1.最大飞行速度：飞机在某高度上以特定的重量和一定的发动机工作状态进行等速水平直线飞行所能达到的最大速度称为飞机在该高度上的最大平飞速度，各个高度上的最大平飞速度中的最大值，称为飞机的最大平飞速度。
2.最小平飞速度：指飞机在一定高度上能作定直平飞的最小速度
3.实用静升限：飞机以特定的重量和给定的发动机工作状态做等速直线平飞时，还具有最大上升率为5（m/s）或0.5（m/s）的飞行高度。
4.理论静升限：飞机以特定的质量和给定的发动机工作状态能够保持等速直线平飞的飞行高度，也就是上升率等于零的飞行高度
5.飞机的航程：飞机携带的有效载荷在标准大气及无风情况下，沿预定航线飞行，耗尽其可用燃油所经过的水平距离（包括上升和下滑的水平距离）。
6.飞机的航时：飞机携带的有效载荷在标准大气及无风条件下按照预定航线飞行，耗尽其可用燃油所能持续的飞行时间。
7.飞机的过载：作用在飞机上的气动力和发动机推力的合力与飞机重力之比，称为过载。
8.上升率：飞机以特定的重量和给定的发动机工作状态进行等速直线上升时在单位时间内上升的高度，也称上升垂直速度。
9.定常运动：运动参数不随时间而改变的运动。
10.飞机的平飞需用推力：飞机在某一高度以一定的速度进行等速直线平飞所需要的发动机推力
11.铰链力矩：作用在舵面上的气动力对舵面转轴的力矩，称为铰链力矩
12.最短上升时间：以最大上升率保持最快上升速度上升到预定高度所需要的时间
13.小时耗油率：飞机飞行一小时发动机所消耗的燃油质量
14.公里耗油率：飞机飞行一公里发动机所消耗的燃油质量
15.飞机的最大活动半径：飞机由机场出发，飞到目标上空完成一定任务后，再飞回原机场所能达到的最远距离。
16.飞机的焦点：当迎角变化时，气动力对该点的力矩始终保持不变，这样的特殊点称为机翼的焦点
17.尾旋：当飞机迎角超过临界迎角时，飞机同时绕三个机体轴旋转并沿小半径的螺旋轨迹急剧下降的运动
18.升降舵平衡曲线：在满足力矩平衡（Mz=0）条件下，升降舵偏角与飞机升力系数之间的关系
19.极曲线：反应飞行器阻力系数与升力系数之间的关系的曲线
20.机体坐标系：平行于机身轴线或机翼的平均气动原点，位于飞机的质心;Oxb轴在飞机的对称面内，弦线指向前；Ozb轴也在对称面内，垂直于Oxb轴，指向下；Oyb轴垂直于对称面，指向右。
（书上版：是固联于飞机并随飞机运动的一种动坐标系。它的原点O位于飞机的质心；Oxt 轴与翼弦或机身轴线平行，指向机头为正；Oyt轴位于飞机对称面内，垂直于Oxt轴，指向上方为正；Ozt轴垂直飞机对称面，指向右翼为正。）
21.翼载荷：飞机重力与及面积的比值
22.纵向静稳定力矩：由迎角引起的那部分俯仰力矩称之为纵向静稳定力矩
23.航向静稳定性：飞行器在平衡状态下受到外界非对称干扰而产生侧滑时，在驾驶员不加操纵的条件下，飞行器具有减小侧滑角的趋势
1.作用在飞机上的外力主要有飞机重力G、空气动力R、发动机推力P
2.飞机的过载分为切向过载n x、法向过载n y组成
3.飞机的着陆过程可分为：下滑、拉平、平飞减速、飘落、地面滑跑。
4.对于具有静稳定性的飞机来说，当焦点位置一定，飞机质心向前移动，其静稳定性则增强；向后移动，静稳定性则减弱。
5.在定常曲线飞行中，衡量飞机机动性的指标单位过载舵偏角δZ ny、单位过载杆力增量PZ ny。
6.升降舵下偏、舵偏角为正；升降舵上偏，舵偏角为负。
7.影响飞机纵向静稳定性的主要部件：机翼、机身、水平尾翼
8.机翼的后掠角增大，则飞机的横向静稳定性增大
9.在飞机的性能计算中，通常将飞机阻力分为零升阻力和升致阻力
10.根据飞机的飞行转台不同，涡轮喷气发动机的工作状态包括加力状态、最大状态、额定状态、巡航状态、慢车状态。
11.飞机跃升分为进入跃升、跃升直线段、改出跃升。
12.飞行力学主要研究内容包括飞行性能和稳定性和操纵性
13.飞机的机动性是指飞机改变速度、高度以及方向的能力
14.通常飞机的俯冲过程可以分为：进入俯冲、俯冲直线、改出俯冲。
15.对于具有一定过载静稳定性的飞机，纵向扰动运动可分为短周期模态和长周期模态。
16.飞机的升力由机翼、机身、平尾和舵面产生。
1.简述最大升阻比Kmax随M数的变化规律并绘图，解释其变化原因
答：小M数时，Kmax基本不变；在跨音速区，由于Cx0剧增，使Kmax显着减小；在超音速区，M 数增加时，A值和Cx0值几乎保持同一比例而按相反方向变化，使二者乘积基本保持不变，使Kmax变化不大。
2.飞机设计师为提高在亚音速范围的飞机性能，通常采用哪些措施？
答：减小Cxo；增大展弦比λ；较小的后掠角x；尽可能采用高升阻比的布局型式。3.采用哪些措施可以改善飞机的航程和航时
答：从气动布局上提高飞机的升阻比；尽量利用飞机内部空间携带更多的燃油；利用外部大气环境，如采用顺风飞行。
4.影响飞机进行正常盘旋时要考虑的三种限制因素
答：飞机结构强度和刚度以及人的生理条件对最大过载的限制；从飞行安全角度考虑受允许升力系数的限制；发动机最大可用推力的限制。
5.简述飞机的气流坐标系（包括X、Y、Z轴及相关角度）
答：气流坐标系原点位于飞机的质心；ox轴始终指向飞机的空速方向；oy轴位于飞机的对称面内，垂直于ox轴，指向上方为正；oz轴垂直于飞机对称面，指向右翼为正
6.简述飞机的机体坐标系（包括X、Y、Z轴以及相关角度）
答：机体坐标系原点位于飞机的质心；Ox轴与翼弦或机身轴线平行，指向机头为正；Oy 轴位于飞机的对称面内，指向上方为正；Oz轴垂直于飞机对称面，指向右翼为正。气流坐标系和风轴系之间的夹角包括迎角和侧滑角。
7.简述差动副翼及其意义
答：差动副翼是一边副翼的上偏角大于另一边副翼的下偏角。采用差动副翼，目的加大型阻去平衡增大的升致阻力，从而使偏航力矩为零，提高副翼操纵效能。
8.航迹坐标系
答：飞机质心为原点，Oxh轴始终指向飞机的地速方向，Oyh轴则位于包含Oyh轴的铅垂面内，垂直于Oxh轴，指向上为正，Ozh轴垂直于OxhOyh平面，指向右翼为正
9.简述在第一平飞范围内，飞机的速度变化与驾驶员的操作之间的关系。
答：在第一平飞范围内，若飞机由低速平飞改为高速平飞，减小增大飞机的迎角和增大飞机的推力，驾驶员应前推驾驶杆和油门；若飞机由高速平飞改为低速平飞，增大增大飞机的迎角和减小飞机的推力，驾驶员应后拉驾驶杆和油门。
10.试叙述基本飞行性能计算时的假设条件。
答：假定地球为平面大地；飞机为理想刚体；假定大气为静止的标准大气
11.飞机的最大允许升力系数主要受那些因素的限制
答：飞机的迎角，飞机的马赫数，平尾极限偏转角，抖动升力系数Cydd
12.飞机定直平飞的最小速度受到那些因素的限制？而最大速度又受到哪些因素的限制？
答：最大升力系数，抖动升力系数，平尾偏角，发动机可用推力，结构最大允许气动载荷，最大承受温度。
13.试分析静推重比Pky/G及翼载荷G/S对飞机起落性能（基本飞行性能）的影响
答：G/S越大。Vld越大，起落性能越差，必须设法减小重量G，不但可以降低Vld和Vjd。而且可使机轮对地面的摩擦力减小。是起飞时加速快，缩短起飞滑跑距离；飞机的Pky/G 越大，起飞过程中的加速力越大，可以在较短的路程上达到离地速度，从而缩短起飞滑跑距离。
14.为提高飞机的Kmax，对亚音速飞机和超音速飞机在气动布局上各采用哪些措施
答：亚音速：大展弦比，较大的相对厚度，小后掠角，小根梢比
超音速：小展弦比，较小的相对厚度，大后掠角，变后掠机翼和边条机翼
15.升致阻力系数因子A随M变化规律
答：亚音速时，A与机翼有效展弦λyx成反比，当M>Mij，A将随M增大而增大；大概
M）/4随M M>1时，对于钝头机翼，A值增加不多，在超音速前缘下，A=1/Cαy≈（1-2
M成正比增大；若机翼前缘不带弯度且为尖锐前缘，则A=1/Cαy（整增加，A大致与1-2
个M内）
16.纵向运动与横航向运动分开分析需要满足那些条件？（推导飞机运动方程时的假设条件）
答：小扰动；飞机有一个纵向对称面，（气动外形和质量分布均对称），且略却飞机内部转动部件的影响；未扰动运动为对称定常直线飞行，即飞机仅在于铅锤平面相重合的纵向对称面内等速直线飞行
17.说明飞机在跨音速区域飞行时产生“自动俯冲”的现象及原因？
（图）答：现象：假定驾驶员在A点作定常直线飞行，对应的平衡舵偏角再为φA，由于外界扰动使速度增加到B点，此时偏角并没有变化，仍然保持φA，可这个值对B点平衡而言不够大，向上偏角太小，因而在飞机上作用有不平衡的低头力矩，使飞机转入俯冲而进一步增加它的速度，到“C”点为正，由速度不稳定而引起的下俯现象，称“自动俯冲”。
原因：空气压缩性对焦点位置和力矩系数的影响，使飞机失去了速度静稳定性。
18.从概念上说明m z wz与m zα有何区别及产生原因
答：纵向阻尼导数m z wz：由俯仰角速度Wz引起的纵向力矩
洗流时差导数m zα：α引起的气动力或力矩主要是由于平尾洗流时差作用产生19.说明Xjd和（Xjd）sg的物理含义，如果质心位置处于二者之间，即（Xjd）sg 答：Xjd握杆激动点：相当于定常曲线运动中，迎角变化产生的升力增量△Y（α）=△nyG与角速度Wz产生的升力增量△Ypw（wz）的合力作用点 （Xjd）sg松杆机动点：当质心与该点重合时，为了使飞机增加法向过载并不需要额外地施力于驾驶杆 为获得正△ny，驾驶员向后拉杆，正常操纵（δz ny<0） 驾驶员向后拉杆，过载减小，△ny<0，反操纵（P z ny>0） 20.怎么判别飞机是否具有航向静稳定性？（横向）影响航向静稳定性的主要因素是什么？ 答：m y B<0，则飞机具有航向静稳定性;m x B<0，则飞机具有横向静稳定性 航：（垂尾）m y B cw垂尾的航向静稳定导数，垂尾的面积 横：（机翼）上反角Ψ，部件干扰 21.怎样提高副翼操纵效能m xδx？ 答：改善横向：在机翼上表面安装扰流板，在副翼前缘之前安装涡流发生器；纵向：在机翼表面安装翼刀，采用锯齿形前缘，采用差动副翼，增加抗扭刚度。 22.试分析飞机横航向扰动中三种典型模态特性 答：1.滚转模态：在扰动运动的初期，主要是大的负实根起作用，飞机滚转角速度及滚转角迅速变化，而其他的参数变化很小。 2.荷兰滚模态：在滚转阻尼运动基本结束后，共轭复根的作用变得十分明显，主要表现为各个参数都随时间按震荡方式周期性的变化。飞机一方面来回滚转，一方面左右偏航，同时待有侧滑。 3.螺旋模态：到了扰动运动的后期，主要是小实根起作用，此时各参数变化都很小，因而作用于飞机上的侧力和横航向力矩也很小，结果使运动参数表现为单调而缓慢的变化，使飞机的飞行高度降低，飞机将沿着近似螺旋线的航迹缓慢的盘旋下降。 23.简述两种典型模态/简述纵向扰动运动的典型模态/简述飞机受扰动后纵向的典型模态 答：在扰动运动的最初阶段，主要特征是以迎角和角速度变化为代表的短周期运动，飞行速度基本保持不变；而在扰动的后一阶段，主要特征是以速度和航迹角变化为代表的长周期运动，飞机迎角保持不变 24.试说明飞机纵向扰动运动中出现两种典型模态的物理成因： 答：当飞机受到外界干扰后，飞机上产生的静稳定力矩，必然引起较大的绕Oz轴的角加速度，从而使飞机的迎角和俯仰角迅速变化，当迎角的增量从正值变为负值时，又产生相反方向的静稳定力矩，使飞机向相反方向转动，于是便形成了迎角和俯仰角的短周期震荡运动；由于飞机的质量一般都比较大，而起恢复和阻尼作用的气动力Y v△V及X c v△V相对地比较小，所以这一变化过程进行地非常缓慢，使飞行速度和航迹倾斜角随时间的变化呈长周期运动的起伏形式。 25.分析对纵向变化模态影响较大的气动导数：Cm、Cmq、Cm 26.说明衡量升降舵偏转操纵的飞机响应特性的常用参数：迎角，俯仰角，俯仰角速度q，速度v高度H 27.简述飞行状态和飞行员操纵的关系（改变驾驶杆和油门对飞机的影响） 答：若驾驶员前推驾驶杆，不动油门，则经过一短暂时间后，速度由V1增大到V2，飞机将以V2的速度下滑，后拉则与此相反。若驾驶员只推油门杆，不前推驾驶杆，则经过一短暂时间后，飞机将以原速上升，后拉则与此相反。即只动驾驶杆不动油门，可以改变航迹倾斜角θ；只动油门而不动驾驶杆，可以改变航迹倾斜角，飞行速度保持不变 28.简述飞机的蹬舵反倾斜现象 蹬舵的效果与所需要的倾斜相反，即飞机在低空高速飞行时，由于在大气压下所需的平飞Cy较小，飞机横向稳定性|M x B|<|Mδx Yδy|时，蹬右舵飞机会向左倾斜，则会出现蹬舵反倾斜现象。 29.简述改善飞机起飞着陆性能的措施 答：采用各种增升装置：前缘缝翼，襟翼，附面层控制 合理选择飞机的构造参数：增大翼载荷G/S，增大推重比 增加飞机的接地后的减速里，如采用减速装置、刹车、反推力装置等 利用外部环境：逆风起落，采用摩擦系数小的跑道 30.简述水平尾翼的作用 答：在机翼后面安装水平尾翼，其主要作用有两个：一是保证飞机具有纵向静稳定性；二是通过舵面的偏转产生操纵力矩，改变飞机的俯仰姿态，保证飞机具有纵向静稳定性。 Chapter One A helicopter of central articulated rotor makes a level flight with cruse speed. In this flight condition, the pitching attitude angle is 20, longitudinal cyclic pitching angle is B1 70, rotor longitudinal flapping angle is a1s 30. Assuming the tilted angle of rotor shaft is 00, please determining the following angles: Helicopter climb angle Fuselage attack angle Rotor attack angle s Rotor flapping due to forward speed a10 中心铰式旋翼直升机以巡航速度前飞。俯仰角-2 °，纵向周期变距7°，纵向挥舞角-3 °，旋翼轴前倾角0° 平飞，爬升角0° 机身迎角-2 ° 桨盘平面迎角-2 ° 吹风挥舞4° Chapter Two 1. For the main/tail rotor configuration helicopter, the pilot applies which stick or rudder to control what kind of surfaces and corresponding aerodynamic forces? 2. Whythe gradient of control stick forces can' t be too large or small? 3. Co-axis, tandem and tilted-rotor helicopters have no tail rotor. How to change the direction in hover for these helicopters? 1. 操纵——气动面——响应P13 表2-1 前推/后拉杆——纵向周期变距，桨盘前倾/ 后倒——前飞/后飞，俯仰 左推/ 右推杆——横向周期变距，桨盘侧倒——侧飞，滚转 油门/ 总距杆——改变总距——改变垂向速度脚蹬——改变尾桨总距——改变航向 2. 为什么杆力梯度不能太大也不能太小P16 太大时大操纵较吃力，太小了不易感觉当前位移量。杆力梯度适中有利于精确操纵。 3. 共轴、纵列、倾转旋翼机如何悬停转弯？共轴——上下旋翼总距差动纵列——前后横向周期变距一个向左一个向右倾转旋翼——一侧后倒一侧前倒 恒定电流 一、知识网络 电流：定义、微观式：I=q/t ，I=nqSv 电压：定义、计算式：U=W/q ，U=IR 。导体产生电流的条件：导体两端存在电压 电阻：定义、计算式：R=U/I ，R=ρl/s 。金属导体电阻值随温度升高而增大 半导体：热敏、光敏、掺杂效应 超导：注意其转变温度 电动势：由电源本身决定，与外电路无关，是描述电源内部非静电力做功将其它形 式的能转化为电能的物理量 实验 恒定电流 部分电路：I=U/R 闭合电路：I=E/(R+r)，或E=U 内+U 外=IR+Ir 适用条件：用于金属和电解液导电 规律 电阻定律：R=ρl/s 基本 概念 欧姆定律： 公式：W=qU=Iut 纯电阻电路：电功等于电热 非纯电阻电路：电功大于电热，电能还转化为其它形式的能 电功： 用电器总功率：P=UI ，对纯电阻电路：P=UI=I 2R=U 2/R 电源总功率：P 总=EI 电源输出功率：P 出=UI 电源损失功率：P 损=I 2r 电源的效率：%100%100?=?=E U P P 总出 η， 对于纯电阻电路，效率为100% 电功率 ： 伏安法测电阻：R=U/I ，注意电阻的内、外接法对结果的影响 描绘小灯泡的伏安特性 测定金属的电阻率 ：ρ=R s / l 测定电源电动势和内阻 电表的改装： 多用电表测黑箱内电学元件 恒定电流知识点总结 一、部分电路欧姆定律电功和电功率 (一)部分电路欧姆定律 1．电流 (1)电流的形成：电荷的定向移动就形成电流。形成电流的条件是： ①要有能自由移动的电荷；②导体两端存在电压。 (2)电流强度：通过导体横截面的电量q跟通过这些电量所用时间t的比值，叫电流强度。 ①电流强度的定义式为： ②电流强度的微观表达式为： n为导体单位体积内的自由电荷数，q是自由电荷电量，v是自由电荷定向移动的速率，S是导体的横截面积。 (3)电流的方向：物理学中规定正电荷的定向移动方向为电流的方向，与负电荷定向移动方向相反。在外电路中电流由高电势端流向低电势端，在电源内部由电源的负极流向正极。 2．电阻定律 (1)电阻：导体对电流的阻碍作用就叫电阻，数值上：。 (2)电阻定律：公式：，式中的为材料的电阻率，由导体的材料和温度决定。纯金属的电 阻率随温度的升高而增大，某些半导体材料的电阻率随温度的升高而减小，某些合金的电阻率几乎不随温度的变化而变化。 (3)半导体：导电性能介于导体和绝缘体之间，如锗、硅、砷化镓等。 半导体的特性：光敏特性、热敏特性和掺杂特性，可以分别用于制光敏电阻、热敏电阻及晶体管等。 (4)超导体：有些物体在温度降低到绝对零度附近时。电阻会突然减小到无法测量的程度，这种现象叫超导；发生超导现象的物体叫超导体，材料由正常状态转变为超导状态的温度叫做转变温度T c。 3．部分电路欧姆定律 内容：导体中的电流跟它两端的电压成正比，跟它的电阻成反比。 公式： 适用范围：金属、电解液导电，但不适用于气体导电。 欧姆定律只适用于纯电阻电路，而不适用于非纯电阻电路。 1.最大飞行速度：飞机在某高度上以特定的重量和一定的发动机工作状态进行等速水平直线飞行所能达到的最大速度称为飞机在该高度上的最大平飞速度，各个高度上的最大平飞速度中的最大值，称为飞机的最大平飞速度。 2.最小平飞速度：指飞机在一定高度上能作定直平飞的最小速度 3.实用静升限：飞机以特定的重量和给定的发动机工作状态做等速直线平飞时，还具有最大上升率为5（m/s）或0.5（m/s）的飞行高度。 4.理论静升限：飞机以特定的质量和给定的发动机工作状态能够保持等速直线平飞的飞行高度，也就是上升率等于零的飞行高度 5.飞机的航程：飞机携带的有效载荷在标准大气及无风情况下，沿预定航线飞行，耗尽其可用燃油所经过的水平距离（包括上升和下滑的水平距离）。 6.飞机的航时：飞机携带的有效载荷在标准大气及无风条件下按照预定航线飞行，耗尽其可用燃油所能持续的飞行时间。 7.飞机的过载：作用在飞机上的气动力和发动机推力的合力与飞机重力之比，称为过载。 8.上升率：飞机以特定的重量和给定的发动机工作状态进行等速直线上升时在单位时间内上升的高度，也称上升垂直速度。 9.定常运动：运动参数不随时间而改变的运动。 10.飞机的平飞需用推力：飞机在某一高度以一定的速度进行等速直线平飞所需要的发动机推力 11.铰链力矩：作用在舵面上的气动力对舵面转轴的力矩，称为铰链力矩 12.最短上升时间：以最大上升率保持最快上升速度上升到预定高度所需要的时间 13.小时耗油率：飞机飞行一小时发动机所消耗的燃油质量 14.公里耗油率：飞机飞行一公里发动机所消耗的燃油质量 15.飞机的最大活动半径：飞机由机场出发，飞到目标上空完成一定任务后，再飞回原机场所能达到的最远距离。 16.飞机的焦点：当迎角变化时，气动力对该点的力矩始终保持不变，这样的特殊点称为机翼的焦点 17.尾旋：当飞机迎角超过临界迎角时，飞机同时绕三个机体轴旋转并沿小半径的螺旋轨迹急剧下降的运动 18.升降舵平衡曲线：在满足力矩平衡（Mz=0）条件下，升降舵偏角与飞机升力系数之间的关系 19.极曲线：反应飞行器阻力系数与升力系数之间的关系的曲线 20.机体坐标系：平行于机身轴线或机翼的平均气动原点，位于飞机的质心;Oxb轴在飞机的对称面内，弦线指向前；Ozb轴也在对称面内，垂直于Oxb轴，指向下；Oyb轴垂直于对称面，指向右。 （书上版：是固联于飞机并随飞机运动的一种动坐标系。它的原点O位于飞机的质心；Oxt 轴与翼弦或机身轴线平行，指向机头为正；Oyt轴位于飞机对称面内，垂直于Oxt轴，指向上方为正；Ozt轴垂直飞机对称面，指向右翼为正。） 21.翼载荷：飞机重力与及面积的比值 22.纵向静稳定力矩：由迎角引起的那部分俯仰力矩称之为纵向静稳定力矩 23.航向静稳定性：飞行器在平衡状态下受到外界非对称干扰而产生侧滑时，在驾驶员不加操纵的条件下，飞行器具有减小侧滑角的趋势 1.作用在飞机上的外力主要有飞机重力G、空气动力R、发动机推力P 2.飞机的过载分为切向过载n x、法向过载n y组成 3.飞机的着陆过程可分为：下滑、拉平、平飞减速、飘落、地面滑跑。 第二章飞行力学基础 2.1 飞行器空间运动的表示、飞行器操纵机构、稳定性和操纵性的概念2.1.1常用坐标系 1)地面坐标系(地轴系)(Earth-surface reference frame）Sg-o g x g y g z g 原点o g 取自地面上某一点（例如飞机起飞点）。o g x g 轴处于地平面内并指向 某方向（如指向飞行航线）；o g y g 轴也在地平面内并指向右方；o g z g 轴垂直地面 指向地心。坐标按右手定则规定，拇指代表o g x g 轴，食指代表o g y g 轴，中指代表 o g z g 轴，如图2-1所示。 2）机体坐标系（体轴系）(Aircraft-body coordinate frame)Sb-oxyz 原点o取在飞机质心处，坐标与飞机固连。Ox与飞机机身的设计轴线平行，且处于飞机对称平面内；oy轴垂直于飞机对称平面指向右方；oz轴在飞机对称平面内；且垂直于ox轴指向下方（参看图2.1-1）。发动机推力一般按机体坐标系给出。 3）速度坐标系(Wind coordinate frame)Sa-ox a y a z a 速度坐标系也称气流坐标系。原点取在飞机质心处，ox a 轴与飞行速度V的 方向一致。一般情况下，V不一定在飞机对称平面内。oz a 轴在飞机对称面内垂 x 图2.1-1 机体坐标系与地面坐标系 直于ox a 轴指向机腹。oy a 轴垂直于x a oz a 轴平面指向右方,如图2.1-2所示。作用在飞机上的气动力一般按速度坐标系给出。 4）航迹坐标系(Path coordinate frame)Sk-ox k y k z k 原点取在飞机质心处，ox k 轴与飞机速度V 的方向一致。oz k 轴在包含ox k 轴的铅垂面内，向下为正；oy k 轴垂直于x k oz k 轴平面指向右方。研究飞行器的飞行轨迹时，采用航迹坐标系可使运动方程形式较简单。 2.1.2 飞机的运动参数 1）飞机的姿态角 1.俯仰角θ(Pitch angle) 机体轴ox 与地平面间的夹角。以抬头为正。 2.偏航角ψ(Yaw angle) 机体轴ox 在地平面上的投影与地轴o g x g 间的夹角。以机头右偏航为正。 3.滚转角φ(Roll angle) 又称倾斜角，指机体轴oz 与通过ox 轴的铅垂面间的夹角。飞机向右倾斜时 图2.1-2 速度坐标系与地面坐标系 Chapter One 某中心铰接式直升机，以巡航速度做水平直线飞行，已知此时直升机俯仰姿态角02?=-, 纵向周期变距为017B =, 旋翼纵向周期挥舞角013s a =-. 该直升机旋翼轴前倾角为00δ=, 试确定：: 直升机爬升角 θ= 机身迎角 α= 旋翼迎角 s α= 旋翼吹风挥舞 10a = 平飞爬升角0° 机身迎角-2° 桨盘平面迎角-2° 吹风挥舞4° Chapter Two 1. 单旋翼/尾桨式直升机各个操纵杆、舵控制什么操纵面？用以改变哪些空气动力？ 2. 杆力梯度为什么不能过大或过小？ 3. 共轴式直升机、纵列式直升机、倾转旋翼飞行器都没有尾桨，悬停时如何改变方向？ 1. 操纵——气动面——响应 P13表2-1 前推/后拉杆——纵向周期变距，桨盘前倾/后倒——前飞/后飞，俯仰 左推/右推杆——横向周期变距，桨盘侧倒——侧飞滚转 油门/总距杆——改变总距——改变垂向速度 脚蹬——改变尾桨总距——改变航向 2. 为什么杆力梯度不能太大也不能太小P16 太大时大操纵较吃力太小了不易感觉当前位移量。杆力梯度适中有利于精确操纵。 3. 共轴、纵列、倾转旋翼机如何悬停转弯 共轴——上下旋翼总距差动 纵列——前后横向周期变距一个向左一个向右 倾转旋翼——一侧后倒一侧前倒 Chapter Three 1.黑鹰直升机的旋翼转向为顶视逆时转，问： ●悬停时遇到迎面突风，旋翼如何倾倒？驾驶员为保持悬停，应如何操纵予以修正？ ●驾驶员的修正动作，使桨叶如何周期变距？ 2.作定速、定高及左、右转弯时，纵向操纵有何不同？ 3.无铰旋翼的桨叶有挥舞运动吗？ 1.黑鹰直升机旋翼右旋悬停时遇到阵风旋翼如何挥舞此时如何操纵 前方来的阵风会导致旋翼后倒右倒。应向前、向左推杆。 前推杆导致90°桨距变小，270°桨距变大， 左推杆导致180°桨距变小，0°桨距变大。 2.不改变高度和速度时左转弯和右转弯有区别没，以右旋直升机为例 左转时需要增加尾桨总距，为了平衡尾桨拉力的增加需要左推杆以增加侧向力，这却导致了旋翼拉力的降低，进而需要提总距，又导致向前拉力的增加因而需要后拉杆。总之右旋直升机前飞左转弯的操纵为踩脚蹬—左压杆—提总距—后拉杆。 同理，右旋直升机右转弯的操纵为松脚蹬—减小左压杆—减总距—减小前推杆 3. 无铰式旋翼有挥舞吗 没有挥舞铰但是通过桨叶根部的柔性段或者桨榖柔性件的弹性变形实现挥舞运动。 Chapter Four 1.刚体有6个自由度，研究或计算直升机机身的运动，只用六个主控方程为什么不行？ 2.指出线化小扰动方程中的哪些项反应了直升机纵横向运动的耦合？ 飞行力学大作业 = 0 CE E E E CB BE CE BE E E E BE E BE E E B B B B B B B B B Z ? 1 理论推导方程 在平面地球假设下，推导飞机质心在体轴系下的动力学方。 质心惯性加速度的基本方程是式（5.1.7），其中动点就是在转动参考系 F E 中的 O y 。这样 r ' 质心相对 于地球的速度，已用V E 来表示。这里假设地轴固定于惯性空间，且 = 0 。因此， F 的原点的加 速度a 0 就是与地球转动有关的向心加速度。数值比较表明，这一加速度和 g 相比通常可以略去。而 对于式（5.1.7）中的向心加速度项 r ' 的情况也是一样的，，也通常省略。在式（5.1.7）中剩下的 两项中 r ' = V E ，而哥氏加速度为2 E V E 。后者取决于飞行器速度的大小和方向，并且在轨道速度 时至多为 10%g 。当然在更高速度时可能更大。所以保留此项。最后质心的加速度可以简化为如下形 式： a = V E + 2 E V E 有坐标转换知： a = L a = L (V E + 2 E V E ) = L V E + 2L E V E = V E + ( B - E ) V E + 2 E V E = V E + ( + E ) V E (1) 体轴系中的力方程为：f=m a CB 而 f= A B +mg+T 设飞机的迎角为 ，侧滑角为 ，则体轴系的气动力表示为： ? A x ? ?-D ? ?cos cos -cos sin -sin ? ?-D ? ? A ? = L A = L ()L (-) ?-C ? = ? sin cos 0 ? ?-C ? ? y ? BW W y Z ? ? ? ? ? ? ?? A z ?? 重力在牵连垂直坐标系下为： ?? -L ?? ? 0 ? ?? sin a cos -sin a s in cos a ?? ?? -L ?? ? ? V ? ? ?? g ?? (3) 设发动机的安装角为，发动机的推力在机体坐标系的表示如下： ?T x ? ? T cos ? ?T ? = ? 0 ? (4) ? ??T y ? ? ? ? ? ?-T sin ? ? 由坐标转换可知 ： E g Nanjing University of Aeronautics and Astronautics Spacecraft Dynamics and Control Teacher：Han-qing Zhang College of Astronautics Spacecraft Dynamics and Control Text book: Spacecraft Dynamics and Control：A Practical Engineering Approach https://www.doczj.com/doc/1016064933.html,/s/1o6BF32U (1) Wertz, J. R. Spacecraft Orbit and Attitude Systems, Springer. 2001 (2) 刘墩.空间飞行器动力学，哈尔滨工业大学出版社，2003. (3) 章仁为.卫星轨道姿态动力学与控制，北京航空航天大学出版社，2006. (4) 基于MATLAB/Simulink的系统仿真技术与应用，清华大学出版社，2002。 2014年4月22日星期二Spacecraft Dynamics and Control Spacecraft Dynamics and Control 1. Introduction Space technology is relatively young compared to other modern technologies, such as aircraft technology. In only forty years this novel domain has achieved a tremendous level of complexity and sophistication. The reason for this is simply explained: most satellites, once in space, must rely heavily on the quality of their onboard instrumentation and on the design ingenuity of the scientists and engineers. 2014年4月22日星期二Spacecraft Dynamics and Control 航空科学与工程学院 《飞行力学实验班》课程实验飞机典型模态特性仿真 实验报告 学生姓名:姜南 学号:11051136 专业方向:飞行器设计与工程 指导教师:王维军 (2014年 6 月29日 一、实验目的 飞机运动模态是比较抽象的概念, 是课程教学中的重点和难点。本实验针对这一问题,采用计算机动态仿真和在人-机飞行仿真实验平台上的驾驶员在环仿真实验,让学生身临其境地体会飞机响应与模态特性的关系,加深对飞机运动模态特性的理解。 二、实验内容 1.纵向摸态特性实验 计算某机在某状态下的短周期运动、长周期运动的模态参数;进行时域的非实时或实时仿真实验,操纵升降舵激发长、短周期运动模态,并由结果曲线分析比较模态参数;放宽飞机静稳定性,观察典型操纵响应曲线,并通过驾驶员在环实时仿真体验飞机的模态特性变化。 2.横航向模态特性实验 计算某机在某状态下的滚转、荷兰滚、螺旋模态参数;进行时域仿真计算,操纵副翼或方向舵,激发滚转、荷兰滚等运动模态,并由结果曲线分析比较模态参数。 三、各典型模态理论计算方法及模态参数结果表 1 纵向模态纵向小扰动运动方程 0000 1 00 0e p e p e p u w e u w q p u w q X X u u X X g Z Z w w Z Z Z q q M M M M M δδδδδ δδδθθ????????-???? ????????? ? ???????????=+??????????????????? ?????????????????? A =[ X u X ?w Z u Z w 0?g Z q 0M ?u M ?w0 M q 010] =[?0.01999980.0159027?0.0426897?0.04034850?32.2869.6279 0?0.00005547?0.001893500?0.54005010] A 的特征值方程 |λ+0.0199998?0.01590270.0426897 λ+0.0403485032.2 ?869.627900.000055470.001893500λ+0.540050 ?1λ |=0 特征根λ1,2=?0.290657205979137±1.25842158268078i λ3,4=?0.00954194402086311±0.0377636398212079i 半衰期t 1/2由公式t 1/2=? ln2λ 求得,分别为 t 1/2,1=2.38475828674173s t 1/2,3=72.6421344585972s 振荡频率ω分别为 ω1=1.25842158268078rad/s ω3=0.0377636398212079rad/s 周期T 由公式T = 弹道计算大作业 目录 一、初始条件和要求 (2) 1.1 初始条件 (2) 1.2 仿真要求 (2) 二、模型的建立 (2) 2.1 升力和阻力模型 (2) 2.2 大气和重力加速度模型 (3) 2.3 无控飞行 (3) 2.4 平衡滑翔 (4) 2.5 最大升阻比滑翔飞行弹道 (4) 三、仿真结果 (5) 3.1 无控飞行弹道仿真 (5) 3.2 平衡滑翔弹道仿真 (7) 3.3 最大升阻比滑翔弹道仿真 (8) 附录 (9) 一、初始条件和要求 1.1 初始条件 已知给定的初始条件如下： 表1 初始条件 1.2 仿真要求 请使用Simulink或Buildfly完成以下仿真任务：（1）请完成该导弹的无控飞行弹道仿真； （2）请完成该导弹的平衡滑翔方案飞行弹道仿真；（3）请完成该导弹的最大升阻比滑翔飞行弹道仿真； 二、模型的建立 2.1 升力和阻力模型 已知展弦比为λ的飞行器的升力线斜率为： y C α= (1) 根据飞行力学相关知识，飞行器的升力系数和阻力系数为： () 20y y x x y C C C C C ααε?=??=+?? (2) 其中，升力线斜率由（1）式可得；ε为效率系数：1 e επλ =。 由升力系数和阻力系数，得到导弹的升力和阻力为： 2212 12 x y X C v S Y C v S ρρ?=??? ?=?? (3) 2.2 大气和重力加速度模型 在计算过程中，大气密度采用如下模型： 4.25588 000.0065=1H T ρρ??- ? ?? (4) 其中，30 1.225/kg m ρ=为海平面的大气密度；0288.15T K =。 重力加速度采用如下模型： 2 0d d R g g R H ?? = ?+?? (5) 其中，09.8g =，6371000d R m =为地球半径；H 为飞行器距离地面的高度。 2.3 无控飞行 假设导弹的运动始终在铅垂平面，根据飞行力学知识，得到导弹无控飞行时的运动学和动力学方程为： 空气动力学及飞行原理课程 飞行力学部分知识要点 第一讲：飞行力学基础 1.坐标系定义的意义 2.刚体飞行器的空间运动可以分为两部分：质心运动和绕质心的转 动。描述任意时刻的空间运动需要六个自由度：三个质心运动和三个角运动 3.地面坐标系, O 地面任意点，OX 水平面任意方向，OZ 垂直地面 指向地心，OXY 水平面（地平面），符合右手规则在一般情况下。 4.机体坐标系, O 飞机质心位置，OX 取飞机设计轴指向机头方向， OZ 处在飞机对称面垂直指向下方，OY 垂直面指向飞机右侧，符合右手规则 5.气流（速度）坐标系, O 飞机质心位置，OX 取飞机速度方向且重 合，OZ 处在飞机对称面垂直指向下方，OY 垂直面指向飞机右侧，符合右手规则 6.航迹坐标系, O取在飞机质心处，坐标系与飞机固连，OX轴与飞 行速度V重合一致，OZ轴在位于包含飞行速度V在内的铅垂面内，与OX轴垂直并指向下方，OY轴垂直于OXZ平面并按右手定则确定 7.姿态角, 飞机的姿态角是由机体坐标系和地面坐标系之间的关系 确定的： 8. 俯仰角—机体轴OX 与地平面OXY 平面的夹角，俯仰角抬头为正； 9. 偏航角—机体轴OX 在地平面OXY 平面的投影与轴OX 的夹角，垂直于地平面，右偏航为正； 10. 滚转角—机体OZ 轴与包含机体OX 轴的垂直平面的夹角，右滚转为正 11. 气流角, 是由飞行速度矢量与机体坐标系之间的关系确定的 12. 迎角—也称攻角，飞机速度矢量在飞机对称面的投影与机体OX 轴的夹角，以速度投影在机体OX 轴下为正； 13. 侧滑角—飞机速度矢量与飞机对称面的夹角 14. 常规飞机的操纵机构主要有三个：驾驶杆、脚蹬、油门杆，常规气动舵面有三个升降舵、副翼、方向舵 15. 作用在飞机上的外力,重力，发动机推力，空气动力 16. 重力，飞机质量随燃油消耗、外挂投放等变化，性能计算中，把飞机质量当作已知的常量 17. 空气动力中，升力，阻力，的计算公式，动压的概念。 18. 随迎角增大，升力曲线非线性，迎角分别经历抖动迎角，失速迎角，临界迎角等过程 19. 喷气发动机工作原理f k p ()P m V V =-， 20. 台架推力Pf ，发动机在试车台上测得的推力 21. 可用推力Pky ，飞行中发动机能够实际供给的用以推动飞机前进的推力 22. 推重比γfd ，耗油量qh ，单位时间消耗的燃油质量 《飞行力学与控制》 飞行动力学与控制大作业报告 院（系）航空科学与工程学院 专业名称飞行器设计 学号 学生姓名 目录 一．飞机本体动态特性计算分析 (2) 1.1飞机本体模型数据 (2) 1.2模态分析 (2) 1.3传递函数 (3) 1.4升降舵阶跃输入响应 (3) 1.5频率特性分析 (5) 1.6短周期飞行品质分析 (6) 二．改善飞行品质的控制器设计 (7) 2.1SAS控制率设计 (7) 2.1.1控制器参数选择 (8) 2.1.2数值仿真验证 (12) 2.2CAS控制率设计 (13) 三．基于现代控制理论的飞行控制设计方法 (16) 3.1特征结构配置问题描述 (16) 3.1.1特征结构的可配置性 (16) 3.1.2系统模型 (16) 3.2系统的特征结构配置设计 (17) 3.2.1设计过程 (17) 3.2.2具体的设计数据 (17) 3.2.3结果与分析 (18) 四．附录 (20) 一． 飞机本体动态特性计算分析 1.1 飞机本体模型数据 本文选取F16飞机进行动态特性分析及控制器设计，飞机的纵向状态方程形式如下： . x =Ax +Bu y =Cx (1.1) 状态变量为：[]T u q αθ=x 控制变量为：e δ=u 基准状态选择为120,2000V m s H m ==的定直平飞。选取状态向量 ()T u q αθ =x ,控制量为升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得 到的矩阵数据如下： -0.0312 -1.1095 -9.8066 -0.5083-0.0013 -0.6543 0 0.9185 0 0 0 1.00000 -0.3828 0 -0.6901???? ? ?=???? ??Α (1.2) []-0.0167 -0.0014 -0.0956T =B (1.3) []1.000057.295857.295857.2958diag =C (1.4) 1.2 模态分析 矩阵A 的特征值算出为： 1,23,4-0.6778 + 0.5926i -0.0100 + 0.0769i λλ== 对应的特征向量如下： 0.9874 0.9874 -1.0000 -1.0000 0.1137 - 0.0053i 0.1137 + 0.0053i 0.0011 - 0.0000i 0.0011 + 0.0000i 0.0521 - 0.0629i 0.0521 + 0.0629i 0.002=V 1 + 0.0078i 0.0021 - 0.0078i 0.0019 + 0.0735i 0.0019 - 0.0735i -0.0006 + 0.0001i -0.0006 - 0.0001i ?? ?? ? ??????? 由系统特征值可知，系统具有两对共轭复根，也即具有两种运动模态：长周 飞行力学知识点 集团文件发布号：（9816-uATww-M W UB-W UNN-I NNUL-D QQTY- 1.最大飞行速度：E机在某高度上以特定的重量和一定的发动机工作状态 进行等速水平直线飞行所能达到的最大速度称为飞机在该高度上的最大平飞速度，各个高度上的最大平飞速度中的最大值，称为飞机的最大平飞速度。 2.最小平飞速度：指飞机在一定高度上能作定直平飞的最小速度 3.实用静升限：E机以特定的重量和给定的发动机工作状态做等速直线平飞时，还具有最大上升率为5 (m/s)或0.5 (m∕s)的飞行高度。 4.理论静升限：E机以特定的质量和给定的发动机工作状态能够保持等速直线平飞的飞行高度，也就是上升率等于零的飞行高度 5?飞机的航程：飞机携带的有效载荷在标准大气及无风情况下，沿预定航线飞行，耗尽其可用燃油所经过的水平距离(包括上升和下滑的水平距离)。 6.飞机的航时：E机携带的有效载荷在标准大气及无风条件下按照预定航线飞行，耗尽其可用燃油所能持续的飞行时间。 7.飞机的过载：作用在飞机上的气动力和发动机推力的合力与飞机重力之比，称为过载。 8.上升率：E机以特定的重量和给定的发动机工作状态进行等速直线上升时在单位时间内上升的高度，也称上升垂直速度。 9?定常运动：运动参数不随时间而改变的运动。 10.飞机的平飞需用推力：E机在某一高度以一定的速度进行等速直线平飞所需要的发动机推力 11?较链力矩：作用在舵面上的气动力对舵面转轴的力矩，称为狡链力矩 12.最短上升时间：以最大上升率保持最快上升速度上升到预定高度所需 要的时间 13.小时耗油率：E机飞行一小时发动机所消耗的燃油质量 14.公里耗油率：E机飞行一公里发动机所消耗的燃油质量 13.飞机的最大活动半径：飞机由机场出发，飞到目标上空完成一定任务后，再飞回原机场所能达到的最远葩离。 16.飞机的焦点：当迎角变化时，气动力对该点的力矩始终保持不变，这 样的特殊点称为机翼的焦点 17.尾旋：当飞机迎角超过临界迎角时，飞机同时绕三个机体轴旋转并沿 小半径的螺旋轨迹急剧下降的运动 18.升降舵平衡曲线：在满足力矩平衡（Mz=O）条件下，升降舵偏角与E 机升力系数之间的关系 19?极曲线：反应飞行器阻力系数与升力系数之间的关系的曲线 20.机体坐标系：平行于机身轴线或机翼的平均气动原点，位于飞机的质心;OXb轴在飞机的对称面内，弦线指向前；OZb轴也在对称面内，垂直于OXb轴，指向下；Oyb轴垂直于对称面，指向右。 （书上版：是固联于飞机并随飞机运动的一种动坐标系。它的原点0位于飞机的质心；OXt轴与翼弦或机身轴线平行，指向机头为正；Oyt轴位于飞机对称面内，垂直于OXt轴，指向上方为正；OZt轴垂直飞机对称面，指向右翼为正。） 21.翼载荷：飞机重力与及面积的比值 Chapter One A helicopter of central articulated rotor makes a level flight with cruse speed. In this flight condition, the pitching attitude angle is 02?=-, longitudinal cyclic pitching angle is 017 B =, rotor longitudinal flapping angle is 013s a =-. Assuming the tilted angle of rotor shaft is 00δ=, please determining the following angles: Helicopter climb angle θ= Fuselage attack angle α= Rotor attack angle s α= Rotor flapping due to forward speed 10a = 中心铰式旋翼直升机以巡航速度前飞。俯仰角-2°，纵向周期变距7°，纵向挥舞角-3°，旋翼轴前倾角0° 平飞，爬升角0° 机身迎角-2° 桨盘平面迎角-2° 吹风挥舞4° Chapter Two 1.For the main/tail rotor configuration helicopter, the pilot applies which stick or rudder to control what kind of surfaces and corresponding aerodynamic forces? 2.Why the gradient of control stick forces can’t be too large or small? 3.Co-axis, tandem and tilted-rotor helicopters have no tail rotor. How to change the direction in hover for these helicopters? 1.操纵——气动面——响应P13表2-1 前推/后拉杆——纵向周期变距，桨盘前倾/后倒——前飞/后飞，俯仰左推/右推杆——横向周期变距，桨盘侧倒——侧飞，滚转 油门/总距杆——改变总距——改变垂向速度 脚蹬——改变尾桨总距——改变航向 2.为什么杆力梯度不能太大也不能太小P16 太大时大操纵较吃力，太小了不易感觉当前位移量。杆力梯度适中有利于精确操纵。 3.共轴、纵列、倾转旋翼机如何悬停转弯？ 共轴——上下旋翼总距差动 纵列——前后横向周期变距一个向左一个向右 倾转旋翼——一侧后倒一侧前倒 《飞行动力学》掌握知识点 第一章 掌握知识点如下： 1）现代飞机提高最大升力系数采取的措施包括边条翼气动布局或近耦鸭式布局。 2）飞行器阻力可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和激波阻力等。 3）试描述涡喷发动机的三种特性：转速（油门）特性，速度特性，高度特性并绘出变化曲线。（P7） 答：涡轮喷气发动机的性能指标推力T和耗油率f C等均随飞行状态、发动机工作状态而改变。下面要简单介绍这些变化规律，即发动机的特性曲线，以供研究飞行性能时使用。 1）转速（油门特性） 在给定调节规律下，高度和转速一定时，发动机推力和耗油率随转速的变化关系，称为转速特性。图1.10为某涡轮喷气发动机T和f C随转速n的变化曲线。 由于一定转速对应一定油门位置，故转速特性又称油门特性或节流特性。 2）速度特性 在给定调节规律下，高度和转速一定时，发动机推力和耗油率随飞行速度或Ma的变化关系，称为速度特性。图1.11为某涡轮喷气发动机T和f C随Ma变化曲线。 3）高度特性 在发动机转速和飞行速度一定时，发动机推力和耗油率随飞行高度的变化关系，称为高度特性。图1.12为某涡轮喷气发动机的T和f C随H的变化曲线。 第二章 掌握知识点如下： 1）飞机飞行性能包括平飞性能、上升性能、续航性能和起落性能。 2）飞机定直平飞的最小速度受到哪些因素的限制？（P40） 答：最小平飞速度 min V 是指飞机在某一高度上能作定直平飞的最小速度。 1）受最大升力系数 max L C 限制的理想最小平飞速度S C W V L ρmax min 2= ； 2）受允许升力系数 a L C .限制的最小允许使用平飞速度S C W V a L a ρ.2= ； 3）受抖动升力系数 sh L C .限制的抖动最小平飞速度S C W V sh L sh ρ.2= ； 4）受最大平尾偏角 m ax .δL C 限制的最小平飞速度S C W V L ρδδmax max .min 2)(= ； 5）发动机可用推力 a T 。一般情况下，高空飞行由于a T 的下降，min V 往往受到a T 的限制；在低空飞行时，min V 由最大允许升力系数a L C .来确定。 3）为提高飞机的续航性能，飞机设计中可采取哪些措施？（P64） 答：设计中力求提高升阻比，增加可用燃油量，选用耗油率低，经济性好的发动机，选择最省油状态上升和最佳巡航状态巡航。 飞行力学试卷A 一、简答题 1、试说明最大升阻比max K 随M 数的变化规律，并解释其变化原因。 2、试说明最大升阻比A 随M 数的变化规律，并解释其变化原因。 3、试说明最大升阻比0x c 随M 数的变化规律，并解释其变化原因。 4、试描述发动机的转速（油门）特性，并绘出变化曲线。 5、试描述发动机的速度特性，并绘出变化曲线。 6、试描述发动机的高度特性，并绘出变化曲线。 7、试叙述基本飞行性能计算时的假设条件。P16 8、飞机设计师为提高在亚音速范围的飞机性能，通常采用哪些措施。P19 9、简述飞机的飞行包线，并绘制图形表示。（包括个限制条件）P25 10、简述在飞行包线内的第一平飞范围内驾驶员的操作。P32 11、简述“反操纵”的含义。 12、简述飞行状态和飞行员操纵的关系（改变驾驶杆和油门对飞机的影响）。P33 13、采用那些措施可以改善飞机的航程和航时。P61 14、影响飞机进行正常盘旋时要考虑的三种限制因素P72 15、简述推导飞机运动方程时的假设条件P93 16、简述飞机的机体坐标系（包括X 、Y 、Z 轴及相关角度） 17、简述飞机的气流坐标系（包括X 、Y 、Z 轴及相关角度） 18、简述飞机的航迹坐标系（包括X 、Y 、Z 轴及相关角度） 19、简述在无量纲化公式中A z z qSb M m =中，q 、S 、A b 分别代表什么含义。 20、简述机身对飞机的纵向力矩的影响。P114 21、写出平尾力矩系数对升力系数的偏导数y zpw c m ??，并解释各参数的含义。P116 22、简述飞机质心一定的情况下，飞机的焦点随飞行M 数的影响。P120 23、简述襟翼偏转的影响。P121 24、飞机安装水平尾翼的作用。P123 25、如何避免飞机在跨音速飞行时出现“反操纵”现象。P129 26、简述补偿飞机舵面铰链力矩的调整片的作用。P131 27、简述飞机的相对密度，并解释其各个参数。P142 28、写出握杆机动点的表达式，握杆机动点的物理含义。P143 29、写出松杆机动点的表达式，松杆机动点的物理含义。P145 30、质心前限的确定原则。 31、采用什么手段可以增大飞机的航向静稳定性。 32、差动副翼的原理。P162 33、简述飞机副翼操纵的反效问题。P163 34、简述改善飞机横向操纵效能的措施。 35、简述飞机的“蹬舵反倾斜”现象P170 实验二飞机小扰动飞行仿真演示实验 实验类型：（演示性） 1.实验目的 该实验将飞行力学知识与飞行仿真、模拟相结合，分析、研究飞机横航向小扰动运动特性。通过该实验，可以使学生更好地学习和理解飞行力学稳定性与操作性的有关内容，增强对飞机飞行品质的感性认识。 2.实验仪器与设备 实验在PC个人计算机、WINDOWS 98以上操作系统、Matlab环境中进行。 3.实验原理 飞行器在定直平飞平衡运动状态下，受到小扰动或操纵作用，响应具有典型的模态特性。纵向小扰动运动包括短周期运动模态、长周期运动模态特点。 其中迎角为短周期运动参数，短周期小扰动运动方程为： 速度、航迹倾角为长周期运动参数，长周期小扰动运动方程为： 横航向小扰动运动包括滚转模态、荷兰滚模态、螺旋模态特点，横航向特征方程为： 滚转模态特征为初始阶段快速滚转，荷兰滚模态特征为既左右偏航又来回滚转，螺旋模态不稳定时，表现为扰动后期飞机沿螺旋线缓慢滚转下降。 本实验建立典型飞机的仿真模型，计算飞机在纵向、横航向小扰动作用下的响应特性，演示飞机的模态特性。 4.实验步骤 1）软件启动 在Matlab环境中执行模型程序“lab.mdl”，界面如下。 2）飞机原始数据调用 鼠标双击，读入“../fdc13/lab/aircraft-lab.dat”文件。 3）配平数据调用 鼠标双击，弹出窗口： 选择， 读入“../fdc13/lab/cr45_3000_lab.tri”文件。 4）扰动输入 鼠标双击，将初始迎角改为5度，相当于加入纵向扰动。 鼠标双击，将初始侧滑角改为5度，相当于加入横航向扰动。5）仿真计算 在Matlab环境对“lab.mdl”进行仿真，仿真时间40秒。 6）结果保存 鼠标双击，保存仿真计算结果。 7）结果输出 鼠标双击，查看纵向运动参数变化情况。 鼠标双击，查看横航向运动参数变化情况。 题号：839 《飞行器飞行力学》 考试大纲 一、考试内容 根据我校教学及该试题涵盖专业的特点，对考试范围作以下要求： 1．基本概念：压力中心；焦点；静稳定性；失速；瞬时平衡假设；纵向运动；攻击禁区；相对弹道；绝对弹道；理想弹道；理论弹道；基准运动；扰动运动；附加运动；强迫扰动运动；自由扰动运动；动态稳定性；操纵性；超调量；调节规律；特征方程及特征根。 2．坐标系及其转换：惯性坐标系；弹道坐标系；速度坐标系；弹体坐标系；坐标转换方程；迎角、侧滑角、弹道倾角、弹道偏角、姿态角、速度滚转角；作用在导弹上的力和力矩。 3.导弹运动方程的建立：导弹作为刚体的六自由度运动方程的建立方法；导弹作为可操纵质点的运动方程的建立；纵向运动方程的建立；平面运动方程的建立；轴对称和面对称导弹的操纵方法；理想操纵关系式。 4．过载：过载的概念；过载的投影；过载与运动参数之间的关系；过载与机动性的关系；过载与导弹结构强度设计之间的关系；过载与弹道形状的关系；需用过载；可用过载；极限过载；最大过载；过载与轨道半径的关系。 5．导引规律与弹道：导引弹道的研究方法、特点；相对运动方程的建立；追踪法；平行接近法；比例导引法；三点法；角度法；复合制导。 6.方案制导：方案制导的弹道方程；按要求给出方案弹道的具体方案。 7.干扰力和干扰力矩：风的干扰；发动机安装偏差；弹身对接偏差；弹翼安装偏差；控制系统误差。 8．扰动运动方程：扰动运动方程的建立；扰动运动方程与扰动源性质的关系；“系数”冻结法；扰动运动方程的拉氏解析求解方法；扰动运动方程特征根与扰动运动形态和稳定性的关系。 9．纵向扰动运动：纵向扰动运动动态特性的分析方法；纵向短周期扰动运动特性的分析；纵向短周期扰动运动的动态稳定条件的推导；纵向短周期扰动运动的动稳定性与静稳定性的关系；纵向短周期扰动运动的传递函数；舵面阶跃偏直升机飞行力学复习题答案
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