西工大飞行器性能计算4机动性能

2006年硕士研究生入学考试试题答案（B 卷）一、 填空题（30分，每小题3分）1．侧滑角定义为导弹速度矢量与 纵向对称平面的夹角。

2．面对称导弹定常飞行时的航向平衡关系式为0y y y y m m δβαδ+=。

3．弹道转弯速率与法向过载的关系式为2cos z d gn dt V νψθ=-, ()2cos y d gn dt Vθθ=-。

4．极限过载与临界迎角的关系式为1(sin )L L y L n P qSC Gααα=+。

5．半前置量导引法的导引关系式为12T T R Rεεε=-∆∆ 。

6．阵风干扰将产生攻角和侧滑角运动参数的初始偏差。

7．用扰动运动的特征根描述扰动运动动态稳定的充要条件是所有根或根的实部都为负。

8．引入俯仰角和俯仰角速度信号的自动驾驶仪调节规律为zK K ϑϑδϑϑ=+ 。

9．下洗动力系数的表达式为2425,z z zz zM M a a J J δα''=-=-。

10．面对称导弹的主要理想操纵关系式为120,0v v εθθεγγ**=-==-=。

二、1．(1)给定弹道倾角的方案飞行,其理想控制关系式为1()0t εθθ*=-=（2）给定俯仰角的方案飞行，其理想控制关系式为1()0t εϑϑ*=-=（3）给定攻角的方案飞行，其理想控制关系式为1()0t εαα*=-=（4）给定法向过载的方案飞行，其理想控制关系式为221()0y y n n t ε*=-=（5）给定法向过载的方案飞行，其理想控制关系式为1()0H H t ε*=-=2.假定由于某种原因导弹突然向右倾斜了某一角度γ，因升力Y 总在纵向对称平面内，故当导弹倾斜时，会产生水平分量sin Y γ，它使飞机作侧滑飞行，产生正的侧滑角。

若0x m β<，则0x m ββ<，于是该力矩使导弹具有消除由于某种原因所产生的向右倾斜运动的趋势，因此，若0x m β<，则导弹具有横向静稳定性；若0x m β>，则导弹是横向静不稳定的。

西工大飞行器结构力学电子教案第一章：绪论1.1 课程简介1.2 飞行器结构力学的研究对象和内容1.3 飞行器结构力学的应用领域1.4 学习方法和教学要求第二章：飞行器结构的基本受力分析2.1 概述2.2 飞行器结构的受力分析方法2.3 飞行器结构的受力类型及特点2.4 飞行器结构的基本受力分析实例第三章：飞行器结构的弹性稳定性分析3.1 概述3.2 弹性稳定性的判别准则3.3 飞行器结构弹性稳定性分析方法3.4 飞行器结构弹性稳定性分析实例第四章：飞行器结构的强度分析4.1 概述4.2 飞行器结构强度计算方法4.3 飞行器结构材料的力学性能4.4 飞行器结构强度分析实例第五章：飞行器结构的刚度分析5.1 概述5.2 飞行器结构刚度计算方法5.3 飞行器结构刚度分析实例5.4 飞行器结构刚度优化设计第六章：飞行器结构的疲劳分析6.1 概述6.2 疲劳寿命的计算方法6.3 疲劳裂纹扩展规律6.4 飞行器结构疲劳分析实例第七章：飞行器结构的断裂力学分析7.1 概述7.2 断裂力学的基本概念7.3 断裂判据和裂纹扩展规律7.4 飞行器结构断裂力学分析实例第八章：飞行器结构的动力学分析8.1 概述8.2 飞行器结构动力学的基本方程8.3 飞行器结构的动力响应分析8.4 飞行器结构动力学分析实例第九章：飞行器结构复合材料分析9.1 概述9.2 复合材料的力学性能9.3 复合材料结构分析方法9.4 飞行器结构复合材料分析实例第十章：飞行器结构力学工程应用案例分析10.1 概述10.2 飞行器结构力学在飞机设计中的应用10.3 飞行器结构力学在航天器设计中的应用10.4 飞行器结构力学在其他工程领域的应用重点和难点解析重点环节一：飞行器结构的基本受力分析补充和说明：飞行器结构的基本受力分析是理解飞行器结构力学的基础，需要掌握各种受力类型的特点和分析方法，并通过实例加深理解。

重点环节二：飞行器结构的弹性稳定性分析补充和说明：弹性稳定性是飞行器结构设计中的关键问题，需要理解判别准则，掌握分析方法，并通过实例了解实际应用。

西北工业大学飞行器稳定性与操纵性考试试题编号：西北工业大学考试试题（卷）开课学院航空学院课程飞行器稳定性与操纵性学时36考试日期考试时间 2 小时考试形式（）（）卷注：1. 命题纸上一般不留答题位置，试题请用小四、宋体打印且不出框。

2. 命题教师和审题教师姓名应在试卷存档时填写。

共2页第1页西北工业大学命题专用纸共2页第2页西北工业大学考试试题答案及评分标准开课学院航空学院课程飞行器稳定性与操纵性学时36考试日期考试时间 2 小时考试形式（）（）一、名词解释（6×5）1、纵向平衡曲线纵向定常直线飞行中，俯仰力矩平衡时，升降舵（平尾）偏角与飞行速度或迎角之间的关系曲线2、上反效应定常侧滑直线飞行中，上反角的横向静稳定性作用3、副翼操纵反效刚度小的机翼，在动压大的情况下，偏转副翼引起的附加气动载荷作用在机翼刚性轴之后，引起机翼的扭转变形，削弱了副翼滚转操纵的效果。

随着动压的增加，相同副翼偏角引起的机翼扭转变形增大，副翼的操纵效率更低。

当动压达到某一临界动压值时，副翼的操纵效率为零。

随着动压进一步增大，左压杆却出现右滚力矩，副翼操纵反效4、模态扰动运动特征方程的每一个实根或每一对共轭复根描述的运动5、机翼自转当飞机大于失速迎角飞行时，右滚转时，虽然右机翼的迎角大于左机翼的迎角，但是由于失速，胜利反而小于左翼，此时的横向力矩将加速飞机的滚转二、问答（10，9，10，8，6，7）评分视具体答题情况而定1、平尾对正常式布局飞机（平尾在机翼之后）俯仰力矩的三个作用是什么？答：（1）改变飞机的零升力矩系数大小，甚至使它由负值变为正值（2）偏转平尾（升降舵），是飞机在不同迎角下取得俯仰力矩的平衡（3）改变俯仰力矩曲线的斜率，通过使飞机焦点后移来使飞机具有纵向静稳定性2、飞机设计时决定重心后限位置的因素有哪些？答：（1）为使飞机具有纵向静稳定性，重心必须在飞机焦点之前（2）为使飞机具有纵向松杆静稳定性，重心必须在松杆中性点之前（3）定常曲线飞行时，为使，重心必须在握杆机动点之前（4）定常曲线飞行时，为使，重心必须在松杆机动点之前3、推导飞机小扰动运动方程组所采用了哪些简化假设？答：（1）关于地球的假设，地球是静止不动的平面（2）关于飞机的假设，飞机是刚体，且质量为常数（3）大气为平静的标准大气（4）所选坐标系为原点与质心重合的机体坐标系（5）飞机质量分布对称（6）小扰动假设（7）飞机具有对称面，质量和外形都对称（8）基准运动中，飞机的运动平面、对称面、铅垂面合一（9）基准运动为定直飞行（10）准定常假设4、什么是气流坐标轴系？什么是惯用的机体坐标轴系？答：气流坐标轴系：原点在飞机质心，轴沿飞机速度方向，轴在飞机对称面上垂直于轴指向下方，轴垂直于、，指向右方惯用的机体坐标轴系：原点在飞机质心，轴平行于机身轴线或对称面机翼弦线，指向前方，轴垂直对称面，指向右翼，轴在飞机对称面内，垂直于轴指向下方，且与、形成右手坐标系统5、横侧扰动运动有哪些典型模态？其特点是什么？答：（1）对应模值大实根的滚转收敛模态，特点是衰减快、滚转比偏航和侧滑大得多的非周期运动（2）对应模值小实根的螺旋模态，特点是半衰时长、带滚转、接近零侧滑的偏航非周期运动（3）对应复根的荷兰滚模态，特点是中等阻尼、频率较快、既滚转又偏航带侧滑的周期性运动6、飞机纵向静稳定性导数是什么？它的变化对飞机纵向动稳定性及操纵性的影响是什么？答：飞机纵向静稳定性导数是或。

试题名称：飞行器飞行力学（A 卷） 试题编号： 470 说 明：所有答题一律写在答题纸上 第 1 页 共 2 页一、 填空题（30分，每小题3分）1．攻角定义为导弹速度矢量在 的投影与 夹角。

2．轴对称导弹定常飞行时的纵向平衡关系式为 。

3．铅垂平面内弹道曲率半径与法向过载的关系式为 。

4．极限过载与临界迎角的关系式为 。

5．前置量导引法的导引关系式为 。

6．阵风干扰将产生 和 运动参数的初始偏差。

7．用动力系数描述的纵向短周期扰动运动动态稳定条件为 。

8．引入滚转角和滚转角速度信号的自动驾驶仪调节规律为 。

9．纵向阻尼动力系数的表达式为 。

10．轴对称导弹的主要理想操纵关系式为 。

二、问答题（30分，每小题5分）1．导弹在水平面内作侧滑而无倾斜飞行的方案有哪些？其理想控制关系式分别是怎样的？2．何谓横向静稳定性？影响飞航式导弹横向静稳定性的因素有哪些？3．前置量导引法的前置角ε∆的选取原则是什么？4．影响导弹反应舵偏的过渡过程品质指标有哪些？影响它们的传递参数分别主要是什么？5．为什么要在法向过载反馈的纵向姿态运动回路中加入限幅器？6．导弹按理想弹道飞行，其过载应满足怎样的关系式？三、分析讨论题（45分，每小题15分）1．已知调节规律z K K ϑϑδϑϑ∆=∆+∆ ，由反应此舵偏信号的zϑϑδ∆∆∆ 、、参数偏差的过渡过程曲线，讨论在ϑ∆参数偏差还为正时，舵面便出现了负偏值，即出现提前偏舵的现象、原因和结果。

2．分析弹道倾角对侧向动态稳定性的影响。

3．分析面对称导弹当存在绕1ox 轴的滚动角速度1x ω时，产生相对于1oy 轴的偏航力矩的物理成因。

试题名称：飞行器飞行力学（A 卷） 试题编号： 470 说 明：所有答题一律写在答题纸上 第 2 页 共 2 页四、 推导与证明题（25分，1小题9分，2小题9分，3小题7分）1．用矩阵法推导地面坐标系与弹道固连坐标系之间的方向余弦关系。

2．证明无倾斜稳定的导弹在外干扰作用下始终存在滚转角的稳态偏差值。

题号：939
《飞行器动力学与控制》
考试大纲
一、考试内容
1.飞行器运动方程：建立导弹运动方程组的基本原理和方法；导弹操作飞行原理；理想弹道/理论弹道/实际弹道；过载、机动性；过载与运动的关系。

2.方案飞行：典型飞行方案；等高飞行的实现；垂直发射；俯仰角方案；过载方案；弹道倾角方案。

3.导引飞行：导引方法(追踪法、平行接近法、比例导引法、三点法、前置量法)的导引关系式及优缺点；命中点过载；攻击禁区；复合导引方法。

4.稳定性分析：扰动运动与基准运动；小扰动假设、扰动方程的线性化方法、动力系数(a1、a2、a3、a4、a5)的定义、系数冻结法；扰动方程的解、短/长周期模态；稳定性、操纵性的定义；稳定性判据；动稳定与静稳定的关系；
5.操纵与控制回路：俯仰角、弹道倾角、攻角的传递函数；倾斜通道调节规律；导弹控制回路；运载火箭的方案控制；卫星的姿态控制原理。

6.控制元件的工作原理：导引头；速率陀螺；加速度计；三自由度平台；捷联系统；舵机；伺服系统；无线电高度表；
二、参考书目
1.吕学富，《飞行器飞行力学》，西北工业大学出版社，1996
2.曾颖超，《战术导弹轨迹与姿态动力学》，西北工业大学出版社，1997
3.杨军，《导弹控制系统设计原理》，西北工业大学出版社，1999
4.孙力、于云峰，《自控元件》，西北工业大学出版社，2000。

课程设计报告——飞机气动估算及飞行性能计算学校：西北工业大学学院：航空学院班级：0101070x姓名：**学号：*******xxx本课程设计主要是利用F-4B 各项数据进行飞机气动性能的估算以及性能计算。

包括以下部分：飞机气动特性估算，具体以F-4B战斗机数据为基本数据，详细地计算出了升力线斜率、阻力系数等重要数据，并给出了相应的曲线图；飞机性能计算，在前一章的基础上更进一步地研究飞机的各种飞行数据，平飞需用推力、爬升角、静升限、爬升时间等，并给出了此战斗机的飞行包线图，并对一种爬升曲线的爬升时间进行实例计算。

【关键词】飞机气动特性、升力系数、阻力系数、飞行包线、爬升时间摘要 (1)目录 (3)第一章飞机气动特性估算 (4)1.1升力特性的估算 (4)1.1.1单独机翼升力的估算 (4)1.1.2机身升力的估算 (5)1.1.3翼身组合体的升力估算 (5)1.1.4尾翼升力估计 (6)1.1.5合升力线斜率计算 (6)1.1.6升力特性曲线的绘制 (7)1.2临界马赫数的确定 (8)1.3升阻极曲线的估算 (9)1.3.1亚音速零升阻力估算 (9)1.3.2超音速零升阻力估算 (11)1.3.3亚音速升致阻力估算 (11)1.3.4超音速升致阻力估算 (12)1.3.5跨音速阻力估算 (12)1.3.6阻力计算结果及处理 (12)第二章飞机基本飞行性能计算 (18)2.1速度-高度范围 (18)2.2定常上升性能 (25)2.3爬升方式 (30)2.3.1亚音速等表速爬升 (30)2.3.2平飞加速段的求解方法 (31)2.3.3超音速等马赫数爬升 (33)参考文献 (34)总结 (35)第一章飞机气动特性估算1.1升力特性的估算作用在飞机上的升力L=C L qS其中q=12ρV2升力系数C L=C Lα∙α1.1.1单独机翼升力的估算对于单独机翼，升力线斜率为以下函数C Lαλ=f(λtanχ12,λ√1−Ma2或λ√Ma2−1,λ∙√c̅3,ξ)其中展弦比λ=2.791/2弦线的后掠角χ1/2=45.9相对厚度c̅=5.1%尖削比ξ=1η=0.182查升力线斜率函数的曲线表1机翼升力线斜率1.1.2机身升力的估算机身升力主要有头部及尾部两部分构成，F-4机身为圆柱形，有C Lα,sℎ=C Lα,t−0.035(1−ηw)ξk其中C Lα,sℎ机身升力线斜率C Lα,t头部产生的升力线斜率计算得表 2 机身升力线斜率1.1.3翼身组合体的升力估算对于亚音速飞机，通常可以认为，翼身组合体的升力等于一对假想的单独机翼的升力，这一对机翼是将两个悬臂段延长到对称平面而形成的，当机身直径对翼展的比值不大时，在小马赫数下，这种近似比较精确。

西北工业大学2006至2007学年第二学期飞行器结构动力学期末考试试题诚信保证本人知晓我校考场规则和违纪处分条例的有关规定，保证遵守考场规则，诚实做人。

本人签字： 编号：西北工业大学考试试题（卷）2006-2007学年第二学期开课学院 航天学院 课程 飞行器结构动力学 学时考试日期 2007年6月 考试时间 小时 考试形式（）（）卷考生班级学 号姓 名一、（10分）求图1所示物体的频率，。

图1二、（10分）实验观察到一有阻尼单自由度系统的振动幅值在5个完整的周期后衰减了50%，设系统阻尼为粘性阻尼，求系统的阻尼因比。

三、（10分）有阻尼单自由度系统，给一初位移0.49cm 时，需加的力为90.698kN ，以此作自由振动，已知阻尼比为，求：成绩（1）单自由度系统的质量；（2）振动六个周期后的位移振幅。

共2页第1页四、（20分）无阻尼单自由度系统，刚度为k，自振周期为T，载荷为：求最大位移及时间。

五、（20分）如图2所示风洞试验中的机翼模型，由刚度为的线弹簧和刚度为的扭转弹簧支撑。

已知机翼质量为m，绕刚心的转动惯量为Iα，静矩为Sα，重心与支撑点的距离为e，忽略阻尼，试列出系统的微分方程。

图2六、（20分）如图3等截面杆的右端有弹性支承，弹簧系数为，求解：1、写出连续体的边界条件；2、如果，用有限元方法，采用集中质量（两个质点），求系统的固有频率。

图3七、（10分）试证明离散系统的主振型的正交性。

教务处印制共 2页第 2页西北工业大学2007飞行器结构动力学试题标准答案一、求图1所示物体的频率，。

解：由图可知：弹簧k1与k2串联然后与k3并联，这样系统的等效弹簧为：将代入：图1系统的自由振动方程：所以系统频率：（本题完）二、实验观察到一有阻尼单自由度系统的振动幅值在5个完整的周期后衰减了50%，设系统阻尼为粘性阻尼，求系统的阻尼因比。

解：由对数衰减率：得阻尼系数：或：（本题完）三、有阻尼单自由度系统，给一初位移0.49cm时，需加的力为90.698kN，以此作自由振动，已知阻尼比为，求：（1）单自由度系统的质量；（2）振动六个周期后的位移振幅。

第一章第一章 概论思考题1、 航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型航空燃气涡轮发动机有哪些基本类型？？指出他们的共同点指出他们的共同点、、区别和应用区别和应用。

区别区别：：涡轮喷气发动机：在单个流道内靠发动机喷出的高速燃气产生反作用推力的燃气涡轮发动机，涡轮出口燃气在喷管中膨胀，使燃气可用能量转变为高速喷流的动能而产生反作用力。

主要应用：军用、民用、特别是超声速飞机，目前大多被涡扇发动机取代。

涡轮风扇发动机：与涡喷发动机相比多了压气机前风扇、外涵道结构。

空气进入发动机后分别通过内外涵道。

推力由内外涵道两部分的气体动能产生。

主要应用：中、大涵道比发动机多用于亚声速客机和运输机，小涵道比发动机多用于战斗机和超声速飞行器上。

涡轮螺旋桨发动机：靠动力涡轮把燃气能量转化为轴功率，带动螺旋浆工作，主要应用于速度小于800km/h 的中小型运输机、通用客机。

涡轮轴发动机：原理与结构基本与涡轮螺旋桨发动机一样，只是燃气发生器出口燃气所含能量全被自由涡轮吸收，驱动轴转动。

其主要用途是直升机。

螺旋桨风扇发动机：可看做带高速先进螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，又可看做除去外涵道的大涵道比涡扇发动机，兼具耗油率低和飞行速度高的优点。

目前尚未进入实际应用阶段。

共同点共同点：：组成部分：进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管。

工作过程：吸气进气、压缩、燃烧后膨胀和排气。

核心及部分：压气机、燃烧室、涡轮。

2、 涡轮喷气涡轮喷气、、涡轮风扇涡轮风扇、、军用涡扇分别是何年代问世的?涡轮喷气 ：二十世纪三十年代末。

涡轮风扇 ：二十世纪六十年代初 。

军用涡扇 ：二十世纪六十年代中期。

3、 简述涡轮风扇发动机的基本类型简述涡轮风扇发动机的基本类型。

按用途可分为军用涡扇发动机和民用涡扇发动机，按是否有加力燃烧室分为带加力的涡扇发动机和不带加力的涡扇发动机，带加力的用于军用超音速飞行，不带加力的用于民用，按涵道比大小可分为小涵道比、中涵道比、大涵道比涡扇发动机。

F4飞机气动估算及飞行性能计算1课设的历史背景起因：1965年4月9日美国四架F-4B 飞机入侵我海南岛，我人民解放军空军英勇迎击。

过程：敌机惊慌失措，仓皇发射导弹，结果击落自己飞机，坠落于海南岛地区。

结果：敌机残骸打捞后，根据上级指示，西北工业大学师生对F-4B 的残骸进行了测绘、分析研究工作2飞机的基本情况和数据一 飞机气动特性估算飞机翼型资料：该机机翼为悬臂式下单翼。

翼根翼型为NACA 0006.4-64(修形)、机翼折线处为NACA 0004-64、翼尖为NACA 0003-64(修形)。

前缘后掠角45°，平均相对厚度5.1％，翼尖相对厚度3％，安装角1°，外翼上反角12°。

翼型主要为对称翼型. 飞机升力主要由机翼，机身，平尾三部分影响，因此估算L C 通常分别按照这三部分分别计算再进行叠加而成。

1，计算不同马赫数下的升力线斜率，并绘出不同马赫数下 的升力特性曲线第一部分：翼身组合体的升力估算单独机翼的升力估算：由此公式查表得到。

=λ其中展弦比 2.792.1%1.035λ== 11212tan 0.784tan =2.188c ==0.18x x λξη=弦线后掠角 那么、机翼相对厚度 =5.1%1尖削比=52ηχ=0梯形比 5.48前缘后掠角外露机翼升力系数再考虑机身的影响后要进行修正，具体公式见指导资料。

翼身组合体考虑机身影响后，修正系数2d f 1.071+ 1.495l ⎛⎫== ⎪⎝⎭估算数据如下：第二部分 机身的升力估算机身升力由头部和尾部两部分组成，对于圆柱状机身有：,,0.035(1)L sh L t w k C C ααηξ=--其中： ,L sh C α 机身的升力线斜率 ,L t C α 头部产生的升力线斜率 w η 尾部收缩比 wη=0k ξ 修正系数，可取0.15-0.20。

考虑经验不足所以我取中间，kξ=0.18,L t C α可按公式,=f ,zh L tt t C αλλ⎫⎪⎪⎝⎭查图4曲线得到。

西北工业大学本科生培养方案专业名称中飞行器设计与工程Specialty英Flight Vehicle Design andEngineering专业代码 081501 Specialty Code 081501学院名称航天学院Section School of Aerospace培养方案制定人签字年月日Signature of Pogram Designe May,10,2007年月日院长签字 May,10,2007 Signature of Dean 年月日May,10,2007校长签字年月日Signature of President May,10,2007西北工业大学Northwestern Polytechnical UniversityMay, 2007飞行器设计与工程专业本科培养方案Undergraduate Program for Specialty inFlight Vehicle Design and Engineering一、培养目标I. Educational Objectives本专业培养适应现代化建设需要的德、智、体全面发展，具有基础扎实、知识面宽、能力强、富有创新精神，面向航天、航空、民航技术等重要国民经济领域的高级工程技术人员和研究人员。

本专业毕业生能到航天、航空、兵器及其它国防单位从事飞行器设计工程，包括总体设计、结构设计、结构动力学、飞行力学、气动特性计算、航天器动力学与控制、系统仿真与计算机应用工作，以及国民经济中其它有关部门的设计与技术开发工作。

Flight Vehicle Design and Engineering is a four-year program. Undergraduates will have specialized courses from this unique specialty after they have completed the General Education Courses, Basic Technical Courses and Specialized Courses.Students shall develop balanced qualities among morals, intelligence and physical education and obtain basic qualification for being senior engineers in our college.The graduates will be capable doing a broad range of research activities, such as flight vehicle conceptual design, structure design, structure dynamics analysis, flight mechanics and dynamics, aerodynamic engineering calculation of flight vehicle, spacecraft dynamics and control, system simulation and computer application, automatic control engineering, and doing research and development works in other related field.二、培养要求II. Educational Requirements本专业学生主要学习结构力学/飞行力学、结构设计与飞行器总体设计、结构动力学/空气动力学、导弹和航天器动力学与控制方面的基础理论和专业知识，主要包括计算结构力学与结构动力学、结构设计、飞行器总体设计、导弹和航天器飞行力学、自动控制原理与现代控制理论、导弹和航天器控制等，并且具有较强的计算机应用和软件开发的能力。

飞行器稳定性与操纵性(英)_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年1.某飞机纵向受扰动后的迎角响应如下图所示，该飞机纵向静，动。

答案:稳定，中立稳定2.A种、B种及C种飞行阶段中，总体来说对飞行品质要求最高的是哪个阶段？答案:A种3.机翼对纵向静稳定性的贡献取决于重心位置，重心前移，飞机纵向静稳定性将。

答案:4.加速飞行时，操纵是符合飞行员操纵习惯的。

答案:推杆5.在平均气动弦上，以下四个点中，位于最前面的是。

答案:松杆中性点6.按照本课程符号定义习惯，飞机感受到来流时侧滑角为正，如果飞机能产生偏航力矩，则飞机航向静稳定。

答案:右侧，右7.是飞机横向静稳定性的最大来源。

答案:8.惯性轴系与地轴系之间相差了一个。

答案:地球自转9.短周期自然频率主要取决于以下哪个参数？答案:10.对于欧拉法坐标变换来说，变换顺序的不同会导致完全不同的坐标，其正确的变换顺序是。

答案:先z轴，再y轴，最后x轴11.初始扰动不为0，操纵输入为0，对应的运动方程解即响应特性被称为，体现的是飞机的。

自由响应，动稳定性12.滚转收敛模态的特征根主要取决于以下哪个参数？答案:13.垂尾对横向静稳定性的贡献是：答案:小迎角时提高稳定性，大迎角时降低稳定性14.当飞机受到右侧滑时，垂尾会产生向的力和向偏航力矩。

答案:左，右15.飞机在做顺时针盘旋时，会由于内外侧机翼速度不等产生偏航力矩。

左16.当特征根是一对实部为负的共轭复根时，可用描述其响应特性。

答案:响应包线的半衰时17.由下图的曲线可以判断该飞机纵向。

答案:时静稳定，静不稳定18.螺旋模态特征根为负时，其飞行品质为。

答案:一级19.飞机的纵向静稳定性与以下哪些参数有关？答案:平尾尾容比重心位置20.战斗机可采用布局来保证大迎角和大M数下的航向静稳定性。

答案:单垂尾+腹鳍双垂尾21.对于常规布局飞机，以下哪些模态是横航向的运动模态？螺旋模态滚转收敛模态22.以下参数中，与荷兰滚模态特性相关的有哪些参数？答案:23.以下哪些操纵面能产生滚转力矩？答案:扰流板方向舵副翼24.以下哪些说法是对的？松杆机动点是单位过载所需杆力为0对应的重心位置握杆机动点是单位过载所需升降舵偏角为0对应的重心位置25.对于无上反的后掠机翼来说，侧滑角会改变哪些参数？答案:弦向速度局部动压展向速度26.对于实部为负的共轭复根，描述其对应模态的特征参数包括。

诚信保证本班人知级晓：我校考场规则和违纪学处号分条：装例的有关规定，订保证遵姓守名考场：规则线，诚实做人。

本人签名：编号：西北工业大学考试试题（卷）成绩开课学院航空学院课程飞行器性能计算学时24考试日期考试时间2小时考试形式(闭)(A)卷一、填空（ 60）注意：请答在答题纸上1.最小平飞速度是指，最小平飞速度受到以下因素的限制：。

(9)2.飞行速度矢量的铅垂分量称为飞机的，快升速度是。

(6)3.飞机的静升限是指，动升限是。

(6)4.飞机发动机所消耗的燃油质量，称为小时耗油量；5.飞机发动机所消耗的燃油质量，称为公里耗油量；6.飞机发动机所消耗的燃油质量，称为耗油率。

(6)7.喷气式飞机巡航段航时最久的飞行高度大致在附近。

(3)8.飞机的机动性是指飞机改变、、以及的能力。

(3)9.飞机进行正常盘旋要考虑三个主要限制因素，分别是，，以及。

(9)10.SEP 指的是飞机的，表达式为。

(6)11.飞机的起飞着陆性能包括、、、、、。

(12)二、计算（ 40）注意：请答在答题纸上1.某飞机在额定推力下以速度 V 800Km / h 定直爬升6分钟，平均小时耗油量 q h2000Kg / h ；然后该飞机作以速度V1200 Km / h 作定直平飞且平均小时耗油量 q h1000Kg / h ；飞行的最后阶段以速度V 500Km / h 定直下滑 15 分钟，平均小时耗油量 q h 1100Kg / h。

若飞机的可用燃油量为1500 Kg，求总航程（上升及下滑角很小，近似取cos0.95 ）（20）注： 1. 命题纸上一般不留答题位置，试题请用小四、宋体打印且不出框。

2. 命题教师和审题教师姓名应在试卷存档时填写。

共 2 页第 1 页西北工业大学命题专用纸2.某质量 m=6500kg 的战斗机，其机翼面积 S=23m2。

当 H=8000m，M=0.8 时，问该飞机能否完成 n y的正常盘旋？若能则求其盘旋半径，若不能，求其=4班能作正常盘旋的最小盘旋半径。