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1、第一章 飞行动力学,第五节 侧向气动力及气动力矩,一、侧力Y,描述纵向运动的变量：，q，V，e 描述横侧向运动的变量：，p，r，a，r 飞机横航向的力与力矩： 侧力Y，指向机体oy轴 滚转力矩L，绕机体ox轴转动 偏航力矩N，绕机体oz轴转动 侧力与侧向力矩是由于飞机横侧向结构不对称产生的 飞机总气动力沿机体oy轴的分力称为侧力Y 侧力：Y=CyQSw，Q 动压，Sw机翼面积 ， Cy 侧力系数,1.侧滑角引起的侧力,0，在垂直尾翼上产生侧力（与产生升力原理相同） 亚音速飞机机身没有侧力 超音速飞机机身的锥形头部有侧力， 故超音速飞机的侧力是机头与垂直尾翼侧力之和 产生的侧力：Y()=1/2V
2、2SwCY , 侧力导数: CY=Cy/ 右侧滑时角为正，此时产生的侧力为负(与oy轴反向) 侧力的方向在气流指向机身的方向上, 侧力的大小与气流在飞机对称面上的分量成比例,2.偏转方向舵r引起的侧力,r0，是为了得到航向操纵力矩，但同时在飞机质心上也引起了侧力（与偏转升降舵产生升力相同） 偏转方向舵r产生的侧力 方向舵侧力导数：CYr= CY/r 一般飞机的CYr数值不大，可忽略不计。,3.滚转角速度p引起的侧力,飞饥绕机体轴ox轴的滚转角速度p0时，在立尾上有附加侧向速度，有局部侧滑角 滚转角速度P产生的侧力： 式中: 式中： 叫做无因次滚转角速率，没有单位 一般飞机的Cyp为负值，数值很
3、小，可忽略不计,4.偏航角速度r引起的侧力,飞机绕机体oz轴的偏航角速度r0 时， 在立尾上有局部侧滑角，产生侧力 超音速飞机的机身头部在r0时也会产生侧力 r引起的全机侧力 式中： 无因次偏航角速度 一般飞机Cyr很小，可忽略不计 飞机的侧力主要由侧滑角产生 主要产生在垂直尾翼上,L 绕机体ox轴的力矩，滚转力矩 升力表达不同 Llift N 绕机体oz轴的力矩，偏航力矩 侧向变量，p，r，a，r都会产生L和N,侧向力矩,二、绕ox轴的滚转力矩L,1.侧滑角引起的滚转力矩L 主要由机翼和立尾产生（侧力），L的大小与立尾和机翼的形状有关 1）立尾的作用 0时，立尾上有侧力，侧力与ox轴有距离，
4、产生滚转力矩L 大小与有关,1.侧滑角引起的滚转力矩L（续）,2）机翼上(下)反角的作用 0时，空速V分解为Vcos和Vsin 不考虑Vcos（纵向气流） Vsin 分解为沿机翼流动和垂直机翼流动的分气流，其中： 垂直翼面的气流为Vsinsin（右翼向上） 和 -Vsinsin（左翼向下） 向上的气流速度使右翼局部迎角， 产生升力 向下的气流速度使左翼局部迎角，升力， 左右合力产生负L 大小与有关 反之，下反角产生正L,上反角,-L,3)机冀后掠角1/4 的作用,翼尖向后掠称为后掠角 后掠角的定义: 在翼弦平面上把各翼剖面翼弦线上25%的点连成直线，称为1/4弦线，此直线与机体轴oy轴间的夹角
5、,1/4,3)机冀后掠角1/4 的作用,0，速度V在左右两半翼作如下的分解 右翼：平行于1/4弦线的分速为： 垂直于I/4弦线的分速为： 左翼：平行于1/4弦线的分速为： 垂直于I/4 弦线的分速为： 由于右翼的有效分速大于左翼， 使右翼上的升力大于左翼， 因而形成的滚转力矩L为负值，与有关 相当于右翼后掠小，升力大 Cl过大，稳定性差， 箭形机翼往往有下反角,4)机翼机身气动干扰的作用,0时，上单翼飞机翼身连接处的右侧，因气流受阻使压力增加，左侧气流因有分离旋涡而使压力降低。 绕流机身的气流使靠近机身右翼根部的迎角增加，左翼根部的迎角减小，两种因素都产生负滚转力矩 中单翼飞机的此项气流干扰
6、效果很小，可忽略不计 全机的Cl 为上述各项作用的总和，称为飞机横滚静稳定导数 式中,飞机横滚静稳定性的意义,飞行方向从纸面垂直向外。平衡时升力L=重力G 设因某种干扰使飞机有滚转角+（右滚）， 升力倾斜 升力与重力的合力形成附加侧力，使飞机向右侧滑，侧滑角0 由于Cl0，产生负的滚转力矩（左滚），使滚转角恢复到零 Cl为负，飞机具有横滚静稳定性,2.副翼偏转角a引起的L滚转控制力矩,副翼正偏转时(右副翼后缘下偏，同时左副翼后缘上偏)，右翼升力增大，左翼升力减小，产生的滚转力矩L为负值，写为 式中： 滚转操纵导数 3.方向舵偏转角r引起的L操纵交叉力矩 方向舵正向偏转(方向舵后缘向左偏转)时，
7、产生正的侧力。由于方向舵在机身之上，此侧力对ox轴取矩得正的滚转力矩。可写为 式中： 操纵交叉导数,4.滚转角速度p引起的L滚转阻尼力矩,滚转阻尼力矩主要由机翼产生，平尾和立尾也有影响 当飞机左滚时p为负，左翼下行，右翼上行。下行翼迎角增加故升力增加，上行翼迎角减小故升力减小，形成正滚转力矩L（右滚），起到了阻止滚转的作用，称为滚转阻尼力矩。 平尾及立尾的作用原理与机翼相同， 都是阻止滚转，只是作用小于机翼 滚转阻尼力矩可写为 式中： 滚转阻尼导数 无因次滚转角速度,5.偏航角速度r 引起的L交叉动态力矩,偏航角速度r0,左右两半翼的相对空速不同。 r0时，左翼向前转，相对空速增加，故升力增加
8、， 右翼向后转，相对空速减小，故升力减小，形成正滚转力矩。 r0时立尾的局部侧滑角为负，将产生正的侧力。由于一般立尾在机身之上，因而亦产生正滚转力矩。 交叉动导数 式中： 交叉动导数 无因次偏航角速度,三、绕oz轴的偏航力矩N,1.侧滑角引起的N 航向静稳定力矩 0，立尾上有侧力N ，产生正偏航力矩 机身有不稳定偏航力矩； 箭形机翼产生正偏航力矩，起稳定作用； 超音速飞机头部有侧力，产生不稳定的偏航力矩； 侧滑角产生的偏航力矩N： 式中； 航向静稳定导数,1.侧滑角引起的N 航向静稳定力矩（续）,航向静稳定导数Cn 0,N= Cn 具有航向静稳定性的飞机在受到侧风扰动后， 机头向着消除侧滑角的
9、方向偏转静稳定 并不能回到原有航线的方向， 使机头转到风速的方向 也叫做风标稳定性 与纵向Cm的静稳定导数意义相同,2.副翼偏转角a引起的N操纵交叉力矩,偏转副翼是为了操纵滚转，却引起了偏航力矩，操纵耦合 a0，右翼下偏，右翼弯度加大，升力，同时阻力； 左翼上偏，左翼弯度减小，升力，同时阻力； 在大展弦比机翼上较明显，对操纵飞机转弯不利 副翼操纵交叉力矩 式中 副翼操纵交叉导数 其值的正负号要依具体情况而定,+N,3.方向舵偏转角r引起的N 航向控制力矩,r0，方向舵左偏，立尾产生正侧力，对oz轴取矩，得到负的偏航力矩-N，表示为 式中 航向操纵导数，其值为负 4.滚转角速度P 引起的N交叉动
10、态力矩 （1）立尾的作用 P0,立尾有局部侧滑0， 产生侧力，偏航力矩+N,（2）机翼的作用,P0,右翼下行，右翼向下的速度增量，相当于机翼不动而气流向上吹，故右翼的迎角增加，升力增加，阻力增加 与之相反，左翼上行，升力减小，阻力减小 形成偏航力矩 全机滚转角速度p 引起的偏舵力矩 式中： 交叉动导数 无因次滚转角速度,偏航力矩N，正负不定,5.偏航角速度r引起的N航向阻尼力矩,航向阻尼力矩,与纵向、滚转阻尼力矩原理相同。航向阻尼力矩主要由立尾产生，机身也有一定的作用。 r0时，前行翼的相对空速增大，阻力增大， 后退翼的相对空速减小，阻力减小， 产生的力矩与r的方向相反，故为阻尼力矩 航向阻尼
11、力矩 式中： 航向阻尼导数 无因次偏航角速度,四、侧力和侧向力矩表达式,综上所述，由气动力形成的侧力和侧向力矩表示如下: 几乎每个运动参数都起作用，说明相互的交联较强。 偏转副翼引起的侧力太小，故忽略不计。 另外，非定常导数： 也会产生侧力与侧向力矩，很小，可以忽略。 所有空气动力和力矩都与高度、飞行马赫数M有关,控制力/力矩,第六节 操纵面的铰链力矩,第六节 操纵面的铰链力矩,铰链力矩是作用在舵面上的压力 分布的合力对舵面转轴形成的力矩 所有的舵面上都存在 如升降舵的铰链力矩表示为 式中：Che铰链力矩系数，Se一升降舵面积， 升降舵几何平均弦长。 舵面压力分布的合力Re不通过舵面转轴，而是
12、有距离的。设转轴距合力Re的垂直距离是he，则铰链力矩可写为： He=-Rehe,第六节 操纵面的铰链力矩（续）,升降舵的铰链力矩系数在平尾迎角及升降舵偏转角都不大的情况下，可表示为 式中 为铰链力矩导数，与马赫数M有关。 其他舵面的描述相同 人或舵机操纵舵面偏转时，不仅要克服操纵机构的摩擦力和惯性力，而且要克服舵面的铰链力矩。 铰链力矩是驾驶员和舵机的负载力矩。 随着飞行速度的提高及尺寸的加大，完全依靠人力操纵舵面已不可能，因而现代飞机上都装有电动或液压助力器。 铰链故障会直接造成飞行控制失控,第五节内容,侧滑产生侧力 侧向变量：状态量，操纵量 所有侧向变量都产生滚转和偏航力矩 描述公式，各气动导数定义 滚转静稳定性，滚转静稳定导数CL 0 第六节内容 铰链力矩的定义、意义与描述,第五节、第六节结束 谢谢,
