2023年飛行力學(xué)知識(shí)點(diǎn)

最大飛行速度：飛機(jī)在某高度上以特定的重量和一定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)進(jìn)行等速水平直線飛行所能達(dá)成的最大速度稱為飛機(jī)在該高度上的最大平飛速度，各個(gè)高度上的最大平飛速度中的最大值，稱為飛機(jī)的最大平飛速度。最小平飛速度：指飛機(jī)在一定高度上能作定直平飛的最小速度實(shí)用靜升限：飛機(jī)以特定的重量和給定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)做等速直線平飛時(shí),還具有最大上升率為5（ｍ/s)或０.5（m/s)的飛行高度。理論靜升限：飛機(jī)以特定的質(zhì)量和給定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)可以保持等速直線平飛的飛行高度，也就是上升率等于零的飛行高度飛機(jī)的航程:飛機(jī)攜帶的有效載荷在標(biāo)準(zhǔn)大氣及無風(fēng)情況下，沿預(yù)定航線飛行,耗盡其可用燃油所通過的水平距離（涉及上升和下滑的水平距離）。飛機(jī)的航時(shí)：飛機(jī)攜帶的有效載荷在標(biāo)準(zhǔn)大氣及無風(fēng)條件下按照預(yù)定航線飛行，耗盡其可用燃油所能連續(xù)的飛行時(shí)間。飛機(jī)的過載：作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力的合力與飛機(jī)重力之比，稱為過載。上升率：飛機(jī)以特定的重量和給定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)進(jìn)行等速直線上升時(shí)在單位時(shí)間內(nèi)上升的高度，也稱上升垂直速度。定常運(yùn)動(dòng)：運(yùn)動(dòng)參數(shù)不隨時(shí)間而改變的運(yùn)動(dòng)。飛機(jī)的平飛需用推力:飛機(jī)在某一高度以一定的速度進(jìn)行等速直線平飛所需要的發(fā)動(dòng)機(jī)推力鉸鏈力矩：作用在舵面上的氣動(dòng)力對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸的力矩，稱為鉸鏈力矩最短上升時(shí)間:以最大上升率保持最快上升速度上升到預(yù)定高度所需要的時(shí)間小時(shí)耗油率：飛機(jī)飛行一小時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)所消耗的燃油質(zhì)量公里耗油率:飛機(jī)飛行一公里發(fā)動(dòng)機(jī)所消耗的燃油質(zhì)量飛機(jī)的最大活動(dòng)半徑：飛機(jī)由機(jī)場出發(fā),飛到目的上空完畢一定任務(wù)后，再飛回原機(jī)場合能達(dá)成的最遠(yuǎn)距離。飛機(jī)的焦點(diǎn):當(dāng)迎角變化時(shí)，氣動(dòng)力對(duì)該點(diǎn)的力矩始終保持不變，這樣的特殊點(diǎn)稱為機(jī)翼的焦點(diǎn)尾旋:當(dāng)飛機(jī)迎角超過臨界迎角時(shí),飛機(jī)同時(shí)繞三個(gè)機(jī)體軸旋轉(zhuǎn)并沿小半徑的螺旋軌跡急劇下降的運(yùn)動(dòng)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(jī)升力系數(shù)之間的關(guān)系極曲線:反映飛行器阻力系數(shù)與升力系數(shù)之間的關(guān)系的曲線機(jī)體坐標(biāo)系：平行于機(jī)身軸線或機(jī)翼的平均氣動(dòng)原點(diǎn),位于飛機(jī)的質(zhì)心；Ｏxb軸在飛機(jī)的對(duì)稱面內(nèi)，弦線指向前；Ozb軸也在對(duì)稱面內(nèi),垂直于Oxb軸,指向下;Oyｂ軸垂直于對(duì)稱面，指向右。(書上版：是固聯(lián)于飛機(jī)并隨飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的一種動(dòng)坐標(biāo)系。它的原點(diǎn)O位于飛機(jī)的質(zhì)心;Oｘt軸與翼弦或機(jī)身軸線平行，指向機(jī)頭為正;Ｏyt軸位于飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)，垂直于Oxt軸，指向上方為正；Ｏzt軸垂直飛機(jī)對(duì)稱面,指向右翼為正。）翼載荷:飛機(jī)重力與及面積的比值縱向靜穩(wěn)定力矩：由迎角引起的那部分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(duì)稱干擾而產(chǎn)生側(cè)滑時(shí),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１.作用在飛機(jī)上的外力重要有飛機(jī)重力G、空氣動(dòng)力Ｒ、發(fā)動(dòng)機(jī)推力P2.飛機(jī)的過載分為切向過載nx、法向過載ny組成３．飛機(jī)的著陸過程可分為：下滑、拉平、平飛減速、飄落、地面滑跑。４.對(duì)于具有靜穩(wěn)定性的飛機(jī)來說,當(dāng)焦點(diǎn)位置一定,飛機(jī)質(zhì)心向前移動(dòng),其靜穩(wěn)定性則增強(qiáng)；向后移動(dòng),靜穩(wěn)定性則減弱。5.在定常曲線飛行中,衡量飛機(jī)機(jī)動(dòng)性的指標(biāo)單位過載舵偏角δＺny、單位過載桿力增量PZny。6．升降舵下偏、舵偏角為正;升降舵上偏,舵偏角為負(fù)。7.影響飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的重要部件:機(jī)翼、機(jī)身、水平尾翼8.機(jī)翼的后掠角增大,則飛機(jī)的橫向靜穩(wěn)定性增大9．在飛機(jī)的性能計(jì)算中，通常將飛機(jī)阻力分為零升阻力和升致阻力10.根據(jù)飛機(jī)的飛行轉(zhuǎn)臺(tái)不同，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)涉及加力狀態(tài)、最大狀態(tài)、額定狀態(tài)、巡航狀態(tài)、慢車狀態(tài)。1１．飛機(jī)躍升分為進(jìn)入躍升、躍升直線段、改出躍升。12.飛行力學(xué)重要研究內(nèi)容涉及飛行性能和穩(wěn)定性和操縱性１3.飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性是指飛機(jī)改變速度、高度以及方向的能力14.通常飛機(jī)的俯沖過程可以分為:進(jìn)入俯沖、俯沖直線、改出俯沖。15.對(duì)于具有一定過載靜穩(wěn)定性的飛機(jī),縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)可分為短周期模態(tài)和長周期模態(tài)。１6.飛機(jī)的升力由機(jī)翼、機(jī)身、平尾和舵面產(chǎn)生。簡述最大升阻比Kmaｘ隨Ｍ數(shù)的變化規(guī)律并繪圖,解釋其變化因素答:小Ｍ數(shù)時(shí),Kmａx基本不變；在跨音速區(qū)，由于Cｘ0劇增，使Kmax顯著減小；在超音速區(qū)，Ｍ數(shù)增長時(shí),A值和Cｘ0值幾乎保持同一比例而按相反方向變化,使兩者乘積基本保持不變,使Ｋmax變化不大。飛機(jī)設(shè)計(jì)師為提高在亞音速范圍的飛機(jī)性能,通常采用哪些措施？答：減小Cxｏ；增大展弦比λ;較小的后掠角ｘ;盡也許采用高升阻比的布局型式。采用哪些措施可以改善飛機(jī)的航程和航時(shí)答：從氣動(dòng)布局上提高飛機(jī)的升阻比；盡量運(yùn)用飛機(jī)內(nèi)部空間攜帶更多的燃油;運(yùn)用外部大氣環(huán)境,如采用順風(fēng)飛行。影響飛機(jī)進(jìn)行正常盤旋時(shí)要考慮的三種限制因素答:飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度以及人的生理?xiàng)l件對(duì)最大過載的限制；從飛行安全角度考慮受允許升力系數(shù)的限制;發(fā)動(dòng)機(jī)最大可用推力的限制。簡述飛機(jī)的氣流坐標(biāo)系（涉及Ｘ、Y、Z軸及相關(guān)角度)答:氣流坐標(biāo)系原點(diǎn)位于飛機(jī)的質(zhì)心；ox軸始終指向飛機(jī)的空速方向;oy軸位于飛機(jī)的對(duì)稱面內(nèi),垂直于ｏｘ軸，指向上方為正；oｚ軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱面，指向右翼為正簡述飛機(jī)的機(jī)體坐標(biāo)系(涉及X、Ｙ、Z軸以及相關(guān)角度)答：機(jī)體坐標(biāo)系原點(diǎn)位于飛機(jī)的質(zhì)心；Oｘ軸與翼弦或機(jī)身軸線平行,指向機(jī)頭為正;Oy軸位于飛機(jī)的對(duì)稱面內(nèi),指向上方為正；Oz軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱面，指向右翼為正。氣流坐標(biāo)系和風(fēng)軸系之間的夾角涉及迎角和側(cè)滑角。7.簡述差動(dòng)副翼及其意義答：差動(dòng)副翼是一邊副翼的上偏角大于另一邊副翼的下偏角。采用差動(dòng)副翼，目的加大型阻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(biāo)系答：飛機(jī)質(zhì)心為原點(diǎn)，Oxh軸始終指向飛機(jī)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9.簡述在第一平飛范圍內(nèi)，飛機(jī)的速度變化與駕駛員的操作之間的關(guān)系。答：在第一平飛范圍內(nèi),若飛機(jī)由低速平飛改為高速平飛，減小增大飛機(jī)的迎角和增大飛機(jī)的推力,駕駛員應(yīng)前推駕駛桿和油門;若飛機(jī)由高速平飛改為低速平飛，增大增大飛機(jī)的迎角和減小飛機(jī)的推力，駕駛員應(yīng)后拉駕駛桿和油門。試敘述基本飛行性能計(jì)算時(shí)的假設(shè)條件。答:假定地球?yàn)槠矫娲蟮兀伙w機(jī)為抱負(fù)剛體；假定大氣為靜止的標(biāo)準(zhǔn)大氣飛機(jī)的最大允許升力系數(shù)重要受那些因素的限制答:飛機(jī)的迎角，飛機(jī)的馬赫數(shù),平尾極限偏轉(zhuǎn)角,抖動(dòng)升力系數(shù)Ｃydd飛機(jī)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(dòng)升力系數(shù)，平尾偏角，發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力,結(jié)構(gòu)最大允許氣動(dòng)載荷，最大承受溫度。試分析靜推重比Ｐky／Ｇ及翼載荷Ｇ/S對(duì)飛機(jī)起落性能（基本飛行性能)的影響答:G/Ｓ越大。Vｌｄ越大，起落性能越差，必須設(shè)法減小重量G,不僅可以減少Ｖｌd和Vjd。并且可使機(jī)輪對(duì)地面的摩擦力減小。是起飛時(shí)加速快,縮短起飛滑跑距離;飛機(jī)的Pky/G越大,起飛過程中的加速力越大，可以在較短的路程上達(dá)成離地速度，從而縮短起飛滑跑距離。為提高飛機(jī)的Kｍax,對(duì)亞音速飛機(jī)和超音速飛機(jī)在氣動(dòng)布局上各采用哪些措施答：亞音速：大展弦比,較大的相對(duì)厚度,小后掠角，小根梢比超音速：小展弦比，較小的相對(duì)厚度，大后掠角，變后掠機(jī)翼和邊條機(jī)翼升致阻力系數(shù)因子A隨Ｍ變化規(guī)律答:亞音速時(shí),Ａ與機(jī)翼有效展弦λｙx成反比，當(dāng)Ｍ>Miｊ,A將隨M增大而增大；大約Ｍ＞1時(shí)，對(duì)于鈍頭機(jī)翼，A值增長不多,在超音速前緣下，A=1/Cαy≈(）/4隨M增長,A大體與成正比增大;若機(jī)翼前緣不帶彎度且為鋒利前緣，則Ａ=1/Cαy（整個(gè)M內(nèi)）縱向運(yùn)動(dòng)與橫航向運(yùn)動(dòng)分開分析需要滿足那些條件？(推導(dǎo)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程時(shí)的假設(shè)條件）答:小擾動(dòng);飛機(jī)有一個(gè)縱向?qū)ΨQ面,（氣動(dòng)外形和質(zhì)量分布均對(duì)稱），且略卻飛機(jī)內(nèi)部轉(zhuǎn)動(dòng)部件的影響;未擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)為對(duì)稱定常直線飛行，即飛機(jī)僅在于鉛錘平面相重合的縱向?qū)ΨQ面內(nèi)等速直線飛行說明飛機(jī)在跨音速區(qū)域飛行時(shí)產(chǎn)生“自動(dòng)俯沖”的現(xiàn)象及因素?(圖）答:現(xiàn)象：假定駕駛員在A點(diǎn)作定常直線飛行,相應(yīng)的平衡舵偏角再為φA，由于外界擾動(dòng)使速度增長到B點(diǎn),此時(shí)偏角并沒有變化,仍然保持φＡ,可這個(gè)值對(duì)B點(diǎn)平衡而言不夠大，向上偏角太小，因而在飛機(jī)上作用有不平衡的低頭力矩,使飛機(jī)轉(zhuǎn)入俯沖而進(jìn)一步增長它的速度,到“C”點(diǎn)為正,由速度不穩(wěn)定而引起的下俯現(xiàn)象,稱“自動(dòng)俯沖”。因素：空氣壓縮性對(duì)焦點(diǎn)位置和力矩系數(shù)的影響,使飛機(jī)失去了速度靜穩(wěn)定性。從概念上說明mzwz與mｚα有何區(qū)別及產(chǎn)生因素答：縱向阻尼導(dǎo)數(shù)ｍzwz：由俯仰角速度Wz引起的縱向力矩洗流時(shí)差導(dǎo)數(shù)mzα：α引起的氣動(dòng)力或力矩重要是由于平尾洗流時(shí)差作用產(chǎn)生說明Xｊd和（Xjｄ)sg的物理含義,假如質(zhì)心位置處在兩者之間，即（Xｊd)sg<XG<Xｊd,則對(duì)飛機(jī)的操縱性有何影響答：Xjd握桿激動(dòng)點(diǎn):相稱于定常曲線運(yùn)動(dòng)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(diǎn)（Xjd）sg松桿機(jī)動(dòng)點(diǎn):當(dāng)質(zhì)心與該點(diǎn)重合時(shí)，為了使飛機(jī)增長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(δzny<０)駕駛員向后拉桿,過載減小,△ny＜0，反操縱（Pzｎｙ>0）怎么判別飛機(jī)是否具有航向靜穩(wěn)定性？（橫向）影響航向靜穩(wěn)定性的重要因素是什么?答：myＢ<0,則飛機(jī)具有航向靜穩(wěn)定性;mｘB<0,則飛機(jī)具有橫向靜穩(wěn)定性航:(垂尾）myBcw垂尾的航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)，垂尾的面積橫：(機(jī)翼)上反角Ψ，部件干擾如何提高副翼操縱效能ｍxδx?答：改善橫向:在機(jī)翼上表面安裝擾流板,在副翼前緣之前安裝渦流發(fā)生器;縱向:在機(jī)翼表面安裝翼刀,采用鋸齒形前緣,采用差動(dòng)副翼,增長抗扭剛度。試分析飛機(jī)橫航向擾動(dòng)中三種典型模態(tài)特性答:１．滾轉(zhuǎn)模態(tài)：在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的初期,重要是大的負(fù)實(shí)根起作用，飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角速度及滾轉(zhuǎn)角迅速變化,而其他的參數(shù)變化很小。2.荷蘭滾模態(tài):在滾轉(zhuǎn)阻尼運(yùn)動(dòng)基本結(jié)束后,共軛復(fù)根的作用變得十分明顯,重要表現(xiàn)為各個(gè)參數(shù)都隨時(shí)間按震蕩方式周期性的變化。飛機(jī)一方面來回滾轉(zhuǎn)，一方面左右偏航,同時(shí)待有側(cè)滑。3．螺旋模態(tài)：到了擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的后期,重要是小實(shí)根起作用,此時(shí)各參數(shù)變化都很小，因而作用于飛機(jī)上的側(cè)力和橫航向力矩也很小,結(jié)果使運(yùn)動(dòng)參數(shù)表現(xiàn)為單調(diào)而緩慢的變化,使飛機(jī)的飛行高度減少,飛機(jī)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(dòng)運(yùn)動(dòng)的典型模態(tài)/簡述飛機(jī)受擾動(dòng)后縱向的典型模態(tài)答:在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的最初階段，重要特性是以迎角和角速度變化為代表的短周期運(yùn)動(dòng)，飛行速度基本保持不變;而在擾動(dòng)的后一階段，重要特性是以速度和航跡角變化為代表的長周期運(yùn)動(dòng),飛機(jī)迎角保持不變?cè)囌f明飛機(jī)縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)中出現(xiàn)兩種典型模態(tài)的物理成因:答:當(dāng)飛機(jī)受到外界干擾后，飛機(jī)上產(chǎn)生的靜穩(wěn)定力矩,必然引起較大的繞Ｏz軸的角加速度，從而使飛機(jī)的迎角和俯仰角迅速變化,當(dāng)迎角的增量從正值變?yōu)樨?fù)值時(shí),又產(chǎn)生相反方向的靜穩(wěn)定力矩，使飛機(jī)向相反方向轉(zhuǎn)動(dòng),于是便形成了迎角和俯仰角的短周期震蕩運(yùn)動(dòng);由于飛機(jī)的質(zhì)量一般都比較大,而起恢復(fù)和阻尼作用的氣動(dòng)力Yv△V及Xcv△?V相對(duì)地比較小,所以這一變化過程進(jìn)行地非常緩慢,使飛行速度和航跡傾斜角隨時(shí)間的變化呈長周期運(yùn)動(dòng)的起伏形式。２5.分析對(duì)縱向變化模態(tài)影響較大的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù):Cｍ、Cｍq、Cm26.說明衡量升降舵偏轉(zhuǎn)操縱的飛機(jī)響應(yīng)特性的常用參數(shù)：迎角,俯仰角，俯仰角速度ｑ,速度v高度H27.簡述飛行狀態(tài)和飛行員操縱的關(guān)系(改變駕駛桿和油門對(duì)飛機(jī)的影響）答:若駕駛員前推駕駛桿，不動(dòng)油門,則通過一短暫時(shí)間后，速度由Ｖ1增大到V2,飛機(jī)將以V2的速度下滑，后拉則與此相反。若駕駛員只推油門桿,不前推駕駛桿,則通過一短暫時(shí)間后，飛機(jī)將以原速上升，后拉則與此相反。即只動(dòng)駕駛桿不動(dòng)油門,可以改變航跡傾斜角θ;只動(dòng)油門而不動(dòng)駕駛桿，可以改變航跡傾斜角,飛行速度保持不變簡述飛機(jī)的蹬舵反傾斜現(xiàn)象蹬舵的效果與所需要的傾斜相反，即飛機(jī)在低空高速飛行時(shí),由于在大氣壓下所需的平飛Cy較小