飛機(jī)的平衡

介紹飛機(jī)三個方向的平衡條件及恢復(fù)平衡的方法飛機(jī)三個方向的平衡條件恢復(fù)平衡的方法2/64§4—1飛機(jī)的平衡

一、飛機(jī)的俯仰力矩平衡

二、飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩平衡

三、飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩平衡

§4—1飛機(jī)的平衡

平衡是相對的有條件的，不平衡是絕對的。飛機(jī)的平衡也是如此。飛機(jī)能否自動保持平衡狀態(tài)，是穩(wěn)定性問題；如何改變其原有的平穩(wěn)狀態(tài)，是操縱性問題，所以研究飛機(jī)的平衡，是分析飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性的基礎(chǔ)。飛機(jī)的平衡包括“作用力平衡”和“力矩平衡”兩種。在討論飛機(jī)的飛行性能時，把飛機(jī)當(dāng)作一個質(zhì)點(diǎn)，主要討論了飛機(jī)等速直線移動，即“作用力的平衡”問題，認(rèn)為力矩的平衡總可以通過操縱舵面而得到解決。顯然研究力矩平衡問題，就不能再把飛機(jī)當(dāng)作質(zhì)點(diǎn)，而有要把它作為質(zhì)點(diǎn)系統(tǒng)來研究，才符合實(shí)際。

力矩平衡也就是轉(zhuǎn)動平衡。任何物體在空中的自由轉(zhuǎn)動，都是繞著通過自己重心的轉(zhuǎn)軸進(jìn)行的。飛機(jī)的轉(zhuǎn)動軸是機(jī)體坐標(biāo)軸系，這種坐標(biāo)系規(guī)定飛機(jī)的重心作為坐標(biāo)原點(diǎn).從機(jī)頭貫穿機(jī)身到機(jī)尾的軸叫縱軸(ox)指向機(jī)頭為正，從左翼通過飛機(jī)重心到右翼并與縱軸垂直的軸叫橫軸(oz)，以指向右機(jī)翼為正。這二根軸同處于水平面內(nèi)，通過重心并和這兩根軸線垂直的軸叫立軸(oy)，以指向座艙為正，如圖3—4—1所示。飛機(jī)在空間的運(yùn)動，沿機(jī)體軸系可分解為

l、沿縱軸(ox)方向的移動；

2、沿立軸(oy)方向的移動；

3；沿橫軸(oz )方向的移動；

4、繞縱橫(ox)的移動(又稱為滾轉(zhuǎn))；

5、繞縱橫(oy)的轉(zhuǎn)動(又稱為偏航)；

6、繞橫軸(oz)的轉(zhuǎn)動(又稱為俯仰)。

通常將飛機(jī)作1、2、6三種運(yùn)動中的一種以上的運(yùn)動者，稱為飛機(jī)的縱向運(yùn)動。將3、4、5三種運(yùn)動中的一種以上的運(yùn)動者稱為橫側(cè)運(yùn)動(非對稱運(yùn)動)。由于飛機(jī)左右對稱，因此在無側(cè)滑情況下，沿縱、立兩軸的作用力和俯仰力矩即使發(fā)生變化，一般并不影響沿橫軸的作用力和滾轉(zhuǎn)力矩及偏轉(zhuǎn)力矩；同理，沿橫軸的作用力和滾轉(zhuǎn)力矩及偏轉(zhuǎn)力矩發(fā)生變化，一般也不影響縱、立兩軸的作用力和俯仰力矩。根據(jù)這兩類作用力和力矩彼此獨(dú)立互不影響的特點(diǎn)，可以將有關(guān)飛機(jī)的作用力平衡和力矩平衡的問題，區(qū)分為縱向平衡和橫側(cè)平衡這兩方面分別進(jìn)行研究。所謂飛機(jī)的縱向平衡，是指沿縱軸的各力之代數(shù)和，沿立軸的各力之代數(shù)和，以及繞橫軸的各俯仰力矩之代數(shù)和均為零。所謂飛機(jī)的橫側(cè)平衡，是指沿橫軸各力之代數(shù)和，繞立軸的各偏轉(zhuǎn)力矩之代數(shù)和以及繞縱軸的各滾轉(zhuǎn)力矩之代數(shù)和均為零。本節(jié)重點(diǎn)分析俯仰力矩平衡，滾轉(zhuǎn)力矩平衡和偏轉(zhuǎn)力矩平衡的客觀原理、影響因素和保持方法。

一、飛機(jī)的俯仰平衡

(一)俯仰平衡的條件

(二)影響俯仰平衡的幾個因素

(三)保持俯仰平衡的方法一、飛機(jī)的俯仰力矩平衡

飛機(jī)俯仰力矩平衡(簡稱俯仰平衡)，是指作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之代數(shù)和為零．飛機(jī)取得俯仰平衡之后，迎角不改變，不繞橫軸轉(zhuǎn)動(即不上仰、不下俯)或僅作等速轉(zhuǎn)動，見圖3—4—2．

(一)俯仰平衡的條件

作用于飛機(jī)上的俯仰力矩很多，主要有機(jī)翼力矩，水平尾翼力矩，推力力矩及機(jī)身力矩。這里主要討論俯仰力矩隨迎角的變化．機(jī)翼力矩就是機(jī)翼升力對飛機(jī)重心所構(gòu)成的俯仰力矩，用來表示。參看圖3—4—3，設(shè)機(jī)翼升力Y翼其著力點(diǎn)(即壓力中心)至飛機(jī)重心的距離為x，則機(jī)翼力矩(圖中為下俯力矩)為已知

代入上式得

由上式看出，對同一架飛機(jī)(機(jī)翼面積不變)而言，當(dāng)其在一定高度上(ρ不變)，用一定速度(C不變)飛行時，機(jī)翼力矩的值只取決于：第一、升力系數(shù)，它隨迎角(ａ)的改變而變化；第二、壓力中心到重心的距離x．它隨壓力中心位置和重心位置的變動而改變。

水平尾翼力矩()是水平翼升力對飛機(jī)所形成的俯仰力矩．在一般飛行情況下，水平尾翼升力向下，形成上仰力矩。但在大迎角下或重心比較靠后的情況下，水平尾翼升力向上，形成下俯力矩。參看圖3—4—4，水平尾翼力矩的大小可按下式計算，即

在上式中，為水平尾翼升力的著力點(diǎn)(即其壓力中心)到飛機(jī)重心的距離．迎角改變時，水平尾翼升力的著力點(diǎn)雖有移動，但其移動量與比較起來，卻很微小，故可認(rèn)為不變。已知故得

式中——水平尾翼升力系數(shù)

——流向水平尾翼的氣流速度

——水平尾翼面積

從上式可以看出，對同一架飛機(jī)來說，在一定高度上飛行，均不改變，故影響水平尾翼力矩的因素有兩個，即流向水平尾翼的氣流速度與水平尾翼的升力系數(shù)．從前述飛機(jī)空氣動力干擾中可知，小于飛行速度。則決定于機(jī)翼迎角、下洗角，平尾安裝角及升降舵偏轉(zhuǎn)角。由于機(jī)身切面與翼切面相似，同為一流線體。因此，飛機(jī)以某一迎角飛行時，流過機(jī)身上下表面的流速不同，壓力也不一樣。飛機(jī)機(jī)身前部上表面的流速快，壓力較小，下表面的流速慢，壓力較大，故在機(jī)身的前部產(chǎn)生空氣動力Y機(jī)身(見圖3—4—5)，此力繞重心構(gòu)成迫使機(jī)頭上仰的力矩，叫做機(jī)身力矩()。即

式中d為機(jī)身作用力繞到飛機(jī)重心的垂直距離，當(dāng)ρ、C一定時，影響機(jī)身力矩的主要因素是迎角。迎角增大，機(jī)身上仰力矩也增大。從前面分析可知，即使機(jī)身升力為零，也存在一個抬頭力偶矩。

發(fā)動機(jī)的推力的作用線一般不通過飛機(jī)重心，因而推力重心形成推力力矩，如果發(fā)動機(jī)位置較高，則推力力矩較大，一般推力力矩都不大。飛機(jī)能否取得俯仰平衡取決于飛機(jī)繞z軸的各俯仰力矩之代數(shù)和是否等于零。飛機(jī)的俯仰力矩可以分成上仰力矩和下俯力矩，當(dāng)上仰力矩等于下俯力矩時，俯仰力矩之代數(shù)和為零。所以，為了取得俯仰平衡，應(yīng)使飛機(jī)的上仰力矩(規(guī)定為正)等于下俯力矩(規(guī)定為負(fù))，即

或

(二)影響俯仰平衡的幾個因素

1、放起落架對俯仰平衡的影響

2、放減速板對俯仰平衡的影響

1、放起落架對俯仰平衡的影響

放下起落架時，飛機(jī)的重心位置移動，各空氣動力到重心的力臂改變，因而各俯仰力矩隨之發(fā)生變化。飛機(jī)將產(chǎn)生附加的俯仰力矩使飛機(jī)上仰或下俯。此外，起落架放下后，其本身的阻力()和它結(jié)合處形成的干擾阻力還將產(chǎn)生一個附加的下俯力矩。因此，放起落架后，飛機(jī)究竟是上仰還是下俯，這要綜合上述力矩對飛機(jī)的影響之后才可確定。2、放減速板對俯仰平衡的影響

減速板放開后，它所產(chǎn)生的空氣動力中心并不正好通過重心，也會產(chǎn)生俯仰力矩，影響俯仰平衡。減速板安裝位置的形狀各有不同，對俯仰平衡的影響也不盡一樣。同時經(jīng)過減速板氣流，其速度和方向都有所改變，而且形成強(qiáng)烈的渦流區(qū)，這些也都要影響水平尾翼的升力，產(chǎn)生附加的俯仰力矩。對一般的高速飛機(jī)來說，如減速板裝在機(jī)身后部的兩側(cè)，放開以后往往是產(chǎn)生上仰力矩(見圖3—4—6中的)，這有利于飛行員把飛機(jī)從大速度俯沖中改出。

(三)保持俯仰平衡的方法

1、操縱駕駛桿偏轉(zhuǎn)升降舵以保持飛機(jī)的俯仰平衡

2、使用調(diào)整片偏轉(zhuǎn)升降舵以保持飛機(jī)的俯仰平衡

1、操縱駕駛桿偏轉(zhuǎn)升降舵以保持飛機(jī)的俯仰平衡

當(dāng)俯仰平衡破壞時，飛行員移動駕駛稈，偏轉(zhuǎn)升降舵，使水平尾翼新產(chǎn)生一個力矩同上述改變飛機(jī)迎角的附加力矩取得平衡，這種由于飛行員偏轉(zhuǎn)升降舵所產(chǎn)生的水平尾翼力矩，稱為俯仰操縱力矩。以上力矩平衡關(guān)系可用式子表示為俯仰操縱力矩=附加俯仰力矩從上式可知，升降舵的一個重要作用，是當(dāng)飛機(jī)上產(chǎn)生附加俯仰力矩時，可以借它來產(chǎn)生俯仰操縱力矩與之相等，以保持原有的俯仰平衡狀態(tài)。比如，當(dāng)產(chǎn)生附加的下俯力矩迫使飛機(jī)下俯時,飛行員向后拉桿，使升降舵上偏，增大水平尾翼的上仰力矩，使作用于飛機(jī)的各俯仰力矩之和仍然等于零，以保持飛機(jī)處于俯仰平衡狀態(tài)。2、使用調(diào)整片偏轉(zhuǎn)升降舵以保持飛機(jī)的俯仰平衡

在飛行中，飛行員一般是用駕駛桿偏轉(zhuǎn)升降舵來保持飛機(jī)平衡的。但有時還可以使升降舵調(diào)整片來偏轉(zhuǎn)升降舵，以保持飛機(jī)的平衡。比如說，將升降舵調(diào)整片向下偏轉(zhuǎn)一定角度(見圖3—4—7)時，調(diào)整片上產(chǎn)生向上的升力。它對升降舵樞軸構(gòu)成力矩，迫使升降舵向上轉(zhuǎn)動．升降舵偏轉(zhuǎn)后，由于舵面上下的壓力差便構(gòu)成另一力矩，當(dāng)兩力矩平衡，即時，升降舵就自動保持某一上偏角不變．這就和飛行員向后帶桿一樣，能保持飛機(jī)仍處于俯仰平衡狀態(tài)．使用這種方法保持平衡，飛行員不用長時間帶桿，可以減少疲勞。因為此時桿力為零，即消除了桿力。總之，在飛行中，俯仰平衡遭受破壞，如果機(jī)頭自動上仰，飛行員應(yīng)向前推桿或上偏調(diào)整片，使升降舵下偏一定角度；如果機(jī)頭自動下俯，則應(yīng)向后拉桿或下偏調(diào)整片，借助于水平尾翼力矩的作用來保持飛機(jī)的俯仰平衡。

二、飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩平衡

(一)橫向平衡的條件

(二)保持飛機(jī)的橫向平衡的方法

(一)橫向平衡的條件

飛行中，作用于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩主要是機(jī)翼升力矩，一邊機(jī)翼的升力對重心所形成的力矩，會使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，此力矩叫機(jī)翼升力力矩()。例如，左機(jī)翼的升力，對重心的力矩()迫使飛機(jī)繞縱軸x向右滾轉(zhuǎn)．右機(jī)翼的升力對重心形成的力矩迫使飛機(jī)繞縱軸x向左滾轉(zhuǎn)(參看圖3—4—8)。當(dāng)各滾轉(zhuǎn)力矩的代數(shù)和等于零(或飛機(jī)的左滾力矩等于右滾力矩)時，飛機(jī)不繞縱軸滾轉(zhuǎn)或僅作等速滾轉(zhuǎn)。因為力矩是使物體產(chǎn)生角加速度(或加速轉(zhuǎn)動)的原因?？梢?，保持飛機(jī)橫向轉(zhuǎn)動平衡的條件為或

飛行中，由于作用于飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩的大小不是一成不變的。因此，飛機(jī)已取得的橫向平衡狀態(tài)還會因滾轉(zhuǎn)力矩的變化而受到破壞。如投副油箱時有一邊投不掉，引起飛機(jī)重心向左或向右移動，使兩邊機(jī)翼升力的力臂發(fā)生變化。即是說，產(chǎn)生了附加的滾轉(zhuǎn)力矩，使作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩不再彼此相等(即)，于是，飛機(jī)將傾斜而轉(zhuǎn)入橫向不平衡狀態(tài)。飛機(jī)的橫向平衡被破壞后，飛機(jī)向左或向右傾斜，這種現(xiàn)象叫做坡度(圖3—4—9)，飛機(jī)向左傾斜，叫做左坡度；飛機(jī)向右傾斜，叫做右坡度。飛機(jī)是否產(chǎn)生坡度，可以通過地平儀上的小飛機(jī)位置來判斷。

(二)保持飛機(jī)的橫向平衡的方法

當(dāng)飛機(jī)的橫向平衡受到破壞時，最有效辦法是飛行員適當(dāng)壓桿，借助于副翼產(chǎn)生的橫向操縱力矩，抵消使飛機(jī)傾斜的附加滾轉(zhuǎn)力矩，以保持飛機(jī)的橫向平衡。這種力矩平衡關(guān)系可用下式表示為：橫向操縱力矩=附加滾轉(zhuǎn)力矩可見，副翼的一個重要作用，是當(dāng)飛機(jī)上產(chǎn)生附加滾轉(zhuǎn)力矩時，可利用它來產(chǎn)生橫向操縱力矩與之相等。以保持飛機(jī)原來的橫向平衡狀態(tài)。如圖3—4—10所示，當(dāng)產(chǎn)生附加滾轉(zhuǎn)力矩，使飛機(jī)向右滾轉(zhuǎn)時，駕駛員向左壓桿，右副翼下偏，左副翼上偏。右機(jī)翼產(chǎn)生向上的附加升力，左機(jī)翼產(chǎn)生向下的附加升力。對縱轉(zhuǎn)形成左滾操縱力矩，飛機(jī)向左滾轉(zhuǎn)，使飛機(jī)恢復(fù)原來的橫向平衡狀態(tài)。有的飛機(jī)副翼的后緣裝有調(diào)整片，如殲六飛機(jī)左副翼后緣(見圖3—4—14)。調(diào)整片由電動機(jī)帶動偏轉(zhuǎn)，其功用和工作原理與升降舵調(diào)整片相同。三、飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩平衡

(一)方向平衡的條件

(二)保持飛機(jī)方向平衡的方法

(一)方向平衡的條件

飛行中，作用于飛機(jī)的偏轉(zhuǎn)力矩，主要有機(jī)翼阻力矩，垂直尾翼力矩、推力力矩。飛機(jī)作無側(cè)滑飛行時，一邊機(jī)翼的阻力(如圖3—4—11中的或)對重心所形成的力矩，要力圖迫使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)，這種力矩叫機(jī)翼阻力力矩()，即或式中分別表示左邊和右邊機(jī)翼阻力作用線至重心的垂直距離。飛機(jī)作側(cè)滑飛行時，如方向舵不中立，則垂直尾翼兩側(cè)的流速和壓力不等，產(chǎn)生垂直尾翼側(cè)力Z，此力繞重心能構(gòu)成使飛機(jī)失去方向平衡的尾翼力矩。雙發(fā)或多發(fā)動機(jī)的飛機(jī)，其一邊發(fā)動機(jī)的推力繞重心所形成的力矩，會使機(jī)頭偏轉(zhuǎn)，這種力矩叫發(fā)動機(jī)推力力矩。當(dāng)作用于飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩的代數(shù)和等于零(或使飛機(jī)左偏力矩等于右偏力矩)時，飛機(jī)不繞立軸轉(zhuǎn)動，或只作等速轉(zhuǎn)動?？梢?，保持飛機(jī)方向轉(zhuǎn)動平衡的條件為或

飛行中，各偏轉(zhuǎn)力矩的大小有時會發(fā)生變化．如重心的左右移動引起偏轉(zhuǎn)力矩的變化，在飛機(jī)上產(chǎn)生了附加偏轉(zhuǎn)力矩，使作用于飛機(jī)的各偏轉(zhuǎn)力矩不再彼此相等(即)，因而飛機(jī)將喪失已取得的方向平衡狀態(tài)，機(jī)頭產(chǎn)生自動偏轉(zhuǎn)。飛機(jī)的方向平衡被破壞后，機(jī)頭向左或向右偏轉(zhuǎn)，但飛機(jī)因慣性仍沿原方向飛行。這時，相對氣流就會從側(cè)前方吹來。凡是相對氣流從側(cè)前方吹來的飛行狀態(tài)叫做側(cè)滑。當(dāng)機(jī)頭向左偏轉(zhuǎn)，氣流從機(jī)身右前方吹來，叫做右側(cè)滑；反之，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，氣流從機(jī)頭左前方吹來，叫做左側(cè)滑。相對氣流方向和飛機(jī)對稱面之間的夾角β，叫做側(cè)滑角(圖3—4—12)。飛機(jī)是否產(chǎn)生側(cè)滑，可以通過轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀的小球位置來判斷。飛機(jī)不側(cè)滑時，小球在中間。如果小球被甩向右側(cè)，說明飛機(jī)出現(xiàn)了右側(cè)滑；反之，如果小球被甩向左側(cè)，