(完整版)飞机动力学模型建立
飞行器动力学的数学模型和分析方法
飞行器动力学的数学模型和分析方法飞行器是人类一项重要的创造，其对于人类的交通和工作起到了不可或缺的作用。
要想让飞行器在空中顺利地运作，需要对其动力学进行分析和建模。
本文将介绍飞行器动力学的数学模型和分析方法。
一、飞行器动力学的数学模型飞行器动力学的数学模型是建立在牛顿第二定律的基础之上的，它描述了飞行器在空气中的运动轨迹和受到的力的作用。
在飞行器动力学模型中，需要考虑以下因素：1.飞行器的质量和重心位置：飞行器质量和重心位置是影响其运动的重要因素。
质量越大，飞行器所受到的阻力也越大，需消耗更多的能量才能继续前进。
重心位置影响了飞行器的稳定性和姿态调整能力。
2.气流对飞行器的影响：飞行器在空气中会受到阻力、升力和重力等相互作用的力。
阻力是由于空气的粘滞力和飞行器的速度造成的，如果飞行器速度过快，阻力将随之增大。
升力是由于飞行器的机翼形状和速度产生的，它是支撑飞行器飞行的主要力量。
重力是由于地球的引力引起的，它影响了飞行器的下降速度。
3.飞行器的驱动力：飞行器的驱动力是通过动力系统来提供的。
不同的飞行器有不同的动力系统，如螺旋桨、喷气、火箭等。
动力系统的强弱将直接影响飞行器的速度和高度。
基于以上因素，可以建立飞行器动力学的数学模型。
根据牛顿第二定律，飞行器所受到的合力等于质量乘以加速度，即F=ma。
其中，F为合力，m为质量，a为加速度。
合力可以分解为横向力和纵向力。
横向力由于风向对飞行器横向飞行的影响而产生，其大小与飞行器的侧滑角和速度等因素有关。
纵向力由于飞行器前进时所受到的空气阻力和升力而产生，其大小与飞行器的速度、密度、机翼面积等因素有关。
二、飞行器动力学的分析方法1.离线仿真离线仿真是指在计算机上使用飞行器动力学的数学模型进行模拟。
这种方法的优势在于可以模拟不同场景下的飞行情况，如恶劣天气、机械故障等，从而推测出实际情况下飞行器的运动轨迹和各种指标。
离线仿真还可以对飞行器的设计进行优化和评估。
系统建模与动力学分析飞机控制系统建模
M
,
N T
。于是式（6.13）可简化为
Ix
dp dt
Ix Iy
qr
I
zx
pq
dr dt
L
Iy
dq dt
Ix Iy
rp Izx
p2 r2
M
Iz
dr dt
Iy Ix
pqIzxqrdp dt
N
对于轴对称飞行器，通常Izx 也为零，从而得到转动动力学 方程的最简形式为
Vz g
w
w
这里进行和航迹坐标轴相关变换：
dxg dt
u cos
cos
v sin sin cos
cos sin
wsin cos cos sin sin
dyg dt
u cos
sin
v sin sin sin
cos cos
wsin cos sin sin cos
dzg u cos v sin cos wcos sin dt
线（指机翼面积和翼展之比），指向前；z轴也在对称平面内，垂直 于y轴，指向下；y轴垂直于对称平面内，指向右。 采用机体坐标系建立动力学方程的优点： （1）可利用飞机的对称面，有 Ixy Izy 0 ，从而使方程简化
（2）在重量不变时，各转动惯量和惯性积是常数
（3）机体轴的姿态角和角速度就是飞机的姿态角和角速度，可用安装在 机上的位置陀螺和角速度陀螺直接测得而不必转换。
Vxz
Vzx
Fy
m
dVz dt
Vyx
Vx y
Fz
将上述的投影表达式代入式（1.35），最终得出的机体轴系中质心动 力学方程组的标量形式为
m
du dt
qw
直升机飞行控制系统动态建模与仿真
直升机飞行控制系统动态建模与仿真一、引言直升机是一种垂直起降的飞行器，在现代社会中扮演着重要的角色，广泛应用于军事、民用、医疗、物流等领域。
其飞行控制系统的设计和开发具有十分重要的意义。
直升机的飞行控制系统包括机械设计部分和电子控制部分。
机械设计部分主要包括主旋翼叶片、尾旋翼、机身结构等，而电子控制部分则主要包括传感器、执行器、控制器等。
其中，飞行控制系统的设计不仅需要考虑直升机的稳定性、可靠性和飞行性能等问题，还需要考虑到其复杂的结构和多变的工作环境。
本文旨在通过动态建模和仿真的方法，分析直升机飞行控制系统的工作原理和控制机理，进而提高其稳定性和可靠性，为直升机的应用提供技术支撑。
二、直升机的基本结构直升机是一种可以垂直起降的旋翼飞行器，它具有以下基本结构：（1）旋翼系统旋翼系统是直升机的主要部分，包括主旋翼和尾旋翼。
主旋翼通过旋转产生升力和推力，使直升机获得升力和前进动力。
尾旋翼主要用于平衡机身的姿态和控制机身的方向。
（2）机身结构机身结构是直升机的框架，承担着旋翼系统和发动机的重量。
机身结构的主要材料是铝合金、钛合金、复合材料等。
（3）发动机发动机是直升机的动力系统，一般采用燃气轮机或柴油机。
发动机的功率主要决定着直升机的飞行性能和载荷能力。
（4）电子控制装置电子控制装置是直升机的核心部件，主要负责控制旋翼系统的运动和控制机身的姿态。
电子控制装置包括传感器、执行器和控制器等。
三、直升机控制系统的组成直升机的控制系统由传感器、执行器和控制器三部分组成。
（1）传感器传感器是直升机控制系统的输入部分，可以测量飞机的姿态、速度、位置和加速度等参数。
传感器的主要类型包括角速度陀螺仪、加速度计、地磁传感器、气压计等。
（2）执行器执行器是直升机控制系统的输出部分，根据控制器的指令对飞机进行姿态控制和位置控制。
执行器的主要类型包括电动舵机、平衡阀、电动水平面和液压阀等。
（3）控制器控制器是直升机控制系统的核心部件，它接收传感器的信号，计算控制指令，并将其发送给执行器进行控制。
飞机大迎角非线性动力学特性分析与控制
2023-11-07CATALOGUE目录•飞机大迎角非线性动力学概述•飞机大迎角非线性动力学模型建立•飞机大迎角非线性动力学特性分析•飞机大迎角非线性控制方法研究•飞机大迎角非线性动力学实验验证•结论与展望01飞机大迎角非线性动力学概述大迎角飞行状态是指飞机在飞行过程中，机翼与相对气流夹角较大的情况。
在这种状态下，飞机会受到较大的气动阻力，同时也会产生一些特殊的动力学行为。
大迎角飞行状态通常发生在飞机进行机动飞行或着陆等情况下，对于飞行安全和性能有着重要的影响。
飞机大迎角飞行状态非线性动力学的基本概念非线性动力学是一门研究非线性系统行为和演化的学科。
非线性系统是指其输出与输入之间不是线性关系的系统。
在非线性系统中，微小的输入变化可能会引起系统行为的显著改变。
非线性动力学研究的内容包括系统的稳定性、分岔、混沌等行为，以及这些行为之间的相互作用和演化。
飞机大迎角非线性动力学研究对于提高飞机的性能和安全性具有重要的意义。
通过研究大迎角飞行状态下飞机的动力学行为，可以更好地了解飞机的气动性能和飞行稳定性，为飞机设计和控制算法优化提供理论支持。
大迎角非线性动力学研究还可以为飞行控制系统的设计和优化提供重要的理论基础和技术支持，提高飞机的机动性和安全性。
飞机大迎角非线性动力学研究意义02飞机大迎角非线性动力学模型建立飞机在非线性大迎角下，气动参数会发生变化，包括升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等。
气动参数气动数据库风洞实验利用已有的气动数据库，对飞机在大迎角下的气动特性进行评估和预测。
通过风洞实验获取飞机在不同迎角下的气动系数，以验证和改进气动模型。
03飞机大迎角气动模型建立0201飞机大迎角运动模型建立六自由度模型考虑飞机的六个自由度，包括纵向、横向、垂直方向上的位移和速度，以及滚转、俯仰和偏航方向上的角度和角速度。
非线性模型描述飞机的运动时，需要考虑非线性效应，如重力、推力和空气阻力等。
稳定性分析通过稳定性分析，确定飞机在各种条件下的稳定性和控制性能。
飞机起落架的动力学建模及仿真_朱剑毅
率和姿态角以及起落架的几何关系计算得到。
2.3 合力及合力矩的解算
综合考虑起落架三个机轮处的力和力矩即可求得飞机 跑道上滑跑时通过起落架对飞机的作用力和力矩：
·1435·
第 18 卷第 6 期 2006 年 6 月
系统仿真学报
Fxg = Fxgn + Fxgr + Fxgl Fyg = Fgn + Fgr + Fgl Fzg = Fzgn + Fzgr + Fzgl Mxg = Fzgn × Snj + Fzgr × S rj −Fgr ×
Fxgn
Fxgr Fxgl
图1 起落架的受力分析
2 起落架的动力学模型
建立飞机起落架动力学模型，首先是求出起落架三个轮
收稿日期：2005-04-20
修回日期：2005-11-15
作者简介：朱剑毅(1966-), 男, 陕西人, 高级工程师, 硕士, 研究方向为
飞控系统仿真; 李麟(1974-), 女, 陕西人, 工程师, 硕士, 研究方向为飞
图 3 中，ALF 为飞机的迎角，Wz 为 俯仰角速度，Ny 为法向过载，THETA 为 俯仰角，V 为飞机的速度，H 为飞行高度。 图 4 中，xg、yg、zg 分别为三轮的支撑力， xmg、ymg、zmg 分别为三轮相对于飞机 重心的力矩。横坐标均为时间。从图 3 可 以看出，在起飞阶段，飞机抬头起飞时， 高度从 0 米开始上升，迎角和俯仰角开始 增大，俯仰角速度和法向过载也开始增 大，此时，图 4 中起落架对飞机的作用力 及力矩也变为 0，即在空中起落架对飞机 不影响，而在之前的起飞滑跑阶段，仿真 结果表明，起落架对飞机的作用真实的反 映了实际过程。
ω 2 = ω y × sin ϑ − ωx × cosϑ × cos γ
模型飞机的空气动力学(9)
Re:模型飞机的空气动力学第三节机翼机翼飞行时所受的升力因为是平均分布载重，所以盖板受的力并不大，所以一般盖板用2mm 的巴沙木绰绰有余，有些飞机根本没有盖板只有薄膜也可以，翼肋片只要把翼型撑出形状就好，不可能压力破坏，所以很多人把它挖洞以减轻重量，我曾经把一架25级特技机Joker 的翼肋每片都挖了三个大洞，你猜我省了几公克重量，答案只有3公克，机翼我们比较关心的是弯矩及扭矩应力，飞机飞行时所受的升力图解如﹝图10-5a﹞，剪应力如﹝图10-5b﹞，弯矩应力如﹝图10-5c﹞，可以看出破坏都发生在两边机翼接合处，所以机翼中间应力大的地方都要特别加强，要抵抗弯矩应力应设法使大梁的断面积加大，并使上下大梁距离增加，就像铁轨的断面一样，所以﹝图10-6a﹞配置就比﹝图10-6b﹞好，滑翔机低阻力很薄的翼型就很难处理了，必要时上下梁改用一根实心梁，尾翼因面积小，应力不大，靠后面那跟实心梁支撑也够了，但那根梁的材质要选硬质一点的。
双翼机机翼的结构与单翼机不同，单翼机的机翼是悬臂式结构，双翼机单独一片上翼或下翼都是软趴趴的，加上中间的支撑及钢线成一箱形结构，箱形结构在承受弯矩时上下翼分别承拉力与压力，不像单翼机由同一机翼的上下梁分别承受拉力与压力，因上下翼离的很开所以在结构上很有效，但中间支撑及钢线增加的阻力及上下翼之间的干扰，所以双翼机都不快。
要抵抗扭矩变形应设法使机翼结构成一桶状，使外缘有最多的材料，所以全覆盖的机翼除翼型比较准确外，抗扭性也比较好，小飞机机翼没有全覆盖，也要使前部形成一D桶﹝如图10-7﹞，以便抵抗扭力。
保丽龙是机翼另一种常见的材料，与巴沙木相比，保丽龙可以承受压力虽然没木头强，但完全无法承受拉力，所以使用保丽龙作机翼要加上抗拉力材料，常见的作法有在上下缘埋入木头梁，或是只埋下缘梁以承受拉力，另外就是整个以FRP布包覆，成一桶形结构，这种方式在滑翔机上很常见。
机翼的破坏有一大部分是弯矩破坏，为了防止弯矩破坏有些飞机机翼装有斜撑如塞斯纳152等，斜撑对减低弯矩及剪力很有效，如﹝图10-8﹞可以看出最大弯矩及剪力都降低许多，代价当然是斜撑多出来的重量与阻力。
第一章-6 飞行动力学-飞机的横侧运动+飞机方程
4.三种模态的简化处理(续)
2.荷兰滚模态的简化处理 初步近似认为滚转运动对荷兰滚模态没有影响，即认为偏航
和侧移运动不受滚转速率和滚转角的影响，得到：
全自由度方程解： 偏差较小：
3）螺旋模态的简化处理
螺旋模态在各运动参数中只占据很小的份额，而且运动参数 的变化慢，因此初步近似时，惯性项可以忽略，令方程中：
二、横侧向扰动运动与三种模态
纵向运动时的同一飞机，以M=0.9.高度h=11000m作定常平飞， 各参数及气动导数如下(对稳定轴系）:
由表中表 达式计算：
拉氏变换后得代数方程:
扰动运动 控制输入为0：a=r=0
特征多项式：
特征根：
扰动运动的解
一对共挽复根代表振荡运动模态 大负根代表滚转快速阻尼模态 小根(可正可负)代表缓慢螺旋运动的模态 飞机横侧扰动运动由此三种典型模态线性叠加而成
飞机：倾斜转弯(bank-to-turn)
2、导弹的控制
利用升力、侧力控制导弹飞行轨迹-产生加速度（过载） 水平舵面—，升力，法向过载，上下飞行 垂直舵面—，侧力，侧向过载，左右飞行 滚转:无a，同一平面舵面的差动偏转—滚转力矩
鸭式导弹 鸭翼，不受气流下洗的影响，改变气动特性
推力矢量控制 导弹舵面气动力小，靠推力改变方向控制
三种模态中，振荡模态的系数最大，说明这一模态在横侧 运动各参数中均有明显的表现。
与纵向短周期相同，航向静稳定性导数Cn起恢复作用， 消除侧滑角；侧力导数CY和航向阻尼力矩导数Cnr起阻尼
作用；
CY和Cnr在数值上很小，因此横侧向振荡模态的衰减很慢。
与纵向短周期模态不同的是:由于横滚静稳定性导数的存 在，伴随着侧滑角的正负振荡，飞机还产生了左右滚转的 运动。航向和滚转运动的耦合。
航空航天领域中的飞行器动力学模型建立与性能评估
航空航天领域中的飞行器动力学模型建立与性能评估在航空航天领域，飞行器动力学模型的建立和性能评估是实现飞行器稳定性和控制的关键步骤。
通过建立有效的动力学模型，我们可以更好地理解飞行器的运动特性，并为设计和优化飞行器的控制系统提供依据。
同时，通过性能评估，我们可以验证模型的准确性和飞行器的操控能力。
动力学模型的建立是理解和控制飞行器运动的基础。
在飞行器动力学中，我们关注飞行器的六个自由度，即飞行器的三个平动自由度（俯仰、滚转、偏航）和三个旋转自由度（横滚、俯仰、偏航）。
为了建立准确的动力学模型，我们需要考虑飞行器的质量、惯性矩阵、气动力和推力等因素。
针对不同类型的飞行器，建立动力学模型的方法也各不相同。
例如，对于固定翼飞行器，我们可以利用牛顿力学和运动方程来推导出飞行器的动力学方程。
而对于旋翼飞行器，由于其特殊的气动特性，我们需要考虑旋翼的动力学方程和飞行器的旋转动力学。
在建立动力学模型的过程中，我们还需要考虑飞行器的操纵系统和控制器。
操纵系统包括飞行器的操纵面（如副翼、方向舵、升降舵等）和操纵机构，而控制器则负责计算并输出操纵指令，以实现飞行器的期望运动。
建立准确的操纵系统和控制器模型对于飞行器的稳定性和控制性能至关重要。
飞行器的性能评估是验证动力学模型准确性和操控能力的重要手段。
通过性能评估，我们可以对飞行器的操纵性、稳定性和控制性能进行全面的评估。
常用的性能评估指标包括飞行器的追踪误差、响应时间、稳定性裕度和控制系统的抗干扰能力等。
为了进行性能评估，我们可以利用仿真和实验两种方法。
在仿真中，我们可以通过建立飞行器的动力学模型，模拟飞行器在不同工况下的运动特性，并通过比较仿真结果与期望值来评估性能。
而在实验中，我们可以利用飞行器的实际飞行数据，利用传感器和数据采集设备来获取飞行器的实时状态和控制指令，并进行性能评估。
对于飞行器动力学模型的建立和性能评估，我们还需要考虑建模误差和不确定性的影响。
由于飞行器动力学模型的建立涉及到多个物理参数和气动特性的估计，模型的准确性往往受到这些误差和不确定性的影响。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
建立飞机飞行动力学模型
飞机的本体飞行动力学模型分为非线性模型和线性模型。
如图所示,线
性模型常用于飞机的飞行品质特性分析和飞行控制律设计,而非线性模型通常用于飞机稳定性和操纵性特征的精确估计,从而进行各种非线性特征和线性模型的误差分析。
另外,非线性模型还特别用在一些特殊的飞行任务,例如大迎角和快速机动飞行等线性模型不适用的场合。
建立全量非线性六自由度运动方程
(1)刚体飞机运动的假设['3]:
①飞机为刚体且质量为常数;
②固定于地面的坐标系为惯性坐标系;
③固定于机体的坐标系以飞机质心为原点;
④忽略地球曲率,即采用所谓的“平板地球假设”;
⑤重力加速度不随飞行高度变化;
以上假设是针对几云J<3,H<30加飞机的。
(2)坐标系说明:
①地面坐标轴系凡一O。
x:夕。
29:在地面上选一点09,使xg轴在水平面内并指向某一方向,z。
轴垂直于地面并指向地心,yg轴也在水平面内并
垂直于x。
轴,其指向按照右手定则确定,如图2一3(a)
②机体坐标轴系凡一d朴忆:原点O取在飞机质心处,坐标系与飞机固
连,x轴在飞机对称面内并平行于飞机的设计轴线指向机头,y轴垂直
于飞机对称面指向机身右方,:轴在飞机对称面内,与x轴垂直并指向机身下方,如图2一3(b)。
(3)刚体飞机的全量六自由度非线性运动方程为:
力方程组:
力矩方程组：
运动方程组：
导航方程组：
符号说明:
建立飞机小扰动线化方程
(l)基本假设:
①小扰动假设:我们把运动状态与飞机基准运动状态差别很小的扰动运动
称为小扰动运动。
采用小扰动假设线化后的方程,在大多数情况下均能
给出足够满意的结果。
这是因为:a、在大多数飞行情况下,各主要气
动参数的变化与扰动量成线性关系;b、飞行中即使遇到相当强烈的扰
动,在有限的时间内飞机的线速度和角速度也往往只有很小的变化量。
②飞机具有对称面(气动外形和质量分布均对称)则且略去
机体内转动部件的陀螺力矩效应。
③在基准运动中,对称平面处于铅垂位置(即θ=0),
且运动所在平面与飞机对称平面相重合(即β=O)。
在满足上述条件下,可以推论出:纵向气动力和力矩对横侧参数在其基准运动状态下的倒数均等于零。
横侧气动力和力矩对纵向运动参数在基准运动状态下的导数也均等于零。
因此在扰动运动中,纵向气动力和力矩只与纵向运动参数有关,而横侧向
气动力和力矩也只与横侧运动参数有关。
这样扰动运动方程组可以分离为彼此独立的两组:一组只包含纵向参数,即飞机在铅垂平面内作对称飞行时的运动
参数称为纵向扰动运动方程组;另一组只包含横侧参数,即飞机在非对称面内的运动参数
等,称为横侧向扰动运动方程组。
如果飞机的基准运动不仅是在对称面内飞行,而且是等速直线运动,则这
时的基准运动称为“对称定常直线飞行”,简称“对称定直飞行”。
在该条件下,扰动运动方程不仅是线性和纵横分离的,而且是常系数线性微分方程组。
如果飞机的基准运动是非定常的,则得到的扰动运动方程将是变系数线性
微分方程组,实际工程上常采用“系数冻结法”将变系数线性微分方程在一定条件下转化为常系数线性微分方程求解。
(2)四阶纵向小扰动线化方程组：。