《飞行力学》课程实验指导
2015飞力实验班典型模态实验指导书
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：张恺玲学号：12051265专业方向：飞行器设计指导教师：王维军（2015年6月17日）实验名称: 飞机典型模态特性仿真实验实验所属课程编号：实验所属课程名称:飞行力学（Flight Dynamics）开课学期:春季一.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、要求及考核方式1．要求学生就上述实验教学内容中的模态特性分析和动态仿真，独立在实验平台上编程、操作，并完成计算和分析报告。
2．实验操作与讨论表现、实验报告质量综合评分。
严禁抄袭。
四、实验步骤1．模态特性分析。
按小扰动线化运动方程和给定的某飞机的数据，理论计算飞机运动的典型模态参数，包括纵向短周期模态、长周期模态及横、航向三个典型模态；2．动态仿真。
对上述模态分析结果，分别进行纵向和横航向的实时或非实时动态仿真，观察飞机的动态响应。
分别给定升降舵，方向舵和副翼典型输入，激发飞机的纵向、横航向模态，通过时域方法获取相应的飞行运动模态参数，并与理论计算结果对比；（横航向通过副翼阶跃来反映滚转收敛模态，螺旋模态可不作。
）尝试改变某些气动参数，观察飞机的模态特性变化。
实验模板(飞行力学)
郑州航空工业管理学院实验报告_____届______________专业___________班级题目______________________________ 姓名_____ ________ 学号_____ ______________年_____月_____日飞机飞行性能仿真演示实验一、飞行性能参数计算题目1：解算过程：Matlab程序：结果：基本要求：1.根据组内分工，将自己的分到的两道课后题的按照题目、解算过程、matlab程序、结果样式书写报告。
二、平飞所需推力曲线平飞所需推力曲线：Matlab程序：结果及分析：基本要求：1. 说明平飞推力曲线的纵横坐标、计算过程、及其绘制步骤2.利用matlab绘制平飞所需推力曲线，分析质量和飞行高度对平飞所需推力曲线的影响提高部分（该部分作为加分内容，不做强制性要求）：1.在平飞所需推力曲线上计算飞机的有利速度，远航速度。
2.分析飞行高度和质量对飞机的久航速度和远航速度的影响。
3.绘制飞机气动效率KMa的等值线图，分析喷气式飞机的最佳续航性能。
合理排版，正反面打印，内容不超过7页。
郑州航空工业管理学院实验报告_____届______________专业___________班级题目______________________________ 姓名_____ ________ 学号_____ ______________年_____月_____日转子系统状态监测系统认知实验一、转子实验台的组成二、转子实验台的测试机理对实验设备有全面的认识。
1郑州航空工业管理学院实验报告_____届______________专业___________班级题目______________________________ 姓名_____________学号_____________ 指导教师_____________职称___________________年_____月_____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。
飞行力学实验报告
飞行力学实验报告摘要：本实验旨在通过飞行力学实验，研究飞机的基本稳定性和操纵性能，并分析其对飞机飞行的影响。
实验中使用了一种小型模型飞机，并对其进行了各种不同条件下的测试，包括无动力滑翔、有动力飞行、操纵稳定性测试等。
通过实验数据的收集和分析，得出了飞机在不同条件下的稳定性和操纵性能数据，并提出了相应的改进建议。
1. 引言飞行力学是航空领域的一个重要分支，研究飞机的运动和力学特性。
飞机的稳定性和操纵性能对于飞行安全和飞行效率至关重要。
本实验旨在通过飞行力学实验，研究飞机在不同条件下的稳定性和操纵性能，并分析其对飞机飞行的影响。
2. 实验设备和方法2.1 实验设备本实验使用了一种小型模型飞机，具有可控尾翼、可变机翼和动力装置等设备。
实验中还使用了数据采集仪和相应的软件，用于记录实验数据。
2.2 实验方法本实验分为以下几个部分：2.2.1 无动力滑翔实验在这个实验中，我们将模型飞机从一定高度释放，观察其在没有动力推动的情况下的飞行特性。
通过记录模型飞机的下降速度和滑翔距离，我们可以评估其空气动力学特性和稳定性水平。
2.2.2 有动力飞行实验在有动力飞行实验中，我们将给模型飞机提供动力，观察其在不同速度下的飞行情况。
通过记录模型飞机的速度、升力和阻力等数据，我们可以评估其操纵稳定性和动力性能。
2.2.3 操纵稳定性测试在这个实验中，我们将对模型飞机进行操纵稳定性测试，包括升降舵和方向舵的操纵测试。
通过观察模型飞机的姿态和路线变化，我们可以评估其操纵性能和稳定性水平。
3. 实验结果与讨论3.1 无动力滑翔实验结果根据实验数据，我们得到了模型飞机在不同高度释放时的滑翔距离和下降速度。
通过对数据的统计和分析，我们发现模型飞机的空气动力学特性和稳定性随着高度的增加而改变。
具体结果如下：3.2 有动力飞行实验结果根据实验数据，我们得到了模型飞机在不同速度下的升力、阻力和动力参数。
通过对数据的统计和分析，我们发现模型飞机的操纵稳定性和动力性能随着速度的变化而改变。
飞行力学实验报告
航空科学与工程学院《飞行力学》课程实验（二）班级____学号__姓名____模拟飞行实验二：飞机典型运动模态激发数据处理：1．根据记录数据，提取与任务要求相关的模拟飞行段数据，并绘制曲线； 由模拟软件，我们导出两组数据：脉冲响应，宽度1，步长s h 011.0=；一组为飞行器纵向的飞行段数据，由),,,,(u q t θα组成，在外界脉冲扰动下：由上图，),(u θ在外界脉冲输入之下，一直没能得到收敛，而根据短周期模态定义，俯仰角θ的变化应该在几秒甚至于几毫秒的时间量级。
这时我们构造的系统稳定性差，需要额外提供增加稳定性的装置。
所以我们又增加了增稳器来寻求快速收敛：选择步长s h 011.0=，取收敛时间为12秒，有外界扰动为脉冲扰动，得到的参数曲线：将此图与上图对比，),,,,(u q t θα中的各纵向参数均得到收敛，可见增加增稳器对于提高系统的稳定性意义重大。
寻求飞行横向参数的脉冲响应曲线),,,,(v r p t φ，我们所得到的结果见下图：这些飞行横向参数在时间区间内的收敛速度很慢，同样我门对系统加入增稳器来降低飞行横向参数的收敛时间，效果令人满意。
2．提取飞机飞行纵向和横航向模态参数。
为了方便观察，我们取不加增稳器的系统观察，脉冲响应的横航向参数曲线：纵向迎角&俯仰角的时间区间曲线：纵向俯仰角速度的时间区间曲线：机体坐标系x方向上的速度投影：横向滚转角的时间区间曲线：横航向滚转&偏航角速度的时间曲线：机体坐标系y方向上的速度投影：六、思考题1．模态参数辨识实验常用的飞行操纵方式有哪些？答：通过方向舵控制飞机航向，通过升降舵控制飞机俯仰，通过调整副翼控制飞机的滚转，通过油门杆控制油门的大小。
2．纵向扰动运动模态如何随重心变化？答：我们对这道问题进行了模拟操纵，移动了重心，得到相应参数曲线，其初始设置值和第一张图完全一致，就是向后调整重心的位置，将下图和第一张实验参数曲线图相比：这张图所得到的结果是发散的，因为在向后调整了重心位置之后，飞机的纵向定速静稳定性)0(,0<∂∂<∂∂αm l m CC C ，即0,0.><-n ac g c K x x 条件不满足，就如图中的现象，飞机的纵向动态特性参数变得发散。
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为滚转角（下同）。
飞行力学教学大纲资料
教学大纲课程编号：05Z8511课程名称：飞行力学(Flight Mechanics)学时学分：44+4学时，2.5学分先修课程：高等数学（微积分、常微分方程、线性代数），理论力学，空气动力学，自动控制原理，航空航天概论.一、课程教学目标飞行力学是飞行器设计和工程力学专业的主要专业基础课程之一。
通过本门课程的学习，使学生：1. 掌握飞行器飞行的受力特点，了解其基本运动规律；2. 建立飞行器飞行力学分析和设计的正确思路、概念和方法；3. 培养学生从飞行现象和实际工程中提出问题、分析问题和解决问题的兴趣和能力；4. 初步了解研究飞行力学的工具和方法。
从而提高与航空器设计及应用相关的必要的理论素质和实践应用能力，为进一步的航空专业学习和研究，或从事与飞行器设计及应用有关的工作如布局选型选参、总体方案性能检验等奠定基础。
二、教学内容及基本要求基本要求1. 掌握飞行器飞行的受力特点，了解其基本飞行规律；2. 掌握飞行性能分析和设计的基本方法；3. 对飞行的稳定性和操纵性分析和设计具有准确的基本概念和思路；4. 具备初步的飞行器运动建模及对模型合理简化的能力；5. 对自动飞行控制的力学机理有一定了解；6. 对飞行模拟试验手段有基本的认识。
侧重于对基本概念、方法的定性认识和基本的定量分析。
讲授内容1. 绪论（1学时）课程内容；历史简介；飞行性能概念；操纵性稳定性概念；制导飞行器的导引；飞行力学研究方法。
2. 飞行器的质心运动方程（3学时）升阻特性。
动力特性；飞行操纵原理；飞行器质心运动方程及其简化。
3. 基本飞行性能（10学时）★定常平飞需用推力曲线（组成及其物理含义，随飞行速度、高度的变化）；定常平飞性能的确定及飞行包线。
定常上升和下滑性能的确定；非定常上升性能；定常飞行状态及其与操纵的关系（飞行包线的划分，平飞状态与操纵的关系）。
定常飞行状态的主要因素分析；航程和航时的基本关系式；等高等速巡航时的航程和航时。
北航飞力实验课实验报告
北航飞力实验课实验报告051770099研究生课程试卷2021－2021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2021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2021年11月1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12.1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 2角（下同）。
飞行力学实验报告
实验报告
Matlab分析飞机动力学的方法
实验目的：研究C mq变化对飞机纵向动力学特性的影响；
实验原理：改变C mq，根据飞机纵向小扰动方程求特征根和模态参数，分析气动参数对动力学特性的影响；
实验方案：选择Boeing-747-400机型在12192m高空时的状态，取C mq在-10到-50之间变化，求出对应的特征根及模态参数的变化，分析C mq的动力学特性的影响。
一、实验结果：
1.全局特征根的变化图
2.接近原点的根轨迹
3.时间参数的变化
二、实验结果分析：
短周期模态分析：
随着C mq逐渐变大，根近似水平的方向逐渐向实轴靠拢，由根轨迹图上的含义可知：
根近似水平的方向逐渐向实轴靠拢表明C mq主要影响着系统的阻尼比；
根到原点的距离减小，表现出衰减减弱，从短周期的半衰期的时间
t-half(short)不断变长可以得到证明；
震荡频率是根到x轴的距离决定的，从图上可以看出这震荡频率几乎不变，而这从震荡周期T（short）的结果可以看到。
长周期模态分析：
长周期模态的根几乎不变，导致长周期模态的半衰期t-half（phugoid）几乎不变；
而长周期的震荡时间T（phugoid）略有变化，这是四节系统的参数耦合影响的。
三、结论：
C mq从物理意义俯仰阻尼系数可知，主要影响的是短周期模态的阻尼比，而对长周期模态影响较小。
导弹飞行力学_实验报告
一、实验目的1. 了解导弹飞行力学的基本原理和方法；2. 掌握导弹飞行力学实验的基本操作技能；3. 分析导弹飞行过程中的受力情况，验证理论公式；4. 培养实验分析、数据处理和总结能力。
二、实验原理导弹飞行力学是研究导弹在大气层内外飞行过程中的力学现象和规律的科学。
本实验主要研究导弹在飞行过程中受到的空气动力、发动机推力和重力的作用，以及它们对导弹飞行轨迹的影响。
三、实验仪器与设备1. 导弹飞行模拟器；2. 数据采集与分析系统；3. 力学传感器；4. 计算机及相关软件。
四、实验步骤1. 连接实验仪器，确保各部件工作正常；2. 启动导弹飞行模拟器，设置实验参数，如导弹速度、攻角、侧滑角等；3. 打开数据采集与分析系统，开始采集实验数据；4. 观察导弹飞行过程，记录导弹轨迹、速度、攻角、侧滑角等参数；5. 停止实验，整理实验数据。
五、实验结果与分析1. 实验数据采集实验过程中，我们采集了导弹飞行过程中的速度、攻角、侧滑角、空气动力、发动机推力和重力等参数。
通过数据采集与分析系统，将这些数据导入计算机进行进一步分析。
2. 实验数据分析（1）导弹速度与攻角、侧滑角的关系根据实验数据，我们可以得出以下结论：- 随着攻角的增大，导弹速度先增大后减小，存在一个最佳攻角；- 随着侧滑角的增大，导弹速度先减小后增大，存在一个最佳侧滑角。
（2）导弹空气动力、发动机推力和重力的关系根据实验数据，我们可以得出以下结论：- 导弹在飞行过程中，空气动力、发动机推力和重力对导弹速度、攻角和侧滑角有显著影响；- 在一定范围内，增大发动机推力可以提高导弹速度，但过大的推力会导致导弹失控；- 空气动力对导弹飞行轨迹的影响较大，尤其是在高攻角和侧滑角情况下。
3. 实验结论通过本次实验，我们验证了导弹飞行力学的基本原理，掌握了导弹飞行力学实验的基本操作技能。
实验结果表明，导弹飞行过程中受到的空气动力、发动机推力和重力对导弹飞行轨迹有显著影响，掌握这些影响因素对于导弹设计、制导和控制具有重要意义。
飞行力学课程实验报告
航空科学与工程学院《飞行力学》课程实验模拟飞行实验：飞机典型运动模态激发一、实验目的1．掌握常规布局飞机的模态特点2．了解重心后移对稳定性的影响二、实验仪器和设备1．教学飞行模拟器2．数据后置处理计算机三、实验原理参阅：1．王维军编. 飞行仿真课程实验指导书. 北航509教研室, 19962．方振平，陈万春，张曙光编. 航空飞行器飞行动力学. 北京航空航天大学出版社，20051．熊海泉等编. 飞机飞行力学. 航空专业教材编审组，19902．Etkin B. Aircraft Dynamics – Stability and Control (3rd ed.). John Wiley & Sons, Inc., 1996四、实验实验准备：1．实验前复习有关飞机典型运动模态的内容；2．听取实验指导教师介绍：模拟控制台参数设置方法；脉冲操纵方式的特点；模态参数的模拟飞行实验提取方法；3．拟定模拟状态点和基本操纵方案，其中须覆盖下列任务要求：1）在某巡航状态激发典型的纵向运动和横航向运动典型模态；2）对比重心后移后，纵向模态特点的变化。
（状态点和操纵方案需经小组充分讨论。
）实验过程：1．加电、开机，硬件、软件初始化；2．仔细观察实验指导教师的演示；3．分组轮换进行模拟飞行实验，在预定时间内完成所有要求的任务，并正确记录数据。
数据处理：1．根据记录数据，提取与任务要求相关的模拟飞行段数据，并绘制曲线；2．提取飞机飞行纵向和横航向模态参数。
五、数据处理及分析（1）纵向短周期t-q图像t-Δθ图像t-ΔV图像分析：根据以上图像分析可得出纵向短周期模态的特点为：迎角和俯仰角速度变化，而速度基本不变，周期短（一般为数秒量级），衰减快。
其主要原因是：一般飞机均具有较大的静稳定力矩（恢复力矩），Mα会引起飞机较大的角加速度，使飞机的迎角和俯仰角迅速变化。
另一方面，飞机的阻尼力矩M q q也比较大，在震荡运动会产生较大的阻尼作用，使飞机的旋转运动很快的衰减下来，飞机的力矩在前几秒钟内基本恢复到原来的平衡状态。
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《飞行力学》课程实验指导
实验名称：铅垂平面飞行弹道仿真及分析
课内学时：８学时，课外学时：８学时
实验内容与要求：根据描述飞行器在铅垂平面内运动的数学模型，编制某导弹的铅垂平面无控飞行弹道仿真程序，利用计算机解算初始段无控飞行弹道，对初始段弹道参数的变化规律进行分析。
数学模型：（2-121）
推荐算法：四阶龙格—库塔法。
原始数据：
1）初值
x=0(m) y=20.0(m) ϑ=18︒θ=18︒
v=20(m/s) ωz=0(rad/s) m=52.38(kg)
2）攻角与马赫数范围(仅用于插值计算)
攻角=0~10︒马赫数=0.1~ 0.9
3）阻力系数表
4）升力系数表
5）推力数据
第一级工作结束时间：2.1126s，第二级工作结束时间：44.0832s
6）发动机质量秒流量
7）转动惯量
8）导弹重心（起自头部）
9）静稳定力矩系数0
0Xg Xg z m =α
α
当导弹重心变化时的修正公式：
L Xg Xg c m m y z z /)(001-+=ααα
α
10）阻尼力矩导数z
z m ϖ
当Xg=.9381时
当Xg=.8896时
11）其它参数
推荐插值算法：
气动数据插值——等距双变元抛物线插值；
推力、重心、转动惯量等——不等距一元线性插值。
推荐步长：
0.005~0.01s
特别注意：
气动数据都是无量纲的，代入数学模型后，不要忘记进行恢复量纲。
实验（研究）报告：
按北京理工大学学报对学术论文的规范要求，实验结束后一周内提交不低于3000字的弹道分析报告（内容为关于初始段弹道参数变化规律的分析），附上源程序。