北航飞行力学实验班飞机典型模态特性仿真实验报告(精)
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。
飞机仿真飞行实验报告
飞机仿真飞行实验报告1. 实验目的本次实验旨在通过飞机仿真飞行，探索飞机飞行过程中的关键因素以及驾驶员的应对措施，提高驾驶员的飞行技能和应急处理能力。
2. 实验装置与方法2.1 实验装置：使用飞行仿真软件进行实验，模拟真实飞行环境和飞行器的操作界面。
2.2 实验方法：参与者通过操纵飞行器进行飞行，在飞行过程中记录关键数据并及时采取应对措施。
3. 实验过程与结果3.1 飞行起飞在实验开始前，参与者接受了相关的飞行培训，熟悉了飞行器的操作流程和仪表板的功能。
起飞时，参与者按照正确的步骤进行操作，逐渐增加推力，保持姿态和速度的稳定。
实验结果显示，参与者成功完成了起飞过程，飞机顺利脱离地面，进入了升空阶段。
3.2 飞行过程在飞行过程中，参与者需要时刻关注飞行器的高度、速度、姿态、油量等参数，并根据需要进行调整。
实验过程中，参与者遇到了多种情况，包括恶劣天气、机械故障等，并通过正确的应对措施顺利解决了问题。
例如，当飞机遭遇剧烈气流时，参与者通过调整升降舵的角度，控制飞机的姿态，保持飞行的平稳。
当发动机出现故障时，参与者迅速切换到备用发动机，并通过调整油门和推力，使飞机保持平稳飞行。
实验结果表明，参与者具备一定的应急处理能力，并能够有效应对突发情况。
3.3 降落过程降落是飞行过程中最关键且难度最大的环节之一。
降落时，参与者需要控制飞机的速度和姿态，准确判断降落时机，并做出及时调整。
实验中，参与者成功完成了降落过程，并准确着陆在跑道上。
4. 数据分析与讨论通过实验数据的分析，我们可以得出以下结论：4.1 飞行器的稳定性是飞行过程中的关键因素之一。
在实验中，参与者通过调整控制面的角度，保持飞机的平稳飞行状态，有效应对了气流等外界因素的干扰。
4.2 驾驶员的应急处理能力对飞行安全至关重要。
实验过程中，参与者能够快速判断和解决各种问题，保持飞机的安全飞行。
4.3 飞行器的操作流程和仪表板的功能对驾驶员的飞行效果有影响。
北航研究性实验报告
北航研究性实验报告北航研究性实验报告引言：研究性实验是大学教育中非常重要的一环，它旨在培养学生的科研能力和创新思维。
作为北航的一名学生，我有幸参与了一项关于飞行器设计的研究性实验，并在此报告中将对该实验进行详细的介绍和分析。
实验目的：本次实验的目的是设计一种新型飞行器，以提高其飞行效率和稳定性。
通过对飞行器的结构和控制系统进行优化，我们希望能够实现更高的飞行速度和更好的操控性能。
实验方法：在实验开始之前，我们首先进行了大量的文献调研，了解了目前飞行器设计领域的最新研究成果和技术发展趋势。
然后，我们组建了一个小组，共同讨论并确定了实验的具体方案。
在设计飞行器结构时，我们采用了轻量化材料和先进的制造技术，以减少飞行器的重量并提高其强度。
同时，我们还对飞行器的气动外形进行了优化，以减小阻力和气动干扰，并提高飞行器的升力系数。
在控制系统设计方面，我们采用了先进的自动控制算法和传感器技术，以实现飞行器的自主导航和稳定飞行。
通过对飞行器的动力学特性进行建模和仿真，我们确定了最佳的控制参数，并进行了实验验证。
实验结果：经过反复的设计和测试，我们成功地设计出了一种新型飞行器，并进行了多次试飞。
实验结果表明，该飞行器具有较高的飞行速度和较好的操控性能，达到了我们的设计目标。
结论：通过参与这个研究性实验，我深刻认识到科研的重要性和挑战性。
在实验过程中，我们不仅学到了专业知识和技能，还培养了团队合作和解决问题的能力。
此外，我们还发现了一些可以进一步改进和优化的方向。
例如，可以通过进一步研究和改进飞行器的结构和控制系统，进一步提高其性能和可靠性。
同时，还可以将所学到的知识和技术应用到其他领域，如航空航天、交通运输等。
总结：通过这次研究性实验，我对飞行器设计和控制有了更深入的了解，并提高了自己的科研能力和创新思维。
我相信，在北航这样的优秀学府中，我将有更多机会参与和开展类似的研究工作，为科技进步和社会发展做出更多贡献。
飞行仿真实验报告(一)--彭尧坤(35050109)
航空科学与工程学院《飞行仿真实验》实验报告（一）学生姓名：***学号：********专业方向：飞行力学与控制指导教师：***2008年 3 月9 日实验一简单二阶系统仿真实验实验所属课程名称:飞行仿真（Flight Simulation ）一.实验目的了解仿真技术的主要内容，通过简单的入门训练，让学生动手建模和解算，初步了解仿真的主要过程，以形成计算机仿真的初步感性认识。
二．实验内容及步骤1．了解仿真技术概述和相关文献，建立简单的弹簧阻尼二阶系统数学模型；2．分别采用欧拉法和龙格库塔法建立给定系统的计算机离散仿真解算模型；3．使用C/C++语言编写非实时仿真计算程序，包括上面两种数值积分算法（欧拉法和龙格库塔法）在两种标准输入下（脉冲和阶跃）的仿真运算，调试并运行程序；4．合理选取数值积分的步长，选用熟悉的曲线绘图工具打印上面四种时间响应仿真计算结果，分析比较两种算法的特点；5．根据响应的结果，通过作图法求解出所选二阶系统动态特性的参数（周期、半衰期、超调量、调节时间等）。
6．修改物理系统参数重新进行仿真解算，观察系统时间响应随系统参数的变化情况。
打印典型结果并说明。
三、实验要求及考核方式1．要求学生直接上机独立列写方程，编写计算机程序解算，得出正确的数据结果和曲线图。
注意数据单位、曲线图示等的规范化。
2．根据实验内容的6个步骤，按照给定的封面格式，分6个主要部分撰写实验报告。
严禁抄袭！3．本次实验报告占总成绩的40%。
四、实验报告正文1．数学模型的建立：如上图所示，在外力F(t)的作用下，如果弹簧恢复力和阻尼力与F(t)不能平衡，则质量块m 将有加速度，进而使速度和位移发生变化。
根据牛顿第二定律，可得：()()()()F t ky t fy t my t '''--=2．用数值分析方法建立计算机离散仿真解算模型： 将上述模型方程转换可得：()()()()F t k fy t y t y t m m m'''=-- 令：()()()F t k fy t y t m m m'--=(,,)f t y y '，则有化为一阶方程组的初值问题(,,)y f t y y '''=图中：F(t) -------作用于系统的外力； y(t)-------质量块m 的位移；k-------弹簧比例系数； f-------阻尼系数。
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。
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00001000ep ep ep u w e u w q pu w q X X u u X X g Z Z w w Z Z Z q q M M M M M δδδδδδδδθθ⎡⎤∆∆⎡⎤⎡⎤-⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆∆⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ Xu X ̅w Z uZ w 0−g Z q 0M ̅u M ̅w 0Mq 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+0.0199998−0.01590270.0426897λ+0.0403485032.2−869.627900.000055470.001893500λ+0.540050−1λ|=0 特征根λ1,2=−0.290657205979137±1.25842158268078iλ3,4=−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 =2πω求得,分别为T 1=4.99290968436404s T 3=166.381877830828s半衰期内振荡次数N 1/2由公式N 1/2=t 1/2T求得,分别为N 1/2,1=0.436598837599716周 N 1/2,3=0.477628965372620周模态参数结果表如下:特征根t 1/2/sω/(rad/s T /s N 1/2/周模态命名−0.2907±1.2584i 2.38481.25844.99290.4366短周期模态−0.0095±0.0378i 72.6421 0.0378166.3819 0.4776长周期模态2 横航向模态横侧小扰动方程为0001000a r ar a r v p r av p r r v p r Y Y v v Y Y Y g p L L p L L L r r N N N N Nδδδδδδδδφφ⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ YvY ̅p L ̅v L ̅p Yr g L ̅r 0N ̅v N ̅p 01N ̅r 000]=[−0.06059630−0.0015153−0.4602834−87132.20.28001300.00111489−0.020782201−0.140994000] A 的特征值方程|λ+0.060596300.0015153λ+0.4602834871−32.2−0.2800130−0.001114890.02078220−1λ+0.1409940 0λ|=0 特征根λ1=−0.529224752834596 λ2=0.00594271142566856λ3,4=−0.0692958292955363±1.00201868823874i半衰期t 1/2由公式t 1/2=−ln2λ求得,分别为t 1/2,1=1.30974066660216s t 1/2,2=−116.638202818668st 1/2,3=10.0027258149084sλ1和λ2对应的运动不存在振荡,没有振荡频率、周期和半衰期内振荡次数。
飞机模拟实验报告
飞机模拟实验报告引言飞机模拟实验是飞行器设计和研发过程中不可或缺的一环，通过模拟实验可以对飞机的性能和操控进行测试和优化。
本实验旨在通过飞机模拟软件，对一种新型飞机的操纵性能进行评估和分析。
实验设备和方法本实验使用了专业的飞机模拟软件，通过键盘或操纵杆等控制设备进行操作。
首先，根据飞机型号及参数设置飞行初始状态。
然后，通过控制设备控制飞机的升降、转弯、飞行速度等参数，记录并分析相关数据。
实验过程中，将不断调整操控参数，以评估不同操作对飞机的影响。
实验结果与分析1. 飞行稳定性在实验中，我们对飞机的平稳飞行进行了测试。
结果显示，飞机的稳定性较好，在水平飞行状态下，没有出现明显的抖动或不稳定现象。
通过调整飞机的重心以及操纵面的设计，使得飞机保持较好的稳定性，能够符合一般飞行要求。
2. 高度控制能力飞机的高度控制能力是飞行过程中非常重要的一项指标。
实验中，我们通过操纵升降舵来调整飞机的升降状态。
结果显示，飞机能够较好地控制高度，根据操纵杆的微调程度能够精准地调整飞机的高度。
这表明飞机在不同高度下能够稳定飞行，满足飞行控制要求。
3. 转弯半径和速度我们对飞机的转弯半径和速度进行了测试。
通过操纵杆的转动程度，飞机的转弯半径和速度可以得到有效调整。
实验结果显示，飞机在不同的转弯半径下能够保持稳定的飞行，没有出现明显的过度转弯或转弯不足的情况。
同时，飞机在不同速度下，转弯半径也能够随之调整，满足飞行操控的灵活性需求。
实验总结与展望通过对飞机模拟实验的分析，我们对新型飞机的操纵性能有了初步评估。
实验结果显示，飞机具备较好的稳定性、高度控制能力和转弯灵活性。
在今后的研发过程中，我们将进一步改进飞行模型和参数设置，以优化飞机的操纵性能。
同时，我们还将进一步进行实验，评估飞机在恶劣天气条件下的操纵性能，以提高飞机的适应能力。
结语飞机模拟实验是飞行器设计和研发过程不可或缺的一部分。
通过该实验，我们能够更好地了解飞机的操纵性能，为飞行器的设计和改进提供重要参考依据。
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）。
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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00001000ep ep ep u w e u w q pu w q X X u u X X g Z Z w w Z Z Z q q M M M M M δδδδδδδδθθ⎡⎤∆∆⎡⎤⎡⎤-⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥∆∆⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ Xu X ̅w Z uZ w 0−g Z q 0M ̅u M ̅w 0Mq 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+0.0199998−0.01590270.0426897λ+0.0403485032.2−869.627900.000055470.001893500λ+0.540050−1λ|=0 特征根λ1,2=−0.290657205979137±1.25842158268078iλ3,4=−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 =2πω求得,分别为T 1=4.99290968436404s T 3=166.381877830828s半衰期内振荡次数N 1/2由公式N 1/2=t 1/2T求得,分别为N 1/2,1=0.436598837599716周 N 1/2,3=0.477628965372620周模态参数结果表如下:特征根t 1/2/sω/(rad/s T /s N 1/2/周模态命名−0.2907±1.2584i 2.38481.25844.99290.4366短周期模态−0.0095±0.0378i 72.6421 0.0378166.3819 0.4776长周期模态2 横航向模态横侧小扰动方程为0001000a r ar a r v p r av p r r v p r Y Y v v Y Y Y g p L L p L L L r r N N N N Nδδδδδδδδφφ⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥=+⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦⎣⎦A =[ YvY ̅p L ̅v L ̅p Yr g L ̅r 0N ̅v N ̅p 01N ̅r 000]=[−0.06059630−0.0015153−0.4602834−87132.20.28001300.00111489−0.020782201−0.140994000] A 的特征值方程|λ+0.060596300.0015153λ+0.4602834871−32.2−0.2800130−0.001114890.02078220−1λ+0.1409940 0λ|=0 特征根λ1=−0.529224752834596 λ2=0.00594271142566856λ3,4=−0.0692958292955363±1.00201868823874i半衰期t 1/2由公式t 1/2=−ln2λ求得,分别为t 1/2,1=1.30974066660216s t 1/2,2=−116.638202818668st 1/2,3=10.0027258149084sλ1和λ2对应的运动不存在振荡,没有振荡频率、周期和半衰期内振荡次数。
λ3,4对应的运动的振荡频率ω为ω3=1.00201868823874rad/s λ3,4对应的运动的周期T 由公式T =2πω求得,为 T 3=6.27052706793684sλ3,4对应的运动的半衰期内振荡次数N 1/2由公式N 1/2=t 1/2T求得,为N1/2,3=1.59519697571444周模态参数结果表如下:特征根t1/2/s ω/(rad/s T/s N1/2/周模态命名−0.5292 1.3097—−−滚转收敛模态0.0059−116.638−−−螺旋模态−0.0693±1.002i10.0027 1.0020 6.2705 1.5952荷兰滚模态四、通过仿真获得的5种典型模态的动态响应结果曲线,及各曲线实验方式(算法/步长/具体激发方式等说明,包括由作图法(时域分析法求得的各模态参数,并与理论计算结果对比分析。
(注:要求有作图痕迹1纵向模态:长周期模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为升降舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,40000步,40000帧。
动态响应结果曲线分别如下: t~∆α图像:t~∆V图像:t~q图像:t~∆θ图像:取t~∆V图像作图,按作图法求得模态参数如下:图中较密竖线间为半衰期,较稀竖线间为周期。
由作图法可得,半衰期t1/2=94.4929s,周期T=166.37s,进而可得振荡频率ω=0.0377rad/s,半衰期内振荡次数N1/2=0.5680周。
各参数与理论计算结果对比表如下:模态参数t1/2/s ω/(rad/s T/s N1/2/周理论值72.64210.0378166.38190.4776实测值94.49290.0377166.370.5680误差30.08%0.00714%−0.00714%18.914%实测值中,周期和振荡频率与理论值相比相差无几,吻合度相当高;而半衰期误差较大,并进而导致半衰期内振荡次数也有一定误差。
纵向长周期模态的特点为:飞行速度和俯仰姿态角缓慢变化,周期长,衰减慢。
主要原因:由于飞机的质量较大,而起恢复和阻尼作用的气动力Z V∆V和X∆V相对比较小,所以作用在飞机上的外力处于不平衡状态持续较长时间,重力和升力的作用使飞机航迹和速度变化。
短周期模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为升降舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,1500步,1500帧。
动态响应结果曲线分别如下:t~∆α图像: t~∆V图像:t~q图像:t~∆θ图像:取t~q图像作图,按作图法求得模态参数如下:图中较密竖线间为半衰期,较稀竖线间为周期。
由作图法可得,半衰期t1/2=2.8089s,周期T=4.983s,进而可得振荡频率ω=1.2609rad/s,半衰期内振荡次数N1/2=0.5637周。
各参数与理论计算结果对比表如下:模态参数t1/2/s ω/(rad/s T/s N1/2/周理论值 2.3848 1.2584 4.99290.4366实测值 2.8089 1.2609 4.9830.5637误差17.786%0.0020%−0.00714%29.111%实测值中,周期和振荡频率与理论值相比相差无几,吻合度相当高;而半衰期误差较大,并进而导致半衰期内振荡次数也有较大误差。
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。
2横航向模态:滚转收敛模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为方向舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,120步,120帧。
动态响应结果曲线分别如下: t~p图像:t~r图像:t~ϕ图像:滚转收敛模态的特点为:主要表现为飞机滚转角速度p和滚转角ϕ的迅速变化,而其他参数变化很小。
一般来说,飞机的滚转转动惯量I x通常比偏航转动惯量I z 小得多,在外界的扰动下,飞机很容易产生滚转,而不太容易产生偏航。
并且滚转阻尼导数L p较大,使运动很快衰减。
螺旋模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为方向舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,50000步,50000帧。
动态响应结果曲线分别如下: t~p图像:t~r图像:t~ϕ图像:横向螺旋模态的特点为:主要表现为扰动运动后期偏航角和滚转角单调而缓慢的变化。
扰动后期参数β、p、r的变化均很小,因而作用在飞机上的侧力和横航向力矩也很小,加上飞机的偏航转动惯量较大,而偏航阻尼力矩又较小。
荷兰滚模态:积分步长ℎ=0.011秒,方法欧拉法,输入量输入方式为方向舵,阶跃输入,宽度为0.06rad,1800步,1800帧。
动态响应结果曲线分别如下: t~p图像:t~r图像:t~ϕ图像:取t~q图像作图,按作图法求得模态参数如下:由作图法可得,半衰期t1/2=9.471s,周期T=6.23s,进而可得振荡频率ω=1.0085rad/s,半衰期内振荡次数N1/2=0.5637周。
各参数与理论计算结果对比表如下:模态参数t1/2/s ω/(rad/s T/s N1/2/周理论值10.0027 1.0020 6.2705 1.5952实测值9.471 1.0085 6.230.5637误差−5.316%0.6505%−0.06463% 4.6999%实测值中,周期和振荡频率与理论值相比相差无几,吻合度相当高;而半衰期和半衰期内振荡次数虽然也有一定误差,但误差较小。