自動飛行控制系統(tǒng)

1、1,自動飛行控制系統(tǒng),2,緒 論,第一節(jié) 飛行器的自動飛行一、問題的提出1、飛機的控制過程,3,第一節(jié) 飛行器的自動飛行,2、人工操縱過程,,4,第一節(jié) 飛行器的自動飛行,3、自動駕駛過程,,5,第一節(jié) 飛行器的自動飛行,4、飛行控制：人工操縱自動控制：自動控制是指在沒有人直接參與的條件下由控制系統(tǒng)自動控制飛行器（這里主要是指飛機和導彈）的飛行。這種控制系統(tǒng)成為飛行自動控制系統(tǒng)。自動控制的基本原理就是自動控制理論中最

2、重要、最本質(zhì)的“反饋控制”原理。 5、自動飛行控制系統(tǒng)的作用對飛行器進行穩(wěn)定引導/制導飛行器：把飛行器按照一定的方式引導或制導到一定的位置改善飛行器的靜、動態(tài)性能,6,第一節(jié) 飛行器的自動飛行,二、控制面1、控制飛行器的目的是改變飛行器的姿態(tài)或空間位置，并在受干擾情況下保持飛行器的姿態(tài)或位置。因而必須對飛行器施加力和(或)力矩，飛行器則按牛頓力學定律產(chǎn)生運動。2、作用于飛行器而與控制有關的力和力矩主要是偏轉(zhuǎn)控制面（即操縱

3、面）產(chǎn)生的空氣動力和力矩。一般飛機有三個控制面：升降舵、方向舵和副翼。3、由于航空技術(shù)的發(fā)展，僅靠改善飛機的氣動布局和發(fā)動機的性能難以達到對飛機性能的日益提高的要求。60年代飛機設計的新思想產(chǎn)生了，即在設計飛機的開始就考慮自動控制系統(tǒng)的作用。基于這種設計思想的飛機稱為隨控布局飛行器（Control Configured Vehicle簡稱CCV）。這種飛機有更多的控制面，這些控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)可完成一般飛機難以實現(xiàn)的飛行任務，達到較高的飛

4、行性能。當然控制面增多將使飛機自動控制系統(tǒng)的設計更困難。,7,第一節(jié) 飛行器的自動飛行,,8,第二節(jié) 舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路,,9,第二節(jié) 舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路,舵回路：由舵機加上反饋所形成的隨動系統(tǒng)；其作用是改善舵機工作性能。穩(wěn)定回路：由舵回路加上飛機姿態(tài)反饋元件、放大計算裝置組成飛機姿態(tài)自動駕駛儀，并與飛機形成的回路；其作用是穩(wěn)定與控制飛機姿態(tài)?？刂疲ㄖ茖В┗芈罚河煞€(wěn)定回路加上飛機軌跡反饋元件、放大計算裝置組成飛

5、機軌跡自動駕駛儀，并與飛機形成的回路；其作用是穩(wěn)定與控制飛機軌跡。,10,第一章 飛行原理,飛機控制系統(tǒng)的核心問題是研究由控制系統(tǒng)和飛行器組成的閉合回路的靜、動態(tài)性能，為此必須建立控制系統(tǒng)和飛行器的數(shù)學模型，其形式可以是微分方程、傳遞函數(shù)或狀態(tài)空間表達式等。飛行原理是研究飛行器運動規(guī)律的學科，屬于應用力學范疇。本章主要討論在大氣中飛行的有固定翼飛機的運動特性，并簡要介紹有關空氣動力學的基本知識。,11,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識

6、,一、流場（一）流場的描述可流動的介質(zhì)稱為流體，流體所占據(jù)的空間為流場。描述流場的參數(shù)主要有：流動速度、加速度以及流體狀態(tài)參數(shù)（密度、壓強、溫度等）。 空氣并非連續(xù)介質(zhì)，因為空氣分子間有自由行程。但這微小的自由行程與飛行器的幾何尺寸比較起來，完全可示為無限小，而且我們所研究的氣流速度、加速度、密度、壓強、溫度等物理量，是統(tǒng)計意義上的氣體分子群參數(shù)，而不是單個分子行為的描述。因此，當我們說流場中某點的流速和狀態(tài)參數(shù)時，是指以該點為中

7、心的一個很小鄰域中的分子群，稱為流體微團。（二）流線流場中存在一類曲線，在某個瞬間，曲線上每點的切線與當?shù)氐牧魉俜较蛞恢?，這類曲線稱為流線。因此，流體微團不會穿過流線，流線也不會相交。（三）流管由于流體微團不會穿過流線，我們可以想象許多條流線圍成管狀，管內(nèi)的流體只在管內(nèi)流動而不流出，管外的流體也不會流入，此管稱為流管。,12,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,,,13,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,（四）定常流與非定常流如果流

8、場中各點的速度、加速度以及狀態(tài)參數(shù)等只與幾何位置有關而不隨時間變化稱為定常流。如果流場中各點的速度、加速度以及狀態(tài)參數(shù)等不僅與幾何位置有關而且隨時間變化，則稱為非定常流?？諝鈩恿W研究的大部分問題是定常流問題。（五）流動的相對性依據(jù)運動的相對性原理，不論是物體靜止、空氣運動，還是物體運動、空氣靜止，只要物體與空氣有同一速度的相對運動，流場中各點的物理量以及作用于物體的空氣動力就是完全相同的。因此，在討論物體運動、空氣靜止情況下的流場

9、中各點的物理量以及作用于物體的空氣動力問題就可以等價于討論物體靜止、空氣運動情況下的流場中各點的物理量以及作用于物體的空氣動力問題。,14,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,二、連續(xù)方程分別以 ， ， ， 和 ， ， ， 表示截面Ⅰ和Ⅱ上的氣流速度，密度，截面積和流量。由于空氣流動是連續(xù)的，處處沒有間隙，且我們討論的是定常流動，即流場中均無隨時間的分子堆積，因而單位時間內(nèi)，流入截面積Ⅰ的空氣質(zhì)量必等于流出截面

10、積Ⅱ的空氣質(zhì)量。即：由于截面Ⅰ和Ⅱ是任意取得，上式可寫成： （常數(shù)）這就是連續(xù)方程，是質(zhì)量守恒原理在流體力學中的應用。,,,,,,,,,,,15,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,也可以寫成微分形式：在飛行速度不大的情況下，繞飛行器流動的流場各點流速差異不大，溫度、壓強變化很小，因而密度變化也很小，可以認為空氣是不可壓縮的流體， =常數(shù)。于是連續(xù)方程可以簡化為： 常

11、數(shù)此時表明，流管截面積大的地方流速小，流管截面積小的地方流速大。,,,,16,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,三、伯努利方程（能量守恒定律）在低速、不可壓縮、定常流中取一流管，密度為常數(shù)，任意截取兩個相鄰的截面Ⅰ和Ⅱ ，滿足：此式稱為伯努利方程，表示靜壓與動壓之和沿流管不變。動壓的物理意義是：大氣分子做有規(guī)則運動而具有對外做功的能量；靜壓的物理意義是：大氣分子做雜亂無章運動而具有對外做功的能量。,,17,第二節(jié) 空氣動力

12、學的基本知識,上式可寫為： 表示當動壓為零時的靜壓大小。這表明，在同一流管中，流速大的地方靜壓小，流速小的地方靜壓大，靜壓最大處的流速為零，即為總壓。,,,18,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,四、馬赫數(shù)馬赫數(shù)定義為氣流速度 和當?shù)匾羲?之比：由空氣動力學可知，空氣中的音速： 是空氣的絕對溫度。 流場中

13、各點的流速不同則各點的溫度不同，因而各點的音速也就不同。在定常流中，音速和馬赫數(shù)都是幾何位置的函數(shù)。,,,,,,19,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,五、臨界馬赫數(shù)當小于音速的氣流經(jīng)過機翼時，翼面上的各點流速是不同的，有的地方的流速比遠前方的小，有的地方比遠前方的大。若迎面氣流速度逐漸增大，則翼面上流速的最大值也會增大，該處的溫度則要降低，因而音速也降低。當迎面氣流的速度達到某一值時,翼面上最大速度處的流速等于當?shù)匾羲?，此時我們把遠前

14、方的迎面氣流速度 與遠前方的空氣音速 之 比 ，定義為該機的臨界馬赫數(shù) 。,,,,,,20,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,,,,21,第二節(jié) 空氣動力學的基本知識,飛機飛行速度的范圍劃分如下：飛行馬赫數(shù) 為飛行速度與遠前方空氣音速之比， 時為低速飛行； 為亞音速飛行； 為跨音速飛行；

15、 為超音速飛行； 為高超音速飛行。,,,,,,,22,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),一、坐標系為了確切描述飛機的運動狀態(tài)，必須選定適當?shù)淖鴺讼?。例如，飛機相對于地面位置的確定須采用地面坐標系；飛機的轉(zhuǎn)動運動的描述可用機體軸系表示；飛機軌跡運動的描述可采用速度軸系。（一）地面坐標系（地軸系）（二）機體坐標系（體軸系）（三）速度坐標系（速度軸系）,,,,23

16、,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),,,,24,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),二、飛機的運動參數(shù)（一）飛機的姿態(tài)角三個姿態(tài)角表示機體軸系與地面軸系的關系。1、俯仰角 機體軸與地平面間的夾角。以抬頭為正。2、偏航角 機體軸在地面上的投影與地軸間的夾角。以機頭右偏航為正。3、滾轉(zhuǎn)角 又稱為傾斜角，指機體軸與包含機體軸的鉛垂面的夾角。飛機向右傾斜為時為正。,25,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機

17、操縱機構(gòu),（二）飛機航跡角三個航跡角表示速度坐標系與地面坐標系的關系。1、航跡傾斜角 飛行速度矢量與地平面間的夾角。以飛機向上飛行時為正。2、航跡方位角 飛行速度矢量在地平面上的投影與 間的夾角。以速度在地面的投影在 之右時為正。3、航跡滾轉(zhuǎn)角 速度軸與包含速度軸的鉛垂面的夾角。以飛機的右傾斜為正。,,,26,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),（三）氣流角兩個氣流角表示速度向量與機體軸系

18、的關系。1、迎角 速度向量在飛機縱向?qū)ΨQ面上的投影與機體軸的夾角。以速度向量的投影在機體軸之下為正。2、側(cè)滑角 速度向量與飛機縱向?qū)ΨQ面的夾角。以速度向量處于對稱面之右為正。,27,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),,,,28,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),三、飛行器運動的自由度把飛機視為剛體，飛機在空間的運動有六個自由度，即重心的三個移動自由度和繞重心的三個轉(zhuǎn)動自由度。對飛機來說，重心的三個移動自

19、由度是速度的遞減運動、上下升降運動和左右側(cè)移運動。三個轉(zhuǎn)動自由度是俯仰角運動、偏航角運動和滾轉(zhuǎn)角運動。1、縱向運動——包括速度的增減、重心的升降和繞 軸的俯仰角運動。2、橫側(cè)向運動——簡稱側(cè)向運動，包括重心的側(cè)向運動，繞 的偏航角運動和繞 軸的滾轉(zhuǎn)角運動。,,,,29,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),四、飛機的操縱機構(gòu),,,30,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),升降舵偏轉(zhuǎn)角用

20、 表示，規(guī)定升降舵后緣下偏為正， 的正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的俯仰力矩 為負值，即低頭力矩；副翼偏轉(zhuǎn)角用 表示，規(guī)定右副翼后緣下偏（左副翼后緣隨同上偏）為正， 正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩 為負值，即左滾轉(zhuǎn)力矩；方向舵偏轉(zhuǎn)角用 表示，規(guī)定方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)為正， 正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偏航力矩 為負值，即左偏航力矩。,,,,,,,,,,31,第三節(jié) 飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構(gòu),駕

21、駛員通過駕駛桿、腳蹬和操縱桿系操縱舵面。規(guī)定：駕駛桿前推位移 為正（此時 亦為正）；左傾位移 為正（此時 亦為正）；左腳蹬向前位移 為正（此時 亦為正）。油門桿前推位移 為正，對應于加大油門從而加大發(fā)動機推力；反之為負，即收油門，減小發(fā)動機推力。,,,,,,,,,32,第四節(jié) 關于穩(wěn)定性和操縱性的概念,飛機的飛行運動可分為基準運動和擾動運動?；鶞蔬\動是指各運動參數(shù)完全按預

22、定的規(guī)律變化。擾動運動是指由于受到外干擾而偏離基準運動的運動。外干擾可能來自大氣的擾動，發(fā)動機推力的改變，或駕駛員的偶然操縱等。在外干擾作用停止之后，至少在某一段時間內(nèi)，飛機不按基準運動的規(guī)律運動而是按擾動運動的規(guī)律運動。經(jīng)過一些時間，若飛機可能從擾動運動恢復到基準運動，則稱基準運動是穩(wěn)定的。若擾動運動越來越離開基準運動，則稱基準運動是不穩(wěn)定的。若擾動運動既不恢復也不遠離基準運動，則稱基準運動是中立穩(wěn)定的。這就是飛機的穩(wěn)定性。,33,

23、第四節(jié) 關于穩(wěn)定性和操縱性的概念,飛機的穩(wěn)定性分為靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性。靜穩(wěn)定性是指在外干擾停止作用的最初瞬間，鑒別飛機的運動參數(shù)變化的趨勢。在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機本身的氣動特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機的運動參數(shù)有回到基準運動的趨勢，則說明飛機具有靜穩(wěn)定性；在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機本身的氣動特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機的運動參數(shù)有遠離基準運動的趨勢，則說明飛機是靜不穩(wěn)定的；在外干擾停止作用的最初瞬間，

24、如果靠飛機本身的氣動特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機的運動參數(shù)既沒有回到基準運動的趨勢，也沒有遠離基準運動的趨勢，則說明飛機是靜中立穩(wěn)定的。動穩(wěn)定性則是指飛機在外干擾停止作用以后，鑒別飛機的運動參數(shù)的變化過程和最終變化結(jié)果。如果這個過程是收斂的，最終的結(jié)果是回到原基準運動，則飛機是動穩(wěn)定的；如果這個過程是發(fā)散的，最終的結(jié)果是不能回到原基準運動，則飛機是動不穩(wěn)定的；如果這個過程既不是收斂的，也不是發(fā)散的，則飛機是動中立穩(wěn)定的。靜穩(wěn)定是動

25、穩(wěn)定的前提。飛機是動穩(wěn)定的，則飛機是穩(wěn)定的。,34,第四節(jié) 關于穩(wěn)定性和操縱性的概念,操縱性問題與穩(wěn)定性問題相互區(qū)別又相互關聯(lián)。操縱性問題研究的是為實現(xiàn)某一飛行狀態(tài)應該怎樣操縱飛機，以及易于操縱的條件，操縱力是否適度，飛機對操縱響應的快慢等。對于一架飛機來說，它的操縱性與穩(wěn)定性是相互矛盾的。即：操縱性好，則穩(wěn)定性壞；反之，穩(wěn)定性好，則操縱性壞。飛機穩(wěn)定性和操縱穩(wěn)定性的好壞，完全取決于飛機的氣動特性和結(jié)構(gòu)參數(shù)（如重量大小、轉(zhuǎn)動慣量

26、等）。因此，我們只有從研究作用在飛機上的外力下手，建立飛機的運動方程式，才能對穩(wěn)定性和操縱性問題做出定量分析。,35,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,一、升力（一）機翼的幾何形狀和幾何參數(shù)1、翼型：即機翼翼剖面形狀。表示翼型主要幾何特征的參數(shù)有：翼弦長 ——翼型前緣點至后緣點的距離；相對厚度 ——最大厚度；相對彎度 ——

27、中弧線最高點至翼弦線距離,,,,,,36,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,2、機翼的平面形狀：表示機翼平面形狀特征的主要參數(shù)有：展弦比 b——機翼展長， ——機翼面積梯形比 ——機翼弦長， ——翼尖弦長前緣后掠角 1/4弦線點后掠角,,,,,,,,37,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,3、平均空氣動力弦長：

28、 式中： 表示沿展向坐標 處的弦長。,,,,38,飛機的動力學描述,,39,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,（二）機翼的升力1、亞音速機翼產(chǎn)生升力的原理：氣流流過機翼表面，受機翼形狀影響：機翼上表面：流管變細、流速變快、壓強減小機翼下表面：流管變粗、流速變慢、壓強增大形成壓力差，產(chǎn)生升力,,,連續(xù)方程,伯努力方程,40,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動

29、力矩,,41,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,作用在翼面上的壓力用壓力系數(shù)表示：上表面：由于壓強減小， 值為負，表示該點壓強小于遠方氣流的壓強，稱為吸力； 下表面：由于壓強增大， 值為正，表示該點壓強大于遠方氣流的壓強，稱為壓力。,,,,42,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,2、迎角對機翼升力的影響：隨著飛機迎角的增大，會使上表面的曲度進一步增大，流速進一步增快，壓力進一步減小；相反，下表面的曲度進一步減小，流速進一步減小

30、，壓力進一步增大，于是上下表面壓力差也增大，升力也就增大。升力 、升力系數(shù) 及與迎角 的變化關系：,,,,,43,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,1）在小迎角范圍內(nèi)：迎角與升力（升力系數(shù)）成正比關系， 常數(shù)， = （ ）； 2）迎角過大，升力減小3）迎角為零時，升力大于零；升力為零時，迎角小于零。,,,,,,,,,,44,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,

31、（三）機身的升力機身一般接近于圓柱體，理論和實驗都表面這類形狀在迎角不大的情況下是沒有升力的。只有大迎角時，才有些升力。機身升力為：,,,45,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,（四）平尾的升力1、下洗影響2、平尾的實際迎角,,,,46,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,3、平尾的升力（五）整個飛機的升力飛機的升力為各部分升力之和：,,,,,47,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,用無因次的升力系數(shù)表示：,,,,,,,,

32、48,第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩,二、阻力氣動力沿平行于氣流方向的分力 零升阻力：與升力無關 升致阻力：由于升力而引起的阻力 零升阻力：分為摩擦阻力、壓差阻力和零升波阻。 升致阻力：分為誘導阻力和升致波阻。,,49,（一）零升阻力,1、附面層與摩擦阻力及壓差阻力空氣是有粘性的。氣流沿物體表面流動時，緊貼物面處的流速 為零，且沿物面的法向逐漸增大。從 到 為自由流速的99

33、%之間的流層（有較大速度梯度的空氣層）定義為附面層。附面層很薄，例如流過機翼表面1m處的附面層厚度只有7～8mm，2m處的厚度有十幾毫米。附面層有兩種類型，一種是氣流各層之間互不混雜，好像一層在另一層上滑動，稱為層流附面層。另一種是附面層內(nèi)各層之間有毫無次序的流體微團滲合流動，致使各層流體亂動起來，稱為紊流附面層。紊流附面層的摩擦阻力大于層流附面層。,,,,50,,摩擦阻力：附面層內(nèi)由于大氣粘性而生產(chǎn)的阻力。壓差阻力：機體部分前后

34、壓力差形成的阻力。,51,,2、零升波阻飛行器作超音速飛行時，機身頭部、機翼和尾翼的前緣都會出現(xiàn)激波。氣流經(jīng)激波突躍后壓力升高，升高的壓力阻止飛機前進，故稱為波阻。升力為零時這種波阻也存在，稱為零升波阻。,52,（二）升致阻力,由于存在升力而增加的阻力統(tǒng)稱為升致阻力。亞音速飛行時，升致阻力主要是誘導阻力。,53,（三）整個飛行器的阻力、升阻極曲線,綜上所述，飛機的阻力系數(shù)分為兩部分，可寫為：式中： ——零升阻力系數(shù)；

35、 ——升致阻力系數(shù)。,,,,,,54,三、縱向力矩（俯仰力矩）,縱向力矩是指作用于飛機的外力產(chǎn)生的繞機體軸 的力矩。包括氣動力矩和發(fā)動機推力向量因不通過飛機重心而產(chǎn)生的力矩，亦稱俯仰力矩。發(fā)動機推力產(chǎn)生的俯仰力矩：,,,,,55,（一）定常直線飛行的俯仰力矩,1、機翼產(chǎn)生的俯仰力矩（1）二維翼的氣動力矩 ①、對機翼前緣點取矩式中： ——對前緣點的力矩導數(shù)（注腳“0”表示對前緣

36、點）。,,,,,,56,,結(jié)論：1）、當 時（ ），力矩系數(shù)用 表示，稱為零升力矩系數(shù)。 為負值。 2）、 增加， 更負。3）、在 的范圍內(nèi)， 與 亦呈線性關系 。,,,,,,,,,,57,②、對焦點取矩,利用 ～ 曲線和 ～ 曲線都有線性段的特點，可找出另一歸算點。當 變化時，該點只有

37、 變而力矩大小不變。將作用于翼型前緣點的升力和力矩在翼弦線上某點F進行歸算。F點到前緣點的 距離是 。,,,,,,,,,對F點的力矩系數(shù)可寫為 ：令 ，有：欲使 不隨 而變，應滿足：,,,,,,,,只有 與 都是常數(shù)時， 才是常數(shù)，F(xiàn)點稱為焦點。當 時，不論迎角為何值，對F點的力矩系數(shù)都是

38、 。由于對焦點的力矩是常值，當迎角增加時，其升力增量就作用在焦點上，故焦點又可解釋成升力增量的作用點。,,,,,,,③、對飛機重心取矩,設飛機重心與機翼前緣點的距離為 ：令 ：則對重心的力矩系數(shù)為 ：俯仰力矩的穩(wěn)定與否，取決于重心與焦點的前后位置關系若重心在焦點之前，則 。當 增大時，升力增量 作用在焦點上，對重心產(chǎn)生低頭力矩增量（ 為負），其方向與

39、 增大方向相反，是穩(wěn)定作用。若重心在焦點之后，則 。當 增大時，產(chǎn)生抬頭的力矩增量（ 為正），這將促使 更增大，是不穩(wěn)定作用。,,,,,,,,,,,,,當 時，才使 為負，表示穩(wěn)定。若 時，則 為正，表示不穩(wěn)定。,,,,,,,2、機身產(chǎn)生的俯仰力矩,

40、因機身起了不穩(wěn)定作用，故：,,,,3、水平尾翼的俯仰力矩,平尾對重心的俯仰力矩為：,,,,,,,,,,,,,,,,,,,（二）飛機縱向的平衡與操縱,1、飛機縱向的平衡 飛機作等速直線平飛，為了維持這種飛行狀態(tài)，應滿足 （升力=重力）、 （推力=阻力）以及對重心的力矩 。,,,,2、飛機縱向平衡的建立,要建立飛機的縱向平衡，首先根據(jù)飛機的重力，選擇合適的迎角 ，使之具有

41、一定數(shù)值的 ，以使 。為使 （即 ），必須偏轉(zhuǎn)相應的升降舵偏角。根據(jù)飛機的阻力大小，選擇合適的油門位置，以使 。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。,,,,,,,3、飛機縱向平衡的穩(wěn)定與操縱,1）、飛機縱向平衡的穩(wěn)定 2）、飛機縱向平衡的操縱,（三）飛機繞軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩,,（四）下洗時差阻尼力矩

42、,下洗時差：由于氣流從機翼流到平尾處需要一定的時間 ，平尾處受到的下洗是在時間 前機翼升力所產(chǎn)生的，稱為下洗時差。當 時，平尾實際的下洗角小于按定態(tài)假設的下洗角，下洗時差引起的力矩阻止 的繼續(xù)增大，故稱為下洗時差阻尼力矩。,,,,,（五）升降舵偏轉(zhuǎn)速度 所產(chǎn)生的力矩,當升降舵的偏轉(zhuǎn)速率 時，對重心也會產(chǎn)生附加力矩。,,,,（六）俯仰力矩總和表達式,,,第六節(jié) 側(cè)向氣動力

43、及氣動力矩,一、側(cè)力飛機總氣動力沿機體軸系 軸的分量稱為側(cè)力 。側(cè)力可以用側(cè)力系數(shù) 表示：由側(cè)滑角 ，方向舵偏轉(zhuǎn)角 ，以及繞 軸的滾轉(zhuǎn)角速度 ，繞 軸的偏航角速度 和飛機傾斜角 等引起的側(cè)力。,,,,,,,,,,,,,（一）側(cè)滑角 引起的側(cè)力,（二）偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的側(cè)力 （三）滾轉(zhuǎn)角速度 引起的側(cè)力,,,,,,,,（四）偏航角速度

44、 引起的側(cè)力,（五）滾轉(zhuǎn)角 引起的側(cè)力,,,,,,二、滾轉(zhuǎn)力矩 與偏航力矩,繞 軸的滾轉(zhuǎn)力矩 包括：側(cè)滑角 引起的 ；偏轉(zhuǎn)副翼 引起的 ；偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的 ；滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ；偏航角速度 引起的 。繞 軸的偏航力矩 包括：側(cè)滑角 引起的 ；偏轉(zhuǎn)副翼 引起的 ；偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的

45、 ；滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ；偏航角速度 引起的 。,,,,,,,,,,,,,(一）繞ox軸的滾轉(zhuǎn)力矩,1、測滑角 引起的 --側(cè)向靜穩(wěn)定力矩 （1）機翼上(下)反角 的作用,,,,,,,（1）機翼上(下)反角 的作用,若是上反角，氣動導數(shù) 為負。若是下反角，氣動導數(shù) 為正。,,（2）機翼后掠角 的作用,后掠翼的氣動導數(shù) 為負。前掠翼的氣動導數(shù)

46、 為正。,,,（3）立尾的作用,立尾在 軸之上時 為負；立尾在 軸之下時 為正。側(cè)向靜穩(wěn)定性的意義 全機的 為上述各項作用的總和，稱為飛機橫滾靜穩(wěn)定性導數(shù)。 為負值時飛機具有橫滾靜穩(wěn)定性； 為正則時橫滾靜不穩(wěn)定。,,,穩(wěn)定意義,,,,2、副翼偏轉(zhuǎn)角 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，同時左副翼后緣上偏，右翼升力增大，左翼升力減小，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負值；

47、副翼負偏轉(zhuǎn)時，左副翼后緣下偏，同時右副翼后緣上偏，左翼升力增大，右翼升力減小，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為正值。,,,3、方向舵偏轉(zhuǎn)角 引起的L——操縱交叉力矩,,,,,4、滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ——滾轉(zhuǎn)阻尼力矩,,,,,5、偏航角速度 引起的L——交叉動態(tài)力矩,,,,,（二）繞oz軸的偏航力矩N,1、側(cè)滑角 引起的N--航向靜穩(wěn)定力矩 此力矩主要由機身和立尾產(chǎn)生。航向靜穩(wěn)定性意義：風標穩(wěn)定性,,,,,