飞行力学大作业
飞行力学大作业
1. 导弹运动方程组的数值积分
数学模型以铅垂平面内无控飞行的运动方程组为例，如下： cos sin dV m P X G dt
αθ=-- sin cos d mV P Y G dt
θαθ=+- z z z z z z d J M M dt
ωαωαω=+ z d dt
?ω= cos dx V dt
θ= sin dy V dt
θ= c dm m dt
=- α?θ=-
输入参数：01000/V m s =，
08530x m =，011600y m =，0255m kg =，2306.26z J kg m = ，030θ= ，030?= ，00/z s ω= ，0.1x C =，0.15y C =，
0.0326z m α=-，0.01z z m ω=-，
4.86L m =，20.079S m =，0P N =， 3.5/c m kg s =（40秒后0/c m kg s =），31.225/kg s ρ=，341/C m s = 要求：用龙格库塔法编程实现导弹无控导弹的解算。
2. 比例导引法
设坦克目标作水平等速直线运动，12/T V m s =，反坦克导弹采用寻的制导，按比例导引侧面拦截目标，导弹等速飞行，120/V m s =，比例系数4K =，攻击平面为一水平面，初始条件：03000r m =，070q = ，02η=- ，试用龙格库塔法解算运动学弹道。
直升机飞行力学复习题答案
Chapter One A helicopter of central articulated rotor makes a level flight with cruse speed. In this flight condition, the pitching attitude angle is 20, longitudinal cyclic pitching angle is B1 70, rotor longitudinal flapping angle is a1s 30. Assuming the tilted angle of rotor shaft is 00, please determining the following angles: Helicopter climb angle Fuselage attack angle Rotor attack angle s Rotor flapping due to forward speed a10 中心铰式旋翼直升机以巡航速度前飞。俯仰角-2 °，纵向周期变距7°，纵向挥舞角-3 °，旋翼轴前倾角0° 平飞，爬升角0° 机身迎角-2 ° 桨盘平面迎角-2 ° 吹风挥舞4°
Chapter Two 1. For the main/tail rotor configuration helicopter, the pilot applies which stick or rudder to control what kind of surfaces and corresponding aerodynamic forces? 2. Whythe gradient of control stick forces can' t be too large or small? 3. Co-axis, tandem and tilted-rotor helicopters have no tail rotor. How to change the direction in hover for these helicopters? 1. 操纵——气动面——响应P13 表2-1 前推/后拉杆——纵向周期变距，桨盘前倾/ 后倒——前飞/后飞，俯仰 左推/ 右推杆——横向周期变距，桨盘侧倒——侧飞，滚转 油门/ 总距杆——改变总距——改变垂向速度脚蹬——改变尾桨总距——改变航向 2. 为什么杆力梯度不能太大也不能太小P16 太大时大操纵较吃力，太小了不易感觉当前位移量。杆力梯度适中有利于精确操纵。 3. 共轴、纵列、倾转旋翼机如何悬停转弯？共轴——上下旋翼总距差动纵列——前后横向周期变距一个向左一个向右倾转旋翼——一侧后倒一侧前倒
飞行器自动控制导论_第二章飞行力学基础
第二章飞行力学基础 2.1 飞行器空间运动的表示、飞行器操纵机构、稳定性和操纵性的概念2.1.1常用坐标系 1)地面坐标系(地轴系)(Earth-surface reference frame）Sg-o g x g y g z g 原点o g 取自地面上某一点（例如飞机起飞点）。o g x g 轴处于地平面内并指向 某方向（如指向飞行航线）；o g y g 轴也在地平面内并指向右方；o g z g 轴垂直地面 指向地心。坐标按右手定则规定，拇指代表o g x g 轴，食指代表o g y g 轴，中指代表 o g z g 轴，如图2-1所示。 2）机体坐标系（体轴系）(Aircraft-body coordinate frame)Sb-oxyz 原点o取在飞机质心处，坐标与飞机固连。Ox与飞机机身的设计轴线平行，且处于飞机对称平面内；oy轴垂直于飞机对称平面指向右方；oz轴在飞机对称平面内；且垂直于ox轴指向下方（参看图2.1-1）。发动机推力一般按机体坐标系给出。 3）速度坐标系(Wind coordinate frame)Sa-ox a y a z a 速度坐标系也称气流坐标系。原点取在飞机质心处，ox a 轴与飞行速度V的 方向一致。一般情况下，V不一定在飞机对称平面内。oz a 轴在飞机对称面内垂 x 图2.1-1 机体坐标系与地面坐标系
直于ox a 轴指向机腹。oy a 轴垂直于x a oz a 轴平面指向右方,如图2.1-2所示。作用在飞机上的气动力一般按速度坐标系给出。 4）航迹坐标系(Path coordinate frame)Sk-ox k y k z k 原点取在飞机质心处，ox k 轴与飞机速度V 的方向一致。oz k 轴在包含ox k 轴的铅垂面内，向下为正；oy k 轴垂直于x k oz k 轴平面指向右方。研究飞行器的飞行轨迹时，采用航迹坐标系可使运动方程形式较简单。 2.1.2 飞机的运动参数 1）飞机的姿态角 1.俯仰角θ(Pitch angle) 机体轴ox 与地平面间的夹角。以抬头为正。 2.偏航角ψ(Yaw angle) 机体轴ox 在地平面上的投影与地轴o g x g 间的夹角。以机头右偏航为正。 3.滚转角φ(Roll angle) 又称倾斜角，指机体轴oz 与通过ox 轴的铅垂面间的夹角。飞机向右倾斜时 图2.1-2 速度坐标系与地面坐标系
直升机飞行力学复习题
Chapter One 某中心铰接式直升机，以巡航速度做水平直线飞行，已知此时直升机俯仰姿态角02?=-, 纵向周期变距为017B =, 旋翼纵向周期挥舞角013s a =-. 该直升机旋翼轴前倾角为00δ=, 试确定：: 直升机爬升角 θ= 机身迎角 α= 旋翼迎角 s α= 旋翼吹风挥舞 10a = 平飞爬升角0° 机身迎角-2° 桨盘平面迎角-2° 吹风挥舞4° Chapter Two 1. 单旋翼/尾桨式直升机各个操纵杆、舵控制什么操纵面？用以改变哪些空气动力？ 2. 杆力梯度为什么不能过大或过小？ 3. 共轴式直升机、纵列式直升机、倾转旋翼飞行器都没有尾桨，悬停时如何改变方向？ 1. 操纵——气动面——响应 P13表2-1 前推/后拉杆——纵向周期变距，桨盘前倾/后倒——前飞/后飞，俯仰 左推/右推杆——横向周期变距，桨盘侧倒——侧飞滚转 油门/总距杆——改变总距——改变垂向速度 脚蹬——改变尾桨总距——改变航向 2. 为什么杆力梯度不能太大也不能太小P16 太大时大操纵较吃力太小了不易感觉当前位移量。杆力梯度适中有利于精确操纵。 3. 共轴、纵列、倾转旋翼机如何悬停转弯 共轴——上下旋翼总距差动
纵列——前后横向周期变距一个向左一个向右 倾转旋翼——一侧后倒一侧前倒 Chapter Three 1.黑鹰直升机的旋翼转向为顶视逆时转，问： ●悬停时遇到迎面突风，旋翼如何倾倒？驾驶员为保持悬停，应如何操纵予以修正？ ●驾驶员的修正动作，使桨叶如何周期变距？ 2.作定速、定高及左、右转弯时，纵向操纵有何不同？ 3.无铰旋翼的桨叶有挥舞运动吗？ 1.黑鹰直升机旋翼右旋悬停时遇到阵风旋翼如何挥舞此时如何操纵 前方来的阵风会导致旋翼后倒右倒。应向前、向左推杆。 前推杆导致90°桨距变小，270°桨距变大， 左推杆导致180°桨距变小，0°桨距变大。 2.不改变高度和速度时左转弯和右转弯有区别没，以右旋直升机为例 左转时需要增加尾桨总距，为了平衡尾桨拉力的增加需要左推杆以增加侧向力，这却导致了旋翼拉力的降低，进而需要提总距，又导致向前拉力的增加因而需要后拉杆。总之右旋直升机前飞左转弯的操纵为踩脚蹬—左压杆—提总距—后拉杆。 同理，右旋直升机右转弯的操纵为松脚蹬—减小左压杆—减总距—减小前推杆 3. 无铰式旋翼有挥舞吗 没有挥舞铰但是通过桨叶根部的柔性段或者桨榖柔性件的弹性变形实现挥舞运动。 Chapter Four 1.刚体有6个自由度，研究或计算直升机机身的运动，只用六个主控方程为什么不行？ 2.指出线化小扰动方程中的哪些项反应了直升机纵横向运动的耦合？
北航飞行力学大作业.(可编辑修改word版)
飞行力学大作业
= 0 CE E E E CB BE CE BE E E E BE E BE E E B B B B B B B B B Z ? 1 理论推导方程 在平面地球假设下，推导飞机质心在体轴系下的动力学方。 质心惯性加速度的基本方程是式（5.1.7），其中动点就是在转动参考系 F E 中的 O y 。这样 r ' 质心相对 于地球的速度，已用V E 来表示。这里假设地轴固定于惯性空间，且 = 0 。因此， F 的原点的加 速度a 0 就是与地球转动有关的向心加速度。数值比较表明，这一加速度和 g 相比通常可以略去。而 对于式（5.1.7）中的向心加速度项 r ' 的情况也是一样的，，也通常省略。在式（5.1.7）中剩下的 两项中 r ' = V E ，而哥氏加速度为2 E V E 。后者取决于飞行器速度的大小和方向，并且在轨道速度 时至多为 10%g 。当然在更高速度时可能更大。所以保留此项。最后质心的加速度可以简化为如下形 式： a = V E + 2 E V E 有坐标转换知： a = L a = L (V E + 2 E V E ) = L V E + 2L E V E = V E + ( B - E ) V E + 2 E V E = V E + ( + E ) V E (1) 体轴系中的力方程为：f=m a CB 而 f= A B +mg+T 设飞机的迎角为 ，侧滑角为 ，则体轴系的气动力表示为： ? A x ? ?-D ? ?cos cos -cos sin -sin ? ?-D ? ? A ? = L A = L ()L (-) ?-C ? = ? sin cos 0 ? ?-C ? ? y ? BW W y Z ? ? ? ? ? ? ?? A z ?? 重力在牵连垂直坐标系下为： ?? -L ?? ? 0 ? ?? sin a cos -sin a s in cos a ?? ?? -L ?? ? ? V ? ? ?? g ?? (3) 设发动机的安装角为，发动机的推力在机体坐标系的表示如下： ?T x ? ? T cos ? ?T ? = ? 0 ? (4) ? ??T y ? ? ? ? ? ?-T sin ? ? 由坐标转换可知 ： E g
空间飞行器动力学与控制
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics Spacecraft Dynamics and Control Teacher：Han-qing Zhang College of Astronautics
Spacecraft Dynamics and Control Text book: Spacecraft Dynamics and Control：A Practical Engineering Approach https://www.360docs.net/doc/cb1352783.html,/s/1o6BF32U (1) Wertz, J. R. Spacecraft Orbit and Attitude Systems, Springer. 2001 (2) 刘墩.空间飞行器动力学，哈尔滨工业大学出版社，2003. (3) 章仁为.卫星轨道姿态动力学与控制，北京航空航天大学出版社，2006. (4) 基于MATLAB/Simulink的系统仿真技术与应用，清华大学出版社，2002。 2014年4月22日星期二Spacecraft Dynamics and Control
Spacecraft Dynamics and Control 1. Introduction Space technology is relatively young compared to other modern technologies, such as aircraft technology. In only forty years this novel domain has achieved a tremendous level of complexity and sophistication. The reason for this is simply explained: most satellites, once in space, must rely heavily on the quality of their onboard instrumentation and on the design ingenuity of the scientists and engineers. 2014年4月22日星期二Spacecraft Dynamics and Control
北航飞行力学实验班飞机典型模态特性仿真实验报告(精)
航空科学与工程学院 《飞行力学实验班》课程实验飞机典型模态特性仿真 实验报告 学生姓名:姜南 学号:11051136 专业方向:飞行器设计与工程 指导教师:王维军 (2014年 6 月29日 一、实验目的 飞机运动模态是比较抽象的概念, 是课程教学中的重点和难点。本实验针对这一问题,采用计算机动态仿真和在人-机飞行仿真实验平台上的驾驶员在环仿真实验,让学生身临其境地体会飞机响应与模态特性的关系,加深对飞机运动模态特性的理解。 二、实验内容 1.纵向摸态特性实验 计算某机在某状态下的短周期运动、长周期运动的模态参数;进行时域的非实时或实时仿真实验,操纵升降舵激发长、短周期运动模态,并由结果曲线分析比较模态参数;放宽飞机静稳定性,观察典型操纵响应曲线,并通过驾驶员在环实时仿真体验飞机的模态特性变化。
2.横航向模态特性实验 计算某机在某状态下的滚转、荷兰滚、螺旋模态参数;进行时域仿真计算,操纵副翼或方向舵,激发滚转、荷兰滚等运动模态,并由结果曲线分析比较模态参数。 三、各典型模态理论计算方法及模态参数结果表 1 纵向模态纵向小扰动运动方程 0000 1 00 0e p e p e p u w e u w q p u w q X X u u X X g Z Z w w Z Z Z q q M M M M M δδδδδ δδδθθ????????-???? ????????? ? ???????????=+??????????????????? ?????????????????? A =[ X
u X ?w Z u Z w 0?g Z q 0M ?u M ?w0 M q 010] =[?0.01999980.0159027?0.0426897?0.04034850?32.2869.6279 0?0.00005547?0.001893500?0.54005010] A 的特征值方程 |λ+0.0199998?0.01590270.0426897 λ+0.0403485032.2 ?869.627900.000055470.001893500λ+0.540050 ?1λ |=0 特征根λ1,2=?0.290657205979137±1.25842158268078i λ3,4=?0.00954194402086311±0.0377636398212079i 半衰期t 1/2由公式t 1/2=? ln2λ 求得,分别为 t 1/2,1=2.38475828674173s t 1/2,3=72.6421344585972s 振荡频率ω分别为 ω1=1.25842158268078rad/s ω3=0.0377636398212079rad/s 周期T 由公式T =
弹道计算大作业doc资料
弹道计算大作业
目录 一、初始条件和要求 (2) 1.1 初始条件 (2) 1.2 仿真要求 (2) 二、模型的建立 (2) 2.1 升力和阻力模型 (2) 2.2 大气和重力加速度模型 (3) 2.3 无控飞行 (3) 2.4 平衡滑翔 (4) 2.5 最大升阻比滑翔飞行弹道 (4) 三、仿真结果 (5) 3.1 无控飞行弹道仿真 (5) 3.2 平衡滑翔弹道仿真 (7) 3.3 最大升阻比滑翔弹道仿真 (8) 附录 (9)
一、初始条件和要求 1.1 初始条件 已知给定的初始条件如下： 表1 初始条件 1.2 仿真要求 请使用Simulink或Buildfly完成以下仿真任务：（1）请完成该导弹的无控飞行弹道仿真； （2）请完成该导弹的平衡滑翔方案飞行弹道仿真；（3）请完成该导弹的最大升阻比滑翔飞行弹道仿真； 二、模型的建立 2.1 升力和阻力模型 已知展弦比为λ的飞行器的升力线斜率为：
y C α= (1) 根据飞行力学相关知识，飞行器的升力系数和阻力系数为： () 20y y x x y C C C C C ααε?=??=+?? (2) 其中，升力线斜率由（1）式可得；ε为效率系数：1 e επλ =。 由升力系数和阻力系数，得到导弹的升力和阻力为： 2212 12 x y X C v S Y C v S ρρ?=??? ?=?? (3) 2.2 大气和重力加速度模型 在计算过程中，大气密度采用如下模型： 4.25588 000.0065=1H T ρρ??- ? ?? (4) 其中，30 1.225/kg m ρ=为海平面的大气密度；0288.15T K =。 重力加速度采用如下模型： 2 0d d R g g R H ?? = ?+?? (5) 其中，09.8g =，6371000d R m =为地球半径；H 为飞行器距离地面的高度。 2.3 无控飞行 假设导弹的运动始终在铅垂平面，根据飞行力学知识，得到导弹无控飞行时的运动学和动力学方程为：
北航飞行器设计与应用力学系.doc
航空科学与工程学院 2016年研究生入学考试复试大纲 一、复试方式：笔试＋面试 二、复试组织： 1、笔试：由航空学院统一组织，考试科目及复试大纲另见《航空科学与工程学院2013年考研复试安排》。 2、口试：以学科专业组为单位，由3-5位硕士生导师组成面试小组（组长为教授），每位考生的面试时间为20分钟。 三、复试流程和评分标准： 1）检查并核实考生面试所必备的个人证件和材料；考生可以提供有助于证明自己背景和能力的相关材料，证件和材料完备是面试的必要条件。 2）考生用英语口述个人基本情况、兴趣等，面试小组老师就考生基本情况提问，考生用英文回答问题。 3）考生朗读一段考场指定的专业外语短文，并口头翻译成中文。 4）面试小组老师就基础理论知识提问，学生用中文回答问题。 5）面试小组老师就专业知识提问，学生用中文回答问题。 面试结束后考生退场，在3-5个工作日后见航空学院网站“招生就业”栏目的“研究生招生”，会通知出学院的拟录取名单，在7层的研究生教学橱窗也会公布。 四、考场纪律 考生准时到达指定的复试考场，遵守考场秩序，尊重考试教师。 五、各学科专业组具体复试内容及参考书： 1、飞行力学与飞行安全系2016年硕士研究生入学复试程序 方式： 由3~6位硕士生导师组成面试小组，每位考生的面试时间为20分钟。 范围： 面试范围包括英语口语能力、专业英语阅读理解能力、专业基础理论知识和专业知识。具体环节如下： 1）对考生学习背景、心理、爱好和志愿等基本情况的了解。 2）考察考生的英语阅读和口头表达能力。
3）基础理论和专业知识面试。基础理论包括自动控制原理、理论力学和材料力学。专业知识包括飞行力学、飞行安全、飞行器总体设计、空气动力学等。 参考书： 基础理论可以选用任何一本考生熟悉的《自动控制原理》、《理论力学》、《材料力学》教材。专业课可以参考《飞机飞行动力学》（熊海泉编）或《飞机飞行性能》、《飞机的稳定与控制》等方面的参考书。 面试流程和评分标准： 1）检查并核实考生面试所必备的个人证件和材料；证件和材料完备是面试的必要条件。2）考生用英语口述个人基本情况、兴趣等，面试小组老师就考生基本情况提问，考生回答问题。 3）读一段指定的专业外语，并口头翻译成中文。 4）面试小组老师就基础理论知识提问，学生回答问题。 5）面试小组老师就专业知识提问，学生回答问题。 6）问答结束后，考生退场，面试老师根据考核要求和面试情况，对考生进行评分。 7）所有考生面试结束后，面试老师根据总体情况，对所有考生进行综合评估和比较，给出面试成绩。 2、人机与环境工程/制冷及低温工程2016年硕士研究生入学复试程序 方式： 由3~5位硕士生导师组成面试小组，每位考生的面试时间为20分钟。 范围： 1）英语阅读和口头表达能力。 2）对考生心理、基本情况的了解。 3）基础理论和专业知识面试。基础理论包括：自动控制原理，理论力学，流体力学；专业知识包括工程热力学，传热学，人机工程，低温制冷。考生可以选择其中1门基础理论和1门专业课作为面试内容，或者是综合知识。 参考书： 可以选用任何一本考生熟悉的《自动控制原理》、《理论力学》、《流体力学》教材。专业课可以选用考生熟悉的《工程热力学》，《传热学》，《人机工程》，低温制冷等方面的参考书。 面试流程和评分标准： 1）检查并核实考生面试所必备的个人证件和材料；证件和材料完备是面试的必要条件. 2）考生用英语口述个人基本情况、兴趣等，面试小组老师就考生基本情况提问，考生回答问题。 3）读一段指定的专业外语，并口头翻译成中文。 4）面试小组老师就基础理论知识提问，学生回答问题。 5）面试小组老师就专业知识提问，学生回答问题。 6) 问答结束后，考生退场，面试老师根据考核要求和面试情况，对考生进行评分。
飞行动力学与控制大作业
《飞行力学与控制》 飞行动力学与控制大作业报告 院（系）航空科学与工程学院 专业名称飞行器设计 学号 学生姓名
目录 一．飞机本体动态特性计算分析 (2) 1.1飞机本体模型数据 (2) 1.2模态分析 (2) 1.3传递函数 (3) 1.4升降舵阶跃输入响应 (3) 1.5频率特性分析 (5) 1.6短周期飞行品质分析 (6) 二．改善飞行品质的控制器设计 (7) 2.1SAS控制率设计 (7) 2.1.1控制器参数选择 (8) 2.1.2数值仿真验证 (12) 2.2CAS控制率设计 (13) 三．基于现代控制理论的飞行控制设计方法 (16) 3.1特征结构配置问题描述 (16) 3.1.1特征结构的可配置性 (16) 3.1.2系统模型 (16) 3.2系统的特征结构配置设计 (17) 3.2.1设计过程 (17) 3.2.2具体的设计数据 (17) 3.2.3结果与分析 (18) 四．附录 (20)
一． 飞机本体动态特性计算分析 1.1 飞机本体模型数据 本文选取F16飞机进行动态特性分析及控制器设计，飞机的纵向状态方程形式如下： . x =Ax +Bu y =Cx (1.1) 状态变量为：[]T u q αθ=x 控制变量为：e δ=u 基准状态选择为120,2000V m s H m ==的定直平飞。选取状态向量 ()T u q αθ =x ,控制量为升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得 到的矩阵数据如下： -0.0312 -1.1095 -9.8066 -0.5083-0.0013 -0.6543 0 0.9185 0 0 0 1.00000 -0.3828 0 -0.6901???? ? ?=???? ??Α (1.2) []-0.0167 -0.0014 -0.0956T =B (1.3) []1.000057.295857.295857.2958diag =C (1.4) 1.2 模态分析 矩阵A 的特征值算出为： 1,23,4-0.6778 + 0.5926i -0.0100 + 0.0769i λλ== 对应的特征向量如下： 0.9874 0.9874 -1.0000 -1.0000 0.1137 - 0.0053i 0.1137 + 0.0053i 0.0011 - 0.0000i 0.0011 + 0.0000i 0.0521 - 0.0629i 0.0521 + 0.0629i 0.002=V 1 + 0.0078i 0.0021 - 0.0078i 0.0019 + 0.0735i 0.0019 - 0.0735i -0.0006 + 0.0001i -0.0006 - 0.0001i ?? ?? ? ??????? 由系统特征值可知，系统具有两对共轭复根，也即具有两种运动模态：长周
直升机飞行力学复习题答案
Chapter One A helicopter of central articulated rotor makes a level flight with cruse speed. In this flight condition, the pitching attitude angle is 02?=-, longitudinal cyclic pitching angle is 017 B =, rotor longitudinal flapping angle is 013s a =-. Assuming the tilted angle of rotor shaft is 00δ=, please determining the following angles: Helicopter climb angle θ= Fuselage attack angle α= Rotor attack angle s α= Rotor flapping due to forward speed 10a = 中心铰式旋翼直升机以巡航速度前飞。俯仰角-2°，纵向周期变距7°，纵向挥舞角-3°，旋翼轴前倾角0° 平飞，爬升角0° 机身迎角-2° 桨盘平面迎角-2° 吹风挥舞4°
Chapter Two 1.For the main/tail rotor configuration helicopter, the pilot applies which stick or rudder to control what kind of surfaces and corresponding aerodynamic forces? 2.Why the gradient of control stick forces can’t be too large or small? 3.Co-axis, tandem and tilted-rotor helicopters have no tail rotor. How to change the direction in hover for these helicopters? 1.操纵——气动面——响应P13表2-1 前推/后拉杆——纵向周期变距，桨盘前倾/后倒——前飞/后飞，俯仰左推/右推杆——横向周期变距，桨盘侧倒——侧飞，滚转 油门/总距杆——改变总距——改变垂向速度 脚蹬——改变尾桨总距——改变航向 2.为什么杆力梯度不能太大也不能太小P16 太大时大操纵较吃力，太小了不易感觉当前位移量。杆力梯度适中有利于精确操纵。 3.共轴、纵列、倾转旋翼机如何悬停转弯？ 共轴——上下旋翼总距差动 纵列——前后横向周期变距一个向左一个向右 倾转旋翼——一侧后倒一侧前倒
飞行力学试题题库
飞行力学试卷A 一、简答题 1、试说明最大升阻比max K 随M 数的变化规律，并解释其变化原因。 2、试说明最大升阻比A 随M 数的变化规律，并解释其变化原因。 3、试说明最大升阻比0x c 随M 数的变化规律，并解释其变化原因。 4、试描述发动机的转速（油门）特性，并绘出变化曲线。 5、试描述发动机的速度特性，并绘出变化曲线。 6、试描述发动机的高度特性，并绘出变化曲线。 7、试叙述基本飞行性能计算时的假设条件。P16 8、飞机设计师为提高在亚音速范围的飞机性能，通常采用哪些措施。P19 9、简述飞机的飞行包线，并绘制图形表示。（包括个限制条件）P25 10、简述在飞行包线内的第一平飞范围内驾驶员的操作。P32 11、简述“反操纵”的含义。 12、简述飞行状态和飞行员操纵的关系（改变驾驶杆和油门对飞机的影响）。P33 13、采用那些措施可以改善飞机的航程和航时。P61 14、影响飞机进行正常盘旋时要考虑的三种限制因素P72 15、简述推导飞机运动方程时的假设条件P93 16、简述飞机的机体坐标系（包括X 、Y 、Z 轴及相关角度） 17、简述飞机的气流坐标系（包括X 、Y 、Z 轴及相关角度） 18、简述飞机的航迹坐标系（包括X 、Y 、Z 轴及相关角度） 19、简述在无量纲化公式中A z z qSb M m =中，q 、S 、A b 分别代表什么含义。 20、简述机身对飞机的纵向力矩的影响。P114 21、写出平尾力矩系数对升力系数的偏导数y zpw c m ??，并解释各参数的含义。P116 22、简述飞机质心一定的情况下，飞机的焦点随飞行M 数的影响。P120 23、简述襟翼偏转的影响。P121 24、飞机安装水平尾翼的作用。P123 25、如何避免飞机在跨音速飞行时出现“反操纵”现象。P129 26、简述补偿飞机舵面铰链力矩的调整片的作用。P131 27、简述飞机的相对密度，并解释其各个参数。P142 28、写出握杆机动点的表达式，握杆机动点的物理含义。P143 29、写出松杆机动点的表达式，松杆机动点的物理含义。P145 30、质心前限的确定原则。 31、采用什么手段可以增大飞机的航向静稳定性。 32、差动副翼的原理。P162 33、简述飞机副翼操纵的反效问题。P163 34、简述改善飞机横向操纵效能的措施。 35、简述飞机的“蹬舵反倾斜”现象P170
实验二 飞机小扰动飞行仿真演示实验
实验二飞机小扰动飞行仿真演示实验 实验类型：（演示性） 1.实验目的 该实验将飞行力学知识与飞行仿真、模拟相结合，分析、研究飞机横航向小扰动运动特性。通过该实验，可以使学生更好地学习和理解飞行力学稳定性与操作性的有关内容，增强对飞机飞行品质的感性认识。 2.实验仪器与设备 实验在PC个人计算机、WINDOWS 98以上操作系统、Matlab环境中进行。 3.实验原理 飞行器在定直平飞平衡运动状态下，受到小扰动或操纵作用，响应具有典型的模态特性。纵向小扰动运动包括短周期运动模态、长周期运动模态特点。 其中迎角为短周期运动参数，短周期小扰动运动方程为： 速度、航迹倾角为长周期运动参数，长周期小扰动运动方程为： 横航向小扰动运动包括滚转模态、荷兰滚模态、螺旋模态特点，横航向特征方程为：
滚转模态特征为初始阶段快速滚转，荷兰滚模态特征为既左右偏航又来回滚转，螺旋模态不稳定时，表现为扰动后期飞机沿螺旋线缓慢滚转下降。 本实验建立典型飞机的仿真模型，计算飞机在纵向、横航向小扰动作用下的响应特性，演示飞机的模态特性。 4.实验步骤 1）软件启动 在Matlab环境中执行模型程序“lab.mdl”，界面如下。 2）飞机原始数据调用 鼠标双击，读入“../fdc13/lab/aircraft-lab.dat”文件。 3）配平数据调用
鼠标双击，弹出窗口： 选择， 读入“../fdc13/lab/cr45_3000_lab.tri”文件。 4）扰动输入 鼠标双击，将初始迎角改为5度，相当于加入纵向扰动。 鼠标双击，将初始侧滑角改为5度，相当于加入横航向扰动。5）仿真计算 在Matlab环境对“lab.mdl”进行仿真，仿真时间40秒。 6）结果保存 鼠标双击，保存仿真计算结果。 7）结果输出 鼠标双击，查看纵向运动参数变化情况。 鼠标双击，查看横航向运动参数变化情况。
飞行器飞行力学
题号：839 《飞行器飞行力学》 考试大纲 一、考试内容 根据我校教学及该试题涵盖专业的特点，对考试范围作以下要求： 1．基本概念：压力中心；焦点；静稳定性；失速；瞬时平衡假设；纵向运动；攻击禁区；相对弹道；绝对弹道；理想弹道；理论弹道；基准运动；扰动运动；附加运动；强迫扰动运动；自由扰动运动；动态稳定性；操纵性；超调量；调节规律；特征方程及特征根。 2．坐标系及其转换：惯性坐标系；弹道坐标系；速度坐标系；弹体坐标系；坐标转换方程；迎角、侧滑角、弹道倾角、弹道偏角、姿态角、速度滚转角；作用在导弹上的力和力矩。 3.导弹运动方程的建立：导弹作为刚体的六自由度运动方程的建立方法；导弹作为可操纵质点的运动方程的建立；纵向运动方程的建立；平面运动方程的建立；轴对称和面对称导弹的操纵方法；理想操纵关系式。 4．过载：过载的概念；过载的投影；过载与运动参数之间的关系；过载与机动性的关系；过载与导弹结构强度设计之间的关系；过载与弹道形状的关系；需用过载；可用过载；极限过载；最大过载；过载与轨道半径的关系。 5．导引规律与弹道：导引弹道的研究方法、特点；相对运动方程的建立；追踪法；平行接近法；比例导引法；三点法；角度法；复合制导。 6.方案制导：方案制导的弹道方程；按要求给出方案弹道的具体方案。 7.干扰力和干扰力矩：风的干扰；发动机安装偏差；弹身对接偏差；弹翼安装偏差；控制系统误差。 8．扰动运动方程：扰动运动方程的建立；扰动运动方程与扰动源性质的关系；“系数”冻结法；扰动运动方程的拉氏解析求解方法；扰动运动方程特征根与扰动运动形态和稳定性的关系。 9．纵向扰动运动：纵向扰动运动动态特性的分析方法；纵向短周期扰动运动特性的分析；纵向短周期扰动运动的动态稳定条件的推导；纵向短周期扰动运动的动稳定性与静稳定性的关系；纵向短周期扰动运动的传递函数；舵面阶跃偏
北航 飞力实验课实验报告
课程代码：051709 研究生课程试卷 2017－2018学年第一学期期末 《飞行力学实验I》 飞行原理实验报告 考试时间2018年 11月 1日 姓名：苏雨 学号：ZY1805316 专业：飞行器设计 指导教师：王维军 北京航空航天大学 航空科学与工程学院 2018年11月
飞机失速尾旋现象研究 第一章：失速尾旋现象介绍 在我从事航模生涯这些年以来，有一种十分危险的飞行现象，导致了我多架模型飞机坠毁。这就是在飞行中有时会出现飞机突然失去控制，一边下坠，一边偏侧翻转，操纵无效直到坠地。经查阅资料，了解到这种飞行现象称为失速尾旋。 失速：失速是当机翼攻角（迎角）增大到一定的程度（临界迎角）后，机翼上表面气流分离，导致升力减小所发生的现象。飞机将低头下沉，直至获得足够升力飞行。在高度低时发生失速是危险的，高度足够高时，可以练习失速的改出，改出失速的基本操作是迅速推杆到底采用俯冲姿态，等速度大于等于1.3倍失速速度时，缓慢向后拉杆改出至平飞。 尾旋（螺旋）：当一侧机翼先于另一侧机翼失速时，飞机会朝先失速的一侧机翼方向沿飞机的纵轴旋转，称为螺旋或尾旋。发生螺旋式非常危险的事情，有些飞机在设计制造时是禁止飞机进入螺旋的，这样的飞机进入螺旋姿态后，很难改出。可以改出的飞机改出尾旋的基本方法是推杆到底，并向相反方向拉杆，如果发动机以高速运转，必须立即收油门到慢车，向螺旋相反方向蹬满舵，螺旋停止后，使用失速改平的方法。成功的关键是飞行员的技术和飞机的性能。 全世界每年飞机事故中因失速发生的占事故总数约30%～40%，如果飞行员认知不清、处置不及时准确，飞机很可能在极短时间内进入失速尾旋，若在低空小高度时飞机进入失速尾旋处置不当，很可能会造成机毁人亡的等级事故，研究失速与尾旋的预防措施与改出方法，对考核飞机边界飞行的操控性、安全性，挖掘飞机的机动性能以及保证战斗生存率与飞行安全意义重大。 第二章：失速尾旋现象原理分析 2.1失速现象原理分析 飞机在飞行时，机翼翼型中心与气流来流方向的夹角为迎角，当迎角增加到抖振迎角时，机翼上气流开始分离，机翼开始出现了抖振，此时机翼升力系数还在上升，当迎角增加到临界迎角时，机翼表面气流分离出现了严重分离，飞机升力系数急剧下降，可见失速根源是由于机翼表面气流分离造成，失速也包括平尾、鸭翼等控制翼面的气流分离，导致机翼和飞机其它控制翼面失去部分或全部效能,在失速过程中如果飞机升力支撑不了飞机重量，飞机就会掉高度（图1、图2），临界迎角表征着飞机抗失速能力，飞机临界迎角越大，飞机抗失速能力越大，其中一代、二代战机临界迎角约为10°～25°、三代战机约为25°～50°、四代战机约为50°～70°,飞行中仰角，其中θ为俯仰角、φ为偏航角、γ为滚转
飞行力学实验2
实验报告 2013届飞行器设计与工程专业 1315071班级 题目模拟飞行实验 姓名______________ 学号___________ __2016___年___5__月__21___日
1.根据模拟飞行，结合课本第八章，简述飞机滑行，平飞、上升、下降的操纵原理。 （1）滑行：飞机不超过规定的速度，在地面上所做的直线或者曲线运动叫滑行。 飞机要平稳的滑行。这时，飞机从静止开始移动，推力必须大于最大静摩擦力，故飞机开始滑行时应适当加大油门。飞机开始移动后，因滑动摩擦力小于静摩擦力，摩擦力减小则应酌量减小油门，以防加速太快不能保持平稳滑行。滑行中，如果要增大滑行速度，应柔和增大油门，使推力大于摩擦力，产生加速度，使速度增大；如果要减小滑行速度，则应收小油门，必要时，可使用刹车。 滑行时要注意保持好速度和接近预定位置前，需提前柔和地减小油门和使用刹车减速，并使飞机能停止在预定的位置。 转弯时，禁止使用刹车进行大速度小半径转弯。转弯前，要减小速度，然后向转弯方向蹬舵，使飞机进入转弯；转弯中，用蹬舵量的多少控制转弯角速度，蹬舵量不宜过大，必要时可适当使用刹车；改出转弯时，要逐渐减少蹬舵量，直至脚蹬放平，使飞机对准预定中心线，退出转弯。 （2）平飞：从理论上讲飞机可以在飞行包线的范围内以任意速度平飞。飞机的飞行速度的改变可通过飞行员操纵油门大小和升降舵偏角来实现，但具体的操纵方法与飞机所处的平飞速度范围有关。 通常把平飞的速度范围分为两个：第一速度范围和第二速度范围，分界点为最大剩余推力所对应的速度。从有利速度到平飞第一速度范围，又称正操纵区；从平飞最小速度到有利速度称为平飞第二速度范围，又称反操纵区。 （a．）平飞第一速度范围的操纵
2006年西工大飞行力学考研试题答案(A)
试题名称：飞行器飞行力学（A 卷） 试题编号： 470 说 明：所有答题一律写在答题纸上 第 1 页 共 2 页 一、 填空题（30分，每小题3分） 1．攻角定义为导弹速度矢量在 的投影与 夹角。 2．轴对称导弹定常飞行时的纵向平衡关系式为 。 3．铅垂平面内弹道曲率半径与法向过载的关系式为 。 4．极限过载与临界迎角的关系式为 。 5．前置量导引法的导引关系式为 。 6．阵风干扰将产生 和 运动参数的初始偏差。 7．用动力系数描述的纵向短周期扰动运动动态稳定条件为 。 8．引入滚转角和滚转角速度信号的自动驾驶仪调节规律为 。 9．纵向阻尼动力系数的表达式为 。 10．轴对称导弹的主要理想操纵关系式为 。 二、问答题（30分，每小题5分） 1．导弹在水平面内作侧滑而无倾斜飞行的方案有哪些？其理想控制关系式分别是怎样的？ 2．何谓横向静稳定性？影响飞航式导弹横向静稳定性的因素有哪些？ 3．前置量导引法的前置角ε?的选取原则是什么？ 4．影响导弹反应舵偏的过渡过程品质指标有哪些？影响它们的传递参数分别主要是什么？ 5．为什么要在法向过载反馈的纵向姿态运动回路中加入限幅器？ 6．导弹按理想弹道飞行，其过载应满足怎样的关系式？ 三、分析讨论题（45分，每小题15分） 1．已知调节规律z K K ??δ???=?+? ，由反应此舵偏信号的z ??δ??? 、、参数偏差的过渡过程曲线，讨论在??参数偏差还为正时，舵面便出现了负偏值，即出现提前偏舵的现象、原因和结果。 2．分析弹道倾角对侧向动态稳定性的影响。 3．分析面对称导弹当存在绕1ox 轴的滚动角速度1x ω时，产生相对于1oy 轴的偏航力矩的物理成因。
飞行动力学与控制大作业
飞行动力学与控制大作业报告 院（系）航空科学与工程学院 专业名称飞行器设计 学号 学生姓名
目录 一．飞机本体动态特性计算分析 (2) 1.1飞机本体模型数据 (2) 1.2模态分析 (2) 1.3传递函数 (3) 1.4升降舵阶跃输入响应 (3) 1.5频率特性分析 (5) 1.6短周期飞行品质分析 (6) 二．改善飞行品质的控制器设计 (7) 2.1SAS控制率设计 (7) 2.1.1控制器参数选择 (8) 2.1.2数值仿真验证 (12) 2.2CAS控制率设计 (13) 三．基于现代控制理论的飞行控制设计方法 (16) 3.1特征结构配置问题描述 (16) 3.1.1特征结构的可配置性 (16) 3.1.2系统模型 (16) 3.2系统的特征结构配置设计 (17) 3.2.1设计过程 (17) 3.2.2具体的设计数据 (17) 3.2.3结果与分析 (18) 四．附录 (20)
一． 飞机本体动态特性计算分析 1.1 飞机本体模型数据 本文选取F16飞机进行动态特性分析及控制器设计，飞机的纵向状态方程形式如下： . x =Ax +Bu y =Cx (1.1) 状态变量为：[]T u q αθ=x 控制变量为：e δ=u 基准状态选择为120,2000V m s H m ==的定直平飞。选取状态向量 ()T u q αθ =x ,控制量为升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得 到的矩阵数据如下： -0.0312 -1.1095 -9.8066 -0.5083-0.0013 -0.6543 0 0.9185 0 0 0 1.00000 -0.3828 0 -0.6901?? ?? ? ?=?????? Α (1.2) []-0.0167 -0.0014 -0.0956T =B (1.3) []1.000057.295857.295857.2958diag =C (1.4) 1.2 模态分析 矩阵A 的特征值算出为： 1,23,4-0.6778 + 0.5926i -0.0100 + 0.0769i λλ== 对应的特征向量如下： 0.9874 0.9874 -1.0000 -1.0000 0.1137 - 0.0053i 0.1137 + 0.0053i 0.0011 - 0.0000i 0.0011 + 0.0000i 0.0521 - 0.0629i 0.0521 + 0.0629i 0.002=V 1 + 0.0078i 0.0021 - 0.0078i 0.0019 + 0.0735i 0.0019 - 0.0735i -0.0006 + 0.0001i -0.0006 - 0.0001i ?? ?? ? ??????? 由系统特征值可知，系统具有两对共轭复根，也即具有两种运动模态：长周期模态与短周期模态，其对应的模态频率及阻尼比如下：
第二炮兵工程大学考研试题862飞行力学(2015年~2016年)
第二炮兵工程大学2015年 硕士生招生考试初试业务课考试试题 862飞行力学 科目代码：862 科目名称：飞行力学 适用学科：航空宇航科学与技术、航天工程（专业学位） 一、填空题（本题满分15分，其中每小题各3分。 ） 1. 导弹的可用过载定义为 偏转到 值时的导弹所能产生的 过载。 2.导弹作为刚体的六自由度动力学模型包括 个描述 移动的动力学方程和 个描述 转动的动力学方程。 3.作用在飞行器上的空气动力一般可以分解在 坐标系的 轴、 轴、 轴上，分别称其为 力、 力、 力。 4. 导弹做等速直线爬升的方案飞行，其应满足的条件为 。 5. 弹道偏角定义为 矢量在 的投影与 的夹角。 二、判断题（本题满分15分，其中每小题各3分。请在每题的A 、B 答案中判断出一个正确的结果填入每题的括号内。 ） 1．动力学弹道 ( ) A. 由动力学方程和运动学方程所确定的导弹重心运动轨迹 B. 将导弹视为可控质点，由运动学方程和理想约束方程所确定的导弹重心运动轨迹 2. 可用过载 ( ) A. 对应于临界迎角的法向过载 B. 舵面偏转到最大值时，平衡飞行器所能产生的法向过载 3. 寻的制导（ ） A. 不需从目标或制导站提供信息，完全由弹上制导设备产生导引信号， 使导弹沿预定弹道飞向目标 B. 利用弹上导引装置接收目标辐射或反射的能量形成导引信号，控制导弹飞向目标 4．导致下洗延迟力矩的参数( ) A. B. ,αβ ,,x y z ωωω5．飞行器焦点定义为（ ） A. 总空气动力的作用线与飞行器纵轴的交点 B. 由攻角所引起的那部分升力的作用点 Y α α?三、计算题（本题满分45分，其中每小题各15分。） 1．已知导弹舵面升力为100kg ，舵面压心至铰链轴的距离为 0.5m ，求当舵偏角和攻角分别为15和20时，所产生的铰链力矩值。 2．已知导弹质量为922.5kg ， 推力和升力导数分别为367kg 和120kg /，求导弹Y α 以25的弹道倾角做直线爬升铅垂平面运动时的俯仰角值。 3．已知导弹过载，弹道倾角，求导弹切向加速度值。 2 2.5x n =30θ= 四、问答题（本题满分75分，其中每小题各5分。）