6 飞机的运动方程

主讲教师：
课程名称：
25
2.2.2 平飞航程
平飞航程最长的高度 称远航高度。 活塞螺旋桨飞机的远 航高度在低空获得。 喷气式飞机的远航高 度一般在高空获得。
主讲教师：
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26
平飞航程
重量增加（货），航程缩短； 重量增加（油），航程增加。 小型飞机实际飞行中的典型 巡航状态均为远航状态。 在保持同一空速下，顺风飞 行，地速增大，公里（海里）燃油 消耗量减小， 平飞航程增长；逆风飞行则相 反。 顺风飞行可适当减小空速以增 大平飞航程； 逆风飞行可适当增大空速以增 大平飞航程。
1 2 W cos 上 L CL V上 S 2 2W V上 cos 上 V平飞 cos 上 CL S
上升时，上升角较小，V上与V 近似相等， 从而可用平飞拉力曲线分析上升性能。
平飞
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32
2.3.2 上升性能
① 上升角与陡升速度Vx
升 力 推 力
从平飞功率曲线原点 向曲线所引切线的切点对 应的速度为最小阻力速度 V 。
MD
N
120 100 80 60 40 8° 20 0 60 6°4° 0°
16°
2°
100
VMD 140
VI
180 220
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20
最小功率速度
平飞所需功率最小的速度，VMP平飞最小功率速度在平 飞所需功率曲线的最低点。以前称经济速度，对应的迎角 称最小功率迎角，以前称经济迎角。
上 上 上
阻 力
重力 W
上升 上 角
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33
上升角与陡升速度Vx
上升角：上升轨迹与水平线的夹角。 上升梯度：上升高度与前进的水平距离之比。 上升角与上升梯度成正比。 陡升速度：上升角最大对应的上升速度。

第2章 飞机飞行的原理
2.1.3 流体的可压缩性、声速c、黏性和传热性 1．流体的可压缩性 对流体施加压力，流体的体积会发生变化。在一定温度
条件下，具有一定质量流体的体积或密度随压力变化而变化 的特性，称为可压缩性(或称弹性)。流体压缩性的大小，通 常可用体积弹性模量来度量，其定义为产生单位相对体积变 化所需的压力增高。即
(2-3)
式中，T是空气的热力学温度。随着飞行高度的增加， 空气的温度是变化的，因而声速也将变化，说明空气的可压 缩性也是变化的。
第2章 飞机飞行的原理
3．流体的黏性 黏性是流体的另一个重要物理属性。一般情况下，摩擦 有外摩擦和内摩擦两种。一个固体在另一个固体上滑动时产 生的摩擦叫外摩擦，而同一种流体相邻流动层间相对滑动时 产生的摩擦叫内摩擦，也叫做流体的黏性。因此，有速度差 的相邻流动层间，即使靠近壁面也是同一种流体(如水)之间 的摩擦，也是内摩擦。
第2章 飞机飞行的原理
图2-4 用阴影法作流动摄影试验的装置示意
第2章 飞机飞行的原理
2．流场、流线、流管和流量 在充满流体流动的空间称为流场。流场被用来描述表示 流体运动特征的物理量(流动参数)，如速度、密度和压力等， 因而流场也是这些物理量的场。如果流场中任一点处流体微 团的物理量随时间而变化，则称为非定常流；反之，则称为 定常流。图2-5是贮水池中的水通过管道向外排泄过程的示 意图。因为没有补给水源，贮水池中的水位不断下降，排水 过程中出水口流出的水柱形状不断发生改变(见图2-5(a))， 所以其流动就是非定常流。如果补给水源，贮水池中始终保 持池面的水位不变，排水过程中出水口流出的水柱形状始终 保持不变(见图2-5(b))，则流动就变成了定常流。
第2章 飞机飞行的原理

等速爬升是飞机取得高度的基本方法
第五章 第 2 页
2、飞机等速爬升的作用力 、
飞机在空中等速爬升时,受到四个力的作用： 飞机在空中等速爬升时,受到四个力的作用： 升力( ) 重力( ) 推力( ) 阻力( ) 升力(L)、重力(W)、推力(P)、阻力(D)。通常 把重力再进行分解。 升力 把
第五章 第 3 页
上升角 重力W 重力
θ上
3、等速爬升运动方程 、
P = D + W sin θ 上 L = W cos θ 上
分析：同速度爬升时， 分析：同速度爬升时， 爬升推力大于平飞推力； 升推力大于平飞推 爬升升力小于平飞升力。 升升力小于平飞升力。
第五章 第 4 页
第五章 第 17 页
第五章 第 15 页
等速爬升（作业） § 3.6 等速爬升（作业）
1、飞机等速爬升时，推力与阻力的关系，速度是如何变化的：（ ） 、飞机等速爬升时，推力与阻力的关系，速度是如何变化的： A、推力 ﹥阻力，速度增大 阻力， B、推力 ﹤阻力，速度减小 阻力， 、 、 C、推力 ﹥阻力，速度不变 阻力， D、推力 ﹤阻力，速度不变 阻力， 、 、 2、飞机上升角越大，上升率（ ），飞行速度（ ）。 飞行速度（ 、飞机上升角越大，上升率（ ），飞行速度 3、理论升限和实用升限的关系是：（ ） 、理论升限和实用升限的关系是： A、理论升限﹥实用升限 B、理论升限＝实用升限 、理论升限﹥ 、理论升限＝ C、理论升限﹤实用升限 D、无法确定 、理论升限﹤ 、 4、水平风场对上升率的影响是：（ ） 、水平风场对上升率的影响是： A、增大上升率 B、减小上升率 、 、 C、根据风向而定 D、无影响 、 、 当达到升限时， 5、飞机爬升过程中，随着高度的增加，上升率（ ），当达到升限时， 、飞机爬升过程中，随着高度的增加，上升率（ ），当达到升限时 上升率为（ 上升率为（ ）。 6、飞机等速爬升时，过载 ) 、飞机等速爬升时，过载( A、等于 B、小于 、等于1 、小于1 C、大于 D、不确定 、大于1 、

傅里叶变换法
将欧拉运动方程中的时间和空间变量进行傅里叶变换，通过求解变换后的常微分方程得到解析解。
近似积分方法
泰勒级数法
将欧拉运动方程中的非线性项进行泰勒级数展开，通过求解近似线性化的常微分方程得 到近似解。
多项式拟合法
利用已知的初值条件和时间步长，通过多项式拟合的方法逼近物体的运动轨迹，得到近 似解。
发展历程
随着科学技术的不断进步，欧拉运动方程在理论和应用方面得到了不断发展和完 善，对于推动力学和其他学科的发展起到了重要作用。
02
欧拉运动方程的数学表达
位置和速度的表示
位置表示
在二维平面中，物体的位置可以用二维向量表示，例如$r = (x, y)$。在三维空间中，物体的位置可以用三维向量表示， 例如$r = (x, y, z)$。
速度表示
速度是位置对时间的导数，可以用向量表示为$vec{v} = frac{dvec{r}}{dt}$。在二维平面中，速度向量可以表示为 $vec{v} = (v_x, v_y)$；在三维空间中，速度向量可以表示为 $vec{v} = (v_x, v_y, v_z)$。
力和加速度的表示
力表示
力是作用在物体上的外力，可以用向量表示为$vec{F}$。在二维平面中，力向量可以表示为$vec{F} = (F_x, F_y)$；在三维空间中，力向量可以表示为$vec{F} = (F_x, F_y, F_z)$。
04
欧拉运动方程的应用实例
在物理中的应用
01
02
03
刚体动力学
欧拉运动方程可以描述刚 体的旋转和直线运动，是 刚体动力学的基本方程之 一。
陀螺仪
欧拉运动方程在陀螺仪的 应用中非常重要，用于描 述陀螺仪的旋转运动和进 动。

目录1.请推导飞机小扰动运动方程，并分析其使用条件。

(2)2.什么是驾驶员操纵期望参数，分析其含义。

(12)3.请列写敏捷性尺度并对其含义进行分析说明。

(13)4.试说明评估飞机飞行性能的基本内容和基本方法。

(16)1.请推导飞机小扰动运动方程，并分析其使用条件。

一、小扰动法简介（1）基本概念研究飞行器的稳定性和操纵性问题时，一般把飞机运动分为基准运动和扰动运动。

基准运动（或称未扰动运动）是指在理想条件下，飞行器不受任何外界干扰，按预定规律进行的运动，如定直平飞、定常盘旋等。

基准运动参数用下标“*”表示，如V、*α、*θ等。

*由于各种干扰因素，使飞行器的运动参数偏离了基准运动参数，因而运动不按预定的规律进行，这种运动称为扰动运动。

受扰运动的参数，不附加任何特殊标记，例如V、α、θ等。

与基准运动差别甚小的扰动运动称为小扰动运动。

（2）基本假设在小扰动假设条件下，一般情况就能将飞行器运动方程进行线性化。

但为了便于将线性扰动运动方程组分离为彼此独立的两组，即纵向和横侧小扰动方程组，以减少方程组阶次而解析求解，还需要做下列假设：1）飞行器具有对称平面（气动外形和质量分布均对称），且略去机体内转动部件的陀螺力矩效应。

2）在基准运动中，对称平面处于铅垂位置（即0φ=），且运动所在平面且运动所在平面与飞行器对称平面相重合（即0β=）。

在满足上述条件下，可以认为，在扰动运动中，纵向气动力和力矩只与纵向运动参数有关，而横侧向气动力和力矩也只与横侧运动参数有关。

有了这些推论，就不难证明扰动运动方程可以分离为彼此独立的两组。

其中一组只包含纵向参数，即飞行器在铅垂平面内作对称飞行时的运动参数,,,,,,,,,g g e p u w q x z αθγδδ等，称为纵向扰动运动方程组；另一组只包含横侧参数，即飞行器在非对称平面内的运动参数,,,,,,,,,,g a r v p r y βψχφμδδ等，称为横侧向扰动运动方程组。

雷诺运动方程在物理学中，雷诺运动方程是描述粘性流体运动的基本方程之一。

该方程以法国数学家和物理学家兼工程师Clairaut Jean-Baptiste 先生的名字命名，他于1752年首次提出了这个方程。

雷诺运动方程描述了流体在流动过程中的运动规律，使我们能够更好地理解和分析流体的行为。

它是由守恒方程和纳维-斯托克斯方程组成的，对于粘性流体尤为重要。

雷诺运动方程的一般形式为：∂u/∂t + u·∇u = -∇p/ρ + ν∇²u其中，u是流体的速度矢量，t是时间，p是压力，ρ是密度，ν是粘性系数，∇是偏导数操作符。

雷诺运动方程的第一项是速度的时间变化率，代表了流体的加速度。

第二项是速度矢量u与速度梯度∇u的点积，表示了速度的非线性输运效应。

第三项是负的压力梯度除以密度，描述了压力梯度对速度的作用。

最后一项是粘性系数与速度梯度的二阶导数，表示了流体的粘性效应。

通过雷诺运动方程，我们可以推导出一些重要的流体动力学行为。

例如，在不可压缩流体中，斯托克斯流动是指粘性系数趋于无穷大时的流体运动。

斯托克斯流动是具有旋转和湍流的流体运动的极限情况，其中流体速度与粘性效应之间的比例关系得以体现。

雷诺运动方程也可以通过数值方法进行求解。

其中，有限差分方法和有限元方法是常用的求解技术。

通过离散化和数值逼近，我们可以得到近似解，并利用计算机模拟流体的运动行为，从而更好地理解和预测实际中的流体流动现象。

雷诺运动方程的应用非常广泛。

它在空气动力学、流体力学、水力学等领域中起着重要的作用。

例如，在飞机的设计过程中，雷诺运动方程可以用来模拟气动力学效应和空气阻力，帮助工程师优化飞机的外形和性能。

在船舶设计中，雷诺运动方程可以用来研究船体与水流的相互作用，提高航行稳定性和减小阻力。

此外，雷诺运动方程还可以应用于气象学、地球物理学、石油工程等领域。

总结起来，雷诺运动方程是描述粘性流体运动的重要方程之一。

它能够揭示流体在运动过程中各种因素的相互作用，为我们理解和探索流体力学现象提供了有力的工具。

24
飞机转动时的过载
如果 i 点处物体的重力为Gi ，则质量力为 Gi cos +mi ai （见图38b）。 i 点处的过载 ni 为 z xi z Gi cos m i a i an ni cos ny xi Gi g g g ni 随飞机各处 xi 的不同而不同， xi 有正有负，附加力矩有一 定方向性，因而旋转惯性力及其附加的旋转过载也有正有负。 由上式可以方便地计算某一处局部的过载或外载。
图3-1
Pn
Pm
Pf
此时飞机既有平移运动，又有旋转运动，总的平衡关系为
∑Fx = 0, T - X = max = Nx ∑Fy = 0, Yw - Yt = m ( g+ ay ) = G +Ny
式中 Iz — 飞机绕Z轴的 质量惯性矩 ； z — 飞机绕Z轴的 角加速度； 其它符号见图3-1所示。
q= HV0 2 / 2
22
H uV0 u 1 S H V0 2 KC S y V0 2 2
则飞机平飞时遇突风过载ny 为
ny Y0 Y H uV0 1 KC y G 2p
式中
Cy—升力系数增量；
Cy—升力线斜率； p = G/S —翼载荷；
—迎角增量；
计的一个重要参数。设计时如能正确选取过载的极限，则
既能使飞机满足机动性要求，又能使飞机满足结构的重量 要求。 过载大小要考虑飞行员的承受能力，大过载会使飞行员出 现黑视。
19
四、进入俯冲情况 飞机在此情况下
GV2 Y G cos g r
Y V2 n y cos G gr
图3-4 进入俯冲情况
升力 Y（L） 阻力 X （D）

H X 曲线右移 P ky 曲线下移
P
H增加
Vmin.p
H , Vmin. yx
M
H , 则Vmin , M min H
低空受Vminyx 约束 高空受Vminp约束
升力限制
推力限制
Mmin
飞机定常平飞性能
确定Vmin的步骤
2G 1 1) 取几点 M , 由 C y a2S M 2 得 C ypx，及 C y max M，绘制在 已知 C ypx M 曲线上，而曲 线交点为 M min . px
下滑时通常减小油门， 若推力为零则称为滑 翔。 θ X
H（km） 0 5 10
（kg/m3） a
1.225 0.736 0.413 340.3 320.5 299.5
15
20
0.194
0.088
295.1
295.1
飞机定常平飞推力特性 平飞需用推力随飞行高度的变化规律
X 0 ~ V 曲线向右下移动 1) H M yl X i ~ V 曲线向右上移动
-1
200
250
Vymax / ms
飞机的定直上升性能
4. 最短上升时间
如果飞机上升过程中，在不同高度下均以Vyks飞行，则达到 预定高度的时间最短
dH 从 H1 H 2 ,dt Vy max
可得
1/Vymax
tmin
H2
H1
dH Vy max
H H1 H2 Hmax.ll
可由数值积分／图解积分求得。
X
1 X 0 Cx 0 M S ( a 2 ) 2 A 2m2 g 2 1 Xi 2 ( )( 2 ) M S a

x(∞) → ∞
结论：x随时间的变化过程取决于特征根，且x的终值取 决于特征值的符号。
飞行器飞行力学
¾多元线性自由系统——齐次微分方程组
(1) 形式
⎧ x1 + a11 x1 + a12 x2 +
⎪ ⎪ ⎨
x2
+
a21
x1
+
a22
x2
+
⎪
⎪⎩ xn + an1 x1 + an2 x2 +
通解取决于特征行列式
计算结果
a1, a2 , a3 , a4 > 0 R = 29.88 > 0
纵向运动具有动稳定性。
飞行器飞行力学
6. 特征根计算
计算结果
λ1,2 = −2.520 ± 2.597i λ3,4 = −0.017 ± 0.213i
分析 一对模值较大的共轭复根；一对模值较小的共轭复根。
飞行器飞行力学
7. 模态特性分析
1 mV*
qsC Lα
ZV
=
LV mV*
=
1 mV*
∂(qsCL ) ∂V
=
qs mV*2
( 2C L
+
Ma
∂CL ) ∂Ma
MV
=
MV Iy
=
1 Iy
⎡ ⎢ ⎣
q* sc V*
(2Cm
+
Ma
∂Cm ∂Ma
⎤ )⎥ ⎦
=
1 ( q*sc Iy a
∂Cm ) ∂Ma
Mα
=
Mα Iy
=
1 I y qscCmα
a4 = g(Zα MV − ZV Mα )

1、推导飞机的质心动力学方程 已知某点的绝对加速度在动坐标系中的表达式为 2MOMMMMMMMMMaarrrr

当运动系为EF，动点为VOC，且地轴是惯性系时得到：

2EEEEEECOEEEEEEEEaarrrr

假定地轴固定于惯性空间，且0。

则EF的原点加速度EOa就是与地球转动有关的向心加速度。数值比较表明，这一加速度和g相比通常可以略去。 对于式（5.1.7）中的向心加速度项EEEE情况也一样，通常也可略去。 于是在式（5.1.7）中剩下的两项中EEErV，而哥氏加速度为2EEEEV。后者取决于飞行器速度的大小和方向，并且在轨道速度时至多为10%g。当然在更高速时可能更大，所以在数学模型中必须保留此项。 最后得到飞行器质心加速度的近似表达式： 22EEEEECEEEEEEarrVV

又由baabbbTvvv，进行坐标变换，得出质心加速度在体轴系BF中的表达式为： (2)()2BEEEEEEEEECBECBEEEEBBBBBBaTaTVVVVV ()BEEECBBBBaVV

其中，,xEByzWuVvWwW,Bpqrcos0,sinEBEEEEBBBVVBVEBpqTTr

00,0Brqrpqp







000EEBBEEEBBBEEBBrqrpqp





当W=0时，带入上述各式得到： ()()()()()()EEBBCxEECyBBEEBBCzuqqwrrvaavrruppwwppvqqua









体轴系的外力fAmg，式中

,XAYZ

§3.2飞行控制性能评估
§3.3飞行控制系统设计中存在的困难
§3.4飞行控制设计方法
§3.5先进飞行控制技术议题
第四章航天器运动方程
§4.1航天器旋转和平移动力学模型
§4.2航天器姿态模型
§4.3航天器运动和平衡条件
§4.4航天器先进建模问题
第五章航天器控制
§5.1航天器控制模型
§5.2飞行控制目标
1、师资方面：
课程负责老师在美国一流航空航天院系受过相关领域的教育和训练，其他老师也在美国名校接受过专业学校。
2、教学内容方面：
以该领域前沿研究课题作为实例，培养学生理论结合实际的能力，掌握正确科研方法，并且深入了解该领域前沿科研方向。
3、教学方式方面：
采用了以英文方式为主的授课形式，营造了一个既密切结合专业又反映科技前沿、生动活泼的情景，从而充分调动了学生们的参与积极性，使学生在掌握国际前沿专业理论同时，提高了专业英语应用能力。授课过程中，采用国际一流的教学方法和理念。
章节目录第一章刚体运动11简介12旋转运动13平移运动14牛顿欧拉方程第二章机体运动方程21机体旋转和平移动力学模型22非线性逼近模型23纵向飞行机动性24线化逼近模型25不同坐标系下飞机运动方程描述26飞机先进建模问题第三章飞行控制31飞行控制变量32飞行控制性能评估33飞行控制系统设计中存在的困难34飞行控制设计方法35先进飞行控制技术议题第四章航天器运动方程41航天器旋转和平移动力学模型42航天器姿态模型43航天器运动和平衡条件44航天器先进建模问题第五章航天器控制51航天器控制模型52飞行控制目标53速度稳定性54姿态稳定性和跟踪问题55旋转稳定性56控制设计方法57航天器先进姿态控制问题教材
Wassim M. Haddad

q
Z M
1 M Z M q M
q
特征方程为：2 (Mq M Z ) (M MqZ ) 0
根据二阶系统的稳定性准则，若短周期稳 定，上述特征方程的系数须大于0。
(M
q
M
Z
)
0
(M M qZ ) 0
对于一般飞机，M q 0 ，M 0 ，Z 0 ，故 第一条件自然满足。 将第二条件无因次化，注意到，Cm (xc.g xac)CL 和 CL CD* ，则得到临界条件：
握杆机动点—动稳定性；焦点—静稳定性
从静操纵性的角度讲，握杆机动点对应于升 降舵固定在原平衡状态下，飞机受到 nn 对应的 和 q 干扰作用时，飞机升力增 量的作用点。由于Cmq 0 ，握杆机动点位于 全机焦点之后； 握杆机动点的位置可作为飞机短周期运动 稳定性的判据。即若质心在握杆机动点之 前，则短周期运动稳定； 飞机的静操纵性和动稳定性是一致的。
b1 1 0 0
b3 b2 b1
1 0
0 b4 b3 b2
0 0 0 b4
1) b1,b2,b3,b4 0
2) R b1b2b3 b12b4 b32 0
当b4=0，一实根临界； 当R=0，一对复根临界。
2. 二阶振动系统---模态特性的简化分析基础
四次代数方程可分解为两个一元二次代数方程之积:
(2 D1 F1)(2 D2 F2 ) 0
若原四阶微分系统稳定，则对应的每个二阶系统均 稳定。 典型二阶系统的稳定特性:
二阶系统的标准特征方程： 2 2n n2 0,n2 0 ,n 分别称为系统的阻尼比和无阻尼自振频率。
系统的特征根为：
1,2 n in 1 2 i
2. 二阶振动系统---模态特性的简化分析基础

四翼飞行器动力学分析与建模1.引言四轴飞行器，又称四旋翼飞行器、四旋翼直升机，简称四轴、四旋翼。

这四轴飞行器(Quadrotor)是一种多旋翼飞行器。

四轴飞行器的四个螺旋桨都是电机直连的简单机构，十字形的布局允许飞行器通过改变电机转速获得旋转机身的力，从而调整自身姿态。

因为它固有的复杂性，历史上从未有大型的商用四轴飞行器。

近年来得益于微机电控制技术的发展，稳定的四轴飞行器得到了广泛的关注，应用前景十分可观。

本章通过分析四旋翼直升机的动力学机制，运用已知的物理定律和方程来建立表征系统动态过程的数学模型。

2.四旋翼飞行器简介2.1四旋翼飞行器结构四旋翼直升机主体构成有：产生升力的四个旋翼、飞行控制设备及其支撑旋翼的机身。

有时为了保护飞行器，避免旋翼的损坏，特别装设了保护架。

其中，每个旋翼包括直流电机、翼翅及连接件等部分。

如下图所示：2.2四旋翼飞行器飞行原理四旋翼直升机与传统的直升机相比，有着自己独特的地方。

它的四个呈十字平均分布的旋翼取代了传统的单独的旋翼，对机身产生单独的力和力矩。

四旋翼直升机通过改变旋翼转速来控制飞行器的姿态，且四个旋翼的动态特性高度耦合。

3.四旋翼飞行器动力学方程3.1坐标描述及其转换关系飞机的姿态角、飞行速度的大小和方向等参数总是和坐标系联系在一起的，要确切地描述飞机的运动状态，就要先建立适当的坐标系。

下面定义几种坐标系，并分析各坐标之间的相互转换关系：(1)地面坐标系E （OXYZ ）地面坐标系用语研究飞机相对于地面的运动，确定飞机在空间的位置坐标X 、Y 、Z ，从而方便研究飞机的姿态、航向以及飞机相对起飞点的空间位置。

该坐标系原点固定于地面上飞机的起飞点，OX 轴指向飞机制定的飞行方向，OZ 轴垂直水平面向上，OY 轴垂直OXZ 平面。

(2)机体坐标系B （Oxyz ）机体坐标系固定在机体上，原点设在飞机重心，纵轴Ox 平行于前后旋翼的连线，指向前方为正方向，竖轴Oz 平行于左右旋翼的连线，指向右方为正方向；轴Oy 与轴Ox 、Oz 所在平面垂直，并与轴Ox 、轴Oz 组成右手坐标系。

38
空气动力学
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④ 盘旋半径
由盘旋运动方程可得
mV 2 W V 2 L cos V 2 V2 R L sin g L sin g L sin g tg
结论：
盘旋半径与速度平方成正比，与坡度正切成反比。
2W 1 V V0 V0 n y C L S cos cos
结论： 同样迎角下，盘旋所需速度大于平飞所需速度V0 ， 是V0的 n y 倍。
36 空气动力学 © 2008 Xinglinlin
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② 盘旋所需拉力
为保持速度不变，由盘旋运动方程可得
1 P D C D V 2 S 2 1 1 1 C D V02 S P0 P0 n y 2 cos cos
在压盘的同时，需要向后带杆以增大升力，保持升力垂直 分力不变。 飞机快到预定坡度时，应及时提前回盘，使飞机稳定在预 定坡度。回盘应至中立或过中立。同时相应回舵保持无侧滑。
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●用侧滑法修正侧风
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●侧风中滑跑起飞
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●离地后用航线法修正侧风
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●侧滑对飞机动态的影响 侧滑所产生的方向稳定力矩，使机头有向侧风方 向偏转的趋势。横侧稳定力矩，使飞机有向侧风反 方向倾斜的趋势。

机身：容纳人员、货物或其他载重和设备；要 求流线；飞翼式飞机取消机身。 起落架：起飞降落（机轮、滑撬、浮桶）
2020/10/7
13
操纵系统： 动力装置： 机载设备：
2020/10/7
14
第二章 飞机的一般运动方程
一、常用坐标体系、飞机运动参数定义 及坐标系转换
常用坐标体系（全部为右手直角坐标系） 地面坐标系Axdydzd：地面坐标系是相对地球表 面固定不动的，它的原点A 位于地面的任意选 定的某固定点，而Axd 轴位于地平面内并选定 的任一指定的方向，Ayd轴铅垂向上，Azd位于 水平面内,地轴系常用在表示飞机在空间的位置 和飞行轨迹。
微型扑翼飞机
200mm，总重11.5克，微型电
机驱动
2020/10/7
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该微型旋翼飞行器基本尺寸为10cm，重 316g，其中发动机为微型柴油发动机，重 37g，燃油重132g。 上部装旋翼，下部装 照相机，采用GPS自动驾驶，留空时间 30min。可携带大约100g的设备。
美国洛克尼克的“克里扑里”微型旋翼飞行器
2020/10/7
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导弹：大气层外的弹道导弹、装有翼面在大气 层内飞行地空导弹、巡航导弹等（和飞机很相 似！），一次性使用； （航空发动机，火箭发 动机作为动力）
飞机的分类：有人驾驶飞机、无人驾驶飞机
有人驾驶飞机：歼击机（战斗机）、截击机、 歼击轰炸机、强击机（攻击机）、轰炸机、反 潜机、侦察机、预警机、电子干扰机、军用运 输机、空中加油机、舰载飞机等；旅客机、货 机、公务机、农业机、体育运动机、救护机等
2020/10/7
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机体坐标轴系Oxtytzt ：机体坐标轴系是固连与飞 机并随飞机一起运动的一种动坐标系。其原点位 于飞机的重心，Oxt 轴与机翼的平均空气动力弦 线或机身轴平行，指向机头的方向为正，Oyt轴 位于飞机的对称面内垂直于Oxt轴，向上为正， 而Ozt轴则垂直与飞机的对称面，向右为正 气动力矩的三个分量即滚转力Mx，偏航力矩My