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