偏航

偏航是飛機繞機體坐標系豎軸的短時旋轉運動。豎軸通過飛機重心在飛機對稱平面內並垂直於縱軸。偏航運動的主要參數有偏航角、偏航角速度、偏航角加速度。偏航運動通過踩腳蹬使方向舵偏轉產生繞飛機重心的偏航力矩來實現。

偏航干擾引起尾旋翼迎角發生變化，因此，在直升機自身安定面的基礎上，尾 旋翼會與上面相同產生一個安定阻尼效應。總體來說，由於上行氣流分離和尾跡 影響，飛機基本航向穩定性越來越薄弱。

基本介紹

• 中文名：偏航
• 外文名：Yawing

偏航控制

偏航的主要控制面是具有方向舵的垂尾。當確定垂尾尺寸時，下述各點需要考慮。

（1）垂尾尺寸必須能適應在全部飛行包線區域內所要求的重心移動範圍。

（2）在發動機發生意外事故時，特別是機翼發動機，垂尾必須能夠產生足夠大 的側向力以平衡這個不穩定力矩。

（3）在著陸模式中，常常由側風要求來限定垂尾尺寸。

上述發動機停車情況，對於機翼發動機的飛機，起飛狀態通常是確定垂尾尺寸的臨界指標。

偏航控制系統

與滾轉和俯仰的方式類似，使用速度陀螺儀，構造了偏航姿態的加速度反饋，系統的穩定性因此有了顯著改善，所以，通過簡單的控制方法來充分地控制偏航角是可能的。因此，在角速度反饋系統外設計了一個P控制系統，如概述圖所示。在概述圖中，K_p是P的增益，ψ_ref參考偏航角。給定陀螺增益，當K_p=1時，通過使用閉環迴路進行仿真,可確定P增益，該閉環迴路可通過使用速度陀螺系統整合偏航姿態 模型和反饋迴路得到。

機動評估

與滾轉情況相似，偏航機動的評估也分為以下幾個階段，如圖3-7所示。

(a)定直平飛的飛機，激勵器突然作動，偏航開始，垂尾和方向舵的載荷以及相應的橫向和偏航加速度通常給出了方向舵的設計狀態。方向舵作用產生的側力用Y_ξ表示，偏航力矩用N_ξ表示。

(b)側滑角達到最大“過沖” (over-swing)角β_max。相應的橫向速度為V_max。垂尾的迎角產生了一個側力Y_max和相應的偏航力矩。有時假設β_rnax是定常側滑角β_E的1.5倍。當方向舵偏轉產生的對重心的力矩與整機的側滑角產生的力矩大小相等、方向相反時，飛機做定常側滑；一般情況下，β_max小於1.5倍β_E，並且不難估計。由此可以得到設計垂尾的載荷工況，且扭轉時尤為突出。圖3-8給出了側滑機動時的運動狀態。

(c)平衡狀態。這種情況通常不會產生載荷。側滑角β_E與橫向速度V_E對應；垂尾側向載荷由Y_βE表示。整機的偏航力矩N_βE與方向舵施加的偏航力矩N_ξ平衡。

(d)偏航終止狀態。即激勵器的偏角回到中性位置，飛機在偏航力矩N_βE的作用下開始回到定直平飛狀態。由此可以得到垂直安定面的設計情況。

偏航飛行中的平尾載荷

當飛機處在側滑狀態或遭遇水平突風時，平尾上的升力分布為非對稱分布。這是由於垂尾和機身有朝某一側平尾傾斜的趨勢。當平尾安裝在垂尾上時，這點顯得尤為重要，因為平尾滾轉力矩總是使垂尾的彎矩增加。這種情況通常就是機身後部的臨界扭轉載荷。滑流或射流也可產生類似的非對稱載荷。

飛機在側滑中速度的橫向分量會影響整機的氣動特性，而不僅僅是尾翼的氣動特性。翼-身零升俯仰力矩也會發生改變，從而導致飛機配平飛行下的平尾載荷發生變化。英國軍用規範中建議，在估算側滑機動中的平尾配平載荷值時，零升俯仰力矩係數要比直線飛行時增加-0.0015/側滑角β。