飛行動(dòng)力學(xué)習(xí)題(20120528)

1、飛行力學(xué)習(xí)題課飛行力學(xué)習(xí)題課( (二二) ) 2012年5月28日 黃成濤 本堂內(nèi)容本堂內(nèi)容 （一）習(xí)題講解：7-10章 （二）第二次實(shí)驗(yàn)課安排 （三）考前答疑安排 7.1 7.1 何謂飛行器全機(jī)焦點(diǎn)？分析影響焦點(diǎn)何謂飛行器全機(jī)焦點(diǎn)？分析影響焦點(diǎn) 位置的主要因素。位置的主要因素。 全機(jī)焦點(diǎn)取決于機(jī)翼焦點(diǎn)以及機(jī)身和平尾引起 的焦點(diǎn)變化量，機(jī)身使焦點(diǎn)前移，平尾使焦點(diǎn)后 移，因此焦點(diǎn)位置與飛機(jī)的氣動(dòng)布局有關(guān)。 焦點(diǎn)位置還與Ma有關(guān)，亞音速時(shí)焦點(diǎn)位于平均 氣動(dòng)弦前緣0.230.24，Ma數(shù)變化，全機(jī)焦點(diǎn)變 化不大；跨音速時(shí)，Ma增加，全機(jī)焦點(diǎn)迅速后移 ；超音速時(shí)焦點(diǎn)接近平均氣動(dòng)弦中點(diǎn)，Ma變化時(shí) 機(jī)翼

2、焦點(diǎn)變化不大。 全機(jī)焦點(diǎn)（氣動(dòng)中心）為迎角變化時(shí)全機(jī)升 力增量的作用點(diǎn)。當(dāng)迎角變化時(shí)，氣動(dòng)力對(duì)焦點(diǎn) 的力矩不變。 7.2 7.2 何謂飛行器的縱向定速靜穩(wěn)定性和定何謂飛行器的縱向定速靜穩(wěn)定性和定 載靜穩(wěn)定性？載靜穩(wěn)定性？ 定速靜穩(wěn)定性：給定速度和升降舵偏角，飛 機(jī)在某一平衡狀態(tài)受到擾動(dòng)，迎角發(fā)生變化，擾 動(dòng)消除后，飛行器將產(chǎn)生使迎角恢復(fù)到原有平衡 狀態(tài)迎角的力矩。 定速靜穩(wěn)定條件：0,0 mmL CCC 焦點(diǎn) L C CG M b x 定載靜穩(wěn)定性：飛機(jī)受擾動(dòng)后，迎角和速度 均發(fā)生變化，在滿(mǎn)足1g過(guò)載的情形下，飛機(jī)是否 具有恢復(fù)原有平衡狀態(tài)的趨勢(shì)。 定載靜穩(wěn)定條件： 7.27.2 跨音速時(shí)此項(xiàng)

3、 為大的負(fù)值 0 1 20 mLmLLm n dCdCCCMaCCMa 跨音速時(shí)，dCm/dCL0，飛機(jī)為定載靜不穩(wěn)定 7.3 7.3 說(shuō)明飛行器在跨聲速區(qū)飛行時(shí)出現(xiàn)說(shuō)明飛行器在跨聲速區(qū)飛行時(shí)出現(xiàn)“自自 動(dòng)俯沖動(dòng)俯沖”現(xiàn)象的物理原因?，F(xiàn)象的物理原因。 在跨音速區(qū)域飛行時(shí)，飛機(jī)速度增加時(shí)，氣動(dòng)壓力 中心迅速后移，產(chǎn)生大的低頭力矩，而飛機(jī)此時(shí)為定載 靜不穩(wěn)定，低頭后會(huì)產(chǎn)生使低頭趨勢(shì)進(jìn)一步加劇的氣動(dòng) 低頭力矩，因而會(huì)出現(xiàn)“自動(dòng)俯沖”現(xiàn)象。 1 () 2 n mmam n LLLa dCCMC dCCCM m a C M 1 ()0 n m n L dC dC 跨音速區(qū)為大的負(fù)值， 靜載定不穩(wěn)定 飛機(jī)

4、在高空進(jìn)入超音速飛行的過(guò)程中，飛行員一般不會(huì) 刻意操縱升降舵使飛機(jī)配平，飛機(jī)經(jīng)歷自動(dòng)俯沖加速后， 待速度增加到一定程度時(shí)自動(dòng)恢復(fù)平衡。（P220圖7.13） 7.4 7.4 根據(jù)風(fēng)洞數(shù)據(jù)確定飛機(jī)的靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)；根據(jù)風(fēng)洞數(shù)據(jù)確定飛機(jī)的靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)； 求質(zhì)心的相對(duì)移動(dòng)量。求質(zhì)心的相對(duì)移動(dòng)量。 由于縱向力矩系數(shù)與迎角成線性關(guān)系： 0mmm CCC 代入迎角為4和6時(shí)的氣動(dòng)力矩系數(shù)： 0 0 4/57.30.005 6/57.30.025 mm mm CC CC 可解得： 0 0.57301 rad 0.0350 m m C C 零迎角俯仰 力矩系數(shù) 縱向靜不穩(wěn)定 靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)：0.1632 mLmL CC

5、CC 7.47.4 mLcg CCx cg x L C 0m C ac x cg x cg x 如果迎角為0時(shí)升力系數(shù)CL0=0，則迎角為4： 飛機(jī)質(zhì)心移動(dòng)時(shí)，升力特性并不會(huì)發(fā)生變化。 00 44/57.30.2450 LLLLL CCCCC 壓力中心 7.47.4 重心移動(dòng)量為： 0.0250.0050.2450.0816 cgmL xCC 由于重心移動(dòng)使俯仰力矩增大，因此可推測(cè)，重 心向前移動(dòng)了0.0816 如果迎角為0時(shí)升力系數(shù)CL0不為零，則計(jì)算結(jié) 果會(huì)有所變化，但方法一樣。 重心移動(dòng)后，變化的量：與力矩有關(guān)的量Cm 不變的量：焦點(diǎn)位置、升力曲線 8.1 8.1 方向舵固定在中立位置時(shí)

6、，方向舵固定在中立位置時(shí)，Cn曲線為什么曲線為什么 常通過(guò)原點(diǎn)，呈反對(duì)稱(chēng)變化？偏轉(zhuǎn)方向舵時(shí)，如常通過(guò)原點(diǎn)，呈反對(duì)稱(chēng)變化？偏轉(zhuǎn)方向舵時(shí)，如 在氣動(dòng)力線形變化范圍，則曲線如何變化？在氣動(dòng)力線形變化范圍，則曲線如何變化？ 方向舵固定在中立位置時(shí)，通常情況飛機(jī)左 右完全對(duì)稱(chēng)，=0時(shí)不產(chǎn)生偏航力矩，因此Cn 曲線常通過(guò)原點(diǎn)。 飛機(jī)航向靜穩(wěn)定時(shí)，0時(shí)產(chǎn)生正的偏航力矩； 0時(shí)， 航向靜穩(wěn)定，該穩(wěn)定性 導(dǎo)數(shù)主要由垂尾提供。 無(wú)尾飛翼布局飛機(jī),無(wú)垂尾, 可能呈航向弱靜不穩(wěn)定。 8.2 8.2 橫向靜穩(wěn)定性橫向靜穩(wěn)定性 橫向靜穩(wěn)定性：飛機(jī)在平衡狀態(tài)下受到非對(duì) 稱(chēng)的外界擾動(dòng)，產(chǎn)生小量滾轉(zhuǎn)角,若0，擾動(dòng) 消失后，重力

7、和升力的分量使飛機(jī)產(chǎn)生右側(cè)滑 0，駕駛員不施加操縱時(shí)，飛機(jī)上將產(chǎn)生負(fù) 的滾轉(zhuǎn)力矩使飛機(jī)機(jī)翼保持水平。 8.2 8.2 橫向靜穩(wěn)定性橫向靜穩(wěn)定性 L M C 注意：滾轉(zhuǎn)角 的消除是通過(guò)側(cè) 滑間接消除的， 因?yàn)闈L轉(zhuǎn)角并不 直接引起氣動(dòng)力 矩的變化。 影響因素：Cl0， 飛機(jī)為縱向靜不穩(wěn) 定，并且，如果質(zhì)心在握桿機(jī)動(dòng)點(diǎn)之后，飛機(jī)的 短周期模態(tài)將不穩(wěn)定。 飛機(jī)難以操縱，必須借助增穩(wěn)系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行操 控。 0 mL CC G 焦點(diǎn)在重心之前 L M 放寬靜穩(wěn)定性，Cm0，為改善飛機(jī)的縱向穩(wěn) 定性，使飛機(jī)具有良好的縱向飛行品質(zhì)，可選擇 迎角作為反饋參數(shù)，即： 9.59.5 飛機(jī) K + e e c 增穩(wěn)器

8、原理 放寬靜穩(wěn)定性，選擇迎角作為反饋參數(shù)： 0 0 0 e mm em e mmm e m e mm e KK CCCK CCK C C CK C 一般取反饋系數(shù) 其中： 則： 9.59.5 某些情況下也可采用法向過(guò)載作為反饋參數(shù)，法 向過(guò)載一般與迎角（升力）是對(duì)應(yīng)的。 9.59.5 飛機(jī)縱向阻尼的改善一般通過(guò)反饋俯仰角速率。 0 0 0 eqq mm em eq mqmqm e m e mqqm e K qK CCCK q CCqK C C CK C 一般取反饋系數(shù) 其中： 則： 飛機(jī) Kq + e e c q 阻尼器原理 10.210.2試說(shuō)明橫航向擾動(dòng)典型模態(tài)的特點(diǎn)、物試說(shuō)明橫航向擾動(dòng)典

9、型模態(tài)的特點(diǎn)、物 理成因以及影響模態(tài)特性的主要?dú)鈩?dòng)導(dǎo)數(shù)。理成因以及影響模態(tài)特性的主要?dú)鈩?dòng)導(dǎo)數(shù)。 滾轉(zhuǎn)模態(tài)：主要表現(xiàn)為飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角速度 和滾轉(zhuǎn)角 的迅速變化，而其他參數(shù)變化很小。一般來(lái)說(shuō)，飛機(jī) 的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量 通常比偏航轉(zhuǎn)動(dòng)慣量 小得多， 在外界的擾動(dòng)下，飛機(jī)很容易產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)，而不太容易 產(chǎn)生偏航。并且滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù) 較大，使運(yùn)動(dòng)很快 衰減。影響該模態(tài)的主要?dú)鈩?dòng)導(dǎo)數(shù) p x I z I p L lp C 螺旋模態(tài)：主要表現(xiàn)為擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)后期偏航角和滾轉(zhuǎn)角 單調(diào)而緩慢的變化。原因：擾動(dòng)后期參數(shù) 、 、 的變化均很小，因而作用在飛機(jī)上的側(cè)力和橫航向力 矩也很小，加上飛機(jī)的偏航轉(zhuǎn)動(dòng)慣量 較大，而偏航 阻尼力矩又

10、較小。影響參數(shù)： p r z I l C n C lr C nr C 荷蘭滾模態(tài)：飛機(jī)一面來(lái)回滾轉(zhuǎn)，一面左右偏航，同時(shí) 帶有側(cè)滑。主要原因：假定飛機(jī)受到一個(gè)向右滾轉(zhuǎn)的擾 動(dòng)，因而出現(xiàn)正的側(cè)滑角，同時(shí)產(chǎn)生兩個(gè)靜穩(wěn)定力矩 L和N，L使飛機(jī)左滾，滾轉(zhuǎn)角減小，N使 飛機(jī)右偏航，逐漸減小。飛機(jī)在滾轉(zhuǎn)和偏航的過(guò)程中 ，由于阻尼力矩Lpp和Nrr的作用，使p和r不斷降低。另 外，產(chǎn)生的交叉力矩Lrr和Np p可能對(duì)運(yùn)動(dòng)起激勵(lì)作用也 可能起阻尼作用，視交叉導(dǎo)數(shù)的符號(hào)而定。當(dāng)飛機(jī)恢復(fù) 到滾轉(zhuǎn)角為零時(shí)，但一般p不為零，因此飛機(jī)又繼續(xù)左 滾轉(zhuǎn)，繼而左側(cè)滑。 受影響氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)：Cn和Cl起恢復(fù)作用；Cnr和Clq起阻

11、尼作用；交叉力矩導(dǎo)數(shù)Cnq和Clr作用與其符號(hào)有關(guān)。 10.210.2 10.4 10.4 試求震蕩模態(tài)為中立穩(wěn)定時(shí)試求震蕩模態(tài)為中立穩(wěn)定時(shí)E E的值，并的值，并 近似確定螺旋模態(tài)的特征根近似確定螺旋模態(tài)的特征根. . 432 5.811.872.60E 震蕩模態(tài)（荷蘭滾模態(tài)）中立穩(wěn)定時(shí)，r=di 432 22 4322 22 5.811.872.60 rsd rsrsd rsdrsd E 10.410.4 2 2 2 5.8 11.8 72.6 rs rsd rsd rsd E 解得： 8.98 0.121 s E 在得到E之后，由于螺旋模態(tài)的特征根為小的實(shí)數(shù)，忽 略掉高階項(xiàng)，得： 誤差較小

12、 0.124 72.6 s E 0.18020.051210.0197 72.88731.73060.53840 9.30610.06220.33060 010.05120 A 10.510.5 1.0830 0.0189 0.57063.5140 r s dr i 四階方程 近似計(jì)算10.510.5 1.7306 rP L 0.0275 rr s pp g L NL N VL NL NgL , , 3.0604 0.0837 2 n drrr r dr n dr NN YN Y NY 2 , 10.25633.0497 drdrn drn drdr i 實(shí)驗(yàn)課安排實(shí)驗(yàn)課安排 實(shí)驗(yàn)內(nèi)容：飛機(jī)典型運(yùn)動(dòng)模態(tài)激發(fā) 實(shí)驗(yàn)地點(diǎn)：新主樓C座709 實(shí)驗(yàn)分組：每?jī)傻饺艘恍〗M，共用一臺(tái)飛行模 擬計(jì)算機(jī)，需自帶優(yōu)盤(pán)保存實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，每組實(shí)驗(yàn)時(shí) 間45分鐘 。 實(shí)驗(yàn)時(shí)間：本周五（6月1日），上