自動飛行控制系統(tǒng)

1、航空自動化學(xué)院1自動飛行控制系統(tǒng)自動飛行控制系統(tǒng)航空自動化學(xué)院2緒 論第一節(jié)第一節(jié) 飛行器的自動飛行飛行器的自動飛行一、問題的提出一、問題的提出1、飛機(jī)的控制過程動駕駛駛或自人工駕角偏轉(zhuǎn)舵面力矩姿態(tài)角運(yùn)動飛機(jī)線運(yùn)動飛機(jī)力姿態(tài)反饋方向舵副翼、升降舵、軌跡軌跡反饋航空自動化學(xué)院3第一節(jié) 飛行器的自動飛行2、人工操縱過程航空自動化學(xué)院4第一節(jié) 飛行器的自動飛行3、自動駕駛過程航空自動化學(xué)院5第一節(jié) 飛行器的自動飛行4、飛行控制：l人工操縱l自動控制：自動控制是指在沒有人直接參與的條件下由控制系統(tǒng)自動控制飛行器（這里主要是指飛機(jī)和導(dǎo)彈）的飛行。這種控制系統(tǒng)成為飛行自動控制系統(tǒng)。l自動控制的基本原理就是

2、自動控制理論中最重要、最本質(zhì)的“反饋控制”原理。 5、自動飛行控制系統(tǒng)的作用l對飛行器進(jìn)行穩(wěn)定l引導(dǎo)/制導(dǎo)飛行器：把飛行器按照一定的方式引導(dǎo)或制導(dǎo)到一定的位置l改善飛行器的靜、動態(tài)性能航空自動化學(xué)院6第一節(jié) 飛行器的自動飛行二、控制面二、控制面1、控制飛行器的目的是改變飛行器的姿態(tài)或空間位置，并在受干擾情況下保持飛行器的姿態(tài)或位置。因而必須對飛行器施加力和(或)力矩，飛行器則按牛頓力學(xué)定律產(chǎn)生運(yùn)動。2、作用于飛行器而與控制有關(guān)的力和力矩主要是偏轉(zhuǎn)控制面（即操縱面）產(chǎn)生的空氣動力和力矩。一般飛機(jī)有三個控制面：升降舵、方向舵和副翼。3、由于航空技術(shù)的發(fā)展，僅靠改善飛機(jī)的氣動布局和發(fā)動機(jī)的性能難以達(dá)

3、到對飛機(jī)性能的日益提高的要求。60年代飛機(jī)設(shè)計的新思想產(chǎn)生了，即在設(shè)計飛機(jī)的開始就考慮自動控制系統(tǒng)的作用。基于這種設(shè)計思想的飛機(jī)稱為隨控布局飛行器（Control Configured Vehicle簡稱CCV）。這種飛機(jī)有更多的控制面，這些控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)可完成一般飛機(jī)難以實(shí)現(xiàn)的飛行任務(wù)，達(dá)到較高的飛行性能。當(dāng)然控制面增多將使飛機(jī)自動控制系統(tǒng)的設(shè)計更困難。航空自動化學(xué)院7第一節(jié) 飛行器的自動飛行航空自動化學(xué)院8第二節(jié)第二節(jié) 舵回路、穩(wěn)定回路和控制回舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路路航空自動化學(xué)院9第二節(jié)第二節(jié) 舵回路、穩(wěn)定回路和控制回舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路路l舵回路：由舵機(jī)加上反饋所形成的隨動系

4、統(tǒng)；其作用是改善舵機(jī)工作性能。l穩(wěn)定回路：由舵回路加上飛機(jī)姿態(tài)反饋元件、放大計算裝置組成飛機(jī)姿態(tài)自動駕駛儀，并與飛機(jī)形成的回路；其作用是穩(wěn)定與控制飛機(jī)姿態(tài)。l控制（制導(dǎo)）回路：由穩(wěn)定回路加上飛機(jī)軌跡反饋元件、放大計算裝置組成飛機(jī)軌跡自動駕駛儀，并與飛機(jī)形成的回路；其作用是穩(wěn)定與控制飛機(jī)軌跡。航空自動化學(xué)院10第一章第一章 飛行原理飛行原理l飛機(jī)控制系統(tǒng)的核心問題是研究由控制系統(tǒng)和飛行器組成的閉合回路的靜、動態(tài)性能，為此必須建立控制系統(tǒng)和飛行器的數(shù)學(xué)模型，其形式可以是微分方程、傳遞函數(shù)或狀態(tài)空間表達(dá)式等。l飛行原理是研究飛行器運(yùn)動規(guī)律的學(xué)科，屬于應(yīng)用力學(xué)范疇。本章主要討論在大氣中飛行的有固定翼飛

5、機(jī)的運(yùn)動特性，并簡要介紹有關(guān)空氣動力學(xué)的基本知識。航空自動化學(xué)院11第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識一、流場一、流場（一）流場的描述l可流動的介質(zhì)稱為流體，流體所占據(jù)的空間為流場。描述流場的參數(shù)主要有：流動速度、加速度以及流體狀態(tài)參數(shù)（密度、壓強(qiáng)、溫度等）。 l空氣并非連續(xù)介質(zhì)，因?yàn)榭諝夥肿娱g有自由行程。但這微小的自由行程與飛行器的幾何尺寸比較起來，完全可示為無限小，而且我們所研究的氣流速度、加速度、密度、壓強(qiáng)、溫度等物理量，是統(tǒng)計意義上的氣體分子群參數(shù)，而不是單個分子行為的描述。因此，當(dāng)我們說流場中某點(diǎn)的流速和狀態(tài)參數(shù)時，是指以該點(diǎn)為中心的一個很小鄰域中的分子群，稱為流

6、體微團(tuán)。（二）流線l流場中存在一類曲線，在某個瞬間，曲線上每點(diǎn)的切線與當(dāng)?shù)氐牧魉俜较蛞恢?，這類曲線稱為流線。因此，流體微團(tuán)不會穿過流線，流線也不會相交。（三）流管l由于流體微團(tuán)不會穿過流線，我們可以想象許多條流線圍成管狀，管內(nèi)的流體只在管內(nèi)流動而不流出，管外的流體也不會流入，此管稱為流管。航空自動化學(xué)院12第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識航空自動化學(xué)院13第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識（四）定常流與非定常流l如果流場中各點(diǎn)的速度、加速度以及狀態(tài)參數(shù)等只與幾何位置有關(guān)而不隨時間變化稱為定常流。如果流場中各點(diǎn)的速度、加速度以及狀態(tài)參數(shù)等不僅與幾何位置有

7、關(guān)而且隨時間變化，則稱為非定常流。空氣動力學(xué)研究的大部分問題是定常流問題。（五）流動的相對性l依據(jù)運(yùn)動的相對性原理，不論是物體靜止、空氣運(yùn)動，還是物體運(yùn)動、空氣靜止，只要物體與空氣有同一速度的相對運(yùn)動，流場中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動力就是完全相同的。因此，在討論物體運(yùn)動、空氣靜止情況下的流場中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動力問題就可以等價于討論物體靜止、空氣運(yùn)動情況下的流場中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動力問題。航空自動化學(xué)院14第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識l二、連續(xù)方程二、連續(xù)方程l分別以 ， ， ， 和 ， ， ， 表示截面和上的氣流速度，密度，

8、截面積和流量。l由于空氣流動是連續(xù)的，處處沒有間隙，且我們討論的是定常流動，即流場中均無隨時間的分子堆積，因而單位時間內(nèi)，流入截面積的空氣質(zhì)量必等于流出截面積的空氣質(zhì)量。即：l由于截面和是任意取得，上式可寫成：l （常數(shù)）l這就是連續(xù)方程，是質(zhì)量守恒原理在流體力學(xué)中的應(yīng)用。1V11A1m2V22A2m22221111AVmAVmmVA 航空自動化學(xué)院15第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識l也可以寫成微分形式：l在飛行速度不大的情況下，繞飛行器流動的流場各點(diǎn)流速差異不大，溫度、壓強(qiáng)變化很小，因而密度變化也很小，可以認(rèn)為空氣是不可壓縮的流體， =常數(shù)。于是連續(xù)方程可以簡化為：l

9、 常數(shù)l此時表明，流管截面積大的地方流速小，流管截面積小的地方流速大。0AdAVdVdVA航空自動化學(xué)院16第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識三、伯努利方程（能量守恒定律）三、伯努利方程（能量守恒定律）l在低速、不可壓縮、定常流中取一流管，密度為常數(shù)，任意截取兩個相鄰的截面和 ，滿足：l此式稱為伯努利方程，表示靜壓與動壓之和沿流管不變。l動壓的物理意義是：大氣分子做有規(guī)則運(yùn)動而具有對外做功的能量；l靜壓的物理意義是：大氣分子做雜亂無章運(yùn)動而具有對外做功的能量。)(212常數(shù)CVp航空自動化學(xué)院17第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識l上式可寫為： l 表示

10、當(dāng)動壓為零時的靜壓大小。l這表明，在同一流管中，流速大的地方靜壓小，流速小的地方靜壓大，靜壓最大處的流速為零，即為總壓。0221PVp0p航空自動化學(xué)院18第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識四、馬赫數(shù)四、馬赫數(shù)l馬赫數(shù)定義為氣流速度 和當(dāng)?shù)匾羲?之比：l由空氣動力學(xué)可知，空氣中的音速：l 是空氣的絕對溫度。 l流場中各點(diǎn)的流速不同則各點(diǎn)的溫度不同，因而各點(diǎn)的音速也就不同。在定常流中，音速和馬赫數(shù)都是幾何位置的函數(shù)。 )(V)(aaVM Ta20T航空自動化學(xué)院19第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識l五、臨界馬赫數(shù)五、臨界馬赫數(shù)l當(dāng)小于音速的氣流經(jīng)過機(jī)翼時

11、，翼面上的各點(diǎn)流當(dāng)小于音速的氣流經(jīng)過機(jī)翼時，翼面上的各點(diǎn)流速是不同的，有的地方的流速比遠(yuǎn)前方的小，有速是不同的，有的地方的流速比遠(yuǎn)前方的小，有的地方比遠(yuǎn)前方的大。若迎面氣流速度逐漸增大，的地方比遠(yuǎn)前方的大。若迎面氣流速度逐漸增大，則翼面上流速的最大值也會增大，該處的溫度則則翼面上流速的最大值也會增大，該處的溫度則要降低，因而音速也降低。要降低，因而音速也降低。當(dāng)迎面氣流的速度達(dá)當(dāng)迎面氣流的速度達(dá)到某一值時到某一值時,翼面上最大速度處的流速等于當(dāng)?shù)匾粢砻嫔献畲笏俣忍幍牧魉俚扔诋?dāng)?shù)匾羲?，此時我們把遠(yuǎn)前方的迎面氣流速度速，此時我們把遠(yuǎn)前方的迎面氣流速度 與遠(yuǎn)前方與遠(yuǎn)前方的空氣音速的空氣音速 之之 比

12、比 ，定義為該機(jī)的臨界馬，定義為該機(jī)的臨界馬赫數(shù)赫數(shù) 。crMVacrM航空自動化學(xué)院20第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識VaaVmax航空自動化學(xué)院21第二節(jié)第二節(jié) 空氣動力學(xué)的基本知識空氣動力學(xué)的基本知識l飛機(jī)飛行速度的范圍劃分如下：l飛行馬赫數(shù) 為飛行速度與遠(yuǎn)前方空氣音速之比， 時為低速飛行； 為亞音速飛行； 為跨音速飛行； 為超音速飛行； 為高超音速飛行。M5 . 0McrMM 5 . 05 . 1 MMcr55 . 1 M5M航空自動化學(xué)院22第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)一、坐標(biāo)系一、坐標(biāo)系l為了確切描述飛機(jī)

13、的運(yùn)動狀態(tài)，必須選定適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)系。例如，飛機(jī)相對于地面位置的確定須采用地面坐標(biāo)系；飛機(jī)的轉(zhuǎn)動運(yùn)動的描述可用機(jī)體軸系表示；飛機(jī)軌跡運(yùn)動的描述可采用速度軸系。（一）地面坐標(biāo)系（地軸系）（二）機(jī)體坐標(biāo)系（體軸系）（三）速度坐標(biāo)系（速度軸系） gggggzyxoS oxyzSbaaaazyoxS 航空自動化學(xué)院23第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)gogygzygxzo航空自動化學(xué)院24第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)二、飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)（一）飛機(jī)的姿態(tài)角l三個姿態(tài)角表示機(jī)體軸系與地面軸系

14、的關(guān)系。l1、俯仰角 機(jī)體軸與地平面間的夾角。以抬頭為正。l2、偏航角 機(jī)體軸在地面上的投影與地軸間的夾角。以機(jī)頭右偏航為正。l3、滾轉(zhuǎn)角 又稱為傾斜角，指機(jī)體軸與包含機(jī)體軸的鉛垂面的夾角。飛機(jī)向右傾斜為時為正。航空自動化學(xué)院25第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)（二）飛機(jī)航跡角l三個航跡角表示速度坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的關(guān)系。l1、航跡傾斜角 飛行速度矢量與地平面間的夾角。以飛機(jī)向上飛行時為正。l2、航跡方位角 飛行速度矢量在地平面上的投影與 間的夾角。以速度在地面的投影在 之右時為正。l3、航跡滾轉(zhuǎn)角 速度軸與包含速度軸的鉛垂面的夾角。以飛機(jī)的右

15、傾斜為正。ggxoggxo航空自動化學(xué)院26第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)（三）氣流角l兩個氣流角表示速度向量與機(jī)體軸系的關(guān)系。l1、迎角 速度向量在飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面上的投影與機(jī)體軸的夾角。以速度向量的投影在機(jī)體軸之下為正。l2、側(cè)滑角 速度向量與飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面的夾角。以速度向量處于對稱面之右為正。航空自動化學(xué)院27第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)xyzo航空自動化學(xué)院28第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)三、飛行器運(yùn)動的自由度三、飛行器運(yùn)動的自由

16、度l把飛機(jī)視為剛體，飛機(jī)在空間的運(yùn)動有六個自由度，即重心的三個移動自由度和繞重心的三個轉(zhuǎn)動自由度。對飛機(jī)來說，重心的三個移動自由度是速度的遞減運(yùn)動、上下升降運(yùn)動和左右側(cè)移運(yùn)動。三個轉(zhuǎn)動自由度是俯仰角運(yùn)動、偏航角運(yùn)動和滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動。l1、縱向運(yùn)動包括速度的增減、重心的升降和繞 軸的俯仰角運(yùn)動。l2、橫側(cè)向運(yùn)動簡稱側(cè)向運(yùn)動，包括重心的側(cè)向運(yùn)動，繞 的偏航角運(yùn)動和繞 軸的滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動。oyozox航空自動化學(xué)院29第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)l四、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)四、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)aNMyxzL腳蹬oxyz左右aWrWeW駕駛桿腳蹬航空自動化學(xué)院30第

17、三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)l升降舵偏轉(zhuǎn)角用 表示，規(guī)定升降舵后緣下偏為正， 的正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的俯仰力矩 為負(fù)值，即低頭力矩；l副翼偏轉(zhuǎn)角用 表示，規(guī)定右副翼后緣下偏（左副翼后緣隨同上偏）為正， 正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩 為負(fù)值，即左滾轉(zhuǎn)力矩；l方向舵偏轉(zhuǎn)角用 表示，規(guī)定方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)為正， 正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偏航力矩 為負(fù)值，即左偏航力矩。eeMaaLrrN航空自動化學(xué)院31第三節(jié)第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱飛行器空間運(yùn)動的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu)機(jī)構(gòu)l駕駛員通過駕駛桿、腳蹬和操縱桿系操縱舵面。規(guī)定：l駕駛桿前推位移 為正（此時 亦為正）；

18、l左傾位移 為正（此時 亦為正）；l左腳蹬向前位移 為正（此時 亦為正）。l油門桿前推位移 為正，對應(yīng)于加大油門從而加大發(fā)動機(jī)推力；反之為負(fù)，即收油門，減小發(fā)動機(jī)推力。eWeaWarWrT航空自動化學(xué)院32第四節(jié)第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念l飛機(jī)的飛行運(yùn)動可分為基準(zhǔn)運(yùn)動和擾動運(yùn)動。l基準(zhǔn)運(yùn)動是指各運(yùn)動參數(shù)完全按預(yù)定的規(guī)律變化。l擾動運(yùn)動是指由于受到外干擾而偏離基準(zhǔn)運(yùn)動的運(yùn)動。外干擾可能來自大氣的擾動，發(fā)動機(jī)推力的改變，或駕駛員的偶然操縱等。在外干擾作用停止之后，至少在某一段時間內(nèi)，飛機(jī)不按基準(zhǔn)運(yùn)動的規(guī)律運(yùn)動而是按擾動運(yùn)動的規(guī)律運(yùn)動。經(jīng)過一些時間，若飛機(jī)可能從擾動運(yùn)動

19、恢復(fù)到基準(zhǔn)運(yùn)動，則稱基準(zhǔn)運(yùn)動是穩(wěn)定的。若擾動運(yùn)動越來越離開基準(zhǔn)運(yùn)動，則稱基準(zhǔn)運(yùn)動是不穩(wěn)定的。若擾動運(yùn)動既不恢復(fù)也不遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動，則稱基準(zhǔn)運(yùn)動是中立穩(wěn)定的。這就是飛機(jī)的穩(wěn)定性。航空自動化學(xué)院33第四節(jié)第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念l飛機(jī)的穩(wěn)定性分為靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性。l靜穩(wěn)定性是指在外干擾停止作用的最初瞬間，鑒別飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)變化的趨勢。在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機(jī)本身的氣動特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)有回到基準(zhǔn)運(yùn)動的趨勢，則說明飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性；在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機(jī)本身的氣動特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)有遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動

20、的趨勢，則說明飛機(jī)是靜不穩(wěn)定的；在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機(jī)本身的氣動特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)既沒有回到基準(zhǔn)運(yùn)動的趨勢，也沒有遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動的趨勢，則說明飛機(jī)是靜中立穩(wěn)定的。l動穩(wěn)定性則是指飛機(jī)在外干擾停止作用以后，鑒別飛機(jī)的運(yùn)動參數(shù)的變化過程和最終變化結(jié)果。如果這個過程是收斂的，最終的結(jié)果是回到原基準(zhǔn)運(yùn)動，則飛機(jī)是動穩(wěn)定的；如果這個過程是發(fā)散的，最終的結(jié)果是不能回到原基準(zhǔn)運(yùn)動，則飛機(jī)是動不穩(wěn)定的；如果這個過程既不是收斂的，也不是發(fā)散的，則飛機(jī)是動中立穩(wěn)定的。l靜穩(wěn)定是動穩(wěn)定的前提。飛機(jī)是動穩(wěn)定的，則飛機(jī)是穩(wěn)定的。航空自動化學(xué)院34第四節(jié)第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念

21、關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念l操縱性問題與穩(wěn)定性問題相互區(qū)別又相互關(guān)聯(lián)。l操縱性問題研究的是為實(shí)現(xiàn)某一飛行狀態(tài)應(yīng)該怎樣操縱飛機(jī)，以及易于操縱的條件，操縱力是否適度，飛機(jī)對操縱響應(yīng)的快慢等。l對于一架飛機(jī)來說，它的操縱性與穩(wěn)定性是相互矛盾的。即：操縱性好，則穩(wěn)定性壞；反之，穩(wěn)定性好，則操縱性壞。l飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱穩(wěn)定性的好壞，完全取決于飛機(jī)的氣動特性和結(jié)構(gòu)參數(shù)（如重量大小、轉(zhuǎn)動慣量等）。因此，我們只有從研究作用在飛機(jī)上的外力下手，建立飛機(jī)的運(yùn)動方程式，才能對穩(wěn)定性和操縱性問題做出定量分析。航空自動化學(xué)院35第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩l一、升力一、升力l（一）機(jī)翼的幾何形狀

22、和幾何參數(shù)1、翼型：即機(jī)翼翼剖面形狀。表示翼型主要幾何特征的參數(shù)有：l翼弦長 翼型前緣點(diǎn)至后緣點(diǎn)的距離；l相對厚度 最大厚度；l相對彎度 中弧線最高點(diǎn)至翼弦線距離c100%ttc100%ffctf航空自動化學(xué)院36第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩2、機(jī)翼的平面形狀：表示機(jī)翼平面形狀特征的主要參數(shù)有：l展弦比 b機(jī)翼展長， 機(jī)翼面積l梯形比 機(jī)翼弦長， 翼尖弦長l前緣后掠角 l 1/4弦線點(diǎn)后掠角2=b /wASwS/trccrctc01/4航空自動化學(xué)院37第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩3、平均空氣動力弦長： l式中： 表示沿展向坐標(biāo) 處的弦長。/

23、2202( )bAwccy dyS( )c yy航空自動化學(xué)院38飛機(jī)的動力學(xué)描述飛機(jī)的動力學(xué)描述航空自動化學(xué)院39第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩（二）機(jī)翼的升力1、亞音速機(jī)翼產(chǎn)生升力的原理：氣流流過機(jī)翼表面，受機(jī)翼形狀影響：機(jī)翼上表面：流管變細(xì)、流速變快、壓強(qiáng)減小機(jī)翼下表面：流管變粗、流速變慢、壓強(qiáng)增大形成壓力差，產(chǎn)生升力連續(xù)方程伯努力方程航空自動化學(xué)院40第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩航空自動化學(xué)院41第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩作用在翼面上的壓力用壓力系數(shù)表示：上表面：由于壓強(qiáng)減小， 值為負(fù)，表示該點(diǎn)壓強(qiáng)小于遠(yuǎn)方氣

24、流的壓強(qiáng)，稱為吸力； 下表面：由于壓強(qiáng)增大， 值為正，表示該點(diǎn)壓強(qiáng)大于遠(yuǎn)方氣流的壓強(qiáng)，稱為壓力。 212pppVpp航空自動化學(xué)院42第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩2、迎角對機(jī)翼升力的影響：l隨著飛機(jī)迎角的增大，會使上表面的曲度進(jìn)一步增大，流速進(jìn)一步增快，壓力進(jìn)一步減??；相反，下表面的曲度進(jìn)一步減小，流速進(jìn)一步減小，壓力進(jìn)一步增大，于是上下表面壓力差也增大，升力也就增大。l升力 、升力系數(shù) 及與迎角 的變化關(guān)系：wLwLCwwLwLC QS航空自動化學(xué)院43第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩l1）在小迎角范圍內(nèi)：迎角與升力（升力系數(shù)）成正比關(guān)系， 常

25、數(shù)， = （ ）； l2）迎角過大，升力減小l3）迎角為零時，升力大于零；升力為零時，迎角小于零。00crmaxLwCLwCwLwCawLCwa0航空自動化學(xué)院44第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩（三）機(jī)身的升力l機(jī)身一般接近于圓柱體，理論和實(shí)驗(yàn)都表面這類形狀在迎角不大的情況下是沒有升力的。只有大迎角時，才有些升力。機(jī)身升力為：212bLbbLCV SbLbC航空自動化學(xué)院45第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩（四）平尾的升力1、下洗影響2、平尾的實(shí)際迎角1tWtgVa 1ta航空自動化學(xué)院46第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩3、

26、平尾的升力（五）整個飛機(jī)的升力飛機(jī)的升力為各部分升力之和：tLttLC QSLtLtLtteeCCCwbtLLLL航空自動化學(xué)院47第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩用無因次的升力系數(shù)表示：wLwLwLbbLttLC QSQ C SC SC SwbtLLLbLtwwSSCCCCSS0eLLLaLeCCCC00wLCwttwbbwLSSSSC1tLttC/eLttLewCSCS航空自動化學(xué)院48第五節(jié)第五節(jié) 縱向氣動力和氣動力矩縱向氣動力和氣動力矩二、阻力二、阻力l氣動力沿平行于氣流方向的分力 零升阻力：與升力無關(guān) 升致阻力：由于升力而引起的阻力 零升阻力：分為摩擦阻力、壓差

27、阻力和零升波阻。 升致阻力：分為誘導(dǎo)阻力和升致波阻。 航空自動化學(xué)院49（一）零升阻力（一）零升阻力l1、附面層與摩擦阻力及壓差阻力l空氣是有粘性的。氣流沿物體表面流動時，緊貼物面處的流速 為零，且沿物面的法向逐漸增大。從 到 為自由流速的99%之間的流層（有較大速度梯度的空氣層）定義為附面層。l附面層很薄，例如流過機(jī)翼表面1m處的附面層厚度只有78mm，2m處的厚度有十幾毫米。l附面層有兩種類型，一種是氣流各層之間互不混雜，好像一層在另一層上滑動，稱為層流附面層。另一種是附面層內(nèi)各層之間有毫無次序的流體微團(tuán)滲合流動，致使各層流體亂動起來，稱為紊流附面層。紊流附面層的摩擦阻力大于層流附面層。

28、V0V V航空自動化學(xué)院50l摩擦阻力：附面層內(nèi)由于大氣粘性而生產(chǎn)的阻力。l壓差阻力：機(jī)體部分前后壓力差形成的阻力。航空自動化學(xué)院51l2、零升波阻l飛行器作超音速飛行時，機(jī)身頭部、機(jī)翼和尾翼的前緣都會出現(xiàn)激波。氣流經(jīng)激波突躍后壓力升高，升高的壓力阻止飛機(jī)前進(jìn)，故稱為波阻。升力為零時這種波阻也存在，稱為零升波阻。航空自動化學(xué)院52（二）升致阻力（二）升致阻力 l由于存在升力而增加的阻力統(tǒng)稱為升致阻力。亞音速飛行時，升致阻力主要是誘導(dǎo)阻力。 航空自動化學(xué)院53（三）整個飛行器的阻力、升阻極曲線（三）整個飛行器的阻力、升阻極曲線l綜上所述，飛機(jī)的阻力系數(shù)分為兩部分，可寫為：式中： 零升阻力系數(shù)；

29、升致阻力系數(shù)。0iDDDCCC0DCiDCLCDC1.00.20.040.080.120.5M 0.91.02.0航空自動化學(xué)院54三、縱向力矩（俯仰力矩）三、縱向力矩（俯仰力矩）l縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生的繞機(jī)體軸 的力矩。包括氣動力矩和發(fā)動機(jī)推力向量因不通過飛機(jī)重心而產(chǎn)生的力矩，亦稱俯仰力矩。l發(fā)動機(jī)推力產(chǎn)生的俯仰力矩：l oy.gcoTzTTTZTM航空自動化學(xué)院55（一）定常直線飛行的俯仰力矩（一）定常直線飛行的俯仰力矩1、機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩（1）二維翼的氣動力矩 、對機(jī)翼前緣點(diǎn)取矩式中： 對前緣點(diǎn)的力矩導(dǎo)數(shù)（注腳“0”表示

30、對前緣點(diǎn)）。 wM000()mmmCCC0mC航空自動化學(xué)院56結(jié)論：1）、當(dāng) 時（ ），力矩系數(shù)用 表示，稱為零升力矩系數(shù)。 為負(fù)值。 2）、 增加， 更負(fù)。3）、在 的范圍內(nèi)， 與 亦呈線性關(guān)系 。 0LC 00mC0mCmC10mC航空自動化學(xué)院57、對焦點(diǎn)取矩、對焦點(diǎn)取矩l利用 曲線和 曲線都有線性段的特點(diǎn)，可找出另一歸算點(diǎn)。當(dāng) 變化時，該點(diǎn)只有 變而力矩大小不變。l將作用于翼型前緣點(diǎn)的升力和力矩在翼弦線上某點(diǎn)F進(jìn)行歸算。F點(diǎn)到前緣點(diǎn)的 距離是 。LCmCLCFX航空自動化學(xué)院l對F點(diǎn)的力矩系數(shù)可寫為 ：l令 ，有：l欲使 不隨 而變，應(yīng)滿足： FmFLmXCCCc/FFXXc0000

31、()()mLFmFmCCCXCmFC0mFC航空自動化學(xué)院l只有 與 都是常數(shù)時， 才是常數(shù)，F(xiàn)點(diǎn)稱為焦點(diǎn)。l當(dāng) 時，不論迎角為何值，對F點(diǎn)的力矩系數(shù)都是 。由于對焦點(diǎn)的力矩是常值，當(dāng)迎角增加時，其升力增量就作用在焦點(diǎn)上，故焦點(diǎn)又可解釋成升力增量的作用點(diǎn)。 LmFCCX/00mCLCFX100mC航空自動化學(xué)院、對飛機(jī)重心取矩、對飛機(jī)重心取矩 l設(shè)飛機(jī)重心與機(jī)翼前緣點(diǎn)的距離為 ：l令 ：l則對重心的力矩系數(shù)為 ：l俯仰力矩的穩(wěn)定與否，取決于重心與焦點(diǎn)的前后位置關(guān)系l若重心在焦點(diǎn)之前，則 。當(dāng) 增大時，升力增量 作用在焦點(diǎn)上，對重心產(chǎn)生低頭力矩增量（ 為負(fù)），其方向與 增大方向相反，是穩(wěn)定作用。

32、l若重心在焦點(diǎn)之后，則 。當(dāng) 增大時，產(chǎn)生抬頭的力矩增量（ 為正），這將促使 更增大，是不穩(wěn)定作用。cgXAcgcgcXX/wwwwLFcgmmCXXCC)(0wFcgXXLMwFcgXXM航空自動化學(xué)院l當(dāng) 時，才使 為負(fù)，表示穩(wěn)定。l若 時，則 為正，表示不穩(wěn)定。 wwwLFcgmCXXC)(wFcgXX/wmCwFcgXX/wmC航空自動化學(xué)院2、機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩、機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩 l因機(jī)身起了不穩(wěn)定作用，故： 00c gwbw bwbwFFmmmLCCCXXXC0c gw bw bwFmLCXXCw bwFFXX航空自動化學(xué)院3、水平尾翼的俯仰力矩、水平尾翼的俯仰力矩 l平尾對重心

33、的俯仰力矩為：l tt tMLl 2112LtLttteeCCLV S21/2mttwACMV S c2t twALlV S c 航空自動化學(xué)院航空自動化學(xué)院1LtLttteewACCSlS c mtmtmteeCCC1LtLttttteeCCS lS l 1/wLLtFtttCCXS l 航空自動化學(xué)院0w bwwmtc gFFtmmb teLeCCCXXXC 0mc gFmmeLeCCCXXC00LFcgeemmCXXCC00emmmemCCCC航空自動化學(xué)院（二）飛機(jī)縱向的平衡與操縱（二）飛機(jī)縱向的平衡與操縱 l1、飛機(jī)縱向的平衡 l飛機(jī)作等速直線平飛，為了維持這種飛行狀態(tài)，應(yīng)滿足 （升

34、力=重力）、 （推力=阻力）以及對重心的力矩 。 LGTD0M 航空自動化學(xué)院2、飛機(jī)縱向平衡的建立、飛機(jī)縱向平衡的建立 l要建立飛機(jī)的縱向平衡，首先根據(jù)飛機(jī)的重力，選擇合適的迎角 ，使之具有一定數(shù)值的 ，以使 。為使 （即 ），必須偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的升降舵偏角。根據(jù)飛機(jī)的阻力大小，選擇合適的油門位置，以使 。滿足力和力矩的平衡條件之后，剩下的問題就是能否維持這種平衡。LCLG0mC 0M TD航空自動化學(xué)院3、飛機(jī)縱向平衡的穩(wěn)定與操縱、飛機(jī)縱向平衡的穩(wěn)定與操縱 l1）、飛機(jī)縱向平衡的穩(wěn)定 l2）、飛機(jī)縱向平衡的操縱航空自動化學(xué)院（三）飛機(jī)繞軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩（三）飛機(jī)繞軸轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的俯仰力矩 航空自

35、動化學(xué)院（四）下洗時差阻尼力矩（四）下洗時差阻尼力矩 l下洗時差：由于氣流從機(jī)翼流到平尾處需要一定的時間 ，平尾處受到的下洗是在時間 前機(jī)翼升力所產(chǎn)生的，稱為下洗時差。l當(dāng) 時，平尾實(shí)際的下洗角小于按定態(tài)假設(shè)的下洗角，下洗時差引起的力矩阻止 的繼續(xù)增大，故稱為下洗時差阻尼力矩。 tt0航空自動化學(xué)院（五）升降舵偏轉(zhuǎn)速度（五）升降舵偏轉(zhuǎn)速度 所產(chǎn)生的力矩所產(chǎn)生的力矩 l當(dāng)升降舵的偏轉(zhuǎn)速率 時，對重心也會產(chǎn)生附加力矩。 0航空自動化學(xué)院（六）俯仰力矩總和表達(dá)式（六）俯仰力矩總和表達(dá)式 0222eqeeAAAmmmmemmmqcccCCCCCCCVVV航空自動化學(xué)院第六節(jié)第六節(jié) 側(cè)向氣動力及氣動力矩

36、側(cè)向氣動力及氣動力矩 l一、側(cè)力l飛機(jī)總氣動力沿機(jī)體軸系 軸的分量稱為側(cè)力 。側(cè)力可以用側(cè)力系數(shù) 表示：l由側(cè)滑角 ，方向舵偏轉(zhuǎn)角 ，以及繞 軸的滾轉(zhuǎn)角速度 ，繞 軸的偏航角速度 和飛機(jī)傾斜角 等引起的側(cè)力。 YoyYYC212YwYCV Sroxpozr航空自動化學(xué)院（一）側(cè)滑角（一）側(cè)滑角 引起的側(cè)力引起的側(cè)力 （二）偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的側(cè)力 （三）滾轉(zhuǎn)角速度 引起的側(cè)力 21( )2wYYV S C21()2rtwYrYV S Cpr21( )2wYpY pV S Cp航空自動化學(xué)院（四）偏航角速度（四）偏航角速度 引起的側(cè)力引起的側(cè)力 （五）滾轉(zhuǎn)角 引起的側(cè)力 r21( )2rwYY rV S C r21( )2rwYY rV S C rYwCSVY221)(航空自動化學(xué)院二、滾轉(zhuǎn)力矩二、滾轉(zhuǎn)力矩 與偏航力矩與偏航力矩 l繞 軸的滾轉(zhuǎn)力矩 包括：側(cè)滑角 引起的 ；偏轉(zhuǎn)副翼 引起的 ；偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的 ；滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ；偏航角速度 引起的 。l繞 軸的偏航力矩 包括：側(cè)滑角 引起的 ；偏轉(zhuǎn)副翼 引起的 ；偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的 ；滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ；偏航角速度 引起的 。 LNoxLLLLLaLrproyNNNNNNarpr航空自動化學(xué)院(一）繞一）繞ox軸的滾轉(zhuǎn)力矩軸的滾轉(zhuǎn)力矩