荷兰滚运动模态阻尼分析

阻尼1 引言静止的结构，一旦从外界获得足够的能量（主要是动能），就要产生振动。

在振动过程中，若再无外界能量输入，结构的能量将不断消失，形成振动衰减现象。

振动时，使结构的能量散失的因素的因素称为结构的阻尼因素。

索罗金在其论著中将结构振动时的阻尼因素概括为几种类型，即界介质的阻尼力；材料介质变形而产生的内摩擦力；各构件连接处的摩擦及通过地基散失的能量。

百多年来，不同领域的专家，均根据自身研究的需要，着重研究某种阻尼因素，如外阻尼、摩擦阻尼、材料阻尼及辐射阻尼等。

对于材料阻尼的物理机制，文献[82]、[126]、[127]等分别做了简要描述。

材料阻尼是一个机制比较复杂的物理量，由多种基本的物理机制组合而成。

如金属材料中的热弹性、晶体的粘弹性、松弛效应、旋转流效应、电子效应等对阻尼均有贡献。

对一般的非金属材料（如玻璃、各种聚合物等），电子效应对能量的损失影响较小。

温度、绝热系数等也是影响阻尼的重要因素。

一般来说，非金属材料的能量损失比金属大。

此外地质岩石由不同种固体微粒组成，且有空隙体积，因此，其阻尼特性与一般材料不同。

岩石中能量损失主要由三个物理机制构成：岩石内部微粒间的粘性=岩石的内摩擦及较大的塑性变形，而岩石的内摩擦与岩石内部微粒间接触处的位错及塑性变形有关。

如献[82]所述，为了计算、分析结构在外界载荷作用下产生的反应，人们建立了描述固体材料应力应变关系的物理模型。

最简单的物理模型是单参数模型，即材料只产生弹性应力或只产生粘滞应力，但这两种模型不能代表材料中真实存在的粘弹性。

人们又建立了双参数线性模型，即Maxwell及Kelvin模型。

其中Maxwell模型由线性粘滞体和线弹性体串联而成，Kelvin模型是此二者并联而成的。

若设线粘滞体的应变为一般情况下，在结构振动分析设计中，与弹性力和惯性力相比，阻尼力在数值上较小。

然而，在一定条件下，阻尼因素将起很重要的作用。

如果没有阻尼力存在，振动体系在共振时将达到非常大的幅值。

1什么是定常流以及什么是非常流？答：在流场中的任何一点处，流体微团的流动参数（速度、压力、温度、密度）随时间变化为非定常流。

在流场中的任何一点处，流体微团的流动参数（速度、压力、温度、密度）不随时间变化为定常流。

2同一流管：截面积大，流速小，压力大。

截面积小，流速大，压力小.。

3结合连续方程和伯努利方程可以得出结论：不可压缩、理想流体定常流动时，在管道剖面面积减小的地方，流速增大，流体的动压增大，静压减小。

在管道剖面面积增大的地方，流速减小，流体的动压减小，静压增大。

4附面层的特点附面层分为层流附面层和紊流附面层，层流在前，紊流在后。

层流与紊流之间的过渡区称为转捩点。

5摩擦阻力由于紧贴飞机表面的空气受到阻碍作用而流速降低到零，根据作用力与反作用力定律，飞机必然受到空气的反作用。

这个反作用力与飞行方向相反，称为摩擦阻力。

摩擦阻力是由于空气有粘性而产生的阻力，存在于附面层内。

6减小摩擦阻力的措施采用层流翼型;附面层控制;保持机体表面的光滑清洁。

尽可能减小飞机暴露在气流中的表面面积，也有助于减小摩擦阻力。

7压差阻力是由处于流动空气中的物体的前后的压力差，导致气流附面层分离，从而产生的阻力减小飞机上的压差阻力的措施尽量减小飞机及各部件的迎风面积。

应尽可能把暴露在气流中的所有部件都做成流线型飞行时，除了气动部件外其他部件的轴线应尽量与气流方向平行。

8飞机的各个部件，如机翼、机身、尾翼的单独阻力之和小于把它们组合成一个整体所产生的阻力，这种由于各部件气流之间的相互干扰而产生的额外阻力，称为干扰阻力减小干扰阻力的措施适当安排各部件之间的相对位置。

在部件结合处安装整流罩。

使结合部位光滑，减小流管的收缩和扩张。

9由于翼尖涡的诱导，导致气流下洗，在平行于相对气流方向出现阻碍飞机前进的力，这就是诱导阻力。

增大机翼的展弦比;增设翼尖小翼采用梯形的机翼平面形状10结论总阻力随着速度增大，先增大后减小。

诱导阻力是随着飞行速度的提高而逐渐减小。

《飞行控制系统》课程实验报告班级 0314102学号 ********* 姓名孙旭东成绩南京航空航天大学2017年4月（一）飞机纵向飞行控制系统的设计与仿真1、分析飞机纵向动力学模态，求飞机的长周期与短周期阻尼与自然频率。

在MATLAB环境下导入数据文件，输入damp(alon),得出结果：Eigenvalue Damping Freq. (rad/s)-2.29e+000 + 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000-2.29e+000 - 4.10e+000i 4.88e-001 4.69e+000-3.16e-002 1.00e+000 3.16e-002-7.30e-003 + 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002-7.30e-003 - 3.35e-002i 2.13e-001 3.42e-002长周期的根为 -7.30e-003 + 3.35e-002i 和 -7.30e-003 - 3.35e-002i阻尼为 2.13e-001自然频率为 3.42e-002(rad/s)短周期的根为 -2.29e+000 + 4.10e+000i 和 -2.29e+000 - 4.10e+000i阻尼为 4.88e-001自然频率为 4.69e+000(rad/s)2、对升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性进行仿真，画出相应的状态曲线。

sys=ss(alon,blon,clon,dlon)[y,t]=step(sys,500)subplot(221)plot(t,y(:,1,1))xlabel('t(s)')ylabel('\Deltau(m/s)')subplot(222)plot(t,y(:,1,2))xlabel('t(s)')ylabel('\Deltau(m/s)')subplot(223)plot(t,y(:,2,1))xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\alpha(deg)')subplot(224)plot(t,y(:,2,2))xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\alpha(deg)')200400600-10-505t(s)∆q (d e g /s )200400600-4-2024t(s)∆q (d e g /s )200400600-150-100-50050t(s)∆θ(d e g )0200400600-50050100t(s)∆θ(d e g )200400600-2000200400t(s)∆u (m /s )0200400600-6-4-2t(s)∆α(d e g )200400600-2000200400t(s)∆u (m /s )0200400600-2024t(s)∆α(d e g )subplot(221) plot(t,y(:,3,1)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltaq(deg/s)') subplot(222) plot(t,y(:,3,2)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltaq(deg/s)') subplot(223) plot(t,y(:,4,1)) xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\theta(deg)') subplot(224) plot(t,y(:,4,2)) xlabel('t(s)')ylabel('\Delta\theta(deg)')subplot(121) plot(t,y(:,5,1)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltah(m)') subplot(122) plot(t,y(:,5,2)) xlabel('t(s)')ylabel('\Deltah(m)')2004006004t(s)∆h (m )200400600-2.5-2-1.5-1-0.54t(s)∆h (m )以上各图为升降舵及油门单位阶跃输入下的飞机自然特性行仿真，左边一列为升降舵的阶跃输入，右边一列为油门的阶跃输入。

【关键字】系统一、飞行控制系统组成及主要系统的作用。

飞行控制系统组成：自动驾驶仪A/P、飞行指引仪FD、安定面配平（STAB/T）、偏航阻尼系统（Y/D）飞行指引仪的作用：1、在自动驾驶仪衔接前，指引仪将飞机实际飞行路线与目标路线比较，计算出进入目标路线所需要的操纵量，为驾驶员提供目视飞行指引指令2、在自动驾驶仪衔接后，监控自动驾驶仪的工作状态。

即（1）提供目视操作指令；（2）监控自动驾驶仪。

偏航阻尼系统作用：（1）阻尼飞机“荷兰滚”运动；（2）协调转弯。

安定面配平（STAB/T）的作用：（1）产生附加力矩，以保持纵向力矩的平衡。

卸掉由于升降舵偏转产生的铰链力矩（间接），使升降舵回到相对零位，驾驶杆力也为零。

（2）解决自动驾驶仪的衔接与断开过程中引起飞机的剧烈运动。

分为M/T、SPD/T、AP/T、人工电气配平、备用电气配平。

AP/T：驾驶仪接通后，保持姿态的稳定。

自动配平系统是在自动驾驶衔接后工作。

SPD/T：（适用于起飞、复飞阶段）：提供纵向平衡力矩，保证速度的稳定。

在飞机起飞和复飞过程中减小因速度变化引起的不稳定，是根据计算空速的变化对安定面进行配平。

在起飞、复飞阶段，速度配平系统提供在低速大推力条件下的速度稳定。

即当空速增加时使飞机抬头配平，当空速减小时使飞机低头配平。

速度配平是在飞机起飞20秒后，并且人工配平和自动配平都没有衔接的情况下开始衔接。

一旦人工配平或自动配平衔接则速度配平就脱开。

M/T（范围一般在0.6-0.9，高速巡航阶段）：当马赫数接近临界值时，飞机因焦点后移而引起下俯力矩，此时，自动控制升降舵（或安定面）的偏转来进行补偿，使飞机不再出现速度不稳定的现象，飞机的操纵也符合正常规律。

作用是提供纵向平衡力矩，保证速度的稳定性，防止“反操纵”。

马赫配平系统是为了防止飞机马赫数增加时产生的俯冲。

人工电气配平：由飞行员操纵配平电门输入配平指令给配平计算机。

备用电气配平：当人工电气配平失效时应急使用偏航阻尼系统：主要功用是由偏航阻尼器通过计算，输出方向舵偏转信号来控制方向舵的偏转来抑制荷兰滚，稳定飞机的航向，并对飞机的转弯起协调作用。

飞机动稳定性分析中的问题及解决方法作者：李新建李雅静来源：《科技创新导报》 2014年第22期李新建李雅静（中国飞行试验研究院陕西西安 710089）摘要：针对飞机动态特性分析过程中等效系统方法计算零点不准确、试飞中倍脉冲动作计算不准等问题，提出了系统零点计算方法，试飞输入优化方法。

飞行试验结果表明，使用本文提出的系统零点计算方法，可提高零点计算精度，并且可以减少试飞动作量，使用优化后的输入，实现试飞输入简单，辨识精确度提高，本文提供的方法大大提高试飞数据的利用率。

关键词：动态特性分析等效系统零点计算中图分类号:V211文献标识码：A 文章编号：1674-098X(2014)08(a)-0072-03在分析飞机动态特性、计算飞机特性指标时目前最常用的方法是等效系统法，等效系统方法[1]的原理是利用一个拟配的低阶系统来代替所要分析的高阶系统，并利用这个拟配的低阶系统得到的特性参数来评价对应的高阶系统。

在实际使用等效系统概念时，往往会碰见两个问题:第一,等效拟配得到的系统零点值不准确，导致计算结果有偏差；第二,使用倍脉冲动作进行飞机动态特性分析时存在覆盖频率范围过窄[2]，不能进行拟配计算。

该文针对这两个问题提出解决方法，可用于试飞数据处理，供试飞研究人员参考。

1 等效系统在工程计算分析中,需要作大量的简化假设,在研究飞机动态特性分析时,假设飞机为刚体,忽略弹性效应[3]。

所谓等效系统是指在线性动力学过程中，用经典系统或传递函数替代一个高阶系统或传递函数，两个系统在相同的初始条件下，受同样的外界激励作用，在一定的频域范围内或时间区段内，相应输出量在某个指标意义下达到最相似，称这种低阶系统是满足某些条件的高阶系统的低阶等效系统。

1797标准建议的纵向短周期等效系统数学模型为:通过使下列代价函数最小：将高阶系统等效成标准所给形式的低阶系统，高阶系统和低阶系统的幅频特性和相频特性相差不大的情况下（失配包线内），就能用低阶系统的指标值来评价高阶系统的特性。

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。

试飞阶段飞机可靠性维修性评估验证现状及问题分析摘要：现阶段，在正式的飞行试验中，飞机的可靠性与维修性的评价与验证已经进行了十多年，尽管已经有了一定的成果，但是由于技术规范和有关标准的缺失，无法进行技术认证。

与此同时，随着航空公司的安全管理水平和航班正规化水平的提高，飞机维护工作的管理压力逐渐增大。

工业控制系统的安全问题日益引起人们的关注，因此，对其进行安全评价已经迫在眉睫。

针对以上问题，总结和分析了存在的问题，并提出了相应的改进建议，供从事鉴定、定型试飞的人员参考。

关键词：飞机试飞阶段；可靠性；维修性；评估验证现状引言：新研飞机武器装备在服役后是否能够快速地发挥作战能力，其可靠性和维护能力是决定其性能的重要指标。

新研客机的可靠性维护程度，关系到飞行的成活率和生命周期，所以，相关部门越来越注重可靠性维护的评价与认证，并对新研的飞行试验（或定型）进行了评价和确认。

无论是“三性”（可靠性、维修性、测试性），抑或是“四性”（可靠性、维修性、测试性、全面性），都要考察一架试飞时的可靠性维修性。

这对于新的飞行员来说，绝对是一个巨大的助力。

为了能够有效加强试飞阶段的飞机可靠性、维修性，需制定一套行之有效的评价与确认方法，为改进现有和开发的新机型的飞行安全性，本文对飞机失速系统的适应性进行了研究。

一、评估验证指标要求的评估验证在评价飞机质量指数时，应将评估验证指标要求有机地结合在一起，使其更好地适应现实，更易于实现，同时也能达到飞行要求。

在测量技术和方法方面，不同的测量方法都有其优劣，因此，要对其应用的条件和范围进行深入的探讨。

1.1评价验证指标要求的实施1.1.1飞机垂直飞行质量的评估ML-STD-1797A标准在评估高阶增稳型飞机的动态性能时，主要采用等效性系统判据，对其进行初始性能评估，并将遗传算法与直接搜索工具相结合，并强化了等值系统的拟合。

在此过程中，着重考察了等效系统的选择，并在确定最佳匹配算法时，将其用于确定迭代初值和评估拟配效果的方法。

相关术语：状态变量： V T ——总速度，m/s α ——迎角，rad β ——侧滑角，rad φ ——滚转角，rad θ ——俯仰角，rad ψ ——偏航角，radp——机体轴滚转角速率，rad/s q——机体轴俯仰角速率，rad/s r——机体轴偏航角速率，rad/s E x ——关于地球的x 轴，m E y ——关于地球的y 轴，m E z ——关于地球的z 轴，m pow——功率设定，%控制变量： e δ ——升降舵偏转角，rad a δ ——副翼偏转角，rad r δ ——方向舵偏转角，rad参数： ρ ——大气密度，kg/m 3b ——参考翼展，mc ——平均气动弦长，m lT C ——总滚转力矩系数 mT C ——总俯仰力矩系数 nT C ——总偏航力矩系数 T X C ——总轴向力系数 T Y C——总侧力系数 T Z C——总升力系数T F ——总发动机推力，Ng ——重力加速度，m/s 2E h ——发动机角动量，kg.m 2/sx I——滚转转动惯量，kg.m 2y I——俯仰转动惯量，kg.m2z I——偏航转动惯量，kg.m2I——惯性积，kg.m2xzI——惯性积，kg.m2xyI——惯性积，kg.m2yzL——滚转力矩，N.mM——俯仰力矩，N.mN——偏航力矩，N.mm——飞机总质量，kgM——马赫数p——静压，Pasq——动压，PaS——机翼参考面积，m2u——沿机体轴x方向的速度分量，m/s v——沿机体轴y方向的速度分量，m/s w——沿机体轴z方向的速度分量，m/s T——温度，Kx——飞机重心位置，mcgx——参考重心位置，mcgrX——轴向力分量，NY——侧力分量，NZ——垂直力分量，N第一章飞机模型描述1.1飞机动力学本节推导出了F-16战斗机的非线性动态模型。

表1-2提供了有关质量和几何数据。

这些推导的基础是[Blakelock,1991]，[Cook,1997]，[Lewis and Stevens,1992]。

一、简述飞机升力产生的机理及升力的计算公式和物理意义答：气流以一定的正迎角流经机翼，机翼上便面流管变细，气流速度增大，压力下降;机翼下表面流管变粗，气流速度减小，压力升高。

机翼上表面负压，下表面正压，机翼总气动力在竖直方向的分量形成升力，在水平方向的分量形成阻力。

升力计算公式：L = CL﹒1/2ρV^2﹒S其中: CL—升力系数1/2ρV^2—飞机的飞行压力S—机翼的面积二、说明气体的伯努利方程的物理意义和使用条件？答：P+1/2ρV^2 = P0 =常数方程的物理意义:空气在低速一维定常流中，同一流管的各个截面上，静压与动压之和（总压）相等。

在同一流管中，流速快的地方，压力小；流速慢的地方压力大。

方程使用条件：1. 气流式连续的，稳定的气流（定常流）2. 没有粘性（理想气体）3. 空气的密度变化可以忽略不计（不可压流）三、简述升力系数曲线，阻力系数曲线，升阻比曲线的意义。

1. 升力系数曲线：升力系数和迎角之间的关系曲线阻力系数曲线：阻力系数和迎角之间的关系曲线随着迎角的增加，升力系数和阻力系数都增加，在一定迎角范围内，升力系数呈线性增大，而阻力系数按抛物线的规律增大。

阻力系数在小迎角范围内增加较慢，随后增大速度加快，比升力系数增大的速度更快。

在升力系数达到最大值之后，升力曲线由上升转为下降，升力系数开始减小，而阻力系数增加得更快。

2. 升阻比曲线：升阻比随迎角的变化曲线当升力系数等于0时，升阻比也等于0，升阻比随迎角的增大而增大。

由负值增大到0再增大到最大值，然后，随着迎角的增加而逐渐减少。

四、简述高速飞机的气动外形的特点。

1. 采用薄翼型：翼型的相对的厚度越小，上翼面的气流加速就越缓慢，速度增量就越小，可以有效地提高的临界马赫数和飞机的最大平飞速度。

2. 后掠机翼：可以提高飞机临界马赫数，并可以减小波阻。

3. 小翼弦比的机翼：提高飞机的临界马赫数，减少诱导阻力。

4. 涡流发生器和翼刀：①涡流发生器：防止或减弱激波诱导的附面层分离，推迟波阻的急剧增加和减缓波阻增加得趋势，改善飞机的跨音速空气动力特性。

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。