飞行动力学习题课(二)2014分解

FlightDynamics飞行动力学习题课(二)FlightDynamics1、几个特征点：质心、压心、焦点（中性点）、握杆机动点的定义及其位置关系；2、静稳定性定义：定速静稳定性、速度静稳定性、定载静稳定性3、零升力矩的含义及飞机配平飞行的二个条件；4、静操纵性的概念、正操纵与反操纵；5、配平对飞机升力特性的影响；平衡升降舵偏角随升力系数（迎角）飞行速度的变化规律；6、定常拉升时飞机的平衡特性及平衡舵偏角的变化规律。第七章知识要点FlightDynamics7.1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。另外影响焦点的位置，亚音速时增大，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。MaMa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。FlightDynamics7.2纵向定速静稳定性和定载静稳定性定载静稳定性：飞机受扰动后，会引起迎角和飞行速度均发生变化，但二者的变化满足的约束。即研究飞机作定直水平飞行时，受到瞬态扰动，飞机有无恢复原平衡状态的趋势，称之为定载静稳定性。1nn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。FlightDynamics7.3说明飞行器在跨声速区飞行时出现“自动俯冲”现象的物理原因。1()2nmmamnLLLadCCMCdCCCMmaCM1()0nmnLdCdC在跨音速区，出现自动俯冲现象主要原因是由于空气压缩性使全机焦点迅速后移，产生低头力矩，使得飞机失去了定载静稳定性。跨音速区全机焦点迅速后移为大的负值，使FlightDynamics12120.0050.0250.573(1/)(46)/57.3mmmCCCrad0.5730.163253.51mmLLCCCCmCmLCC静不稳定！变化的量：不变的量：焦点位置、升力曲线重心移动后（1）（2）7.4在风洞中测得某机纵向力矩参数与迎角成线性关系，且测得α1=4°时，Cm1=0.005;α2=6°时，Cm2=0.025。已知CLα=3.51/rad，试确定该机的静稳定导数。又如只改变飞机的质心位置，测得α3=4°时，Cm3=0.025。试求质心的相对移动量。mLCCFlightDynamics00()mmmLmLcgacLCCCCCCxxCmLcgCCx0LLLCCCLLCC来流与机体X轴的夹角来流与零升力线的夹角定义：cgxLC0mCacxcgx'cgxFlightDynamics第八章知识要点横航向静稳定性定义飞机构形和飞行状态对飞机横航向静稳定性的影响规律方向舵和副翼的操纵定义定直侧滑飞行的平衡侧风着陆的平衡不对称推力的平衡FlightDynamics8.1方向舵固定在中立位置时，曲线为什么常通过原点，呈反对称变化？偏转方向舵时，如在气动力线形变化范围，则曲线如何变化？~nC方向舵固定在中立位置时，通常情况飞机左右完全对称，时不产生偏航力矩，因此曲线常通过原点。飞机航向静稳定时，时产生正的偏航力矩；时产生负的偏航力矩，因飞机左右完全对称，因此有，即呈反对称变化。0~nC00()()nnCCFlightDynamics0r偏转方向舵时，若nC0rFlightDynamics8.2何谓飞行器的航向静稳定性和横向静稳定性？影响横航向静稳定性的主要因素是什么？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Δβ0，则飞机产生右偏航力矩，使飞机机头向右偏，以减小Δβ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。主要影响因素机身作用：航向静不稳定部件FlightDynamics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Δϕ0，升力和重力的合力作用使飞机向左侧滑，Δβ0，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。主要影响因素机翼后掠作用:产生横向和航向静稳定作用机翼上反作用:机翼上反产生横向和航向静稳定作用翼身干扰:翼身干扰对横航向静稳定性有影响；上单翼飞机一般不采用上反角。FlightDynamics8.4试推导因非对称装载在飞行器上作用有不对称滚转力矩时，为保持定直飞行所需要的副翼、方向舵偏角的表达式(设可忽略)。LanCsin000rarrrarrCCLLLLLNNsin000rarrccrLllalrlLnnrCCCCCCCCCrnrnCCrraarlnlnlLallnCCCCCCCC写成无因次形式：得：FlightDynamics第九章知识要点1、纵向动稳定性和静稳定性的区别与联系2、飞机扰动运动模态的概念和主要特征参数3、纵向两种典型模态及其物理成因4、短、长周期模态简化分析的依据及方法5、纵向动操纵性和静操纵性的概念6、飞机对升降舵和油门操纵的响应特性FlightDynamics9.1试说明纵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。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。FlightDynamics9.2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。mCmqCmC影响短周期模态特性的主要导数：短周期：主要表现为迎角和俯仰角速度的变化，衰减很快，而速度基本不变。其主要原因是：一般正常式飞机来说，通常具有较大的纵向静稳定导数。因此飞机受到扰动后，产生的静稳定力矩必然引起较大的俯仰角加速度，从而使迎角和俯仰角的迅速变化；另一方面，阻尼力矩和都比较大，使旋转运动很快衰减。MMqMqFlightDynamics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和相对比较小，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。VZVVXVLVCDVC影响模态特性的主要导数：TVC9.2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。FlightDynamicsq255eqq010525eqq112i10.18260.36510.9129iv212i20.18260.36510.9129iv微分方程变为：写成状态空间表达形式：(1)(2)9.3对一架在重心处固定的飞机模型进行风洞试验。若其俯仰轴运动满足其中角度单位为弧度。①将该方程重写为标准的状态空间表达式，即如②确定矩阵A的特征值换个特征矢量；③确定无阻尼自由振荡频率ωn和阻尼比ξ；④确定对单位阶跃的响应，并做出时间历程曲线，假定初值为零。255exAxBuFlightDynamics(4)0246810-1.5-1-0.50t(s)0246810-1.5-1-0.500.5t(s)(/)qs()21,21nni2.2418n0.4461由得：(3)FlightDynamics9.5如果飞机外型布局中焦点位于质心之前(纵向放宽静稳定性)，试考虑:(1)它对飞机的纵向平衡、稳定性和操纵性有何影响？(2)应选择哪些反馈参数来保证飞机具有良好的飞行品质？为什么？LGeLeLGL焦点在重心之后焦点在重心之前(1)纵向平衡：FlightDynamics焦点在重心之前，变成不稳定，并难以操纵，必须通过增稳系统进行控制，以保证飞机的稳定性。(2)放宽静稳定性后，，纵向静不稳定，必须借助纵向增稳系统：选择迎角或法向过载反馈来增加飞机的纵向稳定性；为改善短周期反应特性，用俯仰角速度反馈来增加飞机的阻尼。0mCFlightDynamics补充：根据油门的作用原理，试画出当推力线在飞机重心上方时，减小油门时飞机四个状态变量的反应曲线。（注意起始和最终反应）。(/s)q0()0()0(m/s)V0FlightDynamics1、横航向动稳定性和静稳定性的区别与联系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第十章知识要点FlightDynamics10.1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。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。FlightDynamics10.2试说明横航向扰动典型模态的特点、物理成因以及影响模态特性的主要气动导数。滚转：主要表现为飞机滚转角速度和滚转角的迅速变化，而其他参数变化很小。一般来说，飞机的滚转转动惯量通常比偏航转动惯量小得多，在外界的扰动下，飞机很容易产生滚转，而不太容易产生偏航。并且滚转阻尼导数较大，使运动很快衰减。主要气动导数:ClppxIzIpL荷兰滚：飞机一面来回滚转，一面左右偏航，同时带有侧滑。主要原因：假定飞机受到一个向右滚转的扰动，因而出现正的侧滑角，同时产生两个静稳定力矩和，使飞机左滚，滚转角减小，使飞机右偏航，逐渐减小。飞机在滚转和偏航的过LNLNFlightDynamics螺旋：主要表现为扰动运动后期偏航角和滚转角单调而缓慢的变化。原因：扰动后期参数、、的变化均很小，因而作用在飞机上的侧力和横航向力矩也很小，加上飞机的偏航转动惯量较大，而偏航阻尼力矩又较小。przIlCnClrCnrC程中，由于阻尼力矩和的作用，使和不断降低。另外，产生的交叉力矩和可能对运动起促进作用，也可能起阻尼作用，视交叉导数的符号而定。当飞机恢复到时，但一般不为零，因此飞机又左滚转，继而左侧滑。nCnrCpLprNrprrLrpNp0p主要气动导数:主要气动导数:FlightDynamics221231430Rbbbbbb-8.9779E0.123772.6E10.4若飞机的横航向特征方程为试求振荡模态为中立稳定时E的值，并近似确定螺旋模态的特征根。（1）振荡模态中立稳定时得（2）螺旋模态的特征根为小的实数，忽略掉高阶项得：4325.811.872.60EFlightDynamics10.5分别用四阶方程和近似方法计算典型模态特性。****1cos/0001tan0prprprYYYgVpLLLprNNNr（1）利用四阶方程计算模态特性1.0528r滚转模态：-0.17640.0512-1.00000.018