《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 。
一般情况下，高空飞行由于a T 的下降，m in V 往往受到a T 的限制；在低空飞行时，m in 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。
第三章掌握知识点如下：1）了解飞机机动性的基本概念。
（P92）答：飞机的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，相应地称为速度机动性、高度机动性和方向机动性。
按航迹的特点来分，飞机的机动飞行通常分为铅垂平面内、水平平面内和空间的机动飞行。
在空战中，优良的机动性有利于获取空战优势，所以飞机的机动性是飞机的重要战术技术指标。
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。
（P92、P125）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。
它表明为达到某预期状态所需要的时间、单位时间内状态变化的多少和机动能力改变量的大小。
因此敏捷性按时间尺度和飞机运动形式来分比较合理。
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。
（P136）答：方案飞行：导弹按照预定的飞行程序（方案）所作的飞行。
指导弹某一运动变量按给定的规律变化。
方案弹道：指导弹按照预定程序飞行时重心在空间运动的轨迹。
飞行方案：指设计弹道时所选定的某些运动参数随时间的变化规律。
第五章掌握知识点如下：1）掌握导引规律运动学分析的基本假设条件。
（P143）答：为了能独立地和最简单地研究导引规律的运动学特性，作了如下假设：1）控制系统的工作是理想的；2）导弹的速度是已知的时间函数，不受导引规律的影响；3）把导弹和目标的运动都看成是可控制的质点运动。
目标的运动规律是已知的，而导弹的运动则要服从于某些理想约束关系。
2）了解相对弹道、绝对弹道的基本概念。
（P148）答：相对弹道：导弹重心相对于活动目标的运动轨迹。
绝对弹道：导弹重心相对于地面某个固定目标的运动轨迹。
3）了解平行接近法的基本概念，以及其优缺点。
（P148、P150）答：平行接近法是指导弹在攻击目标的过程中目标视线始终平行移动，即目标视线角始终不变。
平行接近法最主要的优点在于弹道比较平直，而其严重的缺点在于控制系统比较复杂。
4）掌握选择导引方法时需要考虑的因素。
（P168）答:在选择导引规律是，需要从导弹的飞行性能，作战空域，技术实施，导引精度，制导设备，战术使用等方面进行综合考虑。
5）了解攻击区的基本概念，以及限制攻击区的条件。
（P169~172）答：实际上要使导弹能命中目标，其发射点条件也是不能任意的，只有在相对于目标的某一特定区域内发射导弹才可能命中目标这一特定区域称为理论发射区，又称攻击区。
限制因素：导引头截获目标的距离限制，最大能源工作时间限制，最大最小相对速度限制，引信解除保险所需时间的限制，导弹可用过载a n 的限制，导引头最大跟踪角速度的限制，导引头最大离轴角的限制等。
第六章掌握知识点如下：1）影响飞行器运动特性的因素包括机体的弹性变形、飞行器上的旋转部件、重量随时间的变化、地球的曲率和自转、大气的运动等。
2）推导飞行器动力学中用到的主要简化假设。
（P174）答：1）假设地球为平面大地，忽略地球的曲率和自转；2）飞行器为刚体，不考虑机体弹性变形和旋转部件的影响；3）大气为静止的标准大气，不考虑风的影响等。
第七章掌握知识点如下：1）机翼的焦点的概念及其特性。
（P207)答：焦点是飞机各操纵面产生的力的延长线交汇点，又称气动中心。
迎角变化时，气动力对焦点的力矩始终保持不变，故焦点可以看作是迎角变化所产生的升力增量作用点。
绕焦点的纵向力矩为零升力矩；随着马赫数改变，焦点位置会发生变化。
2）襟翼的操纵是一种增升装置，主要用来增加升力以改善飞机的起落性能。
3）定常直线飞行时舵面纵向静操纵指标为0<∂∂L e C δ,0>∂∂Ve δ。
4）掌握定常拉升运动的基本概念。
（P224）答：定常拉升运动是指飞行器在垂直平面内以等速V，等α和等q 作曲线运动，即是垂直平面内的圆周运动，如图7.15所示。
显然这种运动客观上是不存在的，只有在升力L 和重力W 共线条件下才能实现。
5）常见的气动补偿形式有：移轴补偿、突角补偿和内补偿。
6）喷气发动机引射作用的基本概念。
（P239）答：喷气发动机的尾喷流是一股高温高速燃气，不允许直接流过其他气动部件，以免烧坏结构。
但由于喷流气体分子粘性和扩散作用，向后流动时边界会扩大，由此吸引周围部分空气，形成所谓引射作用。
7）助力器操纵系统主要由液压助力器、载荷机构、调整片效应机构和力臂调节器等部分组成。
第八章掌握知识点如下：1）横侧向操纵结构常见的有副翼、方向舵和推力矢量等。
2）由副翼偏转引起的横向力矩称为滚转操纵力矩，方向舵偏转和喷管左右偏转引起的偏航力矩称为偏航操纵力矩。
3）滚转引起的偏航交感力矩主要由机翼和垂尾引起。
4）掌握飞机的“蹬舵反倾斜”现象。
（P274）答：飞行品质规范中规定蹬右舵，飞机向右滚转，蹬左舵飞机向左滚转。
如果蹬舵后的效果与应有的滚转方向相反，便出现蹬舵反倾转现象。
5）动力装置工作时的影响，主要考虑螺旋桨或涡轮喷气发动机压气机和涡轮的反作用扭矩、螺旋桨滑流及涡轮喷气发动机尾喷流的引射作用等。
第九章掌握知识点如下：1）飞机典型的纵向运动模态包括短周期模态和长周期模态。
2）飞机纵向静操纵性指标包括舵偏角平衡曲线梯度、驾驶杆力梯度、每g舵偏角、每g驾驶杆力等。
3）飞机纵向动操纵性指标包括超调量、振荡情况和达到新的稳定状态所需的时间等。
第十章掌握知识点如下：1）飞机横航向扰动运动一般具有三个模态：滚转收敛模态、螺旋模态和荷兰滚模态。
2）随飞行速度及动压的增加，荷兰滚转频率将增加。
3）随飞行高度增加，荷兰滚频率和阻尼比将下降。
4）根据控制要求，航线的自动飞行控制可分为两类：运动航线的稳定和航线的控制。
第十一章掌握知识点如下：1）常见的三种失速现象：纵向偏离、机头侧偏和机翼摇晃。
2）自转是飞机进入尾旋的根本原因。
3）进入尾旋后，向适当的方向侧滑，是改出尾旋的一项关键性措施。
4）改出尾旋通常采用的两种操纵方法：反蹬舵和顺压杆。
5）飞机的机动性取决于两个基本指标：最大过载和单位剩余功率。
6）提高飞机机动性最常用的两种方法：放宽静稳定性技术和机动载荷控制技术。
7）纵向直接力控制系统可以实现新的三种纵向运动模式：直接升力模式、航迹不变的俯仰姿态变化和俯仰姿态不变的垂直平移。
8）侧向直接力控制系统可以实现新的三种侧向运动模式：无侧滑和滚转的侧向运动、航迹不变的偏航姿态变化和姿态不变的侧向平移。
