AV全程-自动驾驶19-1~3资料

飞机的操纵机构（续）
• 副翼偏转角a，规定：右副翼后缘下 偏（左副翼随同上偏）为正。+ a产 生负的滚转力矩L。
• 方向舵偏转角r，规定：方向舵后缘 向左偏转为正。+ r产生负的偏航力 矩N。
阻力分为： 零升阻力和生致阻力
零升阻力：与升 升致阻力：与升
力无关，又可 力有关，又可
细分为：
细分为：
• 偏转方向舵r引起的侧力 偏转方向舵产生侧力与偏转升降舵的
气动原理相同。规定：
+r产生+Y（r） • 滚转角速度p引起的侧力
当飞机绕机体轴ox轴的滚转角速度p≠0， 在立尾上有附加侧向速度，即立尾有局部侧 滑角，因而产生侧力。
• 偏航角速度r引起的侧力
飞机绕机体Oz轴的偏航角速度r≠0时， 在立尾上有局部侧滑角，因而产生侧力
滚转角速度P和偏航角速度r 引起的侧力
滚转力矩L与偏航力矩N
绕机体轴OX轴的力矩称为滚转力 矩L，绕机体轴OZ轴的力矩称为偏航 力矩N，这两种力矩统称为侧向力矩。 （一）绕OX轴的滚转力矩 （二）绕OZ轴的偏航力矩
*：前面已用L表示升力，此处的L表示滚转力矩。
（一）绕OX轴的滚转力矩
• 侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩 • 副翼偏转角a引起的L-滚转控制力矩 • 方向舵偏转角r引起的L-控制交叉力矩
向下方。
飞机的角运动参数
• 飞机的姿态角 • 飞机的轨迹角 • 气流角
飞机的姿态角 （机体轴系与地理系的关系）
• 俯仰角：机体纵轴与其在地平面投影线 之间的夹角。以抬头为正；
• 偏航角：机体纵轴在地平面上的投影与 地理北之间的夹角。以机头右偏航为正 （机头方向偏在预选航向的右边）。
• 滚转角：又称倾斜角，指机体竖轴（飞 机对称面）与通过机体轴的铅垂面间的 夹角。飞机右倾斜时为正。
气流角 （空速坐标与机体轴系的关系）
• 迎角：空速向量在飞机对称面上的投影 与机体轴的夹角，以速度向量的投影在 机体轴之下为正（飞机的上仰角大于轨 迹角为正）；
• 侧滑角 ：速度向量与飞机对称面的夹 角。以速度向量处于飞机对称面右边时 为正。
飞机的操纵机构
飞机的运动通常利用升降舵、 方向舵、副翼及油门杆来控制。 • 升降舵e，规定：升降舵后缘下偏为 正。正的e产生负的俯仰力矩M，即 低头力矩； 升降舵调整片：减小升降舵上的铰 链力矩。
连续方程及伯努里方程
• 连续方程 FxV=常数 高速流：（M²-1）dV/V=dF/F
• 伯努里方程
P+½pV²=常数
升力
在亚音速流中，气流流过有迎角的翼型（a）时， 在下表面临近前缘点A，流线在此点分开，在该点上的 流速必须为零，A点称为驻点；驻点以上气流绕翼型上 表面流过，驻点以下气流绕下表面流过，然后到后缘 点B处汇合成一条流线。B点也是驻点，其流速也为零。
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
机身产生的俯仰力矩
• 亚音速飞机的机身在α＞0时没有升 力，只有一个使C增大的纯力偶，因 此机身本身的气动力矩特性是不稳 定的。
• 超音速飞机机身的头部是锥形体， α≠0时有升力。由于头部总是在全 机重心之前，故亦是不稳定作用。
水平尾翼的俯仰力矩
如上图所示：平尾对重心的俯仰力矩为： Mt=-Ltlt
飞机纵向的平衡与操纵（续）
设飞机在=-50的Cm—α曲线上的α=α1处平衡， 如果因风的扰动使α>α1，负的Cma将产生低头力 矩，使α能恢复到α1。反之，在α<α1情况下， 正的Cma将产生抬头力矩，使α能恢复到α1。因此， Cma为负时能使飞机的平衡具有稳定的性质，称为 静稳定平衡。
如果Cm—α曲线如图中的虚线所示（即Cma为 正值），那么当α>α1时有正的抬头力矩使α继续 增大，当α＜α1时有负的低头力矩使α继续减小。 这种维持不住的平衡，称为静不稳定平衡。
三、侧力
飞机总气动力沿机体轴系OY轴的 分量称为侧力Y。侧力可以用侧力系 数CY表示。
Y=（1/2）CYV2SW
飞机外形是对称的，只有在不 对称的气流作用下才会有侧力。
侧滑角β引起的侧力
飞机在β0时 会产生侧力Y，超 音速飞机的侧力主 要是垂直尾翼侧力 Yv（β）和机头侧 力Yh（β）之和。 +β产生-Y（β）
自动飞行控制系统
第一节 空气动力学
第二节 飞行力学 第三节 自动驾驶仪的基本工作原理 第四节 飞行控制计算机及系统 第五节 飞行指引仪 第六节 舵机、舵回路及液压系统 第八街 偏航阻尼器 第九节 电传操纵系统
自动飞行控制系统概述
自动飞行控制系统（AFCS）完成以下主要 功能： • 自动驾驶仪(A/P)； • 飞行指引仪(F/D)； • 安定面配平系统(STAB/T)； • 偏航阻尼器(Y/D)； • 自动油门系统(A/T)。
升力系数CLw是迎角α的函数，α越大CLw也越大。 当α=0时CLw≠0。这是因为适用于低速飞行的翼型 曲度总是正曲度，当α=0时上下翼面压力差仍不 为零而是正值，当α为某一负值时才有CLw=0。使 CLw=0的迎角称为零升迎角α0，一般为负值。当迎 角达到一定值时， CLw达到最大值CLwMAX ，如果迎角 再大则CLw下降，使CLw= CLwMAX 的迎角称为临界迎角 αcr
飞机饶OY轴转动产生的俯仰力矩
当飞机绕OY轴的俯仰角速度q0时，机翼和平尾都会产 生俯仰力矩，其中以平尾的作用最为显著。设具有抬头的 俯仰角速度，则平尾有向下的运动速度，使得平尾有一个 局部的迎角增量t，平尾上因此产生了一个升力增量Lt。 Lt 对飞机重心取矩Mt=-LtLt
此项力矩由飞机转动引起，其作用方向总是阻止飞机运 动，故称为阻尼力矩。
原点：O取在飞机质心处，坐标与飞机固连。 OX轴：与飞机机身的轴线平行，且处在飞
机对称平面内指向机头； OY轴：垂直于飞机对称平面指向右机翼； OZ轴：在飞机对称平面内，且垂直于OX轴
指向下方。
坐标系（续）
• 速度坐标系，也称气流坐标系（速 度轴系）
原点：O取在飞机质心处。 OX轴：与飞行速度的方向一致； OY轴：垂直于XOZ平面，指向右方； OZ轴：在飞机对称平面内，垂直于OX轴指
空气动力引起的俯仰力矩
空气动力引起的俯仰力矩取决于飞行 的速度、高度、迎角及升降舵偏角。此 外，当飞机的俯仰速率 q＝dθ／dt，迎 角变化率，以及升降舵偏转速率等不为 零时，还会产生附加俯仰力矩，称为动 态气动力矩。气动俯仰力矩可写为：
M=f（V，H，α ，e，q，……） 也可用力矩系数表示：M=（1/2）CMV2SWCA
第一节 空气动力学
• 坐标系 • 飞机的角运动参数 • 飞机的操纵机构 • 阻力
坐标系
• 地面坐标系
原点：O取地面上某一点(例如飞机起飞点）。 OX轴：处于地平面内并指向某方向（如指向飞行
航线）； OY轴：也在地平面内，且垂直于OX轴指向右方； OZ轴：垂直地面指向地心。
坐标系（续）
• 机体坐标系
飞机的轨迹角
（地速坐标系与地理坐标系之间的关系）
• 航迹倾斜角：飞行地速矢量与地平面间的夹 角，以飞机向上飞时为正；
• 航迹偏转（方位）角s：飞行地速矢量在地平 面上的投影与地理北向之间的夹角，以速度在 地面上投影偏在地轴之右时为正；
• 航迹滚转角s：飞行地速矢量的垂直分量与飞 行地速矢量及其在水平面上的投影组成的平面 之间的夹角，以垂直分量在该平面之右为正。
压力分布图明确表示出上下翼面的压力差。
将压力分布投影到 V ∞的垂直方向上并沿全翼 面积分可得到升力系数CLw。升力系数CLw随迎角 α的变化关系如下图所示。
理论研究和实验表明：
• 机翼的升力LW — 与机翼面积SW成正比， — 与动压Q=（1/2） ∞V 2∞成正比。
LW=CLwQSW • 升力系数CLw是无因次的。
飞机纵向的平衡与操纵（续）
总之，要使飞机具有纵向静稳定性，Cma应 为负值，即飞机重心位置必须在全机焦点之前。
因为如果飞机具有这样的结构，当飞机受 到外界纵向干扰力矩时，它就会产生一个使飞 机恢复原飞行状态的俯仰力矩，从而使飞机具 有纵向静稳定性。
即：具有静稳定性的飞机，当受到外界干 扰使飞机抬头（低头）后，飞机会受到负（正） 向俯仰力矩，使飞机低（抬）头。
式中：Lt——平尾升力； lt——平尾焦点至飞机质心距离，也称平尾力臂。
水平尾翼的俯仰力矩（续）
当α正向增加时，平尾对飞机重心 的负力矩也增大，是稳定作用。因此平 尾对全机的作用是使焦点后移。
水平尾翼产生的俯仰力矩还与升降 舵偏角有关，它是俯仰操纵力矩。
操纵面偏转，使其上的气动力改变， 不平衡力对飞机中心形成力矩，从而改 变飞行姿态。
CLw与α在一定范围内呈线性关系。在线性范围 内， CLw与α的关系为： CLw=C（α- α0）（注意α0为负值）
纵向力矩（俯仰力矩）
纵向力矩是指作用于飞机的外力 产生的绕机体横轴（0Y）的力矩。
气动力矩和发动机推力向量因不 通过飞机质心而产生的力矩，亦称 俯仰力矩。
发动机推力对质心的力矩
上图表示推力向量不通过质心时的情况， 发动机推力对质心的力矩为 ：MT=TZT T表示推力。推力向量在质心之下时，定义ZT为正 值，则MT为正值，表示力矩矢量与OY轴一致。
飞机纵向的平衡与操纵
以迎角α为横坐标，e为参变量，将力矩 系数Cm—α画成一族曲线（下图所示），可说 明飞机纵向平衡与操纵的关系。
飞机纵向的平衡与操纵（续）
飞机作等速直线平飞，应满足L=G （升力=重力）、T=D（推力=阻力）、对 飞机重心的力矩M=0。
因此，必须选择一个迎角α，使之具 有一定数值的CL，以使L=G。为使M=0 （即Cm=0），必须偏转相应的升降舵偏 角。满足力和力矩的平衡条件之后，剩 下的问题就是能否维持这种平衡。
空气动力引起的俯仰力矩
• 定常直线飞行的俯仰力矩 • 飞机纵向的平衡与操纵 • 飞机饶OY轴转动产生的俯仰力矩 • 下洗时差阻尼力矩 • 升降舵偏转速率所产生的力矩
定常直线飞行的俯仰力矩
• 机翼产生的俯仰力矩 • 机身产生的俯仰力矩 • 水平尾翼的俯仰力矩 • 全机纵向力矩
机翼产生的俯仰力矩
作用于翼型表面的压力总和起来除得到升力和阻力 外，还应该有一个力矩，力矩的大小与归算点有关。 上图示出二维翼风洞实验结果，其归算点取前缘点。如 果归算点不同，则力矩曲线也不同，但升力曲线不变。
• 滚转角速度p引起的L-滚转阻尼力矩 • 偏航角速度r引起的L-交叉动态力矩
侧滑角引起的L-滚转静稳定力矩
此力矩主要由机翼和立尾产生,表示为 ： L=（1/2）ClV2SWb
摩擦阻力； 压差阻力； 零升波阻。
诱导阻力； 升致波阻。
第二节 飞行力学
• 飞机飞行中的受力与力矩 • 飞机转弯时的受力状态及影响因素 • 失速的基本概念及飞行包线限制 • 影响飞机纵向、侧向和垂直方向稳
定的条件与受力因素 • 高速飞行与马赫数的概念
飞机飞行中的气动力与力矩
升力 纵向力矩 侧力 滚转力矩L与偏航力矩N
升力（续）
将翼面上各点压力系数值作为（b） 的图形。箭头所指为翼面法向。 • 压力系数值为负表示吸力，则箭头向外； • 压力系数值为正表示压力，则箭头指向 翼面。
各向量外端光滑连成曲线，得到压力 分布图。
升力（续）
升力产生原理： 气流流过有迎角的翼型时，根据流
量方程可知，下表面的气流速度小于上 表面的气流速度，根据伯努力方程可知： 下表面对机翼的压力大于上表面的压力， 上下压力差产生空气动力，它在垂直于 空速方向上的分量形成升力。
机翼产生的俯仰力矩（续）
利用C L—α曲线和Cm—α曲线都有线性 段的特点，可找出另一归算点（取矩点）。 当α变化时，该点只有C L变而力矩大小不 变，这一点称为焦点，它到翼型前缘点的距 离记为XF。当α≤100时，不论迎角为何值， 对F点的力矩系数都是Cm。。由于对焦点的力 矩是常值，当迎角增加时，其增量升力就作 用在焦点上，故焦点又可解释成增量升力的 作用点。
飞机纵向的平衡与操纵（续）
Cma为负时能使飞机的平衡具有稳定的性质，称为 静稳定平衡。
Cma的符号决定飞机平衡是否稳定，故称Cma为静稳 定性导数。Cma的正负号只能决定偏离平衡迎角 后产生俯仰力矩的方向（趋势），而飞机受扰 后能否最终回到平衡迎角以及恢复到平衡迎角 的过渡过程如何等问题还与飞机的其他参数有 关，因而给Cma的名称加一个“静”字以示其意。