1、航空自動化學院1自動飛行控制系統自動飛行控制系統航空自動化學院內容及思考內容及思考飛行控制系統自動飛行控制系統功能？組成？工作原理？設計？B737；A320示例2航空自動化學院3緒 論第一節第一節 飛行器的自動飛行飛行器的自動飛行一、問題的提出一、問題的提出1、飛機的控制過程動駕駛駛或自人工駕角偏轉舵面力矩姿態角運動飛機線運動飛機力姿態反饋方向舵副翼、升降舵、軌跡軌跡反饋航空自動化學院4第一節 飛行器的自動飛行2、人工操縱過程航空自動化學院5第一節 飛行器的自動飛行3、自動駕駛過程航空自動化學院6第一節 飛行器的自動飛行4、飛行控制：l人工操縱l自動控制：自動控制是指在沒有人直接參與的條件下由

2、控制系統自動控制飛行器（這里主要是指飛機和導彈）的飛行。這種控制系統成為飛行自動控制系統。l自動控制的基本原理就是自動控制理論中最重要、最本質的“反饋控制”原理。 5、自動飛行控制系統的作用l對飛行器進行穩定l引導/制導飛行器：把飛行器按照一定的方式引導或制導到一定的位置l改善飛行器的靜、動態性能航空自動化學院7第一節 飛行器的自動飛行二、控制面二、控制面1、控制飛行器的目的是改變飛行器的姿態或空間位置，并在受干擾情況下保持飛行器的姿態或位置。因而必須對飛行器施加力和(或)力矩，飛行器則按牛頓力學定律產生運動。2、作用于飛行器而與控制有關的力和力矩主要是偏轉控制面（即操縱面）產生的空氣動力和力

3、矩。一般飛機有三個控制面：升降舵、方向舵和副翼。3、由于航空技術的發展，僅靠改善飛機的氣動布局和發動機的性能難以達到對飛機性能的日益提高的要求。60年代飛機設計的新思想產生了，即在設計飛機的開始就考慮自動控制系統的作用。基于這種設計思想的飛機稱為隨控布局飛行器（Control Configured Vehicle簡稱CCV）。這種飛機有更多的控制面，這些控制面協同偏轉可完成一般飛機難以實現的飛行任務，達到較高的飛行性能。當然控制面增多將使飛機自動控制系統的設計更困難。航空自動化學院8第一節 飛行器的自動飛行航空自動化學院9第二節第二節 舵回路、穩定回路和控制回舵回路、穩定回路和控制回路路航空自

4、動化學院10第二節第二節 舵回路、穩定回路和控制回舵回路、穩定回路和控制回路路l舵回路：由舵機加上反饋所形成的隨動系統；其作用是改善舵機工作性能。l穩定回路：由舵回路加上飛機姿態反饋元件、放大計算裝置組成飛機姿態自動駕駛儀，并與飛機形成的回路；其作用是穩定與控制飛機姿態。l控制（制導）回路：由穩定回路加上飛機軌跡反饋元件、放大計算裝置組成飛機軌跡自動駕駛儀，并與飛機形成的回路；其作用是穩定與控制飛機軌跡。航空自動化學院11第一章第一章 飛行原理飛行原理l飛機控制系統的核心問題是研究由控制系統和飛行器組成的閉合回路的靜、動態性能，為此必須建立控制系統和飛行器的數學模型，其形式可以是微分方程、傳遞

5、函數或狀態空間表達式等。l飛行原理是研究飛行器運動規律的學科，屬于應用力學范疇。本章主要討論在大氣中飛行的有固定翼飛機的運動特性，并簡要介紹有關空氣動力學的基本知識。航空自動化學院12第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識一、流場一、流場（一）流場的描述l可流動的介質稱為流體，流體所占據的空間為流場。描述流場的參數主要有：流動速度、加速度以及流體狀態參數（密度、壓強、溫度等）。 l空氣并非連續介質，因為空氣分子間有自由行程。但這微小的自由行程與飛行器的幾何尺寸比較起來，完全可示為無限小，而且我們所研究的氣流速度、加速度、密度、壓強、溫度等物理量，是統計意義上的氣體分子群參數，而

6、不是單個分子行為的描述。因此，當我們說流場中某點的流速和狀態參數時，是指以該點為中心的一個很小鄰域中的分子群，稱為流體微團。（二）流線l流場中存在一類曲線，在某個瞬間，曲線上每點的切線與當地的流速方向一致，這類曲線稱為流線。因此，流體微團不會穿過流線，流線也不會相交。（三）流管l由于流體微團不會穿過流線，我們可以想象許多條流線圍成管狀，管內的流體只在管內流動而不流出，管外的流體也不會流入，此管稱為流管。航空自動化學院13第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識航空自動化學院14第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識（四）定常流與非定常流l如果流場中各點的速度、加速

7、度以及狀態參數等只與幾何位置有關而不隨時間變化稱為定常流。如果流場中各點的速度、加速度以及狀態參數等不僅與幾何位置有關而且隨時間變化，則稱為非定常流。空氣動力學研究的大部分問題是定常流問題。（五）流動的相對性l依據運動的相對性原理，不論是物體靜止、空氣運動，還是物體運動、空氣靜止，只要物體與空氣有同一速度的相對運動，流場中各點的物理量以及作用于物體的空氣動力就是完全相同的。因此，在討論物體運動、空氣靜止情況下的流場中各點的物理量以及作用于物體的空氣動力問題就可以等價于討論物體靜止、空氣運動情況下的流場中各點的物理量以及作用于物體的空氣動力問題。航空自動化學院15第二節第二節 空氣動力學的基本知

8、識空氣動力學的基本知識l二、連續方程二、連續方程l分別以 ， ， ， 和 ， ， ， 表示截面和上的氣流速度，密度，截面積和流量。l由于空氣流動是連續的，處處沒有間隙，且我們討論的是定常流動，即流場中均無隨時間的分子堆積，因而單位時間內，流入截面積的空氣質量必等于流出截面積的空氣質量。即：l由于截面和是任意取得，上式可寫成：l （常數）l這就是連續方程，是質量守恒原理在流體力學中的應用。1V11A1m2V22A2m22221111AVmAVmmVA 航空自動化學院16第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識l也可以寫成微分形式：l在飛行速度不大的情況下，繞飛行器流動的流場各點流速

9、差異不大，溫度、壓強變化很小，因而密度變化也很小，可以認為空氣是不可壓縮的流體， =常數。于是連續方程可以簡化為：l 常數l此時表明，流管截面積大的地方流速小，流管截面積小的地方流速大。0AdAVdVdVA航空自動化學院17第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識三、伯努利方程（能量守恒定律）三、伯努利方程（能量守恒定律）l在低速、不可壓縮、定常流中取一流管，密度為常數，任意截取兩個相鄰的截面和 ，滿足：l此式稱為伯努利方程，表示靜壓與動壓之和沿流管不變。l動壓的物理意義是：大氣分子做有規則運動而具有對外做功的能量；l靜壓的物理意義是：大氣分子做雜亂無章運動而具有對外做功的能量。

10、)(212常數CVp航空自動化學院18第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識l上式可寫為： l 表示當動壓為零時的靜壓大小。l這表明，在同一流管中，流速大的地方靜壓小，流速小的地方靜壓大，靜壓最大處的流速為零，即為總壓。0221PVp0p航空自動化學院19第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識四、馬赫數四、馬赫數l馬赫數定義為氣流速度 和當地音速 之比：l由空氣動力學可知，空氣中的音速：l 是空氣的絕對溫度。 l流場中各點的流速不同則各點的溫度不同，因而各點的音速也就不同。在定常流中，音速和馬赫數都是幾何位置的函數。 )(V)(aaVM Ta20T航空自動化學院

11、20第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識l五、臨界馬赫數五、臨界馬赫數l當小于音速的氣流經過機翼時，翼面上的各點流當小于音速的氣流經過機翼時，翼面上的各點流速是不同的，有的地方的流速比遠前方的小，有速是不同的，有的地方的流速比遠前方的小，有的地方比遠前方的大。若迎面氣流速度逐漸增大，的地方比遠前方的大。若迎面氣流速度逐漸增大，則翼面上流速的最大值也會增大，該處的溫度則則翼面上流速的最大值也會增大，該處的溫度則要降低，因而音速也降低。要降低，因而音速也降低。當迎面氣流的速度達當迎面氣流的速度達到某一值時，翼面上最大速度處的流速等于當地到某一值時，翼面上最大速度處的流速等于當地音

12、速，此時我們把遠前方的迎面氣流速度音速，此時我們把遠前方的迎面氣流速度 與遠前與遠前方的空氣音速方的空氣音速 之比，之比， 定義為該機的鄰界馬赫定義為該機的鄰界馬赫數數 。crMVacrM航空自動化學院21第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識VaaVmax航空自動化學院22第二節第二節 空氣動力學的基本知識空氣動力學的基本知識l飛機飛行速度的范圍劃分如下：l飛行馬赫數 為飛行速度與遠前方空氣音速之比， 時為低速飛行； 為亞音速飛行； 為跨音速飛行； 為超音速飛行； 為高超音速飛行。M5 . 0McrMM 5 . 05 . 1 MMcr55 . 1 M5M航空自動化學院23第三

13、節第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構一、坐標系一、坐標系l為了確切描述飛機的運動狀態，必須選定適當的坐標系。例如，飛機相對于地面位置的確定須采用地面坐標系；飛機的轉動運動的描述可用機體軸系表示；飛機軌跡運動的描述可采用速度軸系。（一）地面坐標系（地軸系）（二）機體坐標系（體軸系）（三）速度坐標系（速度軸系） gggggzyxoS oxyzSbaaaazyoxS 航空自動化學院24第三節第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構航空自動化學院25第三節第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機

14、構機構航空自動化學院26第三節第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構二、飛機的運動參數二、飛機的運動參數（一）飛機的姿態角l三個姿態角表示機體軸系與地面軸系的關系。l1、俯仰角 機體軸與地平面間的夾角。以抬頭為正。l2、偏航角 機體軸在地面上的投影與地軸間的夾角。以機頭右偏航為正。l3、滾轉角 又稱為傾斜角，指機體軸與包含機體軸的鉛垂面的夾角。飛機向右傾斜為時為正。航空自動化學院27第三節第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構（二）飛機航跡角l三個航跡角表示速度坐標系與地面坐標系的關系。l1、航跡傾斜角 飛行速度矢量與

15、地平面間的夾角。以飛機向上飛行時為正。l2、航跡方位角 飛行速度矢量在地平面上的投影與 間的夾角。以速度在地面的投影在 之右時為正。l3、航跡滾轉角 速度軸與包含速度軸的鉛垂面的夾角。以飛機的右傾斜為正。ggxoggxo航空自動化學院28第三節第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構（三）氣流角l兩個氣流角表示速度向量與機體軸系的關系。l1、迎角 速度向量在飛機縱向對稱面上的投影與機體軸的夾角。以速度向量的投影在機體軸之下為正。l2、側滑角 速度向量與飛機縱向對稱面的夾角。以速度向量處于對稱面之右為正。航空自動化學院29第三節第三節 飛行器空間運動的表示、飛

16、機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構航空自動化學院30第三節第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構三、飛行器運動的自由度三、飛行器運動的自由度l把飛機視為剛體，飛機在空間的運動有六個自由度，即重心的三個移動自由度和繞重心的三個轉動自由度。對飛機來說，重心的三個移動自由度是速度的遞減運動、上下升降運動和左右側移運動。三個轉動自由度是俯仰角運動、偏航角運動和滾轉角運動。l1、縱向運動包括速度的增減、重心的升降和繞 軸的俯仰角運動。l2、橫側向運動簡稱側向運動，包括重心的側向運動，繞 的偏航角運動和繞 軸的滾轉角運動。oyozox航空自動化學院31第三節

17、第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構四、飛機的操縱機構四、飛機的操縱機構l升降舵偏轉角用 表示，規定升降舵后緣下偏為正， 的正向偏轉產生的俯仰力矩 為負值，即低頭力矩；l副翼偏轉角用 表示，規定右副翼后緣下偏（左副翼后緣隨同上偏）為正， 正向偏轉產生的滾轉力矩 為負值，即左滾轉力矩；l方向舵偏轉角用 表示，規定方向舵后緣向左偏轉為正， 正向偏轉產生的偏航力矩 為負值，即左偏航力矩。eeMaaLrrN航空自動化學院32第三節第三節 飛行器空間運動的表示、飛機操縱飛行器空間運動的表示、飛機操縱機構機構l駕駛員通過駕駛桿、腳蹬和操縱桿系操縱舵面。規定：l駕駛桿

18、前推位移 為正（此時 亦為正）；l左傾位移 為正（此時 亦為正）；l左腳蹬向前位移 為正（此時 亦為正）。l油門桿前推位移 為正，對應于加大油門從而加大發動機推力；反之為負，即收油門，減小發動機推力。eWeaWarWrT航空自動化學院33第四節第四節 關于穩定性和操縱性的概念關于穩定性和操縱性的概念l飛機的飛行運動可分為基準運動和擾動運動。l基準運動是指各運動參數完全按預定的規律變化。l擾動運動是指由于受到外干擾而偏離基準運動的運動。外干擾可能來自大氣的擾動，發動機推力的改變，或駕駛員的偶然操縱等。在外干擾作用停止之后，至少在某一段時間內，飛機不按基準運動的規律運動而是按擾動運動的規律運動。經

19、過一些時間，若飛機可能從擾動運動恢復到基準運動，則稱基準運動是穩定的。若擾動運動越來越離開基準運動，則稱基準運動是不穩定的。若擾動運動既不恢復也不遠離基準運動，則稱基準運動是中立穩定的。這就是飛機的穩定性。航空自動化學院34第四節第四節 關于穩定性和操縱性的概念關于穩定性和操縱性的概念l飛機的穩定性分為靜穩定性和動穩定性。l靜穩定性是指在外干擾停止作用的最初瞬間，鑒別飛機的運動參數變化的趨勢。在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機本身的氣動特性（駕駛員不偏轉舵面）使飛機的運動參數有回到基準運動的趨勢，則說明飛機具有靜穩定性；在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機本身的氣動特性（駕駛員不偏轉舵面

20、）使飛機的運動參數有遠離基準運動的趨勢，則說明飛機是靜不穩定的；在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機本身的氣動特性（駕駛員不偏轉舵面）使飛機的運動參數既沒有回到基準運動的趨勢，也沒有遠離基準運動的趨勢，則說明飛機是靜中立穩定的。l動穩定性則是指飛機在外干擾停止作用以后，鑒別飛機的運動參數的變化過程和最終變化結果。如果這個過程是收斂的，最終的結果是回到原基準運動，則飛機是動穩定的；如果這個過程是發散的，最終的結果是不能回到原基準運動，則飛機是動不穩定的；如果這個過程既不是收斂的，也不是發散的，則飛機是動中立穩定的。l靜穩定是動穩定的前提。飛機是動穩定的，則飛機是穩定的。航空自動化學院35第四節

21、第四節 關于穩定性和操縱性的概念關于穩定性和操縱性的概念l操縱性問題與穩定性問題相互區別又相互關聯。l操縱性問題研究的是為實現某一飛行狀態應該怎樣操縱飛機，以及易于操縱的條件，操縱力是否適度，飛機對操縱響應的快慢等。l對于一架飛機來說，它的操縱性與穩定性是相互矛盾的。即：操縱性好，則穩定性壞；反之，穩定性好，則操縱性壞。l飛機穩定性和操縱穩定性的好壞，完全取決于飛機的氣動特性和結構參數（如重量大小、轉動慣量等）。因此，我們只有從研究作用在飛機上的外力下手，建立飛機的運動方程式，才能對穩定性和操縱性問題做出定量分析。航空自動化學院36第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩l一、升

22、力一、升力l（一）機翼的幾何形狀和幾何參數1、翼型：即機翼翼剖面形狀。表示翼型主要幾何特征的參數有：l翼弦長 翼型前緣點至后緣點的距離；l相對厚度 最大厚度；l相對彎度 中弧線最高點至翼弦線距離c100%ttc100%ffctf航空自動化學院37第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩2、機翼的平面形狀：表示機翼平面形狀特征的主要參數有：l展弦比 b機翼展長， 機翼面積l梯形比 機翼弦長， 翼尖弦長l前緣后掠角 l 1/4弦線點后掠角2=b /wASwS/trccrctc01/4航空自動化學院38第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩3、平均空氣動力弦長： l式中

23、： 表示沿展向坐標 處的弦長。/2202( )bAwccy dyS( )c yy航空自動化學院39飛機的動力學描述飛機的動力學描述航空自動化學院40第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩（二）機翼的升力1、亞音速機翼產生升力的原理：氣流流過機翼表面，受機翼形狀影響：機翼上表面：流管變細、流速變快、壓強減小機翼下表面：流管變粗、流速變慢、壓強增大形成壓力差，產生升力連續方程伯努力方程航空自動化學院41第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩航空自動化學院42第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩作用在翼面上的壓力用壓力系數表示：上表面：由于壓強減小，

24、 值為負，表示該點壓強小于遠方氣流的壓強，稱為吸力； 下表面：由于壓強增大， 值為正，表示該點壓強大于遠方氣流的壓強，稱為壓力。 212pppVpp航空自動化學院43第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩2、迎角對機翼升力的影響：l隨著飛機迎角的增大，會使上表面的曲度進一步增大，流速進一步增快，壓力進一步減小；相反，下表面的曲度進一步減小，流速進一步減小，壓力進一步增大，于是上下表面壓力差也增大，升力也就增大。l升力 、升力系數 及與迎角 的變化關系：wLwLCwwLwLC QS航空自動化學院44第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩l1）在小迎角范圍內：迎角與

25、升力（升力系數）成正比關系， 常數， = （ ）； l2）迎角過大，升力減小；l3）迎角為零時，升力大于零；升力為零時，迎角小于零。00crmaxLwCLwCwLwCawLCwa0航空自動化學院45第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩（三）機身的升力l機身一般接近于圓柱體，理論和實驗都表面這類形狀在迎角不大的情況下是沒有升力的。只有大迎角時，才有些升力。機身升力為：212bLbbLCV SbLbC航空自動化學院46第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩（四）平尾的升力1、下洗影響2、平尾的實際迎角1tWtgVa 1ta航空自動化學院47第五節第五節 縱向氣動力

26、和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩3、平尾的升力（五）整個飛機的升力飛機的升力為各部分升力之和：tLttLC QSLtLtLtteeCCCwbtLLLL航空自動化學院48第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩用無因次的升力系數表示：wLwLwLbbLttLC QSQ C SC SC SwbtLLLbLtwwSSCCCCSS0eLLLaLeCCCC00wLCwttwbbwLSSSSC1tLttC/eLttLewCSCS航空自動化學院49第五節第五節 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩二、阻力二、阻力l氣動力沿平行于氣流方向的分力 零升阻力：與升力無關 升致阻力：由于升力而引起的

27、阻力 零升阻力：分為摩擦阻力、壓差阻力和零升波阻。 升致阻力：分為誘導阻力和升致波阻。 航空自動化學院50（一）零升阻力（一）零升阻力l1、附面層與摩擦阻力及壓差阻力l空氣是有粘性的。氣流沿物體表面流動時，緊貼物面處的流速 為零，且沿物面的法向逐漸增大。從 到 為自由流速的99%之間的流層（有較大速度梯度的空氣層）定義為附面層。l附面層很薄，例如流過機翼表面1m處的附面層厚度只有78mm，2m處的厚度有十幾毫米。l附面層有兩種類型，一種是氣流各層之間互不混雜，好像一層在另一層上滑動，稱為層流附面層。另一種是附面層內各層之間有毫無次序的流體微團滲合流動，致使各層流體亂動起來，稱為紊流附面層。紊流

28、附面層的摩擦阻力大于層流附面層。 V0V V航空自動化學院51l摩擦阻力：附面層內由于大氣粘性而生產的阻力。l壓差阻力：機體部分前后壓力差形成的阻力。航空自動化學院52l2、零升波阻l飛行器作超音速飛行時，機身頭部、機翼和尾翼的前緣都會出現激波。氣流經激波突躍后壓力升高，升高的壓力阻止飛機前進，故稱為波阻。升力為零時這種波阻也存在，稱為零升波阻。航空自動化學院53（二）升致阻力（二）升致阻力 l由于存在升力而增加的阻力統稱為升致阻力。亞音速飛行時，升致阻力主要是誘導阻力。 航空自動化學院54（三）整個飛行器的阻力、升阻極曲線（三）整個飛行器的阻力、升阻極曲線l綜上所述，飛機的阻力系數分為兩部分

29、，可寫為：式中： 零升阻力系數； 升致阻力系數。0iDDDCCC0DCiDCLCDC1.00.20.040.080.120.5M 0.91.02.0航空自動化學院55三、縱向力矩（俯仰力矩）三、縱向力矩（俯仰力矩）l縱向力矩是指作用于飛機的外力產生的繞機體軸 的力矩。包括氣動力矩和發動機推力向量因不通過飛機重心而產生的力矩，亦稱俯仰力矩。l發動機推力產生的俯仰力矩：l oyTTZTM航空自動化學院56（一）定常直線飛行的俯仰力矩（一）定常直線飛行的俯仰力矩1、機翼產生的俯仰力矩（1）二維翼的氣動力矩 、對機翼前緣點取矩式中： 對前緣點的力矩

30、導數（注腳“0”表示對前緣點）。 wM000()mmmCCC0mC航空自動化學院57結論：1）、當 時（ ），力矩系數用 表示，稱為零升力矩系數。 為負值。 2）、 增加， 更負。3）、在 的范圍內， 與 亦呈線性關系 。 0LC 00mC0mCmC10mC航空自動化學院58、對焦點取矩、對焦點取矩l利用 曲線和 曲線都有線性段的特點，可找出另一歸算點。當 變化時，該點只有 變而力矩大小不變。l將作用于翼型前緣點的升力和力矩在翼弦線上某點F進行歸算。F點到前緣點的 距離是 。LCmCLCFX航空自動化學院l對F點的力矩系數可寫為 ：l令 ，有：l欲使 不隨 而變，應滿足： FmFLmXCCCc

31、/FFXXc0000()()mLFmFmCCCXCmFC0mFC航空自動化學院l只有 與 都是常數時， 才是常數，F點稱為焦點。l當 時，不論迎角為何值，對F點的力矩系數都是 。由于對焦點的力矩是常值，當迎角增加時，其升力增量就作用在焦點上，故焦點又可解釋成升力增量的作用點。 LmFCCX/00mCLCFX100mC航空自動化學院、對飛機重心取矩、對飛機重心取矩 l設飛機重心與機翼前緣點的距離為 ：l令 ：l則對重心的力矩系數為 ：l俯仰力矩的穩定與否，取決于重心與焦點的前后位置關系l若重心在焦點之前，則 。當 增大時，升力增量 作用在焦點上，對重心產生低頭力矩增量（ 為負），其方向與 增大方

32、向相反，是穩定作用。l若重心在焦點之后，則 。當 增大時，產生抬頭的力矩增量（ 為正），這將促使 更增大，是不穩定作用。cgXAcgcgcXX/wwwwLFcgmmCXXCC)(0wFcgXXLMwFcgXXM航空自動化學院l當 時，才使 為負，表示穩定。l若 時，則 為正，表示不穩定。 wwwLFcgmCXXC)(wFcgXX/wmCwFcgXX/wmC航空自動化學院2、機身產生的俯仰力矩、機身產生的俯仰力矩 l因機身起了不穩定作用，故： 00c gwbw bwbwFFmmmLCCCXXXC0c gw bw bwFmLCXXCw bwFFXX航空自動化學院3、水平尾翼的俯仰力矩、水平尾翼的俯

33、仰力矩 l平尾對重心的俯仰力矩為：l tt tMLl 2112LtLttteeCCLV S21/2mttwACMV S c2t twALlV S c 航空自動化學院航空自動化學院1LtLttteewACCSlS c mtmtmteeCCC1LtLttttteeCCS lS l 1/wLLtFtttCCXS l 航空自動化學院0w bwwmtc gFFtmmb teLeCCCXXXC 0mc gFmmeLeCCCXXC00LFcgeemmCXXCC00emmmemCCCC航空自動化學院（二）飛機縱向的平衡與操縱（二）飛機縱向的平衡與操縱 l1、飛機縱向的平衡 l飛機作等速直線平飛，為了維持這種飛

34、行狀態，應滿足 （升力=重力）、 （推力=阻力）以及對重心的力矩 。 LGTD0M 航空自動化學院2、飛機縱向平衡的建立、飛機縱向平衡的建立 l要建立飛機的縱向平衡，首先根據飛機的重力，選擇合適的迎角 ，使之具有一定數值的 ，以使 。為使 （即 ），必須偏轉相應的升降舵偏角。根據飛機的阻力大小，選擇合適的油門位置，以使 。滿足力和力矩的平衡條件之后，剩下的問題就是能否維持這種平衡。LCLG0mC 0M TD航空自動化學院3、飛機縱向平衡的穩定與操縱、飛機縱向平衡的穩定與操縱 l1）、飛機縱向平衡的穩定 l2）、飛機縱向平衡的操縱航空自動化學院（三）飛機繞橫軸轉動產生的俯仰力矩（三）飛機繞橫軸轉

35、動產生的俯仰力矩 航空自動化學院（四）俯仰力矩總和表達式（四）俯仰力矩總和表達式 0222eqeeAAAmmmmemmmqcccCCCCCCCVVV航空自動化學院第六節第六節 側向氣動力及氣動力矩側向氣動力及氣動力矩 l一、側力l飛機總氣動力沿機體軸系 軸的分量稱為側力 。側力可以用側力系數 表示：l由側滑角 ，方向舵偏轉角 ，以及繞 軸的滾轉角速度 ，繞 軸的偏航角速度 和飛機傾斜角 等引起的側力。 YoyYYC212YwYCV Sroxpozr航空自動化學院（一）側滑角（一）側滑角 引起的側力引起的側力 （二）偏轉方向舵 引起的側力 （三）滾轉角速度 引起的側力 21( )2wYYV S

36、C21()2rtwYrYV S Cpr21( )2wYpY pV S Cp航空自動化學院（四）偏航角速度（四）偏航角速度 引起的側力引起的側力 （五）滾轉角 引起的側力 r21( )2rwYY rV S C rYwCSVY221)(航空自動化學院二、滾轉力矩二、滾轉力矩 與偏航力矩與偏航力矩 l繞 軸的滾轉力矩 包括：側滑角 引起的 ；偏轉副翼 引起的 ；偏轉方向舵 引起的 ；滾轉角速度 引起的 ；偏航角速度 引起的 。l繞 軸的偏航力矩 包括：側滑角 引起的 ；偏轉副翼 引起的 ；偏轉方向舵 引起的 ；滾轉角速度 引起的 ；偏航角速度 引起的 。 LNoxLLLLLaLrproyNNNNNN

37、arpr航空自動化學院(一）繞一）繞ox軸的滾轉力矩軸的滾轉力矩 1、測滑角 引起的 -側向靜穩定力矩 （1）機翼上(下)反角 的作用 LL21( )2wlLV S bC/llCC 航空自動化學院（1）機翼上）機翼上(下下)反角反角 的作用的作用l若是上反角，氣動導數 為負。l若是下反角，氣動導數 為正。 lClC航空自動化學院（2）機翼后掠角）機翼后掠角 的作用的作用 l后掠翼的氣動導數 為負。l前掠翼的氣動導數 為正。1/4lClC航空自動化學院（3）立尾的作用）立尾的作用 l立尾在 軸之上時 為負；l立尾在 軸之下時 為正。l側向靜穩定性的意義 全機的 為上述各項作用的總和，稱為飛機橫滾

38、靜穩定性導數。 為負值時飛機具有橫滾靜穩定性； 為正則時橫滾靜不穩定。oxoxlClClClClC航空自動化學院穩定意義穩定意義（右滾轉力矩）（左滾轉力矩）0)(0*0000)(0*000LCCCLCCClLllLl（左滾轉力矩）（右滾轉力矩）0)(0*0000)(0*000LCCCLCCClLllLl航空自動化學院2、副翼偏轉角、副翼偏轉角 引起的引起的L滾轉控制力滾轉控制力矩矩 l副翼正偏轉時，右副翼后緣下偏，同時左副翼后緣上偏，右翼升力增大，左翼升力減小，產生的滾轉力矩L為負值；l副翼負偏轉時，左副翼后緣下偏，同時右副翼后緣上偏，左翼升力增大，右翼升力減小，產生的滾轉力矩L為正值。a航空

39、自動化學院3、方向舵偏轉角、方向舵偏轉角 引起的引起的L操縱交叉操縱交叉力矩力矩 r21()2rwl rrLV S bC航空自動化學院4、滾轉角速度、滾轉角速度 引起的引起的 滾轉阻尼滾轉阻尼力矩力矩pL21( )(2 )2wlpL pV S bCpbV航空自動化學院5、偏航角速度、偏航角速度 引起的引起的L交叉動態力交叉動態力矩矩21( )(2 )2wlrL rV S bCrbV航空自動化學院（二）繞（二）繞oz軸的偏航力矩軸的偏航力矩N 1、側滑角 引起的N-航向靜穩定力矩 l此力矩主要由機身和立尾產生。l航向靜穩定性意義：風標穩定性21( )2wnNV S bC即有消除側滑的趨勢減小機頭右偏NCn00航空自動化學院2、副翼偏轉角、副翼偏轉角 引起的引起的N-操縱交叉力矩操縱交叉力矩a21()2aawnaNV S bC航空自動化學院3、方