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08级电子专业《飞行管理与自动飞行控制系统》复习题第一章 飞行力学1. 三种飞机运动参数各自描述的是哪两个坐标系之间的关系？8个运动参数的准确定义和正负的规定？1）姿态角：机体轴系与地轴系的关系。
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面坐标系OX 轴之间的夹角。
以机头右偏航为正滚转角：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。
2）飞机的轨迹角：速度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：飞行地速矢量在地平面上的投影与地理坐标系OX 轴之间的夹角，以速度在地面上投影在地轴之右时为正；航迹滚转角：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，以垂直分量在平面之右为正。
3）气流角：空速向量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。
2. 飞机升力的定义？方向的规定？升力的产生与什么部件有关？飞机升力的组成部分？与空速的关系？机翼产生升力的原理？升力L:飞机总的空气动力RZa 轴的分量,向上为正.产生升力的主要部件是飞机的机翼. 机翼的升力：机翼升力与机翼面积,动压成正比。
机身的升力： 。
和速度平方成正比。
平尾的升力：与速度无关。
3. 舵面偏转及其引起的操纵力矩的方向的规定？驾驶员是如何操纵这些飞机舵面的？操纵舵面的铰链力矩定义：铰链力矩就是作用在舵面上的空气动力的合力对舵面铰链转轴所形成的力矩。
正负：定义迫使舵面正向偏转的铰链力矩He 为正。
升降舵：其正向的铰链力矩迫使其向下偏转；方向舵：其正向的铰链力矩迫使其向左偏转；副翼：其正向的铰链力矩迫使“左上右下”偏转；4. 横侧向气动力由哪些因素会引起侧力？如侧滑角。
Za 08 级电子专业《飞行治理与自动飞行把握系统》复习题第一章飞行力学1. 三种飞机运动参数各自描述的是哪两个坐标系之间的关系？8 个运动参数的准确定义和正负的规定？ 1） 姿势角：机体轴系与地轴系的关系。
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面坐标系OX 轴之间的夹角。
以机头右偏航为正滚转角：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。
2） 飞机的轨迹角：速度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：飞行地速矢量在地平面上的投影与地理坐标系 OX 轴之间的夹角，以速度在地面上投影在地轴之右时为正；航迹滚转角：飞行地速矢量的垂直重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，以垂直重量在平面之右为正。
3） 气流角：空速向量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。
2. 飞机升力的定义？方向的规定？升力的产生与什么部件有关？飞机升力的组成局部？与空速的关系？ 机翼产生升力的原理？升力 L:飞机总的空气动力R 轴的重量,向上为正.产生升力的主要部件是飞机的机翼. 机翼的升力：机翼升力与机翼面积,动压成正比。
机身的升力： L = C (1 ρ V 2 )S 。
和速度平方成正比。
b Lb 2 ∞ ∞ b平尾的升力：与速度无关。
3. 舵面偏转及其引起的操纵力矩的方向的规定？驾驶员是如何操纵这些飞机舵面的？ 操纵舵面的铰链力矩定义：铰链力矩就是作用在舵面上的空气动力的合力对舵面铰链转轴所形成的力矩。
正负：定义迫使舵面正向偏转的铰链力矩He 为正。
升降舵：其正向的铰链力矩迫使其向下偏转；方向舵：其正向的铰链力矩迫使其向左偏转；副翼：其正向的铰链力矩迫使“左上右下”偏转；4. 横侧向气动力由哪些因素会引起侧力？如侧滑角。
《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m in 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m ax 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SC 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SC W V L ρδδmax max .min 2)(=；5）发动机可用推力a T 。
《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. P8 答：转速特性是在给定调节规律下，高度和速度一定时，发动机推力和耗油率随转速的变化关系。
速度特性是在给定调节规律下，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。
高度特性是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。
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？答：允许升力系数，抖动升力系数，最大平尾偏角，发动机可用推力。
3）为提高飞机的续航性能，飞机设计中可采取哪些措施？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。
第三章掌握知识点如下：1）了解飞机机动性的基本概念。
答：飞机机动性是指飞机在一定时间内改变飞行速度，飞行高度和飞行方向的能力，相应的分为速度机动性，高度机动性和方向机动性。
按航迹特点分为铅垂平面内，水平平面内和空间的机动飞行。
2）了解飞机敏捷性的基本概念和目前用来评价敏捷性的指标。
答：飞机的敏捷性是指飞机在空中迅速精确的改变机动飞行状态的能力。
选用状态变化和时间两个属性来衡量飞机敏捷性。
敏捷性按照时间尺度分为瞬态敏捷性，功能敏捷性和敏捷性潜力；按照飞机运动形式分为轴向敏捷性，纵向敏捷性和滚转敏捷性。
第四章掌握知识点如下：1）了解“方案飞行”和“飞行方案”的基本概念。
答：方案飞行是导弹按照某种固定的飞行程序飞行，用来攻击静止的或运动缓慢的目标，或将导弹及其他飞行器送到预定点。
飞行方案是设计弹道时所设定的某些运动参数随时间变化的规律。
2000 年 12 月 D ec . 2000FL IGH T D YN A M I C S 文章编号: 100220853 (2000) 0420033204现 代 超 声 速 战 斗 机 横 航 向模 态 特 性 计 算董彦非, 李嘉林(空军工程大学 工程学院, 陕西 西安 710038)摘 要: 首先推导了适用于某第三代超声速战斗机横航向运动方程和传递函数。
然后对三种等效系统方 法进行了对比分析, 选用了效果较好的方法, 并验证了计算模型。
最后, 对某战斗机的横航向模态特性进行 了计算。
结果表明, 推导的模型正确, 控制系统对某战斗机横航向飞行品质的改善作用明显。
关 键 词: 横航向飞行品质; 等效系统; 模态特性中图分类号: V 212112文献标识码: A动操纵性时, 将外力及外力增量代入后得到 ( 设平引言尾的差动角为 Υc ) 3:d∃v z + 随着气动力布局、结构、动力系统以及飞行控 制技术的日益完善, 在第三代超声速战斗机的设 计中广泛采用了复杂的飞行控制系统和飞机的组 合。
相应地飞机的操纵也进行了很多改进, 在横航 向操纵中与传统飞机最明显的区别是, 第三代战 斗 机不仅通过副翼 ( 或襟副翼的副翼功能) 偏转, 还利用平尾差动和垂尾偏 转 共 同 实 现 滚 转 运 动 (如 F 214、F 215、M i g 229、Su 227 系列等飞机)。
这样 原本适用于传统飞机的运动方程和传递函数已不 能应用于第三代超声速战斗机, 需要重新推导。
此外, 第三代战斗机由于采用了复杂的飞行 控制系统, 使得描述这种飞机与控制系统组合的 线性数学模型成为一个高阶系统, 对它的飞行品质的计算和评估需要借助于等效系统来完成 1。
vΞ y x - v x Ξ y = m d t C vz ∃v z + G co s Η< + C ∆y∆yd Ξx d Ξy v Ξ- = M x z ∃v z + M x x Ξx +I x I x y d t d t (1)M Ξy M ∆ M ∆y M Υx Ξy + x x ∆ + x ∆y + x c Υ xc d Ξy d Ξx ΞxI x y = M y ∃v z + M y Ξx + v z I y -d t d tM Ξy Ξy + M ∆x ∆ y x + M ∆y ∆ y y+ M Υc Υ y y c d < d Ω Ξx ≈ Ξy ≈ d t , d t(2)v x ≈ v , v y ≈ - v Α, v z ≈ v Β将式 (1) 化为标准的一阶微分方程组, 简写为 矩阵形式 (详见文献 3 ) :rY 1 = C 1 Y 1 + D 1 ∆(3)对式 ( 3) 取零初始条件下的拉氏变 换, 整 理 可得:1 横航向运动方程和传递函数C 1 ) - 1D 1 ∆(s )Y 1 (s ) = (s I - (4)根据小扰动假设, 可将飞机绕质心转动的微分方程组线化, 分解出横航向运动方程组 2 ; 讨论由此可得传递函数矩阵为:G ∆x ∆yΥcG Β G Β Β G ∆x∆yΥcG Ξx G Ξx Ξx收稿日期: 2000205223; 修订日期: 2000212204作者简介: 董彦非 (19702) , 男, 博士生, 从事飞行模拟和武器系统效能评估研究。
5.6.3 横侧向扰动运动的三种模态及特性
1.滚转收敛模态
滚转收敛模态是一种非周期性的、衰减很快的运动模态。
在滚转模态运动中，飞机的滚转角γ和滚转速度迅速变化,而侧滑角β和偏航角Ψ的变化很小，可以忽略不计。
这是一种近似单纯的绕飞机纵轴的滚转运动。
因为飞机滚转惯性较小，而滚转阻尼力矩较大，所以这种滚转运动衰减很快〔滚转角γ随时间的变化如图5-19所示〕，可以看成是一种衰减很快的滚转运动。
一般飞机都能满足此模态的稳定性要求。
图5-19 滚转收敛模态
2.螺旋模态
螺旋模态是一种非周期性的、运动参数变化比拟缓慢的运动模态。
在螺旋模态运动中，侧滑角β近似为零，偏航角ψ大于滚转角γ，所以螺旋模态运动主要是略带滚转、侧滑角β近似为零的偏航运动，如图5-2021。
飞机的方向静稳定性大于侧向静稳定性，会出现这种不稳定模态。
当方向静稳定性过大时，一旦飞机受到扰动发生滚转和侧滑，过大的方向静稳定性会使侧滑角很快得到修正，机头很快对准气流，并且在对准气流的偏航运动中产生较大的交叉滚转力矩，这一力矩和侧滑角引起的侧向静稳定力矩方向相反。
当交叉滚转力矩大于侧向稳定力矩时，滚转不但得不到纠正，还会继续加大。
滚转得不到纠正会使飞机机头继续对准来流，向倾斜的一侧偏转。
结果，便产生了机身向一侧倾斜，机头下沉并不断对准来流的沿螺旋线航迹盘旋下降的螺旋发散运动〔见图4-2021这种运动模态的各种运动参数变化比拟缓慢，驾驶员都来得及纠正，所以不会对飞行平安带来重大危害。
图5-2021飞机螺旋运动
3.荷兰滚模态
荷兰滚是频率较快〔周期为几秒〕的中等阻尼的横向一航向组合振荡模态，如图5-21所示。
在荷兰滚模态运动中，飞机的侧滑角β、滚转角γ和偏航角ψ的量级相同〔而β和ψ的数值
更为接近〕，而滚转、偏航运动的速度较小。
各运动参数都随时间按振荡方式周期变化，形成飞机一面来回滚转，一面左右偏航，同时带有侧滑的振荡运动，即荷兰滚运动〔见图5 -21〕。
当侧向静稳定性过大时，一旦飞机受到扰动，产生滚转和侧滑，过大的侧向静稳定性会使滚转很快得到修正，机翼复平，而方向静稳定性却来不及修正侧滑，使机头对准来流。
也就是说，机翼已复平时，飞机仍绕立轴转动继续在消除侧滑角。
飞机复平后,较大的滚转运动速度产生的惯性力矩和侧滑存在引起的侧向静稳定力矩使飞机向相反一侧滚转，造成向相反一侧的侧滑，接着侧向静稳定性又使飞机在来不及修正侧滑时向另一侧滚转复平，如此反复，使飞机进入一面滚转，一面左右偏航，同时带有侧滑的荷兰滚不稳定运动。
所以，侧向静稳定性与方向静稳定性相比拟大时，飞机易产生荷兰滚不稳定。
当发生荷兰滚不稳定时,由于振荡频率较高、周期较短，飞时机以逐渐增大的振幅迅速左右揺晃。
驾驶员对这种高频率振荡很难加以控制，所以荷兰滚模态不稳定会影响飞行平安和飞行任务的完成，在三种模态中最受重视。
CCAR-25部规定: 任何横向一航向组合振荡〔荷兰滚〕，在操纵松浮情况下，都必须受到正阻尼。
图5-21 荷兰滚模态中飞机姿态的变化〔a〕后视图；〔b〕俯视图。
