空氣動力學第三十五講(編輯修改稿)
2025-05-27 03:31 本頁面
【文章內(nèi)容簡介】 大迎角 , 并使飛機能在較大迎角下重新平衡，就需要飛行員從松桿位置向后拉點桿，使水平尾翼前緣向下偏轉(zhuǎn)一點角度，這時，載荷感覺器內(nèi)的彈簧就要受到壓縮，飛行員需要用點力拉桿，平飛速度越小，需要的迎角越大，水平尾翼前緣的下偏量也應當越大，所以，拉桿量越大，拉桿力也隨之增大。 同理，如果從平衡速度開始增大速度平飛，就需要飛行員從松桿位置推點桿，使水平尾翼前緣向上偏，以減小迎角，載荷感覺器內(nèi)的彈簧從反向受到壓縮，飛行員需要用力推桿．平飛速度越大，需要的迎角越小，水平尾翼前緣的上偏量也應越大，所以，推桿量越大，推桿力也隨之增大。 總的看來，曲線由下向上表明：隨著平飛速度由小增大，先是拉桿力逐漸減小，到達平衡速度時，駕駛桿力等于零，飛行速度再增大，駕駛桿就變?yōu)橥茥U力，以后，隨著飛行速度繼續(xù)增大，推桿力也不斷增大。 殲 — 6飛機的平衡速度為表速 750177。 50公里 /小時，在正常情況下，殲 — 6飛機平飛時，拉桿力大約為 15公斤左右，推桿力也為 15公斤左右。桿力在這一范圍內(nèi)變化，可以保證飛行員操縱飛機時既有適當?shù)牧Φ母杏X，又不會過于費力。 如果飛機的平衡速度不合規(guī)定，飛行中桿力就會不正常，飛行員會反映“頭重”或“頭輕”。 平衡速度過大時，如果飛行員要以某一小速度平飛，就需要使迎危增大得多一些，因此，就要從松桿位置向后多拉點桿，拉桿力比正常時大，如果飛行員要以某 — 較大速度平飛，迎角可以減小得少些，飛行員可以從松桿位置向前少推點桿，推桿力較小，這種拉桿力過大，推桿力過小的現(xiàn)象，按飛行習慣說法，叫做“頭重”。 圖 3— 4— 41表示，平衡速度正常和平衡速度過大兩種情況下的桿力曲線．平衡速度過大時，升力曲線要向下移動一段距離，在小速度平飛時，拉桿力都偏大。在大速度平飛時，推桿力都縮?。? 根據(jù)以上道理，也可分析得知，平衡速度過小，則會出現(xiàn)推桿力過大，拉桿力過小的現(xiàn)象。這就是所謂“頭輕”。 二、橫向操縱性 飛機的橫向操縱性，就是在飛行員操縱副翼以后，飛機繞縱軸滾轉(zhuǎn)，改變滾轉(zhuǎn)角速度和坡度等飛行狀態(tài)的特性。 在某一飛行速度下，飛行員向左壓桿偏轉(zhuǎn)副翼 (圖 3— 4— 42)，飛機因左右兩翼升力之差形成橫向操縱力矩而向左滾轉(zhuǎn)，在滾轉(zhuǎn)中，只要沒有側(cè)滑，就不會有恢復力矩產(chǎn)生，只有橫向阻轉(zhuǎn)力矩。滾轉(zhuǎn)越快，阻力矩越大。當橫向操縱力矩與橫向阻轉(zhuǎn)力矩相等時，飛機就作等速滾轉(zhuǎn)，壓桿行程越大 (即偏轉(zhuǎn)副翼越多 )，等速滾轉(zhuǎn)的角速度也越大。 偏轉(zhuǎn)副翼后，作用在副翼上的空氣動力也會傳到駕駛桿上，所以飛行員必須用一定力量壓住桿，才能保持副翼偏轉(zhuǎn)在一定的角度上，副翼偏轉(zhuǎn)角越大，飛行速度越大．為了使飛行員操縱省力，在副翼前緣裝有內(nèi)封補償裝置，它由補償面和密封隔布組成，把副翼之間的空隙隔成上下兩室 (圖 3— 4— 43)，副翼向下偏轉(zhuǎn)時，機翼下表面流速減慢，壓力增大；上表面流速加快，壓力減小．因而在補償面上下將產(chǎn)生壓力差，這個壓力差產(chǎn)生的向上的力量，可以幫助飛行員操縱副翼向下偏轉(zhuǎn)，同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)時，補償面上的壓力差也可以幫助飛行員操縱副翼向上偏轉(zhuǎn)。所以，副翼內(nèi)封補償裝置可以減輕飛行員壓桿操縱副翼的力。 高速飛行中，作用在副翼上的空氣動力比較大，因此，高速飛機在副翼操縱系統(tǒng)中，裝有液壓助力器，利用它來幫助飛行員操縱副翼；同時還裝有載荷感覺器，使飛行員在操縱副翼時仍能受到一定的桿力作用。便于準確地掌握操縱量。 高速飛行中，副翼偏轉(zhuǎn)角度較大時，作用在副翼的空氣動力較大，這會使機翼產(chǎn)生較大的扭轉(zhuǎn)變形。副翼向下偏轉(zhuǎn)，機翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形要使迎角減小 (圖 3— 4— 44)，這就要抵消一部分由于副翼偏轉(zhuǎn)而增大的升力，使副翼的效能降低．同樣道理，副翼向上偏轉(zhuǎn)，機翼產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)變形則要使迎角增大，也會降低副翼的效能。為了解決高速飛行中副翼效能降低的矛盾，飛機上采用阻流片。裝了阻流片機構(gòu)以后，當副翼向下偏轉(zhuǎn)時，阻流片即從機翼下表面伸出 (圖 3— 4— 45), 使機翼下表面氣流的流速減小，壓力增加，升力增大，這樣，就改善了飛機在高速飛行中的橫側(cè)操縱性。 三、方向操縱性 飛機的方向操縱性，就是在飛行員操縱方向舵以后，機頭繞立軸偏轉(zhuǎn)改變側(cè)滑角等飛行狀態(tài)的特性。 為什么偏轉(zhuǎn)方向能改變側(cè)滑角 ?這同偏轉(zhuǎn)升降舵為什么能改變迎角的道理基本上是一樣的。
環(huán)評公示相關(guān)推薦
鄂ICP備17016276號-1