轻型飞机纵向静稳定性试验的估算
民机纵向静稳定性试飞方法研究
民机纵向静稳定性试飞方法研究殷湘涛;王勇;赖培军;朱海云;孙明明;裘志杰【摘要】目前国内民用运输机执行纵向静稳定性试飞时主要采用稳态法，而此方法存在试验时因飞行高度变化过大过快而难以采集足够试飞数据的缺点。
针对FAA咨询通告AC25-7 C中提出的两种关于纵向静稳定性的试飞方法进行对比分析，从而考察平飞加减速法的可执行性，分析传统的稳态法和新的平飞加减速法的优缺点和实际飞行试验时的可行性，得出初步结论为平飞加减速法有其独特的优点，主要适用于能平飞配平的试验点，而对于飞机发动机设置于最大推力和慢车推力试验点的适用性，还需通过试验进一步考察确定。
%The conventional way to perform the longitudinal static stability flight test for civil transport aircraft is stabilized method. While the main disadvantage of the stabilized method is insufficiency of flight test data due to the fast and large altitude changing. This article focuses on the advantage and disadvantage about the applicability of the longitudinal flight test methods proposed by AC25-7C, which are stabilized method and acceleration-decelera-tion method. The initial conclusion is that the acceleration-deceleration method can apply to the level flight trim test points, and the method is still to be confirmed by simulator test and flight test during the applicability of the maximum thrust and idle thrust test points.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2016(000)001【总页数】3页(P25-27)【关键词】飞行试验;纵向静稳定性;平飞加减速法【作者】殷湘涛;王勇;赖培军;朱海云;孙明明;裘志杰【作者单位】中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232;中国商飞民用飞机试飞中心，上海200232【正文语种】中文【中图分类】V217+.33在某型号飞机纵向静稳定性试飞过程中，采用了AC25-7A推荐的“stabilized method”，即稳态法，该方法在实际试飞中发现存在高度变化过大过快，难以满足AC要求的高度容差的问题。
某型无人机纵向运动静稳定性分析
某型无人机纵向运动静稳定性分析作者：郭道通柯宏发冯建锋来源：《科技风》2018年第30期摘要：无人机在未来信息化战争中发挥的作用日益明显，为了保障无人机的安全飞行，对无人机的稳定性研究非常关键，无人机的稳定性取决于其自身的气动特性和结构参数，是衡量无人机飞行性能的重要指标。
为了分析某无人机纵向运动的静稳定性，建立了无人机运动学及动力学数学模型，利用小扰动法对其纵向运动方程进行了线性化，根据线性化方程，在给定气流扰动情况下，利用Matlab仿真工具对无人机纵向运动参数的变化情况进行了分析，并得出了其纵向静稳定性的一般结论。
关键词：无人机；静稳定性；线性化模型；运动方程；小扰动法1 绪论在以信息战为主要特征的最近几次现代局部战争中，用无人机执行侦察监视、目标定位、骚扰与诱惑、电子干扰、战场评估和火炮校正等任务，取得了相当好的战果，人们越来越认识到它的巨大作用与潜力。
无人机的稳定性取决于其自身的气动特性和结构参数，是衡量无人机飞行性能的重要指标。
具有良好飞行稳定性的无人机，在其飞行过程中受到小扰动时不致于出现大幅振荡，有利于无人机的安全，因此，研究无人机的运动稳定性是非常必要的。
对于无人机来说，我们将其静稳定性的概念定义为：无人机作定常运动时，在没有控制输入作用的条件下，受瞬时小扰动后，受扰的運动参数能否自行回到初始运动状态的性能，如果受扰运动参数能够回到初始状态，则称其具有静稳定性。
本文即是对某无人机飞行稳定性的一个方面，即纵向运动的静稳定性进行了建模与仿真分析。
2 无人机纵向运动数学模型的建立2.1 坐标系选取及参数意义本文沿用传统的无人机建模坐标系选择方法，以无人机起飞点为原点的地面坐标系、以无人机体积中心为原点的机体坐标系和速度坐标系。
机体坐标系中，沿ox、oy、oz轴向的速度分别用u、v、w表示，绕ox、oy、oz轴的角速度分别用p、q、r表示，绕ox、oy、oz轴的转动惯量分别用Ix、Iy、Iz表示，对xoy、yoz、xoz平面的惯性积分别用Ixy、Iyz、Ixz表示。
飞行力学-1.12纵向静稳定力矩与静稳定性
作用在飞行器上的 力和力矩
纵向静稳定力矩与 静稳定性
纵向静稳定力矩与静稳定性
飞行器的平衡有稳定平衡和不稳定平衡之分。 飞行器的平衡特性取决于它自身的静稳定性。
纵向静稳定力矩与静稳定性
静稳定 静不稳定
飞行器受外界干扰作用偏离平衡状态后，外界干 扰消失的瞬间，若飞行器不经操纵能产生空气动 力矩，使飞行器有恢复到原平衡状态的趋势。
为静稳定裕度。
焦点位于质心之后 焦点与质心重合 焦点位于质心之前
飞行器纵向静稳定； 飞行器纵向静中立稳定； 飞行器纵向静不稳定。
若产生的空气动力矩，使飞行器更加偏离原来平 衡状态。
静中立稳定 若既无恢复的趋势，也不再继续偏离原平衡状态。
纵向静稳定力矩与静稳定性
若飞行器以某个平衡攻角αB处于平衡状态下 飞行，由于某种原因使攻角增加了Δα(Δα>0)，引 起作用于焦点上的附加升力，进而引起附加的俯 仰力矩： ∆M z (α ) = mαz α=αB ∆αqSL
< 0,纵向静稳定
mαz
α =αB
= >
0, 纵向中立稳定 0, 纵向静不稳定
纵向静稳定力矩与静稳定性
< 0,纵向静稳定
mαz
α =αB
= >
0, 纵向中立稳定 0, 纵向静不稳定
因此，mαz 称为静稳定力矩导数，M zαα 称为俯仰 静稳定力矩。
纵向静稳定力矩与静稳定性
纵向静稳定力矩与静稳定性
∆M z (α ) = mαz α=αB ∆αqSL
ΔMz (α) < 0
飞行器低头， Δ α减小
纵向静稳定
<0
>0
=0
ΔMz (α)=0
1-1飞机纵向平衡和静稳定性
静态飞行品质 动态飞行品质
平衡
飞机纵向力矩及平衡
飞机的平衡
飞机的平衡：作用在飞机上的力和力矩的平衡，即合外力和力 矩为零，飞机处于没有转动的等速直线运动状态。
飞机的平衡
纵向平衡 Fx 0 Fz 0 M 0 y 面对称 横航向平衡
Y 0 M x 0 M 0 z
平尾的作用
b) 使全机的零升力矩大于0。 才能配平飞机，得到纵向力矩平衡点。
Cm Cm0
*
CL
Cm Cm0 CL ( xc. g xac )
结论
• 无尾和有尾情况下：
Cm Cm0 CL ( xc. g xac )
• 飞机的纵向静稳定性可用偏导数表示：
CmCL
Cm x c . g x ac C L
称为平尾的静面矩系数
利用翼身组合体的升力表达式，求出 可得平尾俯仰力矩
wb ，带入
CL. wb CL . wb ( wb 0. wb )
飞机的纵向静稳定性及其试飞技术研究
2019年14期技术创新科技创新与应用Technology Innovation and Application飞机的纵向静稳定性及其试飞技术研究袁广田，张聪，岳耀斌（中国飞行试验研究院，陕西西安710089）飞机在大气中飞行的过程中，经常会受到各种不可预测的运动，如大气扰动、发动机推力脉动、飞行员无意识的动杆等。
这些扰动都会使飞机的飞行状态发生改变。
因此，必须研究学习飞机在受到扰动后，自动恢复原状态的能力，即飞机的稳定性问题。
通常称飞机飞行状态及受扰前飞机平衡状态为配平状态，因此稳定性问题就是研究飞机在配平状态受到外界扰动而偏离平衡状态时，飞机自身能否有力矩产生使之回到原配平状态的能力。
通常为了研究问题方便，在飞机飞行动力学中常将稳定性分为静稳定性与动稳定性两大类[1]。
动稳定性实质是真正的飞机稳定性。
它是指飞机在配平状态下受到扰动，扰动消失后，飞机自身能恢复原平衡状态的能力。
所谓静稳定性则是指飞机在配平状态下受到扰动，扰动消失瞬间，飞机自动恢复原平衡状态的趋势。
因此静稳定性不是真正的稳定性，具有静稳定性的飞机，不一定具有动稳定性，但是通常静稳定性是飞机动稳定性的前提，特别是静稳定性与相应的飞机静操纵性具有密不可分的关系。
因此，讨论飞机的静稳定性，亦具有非常重要的意义。
而飞机的三向静稳定性中，纵向静稳定性是最为重要的，因此，本文重点对于飞机的纵向静稳定性及其试飞技术进行讨论。
1纵向静稳定性飞机的纵向静稳定性主要研究飞机在配平状态下的纵向俯仰力矩特性问题。
飞机的纵向静稳性包括按过载的静稳定性和按速度的静稳定性。
1.1按过载静稳定性按过载静稳定性是指飞机在配平状态下受到扰动，在扰动过程中，飞机速度始终保持不变，过载随迎角偏离原配平状态而变化，在扰动消失瞬间，飞机自动恢复原平衡状态的趋势。
如果有自动恢复原配平迎角的趋势，则称飞机具有按过载的静稳定性。
因为按过载静稳定性的条件是速度不变，因此按过载的静稳定性又称为定速稳定性。
第7讲飞行器的纵向平衡静稳定性
αtrim < 0
αtrim > 0
0
α
Cm0 < 0
稳定性与操纵性的概念
平衡:指状态参数不随时间变化的飞行。如定常直 线飞行、正常盘旋等。
稳定性:飞机受到外界扰动后自动恢复原来平衡状 态的能力。
操纵性:飞机在驾驶员的操纵下从一种飞行状态过 渡到另一种飞行状态的能力。包括稳态增量和瞬态 过程。
α
不稳定 平衡 稳定
Mw = Mac.w + Lw(xc.g − xac,w)
机翼力矩表达式
无量纲化 等 式 两 端 通 除 ρV 2Sc 2， 得
Cm.w = Cm0.w + CL.w (xc.g − xac.w )
讨论
零升力 矩系数
机翼有效弯度为负:
机翼有效弯度为正:
机翼有效弯度为零:
= xc.g c
= xac.w c
机翼力矩表达式
机翼上的气动力对飞机质心的纵向力矩
Lw
M a.c.w
c.g.
αw
Dw
xac.w a.c.
zc.g
xc.g
c
Mw =Ma.c.w+(Lwcosαw+Dwsinαw)(xc.g −xac,w)c+(Lwsinαw−Dwcosαw)zc,gc
α w不大， Lw >> Dw , xc.g >> zc.g
中立静稳定：若外界瞬时扰动作用后，既 无扩大、又无恢复原来平衡状态的初始趋 势，则称为中立静稳定。
静稳定性概念
Δα
t 静稳定,动稳定
Δα
Δα
t 静稳定,动不稳定
t 静不稳定,动不稳定
讨论
具有静稳定性并不能保证飞机最终恢复原 有的平衡（具有动稳定性），但静稳定性是 动稳定的“必要条件”。 一般静稳定性用导数定义，某个力矩系数 对某一变量（纵向力矩系数对迎角、横向和 航向力矩系数对侧滑角）的导数来定义。
飞机纵向运动的动稳定性
1.升降舵操纵的反应特性
②短周期运动反应：假设 Δv ≡ 0，即可得出迎角和俯 仰角速率对升降舵输入的时域反应和频域内的传递 函数。 时域响应：升降舵正偏，飞行迎角减小，俯仰角 速度减小。
0
Δq ( 0 / s)
−1
0
−2
t(s)
5
0
t(s)
5
2.对油门操纵的反应 （1）发动机油门控制的输入量 一是增（减）水平方向的力；二是产生一个 力矩。 （2）发动机推力通过重心（增大油门） 初始反应是加速运动。 飞行速度增大，飞机升力增大，升力大于 重力，飞机上升，出现上升角，飞行速度又 回到原始值（飞机具有速度稳定性）。
9.2.1 时域响应指标 9.2.3 纵向动操纵性
小结
有关时域响应指标 延迟时间 t d ：响应曲线第一次达到稳态值的一半 所需的时间。 上升时间 t r ：响应曲线从稳态值的10%上升至 90%（或从5%上升至95%，或从0上升至100%） 所需的时间。 峰值时间 t p ：响应曲线达到超调量的第一个峰 值所需的时间。
⎢Δ V ⎥ = ⎡ X V ⎢ i ⎥ ⎢ ZV Δθ ⎦ ⎣ ⎣ − g ⎤ ⎡ ΔV ⎤ ⎥ ⎢ Δθ ⎥ 0⎦ ⎣ ⎦
λ2 − XV λ + ZV g = 0 特征方程中仅出现与速度相关的气动导数。
ωn , p ξp =
g = 2 V* ⎫ ⎪ ⎪ ⎬ 1 ⎪ 2(C L / C D )* ⎪ ⎭
2 2
四次代数方程可分解为两个一元二次代数方程之积: 若原四阶微分系统稳定，则对应的每个二阶系统均 稳定。 典型二阶系统的稳定特性: 二阶系统的标准特征方程： λ 2 + 2ξωnλ + ωn2 = 0, ωn2 > 0
飞机纵向稳定性课件
防止失速
纵向稳定性好的飞机在遇 到气流扰动时能够更快地 恢复原有飞行姿态，降低 失速风险。
减轻颠簸
纵向稳定性强的飞机在遇 到气流颠簸时能够更好地 保持稳定，减轻机组和乘 客的不适感。
提高着陆安全性
纵向稳定性有助于飞机在 着陆过程中保持平稳，降 低着陆事故风险。
02 飞机纵向稳定性 原理
飞行中的平衡与稳定性
飞行测试需要专业的飞行员和测试工程师进行操作和监控，以确保测试的安全和准确性。
地面测试与模拟器测试
地面测试包括对飞机起落架、刹车系统、轮胎等部件的测试，以及在风 洞中进行的气动性能测试。
模拟器测试利用计算机模拟技术，模拟飞机的飞行状态和环境，以评估 纵向稳定性。模拟器测试具有较高的安全性和可重复性，是评估纵向稳
飞机纵向稳定性课件
目录
• 飞机纵向稳定性概述 • 飞机纵向稳定性原理 • 飞机纵向稳定性设计 • 飞机纵向稳定性控制 • 飞机纵向稳定性测试与评估 • 飞机纵向稳定性问题与改进措施
01 飞机纵向稳定性 概述
定义与重要性
定义
纵向稳定性是指飞机在受到扰动 后恢复原有飞行姿态的能力。
重要性
纵向稳定性是确保飞机安全、稳 定飞行的关键因素，有助于防止 失速、颠簸等情况发生。
重心位置对俯仰力矩的影响
重心前移会使俯仰力矩减小，重心后移则会使俯仰力矩增大。
俯仰阻尼力矩与稳定性
俯仰阻尼力矩
阻止飞机绕机体轴振动的力矩。
阻尼比
表示阻尼力矩与振幅的比值，影 响振荡衰减速度。
稳定性分析
通过分析阻尼比的正负，判断飞 机纵向振荡的稳定性。
飞机纵向振荡与稳定性
纵向振荡
飞机在飞行中出现的上下振荡现象。
探索新材料和结构优化
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式 （０ 中第 二项 通 常不 到第 一项 的 十分 之一 ， １） 因此 度 的贡 献 中简化 为 ：
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ｏ３ ｎ ｏ６ ａ ４ ）
摘要 ： 推导 出了在试飞试验前对轻型飞机纵 向静稳定性进行估算 的公式 ， 分别给出 了握杆 和松杆状 态下 静稳定性 的估 算方法 。在此估算 的基 础上 推导 出了试飞试 验时所 要测 的驾驶杆位 移和杆力 等估算 式 ， 进而 提出 了从 试验数据 到飞机 中性点 和实际纵 向静稳定裕 度的分析 处理
ｗ ｗ
设翼 力 数率 。即 （） 尾升系 斜 为 ｎ 警 ， ＝ ，
则 有
＝ … （ 一 ｉ ） 一 ＣＬ ｉ （ — ｉ ） ∞ ｓｎ 一
ｗ
ｓ ｉ ｎ（
） ＋Ｃｊｏ ， ｓ（ ｃ
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（） ７
（） 等
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（ ３ １）
民用 飞 机 设 计 与研 究
Ｃｉ ｉ Ａｉｃ ａｔＤｅ ｉｎ ａ ｄ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ ｖｌ ｒｒｆ ｓｇ ｎ ｓ ａ ｃ
轻型飞机纵向静稳定性试验的估雾
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Ｉｕ ｈ ｑｎ Ｆ Ｊ灿ａ ｊ Ｌ Ｋ ｉｇ ｕ ｉ ｌａ Ｃａ … ｏ ｃ Ｉ
能会受到气 流作 用 而偏 转 ， 因此 需从 握杆 和松 杆
（ 称 为 固定 和 松 浮 ） 种 状 态 进 行 纵 向静 稳 定性 或 两 分 析 。握 杆 状态 是考 虑在受 到 扰动 时 因驾驶杆 固定
而使升降舵位置仍保持固定 的飞机纵 向静稳定性 ； 松杆状态则分析当舵面受扰动影响时因驾驶杆不 固 定而使升降舵偏转的飞机纵向静稳定性 。 １１ 握杆状态纵 向静稳定性估算 ．
机纵 向静稳 定 性 的定性 评估 虽然 是试 飞员 基 于飞行
任务时的主观感受 ， 不需要分析具体数据参数 ， 但在
试 飞之 前 ， 试飞 员需 要 对 被 试 飞 机 的纵 向静 稳 定性 和试验 预期 有一 定 的 了解 。 因而 不论 是定 量数 据分 析 还是 定性 评估 ， 验 前 都 需 要 对 纵 向静稳 定 性进 试 行估 算 。 本 文对 飞机 纵 向静 稳定 性 的试验 估算 不 同于 飞
的值为负 ， 其为稳定贡献 。
（ ） 气式 飞机 ２喷
一
般为负 ， 是稳定 的。同时飞机的下洗 角对尾翼 的纵 向静稳定性贡献影 响较大 ， 估算时需要重视。 １１３ 机 身 ．． 由于机身 的形状不规则 ， 其静稳定性贡献 的估 算 比较复杂 ， 可用下式进行简化估算 ：
般认 为 ， 喷气 式发 动机 的输 出推 力 恒 定 ， 不
随速度而改变。此时喷气式飞机的推力纵向力矩系
数 方程 为 ：
Ｃ ： — ￣ Ｔｚ ＇ Ｌ ｒ— Ｗ ｅ
（） ２
算时忽略不计 ， Ｃ 而以 ｄ Ｎ
＝
１ 计算 。 来
其 中 ， ＝７ 为尾翼 动压效 率 。实 际飞机 的第 ７ 五、 六项 相 比其 它项 很 小 ， 因此 为 简 化估 算 ， 以下 在 估 算 中忽 略该项 ， ： 得
同理 ， 机翼 升力 贡献水 平分 量 ：
由于俯 仰力矩 是 升力 系数 的 函 数 ， 常用 俯 仰 力 矩 通 系数 对 升力 系数 曲线 的斜 率 来评估 飞机纵 向静稳 定
０；
综 合 以 上 三 项 ， 机 翼 对 纵 向静 稳 定 度 的 贡 得
献为 ：
性。将式 （ ） ３ 对 求导可得到该斜率 ， 即俯仰力矩 导数的计算式（ ） ４：
（） ８
：
ｃ ５
实际机翼的式 （ ） ８ 后三项值均很小 ， 这里做估
为尾容 系数 ， 由飞机 几何 尺 寸 决定 。乎
刘 超强等 ： 轻型飞机纵 向静 稳定性试 验的估算
尾 的气 动 中心 也 可 认 为 在 四分 之 一 弦 长 处 。 由式 （５ 可 以看 出 ， １） 尾翼 对 纵 向静 稳 定 性 裕 度 贡献 值 一
对 于几 何对 称 飞 机 ， 认 为俯 仰 力 矩 与 横 一 可 航 向力矩无 关 ， 可单 独 利 用 俯 仰 力矩 方程 进 行 推 导计 算 。飞 机 主要 的俯 仰 力矩情 况 如 图 １ 所示 。
中， 需利用估算结果来判断试验数据是否正常 ； 在飞 行结束后的试验数据分析处理 中， 需将试验结果与 估算的预期进行 比较 ， 分析差异以改进设计 。对飞
ＣⅣ＝ ＣＬ ｏ （ ｔ— ｉ ） ＋ Ｃ口 ｉ （ ｃ— ｉ ） ｃｓｏ ｓｎ ０
ｗ ｗ
中最后 一项 进行 估算 。
由 图 １可得 飞机尾 翼 的攻角 ：
Ｏ ： 一ｓ＋ｉ ｔ 一ｉ （ ２ １）
（） ５
（） ６
ｄｔ ｏ
＋
Ｃｃ＝ Ｃ， ｏ （ ｔ— ｉ ） 一 Ｃ￡ ｉ （ — ｉ） Ｊ ｓＯ ｃ ｓｎ
（ 一 ＝（ 毫 ） 一
由式（４ 代 入式 （ ） １） ４ 最后一项 ， 即得平尾的纵
向静 稳定 性 贡献 ：
人式 （ ） 机翼 升力 贡献 的垂 直分量 ： ７得
ｄ Ｎ Ｃ
Ｃ 一 ‘
＋ －ｅ ’ ｎ ＡＲｃ
＋ 。
（ ＋ 詈ｔ意 ） 一（ ） ＝ 一
ａ ｎｌｚｄ ｒｓｅｔ ｅ ｕ ｎ ｈ ｓｍａ ｏ ． Ｂ ｓｄ ｏ ｈ ｏ ｇｔｄｎ ｔ ｃ ｓ ｂｉ ｓｍａｏ ， ｔｅ ｅｕｔ ｎ ｆｓｃ ｖｍｅ ｔａｄ ｓｃ ｒ ａａ ｅ ｅｐ ｃｖｌ ｄ ｒ ｇ ｔｅ ｅｔ ｔ ｎ ａｅ ｎ ｔｅｌｎ ｕ ａ ｓ ｔ ｔ ｉｔ ｅｔ ｔ ｎ ｈ ｑ ａｏｓ ｏ ｔｋ ｍｏ ｅ ｎ ｎ ｔｋ ｅ ｙ ｉ ｙ ｉ ｉ ｉ ｉ ｉ ｌ ａ ｉ ａ ｌｙ ｉ ｉ ｉ ｉ ｉ ｆｒ ｎ ｆｇ ｔｔｓ ｒ ｏ ｔｎ ｄ ｎ ｈ ｅ ａ ｅｕ ｔ ｎ ｍｅｈ ｄ ｏ ｅｔ ｏｎｓａｄ ａｔａ ｌｎ ｔｄｎ ｔ ｃｍａｇ ｒ ｉ ｕｓｄ ｏｃ ｏ ｉｈ ｅｔ ａｅ ｂａ ｅ ．ａｄ ｔｅ ｔｔｄｔ ｒｄ ｃ ｏ ｔｏ ｓｆｒｎｕｒ ｐ ｉｔ ｎ ｃ ｌ ｏ ｇ ｕ ａ ｓｔ ｒｉ ａｅｄｓ ｓ ｅ ｌ ｓ ｉ ｓ ａ ｉ ｌ ａ ｕ ｉ ｉ ｌ ａ ｉ ｎ ｃ ｅ
ｄＣ ｃ
＝ － （ － ｉ） 一 ａ
ｗ
￣ ．
Ｃ Ｌ
口
４ ．
一
（） ９
由于 ｃ 为机翼 的类 型决定 而不 随 飞机姿 态变 ～ 化 ， Ｃａ ｍ ｄ ｃ
＝
ｃ＝ ＋ 詈＋ ＋ 一 ｔ ３ ｍ Ｓ ） ｌ ｔ 吼（
对于俯仰平衡状态下的飞机 ， （ ） 等于 ０ 式 ３值 。
方法 。
关键词 ： 握杆 ； 松杆 ； 中性点 ； 静稳定裕度
【ｂ ｒ ｔ Ｔ ｅｅ ｍ ｔ ｎｅｕｔｎ ｏ ｎｉｄ ａ ｓｔ ｔ ｉｙｏ ｇｔ ｉｒｔａ ｅｕｅ．Ｓ ｃ ｆｅ ｎ ｃ ｅ ｌ ｇｕｉ ｌｔ ｃｓｂｉ Ａｓａ 】 ｈ ｓ ａｏ ｑａｏｓ ｆｏ ｇｕｉ ａｃ ａｌ ｆｉ ｒ ａ ｒ ｒ ｃｄ ｔｋｉ ｄａｄｓ ｋｆｅ ｏ ｉ ｄ ａ ｓｔ ｉｙ ｔｃ ｉ ｔ ｉ ｉ ｌ ｔ ｎ ｔｉ ｓｂｉ ｌ ｔ ｌｈ ａｃ ｆ ｅ ｄ ｉ ｘ ｉ ｔ ｒ ｎｔ ｎ ｉ ｔ ｌ ａ ａ ｔ
【ｅ ｏ ｓ ｓ ｋｆｅ； ｃ ｅ；ｅｔｌ ｏ ｔｔ ｃｍ ｒｎ Ｋｙ ｒ 】 ｔ ｘｄｓ ｋｆｅｎｕ ａ ｐｉ ；ａ ａ ｗ ｄ ｉ ｉ ｃ ｉ ｔ ｒ ｒ ｎ ｓｔ ｉ ｉ ｇ
０ 引言
飞机 纵 向静 稳 定性 飞行 试验 需 同时进 行定 量试 验 数据 分 析 和 试 飞 员 定 性 评 估 。在 飞 行 试 验 过 程
图 １ 飞机 主要俯 仰力矩和受力分析 图
１ 纵 向静稳定性分析
飞机 在主要 飞行 时 间中多是处 于稳 定平 飞状 态 ，
根 据 飞机 纵 向各 力及 其 对 重 心 的位 置 ， 计算 可
得 出飞 机 总俯 仰 力矩 ：
Ｍｅ ｇ＝Ｎｘ ８＋Ｃ ＋Ｍ ＋ Ｍ ＋Ｍ ＋ Ｃｔ ｔ ｚ Ｆ ｈ ～Ｎｔ ｌ ｔ
其力矩和受力都对称平衡 。可简单认为俯仰平衡方 程或运 动方程 与 横航 向运 动 方程 无 关 。且 估 算 过程
不需要对 俯仰运 动方程所有 方面进 行研 究 ， 对俯 仰力 矩方程 的分析推 导足够对轻 型飞机进 行简单估 算 。 轻 型 飞机 的俯 仰 控制 多 是 可 逆 的 ， 升 降舵 可 其
飞机尾 翼产 生 的纵 向静稳 定 性 贡 献可 按 式 （ ４）
裕 度可 分 为机 翼 、 机身 、 尾翼 的贡献等 几个 不 同的 主 要 组成 部分 。下 文将对 这些 部分 分别 进行 估算 。
１ １ １ 机翼 ．．
由式（ ）前三项均来 自机翼 ， ４， 下面从飞机机翼
升 力分 解 的垂直 和平行 飞 机基 准线 的力来 进行 力矩 分析 。