m1一抬頭力矩;m2一低頭力矩;f--附加力;v一相對速度;u1―作用于水平尾翼的相對風(fēng)速.

縱向操縱性和縱向穩(wěn)定性的關(guān)系,為了了解這個問題,我們再看一下縱向操縱進行的過程。以使飛機抬頭為例,當飛機做定常直線飛行時,縱向力矩等于零,飛機處于縱向平衡狀態(tài)。這時駕駛員向后拉一點桿,升降舵向上偏轉(zhuǎn)一個角度,對重心產(chǎn)生的附加力矩使飛機抬頭,這是迫使飛機改變原飛行姿態(tài)的操縱力矩跖操縱(見圖4-13)。飛機一抬頭使迎角增大,產(chǎn)生了向上的附加氣動升力作用在全機焦點上。因為飛機具有縱向穩(wěn)定性,焦點在重心之后,向上的附加氣動升力必然對重心產(chǎn)生使飛機低頭的力矩,這就是力圖使飛機保持原飛行姿態(tài)的穩(wěn)定力矩胚穩(wěn)定(見圖4-13)。隨著迎角的逐漸加大,M穩(wěn)定也慢慢增加,直到等于llf操縱9飛機的俯仰力矩又重新取得平衡,飛機停止了轉(zhuǎn)動,以一個新的姿態(tài)――較大迎角和較小速度――進行定常直線飛行。飛機達到新的平衡姿態(tài)時,m操縱和m穩(wěn)定的關(guān)系是:m操縱=m穩(wěn)定。

飛行員操縱升降舵后,飛機俯仰力矩的變化

飛機的縱向穩(wěn)定性越大(焦點在重心之后越遠),迎角改變引起的胚穩(wěn)定越大,所需要酌m操縱越大,駕駛桿的位移和升降舵的偏轉(zhuǎn)角就要越大,飛機對駕駛員的操縱反應(yīng)不靈敏,飛機的操縱性能下降。相反,如果飛機的縱向穩(wěn)定性小(焦點在重心之后距離重心較近),迎角改變引起的m穩(wěn)定小,所需要的m操縱小,駕駛桿的位移和升降舵的偏轉(zhuǎn)角就小,飛機對駕駛員的操縱反應(yīng)靈敏,飛機的操縱性能提高.但穩(wěn)定性過小也會使操縱飛機時駕駛桿的位移和升降舵的偏轉(zhuǎn)角過小,飛機對駕駛員的操縱反應(yīng)過于靈敏,駕駛員很難精確地操縱飛機。

由此可知,飛機的穩(wěn)定性和操縱性是互相制約的:穩(wěn)定性太大,飛機保持原飛行姿態(tài)的能力太強,要改變它就很不容易,操縱起來就很費勁,飛機的操縱性就很遲鈍;穩(wěn)定性太小,飛機的飛行姿態(tài)很容易改變,駕駛員很難精確地操縱飛機,飛機的操縱性又過于靈敏。

所以,應(yīng)在穩(wěn)定性和操縱性兩者之間選取一個平衡點,以使飛機具有足夠的穩(wěn)定性和良好的操縱性。

飛機重心范圍的確定,從以上分析可知,飛機的重心位置對飛機的縱向靜穩(wěn)定性和操縱性影響很大。在使用過程中,由于裝載不同、燃料消耗、飛機構(gòu)型變化等原因,飛機的重心位置經(jīng)常發(fā)生變化,所以為了保證飛機具有足夠的穩(wěn)定性和良好的操縱性,必須對飛機重心的變化范圍加以限制。

在實際使用過程中,飛機重心的前限是指允許飛機重心最靠前的位置。為了保證飛機具有一定的縱向靜穩(wěn)定性,飛機重心必須在全機焦點之前一定的距離,也就是靜穩(wěn)定裕量KF達到一定值。飛機重心前移,KF值提高,飛機的縱向靜穩(wěn)定性提高。但卻使改變飛機原飛行狀態(tài)所需要的縱向操縱力矩加大,從而使操縱飛機所需要的舵面偏轉(zhuǎn)角和駕駛桿力增大,飛機對操縱反應(yīng)過于遲鈍,飛機的操縱性能變壞。另外,我們知道,對應(yīng)每一個迎角的定常直線飛行,升降舵都有一個舵偏角與之對應(yīng),以達到縱向力矩的平衡。如果飛機重心過于靠前,機翼產(chǎn)生的低頭力矩過大,為縱向力矩平衡,所要求的舵面偏轉(zhuǎn)角可能大到超出設(shè)計的允許值。因此,主要是從飛機縱向平衡和縱向操縱性能的要求對飛機重心最靠前的位置進行了限制,設(shè)定了重心前限。

飛機的重心后限,重心后限是指允許飛機重心最靠后的位置。飛機重心后移,KF值減小,飛機的縱向靜穩(wěn)定性減小。另外,使改變飛機原飛行狀態(tài)所需的縱向操縱力矩減小,所需要的舵偏角和駕駛桿力減小,導(dǎo)致飛機對操縱的反應(yīng)過于靈敏,駕駛員不易掌握操縱分寸, 難以對飛機重心最靠后的位置也是用該點在平均空氣動力弦上投影到平均竄氣動力弦前緣的距離與平均空氣動力弦長之比來表示。

對于安裝有自動駕駛儀或增穩(wěn)系統(tǒng)的飛機,重心的后限可以適當放寬。但也應(yīng)考慮到一飛機重心穩(wěn)定力矩.

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