下载文档原格式
飞机仿真飞行实验报告1. 实验目的本次实验旨在通过飞机仿真飞行，探索飞机飞行过程中的关键因素以及驾驶员的应对措施，提高驾驶员的飞行技能和应急处理能力。
2. 实验装置与方法2.1 实验装置：使用飞行仿真软件进行实验，模拟真实飞行环境和飞行器的操作界面。
2.2 实验方法：参与者通过操纵飞行器进行飞行，在飞行过程中记录关键数据并及时采取应对措施。
3. 实验过程与结果3.1 飞行起飞在实验开始前，参与者接受了相关的飞行培训，熟悉了飞行器的操作流程和仪表板的功能。
起飞时，参与者按照正确的步骤进行操作，逐渐增加推力，保持姿态和速度的稳定。
实验结果显示，参与者成功完成了起飞过程，飞机顺利脱离地面，进入了升空阶段。
3.2 飞行过程在飞行过程中，参与者需要时刻关注飞行器的高度、速度、姿态、油量等参数，并根据需要进行调整。
实验过程中，参与者遇到了多种情况，包括恶劣天气、机械故障等，并通过正确的应对措施顺利解决了问题。
例如，当飞机遭遇剧烈气流时，参与者通过调整升降舵的角度，控制飞机的姿态，保持飞行的平稳。
当发动机出现故障时，参与者迅速切换到备用发动机，并通过调整油门和推力，使飞机保持平稳飞行。
实验结果表明，参与者具备一定的应急处理能力，并能够有效应对突发情况。
3.3 降落过程降落是飞行过程中最关键且难度最大的环节之一。
降落时，参与者需要控制飞机的速度和姿态，准确判断降落时机，并做出及时调整。
实验中，参与者成功完成了降落过程，并准确着陆在跑道上。
4. 数据分析与讨论通过实验数据的分析，我们可以得出以下结论：4.1 飞行器的稳定性是飞行过程中的关键因素之一。
在实验中，参与者通过调整控制面的角度，保持飞机的平稳飞行状态，有效应对了气流等外界因素的干扰。
4.2 驾驶员的应急处理能力对飞行安全至关重要。
实验过程中，参与者能够快速判断和解决各种问题，保持飞机的安全飞行。
4.3 飞行器的操作流程和仪表板的功能对驾驶员的飞行效果有影响。
北航研究性实验报告北航研究性实验报告引言：研究性实验是大学教育中非常重要的一环，它旨在培养学生的科研能力和创新思维。
作为北航的一名学生，我有幸参与了一项关于飞行器设计的研究性实验，并在此报告中将对该实验进行详细的介绍和分析。
实验目的：本次实验的目的是设计一种新型飞行器，以提高其飞行效率和稳定性。
通过对飞行器的结构和控制系统进行优化，我们希望能够实现更高的飞行速度和更好的操控性能。
实验方法：在实验开始之前，我们首先进行了大量的文献调研，了解了目前飞行器设计领域的最新研究成果和技术发展趋势。
然后，我们组建了一个小组，共同讨论并确定了实验的具体方案。
在设计飞行器结构时，我们采用了轻量化材料和先进的制造技术，以减少飞行器的重量并提高其强度。
同时，我们还对飞行器的气动外形进行了优化，以减小阻力和气动干扰，并提高飞行器的升力系数。
在控制系统设计方面，我们采用了先进的自动控制算法和传感器技术，以实现飞行器的自主导航和稳定飞行。
通过对飞行器的动力学特性进行建模和仿真，我们确定了最佳的控制参数，并进行了实验验证。
实验结果：经过反复的设计和测试，我们成功地设计出了一种新型飞行器，并进行了多次试飞。
实验结果表明，该飞行器具有较高的飞行速度和较好的操控性能，达到了我们的设计目标。
结论：通过参与这个研究性实验，我深刻认识到科研的重要性和挑战性。
在实验过程中，我们不仅学到了专业知识和技能，还培养了团队合作和解决问题的能力。
此外，我们还发现了一些可以进一步改进和优化的方向。
例如，可以通过进一步研究和改进飞行器的结构和控制系统，进一步提高其性能和可靠性。
同时，还可以将所学到的知识和技术应用到其他领域，如航空航天、交通运输等。
总结：通过这次研究性实验，我对飞行器设计和控制有了更深入的了解，并提高了自己的科研能力和创新思维。
我相信，在北航这样的优秀学府中，我将有更多机会参与和开展类似的研究工作，为科技进步和社会发展做出更多贡献。
航空科学与工程学院《飞行仿真实验》实验报告（一）学生姓名：***学号：********专业方向：飞行力学与控制指导教师：***2008年 3 月9 日实验一简单二阶系统仿真实验实验所属课程名称:飞行仿真（Flight Simulation ）一.实验目的了解仿真技术的主要内容，通过简单的入门训练，让学生动手建模和解算，初步了解仿真的主要过程，以形成计算机仿真的初步感性认识。
二．实验内容及步骤1．了解仿真技术概述和相关文献，建立简单的弹簧阻尼二阶系统数学模型；2．分别采用欧拉法和龙格库塔法建立给定系统的计算机离散仿真解算模型；3．使用C/C++语言编写非实时仿真计算程序，包括上面两种数值积分算法（欧拉法和龙格库塔法）在两种标准输入下（脉冲和阶跃）的仿真运算，调试并运行程序；4．合理选取数值积分的步长，选用熟悉的曲线绘图工具打印上面四种时间响应仿真计算结果，分析比较两种算法的特点；5．根据响应的结果，通过作图法求解出所选二阶系统动态特性的参数（周期、半衰期、超调量、调节时间等）。
6．修改物理系统参数重新进行仿真解算，观察系统时间响应随系统参数的变化情况。
打印典型结果并说明。
三、实验要求及考核方式1．要求学生直接上机独立列写方程，编写计算机程序解算，得出正确的数据结果和曲线图。
注意数据单位、曲线图示等的规范化。
2．根据实验内容的6个步骤，按照给定的封面格式，分6个主要部分撰写实验报告。
严禁抄袭！3．本次实验报告占总成绩的40%。
四、实验报告正文1．数学模型的建立：如上图所示，在外力F(t)的作用下，如果弹簧恢复力和阻尼力与F(t)不能平衡，则质量块m 将有加速度，进而使速度和位移发生变化。
根据牛顿第二定律，可得：()()()()F t ky t fy t my t '''--=2．用数值分析方法建立计算机离散仿真解算模型： 将上述模型方程转换可得：()()()()F t k fy t y t y t m m m'''=-- 令：()()()F t k fy t y t m m m'--=(,,)f t y y '，则有化为一阶方程组的初值问题(,,)y f t y y '''=图中：F(t) -------作用于系统的外力； y(t)-------质量块m 的位移；k-------弹簧比例系数； f-------阻尼系数。
飞行力学实验报告摘要：本实验旨在通过飞行力学实验，研究飞机的基本稳定性和操纵性能，并分析其对飞机飞行的影响。
实验中使用了一种小型模型飞机，并对其进行了各种不同条件下的测试，包括无动力滑翔、有动力飞行、操纵稳定性测试等。
通过实验数据的收集和分析，得出了飞机在不同条件下的稳定性和操纵性能数据，并提出了相应的改进建议。
1. 引言飞行力学是航空领域的一个重要分支，研究飞机的运动和力学特性。
飞机的稳定性和操纵性能对于飞行安全和飞行效率至关重要。
本实验旨在通过飞行力学实验，研究飞机在不同条件下的稳定性和操纵性能，并分析其对飞机飞行的影响。
2. 实验设备和方法2.1 实验设备本实验使用了一种小型模型飞机，具有可控尾翼、可变机翼和动力装置等设备。
实验中还使用了数据采集仪和相应的软件，用于记录实验数据。
2.2 实验方法本实验分为以下几个部分：2.2.1 无动力滑翔实验在这个实验中，我们将模型飞机从一定高度释放，观察其在没有动力推动的情况下的飞行特性。
通过记录模型飞机的下降速度和滑翔距离，我们可以评估其空气动力学特性和稳定性水平。
2.2.2 有动力飞行实验在有动力飞行实验中，我们将给模型飞机提供动力，观察其在不同速度下的飞行情况。
通过记录模型飞机的速度、升力和阻力等数据，我们可以评估其操纵稳定性和动力性能。
2.2.3 操纵稳定性测试在这个实验中，我们将对模型飞机进行操纵稳定性测试，包括升降舵和方向舵的操纵测试。
通过观察模型飞机的姿态和路线变化，我们可以评估其操纵性能和稳定性水平。
3. 实验结果与讨论3.1 无动力滑翔实验结果根据实验数据，我们得到了模型飞机在不同高度释放时的滑翔距离和下降速度。
通过对数据的统计和分析，我们发现模型飞机的空气动力学特性和稳定性随着高度的增加而改变。
具体结果如下：3.2 有动力飞行实验结果根据实验数据，我们得到了模型飞机在不同速度下的升力、阻力和动力参数。
通过对数据的统计和分析，我们发现模型飞机的操纵稳定性和动力性能随着速度的变化而改变。
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00001000ep ep ep u w e u w q pu w q X X u u X X g Z Z w w Z Z Z q q M M M M M δδδδδδδδθθ⎡⎤∆∆⎡⎤⎡⎤-⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆∆⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ Xu X ̅w Z uZ w 0−g Z q 0M ̅u M ̅w 0Mq 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+0.0199998−0.01590270.0426897λ+0.0403485032.2−869.627900.000055470.001893500λ+0.540050−1λ|=0 特征根λ1,2=−0.290657205979137±1.25842158268078iλ3,4=−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 =2πω求得,分别为T 1=4.99290968436404s T 3=166.381877830828s半衰期内振荡次数N 1/2由公式N 1/2=t 1/2T求得,分别为N 1/2,1=0.436598837599716周 N 1/2,3=0.477628965372620周模态参数结果表如下:特征根t 1/2/sω/(rad/s T /s N 1/2/周模态命名−0.2907±1.2584i 2.38481.25844.99290.4366短周期模态−0.0095±0.0378i 72.6421 0.0378166.3819 0.4776长周期模态2 横航向模态横侧小扰动方程为0001000a r ar a r v p r av p r r v p r Y Y v v Y Y Y g p L L p L L L r r N N N N Nδδδδδδδδφφ⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ YvY ̅p L ̅v L ̅p Yr g L ̅r 0N ̅v N ̅p 01N ̅r 000]=[−0.06059630−0.0015153−0.4602834−87132.20.28001300.00111489−0.020782201−0.140994000] A 的特征值方程|λ+0.060596300.0015153λ+0.4602834871−32.2−0.2800130−0.001114890.02078220−1λ+0.1409940 0λ|=0 特征根λ1=−0.529224752834596 λ2=0.00594271142566856λ3,4=−0.0692958292955363±1.00201868823874i半衰期t 1/2由公式t 1/2=−ln2λ求得,分别为t 1/2,1=1.30974066660216s t 1/2,2=−116.638202818668st 1/2,3=10.0027258149084sλ1和λ2对应的运动不存在振荡,没有振荡频率、周期和半衰期内振荡次数。
航空科学与工程学院《飞行力学》课程实验（二）班级____学号__姓名____模拟飞行实验二：飞机典型运动模态激发数据处理：1．根据记录数据，提取与任务要求相关的模拟飞行段数据，并绘制曲线； 由模拟软件，我们导出两组数据：脉冲响应，宽度1，步长s h 011.0=；一组为飞行器纵向的飞行段数据，由),,,,(u q t θα组成，在外界脉冲扰动下：由上图，),(u θ在外界脉冲输入之下，一直没能得到收敛，而根据短周期模态定义，俯仰角θ的变化应该在几秒甚至于几毫秒的时间量级。
这时我们构造的系统稳定性差，需要额外提供增加稳定性的装置。
所以我们又增加了增稳器来寻求快速收敛：选择步长s h 011.0=，取收敛时间为12秒，有外界扰动为脉冲扰动，得到的参数曲线：将此图与上图对比，),,,,(u q t θα中的各纵向参数均得到收敛，可见增加增稳器对于提高系统的稳定性意义重大。
寻求飞行横向参数的脉冲响应曲线),,,,(v r p t φ，我们所得到的结果见下图：这些飞行横向参数在时间区间内的收敛速度很慢，同样我门对系统加入增稳器来降低飞行横向参数的收敛时间，效果令人满意。
2．提取飞机飞行纵向和横航向模态参数。
为了方便观察，我们取不加增稳器的系统观察，脉冲响应的横航向参数曲线：纵向迎角&俯仰角的时间区间曲线：纵向俯仰角速度的时间区间曲线：机体坐标系x方向上的速度投影：横向滚转角的时间区间曲线：横航向滚转&偏航角速度的时间曲线：机体坐标系y方向上的速度投影：六、思考题1．模态参数辨识实验常用的飞行操纵方式有哪些？答：通过方向舵控制飞机航向，通过升降舵控制飞机俯仰，通过调整副翼控制飞机的滚转，通过油门杆控制油门的大小。
2．纵向扰动运动模态如何随重心变化？答：我们对这道问题进行了模拟操纵，移动了重心，得到相应参数曲线，其初始设置值和第一张图完全一致，就是向后调整重心的位置，将下图和第一张实验参数曲线图相比：这张图所得到的结果是发散的，因为在向后调整了重心位置之后，飞机的纵向定速静稳定性)0(,0<∂∂<∂∂αm l m CC C ，即0,0.><-n ac g c K x x 条件不满足，就如图中的现象，飞机的纵向动态特性参数变得发散。
北航物理实验报告实验目的本次实验旨在通过观察和记录不同物理实验现象，加深对物理定律和实验原理的理解，培养实验操作和数据处理的能力。
实验仪器和试剂实验中所使用的仪器主要有： - 偏光镜 - 精密天平 - 万用表 - 实验箱 - 导线 - 示波器试剂方面，主要是一些金属样品和电池。
实验原理1. 偏光镜实验偏光镜是通过改变光波的偏振方向而起作用的光学仪器。
它能够选择性地通过偏振方向相同的光，而将垂直方向上的光进行消光。
我们可以利用偏光镜来观察偏振光、解偏振光等现象。
2. 大飞轮实验大飞轮实验是通过转动一个质量较大的飞轮，然后通过改变飞轮的转动速度来观察与测量一系列现象。
例如，当飞轮自转速度增大时，人体会感觉到一种向外推的力。
3. 磁场实验通过在实验箱中放置磁体，在观察和测量不同位置的磁感应强度，以及磁场对导线的作用力等现象，来研究磁场的性质和行为。
4. 电学实验利用实验箱中的电池、导线和示波器等设备，通过观察电路中的电流、电压等现象，来研究电学定律和电路的特性。
实验步骤和结果1. 偏光镜实验第一步，我们拿起偏光镜，调整其方向，观察到当两个偏光镜的偏振方向相同时，透过光线的亮度最大；而当两个偏光镜的偏振方向垂直时，透过光线的亮度几乎消失。
第二步，我们旋转一个偏光镜，观察到透过光线的亮度随着旋转角度的变化而变化。
2. 大飞轮实验第一步，我们先调整飞轮的转速为最低档位，然后将手放在飞轮上，观察到飞轮自转时手感较轻。
第二步，我们逐渐增加飞轮的转速，观察到手感逐渐变重，甚至有时会出现感觉手被向外推的现象。
3. 磁场实验第一步，我们将磁体放入实验箱，并在实验箱内移动磁感应探头，记录下不同位置的磁感应强度。
第二步，我们将一个导线放在实验箱中，通上电流后观察导线所受的力的方向和大小。
4. 电学实验第一步，我们连接一个电路，其中包括一个电池、一根导线和一个电阻。
然后使用万用表测量电路中的电流和电压。
第二步，我们改变电阻的大小，观察电路中的电流和电压随之变化。
飞机模拟实验报告引言飞机模拟实验是飞行器设计和研发过程中不可或缺的一环，通过模拟实验可以对飞机的性能和操控进行测试和优化。
本实验旨在通过飞机模拟软件，对一种新型飞机的操纵性能进行评估和分析。
实验设备和方法本实验使用了专业的飞机模拟软件，通过键盘或操纵杆等控制设备进行操作。
首先，根据飞机型号及参数设置飞行初始状态。
然后，通过控制设备控制飞机的升降、转弯、飞行速度等参数，记录并分析相关数据。
实验过程中，将不断调整操控参数，以评估不同操作对飞机的影响。
实验结果与分析1. 飞行稳定性在实验中，我们对飞机的平稳飞行进行了测试。
结果显示，飞机的稳定性较好，在水平飞行状态下，没有出现明显的抖动或不稳定现象。
通过调整飞机的重心以及操纵面的设计，使得飞机保持较好的稳定性，能够符合一般飞行要求。
2. 高度控制能力飞机的高度控制能力是飞行过程中非常重要的一项指标。
实验中，我们通过操纵升降舵来调整飞机的升降状态。
结果显示，飞机能够较好地控制高度，根据操纵杆的微调程度能够精准地调整飞机的高度。
这表明飞机在不同高度下能够稳定飞行，满足飞行控制要求。
3. 转弯半径和速度我们对飞机的转弯半径和速度进行了测试。
通过操纵杆的转动程度，飞机的转弯半径和速度可以得到有效调整。
实验结果显示，飞机在不同的转弯半径下能够保持稳定的飞行，没有出现明显的过度转弯或转弯不足的情况。
同时，飞机在不同速度下，转弯半径也能够随之调整，满足飞行操控的灵活性需求。
实验总结与展望通过对飞机模拟实验的分析，我们对新型飞机的操纵性能有了初步评估。
实验结果显示，飞机具备较好的稳定性、高度控制能力和转弯灵活性。
在今后的研发过程中，我们将进一步改进飞行模型和参数设置，以优化飞机的操纵性能。
同时，我们还将进一步进行实验，评估飞机在恶劣天气条件下的操纵性能，以提高飞机的适应能力。
结语飞机模拟实验是飞行器设计和研发过程不可或缺的一部分。
通过该实验，我们能够更好地了解飞机的操纵性能，为飞行器的设计和改进提供重要参考依据。
课程代码：051709研究生课程试卷2017－2018学年第一学期期末《飞行力学实验I》飞行原理实验报告考试时间2018年 11月 1日姓名：苏雨学号：ZY1805316专业：飞行器设计指导教师：王维军北京航空航天大学航空科学与工程学院2018年11月飞机失速尾旋现象研究第一章：失速尾旋现象介绍在我从事航模生涯这些年以来，有一种十分危险的飞行现象，导致了我多架模型飞机坠毁。
这就是在飞行中有时会出现飞机突然失去控制，一边下坠，一边偏侧翻转，操纵无效直到坠地。
经查阅资料，了解到这种飞行现象称为失速尾旋。
失速：失速是当机翼攻角（迎角）增大到一定的程度（临界迎角）后，机翼上表面气流分离，导致升力减小所发生的现象。
飞机将低头下沉，直至获得足够升力飞行。
在高度低时发生失速是危险的，高度足够高时，可以练习失速的改出，改出失速的基本操作是迅速推杆到底采用俯冲姿态，等速度大于等于1.3倍失速速度时，缓慢向后拉杆改出至平飞。
尾旋（螺旋）：当一侧机翼先于另一侧机翼失速时，飞机会朝先失速的一侧机翼方向沿飞机的纵轴旋转，称为螺旋或尾旋。
发生螺旋式非常危险的事情，有些飞机在设计制造时是禁止飞机进入螺旋的，这样的飞机进入螺旋姿态后，很难改出。
可以改出的飞机改出尾旋的基本方法是推杆到底，并向相反方向拉杆，如果发动机以高速运转，必须立即收油门到慢车，向螺旋相反方向蹬满舵，螺旋停止后，使用失速改平的方法。
成功的关键是飞行员的技术和飞机的性能。
全世界每年飞机事故中因失速发生的占事故总数约30%～40%，如果飞行员认知不清、处置不及时准确，飞机很可能在极短时间内进入失速尾旋，若在低空小高度时飞机进入失速尾旋处置不当，很可能会造成机毁人亡的等级事故，研究失速与尾旋的预防措施与改出方法，对考核飞机边界飞行的操控性、安全性，挖掘飞机的机动性能以及保证战斗生存率与飞行安全意义重大。
第二章：失速尾旋现象原理分析2.1失速现象原理分析飞机在飞行时，机翼翼型中心与气流来流方向的夹角为迎角，当迎角增加到抖振迎角时，机翼上气流开始分离，机翼开始出现了抖振，此时机翼升力系数还在上升，当迎角增加到临界迎角时，机翼表面气流分离出现了严重分离，飞机升力系数急剧下降，可见失速根源是由于机翼表面气流分离造成，失速也包括平尾、鸭翼等控制翼面的气流分离，导致机翼和飞机其它控制翼面失去部分或全部效能,在失速过程中如果飞机升力支撑不了飞机重量，飞机就会掉高度（图1、图2），临界迎角表征着飞机抗失速能力，飞机临界迎角越大，飞机抗失速能力越大，其中一代、二代战机临界迎角约为10°～25°、三代战机约为25°～50°、四代战机约为50°～70°,飞行中仰角，其中θ为俯仰角、φ为偏航角、γ为滚转角（下同）。
《飞行力学综合实验》实验指导书飞行器设计与仿真实验室2006年11月飞行力学综合实验一. 实验目的利用飞行力学基础实验仿真教学实验台等教学条件，以航空飞行器为对象，通过学生自选题目和机型，搜集相关的资料数据和方法，建立仿真模型，对几种典型状态下的飞行器模态特性进行分析，通过仿真研究飞行器的稳定性及其操纵性，加深理解和掌握飞行特性与飞机气动结构和控制系统设计的内在关系，通过飞行特性分析揭示飞行器设计的规律性。
二．实验内容1. 理解和熟悉飞行力学综合试验的目的、内容、实验方法以及所涉及的课程、资料、资源等等；2. 自选或设计一架感兴趣的飞行器，针对所选飞行器进行力和力矩分析，推导并在几种选定的基准状态下用小扰动线化方法得到相应的线化飞行动力学方程组；3. 搜集或采用工程估算的方法估算其空气动力特性参数以及其他动力学分析相关参数；4. 根据动力学方程求解需要，详细计算相关的稳定和操纵矩阵参数，并理论计算求解飞行器模态特性；5. 了解和熟悉飞行仿真实验设备及软件编程操作方法，编写和调试所选飞行器的飞行仿真实验软件，进行实时和非实时动态特性飞行仿真，并在飞行仿真实验台上观察和试验气动参数等对飞行器操稳特性的影响。
记录相关的仿真实验结果；6. 分析仿真实验结果，并与理论计算的结果进行对比分析，说明该飞行器的稳定性和操纵性特点。
如果需要，提出改善其稳定性或操纵性的相应措施，若时间允许可进一步通过飞行仿真实验验证；7. 总结、合并撰写总实验报告。
三、实验要求及考核方式在对实验平台、内容框架以及相关专业知识了解的基础上，自主性地提出具体的实验任务，要求每个同学内容都有不同。
但是，教学任务并不局限在规定的内容和框架内，针对不同的培养目的和学生能力允许适当的增加或裁减。
该实验环节的的设置体现了开放性、综合性、设计性及创新性。
要求学生上机独立列写方程，编写计算机仿真程序解算，得出正确的数据结果和曲线图。
注意数据单位、曲线图示等的规范化。
北航飞力实验课实验报告051770099研究生课程试卷2021－2021学年第一学期期末《飞行力学实验I》飞行原理实验报告考试时间2021年11月1日姓名：苏雨学号：ZY1805316专业：飞行器设计指导教师：王维军北京航空航天大学航空科学与工程学院2021年11月1飞机失速尾旋现象研究第一章：失速尾旋现象介绍在我从事航模生涯这些年以来，有一种十分危险的飞行现象，导致了我多架模型飞机坠毁。
这就是在飞行中有时会出现飞机突然失去控制，一边下坠，一边偏侧翻转，操纵无效直到坠地。
经查阅资料，了解到这种飞行现象称为失速尾旋。
失速：失速是当机翼攻角（迎角）增大到一定的程度（临界迎角）后，机翼上表面气流分离，导致升力减小所发生的现象。
飞机将低头下沉，直至获得足够升力飞行。
在高度低时发生失速是危险的，高度足够高时，可以练习失速的改出，改出失速的基本操作是迅速推杆到底采用俯冲姿态，等速度大于等于1.3倍失速速度时，缓慢向后拉杆改出至平飞。
尾旋（螺旋）：当一侧机翼先于另一侧机翼失速时，飞机会朝先失速的一侧机翼方向沿飞机的纵轴旋转，称为螺旋或尾旋。
发生螺旋式非常危险的事情，有些飞机在设计制造时是禁止飞机进入螺旋的，这样的飞机进入螺旋姿态后，很难改出。
可以改出的飞机改出尾旋的基本方法是推杆到底，并向相反方向拉杆，如果发动机以高速运转，必须立即收油门到慢车，向螺旋相反方向蹬满舵，螺旋停止后，使用失速改平的方法。
成功的关键是飞行员的技术和飞机的性能。
全世界每年飞机事故中因失速发生的占事故总数约30%～40%，如果飞行员认知不清、处置不及时准确，飞机很可能在极短时间内进入失速尾旋，若在低空小高度时飞机进入失速尾旋处置不当，很可能会造成机毁人亡的等级事故，研究失速与尾旋的预防措施与改出方法，对考核飞机边界飞行的操控性、安全性，挖掘飞机的机动性能以及保证战斗生存率与飞行安全意义重大。
第二章：失速尾旋现象原理分析12.1失速现象原理分析飞机在飞行时，机翼翼型中心与气流来流方向的夹角为迎角，当迎角增加到抖振迎角时，机翼上气流开始分离，机翼开始出现了抖振，此时机翼升力系数还在上升，当迎角增加到临界迎角时，机翼表面气流分离出现了严重分离，飞机升力系数急剧下降，可见失速根源是由于机翼表面气流分离造成，失速也包括平尾、鸭翼等控制翼面的气流分离，导致机翼和飞机其它控制翼面失去部分或全部效能,在失速过程中如果飞机升力支撑不了飞机重量，飞机就会掉高度（图1、图2），临界迎角表征着飞机抗失速能力，飞机临界迎角越大，飞机抗失速能力越大，其中一代、二代战机临界迎角约为10°～25°、三代战机约为25°～50°、四代战机约为50°～70°,飞行中仰角，其中θ为俯仰角、φ为偏航角、γ为滚转 2角（下同）。
实验报告
Matlab分析飞机动力学的方法
实验目的：研究C mq变化对飞机纵向动力学特性的影响；
实验原理：改变C mq，根据飞机纵向小扰动方程求特征根和模态参数，分析气动参数对动力学特性的影响；
实验方案：选择Boeing-747-400机型在12192m高空时的状态，取C mq在-10到-50之间变化，求出对应的特征根及模态参数的变化，分析C mq的动力学特性的影响。
一、实验结果：
1.全局特征根的变化图
2.接近原点的根轨迹
3.时间参数的变化
二、实验结果分析：
短周期模态分析：
随着C mq逐渐变大，根近似水平的方向逐渐向实轴靠拢，由根轨迹图上的含义可知：
根近似水平的方向逐渐向实轴靠拢表明C mq主要影响着系统的阻尼比；
根到原点的距离减小，表现出衰减减弱，从短周期的半衰期的时间
t-half(short)不断变长可以得到证明；
震荡频率是根到x轴的距离决定的，从图上可以看出这震荡频率几乎不变，而这从震荡周期T（short）的结果可以看到。
长周期模态分析：
长周期模态的根几乎不变，导致长周期模态的半衰期t-half（phugoid）几乎不变；
而长周期的震荡时间T（phugoid）略有变化，这是四节系统的参数耦合影响的。
三、结论：
C mq从物理意义俯仰阻尼系数可知，主要影响的是短周期模态的阻尼比，而对长周期模态影响较小。
北京航空航夭大爭B E I H A N G UNIVERSITY综合实验课报告几种典型机构的模态参数测量方法及比较试验学院名称航空科学与工程学院专业名称_________________ 固体力学____________学生姓名_________________ 朱超磊______________指导教师_________________ 赵寿根______________2015年6月1 引言................................................................. .11.1 研究背景及意义 (1)1.2现有的研究方法 (1)1.3实验目的和内容 (1)2实验仪器和设备...................................................... .• (1)3 实验材料和试件..................................................... .. (1)4 实验结果分析...................................................... .. (2)5 结论............................................................... .. (2)6 实验总结、建议或感想.............................................. .. (2)7参考文献............................................................. .. (2)北京航空航天大学综合实验课报告第1页在航天、机械、土建和水利等领域，传统静强度，静刚度等结构设计和分析方法已经不能满足许多工程的需求，因此需要进行动态分析，对材料和结构的振动特性进行研究。
航空科学与工程学院《飞行力学》课程实验模拟飞行实验：飞机典型运动模态激发一、实验目的1．掌握常规布局飞机的模态特点2．了解重心后移对稳定性的影响二、实验仪器和设备1．教学飞行模拟器2．数据后置处理计算机三、实验原理参阅：1．王维军编. 飞行仿真课程实验指导书. 北航509教研室, 19962．方振平，陈万春，张曙光编. 航空飞行器飞行动力学. 北京航空航天大学出版社，20051．熊海泉等编. 飞机飞行力学. 航空专业教材编审组，19902．Etkin B. Aircraft Dynamics – Stability and Control (3rd ed.). John Wiley & Sons, Inc., 1996四、实验实验准备：1．实验前复习有关飞机典型运动模态的内容；2．听取实验指导教师介绍：模拟控制台参数设置方法；脉冲操纵方式的特点；模态参数的模拟飞行实验提取方法；3．拟定模拟状态点和基本操纵方案，其中须覆盖下列任务要求：1）在某巡航状态激发典型的纵向运动和横航向运动典型模态；2）对比重心后移后，纵向模态特点的变化。
（状态点和操纵方案需经小组充分讨论。
）实验过程：1．加电、开机，硬件、软件初始化；2．仔细观察实验指导教师的演示；3．分组轮换进行模拟飞行实验，在预定时间内完成所有要求的任务，并正确记录数据。
数据处理：1．根据记录数据，提取与任务要求相关的模拟飞行段数据，并绘制曲线；2．提取飞机飞行纵向和横航向模态参数。
五、数据处理及分析（1）纵向短周期t-q图像t-Δθ图像t-ΔV图像分析：根据以上图像分析可得出纵向短周期模态的特点为：迎角和俯仰角速度变化，而速度基本不变，周期短（一般为数秒量级），衰减快。
其主要原因是：一般飞机均具有较大的静稳定力矩（恢复力矩），Mα会引起飞机较大的角加速度，使飞机的迎角和俯仰角迅速变化。
另一方面，飞机的阻尼力矩M q q也比较大，在震荡运动会产生较大的阻尼作用，使飞机的旋转运动很快的衰减下来，飞机的力矩在前几秒钟内基本恢复到原来的平衡状态。
机电系统设计仿真实验报告题目：基于Maple的滑块摆仿真实验程序设计院系：班级：姓名：学号：基于Maple 的滑块摆实验程序设计一、实验目的及意义通过本实验掌握Maple 仿真软件的使用方法，建立系统数学建模的思想，同时对编程能力也是一种提高。
二、实验原理与要求2.1 Maple 简介Maple 是一个具有强大符号运算能力、数值计算能力、图形处理能力的交互式计算机代数系统(Computer Algebra System)。
它可以借助键盘和显示器代替原来的笔和纸进行各种科学计算、数学推理、猜想的证明以及智能化文字处理。
Maple 这个超强数学工具不仅适合数学家、物理学家、工程师, 还适合化学家、生物学家和社会学家, 总之, 它适合于所有需要科学计算的人。
2.2 滑块摆实验要求 滑块摆由一置于光滑杆上的质量为m 的滑块A 、一质量为M 的小球B 和长度为L ，质量不计的刚性杆铰接而成，不计各处摩擦，以过A 点的水平面为零势能面，通过Lagrange 方程建立系统的运动方程，利用Maple 软件画出： 1. 滑块A 的位移x 随时间t 的变化曲线 2. 角度φ随时间t 的变化曲线 3. 滑块摆的运动动画三、实验设计及方法3.1 设计原理 设定初始条件为：m=1Kg ，M=1Kg ，g=9.8，L=2mφ(0) = 0rad, x(0) = 0m, φ’(0) = -1.3rad/s, x’(0) = 1m/s如下定义的拉格朗日方程''c p q L E E d L L DF dt q q q =-⎧⎪⎛⎫∂∂∂⎨-+= ⎪⎪∂∂∂⎝⎭⎩其中:q x(t)和θ(t)的自由度 D 由于摩擦而消耗的能量 F q 由自由度q 产生的力 E c 和E p系统的动能和势能 系统有两个自由度，以x 和ϕ为广义坐标，以过A 点的水平面为零势能面，系统的动能和势能分别为()()2222222112cos 2211cos 22c E mx M x l lx m M x Ml Mlx ϕϕϕϕϕϕ=+++=+++cos p E Mgl ϕ=-系统的Lagrange 方程为()22211cos cos 22c p L E E m M x Ml Mlx Mgl ϕϕϕϕ=-=++++计算出诸导数()2cos sin d L m M x Ml Ml dt x ϕϕϕϕ∂⎛⎫=++- ⎪∂⎝⎭0L x∂=∂ 2cos sin d L Ml Mlx Ml x dt ϕϕϕϕϕ⎛⎫∂=+- ⎪∂⎝⎭sin sin LMl x Mgl ϕϕϕϕ∂=--∂带入Lagrange 方程，得到系统的运动微分方程()2cos sin 0cos sin 0m M x Ml Ml l x g ϕϕϕϕϕϕϕ⎧++-=⎪⎨++=⎪⎩ 3.2程序设计流程四、实验结果与分析4.1滑块摆运动动画4.2 位移随时间变化曲线4.3 角度随时间变化曲线五、实验总结与体会此次实验成功实现了滑块摆的运动演示，并且绘制出了位移和角度随时间的变化曲线。
分析结构的模态参数是优化试验对象力学性能的关键。
测试结构的固有频率、阻尼和模态振型有助于优化结构设计，改善结构性能。
因此，模态分析是产品开发的一个重要过程。
本文主要介绍通过试验模态分析获得了飞机模型的模态特性的过程。
利用一个模态激振器和多个传感器做SIMO FRF测试，获得结构的振动特性。
用激振器激励比用模态锤激励具有更好的一致性和可重复性。
另外，用激振器激励平均数更高，可以获得更干净的数据。
高质量测量有助于更好地获得结构的模态参数。
为了避免巡回响应测量中的质量附加效应，完整的模态试验在一次运行中完成。
一次性在对应的测点上共布置25个传感器。
这次SIMO FRFCE测试，硬件使用高通道系统Spider-80Xi ，软件使用最新发布版本EDM Modal 8.1 。
按照网格划分，25个测点布置在前翼和后翼上。
使用弹性绳悬挂飞机模拟自由-自由边界条件（如试验装置所示）。
模态激振器安装在飞机中心的正下方以激励全局模态。
通过均匀分布在机翼上的24个单轴加速度计和1个阻抗头采集响应。
测量垂直方向的激励和响应有助于获得平面外的模态振型我们对低阶模态感兴趣，因此设置采样率为1kHz，块大小为2048。
通过这两个设置获得0.488Hz足够高的频率分辨率。
对每个测量自由度上的28个块数据进行线性平均计算，获得较高的精度和更低的噪声。
用突发随机激励信号提供频宽450Hz的能量激励，可以设置激励信号持续时间占整个周期的百分比，以控制无输出持续时间，使响应衰减至零。
通过这个设置，将不会有泄露。
我们选择均匀窗，输出幅值设置为0.2V，激励信号持续时间百分比设为80%。
激励信号持续时间百分比设置为80%，保证了每个周期有1.64s的激励输出，0.41s 无输出。
这可以从上图中的时间块信号图中看出。
上图中的相干图出现了谷值，说明在这些频率范围结构的响应水平相对较低。
总的来说，输入和输出在期望的频率范围内是相关的。
FRF图显示在0-150HZ的频率范围内有良好的峰值。
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00001000ep ep ep u w e u w q pu w q X X u u X X g Z Z w w Z Z Z q q M M M M M δδδδδδδδθθ⎡⎤∆∆⎡⎤⎡⎤-⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆∆⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ Xu X ̅w Z uZ w 0−g Z q 0M ̅u M ̅w 0Mq 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+0.0199998−0.01590270.0426897λ+0.0403485032.2−869.627900.000055470.001893500λ+0.540050−1λ|=0 特征根λ1,2=−0.290657205979137±1.25842158268078iλ3,4=−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 =2πω求得,分别为T 1=4.99290968436404s T 3=166.381877830828s半衰期内振荡次数N 1/2由公式N 1/2=t 1/2T求得,分别为N 1/2,1=0.436598837599716周 N 1/2,3=0.477628965372620周模态参数结果表如下:特征根t 1/2/sω/(rad/s T /s N 1/2/周模态命名−0.2907±1.2584i 2.38481.25844.99290.4366短周期模态−0.0095±0.0378i 72.6421 0.0378166.3819 0.4776长周期模态2 横航向模态横侧小扰动方程为0001000a r ar a r v p r av p r r v p r Y Y v v Y Y Y g p L L p L L L r r N N N N Nδδδδδδδδφφ⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ YvY ̅p L ̅v L ̅p Yr g L ̅r 0N ̅v N ̅p 01N ̅r 000]=[−0.06059630−0.0015153−0.4602834−87132.20.28001300.00111489−0.020782201−0.140994000] A 的特征值方程|λ+0.060596300.0015153λ+0.4602834871−32.2−0.2800130−0.001114890.02078220−1λ+0.1409940 0λ|=0 特征根λ1=−0.529224752834596 λ2=0.00594271142566856λ3,4=−0.0692958292955363±1.00201868823874i半衰期t 1/2由公式t 1/2=−ln2λ求得,分别为t 1/2,1=1.30974066660216s t 1/2,2=−116.638202818668st 1/2,3=10.0027258149084sλ1和λ2对应的运动不存在振荡,没有振荡频率、周期和半衰期内振荡次数。
λ3,4对应的运动的振荡频率ω为ω3=1.00201868823874rad/s λ3,4对应的运动的周期T 由公式T =2πω求得,为 T 3=6.27052706793684sλ3,4对应的运动的半衰期内振荡次数N 1/2由公式N 1/2=t 1/2T求得,为N1/2,3=1.59519697571444周模态参数结果表如下:特征根t1/2/s ω/(rad/s T/s N1/2/周模态命名−0.5292 1.3097—−−滚转收敛模态0.0059−116.638−−−螺旋模态−0.0693±1.002i10.0027 1.0020 6.2705 1.5952荷兰滚模态四、通过仿真获得的5种典型模态的动态响应结果曲线,及各曲线实验方式(算法/步长/具体激发方式等说明,包括由作图法(时域分析法求得的各模态参数,并与理论计算结果对比分析。
(注:要求有作图痕迹1纵向模态:长周期模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为升降舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,40000步,40000帧。
动态响应结果曲线分别如下: t~∆α图像:t~∆V图像:t~q图像:t~∆θ图像:取t~∆V图像作图,按作图法求得模态参数如下:图中较密竖线间为半衰期,较稀竖线间为周期。
由作图法可得,半衰期t1/2=94.4929s,周期T=166.37s,进而可得振荡频率ω=0.0377rad/s,半衰期内振荡次数N1/2=0.5680周。
各参数与理论计算结果对比表如下:模态参数t1/2/s ω/(rad/s T/s N1/2/周理论值72.64210.0378166.38190.4776实测值94.49290.0377166.370.5680误差30.08%0.00714%−0.00714%18.914%实测值中,周期和振荡频率与理论值相比相差无几,吻合度相当高;而半衰期误差较大,并进而导致半衰期内振荡次数也有一定误差。
纵向长周期模态的特点为:飞行速度和俯仰姿态角缓慢变化,周期长,衰减慢。
主要原因:由于飞机的质量较大,而起恢复和阻尼作用的气动力Z V∆V和X∆V相对比较小,所以作用在飞机上的外力处于不平衡状态持续较长时间,重力和升力的作用使飞机航迹和速度变化。
短周期模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为升降舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,1500步,1500帧。
动态响应结果曲线分别如下:t~∆α图像: t~∆V图像:t~q图像:t~∆θ图像:取t~q图像作图,按作图法求得模态参数如下:图中较密竖线间为半衰期,较稀竖线间为周期。
由作图法可得,半衰期t1/2=2.8089s,周期T=4.983s,进而可得振荡频率ω=1.2609rad/s,半衰期内振荡次数N1/2=0.5637周。
各参数与理论计算结果对比表如下:模态参数t1/2/s ω/(rad/s T/s N1/2/周理论值 2.3848 1.2584 4.99290.4366实测值 2.8089 1.2609 4.9830.5637误差17.786%0.0020%−0.00714%29.111%实测值中,周期和振荡频率与理论值相比相差无几,吻合度相当高;而半衰期误差较大,并进而导致半衰期内振荡次数也有较大误差。
纵向短周期模态的特点为:迎角和俯仰角速度变化,而速度基本不变,周期短(一般为数秒量级,衰减快。
其主要原因是:一般飞机均具有较大的静稳定力矩(恢复力矩,Mα会引起飞机较大的角加速度,使飞机的迎角和俯仰角迅速变化。
另一方面,飞机的阻尼力矩M q q也比较大,在震荡运动会产生较大的阻尼作用,使飞机的旋转运动很快的衰减下来,飞机的力矩在前几秒钟内基本恢复到原来的平衡状态。
2横航向模态:滚转收敛模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为方向舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,120步,120帧。
动态响应结果曲线分别如下: t~p图像:t~r图像:t~ϕ图像:滚转收敛模态的特点为:主要表现为飞机滚转角速度p和滚转角ϕ的迅速变化,而其他参数变化很小。
一般来说,飞机的滚转转动惯量I x通常比偏航转动惯量I z 小得多,在外界的扰动下,飞机很容易产生滚转,而不太容易产生偏航。
并且滚转阻尼导数L p较大,使运动很快衰减。
螺旋模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为方向舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,50000步,50000帧。
动态响应结果曲线分别如下: t~p图像:t~r图像:t~ϕ图像:横向螺旋模态的特点为:主要表现为扰动运动后期偏航角和滚转角单调而缓慢的变化。
扰动后期参数β、p、r的变化均很小,因而作用在飞机上的侧力和横航向力矩也很小,加上飞机的偏航转动惯量较大,而偏航阻尼力矩又较小。
荷兰滚模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为方向舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,1800步,1800帧。
动态响应结果曲线分别如下: t~p图像:t~r图像:t~ϕ图像:取t~q图像作图,按作图法求得模态参数如下:由作图法可得,半衰期t1/2=9.471s,周期T=6.23s,进而可得振荡频率ω=1.0085rad/s,半衰期内振荡次数N1/2=0.5637周。
各参数与理论计算结果对比表如下:模态参数t1/2/s ω/(rad/s T/s N1/2/周理论值10.0027 1.0020 6.2705 1.5952实测值9.471 1.0085 6.230.5637误差−5.316%0.6505%−0.06463% 4.6999%实测值中,周期和振荡频率与理论值相比相差无几,吻合度相当高;而半衰期和半衰期内振荡次数虽然也有一定误差,但误差较小。
