信诚优胜精选股票型证券投资基金招募PPT文件格式下载.ppt

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第二、飞行员操纵杆、舵后，飞机反映快慢要适当，即第二、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。

不可迟钝，也不能过于灵敏。

飞机的操纵是通过三个操纵面，即升降舵飞机的操纵是通过三个操纵面，即升降舵（或全动平尾或全动平尾）方向舵方向舵（或全动立尾或全动立尾）和副翼来进行的，转动这三个操纵和副翼来进行的，转动这三个操纵面，飞机就会绕其纵轴面，飞机就会绕其纵轴（ox）横轴横轴（oz）和立轴和立轴（oy）转动，转动，而改变其飞行状态。

而改变其飞行状态。

一、飞机的纵向操纵性一、飞机的纵向操纵性飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼（或升降舵或升降舵）能够改变能够改变飞机迎角，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杆，水平尾翼前缘即向下偏转一个角度（或升降舵向上或升降舵向上偏转一个角度偏转一个角度）。

于是水平尾翼产生负的附加升力，并。

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对飞机重心形成俯仰操纵力矩，迫使机头上仰增大迎角（图图3436）。

由于迎角增大，引起飞机产生正的附加。

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，保持以较大的迎角重新平衡时，飞机就停止俯仰转动，保持以较大的迎角飞行。

飞行。

（一一）偏转水平尾翼偏转水平尾翼（或升降舵或升降舵）后，飞机的迎角为什么会改变后，飞机的迎角为什么会改变?

升降舵升降舵（或平尾或平尾）是靠前推后拉驾驶杆来操纵的是靠前推后拉驾驶杆来操纵的（图图3433）。

前推驾驶杆，升降舵向下偏转前推驾驶杆，升降舵向下偏转（或平尾前缘向上偏转或平尾前缘向上偏转），飞机便低，飞机便低头；

后拉驾驶杆，升降舵向上偏转头；

后拉驾驶杆，升降舵向上偏转（或平尾前缘向下偏转或平尾前缘向下偏转），飞机，飞机便抬头。

便抬头。

副翼是靠左右压驾驶杆来操纵的副翼是靠左右压驾驶杆来操纵的（图图3435）。

左压杆，左。

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。

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方向舵是靠脚左右蹬来操纵的（图图3434）左脚向前蹬左左脚向前蹬左脚蹬，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。

蹬，方向舵向右偏转，飞机便右转。

三个舵面的操纵三个舵面的操纵，在空气动力作用的原理方面，它们基本上，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、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。

影响因素，最后简单介绍随空布局飞机的直接力操纵问题。

飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼飞行员移动驾驶杆偏转水平尾翼（或升降舵或升降舵）能够改变飞机迎能够改变飞机迎角，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，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度（或升降舵向上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。

于是水平尾翼产生负的附加升力力，并对飞机重心形成俯仰操纵力矩，迫使机头上仰增大迎，并对飞机重心形成俯仰操纵力矩，迫使机头上仰增大迎角角（图图3436）。

由于迎角增大，引起飞机产生正的附加升力。

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，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。

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。

的迎角飞行。

同理，如果飞行员再拉一点杆，增大一点俯仰操纵力矩，使同理，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。

小的迎角飞行。

飞行中飞行中，驾驶杆每移动一个位置，都对应着，驾驶杆每移动一个位置，都对应着个迎角。

驾驶个迎角。

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（或升降舵的上或升降舵的上偏角越大偏角越大），侧对应的迎角也越大。

，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，水平尾翼仰操纵力矩相平衡，也就是说，水平尾翼（或升降舵或升降舵）偏转相同角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。

加，纵向操纵性要变差。

（二二）增强飞机俯仰操纵性的措施增强飞机俯仰操纵性的措施全动水平尾翼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效能提高，能够保证飞机具有良好俯仰操纵性（图图3437a）。

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的俯仰操纵力矩显著下降（图图3437b）。

高速飞行时，飞机俯仰稳定性较强，操纵飞机俯仰需要有较高速飞行时，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。

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。

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。

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。

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。

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、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