6.飞机侧向气动力和力矩(4学时)

西北工业大学自动化学院李广文飞机的侧向气动力和力矩1.产生侧力的部件及侧力计算2.滚转力矩和偏航力矩的计算3.滚转静稳定导数和偏航静稳定导数西北工业大学自动化学院李广文侧力侧力是指沿飞机轴作用的力。由空气动力产生的侧向气动力可表示为就对称飞机而言，侧向力产生的主要原因是流过飞机的气流不对称。影响侧向力大小的因素包括：飞机的侧滑角和方向舵偏角。当飞机绕轴有转动角速度，绕轴有转动角速度时，由飞机机翼、平尾和垂直安定面的运动造成相对气流运动改变也会产生附加的气动侧力。因此，飞机的侧向气动力系数可以表示为这里，为无因次的滚动角速度和偏航角速度。oywYQSCYrozroxpYCrCpCCCCrprYYrYYY02/Vpbp02/Vrbr西北工业大学自动化学院李广文侧滑角产生的侧力实验研究表明，侧滑角引起的侧向力主要来源于飞机的垂尾，如果侧滑角为零，飞机的气动侧力不大。因此，飞机侧向力还与其它因素有关。随着飞行速度增大，机身（主要是头部）也会存在附加侧向力。一般地亚音速时，垂直尾翼产生侧力为主；超音速时，必须考虑机头侧力。飞机出现侧滑角时，相当于垂尾与流场速度方向形成了迎角，从而产生了气动力，因此，它与机翼气动力的成因相同。从图可以看到，不管是垂尾还是飞机头部的侧向力，对正的侧滑角，其方向都沿着的负方向。当侧滑角为负时，则产生正的侧向力。垂尾产生的气动力大小为考虑到机身的侧向力，侧滑角引起的总侧向力表示为其中侧滑时垂尾和机身产生的侧力vYhYxoVy)(vY)(hYoywwvYvQSSSCYv)(wYQSCY)(0/YYCC西北工业大学自动化学院李广文方向舵偏转产生的侧力与升降舵产生操纵升力类似，方向舵偏转使得垂尾的弯度发生改变，从而产生侧向操纵力。方向舵后缘左偏定义为正，这时产生的侧力沿正方向。因此，侧向操纵力为其中，一般很小，可以忽略不计。但是，由此产生的操纵力矩却比较大，不能忽略。V)(rYr)(rYoy()rrYwrYCQS0/rYYCCr西北工业大学自动化学院李广文滚转角速度产生的侧力为机体沿轴的滚转角速度。飞机滚转时，在立尾有附加速度，产生阻碍滚转的力及力矩（阻尼力矩）。产生的侧力沿负方向。气动力表达式为其中，为翼展，，一般很小，可以忽略不计。VtVpzyoiplipl)(pYppox0poypQSCpYwYp)(Vpbp2/b0/pCCYYp注意：欧美坐标系和苏式坐标系在计算归一化的滚转角速率的差别，二者差一倍西北工业大学自动化学院李广文偏航角速度产生的侧力为机体沿轴的角速度。飞机做偏航运动时，在立尾会产生附加速度，导致附加的流场侧滑角，从而产生侧向力。由于立尾在机体尾部，侧向力产生阻尼偏航运动的力矩（稳定力和力矩）。超音速飞机头部在偏航时也产生侧力，但与立尾侧力方向相反（阻尼力矩）。整个飞机由此引起的侧力表达式为其中，，一般很小，可以忽略不计xyorVirltVVjrltV)(rYv)(rYhrozrQSCrYwYr)(Vrbr2/rCCYYr/注意：欧美坐标系和苏式坐标系在计算归一化的偏航角速率的差别，二者差一倍西北工业大学自动化学院李广文侧力组成小结，侧滑角引起，方向舵偏角引起，小，飞机滚转角速度引起，小，飞机偏航角速度引起，小侧力系数忽略小量wYQSCY)(wYrQSCYr)(pQSCpYwYp)(rQSCrYwYr)(0/YYCC0/rYYCCr0/pCCYYprCpCCCCrprYYrYYYrYYYrCCC西北工业大学自动化学院李广文滚转力矩由于，需要分别讨论各因素的作用。（1）侧滑角作用分量出现侧滑，气流相对机翼和立尾的方向都发生了变化，产生的侧力形成了绕轴的力矩，可表示为：这里。侧滑角影响侧向力矩需要考虑机翼上下反角，机翼后掠角、机身和立尾四个方面的因素。),,,,(rpLLraox()/wlwlLSCQSCbQb/llCC西北工业大学自动化学院李广文机翼上下反角具有侧滑角的水平气流沿方向的分量为，沿垂直于方向，即方向的分量为。分量垂直于机翼弦线的速度分量为，是产生向上力的主要来源。对右机翼向上，对左机翼向下。是常数，因此。方向相反的力形成力矩，方向沿，即力矩系数为负。即。对下反角，则方向沿，即力矩系数为正。VcosVsinVsinVsinsinVcossinVsinVsinsinVcossinVcosVsinsinVtVcosVsinsinVtV右机翼攻角增大，升力增大左机翼攻角减少，升力减少机翼上反角对机翼流场的影响oxcosVsinVoysinVsinsinVVsinsinVVsinsinVVVVVsinsinVcossinsintan1ox0lCox西北工业大学自动化学院李广文机翼后掠角的影响右机翼：平行分量：垂直分量：左机翼：平行分量：垂直分量：产生升力的有效速度分量为垂直速度分量因此，右机翼的升力将大，左机翼则小。力矩沿方向。即随攻角变化，当时，。如果很大，则也很大，影响飞机的稳定性。侧滑时飞机要滚动。)cos(4/1VV4/1V4/1)sin(4/1V4/1)cos(4/1V)sin(4/1V速度分解)sin(4/1V)cos(4/1V)sin(4/1V)cos(4/1V1/41/4cos()cos()VVox0lClC00lCLClC西北工业大学自动化学院李广文立尾作用立尾在侧滑出现时，速度沿立尾的垂直分量对立尾产生气动力。平行立尾气流：；垂直立尾气流：侧滑产生的力矩（），一方面使得飞机沿转动，一方面使得飞机沿转动。因此这时的力矩系数sinVcosV)(Yx侧滑角在立尾产生的侧力和侧向力矩cosVsinVsinVoxoz0lC0NC西北工业大学自动化学院李广文机翼机身气动力干扰力矩机翼安装位置不同，侧滑时气流在飞机右侧垂直分量使得翼根压力增大，产生气动力，上单翼飞机形成的力矩系数。下单翼飞机形成的力矩系数。中单翼可忽略。0sinV0lC0lC上单翼飞机横侧稳定性强下单翼飞机横侧稳定性弱西北工业大学自动化学院李广文飞机横向滚动稳定性导数称为飞机横向滚动稳定性导数，说明飞机是滚动稳定的，否则是滚动不稳定的。这里滚动稳定的解释干扰使得飞机产生滚动角，升力分量使得飞机产生侧滑角，由于，滚动力矩阻碍增大（，）最终使得。lC0lClwbCQSL)(/llCC000lCxIL)(0)(L0西北工业大学自动化学院李广文作用分量－滚转控制力矩副翼偏角引起的滚转力矩是最主要的力矩，是操纵力矩。副翼正偏转时（右副翼下偏），右机翼升力增大，左机翼升力降低，成为力偶，力矩沿方向。因此这里（滚转操纵导数）。aaoxalwaabCQSL)(0/allCCa西北工业大学自动化学院李广文作用分量－操纵交叉力矩方向舵正向偏转沿方向，产生正侧力沿方向，此力对轴取力矩为正，对轴取力矩为负。因此这里（操纵交叉导数）。这里rrozoyoxozrlwrrbCQSL)(0/rllCCr0/rNlCCrrNwrrbCQSN)(西北工业大学自动化学院李广文作用分量－滚转阻尼力矩滚转时，机翼会产生大的阻尼力矩，平尾和立尾也存在，但较小。飞机右滚，。右机翼向下运动，气流相对运动向上，气流迎角增大，升力增大；左机翼向上运动，气流运动相对向下，气流迎角减少，升力减少。形成力矩沿方向，阻止滚转。平尾和立尾作用相同，阻尼力矩小。因此该力矩可以写为这里（滚转阻尼导数），。p0pox)2/()(VpbbCQSpLplw0/pCCllpVpbp2/注意：欧美坐标系和苏式坐标系在计算归一化的滚转角速率的差别，二者差一倍西北工业大学自动化学院李广文作用分量－交叉动态力矩飞机进行偏航运动（沿），引起机翼、平尾的气流速度发生改变，引起滚转力矩（沿）。设，机体头部向右偏转，左机翼气流相对速度增大，升力增大；右机翼气流相对速度减少，升力减少。从而产生沿方向的力矩。因此这里（交叉动态导数），。rozox0rox)2/()(VrbbCQSrLrlw0/rCCllrVrbr2/注意：欧美坐标系和苏式坐标系在计算归一化的偏航角速率的差别，二者差一倍西北工业大学自动化学院李广文滚转力矩总结横向滚动稳定性力矩这里（横向滚动稳定性导数）。滚转控制力矩这里（滚转操纵导数）。操纵交叉力矩这里（操纵交叉导数）。滚转阻尼力矩这里（滚转阻尼导数），。交叉动态力矩这里（交叉动态导数），。最后lwbCQSL)(0/llCCalwaabCQSL)(0/allCCarlwrrbCQSL)(0/rllCCr)2/()(VpbbCQSpLplw0/pCCllpVpbp2/)2/()(VrbbCQSrLrlw0/rCCllrVrbr2/)()()()()(rLpLLLLLrarCpCCCCCrprallrlalll西北工业大学自动化学院李广文偏航力矩偏航力矩是飞机绕轴转动的力矩，一般地表示为：（1）侧滑角作用力矩－航向静稳定力矩•存在侧滑角时，实验表明，机身存在不稳定的偏航力矩。•立尾在质心之后，侧滑角产生的力矩起阻尼作用。•如果立尾的阻尼力矩大于机身的不稳定力矩，则飞机是偏航静稳定的。能够消除侧滑趋势的能力这里定义为飞机的航向静稳定性。航向静稳定性的条件。注意：航向静稳定不能保持航向不变，只能使得侧滑角为零，这是航向稳定性与其它稳定性的差异。机头可能处在新方向，因此，也称为风标稳定性。力矩为这里（航向静稳定性导数，为正，坐标系定义造成符号差异。但稳定是飞机本身的固有特性,注意：苏式坐标系中航向静稳定导数小于0表示航向静稳定）。oz),,,,(rpNNra0nCnwbCQSN)(0/nnCC西北工业大学自动化学院李广文飞机的航向稳定性，指的是飞行中，飞机受微小扰动以至航向平衡遭到破坏，在扰动消失后，飞机自动趋向恢复原平衡状态的特性。飞机的航向稳定性●什么是航向稳定性西北工业大学自动化学院李广文航向稳定力矩主要是在飞机出现侧滑时由垂尾产生的。①主要航向稳定力矩的产生西北工业大学自动化学院李广文●由垂尾产生的航向稳定力矩西北工业大学自动化学院李广文●垂尾面积的影响垂尾面积越大，航向稳定力矩越大。相对气流相对气流扰动扰动稳定力矩稳定力矩较小侧力（面积小）较大侧力（面积大）西北工业大学自动化学院李广文机身横轴后掠角上反角和后掠角的设计等也能够使机翼产生方向稳定力矩。②其他航向稳定力矩的产生上反角西北工业大学自动化学院李广文上反角使侧滑前翼迎角大，阻力大，从而产生航向稳定力矩。●上反角在侧滑中所产生的航向稳定力矩西北工业大学自动化学院李广文后掠角的存在，使侧滑前翼的相对气流有效分速大，因而阻力更大，从而产生航向稳定力矩。●后掠角在侧滑中所产生航向稳定力矩西北工业大学自动化学院李广文●机身、背鳍和腹鳍的航向稳定力矩的产生机身，以及背鳍和腹鳍也可以产生航向稳定力矩。西北工业大学自动化学院李广文作用力矩－操纵交叉力矩副翼上下偏转对机翼弯度影响不同，对，右副翼下偏转，弯度增大，升力