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