当前位置：文档之家 › 飞行力学第八章(1)

飞行力学第八章(1)

  • 格式：pdf
  • 大小：575.53 KB
  • 文档页数：42

下载文档原格式

  / 42

合集下载

直升机飞行力学chapter1

直升机飞行力学chapter1


Requirements
• Stressing on the physical meanings and basic concepts • Understanding and gripping the analysis methods • Being able to conduct the basic Calculation
Definition of Helicopter Flight Dynamics
The subject of studying external forces applied on helicopter as well as motions and controls
External Forces: Only those changing flight path such as aerodynamic, inertial and gravity forces. Motions: Accelerations(angular acceleration), velocities and position Controls: Pilot controls from cockpit, augment stability and control Flight qualities: Specification and flight quality assessment
& −γ&
Rotor disc tilt side
−∆M x
Characteristics of Helicopter Flight
1. There are 6 freedoms of motion in space, But there are only 4 controls. Therefore the control for each freedom of motion is not independent. The response of helicopter to controls is coupled. The crosscoupling between axes is serious and needs to be removed by pilot controls or SCAS. The controls for heaving, pitch and roll motions are implemented by blade flapping motion. Thus the delay of helicopter response to pilot controls is greater than that of fixed-wing aircraft. The flight qualities of helicopter is poorer than that of fixed-wing aircraft The flight dynamics of helicopter is more complicated than fixedwing aircraft
飞行力学知识点

飞行力学知识点

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。

飞行力学课件第八章

飞行力学课件第八章


（2）结论讨论
从上式可见，定直侧滑飞行中所需的副 翼和方向舵偏角、以及滚转角均与 β 成正 比； 将 上 述 关 系 式 绘 成 的 曲 线 δ a = f (β ),δ r = f (β ) ，称为横侧操纵面偏角 平衡曲线。
（3）静操纵性指标讨论（飞行品质规定）
蹬右方向舵（后缘向右偏、 r < 0 ）应产生左 δ 侧滑 β < 0 ，即 ∂δr > 0 ；
ΔNT = TyT
ΔNT TyT 1 Cn.T = = ≈ CD yT qSb qSb 2
3、不对称推力飞行 （2）平衡关系： 在式（8.32)中加进 Cn.T ,可 得到不对称推力下飞机的横 侧平衡方程组:
Ccβ β + Ccδrδ r + CLφ = 0 ⎫ ⎪ Clβ β + Clδaδ a + 43;Cn.T = 0 ⎭
1 2 3
由于Clδ a < 0, Cnδ r < 0 ，要满足飞行品质规定的 ∂δ a 的要求，必须满足： ∂δ r <0 >0 和
∂β
∂β
Clβ −
Clδ r Cnβ Cnδ r
Cnβ > 0
⎫ < 0⎪ ⎬ ⎪ ⎭
根据静操纵性的要求（飞行品质规定） 飞机具有航向静稳定性； ClδrCnβ 横向静稳定性要有一定的数值 Clβ < C nδ r 第三个条件是侧力条件，也是航向静稳定性 要求，若第二条件成立，则自然成立。
8.1.2横向静稳定力矩及横向静稳定性 1.横向静稳定力矩 由侧滑角 β 引起的飞机横向力矩 Cl β 。 2.横向静稳定性 飞机在平衡状态下受到外界非对称瞬时扰 动，产生小的左倾斜 Δφ < 0 ，升力和重力的合 Δ 力作用使飞机向左侧滑， β < 0，飞机产生右滚 力矩，具有减小 Δφ ，使飞机保持机翼水平的 趋势，称飞机在原平衡状态具有横向静稳定 性。否则，为横向静不稳定。
第一章飞行力学基础(1)

第一章飞行力学基础(1)


飞行力学在航空航天领域重要性
航空航天器设计基础
飞行力学是航空航天器设计的基础理论，对 于指导航空航天器的总体设计、性能分析和 优化具有重要意义。
飞行安全与稳定性保障
飞行力学研究飞行器的稳定性和操纵性，对 于保障飞行安全、提高飞行器性能具有重要 作用。
推动航空航天技术发展
飞行力学的研究不断推动着航空航天技术的 发展，为新型飞行器的研制和现有飞行器的 改进提供理论支撑。
第一章飞行力学基础
汇报人：XX
目录
• 飞行力学概述 • 大气环境与飞行性能 • 飞行器受力分析与平衡 • 飞行器运动方程与轨迹预测 • 飞行器操纵性与稳定性分析 • 飞行试验与仿真技术
01
飞行力学概述
飞行力学定义与研究对象
飞行力学定义
飞行力学是研究飞行器在空气中 的运动规律及其与周围环境相互 作用的一门科学。
降低试验成本
通过虚拟仿真技术对飞行器进行充分的测试 和验证，可以提高实际飞行试验的安全性。
推动技术创新
虚拟仿真技术可以模拟复杂环境和极端条件 下的飞行情况，为技术创新提供有力支持。
感谢您的观看
THANKS
指飞行器在受到小扰动 后，能够自动恢复到原 平衡状态的能力。静稳 定性好的飞行器，扰动 消失后能够迅速恢复到 原状态。
指飞行器在受到大扰动 后，能够自动恢复到原 平衡状态的能力。动稳 定性好的飞行器，在扰 动过程中能够保持稳定 的飞行姿态和轨迹。
指飞行器在受到扰动后 ，既不自动恢复到原平 衡状态，也不继续偏离 原平衡状态的能力。中 立稳定性介于静稳定性 和动稳定性之间。
轨迹预测模型构建及优化
动力学模型
建立飞行器的动力学模型，包括 气动力、推力、重力和控制力等
飞行力学

飞行力学


富勒襟翼
Boeing 727
三缝襟翼
Boeing 727 Triple-Slotted Fowler Flap System
F-14全翼展的前缘缝翼与后缘襟翼
前缘缝翼
缝翼和襟翼对升力系数的影响
焦点、压力中心
• 焦点是这样的一个点—当飞机的攻角发生变化时， 飞机的气动力对该点的力矩始终不变，因此它可 以理解为飞机气动力增量的作用点。焦点的位置 是决定飞机稳定性的重要参数。焦点位于飞机重 心之前则飞机是不稳定的，焦点位于飞机重心之 后则飞机是稳定的 。 • 飞机压力中心，是全机所有部件产生的所有气动 力的合力点。
放宽静稳定性
在亚音速飞行状态，普通飞机的翼身组合体的升力中心在重 心稍后的某个距离（静稳定），这时翼身组合体的升力所产生 的低头力矩，由平尾的下偏，以产生向下的升力来平衡，尾翼 的升力从翼身组合体升力中减去，因而使总的升力减少。而且 由于飞机的静稳定特性，飞机有保持原有飞行状态的趋势，使 飞机的操纵也不灵活。而放宽静稳定度的飞机，气动中心可以 很靠近重心也可以重合，甚至在重心的前面，飞机的稳定度变 得很小甚至不稳定，飞行中主要靠主动控制系统（即自动增稳 系统）主动控制相应舵面，保证飞机的稳定性。这时为保持平 衡只需要较小的甚至向上的平尾升力去平衡翼身组合体的正俯 仰力矩（机头向上的力矩）。
2．总气动力矩 M 沿机体坐标系的分解 由于机体的转动惯量是以机体坐标系来定义的，所以将作用在 飞机上的总力矩沿机体坐标系各轴分解较为方便，总气动力矩 M 沿机体轴分解的各分量分别为 L ， ， ，各力矩的极性由右 N M 手定则来确定。 M LA 为滚转力矩，绕机体轴 oxb 轴， 为俯仰力矩，绕机体轴 oy 轴， N 为偏航力矩，绕机体轴 ozb 轴。 LA ， ， 的量纲-气动力系数分别为： M N L Cl A ①滚转力矩系数(沿 oxb 轴的分量) ， QSwb M ②俯仰力矩系数(沿 oyb 轴的分量) C QS c ， ③偏航力矩系数(沿 ozb 轴的分量) C N ，
飞行原理知识要点

飞行原理知识要点

第一章飞机和大气的一般介绍1、机翼的剖面参数：翼弦：翼型前沿到后沿的连线。

厚度：上翼面到下翼面的距离；最大厚度；最大厚度位置：最大厚度到翼型前沿的距离与弦长的比值，用百分比表示；相对厚度：（厚弦比）翼型最大厚度与弦长的比值，用百分比表示。

中弧线：与翼型上下表面相切的一系列元的圆心的连线（中弧线到上下翼面的距离相等），对称翼面中弧线与翼弦重合。

弧高：中弧线与翼弦的垂直距离；相对弯度：最大弧高与翼弦的比值，用百分比表示。

2、机翼的平面形状参数：平直机翼有极好的低速特性，便于制造；椭圆形机翼的阻力最小，但是难以制造，成本高；梯形机翼结合律矩形机翼和椭圆机翼的优缺点，具有适中的升阻特性和较好的低速性能，制造成本也较低；后掠翼和三角翼有很好的高速性能，主要用于高亚音速飞机和超音速飞机，低速性能较差翼展：机翼翼尖之间的距离；展弦比：机翼翼展与平均弦长的比值（表示机翼平面形状长短和宽窄的程度）；梢根比：机翼翼尖弦长玉机翼翼根弦长的比值（表示翼尖道翼根的收缩度）；后掠角：机翼1/4弦线玉机身纵轴垂直线之间的夹角（表示机翼的平面形状向后倾斜的程度）第二节大气的一般介绍空气密度减小对飞行的影响：真空速不断增大、发动机效率降低空气压力降低的线性变化规律：高度上升8.25（27ft）米气压降低1hPa；高度上升1000ft 气压降低1inHg；高度上升11米气压降低1mmHg空气温度降低的线性变化规律：高度上升1000米温度下降6.5°高度上升1000ft温度降低2°湿度越大，空气的密度越小（水蒸气是干空气重量的62%）；相对湿度，露点（反映空气中水汽含量的多少，假如空气中水汽含量多，温度降低很少—相对较高的温度就可以达到饱和，露点就高），气温露点差：就是实际气温与露点的差值，反映空气的潮湿程度中低空高度每升高1000米真空速比表速约大5%；气温升高5°速度增大1%第二章低速空气动力学第一节低速空气动力学基础1、飞机的相对气流：相对于飞机运动的空气流，方向与飞行速度方向相反。

《飞行原理》教学课件—飞特殊飞行

《飞行原理》教学课件—飞特殊飞行

主编:杨俊杨军利叶露第 8 章特殊飞行CONTENTS目录8.1 失速和螺旋8.2 在扰动气流中的飞行8.3 在积冰条件下的飞行8.4 低空风切变8.5 “吃气流”8.6 飞机的操纵限制速度8.7 空中一台发动机失效后的飞行8.1失速和螺旋1. 飞机失速的产生失速是指飞机迎角超过其临界迎角，不能保持正常飞行的现象。

飞机失速的根本原因是飞机的迎角超过其临界迎角。

因此，失速可以出现在任何空速、姿态和功率设置下。

失速⼀般可分为带动力（或无动力）失速和水平（或转弯）失速。

2. 失速警告1 ）自然失速（气动）警告飞机接近临界迎角时，由于机翼上表面气流分离严重，会表现出⼀些接近失速的征兆。

主要表现为飞机以及驾驶杆和脚蹬的抖动，飞机有一种操纵失灵的感觉。

2）人工失速警告现在的飞机都安装了人工失速警告。

主要形式为：失速警告喇叭、失速警告灯、振杆器。

飞机刚进入失速时的速度，称为失速速度，用 vs 表示。

可以根据飞机迎角的大小来判断飞机是否接近失速或已经失速。

不管什么飞行状态，其失速速度的大小均应根据载荷因数（ny ）来确定。

由上式可知，飞机重量增加，失速速度增大；放下襟翼等增升装置，飞机的最大升力系数增大，失速速度相应减小；不同飞行状态下的失速速度是平飞失速速度的 倍。

飞机在水平转弯或盘旋中，随着坡度的增大，载荷因数增大，对应的失速速度也增大。

3. 失速速度盘旋失速速度与平飞失速速度的比值在不同坡度时，盘旋失速速度与平飞失速速度的比值：4. 失速的改出飞机失速是由于迎角超过临界迎角。

因此，不论在什么飞行状态，只要判明飞机进入了失速，都要及时向前推杆减小迎角，当飞机迎角减小到小于临界迎角后（一般以飞行速度大于1.3 vs 为准），柔和拉杆改出。

在推杆减小迎角的同时，还应注意蹬平舵，以防止飞机产生倾斜而进入螺旋。

飞机的失速1. 螺旋的原因螺旋是由于飞机超过临界迎角后机翼自转引起的。

在螺旋形成前，一定会出现失速。

失速是协调的机动飞行，因为两个机翼失速程度相同或几乎相同，而螺旋则是两个机翼失速不⼀致的不协调的机动飞行。

飞行力学第八章(1)

飞行力学第八章(1)

（某机部件影响，带下反角）
机身 垂尾 其它
C cβ
Clβ C nβ
-0.01089 -0.00234 0.00385
飞行器飞行力学
-0.00181 0.00015 -0.00139 -0.00144
-0.00950 -0.00139 0.00579
0.00042 0.00029 -0.00050
16
β
C nβ < C nβ .vt = Lvt C c β .vt < Lvt C cβ
飞行器飞行力学 25
二．侧风着陆
β = tan 1 (Vw / V )
V
规范规定：
Va
当右侧风风速Vw≤10~15m/s 时,横侧操纵效能应保证飞 机能用定直侧滑方式着 陆 —— 垂尾（方向舵）设 计依据之一 计算示例：P272
第八章
飞行器横航向平衡 静稳定性和静操纵性
飞行器飞行力学飞行器飞行力学 2009
1
内容
引言 侧力、横航向力矩与静稳定性 偏转副翼和方向舵产生的横航向力矩 定直侧滑飞行时的平衡和操纵 定直侧滑飞行时副翼和方向舵操纵力 横航向阻尼导数和交叉导数 正常盘旋的平衡和操纵 稳定滚转和副翼操纵 小结
飞行器飞行力学飞行器飞行力学 2009 2
飞行器飞行力学 10
三、机身作用
β>0 β>0:
Cb<0 Nb<0 Lb ≈ 0
C c β .b < 0, C nβ .b < 0, C l β .b ≈ 0
— 机身为航向静不稳定部件
机身侧力作用点位于重心之前
飞行器飞行力学
11
四、机翼作用 1、机翼后掠角贡献
β>0
VR> VL
飞行力学部分作业答案(1)

飞行力学部分作业答案(1)

− sinα sin β
− sinα
0

cosα
1 Lak = 0
0
0 cosφa − sinφa
0
sin
φa

cosφa
cosα cos β
Lbk
=

sin β
sinα cos β
− cosα sin β cosφa + sinα sin φa cos β cosφa
R3=166.7km, Q3=300kg
R2=1100, Q2=990kg
R = R1 + R2 + R3 = 1341.7km
航空飞行器飞行动力学
2.11
∫ tcr
=
−
W2 W1
ηK dW
gc f W
∫ Rcr
=
−
W2 W1
ηVK dW gc fW
补充题： 两架外形完全一样的滑翔机，一架飞机 A 上坐了一名运动员，另一架飞机 B
= 0.1019
2
2
CD = 0.014 + 0.08CL2
CD = 0.0152
D = 8771N
代入方程求得T = 38771N
3.5
χɺ = V R
得：
R
=
V ω
=
300 / 3.6 3.14 /15
=
398m
R= 1 g
V2 nn2 −1
得： nn
=
V4 R2g2
+1
=
2.042
<
nn.max
Ta
=
D
=
CD
1 2
ρV
2S
= 13133N
飞行力学课件1

飞行力学课件1

飞行动力学内容绪论1.1 作用在飞机上的外力1.3 常用坐标系及其转换1.4 飞机质心运动方程小结本章作业1.1；1.2；1.3；1.4；1.5；1.7；1.8；1.9绪论飞行动力学=飞行性能+飞行品质研究飞机的飞行性能和飞行轨迹特性时，可将飞机视为一可控的质点来处理。

可控：是指飞机的飞行轨迹是可以人为改变的，而轨迹的改变取决于作用于飞机上的外力的改变。

绪论质点运动：通过偏转操纵机构，使飞机的合力矩为零；研究飞机的飞行轨迹和飞行性能时可以把飞机视为质点运动。

力矩平衡作为运动的约束条件。

质点系运动：合力矩不为零。

研究飞机飞行品质时将其视为质点系运动。

1.1.1 升阻特性1.1.2 发动机推力从飞行性能的角度，假设操纵面偏转可使力矩平衡，但将其最大平衡能力作为约束。

实际还常忽略操纵面偏转对力平衡的影响。

外力一般不通过质心，它将引起绕质心转动的力矩L J G D JG W JJ G TJ G 'LJ G 1.1作用在飞机上的外力T J G1.1作用在飞机上的外力在常规飞行性能问题中，假设飞行无侧滑，视侧力为零升力系数阻力系数侧力系数2L L V SC ρ=2D D V SC ρ=2CC V S C ρ=升力和阻力系数主要取决于马赫数、雷诺数、迎角、侧滑角以及飞机的外形马赫数的物理含义？雷诺数的物理含义？迎角的定义?侧滑角的定义?9马赫数：指空气的压缩性效应；低速空气流场不相互影响，高速时则前后相互影响。

9雷诺数:惯性力和粘性力的比值。

¾飞机的尺寸效应；即飞机的尺寸大小会影响飞机的气动特性，一般飞机在真实大气中飞行时，其雷诺数在1000万以上。

这就是研究飞机气动特性时，要建立大尺寸风洞和进行飞行试验研究的原因。

DO1. 升力特性（1）定义升力是飞机上的空气动力的合力在飞机纵向对称平面上垂直于飞行速度方向的分力。

向上为正。

飞机的最大的升力系数约1.2—1.5；采用增升装置后，飞机的最大的升力系数约2.2—3.0。

91113-飞行力学-第8章：飞机的横侧静稳定与静操纵性

91113-飞行力学-第8章：飞机的横侧静稳定与静操纵性

内容绪言8.1 横侧静稳定性8.5 横侧静操纵性小结本章作业：8.1；8.2 ；8.41.横侧运动的定义飞机的非对称运动，包括飞机质心的侧向移动（侧滑），绕轴的滚转和偏航转动运动。

2.横侧运动与纵向运动的差异（1）纵向运动：只绕一根轴转动（大迎角运动除外）；（2）横侧运动：气动力和力矩耦合：即侧滑角、滚转角速度和偏航角速度都同时产生侧力、滚转力矩和偏航力矩。

横航向变量均产生横向和航向的力和力矩！ 横侧操纵耦合副翼：主要产生滚转力矩、较大的偏航力矩、所产生的侧力可略去；方向舵：产生侧力、偏航力矩、也产生滚转力矩。

9不能将飞机的横向和航向运动分开考虑，不能仅考虑横向运动或航向运动。

3.配平（1）纵向运动：操纵变量（升降舵和油门）均需操纵，运动变量有配平值；（2）横侧运动：定常直线飞行时，所有的横侧运动变量、力和力矩都为零，不存在基本配平问题。

内容绪言8.1 横侧静稳定性8.5 横侧静操纵性小结8.1.1偏航静稳定力矩及航向静稳定性1.偏航静稳定力矩由侧滑角引起的飞机航向力矩。

2.航向静稳定性飞机在平衡状态下受到外界非对称瞬时扰动，产生小的侧滑，则飞机产生右偏航力矩，使飞机机头向右偏，以减小的趋势，称飞机在原平衡状态具有航向静稳定性。

否则，则为航向静不稳定。

设:如果:则:故:0n C β>飞机能自动改变机头指向消除侧滑,称为航向静稳定性或风标静稳定性V Δβ>00n C Δ>航向静稳定性判据用平衡点处的偏航力矩系数的导数作为判据：偏航静稳定；偏航静不稳定；偏航中立静稳定。

3.影响航向静稳定性的飞机部件:机身作用β>0:C<0N < 0—机身为航向静不稳定部件小RCS和航向静不稳定性。

垂尾作用β>0:C< 0L< 0N>0β>0主要的航向静稳定部件；一般通过调节垂尾容积（必要时加背鳍、腹鳍）改变；运输机改装预警机时增加二片腹鳍。

4.影响因素分析—大迎角气动特性限制：机翼和机身涡流对飞机尾部的影响，的值会减小。

飞行力学课后答案

飞行力学课后答案
1、飞行力学课后答案：
(1) 空气动力学原理：空气动力学是航空工程科学的一个分支，
其研究的内容包括流体属性、空气动力学原理、流体动力学原理及它
们在航空器设计、性能参数计算、所产生的空气动力学效应。

其数学
模型包括满足伯努利方程的表示空气动力学原理的非定常流体动力学
的基本方程组。

(2) 机翼和机身的空气动力特性：机翼和机身的空气动力特性是
理解机体行为运动的重要基础，它们包括机翼和机身各种不同空气动
力特性，如流场形态、抗风滑移特性、控制面特性和控制杆特性，以
及机翼和机身抵御气动力的特性。

(3) 机翼的结构和材料：机翼的结构对机翼的外形、几何尺寸和
气动力特性都有着决定性的影响，因此空气动力学课程中重点讲述的
是机翼的结构设计和选择材料的方法及其在飞机结构中的作用。

(4) 飞行控制系统：飞行控制系统是飞机安全和正确飞行的关键，控制系统包括机膜控制系统、机载数据采集系统、控制力学模型、控
制算法和状态构型等，其中包括机身姿态控制和机翼滑移控制两个重
要组成部分，而这两部分要求的空气动力学特性也不尽相同。

(5) 动力学突变：动力学突变广泛存在于飞行力学中，与之对应
的是控制理论，以帮助提高机体的运动精度、控制特性和灵敏度，减
少空气动力学中的不确定性。

为了更好地掌握动力学突变的表现，空
气动力学课程中还介绍了动力学突变的持久型滑移控制、瞬变型控制、机身滑移控制、跟踪控制等内容。

(西工大)航天器飞行力学8


定义
R 2π C =I± Q= = N Δλ N
（8.10）
称为回归系数. 由整数分数组成；正整数 I 为接近一天的轨道圈数；C 为另一正整数（其意义见下述）。 I, N, C 构成表征回归轨道的三大要素。
第 I 圈的轨迹相对起始轨迹的相移角为
α = ±( I ⋅ Δλ − 2π )
（8.11） 如
8.2 临界和冻结轨道
地球质量分布在赤道附近隆起，对卫星轨道的第二种影 响是： 卫星穿越赤道附近时，卫星受到的引力大于其他轨道弧 段，在赤道处卫星运动速度加快，轨道半径趋向减少， 引起轨道拱线在轨道平面内转动， 同时引起偏心率的变化。
关于轨道摄动，如仅考虑 J 2 和偏心率的变化率为
项的影响，近地点幅角
( I ⋅ Δλ − 2π ) > 0
，则取“＋”号，表明经过一天
轨迹向东移动；如 表明轨迹向西移。
( I ⋅ Δλ − 2π ) < 0
，取“－”号，
两种情况都表明，在连续相邻轨迹的间隔 入每过一天的相移轨迹。
Δλ
内，插
N 天覆盖又表明每个连续相邻轨迹的间隔
Δλ
被N天
内通过的轨迹等分割为N区，每一区间的幅宽约等于：
γ = Δλ N
（8.12）
即为任意相邻轨迹之间的间隔。根据星上遥感仪器的性 能，选择周期性覆盖的天数N，使相邻轨迹的幅宽小于 仪器的观测幅宽。
α
设计轨道周期，可使一天的轨迹相移角 幅宽角
α
等于
γ
，或等于后者的整倍数，有
α = Cγ
将式（8.11）、（8.12）代入上式，得
（8.13）
⎛ DN ⎞ 2π ⎞ C ⎛ = ±⎜ I − ⎟ ⎟ = ±⎜ I − Δλ ⎠ N TN ⎠ ⎝ ⎝

北京理工大学课件ppt飞行力学第八章

第八章
导弹弹体侧向动态特性分析
偏航扰动运动
忽略重力时，轴对称 导弹的侧向扰动运动 相 互 独 立 倾斜扰动运动 面对称导弹的侧向扰 动运动 相 互 影 响
偏航扰动运动
侧向扰动运动方程组
(1) (2) (3)
x x M gx d x M x Mx Mx y Mx Mxy x y x y dt Jx Jx Jx Jx Jx Jx y y x d y M y M M M M M y y y y gy x y y dt Jy Jy Jy Jy Jy Jy y Fgz d V P Z g g Z cos sin cos y dt V V mV mV mV y d dt cos d x tan y dt cos V cos
特征方程根的特点：一大一小两个实根，一对共轭复 根——λ3=χ+iν和λ4=χ-iν ，自由扰动运动的通解具有以 下形式： t t t
A' e sin( t 1 ) 1t 2 t t y B1e B2 e B' e sin( t 2 ) 1t 2 t t C1e C2 e C ' e sin( t 3 ) D1e 1t D2 e 2t D' e t sin( t 4 ) x A1e 1 A2 e
从解的系数看，复根对 x、 、 y、 的都产生明显的 影响。飞行器在正反两个方向上交替倾斜和偏航，有如滑 冰运动中的“荷兰滚”，故名。因振荡频率较高，如不稳 定，难以纠正。
在不同阶段的表现：第Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ阶段的特点。

理论力学第8章习题解答

理论力学第8章习题解答第八章质点系动力学：矢量方法习题解答8-1 一个质量为5 kg 弹头M 以水平速度v = 60 m/s 飞行，在D 处爆炸成位于同一水平面内如图示速度方向的两块碎片A 和B 。

已知碎片A 的速度大小v A = 90 m/s 。

试求：(1) 碎片A 的质量m A ；(2) 碎片B 的速度大小v B 。

解：取弹头M 为研究对象，弹头爆炸前后动量守恒 () 30cos B A v m M Mv -= () 30sin 0B A A A v m M v m --=解得M v vm A A 33=，AA B v v vv v 32--=，代入数据得：kg 92.1=A m ，m/s 64.112=B v .8-2 一个质量为m 1的人手里拿着质量为m 2的物体，以仰角θ，速度v 0向前跳起。

当他到达最高点时将物体以相对速度u 水平地向后抛出。

如果不计空气阻力，问由于物体的抛出，跳远距离增加了多少？解：取m 1和m 2物体系统为研究对象，人跳至最高点时只有水平速度 ?c o s 01v v =，所费时间 gv t ?sin 0=。

抛物前后系统水平动量守恒，即 ()()u v m v m v m m -+=+1211021c o s ?，式中1v 为抛物后人的速度。

解得21201c o s m m um v v ++=?，可见，人的速度增量为2121Δm m um v +=，从而跳远距离增加()gm m uv m v t s 21021sin ΔΔ+==?.8-3质量为m 1的平台AB 放在水平面上，平台与水平面间的滑动摩擦因数为f 。

质量为m 2的小车D 由绞车拖动，相对平台的运动规律为221bt s =，其中b 为已知常数。

不计绞车质量，求平台的加速度。

解：1）设平台与水平面间的滑动摩擦因数比较小，当小车D 相对平台运动时，平台AB 的有速度1v （向左），小车D 的相对速度bt sv == r ，（向右），小车D 的绝对速度bt v v v v +-=+-=1r e a ，（向右），滑动摩擦力为 N fF F = 题8-3图题8-3受力图题8-1图由动量定理，()[]F v bt m v m t=-+-1211d d()021=++-N F g m m解得()212121m m g m m f b m a ++-=， ()g m m bm f 212+≤.当()gm m bm f 212+>时，01=a .8-4 质量为m 1的矩形板可在如图所示的光滑水平面上运动。

第一章 飞行力学基础(1)


假设有一矢量r，在两个原 点重合的坐标系中的分量 分别为(xp, yp)， (xq, yq) yp α yq r xp α O xq
xq cos( ) yq sin( )
xq cos(xq , x p ) cos(xq , y p ) x p cos( y , x ) cos( y , y ) y q p q p q yp
1.1 坐标系
二、 常用坐标系的定义（欧美坐标系）
1. 地面坐标系 2. 机体坐标系 3. 气流坐标系 4. 稳定坐标系 5. 航迹坐标系 三轴方向符合右手定则
1、地面坐标系（地轴系）
Sg –ogxgygzg
ground
这个坐标系与视作平面的地球表面相固联。 原点Og：地面上某点，如飞机起飞点； 纵轴OgXg：在地平面内并指向应飞航向，坐标 OgXg 表示航程。 横轴OgYg：也在地平面内并与纵轴垂直，向右 为正，坐标OgYg表示侧向偏离。 立轴OgZg：垂直地面指向地心，坐标OgZg表示 飞行高度。
飞机机体坐标系
飞机机体坐标系
飞机机体坐标系
3、气流坐标轴系 （wind coordinate frame）
原点O：取在飞机质心处，坐标系与飞机固连。 纵轴OXa：与飞机速度的方向一致，不一定在 飞机对称平面内。 立轴OZa：在飞机对称平面内且垂直于OXa轴指 向机腹 横轴OYa：垂直于XaOZa平面指向右方。
或简写为：
rq Lqp rp
从数学的角度讲，坐标变化的旋转顺序是不唯一的， 但无论以何种顺序旋转，最终的变化矩阵是相同的. 旋转顺序不同，相应的欧拉角也不同。一般选择有 明确物理意义的一组欧拉角进行旋转变换。
1.3.3 常用坐标系之间的关系
  1. 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
  2. 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
  3. 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。

L< 0
β>0:
χ > 0:
N>0 C≈ 0
(-)
(+)
χ
C l β . χ < 0, C nβ . χ > 0, C c β . χ ≈ 0
作用于机翼的气动力主要取决于垂 直焦线的局部速度和垂直焦线剖面的 局部迎角. 机翼后掠产生横向静稳定作用。C lβ 正比于升力系数和 tan(χ)。但后掠角一般由升阻要求决定。
WsinΔφ
Δv →0, Δβ → 0
7
各部件对侧力与横航向力矩的作用 垂尾 机身 机翼后掠 机翼直翼端 机翼上反 翼身干扰 结论与分析
飞行器飞行力学 8
二、垂尾作用
β>0 β>0:
Lvt < 0 Nvt>0 Cvt < 0
垂尾 : C l β .vt < 0, C nβ .vt > 0, C c β .vt < 0 — 主要的航向静稳定部件。
Δ NT
φ=
Ccδ C LCnδ r
Cn.T
Cnβ 1 (Ccβ Ccδ r )β CL Cnδ r
飞行器飞行力学 27
侧风着陆与不对 称动力的比较
1 δr = C nβ β 侧风着陆 C nδ r C lδ r 1 δa = (C l β C nβ ) β C lδ a C nδ r C cδ r 1 φ = (Ccβ C nβ ) β CL C nδ r
飞行器飞行力学 20
二、改善横向操纵效能的措施 扰流板 副翼效能在大迎角或 大偏转时下降，可用 扰流板产生滚转力矩 涡流发生器 延迟气流分离。
锯齿形前缘或机翼上表面翼刀等。
飞行器飞行力学 21
三、偏转方向舵产生的横航向力矩
设: 则:
δr > 0
方向舵效率
Δβ vt ( δ r ) = η r δ r < 0 ΔC > 0, ΔN < 0, Δ L > 0 C cδ r > 0, C nδ r < 0, C lδ r > 0
D左 ≈ D右，即C nδ a ≈ 0
增加上偏一侧副翼的阻力 3、使用扰流片。使副翼上偏一侧 的扰流片自动打开，增加阻力
飞行器飞行力学 19
ΔD0
副翼操纵反效问题 副翼效能在超音速时下降。
副翼操纵反效 的临界速压
副翼反逆的临 界速度
大速压下弹性变形降低其效能，至临界速压出现操 纵反效。 解决办法 增加刚度；高速飞行常使用内侧副翼或差动平尾。
飞行器飞行力学
5
2、横向静稳定性 情况一
设:
Δφ > 0 W sin Δ φ > 0 Δ β > 0
Δφ
ΔL<0
L Δβ ∝ C l β Δβ < 0 如果: ΔL = β
则: 飞机左滚
抵消Δφ
侧滑 为 中介
Wsin(Δφ )
Δβ> 0
Lβ < 0或 C l β < 0
飞机能通过侧滑消除倾斜。 称为横向静稳定性或上反效应
飞行器飞行力学 18
C nδ a的副作用 δ a > 0 φ < 0 飞机左滚
C lδ a δ a < 0 φ ↑ C nδ a δ a > 0 β < 0 C l β β > 0 φ ↓
削弱了副翼的操纵效果 1、差动副翼
D0左 > D0右 Di左 < Di右
2、副氏副翼
δ a左 > δ a右
第八章： 引言 研究内容
非对称飞行 侧力、横航向力矩、 平衡、静操纵性
C = 1 ρV 2 S C c 2 L = 1 ρV 2 Sb C l 2 N = 1 ρV 2 Sb C n 2
特点
重心前后位置影响不大； 横航向存在耦合。
飞行器飞行力学 3
航向静稳定性－偏航 横向静稳定性－滚转 侧滑引起的侧力与横航向力矩 偏转副翼产生的横航向力矩 偏转方向舵产生的横航向力矩 角速度产生的横航向力矩 全机横航 向气动力 模型
飞行器飞行力学
4
8-1 侧力、横航向力矩与静稳定性
一、横航向静稳定性
1、航向静稳定性
Δβ>0
V V
N 如果: ΔN = β Δβ ∝ C nβ Δβ > 0 则: ( Δβ > 0 ) ↓
设:
Δβ > 0
故:
ΔΝ>0
N β > 0或 C nβ > 0
飞机具有自动改变机头指向 消除侧滑的趋势,称为航向 静稳定性 又称风标静稳定性
Cl = Cl β β + Clδ a δ a + Clδ r δ r = 0
Cn = Cnβ β + Cnδ r δ r + Cn.T = 0
解出
Cn.T Cnβ δr = β Cnδ r Cnδ r C lδ r Clδ r Cnβ 1 (C l β )β δa = Cn.T Clδ a Cnδ r C lδ a Cnδ r
一般通过调节垂尾尾容量（必要 时加背鳍、腹鳍）改变 C nβ
飞行器飞行力学 9
垂尾静稳定导数
C 侧力： vt = kq qS vt C c .vt = kq q C c β .vt β vt S vt
σ 侧滑角 β vt＝ β － σ ＝(1 )β β 侧力系数导数 侧洗角 C c σ S vt ) Cc β .vt = kq (1 β S β vt
结论与分析(续)
当 α ↑
Clβ .χ ↑ 垂尾有效后掠 ↑ Ccβ .vt ↓ C l β .vt ↓ ， nβ .vt ↓ C Clβ ↑ ， n β ↓ C
横航向静稳定性超音速时随Ma增加而下降 构形、动力系统、地效、弹性变形等都影响横 航向静稳定性
飞行器飞行力学
17
8-2偏转副翼和方向舵产生的横航向力矩
第八章
飞行器横航向平衡 静稳定性和静操纵性
飞行器飞行力学飞行器飞行力学 2009
1
内容
引言 侧力、横航向力矩与静稳定性 偏转副翼和方向舵产生的横航向力矩 定直侧滑飞行时的平衡和操纵 定直侧滑飞行时副翼和方向舵操纵力 横航向阻尼导数和交叉导数 正常盘旋的平衡和操纵 稳定滚转和副翼操纵 小结
飞行器飞行力学飞行器飞行力学 2009 2
8-3 定直侧滑飞行时的平衡和操纵
特殊情况需主动带侧滑飞行：侧风起落、非对称推力等
一．定直侧滑飞行的平衡
侧滑产生侧力、横航向力矩，将由舵偏力矩及倾 斜飞机获得重力在侧向的分量，从而得到平衡。
方程
Y : C = C β β + Cδ r δ r + W sin φ C cβ β + C cδ r δ r + C Lφ = 0
飞行器飞行力学
14
五、翼身干扰
对于上单翼和高平尾，β>0: L< 0
(-) (+)
N≈0
C≈0
上单翼或高平尾：ΔLβ < 0
— 机翼、平尾的上下位置由其 他因素决定。其与机身的干扰对 横航向静稳定性是有影响的。
飞行器飞行力学
15
结论与分析
侧滑不大时，L~β、 N ~β 呈线性关系 全机横航向静稳定性导数
（某机部件影响，带下反角）
机身 垂尾 其它
C cβ
Clβ C nβ
-0.01089 -0.00234 0.00385
飞行器飞行力学
-0.00181 0.00015 -0.00139 -0.00144
-0.00950 -0.00139 0.00579
0.00042 0.00029 -0.00050
16
Δφ→0
非通常意义的 静稳定性
6
飞行器飞行力学
情况二
设:
Δβ > 0
L ΔL = Δβ = C l β Δβ < 0 β
ΔL<0
如果:
则:
Δφ < 0 W sin Δφ < 0 抵消Δβ
Δv>0, Δβ>0 Δφ
倾斜 为中介 Lβ < 0或C l β < 0
飞机具有通过倾斜消除侧滑的 趋势。
飞行器飞行力学
方向舵效能在超音速、大迎角 或大偏转时亦下降；弹性变形 同样具有不利影响。
方向舵左偏 δr >0
飞行器飞行力学
22
方向舵操纵导数 侧力
: C C = kq q c η r δ r S vt β vt
侧力系数 : Cc＝ kq 侧力系数导数：
C c S vt ηrδ r β vt S
飞行器飞行力学 12
2、机翼上反角贡献
β>0:
(-)
Δα < 0
L< 0 N>0 C≈ 0
(+)
ψ
ψ > 0:
Δα > 0 Vsin β≈ Vβ
C l β .ψ < 0, C nβ .ψ > 0, C c β .ψ ≈ 0
β>0
C lβ .ψ 正比于 C Lα 和ψ
— 机翼上反产生横向静稳定作用。
Z : N β β + Nδr δ r + Nδa δ a = 0
X : Lβ β + Lδ r δ r + Lδ a δ a = 0
飞行器飞行力学 24
无量纲化 并设计 C nδ → 0
a
C c = C cβ β + C cδ r δ r + C Lφ = 0
C l = C l β β + C lδ a δ a + C lδ r δ r = 0
C c β = C c β . b + C c β . vt C l β = C l β . w + C l β . vt + Δ C l β , C n β = C n β . b + C n β . vt