UPC1820ACT圖4-21 荷蘭滾模態中飛機姿態的變化,(a)后視圖;(b)俯視圖

飛機的橫側向擾動運動及影響動穩定性的因素,飛機受到外界擾動,產生的橫側向擾動運動是以上三種典型模態的簡單疊加而成。在擾動運動初期,以滾轉運動模態為主,擾動運動后期,以螺旋運動模態為主,而介于前后兩階段之間的振蕩模態是荷蘭滾運動。

飛機的側向靜穩定性和方向靜穩定性大小比例搭配,對飛機橫側向動穩定性有著重要的影響。為了保證飛機同時具有螺旋和荷蘭滾模態的穩定性,必須使飛機的側向靜穩定性和方向靜穩定性保持適當的比例。

影響飛機側向靜穩定性的主要構造參數是機翼的上反角和后掠角,而后掠角是保證飛機能達到最大飛行速度所確定的,所以可通過改變機翼上反角來調整飛機的側向靜穩定性。影響方向靜穩定性的主要結構參數是垂尾的面積及到飛機重心力臂的長度。當力臂確定后,可以通過改變垂尾的面積來調節飛機的方向靜穩定性。

大型高速運輸機,因為機身較長,繞立軸轉動的慣性增加,增大了飛機的方向靜不穩定性。飛行速度提高,又使垂尾對方向靜穩定性的貢獻明顯減少,從而使飛機的方向靜穩定性減小。相比之下,飛機側向靜穩定性顯得過大,這對荷蘭滾模態的穩定性是不利的,使大型高速飛機易出現不穩定的荷蘭滾運動。為了防止這一現象發生,除了在飛機構造上采取一些措施外,還可采用偏航阻尼器等裝置。偏航阻尼器安裝在方向舵操縱系統中,它感受飛機繞立軸轉動的偏航速率中的高頻信號,對飛機的快速偏航運動起阻尼作用,從而改善飛機的橫側向動穩定性。                       

圖4-23 飛機的側向操縱原理,1―駕駛桿;2―右副翼;3―左副翼;llf 滾轉力矩;0―飛機重心;

u―相對風速;δ―副翼偏轉角加了,使右側機翼總的阻力增加。這樣,右機翼的阻力大于左機翼阻力。阻力發生變化的部位又靠近機翼翼梢處,到飛機對稱面的力臂較長,于是就產生了足夠使飛機繞立軸0yt向右偏轉的偏航力矩。這種偏航力矩的出現造成兩個不利的影響:一個是飛機繞立軸向右偏轉,出現左側滑b,由于飛機的側向靜穩定性,側滑產生的滾轉力矩使飛機向右滾轉,這與向左扳動駕駛桿,使飛機向左滾轉的操縱目的相反,減少了向左滾轉的操縱力矩,從而降低了副翼的操縱效率。另一個不利的影響是,向左扳動駕駛桿,使飛機向左滾轉,是為了使飛機向左進人盤旋,但兩翼阻力不等產生的偏航力矩卻使飛機機頭向右偏轉,這對飛機的水平轉彎操縱也不利。綜合以上兩點,偏轉副翼引起的偏航力矩是有害的。

為了克服有害偏航,可采用差動副翼。差動副翼是指對于駕駛桿的同一行程,副翼上偏角度大于下偏角度的副翼,如圖4-23所示。這種副翼是通過在副翼上偏一側機翼上產生較大的廢阻力,去平衡另工側機翼上的過大的誘導阻力,來消除有害偏航。

如圖4-24,這種副翼是將副的轉軸由副翼的前緣向后移,并安排在副翼的下表面。這樣,副翼向下偏轉時,即使達到最大偏轉角,副翼的前緣也不會露出機翼的上表面;而當副翼向上偏轉時,即使偏轉很小的角度,副翼的前緣也會露出機翼的下表面,產生較大的廢阻力,去平衡副翼下偏一側較大的誘導阻力,消除副翼偏轉產生的有害偏航。使用弗來茲副翼的飛機(MD-82),副翼上下偏轉角度是相等的。

副翼操縱的失效和反逆問題,飛行中,由于機翼彈性變形(扭轉變形)的影響,副翼完全喪失作用或產生相反作用鉸鏈軸.

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