飛行動力學(xué).ppt

1、2009，2,第一章 飛行動力學(xué)空氣動力學(xué)與飛行力學(xué),飛行控制系統(tǒng): 飛行器+控制系統(tǒng) 閉合回路 飛行器：在空氣中的運動體，一個復(fù)雜的被控對象，要想控制它，需要了解氣流特性與飛行器的特性 空氣動力學(xué)：研究空氣的流體特性 飛行力學(xué)：研究飛行器在大氣中飛行時的運動規(guī)律，建立飛行器動力學(xué)方程,引言,第一節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識 第二節(jié) 飛行器運動參數(shù)與操縱機構(gòu) 第三節(jié) 空氣動力與氣動系數(shù),本課程內(nèi)容,第一節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識,一、流場 定義 可流動的介質(zhì)（水，油，氣等）稱為流體，流體所占據(jù)的空間稱為流場。 流場的描述 速度、加速度以及密度p、壓強p、溫度T（流體的狀態(tài)參數(shù)）等 幾何位置與時間的函

2、數(shù) （1）流體微團：空氣的小分子群，空氣分子間的自由行程與飛行器相比較太小，可忽略分子的運動 （2）流線：流體微團流動形成的軌線，流線不相交、流體微團不穿越流線,一、流場（續(xù)）,（3）流管： 多個流線形成流管 （4）定常流： 流場中各點的速度、加速度以及狀態(tài)參數(shù)等只是幾何位置的函數(shù)，與時間無關(guān) （5）流動的相對性 物體靜止，空氣流動 物體運動，空氣靜止,相對速度相同時，流場中空氣動力相同,二、連續(xù)方程,在流管上取垂直于流管中心線上流速方向的兩個截面， 截面I： 截面： 空氣流動是連續(xù)的，處處沒有空隙 ，定常流流場中各點均無隨時間分子堆積，因而單位時間內(nèi)，流入截面的空氣質(zhì)量必等于流出截面的空氣質(zhì)

3、量 質(zhì)量守恒原理在流體力學(xué)中的應(yīng)用 或?qū)懗桑?在V小、小范圍內(nèi) 連續(xù)方程：,A大，V小 A小，V大,三、伯努里方程（能量守恒定律）,在低速不可壓縮的假設(shè)下，密度為常數(shù) 伯努里方程： 其中：P-靜壓， 1/2V2 動壓，單位體積的動能，與高 度、速度有關(guān) 表明靜壓與動壓之和沿流管不變 當V=0，p=p0，最大靜壓 ,V大，p??；V小，p大,四、馬赫數(shù)M,馬赫數(shù)定義為氣流速度(v)和當?shù)匾羲?a)之比: 音速： T:空氣的絕對溫度 a與溫度有關(guān)，表示空氣受壓縮的程度，M與a都是幾何位置的函數(shù) 臨界馬赫數(shù)Mcr 遠前方的迎面氣流速度V與遠前方空氣的音速a之比 迎面氣流的M數(shù)超過Mcr時，翼面上出現(xiàn)局

4、部的超音速區(qū)， 將產(chǎn)生局部激波 飛行速度定義 M5為高超音速飛行,五、弱擾動的傳播,飛機在大氣中飛行 擾動源 擾動源以速度V在靜止空氣中運動，相當于擾動源靜止而空氣以速度v流動 1）Va,M1 前方空氣未受擾 飛機前臨近空氣 突然， 形成激波（d） 受擾區(qū)限于擾源 下游的馬赫錐內(nèi),六、激波,氣流以超音速流經(jīng)物體時，流場中的受擾區(qū)情況與物體的形狀有關(guān)，超音速強擾動，產(chǎn)生激波 激波實際上就是氣流各參數(shù)的不連續(xù)分界面 在激波之前，氣流不受擾動，氣流速度的大小和方向不變，各狀態(tài)參數(shù)也是常數(shù)； 氣流通過激波，其流速突然變小，溫度、壓強、密度等也突然升高 鈍頭物體的激波是脫體波（正激波），產(chǎn)生大波阻 楔形

5、物體的激波是傾斜的（附體波 ），波阻較小，用于超音速飛機的機頭,七 膨脹波,伯努利靜態(tài)公式 不適用于高速流動情況 ，由于空氣高速流動時密度不是常數(shù) 由推導(dǎo)伯努利方程動態(tài)過程，得出考慮到空氣的可壓縮性的能量守恒方程： 流管截面積增大(dA為正)的情況下， 流速變小或增大與M數(shù)有關(guān) 亞音速時M1， ( M2-1)為負值， 截面積增大則流速變小。 超音速時M1, ( M2-1)為正值， 截面積增大流速也增大 超音速氣流的變化 過渡區(qū)內(nèi)氣體是連續(xù)膨脹的，叫膨脹波,常用的空氣動力學(xué)的基本概念,飛機與氣流的相對作用：風 馬赫數(shù)M與空速V，亞音速與超音速 動壓：評價飛行速度與高度的指標 超音速下的激波、膨脹

6、波 伯努里方程: 氣流的靜態(tài)方程,第二節(jié) 飛行器的運動參數(shù)與操縱機構(gòu),一、坐標系： 描述飛機的姿態(tài)、位置；飛機在大氣中飛行，運動復(fù)雜，有多個坐標系描述；美制與蘇制 1.地面坐標系（地軸系） 原點og 地面某一點（起飛點） ogxg 地平面內(nèi)，指向某方向（飛行航線） ogyg 地平面內(nèi)，垂直于ogxg，指向右方 ogzg 垂直地面，指向地心， 右手定則 描述飛機的軌跡運動 “不動”的坐標系， 慣性坐標系,2.機體坐標系（體軸系）S-oxyz,原點o 飛機質(zhì)心 ox 飛機機身縱向軸線，處于飛機對稱平面內(nèi) oy 垂直于飛機對稱平面，指向右方 oz 在飛機對稱平面內(nèi)，垂直于ox向下， 描述飛機的軌跡運

7、動 3.速度坐標系（氣流軸系）S-oxayaza 原點o 飛機質(zhì)心 oxa 飛機速度V的方向 oza 飛機對稱平面，垂直于oxa，指向機腹 oya 垂直于oxaza平面，向右 描述飛機的速度運動，氣流方向， 力的方向（如吹風數(shù)據(jù)） 坐標系間可以相互轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換矩陣 兩個主要的坐標系：慣性；機體,二、飛機的運動參數(shù),姿態(tài)角：機體軸系與地軸系的關(guān)系 1.俯仰角 機體軸ox與地平面間的夾角 抬頭為正 2.偏航角 機體軸ox在地面上的投影與 地軸ogxg間的夾角 機頭右偏航為正 3.滾轉(zhuǎn)角（傾斜角） 機體軸oz與包含機體軸ox的 鉛垂面間的夾角， 飛機向右傾斜時為正 歐拉角,二、飛機的運動參數(shù)（續(xù)）,速

8、度軸系與地面軸系的關(guān)系 1.航跡傾斜角 飛行速度V與地平面間的夾角 以飛機向上飛時的為正 2.航跡方位角 飛行速度V在地平面上的投影與ogxg間的夾角 速度在地面的投影在ogxg之右時為正 3.航跡滾轉(zhuǎn)角 速度軸oza與包含速度軸oxa的鉛垂面間的夾角， 以飛機右傾斜為正 制導(dǎo)、導(dǎo)航中常用，飛機作為點運動,二、飛機的運動參數(shù)（續(xù)）,速度向量與機體軸系的關(guān)系 1、迎角 速度向量V在飛機對稱面上的投影與機體軸ox的夾角，以V的投影在ox軸之下為正 2、側(cè)滑角 速度向量V與飛機對稱面的夾角。 V處于對稱面之右時為正 產(chǎn)生空氣動力的主要因素 對于飛控是重要的變量,三、飛行器運動的自由度,剛體飛機，空間

9、運動，有6個自由度： 質(zhì)心x、y、z線運動（速度增減，升降，左右移動） 繞質(zhì)心的轉(zhuǎn)動角運動 飛機有一個對稱面：縱向剖面，幾何對稱、質(zhì)量對稱 1.縱向運動 速度V，高度H，俯仰角 2.橫航向運動 質(zhì)心的側(cè)向移動，偏航角，滾轉(zhuǎn)角 縱向、橫航向內(nèi)部各變量之間的氣動交聯(lián)較強 縱向與橫航向之間的氣動交聯(lián)較弱，可以簡化分析,四、飛機的操縱機構(gòu),飛機：升降舵、方向舵、副翼及油門桿 導(dǎo)彈：擺動發(fā)動機噴管，小舵面 1.升降舵偏轉(zhuǎn)角e 后緣下偏為正，產(chǎn)生正升力，正e產(chǎn)生負俯仰力矩M 2.方向舵偏轉(zhuǎn)角r 方向舵后緣左偏為正， 正r產(chǎn)生負偏航力矩N 3.副翼偏轉(zhuǎn)角a 右副翼后緣下偏 (左副翼隨同上偏)為正 正a產(chǎn)生負

10、滾轉(zhuǎn)力矩L,四、飛機的操縱機構(gòu)（續(xù)）,駕駛桿 前推位移We為正(此時e亦為正)， 左傾位移Wa為正(此時a亦為正) 腳蹬 左腳蹬向前位移Wr為正（此時r亦為正) 油門桿 前推為正， 加大油門， 從而加大推力 反之為負， 即收油門， 減小推力,五、穩(wěn)定性與操縱性,穩(wěn)定性 1.基準運動(未擾運動):各運動參數(shù)完全按預(yù)定的規(guī)律變化 2.擾動運動:受到外干擾而偏離基準運動的運動 3.外界干擾：大氣擾動，發(fā)動機推力改變，駕駛員操縱等 4.穩(wěn)定性：受擾后可以回到某一基準狀態(tài)，不發(fā)散 （1）靜穩(wěn)定性：外干擾停止時，具有回到基準狀態(tài)的趨勢 （2）動穩(wěn)定性：外干擾停止，可以回到基準狀態(tài) 靜穩(wěn)定動穩(wěn)定；靜不穩(wěn)定動

11、穩(wěn)定 操縱性 是否易于操縱，操縱力是否適度，飛機對操縱響應(yīng)的快慢等。由駕駛員判定。 飛機穩(wěn)定性和操縱性的好壞，完全取決于飛機的氣動特性和結(jié)構(gòu)參數(shù)(如重量、轉(zhuǎn)動慣量等） 有了飛控系統(tǒng)，可以改善飛機的穩(wěn)定性與操縱性,第三節(jié)、空氣動力與空氣動力系數(shù),飛行中飛機表面承受著氣動壓力空氣動力， 分布的壓力可以看作一個合力、合力矩： 力： 升力Lift，La：飛機的垂直剖面內(nèi)，垂直于阻力Xa，向上為正 升力作用點焦點， 速度軸系 阻力Xa：在速度的反方向上，平行于氣流，向后為正，速度軸系 側(cè)力 Ya：垂直于飛機的垂直剖面，向右為正，機體軸系 力矩：機體軸系上定義 由力產(chǎn)生，有力臂形成力矩 俯仰力矩M：繞飛機ox軸的力矩 偏航力矩N：繞飛機oy軸的力矩 滾轉(zhuǎn)力矩L：繞飛機oz軸的力矩,空氣動力系數(shù),用無因次形式表示，有利于分析比較 升力系數(shù)：CLa=-Za/qS ，縱向系數(shù) 阻力系數(shù)： Cxa=Xa/qS 側(cè)力系數(shù)： Cya=-Ya/qS 橫側(cè)向系數(shù) 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)： CL=L/qSwb 俯仰力矩系數(shù)： CM=M/q