飞行器结构设计第二章新
西工大飞行器结构力学电子教案
西工大飞行器结构力学电子教案第一章：飞行器结构力学概述1.1 飞行器结构力学的定义介绍飞行器结构力学的概念和基本原理。
解释飞行器结构力学的研究对象和内容。
1.2 飞行器结构的特点与分类讨论飞行器结构的特点，包括轻质、高强度、耐腐蚀等。
介绍飞行器结构的分类，包括飞行器壳体、梁、板、框等。
1.3 飞行器结构力学的基本假设阐述飞行器结构力学分析的基本假设，如材料均匀性、连续性和稳定性。
第二章：飞行器结构受力分析2.1 飞行器结构受力分析的基本方法介绍飞行器结构受力分析的基本方法，包括静态分析和动态分析。
2.2 飞行器结构受力分析的实例通过具体实例，讲解飞行器结构受力分析的过程和方法。
2.3 飞行器结构受力分析的计算方法介绍飞行器结构受力分析的计算方法，包括解析法和数值法。
第三章：飞行器结构强度分析3.1 飞行器结构强度理论介绍飞行器结构强度理论的基本原理，包括最大应力理论和能量原理。
3.2 飞行器结构强度计算方法讲解飞行器结构强度计算的方法，包括静态强度计算和疲劳强度计算。
3.3 飞行器结构强度分析的实例通过具体实例，展示飞行器结构强度分析的过程和方法。
第四章：飞行器结构稳定分析4.1 飞行器结构稳定理论介绍飞行器结构稳定理论的基本原理，包括弹性稳定理论和塑性稳定理论。
4.2 飞行器结构稳定计算方法讲解飞行器结构稳定计算的方法，包括解析法和数值法。
4.3 飞行器结构稳定分析的实例通过具体实例，讲解飞行器结构稳定分析的过程和方法。
第五章：飞行器结构动力学分析5.1 飞行器结构动力学基本原理介绍飞行器结构动力学的基本原理，包括振动理论和冲击理论。
5.2 飞行器结构动力学计算方法讲解飞行器结构动力学计算的方法，包括解析法和数值法。
5.3 飞行器结构动力学分析的实例通过具体实例，展示飞行器结构动力学分析的过程和方法。
第六章：飞行器结构疲劳与断裂分析6.1 飞行器结构疲劳基本理论介绍飞行器结构疲劳现象的基本原理，包括疲劳循环加载、疲劳裂纹扩展等。
飞行器飞行控制与导航系统设计
飞行器飞行控制与导航系统设计第一章：引言随着航空技术的飞速发展，飞行器的飞行控制与导航系统的设计变得愈发重要。
飞行控制与导航系统是保障飞行器安全飞行的关键因素之一。
本文将从飞行控制与导航系统的概述入手，深入探讨该系统的设计原理和方法。
第二章：飞行控制系统飞行控制系统主要由飞行控制计算机、执行器、传感器以及作动器等组成。
飞行控制计算机是飞行控制系统的核心，其通过算法和模型来控制飞行器的姿态、航向和高度等。
执行器负责将计算机生成的指令转化为力和力矩，通过作动器作用于飞行器。
传感器则用于采集飞行器的各种状态参数。
飞行控制系统的设计目标是确保飞行器的稳定性、可靠性和安全性。
第三章：导航系统导航系统是指飞行器用于确定其位置、速度和航向等信息的系统。
常见的导航系统包括惯性导航系统（INS）、全球定位系统（GPS）和惯性/全球定位系统（INS/GPS）等。
惯性导航系统通过加速度计和陀螺仪等传感器来测量飞行器的加速度和角速度，进而计算出其位置和航向。
全球定位系统则通过接收地面的卫星信号，来确定飞行器的准确位置和速度。
惯性/全球定位系统是结合了两者优点的一种导航系统。
第四章：飞行控制与导航系统的设计原理飞行控制与导航系统的设计原理主要包括建模、控制算法选择和系统集成等方面。
建模是指将飞行器的动力学和环境模型抽象为数学模型。
控制算法是指根据这些模型，选择合适的控制策略来实现稳定控制和导航。
系统集成则是指将飞行控制系统与导航系统进行有机地集成，确保二者之间的相互作用。
第五章：飞行控制与导航系统的设计方法飞行控制与导航系统的设计方法包括仿真、实验和实际飞行验证等。
仿真是指利用计算机模型来进行系统设计和性能评估。
实验则是通过实际物理设备进行系统验证和优化。
最终需要进行实际飞行验证，以验证系统在真实飞行环境中的性能表现。
第六章：飞行控制与导航系统的发展趋势随着航空技术的不断进步，飞行控制与导航系统也在不断发展。
未来，飞行控制与导航系统将更加智能化和自动化。
2飞行器总体设计-第2章1
2.3 初步重量估计
空机重量估计
对不同类型的飞机，可以统计出一定的趋势
15
2.3 初步重量估计
空机重量估计
We /W0 =AW0C K
vs
A 0.96 1.59 2.34 0.93
{A-公制} C {0.92} {1.47} {2.11} {0.88} -0.05 -0.10 -0.13 -0.07
Wf W0
)W0 (
We )W0 W0
W0估计值
We )W0 Wcrew W payload We/W0方程 W0
W0方程
Wcrew W payload 1 (W f / W0 ) (We / W0 )
迭代计算W0 &Wfuel
任务段中不得进行有效载荷的投放 迭代通常只须几次就可以收敛
40
2.7 飞机气动布局的选择
2.7.1 正常式布局
J8
波音787
41
2.7 飞机气动布局的选择
2.7.2 鸭式布局
随着主动控制技术的发展，电传操纵技术的成熟，把前翼设 计得比较大（相对面积8％～15％）并靠近机翼构成所谓近耦合 鸭式布局已成为现实。
30
2.4 权衡研究（Trade Studies）
方案研究中的一个重要环节是与用户一道 评审和仔细分析设计要求 通过对要求中的项目进行变化，可以分析 出该项目对起飞总重的影响，进而更合理 地确定要求的取值 还可以反映出新技术（如采用某种复合材 料）对设计的影响
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
31
2.4 权衡研究（Trade Studies）
对各专业基本知识的全面了解 ＋创新的思想 ＋美学观点
概念构思的体现 — 概念草图
西工大飞行器结构力学电子教案
西工大飞行器结构力学电子教案第一章：绪论1.1 课程简介1.2 飞行器结构力学的研究对象和内容1.3 飞行器结构力学的应用领域1.4 学习方法和教学要求第二章：飞行器结构的基本受力分析2.1 概述2.2 飞行器结构的受力分析方法2.3 飞行器结构的受力类型及特点2.4 飞行器结构的基本受力分析实例第三章：飞行器结构的弹性稳定性分析3.1 概述3.2 弹性稳定性的判别准则3.3 飞行器结构弹性稳定性分析方法3.4 飞行器结构弹性稳定性分析实例第四章：飞行器结构的强度分析4.1 概述4.2 飞行器结构强度计算方法4.3 飞行器结构材料的力学性能4.4 飞行器结构强度分析实例第五章：飞行器结构的刚度分析5.1 概述5.2 飞行器结构刚度计算方法5.3 飞行器结构刚度分析实例5.4 飞行器结构刚度优化设计第六章：飞行器结构的疲劳分析6.1 概述6.2 疲劳寿命的计算方法6.3 疲劳裂纹扩展规律6.4 飞行器结构疲劳分析实例第七章：飞行器结构的断裂力学分析7.1 概述7.2 断裂力学的基本概念7.3 断裂判据和裂纹扩展规律7.4 飞行器结构断裂力学分析实例第八章：飞行器结构的动力学分析8.1 概述8.2 飞行器结构动力学的基本方程8.3 飞行器结构的动力响应分析8.4 飞行器结构动力学分析实例第九章：飞行器结构复合材料分析9.1 概述9.2 复合材料的力学性能9.3 复合材料结构分析方法9.4 飞行器结构复合材料分析实例第十章：飞行器结构力学工程应用案例分析10.1 概述10.2 飞行器结构力学在飞机设计中的应用10.3 飞行器结构力学在航天器设计中的应用10.4 飞行器结构力学在其他工程领域的应用重点和难点解析重点环节一：飞行器结构的基本受力分析补充和说明：飞行器结构的基本受力分析是理解飞行器结构力学的基础，需要掌握各种受力类型的特点和分析方法，并通过实例加深理解。
重点环节二：飞行器结构的弹性稳定性分析补充和说明：弹性稳定性是飞行器结构设计中的关键问题，需要理解判别准则，掌握分析方法，并通过实例了解实际应用。
飞行器总体设计 大作业第二章(2)
第二章总体参数设计2.1参数设计的任务和过程(1)飞机总体布局形式(2)起飞总重W0；(3) 最大升力系数 CLmax ；(4) 零升阻力系数 CD0；(5) 推重比 T/W；(6) 翼载 W/S。
本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：(1) 装载和装载类型；(2) 航程或待机要求；(3) 起飞着陆场长；(4) 爬升要求；(5) 机动要求；(6) 鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准●2.2飞机起飞重量的估算●2.2.1飞机起飞重量的分析设计起飞重量包括空机重量和全部载重，如下图所示：以及近似计算过程的框图如下：W 0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：e f p W W W W ++=0)(eq en st f p W W W W W ++++=Wp ——有效载荷(含乘员)重量；Wf ——燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分； We ——空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分； 因为：e f p W W W W ++=00000)/()/(W W W W W W W e f p ++=e f p W W W W ++=0/(00)/W W所以：000//1W W W W W W e f p--=其中：0/w w f、0/w w e 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或燃油重量f W )，就可求出0W 。
2.2.2各重量系数的预测一、空机重量系数0/w w e的确定起飞重量中,空机重量可以用对应的空机重量系数乘以起飞重量而得到.空机空重：EE O OW W W W =⨯ 空机重量系数：C EO VS OW AW K W = 相对于O W 的经验空机重量系数统计值对于变后掠翼VS K =1.04, 正常机翼VS K =1.00 取 A=0.93, C=-0.07 VSK =1.00空机重量系数0.070.93ETO TOW W W -= 二、燃油重量系数0/w w f 的确定飞行任务中使用燃油重量为 (1)fused ff TO W m W =-任务燃油重量为 (1)F ff TO fres W m W W =-+ 其中 ff m 为任务燃油系数,fres W 为额外燃油重量, 任务燃油系数ff m = 710i i i iW W =+=∏ 这里注意取0W ＝TO W 典型飞行任务剖面图各任务段重量比的计算： 任务抛面 i i W W /1+发动机启动和暖机0.9900 取自AAA 典型的暖机段燃油系数 滑 跑 0.9950 取自AAA 典型的滑跑段燃油系数 起 飞 0.9950 取自AAA 典型的起飞段燃油系数爬升到巡航高度并加速到巡航速度0.9850 根据经验公式巡 航 0.8185 根据经验公式待 机 0.9323 根据经验公式取m in 30=ltr E施放有效载荷 1.0000待 机 0.9993 式取m in 5=ltr E根据经验公返 航 0.8185 根据经验公式下 降 0.9850 取自AAA 典型的下降段燃油系数 着陆、滑行和关机0.9950取自AAA 典型的着陆/滑行段燃油系数现在开始计算空中中巡航段和待机段的重量比 （1）巡航段54W W发动机耗油率C 发动机类型巡航耗油率待机耗油率２滑跑１发动机启动和暖机起飞４爬升并加速５巡航６待机７下降８着陆滑行并关机本运输机采用双转子，轴流式，高涵道比涡轮风扇发动机V2500这种发动机推力大、耗油率低。
飞行器结构设计课件
705 ~ 80， 0n y 4~ 6
2024/6/8
18
2.2典型飞行姿态和载荷系数
4、垂直突风 (在航迹运动坐标系中分析)
2024/6/8
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
（1）计算突风引起的升力变化:
YKC2
Y c os v2
G
gr
升力等于G乘上一个系数，该系数称为载荷系数。
2024/6/8
ny
Y cos v2
G
gr
10
2.2典型飞行姿态和载荷系数
分析该曲线运动中， 的特性：
① nym a x 1vg2r
0o
② n y ma与x 曲线航迹半径成反比，与切线运动速度
若
n
的平方成正比，这表明： y一max 定，v 一定，则运动半径就规定了；太
或客机则没有太大必要。 Ⅱ. 载荷系数又反映了对结构的载荷作用, 载荷系数越大,表明
飞机 结构的承载越大,要有足够的刚、强度，则结构重量大。
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
Ⅲ. 载荷系数的载荷作用，不仅对结构有作用，而且 对机载设备及乘员有载荷作用。载荷系数越大，对 他们的作用越强，要视他们的承受能力而定。
飞机的外载图像演示
2024/6/8
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2.2典型飞行姿态和载荷系数
1.俯冲拉起:对称面内作曲线机动飞行情况（纵向飞行）
飞机的升力使飞机保持向心曲线运动。
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9
2.2典型飞行姿态和载荷系数
动平衡关系：（机体坐标系y向）
,表现了运动的变速特征（曲线运动）
即：
Y
Gc os Ny
2飞行器总体设计-第2章
该方法适用于如下12种飞机: 自制螺旋桨飞机; 单发螺旋桨飞机; 双发螺旋桨飞机; 农业飞机; 公务机; 涡轮螺旋桨支线飞机; 喷气运输机; 军用教练机; 战斗机; 军用巡逻机,轰炸机和运输机; 水陆两用飞机; 超音速巡航飞机.
第二章 飞机初始总体参数与方案设计 2.2 重量估算(续) 重量估算(
3.升阻比L/D的估算 3.升阻比L/D的估算 升阻比L/D
4.起飞重量的确定 4.起飞重量的确定
5.权衡分析 航程) 5.权衡分析(航程) 权衡分析(
5.权衡分析 航程) 5.权衡分析(航程) 权衡分析(
5.权衡分析 有效装载) 5.权衡分析(有效装载) 权衡分析(
5.权衡分析 有效装载) 5.权衡分析(有效装载) 权衡分析(
图2.3.2 机翼/尾翼浸湿面积估算
2.3 飞机升阻特性估算
对于起飞与着陆,襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大, 应予以考虑.襟翼与起落架产生附加零升阻力的值主要同它们的 尺寸,类型有关,其典型值可参照表2.3.3选取.
采用哪个值取决于飞机的襟翼,起落架型式.开裂式襟翼阻力 比富勒襟翼大;全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼;装在机翼上的 起落架阻力大;上单翼飞机大于下单翼.
7.S-3A反潜机的真实资料 7.S-3A反潜机的真实资料
飞行器结构力学课后答案
(f) (f)解：视杆和固定铰支座为约束，结点为自由体。 C＝22＋3×2＝28，N＝14×2＝28 ｆ＝28－28＝0
2
将 12-13-14、7-11-12、 1-2-3-4-5-6-7-8-9-10 看作三刚片，三刚片由铰 7、铰 12、铰 14 连结，三铰共线，故该桁架为瞬时可变系统。
6a
1 2 3 4 5 6 7 8
F2 1 P 3
3-3 平面刚架的形状、尺寸及受载情况如图所示，求刚架的弯矩和图（ｄ）的扭矩，并作出弯 矩（扭矩）图。
8
l
1 2
4 P
3
(a) (a)解：该结构为无多余约束的几何不变结构。
Px1 0 x1 l M Pl 0 x 2 l P(l x )0 x l 3 3
N5-2
N 5 7 N 5 2 2 P
杆件 内力 1-2 1-3 2-3 0 2-4 0 2-5 3-4 5-4 0 5-6 0 5-7 4-6
2P
P
2
3P
2P
3P
2P
3P
5
6
1 a
3 a
4 a
7 a
(b) (b)解： （1） f 13 3 2 8 0 故该桁架为无多余约束的几何不变结构。 （2）零力杆：杆 1-2，杆 2-3，杆 2-4，杆 5-4，杆 6-4，杆 6-7，杆 6-8，杆 1-5。
P P
PR
2PR
10
a
b
c
P
(d) (d)解：该结构为无多余约束的几何不变结构。 将如图中 3 段杆分别计算内力，画出弯矩图如下： Y 轴线杆： X 轴线杆： Z 轴线杆：
a a
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过载主要取决于 突风的风速 ——如何选择突 风风速？
n y ( x)
C y 风 qS G0
m qSl z 风 ( x xT ) J z g0
2.3 导弹、火箭的载荷分析
二、导弹、火箭的设计情况
空中飞行时的载荷情况——控制飞行的情况
塑性或延性
脆性
2.6 使用载荷和设计载荷、安全系数
三、什么是“安全系数” 安全系数——用于防止载荷大于预定正常飞行条件下的可能 性和设计中的不精确性。 安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比。
安全系数实际上是为了补偿设计中的不确定性因素。
f f1 f 2 f3 f 4
fi
结构在使用载荷下不发生永久变形。早期安全系数为材料的强度极限与比例极限之比。 1934年，当时飞机设计中普遍采用的材料其强度极限与比例极限之比为1.5，就此确 定。至今仍在广泛使用（1.5~2.0）。 其他补偿因素包括：制造工艺缺陷、地面操作安全性、材料分散性等等
飞行器结构设计
CHAO XU College of Astronautics Northwestern Polytechnical University
第二章 飞行器的载荷分析
作用在飞行器上的载荷 过载系数 导弹、火箭的载荷分析
载荷分析
航天器的载荷分析
飞行器载荷的综合设计 设计载荷和安全系数
强度理论
2.2 过载系数
一、过载系数的三种定义
定义三：用质心加速度表达的形式
F G ma
i
F = ma G
i
三种定义的关系 过载系数是相对值，决 定了飞行器的总体方案 和对结构强度的要求。
ag n g0
要点：
1. 已知弹道参数，可用上式求出质心处的过载； 2. 上式多用在机动飞行速度较高的飞行器场合。
三、 “破坏载荷法”——设计方法 设计载荷法或破坏（极限）载荷法——核心思想：飞行器的强 度按设计载荷计算，在设计载荷作用下结构不能破坏。 目的：保证结构在任何情况下可靠承载，具有足够的强度。
Pu Pdes [ ]b d ,max
对比——许用应力法： 在使用载荷下飞行器及其部件不允许产生妨碍正 常工作的永久变形，即
代号：RIM-7
弹长：3.66米
弹径：0.204米 翼展：1米
作战高度：0.1ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ~3千米
作战半径：1~23千米 结构特点：
2.2 过载系数
四、典型飞行情况的过载计算
G v2 G cos 2 g r 1 v 0 n y cos mg 0 g0 r G dv G sin g0 r 1 dv n sin x mg 0 g 0 dt
2.3 导弹、火箭的载荷分析
三、设计情况的选择
什么是“设计情况”？
——最严重的载荷情况作为结构强度计算的依据，即为“设计情况”。
以空中飞行的设计情况选择为例——选择典型弹道
1 2 ny cos g0 R
nya nyb ; nyd nnc
2008年2月20日， 击毁距地面247km 的实效卫星 钛头罩
RA RB G cos RAl1 Gl2 cos R f F A A
l2 R A l G cos 1 l1 l 2 R G cos B l1 l2 FA f cos l1
ax ? ay ？
考虑温度
2.3 导弹、火箭的载荷分析
四、弹体内力的计算
（1）基本假设
——静力假设
7 8 16 15
（3）原始数据
——刚体假设 （2）处理方法
4 5
6
14
13
12
——静力平衡 ——使用过载系数 ——点站模型 ——载荷分布
20%
1 2
3
11
10
9
分离面、加强框、支承点、连接点和集中质量承力点——站点
65%
(3) 机动平衡情况
n y Cy qS / G0
(4) 退出机动情况
max K
nyT [C qS C y 0 max y m qS ]/ G0
M m z ( K 1) qSl
超调量很重要
n y ( x)
C y 0 max qS C y m qS
z
g0
nz1i nz10 x1i
y
g0
三、计算实例
2.2 过载系数
例 图为某导弹在推力P作用下，沿导轨滑行的发射状态。已知推力P=450800N，导弹 重量为G=20000N，前支脚A为滑块，考虑滑动摩擦系数，后支脚B为滚轮，忽略滚动摩 擦力。发射角为 ，试分别用以上三种定义形式求过载系数。
3. 过载可投影在不同的坐标系下，并可在不同坐标系间转换。
2.2 过载系数
一、过载系数的三种定义
定义二：用质量力表达的形式
F F
i
m
0
m
F n
m
mg0
m
F G0
F
要点：
= -nG0
1. 已知过载，可用上式求出质量力； 2. 上式多用在估算载荷、求设备对弹体的作用力的场合。
N尾 0
M尾 0
五、导弹、火箭的动载荷
自学2.4节。
2.5 飞行器载荷综合设计
一、什么是“载荷综合设计”
原因：飞行器在各种工作环境中某一时刻可能同时会受到静力、动 力和热载荷源的联合作用。各种载荷之间有时有抑制作用，有时某 种载荷对其他载荷又会有激励作用。
载荷综合
内力综合
二、静力载荷综合设计
是飞行器在实际正常工作中所受到的最大载荷。
二、什么是“设计载荷”——强度储备
设计飞行器时，要求结构实际能承受的极限载荷要比真实最大载荷还要 大一定倍数，才能保证结构安全，即为设计载荷。
设计载荷——使用载荷与安全系数的乘积。（Design Load）
P des P lim f
2.6 使用载荷和设计载荷、安全系数
计算弹体的内力，绘出内 力图
2.3 导弹、火箭的载荷分析
二、导弹、火箭的设计情况 地面操作期间的载荷情况
停放、运输、起吊
发射状态的载荷情况
起竖、空中发射、水下发射、箱式、膛式发射
2.3 导弹、火箭的载荷分析
二、导弹、火箭的设计情况
空中飞行时的载荷情况——无控和程序飞行情况
该情况下，主要考虑的载荷有：发动机推力、惯性力、气动力 和外界环境的扰动 （1）轴向载荷
(1) 控制力突加情况 舵机 偏喷管
Y G0 M ( x xT ) J z g0
m
Y C y m qS M C y m qS( x p xT )
n yT 1
n yx n yT
(2) 进入机动情况
max K
nyT [C qS C y 0 max y mqS ]/ G0
v2 an r
at
dv dt
2.2 过载系数
四、典型飞行情况的过载计算
垂直突风
tan u / v0
水平突风
1 2 Y C y S v0 u 2
2.3 导弹、火箭的载荷分析
一、载荷分析的基本内容
分析飞行器可能的载荷 情况
确定飞行器的设计情况
计算设计情况下的载荷
G0
m ( K 1)qSl z ( x xT ) J z g0
2.3 导弹、火箭的载荷分析
二、导弹、火箭的设计情况 空中飞行时的载荷情况——分离的载荷情况
空中飞行时的载荷情况——高速再入的情况
空中飞行时的载荷情况——自旋的载荷情况
要特别注意，不同的部位，其最 大载荷可能是由不同的载荷情况 决定的。
2.2 过载系数
二、考虑绕质心旋转运动的过载
nx1i x1i
绕质心角 加速度 绕质心角 速度
1 2 z2 y g0
ny1i x1i
z
g0
附加过载
nz1i x1i
nx1i nx1o x1i
ny1i ny10 x1i
附加过载
y
g0
z2
g0
总过载
小型机动型 过载特点 大型弹道型
三、动力载荷综合设计
叠 加 抑 制
四、静动载荷综合设计
卫星、弹头载荷的综合设计
2.6 使用载荷和设计载荷、安全系数
一、什么是“使用载荷” 使用载荷——正常使用状态下，在飞行器或其部件上可能承 受的最大载荷，又称限制载荷（Limit Load）。
注：由设计情况导出的最严重情况下的使用载荷。
M m z ( K 1) qSl
超调量很重要
n y ( x)
C y 0 max qS C y m qS
G0
m ( K 1)qSl z ( x xT ) J z g0
2.3 导弹、火箭的载荷分析
二、导弹、火箭的设计情况
空中飞行时的载荷情况——控制飞行的情况
nx max
（2）横向载荷——考虑扰动
Pi X Gi空
附加
2 ( ) i i 1
n
突风、推力偏心、工艺偏差等
2.3 导弹、火箭的载荷分析
二、导弹、火箭的设计情况
空中飞行时的载荷情况——无控和程序飞行情况
n y c y 风 qS / G0
M m z 风qSl
0
Z
qi qi 1 Q Z 2
Qi (Q)i
i 1
j
Q Qi 1 M i Z 2
M j (M )i