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稳定性的基本概念 飞机飞行的航迹和高度仅受飞机的空气动力学特性，推进系统和它的结构强度限制。这些限 制表明了飞机的最大性能和机动性。如果飞机要提供最大效用，在这些限制的全部范围内必 须是安全可控的，且不超出飞行员的强度和要求额外的飞行能力。如果飞机沿任意航迹笔直 稳定的飞行，那么作用于飞机的力必定是静态平衡的。任何物体的平衡受到破坏后的反应和 稳定性有关。有两种稳定性：静态的和动态的。先讨论静态的平衡，这里的讨论将用到下面 的定义： 平衡－所有作用于飞机的相反的力都是平衡的。(飞机处于稳定的不加速的飞行状态) 静态稳定性－当平衡被破坏后飞机显示出的最初趋势。 正静态稳定性－飞机平衡被破坏后返回到原来平衡状态的最初趋势。图3－10 负静态稳定性－飞机平衡被破坏后持续偏离原来平衡状态的最初趋势。 中性静态稳定性－飞机平衡被破坏后维持在一个新条件的最初趋势。 飞行员航空知识手册 第47 页 静态稳定性 飞行中飞机的稳定性比解释的要稍微复杂的多，因为飞机可以自由的向各个方向运动，且俯 仰和侧滚以及方向都必须是可控的。设计飞机时，工程师必须在稳定性，机动性和可控性之 间折中；因为飞机的三个轴向自由度使得问题变的更加复杂了。太高的稳定性对机动性有害， 类似的，不足的稳定性对可控性也有害。在飞机设计中，这两者(稳定性和机动性)之间的折 中是个关键。 动态稳定性 静态稳定性定义为飞机在平衡条件被破坏后显示出来的初始趋势。有时候，初始趋势和总体 趋势不同或者相反，因此必须区别这两者。动态稳定性是飞机的平衡被打破后显示出来的总 体趋势。图3－11 的曲线显示了受控的功能随时间的变化。可以看出时间单位非常重要。 如果一个周期或者一个起伏的时间单位超过10 秒，这叫长周期振动(起伏运动)，且容易被 控制。在纵向长周期振动中，当空速增加或者降低时，迎角保持不变。对于某一角度，期望 振动会收敛，但是不是必须的。起伏运动只能在静态稳定的飞机上测定，这对飞机的配平质 量有很大的影响。如果一个周期或者一个起伏的时间单位小于一秒或者两秒，这称为短周期 振动，如果不是不可能的话，飞行员通常是非常难以控制的。这是飞行员很容易增强它的一 种振动类型。 中性或者发散的短期振动是危险的，如果振动不是快速阻尼的话，一般会导致结构化失效。 短期振动影响飞机和控制面是类似的，它们表现为飞机的纵向摆动，或表现为控制面的振动 或颤动。基本上，短期振动出现在迎角变化而空速不变时。控制面的短期振动一般是飞机的 高频振动以至于飞机都没时间反应。逻辑上，联邦管制法规要求短期振动必须是大阻尼的(也 就是短期振动立即消失)。飞机的适航性认证时的飞行测试就是为这个情况而执行的，方法 是通过降低极大临界速度(也就是Vne, 不过速)时配平，侧滚或俯仰控制中的振动。测试中， 飞行员拉下控制轮或下踏方向舵踏板压低，然后观察结果。 飞行员航空知识手册 第48 页 飞行员航空知识手册 第49 页 纵向稳定性(俯仰) 设计飞机时，为开发三个轴向期望的稳定性角度作了大量的努力。但是横轴的纵向稳定性被 认为是最受不同飞行条件下特定变量的影响。纵向稳定性是使飞机绕横轴维持稳定的品质。 它影响飞机的俯仰运动，即飞机头向上或向下的运动。纵向不稳定的飞机有一个逐渐爬升或 者俯冲到非常极端状态的趋势，甚至是失速。因此，纵向不稳定的飞机变的难以飞行，有时 还危险。 飞机的静态纵向稳定性或者不稳定性依赖于下面三个因素： 机翼对重心的位置 水平尾翼控制面对重心的位置 尾部控制面面积和大小。 分析稳定性时，应该记得一个物体如果可以自由旋转的话，它总会绕它的重心旋转。 为获得静态纵向稳定性，机翼和尾部力矩的关系必须是这样的，如果力矩最初是平衡的，然 后突然机头上翘，机翼力矩和尾部力矩将会改变以至于它们的力的总和将提供一个不平衡的 但是恢复力矩，接着机头被再次向下拉。类似的，如果机头向下，结果力矩的改变使得机头 向后。 升力中心，有时也叫压力中心，在大多数飞对称机翼中有一个趋势，即随着迎角的改变而改 变它的前后位置。迎角增加时压力中心趋于向前移动，迎角减小时压力中心趋于向后移动。 这就意味着机翼的迎角增加时，压力(升力)中心向前移动，趋于把机翼的前缘抬升的多一些。 这个趋势给机翼带来了固有的不稳定特性。 图3－12 所示的飞机处于平直飞行状态。线段CG-CL-T 表示从重心CG 到水平升降舵T 点的飞机纵轴。CL 点表示升力中心。 大多数飞机设计成机翼的升力中心CL 在飞机的重心CG 后面。这使得飞机出现“头重”现象， 也要求水平升降舵有向下的力来维持飞机的平衡，以避免机头持续的向下俯。对“头重”的补 偿是通过设置升降舵处于轻微的负迎角来实现的。这样就产生了保持尾部向下的力，来平衡 很重的机头。就象线段CG-CL-T 是水平的，CL 点有向上的作用力，另外两个向下的力互 飞行员航空知识手册 第50 页 相平衡，一个是作用在CG 点的很大的力，另外一个是作用于T 点大的小得多的力。应用 简单的物理学原理就可以看到，如果CL 点用铁条悬挂，而很大的重量挂在CG 点，那么就 会在T 点产生维持水平平衡的向下作用力。 尽管平飞时水平升降舵可能是水平的，还是有来自机翼的向下气流。这个气流冲击升降舵的 上表面产生向下的压力，在某一速度就足以保持飞机水平平衡。飞机飞的越快，向下的气流 就越强，产生的作用于升降舵(T 尾除外)的力也就越大。图3－13。 在固定位置的水平升降舵飞机中，飞机制造商设置一个升降舵迎角，以设计巡航速度和功率 设置飞行时能够提供最好稳定性。图3－14 飞行员航空知识手册 第51 页 如果飞机速度降低，机翼上气流的速度也会降低。机翼上气流速度降低的结果是下洗流也降 低，导致升降舵上向下的作用力变小。接着，“头重”特性加重，使得机头更加的向下俯。这 样飞机就处于低头姿态，减少机翼迎角和阻力可以让空速增加，当飞机继续处于低头姿态时， 它的速度增加，升降舵上向下的力再次增加。进而，尾部再次被向下压，机头抬升进入爬升 姿态。 当爬升继续时，空速又降低，导致尾部的向下力又降低，直到机头更低。但是，因为飞机是 动态稳定的，这回机头的降低就不会向前面降低的那么厉害。这次飞机将获得足够的速度， 更加逐渐的冲到另一个爬升状态，但是爬升不会象前一次那么陡峭。 经过几次减小的起伏后，起伏中机头时而抬升时而降低，飞机最终会在一个速度上平稳下来， 这个速度会让尾部向下的力恰好平衡机头向下俯冲的趋势。当获得这样的条件后，飞机会再 次平衡的飞行，只要高度和空速不变就会持续稳定的飞行。 当关闭节流阀时会注意到一个类似的效果。机翼的下洗流降低，图3－12 中T 点作用力不 足以保持升降舵向下。这就好像T 点的作用力让机头的重力下拉机头一样。当然这是想要 的特性，因为飞机固有地试图再次获得空速和再次建立适当的平衡。 动力或者推力也有不稳定效果，增加的动力会趋于使机头抬升。飞机设计者可以通过建立一 个“高推力线”来抵消这个效果，高推力线中推力从重心上方通过。图3－15 和图3－16。 这种情况下，当动力或者推力增加时，就会产生一个抵抗尾部向下载荷的力矩。另一方面， 一个恰好的“低推力线”会趋于增加水平尾部控制面的抬升机头效果。 那么就可以得出结论，随着重心向升力中心的前面移动，尾部向下的空气动力，结果是飞机 飞行员航空知识手册 第52 页 总是试图恢复到安全飞机姿态。 纵向稳定性的简单演示如下：把飞机配平到不用控制的平飞状态。然后快速的控制飞机头轻 微的向下压。如果在短暂的时间内，机头抬升到原来的位置然后停止，飞机就是静态稳定的。 一般的，机头会通过原来的位置，连续的慢速俯仰起伏随之而来。如果起伏逐渐停止，即飞 机有正的稳定性；如果继续不稳定，那么飞机就有中性稳定性；如果起伏增加，那么飞机是 不稳定的。 | 
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发表于 2009-1-16 14:02:53
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