BUK445-400A飛機(jī)的操縱性,操縱性是指飛機(jī)在駕駛員操縱下,從一種飛行狀態(tài)過(guò)渡到另一種飛行狀態(tài)的特性。對(duì)于駕駛員的操縱反應(yīng)過(guò)于靈敏或過(guò)于遲鈍的飛機(jī)都會(huì)給飛機(jī)的飛行操縱帶來(lái)困難。對(duì)操縱反應(yīng)過(guò)于靈敏會(huì)使駕駛員很難精確控制飛機(jī),也會(huì)因?qū)Σ倏v反應(yīng)過(guò)大而造成失速或結(jié)構(gòu)的損壞;對(duì)操縱反應(yīng)過(guò)于遲鈍的飛機(jī),駕駛員不得不加大操縱量,操縱起來(lái)十分的吃力,所以只有具備一定操縱性的飛機(jī)才適合飛行。和穩(wěn)定性一樣,為了便于講述,我們也把操縱性分為縱向操縱性、側(cè)向操縱性和方向操縱性。

縱向操縱性――飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令,繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng),增大或減少迎角,改變?cè)w行姿態(tài)的能力。

側(cè)向操縱性――飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令,繞縱軸滾轉(zhuǎn),改變?cè)w行姿態(tài)的能力。

方向操縱性――飛機(jī)按照駕駛員的操縱指令,繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng),向左或向右偏轉(zhuǎn),改變?cè)w行姿態(tài)的能力。

飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性,飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性

飛機(jī)的縱向力矩和縱向平衡,飛機(jī)的縱向力矩:縱向力矩就是使飛機(jī)繞橫軸ozt轉(zhuǎn)動(dòng)的俯仰力矩,用mz示。

規(guī)定使飛機(jī)抬頭uz為正值,否則為負(fù)值。

飛機(jī)是由機(jī)翼、機(jī)身、尾翼以及動(dòng)力裝置等部件組成,其中,每個(gè)部件上的氣動(dòng)力及發(fā)動(dòng)機(jī)推力都將對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生縱向力矩。全機(jī)縱向力矩就等于機(jī)翼、機(jī)身、尾翼等部件上的氣動(dòng)力及發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生的縱向力矩之和。用公式表示為:

Mz=Cmz(1/2)pu2SbA                (4-1)

式中:Cmz――俯仰力矩系數(shù);

(1/2)pu2――飛機(jī)飛行的動(dòng)壓;

S――機(jī)翼面積;

bA――平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng)。

飛機(jī)的縱向平衡:這里討論的縱向平衡主要是針對(duì)與飛機(jī)縱向穩(wěn)定性有關(guān)的俯仰運(yùn)動(dòng)的。它是指飛機(jī)的縱向力矩Mz=0,即俯仰力矩系數(shù)Cmz=0,沒有外界擾動(dòng)的話,飛機(jī)不會(huì)繞橫軸ozt產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng),飛行迎角不會(huì)變化。

對(duì)飛機(jī)縱向力矩起主要作用的是機(jī)翼、水平尾升力和發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。如果不考慮發(fā)動(dòng)機(jī),機(jī)翼和水平尾翼的飛機(jī)縱向平衡的影響如圖4-5所示。在一般情況下,機(jī)翼的壓力中心在飛機(jī)重心之后,機(jī)翼上的氣動(dòng)升力對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生使機(jī)頭向下的俯仰力矩(-mz)。水平尾翼上的氣動(dòng)升力向下作用,對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生使機(jī)頭向上的俯仰力矩(+mz)。當(dāng)兩個(gè)力矩互相抵消時(shí),飛機(jī)的縱向力mz=0,飛機(jī)保持縱向平衡。為了使水平尾翼的氣動(dòng)升力能產(chǎn)生抬頭力矩,水平尾翼的安裝角一般采取負(fù)值,機(jī)翼安裝角與水平尾翼安裝角之差,稱為縱向上反角(見第2章圖2-13)。

飛機(jī)重心機(jī)翼壓力中心,主要的俯仰力矩.

飛機(jī)定常直線飛行時(shí),不同的飛行速度要求不同的迎角。迎角不同,機(jī)翼升力的大小及壓力中心的位置也不同,對(duì)飛機(jī)重心會(huì)產(chǎn)生大小不同的低頭力矩,這就必須通過(guò)改變升降舵的偏轉(zhuǎn)角(有的飛機(jī)還可以通過(guò)改變水平安定面的配平角),使水平尾翼產(chǎn)生與之相平衡的抬頭力矩來(lái)維持飛機(jī)的縱向平衡,這個(gè)過(guò)程就叫做飛機(jī)的縱向配平。所以,對(duì)于每一個(gè)迎角下的定常直線飛行,都有一個(gè)升降舵的偏轉(zhuǎn)角與之對(duì)應(yīng)。這個(gè)迎角就叫做該升降舵偏轉(zhuǎn)角對(duì)應(yīng)的平衡迎角。飛機(jī)水平尾翼的一個(gè)重要作用就是保證飛機(jī)在不同速度下進(jìn)行定常直線飛行的縱向平衡。

全機(jī)焦點(diǎn),當(dāng)飛機(jī)受到擾動(dòng)使迎角發(fā)生改變時(shí),機(jī)翼、機(jī)身和水平尾翼的迎角都會(huì)隨著發(fā)生變化,也都會(huì)產(chǎn)生附加的氣動(dòng)升力。這些附加氣動(dòng)升力之和就是迎角改變時(shí)全機(jī)氣動(dòng)升力的增量。用符號(hào)L表示。由于迎角的改變而引塑的飛機(jī)氣動(dòng)升力增量的作用點(diǎn),就叫做全機(jī)焦點(diǎn)(氣動(dòng)中心)。

因?yàn)樵谌珯C(jī)的氣動(dòng)升力中,機(jī)翼的升力占主要部分,尾翼上的升力雖然比機(jī)翼的升力小很多,但它作用在全機(jī)重心之后,而且力臂較長(zhǎng),所以加上水平尾翼之后,形成的全機(jī)焦點(diǎn)明顯地后移,如圖4-6所示。

從第2章圖2-41(c)中可以看到,各部件升力增量對(duì)飛機(jī)焦點(diǎn)的影響

在同m<m臨界時(shí),機(jī)翼的焦點(diǎn)位置基本保持不變。和機(jī)翼焦點(diǎn)的性質(zhì)一樣,低速飛行時(shí),全機(jī)焦點(diǎn)的位置也保持不變。

飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的條件,在小迎角下(α<αl臨界),飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性只取決于全機(jī)焦點(diǎn)和重心之間的相對(duì)位置(見圖4-7)。全機(jī)焦點(diǎn)和重心的位置分別用亓F和Xw表示。分別等于全機(jī)焦點(diǎn)和重心在平均氣動(dòng)力弦上投影到該弦前緣距離與平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)之比。

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