气动力矩压力中心和焦点
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飞机结构与系统(第三章飞机翼面结构)
一些力学基本概念
按外力是否随时间变化分为：静载荷和动载荷。
静载荷：载荷缓慢地由零增加到某一定值后，就保持不变或变动很不显著，称为静载荷。 动载荷：载荷随时间变化，可分为交变载荷和冲击载荷。
一些力学基本概念
内力、截面法和应力的概念 内力： 由于变形引起的物体内部的附加力。 物体受外力作用后，由于变形，其内部各点均会发生相对位移，因而产生相互作用力。
一些力学基本概念
材料力学中对变形固体的三个基本假设：
1.连续性假设：
2.均匀性假设：
3.小变形假设：
一些力学基本概念
外力及其分类：
外力是外部物体对构件的作用力，包括外加载荷和约束反力。 按外力的作用方式分为：表面力和体积力。 表面力：作用于物体表面的力，又可分为分 布力和集中力 体积力：连续分布于物体内部各点上的力。如物体的重力和惯性力。
机翼、尾翼功用、设计要求及外载特点
机翼、尾翼功用、设计要求及外载特点
3）机翼总体内力：
剪力 Q：Qn, Qh； 弯矩 M：Mn, Mh； 扭矩 Mt ；
机翼的外载特点
机翼、尾翼功用、设计要求及外载特点
机翼的外载特点
3）机翼总体内力：
由于阻力相对升力很小，其引起的剪力、弯矩常常可以忽略。
机翼、尾翼功用、设计要求及外载特点
翼面结构典型构件及受力特点
翼面结构的典型构件
机翼结构： 蒙皮 纵向骨架： 翼梁（缘条、腹板） 纵墙 桁条 横向骨架： 翼肋（普通肋、加强肋）
翼面结构典型构件及受力特点
机翼结构： 蒙皮 纵向骨架： 翼梁（缘条、腹板） 纵墙 桁条 横向骨架： 翼肋（普通肋、加强肋）
翼面结构的典型构件 机翼典型结构构件剖面
三、机翼的外载特点
导弹飞行力学力矩篇
1.5俯仰力矩 俯仰力矩与俯仰力矩与它是由导弹外形相对于11Ox z 平面不对称引起的。
称引起的。
一 定常直线飞行时的俯仰力矩定长直线飞行:是指导弹的飞行速度V ，攻角а、舵偏转角d z 等不随时间变化的飞行状态。
状态。
但是，导弹几乎不会有严格的定常飞行。
即使导弹作等速直线飞行，由于燃料的消耗使导弹质量发生变化，保持等速直线飞行所需的攻角也要随之改变，所以只能说导弹在一段比较小的距离上接近于定常飞行。
导弹在一段比较小的距离上接近于定常飞行。
若导弹做定常飞行，0z z w a d ===即，则俯仰力矩系数的表达式为，则俯仰力矩系数的表达式为与a 轴交点为静平衡点。
z w ,,z a d 均为0，使作用在导弹上的,z a d 产生的所有升力相对于质心的俯仰力矩相对于质心的俯仰力矩 的代数和为零，即导弹处于纵向平衡状态 轴对称导弹俯仰力矩系数轴对称导弹俯仰力矩系数平衡状态的全弹升力，称为平衡升力，其升力系数表达式为：平衡状态的全弹升力，称为平衡升力，其升力系数表达式为： 二 纵向静稳定性定义:导弹在平衡状态下飞行时，受到外界干扰作用而偏离原来平衡状态，在外界干扰消失的瞬间，若导弹不经操纵能产生附加气动力矩，使导弹具有恢复到原来平衡状态的趋势，则称导弹是静稳定的；若导弹产生的气动力矩使导弹更加偏离原平衡状态，则称导弹是静不稳定的；若产生的气动力矩为零，导弹既无恢复到原平衡状态的趋势，也不再继续偏离，则称到导弹是静中立稳定的 判别导弹纵向静稳定性的方法是看偏导数0Bz m aa a ==(即力矩特征曲线相对横坐标轴的斜率轴的斜率))的性质。
若导弹以某个平衡攻角Ba 处于平衡状态下飞行，当攻角增加了a D 0=z m 0z z z V V V0 z z zzz L L Lm w a d w a d a d w a d ========，，为时的气动力矩系数，（a D >0）,使作用在焦点的升力增加，当舵偏转角保持不变时，有附加力矩：使作用在焦点的升力增加，当舵偏转角保持不变时，有附加力矩： 改变导弹的气动布局，从而改变焦点的位置。
第五章飞行器气动特性
。此外，侧 和 为迎角 和舵偏角 ，以及俯仰角速度 z 、迎角和舵偏角随时间的导数
滑角 、副翼偏转角 a 、旋转角速度 x 、 y 等次要因素也都对俯仰力矩产生一定的影响。 于是理论上较为严格的俯仰力矩系数可以表示为以上各变量的非线性函数：
, , y , z , a , M z f , , x ,
（5-8）
其中 为鸭翼所占头部收缩面位置长度与整个头部长度的比值， 反映机身头部压力降低而产 生的一个低头力矩效应。翼身组合段下洗因子 1 考虑了鸭翼下洗在机翼上产生附加负 升力导致的附加俯仰力矩效应（作用点近似按组合段压心位置估算） 。 B. 俯仰操纵力矩导数 mz
俯仰操纵力矩导数 mz 的估算比较复杂，从第四章有关控制面部分的描述，可以看到舵 面操纵效率与与舵面的类型、 位置和飞行马赫数都有很大关系。 对于正常式布局平尾， 其 mz 可按以下公式进行估算：
m z 是由于迎角产生的俯仰力矩系数导数，仍然可以由机身、翼身组合段、尾翼组合段三
部分构成：
m m z mz mz z
B WB T
（5-7）
各部分具体求解公式与翼面布局形式有关。这里介绍平置翼面的计算方法，其它轴对称类型 布局处理方法参加第四章有关升力计算的处理方法类似。 对于翼面水平平放置的正常布局飞行器来说，公式（5-7）中各项可以按下列公式计算：
c ybal c y 0 c y c y bal
（5-14）
在总体初步设计阶段进行飞行器轨迹计算时，通常飞行器的力矩特性还没有确定，还没有可 用的俯仰力矩系数 mz 0 、 mz 、 mz 等准确值。因此 c ybal 难以准确得到，需要有不利用准确力 矩系数的 c ybal 近似估算方法。通过利用以往型号经验数据，并考虑到 c y 0 通常比较小，c ybal 可 按下式进行计算：
飞行动力学习题课(二)2014讲解
2 1 2i 0.1826 0.3651i v2 0.9129 Flight Dynamics
(3)
由
1,2 n in 1 2
பைடு நூலகம்
得： 0.4461 (4)
0
n 2.2418
( )
-0.5 -1
-1.5 0
0.5
2、横航向三种典型模态及其物理成因 3、模态简化分析的依据及方法 4、横航向动操纵性和静操纵性的概念 5、飞机对方向舵和副翼操纵的响应特性
Flight Dynamics
10.1试说明横航向动稳定性和静稳定性的 区别与联系
动稳定性：飞机在受扰作用后，会偏离其平衡状 态的基准状态，扰动作用停止后，飞机能否恢复 到它基准状态的一种全过程特性。
Flight Dynamics
7.2 纵向定速静稳定性和定载静稳定性
定速静稳定性（迎角静稳定性）：给定速度和升降
舵偏角，飞机在某一平衡状态，受瞬时扰动，Δα增加 ，能够产生小于0的恢复力矩ΔM，趋于减小Δα 。具 有恢复到原平衡状态的趋势。称飞机在原平衡状态是 定速静稳定的。
定载静稳定性：飞机受扰动后，会引起迎角和飞行
Flight Dynamics
7.1 何谓飞行器全机焦点？分析影响焦 点位置的主要因素。
全机焦点为迎角变化时全机升力增量的作用点，在 焦点处当迎角变化时，气动力对该点的力矩不变。 全机焦点取决于翼身组合体的焦点位置和平尾所引 起的焦点后移量，因此影响焦点位置的因素有飞机 的气动布局。另外 Ma 影响焦点的位置，亚音速时 Ma 增大，全机焦点变化不大；跨音速全机焦点迅 速后移；超音速机翼焦点变化不大，但是机翼引起 的下洗减小，使平尾引起的焦点后移显著增加。
机翼力矩中心计算
机翼力矩中心计算一、机翼力矩中心概述机翼力矩中心，简称CM，是指机翼在产生升力过程中，翼型所受到的弯矩作用点。
它是机翼结构设计和飞行控制系统分析的重要参考点，对于飞行器的稳定飞行具有至关重要的作用。
二、机翼力矩中心的计算方法1.定义及作用机翼力矩中心是指在翼型升力作用下，翼尖到翼根的弯矩为零的点。
它在飞行器飞行过程中，承受着由于气动载荷引起的弯矩，并传递到机身结构。
机翼力矩中心的位置对于飞行器的稳定性和操控性具有显著影响。
2.计算公式及参数机翼力矩中心的计算公式为：CM = (M1 * d1 + M2 * d2) / (M1 + M2)其中，M1为翼尖弯矩，d1为翼尖到力矩中心的距离；M2为翼根弯矩，d2为翼根到力矩中心的距离。
3.计算步骤（1）计算翼尖和翼根的弯矩：根据翼型的气动载荷和翼型厚度分布，采用有限元分析方法计算翼尖和翼根的弯矩。
（2）计算力矩中心距离：根据翼尖和翼根的弯矩，计算力矩中心到翼尖和翼根的距离。
（3）计算力矩中心：将翼尖和翼根的力矩中心坐标求和，再除以翼尖和翼根弯矩之和，得到机翼力矩中心的坐标。
三、影响因素及其应对措施1.气动参数变化：随着飞行速度、攻角等气动参数的变化，机翼力矩中心的位置也会发生相应的变化。
在设计过程中，应充分考虑这些因素，使机翼力矩中心的位置满足飞行性能要求。
2.飞行状态变化：在不同飞行状态下，如起飞、巡航、着陆等，机翼力矩中心的位置也会发生变化。
设计师需根据飞行状态的变化，调整机翼力矩中心的位置，以确保飞行器的稳定性和操控性。
3.结构参数变化：机翼结构参数的变化，如翼型、翼展、翼厚等，会对机翼力矩中心的位置产生影响。
在设计过程中，应合理选择这些参数，使机翼力矩中心的位置满足飞行性能要求。
四、机翼力矩中心在飞行器设计中的应用机翼力矩中心在飞行器设计中的应用主要体现在以下几个方面：1.飞行器稳定性分析：通过计算机翼力矩中心的位置，分析飞行器在不同飞行状态下的稳定性。
空气动力简答题
空气动力简答题一、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。
气动名词解释
空气动力学库塔儒科夫斯基后缘条件：1 对给定的翼型和迎角，翼型绕流的速度环量值应恰好使流动平滑流过后缘。
2若翼型后缘角大于零，后缘点是驻点，v后上=v后下=0 。
3若翼型后缘角等于零，后缘点处流速为有限值，即v后上=v后下。
推广的后缘条件vs上=vs下。
本质：后缘无绕流。
三维效应包括：翼端效应、展向流动、自由涡系、下洗升力线模型:由放在展向各剖面1/4弦点的连线上的，展向变强度的附着涡线与自由涡面，直均流组合而成的简化气动模型。
剖面假设：近似的把每个剖面上的流动看作是二维的，而在展向不同剖面上的二维流动由于自由涡的影响彼此又是不同的。
这种从局部看是二维流动，从整个机翼全体剖面看又是三维流动，称为剖面假设。
下洗速度：由于机翼的翼端效应和展向流动，会从机翼后缘有自由涡系拖出，根据毕奥萨法尔定律，自由涡系在翼剖面上会引起y方向的诱导速度，由于诱导速度是向下的，所以称为下洗速度。
诱导阻力：由于下洗角的出现使得剖面有效迎角减小而在来流方向形成的阻力，称为诱导阻力。
大展弦比、边条翼、翼梢小翼作用：减弱涡流，减小诱导阻力。
机翼扭转：分为几何扭转和气动扭转两种。
作用改善气动特性，防止机翼局部过早失速。
压心P：压心是升力的作用点，即升力作用线与弦线的交点。
焦点F：无论升力系数为何值，对该点的力矩系数恒为mz0.（低速为1/4,超音速为1/2）失速：当迎角α＞α临时，上翼面流动完全分离，翼型的升力下降，阻力大增，这种现象称为失速。
α临称为失速迎角。
低速时翼型阻力：由粘性引起，可分为由翼面粘性切应力造成的摩擦阻力和由边界层存在改变位流压强分布引起的压差阻力。
亚声速机翼最大升力系数Cymax随Ma∞增加而下降的原因：随Ma∞增大，翼型上表面最小压强点的压强降低的最多，使翼型后部的逆压梯度增大，使得在较小迎角下分离，从而导致Cymax降低。
波阻：翼面压强在激波后为最大，以后沿翼面经一系列膨胀波而顺流逐渐下降。
由于翼面前半部的压强大于后半部的压强，因而翼面上压强的合力在来流的方向将有一向后的分力，此即为波阻力。
飞行器空气动力计算
第一章 飞行器基本知识1.1飞行器几何参数飞行器通常由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成。
对于气动正问题及气动分析而言，已知飞行器几何外形，求其气动参数。
要解决这一问题首先要计算出飞行器各部件及组合体的几何参数。
当机翼和机身组合成一体时，机翼中间一部分面积为机身所遮蔽。
它外露在气流中的部分两边合起来，所构成的机翼为外露翼，由下标“wl ”表示 在组合体中把外露翼根部的前后缘向机身内延长并交于机身纵对称面，这样的机翼成为毛机翼。
第二章 机翼的气动特性分析2.1机翼几何参数2.1.1 翼型的几何参数翼型的前缘点与后缘点的连线称为弦线。
他们之间的距离称为弦长，用符号b 表示，是翼型的特征长度。
可以想象翼型是由厚度分布)(x y c 和中弧线分布)(x y f 叠加而成的，对于中等厚度和弯度的翼型，上下翼面方程可以写成 )()()(,x y x y x y c f L U += （2—1） 式中的正号用于翼型上表面，负号用于下表面。
b x x /=，b y y /=分别为纵、横向无量纲坐标。
相对厚度和相对弯度b c c /=，b f f /=。
最大厚度位置和最大弯度位置分别用c x 和f x 或用无量纲量b x c /和b x f /表示。
翼型前缘的内切圆半径叫做前缘半径，用L r 表示，后缘角τ是翼型上表面和下表面在后缘处的夹角。
2.1.2 机翼的几何参数1.机翼平面形状：根梢比、展弦比和后掠角机翼面积S 是指机翼在xOz 平面上的投影面积，即22()l l S b z dz-=ò（2—2）式中，b （z ）为当地弦长。
几何平均弦长pj b 和平均气动弦长A b 分别定义为/pj b S l = （2—3）2202()l A b b z dz S =ò （2—4）显然，pj b 是面积和展长都与原机翼相等的当量矩形翼的弦长；而A b 是半翼面心所在的展向位置的弦长，通常取A b 作为纵向力矩的参考长度。
飞行动力学习题课(二)014
7.1 何谓飞行器全机焦点？分析影响焦 点位置的主要因素。
全机焦点为迎角变化时全机升力增量的作用点，在 焦点处当迎角变化时，气动力对该点的力矩不变。
全机焦点取决于翼身组合体的焦点位置和平尾所引 起的焦点后移量，因此影响焦点位置的因素有飞机
的气动布局。另外Ma 影响焦点的位置，亚音速时 Ma增大，全机焦点变化不大；跨音速全机焦点迅
重心移动后 ➢ 变化的量： ➢ 不变的量：
Cm C m 焦点位 置C L、升力曲线
Cm
Cm0
Cm C L
CL
Cm0
C L ( xcg
xac )
Cm CL xcg
CL
x cg
x
' cg
x cg
Cm0
x ac
➢ 定义：
C L C L 0 C L 来流与机体X轴的夹角
C L C L
静稳定性：飞机在受瞬时干扰后是否具有恢复到 原来平衡状态的趋势。
静稳定性关注的是飞机是否具有具有恢复到原来 平衡状态的趋势；动稳定性关注的是飞机响应的 整个过程的特性，如超调等。 具有动稳定性的飞机一定是静稳定的；静稳定的 飞机不一定是动稳定的。
9.2 试说明纵向扰动两种典型模态的特点、 物理成因以及影响模态特性的主要气动导数。
影响短周期模态特性的主要导数：
Cm Cmq Cm
9.2 试说明纵向扰动两种典型模态的特点、 物理成因以及影响模态特性的主要气动导数。
长周期：主要表现为飞行速度和俯仰角的缓慢变化。 主要原因：由于飞机的质量较大，而起恢复和阻尼作
用的气动力 ZVV和 XVV相对比较小，所以作用在
飞机上的外力处于不平衡状态持续较长时间，重力和 升力的作用使飞机航迹和速度变化。
直升机动力学基础 习题集..
1桨叶的平面形状主要有哪几种？2确定桨叶平面形状的参数主要有哪些？3桨叶的切面形状主要有哪些？4确定桨叶的切面形状的主要参数有哪些？5什么是桨叶的切面迎角？其正负是如何确定的？6什么是桨叶角？其方向如何确定？7什么是桨距和总距？8什么是来流角？9用作用与反作用定律来说明升力产生的原理？（论述题）10详细说明曲面附面层为什么会产生气流分离现象？（论述题）11影响升力的主要因素有哪些？12什么叫做临界迎角？13低速运动中，桨叶的阻力主要有哪些？桨叶产生阻力的根本原因是什么？14什么是附面层？15附面层形成的主要原因是什么？16附面层的流态主要有哪几种？17影响压差阻力的因素主要有哪些？18什么是桨叶的展长和弦长？19什么是桨叶的展弦比和根尖比？20什么是桨叶的翼型，其常见的形状有哪几种？21桨叶翼型的特点，一般用哪些参数来说明？22什么是翼弦的相对厚度？23什么是翼型的最大厚度位置？24什么是翼型的中弧线？25什么是翼型的后缘角？26什么是翼型最大弯度和相对弯度？27桨叶各切面的相对气流情况尽管十分复杂，但总是包含哪些部分？28垂直于桨毂旋转平面的桨叶垂直相对气流速度，其大小决定于哪些因素？29桨叶上挥时，挥舞速度和上升速度是如何取值的？30不可压缩气流的连续方程的表达式；不考虑摩擦损失的情况下，低速气流的伯努利方程的表达式？31流动空气中共包含哪几种形式的能量？32翼型前缘附近，气流流速为零的点称为什么，有什么特点？在流管最细的地方，称为什么，有什么特点？33桨叶与空气发生相对运动时，作用在其上的空气动力有哪两部分？34升力作用线与翼弦的交点即是升力的作用点，称之为什么？35什么是桨叶的升力？36根据升力公式，可知影响升力的基本因素有哪些？37翼型迎角增大时，其上表面流管收敛加剧，还有什么样的特点? 38翼型迎角增大时，压力中心怎么移动？超过临界迎角后，随着翼型迎角增大，压力中心怎么移动？39无升力迎角有什么样的特点？对称翼型和非对称翼型的无升力迎角分别是什么样的情况？40什么样的迎角为临界迎角？临界迎角对应的升力系数是什么系数？41在低速飞行中，桨叶翼型的阻力由什么组成？42飞行中，气流流过旋翼桨叶，与什么发生摩擦而产生的阻力，即是桨叶的摩擦阻力？摩擦阻力产生的原因是什么？43压差阻力是一种由于什么而引起的阻力？气流动压增大，压差阻力怎么变化？44桨叶的翼型阻力由哪两个部分组成？45升阻比是如何定义的？46翼型的极限是如何定义的？47从极线上任取一迎角，在纵坐标上和它对应的数值是什么，在横坐标上和它对应的数值，是什么？曲线与横坐标相交处所对应的迎角为什么迎角？48桨叶的气动力矩主要指的是什么？49什么是翼型的焦点，该点有什么样的特点？50什么是翼型的压力中心？51铰接式旋翼的桨毂具有哪三个铰？52旋翼的结构形式主要有哪些？53按起飞重量分类，米－17系列直升机属于什么类型？54Ka-50直升机的结构型式属于什么结构？55什么是旋翼直径？56什么是桨盘面积？57什么是旋翼实度？58什么是旋翼迎角？59速度系数μ是如何定义的？60流入比是如何定义的？61桨叶升力和桨叶拉力有什么区别和联系？62什么是直升机的诱导速度？63什么是桨叶失速现象？64什么是波阻?65什么是旋翼需用功率？66什么是滑流？67什么是有效功率？68什么是诱导功率？69什么是旋翼的效率？70什么是悬停效率？71什么是桨盘迎角？72悬停状态下，直升机旋翼桨盘处的诱导速度是分布均匀吗？是怎样分布的？73影响旋翼拉力因素有哪些？74垂直飞行状态下的旋翼旋转阻力有哪些?75诱导功率是随平飞速度怎么变化的?76旋翼叶素理论的基本思想是什么？77滑流理论的基本思想是什么？78轴流状态的滑流理论有哪些基本假设？79根据滑流理论，旋翼桨盘处的诱导速度与下游很远处的诱导速度有什么关系？80什么是滑流？81由滑流理论推导出的轴流状态下旋翼拉力的公式是什么？82滑流理论中，轴流状态下旋翼需用功率可分为哪两部分？83在斜流状态，旋翼桨盘处的诱导速度与下游很远处的诱导速度之间有什么样的关系？84在前飞滑流理论中，旋翼的需用功率包括哪两部分。