零側滑

側滑是航空器沿著縱軸（即首尾方向）與氣流來向的左右偏移，和汽車的側滑類似。盤旋時機鼻偏離盤旋半徑的切線方向以外叫外側滑，反之向內為內側滑。其本質是盤旋時副翼活動產生的雙翼升力不均所帶來的阻力差。

側滑角是指相對氣流和飛行器對稱面之間的夾角。當側滑角為零時，即稱為零側滑。常作為理論分析的理想飛行情況。

基本介紹

• 中文名：零側滑
• 外文名：Zero sideslip
• 特點：側滑角為零

側滑基本概念

飛行器對稱面與相對氣流方向不一致的飛行稱側滑。
飛行中，飛行員只蹬舵，不壓桿，或只壓桿不蹬舵，都會使飛機產生側滑。

側滑角：相對氣流和飛行器對稱面之間的夾角。

外側滑：飛行器對稱面偏離飛行軌跡，從操縱上講主要是飛行員只蹬舵或舵量過大所造成的。

內側滑：飛行器軌跡偏離飛機的對稱面，從操縱上講主要是飛行員只壓盤或壓盤過多所引起。

不同的角度

攻角為速度矢量V在縱向對稱面上的投影與飛彈縱軸之間的夾角。若飛彈的側滑角為零（零側滑），則攻角直接為速度矢量V與飛彈縱軸之間的夾角。

俯仰角是指縱軸與水平面間的夾角，而攻角是指縱軸與來流之間的夾角（側滑角為零時）。當飛行器水平飛行時，攻角等於俯仰角；飛行器不是水平飛行時，攻角不等於俯仰角。

零側滑大攻角下尖拱圓柱形彈體的側力

在零側滑大攻角下，細長旋成體要產生側力，這種側力與旋成體背風面的脫體渦為非對稱有關。由於現代飛行器和飛彈的飛行攻角已擴大到出現這種非對稱渦的大攻角範圍，一些飛行器在大攻角下飛行失控事故就是由於這種非對稱渦所產生的側力和力矩所致。

從測力試驗結果可以看到:儘管不同情況下測得的零側滑時側力曲線的形狀不同，然而也有其共同點：小攻角時側力接近於零，當達到某一攻角時開始出現側力，此攻角稱之為“起始角”。攻角a進一步增大，側力發生了急劇的變化，甚至方向相反。當到達另一個攻角時，側力係數C的絕對值最大。在試驗過程中觀察到在此攻角附近，模型振動大，數據採集的重複性誤差明顯增大。
側力變化的規律可結合渦系色液觀察實驗和小風洞雷射流態顯示所觀察到的現象來解釋。側力的出現主要取決於頭部的邊界層特性，而頭部的邊界層特性隨攻角而變化，在小攻角下流動是附體的，隨著攻角增大上表面氣流分離，開始形成穩定的對稱渦，並逐漸向前移動。當攻角增大到某一攻角時，渦的位置發生了非對稱的變化，形成穩定的非對稱渦，這個攻角就是出現側力的“起始角”。當攻角進一步增大到另一個攻角時，渦開始破裂，出現不穩定的非對稱渦，形成尾跡形式的渦流場，類似於二維繞圓柱體的流動。攻角不斷增大，破裂點也不斷前移。

側滑與穩定性

當飛機受微小擾動而偏離原來縱向平衡狀態（俯仰方向），並在擾動消失以後，飛機能自動恢復到原來縱向平衡狀態的特性，稱為飛機縱向穩定性。飛機的縱向穩定性主要取決於飛機重心位置，只有當飛機的重心位於焦點前面時，飛機才是縱向穩定的；飛機受到擾動以至於方向平衡狀態遭到破壞，而在擾動消失後，飛機如能趨向於恢復原來的平衡位置，就是具有方向穩定性。飛機主要靠垂直尾翼的作用來保證方向穩定性。

方向穩定力矩是在側滑中產生的。飛機在飛行過程中，受到微小擾動，機頭右偏，出現左側滑，空氣從飛機左前方吹來作用在垂直尾翼上，產生向右的附加測力，此力對飛機重心形成一個方向穩定力矩，力圖使機頭左偏，消除側滑，隨著飛行馬赫數的增大，特別是在超過聲速之後，立尾的側力係數迅速減小，產生側力的能力急速下降，使得飛機的方向靜穩定性降低。在設計超音速戰鬥機時，為了保證在平飛最大馬赫數下仍具有足夠的方向靜穩定性，往往需要把立尾的面積做得很大，有時候需要選用腹鰭以及採用雙立尾來增大方向穩定性。

飛機受擾動以致橫側狀態遭到破壞，而在擾動消失後，如飛機自身產生一個恢復力矩，使飛機趨向於恢復原來的平衡狀態，就具有橫側向穩定性。飛行過程中，使飛機自動恢復原來橫側向平衡狀態的滾轉力矩，主要由機翼上反角、機翼後掠角和垂直尾翼產生。飛機受到干擾後，沿著R方向產生側滑。由於後掠角的作用，飛機右翼的有效速度大於左翼的有效速度，因此，在右邊機翼產生的升力大於左邊。兩邊機翼升力之差，形成了滾轉力矩。飛機受到干擾後，沿著R方向產生側滑。由於後掠角的作用，飛機右翼的有效速度大於左翼的有效速度，因此，在右邊機翼產生的升力大於左邊。兩邊機翼升力之差，形成了滾轉力矩。垂直尾翼也能產生橫側向穩定力矩，這是由於出現傾側以後，垂尾上產生附加側力的作用點高于飛機重心一段距離，此力對飛機重心形成橫側向穩定力矩，力圖消除傾側和側滑。