飛行動力學(xué)習(xí)題(20120528)

1、飛行力學(xué)習(xí)題課飛行力學(xué)習(xí)題課( (二二) ) 2012年5月28日 黃成濤 本堂內(nèi)容本堂內(nèi)容 （一）習(xí)題講解：7-10章 （二）第二次實驗課安排 （三）考前答疑安排 7.1 7.1 何謂飛行器全機焦點？分析影響焦點何謂飛行器全機焦點？分析影響焦點 位置的主要因素。位置的主要因素。 全機焦點取決于機翼焦點以及機身和平尾引起 的焦點變化量，機身使焦點前移，平尾使焦點后 移，因此焦點位置與飛機的氣動布局有關(guān)。 焦點位置還與Ma有關(guān)，亞音速時焦點位于平均 氣動弦前緣0.230.24，Ma數(shù)變化，全機焦點變 化不大；跨音速時，Ma增加，全機焦點迅速后移 ；超音速時焦點接近平均氣動弦中點，Ma變化時 機翼

2、焦點變化不大。 全機焦點（氣動中心）為迎角變化時全機升 力增量的作用點。當(dāng)迎角變化時，氣動力對焦點 的力矩不變。 7.2 7.2 何謂飛行器的縱向定速靜穩(wěn)定性和定何謂飛行器的縱向定速靜穩(wěn)定性和定 載靜穩(wěn)定性？載靜穩(wěn)定性？ 定速靜穩(wěn)定性：給定速度和升降舵偏角，飛 機在某一平衡狀態(tài)受到擾動，迎角發(fā)生變化，擾 動消除后，飛行器將產(chǎn)生使迎角恢復(fù)到原有平衡 狀態(tài)迎角的力矩。 定速靜穩(wěn)定條件：0,0 mmL CCC 焦點 L C CG M b x 定載靜穩(wěn)定性：飛機受擾動后，迎角和速度 均發(fā)生變化，在滿足1g過載的情形下，飛機是否 具有恢復(fù)原有平衡狀態(tài)的趨勢。 定載靜穩(wěn)定條件： 7.27.2 跨音速時此項

3、 為大的負(fù)值 0 1 20 mLmLLm n dCdCCCMaCCMa 跨音速時，dCm/dCL0，飛機為定載靜不穩(wěn)定 7.3 7.3 說明飛行器在跨聲速區(qū)飛行時出現(xiàn)說明飛行器在跨聲速區(qū)飛行時出現(xiàn)“自自 動俯沖動俯沖”現(xiàn)象的物理原因?，F(xiàn)象的物理原因。 在跨音速區(qū)域飛行時，飛機速度增加時，氣動壓力 中心迅速后移，產(chǎn)生大的低頭力矩，而飛機此時為定載 靜不穩(wěn)定，低頭后會產(chǎn)生使低頭趨勢進(jìn)一步加劇的氣動 低頭力矩，因而會出現(xiàn)“自動俯沖”現(xiàn)象。 1 () 2 n mmam n LLLa dCCMC dCCCM m a C M 1 ()0 n m n L dC dC 跨音速區(qū)為大的負(fù)值， 靜載定不穩(wěn)定 飛機

4、在高空進(jìn)入超音速飛行的過程中，飛行員一般不會 刻意操縱升降舵使飛機配平，飛機經(jīng)歷自動俯沖加速后， 待速度增加到一定程度時自動恢復(fù)平衡。（P220圖7.13） 7.4 7.4 根據(jù)風(fēng)洞數(shù)據(jù)確定飛機的靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)；根據(jù)風(fēng)洞數(shù)據(jù)確定飛機的靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)； 求質(zhì)心的相對移動量。求質(zhì)心的相對移動量。 由于縱向力矩系數(shù)與迎角成線性關(guān)系： 0mmm CCC 代入迎角為4和6時的氣動力矩系數(shù)： 0 0 4/57.30.005 6/57.30.025 mm mm CC CC 可解得： 0 0.57301 rad 0.0350 m m C C 零迎角俯仰 力矩系數(shù) 縱向靜不穩(wěn)定 靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)：0.1632 mLmL CC

5、CC 7.47.4 mLcg CCx cg x L C 0m C ac x cg x cg x 如果迎角為0時升力系數(shù)CL0=0，則迎角為4： 飛機質(zhì)心移動時，升力特性并不會發(fā)生變化。 00 44/57.30.2450 LLLLL CCCCC 壓力中心 7.47.4 重心移動量為： 0.0250.0050.2450.0816 cgmL xCC 由于重心移動使俯仰力矩增大，因此可推測，重 心向前移動了0.0816 如果迎角為0時升力系數(shù)CL0不為零，則計算結(jié) 果會有所變化，但方法一樣。 重心移動后，變化的量：與力矩有關(guān)的量Cm 不變的量：焦點位置、升力曲線 8.1 8.1 方向舵固定在中立位置時

6、，方向舵固定在中立位置時，Cn曲線為什么曲線為什么 常通過原點，呈反對稱變化？偏轉(zhuǎn)方向舵時，如常通過原點，呈反對稱變化？偏轉(zhuǎn)方向舵時，如 在氣動力線形變化范圍，則曲線如何變化？在氣動力線形變化范圍，則曲線如何變化？ 方向舵固定在中立位置時，通常情況飛機左 右完全對稱，=0時不產(chǎn)生偏航力矩，因此Cn 曲線常通過原點。 飛機航向靜穩(wěn)定時，0時產(chǎn)生正的偏航力矩； 0時， 航向靜穩(wěn)定，該穩(wěn)定性 導(dǎo)數(shù)主要由垂尾提供。 無尾飛翼布局飛機,無垂尾, 可能呈航向弱靜不穩(wěn)定。 8.2 8.2 橫向靜穩(wěn)定性橫向靜穩(wěn)定性 橫向靜穩(wěn)定性：飛機在平衡狀態(tài)下受到非對 稱的外界擾動，產(chǎn)生小量滾轉(zhuǎn)角,若0，擾動 消失后，重力

7、和升力的分量使飛機產(chǎn)生右側(cè)滑 0，駕駛員不施加操縱時，飛機上將產(chǎn)生負(fù) 的滾轉(zhuǎn)力矩使飛機機翼保持水平。 8.2 8.2 橫向靜穩(wěn)定性橫向靜穩(wěn)定性 L M C 注意：滾轉(zhuǎn)角 的消除是通過側(cè) 滑間接消除的， 因為滾轉(zhuǎn)角并不 直接引起氣動力 矩的變化。 影響因素：Cl0， 飛機為縱向靜不穩(wěn) 定，并且，如果質(zhì)心在握桿機動點之后，飛機的 短周期模態(tài)將不穩(wěn)定。 飛機難以操縱，必須借助增穩(wěn)系統(tǒng)對飛機進(jìn)行操 控。 0 mL CC G 焦點在重心之前 L M 放寬靜穩(wěn)定性，Cm0，為改善飛機的縱向穩(wěn) 定性，使飛機具有良好的縱向飛行品質(zhì)，可選擇 迎角作為反饋參數(shù)，即： 9.59.5 飛機 K + e e c 增穩(wěn)器

8、原理 放寬靜穩(wěn)定性，選擇迎角作為反饋參數(shù)： 0 0 0 e mm em e mmm e m e mm e KK CCCK CCK C C CK C 一般取反饋系數(shù) 其中： 則： 9.59.5 某些情況下也可采用法向過載作為反饋參數(shù)，法 向過載一般與迎角（升力）是對應(yīng)的。 9.59.5 飛機縱向阻尼的改善一般通過反饋俯仰角速率。 0 0 0 eqq mm em eq mqmqm e m e mqqm e K qK CCCK q CCqK C C CK C 一般取反饋系數(shù) 其中： 則： 飛機 Kq + e e c q 阻尼器原理 10.210.2試說明橫航向擾動典型模態(tài)的特點、物試說明橫航向擾動典

9、型模態(tài)的特點、物 理成因以及影響模態(tài)特性的主要氣動導(dǎo)數(shù)。理成因以及影響模態(tài)特性的主要氣動導(dǎo)數(shù)。 滾轉(zhuǎn)模態(tài)：主要表現(xiàn)為飛機滾轉(zhuǎn)角速度 和滾轉(zhuǎn)角 的迅速變化，而其他參數(shù)變化很小。一般來說，飛機 的滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動慣量 通常比偏航轉(zhuǎn)動慣量 小得多， 在外界的擾動下，飛機很容易產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)，而不太容易 產(chǎn)生偏航。并且滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù) 較大，使運動很快 衰減。影響該模態(tài)的主要氣動導(dǎo)數(shù) p x I z I p L lp C 螺旋模態(tài)：主要表現(xiàn)為擾動運動后期偏航角和滾轉(zhuǎn)角 單調(diào)而緩慢的變化。原因：擾動后期參數(shù) 、 、 的變化均很小，因而作用在飛機上的側(cè)力和橫航向力 矩也很小，加上飛機的偏航轉(zhuǎn)動慣量 較大，而偏航 阻尼力矩又

10、較小。影響參數(shù)： p r z I l C n C lr C nr C 荷蘭滾模態(tài)：飛機一面來回滾轉(zhuǎn)，一面左右偏航，同時 帶有側(cè)滑。主要原因：假定飛機受到一個向右滾轉(zhuǎn)的擾 動，因而出現(xiàn)正的側(cè)滑角，同時產(chǎn)生兩個靜穩(wěn)定力矩 L和N，L使飛機左滾，滾轉(zhuǎn)角減小，N使 飛機右偏航，逐漸減小。飛機在滾轉(zhuǎn)和偏航的過程中 ，由于阻尼力矩Lpp和Nrr的作用，使p和r不斷降低。另 外，產(chǎn)生的交叉力矩Lrr和Np p可能對運動起激勵作用也 可能起阻尼作用，視交叉導(dǎo)數(shù)的符號而定。當(dāng)飛機恢復(fù) 到滾轉(zhuǎn)角為零時，但一般p不為零，因此飛機又繼續(xù)左 滾轉(zhuǎn)，繼而左側(cè)滑。 受影響氣動導(dǎo)數(shù)：Cn和Cl起恢復(fù)作用；Cnr和Clq起阻

11、尼作用；交叉力矩導(dǎo)數(shù)Cnq和Clr作用與其符號有關(guān)。 10.210.2 10.4 10.4 試求震蕩模態(tài)為中立穩(wěn)定時試求震蕩模態(tài)為中立穩(wěn)定時E E的值，并的值，并 近似確定螺旋模態(tài)的特征根近似確定螺旋模態(tài)的特征根. . 432 5.811.872.60E 震蕩模態(tài)（荷蘭滾模態(tài)）中立穩(wěn)定時，r=di 432 22 4322 22 5.811.872.60 rsd rsrsd rsdrsd E 10.410.4 2 2 2 5.8 11.8 72.6 rs rsd rsd rsd E 解得： 8.98 0.121 s E 在得到E之后，由于螺旋模態(tài)的特征根為小的實數(shù)，忽 略掉高階項，得： 誤差較小

12、 0.124 72.6 s E 0.18020.051210.0197 72.88731.73060.53840 9.30610.06220.33060 010.05120 A 10.510.5 1.0830 0.0189 0.57063.5140 r s dr i 四階方程 近似計算10.510.5 1.7306 rP L 0.0275 rr s pp g L NL N VL NL NgL , , 3.0604 0.0837 2 n drrr r dr n dr NN YN Y NY 2 , 10.25633.0497 drdrn drn drdr i 實驗課安排實驗課安排 實驗內(nèi)容：飛機典型運動模態(tài)激發(fā) 實驗地點：新主樓C座709 實驗分組：每兩到三人一小組，共用一臺飛行模 擬計算機，需自帶優(yōu)盤保存實驗數(shù)據(jù)，每組實驗時 間45分鐘 。 實驗時間：本周五（6月1日），上