飛行力學知識點

飛機在某高度上以特定的重量和肯定的發(fā)動機工作狀態(tài)進展等速水平直線飛行所能到達的最大速度稱為飛機在該高度上的最大平飛速度中的最大值，稱為飛機的最大平飛速度。最小平飛速度：指飛機在肯定高度上能作定直平飛的最小速度有用靜升限：飛機以特定的重量和給定的發(fā)動機工作狀態(tài)做等速直線平飛時，還具有最大5〔m/s〕0.5〔m/s〕的飛行高度。理論靜升限度，也就是上升率等于零的飛行高度飛機的航程：飛機攜帶的有效載荷在標準大氣及無風狀況下，沿預定航線飛行，耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水平距離〔包括上升和下滑的水平距離〕。飛機的航時：飛機攜帶的有效載荷在標準大氣及無風條件下依據(jù)預定航線飛行，耗盡其可用燃油所能持續(xù)的飛行時間。飛機的過載：作用在飛機上的氣動力和發(fā)動機推力的合力與飛機重力之比，稱為過載。飛機以特定的重量和給定的發(fā)動機工作狀態(tài)進展等速直線上升時在單位時間內(nèi)上升的高度，也稱上升垂直速度。定常運動：運動參數(shù)不隨時間而轉(zhuǎn)變的運動。飛機的平飛需用推力：飛機在某一高度以肯定的速度進展等速直線平飛所需要的發(fā)動機推力鉸鏈力矩：作用在舵面上的氣動力對舵面轉(zhuǎn)軸的力矩，稱為鉸鏈力矩最短上升時間：以最大上升率保持最快上升速度上升到預定高度所需要的時間小時耗油率：飛機飛行一小時發(fā)動機所消耗的燃油質(zhì)量公里耗油率：飛機飛行一公里發(fā)動機所消耗的燃油質(zhì)量飛機的最大活動半徑：飛機由機場動身，飛到目標上空完成肯定任務(wù)后，再飛回原機場所能到達的最遠距離。飛機的焦點：當迎角變化時，氣動力對該點的力矩始終保持不變，這樣的特別點稱為機翼的焦點尾旋：當飛機迎角超過臨界迎角時，飛機同時繞三個機體軸旋轉(zhuǎn)并沿小半徑的螺旋軌跡急劇下降的運動升降舵平衡曲線：在滿足力矩平衡〔Mz=0〕條件下，升降舵偏角與飛機升力系數(shù)之間的關(guān)系極曲線：反響飛行器阻力系數(shù)與升力系數(shù)之間的關(guān)系的曲線機體坐標系：平行于機身軸線或機翼的平均氣動原點，位于飛機的質(zhì)心;Oxb軸在飛機的對稱面內(nèi)，弦線指向前；Ozb軸也在對稱面內(nèi)，垂直于Oxb軸，指向下；Oyb軸垂直于對稱面，指向右。〔書上版：是固聯(lián)于飛機并隨飛機運動的一種動坐標系。它的原點O位于飛機的質(zhì)心；Oxt軸與翼弦或機身軸線平行，指向機頭為正；Oyt軸位于飛機對稱面內(nèi)，垂直于Oxt軸，指向上方為正；Ozt軸垂直飛機對稱面，指向右翼為正?！骋磔d荷：飛機重力與及面積的比值縱向靜穩(wěn)定力矩：由迎角引起的那局部俯仰力矩稱之為縱向靜穩(wěn)定力矩航向靜穩(wěn)定性：飛行器在平衡狀態(tài)下受到外界非對稱干擾而產(chǎn)生側(cè)滑時，在駕駛員不加操縱的條件下，飛行器具有減小側(cè)滑角的趨勢作用在飛機上的外力主要有飛機重力G、空氣動力R、發(fā)動機推力Pn、法向過載n組成x y飛機的著陸過程可分為：下滑、拉平、平飛減速、飄落、地面滑跑。增加；向后移動，靜穩(wěn)定性則減弱。過載舵偏角δZny單位過載桿力增量PZny。升降舵下偏、舵偏角為正；升降舵上偏，舵偏角為負。影響飛機縱向靜穩(wěn)定性的主要部件：機翼、機身、水平尾翼機翼的后掠角增大，則飛機的橫向靜穩(wěn)定性增大在飛機的性能計算中，通常將飛機阻力分為零升阻力和升致阻力依據(jù)飛機的飛行轉(zhuǎn)臺不同，渦輪噴氣發(fā)動機的工作狀態(tài)包括加力狀態(tài)、最大狀態(tài)、額定狀態(tài)、巡航狀態(tài)、慢車狀態(tài)。飛機躍升分為進入躍升、躍升直線段、改出躍升。飛行力學主要爭論內(nèi)容包括飛行性能和穩(wěn)定性和操縱性飛機的機動性是指飛機轉(zhuǎn)變速度、高度以及方向的力量通常飛機的俯沖過程可以分為：進入俯沖、俯沖直線、改出俯沖。對于具有肯定過載靜穩(wěn)定性的飛機，縱向擾動運動可分為短周期模態(tài)和長周期模態(tài)。飛機的升力由機翼、機身、平尾和舵面產(chǎn)生。Kmax隨M數(shù)的變化規(guī)律并繪圖，解釋其變化緣由M數(shù)時，KmaxCx0Kmax顯著減?。辉诔羲賲^(qū)，M數(shù)增加時，A值和Cx0值幾乎保持同一比例而按相反方向變化，使二者乘積根本Kmax變化不大。飛機設(shè)計師為提高在亞音速范圍的飛機性能，通常承受哪些措施？答：減小Cxo；增大展弦比λ；較小的后掠角x；盡可能承受高升阻比的布局型式。承受哪些措施可以改善飛機的航程和航時氣環(huán)境，如承受順風飛行。影響飛機進展正常盤旋時要考慮的三種限制因素升力系數(shù)的限制；發(fā)動機最大可用推力的限制。簡述飛機的氣流坐標系〔包括X、Y、Z軸及相關(guān)角度〕答：氣流坐標系原點位于飛機的質(zhì)心；ox軸始終指向飛機的空速方向；oy軸位于飛機的對稱面內(nèi)，垂直于ox軸，指向上方為正；oz軸垂直于飛機對稱面，指向右翼為正簡述飛機的機體坐標系〔包括X、Y、Z軸以及相關(guān)角度〕答：機體Ox軸與翼弦或機身軸線平行，指向機頭為正；Oy軸位于飛機的對稱面內(nèi)，指向上方為正；Oz軸垂直于飛機對稱面，指向右翼為正。氣流坐系和風軸系之間的夾角包括迎角和側(cè)滑角。簡述差動副翼及其意義去平衡增大的升致阻力，從而使偏航力矩為零，提高副翼操縱效能。航跡坐標系答：飛機質(zhì)心為原點，Oxh軸始終指向飛機的地速方向，Oyh軸則位于包含Oyh軸的鉛垂面內(nèi)，垂直于Oxh軸，指向上為正，Ozh軸垂直于OxhOyh平面，指向右翼為正簡述在第一平飛范圍內(nèi)，飛機的速度變化與駕駛員的操作之間的關(guān)系。角和減小飛機的推力，駕駛員應(yīng)后拉駕駛桿和油門。試表達根本飛行性能計算時的假設(shè)條件。答：假定地球為平面大地；飛機為抱負剛體；假定大氣為靜止的標準大氣飛機的最大允許升力系數(shù)主要受那些因素的限制答：飛機的迎角，飛機的馬赫數(shù)，平尾極限偏轉(zhuǎn)角，抖動升力系數(shù)Cydd飛機定直平飛的最小速度受到那些因素的限制？而最大速度又受到哪些因素的限制？答：最大升力系數(shù)，抖動升力系數(shù)，平尾偏角，發(fā)動機可用推力，構(gòu)造最大允許氣動載荷，最大承受溫度。試分析靜推重比Pky/G及翼載荷G/S對飛機起落性能〔根本飛行性能〕的影響答：G/SVldGVld和Vjd。而且可使機輪對地面的摩擦力減小。是起飛時加速快，縮短起飛滑跑距離；飛機的Pky/G離。為提高飛機的Kmax，對亞音速飛機和超音速飛機在氣動布局上各承受哪些措施答：亞音速：大展弦比，較大的相對厚度，小后掠角，小根梢比超音速：小展弦比，較小的相對厚度，大后掠角，變后掠機翼和邊條機翼升致阻力系數(shù)因子A隨M變化規(guī)律A與機翼有效展弦λyxM>Mij，AMM>1M2-1y時對于鈍頭機翼A值增加不多在超音速前緣下A=1/α〔 /4隨M2-1yM2-1yA大致與 成正比增大假設(shè)機翼前緣不帶彎度且為鋒利前緣則A=1/Cα〔整個M2-1y〔推導飛機運動方程時的假設(shè)條件氣動外形和質(zhì)量分布均對稱〕，且略卻飛機內(nèi)對稱面內(nèi)等速直線飛行說明飛機在跨音速區(qū)域飛行時產(chǎn)生“自動俯沖”的現(xiàn)象及緣由？〔圖〕答：現(xiàn)象：假定駕駛員在A點作定常直線飛行，對應(yīng)的平衡舵偏角再為φA，由于外界擾動使速度增加到BφA，可這個值對B一步增加它的速度，到“C”點為正，由速度不穩(wěn)定而引起的下俯現(xiàn)象，稱“自動俯沖”。緣由：空氣壓縮性對焦點位置和力矩系數(shù)的影響，使飛機失去了速度靜穩(wěn)定性。從概念上說明mwzmα有何區(qū)分及產(chǎn)生緣由z z答：縱向阻尼導數(shù)mwz：由俯仰角速度Wz引起的縱向力矩z洗流時差導數(shù)mα：α引起的氣動力或力矩主要是由于平尾洗流時差作用產(chǎn)生z〔Xjd〕sg<XG<Xjd，則對飛機的操縱性有何影響答：Xjd握桿感動點：相當于定常曲線運動中，迎角變化產(chǎn)生的升力增量△Y〔α〕=△nyG與角速度Wz產(chǎn)生的升力增量△Ypw〔wz〕的合力作用點〔Xjd〕sg松桿機動點：當質(zhì)心與該點重合時，為了使飛機增加法向過載并不需要額外地施力于駕駛桿為獲得正△ny，駕駛員向后拉桿，正常操縱〔δ ny<0〕zz駕駛員向后拉桿，過載減小，△ny<0，反操縱〔Pny>0〕z怎么判別飛機是否具有航向靜穩(wěn)定性？〔橫向〕影響航向靜穩(wěn)定性的主要因素是什么？答：mB<0，則飛機具有航向靜穩(wěn)定性;mB<0，則飛機具有橫向靜穩(wěn)定性y xy航：〔垂尾〕mBcw垂尾的航向靜穩(wěn)定導數(shù)，垂尾的面積橫：〔機翼〕上反角Ψ，部件干擾y怎樣提高副翼操縱效能mδx？x答：改善橫向：在機翼上外表安裝擾流板，在副翼前緣之前安裝渦流發(fā)生器；縱向：在機翼外表安裝翼刀，承受鋸齒形前緣，承受差動副翼，增加抗扭剛度。試分析飛機橫航向擾動中三種典型模態(tài)特性答：1快速變化，而其他的參數(shù)變化很小。荷蘭滾模態(tài)：在滾轉(zhuǎn)阻尼運動根本完畢后，共軛復根的作用變得格外明顯，主航，同時待有側(cè)滑。螺旋模態(tài)：到了擾動運動的后期，主要是小實根起作用，此時各參數(shù)變化都很化，使飛機的飛行高度降低，飛機將沿著近似螺旋線的航跡緩慢的盤旋下降。簡述兩種典型模態(tài)/簡述縱向擾動運動的典型模態(tài)/簡述飛機受擾動后縱向的典型模態(tài)動，飛機迎角保持不變試說明飛機縱向擾動運動中消滅兩種典型模態(tài)的物理成因：答：當飛機受到外界干擾后，飛機上產(chǎn)生的靜穩(wěn)定力矩，必定引起較大的繞Oz軸的角加速度的靜穩(wěn)定力矩，使飛機向相反方向轉(zhuǎn)動，于是便形成了迎角和俯仰角的短周期震蕩運動；由于飛機的質(zhì)量一般都比較大，而起恢復和阻尼作用的氣動力Yv△V及Xv△V相對地比c運動的起伏形式。分析對縱向變化模態(tài)影響較大的氣動導數(shù)：Cm、Cmq、Cm說明衡量升降舵偏轉(zhuǎn)操縱的飛機響應(yīng)特性的常用參數(shù)：迎角，俯仰角，俯仰角速度q，vH簡述飛行狀態(tài)和飛行員操縱的關(guān)系〔轉(zhuǎn)變駕駛桿和油門對飛機的影響〕答：假設(shè)駕駛員前推駕駛桿，不動油門，則經(jīng)過一短臨時間后，速度由V1增大到V2，飛機將以V2的速度下滑，后拉則與此相反。假設(shè)駕駛員只推油門桿，不前推駕駛桿，則經(jīng)過一短臨時間θ；只動油門而不動駕駛桿，可以轉(zhuǎn)變航跡傾斜角，飛行速度保持不變簡述飛機的蹬舵反傾斜現(xiàn)象Cy較小，飛機橫