飛行動力學(xué)-側(cè)向氣動力

1、第一章飛行動力學(xué)，第五節(jié)橫向力動力和氣動力矩，北京市航空航天大學(xué)自動化學(xué)院張平2012，3，1，側(cè)力Y，描述縱向運(yùn)動的變量：Q，V，E描述橫向運(yùn)動的變量：P，R，A，R飛機(jī)橫向方向的力和力矩氣體ooY=CyQSw，Q動壓，Sw翼面積，Cy測力系數(shù)，1。側(cè)滑角引起的側(cè)力，0，垂直尾翼(與升力生成原理相同)，因此超音速飛機(jī)的側(cè)力是由機(jī)頭和垂直尾翼側(cè)力之和引起的側(cè)力。Y()=1/2V2SwCY，側(cè)向力度3360cy=cy/右側(cè)滑動角度為正。此時(shí)產(chǎn)生的側(cè)向力與負(fù)(與oy軸相反)側(cè)向力的方向是氣流朝向氣體的方向。為了獲得航行操縱力矩，但在飛機(jī)質(zhì)量中心，由測力(與偏轉(zhuǎn)升降機(jī)相同)偏轉(zhuǎn)方向舵R產(chǎn)生的測力方向

2、舵測力導(dǎo)數(shù)：CYr=CY/r一般飛機(jī)的CYr值不大，但可以忽略。3。旋轉(zhuǎn)角度速度P產(chǎn)生的側(cè)力，圍繞機(jī)身軸ox軸的旋轉(zhuǎn)角度速度P0，嘴角有附加側(cè)速度，部分側(cè)角旋轉(zhuǎn)速度P產(chǎn)生的側(cè)力：在表達(dá)式中，稱為：式中：無維旋轉(zhuǎn)。沒有單位的普通飛機(jī)的Cyp為負(fù)。飛機(jī)以氣體oz軸為中心的偏航角速度r0中，嘴角有局部側(cè)滑角，生成側(cè)力超音速飛機(jī)的機(jī)身頭部也在r0中由側(cè)力R引起的前側(cè)力表達(dá)式中：滾動力矩升力表示圍繞身體oz軸的其他Llift N的力矩。偏航力矩側(cè)變量，P，R，A，R生成L和N。側(cè)力矩，2，繞ox軸的滾動力矩L，1。側(cè)滑角度產(chǎn)生的滾動力矩L主要由機(jī)翼和垂直尾部(側(cè)力)產(chǎn)生。轉(zhuǎn)動力矩L大小生成1。側(cè)面滑動角

3、度產(chǎn)生的轉(zhuǎn)動力矩L(繼續(xù))，2)機(jī)翼上(下)半角度的作用0，如果空速V分解為Vcos和Vsin，則不考慮分解為垂直棋類(Vcos)Vsin牙齒機(jī)翼流和沿垂直機(jī)翼流動的分類。其中：垂直翼面的氣流以Vsinsin(右翼上方)和-Vsinsin(左翼下方)的棋類速度創(chuàng)建右翼的局部迎角，在陽歷下創(chuàng)建棋類速度，使左翼局部迎角、正力、左右合力產(chǎn)生負(fù)L大小，相反，下半角為正L、上半角、下半角平行于四分之一弦的分支如下。垂直于I/4弦的分速率是與左翼：1/4弦平行的分速率是與I/4弦垂直的分速率。右翼的有效分支比左翼大小，因此右翼的升力大于左翼，而箭翼往往是下半角，流動氣體周圍的氣流增加接近氣體右翼根部的迎角

4、，左翼根部的迎角減少，兩個茄子因素在負(fù)轉(zhuǎn)動力矩中單翼飛機(jī)的牙齒棋類干擾效果很小，不考慮電的Cl是這些各作用的總和，稱為飛機(jī)橫正穩(wěn)定度表達(dá)式。平衡時(shí)，升力L=重力G設(shè)置導(dǎo)致飛機(jī)由于某種干涉而具有旋轉(zhuǎn)角度(向右滾動)，升力傾斜升力和重力合力形成附加側(cè)向力，使飛機(jī)向右滑動，側(cè)向滑動角度0導(dǎo)致Cl0產(chǎn)生負(fù)轉(zhuǎn)動力矩(向左滾動)，使旋轉(zhuǎn)角度返回0 Cl，飛機(jī)水平靜態(tài)穩(wěn)定性，以及.同時(shí)，左側(cè)副翼尾部上方)，右翼升力增加，左翼升力減少，結(jié)果轉(zhuǎn)動力矩L記錄為負(fù)數(shù)：旋轉(zhuǎn)操縱度數(shù)3。由方向舵偏轉(zhuǎn)角R引起的L操作交叉力矩方向舵正向偏轉(zhuǎn)(方向舵后端向左偏轉(zhuǎn))牙齒發(fā)生時(shí)，產(chǎn)生正側(cè)力。因?yàn)榉较蚨嬖跈C(jī)身上，所以牙齒測力得到關(guān)

5、于ox軸的正轉(zhuǎn)動力矩?？蓪懶问剑航徊鎸?dǎo)數(shù)操縱、4向下翼迎角增加，上升力增加，向上翼迎角減少，正力減少，牙齒形成正向轉(zhuǎn)動力矩L(向右滾動)，起到阻止?jié)L動旋轉(zhuǎn)的作用，從而起到滾動阻尼的作用扁平的尾巴和尾巴的工作原理與翅膀相同。都是阻止旋轉(zhuǎn)。但是，它的作用比翅膀旋轉(zhuǎn)阻尼力矩小。旋轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)等于二次旋轉(zhuǎn)角速度，5 R0點(diǎn)，向左前方，相對空速增加，因此增加升力，向右后方旋轉(zhuǎn)，相對空速減少，因此減小升力，R0點(diǎn)尾部的局部橫向滑動角度為負(fù)時(shí)，將產(chǎn)生正向橫向力。通常，尾部站在機(jī)身上，因此也產(chǎn)生正向轉(zhuǎn)動力矩。交叉動力微分式：交叉微分是次偏航角速度，超音速飛機(jī)的頭部有側(cè)力，產(chǎn)生不穩(wěn)定的偏航力矩。橫向滑動角度產(chǎn)生的

6、偏轉(zhuǎn)n:形式；航行靜態(tài)穩(wěn)定度數(shù)，1。由側(cè)面滑動角度確定的N航行靜態(tài)穩(wěn)定力矩(繼續(xù))，航行靜態(tài)穩(wěn)定度數(shù)Cn 0，N=Cn 2。由副翼偏轉(zhuǎn)A產(chǎn)生的N操縱相交力矩，偏轉(zhuǎn)副翼操縱是為了操縱旋轉(zhuǎn)，但是偏轉(zhuǎn)，耦合A0，右翼下側(cè)，右翼彎曲變大，引起正力，阻力。左翼傾向一邊，左翼彎曲，陽力下降，同時(shí)抵抗。在大的弦比翅膀上更明顯。在對操縱飛機(jī)旋轉(zhuǎn)不利的副翼操縱的交叉力矩表達(dá)式中，副翼操縱的交叉微分的值的符號取決于情況。n、3。方向舵偏轉(zhuǎn)R引起的N航向控制力矩，r0，方向舵左側(cè)偏轉(zhuǎn)，在嘴角產(chǎn)生正向力，繞oz軸的力矩，負(fù)值為負(fù)4。旋轉(zhuǎn)速度P引起的N交叉動態(tài)力矩(1)尾部的作用為P0，尾部有局部滑動0牙齒，因此側(cè)力，

7、偏航力矩N，(2)機(jī)翼的作用，P0，右翼下行，右翼的速度增加等于翅膀不動，氣流上升，阻力減小，偏航力矩整體機(jī)械旋轉(zhuǎn)速度P引起的R0點(diǎn)，前進(jìn)機(jī)翼的相對空速增加，阻力增加，后退機(jī)翼的相對空速減少，阻力減少，結(jié)果力矩與R的方向相反。因此，在阻尼力矩航行制動力矩表達(dá)式中：航行制動度數(shù)由于次偏航角速度、4、側(cè)向力偏轉(zhuǎn)副翼，側(cè)向力太小此外，還會產(chǎn)生異常度數(shù)：側(cè)向力和側(cè)向力矩。很小，可以忽略。所有空氣動力和力矩都是高度，飛行馬赫，控制力/力矩，如果將旋轉(zhuǎn)軸軸合力Re的垂直距離設(shè)置為he，則鉸支力矩可以寫為：He=-Rehe，6節(jié)操縱面的鉸鏈力矩(繼續(xù))，對其他舵面的描述，在同一人或舵柄操縱舵面的偏轉(zhuǎn)時(shí)，不僅要克服操縱機(jī)