自動飛行控制系統(tǒng)第一節(jié)空氣動力學(xué)

第二節(jié)飛行力學(xué)第三節(jié)自動駕駛儀的基本工作原理第四節(jié)飛行控制計算機(jī)及系統(tǒng)第五節(jié)飛行指引儀第六節(jié)舵機(jī)、舵回路及液壓系統(tǒng)第八街偏航阻尼器第九節(jié)電傳操縱系統(tǒng)自動飛行控制系統(tǒng)第一節(jié)空氣動力學(xué)自動飛行控制系統(tǒng)概述自動飛行控制系統(tǒng)（AFCS）完成以下主要功能：自動駕駛儀(A/P)；飛行指引儀(F/D)；安定面配平系統(tǒng)(STAB/T)；偏航阻尼器(Y/D)；自動油門系統(tǒng)(A/T)。自動飛行控制系統(tǒng)概述自動飛行控制系統(tǒng)（AFCS）完成以第一節(jié)空氣動力學(xué)坐標(biāo)系飛機(jī)的角運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)阻力第一節(jié)空氣動力學(xué)坐標(biāo)系坐標(biāo)系地面坐標(biāo)系原點：O取地面上某一點(例如飛機(jī)起飛點）。OX軸：處于地平面內(nèi)并指向某方向（如指向飛行航線）；OY軸：也在地平面內(nèi)，且垂直于OX軸指向右方；OZ軸：垂直地面指向地心。坐標(biāo)系地面坐標(biāo)系坐標(biāo)系（續(xù)）機(jī)體坐標(biāo)系原點：O取在飛機(jī)質(zhì)心處，坐標(biāo)與飛機(jī)固連。OX軸：與飛機(jī)機(jī)身的軸線平行，且處在飛機(jī)對稱平面內(nèi)指向機(jī)頭；OY軸：垂直于飛機(jī)對稱平面指向右機(jī)翼；OZ軸：在飛機(jī)對稱平面內(nèi)，且垂直于OX軸指向下方。坐標(biāo)系（續(xù)）機(jī)體坐標(biāo)系坐標(biāo)系（續(xù)）速度坐標(biāo)系，也稱氣流坐標(biāo)系（速度軸系）原點：O取在飛機(jī)質(zhì)心處。OX軸：與飛行速度的方向一致；OY軸：垂直于XOZ平面，指向右方；OZ軸：在飛機(jī)對稱平面內(nèi)，垂直于OX軸指向下方。坐標(biāo)系（續(xù)）速度坐標(biāo)系，也稱氣流坐標(biāo)系（速度軸系）飛機(jī)的角運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)的姿態(tài)角飛機(jī)的軌跡角氣流角飛機(jī)的角運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)的姿態(tài)角飛機(jī)的姿態(tài)角

（機(jī)體軸系與地理系的關(guān)系）俯仰角：機(jī)體縱軸與其在地平面投影線之間的夾角。以抬頭為正；偏航角：機(jī)體縱軸在地平面上的投影與地理北之間的夾角。以機(jī)頭右偏航為正（機(jī)頭方向偏在預(yù)選航向的右邊）。滾轉(zhuǎn)角：又稱傾斜角，指機(jī)體豎軸（飛機(jī)對稱面）與通過機(jī)體軸的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)右傾斜時為正。飛機(jī)的姿態(tài)角

（機(jī)體軸系與地理系的關(guān)系）俯仰角：機(jī)體縱軸與其飛機(jī)的軌跡角

（地速坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)系之間的關(guān)系）航跡傾斜角：飛行地速矢量與地平面間的夾角，以飛機(jī)向上飛時為正；航跡偏轉(zhuǎn)（方位）角s：飛行地速矢量在地平面上的投影與地理北向之間的夾角，以速度在地面上投影偏在地軸之右時為正；航跡滾轉(zhuǎn)角s：飛行地速矢量的垂直分量與飛行地速矢量及其在水平面上的投影組成的平面之間的夾角，以垂直分量在該平面之右為正。飛機(jī)的軌跡角

（地速坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)系之間的關(guān)系）航跡傾斜角氣流角

（空速坐標(biāo)與機(jī)體軸系的關(guān)系）迎角：空速向量在飛機(jī)對稱面上的投影與機(jī)體軸的夾角，以速度向量的投影在機(jī)體軸之下為正（飛機(jī)的上仰角大于軌跡角為正）；側(cè)滑角：速度向量與飛機(jī)對稱面的夾角。以速度向量處于飛機(jī)對稱面右邊時為正。氣流角

（空速坐標(biāo)與機(jī)體軸系的關(guān)系）迎角：空速向量在飛機(jī)對飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)

飛機(jī)的運(yùn)動通常利用升降舵、方向舵、副翼及油門桿來控制。升降舵e，規(guī)定：升降舵后緣下偏為正。正的e產(chǎn)生負(fù)的俯仰力矩M，即低頭力矩；升降舵調(diào)整片：減小升降舵上的鉸鏈力矩。飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)飛機(jī)的運(yùn)動通常利用升降舵、方向舵、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)（續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a，規(guī)定：右副翼后緣下偏（左副翼隨同上偏）為正。+a產(chǎn)生負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩L。方向舵偏轉(zhuǎn)角r，規(guī)定：方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)為正。+r產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩N。飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)（續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a，規(guī)定：右副翼后緣下偏（左阻力分為：

零升阻力和生致阻力零升阻力：與升力無關(guān)，又可細(xì)分為：摩擦阻力；壓差阻力；零升波阻。

升致阻力：與升力有關(guān)，又可細(xì)分為：誘導(dǎo)阻力；升致波阻。阻力分為：

零升阻力和生致阻力零升阻力：與升力無關(guān)，又可細(xì)分第二節(jié)飛行力學(xué)飛機(jī)飛行中的受力與力矩飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時的受力狀態(tài)及影響因素失速的基本概念及飛行包線限制影響飛機(jī)縱向、側(cè)向和垂直方向穩(wěn)定的條件與受力因素高速飛行與馬赫數(shù)的概念第二節(jié)飛行力學(xué)飛機(jī)飛行中的受力與力矩飛機(jī)飛行中的氣動力與力矩升力縱向力矩側(cè)力滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N飛機(jī)飛行中的氣動力與力矩升力連續(xù)方程及伯努里方程連續(xù)方程FxV=常數(shù)高速流：（M2-1）dV/V=dF/F?伯努里方程P+?pV2=常數(shù)連續(xù)方程及伯努里方程連續(xù)方程升力在亞音速流中，氣流流過有迎角的翼型（a）時，在下表面臨近前緣點A，流線在此點分開，在該點上的流速必須為零，A點稱為駐點；駐點以上氣流繞翼型上表面流過，駐點以下氣流繞下表面流過，然后到后緣點B處匯合成一條流線。B點也是駐點，其流速也為零。升力在亞音速流中，氣流流過有迎角的翼型（a）時，升力（續(xù)）將翼面上各點壓力系數(shù)值作為（b）的圖形。箭頭所指為翼面法向。壓力系數(shù)值為負(fù)表示吸力，則箭頭向外；壓力系數(shù)值為正表示壓力，則箭頭指向翼面。各向量外端光滑連成曲線，得到壓力分布圖。升力（續(xù)）將翼面上各點壓力系數(shù)值作為（b）的圖形。升力（續(xù)）升力產(chǎn)生原理：氣流流過有迎角的翼型時，根據(jù)流量方程可知，下表面的氣流速度小于上表面的氣流速度，根據(jù)伯努力方程可知：下表面對機(jī)翼的壓力大于上表面的壓力，上下壓力差產(chǎn)生空氣動力，它在垂直于空速方向上的分量形成升力。升力（續(xù)）升力產(chǎn)生原理：

壓力分布圖明確表示出上下翼面的壓力差。將壓力分布投影到V∞的垂直方向上并沿全翼面積分可得到升力系數(shù)CLw。升力系數(shù)CLw隨迎角α的變化關(guān)系如下圖所示。壓力分布圖明確表示出上下翼面的壓力差。將壓力分布

理論研究和實驗表明：機(jī)翼的升力LW

—

與機(jī)翼面積SW成正比，—與動壓Q=（1/2）∞V2∞成正比。

LW=CLwQSW

升力系數(shù)CLw是無因次的。升力系數(shù)CLw是迎角α的函數(shù)，α越大CLw也越大。當(dāng)α=0時CLw≠0。這是因為適用于低速飛行的翼型曲度總是正曲度，當(dāng)α=0時上下翼面壓力差仍不為零而是正值，當(dāng)α為某一負(fù)值時才有CLw=0。使CLw=0的迎角稱為零升迎角α0，一般為負(fù)值。當(dāng)迎角達(dá)到一定值時，CLw達(dá)到最大值CLwMAX，如果迎角再大則CLw下降，使CLw=CLwMAX的迎角稱為臨界迎角αcr理論研究和實驗表明：CLw與α在一定范圍內(nèi)呈線性關(guān)系。在線性范圍內(nèi)，CLw與α的關(guān)系為：CLw=C（α-α0）（注意α0為負(fù)值）CLw與α在一定范圍內(nèi)呈線性關(guān)系。在線性范圍內(nèi)，CLw與α縱向力矩（俯仰力矩）

縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生的繞機(jī)體橫軸（0Y）的力矩。氣動力矩和發(fā)動機(jī)推力向量因不通過飛機(jī)質(zhì)心而產(chǎn)生的力矩，亦稱俯仰力矩?？v向力矩（俯仰力矩）縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)發(fā)動機(jī)推力對質(zhì)心的力矩上圖表示推力向量不通過質(zhì)心時的情況，發(fā)動機(jī)推力對質(zhì)心的力矩為：MT=TZTT表示推力。推力向量在質(zhì)心之下時，定義ZT為正值，則MT為正值，表示力矩矢量與OY軸一致。發(fā)動機(jī)推力對質(zhì)心的力矩上圖表示推力向量不通過質(zhì)心時空氣動力引起的俯仰力矩空氣動力引起的俯仰力矩取決于飛行的速度、高度、迎角及升降舵偏角。此外，當(dāng)飛機(jī)的俯仰速率q＝dθ／dt，迎角變化率，以及升降舵偏轉(zhuǎn)速率等不為零時，還會產(chǎn)生附加俯仰力矩，稱為動態(tài)氣動力矩。氣動俯仰力矩可寫為：M=f（V，H，α，e，q，……）也可用力矩系數(shù)表示：M=（1/2）CMV2SWCA空氣動力引起的俯仰力矩空氣動力引起的俯仰力矩取決于空氣動力引起的俯仰力矩定常直線飛行的俯仰力矩飛機(jī)縱向的平衡與操縱飛機(jī)饒OY軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩下洗時差阻尼力矩升降舵偏轉(zhuǎn)速率所產(chǎn)生的力矩空氣動力引起的俯仰力矩定常直線飛行的俯仰力矩定常直線飛行的俯仰力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩水平尾翼的俯仰力矩全機(jī)縱向力矩定常直線飛行的俯仰力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩作用于翼型表面的壓力總和起來除得到升力和阻力外，還應(yīng)該有一個力矩，力矩的大小與歸算點有關(guān)。上圖示出二維翼風(fēng)洞實驗結(jié)果，其歸算點取前緣點。如果歸算點不同，則力矩曲線也不同，但升力曲線不變。機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩作用于翼型表面的壓力總和起來除得機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩（續(xù)）

利用CL—α曲線和Cm—α曲線都有線性段的特點，可找出另一歸算點（取矩點）。當(dāng)α變化時，該點只有CL變而力矩大小不變，這一點稱為焦點，它到翼型前緣點的距離記為XF。當(dāng)α≤100時，不論迎角為何值，對F點的力矩系數(shù)都是Cm。。由于對焦點的力矩是常值，當(dāng)迎角增加時，其增量升力就作用在焦點上，故焦點又可解釋成增量升力的作用點。

機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩（續(xù)）利用CL—α曲線和Cm—機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩亞音速飛機(jī)的機(jī)身在α＞0時沒有升力，只有一個使C增大的純力偶，因此機(jī)身本身的氣動力矩特性是不穩(wěn)定的。超音速飛機(jī)機(jī)身的頭部是錐形體，α≠0時有升力。由于頭部總是在全機(jī)重心之前，故亦是不穩(wěn)定作用。機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩亞音速飛機(jī)的機(jī)身在α＞0時沒有升力，只有一水平尾翼的俯仰力矩如上圖所示：平尾對重心的俯仰力矩為：Mt=-Ltlt式中：Lt——平尾升力；lt——平尾焦點至飛機(jī)質(zhì)心距離，也稱平尾力臂。

水平尾翼的俯仰力矩如上圖所示：平尾對重心的俯仰力矩為：水平尾翼的俯仰力矩（續(xù)）

當(dāng)α正向增加時，平尾對飛機(jī)重心的負(fù)力矩也增大，是穩(wěn)定作用。因此平尾對全機(jī)的作用是使焦點后移。水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩還與升降舵偏角有關(guān)，它是俯仰操縱力矩。操縱面偏轉(zhuǎn)，使其上的氣動力改變，不平衡力對飛機(jī)中心形成力矩，從而改變飛行姿態(tài)。水平尾翼的俯仰力矩（續(xù)）當(dāng)α正向增加時，平尾對飛飛機(jī)縱向的平衡與操縱以迎角α為橫坐標(biāo)，e為參變量，將力矩系數(shù)Cm—α畫成一族曲線（下圖所示），可說明飛機(jī)縱向平衡與操縱的關(guān)系。

飛機(jī)縱向的平衡與操縱以迎角α為橫坐標(biāo)，e為參變量飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）飛機(jī)作等速直線平飛，應(yīng)滿足L=G（升力=重力）、T=D（推力=阻力）、對飛機(jī)重心的力矩M=0。因此，必須選擇一個迎角α，使之具有一定數(shù)值的CL，以使L=G。為使M=0（即Cm=0），必須偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的升降舵偏角。滿足力和力矩的平衡條件之后，剩下的問題就是能否維持這種平衡。飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）飛機(jī)作等速直線平飛，應(yīng)滿飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）

設(shè)飛機(jī)在=-50的Cm—α曲線上的α=α1處平衡，如果因風(fēng)的擾動使α>α1，負(fù)的Cma將產(chǎn)生低頭力矩，使α能恢復(fù)到α1。反之，在α<α1情況下，正的Cma將產(chǎn)生抬頭力矩，使α能恢復(fù)到α1。因此，Cma為負(fù)時能使飛機(jī)的平衡具有穩(wěn)定的性質(zhì)，稱為靜穩(wěn)定平衡。如果Cm—α曲線如圖中的虛線所示（即Cma為正值），那么當(dāng)α>α1時有正的抬頭力矩使α繼續(xù)增大，當(dāng)α＜α1時有負(fù)的低頭力矩使α繼續(xù)減小。這種維持不住的平衡，稱為靜不穩(wěn)定平衡。

飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）設(shè)飛機(jī)在=-50的Cm—α飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）Cma為負(fù)時能使飛機(jī)的平衡具有穩(wěn)定的性質(zhì)，稱為靜穩(wěn)定平衡。Cma的符號決定飛機(jī)平衡是否穩(wěn)定，故稱Cma為靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)。Cma的正負(fù)號只能決定偏離平衡迎角后產(chǎn)生俯仰力矩的方向（趨勢），而飛機(jī)受擾后能否最終回到平衡迎角以及恢復(fù)到平衡迎角的過渡過程如何等問題還與飛機(jī)的其他參數(shù)有關(guān)，因而給Cma的名稱加一個“靜”字以示其意。飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）Cma為負(fù)時能使飛機(jī)的平衡具有穩(wěn)定飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）

總之，要使飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性，Cma應(yīng)為負(fù)值，即飛機(jī)重心位置必須在全機(jī)焦點之前。因為如果飛機(jī)具有這樣的結(jié)構(gòu)，當(dāng)飛機(jī)受到外界縱向干擾力矩時，它就會產(chǎn)生一個使飛機(jī)恢復(fù)原飛行狀態(tài)的俯仰力矩，從而使飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性。即：具有靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，當(dāng)受到外界干擾使飛機(jī)抬頭（低頭）后，飛機(jī)會受到負(fù)（正）向俯仰力矩，使飛機(jī)低（抬）頭。飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）總之，要使飛機(jī)具有縱向靜飛機(jī)饒OY軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩當(dāng)飛機(jī)繞OY軸的俯仰角速度q0時，機(jī)翼和平尾都會產(chǎn)生俯仰力矩，其中以平尾的作用最為顯著。設(shè)具有抬頭的俯仰角速度，則平尾有向下的運(yùn)動速度，使得平尾有一個局部的迎角增量t，平尾上因此產(chǎn)生了一個升力增量Lt。Lt對飛機(jī)重心取矩Mt=-LtLt此項力矩由飛機(jī)轉(zhuǎn)動引起，其作用方向總是阻止飛機(jī)運(yùn)動，故稱為阻尼力矩。

飛機(jī)饒OY軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩當(dāng)飛機(jī)繞OY軸的俯三、側(cè)力飛機(jī)總氣動力沿機(jī)體軸系OY軸的分量稱為側(cè)力Y。側(cè)力可以用側(cè)力系數(shù)CY表示。Y=（1/2）CYV2SW

飛機(jī)外形是對稱的，只有在不對稱的氣流作用下才會有側(cè)力。三、側(cè)力飛機(jī)總氣動力沿機(jī)體軸系OY軸的分量稱為側(cè)力

飛機(jī)在β0時會產(chǎn)生側(cè)力Y，超音速飛機(jī)的側(cè)力主要是垂直尾翼側(cè)力Yv（β）和機(jī)頭側(cè)力Yh（β）之和。+β產(chǎn)生-Y（β）側(cè)滑角β引起的側(cè)力飛機(jī)在β0時會產(chǎn)生側(cè)力Y，超音速飛偏轉(zhuǎn)方向舵r引起的側(cè)力偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生側(cè)力與偏轉(zhuǎn)升降舵的氣動原理相同。規(guī)定：+r產(chǎn)生+Y（r）滾轉(zhuǎn)角速度p引起的側(cè)力當(dāng)飛機(jī)繞機(jī)體軸ox軸的滾轉(zhuǎn)角速度p≠0，在立尾上有附加側(cè)向速度，即立尾有局部側(cè)滑角，因而產(chǎn)生側(cè)力。偏航角速度r引起的側(cè)力飛機(jī)繞機(jī)體Oz軸的偏航角速度r≠0時，在立尾上有局部側(cè)滑角，因而產(chǎn)生側(cè)力

偏轉(zhuǎn)方向舵r引起的側(cè)力滾轉(zhuǎn)角速度P和偏航角速度r

引起的側(cè)力滾轉(zhuǎn)角速度P和偏航角速度r

引起的側(cè)力滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N

繞機(jī)體軸OX軸的力矩稱為滾轉(zhuǎn)力矩L，繞機(jī)體軸OZ軸的力矩稱為偏航力矩N，這兩種力矩統(tǒng)稱為側(cè)向力矩。（一）繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩（二）繞OZ軸的偏航力矩*：前面已用L表示升力，此處的L表示滾轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N繞機(jī)體軸OX軸的力矩稱為滾轉(zhuǎn)（一）繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的L-滾轉(zhuǎn)控制力矩方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-控制交叉力矩滾轉(zhuǎn)角速度p引起的L-滾轉(zhuǎn)阻尼力矩偏航角速度r引起的L-交叉動態(tài)力矩（一）繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)翼和立尾產(chǎn)生,表示為：L=（1/2）ClV2SWb+：機(jī)翼上（下）反角Γ的作用，產(chǎn)生-L（+L）；+：機(jī)翼后掠角A1/4的作用，產(chǎn)生-L；+：立尾的作用，產(chǎn)生-L。

側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)翼和立尾產(chǎn)生,繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩（續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的L-滾轉(zhuǎn)控制力矩副翼正偏轉(zhuǎn)時（右副翼后緣下偏，左副翼后緣上偏），右翼升力增大，左翼升力減小，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值，故Cla為負(fù)。方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-操縱交叉力矩方向舵正偏轉(zhuǎn)時（方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)）時，產(chǎn)生正的側(cè)力。由于方向舵在機(jī)身之上，此側(cè)力對OX軸取矩得正的滾轉(zhuǎn)力矩。繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩（續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的L-滾轉(zhuǎn)控制力矩滾轉(zhuǎn)角速度P引起的L-滾轉(zhuǎn)阻尼力矩

滾轉(zhuǎn)阻尼力矩主要由機(jī)翼產(chǎn)生，平尾和立尾對此也有影響。當(dāng)飛機(jī)右滾時p為正，右翼下行，左翼上行。下行翼迎角增加故升力增加，上行翼迎角減小故升力減小，形成左（負(fù)）滾轉(zhuǎn)力矩L，起到了阻止?jié)L轉(zhuǎn)的作用，稱為滾轉(zhuǎn)阻尼力矩。平尾及立尾的作用原理與機(jī)翼相同，都是阻止?jié)L轉(zhuǎn)，只是作用小于機(jī)翼。滾轉(zhuǎn)角速度P引起的L-滾轉(zhuǎn)阻尼力矩滾轉(zhuǎn)阻尼力矩主偏航角速度r引起的L-交叉動態(tài)力矩

由于偏航角速度r≠0，因而左右兩半翼的相對空速不同。在r＞0時，左翼向前轉(zhuǎn)，相對空速成增加，故升力增加；右翼向后轉(zhuǎn)，相對空速減小，故升力減小，形成正滾轉(zhuǎn)力矩。此外，r＞0時立尾的局部側(cè)滑角為負(fù)，將產(chǎn)生正的側(cè)力。由于一般立尾在機(jī)身之上，因而亦產(chǎn)生正滾轉(zhuǎn)力矩。偏航角速度r引起的L-交叉動態(tài)力矩由于偏航角速度r（二）繞OZ軸的偏航力矩側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的N-控制交叉力矩方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-航向控制力矩滾轉(zhuǎn)角速度P引起的L-交叉動態(tài)力矩偏航角速度r引起的L-航向阻尼力矩（二）繞OZ軸的偏航力矩側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)身和立尾產(chǎn)生。亞音速飛機(jī)的機(jī)身在側(cè)滑角β≠0時雖然沒有側(cè)力，但卻有一不穩(wěn)定的偏航力矩。立尾在重心之后，立尾上的側(cè)力對重心的力矩是穩(wěn)定作用，并要求立尾的穩(wěn)定作用必須超過機(jī)身的不穩(wěn)定作用且有一定的余額，才能保證飛機(jī)航向靜穩(wěn)定性的要求。此外，后掠翼對航向靜穩(wěn)定性也起了一些作用。β>0時，右翼的有效分速大于左翼，故右翼的氣動阻力比左翼大，產(chǎn)生正偏航力矩，起穩(wěn)定作用。

側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)身副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的N-控制交叉力矩

偏轉(zhuǎn)副翼原本為了操縱滾轉(zhuǎn)，但卻引起了偏航力矩。例如δa＞0時，右副翼下偏，右翼彎度加大升力增加，同時阻力也增加。左副翼上偏升力減小，左翼的阻力增加小于右翼，形成正偏航力矩。這一效果在大展弦比機(jī)翼上較明顯，對操縱飛機(jī)轉(zhuǎn)彎很不利。為盡量減小不利效果，最好能變不利為有利，使δa＞0時產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩。通常采用差動機(jī)構(gòu)，使副翼下偏角度小于上偏的角度。副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的N-控制交叉力矩偏轉(zhuǎn)副翼原本方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的N

-航向控制力矩δr＞0（后緣向左偏）時立尾產(chǎn)生正側(cè)力，對OZ軸取矩得負(fù)偏航力矩方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的N

-航向控制力矩δr＞0（后緣向左滾轉(zhuǎn)角速度p引起的N

-交叉動態(tài)力矩立尾的作用如上圖所示，p>0在立尾處有局部側(cè)滑角β>0,立尾有負(fù)的側(cè)力，對oz軸有正偏航力矩。機(jī)翼的作用如后圖所示，分析起來比較復(fù)雜。滾轉(zhuǎn)角速度p引起的N

-交叉動態(tài)力矩立尾的作用如上圖所示滾轉(zhuǎn)角速度P引起的N-交叉動態(tài)力矩（續(xù)）滾轉(zhuǎn)角速度P引起的N-交叉動態(tài)力矩（續(xù)）偏航角速度r引起的N

-航向阻尼力矩

航向阻尼力矩與縱向阻尼力矩原理相同。航向阻尼力矩主要由立尾產(chǎn)生，機(jī)身也有一定和作用。r≠0時，前行翼的相對空速增大，使阻力增大；后退翼的相對空速減小，阻力減小，起到阻止飛機(jī)轉(zhuǎn)動的作用，故稱為航向阻尼力矩。偏航角速度r引起的N

-航向阻尼力矩航向阻尼力飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時的受力狀態(tài)及影響因素

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎

飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時的受力狀態(tài)及影響因素協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎我們知道：飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時所需要的傾斜角度明顯的決定于轉(zhuǎn)彎所需的向上和向里的力，在正常飛行時，向上的力必須等于飛機(jī)的重量；但是向里的力隨速度增加而增加，隨轉(zhuǎn)彎半徑增大而減小，這樣，飛機(jī)的飛行速度越大，轉(zhuǎn)彎半徑越小，所需的向心力越大，飛機(jī)需要傾斜越多，如果飛機(jī)的傾斜角不合適，當(dāng)傾斜角太大則產(chǎn)生內(nèi)側(cè)滑，當(dāng)傾斜角太小則產(chǎn)生外側(cè)滑。駕駛員有必要知道現(xiàn)在的傾斜角是否合適。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎我們知道：飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時所需要的傾斜角度明顯協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（續(xù)）

對于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，有幾點值得注意：升力=總重

升力=重力和離心力的矢量和；不存在側(cè)滑，=0飛機(jī)沒有橫向的加速度。如果飛機(jī)不處于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)，可以通過調(diào)整付翼或方向舵修正。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（續(xù)）對于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，有幾點值得注意：飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償

上圖所示的飛機(jī)正在保持平飛，此時，由兩個機(jī)翼產(chǎn)生的升力的總和等于飛機(jī)的重量，因此飛機(jī)既不爬升，也不下降，所有的升力方向是垂直于機(jī)翼表面向上。飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償上圖所示的飛機(jī)正在保持平飛，此飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償（續(xù)）

左圖所示的該飛機(jī)正在勻速左傾斜．速率與上圖平飛速率一致，這樣，飛機(jī)產(chǎn)生的升力不變，由于此時不是所有的升力都垂直向上，如果沒有升力補(bǔ)償，該飛機(jī)將開始下降。飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償（續(xù)）左圖所示的該飛機(jī)正在勻速左飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償（續(xù)）

三角形余弦值在理論上，是升力的垂直分量；升力的損失是飛機(jī)傾斜角的功能，它等于升力減去它的余弦，這個值代表了應(yīng)該補(bǔ)償?shù)牟糠稚?，使飛機(jī)不會掉高度。補(bǔ)償?shù)姆椒ㄊ鞘癸w機(jī)抬頭，迎角增加，導(dǎo)致升力增加；如果通過自動駕駛儀操縱飛機(jī)，無論飛機(jī)何時傾斜，都將產(chǎn)生一個抬頭信號通過飛機(jī)的俯仰控制通道去使飛機(jī)抬頭，產(chǎn)主附加的升力以補(bǔ)償升力的損失。飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償（續(xù)）三角形余弦值在理論上，是協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（總結(jié)）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是在飛機(jī)連續(xù)轉(zhuǎn)彎過程中，不發(fā)生側(cè)滑，并且不掉高度。要實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎需要同時操縱副翼、方向舵和升降舵。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（總結(jié)）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是在飛機(jī)連續(xù)轉(zhuǎn)彎失速的基本概念及飛行包線限制

失速是指氣流從升力表面的附面層分離的狀態(tài)，它的特征是升力降低和阻力增加。失速迎角是恒定的，失速速度卻不是恒定的。失速速度受重量G、負(fù)載、高度和其他參數(shù)的影響。失速的基本概念及飛行包線限制失速是指氣流從升力表飛機(jī)接近失速時出現(xiàn)的現(xiàn)象

當(dāng)機(jī)翼接近失速角時，駕駛員必須知道有有關(guān)它的一些基本特征：增加迎角意味著減小IAS（指示空速）；飛行操縱系統(tǒng)出現(xiàn)操縱困難（由于速度降低）。由于在機(jī)翼后部的氣流變得更加紊亂，氣流將沖擊機(jī)尾。整個機(jī)身都將感受到這種沖擊失速警告裝置將發(fā)出警告信號飛機(jī)接近失速時出現(xiàn)的現(xiàn)象當(dāng)機(jī)翼接近失速角時，駕駛員必失速

如果飛機(jī)的迎角增加到臨界失速角時，由于流過機(jī)翼上表面的氣流發(fā)生突然改變，導(dǎo)致飛機(jī)的大量的升力損失。致使飛機(jī)出現(xiàn)很快掉高度的嚴(yán)重后果。失速如果飛機(jī)的迎角增加到臨界失速角時，由于流過機(jī)失速的種類低速、大迎角失速；加速失速；飛機(jī)高速飛行時發(fā)生的失速。失速的種類低速、大迎角失速；第一類是：低速、大迎角失速它通常出現(xiàn)在飛機(jī)的飛行的起飛和著陸階段，是非常危險的一類失速，因為飛機(jī)的飛行高度過低，一旦失速就無法修正而造成危險。需要注意的是，在這種情況下，任何試圖通過操縱機(jī)尾的控制面去控制飛機(jī)抬頭的措施都是無效的。因為，此時飛機(jī)飛行操縱面不會對駕駛員的操縱產(chǎn)生正常的響應(yīng)。只有設(shè)法使飛機(jī)的迎角小于臨界迎角才能重新獲得完全的飛行控制。

第一類是：低速、大迎角失速它通常出現(xiàn)在飛機(jī)的飛行第二類稱為：加速失速，

當(dāng)飛機(jī)的迎角很快地增加時，會出現(xiàn)這類失速，尖銳的機(jī)翼前緣容易出現(xiàn)失速；如果迎角增加很快，氣流無法很快地繞過機(jī)翼前沿的轉(zhuǎn)角，導(dǎo)致出現(xiàn)氣體分離。

第二類稱為：加速失速，當(dāng)飛機(jī)的迎角很快地增加時，第三類失速出現(xiàn)在飛機(jī)高速飛行當(dāng)飛行超過當(dāng)?shù)匾羲贂r，流過機(jī)翼上表面的空氣出現(xiàn)激波。激波的后部出現(xiàn)氣體分離，被稱為激波誘導(dǎo)氣流分離。為防止這類失速，飛機(jī)高速飛行時，駕駛員必須一直注意飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)。第三類失速出現(xiàn)在飛機(jī)高速飛行當(dāng)飛行超過當(dāng)?shù)匾羲贂r影響飛機(jī)縱向、橫向和垂向穩(wěn)定的條件與受力因素

穩(wěn)定性：指當(dāng)一個系統(tǒng)從一種狀態(tài)變化到另一種狀態(tài)時，系統(tǒng)能夠恢復(fù)初始平衡狀態(tài)的特性。飛機(jī)的穩(wěn)定性：是指飛機(jī)由于某種原因改變飛行狀態(tài)后，能夠恢復(fù)初始飛行狀態(tài)的特性。穩(wěn)定性分為：靜穩(wěn)定性：是飛機(jī)的瞬時響應(yīng)，它是當(dāng)飛機(jī)運(yùn)動改變后恢復(fù)穩(wěn)定的趨勢。動穩(wěn)定性：是隨后相對于中立位置或穩(wěn)定位置的自然擺動的長期響應(yīng)。影響飛機(jī)縱向、橫向和垂向穩(wěn)定的條件與受力因素穩(wěn)定性：指當(dāng)一縱向穩(wěn)定性

靜穩(wěn)定性：當(dāng)飛機(jī)產(chǎn)生縱向位移后，有一個保持迎角不變的配平趨勢，這實際上就是飛機(jī)縱向的靜穩(wěn)定性，它是相對于飛機(jī)橫軸的縱向穩(wěn)定性。動態(tài)穩(wěn)定性：運(yùn)動模態(tài)：長周期運(yùn)動模態(tài)：速度，姿態(tài)短周期運(yùn)動模態(tài)；迎角，姿態(tài)

縱向穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性：方向（航向）穩(wěn)定性

方向穩(wěn)定性或“風(fēng)標(biāo)”穩(wěn)定性：當(dāng)飛機(jī)存在相對于立軸的偏航運(yùn)動時，能夠恢復(fù)穩(wěn)定的特性。

例：具有航向靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，當(dāng)飛機(jī)受到外界干擾產(chǎn)生側(cè)滑時，飛機(jī)縱軸方向?qū)D(zhuǎn)至飛機(jī)速度向量方向。方向（航向）穩(wěn)定性方向穩(wěn)定性或“風(fēng)標(biāo)”穩(wěn)定性：側(cè)向穩(wěn)定性-靜穩(wěn)定性飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性指當(dāng)飛機(jī)由于某種原因產(chǎn)生相對于縱軸的偏轉(zhuǎn)后，能夠恢復(fù)初始位置的特性。其影響因素有：飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動；飛機(jī)的側(cè)向運(yùn)動；飛機(jī)的側(cè)滑側(cè)向穩(wěn)定性-靜穩(wěn)定性飛機(jī)的側(cè)向靜穩(wěn)定性指當(dāng)飛機(jī)由于某種原因產(chǎn)側(cè)向穩(wěn)定性-動穩(wěn)定性橫側(cè)向運(yùn)動有四種典型運(yùn)動模態(tài)：滾轉(zhuǎn)運(yùn)動模態(tài)；螺旋運(yùn)動模態(tài)；荷蘭滾運(yùn)動模態(tài)；隨遇平衡運(yùn)動模態(tài)。側(cè)向穩(wěn)定性-動穩(wěn)定性橫側(cè)向運(yùn)動有四種典型運(yùn)動模態(tài)：滾轉(zhuǎn)運(yùn)動模態(tài)：飛機(jī)滾轉(zhuǎn)模態(tài)運(yùn)動過程表現(xiàn)有滾轉(zhuǎn)角速度和滾轉(zhuǎn)角迅速變化，而其它參數(shù)如：側(cè)滑角、偏航角速度則變化很小。荷蘭滾模態(tài)：對有后掠角的飛機(jī)，出現(xiàn)測滑時，由于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩與航向靜穩(wěn)定力矩的相互影響，使飛機(jī)產(chǎn)生了荷蘭滾運(yùn)動。在荷蘭滾運(yùn)動模態(tài)中，轉(zhuǎn)彎速率是不斷變化的。螺旋模態(tài)：由于某種原因飛機(jī)飛行方向持續(xù)改變，這樣飛機(jī)開始盤旋，同時盤旋傾斜角不斷增加。滾轉(zhuǎn)運(yùn)動模態(tài)：飛機(jī)滾轉(zhuǎn)模態(tài)運(yùn)動過程表現(xiàn)有滾轉(zhuǎn)角速度和滾轉(zhuǎn)角迅第三節(jié)自動駕駛儀的基本工作原理

飛機(jī)運(yùn)動的劃分A/P的工作回路和基本原理A/P的結(jié)構(gòu)類型、控制方案、控制規(guī)律和系統(tǒng)工作原理安定面配平、馬赫數(shù)配平系統(tǒng)的功能和基本工作原理方式控制板第三節(jié)自動駕駛儀的基本工作原理飛機(jī)運(yùn)動的劃分飛機(jī)運(yùn)動的劃分把飛機(jī)視為剛體，飛機(jī)在空間的運(yùn)動有六個自由度：三個移動自由度和繞質(zhì)心的三個轉(zhuǎn)動自由度?？砂扬w機(jī)運(yùn)動用兩組互不相關(guān)的運(yùn)動微分方程來描述，每組微分方程包括三個自由度，即：縱向運(yùn)動：速度的增減、質(zhì)心的升降和繞OY軸的俯仰角運(yùn)動。橫側(cè)向（側(cè)向）運(yùn)動：質(zhì)心的側(cè)向移動，繞OZ軸的偏航角運(yùn)動和繞OX軸的滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動。飛機(jī)運(yùn)動的劃分把飛機(jī)視為剛體，飛機(jī)在空間的運(yùn)動有六個A/P的工作回路和基本原理

自動駕駛儀的工作回路自動飛行的原理A/P的工作回路和基本原理自動駕駛儀的工作回路自動駕駛儀的工作回路同步回路：使A/P銜接前的輸出信號為零；舵回路：保證輸出與輸入成一定的比例關(guān)系；消除鉸鏈力矩對舵機(jī)特性的影響。穩(wěn)定回路：控制和穩(wěn)定飛機(jī)的姿態(tài)角運(yùn)動，如俯仰、傾斜和航向姿態(tài)；控制回路（制導(dǎo)回路）：控制飛機(jī)重心的橫向和縱向運(yùn)動，如：高度、側(cè)向航跡和飛行速度。自動駕駛儀的工作回路同步回路：使A/P銜接前的輸出信號為零；A/P的工作回路-同步回路工作原理：

自動駕駛儀銜接前，進(jìn)入系統(tǒng)的不平衡信號經(jīng)一個積分環(huán)節(jié)反饋到系統(tǒng)的輸入端，與進(jìn)入系統(tǒng)的不平衡信號綜合，從而保證系統(tǒng)輸出為零。A/P的工作回路-同步回路工作原理：A/P的工作回路-穩(wěn)定回路工作原理：飛機(jī)姿態(tài)變化后，來自IRU的實際姿態(tài)信號輸出到FCC，F(xiàn)CC計算并產(chǎn)生自動駕駛儀的伺服指令，該指令經(jīng)由作動筒（伺服機(jī)構(gòu)）組成的舵回路轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械位移指令輸出至操縱面，通過操縱面的偏轉(zhuǎn)改變飛機(jī)的姿態(tài)，使飛機(jī)回到目標(biāo)姿態(tài)值。A/P的工作回路-穩(wěn)定回路工作原理：A/P的工作回路-制導(dǎo)回路控制和穩(wěn)定飛機(jī)軌跡的工作原理：飛機(jī)軌跡變化后，由制導(dǎo)裝置感受軌跡的變化量并計算姿態(tài)目標(biāo)值，該姿態(tài)目標(biāo)值輸出到FCC，F(xiàn)CC計算并產(chǎn)生自動駕駛儀的伺服指令，該指令經(jīng)由作動筒（伺服機(jī)構(gòu)）組成的舵回路轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械位移指令輸出至操縱面，通過操縱面的偏轉(zhuǎn)改變飛機(jī)的姿態(tài)，進(jìn)而使飛機(jī)軌跡發(fā)生變化，使飛機(jī)回到目標(biāo)軌跡值。A/P的工作回路-制導(dǎo)回路控制和穩(wěn)定飛機(jī)軌跡的工作原理：A/P的工作回路-制導(dǎo)回路（續(xù)）控制和穩(wěn)定飛行速度的工作原理：飛行速度發(fā)生變化后，由導(dǎo)航裝置感受速度變化量并計算姿態(tài)目標(biāo)值，該姿態(tài)目標(biāo)值輸出到FCC，F(xiàn)CC計算并產(chǎn)生自動駕駛儀的伺服指令，該指令經(jīng)由作動筒（伺服機(jī)構(gòu)）組成的舵回路轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械位移指令輸出至操縱面，通過操縱面的偏轉(zhuǎn)改變飛機(jī)的姿態(tài)，進(jìn)而使飛行速度發(fā)生變化，使飛機(jī)回到目標(biāo)速度值。A/P的工作回路-制導(dǎo)回路（續(xù)）控制和穩(wěn)定飛行速度的工作原理A/P的工作原理A/P的工作原理自動飛行的原理

飛機(jī)偏離原始狀態(tài)，敏感元件感受到偏離方向和大小，并輸出相應(yīng)信號，經(jīng)放大、計算處理，操縱執(zhí)行機(jī)構(gòu)（稱為舵機(jī)），使控制面（例如升降舵面）相應(yīng)偏轉(zhuǎn)。當(dāng)飛機(jī)回到原始狀態(tài)時，舵機(jī)以及與其相連的舵面也回原位，飛機(jī)重新按原來狀態(tài)飛行。自動飛行的原理飛機(jī)偏離原始狀態(tài)，敏感元件感受到偏A/P的結(jié)構(gòu)類型和系統(tǒng)工作原理A/P的控制規(guī)律：描述A/P輸出與輸入關(guān)系的數(shù)學(xué)表達(dá)式。A/P的控制規(guī)律通常分為三種：比例式自動駕駛的控制規(guī)律積分式自動駕駛的控制規(guī)律均衡式反饋自動駕駛儀（比例加積分控制律的自動駕駛儀）A/P的結(jié)構(gòu)類型和系統(tǒng)工作原理A/P的控制規(guī)律：描述A/P比例式自動駕駛儀以俯仰通道為例，升降舵偏角增量與飛機(jī)俯仰角偏差成比例的自動控制器稱為比例式自動駕駛儀。e=L（-g）（產(chǎn)生控制力矩）比例式自動駕駛儀以俯仰通道為例，升降舵偏角增量與飛比例式自動駕駛儀（續(xù)）其工作原理是：設(shè)飛機(jī)處于等速水平直線飛行狀態(tài)。受某干擾后，出現(xiàn)俯仰角偏差Δθ=θ-θ0（θ0為初始俯仰角，假設(shè)為零）。垂直陀螺儀測出偏差角，輸出與Δθ成比例的電壓信號，假設(shè)外加控制信號為0，則經(jīng)綜合裝置加到舵回路，舵回路的輸出驅(qū)動升降舵偏轉(zhuǎn)e，產(chǎn)生的氣動力矩使Δθ角逐漸減小。適當(dāng)選擇參數(shù)L，可保證時Δθ→0，e也→0。比例式自動駕駛儀（續(xù)）其工作原理是：比例式自動駕駛儀（續(xù)）如果存在常值力矩干擾Mf，飛機(jī)穩(wěn)定后必然存在一個e抵消Mf的影響，所以會產(chǎn)生一個姿態(tài)角靜差。由控制規(guī)律可以得到姿態(tài)角靜差的大小為：-g=Mf/（Q0Sb∣Cme∣L）上式表明：有干擾力矩Mf，俯仰角增量Δθ與要求的控制增量Δθg不再一致，出現(xiàn)的誤差(Δθ-Δθg)與干擾力矩Mf成正比，與傳遞系數(shù)Lθ成反比。增大Lθ可減小這一誤差。

比例式自動駕駛儀（續(xù)）如果存在常值力矩干擾Mf，飛比例式自動駕駛儀（續(xù)）一階微分信號在比例式控制規(guī)律中的作用：（產(chǎn)生阻尼力矩）e=L（-g）+L由上式可見：僅增大L：快速性好，系統(tǒng)震蕩增強(qiáng)，減小系統(tǒng)的阻尼，系統(tǒng)穩(wěn)定性變差，系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)誤差減小。僅增大L：增大系統(tǒng)的阻尼，減弱系統(tǒng)震蕩，系統(tǒng)快速性變差，系統(tǒng)的穩(wěn)定性變好。比例式自動駕駛儀（續(xù)）一階微分信號在比例式控制規(guī)律中的作用：比例式自動駕駛儀（續(xù)）比例式A/P：當(dāng)自動駕駛儀保持高度時，受到垂風(fēng)干擾時，僅有姿態(tài)誤差，沒有高度誤差；受到常值力矩干擾時會有高度誤差；在速度（斜波）輸入時有穩(wěn)態(tài)誤差；比例式自動駕駛儀（續(xù)）比例式A/P：積分式自動駕駛儀去掉硬反饋，保留速度反饋，使舵的偏轉(zhuǎn)角速度與俯仰角的偏差成正比，則系統(tǒng)工作在穩(wěn)定狀態(tài)時，舵偏角與俯仰角偏離值的積分成比例。

這種自動駕駛儀稱為積分式自動駕駛儀。是舵回路速度反饋造成這種積分關(guān)系，故也稱速度反饋（軟反饋）式自動駕駛儀。積分式A/P的優(yōu)點是：可消除靜差。

積分式自動駕駛儀去掉硬反饋，保留速度反饋，使舵的積分式自動駕駛儀（續(xù)）e=L∫(-g）dt+L（-g）+L第一項的作用：產(chǎn)生控制力矩消除穩(wěn)態(tài)誤差；第二項的作用：產(chǎn)生控制力矩糾正姿態(tài)偏差；第三項的作用：增大系統(tǒng)的阻尼。另一種積分式A/P：比例式A/P+角偏差積分信號。具有積分式控制規(guī)律的A/P工作在高度保持方式時：在受到垂風(fēng)干擾時只有姿態(tài)誤差，無高度誤差；在受到常值力矩干擾時，無高度誤差。積分式自動駕駛儀（續(xù)）e=L∫(-g）dt+均衡式反饋自動駕駛儀均衡式反饋自動駕駛儀均衡式反饋自動駕駛儀（續(xù)）均衡式反饋是在引入舵機(jī)硬反饋的基礎(chǔ)上再加一個非周期環(huán)節(jié)的正反饋。其中時間常數(shù)Te很大，為幾秒到幾十秒。在穩(wěn)定與控制飛機(jī)角運(yùn)動時，舵回路的動態(tài)過程時間僅零點幾秒，舵回路中Te值大的非周期環(huán)節(jié)通路來不及產(chǎn)生明顯的反饋作用，可認(rèn)為是斷開的（故又名延遲正反饋）。整個系統(tǒng)仍工作在硬反饋式狀態(tài)。逐漸進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后，該通路的正反饋量越來越大，最終等于硬反饋通路的負(fù)反饋量。

均衡式反饋自動駕駛儀（續(xù)）均衡式反饋是在引入舵機(jī)安定面配平、馬赫配平系統(tǒng)的功能和基本工作原理

自動安定面配平

馬赫配平系統(tǒng)

速度配平系統(tǒng)

安定面配平、馬赫配平系統(tǒng)的功能和基本工作原理自動安定面配平自動安定面配平

飛行中需要配平的原因：燃油的消耗；旅客和貨物位置的改變；以上情況任意處于不對稱動力狀況下的飛行；發(fā)生時，會引起飛機(jī)重量和重心位置的變化；另外：由于放低襟翼引起的飛行姿態(tài)的改變都需要進(jìn)行配平調(diào)整。自動安定面配平飛行中需要配平的原因：自動安定面配平（續(xù)）

雖然改變相關(guān)的主飛行操縱面的偏轉(zhuǎn)角可以維持飛機(jī)要求的操縱，但通過調(diào)整安定面來替代主操縱系統(tǒng)，可以減少在主操縱系統(tǒng)的空氣動力載荷的影響，同時也減輕飛行員的操縱負(fù)荷。這樣一個系統(tǒng)的操作被稱為配平。即：自動安定面配平的作用就是：減小主操縱面的空氣動力載荷的影響，實現(xiàn)飛機(jī)俯仰力矩的配平。當(dāng)自動駕駛銜接，自動配平起作用。自動安定面配平（續(xù)）雖然改變相關(guān)的主飛行操縱面馬赫配平系統(tǒng)

馬赫數(shù)高于某一值時，由于飛機(jī)局部氣流接近音速，在機(jī)翼和安定面上壓力分布的改變而引起飛機(jī)縱軸方向的不穩(wěn)定性。隨著馬赫數(shù)的增加，飛機(jī)的焦點將后移，產(chǎn)生使飛機(jī)下俯的力矩增量，這將導(dǎo)致馬赫數(shù)的進(jìn)一步增加。馬赫配平系統(tǒng)馬赫數(shù)高于某一值時，由于飛機(jī)局部氣馬赫配平系統(tǒng)（續(xù)）馬赫配平系統(tǒng)的功能：當(dāng)馬赫數(shù)高于某一值時，糾正飛機(jī)縱向的不穩(wěn)定趨勢。保證在高馬赫數(shù)下飛機(jī)速度的穩(wěn)定性。馬赫配平系統(tǒng)的工作原理：

系統(tǒng)得到馬赫數(shù)信號和安定面位置信號，當(dāng)俯仰配平接通或A/P銜接后，將建立一個新的同步基準(zhǔn)，按信號的要求自動加上或減去一個同步信號，使安定面位置與馬赫數(shù)相對應(yīng)。當(dāng)馬赫數(shù)變化時，馬赫配平系統(tǒng)產(chǎn)生相應(yīng)的控制信號控制水平安定面或升降舵，實現(xiàn)配平。馬赫配平系統(tǒng)（續(xù)）馬赫配平系統(tǒng)的功能：速度配平飛機(jī)起飛時，提供縱向配平力矩，保證飛行速度穩(wěn)定。速度配平飛機(jī)起飛時，提供縱向配平力矩，保證飛行速度穩(wěn)定。飛行方式控制板飛行方式控制板AFCS方式控制板（MCP）MCP功能：AFCS方式控制板上有飛行指引儀、自動駕駛系統(tǒng)、自動油門系統(tǒng)等銜接控制按鈕。系統(tǒng)工作方式的選擇：與FMCS有關(guān)的控制方式是水平導(dǎo)航（LNAV）和垂直導(dǎo)航（VNAV）的方式選擇按鈕。目標(biāo)參數(shù)的選擇與顯示。AFCS方式控制板（MCP）MCP功能：自動飛行控制系統(tǒng)第一節(jié)空氣動力學(xué)

第二節(jié)飛行力學(xué)第三節(jié)自動駕駛儀的基本工作原理第四節(jié)飛行控制計算機(jī)及系統(tǒng)第五節(jié)飛行指引儀第六節(jié)舵機(jī)、舵回路及液壓系統(tǒng)第八街偏航阻尼器第九節(jié)電傳操縱系統(tǒng)自動飛行控制系統(tǒng)第一節(jié)空氣動力學(xué)自動飛行控制系統(tǒng)概述自動飛行控制系統(tǒng)（AFCS）完成以下主要功能：自動駕駛儀(A/P)；飛行指引儀(F/D)；安定面配平系統(tǒng)(STAB/T)；偏航阻尼器(Y/D)；自動油門系統(tǒng)(A/T)。自動飛行控制系統(tǒng)概述自動飛行控制系統(tǒng)（AFCS）完成以第一節(jié)空氣動力學(xué)坐標(biāo)系飛機(jī)的角運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)阻力第一節(jié)空氣動力學(xué)坐標(biāo)系坐標(biāo)系地面坐標(biāo)系原點：O取地面上某一點(例如飛機(jī)起飛點）。OX軸：處于地平面內(nèi)并指向某方向（如指向飛行航線）；OY軸：也在地平面內(nèi)，且垂直于OX軸指向右方；OZ軸：垂直地面指向地心。坐標(biāo)系地面坐標(biāo)系坐標(biāo)系（續(xù)）機(jī)體坐標(biāo)系原點：O取在飛機(jī)質(zhì)心處，坐標(biāo)與飛機(jī)固連。OX軸：與飛機(jī)機(jī)身的軸線平行，且處在飛機(jī)對稱平面內(nèi)指向機(jī)頭；OY軸：垂直于飛機(jī)對稱平面指向右機(jī)翼；OZ軸：在飛機(jī)對稱平面內(nèi)，且垂直于OX軸指向下方。坐標(biāo)系（續(xù)）機(jī)體坐標(biāo)系坐標(biāo)系（續(xù)）速度坐標(biāo)系，也稱氣流坐標(biāo)系（速度軸系）原點：O取在飛機(jī)質(zhì)心處。OX軸：與飛行速度的方向一致；OY軸：垂直于XOZ平面，指向右方；OZ軸：在飛機(jī)對稱平面內(nèi)，垂直于OX軸指向下方。坐標(biāo)系（續(xù)）速度坐標(biāo)系，也稱氣流坐標(biāo)系（速度軸系）飛機(jī)的角運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)的姿態(tài)角飛機(jī)的軌跡角氣流角飛機(jī)的角運(yùn)動參數(shù)飛機(jī)的姿態(tài)角飛機(jī)的姿態(tài)角

（機(jī)體軸系與地理系的關(guān)系）俯仰角：機(jī)體縱軸與其在地平面投影線之間的夾角。以抬頭為正；偏航角：機(jī)體縱軸在地平面上的投影與地理北之間的夾角。以機(jī)頭右偏航為正（機(jī)頭方向偏在預(yù)選航向的右邊）。滾轉(zhuǎn)角：又稱傾斜角，指機(jī)體豎軸（飛機(jī)對稱面）與通過機(jī)體軸的鉛垂面間的夾角。飛機(jī)右傾斜時為正。飛機(jī)的姿態(tài)角

（機(jī)體軸系與地理系的關(guān)系）俯仰角：機(jī)體縱軸與其飛機(jī)的軌跡角

（地速坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)系之間的關(guān)系）航跡傾斜角：飛行地速矢量與地平面間的夾角，以飛機(jī)向上飛時為正；航跡偏轉(zhuǎn)（方位）角s：飛行地速矢量在地平面上的投影與地理北向之間的夾角，以速度在地面上投影偏在地軸之右時為正；航跡滾轉(zhuǎn)角s：飛行地速矢量的垂直分量與飛行地速矢量及其在水平面上的投影組成的平面之間的夾角，以垂直分量在該平面之右為正。飛機(jī)的軌跡角

（地速坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)系之間的關(guān)系）航跡傾斜角氣流角

（空速坐標(biāo)與機(jī)體軸系的關(guān)系）迎角：空速向量在飛機(jī)對稱面上的投影與機(jī)體軸的夾角，以速度向量的投影在機(jī)體軸之下為正（飛機(jī)的上仰角大于軌跡角為正）；側(cè)滑角：速度向量與飛機(jī)對稱面的夾角。以速度向量處于飛機(jī)對稱面右邊時為正。氣流角

（空速坐標(biāo)與機(jī)體軸系的關(guān)系）迎角：空速向量在飛機(jī)對飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)

飛機(jī)的運(yùn)動通常利用升降舵、方向舵、副翼及油門桿來控制。升降舵e，規(guī)定：升降舵后緣下偏為正。正的e產(chǎn)生負(fù)的俯仰力矩M，即低頭力矩；升降舵調(diào)整片：減小升降舵上的鉸鏈力矩。飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)飛機(jī)的運(yùn)動通常利用升降舵、方向舵、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)（續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a，規(guī)定：右副翼后緣下偏（左副翼隨同上偏）為正。+a產(chǎn)生負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩L。方向舵偏轉(zhuǎn)角r，規(guī)定：方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)為正。+r產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩N。飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)（續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a，規(guī)定：右副翼后緣下偏（左阻力分為：

零升阻力和生致阻力零升阻力：與升力無關(guān)，又可細(xì)分為：摩擦阻力；壓差阻力；零升波阻。

升致阻力：與升力有關(guān)，又可細(xì)分為：誘導(dǎo)阻力；升致波阻。阻力分為：

零升阻力和生致阻力零升阻力：與升力無關(guān)，又可細(xì)分第二節(jié)飛行力學(xué)飛機(jī)飛行中的受力與力矩飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時的受力狀態(tài)及影響因素失速的基本概念及飛行包線限制影響飛機(jī)縱向、側(cè)向和垂直方向穩(wěn)定的條件與受力因素高速飛行與馬赫數(shù)的概念第二節(jié)飛行力學(xué)飛機(jī)飛行中的受力與力矩飛機(jī)飛行中的氣動力與力矩升力縱向力矩側(cè)力滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N飛機(jī)飛行中的氣動力與力矩升力連續(xù)方程及伯努里方程連續(xù)方程FxV=常數(shù)高速流：（M2-1）dV/V=dF/F?伯努里方程P+?pV2=常數(shù)連續(xù)方程及伯努里方程連續(xù)方程升力在亞音速流中，氣流流過有迎角的翼型（a）時，在下表面臨近前緣點A，流線在此點分開，在該點上的流速必須為零，A點稱為駐點；駐點以上氣流繞翼型上表面流過，駐點以下氣流繞下表面流過，然后到后緣點B處匯合成一條流線。B點也是駐點，其流速也為零。升力在亞音速流中，氣流流過有迎角的翼型（a）時，升力（續(xù)）將翼面上各點壓力系數(shù)值作為（b）的圖形。箭頭所指為翼面法向。壓力系數(shù)值為負(fù)表示吸力，則箭頭向外；壓力系數(shù)值為正表示壓力，則箭頭指向翼面。各向量外端光滑連成曲線，得到壓力分布圖。升力（續(xù)）將翼面上各點壓力系數(shù)值作為（b）的圖形。升力（續(xù)）升力產(chǎn)生原理：氣流流過有迎角的翼型時，根據(jù)流量方程可知，下表面的氣流速度小于上表面的氣流速度，根據(jù)伯努力方程可知：下表面對機(jī)翼的壓力大于上表面的壓力，上下壓力差產(chǎn)生空氣動力，它在垂直于空速方向上的分量形成升力。升力（續(xù)）升力產(chǎn)生原理：

壓力分布圖明確表示出上下翼面的壓力差。將壓力分布投影到V∞的垂直方向上并沿全翼面積分可得到升力系數(shù)CLw。升力系數(shù)CLw隨迎角α的變化關(guān)系如下圖所示。壓力分布圖明確表示出上下翼面的壓力差。將壓力分布

理論研究和實驗表明：機(jī)翼的升力LW

—

與機(jī)翼面積SW成正比，—與動壓Q=（1/2）∞V2∞成正比。

LW=CLwQSW

升力系數(shù)CLw是無因次的。升力系數(shù)CLw是迎角α的函數(shù)，α越大CLw也越大。當(dāng)α=0時CLw≠0。這是因為適用于低速飛行的翼型曲度總是正曲度，當(dāng)α=0時上下翼面壓力差仍不為零而是正值，當(dāng)α為某一負(fù)值時才有CLw=0。使CLw=0的迎角稱為零升迎角α0，一般為負(fù)值。當(dāng)迎角達(dá)到一定值時，CLw達(dá)到最大值CLwMAX，如果迎角再大則CLw下降，使CLw=CLwMAX的迎角稱為臨界迎角αcr理論研究和實驗表明：CLw與α在一定范圍內(nèi)呈線性關(guān)系。在線性范圍內(nèi)，CLw與α的關(guān)系為：CLw=C（α-α0）（注意α0為負(fù)值）CLw與α在一定范圍內(nèi)呈線性關(guān)系。在線性范圍內(nèi)，CLw與α縱向力矩（俯仰力矩）

縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生的繞機(jī)體橫軸（0Y）的力矩。氣動力矩和發(fā)動機(jī)推力向量因不通過飛機(jī)質(zhì)心而產(chǎn)生的力矩，亦稱俯仰力矩?？v向力矩（俯仰力矩）縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)發(fā)動機(jī)推力對質(zhì)心的力矩上圖表示推力向量不通過質(zhì)心時的情況，發(fā)動機(jī)推力對質(zhì)心的力矩為：MT=TZTT表示推力。推力向量在質(zhì)心之下時，定義ZT為正值，則MT為正值，表示力矩矢量與OY軸一致。發(fā)動機(jī)推力對質(zhì)心的力矩上圖表示推力向量不通過質(zhì)心時空氣動力引起的俯仰力矩空氣動力引起的俯仰力矩取決于飛行的速度、高度、迎角及升降舵偏角。此外，當(dāng)飛機(jī)的俯仰速率q＝dθ／dt，迎角變化率，以及升降舵偏轉(zhuǎn)速率等不為零時，還會產(chǎn)生附加俯仰力矩，稱為動態(tài)氣動力矩。氣動俯仰力矩可寫為：M=f（V，H，α，e，q，……）也可用力矩系數(shù)表示：M=（1/2）CMV2SWCA空氣動力引起的俯仰力矩空氣動力引起的俯仰力矩取決于空氣動力引起的俯仰力矩定常直線飛行的俯仰力矩飛機(jī)縱向的平衡與操縱飛機(jī)饒OY軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩下洗時差阻尼力矩升降舵偏轉(zhuǎn)速率所產(chǎn)生的力矩空氣動力引起的俯仰力矩定常直線飛行的俯仰力矩定常直線飛行的俯仰力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩水平尾翼的俯仰力矩全機(jī)縱向力矩定常直線飛行的俯仰力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩作用于翼型表面的壓力總和起來除得到升力和阻力外，還應(yīng)該有一個力矩，力矩的大小與歸算點有關(guān)。上圖示出二維翼風(fēng)洞實驗結(jié)果，其歸算點取前緣點。如果歸算點不同，則力矩曲線也不同，但升力曲線不變。機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩作用于翼型表面的壓力總和起來除得機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩（續(xù)）

利用CL—α曲線和Cm—α曲線都有線性段的特點，可找出另一歸算點（取矩點）。當(dāng)α變化時，該點只有CL變而力矩大小不變，這一點稱為焦點，它到翼型前緣點的距離記為XF。當(dāng)α≤100時，不論迎角為何值，對F點的力矩系數(shù)都是Cm。。由于對焦點的力矩是常值，當(dāng)迎角增加時，其增量升力就作用在焦點上，故焦點又可解釋成增量升力的作用點。

機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩（續(xù)）利用CL—α曲線和Cm—機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩亞音速飛機(jī)的機(jī)身在α＞0時沒有升力，只有一個使C增大的純力偶，因此機(jī)身本身的氣動力矩特性是不穩(wěn)定的。超音速飛機(jī)機(jī)身的頭部是錐形體，α≠0時有升力。由于頭部總是在全機(jī)重心之前，故亦是不穩(wěn)定作用。機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩亞音速飛機(jī)的機(jī)身在α＞0時沒有升力，只有一水平尾翼的俯仰力矩如上圖所示：平尾對重心的俯仰力矩為：Mt=-Ltlt式中：Lt——平尾升力；lt——平尾焦點至飛機(jī)質(zhì)心距離，也稱平尾力臂。

水平尾翼的俯仰力矩如上圖所示：平尾對重心的俯仰力矩為：水平尾翼的俯仰力矩（續(xù)）

當(dāng)α正向增加時，平尾對飛機(jī)重心的負(fù)力矩也增大，是穩(wěn)定作用。因此平尾對全機(jī)的作用是使焦點后移。水平尾翼產(chǎn)生的俯仰力矩還與升降舵偏角有關(guān)，它是俯仰操縱力矩。操縱面偏轉(zhuǎn)，使其上的氣動力改變，不平衡力對飛機(jī)中心形成力矩，從而改變飛行姿態(tài)。水平尾翼的俯仰力矩（續(xù)）當(dāng)α正向增加時，平尾對飛飛機(jī)縱向的平衡與操縱以迎角α為橫坐標(biāo)，e為參變量，將力矩系數(shù)Cm—α畫成一族曲線（下圖所示），可說明飛機(jī)縱向平衡與操縱的關(guān)系。

飛機(jī)縱向的平衡與操縱以迎角α為橫坐標(biāo)，e為參變量飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）飛機(jī)作等速直線平飛，應(yīng)滿足L=G（升力=重力）、T=D（推力=阻力）、對飛機(jī)重心的力矩M=0。因此，必須選擇一個迎角α，使之具有一定數(shù)值的CL，以使L=G。為使M=0（即Cm=0），必須偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的升降舵偏角。滿足力和力矩的平衡條件之后，剩下的問題就是能否維持這種平衡。飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）飛機(jī)作等速直線平飛，應(yīng)滿飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）

設(shè)飛機(jī)在=-50的Cm—α曲線上的α=α1處平衡，如果因風(fēng)的擾動使α>α1，負(fù)的Cma將產(chǎn)生低頭力矩，使α能恢復(fù)到α1。反之，在α<α1情況下，正的Cma將產(chǎn)生抬頭力矩，使α能恢復(fù)到α1。因此，Cma為負(fù)時能使飛機(jī)的平衡具有穩(wěn)定的性質(zhì)，稱為靜穩(wěn)定平衡。如果Cm—α曲線如圖中的虛線所示（即Cma為正值），那么當(dāng)α>α1時有正的抬頭力矩使α繼續(xù)增大，當(dāng)α＜α1時有負(fù)的低頭力矩使α繼續(xù)減小。這種維持不住的平衡，稱為靜不穩(wěn)定平衡。

飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）設(shè)飛機(jī)在=-50的Cm—α飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）Cma為負(fù)時能使飛機(jī)的平衡具有穩(wěn)定的性質(zhì)，稱為靜穩(wěn)定平衡。Cma的符號決定飛機(jī)平衡是否穩(wěn)定，故稱Cma為靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)。Cma的正負(fù)號只能決定偏離平衡迎角后產(chǎn)生俯仰力矩的方向（趨勢），而飛機(jī)受擾后能否最終回到平衡迎角以及恢復(fù)到平衡迎角的過渡過程如何等問題還與飛機(jī)的其他參數(shù)有關(guān)，因而給Cma的名稱加一個“靜”字以示其意。飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）Cma為負(fù)時能使飛機(jī)的平衡具有穩(wěn)定飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）

總之，要使飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性，Cma應(yīng)為負(fù)值，即飛機(jī)重心位置必須在全機(jī)焦點之前。因為如果飛機(jī)具有這樣的結(jié)構(gòu)，當(dāng)飛機(jī)受到外界縱向干擾力矩時，它就會產(chǎn)生一個使飛機(jī)恢復(fù)原飛行狀態(tài)的俯仰力矩，從而使飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性。即：具有靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，當(dāng)受到外界干擾使飛機(jī)抬頭（低頭）后，飛機(jī)會受到負(fù)（正）向俯仰力矩，使飛機(jī)低（抬）頭。飛機(jī)縱向的平衡與操縱（續(xù)）總之，要使飛機(jī)具有縱向靜飛機(jī)饒OY軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩當(dāng)飛機(jī)繞OY軸的俯仰角速度q0時，機(jī)翼和平尾都會產(chǎn)生俯仰力矩，其中以平尾的作用最為顯著。設(shè)具有抬頭的俯仰角速度，則平尾有向下的運(yùn)動速度，使得平尾有一個局部的迎角增量t，平尾上因此產(chǎn)生了一個升力增量Lt。Lt對飛機(jī)重心取矩Mt=-LtLt此項力矩由飛機(jī)轉(zhuǎn)動引起，其作用方向總是阻止飛機(jī)運(yùn)動，故稱為阻尼力矩。

飛機(jī)饒OY軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩當(dāng)飛機(jī)繞OY軸的俯三、側(cè)力飛機(jī)總氣動力沿機(jī)體軸系OY軸的分量稱為側(cè)力Y。側(cè)力可以用側(cè)力系數(shù)CY表示。Y=（1/2）CYV2SW

飛機(jī)外形是對稱的，只有在不對稱的氣流作用下才會有側(cè)力。三、側(cè)力飛機(jī)總氣動力沿機(jī)體軸系OY軸的分量稱為側(cè)力

飛機(jī)在β0時會產(chǎn)生側(cè)力Y，超音速飛機(jī)的側(cè)力主要是垂直尾翼側(cè)力Yv（β）和機(jī)頭側(cè)力Yh（β）之和。+β產(chǎn)生-Y（β）側(cè)滑角β引起的側(cè)力飛機(jī)在β0時會產(chǎn)生側(cè)力Y，超音速飛偏轉(zhuǎn)方向舵r引起的側(cè)力偏轉(zhuǎn)方向舵產(chǎn)生側(cè)力與偏轉(zhuǎn)升降舵的氣動原理相同。規(guī)定：+r產(chǎn)生+Y（r）滾轉(zhuǎn)角速度p引起的側(cè)力當(dāng)飛機(jī)繞機(jī)體軸ox軸的滾轉(zhuǎn)角速度p≠0，在立尾上有附加側(cè)向速度，即立尾有局部側(cè)滑角，因而產(chǎn)生側(cè)力。偏航角速度r引起的側(cè)力飛機(jī)繞機(jī)體Oz軸的偏航角速度r≠0時，在立尾上有局部側(cè)滑角，因而產(chǎn)生側(cè)力

偏轉(zhuǎn)方向舵r引起的側(cè)力滾轉(zhuǎn)角速度P和偏航角速度r

引起的側(cè)力滾轉(zhuǎn)角速度P和偏航角速度r

引起的側(cè)力滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N

繞機(jī)體軸OX軸的力矩稱為滾轉(zhuǎn)力矩L，繞機(jī)體軸OZ軸的力矩稱為偏航力矩N，這兩種力矩統(tǒng)稱為側(cè)向力矩。（一）繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩（二）繞OZ軸的偏航力矩*：前面已用L表示升力，此處的L表示滾轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)力矩L與偏航力矩N繞機(jī)體軸OX軸的力矩稱為滾轉(zhuǎn)（一）繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的L-滾轉(zhuǎn)控制力矩方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-控制交叉力矩滾轉(zhuǎn)角速度p引起的L-滾轉(zhuǎn)阻尼力矩偏航角速度r引起的L-交叉動態(tài)力矩（一）繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)翼和立尾產(chǎn)生,表示為：L=（1/2）ClV2SWb+：機(jī)翼上（下）反角Γ的作用，產(chǎn)生-L（+L）；+：機(jī)翼后掠角A1/4的作用，產(chǎn)生-L；+：立尾的作用，產(chǎn)生-L。

側(cè)滑角引起的L-滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)翼和立尾產(chǎn)生,繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩（續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的L-滾轉(zhuǎn)控制力矩副翼正偏轉(zhuǎn)時（右副翼后緣下偏，左副翼后緣上偏），右翼升力增大，左翼升力減小，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值，故Cla為負(fù)。方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-操縱交叉力矩方向舵正偏轉(zhuǎn)時（方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)）時，產(chǎn)生正的側(cè)力。由于方向舵在機(jī)身之上，此側(cè)力對OX軸取矩得正的滾轉(zhuǎn)力矩。繞OX軸的滾轉(zhuǎn)力矩（續(xù)）副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的L-滾轉(zhuǎn)控制力矩滾轉(zhuǎn)角速度P引起的L-滾轉(zhuǎn)阻尼力矩

滾轉(zhuǎn)阻尼力矩主要由機(jī)翼產(chǎn)生，平尾和立尾對此也有影響。當(dāng)飛機(jī)右滾時p為正，右翼下行，左翼上行。下行翼迎角增加故升力增加，上行翼迎角減小故升力減小，形成左（負(fù)）滾轉(zhuǎn)力矩L，起到了阻止?jié)L轉(zhuǎn)的作用，稱為滾轉(zhuǎn)阻尼力矩。平尾及立尾的作用原理與機(jī)翼相同，都是阻止?jié)L轉(zhuǎn)，只是作用小于機(jī)翼。滾轉(zhuǎn)角速度P引起的L-滾轉(zhuǎn)阻尼力矩滾轉(zhuǎn)阻尼力矩主偏航角速度r引起的L-交叉動態(tài)力矩

由于偏航角速度r≠0，因而左右兩半翼的相對空速不同。在r＞0時，左翼向前轉(zhuǎn)，相對空速成增加，故升力增加；右翼向后轉(zhuǎn)，相對空速減小，故升力減小，形成正滾轉(zhuǎn)力矩。此外，r＞0時立尾的局部側(cè)滑角為負(fù)，將產(chǎn)生正的側(cè)力。由于一般立尾在機(jī)身之上，因而亦產(chǎn)生正滾轉(zhuǎn)力矩。偏航角速度r引起的L-交叉動態(tài)力矩由于偏航角速度r（二）繞OZ軸的偏航力矩側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的N-控制交叉力矩方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的L-航向控制力矩滾轉(zhuǎn)角速度P引起的L-交叉動態(tài)力矩偏航角速度r引起的L-航向阻尼力矩（二）繞OZ軸的偏航力矩側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)身和立尾產(chǎn)生。亞音速飛機(jī)的機(jī)身在側(cè)滑角β≠0時雖然沒有側(cè)力，但卻有一不穩(wěn)定的偏航力矩。立尾在重心之后，立尾上的側(cè)力對重心的力矩是穩(wěn)定作用，并要求立尾的穩(wěn)定作用必須超過機(jī)身的不穩(wěn)定作用且有一定的余額，才能保證飛機(jī)航向靜穩(wěn)定性的要求。此外，后掠翼對航向靜穩(wěn)定性也起了一些作用。β>0時，右翼的有效分速大于左翼，故右翼的氣動阻力比左翼大，產(chǎn)生正偏航力矩，起穩(wěn)定作用。

側(cè)滑角引起的N-航向靜穩(wěn)定力矩此力矩主要由機(jī)身副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的N-控制交叉力矩

偏轉(zhuǎn)副翼原本為了操縱滾轉(zhuǎn)，但卻引起了偏航力矩。例如δa＞0時，右副翼下偏，右翼彎度加大升力增加，同時阻力也增加。左副翼上偏升力減小，左翼的阻力增加小于右翼，形成正偏航力矩。這一效果在大展弦比機(jī)翼上較明顯，對操縱飛機(jī)轉(zhuǎn)彎很不利。為盡量減小不利效果，最好能變不利為有利，使δa＞0時產(chǎn)生負(fù)的偏航力矩。通常采用差動機(jī)構(gòu)，使副翼下偏角度小于上偏的角度。副翼偏轉(zhuǎn)角a引起的N-控制交叉力矩偏轉(zhuǎn)副翼原本方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的N

-航向控制力矩δr＞0（后緣向左偏）時立尾產(chǎn)生正側(cè)力，對OZ軸取矩得負(fù)偏航力矩方向舵偏轉(zhuǎn)角r引起的N

-航向控制力矩δr＞0（后緣向左滾轉(zhuǎn)角速度p引起的N

-交叉動態(tài)力矩立尾的作用如上圖所示，p>0在立尾處有局部側(cè)滑角β>0,立尾有負(fù)的側(cè)力，對oz軸有正偏航力矩。機(jī)翼的作用如后圖所示，分析起來比較復(fù)雜。滾轉(zhuǎn)角速度p引起的N

-交叉動態(tài)力矩立尾的作用如上圖所示滾轉(zhuǎn)角速度P引起的N-交叉動態(tài)力矩（續(xù)）滾轉(zhuǎn)角速度P引起的N-交叉動態(tài)力矩（續(xù)）偏航角速度r引起的N

-航向阻尼力矩

航向阻尼力矩與縱向阻尼力矩原理相同。航向阻尼力矩主要由立尾產(chǎn)生，機(jī)身也有一定和作用。r≠0時，前行翼的相對空速增大，使阻力增大；后退翼的相對空速減小，阻力減小，起到阻止飛機(jī)轉(zhuǎn)動的作用，故稱為航向阻尼力矩。偏航角速度r引起的N

-航向阻尼力矩航向阻尼力飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時的受力狀態(tài)及影響因素

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎

飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時的受力狀態(tài)及影響因素協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎我們知道：飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時所需要的傾斜角度明顯的決定于轉(zhuǎn)彎所需的向上和向里的力，在正常飛行時，向上的力必須等于飛機(jī)的重量；但是向里的力隨速度增加而增加，隨轉(zhuǎn)彎半徑增大而減小，這樣，飛機(jī)的飛行速度越大，轉(zhuǎn)彎半徑越小，所需的向心力越大，飛機(jī)需要傾斜越多，如果飛機(jī)的傾斜角不合適，當(dāng)傾斜角太大則產(chǎn)生內(nèi)側(cè)滑，當(dāng)傾斜角太小則產(chǎn)生外側(cè)滑。駕駛員有必要知道現(xiàn)在的傾斜角是否合適。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎我們知道：飛機(jī)轉(zhuǎn)彎時所需要的傾斜角度明顯協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（續(xù)）

對于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，有幾點值得注意：升力=總重

升力=重力和離心力的矢量和；不存在側(cè)滑，=0飛機(jī)沒有橫向的加速度。如果飛機(jī)不處于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎狀態(tài)，可以通過調(diào)整付翼或方向舵修正。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（續(xù)）對于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，有幾點值得注意：飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償

上圖所示的飛機(jī)正在保持平飛，此時，由兩個機(jī)翼產(chǎn)生的升力的總和等于飛機(jī)的重量，因此飛機(jī)既不爬升，也不下降，所有的升力方向是垂直于機(jī)翼表面向上。飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償上圖所示的飛機(jī)正在保持平飛，此飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償（續(xù)）

左圖所示的該飛機(jī)正在勻速左傾斜．速率與上圖平飛速率一致，這樣，飛機(jī)產(chǎn)生的升力不變，由于此時不是所有的升力都垂直向上，如果沒有升力補(bǔ)償，該飛機(jī)將開始下降。飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償（續(xù)）左圖所示的該飛機(jī)正在勻速左飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償（續(xù)）

三角形余弦值在理論上，是升力的垂直分量；升力的損失是飛機(jī)傾斜角的功能，它等于升力減去它的余弦，這個值代表了應(yīng)該補(bǔ)償?shù)牟糠稚?，使飛機(jī)不會掉高度。補(bǔ)償?shù)姆椒ㄊ鞘癸w機(jī)抬頭，迎角增加，導(dǎo)致升力增加；如果通過自動駕駛儀操縱飛機(jī)，無論飛機(jī)何時傾斜，都將產(chǎn)生一個抬頭信號通過飛機(jī)的俯仰控制通道去使飛機(jī)抬頭，產(chǎn)主附加的升力以補(bǔ)償升力的損失。飛機(jī)傾斜的升力補(bǔ)償（續(xù)）三角形余弦值在理論上，是協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（總結(jié)）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是在飛機(jī)連續(xù)轉(zhuǎn)彎過程中，不發(fā)生側(cè)滑，并且不掉高度。要實現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎需要同時操縱副翼、方向舵和升降舵。協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎（總結(jié)）協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎是在飛機(jī)連續(xù)轉(zhuǎn)彎失速的基本概念及飛行包線限制

失速是指氣流從升力表面的附面層分離的狀態(tài)，它的特征是升力降低和阻力增加。失速迎角是恒定的，失速速度卻不是恒定的。失速速度受重量G、負(fù)載、高度和其他參數(shù)的影響。失速的基本概念及飛行包線限制失速是指氣流從升力表飛機(jī)接近失速時出現(xiàn)的現(xiàn)象

當(dāng)機(jī)翼接近失速角時，駕駛員必須知道有有關(guān)它的一些基本特征：增加迎角意味著減小IAS（指示空速）；飛行操縱系統(tǒng)出現(xiàn)操縱困難（由于速度降低）。由于在機(jī)翼后部的氣流變得更加紊亂，氣流將沖擊機(jī)尾。整個機(jī)身都將感受到這種沖擊失速警告裝置將發(fā)出警告信號飛機(jī)接近失速時出現(xiàn)的現(xiàn)象當(dāng)機(jī)翼接近失速角時，駕駛員必失速

如果飛機(jī)的迎角增加到臨界失速角時，由于流過機(jī)翼上表面的氣流發(fā)生突然改變，導(dǎo)致飛機(jī)的大量的升力損失。致使飛機(jī)出現(xiàn)很快掉高度的嚴(yán)重后果。失速如果飛機(jī)的迎角增加到臨界失速角時，由于流過機(jī)失速的種類低速、大迎角失速；加速失速；飛機(jī)高速飛行時發(fā)生的失速。失速的種類低速、大迎角失速；第一類是：低速、大迎角失速它通常出現(xiàn)在飛機(jī)的飛行的起飛和著陸階段，是非常危險的一類失速，因為飛機(jī)的飛行高度過低，一旦失速就無法修正而造成危險。需要注意的是，在這種情況下，任何試圖通過操縱機(jī)尾的控制面去控制飛機(jī)抬頭的措施都是無效的。因為，此時飛機(jī)飛行操縱面不會對駕駛員的操縱產(chǎn)生正常的響應(yīng)。只有設(shè)法使飛機(jī)的迎角小于臨界迎角才能重新獲得完全的飛行控制。

第一類是：低速、大迎角失速它通常出現(xiàn)在飛機(jī)的飛行第二類稱為：加速失速，

當(dāng)飛機(jī)的迎角很快地增加時，會出現(xiàn)這類失速，尖銳的機(jī)翼前緣容易出現(xiàn)失速；如果迎角增加很快，氣流無法很快地繞過機(jī)翼前沿的轉(zhuǎn)角，導(dǎo)致出現(xiàn)氣體分離。

第二類稱為：加速失速，當(dāng)飛機(jī)的迎角很快地增加時，第三類失速出現(xiàn)在飛機(jī)高速飛行當(dāng)飛行超過當(dāng)?shù)匾羲贂r，流過機(jī)翼上表面的空氣出現(xiàn)激波。激波的后部出現(xiàn)氣體分離，被稱為激波誘導(dǎo)氣流分離。為防止這類失速，飛機(jī)高速飛行時，駕駛員必須一直注意飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)。第三類失速出現(xiàn)在飛機(jī)高速飛行當(dāng)飛行超過當(dāng)?shù)匾羲贂r影響飛機(jī)縱向、橫向和垂向穩(wěn)定的條件與受力因素

穩(wěn)定性：指當(dāng)一個系統(tǒng)從一種狀態(tài)變化到另一種狀態(tài)時，系統(tǒng)能夠恢復(fù)初始平衡狀態(tài)的特性。飛機(jī)的穩(wěn)定性：是指飛機(jī)由于某種原因改變飛行狀態(tài)后，能夠恢復(fù)初始飛行狀態(tài)的特性。穩(wěn)定性分為：靜穩(wěn)定性：是飛機(jī)的瞬時響應(yīng)，它是當(dāng)飛機(jī)運(yùn)動改變后恢復(fù)穩(wěn)定的趨勢。動穩(wěn)定性：是隨后相對于中立位置或穩(wěn)定位置的自然擺動的長期響應(yīng)。影響飛機(jī)縱向、橫向和垂向穩(wěn)定的條件與受力因素穩(wěn)定性：指當(dāng)一縱向穩(wěn)定性

靜穩(wěn)定性：當(dāng)飛機(jī)產(chǎn)生縱向位移后，有一個保持迎角不變的配平趨勢，這實際上就是飛機(jī)縱向的靜穩(wěn)定性，它是相對于飛機(jī)橫軸的縱向穩(wěn)定性。動態(tài)穩(wěn)定性：運(yùn)動模態(tài)：長周期運(yùn)動模態(tài)：速度，姿態(tài)短周期運(yùn)動模態(tài)；迎角，姿態(tài)

縱