飞机原理与构造基础概论毕业论文 - 图文

毕业设计

飞机原理与构造基础概论

设计人：张萌 指导老师：曹建华 学号：095031-03

目 录

前言 ?????????????????????????3 第一章 绪论 ?????????????????????4

1-1 飞行器基本概念 ???????????????????????????4 1-2 飞机主要组成部分及功用????????????????????????5 1-3 飞机的研制过程????????????????????????????6 1-4 航空发动机概述????????????????????????????7

第二章 机翼尾翼构造分析 ???????????????8

2-1 机翼尾翼的功用与要求?????????????????????????8 2-2 机翼尾翼的外载特点??????????????????????????9 2-3 后掠翼和三角翼受力分析????????????????????????10 2-4 操纵面的结构分析???????????????????????????12

第三章 机身结构分析??????????????????13

3-1 3-2 3-3 3-4

机身的功用、内部布置和设计要求????????????????????13 机身的外载和受力特点?????????????????????????15 机身加强框??????????????????????????????16 气密座舱的受力特点??????????????????????????18

第四章 飞机的平衡、稳定和操纵?????????????18

4-1 飞机的平衡??????????????????????????????18 4-2 飞机的稳定性?????????????????????????????19 4-3 飞机的操纵性?????????????????????????????20 4-4 飞机飞行品质简介???????????????????????????22

第五章 飞机起落架装置?????????????????24

5-1 起落架的安装、构造和收放形式 ???????????????????^?24 5-2 起落架的减震机构???????????????????????????27 5-3 起落架的机轮和刹车??????????????????????????28 5-4 飞机起落架的一些新方法????????????????????????29

第六章 飞机操纵系统??????????????????30

6-1 飞机操纵系统的分类??????????????????????????30 6-2 飞机主操纵系统????????????????????????????31 6-3 飞机辅助操纵系统???????????????????????????33 6-4 自动驾驶仪的组成、功用及工作原理???????????????????33

参考文献 ???????????????????????37

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前 言

毕业设计是我们对专业所学的所有课程及相关内容进行一次全面的综合检查和总结，是一次理论和实践相结合，理论应用于指导实践，而实践来检验理论的实际操作过程。在设计过程中，在老师的耐心帮助指导下，完成飞机制造技术基本概论。

此次毕业设计，我综合运用了以前学过的所有专业理论知识，并结合课程设计中所学到的知识，独立的分析问题，对于飞机构造的基本情况有了一定的了解，也熟悉了一些有关飞机构造的图表等技术资料。

由于自身能力有限，才疏学浅，毕业设计有许多不足之处，忘各位老师给予批评和指正。

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第一章 绪论

1-1 飞行器的基本概念

一、飞行器( flight vehicle)

在大气层内或大气层外空间(太空) 飞行的器械统称为飞行器。飞行器可分为4 类: 航空器、航天器、火箭和导弹。

在大气层内飞行的飞行器称为航空器, 如气球、飞艇、飞机等。它们靠空气的静浮力或与空气相对运动产生的空气动力升空飞行。

在太空飞行的飞行器称为航天器, 如人造地球卫星、空间站、载人飞船、空间探测器、航天飞机等。它们在运载火箭的推动下获得必要的速度进入太空, 然后在引力作用下完成与天体类似的轨道运动。装在航天器上的发动机可提供轨道修正或改变姿态所需的动力。

火箭是以火箭发动机为动力的飞行器(火箭发动机也常简称为火箭) , 可以在大气层内, 也可以在大气层外飞行。它不靠空气静浮力, 也不靠空气动力, 而是靠火箭发动机的推力升空飞行。导弹有主要在大气层外飞行的弹道导弹和装有翼面在大气层内飞行的地空导弹、巡航导弹等。有翼导弹在飞行原理上, 甚至在结构上与飞机颇为相似。导弹是装有战斗部的可控制的火箭。通常运载火箭和导弹都只能使用一次, 人们往往把它们归为一类。 二、航空器(aircraft)

能在大气层内进行可控飞行的各种飞行器统称为航空器。任何航空器都必须产生一个大 于自身重力的向上的力, 才能升入空中。根据产生向上力的基本原理的不同, 航空器可划分为两大类: 轻于空气的航空器和重于空气的航空器, 前者靠空气静浮力升空, 又称浮空器; 后者靠空气动力克服自身重力升空。

轻于空气的航空器的主体是一个气囊, 其中充以密度较空气小得多的气体( 氢或氦) , 利用大气的浮力使航空器升空。气球和飞艇都是轻于空气的航空器, 二者的主要区别是前者没有动力装置, 升空后只能随风飘动, 或者被系留在某一固定位置上, 不能进行控制; 后者装有发动机、空气螺旋桨、安定面和操纵面, 可以控制飞行方向和路线。

重于空气的航空器的升力是由其自身与空气相对运动产生的。固定翼航空器主要由固定 的机翼产生升力。旋翼航空器主要由旋转的旋翼产生升力。

飞机是最主要的、应用范围最广的航空器。它的特点是装有提供拉力或推力的动力装置、 产生升力的固定机翼、控制飞行姿态的操纵面。20 世纪80 年代初出现的航天飞机, 虽然也有机翼并具有与飞机类似的外形, 但它是靠火箭推动在发射架上垂直发射而飞出大气层, 然后在近地轨道上运行的。航天飞机返回时主要靠无动力滑翔着陆, 这是它与飞机的主要不同之处。

滑翔机与飞机的根本区别是, 它升高以后不用动力而靠自身重力在飞行方向的分力向前滑翔。虽然有些滑翔机装有小型发动机(称为动力滑翔机) , 但主要是在滑翔飞行前用来获得 初始高度。

旋翼航空器由旋转的旋翼产生空气动力。旋翼机的旋翼没有动力驱动, 当它在动力装置 提供的拉力作用下前进时, 迎面气流吹动旋翼像风车似地旋转, 从而产生升力。有的旋翼机还装有固定小翼面, 由它提供一部分升力。直升机的旋翼是由发动机驱动的, 升力和水平运

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动所需的拉力都由旋翼产生。

扑翼机又名振翼机, 它是人类早期试图模仿鸟类飞行而制造的一种航空器。它用像飞鸟 翅膀那样扑动的翼面产生升力和拉力。但是, 由于人们对鸟类飞行时翅膀的复杂运动还没有 完全了解清楚, 加之制造像鸟翅膀那样扑动的翼面还有许多技术上的困难, 扑翼机至今还没有获得成功。

航空器的应用比较广泛。在军事上, 它可用于航空侦察、轰炸、反潜、空战, 运输兵员、武器和作战物资; 在民用上, 可完成货运、客运、农业、渔业、林业、气象、探矿、空中测量、空中摄影等方面的任务。此外, 航空器还是进行科学研究的一种重要工具。在人造地球卫星、载人飞船等航天器出现之前, 有关高空气象、大气物理、地球物理、地质学、地理学等方面的许多研究工作,都借助于航空器。即使在航天器出现之后, 由于航空器的价格较低, 运用方便, 仍是在高空进行科学研究的重要工具。

飞机诞生近百年来, 性能有了显著的提高, 已研制出最大飞行速度超过三倍音速、飞行高度达30 km 的军用侦察机; 活动半径可达4 000 多公里、载弹量超过20 t 的超音速轰炸机; 以及载客300～500 人、能进行洲际飞行的旅客机。直升机的历史虽然只有50 多年, 但也已发展成为比较完善的、有特殊功能( 垂直起降, 空中悬停) 的航空器。 三、飞机(airplane)

由动力装置产生前进推力, 由固定机翼产生升力, 在大气层中飞行的重于空气的航空器称 为飞机。无动力装置的滑翔机、以旋翼作为主要升力面的直升机以及在大气层外飞行的航天 飞机都不属于飞机的范围。

飞机按用途可分为军用飞机和民用飞机两大类。军用飞机是按各种军事用途设计的飞 机, 其中主要包括歼击机( 战斗机)、截击机、歼击轰炸机、强击机( 攻击机)、轰炸机、反潜机、侦察机、预警机、电子干扰飞机、军用运输机、空中加油机、舰载飞机等。民用飞机则泛指一切非军事用途的飞机, 包括旅客机、货机、公务机、农业机、体育运动机、救护机、试验研究机等。其中旅客机、货机和客货两用飞机又统称为民用运输机。现代运输机具有快速、舒适、安全可靠的优点, 并且不受复杂地形的影响, 能在两地之间完成最短距离的航行。

四、直升机( helicopter)

以动力驱动的旋翼作为主要升力来源, 能垂直起落的重于空气的航空器称为直升机。它 既区别于以旋翼作为主要升力来源但不能垂直起落的旋翼机, 又区别于不是以旋翼作为主要升力来源的垂直起落飞机。直升机属于旋翼航空器, 装有一副或几副类似于大直径螺旋桨的旋翼。旋翼安装在机体上方近于铅垂的旋翼轴上, 由动力装置驱动, 能在静止空气和相对气流中产生向上的升力。旋翼受自动倾斜器操纵又可产生向前、向后、向左或向右的水平分力。因此, 直升机既能垂直上升下降、空中悬停, 又能向前后左右任一方向飞行。直升机可以在狭小场地上垂直起飞和降落而无需跑道。在超载情况下, 有机轮的直升机也可以滑跑起飞。当发动机在空中停车时, 直升机还可以利用旋翼自转下滑, 安全着陆。

1-2 飞机的主要组成部分及功用

飞机的主要组成部件有机翼、尾翼、机身、起落架、飞机操纵系统、飞机动力装置和机载设备等(见图1 1 )。

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(1 ) 机翼: 是飞机产生升力的部分。通常在机翼上有用于横向操纵的副翼和扰流片, 机翼前后缘部分还设有各种型式的襟翼, 用于增加升力或改变机翼升力的分布。

(2 ) 尾翼: 通常在飞机尾部, 分为水平尾翼和垂直尾翼两部分。个别飞机的尾翼设计成V形, 它兼起纵向和航向稳定、操纵的作用, 称为V 形尾翼。一般水平尾翼由水平安定面和升降舵组成, 垂直尾翼由垂直安定面和方向舵组成。在超音速飞机上, 为了提高飞机纵向操纵能力, 常将水平尾翼做成一个整体( 不分水平安定面和升降舵) , 它可以操纵偏转, 称为全动平尾。有的飞机上(主要是变后掠翼飞机) 还将全动水平尾具设计成可以差动偏转的型式, 即平尾的左右两半翼面不仅可以同向偏转, 且可反向偏转, 此时可起横向操纵作用, 这种型式称为差动平尾。带方向舵的垂直尾翼已能满足超音速飞行时的航向操纵要求, 所以较少采用全动垂直尾翼。在有些飞机上, 水平尾翼不是装在飞机尾部, 而是移到机翼的前面, 它称为前翼或鸭翼。

(3 ) 机身: 处于飞机的中央, 主要用于容纳人员、货物或其他载重和设备, 别的部件也多与机身相连。但是机身并不是飞机不可缺少的部件, 早期飞机仅有—个连接各部件的构架, 这样的机身在初级滑翔机和超轻型飞机上还可见到。后来为了减少阻力, 发展成为流线外形的机身, 并用以容纳货物、人员和设备等体积较大的载重物。如果飞机足够大, 能将人员、货物、燃油等全部装在机翼内部, 则可以取消机身, 成为飞翼式飞机, 简称飞翼。 (4 ) 起落架: 是飞机起飞、着陆滑跑和在地面( 或水面)停放、滑行中支持飞机的装置, 一般由承力支柱、减震器、带刹车的机轮(或滑橇、滚筒)和收放机构组成。在低速飞机上用不可收放的固定式起落架以减轻重量, 在支柱和机轮上有时装整流罩以减小阻力。对于陆地上或舰上起落的飞机用机轮, 在冰上或雪地起落的飞机用滑橇代替机轮, 浮筒式水上飞机则代之以浮筒。

(5 ) 操纵系统: 包括驾驶杆(盘)、脚蹬、拉杆、摇臂或钢索、滑轮等。驾驶杆(盘)控制升降舵(或全动水平尾翼) 和副翼, 脚蹬控制方向舵。为了改善操纵性和稳定性, 现代飞机操纵系统中还配备有各种助力系统(液压的和电动的) 、增稳装置和自动驾驶仪等。

(6 ) 动力装置: 包括产生推力的发动机和保证发动机正常工作所需的附件和系统, 其中包括发动机的起动、操纵、固定、燃油、滑油、散热、防火、灭火、进气和排气等装置或系统。

(7 ) 机载设备: 包括飞行仪表、通信、导航、环境控制、生命保障、能源供给等设备, 以及与飞机用途有关的一些机载设备, 如战斗机的武器和火控系统, 旅客机的客舱生活服务设施等。

1-3 飞机的研制过程

一种新飞机的投入使用, 需经过下述4个阶段。 1 .拟订技术要求

通常可由飞机设计单位和订货单位协商后共同拟订新飞机的战术技术要求或使用技术要求; 也可由飞机设计单位或订货单位的某一方为主, 拟订出技术要求。技术要求通常确定了飞机的主要性能指标、主要使用条件和机载设备等。设计单位必须保证新飞机能达到这些技术要求, 订货单位则根据这些要求来验收新飞机。因此, 飞机的技术要求是飞机设计的基本依据, 在新飞机的整个研制过程中, 必须围绕这个中心进行考虑。

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2 .飞机设计过程

飞机设计单位根据已经拟订好的飞机技术要求, 进行飞机的总体设计, 即把飞机的主要参数、基本外形与部位安排确定下来。此时必须通过仔细的分析、计算和试验, 以保证所确定的总体设计能满足飞机的技术要求。在飞机总体设计阶段以后进行的是结构设计阶段。结构设计阶段需绘制完成飞机结构的所有图纸, 并使所设计的结构能满足总体设计的要求, 当然也应与飞机的技术要求相协调。

一架现代新型飞机的设计工作, 通常要设计几百张到几千张图纸, 做几百到几千小时试验, 设计人员通常为几百人, 设计周期在1～3 年左右。

3 .飞机制造过程

飞机制造工厂根据飞机设计单位提供的全套图纸与技术资料进行制造。飞机工厂在制造 出整架飞机的结构以后, 还应把飞机所需的设备、系统都完整地装好。飞机工厂制造出的飞机应能保证满足设计图纸和技术资料规定的要求。这样, 由飞机工厂首批试制出来的新飞机即可投入试飞和全机强度试验。 设计与制造是密切相关的。设计人员应了解工厂的生产条件、新工艺和新材料的发展情 况, 以设计出性能好而又结合工厂生产条件的飞机结构。工厂的工艺技术人员应关心飞机性 能的提高, 与设计人员协作, 制订出良好的工艺方案, 以使设计人员设计出的结构能较好地投入生产。

4 .飞机的试飞、定型过程

一种新飞机试制出来以后, 是不能也不应马上投入使用的。尽管我们已做了大量的分析、计算、试验等研究工作, 但还不能完全肯定这种飞机能否真正投入使用, 还必须通过试飞来检验飞机能否确保安全, 性能是否满足技术要求。若在试飞过程中发现有缺点或问题, 则必须进一步更改设计或改进制造方法。当把试飞中出现的问题都排除完毕, 则可把此时的设计图纸与制造方法确定下来, 只有通过飞机的试飞过程把一种新飞机初步定型后, 方可由飞机工厂进行小批量生产。

在新飞机的研制过程中, 须配合做很多试验。譬如为了选择较好的飞机外形, 须做风洞试验; 为了保证有足够的强度与寿命, 要做结构的强度试验与寿命试验。

在新飞机的研制过程中, 往往还要进行相当数量的科研课题研究, 例如飞机的选型问题、 主要结构的疲劳设计或断裂设计等问题。

研制新飞机还与飞机的使用密切相关。在设计过程中既要利用已有的使用经验, 又要在 本飞机的使用过程中不断改进这种新飞机的设计。

1-4 航空发动机概述

为航空器提供飞行所需动力的发动机称为航空发动机。航空发动机可以分为3 种类型。 (1 ) 活塞式航空发动机: 早期在飞机或直升机上应用的航空发动机, 用它带动螺旋桨或旋翼。大型活塞式航空发动机的功率可达2500 kW( 3400 马力)。后来逐渐为功率大、高速性能好的燃气涡轮发动机所取代。但是小功率的活塞式航空发动机还广泛地被用在轻型飞机、直升机以及超轻型飞机上。

(2 ) 燃气涡轮发动机: 是现代飞机和直升机上应用最广的发动机。它包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。它们都具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。涡轮螺旋桨发动机主要用于速度小于800 km/ h 的飞机, 涡轮轴发动机主要用作直升机的动力, 速度更高的飞机则用涡轮风扇发动机。涡轮喷气发动机主要用于超音速飞机。

(3 ) 冲压发动机: 特点是无压气机和燃气涡轮, 进入燃烧室的空气是利用高速飞行时的冲压作用来增压的。冲压发动机构造简单, 推力大, 特别适用于高速高空飞行。由于不能

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自行起动和低速性能不好, 限制了它在航空器上的应用, 仅用在导弹和在空中发射的靶弹上。

这三类发动机都由大气中吸取空气作为燃料燃烧的氧化剂, 所以又称吸空气发动机。航 空器上应用的其他发动机还有火箭发动机、脉冲发动机和航空电动机。火箭发动机燃料消耗率太大, 不适于长时间工作, 在飞机上仅用于短时间加速(如起动加速器) 。脉冲发动机也是一种吸空气发动机, 主要用于低速靶机和航空模型飞机。由太阳能电池驱动的航空电动机仅用于轻型飞机, 尚处在试验阶段。

第二章 机翼尾翼构造分析

2-1 机翼尾翼的功用与要求

一、机翼的功用与要求

1 .机翼的功用

机翼是飞机的一个重要部件, 其主要功用是产生升力。当它具有上反角时, 可为飞机提供一定的横向稳定性。在它的后缘, 一般布置有横向操纵用的副翼、扰流片等附翼。为了改善机翼的空气动力效用, 在机翼的前、后缘越来越多地装有各种型式的襟翼、缝翼等增升装置, 以提高飞机的起飞着陆或机动性能。

机翼上常安装有起落架、发动机等其他部 件。近代歼击机和歼击轰炸机往往在机翼下布 置多种外挂, 如副油箱和导弹、炸弹、火箭弹等军械设备。机翼的内部空间常用来收藏起落 架、放置一些小型设备、附件和储存燃油。特别是旅客机, 为了保证旅客安全, 很多飞机不在机身内储存燃油, 而把燃油全部储存在机翼内。放置燃油的油箱有整体油箱和软油箱两种, 为了减轻重量, 近代飞机机翼油箱恨多为整体油 箱(见图7-1)。

2 .机翼的设计要求

机翼的设计要求与飞机结构设计的五项基本要求是一致的, 只是各种部件因功用不同, 而侧重点有所不同。

(1 ) 机翼主要用于产生升力, 因此满足空气动力方面的要求是首要的。机翼除保证升力外, 还要求阻力尽量小( 少数特殊机动情况除外)。机翼的气动特性主要取决于其外形参数( 如展弦比、相对厚度、后掠角、翼型等) , 这些参数在总体设计时确定; 结构设计则应从强度、刚度、表面光滑度等各方面来保证机翼气动外形要求的实现。

(2 ) 在外形、装载和连接情况已定的条件下, 重量要求是机翼结构设计的主要要求, 具体地说就是要设计出一个既能满足强度、刚度和耐久性要求, 又尽可能轻的结构来。强度包括静强度、动强度和疲劳强度。对于按“安全寿命”或“ 损伤容限”设计的机翼, 应在其受力构件布置、各连接关系设计、零构件细节设计以及关键件的可检性等各个环节中给予认真考虑, 以便为结构提供较长的寿命和较好的破损安全特性, 从而保证结构使用的可靠性。

机翼外载随过载系数的增大而增大。通常各类飞机的最大、最小过载系数由强度规范规

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定, 如歼击机最大过载系数可达+ 7～ + 9。当飞机在高速飞行时, 很小的变形就可能严重恶化机翼的空气动力性能; 刚度不足还会引起颤振和操纵面反效等严重问题。值得注意的是: 随着飞行速度的提高, 机翼所受载荷增大; 然而, 由于减小阻力等空气动力的需要, 此时机翼的相对厚度却越来越小, 再加上后掠角的影响, 致使机翼结构的扭转刚度、弯曲刚度越来越难保证, 这些都将引起机翼在飞行中的变形增加。因此对高速飞机, 为满足机翼的气动要求, 刚度问题必须给予足够重视。然而也正由于上述原因, 此时要解决好机翼的最小重量要求与强度、刚度要求之间的矛盾将更为困难。这种矛盾促进了机翼结构的受力型式不断发展, 在以后的分析中我们将更清楚地看到这一点。

(3 ) 使用、维护要求。飞机应该使用方便, 便于检查、维护和修理。对于按损伤容限设计的飞机, 还应满足相应的特殊要求。当机翼结构作为整体油箱舱使用时, 必须保证燃油系统工作的高度可靠性。当该可靠性要求与结构重量轻的要求相矛盾时, 应首先保证燃油系统的可靠性, 因为它涉及到飞行的安全性。用作油箱舱的翼箱除满足一般的强度、刚度要求外, 应具有较高的疲劳强度、良好的破损安全性能, 并应妥善解决密封问题。

(4 ) 工艺性和经济性要求, 与一般飞机结构相同, 此处不再重复。 二、尾翼的功用与要求

1 .尾翼的主要功用

尾翼用于保证飞机的纵向和航向的平衡与稳定性, 以及实施对飞机的纵向(俯仰) 和航向的操纵。一般飞机的尾翼由水平尾翼(简称平尾) 和垂直尾翼(简称垂尾) 两部分组成。正常式平尾包括水平安定面和升降舵。为了改善跨音速和超音速飞机在高速飞行中的纵向操纵性,在这类飞机上, 大多采用全动水平尾翼。垂尾一般由垂直安定面和方向舵组成。

2 .尾翼的设计要求 尾翼的功用是通过它所产生的升力来实现的, 所以从本质上说尾翼的直接功用就是产生升力, 它也是一个升力面, 因而尾翼的设计要求和构造与机翼十分类似。对尾翼的主要要求也是保证它所承担的空气动力任务的完成; 应具有足够的强度、刚度、寿命而重量尽可能轻。

2-2 机翼尾翼的外载特点

一、机翼的外载特点

机翼的外载有以下三类(见图7-2)。

1 .空气动力载荷

空气动力载荷qa 是分布载荷, 单位为N/ m2 。它可以是吸力或压力, 直接作用在机翼表面上, 形成机翼的升力和阻力, 其中升力是机翼最主要的外载荷。在各种设计情况下, 机翼的气动载荷的数值和分布情况是不同的, 因此其合力的大小、方向、作用点相应地也不相同, 并将影响机翼的受力情况。

2 .其他部件、装载传来的集中载荷

机翼上连接有其他部件(如起落架、发动机)、副翼、襟翼等各类附翼和布置在机翼内、外的各种装载(如油箱、炸弹)。除了在以翼盒作为整体油箱情况下燃油产生的是分布载荷外, 由于这些部件、装载一般都是以有限的连接点与机翼主体结构相连, 因此, 不论是起落架传来的地面撞击力或副翼等翼面上的气动载荷, 以及其上各部件、装载本身的质量力( 包括重力和惯性力) , 都是通过接头, 以集中载荷的形式传给机翼。其中有些力的数值可能很大。

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3 .机翼结构的质量力

机翼本身结构的质量力为分布载荷qc( Pa) , 其大小与分布情况取决于机翼结构质量的大小和分布规律。它的数值比气动载荷要小得多。在工程计算中, 它的分布规律可近似认为与弦长成正比。 上述2 , 3 中提及的各种质量力的大小和方向还与飞机过载系数有关, 其方向与升力相反, 对机翼有卸载作用。

综上所述, 若以载荷形式分, 机翼的外载有两种类型。一种是分布载荷, 以气动载荷为主,还包括机翼本身结构的质量力, 这是机翼的主要载荷形式; 另一种是由各接头传来的集中载荷(力或力矩) 。 二、机翼的总体受力

机翼的各种外载, 总要在机翼、机身连接处, 由机身提供支持力来平衡。因此在上述载荷作用下, 可把机翼看作是固定在机身上的一个“ 梁”。当机翼分成两半, 与机身在其左右两侧相连时, 可把每半个机翼看作支持在机身上的悬臂梁; 若左右机翼连成一个整体时, 则可把它看作支持在机身上的双支点外伸梁。这两种情况虽然在支持形式上有所不同, 但对外翼结构来说, 都可以看作悬臂梁。但必须指出, 在把机翼看作为一个“工程梁”时, 它与材料力学课程中介绍的一般工程梁相比, 有其特殊性。

(1 ) 机翼高度( 厚度)小, 但其弦向尺寸(相当于梁宽) 大多与翼展有相同量级( 尤其是三角机翼)。而一般工程梁是指高度和宽度均比长度要小得多的单尺度梁, 这类梁仅注重沿长度方向分布的载荷。而对于机翼, 弦向分布的载荷也很重要。

(2 ) 一般工程梁支承简单, 计算简化也容易。而机翼在机身上的固定形式要复杂得多。 此外考虑到结构支承的弹性效应, 精确计算中, 应认为机身是一弹性支承。

三、尾翼的外载特点

在全动水平尾翼与舵面上, 作用有分布的气动载荷和自身的质量力。安定面上除作用有 这类载荷外, 还有舵面悬挂接头传来的集中力。由于舵面与安定面、全动平尾与机身的连接情况和机翼与机身的连接情况有所不同, 因而此时安定面或机身各自提供的支持力的形式也不同。水平尾翼和垂直尾翼同样可根据其外载和支持力或操纵力作出剪力、弯矩和扭矩图。从图(7-5)可见, 安定面的受力情况与机翼相似。

尾翼上的气动载荷以它的作用分, 有以下3 类。 1 . 平衡载荷

平衡载荷是用以保证飞机纵向气动力矩平衡时平尾上的载荷。此时水平安定面上的载荷 往往与升降舵的载荷方向相反, 所以平尾受有很大扭矩。

2 .机动载荷

在不平静气流或机动飞行时偏转升降舵或方向舵产生的附加载荷, 这是尾翼的主要受力情况。

3 .不对称载荷

对平尾来说由于侧滑或横滚引起的载荷是不对称载荷, 它们一般比机动载荷小得多。但此不对称载荷引起的Mx 却较大, 所以对结构有一定的影响。垂尾除上述横滚影响外, 不对称的发动机推力也会引起垂尾上的不对称载荷。

需要指出的是, 飞机在飞行中的飞行状态

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经常变化, 尾翼上载荷的大小和方向也随着改变; 大气中的不稳定气流也会使尾翼的载荷经常发生变化, 因而尾翼上的载荷具有重复载荷的性质。

2-3 后掠翼和三角翼受力分析

一、后掠机翼的受力特点

后掠机翼可看做由直机翼向后转动一个角度而得。它的左、右两侧的机翼不是彼此连续 的直梁, 而是一个有转折的盒式梁。因而其外段实质上就是一个直机翼, 所有关于直机翼受力分析的结论仍然适用。其主要特点反映在根部三角区1 2 3 内( 见图7-39)。当机翼受载 产生弯曲变形时, 由于根部剖面的变形( 转角) 在后梁区受到了机身的限制, 不能自由变形, 致使整个剖面发生翘曲(见图7-39) 。因而平剖面假设在根部区不能成立, 从而使机翼根部的应力分布与根据平剖面假设得到的结果相比发生了重大变化。

以一单块式后掠机翼(见图7-40)为例, 取出其根部附近的一段机翼(包括三角区A – B 2、

C)。当机翼受垂直气动载荷作用时, 上、下壁板上的各纵向构件(长桁、梁的缘条等)

分受

轴向拉、压。由于根部三角区的存在, 这些纵向构件的长度不等(靠近前梁附近的纵向构件较长, 靠近后梁附近的较短) 。而杆元的拉、压刚度与其长度成反比。因此, 根部各纵向构件的拉、压刚度必定不相等。当它们受到由弯矩产生的轴力时, 为了满足相应的变形一致条件, 将按它们的刚度大小分配它们共同承担的轴向力。因前梁附近的纵向构件刚度小, 分配到的载荷较小, 应力较低; 而后梁附近的纵向构件刚度大, 分配到的载荷也较大, 应力较高。因此出现了应力向后缘集中的现象, 通常称之为“ 后掠效应”。理论研究和试验证明, 根部剖面1 – 3处的应力沿剖面的x 轴近似呈双曲线分布( 见图7-41)。

后掠机翼也有各种结构型式, 如单块式、梁架式等。

二、三角翼的结构特点

随着飞行速度的提高, 机翼后掠角增大。当后掠角大于55°之后, 对机翼的强度、刚度的要求与后掠翼在结构上实现的可能性之间的矛盾越来越尖锐。因此, 在飞行M 数大于1 .5 以上的飞机, 很多采用了各种形式的三角翼, 它保持了后掠翼气动方面的优越性。然而由于它的后掠角大(χ= 55°～75°)、根梢比η大( 可达十几)且展弦比λ小(1 .5～2 .5 ) , 因此机翼大部分面积靠近根部, 压力中心内移, 使根部弯矩减小; 而且压力中心相对于根部剖面刚心的力臂减小, 扭矩也就相应的减小。三角翼根弦长, 在相对厚度珋c 相等的条件下, 根部结构的绝对高度较大, 梁的结构效率较高, 因而其根部结构的抗弯曲刚度和扭转刚度

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较大, 大大改善了机翼的强度、刚度特性。 由于三角翼的翼肋相对于后掠翼的翼肋长,为了改善翼肋的受力, 应适当增加翼肋沿弦向的支持点, 这就意味着要增加纵向翼梁或墙的数量(见图7-44) , 与机身的连接点比后掠翼与机身的连接点要多。三角翼也有梁式、单块式等多种结构型式, 但较多采用多梁

式结构。考虑到三角机翼虽然相对厚度较小, 但由于其根弦长, 所以根部结构的绝对高度仍较大.梁的结构效率较高。同时机翼翼盒的闭室面积也仍较大, 因而蒙皮不需要很厚。在这种情况下, 主要由几根翼梁来承弯是合理的。此时三角机翼与机身的连接点比后掠翼与机身的连接点要多。但连接点不宜布置太多, 不然机身就要相应地布置很多加强框, 给机身的结构设计带来困难。然而若交点太少,梁之间的宽度增大, 则当机翼壁板参加受弯时, 壁板在根部的参与区将占机翼相当大的一部分面积(见图7-45)、势必降低结构的材料利用率, 使结构重量增加。

综上所述, 三角机翼较多采用多梁式的结构型式, 一般不布置长桁或布置较弱的长桁, 为了维持机翼外形, 翼肋可布置得较密。

多梁式三角翼按其梁的布置形式有正交梁( 指翼梁与机身轴线垂直)形式、汇交梁形式和混合式等(见图7-46)。（图7-47）为某超音速歼击机混合多梁式三角翼的结构。

三角翼受力分析较为复杂, 限于篇幅, 在此不再讨论。

2-4 操作面的结构分析

尾翼的展弦比较小。一般平尾的λ= 3～4、垂尾的λ(不计机身部分)为1 .5 左右。对于超音速飞机, 由于操纵性的需要, 水平尾翼一般改为全动平尾。平尾与垂尾的相互位置主要由气动要求决定, 应尽量避免两者之间的不利气动干扰。但由于希望不要在机身上设计太多的连接加强框以及装配时的方便, 尾翼位置应结合这一要求进行协调。

对于Ma≤0. 6 的亚音速飞机, 尾翼的颤振问题尚不严重; 对于Ma≥0. 8 的飞机, 必须妥善考虑尾翼的颤振问题; 对于Ma = 2 的薄尾翼, 更需注意。为解决颤振问题对尾翼提出的要求大致可归纳为以下几点: 对舵面, 应尽量使舵面重心靠前, 最好能位于铰链轴前面不远处; 对安定面, 重心也希望靠前一些, 且希望扭转刚度尽可能大一些; 对于全动平尾, 其重心要求类似于舵面、扭转刚度要求类似于安定面。 尾翼的安定面、飞机操纵面的结构分析

1 .安定面的结构布置

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安定面上无大开口, 常作成双梁单块式结构。这样一方面可提高它的结构刚度和结构效 率, 同时又便于在后面悬挂舵面。由于尾翼的载荷特点是舵面载荷很大, 故安定面往往取后梁为主梁, 前梁也可用墙代之。悬挂接头处应布置加强肋, 用以扩散舵面通过接头传来的集 中力。

2 .操纵面的构造和受力分析 操纵面可看作在气动载荷作用下支持在悬挂接头上的多支点连续梁。由气动载荷在操纵面上产生的剪力Q、弯矩M 都通过悬挂接头以集中力形式传给安定面。由气动载荷相对于转 轴产生的扭矩最后由操纵摇臂上的操纵力与接头支反力构成的力矩来平衡(见图7-55)。

根据颤振提出的要使铰链轴后的结构重量尽量轻, 以及充分利用原来很小的剖面结构高度的要求, 操纵面一般都在靠近前缘处布置单梁。

3 .操纵面前缘缺口的补强

操纵面扭矩一般由前缘闭室承受。然而在悬挂接头处, 前缘要开口, 破坏了扭矩的传力路线, 因此需在缺口处补强。

(1 ) 可加一对斜加强肋, 与梁构成三角架。扭矩由斜肋受弯和缺口段的梁承受附加弯矩来传递。

(2 ) 加一短墙, 与缺口两端的加强肋构成一局部闭室。扭矩在缺口段由局部闭室传递。 (3 ) 对某些小型低速飞机, 载荷很小时, 可直接对梁进行局部加强, 由梁本身受扭57(c)。

4 .重量平衡

为防止操纵面的颤振, 应使舵面重心位于转轴之前或转轴上。这点从结构本身较难做到。

除尽量减轻后部重量外, 大多需在前缘加配重。

5 .气动补偿

气动补偿是为了减小操纵面的铰链力矩, 从而减小驾驶杆力。常用的补偿方法有以下 几种:

(1 ) 轴式补偿和角式补偿: 轴式补偿是将操纵面转轴靠后布置, 利用转轴前面的一部分面积相对于转轴产生方向相反的力矩, 减小铰链力矩, 起补偿作用。角式补偿也是如此。但过大的轴式和角式补偿会使舵面在大偏角下前缘过分突出, 引起气流分离, 甚至还会出现破坏操纵习惯的“过补偿”现象。

(2 ) 内补偿: 一般用在副翼上。它的补偿面位于机翼后缘的空腔内, 这一空腔由气密胶布隔成上、下两部分, 互不通气。当副翼偏转时, 翼面的上下压力差作用在补偿板上, 起补偿作用。内补偿效率高、阻力小, 而且可在补偿板前加配重。但它使操纵面的偏转角受到机翼后缘部分结构高度的限制。

(3 ) 浮动式内补偿: 此种补偿方法是对上述两种方法改进而得的。当操纵面偏转时,

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用一四连杆机构使补偿板作上、下平行移动, 就不会对舵面的偏转有过分的限制。

第三章 机身结构分析

3-1 机身的功用、内部布置和设计要求

一、机身的功用

机身是飞机的一个重要部件。它的主要功用为:

(1 ) 安置空勤人员、旅客, 装载燃油、武器、设备和货物等。

(2 ) 把机翼、尾翼、起落架( 对歼击机一般还有发动机)连接在一起, 形成一架完整的飞机。

这些部件通过固定在机身上的接头, 把作用在各部件上的载荷都传到机身上, 和机身上的其他载荷一起达到受力平衡, 因此机身是整架飞机的受力基础。 二、机身的内部布置

机身的内部布置了各种装载。图8 1 为某强击机的部位安排情况。

内部布置时应将各装载、燃油等合理地布置在机身内, 同时协调机身与机翼、尾翼、起落架等部件的受力结构。有效载重的布置应使它们所处的位置满足其本身的技术条件要求。如前方搜索雷达天线要求安排在机身最前端; 燃油及炸弹应尽可能置于飞机重心附近, 以期达到不因燃油的消耗与炸弹的投放而使飞机重心变化超出规定的范围等。除位置要求外, 还必须满足各种装载的使用、检测、维护、更换等要求。如空勤人员和旅客进出、货物装卸、炸弹投放等都需在机身上开很大的舱门; 设备、附件等要经常检测、维护, 有些是每一个起落都要检查。这就需要创造条件便于方便地接近它们。在大型飞机上, 绝大部分可从机舱内部接近; 但在歼击机上, 却必须在机身壳体上开很多大小不一的检查窗口。对于按损伤容限要求设计的结构, 要考虑可检测性。

三、机身结构的设计要求

飞机结构设计一般性要求都适用于机身结构。只是机身的功用与机、尾翼有不同的侧重 点, 所以在设计要求上也有不同侧重点。

(1 ) 机身必须满足各种装载根据本身的特殊需要提出的众多的使用要求, 并应与机翼、尾翼等相连部件的主要受力构件的布置、连接点位置进行总体协调, 这与减轻飞机总重

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量有关。

(2 ) 机身应有足够的强度, 以保证机身结构在预定的使用期限内, 承受强度规范中规定的各种载荷而不破坏。

(3 ) 机身应有足够的刚度。机身结构受载后的总变形与局部变形都应在规范或战术/ 使用技术要求允许的范围之内。机身的总体刚度直接影响着尾翼的效率和尾翼颤振特性; 机身结构局部变形过大, 对阻力特性不利。

(4 ) 机身应有足够的开敞性以便于维修。开敞性直接影响飞机的维修性, 而维修性的好坏与飞机的利用率及运营成本等均有关。相对于机、尾翼等部件, 由于机身内装载多, 本身结构复杂, 因而这一要求对机身结构就更为突出。

(5 ) 机身结构的重量应尽可能小。

(6 ) 机身结构应有良好的工艺性, 生产成本要低。

机身基本不产生升力, 所以气动力方面主要是要求阻力小, 因此机身一般做成细长的流线体, 并希望外形光滑, 尽量少突起等。

从上面分析可以看到, 很多要求往往是矛盾的。比如驾驶舱为了满足驾驶员的视界要求,座舱盖常凸出机身外形, 引起阻力增大。但为了满足使用要求, 只好在气动要求上作些让步。又如机身上的各种大、小开口, 破坏了机身结构的完整性, 而进行补强必定会增加重量, 但为满足各种使用或维修要求不得不在重量上作出牺牲。

3-2 机身的外载和受力特点

一、机身上的外载

机身上的外载主要有以下4种。

1 .空气动力载荷

由于机身基本上为对称流线体, 故机身上除局部地区外, 气动载荷都较小。只有在头部和一些曲度较大的突出部位(如座舱盖) 等处局部气动载荷较大, 因此空气动力应作为这些部位的主要设计载荷之一。但机身分布气动力对机身的总体载荷基本没有影响(图8-2)。

2 .质量力

机身内的载重与机身结构本身都会产生质量力, 其中尤以各种装载的质量力影响较大。 沿轴线各点上的过载大小与方向不一定相同, 故也会影响到质量力的大小与方向。它们有的 为集中力形式(如装载通过集中接头连到机身结构上时) ; 有的为分布力形式(如客舱、货舱内载重的质量力)。

3 .其他部件传来的力

这里主要指在飞行或起飞着陆滑跑中由机翼、平尾、垂尾或起落架上传来的力。若发动机安装在机身上, 则还有发动机推力和陀螺效应产生的集中力。

4 .增压载荷

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它在机身增压舱部分自身平衡而不影响机身的总体载荷。

由于机身的特殊性, 上述2 , 3 项对机身结构是主要的外载荷。 二、机身的总体受力特点

机身上的全部载荷在机翼处得到平衡, 因此可把机身看成是支持在机翼上的双支点(或多支点) 外伸梁。根据各种设计情况下的载荷, 机身会产生在垂直对称面内和水平面内的弯曲以及绕机身轴线的扭转。相应的在机身结构中引起两个平面内的剪力、弯矩和绕x 轴的扭矩等内力(见图8-3)。

综上所述, 机身的受力一般说与机翼很相似。但对机翼, 水平载荷较其垂直载荷( 如升力)小得多,而机翼结构在水平方向的尺度较垂直方向大, 所以在结构分析时, 常略去水平载荷。对于机身, 垂直方向和水平方向的载荷为同一数量级, 且机身结构在这两个方向上的尺度又相差不大, 因此在机身结构分析时, 两个方向上的载荷都要考虑。

3-3 机身的加强框

机身加强框与机翼加强肋的作用类似, 除了维持外形外, 主要用来承受和传递框平面内的集中载荷, 并传给机身蒙皮。加强框的受力较大, 重量也比较大。根据其受力型式, 加强框大致可分为刚框(环形) 式、腹板式及构架式3 大类。 一、刚框式( 环形)加强框

机身隔框(包括普通框) 多数是刚框式, 这是为了充分利用机身内部空间。图8-12 ( a ) 为一机翼机身连接的刚框式加强框, 它主要承受框两侧翼梁传来的集中力。图8-12 ( b )是在框上部承受垂直尾翼传来的集中力的刚框式加强框。刚框式加强框是由内、外缘条、腹板、支柱等元件组成。根据这3 种元件的构成情况不同, 刚框又可分成组合框( 见图8-12 ( b) )、整体式(见图8-12 ( a ) ) 和混合式3 种。组合式刚框由挤压型材弯制的缘条、腹板及支柱铆接而成;

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整体式刚框是用整体锻造毛坯经机械加工而成; 混合式刚框是上述两者之组合。 二、腹板式加强刚框

机身上总是需要布置一些腹板式加强框(简称腹板框) 。腹板框的形状也是由部位安排决定的, 有的腹板只占机身截面的一部分, 其余部分为刚框; 而有的腹板占机身截面的全部。图(8-13)是几种腹板框的结构。腹板框除了承受框平面内的集中载荷外, 有些腹板框还同时作用有垂直于框平面的分布压力。

腹板框的主要特征是通过布置在腹板上的型材受轴向力、腹板受剪而把集中力扩散到机 身壳体蒙皮上。腹板框框缘中的应力相对刚框要小得多, 所以这种加强框的缘条不需要很强。

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三、构架式加强框

图(8-18)为构架式加强框的受力原理图。某低速飞机机身与尾轮支柱连接的加强框就用 了这种受力形式。尾轮可以转动, 故其侧向力较小, 对其连接框来说主要受一个法向力, 框内布置一三角形桁架可使法向力以切向力的方式作用到刚框上, 进而与机身蒙皮的剪流平衡。对刚框来说, 法向力变成切向力, 框内的弯矩就小多了, 从而可以将刚框设计得轻些。然而杆子会使刚框的重量增加, 因为三根杆子中有两根受压, 按稳定性设计, 材料的利用率当然差一些。由图8-18 ( b)可见, 对于正圆形截面的机身, 三角形桁架的杆子受力更大, 故使桁架重量增加得更多。这种形式的加强框由于整个框的中间空间被杆子堵住, 不利于内部布置大尺寸装载, 又没有部分腹板框那种可以综合利用的优点, 故采用者甚少。但在某些大型飞机上, 为避免过大的腹板引起重量过大, 也有用构架式加强框的。

3-4 气密座舱的受力特点

现代飞机大都在空气稀薄的高空中飞行, 为了保证空勤人员和旅客在高空飞行时的正常工作条件和生理要求, 都采用了气密座舱。在气密舱中提供了必需的氧气、空气压力、温度和湿度。为了保证仪表、设备可靠地工作, 需要使它的外界环境有一定的压力和温度, 因

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而也需要把它们放在气密舱中。

气密座舱是薄壁结构, 它除了受到由于气密要求引起的压差外, 也可能还是机身整体受力的一部分。

关于座舱增压的一般情况是: 当高度低于2000～3000 m 时, 舱内压力与外界一样, 不必增压。在高度超过2000～3000 m 以后, 才开始增压。

在图(8-24)中曲线a 代表一种典型的增压方式。它是从2000 m 高度开始增压并保持压 力不变, 当飞行高度超过7400 m 后, 气密座舱内、外的压差已经达到4×104 Pa, 为了保证结构不致破坏, 就必须维持压差不再增加, 于是气密座舱内部的压力也将随飞行高度的增加而下降。所以, 飞机从海平面爬升到2000 m 时, 座舱内的气压变化和标准大气一致。在2000～7400 m的高度飞行时, 舱内气压却始终相当于2000 m 高度的标准大气压力。当飞行高度超过7400 m 以后, 舱内气压虽然也随飞行高度的上升而下降, 但始终比外界大4×104Pa。因此, 当飞机在10000 m 的高度作巡航飞行时, 舱内气压只相当于3300 m 高度时的气压, 再加上有调温设备, 气密舱内的环境还是比较舒适的。

在图8-24 中曲线( b) 是从3000 开始增

压, 在7200 m 以后保持3×104 Pa 的压差。它适用于巡航高度较低的飞机。

从结构重量的观点来看, 气密座舱使得飞机结构重量增加不少。为了安置气密座舱, 不仅蒙皮要加厚, 而且铆缝还需用密封, 同时还要考虑飞机的疲劳, 所以必然会引起结构重量的增加。

第四章 飞机的平衡、稳定和操纵

4-1 飞机的平衡

一、平衡的概念

飞机在飞行时, 所有作用于飞机的外力与外力矩之和都等于零的状态称之为飞机的平衡状态, 等速直线运动是飞机的一种平衡状态。

研究飞机的运动, 我们采用的是机体坐标轴系。这种坐标轴的原点O 取在飞机的重心, x轴在飞机的对称面内且与翼弦平行, 称为飞机的纵轴, 以指向机头为正; y 轴在飞机对称面内,垂直于x 轴, 称为立轴, 以指向座舱盖为正; z 轴通过重心和Ox y 平面垂直, 以指向右翼为正,称为飞机的横轴(见图5 1 )。x, y, z 轴构成右手坐标系。 飞机沿纵轴和立轴的移动, 以及绕横轴的转动, 与飞机的飞行速度和迎角有关, 是发生在飞机对称面内的运动, 通常称为纵向运动; 而飞机沿横轴的移动和绕纵轴的转动, 称为横向运动; 飞机绕立轴的转动称为航向运动。飞机的平衡问题, 归结为纵向平衡、横向平衡和航向平衡的问题。下面分别讨论飞机保持这3 个方向的平衡应当满足什么条件, 以及保持平衡的方法。

二、飞机平衡的分类

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1 .飞机的纵向平衡

飞机在纵向平面内作等速直线飞行, 并且不绕横轴转动的这样一种运动状态, 称为纵向平衡。

2 .飞机的横向平衡

飞机作等速直线飞行, 并且不绕纵轴滚转的这样一种飞行状态, 称为横向平衡。

3 .飞机的航向平衡

飞机作等速直线飞行, 并且不绕立轴转动的这样一种飞行状态, 称为航向平衡。 由于航向平衡和横向平衡之间关系如此密切, 通常把二者合在一起, 称为飞机的侧向平衡, 又称横侧平衡。显然, 为了保持飞机的侧向平衡, 经常需要同时操纵副翼和方向舵。

4-2 飞机的稳定性

一、稳定性概念

飞机不平衡的力矩是由一些长久作用的因素造成的, 因而驾驶员适当的偏舵就可以克服。但除此之外, 飞机在飞行过程中, 还常常会碰到一些偶然的、瞬时作用的因素, 例如突风的扰动或偶而触动一下驾驶杆或脚蹬等, 也会使飞机的平衡状态遭到破坏。并且, 在这种情况下, 飞机运动参数的变化比较剧烈, 驾驶员很难加以控制, 会影响预定任务的完成和飞行的安全。因此便对飞机本身提出了稳定性的要求。

为了更好地说明稳定性的概念和分析具备稳定性的条件, 首先来研究圆球的稳定问题。 如图5 -8所示的3 种情况, 设圆球原来处于平衡状态。现在给它一个瞬时小扰动, 例如推它 一下, 使其偏离平衡状态, 我们来讨论在扰动去除后, 圆球是否能回到原来的平衡状态。

图5-8( a) 所示的圆球, 在扰动取消后, 其在弧形槽中经过若干次来回摆动, 最后自动地恢复到原来的平衡位置, 这种情况称为稳定。而图5-8( b) 所示的圆球, 在扰动取消后, 其沿弧形坡道滚下, 离原来的平衡位置越来越远, 不能自动地恢复到原来的平衡位置, 这种情况称为不稳定。而图5-8( c)所示的圆球, 在扰动取消后, 就停在扰动消失时的位置, 既不继续偏离原来的平衡位置, 也不自动地恢复到原来的平衡位置, 这种情况称为随遇稳定或中立稳定。

二、飞机的纵向静稳定性

飞行中, 当飞机受到微小扰动而偏离其纵向平衡状态, 并在扰动去除瞬间, 飞机不经驾驶员操纵就具有自动地恢复到原来平衡状态的趋势, 则称飞机具有纵向静稳定性。

飞机是否有静稳定性, 主要取决于飞机本身的特性, 取决于飞机平衡状态破坏后, 飞机上产生的起稳定作用的力矩与起不稳定作用的力矩相互作用的结果。如果前者大于后者, 飞机是静稳定的, 反之, 便是静不稳定的。因此要分析飞机纵向静稳定性, 就必须分析飞机各个部件由于扰动而使迎角改变后所引起的俯仰力矩变化。

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用, 使舵面提前收回, 从而使飞机能平稳地返回原姿态。当飞机恢复到平飞时, 地平仪无信号输出, 舵机及与其相联的舵面也返回原位, 此时飞机又保持预定的姿态平飞了。这就是驾驶仪稳定俯仰角的工作原理。另外, 驾驶仪也能对预定的高度、速度进行稳定。例如, 在驾驶仪中安装有能感受高度、速度变化的敏感元件, 用它们来测量出飞机当时的高度、速度, 并与预定值进行比较, 按其差值去控制飞机的舵面和发动机油门杆, 从而达到稳定高度和速度的目的。同时, 航向和横向通道自动驾驶仪也能对预定的航向和倾斜角( 滚转角)保持稳定。

(2 ) 驾驶仪处于执行控制指令的情况。设飞机在某高度等速平飞, 且θ0 为某常数。若驾驶员想以某俯仰角爬升, 此时他只要转动操纵台中的上俯旋钮, 就会有一个指令信号输出( 见图11-5 )。此信号与原信号综合, 其差值输入放大器, 经舵机使舵面向上偏转一个角度, 由此产生抬头力矩, 使俯仰角增加。在舵面转动同时, 反馈装置有一个反馈信号输至放大器输入端, 并减小控制指令信号, 使飞机转动减慢。与此同时, 敏感元件感受和测量出当时的俯仰角,并输出一个与控制指令极性相反的信号。由于它也是加在放大器的输入端, 故总的输入信号是上述3 个信号的代数和。当飞机转到要求的俯仰角时, 敏感元件的输出信号正好与控制指令值大小相等极性相反, 此时舵面处于中立位置。这样飞机就以给定的俯仰角爬升了。

同理, 若驾驶员要改变航向时, 就要转动操纵台中的转弯旋钮, 于是就有两个按一定比例的指令信号输入到航向、横向通道驾驶仪中, 使方向舵和副翼同时偏转相应角度。这就使飞机无侧滑地改变航向, 直到机头对准要求的航向时, 驾驶员把转弯旋钮返零, 此时飞机改平。然后, 驾驶仪把飞机稳定在新的航向上。

(3 ) 当驾驶仪与其他装置配合时的情况。现讨论飞机自动下滑着陆时的情况。为了保证安全着陆, 必须使飞机在着陆前沿一条预定的下滑轨迹下滑到预定高度, 然后拉平。这时飞机仍不断下降, 最后以某个允许的下降速度着地。为保证飞机沿预定下滑轨迹飞行, 在机场指挥台中有一套无线电装置, 以便在跑道上空形成一条下滑航迹。在飞机上安装了相应的无线电接收机。当飞机处于预定下滑航迹上时, 接收机输出信号为零; 当飞机偏离下滑航迹时, 接收机将输出相应极性和幅值的信号, 如图11-7 所示。如果飞机处于下滑航迹的上方, 此时接收机输出相应极性信号, 经驾驶仪使升降舵向下偏转, 产生低头控制力矩, 使飞机飞向下滑航迹。当飞回到下滑航迹上时, 接受机输出为零, 舵面回中, 这样飞机保持在下滑航迹上, 在发动机油门杆自动控制器配合下, 飞机沿预定航迹安全着陆。

由此可知, 驾驶仪是通过控制飞机角运动来控制飞机重心运动。所以, 通常是采用这种

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方式来控制飞机重心运动的。

图11-8 是上述情况的原理方块图。它由稳定回路加上测量飞机重心位置信息元件( 装在飞机上的无线电接收机)和运动学环节( 表征飞机空间位置几何关系的环节) 组成的一个大回路, 此回路称为制导回路。

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参考文献

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本文来源：https://www.bwwdw.com/article/xc02.html