第一章飞行力学基础2
飞行力学知识点
飞行力学知识点一、协议关键信息1、飞行力学的基本概念和原理定义：＿___________________________研究范围：＿___________________________重要性：＿___________________________ 2、飞行器的受力分析重力：＿___________________________升力：＿___________________________阻力：＿___________________________推力：＿___________________________3、飞行性能参数速度：＿___________________________高度：＿___________________________航程：＿___________________________续航时间：＿___________________________4、飞行器的稳定性和操纵性稳定性的类型：＿___________________________操纵性的要素：＿___________________________稳定性与操纵性的关系：＿___________________________5、飞行轨迹和导航常见的飞行轨迹：＿___________________________导航方法：＿___________________________导航系统的组成：＿___________________________二、飞行力学的基本概念和原理11 飞行力学的定义飞行力学是研究飞行器在空中运动规律的学科，它综合了力学、数学、物理学和工程学等多学科的知识，旨在揭示飞行器在不同飞行条件下的受力、运动状态和性能特征。
111 研究范围飞行力学的研究范围涵盖了飞行器的起飞、爬升、巡航、下降、着陆等各个飞行阶段，以及飞行器在不同气象条件、飞行高度和速度下的运动特性。
112 重要性飞行力学对于飞行器的设计、性能评估、飞行控制和飞行安全具有至关重要的意义。
新版飞行力学基础-新版-精选.pdf
飞行速度矢量与地平面间的夹角，以飞机向上飞时的
为正。
2. 航迹方位角
飞行速度矢量在地平面上的投影与 ogxg 之右为正。
ogxg 间的夹角，以速度在地面的投影在
3. 航迹滚转角
速度轴 oza 与包含 oxa 轴的铅垂面间的夹角。飞机向右倾斜时为正。 3）速度向量与机体轴系的关系 1. 迎角 (Angle of attack)
3）速度坐标系 (Wind coordinate frame)Sa-ox ayaza 速度坐标系也称气流坐标系。原点取在飞机质心处， oxa 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。 oza 轴在飞机对称面内垂
直于 oxa 轴指向机腹。 oya 轴垂直于 xaoza 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。
u
v
（ 2.1-4）
V
其中 和 的单位为弧度（ rad ）。
4) 机体坐标系的角速度分量 机体坐标系相对于地面坐标系的转动角速度
沿机体坐标系各轴的分量分
别为 p 、 q 和 r
滚动角速度 p ：与机体坐标轴 xb 一致；
俯仰角速度 q ：与机体坐标轴 yb 一致；
偏航角速度 r ：与机体坐标轴 zb 一致。
为正。 a 正向偏转产生的滚转力矩 L 为负值。
方向舵 (Rudder) 偏转角用 r 表示，规定方向舵后缘向左偏转为正。 r 正向 偏转产生的偏航力矩 N 为负值。
驾驶员通过驾驶杆、脚蹬和操纵杆操纵舵面。规定驾驶杆前推位移 We 为正
（此时 e 亦为正）；左倾位移 Wa（此时 a 亦为正）；左脚蹬向前位移 Wr 为正（此
4、飞行力学第一章(2)
gx
0 g sina
m
g
y
Lkg
m
0
m
0
gz k
所以
g g cos a
m(V t
V )
Tx
Lkb
Tx
D 0
Lka
C
Lkg
0
Tx b
L
m g
方程左边
dV dt 0
dV dt
0 0
cos
cos
0
sin
V
sin
0
0 0
) sin cos] Lsin C cos
m V d
T[ cos(
) sin sin sin
dt
( ) cos] L cos C sin m gcos
m dV T cos( ) cos D
dt
mV
d
dt
T[sin(
)sin
cos(
1.动力学方程
对称飞行条件可描述为:
0, 0, d 0
dt
动力学方程可简化为:
m dV T cos( ) cos D m gsin
dt
m V cos d T[sin( ) sin cos(
dt
) sin cos] Lsin C cos
mV
d
标量形式方程组
m dV T cos( ) cos D m gsin
dt
mV
c os
d
dt
T[sin(
) sin
cos(
) sin
c os ]
Lsin C cos
d
mV
T[ cos( ) sin sin sin( ) cos]
第一章飞行力学基础2
e
CLt St M e SW
为升力系数对 e 的导数 ;
零升阻力：分为摩擦阻力、压差阻力和零升波阻 （激波引起）。 升致阻力：伴随升力的产生而出现的阻力。 诱导阻力： C Dt C L 升致波阻： C Dt C L sin
阻力： D CD QSW
0 M<0 升降舵偏角 e：平尾后缘下偏为正 e〉 0 L<0 副翼偏转角 a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉 0 N <0 方向舵偏转角 r：方向舵后缘向左偏为正 r〉 油门杆位置 ： 0 加大油门、推力 T 向前推油门杆为正 T〉
T 288.15 0.0065 * High A 20.0648 * T g 9.80665 /(1 High / 6.356766e 6 ) 2
0 * (1 0.225577e 4 * High ) 4.25588
2、马赫数M
马赫数定义为气流速度（V）和当地音速 （a）之比， M=V/A。 马赫数M的大小表示空气受压缩的程度。
C mw C mw0 C Lw ( xcg xacw )
Cmw0
机翼零升力矩系数
Cmw C Lw ( xcg xacw ) xcg xacw 飞机纵向静稳定；
xcg xacw 飞机纵向静不稳定；
机翼——机体组合产生俯仰力矩：
Cmwb Cmw 0 CCmb 0 CLw [ xcg ( xacw xacb )] Cmwb 0 CLw ( xcg xacwb )
b2 展弦比： A SW
2 cA SW
0
b 2
飞行力学第1-2章非线性方程
方程组
dV Pky cos( p ) cos Q mg sin dt d mV Pky [cos( p ) sin sin s sin ( p ) cos s ] dt Y cos s Z sin s mg cos d s mV cos Pky [ cos( p ) sin cos s 无风 dt sin ( p ) sin s ] Y sin s Z cos s m
o ：飞机质心。 oxt ：在飞机对称平面内，沿结构纵轴指向前。
一般与翼弦或机身轴线平行。
oyt
：位于飞机对称面，垂直Oxt轴，向上为正 。 ：按右手定则确定，垂直飞机对称面， 指向右翼为正 。 反映飞行器在空中的方位。
ozt
特点： 问： 答：
这里的“向上”与地面坐标系的“向上”一样吗？ No.这里的“向上”是指从机腹指向座舱盖。
od od xd
od yd
：地面上任意选定的某一固定点。
：在水平面内，方向可以随意规定 。 ：垂直向上 。 ：按右手定则确定，在水平面内 。 惯性坐标系。飞行器的位置和姿态都是相 对于此坐标系来衡量的
od zd
特点：
牵连地面坐标系： 原点在质心。
南京航空航天大学空气动力学系
二、机体坐标系
oxt yt zt
五、半机体坐标系
oxb yb zb
o
：飞机质心。 ：在飞机对称平面内，沿初始空速在对称面上 的投影方向。 ：位于飞机对称面，垂直xb轴，向上为正 。 ：按右手定则确定，垂直飞机对称面， 指向右翼为正 。 确定气动力。 这里的“向上”是指从机腹指向机舱盖。
南京航空航天大学空气动力学系
航空工程中的飞行力学资料
航空工程中的飞行力学资料一、引言航空工程中的飞行力学是关于飞行器运动与力学性质的研究，它涉及了飞机的设计、性能、操纵以及飞行安全等方面的知识。
飞行力学是航空工程师必须掌握的重要学科，对于航空器的飞行性能分析、飞行状态判断以及设计改进具有重要意义。
本文将主要介绍航空工程中的飞行力学所需的资料和相关知识。
二、飞行力学资料的介绍1. 飞行力学基本资料在研究飞行力学时，首先需要了解和掌握飞机的基本性能参数。
这些基本资料包括但不限于飞行器的质量、机翼面积、翼展、动力装置参数等。
这些基本资料的准确性对于飞行力学计算和分析至关重要。
另外，飞行力学还需要对飞行器的气动性能参数进行准确描述，如升力系数、阻力系数等。
通过合理选择和计算这些参数，可以帮助工程师对飞机的飞行性能和操纵性进行评估，以支持飞机的设计和改进。
2. 飞行力学试验数据为了更加准确地研究飞行力学问题，航空工程师通常会进行试验研究。
这些试验可以通过模型试验、风洞试验和实际飞行试验进行。
试验数据是飞行力学研究中不可或缺的资料，可以用于验证理论模型和计算模拟的准确性。
试验数据可以包括飞机的空气动力学参数、稳定性和操纵性参数，以及飞行器在不同飞行状态下的性能数据等。
这些数据对于飞机的设计、安全性评估和改进都具有重要意义。
3. 飞行力学计算和仿真软件随着计算机技术的发展，飞行力学的计算和仿真方法也得到了很大的进展。
工程师可以利用各种飞行力学计算软件进行飞机的性能预测和飞行状态仿真。
这些软件通常基于飞行力学理论和数值计算方法，能够模拟飞机在不同飞行条件下的性能和操纵特性。
使用计算和仿真软件可以提高工程师的工作效率，减少试验费用，并支持飞机的设计和改进。
三、飞行力学资料的应用1. 飞机设计和改进在飞机的设计和改进过程中，飞行力学资料起到了关键的作用。
基于准确的性能参数和试验数据，工程师可以进行飞机的性能预测和改进计划。
通过分析飞机的气动性能、操纵性和稳定性等方面的资料，可以帮助工程师进行飞机翼型、机翼布局、尾翼设计等关键部件的选择和优化。
飞行力学知识点总结
飞行力学知识点总结一、飞行力学的基本概念1. 飞行力学的定义飞行力学是研究飞机在大气环境中的运动规律和飞行性能的科学学科。
它包括飞行动力学、飞行静力学和航向稳定性等内容。
2. 飞机的运动状态飞机的运动状态包括静止状态、匀速直线运动状态和加速直线运动状态等多种状态。
在进行飞机设计与分析时，需要充分考虑飞机在不同运动状态下的特性和性能。
3. 飞机的坐标系飞机通常采用本体坐标系和地理坐标系进行描述和分析。
本体坐标系是以飞机为参考物体建立的坐标系，用于描述和分析飞机内部的运动规律；地理坐标系是以地球表面为参考物体建立的坐标系，用于描述和分析飞机在大气中的运动规律。
4. 飞机的运动参数飞机的运动参数包括速度、加速度、位移、航向、倾角等多个参数，这些参数直接影响着飞机的飞行状态和性能。
二、风阻和升力1. 风阻的概念和特性风阻是飞机在飞行中受到的空气阻力，它随飞机速度和气动外形等因素变化。
风阻的大小直接影响飞机的燃油消耗和续航力。
2. 风阻的计算方法风阻的计算一般采用实验测定和理论计算相结合的方法，通过气动力学原理和风洞试验等手段来确定飞机在不同速度下的风阻系数和风阻大小。
3. 升力的概念和特性升力是飞机在飞行过程中所受到的向上的气动力，它是飞机能够在大气中持续飞行的重要保障。
升力的大小取决于飞机的气动外形、机翼面积和攻角等因素。
4. 升力的计算方法升力的计算一般采用理论推导和数值模拟相结合的方法，通过气动力学公式和实验数据来确定飞机在不同状态下的升力大小和升力系数。
三、飞机的稳定性和控制1. 飞机的平衡状态飞机的平衡状态包括静态平衡和动态平衡两种状态。
静态平衡是指飞机在静止状态下所处的平衡状态，动态平衡是指飞机在运动过程中所处的平衡状态。
2. 飞机的稳定性飞机的稳定性是指飞机在受到外界扰动时能够自动恢复到原来的平衡状态的能力。
飞机的稳定性直接影响着其飞行过程中的安全性和舒适性。
3. 飞机的控制系统飞机的控制系统包括飞行操纵系统、引擎控制系统和动力控制系统等多个部分，它们协同工作来保证飞机在飞行中能够保持稳定的运动状态和实现各种飞行任务。
飞机驾驶 教学书
飞机驾驶教学书飞机驾驶教学书
第一章：飞行前准备
1. 航空知识的基础
2. 飞行器构造与主要部件
3. 飞行器性能与规范
4. 天气预报与飞行计划
5. 飞行器设备与仪表
第二章：飞行动力学
1. 飞行力学基础
2. 升力与阻力的控制与调整
3. 重心与稳定性
4. 副翼与操纵装置的使用
5. 自动驾驶系统
第三章：飞行操作
1. 起飞与着陆
2. 飞行路线与航线控制
3. 空中导航与通信
4. 空中会合与防撞措施
5. 紧急情况处理与救生技术
第四章：特种飞行任务
1. 夜间飞行与仪表飞行
2. 高空飞行与超音速飞行
3. 远距离飞行与长时间飞行
4. 特殊地形与天气条件下的飞行
5. 特种机型的飞行技术
第五章：航空法律与规则
1. 国际航空法律与规定
2. 国内航空法律与规定
3. 飞行员的职责与义务
4. 事故与事故调查
5. 航空安全与保护措施
第六章：飞行心理与人因工程
1. 飞行员心理与自我管理
2. 疲劳与压力管理
3. 危险环境下的决策与反应
4. 人因工程在飞行操作中的应用
5. 飞行员的职业发展与培训要求
附录：相关图表与附录
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3、机翼术语
（1）机翼展长b，机翼两侧翼尖之间的距离；
（2）机翼面积
： Q
1 2
V2
✓ 参考面积：机翼在水平面的投影面积；
✓ 表面积：露在外面的机翼的表面面积，又称浸润 面积；
参考面积决定升力大小 ，浸润面积决定摩擦
T 288.15 0.0065* High
0 * (1 0.225577e4 * High)4.25588
A 20.0648* T g 9.80665 /(1 High / 6.356766e6 )2
2、马赫数M
马赫数定义为气流速度（V）和当地音速 （a）之比， M=V/A。 马赫数M的大小表示空气受压缩的程度。
0
cr 因为机翼有正弯
度。
CLW CLWmax 时的迎角称为零升迎角 cr，
一般为负值。
临界迎角 为使 时的 CLW aw ( 0 )
cr
aw
CLw
迎角；
时，机翼上表面气流严重
分离并形成大漩涡，故升力不再
增加。
CLb ab时，与呈线性关系（正
C 比）。且
Lb
b
C Lb
机身的升力系数。只有在迎角较大的情况下，机
3、机翼术语
沿着与飞机对称面平行 的平面在机翼上切出的 剖面称为机翼的翼型， 又叫翼剖面
b bmax /CA
弦线：前缘和后援的连线称为弦线，距离称为弦长 CA。
厚度分布函数：yc=y上(x)-y下(x) 中弧线： yf=y上(x)+y下(x) 机翼厚度：bmax=max(yc(x)) , 0<x<CA; 相对厚度：
个作用于飞机质心的合力矢量和一 个合力矩矢量。
Q 1 V 2
2
作用在飞机上的合力F延气流坐标系各轴的 分机力量翼系分面数C别积DC，为l QCLSAw：bY，成XCAL正，。Y比通A，。常ZA比。表例与示系动成数压升称力Cm 为LQ（SM空wCA-ZA气、）动、 阻力D（-X)和侧力Y。
Cn
速小的地方静压大。
大气地面值
在海平面，地理纬度为 4532'33"时的大气地面值 为：气压 p0 101.325kpa 气温 T0 288.15k ； 密度 0 1.225kg / m3 ； 声速 A0 340.294m / s 。 随着飞行高度的变化，气温、密度、重力加速度、 音速的计算公式为：
t
St SW
CLe
M
CLt
e
为零迎角升力系数;
e
为升力系数对 D CDQSW的导数;
St SW
身的圆锥形头部才产生升力。机身部分不产生升
力。t 与迎角有关，且 CLt，
为
机身升力线斜率 。
为平尾升力系数。平尾产生的升力由两部分
组成：平尾迎角和升降舵偏角升力。平尾迎角 t(1)
比机翼迎角 要小一个下洗角 CLtMFra bibliotekCLt t
CLt e
e
。 即：
则
CL0 M W0
CL
M
W
b
Sb SW
1
大气的静压强实质上就是这一点以上的空气的 单位面积上的重量。
P R ,R T 2J 8 /k (7 K g )
动压：单位体积空气流动的动能。
P1
1 2
V
2
伯努利方程 （适用于低速流）
p 1 V 2 C 常数
2
含义：静压p与动压之和沿流管不变。 动压：单位体积空气流动的动能。 意义：在同一流管中，流速大的地方静压小，流
驾驶员通过驾驶杆、脚蹬和操纵杆系操纵舵面
驾驶杆位移e
:
前推驾驶杆e〉0 e 左倾驾驶杆e〉0 a
0 0
M 0低头 L 0左滚
脚蹬位移r : 左脚蹬向前r〉0 r 0 N 0左偏
操纵机构与运动参数间调整关系：
e
H
V
a
Y
r
Y
T
H
V
1.2.2 空气动力与力矩
空气性质包括一定飞行高度上的压力、温度、 密度、黏度、声速。 一、基本概念 1、压强
阻力大小。浸润面积与参考面积之比越小，则升
阻比就越大。
2 c y db2 2A
b2 SW
弦长
：弦长是机翼前缘与后缘之间的距离。
平均气动弦长：
展弦比：
后掠角 Sw ：前缘或者某条连接翼根与翼尖的直线与z轴
的夹角；
动压头
c(z)
4、空气动力和空气动力系数 作用在飞机上的空气动力归为一
1.2.1 操纵机构
被控量：三个姿态角、高度、速度及侧偏 利用升降舵、副翼、方向舵、油门杆来控制
升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正 e〉0 M<0 副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉0 L<0 方向舵偏转角r：方向舵后缘向左偏为正 r〉0 N<0 油门杆位置T：向前推油门杆为正 T〉0 加大油门、推力
NA
QS wb
作用在飞机上的和力矩矢量是延机体轴分解成滚转 力矩 L、俯仰力矩 M、偏航力矩N。
滚转力矩系数（绕x轴）：
；
俯仰力矩系数（绕y轴）：L＝Lw Lb Lt
偏航力矩系数（绕z轴）： L w
对于飞机，参考面积取机翼平面的面积， 滚动和偏航的特征长度取机翼的翼展，对 俯仰方向取平均气动弦长。
临界马赫数：当翼面上最大速度处的流速 等于当地音速时，远前方的迎面气流速度 与远前方空气的音速之比。
马赫数Ma区间划分： 亚声速(subsonic speeds), Ma 0.8
跨声速(transonic speeds), 0.8 Ma 1.2
超声速(supersonic speeds), 1.2 Ma 5.0 高超声速(hypersonic speeds), 5.0 Ma
第一章 飞行力学基础 二
1.2、作用于飞机的力和力矩
飞机在空气中飞行时，其表面分布着空气动力： ✓ 作用于飞机质心处的合力； ✓ 一个绕质心的合力矩；
在空气动力学，常常将总空气动力在气流坐标 轴系内分解为升力(L)、阻力(D)、侧力(Y)，总空气 动力矩在机体坐标系内分解为俯仰力矩(M)、偏航 力矩(N)和滚转力矩(L)。
Lb
1、升力L
机翼、平尾、机身（少量）均产生升力
Lt
L：总升力
：机翼升力
L＝CLQSw ：机身升力
CL ：平尾升力
Q 1 S2 w
V 2
C CLW 升力系数， Lb 动压头，CLt 机翼面积；
CLW 0
其中： CLCLwCLbCLt 为举力系数（机翼升力系数）
为机身的升力系数
0时，CLW0 为平尾升力系数