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51采用力臂調(diào)節(jié)器改善飛機(jī)縱向操縱性能
當(dāng)飛機(jī)在跨音速 6( 7819 :819&飛行時(shí)，由于機(jī)翼壓力中心后移，飛機(jī)會產(chǎn)生自動下俯現(xiàn)象引起桿力（位移）反向，即在圖所示平尾偏度平衡曲線（或桿位移平衡曲線）出現(xiàn)凹勺區(qū)域。這種速度不穩(wěn)定即所謂反操縱現(xiàn)象，在跨音速階段是必然出現(xiàn)的。飛機(jī)在正常狀態(tài)飛行，如欲水平加速，則必須推桿，使平尾后緣下偏；但在跨音速階段凹勺區(qū)域前部的曲線反向部分飛行，水平加速，桿使平尾后緣上偏，這種不符合駕駛員操縱習(xí)慣的反常現(xiàn)象會給操縱帶來極大困難，稍不留圖  %& %;某高度平尾偏度平衡曲線意引起操縱失誤，后果不堪設(shè)想。
為了消除反操縱現(xiàn)象，必須設(shè)法消除圖  %& %;中  7<（ 6(）曲線上的凹勺區(qū)域，由于系統(tǒng)的傳動系數(shù)可近似認(rèn)為是常數(shù)，因此  7<（ 6(）曲線可看作僅是縱坐標(biāo)比例不同的 =7<（6(）曲線。
如果設(shè)法在操縱系統(tǒng)中保持  7<（ 6(）不變，而使桿位移平衡曲線 =7<（ 6(）沿著虛線即曲線 =7<（6(）變化，反常操縱現(xiàn)象即能消除。也就是說，只要在跨音速到超音速階段，能在保證氣動要求所必需的平尾偏度 下，例如 6( 76(>時(shí)要求  7 >，使桿位移由原來的 =>值減小到 =值，便能消除反操縱現(xiàn)象。
中， )?和 *,分別表示為在大力臂和小力臂狀態(tài)下，平尾偏度中和駕駛桿行程 =之間的關(guān)系曲線。設(shè)飛機(jī)在某一高度下水平加速至 6(>，根據(jù)凹勺段情況，這時(shí)平尾偏度應(yīng)為 >，對應(yīng)的桿位移為 =>。由于 6(>所對應(yīng)的飛行 6(數(shù)已接近 >，因此桿位移 =>處于小臂狀態(tài)，即在圖  %& %&中對應(yīng)于小臂狀態(tài)下 =7<（ ）曲線上（ *@,曲線）的 -點(diǎn)，如設(shè)法將 *@,曲線向左移動到 *+@+,+，那么對應(yīng)于 >的桿位移應(yīng)為工 =，因?yàn)?= A=>，則達(dá)到了預(yù)定的目的。
從另一角度來看，把小力臂狀態(tài)的曲線 *@,移到 *+@+,+，可看作在駕駛桿不動的情況下，當(dāng)大臂自動變到小臂時(shí)，除了由于系統(tǒng)傳動比減小而使舵偏角變小（ ->點(diǎn) •00•
 

圖  " "%力臂調(diào)節(jié)器的工作原理
（&）小力臂位置（’）大力臂位置
(—力臂調(diào)節(jié)器， —駕駛桿， )—水平尾翼： *—活動臂 &+點(diǎn)）外，還產(chǎn)生一個使舵偏角向負(fù)偏度方向增大的附加偏度 "，此時(shí) +點(diǎn)變到了 +點(diǎn)。
五、非線性機(jī)構(gòu)
在高速飛機(jī)行中，飛行速度和高度的變化范圍很大。如果傳動系數(shù)為常數(shù)，始終保持在大值，如圖  " ",直線 (，當(dāng)飛機(jī)在低空高速（ -& .(）飛行時(shí)，動壓大，只需舵面偏轉(zhuǎn)很小的角度 " (，此時(shí)對應(yīng)的桿位移 /(就太小，使操縱感覺過于靈敏；如果采用直線 ，上述缺點(diǎn)雖可克服，但當(dāng)?shù)退亠w行或高空超音速飛行由于舵面效率顯著降低需要舵偏角較大時(shí)（如 " ），對應(yīng)桿位移 /又會過大，使操縱感覺過于遲鈍。因此采用桿位移與舵偏角呈非線性變化規(guī)律如曲線 )，就可以解決以上矛盾。在超音速飛
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機(jī)上縱向線系中安裝了力臂調(diào)節(jié)器，正是為了使傳動系數(shù)呈非線性變化。在橫向或航向線系中采用的非線性機(jī)構(gòu)有連桿式和齒輪式。圖  " "所示為某機(jī)橫向操縱系統(tǒng)中帶三角形搖臂的連桿式非線性機(jī)構(gòu)，它由輸入搖臂 %，三角搖臂 &，輸出桿 ’及支座 (組成。輸入搖臂 )由中立位置向右運(yùn)動時(shí)，由于搖臂 的作用，迫使三角搖臂逆時(shí)針方向轉(zhuǎn)動，使輸出桿 ’產(chǎn)生向左的附加運(yùn)動，減小了它向右的實(shí)際運(yùn)動量，從而使副翼偏角增量減小。當(dāng)駕駛桿繼續(xù)偏轉(zhuǎn)到一定位置時(shí)，由于搖臂 的作用，迫使三角搖臂順時(shí)針方向轉(zhuǎn)動，使輸出桿產(chǎn)生向右的實(shí)際運(yùn)動量。把此機(jī)構(gòu)的輸入桿（連駕駛桿）和輸出桿（連副翼）的位移關(guān)系畫成曲線即圖  " "中的非線性曲線，滿足了操縱要求。連桿式非線性機(jī)構(gòu)雖然構(gòu)造復(fù)雜，但加工方便，間隙小，適用于對系統(tǒng)間隙要求嚴(yán)格的助力操縱系統(tǒng)中。

圖  " "*桿位移和舵偏角的關(guān)系 %—大傳動系數(shù)； —小傳動系數(shù)； &—傳動系數(shù)是可變的
第四節(jié) *增穩(wěn)操縱系統(tǒng)
(+年代，隨著飛機(jī)向高空高速方向發(fā)展，飛機(jī)縱向運(yùn)動中出現(xiàn)高頻不衰減的“低頭”現(xiàn)象。通常僅靠改變機(jī)械操縱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和飛機(jī)外形布局，很難在飛行包線范圍內(nèi)都得到滿意的操穩(wěn)特性。為此，發(fā)展了一種以改善飛機(jī)的操穩(wěn)特性和提高飛行安全為目的的自動增穩(wěn)系統(tǒng)。通過復(fù)合搖臂并人不可逆助力操縱系統(tǒng)中，而構(gòu)成增穩(wěn)操縱系統(tǒng)。駕駛員借助它的幫助，則能駕駛飛機(jī)順利地完成各種飛行任務(wù)。
本節(jié)主要討論縱向增穩(wěn)操縱系統(tǒng)的組成、工作原理以及對飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱品質(zhì)所起的作用，對于橫側(cè)增穩(wěn)操縱系統(tǒng)，由于其結(jié)構(gòu)原理與縱向增穩(wěn)操縱系統(tǒng)類似，故不做詳細(xì)介紹。
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圖  " "%&帶三角搖臂連桿式非線性機(jī)構(gòu) —輸入搖臂； —搖臂； ’—三角搖臂； (—輸出桿； )—支座
一、概述
眾所周知，飛機(jī)的穩(wěn)定性、操縱性與其外形結(jié)構(gòu)和飛行狀態(tài)有關(guān)。現(xiàn)代超音速殲擊機(jī)外形特點(diǎn)一般為：大后掠角或三角形機(jī)翼、機(jī)身長細(xì)比大、翼型相對厚度小。這種構(gòu)型使得飛機(jī)在操縱穩(wěn)定性方面存在嚴(yán)重缺陷。如國產(chǎn)超音速殲擊機(jī)— ——殲— *就存在以下主要問題：高空高速飛行時(shí)飛機(jī)動穩(wěn)定性不足；高空超音速飛行時(shí)，飛機(jī)操縱性降低、荷蘭滾運(yùn)動模態(tài)和縱航向慣性交感嚴(yán)重。
為了解決以上問題，飛機(jī)設(shè)計(jì)師曾嘗試過許多設(shè)計(jì)措施，如為了保證飛機(jī)高空高速時(shí)有良好的操縱性，采取了增加水平尾翼面積的設(shè)計(jì)思想，這雖然解決了高空高速飛行時(shí)的操縱性問題，但在接近地面時(shí)，駕駛桿小的位移即會形成很大的過載，飛機(jī)很容易陷入縱向“飄擺”狀態(tài)，使飛機(jī)的操縱變得十分困難。為了解決荷蘭滾問題，常采用加大立尾和在飛機(jī)腹部安裝腹鰭等措施，這些方法雖能一定程度地抑制荷蘭滾模態(tài)，但它們不僅不能從根本上解決問題，反而會大大增加飛機(jī)起飛重量和飛行阻力，嚴(yán)重影響其他飛行性能。
目前，解決上述問題的最行之有效的辦法之一，就是在機(jī)械操縱系統(tǒng)中加裝自動增穩(wěn)系統(tǒng)（自動增穩(wěn)器），從而構(gòu)成增穩(wěn)操縱系統(tǒng)。
　
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