SX2202飛機(jī)的橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)及影響動(dòng)穩(wěn)定性的因素

飛機(jī)受到外界擾動(dòng),產(chǎn)生的橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)是以上三種典型模態(tài)的簡(jiǎn)單疊加而成。在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)初期,以滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)為主,擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)后期,以螺旋運(yùn)動(dòng)模態(tài)為主,而介于前后兩階段之間的振蕩模態(tài)是荷蘭滾運(yùn)動(dòng)。

飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性大小比例搭配,對(duì)飛機(jī)橫側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性有著重要的影響。為了保證飛機(jī)同時(shí)具有螺旋和荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性,必須使飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性和方向靜穩(wěn)定性保持適當(dāng)?shù)谋壤?/span>

影響飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性的主要構(gòu)造參數(shù)是機(jī)翼的上反角和后掠角,而后掠角是保證飛機(jī)能達(dá)到最大飛行速度所確定的,所以可通過(guò)改變機(jī)翼上反角來(lái)調(diào)整飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性。影響方向靜穩(wěn)定性的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)是垂尾的面積及到飛機(jī)重心力臂的長(zhǎng)度。當(dāng)力臂確定后,可以通過(guò)改變垂尾的面積來(lái)調(diào)節(jié)飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性。

大型高速運(yùn)輸機(jī),因?yàn)闄C(jī)身較長(zhǎng),繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)的慣性增加,增大了飛機(jī)的方向靜不穩(wěn)定性。飛行速度提高,又使垂尾對(duì)方向靜穩(wěn)定性的貢獻(xiàn)明顯減少,從而使飛機(jī)的方向靜穩(wěn)定性減小。相比之下,飛機(jī)側(cè)向靜穩(wěn)定性顯得過(guò)大,這對(duì)荷蘭滾模態(tài)的穩(wěn)定性是不利的,使大型高速飛機(jī)易出現(xiàn)不穩(wěn)定的荷蘭滾運(yùn)動(dòng)。為了防止這一現(xiàn)象發(fā)生,除了在飛機(jī)構(gòu)造上采取一些措施外,還可采用偏航阻尼器等裝置。偏航阻尼器安裝在方向舵操縱系統(tǒng)中,它感受飛機(jī)繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)的偏航速率中的高頻信號(hào),對(duì)飛機(jī)的快速偏航運(yùn)動(dòng)起阻尼作用,從而改善飛機(jī)的橫側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性。

偏轉(zhuǎn)副翼對(duì)飛機(jī)進(jìn)行側(cè)向操縱

對(duì)飛機(jī)的側(cè)向操縱是通過(guò)偏轉(zhuǎn)副翼來(lái)完成的。副翼是指安裝在機(jī)翼后緣轉(zhuǎn)軸上的小操縱面(見(jiàn)圖4-22)。副翼的偏轉(zhuǎn)角用ax表示。規(guī)定右側(cè)副翼向下偏,左側(cè)副翼向上偏時(shí),εx為正值。根據(jù)駕駛員的生理習(xí)慣,正常的操作動(dòng)作是:駕駛員向左扳動(dòng)駕駛桿(或向左轉(zhuǎn)駕駛盤),左機(jī)翼上的副翼向上偏轉(zhuǎn),右機(jī)翼上的副翼向下偏轉(zhuǎn)(ai>o),左機(jī)翼的升力減小,右機(jī)翼的升力增加,兩機(jī)翼上的不對(duì)稱升力產(chǎn)生的力矩使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)(甄<0)(見(jiàn)圖4-23)。如果向右扳動(dòng)駕駛桿,產(chǎn)生的運(yùn)動(dòng)與上述情況正好相反。側(cè)向操縱時(shí),副翼偏轉(zhuǎn)角εx與所產(chǎn)生的力矩″x的符號(hào)相反。

飛機(jī)上的增升裝置和操縱面,偏轉(zhuǎn)副翼引起的有害偏航,偏轉(zhuǎn)副翼不僅產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩,也會(huì)產(chǎn)生偏航力矩,偏航力矩值雖然比較小,但對(duì)飛機(jī)的操縱不利,被稱為有害偏航。

有害偏航的產(chǎn)生主要是由于副翼上、下偏轉(zhuǎn)時(shí),不但機(jī)翼的升力發(fā)生變化,左右不對(duì)稱;機(jī)翼的阻力也發(fā)生變化,左右不對(duì)稱的阻力產(chǎn)生偏航力矩。比如,將駕駛桿向左扳動(dòng),左側(cè)副翼向上偏轉(zhuǎn),左側(cè)機(jī)翼的升力減小,伴隨升力產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力也就減小了,使左側(cè)機(jī)翼總阻力減小;右側(cè)副翼向下偏轉(zhuǎn),右側(cè)機(jī)翼的升力增加,伴隨升力產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力也就增加了,使右側(cè)機(jī)翼總的阻力增加。這樣,右機(jī)翼的阻力大于左機(jī)翼阻力。阻力發(fā)生變化的部位又靠近機(jī)翼翼梢處,到飛機(jī)對(duì)稱面的力臂較長(zhǎng),于是就產(chǎn)生了足夠使飛機(jī)繞立軸0yt向右偏轉(zhuǎn)的偏航力矩。這種偏航力矩的出現(xiàn)造成兩個(gè)不利的影響:一個(gè)是飛機(jī)繞立軸向右偏轉(zhuǎn),出現(xiàn)左側(cè)滑b,由于飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性,'側(cè)滑產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn),這與向左扳動(dòng)駕駛桿,使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)的操縱目的相反,減少了向左滾轉(zhuǎn)的操縱力矩,從而降低了副翼的操縱效率。另一個(gè)不利的影響是,向左扳動(dòng)駕駛桿,使飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn),是為了使飛機(jī)向左進(jìn)人盤旋,但兩翼阻力不等產(chǎn)生的偏航力矩卻使飛機(jī)機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn),這對(duì)飛機(jī)的水平轉(zhuǎn)彎操縱也不利。綜合以上兩點(diǎn),偏轉(zhuǎn)副翼引起的偏航力矩是有害的。

為了克服有害偏航,可采用差動(dòng)副翼。差動(dòng)副翼是指對(duì)于駕駛桿的同一行程,副翼上偏角度大于下偏角度的副翼,如圖4-23所示。這種副翼是通過(guò)在副翼上偏一側(cè)機(jī)翼上產(chǎn)生較大的廢阻力,去平衡另工側(cè)機(jī)翼上的過(guò)大的誘導(dǎo)阻力,來(lái)消除有害偏航。

這種副翼是將副的轉(zhuǎn)軸由副翼的前緣向后移,并安排在副翼的下表面。這樣,副翼向下偏轉(zhuǎn)時(shí),即使達(dá)到最大偏轉(zhuǎn)角,副翼的前緣也不會(huì)露出機(jī)翼的上表面;而當(dāng)副翼向上偏轉(zhuǎn)時(shí),即使偏轉(zhuǎn)很小的角度,副翼的前緣也會(huì)露出機(jī)翼的下表面,產(chǎn)生較大的廢阻力,去平衡副翼下偏一側(cè)較大的誘導(dǎo)阻力,消除副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的有害偏航。使用弗來(lái)茲副翼的飛機(jī)(MD-82),副翼上下偏轉(zhuǎn)角度是相等的。

副翼操縱的失效和反逆問(wèn)題,飛行中,由于機(jī)翼彈性變形(扭轉(zhuǎn)變形)的影響,副翼完全喪失作用或產(chǎn)生相反作用.

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