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飞机的稳定性

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飞机的稳定性. 介绍飞机的纵向、横向、方向 稳定性的力矩的产生及基本原理. 飞机的纵向、横向、方向 稳定性的力矩的产生. 增加各种稳定性的措施. 2/68. §4—2 飞机的稳定性. 一、飞机的纵向稳定性 二、飞机的横向稳定性 三、飞机的方向稳定性 四、飞机的横侧稳定性及其飘摆 五、影响飞机稳定性的因素. 所谓飞得稳,是指飞机本身要有好的稳定性 ( 又叫安定性 ) ,下面首先介绍稳定性。

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飞机的稳定性

介绍飞机的纵向、横向、方向

稳定性的力矩的产生及基本原理

飞机的纵向、横向、方向

稳定性的力矩的产生

增加各种稳定性的措施

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§4—2 飞机的稳定性

一、飞机的纵向稳定性

二、飞机的横向稳定性

三、飞机的方向稳定性

四、飞机的横侧稳定性及其飘摆

五、影响飞机稳定性的因素

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所谓飞得稳,是指飞机本身要有好的稳定性(又叫安定性),下面首先介绍稳定性。

飞机的平衡是有条件的.飞机在飞行中会受到各种各样的干扰作用(例如突然吹来一阵风),使平衡状态被破坏,平衡状态被破坏后,驾驶员可以操纵舵面恢复平衡,但是对于大量的突然的瞬时的干扰作用,驾驶员是难以应付的,因此,为了帮助飞行员保持飞机的平衡状态,飞机本身应具有自动恢复平衡状态的特性,即是说飞机应具有稳定性。

图3—4—16是一个处于平衡位置的悬摆锤.摆锤受到微小的扰动偏离原平衡位置(图中虚线所示)一个角度(图中实线所示)。在扰动消失后,摆锤来回摆动,振幅越来越小,最后自动恢复到原来平衡位置上. 这说明悬摆具有稳定性。悬摆为什么有稳定性呢?其原因有二:

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第一、当摆锤不在平衡位置时,其重力总可以分解成两个分力.垂直于摆秆的分力G2,对摆轴O点构成一个力矩,使摆锤具有原来平衡位置的趋势,这个力矩叫做恢复力矩(又叫稳定力矩或安定力矩)。如悬摆在真空中,摆轴无摩擦,则摆锤将不停地摇动。

第二、摆锤来回摆动中,作用于摆锤的空气阻力也对摆轴构成一个力矩,阻止摆锤摆动。这个力矩叫做阻转力矩(又叫阻尼力矩)。其方向同摆锤摆动方向始终相反,振幅越来越小,直到最后回到原来平衡位置为止。

这就告诉我们:摆要有稳定性,首先要有恢复力矩,但要有恢复力矩还不行,它只是稳定性的必要条件,还要有阻转力矩,才能充分地保证摆有稳定性。

另一种情况(图 3-4-17),把摆锤倒竖起来,使之处于平衡状态,显而易见,这种平衡是不稳定的,因为稍有扰动,则摆锤垂力G垂直于摆杆的分力G2,对摆轴0构成了不安定力矩,这就会使摆锤偏离平衡位置,一直到偏离终了为止。可见竖摆没有稳定性。

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图3—4—18所示圆球的平衡为随遇稳定平衡(又叫中和稳定平衡)。这时圆球随时处于稳定状态,无论是否加外力。

从以上三例可知,一个物体要稳定,首先要平衡,物体的平衡有稳定、不稳定和中和稳定三情况,飞机平衡的情况也是一样,也有稳定不稳定和中和稳定三种情况。

悬摆具有稳定性的原理也适用于飞机。飞机所以有稳定性,首先是偏离原来平衡状态时出现恢复力矩,使飞机具有自动恢复原来平衡状态的趋势。其次是在摆动过程中,又出现阻转力矩,促使飞机摆动减弱以至消失。可见,飞机的稳定性,就是在飞行中,当飞机受到微小短瞬的扰动而偏离了原来的平衡状态,并在扰动消失后,不经驾驶员操纵,飞机能自动地恢复原来平衡状态的特性。飞机具有这种特性,就是稳定的,否则就是不稳定的。如果始终保持一定的偏离,或者转入另一种平衡飞行状态,那么,飞机就是中和稳定的。

飞机的稳定不仅与平衡有关,而且还是分析飞机操纵性的基础.下面按纵向、横向、方向三各方面来分别说明稳定性的产生、影响因素和实施方法。

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一、飞机的纵向稳定性

(一)飞机的迎角稳定性——迎角恢复力矩的产生

(二)俯仰阻转力矩的产生

(三)速度稳定性

(四)飞行M数和飞行高度对飞机纵向稳定性的影响

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(一)飞机的迎角稳定性——迎角恢复力矩的产生

影响飞机的稳定性因素有很多,几乎每一个大部件如机翼、机身、尾翼都有影响,这里我们只介绍那些主要的因素。影响飞机纵向稳定性的主要因素是飞机的水平尾翼和飞机的重心、焦点位置。在设计飞机时,首先要妥善安排重心的位置,使它能保证飞机的纵向稳定。水平尾翼对飞机纵向稳定性也很重要。

如图3—4—19所示,飞机先以一定的迎角作稳定的飞行,倘若一阵风从下吹向机头使飞机迎角增大,飞机抬头、阵风跟着就消失。由于惯性的作用,飞机仍要沿原来的方向前行一段路。这时水平尾翼的迎角也跟着增大。于是,水平尾翼产生向上的附加升力 ,对飞机重心形成附加的下俯的恢复力矩,使飞机有自动恢复原来迎角的趋势。同理,当飞机受扰动而减小迎角时产生向下的附加升力,对重心形成上仰恢复力矩,也使飞机具有自动恢复原来迎角的趋势。

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(二)俯仰阻转力矩的产生

飞机俯仰阻转力矩主要是由水平尾翼产生的。如图3—4—20所示, 当机头向上转动时,水平尾翼向下运动,这时,流向水平尾翼的实际气流速度 等于水平尾翼迎面气流速度C和水平尾翼向下运动所引起向上的相对气流速度的合速度。因此,水平尾翼迎角增大,于是,在水平尾翼上产生正的附加力 ,对飞机重心形成阻转力矩,阻止机头向上摆动。同理,当机头向下摆动时,水平尾翼向上运动,在水平尾翼上产生负的附加升力对飞机重心形成阻转力矩,阻止机头向下摆动。

飞机俯仰恢复力矩,使机头上下摆动,在摆动的过程中形成俯仰阻转力矩;迫使飞机的上下摆动逐渐减弱乃至消失。

实际上,当飞机受扰动以致迎角变化时,不仅水平尾翼迎角随之变化产生附加升力,而且机身,机翼等部分的迎角也要发生变化,同样产生附加升力(见图3—4—21),研究飞机有没有迎角稳定性,就要综合起来看飞机各部分的附加升力的总和,即飞机附加升力 的作用点(飞机焦点)是在飞机重心之后还是在飞机重心之前而定。

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飞机焦点位于飞机重心之后,飞机具有迎角稳定性,因为当飞机受扰动而迎角增大时,飞机附加升力 对飞机重心形成下俯的恢复力矩,使飞机具有自动恢复原来迎角的趋势(图3—4—22a)。而当飞机受到扰动而迎角减小时,飞机附加升力对飞机重心形成上仰的恢复力矩,也使飞机具有恢复原来迎角的趋势(图3—4—22b)。如果飞机焦点位于飞机重心之前,飞机就没有迎角稳定性,到了当飞机受扰动迎角增大时,飞机附加升力对飞机重心形成上仰的力矩,迫使迎角更加增大。而当飞机受扰动而迎角减小时,飞机附加升力对重心形成下俯的力矩,迫使迎角更加减小。

如果飞机焦点位置与重心位置重合,则当飞机受扰动以致迎角发生变化时,其附加升力正好作用于飞机重心上,对重心形成的力矩等于零。飞机既不自动恢复原来迎角,也不更加偏离原来迎角。这时处于中和稳定情况。

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(三)速度稳定性

在直线飞行中,当飞机受微小扰动以致速度发生变化时,在扰动消失后,如何趋向于恢复原来速度,飞机即具有速度稳定性。反之,飞机就没有速度稳定性。

例如:飞机原来处于纵向平衡状态,当受扰动而使飞行速度增大时,由于具有迎角稳定性,竭力保持原来迎角不变,所以,飞行速度增大会使升力增大,而引起飞机运动轨迹向上弯曲,以至飞机转入上升,飞机重力平行于飞行方向的分力将起阻力作用,力图恢复飞机原来的飞行速度。

反之,飞机受扰动以致飞行速度减小时,会引起升力降低,运动轨迹向下弯曲,飞机仍力图恢复原有的飞行速度。

飞机具有速度稳定性的条件是:飞行速度增大时,升力增加,飞行速度减小时,升力降低。

一般说来,在亚音速范围内飞行,只要飞机具有迎角稳定性,飞机也就具有速度稳定性。在跨音速范围内飞行,由于空气压缩性的影响,飞机有可能丧失速度稳定性。

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(四)飞行M数和飞行高度对飞机纵向稳定性的影响

1、飞行M数对飞机纵向稳定性的影响。图3—4—23表示歼—6飞机焦点位置随飞行M数的变化情况,从图中可以看出,飞行M数在0.9以前,飞机焦点位置比较靠前,飞行M数超过0.9以后,随着M数的增大,飞机焦点位置显著后移,纵向稳定性大大增强,当M数超过1.02以后,飞机焦点位置又稍向前移,但同M数小于0.9的情况相比,焦点位置仍然比较靠后, 纵向稳定性还是相当强的。

飞机焦点位置变化的原因为:低速飞行中,当飞机受到扰动使迎角增大时,机翼上表面吸力增大的地方,主要位于机翼前段,所以飞机焦点位置比较靠前,但在大M数飞行中,迎角增大后,同迎角未增大前的气流情况比较起来,机翼上表面的气流速度更加加快,吸力更为增大。吸力增大地方主要位于局部激波前的局部超音速区内,也就是机翼的中、后段,所以飞机焦点位置比较靠后,随着飞行M数的增大,机翼表面的局部超音速区不断向后扩展,所以飞机焦点位置也随之后移。

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飞行M数超过1.02以后,飞机焦点稍向前移,可以这样解释:如图3—4—24,后掠机翼的刚性轴同翼根切面夹有一定的后掠角,机翼升力通常作用在刚性轴的后面,它除了迫使机翼向上弯曲外,还迫使机翼前缘向下扭转,减小迎角,离翼根越远的翼切面,扭转角越大,迎角减小也越多,于是,在飞机受扰动而增大迎角时,翼根部分的迎角比翼尖部分的迎角增加得多一些,其附加升力也就大一些。由于歼—6飞机采用大后掠角机翼,翼根部分的附加升力大,相当于机翼前部的附加升力大。这样,整个机翼附加升力的作用点前移,因而导致飞机焦点稍向前移。
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2、飞行高度对飞机纵向稳定性的影响。

高度升高,空气密度减小,如果保持表速不变,真速要增大,真速增大,飞机俯仰转动时,水平尾翼迎角变化量减小(见图3—4—25),因此,阻转力矩减小,如果保持真速不变,动压就要减小,阻转力矩也要减小,所以,随着高度增加,飞机受到扰动后,飞机恢复到平衡位置比较缓慢。但由于飞机具有俯仰恢复力矩。只要飞行员稳住杆,俯仰摆动仍会自动消失。如果飞行员在这种情况下进行修正,则会使摆幅越修越大,这是因为摆动周期短,修正时期不易掌握。例如飞行员在发现机头上仰时,以向前顶杆来修正,由于摆动周期短,当向前顶杆时,飞机已开始下俯,所以要增加其下俯趋势,反之亦然。这就是高空飞行时,飞机容易产生俯仰飘摆(也叫做纵向飘摆)的道理。

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二、飞机的横向稳定性

(一)横向恢复力矩的产生

(二)横向阻转力矩的产生

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(一)横向恢复力矩的产生

保证飞机横向稳定性的主要因素是机翼的后掠角和上反角。也就是说,迫使飞机自动恢复原来横向平衡状态的恢复力矩主要是机翼的上反角和后掠角的作用所产生的。

例如平飞中,飞机受扰动而带微小左坡度时,升力Y和飞机重力G的合力F起着向心力的作用,使飞机向左侧方向作曲线运动(图3—4—26A),而出现左侧滑。此时,因上反角的作用左翼迎角增大(图3—4—26B)升力也增大,而右翼则相反,迎角和升力都减小。左右机翼升力之差,形成横向恢复力矩,力图消除坡度和向心力,进而消除侧滑。而使飞机具有自动恢复横向平衡状态的趋势。

机翼后掠角也使飞机具有横向稳定性。其道理可以这样解释:当飞机出现侧滑时,如(图3—4—27)所示的左侧滑,由于后掠角的作用,左机翼的垂直分速比右翼大,左翼的升力也就比右翼大。于是,两边机翼升力之差,对重心形成滚转力矩,即横向恢复力矩,力图减小左坡度,进而消除左侧滑,使飞机具有横向稳定性 。

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(二)横向阻转力矩的产生

横向阻转力矩主要是由机翼产生的,譬如飞机向左滚转(图3—4—28),左翼下沉,出现向上的相对气流速度 ,引起迎角变大,产生正的附加升力 。右翼上扬,出现了向下的相对气流速度 ,引起迎角变小,产生负的附加升力 ,于是,左右机翼出现升力差,对纵轴形成阻转力矩,阻止飞机向左滚转。同理,飞机向右滚转时,也要产生阻止飞机向右滚转的阻转力矩。

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三、飞机的方向稳定性

(一)方向恢复力矩的产生

(二)方向阻转力矩的产生

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(一)方向恢复力矩的产生

对飞机方向稳定性影响最大的是垂直尾翼,另外,飞机机身的侧面迎风面积也起相当大的作用,其它如机翼的后掠角,发动机短舱也有一定的影响。

图3—4—29表明了垂直尾翼产生方向稳定力矩的情况。例如直线飞行中,飞机受微小扰动,使机头向右偏转。扰动消除后,由于惯性,飞机仍然保持原来的方向,向前飞一段路,即出现右侧滑,相对气流从左前方吹来,作用在垂直尾翼上,产生向右的附加侧力 ,对立轴形成方向恢复力矩,力图使机头左偏,消除侧滑。迫使飞机趋向于恢复方向平衡状态。即是说,使飞机具有方向稳定性。

此外,对于机翼具有后掠角的飞机来说,在左侧滑中,左翼的气流垂直分速比右翼大(参看图3—4—27),左翼的阻力也就比右翼大。两机翼的阻力之差,形成左偏的恢复力矩, 使飞机也具有方向稳定性。

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(二)方向阻转力矩的产生

方向阻转力矩也主要是由垂直尾翼产生的,例如,机头右偏时,垂直尾翼向左运动,在垂直尾翼范围内,产生向右的相对气流速度 ,引起垂直尾翼侧滑角增大。因此,在垂直尾翼上产生向右的附加侧力,如图3—4—30中的 , 对飞机重心形成阻转力矩,阻止机头向左偏转时,也要产生阻止机头左偏的阻转力矩。

综上所述,横向恢复力矩和方向恢复力矩都是在飞机有侧滑这个条件,通过机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼等作用而产生的。方向恢复力矩总是力图消除侧滑。而横向恢复力矩是力图使飞机向侧滑的反方向滚动。

恢复力矩与阻转力矩是有本质的区别的:恢复力矩是当飞机偏离平衡位置后,产生了附加气动力引起的,它的大小直接取决于偏离平衡位置的程度与旋转无关,而阻转力矩却是在旋转过程中产生的,它直接取决于转动角速度的大小,一旦转动停止,阻转力矩也就消失。

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四、飞机的横侧稳定性及其飘摆

飞机的横向稳定性和方向稳定性是紧密联系并互为影响的,因此两者合起来,叫做飞机的横侧稳定性。飞机滚转时要产生偏航力矩;在偏航时要产生横向力矩,因此二者必须适当地配合,过分稳定和过分不稳定都对飞行不利,同时两者配合得不好,方向稳定远远超过横向稳定,或者相反,都会使得横侧稳定性不好,甚至陷入不利的飞行状态,例如侧向飘摆。

飞机受扰动作用而向某一侧倾斜和侧滑,由于飞机横向和方向稳定性配合不当,在自动恢复飞机平衡状态的过程中,将产生向另一侧的倾斜和侧滑,如此反复,这种现象称为侧向飘摆。

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当飞机受扰动作用而向右倾斜时,在升力和重力的合力的作用下,势必同时产生右侧滑,在存在右侧滑的条件下,由于机翼后掠角(或上反角)的作用,右翼升力增大,左翼升力减小,两边机翼的升力差对重心形成横向恢复力矩迫使飞机减小坡度以恢复横向平衡。又由于垂直尾翼的作用,形成方向恢复力矩,迫使飞机减小侧滑角以恢复方向平衡。在这个恢复的过程中,如果飞机的横向稳定性过强而方向稳定性过弱,使坡度迅速消除而侧滑消除很慢,在飞机恢复横向平衡时仍将存在较大的右侧滑,由于右侧滑的存在,右机翼升力仍大于左机翼升力;飞机便会产生左坡度,从而进入向左倾斜和左侧滑,如此来回左右倾斜和左右侧滑,就产生了飞机侧向飘摆。

采用大后掠角或三角形机翼的飞机,往往造成横向稳定性过强,为了解决这个矛盾,避免飞机产生侧向飘移,一般飞机采用下反角机翼来减弱横向稳定性,有的还在机身下部安装垂直安定片(又称方向安定片)来增强方向稳定性,如歼六飞机就是这样(图3—4—31、32)。机翼下反的作用,可参看图3—4—32。由于下反角的存在,当飞机向右偏斜并产生右侧滑和高度下降时,气流从飞机右下前方吹来,将使右翼的迎角减小,升力减小,左翼的迎角增大,升力增大,产生不稳定的横向力矩,这样就可以减弱或抵消一部分飞机由于采用大后掠机翼而带来的过强的横向稳定性。

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五、影响飞机稳定性的因素

(一)飞机重心位置前、后变动对飞机稳定性的影响

(二)速度变化对飞机稳定性的影响

(三)高度变化对飞机稳定性的影响

(四)大迎角飞行对飞机稳定性的影响

(五)飞行员松开杆舵对飞机稳定性的影响

(六)操纵系统中的配重,弹簧对飞机稳定性的影响

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(一)飞机重心位置前、后变动对飞机稳定性的影响

飞机重心位置越靠前,重心位置至飞机焦点越远,飞机纵向稳定增强。飞机的方向稳定性也增强。重心位置的前后移动,不影响飞机滚转力矩的大小,所以也就不影响飞机的横向稳定性。

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(二)速度变化对飞机稳定性的影响

飞机摆动衰减时间的长短,主要取决于阻转力矩的大小。在大速度飞行时,阻转力矩大,能迫使飞机的俯仰摆动或横侧摆动迅速消失,那么,飞行速度大,飞机的稳定性就强,反之,飞行速度小,飞机的稳定性就弱。

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(三)高度变化对飞机稳定性的影响

同一机型,在保持表速或真速不变的情况下,高度升高,飞机的摆动的衰减时间延长,亦即稳定性减弱。

因为高度增高,如保持表速不变,则动压不变,在这种情况下,真速比较大,这就意味着飞机绕横轴旋转所造成的机翼迎角的变化减小,使阻转力矩减小。同样,飞机绕纵轴旋转所造成的机翼迎角的变化减小,使横向阻转力矩减小;飞机绕立轴旋转所造成的垂直尾翼侧滑角变化量也减小,使方向阻转力矩降低,因此,飞机的俯仰摆动,横侧摆动的衰减时间拉长,飞机稳定性减弱。

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(四)大迎角飞行对飞机稳定性的影响

低速飞机在小于临界迎角的条件下飞行,一般都具有良好的横侧稳定性,当飞机超过临界迎角以后,就变为横侧不稳定了。比如飞机受扰动以致向左倾斜时,左翼下沉,迎角增大(参看图3—4—28),如果超过临界迎角,左翼升力不仅不增大,反而减小.右翼上扬,迎角减小,右翼升力反而可能比左翼升力大。这样,左右两翼之升力之差所形成的阻转力矩就改变了方向,不仅不能阻止飞机滚转,反而使滚转加快,而失去横侧稳定性。

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(五)飞行员松开杆舵对飞机稳定性的影响

飞机员松开驾驶杆和脚踏,舵面可以自由活动,飞机的稳定减弱。下面以纵向稳定性为例来说明这一现象。

当飞机受扰动以致迎角增大时,水平尾翼迎角也增大,于是在升降舵上产生向上的附加空气动力。飞行员用手握住驾驶杆,这个附加空气动力只能改变驾驶杆力,而不能使升降舵向上偏转。但如飞行员松开了驾驶杆,这个空气动力将迫使升降舵自动向上偏转,使飞机的附加升力减小,并引起飞机焦点向前移动,导致迎角恢复力矩减小。所以,飞行员松开了驾驶杆,就无形中减弱了飞机的迎角稳定性。

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(六)操纵系统中的配重,弹簧对飞机稳定性的影响

1、安装使升降舵下偏的配重,可以增强松开杆时的迎角稳定性。比如在平飞中,当飞机受扰动以致迎角增大时,升力增大,飞机运动轨迹随之向上弯曲。在飞行员松杆的情况下,配重的惯性离心力,迫使升降舵向下偏转。于是水平尾翼产生向上的附加升力,对飞机重心形成下俯恢复力矩,从而增强飞机的迎角稳定性。

同理,安装升降舵上偏的配重,就会削弱松杆时的迎角稳定性。

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2、安装使升降舵下偏的配重或弹簧,都可以增强松杆时速度稳定性。在飞行员松开驾驶杆时,配重、弹簧引起一个枢轴力矩,迫使升降舵向下偏转,升降舵一下偏,产生空气动力,也引起一个枢轴力矩。这两个相反的枢轴力矩取得平衡,升降舵偏转在一定的角度上。在平飞中,当飞机受扰动以致飞行速度增大时,动压也随之增大。于是,升降舵下偏所引起的枢轴力矩跟着增大,但配重、弹簧所引起的枢轴力矩不随飞行速度而变,所以升降舵的下偏角必然减小,两个枢轴力矩仍然处于平衡。结果,在水平尾翼上产生向下的附加升力,对飞机重心形成上仰力矩,增大迎角和升力,迫使飞机转入上升,而力图恢复原来的飞行速度。这就增强了速度稳定性。

同理,安装使升降舵自动上偏的配重或弹簧,就会削弱松杆时的速度稳定性。

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