飛行力學(xué)復(fù)習(xí)課件市公開課一等獎百校聯(lián)賽優(yōu)質(zhì)課金獎名師賽課獲獎?wù)n件

起落架復(fù)習(xí)提要飛機組成與操縱面1/49駕駛桿腳蹬操縱機構(gòu)：普通由駕駛桿（盤）、腳蹬和油門組成。2/49正常操縱油門——縱桿——橫桿——腳蹬——推/收油門推力增加/減?。桓┭?、滾轉(zhuǎn)、偏航是在機體坐標(biāo)系下定義。推/拉桿產(chǎn)生低頭/抬頭操縱力矩；左/右壓桿產(chǎn)生向左/右滾操縱力矩；左/右蹬舵產(chǎn)生向左/右偏航操縱力矩。符合駕駛員生理習(xí)慣操縱。3/49正常操縱響應(yīng)（以定直平飛為基準(zhǔn)）油門——縱桿——橫桿——腳蹬——推油門加速，收油門減速；俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航是在機體坐標(biāo)系下定義。推桿低頭，拉桿抬頭；左壓桿左滾，右壓桿右滾；左蹬舵左偏航，右蹬舵右偏航。4/491、坐標(biāo)變換（1）基元坐標(biāo)變換5/49（2）坐標(biāo)變換矩陣*尤其注意基元變換與變換矩陣之間關(guān)系：按照旋轉(zhuǎn)次序依次從右到左書寫。重點：機體軸系到地軸系之間變換矩陣、氣流坐標(biāo)軸系到機體坐標(biāo)軸系之間變換矩陣。繞y軸體軸系氣流系繞z軸6/492、慣用坐標(biāo)系地面坐標(biāo)系、機體坐標(biāo)系、氣流坐標(biāo)系、航跡坐標(biāo)系。比如說航跡坐標(biāo)系：原點o在飛機質(zhì)心，oxh軸沿飛行地速方向，oyh軸位于包含oxh軸鉛錘面內(nèi)，向上為正。ozh按右手定則確定，向右為正。注意：機體坐標(biāo)軸系、氣流坐標(biāo)軸系和半機體坐標(biāo)軸系中“向上”是指從機腹指向座艙蓋方向。7/49地面軸系機體軸系氣流軸系航跡軸系

，

s

,

,

s,

(無風(fēng)時)軸系間關(guān)系相鄰坐標(biāo)系之間歐拉角及其定義（物理意義）。紊流氣動等價作用*

……8/49迎角：飛行空速在飛機對稱面上投影與飛機機體xt軸之間夾角，當(dāng)空速在飛機對稱面上投影位于機體xt軸下方時為正。側(cè)滑角：空速與機體對稱面之間夾角，當(dāng)空速位于機體右側(cè)時為正。3、氣流角特定重量、構(gòu)形，發(fā)動機滿油門(最大、加力、全加力)時，飛機能夠定直平飛最大高度，此時Vymax=0。（1）理論靜升限4、主要性能指標(biāo)及相關(guān)概念9/49飛機取得最大爬升率時飛行速度。（2）快升速度（3）陡升速度（5）給定高度最大/最小平飛速度………………（4）有利速度10/49……（7）升阻比（8）焦點……（9）簡單推力法（6）需用推力/可用推力…………（10）過載（11）機動性…………11/49（14）過載極曲線……（15）、靈敏性…………鉛垂平面內(nèi)機動：水平加減速、躍升、俯沖水平平面內(nèi)機動：盤旋、轉(zhuǎn)彎空間機動：斜筋斗（12）機動動作分類（13）、過失速機動12/49機敏性尺度及分類

功率增加參數(shù)功率損失參數(shù)正和負最大過載速率最大俯仰速率加載和卸載時間T90空戰(zhàn)周期時間指向裕度13/49VTRT1T21T22T3T4T1：飛機在某一速度從拉桿到最大過載時間；T21：用最大過載作減速盤旋直到抵達最大升力系數(shù)時間；T22：繼續(xù)以最大升力系數(shù)盤旋抵達攻擊時轉(zhuǎn)彎角為止時間；T3：在該速度下卸載到1g時間；T4：從小速度恢復(fù)到原來速度時間。空戰(zhàn)周期時間（CCT）是指，飛機拉過載、轉(zhuǎn)彎進入攻擊、卸載并加速至初始速度整個過程所需時間。空戰(zhàn)周期時間T=T1+T21+T22+T3+T414/49G改變G

，平飛范圍左、上邊界向內(nèi)縮，上升性能變差，滑翔速度增加。M

P

Pky

Ppx

G

低速Ppx

，高速影響不大5、各參數(shù)對基本性能影響（1）結(jié)構(gòu)參數(shù)影響15/49S改變Ppx

曲線左移S

，平飛包線邊界向左移動，上升速度減慢，滑翔速度降低。M

P

Pky

Ppx

S

16/49

Pky

,對平飛、爬升性能都有利。Pky

改變其增幅取決于P~V形狀：

PkyV和PpxV越靠近，效益越大。V

P

Pky

Ppx

Vmax

Pky

Pky

,Gfd

。故應(yīng)綜合考慮(Pky/G)才有意義。17/49Cx0

,Ppx隨V而增加，主要影響高速端，如Vmax

，上升性能亦下降。

為提升飛機高速性能，應(yīng)著重減小高速Cx0，如采取光滑、小波阻

氣動外形等。Cx0改變M

P

Pky

Ppx

Cx0

A

改變M

P

Pky

Ppx

A

A

,低速段Ppx

(Qi

)，高速端影響不大。如Vmin

，上升性能下降。

為提升飛機低速性能，應(yīng)著重減小誘阻因子A，如采取大展弦比、小后掠角、小梯度比氣動外形等。（2）氣動參數(shù)影響18/49Kmax

,Ppx.min(=G/Kmax)

,同時對基本飛行性能全方面有利。

從氣動布局來說，力爭增升減阻（低速誘阻、高速波阻），但高、低速對氣動外形要求時常矛盾。Kmax改變Cyyx改變Cyyx

,Vmin.yx

,有利于飛機低速極限性能。

折衷設(shè)計方法有：—采取變后掠機翼，缺點是結(jié)構(gòu)復(fù)雜；

—采取先進氣動布局技術(shù)，如邊條翼、近距耦合鴨翼、翼身融合等。精心設(shè)計能夠全方面提升升力特征，使Cyyx

,全M數(shù)范圍Kmax

。19/49基本性能多高、多快定常直線飛行續(xù)航性能多遠、多久準(zhǔn)定常直線飛行6、飛機續(xù)航性能主要指標(biāo)航程L、航時T、活動半徑R給定飛行狀態(tài)，確定續(xù)航性能按任務(wù)兩類續(xù)航性能計算問題選擇飛行狀態(tài)和發(fā)動機工作狀態(tài)，使得續(xù)航性能最正確技術(shù)航程/航時，實用航程/航時20/49Lss

Tss

Lxh

Txh

Lxih

Txih

總航程、航時中，巡航段約占90％。經(jīng)典巡航飛行剖面21/49(1)、縱向過載靜穩(wěn)定性及其判據(jù)7、靜穩(wěn)定性與靜操縱性飛機處于定常直線飛行平衡狀態(tài)，受到外界瞬時擾動作用后，不經(jīng)駕駛員干預(yù)，有自動恢復(fù)到原來力矩平衡狀態(tài)趨勢，則稱飛機含有縱向靜穩(wěn)定性。(2)、縱向靜穩(wěn)定性與飛機重心和焦點之間關(guān)系22/49(3)靜穩(wěn)定裕度(4)縱向平衡平衡舵偏角：保持外力、力矩平衡所需操縱面偏角。平衡舵偏為注意：mz0稱為零升力矩系數(shù)，即Cy=0時俯仰力矩系數(shù)，主要是因為機翼彎度引發(fā)。CyOCy0Cy1aαmz0mzOαmz1a23/49(5)縱向靜操縱性

靜操縱性：改變平衡狀態(tài)所需操縱面偏角或駕駛桿位移。由平衡狀態(tài)時，操縱面偏角或駕駛桿位移與平衡迎角或速度之間關(guān)系曲線來描述。平衡曲線平衡曲線24/49(6)握桿機動點

Y(

)和

Y(

z)協(xié)力作用點。普通位于全機焦點和平尾焦點之間(7)單位過載舵偏角相對于定直平飛,拉升運動所需舵偏增量與取得過載增量比。

即重心在機動點前，則—正操縱25/49(8)單位過載桿力增量相對于定常直線飛行，定常曲線飛行桿力增量。

(9)松桿機動點1.正常松桿阻尼效果小于握桿阻尼。2.時，松桿機動點在松桿焦點之后?！瓧U正過載，正常操縱。重心前移時，，駕駛員操縱費勁。時質(zhì)心位置，當(dāng)飛機質(zhì)心位于該點時，為了使飛機增加法向過載并不需要額外施加駕駛桿力。26/49(10)與操縱性、穩(wěn)定性相關(guān)點機尾機頭(11)正常操縱要求跟焦點相關(guān)跟機動點相關(guān)握桿操縱松桿操縱27/49(12)質(zhì)心前后限從飛機含有適當(dāng)穩(wěn)定性和良好操縱性(飛行品質(zhì))要求出發(fā)，允許最前與最終質(zhì)心位置。(13)對質(zhì)心前后限限制原因(14)航向靜穩(wěn)定性飛機含有自動改變機頭指向消除側(cè)滑趨勢,稱為航向靜穩(wěn)定性或風(fēng)標(biāo)靜穩(wěn)定性。尤其提醒：航行靜穩(wěn)定性并不是指保持航向不變?！?8/49(15)橫向和航向靜穩(wěn)定性判據(jù)(16)影響橫航向靜穩(wěn)定性主要部件航向：垂尾、腹鰭、背鰭。橫向：機翼（后掠角和上反角均起橫向靜穩(wěn)定作用）、垂尾。ΔMy<0Δ

>029/49(17)定直側(cè)滑飛行操縱要求(18)定常盤旋操縱過程1.2.3.30/49（1）小擾動線化目標(biāo)

為了便于研究飛行器穩(wěn)定性和操縱性，通常耍求在小擾動前提下，把運動方程化成常系數(shù)線性方程組（包含微分方程和代數(shù)方程），從而用解析法求解或進行解析研究，而且從中歸納出一些普遍規(guī)律，提出一些飛行品質(zhì)指標(biāo)，作為飛行器設(shè)計指南。（2）小擾動線化普通步驟1)建立非線性運動方程；2)依據(jù)小擾動假設(shè)，在平衡點附近泰勒展開；3)忽略高階小量，保留線性項；4)求得方程系數(shù)。8、動穩(wěn)定性與動操縱性31/49研究飛機受到擾動后，最終能否恢復(fù)到原來飛行狀態(tài)，及恢復(fù)過程動態(tài)特征。在操縱作用下，研究飛機從一個飛行狀態(tài)改變到另一個飛行狀態(tài)動態(tài)特征。（3）動穩(wěn)定性（4）動操縱性（5）經(jīng)典模態(tài)經(jīng)典模態(tài)：每個實特征根或每對復(fù)特征根代表一個簡單運動，稱為經(jīng)典模態(tài)。飛機總運動由各經(jīng)典模態(tài)迭加。模態(tài)參數(shù)(a)半衰期或倍幅時32/49(b)

周期T或頻率NT：振動一次所需時間N：單位時間振動次數(shù)

(c)半衰時或倍增時內(nèi)振蕩次數(shù)

（6）縱向運動模態(tài)特征及其物理成因

短周期模態(tài)

周期短，頻率高，阻尼大

(衰減快)振蕩運動；

V基本不變:該模態(tài)幅值??；

轉(zhuǎn)動參數(shù)Δα、Δωz主要展現(xiàn)短周期模態(tài)特點；特征33/49長周期模態(tài)

周期長，頻率低，衰減慢振蕩運動；

Δα、ωz基本不變:該模態(tài)幅值小；質(zhì)心運動參數(shù)ΔV主要表現(xiàn)出沉浮模態(tài)特點；沉浮模態(tài)轉(zhuǎn)動慣性Iz，恢復(fù)力矩與阻尼

轉(zhuǎn)動運動取決于：恢復(fù)快、阻尼大即衰減快振蕩運動

小大大原因質(zhì)量m，恢復(fù)力與阻尼等恢復(fù)慢，衰減慢（甚至發(fā)散）振蕩運動小大小原因特征34/49經(jīng)典參數(shù)

35/49飛行品質(zhì)要求或規(guī)范是確保飛行安全和順利完成預(yù)定任務(wù)必須滿足要求，也是各類飛機設(shè)計和使用過程中必須滿足要求。概述（7）縱向動態(tài)飛行品質(zhì)要求長周期模態(tài)特征要求等級描述1等效阻尼比＞0.042等效阻尼比＞03長周期倍幅時≥55秒36/49用頻率和阻尼比反應(yīng)飛機特征。短周期模態(tài)特征要求如阻尼比：0.35<ζ<1.337/49CAP太?。猴w機俯仰響應(yīng)遲鈍；CAP太大：飛機反應(yīng)太突然、太靈敏升降舵階躍改變時飛機初始俯仰角加速度與穩(wěn)態(tài)法向過載之比。操縱期望參數(shù)38/49（8）橫航向模態(tài)特征模態(tài)特征滾轉(zhuǎn)荷蘭滾螺旋39/49（9）橫向和航向靜穩(wěn)定性關(guān)系橫航向靜穩(wěn)定性需要配合依據(jù)下式能夠做出螺旋模態(tài)和荷蘭滾模態(tài)邊界限橫向靜穩(wěn)定性主要由機翼后掠角和上反角確定，航向靜穩(wěn)定性主要由垂尾確定，必須合理選擇結(jié)構(gòu)參數(shù)40/49（10）橫航向動態(tài)飛行品質(zhì)要求對這一模態(tài)特征要求通常以滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)TR來表示。TR愈小，擾動運動衰減便愈快，飛機對副翼操縱滾轉(zhuǎn)反應(yīng)便愈快速，愈準(zhǔn)確，駕駛員評價也愈高。對于殲擊機機動飛行時，要取得很好飛行品質(zhì)，要求TR小于1秒。滾轉(zhuǎn)模態(tài)特征要求倍幅時間T2>20秒。螺旋模態(tài)特征要求41/49荷蘭滾模態(tài)特征主要與飛機實際阻尼、阻尼比和無阻尼自然頻率相關(guān)。普通說來，荷蘭滾阻尼愈大，頻率愈高，荷蘭滾衰減便愈快速，駕駛員評價也愈好。荷蘭滾模態(tài)特征要求42/49（11）低階等效系統(tǒng)…………（12）低階等效目標(biāo)及意義…………（13）風(fēng)對航程、航時、起降性能影響…………43/49O

zt

xt

yt

xq

機體軸系zb

(yb)

(xb)

(xw)

蘇聯(lián)坐標(biāo)體系繞機體x軸旋轉(zhuǎn)90度即可得到英美坐標(biāo)體系9、英美坐標(biāo)體