XCV300BG352-4C圖4-18 垂直尾翼與方向穩定,1一垂直尾翼;2一陣風;fcw―附加力;ui一恢復力矩;0―飛機重心;v1―相對風速;p一飛行速度.

機翼的后掠角劉飛機的方向穩定性也有一定的作屬ci從圖海1.7(b)可以看到,當有正側滑角尸存在,氣流從飛機的右前方吹來時,由于機翼有后掠角,流過右側機翼、垂直機翼前緣而產生氣動力的氣流速度大于左側機翼的速度。這樣,不但右側機翼上的升力大于左側機翼的升力,右側機翼上的阻力也大于左側機翼的阻力。兩側不平衡的阻力會使機頭對準來流,消除側滑角。另外)機體的側向迎風面積出對飛機的方向穩定性有一定的影響.

飛機的穩定性,靜穩定力矩、慣性力矩和氣動阻尼力矩,橫側向靜穩定力矩是指由于側滑角尸而產生的恢復力矩,在4.5飛機的橫側向靜穩定性一節中已經講到。

慣性力矩是指當飛機繞縱軸、立軸加速轉動時,由于飛機的轉動慣量而產生的使飛機維持繼續轉動的力矩,其大小與飛機結構尺寸、質量大小及分布等囚素有關。

氣動阻尼力矩是指由于在擾動運動過程中出現滾轉運動和偏航運動時,作用在飛機上的氣動力產生的阻尼力矩。

當飛祝繞縱軸轉動,各部件上的氣動力分布發生變化,從而產生了繞縱軸的滾轉力矩。比如,當飛機繞縱軸向右滾轉,首先,左翼向上運動,使流過左翼氣流迎角減小,升力減小;右翼向下運動,使流過右翼氣流迎角增大,升力增加,左右機翼升力不平衡,產生了使飛機繞縱軸向左滾轉的力矩。其次,當飛機向右滾轉時,垂直尾翼也會向右下方運動,使流過垂尾的氣流產生了向右偏的迎角,垂尾兩側面氣動力不平衡,產生了指向左側氣動力。由于氣動力作用點沿立軸方向至飛機縱軸有一定距離,此氣動力也產生了使飛機繞縱軸向左滾小,而滾轉阻尼力矩較大,所以這種滾轉運動衰減很快(滾轉角γ隨時間的變化如圖4-19所示).

可以看成是一種衰減很快的滾轉運動。一般飛機都能滿足此模態的穩定性要求。螺旋模態,螺旋旋模態運動中,側滑角近似時間,滾轉收斂模態為零,偏航角ψ大于滾轉角γ,所以螺旋模態運動主要是略帶滾轉、側滑角近似為零的偏航運動,如圖4-20所示。

飛機的方向靜穩定性遠大于側向靜穩定性時,會出現這種不穩定模態。當方向靜穩定性過大時,一旦飛機受到擾動發生滾轉和側滑,過大的方向靜穩定性會使側滑角很快得到修正,機頭很快對準氣流,并且在對準氣流的偏航運動中產生較大的交叉滾轉力矩,這一力矩和側滑角引起的側向靜穩定力矩方向相反。當交叉滾轉力矩大于側向穩定力矩時,滾轉不但得不到糾正,還會繼續加大。滾轉得不到糾正會使飛機機頭繼續對準來流,向傾斜的一側偏轉。結果,便產生了機身向一側傾斜,機頭下沉并不斷對準來流的沿螺旋線航跡盤旋下降的螺飛機螺旋運動旋發散運動(見圖4-20)。這種運動模態的各種運動參數變化比較緩慢,駕駛員都來得及糾正,所以不會對飛行安全帶來重大危害。

荷蘭滾模態率較快(為幾秒)的中等阻尼的橫向―航向組合振蕩,如圖4-21所示。

蘭滾模態運動中,飛角、滾轉角γ和偏航矽的量級相同(而ui和t

的數值更為接近),而滾轉、偏航運動的速度較小。各運動參數都隨時間按振蕩方式周期變化,形成飛機一面來回滾轉,一面左右偏航,同時帶有側滑的振蕩運動,即荷蘭滾運動(見圖4-21)。

當側向靜穩定性過大時,一旦飛機受到擾動,產生滾轉和側滑,過大的側向靜穩定性會使滾轉很快得到修正,機翼復平,而方向靜穩定性卻來不及修正側滑,使機頭對準來流。也就是說,機翼已復平時,飛機仍繞立軸轉動繼續在消除側滑角。飛機復平后,較大的滾轉運動速度產生的慣性力矩和側滑存在引起的側向靜穩定力矩使飛機向相反一側滾轉,造成向相反一側的側滑,接著側向靜穩定性又使飛機在來不及修正側滑時向另一側滾轉復平,如此反復,使飛機進人一面滾轉,一面左右偏航,同時帶有側滑的荷蘭滾不穩定運動。所以,.側向靜穩定性與方向靜穩定性相比較大時,飛機易產生荷蘭滾不穩定。

當發生荷蘭滾不穩定時,由于振蕩頻率較高、周期較短,飛機會以逐漸增大的振幅迅速左右搖晃。駕駛員對這種高頻率振蕩很難加以控制,所以荷蘭滾模態不穩定會影響飛行安全和飛行任務的完成,在三種模態中最受重視。CCAR-25部規定:任何橫向一航向組合振蕩(荷蘭滾),在操縱松浮情況下9都必須受到正阻尼螺旋穩定螺旋不穩定.

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