3第三章 飞机的稳定性和操纵性
第三章飞机的稳定性和操纵性
3.1 飞机的稳定性
在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。
飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。
所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。
3.1.1 纵向稳定性
飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。
当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。
飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。
当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。
同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。
除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。
1
3.1.2 方向稳定性
飞机的方向稳定性是指飞机绕立轴的稳定性。
飞机的方向稳定力矩是在侧滑中产生的。所谓侧滑是指飞机的对称面与相对气流方向不一致的飞行。它是一种既向前、又向侧方的运动。
飞机带有侧滑时，空气则从飞机侧方吹来。这时，相对气流方向与飞机对称面之间的夹角称为“侧滑角”，也称“偏航角”。
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、发动机短舱等也有一定的影响。
当飞机稳定飞行时，不存在偏航角，处于平衡状态。如果有一阵风突然吹来，使机头向右偏(此时，相对气流从左前方吹来，称为左侧滑)，便有了偏航角。阵风消除后，由于惯性作用，飞机仍然保持原来的方向，向前冲一段路程。这时相对风吹到偏斜的垂直尾翼上，产生了一个向右的附加力。这个力便绕飞机重心产生了一个向左的恢复力矩，使机头向左偏转。经过一阵短时间的摇摆，消除掉偏航角，飞机恢复到原来的平衡飞行状态。
同样，当飞机出现右侧滑时，就形成使飞机向右偏转的方向稳定力矩。可见，只要有侧滑，飞机就会产生方向稳定力矩。而方向稳定力矩总是要使飞机消除偏航角。
3.1.3 侧向稳定性
飞机的侧向稳定性是指飞机绕纵轴的稳定性。
图3-1 机翼上反角对飞机侧向稳定性的影响
v1—阵风速度；v2—侧滑速度；v3—由侧滑引起的相对风速；
M—恢复力矩；O—飞机重心； —上反角
2
处于稳定飞行状态下的飞机，如果有一个小的外力干扰，使机翼一边高一边低，飞机绕纵轴发生倾侧。当外力取消后，飞机靠本身产生一个恢复力矩，自动恢复到原来飞行状态，而不靠驾驶员的帮助，这架飞机就是侧向稳定的，否则就是侧向不稳定。
保证飞机侧向稳定性的因素主要有机翼的上反角和后掠角。
我们先来看上反角的侧向稳定作用。当飞机稳定飞行时，如果有一阵风吹到飞机左翼上，使左翼抬起，右翼下沉，飞机绕纵轴发生倾侧。这时飞机的升力Y也随着倾侧。而升力原来是同飞机重力G同处于一根直线上而且彼此相等的。Y倾侧后与重力G构成一个合力R，使飞机沿着合力的方向向右下方滑过去，这种飞行动作就是“侧滑”(如图3-1所示)。
飞机侧滑后，相对气流从与侧滑相反的方向吹来。吹到机翼上以后，由于机翼上反角的作用，相对风速与下沉的那只机翼(这里是右翼)之间所形成的攻角α
，要大于上扬
1
的那只机翼的攻角α2。因此，前者上产生的升力Y1也大于后者的升力Y2。这两个升力之差，对飞机重心产生了一个恢复力矩M，经过短瞬时间的左右倾侧摇摆，就会使飞机恢复到原来的飞行状态。上反角越大，飞机的侧向稳定性就越好。相反，下反角则起侧向不稳定的作用。
现代飞机机翼的上反角大约在正7度到负10度之间。负上反角就是下反角。
现在再来看机翼的后掠角是怎样起侧向稳定作用的。
如图3-2(a)所示，一架后掠角机翼(无上反角)的飞机原来处于稳定飞行状态。当阵风从下向上吹到左机翼上的时候，破坏了稳定飞行，飞机左机翼上扬，右机翼下沉，机翼侧倾，升力Y也随着侧倾而与飞机重力G构成合力R。飞机便沿着R所指的方向发生侧滑。
阵风消除后，飞机沿侧滑方向飞行(如图3-2(b))。这时沿侧滑方向吹来的相对气流，吹到两边机翼上。由于后掠角而产生不同的效果。作用到两边机翼上的相对风速v虽然相同，但由于后掠角的存在，作用到前面的机翼(这里是右翼)的垂直分速v1，大于作用到落后的那只机翼上的垂直分速v3。而这两个分速是产生升力的有效速度。另外两个平行于机翼前缘的分速v2和v4对于产生升力不起什么作用，可不加考虑。
既然v1大于v3，所以下沉的那只机翼上的升力Y1要大于上扬的机翼上的升力Y2。二者之差构成恢复力矩M。它正好使机翼向原来的位置转过去。这样经过短瞬时间的摇摆，飞机最后便恢复到原来的稳定飞行状态。
机翼的后掠角越大，恢复力矩也越大，侧向稳定的作用也就越强。如果后掠角太大，就可能导致侧向过分稳定。因而采用下反角就成为必要的了。
保证飞机的侧向稳定作用，除了机翼上反角和后掠角两项重要因素外，还有机翼和机身的相对位置。上单翼起侧向稳定作用，而下单翼则起侧向不稳定的作用。
此外，飞机的展弦比和垂直尾翼对侧向稳定性也有一定的影响。
飞机的侧向稳定性和方向稳定性，是紧密联系并互为影响的。二者合起来称为飞机的“横侧稳定”。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。同时二者配合得不好，如果方向稳定性远远地超过侧向稳定性，或者相反，都会使得横侧稳定性不好，甚至使飞机陷入不利的飞行状态。
3
图3-2 机翼后掠角对飞机侧向稳定性的影响
v a—阵风；v b—侧滑速度；v c—相对风速；M—恢复力矩
3.2 飞机的操纵性
飞机的操纵性是指飞机在飞行员操纵的情况下，改变其飞行姿态的特性。
飞机在空中的操纵是通过三个操纵面——升降舵、方向舵和副翼来进行的。转动这三个操纵面，在气流的作用下，就会对飞机产生操纵力矩，使其绕横轴、立轴和纵轴转动，从而改变飞机的飞行姿态。
3.2.1 飞机的纵向操纵
飞机的纵向操纵是指控制飞机绕横轴的俯仰运动。它是通过向前或向后推拉驾驶杆，使升降舵向下或向上偏转，来实现飞机纵向操纵的目的。
现代飞机升降舵的偏转角度大约在正15度到负30度之间(升降舵向下偏转时的角度规定为正值)。大型运输机的偏转角要小些。一般在正15度到负20度之间。
3.2.2 飞机的方向操纵
飞机的方向操纵是指飞机绕立轴的偏航运动。驾驶员通过操纵脚蹬来进行飞机的方向操纵。驾驶员踩左脚蹬，方向舵向左偏转，飞机便向左方转过去；驾驶员踩右脚蹬，方向舵向右偏转，飞机便右转。要使飞机向左转，他只须踩动左脚蹬就行了。飞机方向舵一般可以向左或向右偏转30度。
3.2.3 飞机的侧向操纵
飞机的侧向操纵是指飞机绕纵轴的滚转运动。驾驶员通过向左或向右操纵驾驶杆（盘）来进行飞机的侧向操纵。
飞机的侧向操纵与纵向或方向操纵有一点不同，即副翼有两片，并且转动方向是相4
反的。一片副翼向上偏转；另一片副翼则向下偏转。由此产生的附加力，对飞机重心O 产生一个滚转力矩M，便可使飞机绕纵轴倾侧。
当飞机处于平衡飞行状态时，作用在飞机上的外力和外力矩都是互相平衡的。如果驾驶员要使飞机向左倾侧，他可把驾驶杆向左摆动(如图3-3(a)所示)，这时右边的副翼向下偏转(如图3-3(b)所示)，左边的副翼向上偏转(如图3-3(c)所示)。向下偏的右副翼与相对气流之间的夹角(攻角)α1增大，所以右机翼上的升力Y1也增大；而向上偏转的左副翼与相对气流之间的夹角(攻角)α2减小，所以左机翼上的升力Y2也减小。于是，升力Y1和Y2之差，对飞机重心构成了一个滚转力矩，使飞机向左倾侧。
如果驾驶员向左摆动驾驶杆，就会产生相反的结果，使飞机向右倾侧。
现代飞机的副翼向上偏转约为20度到25度(规定为负值)，向下偏转约为10度到15度(规定为正值)。
图3-3 飞机的侧向操纵
1—驾驶杆；2—右副翼；3—左副翼；M—滚转力矩；
O—飞机重心；v—相对风速；δ—副翼偏转角
综上所述，在空气动力作用的原理方面，飞机各个方向的操纵基本是相同的，都是改变舵面上的空气动力，产生附加力矩，从而达到改变飞机飞行状态的目的。
飞机的侧向操纵和方向操纵，是有密切联系的。要使飞机转弯，不但要操纵方向舵，改变飞机的方向；还要操纵副翼使飞机向转弯的一侧倾斜，二者密切配合，才能把转弯的动作做好。
5
3.3副翼差动
3.3.1 副翼反效
“副翼反效”又称为“副翼反逆”、“副翼反操纵”。飞机高速飞行时由于气动载荷而引起的机翼扭转弹性变形，使得偏转副翼时所引起的总滚转力矩与预期方向相反的现象。
在正常情况下，当驾驶员向右压驾驶杆时，左副翼向下偏转而使左机翼升力增加，右副翼向上偏转而使右机翼升力降低，从而对飞机重心产生一个向右的滚转力矩，飞机向右倾侧，这是和驾驶员的自然动作相一致的。由于副翼一般装在机翼的外侧后缘，机翼的这部分结构比较薄弱，刚度较小。当副翼向下偏转时，机翼后缘升力增大，将使机翼产生前缘向下的扭转，从而使这部分机翼的有效攻角减小，这会使升力减小，因而抵消了副翼下偏的部分效果。随着飞机飞行速度的增大，因结构刚度不变，这种扭转将随着增加，上述抵消现象就日趋严重。当达到某个速度(称为“副翼反操纵临界速度”)时，副翼偏转所引起的升力增量和机翼扭转所减小的升力负增量相抵消，因此偏转副翼并不能产生滚转力矩。超过此速度时，副翼偏转将产生反效果，这种现象就称为“副翼反效。”
飞机设计时必须保证机翼有足够的抗扭刚度，使得在全部飞行速度范围内不致发生副翼反效。高速飞机为了防止出现这种现象，有时采用内侧副翼、全动式翼尖副翼或扰流片等。
3.3.2 副翼差动
通过前面的介绍可以知道，在飞机转弯飞行时，需要同时操纵副翼和方向舵。如果一侧副翼相下偏转的角度与另一侧向上偏转的角度相等，则副翼向下偏转一侧的阻力比另一侧的大，这个阻力偏差量试图把机头拉向机翼抬高的一侧，使飞机转向相反的方向。为了防止这种相反作用的产生，副翼经常被设计成具有不同行程的差动副翼，也就是两侧副翼存在差动行程。当驾驶杆被操纵了一个给定的行程时，副翼向上偏转的偏转角度要比向下偏转的偏转角度大。这种现象称为“副翼差动”。
副翼差动是通过差动摇臂(一种双摇臂)来实现的。这种摇臂之所以能起差动作用，是因为当驾驶杆处于中立位置时，它的两个摇臂中至少有一个摇臂与传动杆不成直角。在维护修理工作中，必须注意保持摇臂与传动杆的正常位置。
3.4 飞机的增升装置
高速飞机机翼的构造和外形，主要是从有利于作高速飞行的观点来设计和制造的。这种机翼在高速飞行时，攻角很小，但由于飞行速度较大，仍可产生足够的升力来维持水平飞行；同时，它还有足够的强度和刚度来承受巨大的载荷。但在低速飞行时，特别是在起飞和着陆时，由于飞行速度较小，虽然增大攻角，但升力仍很小，不足以维持飞机的平飞。同时，机翼攻角的增加是有一定限度的。如果机翼攻角太大，会造成气流分离，从而导致失速。
因此，高速飞机在低速飞行时的性能较差。这主要表现在：起飞和着陆时由于速度
6
太大，起降不安全；延长起飞和着陆滑跑距离等。
依据不同的增升原理，机翼便有了不同的“增升装置”。其中包括：前缘缝翼、各式襟翼、附面层控制等。这些增升装置使飞机在尽可能小的速度下，产生足够大的升力，保持飞机的平飞，从而大大减小起飞和着陆速度，缩短滑跑距离。
3.4.1前缘增升装置
一、前缘缝翼
前缘缝翼是一个小的翼面，总是装在机翼前缘。当前缘缝翼打开时，它就与机翼表面形成一道缝隙。下翼面压强较大的气流通过这道缝隙，得到加速而流向上翼面，增大了机翼上表面气流的速度，降低了压强，消除了这里的大量旋涡。因而恢复了上下翼面的压强差，延缓了气流分离，避免大攻角下的失速(如图3-4所示)。
前缘缝翼的主要作用是：
(1)延缓机翼上的气流分离，因而提高了“临界攻角”(一般能增大10°～15°)，使得机翼在更大的攻角下才会发生失速。
(2)增大最大升力系数C y,max(一般能增大百分之五十左右）。
二、前缘襟翼
安装在机翼前缘的襟翼称为前缘襟翼，如图3-5所示。
在大攻角情况下，前缘襟翼向下偏转，既可减小前缘与相对气流之间的角度，消除了旋涡，使气流能够平滑地沿机翼上翼面流过；同时也可增大翼剖面的弯度。从而达到延缓气流分离、提高最大升力系数和临界攻角的目的。
图3-4 前缘缝翼打开时，气流分离被推迟
(a) 缝翼闭合时，在大攻角下发生气流分离，旋涡很多；
(b) 缝翼打开时，旋涡很少，恢复了空气的平滑流动时，
延缓了气流分离
1—前缘襟翼；2—后缘襟翼；3—副翼；4—机翼
7
图3-5 前缘襟翼的位置和增升作用
机翼上的前缘襟翼；(b)前缘襟翼未放下时，发生气流分离；(c)前缘襟翼放下
三、克鲁格襟翼
实际上，克鲁格襟翼是前缘襟翼的一种。它一般位于机翼根部的前缘，靠作动筒收放，打开时象一块板，如图3-6所示。在闭合位置时为机翼前缘的组成部分，打开时向前下方翻转，开度常大于110°。它既可增大机翼的面积，又可增大翼剖面的弯度，所以具有很好的增升效果。同时，它的构造也比较简单。
克鲁格襟翼的结构因受空间的限制，一般采用整体结构，常用材料为镁合金和铝合金，有时也采用复合材料。
图3-6 “克鲁格”襟翼
1—收放作动筒；2—“克鲁格”襟翼闭合；3—“克鲁格”襟翼打开；4—机翼前缘
3.4.2 后缘增升装置
后缘襟翼的种类很多，较常用的有：分裂式襟翼、简单襟翼、开缝式襟翼、后退襟8
翼、后退开缝式襟翼和双缝襟翼、三缝襟翼、多缝襟翼等。
所有这些襟翼的共同特点是，它们都位于机翼后缘，靠近机身，在副翼的内侧，所以又称为后缘襟翼(简称襟翼)。襟翼放下时既可增大升力，同时也增大了阻力。所以多用于飞机着陆。这时襟翼放下到最大角度(约为50°～60°)。但有时也用于起飞，但放下的角度较小(约为15°～20°)，以减小阻力，避免影响飞机起飞滑跑时的加速。
一、分裂式襟翼
这种襟翼本身象块薄板，紧贴于机翼后缘并形成机翼的一部分，用时放下，在后缘与机翼之间形成一个低压区，对机翼上表面的气流具有吸引作用，使其流速增大，因而增大了机翼上下表面的压强差，即增大了升力；同时还延缓了气流分离(如图3-7所示)。这是它能够增升的原因之一。另一原因是，襟翼放下后，机翼剖面变得更弯拱，也就是增大了翼剖面的弯拱程度(弯度)。这样可提高机翼上表面的流速，增大了上下表面的压强差，也就是增大了升力。由于这两个原因，它的增升效果相当好，一般可把最大升力系数C y,max增大约百分之75到85。
二、简单襟翼
它主要靠增大翼剖面的弯拱程度(弯度)来增大升力。如图3-8所示，当简单襟翼放下时，翼剖面变得更弯拱，增大了上翼面气流的流速，从而增大了升力，但同时阻力也随着增大。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，总的说来，放下襟翼时，升阻比是下降的。
图3-7 分裂式襟翼的位置
1—分裂式襟翼；2—低压区(具有吸引作用)
简单襟翼的构造比较简单，其形状与副翼相似，平时闭合，形成机翼后缘的一部分；用时可打开放下。由于它只有一种增升作用(即增大翼剖面的弯度)，所以它的增升效果不是很高。一般情况下，当它的着陆偏转角约为50°～60°时，它大约只能使C y,max增大65%~75%。
9
高速飞机上很少单独使用简单襟翼，因为高速飞机的机翼大多数有很大的后掠角，而这种襟翼的增升效果随机翼后掠角的增大而急剧减小。
图3-8 简单襟翼的增升原理
1—简单襟翼；2—副翼；3—机翼
三、开缝式襟翼
开缝式襟翼是对简单襟翼的改进。其特点是，当它放下时，一方面能增大机翼翼剖面的弯度；另一方面它的前缘与机翼后缘之间形成一个缝隙。下翼面的高压气流通过这个缝隙，以较高的速度流向上翼面，使上翼面附面层中的气流速度增大，因而延缓了气流分离，达到增升的目的。由此可见，开缝式襟翼的增升作用也是双重的。所以它的增升效果也较好，一般可增大C y,max值约85%～95%(如图3-9所示)。
四、后退式襟翼
后退式襟翼与开缝式襟翼相似，也有双重增升作用。其一是增加翼剖面的弯度；其二是增大机翼的面积。这种襟翼可沿滑轨向后滑动(如图3-10所示)，因此能起到这两种作用。它的增升效果也很好，一般可增大C y,max值约85%～95%。
10
11
图3-9 开缝式襟翼的气流流动情况 图3-10 后退式襟翼
1—后退襟翼；2—机翼后缘；3—机翼
五、后退开缝式襟翼
后退开缝式襟翼又称为“富
勒”襟翼。位于机翼后缘的下表
面，打开时向后滑动一段距离，
同时又向下偏转，并与机翼后缘
形成一条缝隙(如图3-11所示)。
后退开缝式襟翼主要靠增大
机翼面积及增加翼剖面的弯度来
增加机翼的升力系数。缝隙与开
缝式襟翼相同，可以防止附面层
内的气流分离。这种襟翼一般在
起飞和着陆时，分别采用不同的
后退量和偏转角度。在起飞状态，采用较小的偏转角，因而阻力增加较小，升阻比较大，有利于起飞加速，减少滑跑距离。
3.5 操纵面的附设装置
大多数现代飞机的操纵面——升降舵、方向舵和副翼上都有一些必要的附设装置用来改善飞机的操纵和保证飞行的安全。这就是：重量平衡、空气动力补偿和空气动力平衡。
图3-11 后退开缝式襟翼 1—机翼；2—后退开缝式襟翼；3—缝隙
3.5.1 重量平衡
为了防止飞机机翼和尾翼发生颤振，保证飞行的安全，实践和理论都证明：一个有效的办法是在操纵面的转轴前面安装配重，把操纵面的重心移到转轴之前或与转轴轴线重合。
重量平衡主要有两种构造型式。一是集中式配重(如图3-12(b)所示)，即把配重集中于一处，用托架支托到操纵面之前。这样可以有效地使舵面的重心前移，但是它突出于气流之中，会增大阻力。
另一种是分散式配重，即把配重分散开，置于操纵面(例如副翼)本身的前部(如图3-12(a)所示)。这种型式的配重藏于翼剖面内，不会增加阻力，但由于位置离操纵面的转轴不远，防颤振的作用不是很大。
图3-12 操纵面上的配重图3-13 铰链力矩和操纵力矩
(a)分散式；(b)集中式1—操纵面；2—尾翼面；3—转轴
1—操纵面；2—配重；3—尾翼a—操纵拉杆；b—摇臂
3.5.2 空气动力补偿(简称“气动补偿”)
气动补偿的目的是为了使驾驶员操纵飞机时省力。其中主要包括轴式补偿、角式补偿、内封补偿和随动补偿。
一、铰链力矩和操纵力矩
所谓铰链力矩M就是操纵面上的空气动力F与它到操纵面转轴距离(力臂)d的乘积(如图3-13所示)，即
M=F×d(3-1) 所谓操纵力矩M p就是加到转轴摇臂上的力P与它到转轴距离的乘积h，即
M p=P×h(3-2) 在操纵过程中，操纵力矩应与铰链力矩相平衡，即
P×h=F×d(3-3) 或
12
h d
F P ?
=(3-4)
二、轴式补偿
低速或小型飞机在平静空气中飞行时，驾驶员不需要很大力量就可转动操纵面来操纵飞机。因为这时作用在操纵面上的空气动力不大(因而铰链力矩也不大)。但对高速或重型飞机来说，或在剧烈的上升或下降气流中飞行的飞机，由于铰链力矩很大，驾驶员操纵就很困难。
并且，飞行速度及操纵面面积越大，铰链力矩M就越大，驾驶员需用的力P就越大。当操纵力P大到一定程度时，驾驶员会感到气力不济。如果在飞机上采用气动补偿，就可帮助驾驶员进行操纵。
轴式补偿是构造简单和常用的一种气动补偿方法。在这种补偿中，将操纵面的转轴从操纵面前缘向后移到某一位置（如图3-14(a)(b)所示）。当操纵面(图中所示为升降舵)绕转轴偏转时，转轴前面的部分若向上，后部就向下，两部分同时有空气动力F和F1作用，绕转轴产生方向相反的两个力矩M和M1。其中M为驾驶员必须克服的铰链力矩，M1就起补偿作用。
轴式补偿构造简单，而且不易引起振动，阻力也较小，所以目前得到广泛应用。但当操纵面偏转角度太大时，补偿面突出于机翼表面之外，以致阻力显著增大。
图3-14 轴式补偿
1—操纵面(升降舵)；2—水平安定面；3—转轴；4—垂直尾翼
三、角式补偿
角式补偿的工作原理与轴式补偿相同，只是把操纵面的一个“角”伸在转轴之前(如图3-15所示)，位于操纵面的边缘。这种补偿装置的特点是，当操纵面转动时会形成缝
13
隙，产生很多旋涡，增加了阻力。此外，它容易引起气流周期性的分离，使操纵面发生振动。但由于它的构造简单，所以目前在某些低速飞机上还有应用。
四、内封补偿
内封补偿由轴式补偿发展而来，一般多用在副翼上。它的补偿面位于机翼后缘的空腔内，这一空腔由气密胶布隔成上下两部分，互不通气。当副翼向下偏转时，下部压强大，上部压强小，在空腔下部的压强比上部大，因而形成了上下压强差。这一压强差作用在补偿面上，正好使它产生一个绕副翼转轴的力矩，帮助驾驶员克服铰链力矩(如图3-16所示)。
由于它不突出在翼面之外，内封补偿面不会降低舵面的操纵效率；不易过早地产生激波。在补偿面上安装配重，力臂长，重量平衡的作用比较大。但是，由于这种补偿装置使得舵面的偏转角度不能太大，因而用途受到限制——一般只能用于副翼。此外，这种补偿的气密胶布易于磨损，必须经常注意维修。
图3-15 角式补偿
(a)方向舵角式补偿；(b)升降舵角式补偿
1—方向舵的一个角；2—转轴；3—方向舵；4—升降舵的一个角；5—升降舵；6—水平安定面
14
图3-16 内封补偿
1—副翼；2—机翼；3—翼梁；4—气密胶布；5—补偿面；6—转轴；7—配重
五、随动补偿片
“随动补偿片”又称为“随动调整片”或“补偿调整片”。它是补偿装置的一种，装在操纵舵面(例如升降舵)后缘的一块可偏转小翼面(有自己的转轴)。当驾驶员用力P向前拉操纵杆时(如图3-17所示)，由于刚性连杆的长度固定不变，随动补偿片便被它拉着向与舵面转动方向相反的方向转动(图中所示是向上转动)。这时，相对气流吹在随动补偿片上，产生向下的力F1。F1对舵面转轴产生的力矩M1就是补偿力矩。它可以抵消一部分由舵面空气动力F2对转轴所产生的铰链力矩M2。
这种气动补偿它在飞机上很少单独使用。一般多在大型飞机上作为一种辅助性的补偿，与轴式补偿配合使用。
图3-17 随动补偿片
1—随动补偿片；2—刚性连杆支座；3—刚性连杆；4—支座；5—水平安定面；
6—升降舵；7—升降舵转轴；8—操纵拉杆；2、3、4为连杆机构
15
3.5.3 空气动力平衡(简称“气动平衡”)
“空气动力平衡”的作用是：在长时间稳定飞行时，消除驾驶杆或脚蹬上的力（控杆飞行），以解除驾驶员长时间握杆或踩蹬的单调和疲劳。另外，它也可消除飞机在飞行中对其本身的三根轴(纵轴、横轴和立轴)产生的不平衡力矩。例如飞机制造上的误差，飞行中重心的变化，双发或多发动机飞机有一个或几个发动机停车等。
主要的气动平衡为配平调整片；此外还有随动配平补翼、可调整的水平安定面和固定调整片等。
一、配平调整片
配平调整片是将可偏转的活动小翼面置于操纵面的后缘，由驾驶员通过一套独立的操纵机构调整其偏转角。当飞机需要平衡时，驾驶员不直接操纵舵面，而是通过独立的转盘或手柄来操纵配平调整片。它可以绕本身的转轴偏转。如升降舵配平调制片，若需要使舵面向下偏转，就可使配平调整片向上。这时相对气流在它上面产生空气动力F1。F1对舵面转轴形成的力矩使舵面向下偏转。于是舵面上产生了空气动力F2，舵面在F1的作用下继续偏转，直到F2对舵面转轴所产生的力矩增加到与F1对转轴所产生的力矩相等时为止。这时舵面就会保持在这一位置上，而舵面上空气动力对转轴的铰链力矩等于零，即驾驶杆上的力等于零。值得注意的是：这时F1和F2对飞机重心形成的力矩并不相等，二者之差正是操纵飞机所必需的力矩。
配平调整片在舵面上的位置和力的平衡情况如图3-18所示。
图3-18 配平调整片
(a)配平调整片在升降舵上的位置：1—配平调整片；2—升降舵；3—水平安定面。
(b)配平调整片的作用：1—配平调整片；2—连杆支座；3—连杆及涡轮螺杆机构；
4—支座；5—水平安定面；6—升降舵；7—升降舵转轴；8—通至转盘或手柄
二、随动配平补翼
随动配平补翼既可起气动补偿作用，又可起气动平衡作用(如图3-19所示)。当驾驶员直接操纵舵面时，调整片按补偿调整片原理工作，起补偿调整片的助力作用。如果驾16
驶员通过转盘或手柄来操纵调整片操纵机构，调整片则起配平作用。
图3-19 随动配平补翼图3-20 可变安装角的水平安定面1—调整片；2—连杆支座；3—连杆；1—支座；2—液压作动筒；3—扇形构件；
4—摇臂；5—水平安定面；6—升降舵；4—水平安定面；5—水平安定面弦线；
7—调整片操纵机构；8—操纵系统通到驾驶员6—操纵柄；7—滑槽
三、固定调整片
固定调整片在飞行中是固定不变的。在地面时可以根据试飞结果，将它向上或向下偏转一定的角度，以消除飞机制造误差引起的气动力不平衡，例如由于两边机翼翼剖面不完全相同而引起的气动力不平衡。或者由于螺旋桨反作用力矩引起的不平衡等等。它本身是一个装在舵面后缘上的小翼面。
4、安装角可变的水平安定面
这是早期采用的气动平衡方法，仅用于纵向平衡，即通过改变水平安定面的安装角，来达到这一目的。目前在现代高速飞机，尤其是在大型旅客机上使用。这种方法的操纵动力多用液压电动马达。当液压作动筒的活动杆伸出或缩入时，就带动扇形构件摆动，从而使水平安定面上操纵柄在扇形构件的滑槽中滑动，于是水平安定面就可改变它的安装角了。如图3-20所示。
17
飞机的稳定性
飞机的稳定性 飞机的稳定性是飞机设计中衡量飞行品质的重要参数，它表示飞机在受到扰动之后是否具有回到原始状态的能力。如果飞机受到扰动（例如突风）之后，在飞行员不进行任何操纵的情况下能够回到初始状态，则称飞机是稳定的，反之则称飞机是不稳定的。 飞机的稳定性包括纵向稳定性，反映飞机在俯仰方向的稳定特性；航向稳定性，反映飞机的方向稳定特性；以及横向稳定性，反映飞机的滚转稳定特性。 关于稳定与不稳定的概念可以形象的加以说明。例如，我们将一个小球放在波浪型表面的波峰上然后轻轻的推一下，小球就会离开波峰掉入波谷，我们将小球处在波峰位置的状态称为不稳定状态。反之，如果我们将小球放在波谷并且轻轻地推一下，球在荡漾一段时间之后，仍然能够回到谷底，我们称小球处在波谷的状态为稳定状态。 飞机的稳定与否对飞行安全尤为重要，如果飞机是稳定的，当遇到突风等扰动时，飞行员可以不用干预飞机，飞机会自动回到平衡状态；如果飞机是不稳定的，在遇到扰动时，哪怕是一丁点扰动，飞行员都必须对飞机进行操纵以保持平衡状态，否则飞机就会离初始状态越来越远。不稳定的飞机不仅极大地加重了飞行员的操纵负担，使飞行员随时随地处于紧张状态，而且飞行员对飞机的操纵与飞机自身运动的相互干扰还容易诱发飞机的振荡，造成飞行事故。从现代飞机设计理论来看，莱特兄弟发明的飞机是纵向不稳定的。然而他们却成功了，这主要是因为当时飞机的速度低，飞行员有足够的时间来调整飞机的平衡。莱特兄弟曾经说过他们在试飞时曾多次失控，飞机不住地振荡，最后以滑橇触地而结束。随着飞行速度越来越快，飞行员越来越难以控制不稳定的飞机，所以一般在飞机设计中要求将飞机设计成稳定的，飞机稳定性设计也变得越来越重要了。 虽然越稳定的飞机对于提高安全性越有利，但是对于操纵性来说却越来越不利。因为越稳定的飞机，要改变它的状态就越困难，也就是说，飞机的机动性越差。所以如何协调飞机的稳定性和操纵性之间的关系，对于现代战斗机来说是一个非常值得权衡的问题。实际上为了获得更大的机动性，目前最先进的战斗机都已经被设计成不稳定的飞机。当然这样的飞机不能再通过飞行员来保持平衡，而是通过一系列其他的增稳措施，比如电传操纵等主动控制手段来自动实现飞机的稳定性。
91108-飞行力学-第10章：飞机的横航向动稳定性和操纵性
第10章 飞机的横航向动稳定性和动操纵性 作业： 10.1 10.2 10.4 10.5
内容10.1 飞机横航向动稳定性10.1.2 典型的横航向运动模态10.1.3 滚转模态 10.1.4 螺旋模态 10.1.5 滚转--螺旋模态 10.1.6 荷兰滚模态 10.2 飞机横航向动操纵性10.2.1 副翼的操纵反应 10.2.2 方向舵的操纵反应 小结
由组成的四阶方程，对于正常布局的飞机，它由一个负的大实根、一对实部为负的共轭复根和一个小的实根（可正可负）组成。 10.1.2 典型的横航向运动模态 ,,,p r βφ滚转模态 荷兰滚模态 螺旋模态负的大实根负的共轭复根 小的实根
对应于特征方程中的一个大的负实根； 其特征是衰减很快的非周期运动，其振幅衰减一半的时间仅为零点几秒； 受横侧扰动后，飞机绕机体轴的单自由度滚转，收敛过程很快。运动变量是滚转角速度和滚转角； 飞机具有较大的横向阻尼（来源机翼），运动衰减快，一般均能满足品质要求。 1.滚转模态 ,p φlp C
飞机横航向运动中最重要的模态； 对应特征方程中的一对共轭复根，滚转角、侧滑角和偏航角的量级相同； 偏航运动略超前滚转，即左偏航时右滚转。飞机重心沿直线轨迹前进，颇似荷兰人的滑冰动作而得名； 模态频率高，周期约为数秒至十几秒，介于纵向长、短周期之间。品质规范对其特性有严格要求。 ,,βφψ荷兰？
3.螺旋模态 对应特征方程中的一个小实根； 特征是衰减缓慢的非周期运动，运动变量为偏航角和滚转角； 允许其特征根为一小的正根，由于运动不 稳定时呈螺旋状而得名； 运动缓慢，半幅或倍幅时间长，约上百秒，易于纠正，对其模态特性要求不高。 ,ψφ
飞机的稳定性和操纵性
第三章飞机的稳定性和操纵性 飞机的稳定性 在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。 飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。 所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。 纵向稳定性 飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。 当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。 飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。
当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。 同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。 除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。 方向稳定性 飞机的方向稳定性是指飞机绕立轴的稳定性。 飞机的方向稳定力矩是在侧滑中产生的。所谓侧滑是指飞机的对称面与相对气流方向不一致的飞行。它是一种既向前、又向侧方的运动。 飞机带有侧滑时，空气则从飞机侧方吹来。这时，相对气流方向与飞机对称面之间的夹角称为“侧滑角”，也称“偏航角”。 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、发动机短舱等也有一定的影响。 当飞机稳定飞行时，不存在偏航角，处于平衡状态。如果有一阵风突然吹来，使机头向右偏(此时，相对气流从左前方吹来，称为左侧滑)，便有了偏航角。阵风消除后，由于惯性作用，飞机仍然保持原来的方向，向前冲一段路程。这时相对风吹到偏斜的垂
飞机稳定性和操作性分析(2)
毕业设计（论文）任务书 I、毕业设计(论文)题目： 飞机稳定性和操作性分析 II、毕业设计(论文)使用的原始资料(数据)及设计技术要求： 原始资料： 给定某飞机原始数据 设计技术要求： 1．进行飞机稳定性和操纵性等因素计算。 2．用C或Matlab语言编制计算程序。 3．用给定某飞机机型调试程序； 4．进行理论计算：计算结果以数据表和曲线形式给出。 5．对计算结果进行分析，写出分析报告。 III、毕业设计(论文)工作内容及完成时间： 1．收集有关资料，并完成开题报告； 3.10.－3.17 1周2．相关外文文献资料的阅读与翻译（6000字符以上） 3.17－3.31 2周3．用C或Matlab语言编制计算程序； 3.31－4.28 4周4．调试程序，进行理论计算； 4.28－5.26 4周5．对计算结果进行分析，整理分析报告； 5.26－6.14 3周6．撰写毕业论文及答辩准备； 6.14－6.20 1周
Ⅳ、主要参考资料： [1].飞机设计手册总编委会编，飞机设计手册，航空工业出版社，2005.10； [2]．李为吉编，现代飞机总体综合设计，西北工业大学出版社，2001.12； [3]．李为吉编，飞机总体设计，西北工业大学出版社，2005.1； [4]．顾诵芬编，飞机总体设计，北京航空航天大学出版社，2006.12；； [5]．潭浩强编，C程序设计，清华大学出版社，1991.7； [6]．Proceedings of the International Symposium on, Advancement of Aerospace Education and Collaborative Research in the 21st Century, June 17-19,2004,HANKUK AVIATION UNIVERSITY. 飞行器工程学院（系）飞行器设计与工程专业类班 学生（签名）： 日期：自2016 年 3 月10 日至2016 年 6 月20日 指导教师（签名）： 助理指导教师(并指出所负责的部分)： 飞行器设计工程系（室）主任（签名）：何国毅 附注:任务书应该附在已完成的毕业设计说明书首页。
飞机结构设计中的稳定性研究及分析 焦振双
飞机结构设计中的稳定性研究及分析焦振双 发表时间：2018-09-10T15:50:15.327Z 来源：《基层建设》2018年第25期作者：焦振双 [导读] 摘要：本文针对飞机结构设计中稳定性的研究，将从飞机结构设计相关概述入手，对飞机结构设计中的稳定性进行深入分析，以此推动飞机设计行业的发展。 中航通飞研究院有限公司 摘要：本文针对飞机结构设计中稳定性的研究，将从飞机结构设计相关概述入手，对飞机结构设计中的稳定性进行深入分析，以此推动飞机设计行业的发展。通过文章分析得知，飞机结构设计稳定性应从三个方面入手，希望本文的研究，能为飞机结构设计提供参考性意义。 关键词：飞机结构；稳定性；机身结构 前言： 作为飞机设计的重点内容，结构是否稳定对飞行安全具有重要影响，一旦结构的稳定性出现问题，不仅会增加飞机设计的风险，而且会影响飞行安全，进而威胁机组人员和乘客的生命安全。目前，机身结构一般采用半硬壳形式，但此种结构仍然存在着一定的稳定性风险，需要对结构设计中的稳定性进行深入分析，方能完善飞机的稳定性能和安全性能。 1 飞机结构设计相关概述 何谓飞机结构设计，即对飞机承受荷载和传递荷载的系统进行设计，既是飞机的基础部分，也是飞机设计的重点内容，其不仅影响飞机设计的成本和安全，而且对飞机的多种功能也有一定程度的影响。结构设计的内容较为复杂，主要对以下六个方面进行分析：一为飞机的安全系数；二为空气动力学的具体要求；三为结构的完整性；四为飞机的寿命周期费用；五为飞机的劳损性；六为飞机的稳定性。在此六个方面中，一旦有一个方面未达到飞机结构设计的标准，便会干扰飞机的正常运行，进而使飞机的整体性能下降，飞行的安全性也无法得到有效保障。另外，在飞机的基本结构中，机身壁板的稳定性、机身蒙皮的稳定性一旦无法保证，便会对飞机的性能造成严重影响，甚至会发生飞机解体的情况，从而引发安全事故。 2 飞机结构设计中的稳定性研究 2.1机身结构稳定性 飞机结构设计的关键为机身结构的稳定性，对机身结构设计的稳定性进行分析，不仅能够明确保障飞机在多种荷载下的工作应力，具体了解飞机失稳的客观条件，而且能够对结构形式进行适当的选择。机身结构稳定性研究主要分为两点，具体内容如下：（1）对记忆结构的断裂、疲劳、损伤容限进行研究，并依据实际情况进行适当地调整，这样做主要是为了加强机身的承载能力；（2）对机身结构的临界失稳应力进行研究，依据具体的材料参数，对结构的临界失稳应力进行塑性调整，继而根据调整后的材料参数，最终得出结构的承载能力和临界失稳应力，到此才算是完成了结构的调整工作，这样做一是为了提升结构材料的利用率，二是为了降低结构的自身重量，从而提高整体稳定性。 2.2机身壁板结构稳定性 机身壁板结构的稳定性直接决定着机身结构的稳定性，间接决定着飞机结构的稳定性，因此，机身壁板结构的稳定性研究也尤为重要。关于机身壁板结构稳定性研究的理论主要有两个，一为小挠度稳定性理论，二为大挠度稳定性理论，在对机身壁板稳定性进行研究的过程中，应以以上两种理论为基础，再结合飞机设计的实际情况，依据机身蒙皮、长桁之间的连接特点，将机身壁板分为四种：一种是整体壁板，一种是胶结壁板，一种为复合材料壁板，另一种为铆接壁板。本文选用机身壁板结构中的铆接壁板对结构稳定性进行分析。 铆接壁板稳定性主要通过薄板弯曲微分方程进行计算，具体公式如下： 根据上述临界应力公式，再结合HJB830102进行壁板与蒙皮临界应力的塑性调整及修正，进而得出一个具体的数值[1]。另外，在飞机壁板结构的设计中，不仅要对临界应力进行研究，而且还要对各种材料参数、具体失稳情况进行研究，并根据以往的飞机结构设计经验，确定壁板的尺寸大小。对于铆接壁板而言，控制应力的关键为壁板总体的失稳临界应力，因此，控制好壁板的总体失稳情况，能够保证铆接壁板的稳定性，从而保证飞机整体结构的稳定。 2.3飞机下部框缘稳定性 对飞机下部框缘进行改进和优化，能够提升飞机整体的稳定性，保障飞机结构的性能得到稳定发挥。本文以某水上飞机船体结构为例，对飞机下部框缘稳定性进行分析。
3第三章 飞机的稳定性和操纵性上课讲义
第三章飞机的稳定性和操纵性 3.1 飞机的稳定性 在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。 飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。 所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。 3.1.1 纵向稳定性 飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。 当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。 飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。 当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。 同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。 除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。
飞机横航向稳定性分析
编号 毕业设计题目飞机横航向稳定性分析 学生姓名 学号 学院 专业 班级 指导教师 二〇一六年六月
本科毕业设计（论文）诚信承诺书本人郑重声明：所呈交的毕业设计（论文）（题目：）是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的成果。尽本人所知，除了毕业设计（论文）中特别加以标注引用的内容外，本毕业设计（论文）不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。 作者签名：年月日 （学号）：
飞机横航向稳定性分析 摘要 飞机的稳定性是保证飞行安全的最基本要求，本文主要目的是对常规布局飞机的横航向稳定性进行分析，并利用Matlab编写程序来实现飞行器横航向稳定性分析；我们首先建立飞行器的运动学方程和动力学方程，得到飞行器正常飞行的力学模型，利用模型充分研究影响飞行器横航向稳定性的因素后，为了利用矩阵工具对方程进行求解，我们采用合理方法使飞行器运动方程线性化；线性化后我们发现飞机的横、纵向方程并不耦合，我们把飞机横向线性方程分离出来，并将其整理成矩阵形式，然后求出矩阵的特征值和特征向量，利用特征值与飞行模态的对应关系就可以确定飞机的稳定性 关键词：稳定性，运动方程，建模，线性化
Aircraft lateral and directional stability Analysis System Abstract The stability of the aircraft is the most basic requirements to ensure flight safety, the main purpose of this article is lateral and directional stability of the general layout of the aircraft for analysis and programming using Matlab to achieve the aircraft lateral and directional stability analysis; we first establish the kinematics of the aircraft equation and dynamic equation, the mechanical model of aircraft normal flight, the full study using the model aircraft after the impact factors of stability cross course, in order to take advantage of tools matrix equation is solved, we have adopted a reasonable approach enables linear equations of motion of the aircraft; linearization we found that the aircraft's horizontal and vertical coupling equation does not, we separated the plane transverse linear equations, and organized into a matrix, and then find the eigenvalues and eigenvectors using the eigenvalues and the corresponding flight modes relations can determine the stability of the aircraft Key Words：Stability; Equations of motion; Modeling; Linearization
3第三章飞机的稳定性和操纵性上课讲义
精品文档 第三章飞机的稳定性和操纵性 3.1 飞机的稳定性 在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。 飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。 所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。 3.1.1 纵向稳定性 飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。 当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆（也称为俯仰运动）。当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。 飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。 当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。 同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。 除水平尾翼外，飞机的重心位置对纵向稳定性也有较大的影响。重心靠后的飞机，其纵向稳定性要比重心靠前的差。其原因是：重心与焦点距离小攻角改变时产生的附加力矩减小。对于重心靠后的飞机，当飞机受扰动而增大攻角时，机翼产生的附加升力是使机头上仰，攻角进一步增大，形成不稳定力矩。这时主要靠水平尾翼的附加升力，使机头下俯，攻角减小，保证飞机的纵向稳定性。 精品文档
飞机的稳定性能
飞机的稳定性能 飞机在空中飞行，要求纵向运动应具有静稳定性，即绕飞机横轴的运动静稳定性;而且也要求飞机绕横轴和竖轴运动也具有静稳定性。从机头贯穿机身到机尾的轴叫纵轴（Ox轴），从左翼通过重心到右翼并与纵轴垂直的轴叫横轴（Oy轴）。这两根轴同处在一个平面内，比如水平面内。通过重心并和上述两根轴相垂直到轴叫竖轴（Oz轴）。飞机在铅垂平面（即Oxz平面）内的运动，称为纵向运动；绕横轴Oy的转动叫俯仰运动；绕竖轴Oz的转动叫偏航运动；绕纵轴Ox的转动叫滚转运动。 为了满足飞机的纵向静稳定性，飞机焦点位置和飞机重心位置之间的关系必须满足ΔCm/ΔCL>0。当飞机外形一定时，飞机焦点位置是确定的，反过来就要求在飞机使用过程中的重心位置必须位于允许重心变化的范围内才行。重心的后限是由静稳定性要求确定的，它不能跑到飞机焦点位置的后面去。重心也有前限，重心前移可以增加飞机的静稳定性，但并不是静稳定性越大越好。例如，静稳定性过大，升降舵的操纵力矩就难以使飞机抬头增加迎角获得CL,max。换句话讲，是操纵性要求限制了重心前限。 同要求飞机绕横轴的运动具有纵向静稳定性一样，要求飞机绕竖轴和纵轴运动也应具有静稳定性，并分别称为方向静稳定性和横向静稳定性。 飞机具有横向静稳定性是指处于纵向平衡状态的飞机，一旦受到外界的干扰，打破了原先对飞机纵轴的力矩平衡，产生绕纵轴Ox的倾斜角φ；当外界干扰消除后，飞机靠自身产生的一个恢复力矩，有自动减小倾斜角φ和恢复原先平衡的趋势。保证飞机具有横向静稳定性的主要外形参数是机翼的后掠角和上反角。 跨声速或超声速飞机，为了减小激波阻力，大都采用了后掠角比较大的机翼，因此后掠角的横向静稳定性作用可能过大。所以，可以采用下反角（负的上反角）的外形来削弱后掠机翼的横向静稳定性。低、亚声速飞机大都为梯形直机翼，为了保证飞机的横向静稳定性要求，或多或少都有几度大小的上反角。
对飞机操纵性的一些认识
飞机操纵性的一些认识 当飞机受微小扰动而偏离原来纵向平衡状态（俯仰方向），并在扰动消失以后，飞机能自动恢复到原来纵向平衡状态的特性，称为飞机纵向稳定性。飞机的纵向稳定性主要取决于飞机重心位置，只有当飞机的重心位于焦点前面时，飞机才是纵向稳定的；飞机受到扰动以至于方向平衡状态遭到破坏，而在扰动消失后，飞机如能趋向于恢复原来的平衡位置，就是具有方向稳定性。飞机主要靠垂直尾翼的作用来保证方向稳定性。方向稳定力矩是在侧滑中产生的。飞机在飞行过程中，受到微小扰动，机头右偏，出现左侧滑，空气从飞机左前方吹来作用在垂直尾翼上，产生向右的附加测力，此力对飞机重心形成一个方向稳定力矩，力图使机头左偏，消除侧滑，随着飞行马赫数的增大，特别是在超过声速之后，立尾的侧力系数迅速减小，产生侧力的能力急速下降，使得飞机的方向静稳定性降低。在设计超音速战斗机时，为了保证在平飞最大马赫数下仍具有足够的方向静稳定性，往往需要把立尾的面积做得很大，有时候需要选用腹鳍以及采用双立尾来增大方向稳定性。；飞机受扰动以致横侧状态遭到破坏，而在扰动消失后，如飞机自身产生一个恢复力矩，使飞机趋向于恢复原来的平衡状态，就具有横侧向稳定性。飞行过程中，使飞机自动恢复原来横侧向平衡状态的滚转力矩， 主要由机翼上反角、机翼后掠角和垂直尾翼产生。飞机受到干扰后，沿着R方向产生侧滑。 由于后掠角的作用，飞机右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右边机翼产生的升 力大于左边。两边机翼升力之差，形成了滚转力矩。飞机受到干扰后，沿着R方向产生侧 滑。由于后掠角的作用，飞机右翼的有效速度大于左翼的有效速度，因此，在右边机翼产生的升力大于左边。两边机翼升力之差，形成了滚转力矩。垂直尾翼也能产生横侧向稳定力矩，这是由于出现倾侧以后，垂尾上产生附加侧力的作用点高于飞机重心一段距离，此力对飞机重心形成横侧向稳定力矩，力图消除倾侧和侧滑。