飛機的平衡

飛機的平衡11.1

飛機的坐標系與重心飛機的坐標系飛機的重心飛機的坐標系

飛機在空中飛行時，作為剛體（忽略飛行中飛機的變形）繞質(zhì)心運動還有俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航（方向）三個自由度（如圖）。可以用機體軸系表示。機體軸系原點O在飛機的質(zhì)心上，縱軸Oxb指向前方，豎軸Oyb在飛機對稱面內(nèi)指向機體上方，橫軸Ozb垂直于飛機對稱面指向右方。飛機的重心

飛機重心的位置怎樣表示呢?重心的前后位置常用重心到某一特定翼弦的前端的距離占該翼弦的百分之幾來表示，這一特定翼弦就是平均空氣動力弦或者標準平均弦。這是由于高速飛機絕大多數(shù)采用了非矩形機翼。飛機的重心

知道平均空氣動力弦或標準平均弦（SMC）的位置和長度就可定出飛機重心的位置。重心的位置可用重心到平均空氣動力弦前端的距離X重占平均空氣動力弦的百分之幾來表示，即例如，某飛機的平均空氣動力弦長為3.412m，若重心到該翼弦前端的距離是0.614，則11.2

飛機的縱向平衡飛機的縱向平衡與縱向力矩影響縱向平衡的主要因素飛機的縱向平衡與縱向力矩

所謂縱向平衡，就是指飛機縱向的力和力矩平衡。由圖可見，此時GsinGcos

GγLGsinγGcosγG

My..w、My.b、My.ht分別為機翼、機身和平尾的力矩，即飛機的縱向力矩主要由機翼、機身（發(fā)動機短艙）和平尾產(chǎn)生。矩形機翼力矩和焦點

如圖所示，矩形機翼升力對重心的力矩可表示為（按壓力中心計算）

My..w＝L·d

式中L為機翼升力，d為機翼壓力中心到飛機中心之間距離。用上式算出機翼的力矩不方便，因為迎角變化時，升力的大小及作用點均要改變，因此不易找到My.w與迎角的一一對應(yīng)關(guān)系。矩形機翼力矩和焦點

引入焦點概念后，迎角改變引起的俯仰力矩增量將完全由升力增量決定。由圖

式中ΔL為迎角改變而引起的升力增量，xF.w為機翼焦點到機翼前緣的距離。xG為飛機重心到機翼前緣的距離。任意平面形狀的力矩和平均空氣動力弦

對于非矩形機翼的力矩計算，需采用平均空氣動力弦bA。采用bA就可以應(yīng)用矩形機翼的結(jié)果來表達任意平面形狀機翼的力矩。此時，只要把重心與機翼焦點位置分別投影到平均空氣動力弦上即可。這樣，機翼的力矩可表達為

其中，，，分別代表機翼焦點及重心在平均空氣弦上的相對位置。水平尾翼的力矩

平尾對飛機力矩的貢獻亦可分為兩個部分：（1）對零升力矩的貢獻（my0ht）（2）對飛機焦點位置的影響（）上述兩式中：Kq為速度阻尼系數(shù)。由于粘性影響，通過機翼后氣流要損失一部分動能，Kq代表對平尾處速度的修正量，即：或。為平尾的靜矩系數(shù)，為平尾的升力系數(shù)斜率，φ為平尾的安裝角。水平尾翼的力矩一般飛行情況下，水平尾翼產(chǎn)生負升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。機翼迎角很大時，也可能會形成下俯力矩。

由上式可見，平尾的縱向力矩系數(shù)也與CL成線性關(guān)系，如圖所示。全機的縱向力矩整架飛機的縱向力矩，應(yīng)為無尾飛機的力矩和平尾力矩之和。全機零升力矩系數(shù)與CL無關(guān)，全機焦點相對位置是由與共同決定。對于正常式飛機，由于平尾存在，使飛機的焦點后移。全機的縱向力矩1）全機縱向力矩由兩部分組成，一是與升力無關(guān)的零升力矩（my0），一是隨升力增大而增大的升力力矩[－]。2）全機的縱向力矩系數(shù)仍將與CL（或α）成線性關(guān)系（見圖11-8，圖中Ma=0.7，xG=38%bA）。影響縱向平衡的主要因素01重心變化02收放襟翼03收放起落架04加減油門加減油門不僅直接改變了推力大小，從而使作用在飛機上的俯仰力矩發(fā)生變化，影響飛機的俯仰平衡;還會改變飛行速度，使作用在機翼和尾翼上的空氣動力發(fā)生變化，從而改變機翼和尾翼上的俯仰力矩，影響飛機的俯仰平衡。飛機重心如果前移，翼身組合體的上仰力矩將減小，因此原來處于俯仰平衡的飛機將下俯;重心后移時，情況則相反，由于上仰力矩增加，飛機將上仰。收放襟翼會引起飛機機翼上的升力及升力作用點發(fā)生變化，從而影響到機翼的俯仰力矩。當(dāng)襟翼放下時，機翼升力增大，同時由于襟翼部分上下壓力差增加較多，升力作用點后移。收放起落架一方面會導(dǎo)致飛機重心前后移動引起俯仰力矩變化;另一方面，起落架放下時增加了附加阻力，對飛機重心產(chǎn)生下俯力矩，從而引起俯仰力矩的變化。11.3

飛機的方向平衡

飛機的方向平衡前面已經(jīng)指出，方向平衡是指繞Z軸的方向偏轉(zhuǎn)力矩（稱偏航力矩）的平衡，即∑MZ＝0。此時，飛機保持無側(cè)滑的等速直線飛行。如果∑Mz≠0，即存在不平衡的偏航力矩時，飛機會產(chǎn)生側(cè)滑。由圖可見，飛行員不操縱時，不平衡的偏航力矩主要由左右機翼及左右發(fā)動機推力不對稱形成的。如果垂直尾翼因某種原因發(fā)生不對稱，也要形成較大的偏航力矩。11.4

飛機的橫向平衡與滾轉(zhuǎn)力矩

飛機的橫向平衡與滾轉(zhuǎn)力矩所謂橫向平衡是指繞X軸的橫向滾轉(zhuǎn)力矩的平衡，即∑Mx＝0。此時，飛機保持沒有滾轉(zhuǎn)或者傾斜（飛行員稱為坡度）的等速直線飛行。

由圖可見，飛機的滾轉(zhuǎn)力矩主要由升力產(chǎn)生，因此橫向平衡可以表達為