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飞机的操纵性介绍飞机的三种操纵性及其影响因素三种操纵性的介绍影响飞机操纵性的因素2/70§4—3飞机的操纵性飞机的操纵性，就是飞机“听从”飞行员操纵杆、舵、油门、襟翼、减速板等而改变飞行状态的特性。飞机的操纵性，一般仅指飞机在杆、舵的操纵下改变其飞行状态的特性。第一、操纵杆、舵的力和行程，不太大也不太小、太大，操纵费力，飞行员易疲劳；太小，不易准确地感觉操纵量。第二、飞行员操纵杆、舵后，飞机反映快慢要适当，即不可迟钝，也不能过于灵敏。飞机的操纵是通过三个操纵面，即升降舵(或全动平尾)方向舵(或全动立尾)和副翼来进行的，转动这三个操纵面，飞机就会绕其纵轴(ox)横轴(oz)和立轴(oy)转动，而改变其飞行状态。一、飞机的纵向操纵性飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼(或升降舵)能够改变飞机迎角，是由于飞机的俯仰操纵力矩和俯仰恢复力矩之间的相互矛盾，相互斗争的结果。例如，飞机原来处于俯仰平衡状态，俯仰力矩平衡，飞行员向后拉了一点杆，水平尾翼前缘即向下偏转一个角度(或升降舵向上偏转一个角度)。于是水平尾翼产生负的附加升力，并对飞机重心形成俯仰操纵力矩，迫使机头上仰增大迎角(图3—4—36)。由于迎角增大，引起飞机产生正的附加升力，此附加升力作用在飞机焦点上，对飞机重心形成俯仰恢复力矩，其方向同俯仰操纵力矩的方向相反，力图恢复原来的迎角。随着迎角逐渐增大，飞机的附加升力和它形成的俯仰恢复力矩也逐渐增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢复力矩与俯仰操纵力矩重新平衡时，飞机就停止俯仰转动，保持以较大的迎角飞行。(一)偏转水平尾翼(或升降舵)后，飞机的迎角为什么会改变?升降舵(或平尾)是靠前推后拉驾驶杆来操纵的(图3—4—33)。前推驾驶杆，升降舵向下偏转(或平尾前缘向上偏转)，飞机便低头；后拉驾驶杆，升降舵向上偏转(或平尾前缘向下偏转)，飞机便抬头。副翼是靠左右压驾驶杆来操纵的(图3—4—35)。左压杆，左副翼向上偏转，右副翼向下偏转，飞机向左滚转；右压杆，右副翼向上偏转，左副翼向下偏转，飞机向右滚转。左右压杆和推拉杆的动作是独立而不互相干扰的。方向舵是靠脚左右蹬来操纵的(图3—4—34)．左脚向前蹬左脚蹬，方向舵向左偏转，飞机便向左方转过去；右脚向前蹬右脚蹬，方向舵向右偏转，飞机便右转。三个舵面的操纵，在空气动力作用的原理方面，它们基本上是一样的，都是改变舵面上的空气动力，产生附加力，对飞机重心形成操纵力矩，来达到改变飞机飞行状态的目的，下面我们仍从飞机的纵向、横向和方向三方面来分别说明操纵性的基本原理、影响因素，最后简单介绍随空布局飞机的直接力操纵问题。(一)偏转水平尾翼(或升降舵)后，飞机的迎角为什么会改变?飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼(或升降舵)能够改变飞机迎角，是由于飞机的俯仰操纵力矩和俯仰恢复力矩之间的相互矛盾，相互斗争的结果。例如，飞机原来处于俯仰平衡状态，俯仰力矩平衡，飞行员向后拉了一点杆，水平尾翼前缘即向下偏转一个角度(或升降舵向上偏转一个角度)。于是水平尾翼产生负的附加升力，并对飞机重心形成俯仰操纵力矩，迫使机头上仰增大迎角(图3—4—36)。由于迎角增大，引起飞机产生正的附加升力，此附加升力作用在飞机焦点上，对飞机重心形成俯仰恢复力矩，其方向同俯仰操纵力矩的方向相反，力图恢复原来的迎角。随着迎角逐渐增大，飞机的附加升力和它形成的俯仰恢复力矩也逐渐增大，及致迎角增大到一定程度，相互矛盾的俯仰恢复力矩与俯仰操纵力矩重新平衡时，飞机就停止俯仰转动，保持以较大的迎角飞行。尾Y飞机Y同理，如果飞行员再拉一点杆，增大一点俯仰操纵力矩，使迎角加大一点，这时俯仰恢复力矩也相应地增大一点，飞机就会平衡在更大的迎角飞行，若相应地推一点杆，飞机就会平衡在较小的迎角飞行。飞行中，驾驶杆每移动一个位置，都对应着—个迎角。驾驶杆的位置越靠后，即水平尾翼前绦的下偏角越大(或升降舵的上偏角越大)，侧对应的迎角也越大。如果飞机的迎角稳定性较强，则移动驾驶杆操纵水平尾翼(或升降舵)偏转时，飞机迎角改变甚少，俯仰恢复力矩就能与俯仰操纵力矩相平衡，也就是说，水平尾翼(或升降舵)偏转相同角度的条件下，飞机迎角变化较少，即飞机的纵向操纵性较差。由此可知，飞机的纵向稳定性和纵向操纵性是互相矛盾的，飞机的纵向稳定性增强，其纵向操纵性变差。飞机从亚音速飞行向超音速飞行过渡时，由于飞机焦点位置显著后移，纵向稳定性大大增加，纵向操纵性要变差。(二)增强飞机俯仰操纵性的措施——全动水平尾翼一般亚音速飞机都采用升降舵进行俯仰操纵，飞行员操纵升降舵，升降舵偏转所引起的压力变化能逆气流传播，使整个水平尾翼的压力分布发生显著变化，产生较大的附加升力，故升降舵效能提高，能够保证飞机具有良好俯仰操纵性(图3—4—37a)。升降舵良好的舵面效能，在一定条件下会向它的反面转化。高速飞行中，水平安定面表面产生局部激波。我们知道，局部激被前面为超音速气流，局部激波后面的压力变化，不能逆超音速气流传到局部激波前面去，这时，升降舵的偏转，只能改变水平尾翼位于局部激波后面的压力分布，不能改变整个水平尾翼的压力分布。因此，舵面效能大大降低，升降舵偏转同一角度所产生的俯仰操纵力矩显著下降(图3—4—37b)。高速飞行时，飞机俯仰稳定性较强，操纵飞机俯仰需要有较大的操纵力矩。如果把舵面效能降低，飞机的俯仰操纵性势必严重恶化，出现舵面偏移甚多，飞机迎角改变不大的严重局面。为了解决高速飞行时飞机俯仰操纵性较差的矛盾，高速飞机采用全动水平尾翼来代替升降舵。全动水平尾翼偏转后，可以改变整个水平尾翼的压力分布，因而其舵面效能要比升降舵面高得多。使用全动水平尾翼又会出现新的矛盾，飞行员操纵水平尾翼需要克服很大的空气动力。致使飞行员直接操纵水平尾翼偏转十分困难，为此，在水平尾翼操纵系统中安装了助力操纵装置，让飞行员利用液压和电动机构间接操纵水平尾翼偏转。必须指出，即使采用全动水平尾翼，在超音速飞行时，舵面效能也会有所降低，这是因为，超音速飞行时，随着飞行M数增大，升力系数要减小，因此，在其它条件不变的情况下，水平尾翼能够产生的升力要相应减小，即舵面效能要降低。1、驾驶杆力飞行员操纵飞机，要对驾驶杆施加力量，这个力称为驾驶杆力，简称杆力，为什么操纵驾驶杆要施加一定的力量?如图3—4—38所示，当水平尾翼前缘向下偏转一个角度时，水平尾冀上就会产生一个负的附加升力。它对水平尾翼的转轴构成一个力矩——枢轴力矩。迫使水平尾翼返回原来位置，如果操纵系统中没有装设助力操纵装置。这个力矩的作用就要传到驾驶杆上来，使驾驶杆返回松杆位置，因此，飞行员要保持水平尾翼转角不变，就必须用一定的力量P拉住驾驶杆以平衡枢轴力矩的作用，保持驾驶杆的位置不动，反之，如果要保持水平尾翼处在前缘上偏的位置，飞行员就必须用一定的力量推住驾驶杆。水平尾翼离转角越大，飞行速度越大，都会使作用在水平尾翼上的空气动力增大，为了保持水平尾翼偏转不变，驾驶杆力也必然增大。尾Y(三)平飞速度改变后，驾驶杆力为什么会改变?装有助力装置的操纵系统中，作用在水平尾翼上的空气动力只传给助力器，不能传到驾驶杆上来，为了使飞行员能感受到一定的杆力，凭着力的感觉来准确地掌握操纵分量。在操纵系统中装设了载荷感觉器。如图3—4—39所示，飞行员移动驾驶杆使水平尾翼偏转时，要压缩载荷感觉器内的弹簧，弹簧张力传到驾驶杆上来，因此，飞行员必须用一定力量拉住或推驾驶杆，才能使它保持一定位置，水平尾翼偏转角越大，弹簧被压缩的越厉害，杆力越大。2、驾驶杆力随平飞速度变化的规律平飞中，飞机的升力必须和飞机的重力相等，所以，随着飞行速度的改变，需要相应地改变迎角，以保持升力相等，所以，随着飞行速度的改变，需要相应地改变迎角，以保持升力不变，飞行速度加快了，升力随之增大，这就需要相应地减小迎角，以减小升力，飞行速度减慢了，升力随之减小，这就需要相应地增大迎角，以增大升力，可见，为了保持平飞，在大速度下，应当用小迎角：而在小速度下，应当用大迎角。前面已经讲过，飞机的迎角又必须通过相应地移动驾驶杆，改变水平尾翼的偏转角度来改变。而驾驶杆位置改变了，驾驶杆力也会相应地发生变化，由此可以得出驾驶杆力随平飞速度的变化关系。如图4—4—40中曲线所示．在平飞中，飞行员松开驾驶杆(即载荷感觉器不受压缩，杆力等于零)时，飞机会相应地平稳在某一个迎角和速度上，这个杆力为零的飞行速度，叫做平衡速度，如图3—4—40中，曲线与横坐标的交点所对应的飞行速度，就是平衡速度。如果从平衡速度开始，减小一点速度平飞，就要相应地增大一点迎角，才能使升力与重力相等。继续保持平飞。为了要增大迎角,并使飞机能在较大迎角下重新平衡，就需要飞行员从松杆位置向后拉点杆，使水平尾翼前缘向下偏转一点角度，这时，载荷感觉器内的弹簧就要受到压缩，飞行员需要用点力拉杆，平飞速度越小，需要的迎角越大，水平尾翼前缘的下偏量也应当越大，所以，拉杆量越大，拉杆力也随之增大。同理，如果从平衡速度开始增大速度平飞，就需要飞行员从松杆位置推点杆，使水平尾翼前缘向上偏，以减小迎角，载荷感觉器内的弹簧从反向受到压缩，飞行员需要用力推杆．平飞速度越大，需要的迎角越小，水平尾翼前缘的上偏量也应越大，所以，推杆量越大，推杆力也随之增大。总的看来，曲线由下向上表明：随着平飞速度由小增大，先是拉杆力逐渐减小，到达平衡速度时，驾驶杆力等于零，飞行速度再增大，驾驶杆就变为推杆力，以后，随着飞行速度继续增大，推杆力也不断增大。歼—6飞机的平衡速度为表速750±50公里/小时，在正常情况下，歼—6飞机平飞时，拉杆力大约为15公斤左右，推杆力也为15公斤左右。杆力在这一范围内变化，可以保证飞行员操纵飞机时既有适当的力的感觉，又不会过于费力。如果飞机的平衡速度不合规定，飞行中杆力就会不正常，飞行员会反映“头重”或“头轻”。平衡速度过大时，如果飞行员要以某一小速度平飞，就需要使迎危增大得多一些，因此，就要从松杆位置向后多拉点杆，拉杆力比正常时大，如果飞行员要以某—较大速度平飞，迎角可以减小得少些，飞行员可以从松杆位置向前少推点杆，推杆力较小，这种拉杆力过大，推杆力过小的现象，按飞行习惯说法，叫做“头重”。图3—4—41表示，平衡速度正常和平衡速度过大两种情况下的杆力曲线．平衡速度过大时，升力曲线要向下移动一段距离，在小速度平飞时，拉杆力都偏大。在大速度平飞时，推杆力都缩小．根据以上道理，也可分析得知，平衡速度过小，则会出现推杆力过大，拉杆力过小的现象。这就是所谓“头轻”。二、横向操纵性飞机的横向操纵性，就是在飞行员操纵副翼以后，飞机绕纵轴滚转，改变滚转角速度和坡度等飞行状态的特性。在某一飞行速度下，飞行员向左压杆偏转副翼(图3—4—42)，飞机因左右两翼升力之差形成横向操纵力矩而向左滚转，在滚转中，只要没有侧滑，就不会有恢复力矩产生，只有横向阻转力矩。滚转越快，阻力矩越大。当横向操纵力矩与横向阻转力矩相等时，飞机就作等速滚转，压杆行程越大(即偏转副翼越多)，等速滚转的角速度也越大。偏转副翼后，作用在副翼上的空气动力也会传到驾驶杆上，所以飞行员必须用一定力量压住杆，才能保持副翼偏转在一定的角度上，副翼偏转角越大，飞行速度越大．为了使飞行员操纵省力，在副翼前缘装有内封补偿装置，它由补偿面和密封隔布组成，把副翼之间的空隙隔成上下两室(图3—4—43)，副翼向下偏转时，机翼下表面流速减慢，压力增大；上表面流速加快，压力减小．因而在补偿面上下将产生压力差，这个压力差产生的向上的力量，可以帮助飞行员操纵副翼向下偏转，同样道理，副翼向上偏转时，补偿面上的压力差也可以帮助飞行员操纵副翼向上偏转。所以，副翼内封补偿装置可以减轻飞行员压杆操纵副翼的力。高速飞行中，作用在副翼上的空气动力比较大，因此，高速飞机在副翼操纵系统中，装有液压助力器，利用它来帮助飞行员操纵副翼；同时还装有载荷感觉器，使飞行员在操纵副翼时仍能受到一定的杆力作用。便于准确地掌握操纵量。高速飞行中，副翼偏转角度较大时，作用在副翼的空气动力较大，这会使机翼产生较大的扭转变形。副翼向下偏转，机翼产生的扭转变形要使迎角减小(图3—4—4