飛行力學(xué)課件

飛機(jī)的基本飛行性能

概念：基本飛行性能飛機(jī)最基本的對稱(準(zhǔn))定常直線運(yùn)動的性能。飛行參數(shù)不隨時間變化適用方程運(yùn)動形式性能指標(biāo)1)基本氣動外形 2)給定發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)(加力、最大、額定等)3)平均飛行重量或其它給定重量正常裝載、半油的飛機(jī)重量

計算基本條件1)近似解析法2)數(shù)值計算法3)圖解法簡單推力法：適用于噴氣式飛機(jī)（用直接推力式發(fā)動機(jī)）求解方法通過圖解比較可用推力／功率(已知)和需用推力／功率(由平飛條件Y=G求出)得到飛機(jī)基本性能特點(diǎn)。功率法：適用于螺旋槳飛機(jī)（用功率式發(fā)動機(jī)）概念基本關(guān)系式一般約定飛機(jī)進(jìn)行等速平飛（dV/dt=0)時，發(fā)動機(jī)推力用以克服阻力，稱該阻力為定常平飛需用推力Ppx。2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線1)飛機(jī)為凈外形近似平飛需用推力的計算2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線—

求給定高度H和速度V下的平飛需用推力1）計算G，Gpj=Gqf－W/22）給定H3）給定M（V）計算步驟ρ、aCx查標(biāo)準(zhǔn)大氣表計算查極曲線零升阻力升致阻力(誘導(dǎo)阻力)平飛需用推力隨飛行速度的變化規(guī)律2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線ACx0Q0QiQpfMMyl1.3Mlj有利狀態(tài)此時，波阻為主（音障），應(yīng)采用低波阻構(gòu)形。為了兼跨不同M數(shù)下的要求，采用變后掠、切尖三角翼加邊條等先進(jìn)氣動技術(shù)。2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線小展弦比大后掠角薄翼型細(xì)長機(jī)身跨音速面積律等2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線平飛需用推力隨飛行高度的變化規(guī)律KmaxMH增加QpfMMlj2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定定常平飛基本關(guān)系Y=GPky=Q調(diào)整α調(diào)整n在某H、V平飛重量、構(gòu)形確定性能指標(biāo)Vmax

(

Mmax

)

,Vmin,Hmax,平飛包線簡單推力法求解定義圖解確定Vmax(

Mmax)2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定最大平飛速度Vmax

(

Mmax

)各高度Vmax最大者稱為飛機(jī)的最大平飛速度。滿油門(最大狀態(tài)、部分加力、全加力)的Pky～M與Ppx～M曲線的右交點(diǎn)。在某高度能定直平飛的最大速度，稱該高度最大平飛速度。P

px(Qpf)MPky(開加力)H給定MmaxM>

Mmax，不能等速平飛M<

Mmax，可等速平飛(收油門)2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定Vmax(

Mmax)~H關(guān)系H增加MP亞音速飛機(jī)HMmax11km超音速飛機(jī)跨音速飛機(jī)

同樣推力變化,右交點(diǎn)移動量跨音速區(qū)<亞音速區(qū)<超音速區(qū)定義確定Vmin2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定最小平飛速度Vmin

(

Mmin

)1）滿油門Pky

～M與Ppx

～M曲線的左交點(diǎn)在某高度能定直平飛的最小速度，稱該高度最小平飛速度。2）升力系數(shù)限制2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定Vmin(

Mmin)~H關(guān)系H增加MPMminH升力限制推力限制2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定確定Vmin的步驟理論飛行包線允許飛行包線隨H增加，包線的速度范圍收縮，直至某高度收縮為一點(diǎn)，此為Hmax。2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定定常平飛速度范圍——飛行包線在H~M(V)平面上，Mmax~H與Mmin~H線所勾劃出的封閉曲線。其內(nèi)飛機(jī)可定直平飛／等速爬升／加減速飛行；其上可定直平飛?？紤]實(shí)際使用限制后得到的飛行包線。升限HmaxHmaxMH動壓限制:結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的需要qmaxM數(shù)限制:操縱性、發(fā)動機(jī)工作及熱強(qiáng)度方面的需要Mmax駕駛員讀出的儀表指示速度。若空速系統(tǒng)為理想的，則該速度為將測量所得的動壓PT按海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣進(jìn)行換算得到的速度。不計壓縮性修正量時，表速和真空速的關(guān)系為：不論H如何，表速相同表明飛機(jī)飛行在相同的動壓下2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定術(shù)語：表速適用方程

上升角θ和最大上升角θmax

2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定性能指標(biāo)上升性能剩余推力

θmax

ΔPmax

Mθ

(陡升M數(shù),一般Mθ>Myl)給定H,構(gòu)形,G下的最大上升角MPΔPmax

MθMyl(VΔP)max

Mks上升率Vy：某高度最大上升率Vymax：2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定

上升率Vy和最大上升率Vymax最大上升率：該高度、指定構(gòu)形、G下可能的最大上升率。所有H中Vymax最大者。相應(yīng)速度為快升速度Vks(Mks)。飛機(jī)在單位時間上升的高度。VVyθ理論靜升限Hmax.ll和實(shí)用靜升限Hmax.sy

Hmax.ll對應(yīng)于Vymax=5m/s(亞音速飛機(jī))或0.5m/s(超音速飛機(jī))的飛行高度。2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定特定重量、構(gòu)形，發(fā)動機(jī)滿油門(最大、加力、全加力)時，飛機(jī)能夠定直平飛的最大高度，此時Vymax=0。Hmax.syHmax.llHmax.syHVymax保持Vks(H)，以Vymax上升，所需時間最短。最短上升時間tmin

2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定1/VymaxHmax.llHH1H2上升時經(jīng)過的水平距離Lss

滑翔、無動力飛行，發(fā)動機(jī)慢車，Pky≈0，定直下滑?；杞怯蓸O曲線決定，和飛機(jī)重量無關(guān)。可通過滑翔飛行測量氣動特性參數(shù)K。適用方程2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定下滑性能飛行條件下滑角θxh滑翔機(jī):K較大(10~40)，ε不大，θxh不大分析2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定下滑距離Lxh下滑率Vyxh和下滑時速度Vxh下滑時間txh具體實(shí)現(xiàn)或狀態(tài)改變方法與所處包線區(qū)域有關(guān)。問題的引入2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系平飛范圍的劃分具體分界線為M

(H)，近似地Myl(H)。平橫狀態(tài)的穩(wěn)定性和改變平衡狀態(tài)的操縱規(guī)律。平飛包線劃分依據(jù)飛行包線內(nèi)的飛行狀態(tài)：定直平飛、定直上升、加速平飛等。通過操縱油門和迎角控制。H第II平飛范圍第I平飛范圍M

(H)MHmax穩(wěn)定性分析2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系ΔMaIMΔMΔPΔPaIIΔPmaxPM

縱向操縱的基本響應(yīng)航跡變化情況推駕駛桿2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系飛行狀態(tài)與操縱推油門桿，Pky

收油門桿，Pky

推駕駛桿，飛機(jī)低頭，

拉駕駛桿，飛機(jī)抬頭，

假設(shè)：飛機(jī)原平飛于aI或aII點(diǎn)aIaII

初始加速俯沖。經(jīng)過一段時間后，

aI條件下繼續(xù)保持此趨勢，aII條件下轉(zhuǎn)為加速爬升。2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°

應(yīng)推油門桿+協(xié)調(diào)推駕駛桿，符合駕駛員習(xí)慣，正操縱

應(yīng)收油門桿+協(xié)調(diào)推駕駛桿，不符合駕駛員習(xí)慣，反操縱不論正反區(qū)，可用油門控制高度，可用駕駛桿控制速度推油門桿2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系aIaII

飛機(jī)加速爬升。但

aII處比aI處爬升更陡。從平衡在V到V+ΔV的操縱駕駛建議2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推油門桿Δδp=10%2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推油門桿Δδp=10%2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)基本飛行性能取決于推力曲線，并考慮最大允許升力限制超音速飛機(jī)推力曲線總結(jié)在超音速區(qū)波阻系數(shù)隨M

而減小，曲線出現(xiàn)“彎腰”跨音速區(qū)Cx0-，故Ppx-大推力發(fā)動機(jī)Pky~M在超音速有極值

Mp中低空H

Pky

,Mp

;高空H

Pky

ˉ,Mp不變阻力特性推力特性H增加MPpx1.0MpMPky1.0H增加H<11km:H

,Ppx漸平坦且右移明顯,趨勢勝于Pky

,故Mmax

-

H>11km:隨H

,Pky

ˉ,且Qi影響

，故Mmaxˉ在接近升限的高空，Pky和Ppx

可能有多個交點(diǎn)，使飛行包線呈“雙峰”形，分別在跨音速和超音速區(qū)。隨H

，均漸收縮且跨音速區(qū)者先消失。2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)超音速飛機(jī)飛行包線特點(diǎn)Ma~Mb

,

Mc~Md:可定直平飛

Mb~Mc:不可定直平飛

MPpx1.0abcdPky.maxPH給定飛行包線H/公里100.51.01.52.0M增強(qiáng)型20幻影2000-5超音速飛機(jī)上升性能特點(diǎn)低空：一個ΔPmax.1

Mθ1(略微)>Myl(亞音速區(qū))中空：出現(xiàn)第二個ΔPmax.2

Mθ2(略微)<MP(超音速區(qū))高空：ΔPmax.1先消失2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)隨H

,ΔPmax.2

,ΔPmax.1

MPΔPmax.1

Mθ1Myl(VΔP)max.1

Mks1Pky.maxPpxMPpxPky.maxPMθ1Mθ2MpΔPmax.1

ΔPmax.1

ΔPmin

HVymaxVymax.1跨音速Vymax.2超音速同理，2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)為縮短上升時間，低空以Vymax.1，至一定高度轉(zhuǎn)入Vymax.2低空只有Vymax.1，中空有第二個Vymax.2，高空Vymax.1

先消失。假設(shè)：當(dāng)某一個參數(shù)變化時，其余參數(shù)固定不變。構(gòu)造參數(shù)：G/S，Pky/G氣動參數(shù)：Cx0，A，K，Cyyx大氣參數(shù)：ΔT，Δp2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響參數(shù)劃分分析方法參數(shù)變化對基本性能的影響由Ppx、Pky的變化大致把握。G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。2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響構(gòu)造參數(shù)變化的影響MPPky

Ppx

G

低速Ppx-，高速影響不大S改變2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響Ppx-

曲線左移S

，平飛包線邊界向左移動，上升速度減慢，滑翔速度減少。MPPky

Ppx

S

Pky

,對平飛、爬升性能都有利。Pky

改變2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響其增幅取決于Pky

形狀——PkyV和PkyV越接近，效益越大。VPPky

Ppx

Vmax

Pky

Pky

,Gfd

。故應(yīng)綜合考慮(Pky/G)才有意義。Cx0

,Ppx隨V而增加，主要影響高速端，如Vmax

，上升性能亦下降。

為提高飛機(jī)高速性能，應(yīng)著重減小高速Cx0，如采用光滑、小波阻

氣動外形等。Cx0改變氣動參數(shù)變化的影響MPPky

Ppx

Cx0

A

改變MPPky

Ppx

A

A

,低速段Ppx

(Qi

)，高速端影響不大。如Vmin

，上升性能下降。

為提高飛機(jī)低速性能，應(yīng)著重減小誘阻因子A，如采用大展弦比、小后掠角、小梯度比氣動外形等。2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響Kmax

,Ppx.min(=G/Kmax)

,同時對基本飛行性能全面有利。

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

,Vmin.yx

,有利于飛機(jī)低速極限性能。

折衷設(shè)計方法有：—采用變后掠機(jī)翼，缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)復(fù)雜；—采用先進(jìn)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)計可以全面提高升力特性，使Cyyx

,全M數(shù)范圍Kmax

。術(shù)語：氣壓高度Hp當(dāng)Hp

一定時（此時p一定），若溫度ΔT

，則

低速(著陸等)性能變差

按M數(shù)標(biāo)定的Ppx不變2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響大氣溫度變化的影響類似可定義密度高度、溫度高度等。由實(shí)際飛行中測得的大氣壓強(qiáng)按標(biāo)準(zhǔn)大氣表查詢所對應(yīng)的高度。p=

RT

上述分析中假設(shè)僅有單一參數(shù)變化。事實(shí)上，參數(shù)間的變化是互相關(guān)聯(lián)的。設(shè)計飛機(jī)是各種矛盾折衷的結(jié)果。為了提高基本飛行性能，采用大T/G，小Cx0，大Kmax和適當(dāng)G/S的總體布局。2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響總之,基本飛行性能包括平飛、爬升、下滑性能。通過簡單推力法將兩個方向的平衡問題轉(zhuǎn)化為受約束的單方向平衡問題，簡化了分析過程。深入理解推力曲線圖的變化趨勢，并掌握用其分析性能及飛行包線的思路、方法以及有關(guān)結(jié)論。飛行包線內(nèi)的操縱特點(diǎn)。超音速飛機(jī)基本飛行性能特點(diǎn)。參數(shù)變化對基本飛行性能的影響。第二章：小結(jié)

飛機(jī)的續(xù)航性能引言準(zhǔn)定常直線飛行，燃油逐漸消耗。典型巡航飛行剖面運(yùn)動特點(diǎn)術(shù)語：續(xù)航性能(CruisePerformance)指飛機(jī)持續(xù)飛行的遠(yuǎn)度和久度。主要指標(biāo)航程L、航時T、活動半徑RLssTssLxhTxhLxihTxih典型巡航飛行剖面總航程、航時中，巡航段約占90％。飛機(jī)攜載荷在平靜大氣中沿預(yù)定航向耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水平距離航程和航時航程L技術(shù)航程攜載荷,無備份油實(shí)用航程攜載荷,有備份油轉(zhuǎn)場航程無載荷,有備份油航時T飛機(jī)攜載荷在平靜大氣中耗盡其可用燃油所能持續(xù)飛機(jī)的時間技術(shù)航時攜載荷,無備份油實(shí)用航時攜載荷,有備份油總航程、航時中，巡航段約占90％。本章以噴氣飛機(jī)為例講解該段續(xù)航性能取決于可用燃油量和燃油消耗速度3-1基本定義和公式

可用燃油量和巡航段燃油量機(jī)載總油量地面試車、滑行死油（不可用）降落前小航線及著陸備用油~20%起飛,上升下滑~20%3-1基本定義和公式

燃油消耗速度發(fā)動機(jī)臺數(shù)發(fā)動機(jī)耗油率單臺推力小時耗油量飛機(jī)飛行1小時發(fā)動機(jī)所消耗的燃油質(zhì)量(kg/h)地速(即無風(fēng)空速)公里耗油率飛機(jī)相對于地面飛行1公里所消耗的燃油質(zhì)量(kg/km)3-1基本定義和公式

巡航段航程和航時的基本公式設(shè)無風(fēng)，空速V亦即地速。并設(shè)飛機(jī)質(zhì)量變化只源于耗油。則dT時間內(nèi):若巡航段重量變化：則3-1基本定義和公式

為了確定qh、qkm，采用準(zhǔn)定常假設(shè)：每瞬時飛機(jī)作定直平飛由任務(wù)所明確，否則用凈形給定飛行狀態(tài)，確定續(xù)航性能按任務(wù)的兩類續(xù)航性能計算問題選擇飛行狀態(tài)得到最佳續(xù)航性能——精確求解應(yīng)綜合上升、巡航、下滑最優(yōu)——實(shí)踐證明，可以尋求巡航段最優(yōu)，并選擇上升、下滑段的飛行狀態(tài)和相應(yīng)發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)使耗油最少，并兼顧航程和航時。本章僅討論巡航段特點(diǎn)。3-1基本定義和公式

給定由任務(wù)決定否則用凈形隨G而變隨耗油逐漸減輕qkm,qh~V,H,n,G;構(gòu)形隨燃油消耗,G↓

飛行特點(diǎn)等速平飛Cy↓(α↓)Cx↓(n↓)∴飛行中需逐漸推桿收油門耗油特點(diǎn)可選最佳V、H組合使一定構(gòu)形、重量下的耗油最少3-2定高定速巡航的航程和航時(噴氣飛機(jī))

出發(fā)方程圖解積分法求解計算步驟確定G1，G2：起飛線重量起飛爬升需用燃油巡航可用燃油給定一系列G值,G∈[G1,G2]已知H查大氣表ρ,a查極曲線M=V/a計算K=Cy/Cx

3-2定高定速巡航的航程和航時(噴氣飛機(jī))

估算η=η(H,M,n)=η(H,M,Pf)

計算Pf=G/(iηK)近似于G/(iK)計算qkh=qkh

(H,M,n)=qkh(H,M,Pf)計算、繪制曲線Lxh=VTxhTxh數(shù)值方法如何確定按常值H、V方式巡航的最佳狀態(tài)？噴氣飛機(jī)的基本規(guī)律

給定一系列(H,V)值組合，求出相應(yīng)Txh與Lxh，從中找出Txh.max與Lxh.max及其對應(yīng)的(H,V)狀態(tài)1.給定H

（不計qkh、η隨速度的變化）G/K=Ppx

min

Vjh=VylG/(KV)

=Ppx/V

min

Vyh

3-2定高定速巡航的航程和航時(噴氣飛機(jī))

2.有利巡航高度VjhVyhVPpx0——主要考慮qkh而選取當(dāng)H,M給定，qkh

n巡航

nmaxH

11km,隨H

,qkh

隨H

,則Vjh

,Vyh

,故qkh

，

但亞、跨音速區(qū)增長不顯著有利巡航高度在跨音速升限附近,油門接近n巡航G1G2巡航重量逐漸下降，按什么重量選取巡航速度？最佳巡航特點(diǎn)巡航中速度、高度不變限制了續(xù)航性能的最優(yōu)化。應(yīng)考慮飛機(jī)重量的不斷變化。這里結(jié)合渦噴發(fā)動機(jī)特點(diǎn)，討論最佳續(xù)航規(guī)律。

通常對應(yīng)于11km以上的高度，即在同溫層，此時(11km

H

20km):假設(shè)等速平飛3-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)結(jié)論

一旦初始定直平飛，且保持M,n不變，巡航中無論G,H如何變化，勿需調(diào)整Cx(通過α)均能自動保持切向力平衡，這時Cy也不變。隨燃油消耗，飛機(jī)緩慢上升(ρH

)。某一G下故最佳巡航問題演變?yōu)閷で筮m當(dāng)?shù)?M,n)組合，使久航問題遠(yuǎn)航問題按等速定油門穩(wěn)桿方式巡航計算最佳巡航狀態(tài)參數(shù)給出一組n，對于每一n，給出一組M

由n,M查發(fā)動機(jī)曲線Pf.11,qkh.11,

11

查極曲線Cy

計算每一n下，計算、繪制或曲線。找出該n的最大值max(fT)或max(fL)及相應(yīng)的M

。作max(fT)或max(fL)~n曲線。曲線的最高點(diǎn)對應(yīng)于max.max(fT)或max.max(fL)，相應(yīng)的n,M為久航、遠(yuǎn)航狀態(tài)參數(shù)為什么這里n,M(均為切向參數(shù))能夠任意組合？3-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)著陸前必備起飛重量

參數(shù)G1、G2的確定根據(jù)上升方式,作出上升時H~G曲線①迄今G1、G2及H1、H2尚未知HG選定n、M后，計算,

作出相應(yīng)的H~G曲線②②下滑終了的重量已定，為①Gks根據(jù)下滑方式,作出下滑時H~G=G

+Wxihg曲線③G'③由①與②交點(diǎn)定出G1,H1;②、③交點(diǎn)定出

G2,H2

G1H1H2G23-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)GxΔGGx

-ΔG定義：最大活動半徑飛機(jī)由機(jī)場出發(fā)，飛到目標(biāo)上空完成一定任務(wù)后再返回原機(jī)場所能達(dá)到的最遠(yuǎn)距離最大活動半徑計算問題描述

巡航開始、終了重量分別為G1、G2，執(zhí)行任務(wù)消耗的重量

G=(Wkz+Wtz)g，且L1=L2，確定Gx使L=L1+L2

max。GLG1G2L1

=L23-4噴氣飛機(jī)最大活動半徑求解

設(shè)巡航于H

11km高度，按照定n,M最優(yōu)巡航原理可得3-4噴氣飛機(jī)最大活動半徑HMH1H2H3跨音速支超音速支由定H、V方式巡航確定的久航和遠(yuǎn)航參數(shù)可指征飛機(jī)的最佳巡航，且

qkm.min

(Ppx/V)minqh.min

Ppx.min一般Mjh在亞音速，Myh在跨音速附近。某些超音速飛機(jī)隨飛行高度增加到一定值時，在超音速區(qū)出現(xiàn)另一個Myh；高度繼續(xù)增加，跨音速區(qū)Myh趨于消失。H1<H2

<H33-6超音速飛機(jī)續(xù)航性能的特點(diǎn)Hqkm增加可用燃油

設(shè)計合理的內(nèi)部儲油空間提高氣動效率，使Kmax

3-7增加航程和航時的途徑副油箱(不利因素：增加G和迎面阻力)空中加油根據(jù)任務(wù)需要，選用合適的發(fā)動機(jī)，使推力要求匹配，且耗油率盡量小設(shè)計最佳航路方案，包括考慮非標(biāo)準(zhǔn)使用條件的影響，如風(fēng)：航時問題取決于空速與地速無關(guān)，風(fēng)沒有影響航程問題與地速相關(guān)，即(順風(fēng)為“＋”)，故順風(fēng)時可增加航程，逆風(fēng)時減少減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量風(fēng)對活動半徑的影響?

續(xù)航性能指標(biāo)：L、T、R

決定因素：Wky

、qkm、qh兩類計算問題：某些超音速飛機(jī)在一定高空可能出現(xiàn)兩個遠(yuǎn)航速度給定飛行狀態(tài)的巡航參數(shù)計算，并確定給定高度的久航、遠(yuǎn)航速度噴氣飛機(jī)最佳續(xù)航性能的特點(diǎn)及其參數(shù)計算小結(jié)

增加L、T的途徑：從Wky

、qkm

、qh

著手

MP

與推力特性有關(guān)的幾個特征速度(隨H

，則MP

，且漸趨于不變)Pky.max

Myl

(隨H

，則Myl

)1)Qpx.min

2)Kmax

3)Lxih.max

4)Mjh

M

(可能有兩個，一般M

1

Myl，M

2

MP)1)

max

2)

Pmax

Mks

(可能有兩個，Mksl>M

1

，Mks2>M

2)1)Vy.max

2)(V

P)max

Myh

(Ppx/V)min(隨H

，則Myh

，Myh>Mjh)Mmin.P

P=0，左交點(diǎn)Mmax

P=0，右交點(diǎn)附錄與推力特性有關(guān)的幾個特征速度

E-3是波音公司據(jù)美空軍AWACS計劃研制的全天候遠(yuǎn)程空中預(yù)警和控制飛機(jī)。最大起飛重量14.8噸，值勤巡航速度M0.6,高度9140米,持續(xù)時間11.5小時(無空中加油)、24小時(空中加油)。雷達(dá)有效探測半徑667米…

飛機(jī)的機(jī)動飛行性能第四章：引言(1/1)非定?！w行速度的大小或方向是變化的飛機(jī)的姿態(tài)發(fā)生變化空間機(jī)動飛行示例運(yùn)動特點(diǎn)機(jī)動性(Maneuverability)操縱效能(Controllability)敏捷性(Agility)飛機(jī)在一定時間內(nèi)改變飛行速度（大?。?、飛行高度和飛行方向的能力。

空間運(yùn)動屬性劃分4-1機(jī)動飛行的過載(1/3)

過載投影到正交坐標(biāo)系上為作用在飛機(jī)上除重力之外的合外力與飛機(jī)重量之比，為矢量切向(縱向)過載沿飛行速度矢方向

鉛垂面內(nèi)垂直于速矢水平面內(nèi)垂直于速矢垂直于速矢和對稱面法向過載按航跡軸系當(dāng)飛機(jī)在鉛垂平面運(yùn)動時的過載切向過載法向過載4-1機(jī)動飛行的過載(2/3)

機(jī)動飛行時駕駛員的感覺機(jī)動飛行時駕駛員將感受到等于自身重量n倍的力——取決于座椅支反力(飛機(jī)加速度)(駕駛員加速度)座椅支反力駕駛員質(zhì)量駕駛員重量∴,感覺同靜止

,超重

,失重設(shè)飛行加速度為，則4-1機(jī)動飛行的過載(3/3)

4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(1/6)

平飛加減速衡量飛機(jī)改變速度大小的能力，即速度機(jī)動性。

(亞音速飛機(jī))(跨、超音速飛機(jī))指標(biāo)

平飛加減速：動力學(xué)方程近似地認(rèn)為不大，則nx>0加速nx<0減速∴飛行中需不斷調(diào)整α滿足平飛條件。4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(2/6)

平飛加減速：指標(biāo)計算的圖解積分法一定的H、G、構(gòu)形，適當(dāng)油門一般加速時滿油門;減速時小油門，并打開減速裝置。t4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(3/6)

躍升衡量飛機(jī)由動能換取勢能、迅速獲取高度優(yōu)勢的能力，即高度機(jī)動性。

指標(biāo)

躍升：動力學(xué)方程鉛垂面質(zhì)心運(yùn)動的一般方程?？蓴?shù)值求解。

4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(4/6)躍升：能量法估算躍升高度

假設(shè)：ΔP的平均作用為零，飛機(jī)總能量不變。進(jìn)入躍升退出躍升4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(5/6)

分析1.給定V0、H0，若V1↓,則ΔH↑。V1下限：Vyx本身與H有關(guān)，需迭代求解。推薦給定Vyx而非H初值的方法，避免二重迭代。

2.給定H0，若V0↑,則ΔH↑。

V0上限：V0max

3.動升限

:通過躍升可以達(dá)到的最大高度,Hmax.d

Hmax.d~Hmax.ll的動力高度飛行范圍，可持續(xù)一段減速平飛全飛行包線最大可用動能4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(6/6)

正常盤旋轉(zhuǎn)彎:指標(biāo)

4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(1/5)

衡量飛機(jī)改變速度方向的能力，即方向機(jī)動性。

高度不變、飛行方向變化的機(jī)動。盤旋:當(dāng)連續(xù)轉(zhuǎn)彎不小于360度的機(jī)動。正常盤旋:無側(cè)滑、運(yùn)動參數(shù)不隨時間變化的盤旋。正常盤旋半徑R正常盤旋一周時間T

正常盤旋角速度ω正常盤旋：動力學(xué)方程在對稱面內(nèi)與速矢垂直航跡滾轉(zhuǎn)角升力方向與含速矢的鉛垂面的夾角。Oxhyh平面切向“＋”：右翼下沉鉛垂法向水平法向正常盤旋時β=0100忽略

4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(2/5)

盤旋受力圖正常盤旋：指標(biāo)參數(shù)計算∴4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(3/5)

正常盤旋：影響指標(biāo)參數(shù)的因素和盤旋限制1.盤旋時,2.若或，則，盤旋性能提高3.限制：nf上限-需考慮結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及剛度和人的耐過載能力。如戰(zhàn)斗機(jī)nfmax=9,大型機(jī)2.5~3.5,客機(jī)nfmax

≤2V下限-1)2)滿足發(fā)動機(jī)推力限制三方面限制：1)承載

2)Cyyx3)推力

4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(4/5)

正常盤旋：極限盤旋性能圖極限盤旋極限盤旋性能圖飛機(jī)處于前述三種限制之一的盤旋狀態(tài)三種限制下nfmax及R,T,ω隨V的變化曲線nfmaxVωmaxV①①承載限制④④Mmax限制②②③③③高度一定4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動飛行性能(5/5)

4-5飛機(jī)機(jī)動性能的綜合分析(1/3)

飛機(jī)（戰(zhàn)斗機(jī)）的真實(shí)機(jī)動常常是需要將加減速、上升、轉(zhuǎn)彎等同時進(jìn)行的復(fù)雜過程，其優(yōu)劣需綜合分析比較。能量高度單位剩余功率（SpecificExcessPower,SEP）單位剩余功率SEP綜合反映了特定(V,H,ny)條件下飛機(jī)改變機(jī)械能的快慢，即速度、高度綜合機(jī)動性，與ny一起可全面反映飛機(jī)機(jī)動性。

飛機(jī)當(dāng)前能量水平犬舍圖（Dog-HousePlot,ωmax~M）與空戰(zhàn)周期幾種常用的機(jī)動性綜合分析方法能量機(jī)動性曲線（E-M曲線）全局能量機(jī)動性曲線（全局E-M）綜合機(jī)動性參數(shù)典型加權(quán)系數(shù)數(shù)值：a=8~9,b=400m/s,c=1,d=0.5~14-5飛機(jī)機(jī)動性能的綜合分析(2/3)

AB:接敵空戰(zhàn)周期時間(CombatCycleTime,CCT):ωmaxV高度一定ABCDEBCD:交戰(zhàn)DE:退出EA:恢復(fù)能量犬舍圖(Dog-HousePlot,ωmax~M)與空戰(zhàn)周期從給定速度進(jìn)入，盡快速度反向并恢復(fù)原速度大小所需的時間，其中高度變化盡量小。CCT=tAB+tBCD+tDE+tEA

接敵交戰(zhàn)退出恢復(fù)能量機(jī)動性(EnergyManeuverability,E-M)曲線A機(jī)B機(jī)加速余量定常轉(zhuǎn)彎余量最大轉(zhuǎn)彎余量減速余量ωmaxSEPOωmaxSEPO全局能量機(jī)動性(全局E-M)曲線MHA機(jī)B機(jī)20010005050-50(SEPB-SEPA)等值線最大推力狀態(tài)ny=1g?Pky/G:大推重比有利于增大SEP,目前先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)>1.2影響機(jī)動性能的一些設(shè)計參數(shù)?

發(fā)動機(jī)油門響應(yīng)速度：強(qiáng)調(diào)機(jī)動的瞬態(tài)（敏捷性）時所必須，目前慢車→加力最快水平3～5s?Cyyx:大許用升力系數(shù)有利于產(chǎn)生大法向過載,目前低速最大可達(dá)2?

必要的減速裝置:迅速減速以利于轉(zhuǎn)彎?G/S:適當(dāng)?shù)男≈涤欣诘退佼a(chǎn)生較大過載,并減小低速誘阻，但需與跨超音速性能協(xié)調(diào)，適當(dāng)折衷?

乘員、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載能力

?

操穩(wěn)性隨控布局的出現(xiàn)4-5飛機(jī)機(jī)動性能的綜合分析(3/3)

機(jī)動性概念，過載概念第四章：小結(jié)(1/1)速度機(jī)動性：平飛加減速，取決于綜合剩余推力高度機(jī)動性：能量法思路，動升限與靜升限概念區(qū)別方向機(jī)動性：正常盤旋的有關(guān)參數(shù)推導(dǎo)與極限條件（以后應(yīng)聯(lián)系操縱）機(jī)動性綜合衡量指標(biāo)：SEP、nfmax(、nfss.max)設(shè)計途徑：大Pky/G，大Cyyx，適當(dāng)小G/S，高承載能力，快速油門響應(yīng)，必要的減速裝置等

飛機(jī)的起飛和著陸性能運(yùn)動及受力特點(diǎn)速度改變很快的非定常運(yùn)動地面滑跑時承受地面對機(jī)輪的支反力和摩擦力地面運(yùn)動及近地飛行時氣動力要考慮地面效應(yīng)的影響:引言構(gòu)形變化：放下起落架、打開襟翼等增升裝置、使用減速板等等:引言地面效應(yīng)近地面翼尖渦削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效應(yīng)1)升力系數(shù)增加2)誘導(dǎo)阻力減少3)產(chǎn)生附加低頭力矩(T型尾除外)4)空速管靜壓口置于翼下方時，靜壓讀數(shù)偏高，從而空速讀數(shù)偏低。主要性能指標(biāo)起飛：滑跑距離，起飛距離，起飛時間，離地速度著陸：著陸距離，滑跑距離，著陸時間，接地速度

距離短,時間少,接地/離地速度低，則性能好:引言飛機(jī)從起飛線開始滑跑，離地并爬升到機(jī)場上空的安全高度，這一加速過程稱為起飛。以前三點(diǎn)式為例展開討論。5-1飛機(jī)的起飛性能根據(jù)機(jī)場四周障礙物選取，常采用25m、15m或10.7m，與飛機(jī)類型有關(guān)。概念：起飛穩(wěn)定上升平飛增速初始穩(wěn)定上升起飛線起飛滑跑上升加速收起落架收襟翼前三點(diǎn)式飛機(jī)的起飛過程VRVld安全高度VHVHV4三輪滑跑兩輪滑跑VR(抬前輪)=0.7~0.9VldVld(離地)VH(安全高度)=1.3Vld(或按規(guī)范)應(yīng)分別對抬前輪前后兩段進(jìn)行數(shù)值積分后相加。因?yàn)閮啥沃酗w機(jī)姿態(tài)不同，其迎角及升、阻系數(shù)也不同。假設(shè)滑跑過程中的兩主輪著地，推力與地面平行。地面滑跑距離L1和時間T1的計算精確計算5-1飛機(jī)的起飛性能近似計算5-1飛機(jī)的起飛性能分析5-1飛機(jī)的起飛性能起飛需盡快獲取能量,并產(chǎn)生足夠大的升力系數(shù)可用數(shù)值積分或圖解積分求解。注意：氣動特性中考慮相應(yīng)的構(gòu)形和地效。其中，離地升阻比，由起飛極曲線確定假設(shè)為勻加速運(yùn)動過程，5-1飛機(jī)的起飛性能工程估算Ppj由Pky~V曲線取平均值，可取為0.9P0（P0

V=0，發(fā)動機(jī)起飛狀態(tài)）5-1飛機(jī)的起飛性能對于Pky/G和G/S均較大的高速飛機(jī)，忽略氣動力的影響。（對距離和時間分別按P取統(tǒng)計平均）粗略估算離地條件

發(fā)動機(jī)安裝角離地升力系數(shù)，據(jù)飛機(jī)近地面、起飛襟翼構(gòu)形的升力特性和αld確定。5-1飛機(jī)的起飛性能限制條件0.2~0.3m離地速度的確定運(yùn)動特點(diǎn)能量法近似計算5-1飛機(jī)的起飛性能空中段水平距離L2和時間T2的計算能量守恒有地效,放起落架無地效,收起落架4標(biāo)準(zhǔn)操縱:通過機(jī)場上空，進(jìn)行4轉(zhuǎn)彎飛行。5-2飛機(jī)的著陸性能123著陸前準(zhǔn)備放起落架放襟翼H≥200m，對準(zhǔn)跑道著陸點(diǎn)，下滑至安全高度飄落拉平平飛減速下滑地面滑跑地面減速段,按勻減速估算6~12m0.5~1m0.15~0.25m拉桿充分利用空氣阻力減速;推桿前輪著地,由三點(diǎn)滑跑

兩點(diǎn)滑跑;剎車空中減速段,用能量法估算飛機(jī)從安全高度(25m處)下滑過渡到地面滑跑，直至完全停止運(yùn)動的整個減速過程。著陸過程H=25mVHVjd經(jīng)驗(yàn)指出，接地速度Vjd進(jìn)場速度VH速度修正系數(shù)，取0.9～0.95min{Cydd,Cyhw,Cyφ},計及地效、襟翼處于著陸位置5-2飛機(jī)的著陸性能接地速度和進(jìn)場速度的確定飛機(jī)主輪開始接觸地面瞬間的速度(升力開始不能平衡重量)。飛機(jī)下滑至安全高度(25m)處的瞬時速度。能量法近似計算

5-2飛機(jī)的著陸性能空中段水平距離L3和時間T3的計算能量守恒Vjd

,L4

;但L4比L3重要，所以要求Vjd

分析假設(shè):按全部使用剎車的三點(diǎn)滑跑，勻減速運(yùn)動。著陸構(gòu)形升阻比輪、地狀況+剎車5-2飛機(jī)的著陸性能著陸滑跑距離L4和時間T4的計算近似計算分析一般由空中性能確定，起飛時用滿油門，必要時帶起飛加速器?，F(xiàn)代飛機(jī)的飛行速度和翼載荷不斷增加，使起飛和著陸滑跑距離大大加長。參數(shù)要求為了盡快加速飛機(jī)達(dá)到離地要求和安全高度，需要增升、減阻、大推進(jìn)，即措施一般由空中性能和飛行品質(zhì)確定。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施起飛可采用各種增升裝置，包括常規(guī)翼面增升、變后掠增升、動力增升，或更先進(jìn)的兼顧亞、跨、超的氣動布局。注意增升同時控制阻力，以免對加速不利。所以應(yīng)適當(dāng)選用增升裝置的位置，使飛機(jī)具有較大升阻比。改善跑道表面狀況。外界條件影響發(fā)動機(jī)效率以及推力下坡有利于起飛加速；逆風(fēng)有利于減小地速(機(jī)場跑道與常年風(fēng)向相一致)。而機(jī)場高度增加、溫度增加，都對起飛不利。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施外界條件同起飛類似。因K

有利，故可全部打開。減速板，剎車，減速傘，反推力裝置，機(jī)械裝置（艦載機(jī)多用）。參數(shù)要求為了使飛機(jī)從安全高度回到機(jī)場、減速停止，需要增升、增阻、多方制動，減速力盡量大以吸收能量，即著陸措施不取決于著陸性能。增升裝置其它減速裝置上坡、逆風(fēng)著陸有利；機(jī)場高度增加對著陸不利；溫度變化影響不大(發(fā)動機(jī)慢車)。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施1）增加厚度增升（不實(shí)際）2）增加彎度增升3）增加附面層能量延遲分離4）混合2）和3）。例如:渦發(fā)生器、前緣縫翼、附面層吸除、吹氣等后退式縫翼開縫襟翼5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施增升原理與裝置fαCy簡單前襟、后襟、分裂式襟翼例如：αCyαCy性能改善原理起飛著陸主要性能指標(biāo)起飛著陸性能計算:小結(jié)

飛機(jī)的運(yùn)動方程引言在飛行性能分析中，將飛機(jī)視為質(zhì)點(diǎn)，所需的迎角、滾轉(zhuǎn)角(坡度)、發(fā)動機(jī)推力可以立即達(dá)到(忽略其過渡過程)，并能夠保證無側(cè)滑。問題的引入事實(shí)上，迎角、滾轉(zhuǎn)角(坡度)、推力、及側(cè)滑角需要通過操縱駕駛桿(盤)、腳蹬舵及油門桿進(jìn)行控制,而且存在過渡過程。本章介紹與剛體運(yùn)動描述相關(guān)的概念、定義和方程。

操縱系統(tǒng)動力學(xué)飛機(jī)剛體動力學(xué)駕駛桿(盤)腳蹬發(fā)動機(jī)油門桿

s

n飛機(jī)質(zhì)點(diǎn)動力學(xué)發(fā)動機(jī)響應(yīng)動力學(xué)常規(guī)飛機(jī)飛行軌跡控制原理圖實(shí)際航跡飛行性能問題基本操穩(wěn)問題升降舵偏角副翼偏角方向舵偏角

t基本概念平衡(平衡)穩(wěn)定性廣義地說，指狀態(tài)參數(shù)不隨時間變化的飛行。不穩(wěn)定平衡穩(wěn)定平衡中立穩(wěn)定平衡飛機(jī)受到外界擾動后自動恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的能力。操縱性飛機(jī)在駕駛員的操縱下從一種飛行狀態(tài)過渡到另一種飛行狀態(tài)的能力。瞬態(tài)時間穩(wěn)態(tài)增量如定常直線飛行、正常盤旋等。包括穩(wěn)態(tài)增量和瞬態(tài)過程。常用坐標(biāo)系地面軸系A(chǔ)x'dy'dz'd和飛機(jī)牽連地面軸系Oxdydzd機(jī)體軸系Oxtytzt

氣流軸系Oxqyqzq

航跡軸系Oxhyhzh

軸系間關(guān)系A(chǔ)x'dy'dz'd:固定于地表,Ax'dz'd為水平面,Ay'd垂直向上。右手正交系Oxdydzd:O為飛機(jī)質(zhì)心,軸向平行于Ax'dy'dz'd。鉛垂面zhxdzdyd水平面xh(V)

sOyh

sO:飛機(jī)質(zhì)心Oxh:沿速度矢Oxhyh:鉛垂面(指向上為正)Ozh:水平面內(nèi)航跡軸系

syqzq

s鉛垂面ztxdzdyd水平面xt

飛機(jī)對稱面

Oyt

O:飛機(jī)質(zhì)心Oxt

:沿對稱面內(nèi)參考線(指向機(jī)頭為正)Oyt:對稱面內(nèi)(指向上為正)Ozt:指向右為正機(jī)體軸系ztxq(V)zqyqxt

飛機(jī)對稱面Oyt

YZQO:飛機(jī)質(zhì)心Oxq

:沿速度矢Oyq:對稱面內(nèi)(指向上為正)Ozq:指向右為正氣流軸系地面軸系機(jī)體軸系氣流軸系航跡軸系軸系間關(guān)系

，

s

,

,

s,

(無風(fēng)時)有關(guān)符號和分量定義升力Y、阻力Q、側(cè)力Z滾轉(zhuǎn)力矩Mx、偏航力矩My

、俯仰力矩Mz

對稱面內(nèi)垂直于速度方向，指向座艙為正沿速度方向，指向后為正垂直于Q,Y，指向右為正氣動力矩在體軸系上的分量。

滾轉(zhuǎn)角速度

x、偏航角速度

y

、俯仰角速度

z

飛機(jī)剛體運(yùn)動旋轉(zhuǎn)角速度在體軸系上的分量。

前向速度Vx、法向速度Vy

、側(cè)向速度Vz

飛行速度在體軸系上的分量。

副翼偏角

x、方向舵偏角

y、升降舵偏角

zztxt飛機(jī)對稱面OytMzMxMy

x

y

zVyVxVz體軸系分量Mx<0

x>0右副翼下偏左副翼上偏

y>0方向舵右偏

z>0升降舵下偏Mz<0My<0舵偏角定義小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)基準(zhǔn)運(yùn)動飛機(jī)在駕駛員的操縱下，按預(yù)定規(guī)律進(jìn)行的運(yùn)動。一般為平衡運(yùn)動，如定常直線運(yùn)動、正常盤旋等。擾動運(yùn)動飛機(jī)作基準(zhǔn)運(yùn)動時，由于外界瞬時干擾使其運(yùn)動參數(shù)在一段時間內(nèi)不按預(yù)定規(guī)律變化所進(jìn)行的運(yùn)動。

總運(yùn)動參數(shù)=基準(zhǔn)運(yùn)動參數(shù)+擾動運(yùn)動參數(shù)增量

=

0+

0,

=

0+

,…

小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)基本假設(shè)地球?yàn)槠降?、不旋轉(zhuǎn)的慣性參考系(Ax'dy'dz'd為慣性系)靜止大氣飛機(jī)為理想剛體不計飛機(jī)質(zhì)量變化不計重力隨高度變化基準(zhǔn)運(yùn)動為對稱定直飛行，無側(cè)滑、無滾轉(zhuǎn)擾動運(yùn)動為小量縱向參數(shù)改變(

V,

,

z等)

只影響縱向氣動力(

Q,

Y,

Mz);橫航向參數(shù)改變(

,

x,

y等)

只影響橫航向氣動力(

Z,

Mx,

My)——小迎角飛行

不考慮高度變化引起的推力和氣動力變化認(rèn)為油門不動外環(huán)境飛機(jī)飛行其它小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)外力模型發(fā)動機(jī)推力相對于基準(zhǔn)狀態(tài)增量空氣動力相對于基準(zhǔn)狀態(tài)增量忽略、等導(dǎo)數(shù)小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)定常直線基準(zhǔn)運(yùn)動方程小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)小擾動方程縱向其中：縱向擾動運(yùn)動變量：耦合量非耦合量縱向和橫航向擾動運(yùn)動可以分別討論小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)小擾動方程橫航向橫航向擾動運(yùn)動變量：耦合量非耦合量小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)氣動導(dǎo)數(shù)分類靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)：阻尼導(dǎo)數(shù)：交叉阻尼導(dǎo)數(shù)：操縱導(dǎo)數(shù)：交叉操縱導(dǎo)數(shù)：其它導(dǎo)數(shù)：洗流時差導(dǎo)數(shù)：穩(wěn)定性、操縱性概念地軸系、體軸系、風(fēng)軸系、航跡系之間的關(guān)系有關(guān)符號和分量定義小擾動線化方程假設(shè)、形式、特點(diǎn)

氣動導(dǎo)數(shù)的基本類別

縱向動穩(wěn)定性和動操縱性結(jié)論：x隨時間的變化過程取決于特征根，且x的終值取決于 特征值的符號。取決于初值，(1)

當(dāng)引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧一元線性自由系統(tǒng)——齊次微分方程形式或記為通解取決于——特征方程及特征值通解故無論初值如何，(2)

當(dāng)(3)

當(dāng)多元線性自由系統(tǒng)——齊次微分方程(1)形式通解取決于特征行列式展開后為關(guān)于λ的n次實(shí)系數(shù)代數(shù)方程，存在n個根。引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧系數(shù)、及與初始條件有關(guān)。無重根時的通解形式：其中為r個實(shí)根；為s對復(fù)根；引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧(2)典型模態(tài)典型模態(tài)：每個實(shí)特征根或每對復(fù)特征根代表一種簡單運(yùn)動， 稱為典型模態(tài)。飛機(jī)總運(yùn)動由各典型模態(tài)迭加。不同類型特征根對應(yīng)的模態(tài)運(yùn)動：單調(diào)衰減單調(diào)發(fā)散等值實(shí)型特征根引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧1.初始狀態(tài)非零時，若某一特征值具有正實(shí)部時,當(dāng)且僅當(dāng)所有或具有負(fù)實(shí)部時，阻尼振蕩復(fù)型特征根發(fā)散振蕩等幅振蕩2.每一模態(tài)對各個狀態(tài)參數(shù)的影響體現(xiàn)在其幅值和相位；這與特征值對應(yīng)的特征向量有關(guān)。引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧結(jié)論若為負(fù)實(shí)根：模態(tài)參數(shù)(1)半衰期或倍幅時阻尼振蕩振幅包線或單調(diào)衰減運(yùn)動幅度減至初始一半所需時間。發(fā)散振蕩振幅包線或單調(diào)發(fā)散運(yùn)動幅度增至初始二倍所需時間。引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧總之，實(shí)根或共軛復(fù)根對應(yīng)的半衰時／倍幅時為(2)

周期T或頻率NT：振動一次所需時間(3)半衰時或倍增時內(nèi)振蕩次數(shù)N：單位時間振動次數(shù)反映振蕩時阻尼和頻率間關(guān)系引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧§10-1縱向擾動運(yùn)動方程和特征方程基準(zhǔn)運(yùn)動為無側(cè)滑、無滾轉(zhuǎn)的定直平飛，并且根據(jù)縱向小擾動方程，握桿時縱向擾動運(yùn)動滿足引入符號§10-1縱向擾動運(yùn)動方程和特征方程引入符號§10-1縱向擾動運(yùn)動方程和特征方程方程重新整理得§10-1縱向擾動運(yùn)動方程和特征方程特征行列式展開可得特征方程:式中：§10-1縱向擾動運(yùn)動方程和特征方程§10-2穩(wěn)定性判別準(zhǔn)則對于四次特征方程，當(dāng)且僅當(dāng)下列行列式及其各階主子式為正時，飛機(jī)存在動穩(wěn)定性（特征根具有負(fù)實(shí)部）：Routh-Hurwitz判據(jù)當(dāng)a4=0，一實(shí)根臨界；當(dāng)R=0，一對復(fù)根臨界?！?0-3實(shí)例分析——兩種典型模態(tài)及其物理景象實(shí)例某機(jī)在H=11000m以M=0.90作定常直線飛行，試分析其縱向動穩(wěn)定特性。已知飛機(jī)主要的構(gòu)造及氣動參數(shù)：（教材P.182，例題）(1)由幾何重量數(shù)據(jù)及無量綱導(dǎo)數(shù)求取等效氣動導(dǎo)數(shù)：(2)計算特征方程系數(shù)(3)可以用Routh-Hurwitz判據(jù)判斷動穩(wěn)定性情況(4)進(jìn)一步可以求解特征根，并計算相應(yīng)特征參數(shù)，掌握各模態(tài)情況。分析步驟：典型