平衡?；蛘哂捎诼菪龢醋饔昧匾鸬牟黄胶獾鹊?。它本身是一個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平衡方法，僅用于縱向平衡，即通過改變水平安定面的安裝角，來達到這一目的。目前在現(xiàn)代高速飛機，尤其是在大型旅客機上使用。這種方法的操縱動力多用液壓電動馬達。當液壓作動筒的活動桿伸出或縮入時，就帶動扇形構件擺動，從而使水平安定面上操縱柄在扇形構件的滑槽中滑動，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#