第四章飞机操纵系统设计与分析 41操纵系统的特性 设计飞机操纵系统与设计飞机其它部件的主要区别与操纵系统的特点有关。这就是说,操纵 系统是将飞行员与操纵机构连在一起的一种随动系统。因此,在设计这种系统时,在很大程度上必 须考虑“人”的因素。除此之外,为了使所设计的操纵系统能保证飞机有良好的操纵性,不仅需要 考虑这个系统所驱动的舵面的特性,它的铰链力矩、惯性、重量、刚度等,而且还要考虑飞机本身 的气动特性、惯性和动态特性。 飞机的操纵可以由飞行员进行,也可以用自动控制系统来实现 飞机过载的体感和操纵杆力的变化对飞行员感受飞行状态的变化和操纵机构的效果起很大的 作用。一个具有一定驾驶素养的飞行员能够将当时的飞行参数值与所要求的参数值进行比较并给出 操纵杆的位移信号。操纵杄的位移由操纵系统变成飞机操纵舵面相应的偏转。舵面的偏转导致飞机 改变飞行参数。飞行员借助于传感元件监督自己对操纵舵面偏转的结果,即飞行参数的变化,并力 图消除瞬时的飞行参数与所要求的飞行参数之间的差异,而当飞行参数与所要求的参数互相吻合的 时候,飞行员对驾驶杆的操作就停止。 将飞行员视为控制回路的一个组成部分,也可以简化地组成一个自动调节系统,这个系统由 彼此互相密切连在一起的飞行员、操纵系统和飞机三个主要环节构成。飞行员作为操纵回路中的 个环节,其本身可简化为由三个相互关联环节所组成的自动调节系统(图4.1.1):敏感器官(感受 机构一“传感器”),中心神经系统(完成信息加工和选择决定的系统),以及执行机构(手臂、腿 背部肌肉)。飞行员执行机构的运动和它所产生的力是人作为操纵回路的一环节的“输出信号”。 F2(1),x() 6 V. na 飞行员 操纵系统 飞机 传感器 指令脉冲 执行机构 }→ F(1),x() 中枢神经系统 力反馈 位移反馈
131 第四章 飞机操纵系统设计与分析 4.1 操纵系统的特性 设计飞机操纵系统与设计飞机其它部件的主要区别与操纵系统的特点有关。这就是说，操纵 系统是将飞行员与操纵机构连在一起的一种随动系统。因此，在设计这种系统时，在很大程度上必 须考虑“人”的因素。除此之外，为了使所设计的操纵系统能保证飞机有良好的操纵性，不仅需要 考虑这个系统所驱动的舵面的特性，它的铰链力矩、惯性、重量、刚度等，而且还要考虑飞机本身 的气动特性、惯性和动态特性。 飞机的操纵可以由飞行员进行，也可以用自动控制系统来实现。 飞机过载的体感和操纵杆力的变化对飞行员感受飞行状态的变化和操纵机构的效果起很大的 作用。一个具有一定驾驶素养的飞行员能够将当时的飞行参数值与所要求的参数值进行比较并给出 操纵杆的位移信号。操纵杆的位移由操纵系统变成飞机操纵舵面相应的偏转。舵面的偏转导致飞机 改变飞行参数。飞行员借助于传感元件监督自己对操纵舵面偏转的结果，即飞行参数的变化，并力 图消除瞬时的飞行参数与所要求的飞行参数之间的差异，而当飞行参数与所要求的参数互相吻合的 时候，飞行员对驾驶杆的操作就停止。 将飞行员视为控制回路的一个组成部分，也可以简化地组成一个自动调节系统，这个系统由 彼此互相密切连在一起的飞行员、操纵系统和飞机三个主要环节构成。飞行员作为操纵回路中的一 个环节，其本身可简化为由三个相互关联环节所组成的自动调节系统（图 4.1.1）：敏感器官（感受 机构－“传感器”），中心神经系统（完成信息加工和选择决定的系统），以及执行机构（手臂、腿、 背部肌肉）。飞行员执行机构的运动和它所产生的力是人作为操纵回路的一环节的“输出信号”。 ε ( )t ( ), ( ) F t xt e δ VHn , ,,α ⋅⋅⋅ (a) 传感器 指令脉冲 执行机构 ( ), ( ) F t xt e 力反馈 位移反馈 (b) 飞行员 操纵系统 飞机 中枢神经系统
图4.1(a)“驾驶员一操纵系统一飞机”控制回路闭环系统图:(b)驾驶员作为控制回路 的指令中心环节,用操纵机构消除飞行参数偏差量的系统原理图ε(1)一飞行参数的偏差量:F(),x() 一对操纵机构施加的力及其位移:δ一操纵装置的偏转量:V,H,n,Q一飞行参数 执行机构的位移和力的分配有可能使熟悉飞机操纵特性的飞行员通过对操纵杆施加一定的 力,使操纵杆产生相应的位移来实现改变飞行状态的要求 飞行员对力的变化的感受比对位移变化的感受要好,因此力的分配的精确性显著高于位移分 配的精确性 研究表明,操纵回路稳定性的损失,不仅在调节飞行参数时在操纵杆上完全不存在力的变化 的情况下发生,而且会在操纵杆上力的变化太小和太大的情况下发生。这一切是同飞行员在一定大 小范围内更精确地分配操纵杆的位移及施加在操纵杆上的力分不开的。 为完成一定的机动飞行所必需的操纵杆位移和操纵杆力的最佳值(例如,对于改变单位法向 过载——纵向静稳定性指标一和∽)是由长期的实践决定的,并且在所设计飞机的相应要求中 提出,或者是在其设计过程中借助于专用实验台进行操纵过程的模拟实验来确定的。这些操纵性指 标的大小应当保证在控制系统的设计中得到满足。 飞行员作为操纵回路的指令环节(或叫操纵环节)具有许多影响控制过程的特点,这些特点 可以概括为如下几点 (1)对外部信号的响应延时。这个延时的大小在很大程度上取决于飞行员是否训练有素和飞行 员的心理和体力的状态。通常可以认为:有中等技术水平的飞行员,响应延时时间为 r=0.2~0.3秒; (2)惯性。表现在飞行员的动作不可能以必需的响应水平瞬时地出现 (3)具有不灵敏区 (4)对外部信号的过滤能力 (5)在广泛的范围内改变本身传递函数,包括改变微分和积分传递函数的能力。也就是说,不 仅对任何一种飞行参数偏离有做出反应的能力,而且对这种偏离的一阶和二阶导数值以及 这种偏离的积分也有做出反应的能力 (6)以有限精度形成输出指令信号的能力。信号的有限精度取决于它的大小和频率 (7)对频率不超过25~30赫兹的信号的跟踪能力(存在通频带)。 个好的飞行员,尽管他有在很大的范围内改变本身传递函数的能力,但是他在操纵回路中 仍然只是作为一个单通道放大器工作的,并能逐步消除现时任何一个飞行参数与所要求值之间的误 差E(1)。 然而,飞行员在校正外界信号的过程中,反应的初始延时和惯性延长了消除所产生误差的时 间,而在协调误差信号频率较高的情况下,飞行员输出信号的相位与必需的相位比又会产生较大的 延时。例如,在输入协调信号变化的频率为0.5赫兹时,飞行员的反应仅有02秒的初始延时,却 产生36°的相应滞后反应;而当频率为1赫兹时,相位滞后为72°。如果考虑到现代飞机(特别 是在某些飞行状态下)的固有振荡频率显著增大,甚至重型飞机也可能达到1赫兹或更高,那么在 这些状态下由于飞行员所造成的飞机摇摆的原因是很明显的。在飞行员实际驾驶飞机的条件下,由 于他知道自己的反应的延时和惯性的存在,而提前操纵
132 图 4.1.1 （a）“驾驶员－操纵系统－飞机”控制回路闭环系统图；（b）驾驶员作为控制回路 的指令中心环节，用操纵机构消除飞行参数偏差量的系统原理图ε ( )t －飞行参数的偏差量； ( ), ( ) F t xt e －对操纵机构施加的力及其位移；δ －操纵装置的偏转量；VHn , ,,α －飞行参数 执行机构的位移和力的分配有可能使熟悉飞机操纵特性的飞行员通过对操纵杆施加一定的 力，使操纵杆产生相应的位移来实现改变飞行状态的要求。 飞行员对力的变化的感受比对位移变化的感受要好，因此力的分配的精确性显著高于位移分 配的精确性。 研究表明，操纵回路稳定性的损失，不仅在调节飞行参数时在操纵杆上完全不存在力的变化 的情况下发生，而且会在操纵杆上力的变化太小和太大的情况下发生。这一切是同飞行员在一定大 小范围内更精确地分配操纵杆的位移及施加在操纵杆上的力分不开的。 为完成一定的机动飞行所必需的操纵杆位移和操纵杆力的最佳值（例如，对于改变单位法向 过载——纵向静稳定性指标 x n ∂ ∂ 和 Fe n ∂ ∂ ）是由长期的实践决定的，并且在所设计飞机的相应要求中 提出，或者是在其设计过程中借助于专用实验台进行操纵过程的模拟实验来确定的。这些操纵性指 标的大小应当保证在控制系统的设计中得到满足。 飞行员作为操纵回路的指令环节（或叫操纵环节）具有许多影响控制过程的特点，这些特点 可以概括为如下几点： （1） 对外部信号的响应延时。这个延时的大小在很大程度上取决于飞行员是否训练有素和飞行 员的心理和体力的状态。通常可以认为：有中等技术水平的飞行员，响应延时时间为 τ = 0.2 ~ 0.3秒； （2） 惯性。表现在飞行员的动作不可能以必需的响应水平瞬时地出现； （3） 具有不灵敏区； （4） 对外部信号的过滤能力； （5） 在广泛的范围内改变本身传递函数，包括改变微分和积分传递函数的能力。也就是说，不 仅对任何一种飞行参数偏离有做出反应的能力，而且对这种偏离的一阶和二阶导数值以及 这种偏离的积分也有做出反应的能力； （6） 以有限精度形成输出指令信号的能力。信号的有限精度取决于它的大小和频率； （7） 对频率不超过 25～30 赫兹的信号的跟踪能力（存在通频带）。 一个好的飞行员，尽管他有在很大的范围内改变本身传递函数的能力，但是他在操纵回路中 仍然只是作为一个单通道放大器工作的，并能逐步消除现时任何一个飞行参数与所要求值之间的误 差ε ( )t 。 然而，飞行员在校正外界信号的过程中，反应的初始延时和惯性延长了消除所产生误差的时 间，而在协调误差信号频率较高的情况下，飞行员输出信号的相位与必需的相位比又会产生较大的 延时。例如，在输入协调信号变化的频率为 0.5 赫兹时，飞行员的反应仅有 0.2 秒的初始延时，却 产生 36°的相应滞后反应；而当频率为 1 赫兹时，相位滞后为 72°。如果考虑到现代飞机（特别 是在某些飞行状态下）的固有振荡频率显著增大，甚至重型飞机也可能达到 1 赫兹或更高，那么在 这些状态下由于飞行员所造成的飞机摇摆的原因是很明显的。在飞行员实际驾驶飞机的条件下，由 于他知道自己的反应的延时和惯性的存在，而提前操纵
飞机作为控制对象在空间有6个自由度,其运动由6个微分方程(欧拉方程)所描述。在 般情况下,只要这些方程的解能确定仼何瞬间飞机在空间运动的特性,特别是飞行员对操纵机构操 作之后的运动特性,也就能判断这种运动的稳定性。但是,直接解这些方程是相当困难的。如果在 初始飞行状态就采取无侧滑的直线稳定飞行,并且认为对初始运动参数值的偏离很小,那么由于飞 机的对称性就可将含有6个运动方程的方程组分为两个独立的方程组,这两个方程组以已知的精度 分别描述飞机在垂直平面内的运动(称为纵向运动)和其它两个平面内的运动(称为侧向运动) 在利用存在运动交联的方程求解飞机运动时,每一个运动(纵向和侧向)均由有四个微分方 程的方程组来描述。纵向运动方程组描述两种振荡运动,该振荡运动是在飞机上外部干扰(气动干 扰、操纵舵面偏转、发动机推力变化等)停止作用之后产生的。这种振荡运动中的一个进行得很快, 周期不长(数量级为1~5秒),称为短周期运动;另一个进行得较慢,并且周期较长(数量级为几 十秒),称为长周期运动。 求解侧向运动方程组得出,在现代飞机上,通常侧向运动是两个非周期性运动和一个周期性 振荡运动之和 长周期纵向运动容易为飞行员所控制,并且我们也不特别感兴趣。非周期性的侧向运动,其 中的一个是迅速衰减的滚转运动,而另一个则是进行得很慢的“螺旋运动”,它们都不是我们特别 感兴趣的,因为它们不会严重地影响飞行员对操纵性的评价 短周期纵向运动和侧向振荡运动则是另外一回事。这种在外干扰作用和舵面偏转之后所产生 的运动特性是飞行员评价飞机稳定性和操纵性的标准。这两种运动在飞机设计过程中用非常类似的 方法进行硏究,以便在运动参数减到不满意的情况下,事先采取相应的措施。在飞机设计阶段,这 些研究工作借助于计算机进行,以求解设计参数发生变化时的运动方程。初始阶段可通过4.1.1式 来判定飞机在短周期纵向运动的稳定性,也就是振荡能否衰减 o.=C.c +C/u<0, (4.1.1) 式中:On一纵向静态过载稳定系数; H=2m/pScA-飞机的相对密度; m一飞机的质量(kg)。 纵向静态过载稳定系数σ在纵向稳定性和操纵性方面起着非常重要的作用,而飞机能否使 用,完全根据它做出估价。例如,这个系数决定着纵向静操纵性最重要的两个指标值,单位法向过 载所需的纵向操纵杆位移量 2 Go 和单位过载下操纵杆上力的大小 oF aF ax 其中:b_D 从操纵杆到纵向操纵机构的运动传递系数即传动比 a-纵向操纵的杆力对其位移的增长斜率 从(4.1.2)式可得单位过载所需纵向操纵位移为零将会发生在σn=0的时候,即处于重心位
133 飞机作为控制对象在空间有 6 个自由度，其运动由 6 个微分方程（欧拉方程）所描述。在一 般情况下，只要这些方程的解能确定任何瞬间飞机在空间运动的特性，特别是飞行员对操纵机构操 作之后的运动特性，也就能判断这种运动的稳定性。但是，直接解这些方程是相当困难的。如果在 初始飞行状态就采取无侧滑的直线稳定飞行，并且认为对初始运动参数值的偏离很小，那么由于飞 机的对称性就可将含有 6 个运动方程的方程组分为两个独立的方程组，这两个方程组以已知的精度 分别描述飞机在垂直平面内的运动(称为纵向运动)和其它两个平面内的运动（称为侧向运动）。 在利用存在运动交联的方程求解飞机运动时，每一个运动（纵向和侧向）均由有四个微分方 程的方程组来描述。纵向运动方程组描述两种振荡运动，该振荡运动是在飞机上外部干扰（气动干 扰、操纵舵面偏转、发动机推力变化等）停止作用之后产生的。这种振荡运动中的一个进行得很快， 周期不长（数量级为 1～5 秒），称为短周期运动；另一个进行得较慢，并且周期较长（数量级为几 十秒），称为长周期运动。 求解侧向运动方程组得出，在现代飞机上，通常侧向运动是两个非周期性运动和一个周期性 振荡运动之和。 长周期纵向运动容易为飞行员所控制，并且我们也不特别感兴趣。非周期性的侧向运动，其 中的一个是迅速衰减的滚转运动，而另一个则是进行得很慢的“螺旋运动”，它们都不是我们特别 感兴趣的，因为它们不会严重地影响飞行员对操纵性的评价。 短周期纵向运动和侧向振荡运动则是另外一回事。这种在外干扰作用和舵面偏转之后所产生 的运动特性是飞行员评价飞机稳定性和操纵性的标准。这两种运动在飞机设计过程中用非常类似的 方法进行研究，以便在运动参数减到不满意的情况下，事先采取相应的措施。在飞机设计阶段，这 些研究工作借助于计算机进行，以求解设计参数发生变化时的运动方程。初始阶段可通过 4.1.1 式 来判定飞机在短周期纵向运动的稳定性，也就是振荡能否衰减。 / 0 L σ n mC mq =+ < C C ⋅ ⋅ µ ， (4.1.1) 式中：σ n －纵向静态过载稳定系数； 2 / µ = m Sc ρ A－飞机的相对密度； m －飞机的质量(㎏)。 纵向静态过载稳定系数σ n 在纵向稳定性和操纵性方面起着非常重要的作用，而飞机能否使 用，完全根据它做出估价。例如，这个系数决定着纵向静操纵性最重要的两个指标值，单位法向过 载所需的纵向操纵杆位移量 1 2 e L n n mm m x C G n k C k qS δ σ σ ⋅ ∂ =− =− ∂ , (4.1.2) 和单位过载下操纵杆上力的大小 F F e e x n xn ∂ ∂ ∂ = ⋅ ∂ ∂∂ , (4.1.3) 其中： e mk x ∂δ = ∂ －从操纵杆到纵向操纵机构的运动传递系数即传动比； Fe x ∂ ∂ －纵向操纵的杆力对其位移的增长斜率。 从（4.1.2）式可得单位过载所需纵向操纵位移为零将会发生在σ n ＝0 的时候，即处于重心位
置xagh=xm-Cm1H的时候。它称为过载的中立重心位置,并用符号xgh表示。因为在单位过 载所需纵向操纵杆位移为零的情况下去操纵飞机是不可能的,所以重心位置的后移必须限制在某个 极限位置之前,这个极限位置称为后重心后限,在此重心下,可确保该类飞机有额定的最小容许值 a=m和 AlcaN) 重心中立位置 使用重心范围 焦点 靜稳定性裕度(按过) 最小 最大 图41.2(a)单位法向过载所需的纵向操纵杆位移与重心位置的关系;(b)重心、焦点与静 稳定度的关系 在没有自动操纵系统的飞机上,在飞机布局和确定重心的过程中,只能用保证相应的纵向静 稳定度CmC=xa-xa来达到,因为在现代飞机上,Cmq的值不是很大(在低空,其数量级 为002-03,随着高度上升,在高空,它减小到可以忽略)。纵向静稳定度CmC在很大程度上也 决定着纵向静操纵性这样重要的指标的特性,正像纵冋操纵杄随飞行速度和髙度的平衡偏离一样, 是从已知的纵向平衡方程(C=0)得到的: C+Cn·C 总结以上所述,飞机纵向稳定性和操纵性主要取决于飞机的下列参数」 Iy/mCA, CLa, Cmc,, Cma, C 表征纵向阻尼的导数Cm=∂Cn/oq(其中q=qc/V)由机翼、机身、发动机吊舱和水平
134 置 cg h ac / m q x xC ⋅ = − ⋅ µ 的时候。它称为过载的中立重心位置，并用符号 xcg h⋅ 表示。因为在单位过 载所需纵向操纵杆位移为零的情况下去操纵飞机是不可能的，所以重心位置的后移必须限制在某个 极限位置之前，这个极限位置称为后重心后限，在此重心下，可确保该类飞机有额定的最小容许值 n min σ 和 min x n ∂ ∂ 。 图 4.1.2 （a）单位法向过载所需的纵向操纵杆位移与重心位置的关系；（b）重心、焦点与静 稳定度的关系。 在没有自动操纵系统的飞机上，在飞机布局和确定重心的过程中，只能用保证相应的纵向静 稳定度 L C xx m C cg ac ⋅ = − 来达到，因为在现代飞机上， / Cm q⋅ µ 的值不是很大（在低空，其数量级 为 0.02～0.03，随着高度上升，在高空，它减小到可以忽略）。纵向静稳定度 m CL C ⋅ 在很大程度上也 决定着纵向静操纵性这样重要的指标的特性，正像纵向操纵杆随飞行速度和高度的平衡偏离一样， 是从已知的纵向平衡方程（ 0 Cm = ）得到的： 0 L e m mC L m m CCC x k C δ ⋅ ⋅ + ⋅ ∆ =− ⋅ 。 (4.1.4) 总结以上所述，飞机纵向稳定性和操纵性主要取决于飞机的下列参数： W S/ , ry 2 =Iy/mcA,CLα， m CL C ⋅ ，Cm q⋅ ，Cm⋅α。 表征纵向阻尼的导数Cm q⋅ ＝ / C q m ∂ ∂ （其中 q ＝ qc V/ ）由机翼、机身、发动机吊舱和水平
尾翼所产生的各部分迭加而成。纵向阻尼力矩导数的主要部分由水平尾翼产生,再考虑到机身的影 响可以按如下近似公式确定: -1.2C (4.1.5) 在飞机纵向阻尼力矩导数的成分中,与机翼有关的那一部分,随着机翼后掠角的加大而迅速 增大 w &-CLa(A+ BAiga+ CAIg A)-D 在无尾飞机上,纵向阻尼力矩全部由机翼和机身产生。因此为了在这种类型的飞机上得到足 够的阻尼,只能用后掠机翼(或三角机翼)来产生阻尼。 在亚音速飞机上,纵向阻尼明显增大,这是由于在平尾区域有洗流延迟。增量的大小可用下 述导数来估算: aC S,br 其中:_daCA一飞机旋转时迎角的无量纲角速度 对于后掠适中的亚音速飞机,导数Cma的大小为(0.4-0.6Cm的数量级。 飞机的侧向振荡运动,其特点是与偏航和滚转运动密切相关,这种运动的特点主要取决于导 数Cg,Cn和Cn,以及惯性质量特性r=41/mb2,r2=412/mb2和1l2 4.2现代高速飞机稳定性和操纵性的基本特点与操纵系统设计 1.高速飞机的普遍特点是,在超音速时,操纵机构的铰链力矩急剧增大,增量随速压的增长 和超过临界M数时操纵舵面压力的重新分布而增加,也随舵面尺寸的增大而增加 高速飞机操纵机构铰链力矩的急剧增长,导致了操纵机构驱动装置所需功率的巨大増加。对 此,飞行员的体力是不能胜任的,因而在操纵传动中开始安装操纵信号的液压功率放大器(助力器) 液压助力器最初按反馈原理安装,以帮助飞行员承担部分铰链力矩。但是飞行速度的进一步增大和 由于助力器结构的进一步发展导致液压助力器普遍地过渡到按无反馈原理安装。按无反馈原理安装 的液压助力器具有许多优点,并且除了功率放大以外,还能完成许多附加功能。由于助力器无反馈 安装方式的应用(即从舵面的纯机械传动过渡到液压传动),要求在飞机的操纵系统中引入专用的 载荷装置,以便产生必要的杆力来模拟“操纵感觉”。 2.超音速飞机最重要的特点是纵向静态过载稳定性与飞行状态密切相关。在亚音速情况下 (特別是在低空),由于机翼的弹性阻尼系数σn随速度的增长而明显的减小。随着机翼后掠角的加 大和机翼的加长,σn减小得更明显(在机翼后掠角A=50°~60°时,On的绝对值可能减少006 008)。在机翼几何形状可变的飞机上,由于飞机机翼刚度下降,σ,的减小特别大(σ,的绝对值的 减小可能超过0.1)。超过临界M数时,由于动压沿翼剖面弦向重新分布,这种分布导致飞机的焦
135 尾翼所产生的各部分迭加而成。纵向阻尼力矩导数的主要部分由水平尾翼产生，再考虑到机身的影 响可以按如下近似公式确定： 2 2 1.2 T T mq L T A S b C C Sc ⋅ ⋅ ≈ − α 。 （4.1.5） 在飞机纵向阻尼力矩导数的成分中，与机翼有关的那一部分，随着机翼后掠角的加大而迅速 增大： 2 2 ( ) C C A BAtg CA tg D mqW L ⋅ ⋅ ≈− + + Λ − α α 。 (4.1.6) 在无尾飞机上，纵向阻尼力矩全部由机翼和机身产生。因此为了在这种类型的飞机上得到足 够的阻尼，只能用后掠机翼（或三角机翼）来产生阻尼。 在亚音速飞机上，纵向阻尼明显增大，这是由于在平尾区域有洗流延迟。增量的大小可用下 述导数来估算： 2 2 m T T m LT L L A C S b C CC C Sc α αα ε α ⋅ ⋅ ∂ ∂ = ≈− ∂ ∂ & & ， （4.1.7） 其中： A d c dt V α α& = －飞机旋转时迎角的无量纲角速度。 对于后掠适中的亚音速飞机，导数Cm⋅α& 的大小为(0.4 ~ 0.6)Cm q⋅ 的数量级。 飞机的侧向振荡运动，其特点是与偏航和滚转运动密切相关，这种运动的特点主要取决于导 数Cl⋅β ，Cn⋅β 和Cn r⋅ ，以及惯性质量特性 2 2 x 4 / x r I mb = ， 2 2 z 4 / z r I mb = 和 / x z I I 。 4.2 现代高速飞机稳定性和操纵性的基本特点与操纵系统设计 1. 高速飞机的普遍特点是，在超音速时，操纵机构的铰链力矩急剧增大，增量随速压的增长 和超过临界 M 数时操纵舵面压力的重新分布而增加，也随舵面尺寸的增大而增加。 高速飞机操纵机构铰链力矩的急剧增长，导致了操纵机构驱动装置所需功率的巨大增加。对 此，飞行员的体力是不能胜任的，因而在操纵传动中开始安装操纵信号的液压功率放大器（助力器）。 液压助力器最初按反馈原理安装，以帮助飞行员承担部分铰链力矩。但是飞行速度的进一步增大和 由于助力器结构的进一步发展导致液压助力器普遍地过渡到按无反馈原理安装。按无反馈原理安装 的液压助力器具有许多优点，并且除了功率放大以外，还能完成许多附加功能。由于助力器无反馈 安装方式的应用（即从舵面的纯机械传动过渡到液压传动），要求在飞机的操纵系统中引入专用的 载荷装置，以便产生必要的杆力来模拟“操纵感觉”。 2. 超音速飞机最重要的特点是纵向静态过载稳定性与飞行状态密切相关。在亚音速情况下 （特别是在低空），由于机翼的弹性阻尼系数σ n 随速度的增长而明显的减小。随着机翼后掠角的加 大和机翼的加长，σ n 减小得更明显（在机翼后掠角 Λ = 50°～60°时，σ n 的绝对值可能减少 0.06～ 0.08）。在机翼几何形状可变的飞机上，由于飞机机翼刚度下降，σ n 的减小特别大（σ n 的绝对值的 减小可能超过 0.1）。超过临界 M 数时，由于动压沿翼剖面弦向重新分布，这种分布导致飞机的焦
点急剧后移,因而系数σn开始迅速增大。这种变化发生在M数为1.15~1.25之间。由于焦点的移 动σn绝对值相应的增长可能达到0.15~0.25。在机翼几何形状可变的飞机上,机翼后掠角可变的 情况下,焦点的移动量可能是很大的 前面已经指出,当飞机向超音速过渡时,其纵向静态过载稳定性急剧增加,这导致飞机机动 性的恶化和飞机平衡品质的丧失。因此,设计超音速飞机时,除了用全动平尾进行纵向操纵以外, 通常要采用一些手段来减小稳定性的增长(图42.1)。因为纵向稳定度取决于xx-xa之差,所以 所采用的减小稳定性的手段应当能移动飞机焦点的位置(当M>1时将其向前移动),或能移动飞机 重心的位置(当M>1时将其向后移动)。利用机翼根部的边条翼(图42.1a)(例如在图-114、“协 和”式、F-16、F-18、YF-12A等飞机上)和机身头部可伸出的“减稳器”(例如在F-14A“熊 猫”飞机上)来减小纵向稳定性属于前一种方法。 不向后输油时的C M<1时的 不稳定度 向后抽油 (Δx) wf=toro -Cnc=xxa M 图42.1减小超音速飞机纵向静态稳定性的结构措施 a一用气动方法前移焦点:b一通过向后输油移动飞机重心:1一应用机翼根部的边条翼:2一可伸出的头部“减稳器 际上,在所有大航程的超音速飞机上都是采取从中央油箱向尾部的专用平衡油箱抽油的方 法使得向超音速过渡时飞机重心后移。必须注意的是,平衡油箱必须装有应急排油系统,因为飞机 减速至亚音速时,如果反输油系统发生故障,可能会使飞机不稳定(见图42.1b)。 3.由于飞机在跨音速区焦点急剧后移,因而造成跨音速的速度不稳定,这种不稳定性在向超 音速加速时表现为“自动俯冲”,在从超音速向亚音速减速时表现为“自发增加过载”(“过载急增”)。 跨音速区速度不稳定性的解释是平衡曲线Δτ=∫(M)在跨音速区由正斜率变为负斜率,也就是说, 在平衡曲线上出现所谓的“勺形”区。在速度不稳定的跨音速区速度变化时,为了平衡,对尾翼的 纵向操纵变为相反:拉杆是加速(正常情况下推杆是加速),推杆是减速(正常情况下拉杆是减速)。 在某些第一代超音速飞机上,这种操纵方面的缺点是在控制系统中安装所谓平衡自动器(变 臂机构)来消除的,从而在某个不稳定的M数区域(通常M数的范围为0.9~1.2)使得操纵杆位 置和纵向操纵系统杋枃的偏转是协调的。这时,按速度控制飞机,可以保证操纵杆的运动特性不变, 而纵向操纵机构则同时按“勺形”曲线规律偏转。在现代超音速飞机上,由于用前面讲过的方法使 得稳定性的增长强度较为平缓,跨音速时的速度不稳定表现得不明显。在必要时,在机载自动控制 系统中,引进相应的控制规律(如Δδ=∫(M,H))来改善跨音速时飞机的操纵性 4.迎角达到12°~15°时纵向静态过载稳定性丧失,这在前面机翼设计中已经十分详细地
136 点急剧后移，因而系数σ n 开始迅速增大。这种变化发生在 M 数为 1.15～1.25 之间。由于焦点的移 动σ n 绝对值相应的增长可能达到 0.15～0.25。在机翼几何形状可变的飞机上，机翼后掠角可变的 情况下，焦点的移动量可能是很大的。 前面已经指出，当飞机向超音速过渡时，其纵向静态过载稳定性急剧增加，这导致飞机机动 性的恶化和飞机平衡品质的丧失。因此，设计超音速飞机时，除了用全动平尾进行纵向操纵以外， 通常要采用一些手段来减小稳定性的增长（图 4.2.1）。因为纵向稳定度取决于 xcg ac − x 之差，所以 所采用的减小稳定性的手段应当能移动飞机焦点的位置（当 M>1 时将其向前移动），或能移动飞机 重心的位置（当 M>1 时将其向后移动）。利用机翼根部的边条翼（图 4.2.1a）（例如在图－114、“协 和”式、F－16、F－18、YF－12A 等飞机上）和机身头部可伸出的“减稳器”（例如在 F－14A“熊 猫”飞机上）来减小纵向稳定性属于前一种方法。 图 4.2.1 减小超音速飞机纵向静态稳定性的结构措施 a－用气动方法前移焦点；b－通过向后输油移动飞机重心；1－应用机翼根部的边条翼；2－可伸出的头部“减稳器” 实际上，在所有大航程的超音速飞机上都是采取从中央油箱向尾部的专用平衡油箱抽油的方 法使得向超音速过渡时飞机重心后移。必须注意的是，平衡油箱必须装有应急排油系统，因为飞机 减速至亚音速时，如果反输油系统发生故障，可能会使飞机不稳定（见图 4.2.1b）。 3. 由于飞机在跨音速区焦点急剧后移，因而造成跨音速的速度不稳定，这种不稳定性在向超 音速加速时表现为“自动俯冲”，在从超音速向亚音速减速时表现为“自发增加过载”（“过载急增”）。 跨音速区速度不稳定性的解释是平衡曲线 ∆x = f M( ) 在跨音速区由正斜率变为负斜率，也就是说， 在平衡曲线上出现所谓的“勺形”区。在速度不稳定的跨音速区速度变化时，为了平衡，对尾翼的 纵向操纵变为相反：拉杆是加速（正常情况下推杆是加速），推杆是减速（正常情况下拉杆是减速）。 在某些第一代超音速飞机上，这种操纵方面的缺点是在控制系统中安装所谓平衡自动器（变 臂机构）来消除的，从而在某个不稳定的 M 数区域（通常 M 数的范围为 0.9～1.2）使得操纵杆位 置和纵向操纵系统机构的偏转是协调的。这时，按速度控制飞机，可以保证操纵杆的运动特性不变， 而纵向操纵机构则同时按“勺形”曲线规律偏转。在现代超音速飞机上，由于用前面讲过的方法使 得稳定性的增长强度较为平缓，跨音速时的速度不稳定表现得不明显。在必要时，在机载自动控制 系统中，引进相应的控制规律（如 (,) e ∆ = δ f M H ）来改善跨音速时飞机的操纵性。 4. 迎角达到 12°～15°时纵向静态过载稳定性丧失，这在前面机翼设计中已经十分详细地
研究过了。这里有必要补充说明的是,为了保证飞行安全,在正常飞行中,这样大的迎角要预先在 飞行员手册中给予相应的警告:信号手段警告(声、光、纵向操纵杆的抖动等)以及专门的自动装 置(极限状态的限位系统),拉杆的限位等,为了脱离危险状态,甚至强制操纵杄前移(推杆器)。 通常极限状态跟位系统在飞行员的仪表板上要有相应的显示,相应地显示出该飞行状态下的过载, 以及侧滑角和迎角在该飞行状态下的储备量。在近代飞机上,准确地预先警告危险状态是机载自动 控制系统所要解决的任务之 在有人为的纵向稳定性保障系统时,可用的迎角区可以大大扩大,从而使飞机在机翼承载能 力许可的飞行状态下提高了机动能力。例如,F-16飞机上最大的使用迎角是30°,在达到这个迎 角时,安定面自动上偏以便使飞机产生俯冲力矩脱离危险状态。在F-18飞机上,据国外资料报道, 正常的操纵性和进气道的正常工作可允许a达60°。 5.所有的高速飞机的品质变差是飞机绕所有三个轴的固有振荡阻尼恶化。这既与所有高速飞 机减小了导数CL和CB的特点有关(特别当M>1时,见图422a),也与阻尼特性中举足轻重的 动导数Cn,Cm和Cn。的减小有关,还与高速飞机在大气密度很小的高空飞行有关。固有振荡阻 尼的恶化,在舵面偏转时会导致被调飞行参数初始超调量很大和持续不衰的振荡,以致使飞机难于 驾驶。在纵向控制通道,在超音速情况下,阻尼的恶化伴随有固有振荡频率的巨大増长,而这种増 长与静态稳定性的增加密切相关。因为甚至在重型的现代超音速飞机上,纵向通道的固有振荡频率 可能接近1赫兹,而横向通道甚至超过这个值,所以飞行员滞后和惯性的存在产生了使飞机摇摆的 现实条件。实践证实了这一点,因为在振荡飞行状态驾驶飞机时,飞行员不能克服飞机的振荡,并 且自己也开始摇摆起来 An M</ 带阻尼器 不带阻尼器 2.0M0 c 图422(a)超音速飞机的气动导数C和C,/随M数的变化与低速飞机的比较;(b)阻 尼导数C和C。的比较:(c)有阻尼器与无阻尼器纵向操纵机构在相同偏转角情况下飞机超音 速和亚音速两种情况的过载△n的过渡过程的比较 当然,在设计飞机时,能借助于增加阻尼面的面积和相对力臂而获取必需的阻尼导数值。但 是这样做就要求过分增加S和S。一方面,这会导致自身机构显著加重;另一方面,在其它飞行 状态(如低空),由于阻尼效应过大,就可能难于得到满意的操纵性。过大的阻尼会产生控制回路 稳定性的失稳和飞机摇摆。 137
137 研究过了。这里有必要补充说明的是，为了保证飞行安全，在正常飞行中，这样大的迎角要预先在 飞行员手册中给予相应的警告；信号手段警告（声、光、纵向操纵杆的抖动等）以及专门的自动装 置（极限状态的限位系统），拉杆的限位等，为了脱离危险状态，甚至强制操纵杆前移（推杆器）。 通常极限状态跟位系统在飞行员的仪表板上要有相应的显示，相应地显示出该飞行状态下的过载， 以及侧滑角和迎角在该飞行状态下的储备量。在近代飞机上，准确地预先警告危险状态是机载自动 控制系统所要解决的任务之一。 在有人为的纵向稳定性保障系统时，可用的迎角区可以大大扩大，从而使飞机在机翼承载能 力许可的飞行状态下提高了机动能力。例如，F－16 飞机上最大的使用迎角是 30°，在达到这个迎 角时，安定面自动上偏以便使飞机产生俯冲力矩脱离危险状态。在 F－18 飞机上，据国外资料报道， 正常的操纵性和进气道的正常工作可允许α 达 60°。 5. 所有的高速飞机的品质变差是飞机绕所有三个轴的固有振荡阻尼恶化。这既与所有高速飞 机减小了导数CLα和Cyβ 的特点有关（特别当 M>1 时，见图 4.2.2a），也与阻尼特性中举足轻重的 动导数Cl p⋅ ，Cn r⋅ 和Cm q⋅ 的减小有关，还与高速飞机在大气密度很小的高空飞行有关。固有振荡阻 尼的恶化，在舵面偏转时会导致被调飞行参数初始超调量很大和持续不衰的振荡，以致使飞机难于 驾驶。在纵向控制通道，在超音速情况下，阻尼的恶化伴随有固有振荡频率的巨大增长，而这种增 长与静态稳定性的增加密切相关。因为甚至在重型的现代超音速飞机上，纵向通道的固有振荡频率 可能接近 1 赫兹，而横向通道甚至超过这个值，所以飞行员滞后和惯性的存在产生了使飞机摇摆的 现实条件。实践证实了这一点，因为在振荡飞行状态驾驶飞机时，飞行员不能克服飞机的振荡，并 且自己也开始摇摆起来。 图 4.2.2 （a）超音速飞机的气动导数CLα和Cyβ 随 M 数的变化与低速飞机的比较；（b）阻 尼导数Cm q⋅ 和Cm⋅α& 的比较；（c）有阻尼器与无阻尼器纵向操纵机构在相同偏转角情况下飞机超音 速和亚音速两种情况的过载 ∆n 的过渡过程的比较 当然，在设计飞机时，能借助于增加阻尼面的面积和相对力臂而获取必需的阻尼导数值。但 是这样做就要求过分增加 H S 和 V S 。一方面，这会导致自身机构显著加重；另一方面，在其它飞行 状态（如低空），由于阻尼效应过大，就可能难于得到满意的操纵性。过大的阻尼会产生控制回路 稳定性的失稳和飞机摇摆
因此,从第一代超音速飞机出现的时候起,为了保证飞机必需的阻尼,在控制系统中安装了 专门的自动装置——阻尼器,它能与飞行员并行工作,并且彼此不干扰(见图36.10b)。飞机振荡 阻尼器的工作原理是测量飞机旋转角速度,然后使操纵舵面按反旋转方向偏转。在第一代高速飞机 上,阻尼器的执行机构是电动拉杆。在较新型的飞机上,这种机械装置己改为多余度电气液压传动 装置,它包括在机载自动控制系统的组合件中 阻尼器按绕哪一个坐标轴去阻止飞机的振荡可分为俯仰阻尼器、滚转阻尼器和偏航阻尼器 阻尼器的部件是相同的,它们的区别只是它们的敏感元件(速率陀螺)的安装位置不同 阻尼器最简单的工作规律是与飞机相应的旋转角速度成比例地偏转舵面: 俯仰阻尼器A=kq, (4.2.1) 滚转阻尼器△=knp, (4.2.2) 偏航阻尼器△6=k (423) 在上式中k,k,k一阻尼器的传动比(量纲为秒,它等于飞机旋转角速度为1度/秒时, 飞机舵面偏转的度数。阻尼器按此规律工作时,阻尼导数的阻尼增量如下式 AC △C.=C.。k (42.6) 6.对于所有飞机,纵向操纵舵面的偏转和相应的单位过载所需操纵杆的位移,随飞行速度的 增大而减小的量是固定的,见(412)式,其中CL的大小与速度的平方成反比。然而,在无助力 器控制系统的飞机上,随着飞行速度的增大,完成机动飞行所需升降舵的偏转减小和纵向操纵杆的 位移减小,而舵面铰链力矩以速度的平方关系增长。升降舵上铰链力矩的大小,决定着为完成同 过载下的机动飞行而施加给纵向操纵杆力的增量 随着向无反馈助力器的操纵系统的过渡,初期采用了特性恒定的简单弹簧载荷装置,梯度正E 变成常值(与飞行状态无关),而指标ˉ的特性仍如前所述。这就确定了单位过载所需纵向操纵杆 力∽随速压(表速)的增大而迅速减小,这种情况是飞行员所不习惯的。为了提高超音速高空飞 行的机动性,在纵向操纵中已经开始采用全动平尾。在高亚音速,特别在低空(临界表速状态)的 情况下,这种全动平尾的效率是很高的,这时操纵性指标一降低到2~3毫米的数量级(这与操纵 传动中的间隙值是同量级的),指标匚也降低了。这就产生了操纵回路稳定性失稳的现实问题
138 因此，从第一代超音速飞机出现的时候起，为了保证飞机必需的阻尼，在控制系统中安装了 专门的自动装置——阻尼器，它能与飞行员并行工作，并且彼此不干扰（见图 3.6.10b）。飞机振荡 阻尼器的工作原理是测量飞机旋转角速度，然后使操纵舵面按反旋转方向偏转。在第一代高速飞机 上，阻尼器的执行机构是电动拉杆。在较新型的飞机上，这种机械装置已改为多余度电气液压传动 装置，它包括在机载自动控制系统的组合件中。 阻尼器按绕哪一个坐标轴去阻止飞机的振荡可分为俯仰阻尼器、滚转阻尼器和偏航阻尼器。 阻尼器的部件是相同的，它们的区别只是它们的敏感元件（速率陀螺）的安装位置不同。 阻尼器最简单的工作规律是与飞机相应的旋转角速度成比例地偏转舵面： 俯仰阻尼器 e q ∆=⋅ δ k q ， （4.2.1） 滚转阻尼器 a p ∆=⋅ δ k p ， （4.2.2） 偏航阻尼器 r r ∆=⋅ δ k r 。 （4.2.3） 在上式中 q k ， p k ， r k －阻尼器的传动比（量纲为秒），它等于飞机旋转角速度为 1 度/秒时， 飞机舵面偏转的度数。阻尼器按此规律工作时，阻尼导数的阻尼增量如下式： mq m q e A V C Ck c ∆ = ⋅ ⋅δ ； （4.2.4） a lp l p A V C Ck c ∆ = ⋅ ⋅δ ； （4.2.5） r nr m r A V C Ck c ∆ = ⋅ ⋅δ 。 （4.2.6） 6. 对于所有飞机，纵向操纵舵面的偏转和相应的单位过载所需操纵杆的位移，随飞行速度的 增大而减小的量是固定的，见（4.1.2）式，其中CL 的大小与速度的平方成反比。然而，在无助力 器控制系统的飞机上，随着飞行速度的增大，完成机动飞行所需升降舵的偏转减小和纵向操纵杆的 位移减小，而舵面铰链力矩以速度的平方关系增长。升降舵上铰链力矩的大小，决定着为完成同一 过载下的机动飞行而施加给纵向操纵杆力的增量。 随着向无反馈助力器的操纵系统的过渡，初期采用了特性恒定的简单弹簧载荷装置，梯度 Fe x ∂ ∂ 变成常值（与飞行状态无关），而指标 x n ∂ ∂ 的特性仍如前所述。这就确定了单位过载所需纵向操纵杆 力 Fe n ∂ ∂ 随速压（表速）的增大而迅速减小，这种情况是飞行员所不习惯的。为了提高超音速高空飞 行的机动性，在纵向操纵中已经开始采用全动平尾。在高亚音速，特别在低空（临界表速状态）的 情况下，这种全动平尾的效率是很高的，这时操纵性指标 x n ∂ ∂ 降低到 2～3 毫米的数量级（这与操纵 传动中的间隙值是同量级的），指标 Fe n ∂ ∂ 也降低了。这就产生了操纵回路稳定性失稳的现实问题
为增大指标。和一的值,也就是说降低飞行员一一飞机系统的放大系数,以便确保操纵回 路的稳定性。可用以下三种方法增大一的值 (1)减小从纵向操纵杆到升降航的传动比kn (2)减小纵向操纵机构的效率Cn6 (3)增大纵向阻尼Cm° 对指标E cn,除上面指出的三种方法外,还可以用增大加载梯度x的方法来达到必需的水 所有这些方法都已广泛地应用到现代飞机上,并且在技术上表现为: 根据飞行状态调节传动比k(在表速较高时减小) 采用混合型纵向操纵系统,在M1的飞行状态用全 动平尾来操纵 安装俯仰阻尼器,以增大飞机的阻尼Cm aF 根据飞行状态调节负载梯度 在每一个具体情况下,应根据飞机的型别、特性,及对飞机提出的要求,利用上述方法,或 者它们的组合来达到增大指标一和一的目的。 现代飞机的侧向稳定性和操纵性的特点同它的导数Ca,CnB和Cn的特性以及惯性质量特 性有关 7.横向静态稳定性C实质上取决于飞行迎角和M数。对于后掠翼和三角翼飞机,当迎角 增大到12°~15°时(见图423a),Ch的绝对值会显著增大。因为这个导数表征着出现侧滑时 所产生的滚转力矩的大小,所以CB的显著增大,甚至侧滑不大时,例如侧向阵风引起的不大的侧 滑,也会导致很大的滚转(在飞行实践中,发生过这种情况,有这种特性的飞机,在飞行员还没来 得及采取反作用措施之前,在侧向阵风或一台发动机发生故障的情况下,飞机早已翻成机腹朝天)。 过大的横向稳定性也是造成滚转悬挂现象的原因—一在副翼偏转之后,滚转消除很慢,证实了横向 稳定性过大时,副翼效率不足。 在早期的后掠翼和三角翼高速飞机上,为了减小大迎角时的C,/值,使机翼具有负的上反角 但是,这种方法会导致某些结构上的复杂性和增加结构重量,也会导致在迎角不大而表速较大的飞 行状态下,方向舵的偏转(蹬舵)会造成飞机的滚转反效现象。在大CB值和大迎角下,侧向运动 的缺点和降低CbB时对侧滑的滚转反效(机翼向右急剧滚转——“滚转超调”),即使飞机飞行的最
139 为增大指标 x n ∂ ∂ 和 Fe n ∂ ∂ 的值，也就是说降低飞行员——飞机系统的放大系数，以便确保操纵回 路的稳定性。可用以下三种方法增大 x n ∂ ∂ 的值： （1） 减小从纵向操纵杆到升降舵的传动比 mk ； （2） 减小纵向操纵机构的效率 m e C ⋅δ ； （3） 增大纵向阻尼Cm q⋅ 。 对指标 Fe n ∂ ∂ ，除上面指出的三种方法外，还可以用增大加载梯度 Fe x ∂ ∂ 的方法来达到必需的水 平。 所有这些方法都已广泛地应用到现代飞机上，并且在技术上表现为： ——根据飞行状态调节传动比 mk （在表速较高时减小）； ——采用混合型纵向操纵系统，在 M1 的飞行状态用全 动平尾来操纵； ——安装俯仰阻尼器，以增大飞机的阻尼Cm q⋅ ； ——根据飞行状态调节负载梯度 Fe x ∂ ∂ 。 在每一个具体情况下，应根据飞机的型别、特性，及对飞机提出的要求，利用上述方法，或 者它们的组合来达到增大指标 x n ∂ ∂ 和 Fe n ∂ ∂ 的目的。 现代飞机的侧向稳定性和操纵性的特点同它的导数Cl⋅β ，Cn⋅β 和Cn r⋅ 的特性以及惯性质量特 性有关。 7. 横向静态稳定性Cl⋅β 实质上取决于飞行迎角和 M 数。对于后掠翼和三角翼飞机，当迎角 增大到 12°～15°时（见图 4.2.3a），Cl⋅β 的绝对值会显著增大。因为这个导数表征着出现侧滑时 所产生的滚转力矩的大小，所以Cl⋅β 的显著增大，甚至侧滑不大时，例如侧向阵风引起的不大的侧 滑，也会导致很大的滚转（在飞行实践中，发生过这种情况，有这种特性的飞机，在飞行员还没来 得及采取反作用措施之前，在侧向阵风或一台发动机发生故障的情况下，飞机早已翻成机腹朝天）。 过大的横向稳定性也是造成滚转悬挂现象的原因——在副翼偏转之后，滚转消除很慢，证实了横向 稳定性过大时，副翼效率不足。 在早期的后掠翼和三角翼高速飞机上，为了减小大迎角时的Cl⋅β 值，使机翼具有负的上反角。 但是，这种方法会导致某些结构上的复杂性和增加结构重量，也会导致在迎角不大而表速较大的飞 行状态下，方向舵的偏转（蹬舵）会造成飞机的滚转反效现象。在大Cl⋅β 值和大迎角下，侧向运动 的缺点和降低Cl⋅β 时对侧滑的滚转反效（机翼向右急剧滚转——“滚转超调”），即使飞机飞行的最
大速度受到限制,又使飞机飞行的最小速度受到限制,从而减小了飞机的实用速度范围。 C动态侧面运动的ams Y =OI Ⅲ sp0 跨音速飞机的M F-B 航迹稳定性 YIll 置 图42.3不同类型飞机横向静稳定性的变化特性 a-随迎角的变化:b-随M数的变化:I一C,a随侧向运动的允许变化界限:Ⅱ一对侧滑的滚转反效区域 Ⅲ一过大的横向稳定性区域:Ⅳ一橫向不稳定区:V一利用自动器可能增大的a:Ⅵ一超音速飞机在侧滑时滚转 的跨音速反效区域:Ⅶ一超音速区:Ⅷ一小迎角区;Ⅸ一大迎角区 目前,如果机翼外形的特殊设计不能明显改善横向稳定性,那么要得到满意的侧向操纵性只 有在控制系统中采用专门的自动装置(倾斜和偏航阻尼器,侧向自动稳定器等)。这些自动装置的 控制规律可能是多种多样的。例如,副翼与侧滑角成正比地偏转(=kB),或方向舵与滚转角 速度成正比地偏转(=kP)。例如,在图-134飞机上,当放下襟翼时,其偏航阻尼器的控 制规律为△,=k+1+kP,该控制规律中的第二项补偿了稳定性的增加,从而提高了横
140 大速度受到限制，又使飞机飞行的最小速度受到限制，从而减小了飞机的实用速度范围。 图 4.2.3 不同类型飞机横向静稳定性的变化特性 a－随迎角的变化；b－随 M 数的变化；Ⅰ－Cl⋅β 随侧向运动的允许变化界限；Ⅱ－对侧滑的滚转反效区域； Ⅲ－过大的横向稳定性区域；Ⅳ－横向不稳定区；Ⅴ－利用自动器可能增大的α ；Ⅵ－超音速飞机在侧滑时滚转 的跨音速反效区域；Ⅶ－超音速区；Ⅷ－小迎角区；Ⅸ－大迎角区。 目前，如果机翼外形的特殊设计不能明显改善横向稳定性，那么要得到满意的侧向操纵性只 有在控制系统中采用专门的自动装置（倾斜和偏航阻尼器，侧向自动稳定器等）。这些自动装置的 控制规律可能是多种多样的。例如，副翼与侧滑角成正比地偏转（ a kβ δ = β ），或方向舵与滚转角 速度成正比地偏转（ r p δ = k p⋅ ）。例如，在图－134 飞机上，当放下襟翼时，其偏航阻尼器的控 制规律为 1 rr p Ts kr k p Ts ∆=⋅ +⋅ δ + ，该控制规律中的第二项补偿了稳定性的增加，从而提高了横