91116-飛行力學(xué)-飛行動(dòng)力學(xué)習(xí)題課(一)2014

飛行力學(xué)習(xí)題課（一）2氣動(dòng)特性參數(shù)及其隨飛行狀態(tài)和構(gòu)型參數(shù)的變化趨勢(shì)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)以及其高度特性、速度特性、轉(zhuǎn)速特性、特定油門狀態(tài)常用坐標(biāo)系的定義；坐標(biāo)系間的夾角和相互轉(zhuǎn)換飛機(jī)質(zhì)心在鉛垂平面內(nèi)和水平面的運(yùn)動(dòng)方程及其特殊運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的簡(jiǎn)化本章要點(diǎn)：第一章飛行器質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程31、失速的限制，即最大允許升力系數(shù)CL.a，比失速升力系數(shù)CL.s小一些。此方面限制最大允許升力系數(shù)的主要因素有：高度、馬赫數(shù)、飛行器的氣動(dòng)外形。2、操縱的限制，保持俯仰平衡所需的舵面極限偏角的限制。1.2飛行器的最大允許升力系數(shù)主要受哪些因素的限制？1.1研究飛行器性能和飛行軌跡特性時(shí)，將飛行器視作可控質(zhì)點(diǎn)來處理的基本前提是什么？作用在飛行器上的力矩始終保持平衡。41.CD0隨Ma的變化規(guī)律：1.3說明零升阻力系數(shù)CD0、升致阻力系數(shù)因子A隨馬赫數(shù)Ma的變化規(guī)律。亞聲速：主要是摩阻系數(shù)，隨Ma變化很?。豢缏曀伲翰ㄗ璩霈F(xiàn)，零升阻力系數(shù)急劇增大；超聲速：激波隨Ma增加而減弱，

CD0減小。2.A隨Ma的變化規(guī)律：亞聲速：基本不變；超聲速：隨Ma的增大而增大。1.4何謂飛行器極曲線？極曲線形狀受哪些因素的影響？極曲線：飛行器阻力與升力系數(shù)的曲線。其影響因素：高度、馬赫數(shù)、飛行器的氣動(dòng)外形（如展弦比、后掠角等）。51.5簡(jiǎn)要說明渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性、高度特性和轉(zhuǎn)速特性。6推力油耗速度特性推力隨馬赫數(shù)先輕微減小后增加而后再減小。耗油率隨馬赫數(shù)先快速增加，而后均勻緩慢增加，再快速增加。高度特性推力隨高度增加而減小。油耗在對(duì)流層(H<11km)內(nèi)隨高度增加而減小，在平流層基本不變。轉(zhuǎn)速特性推力隨轉(zhuǎn)速快速增加，有試驗(yàn)表明推力大致與轉(zhuǎn)速的三次方成正比。在經(jīng)濟(jì)轉(zhuǎn)速（巡航轉(zhuǎn)速）前油耗隨轉(zhuǎn)速增加而下降，而后上升。71.7試導(dǎo)出在機(jī)體坐標(biāo)系中投影的質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程。8或需要注意的是迎角和側(cè)滑角同樣是時(shí)間的函數(shù)。若要將體軸系內(nèi)角速度用姿態(tài)角的變化率表示，則有9地面坐標(biāo)系可認(rèn)為是慣性系，因此坐標(biāo)系轉(zhuǎn)動(dòng)角速度為零，即1.8試導(dǎo)出在地面坐標(biāo)系

中投影的質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程。航跡傾角和航跡偏角同樣是時(shí)間的函數(shù)。10關(guān)系1(無風(fēng)):11航跡氣流機(jī)體關(guān)系2:航跡地面機(jī)體1.9分析機(jī)體坐標(biāo)系與航跡坐標(biāo)系之間的互相關(guān)系，并導(dǎo)出轉(zhuǎn)換矩陣.補(bǔ)充作業(yè)：試推導(dǎo)航跡坐標(biāo)系下的三個(gè)角速度分量12三維轉(zhuǎn)換矩陣同樣具有二維轉(zhuǎn)換矩陣的四個(gè)特性？

課后作業(yè)兩個(gè)空間坐標(biāo)系和間的歐拉角為：，則其轉(zhuǎn)換矩陣為：13由于

所以互為轉(zhuǎn)置矩陣14以及由于

所以互為逆矩陣陣

是正交陣1516推導(dǎo)與二維轉(zhuǎn)換矩陣完全相同，設(shè)另有一空間坐標(biāo)系，則矢量r在這三個(gè)坐標(biāo)系下的表示有如下關(guān)系

三維轉(zhuǎn)換矩陣也有傳遞性第二章飛機(jī)的飛行性能17掌握飛機(jī)基本飛行性能（平飛、上升、下滑、續(xù)航、起降）的性能指標(biāo)掌握基本飛行性能的工程計(jì)算原理和方法典型飛行過程（如定直平飛、起降）的操縱原理本章要點(diǎn)：2.1飛機(jī)定直平飛的最小速度受到哪些因素的限制？而最大速度又受到哪些因素的限制？

最小平飛速度Vmin受到以下因素的限制：最大升力系數(shù)、允許升力系數(shù)、抖動(dòng)升力系數(shù)、最大平尾偏角、發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力等。

最大平飛速度Vmax受到以下因素的限制：發(fā)動(dòng)機(jī)推力、飛行高度、氣動(dòng)加熱、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等。18本章習(xí)題192.4試分析推重比T/W和翼載荷W/S對(duì)飛機(jī)基本飛行性能、起落性能的影響。T/W增大：減小起飛距離，增大最大速度（亞跨音速飛機(jī)增加不多，超音速可能增加較多），可能減小最小速度，增大爬升率減小爬升時(shí)間。W/S減小：可能會(huì)減小最小速度，增大下滑時(shí)間，減小離地速度，減小接地速度。（W/S減小對(duì)阻力的影響取決于其減小是通過增大翼面積還是減重）2.5某輕型噴氣飛機(jī)重量W=30000N,翼載荷W/S=1000N/m2

在某高度上的可用推力Ta=4000N。假設(shè)CD=0.015+0.024CL2和CLmax=1.4。試確定最大和最小平飛速度。（任取一高度求解）20代入解得或條件：以可用推力飛行。對(duì)應(yīng)升力系數(shù)不可能出現(xiàn)。最小速度由CLmax限制限制最大速度2.6某殲擊機(jī)重量W=50000N,以升阻比K=6飛行，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力Ta=21500N時(shí)，試問在此種情況下，飛機(jī)能否做定直平飛？若不能，可以以多大的上升角做定直爬升飛行。（保持油門不動(dòng)）21需用推力故不能做定直平飛，定直爬升上升角：222.9某噴氣式飛機(jī)以速度V=800km/h做定直平飛,此時(shí)空氣阻力D=16000N，發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率cf

=0.114kg/(N.h)，η=0.98。試確定飛機(jī)的千米耗油量cf.R和小時(shí)耗油量cf.t。千米耗油量定直平飛小時(shí)耗油量232.9某飛機(jī)在額定油門下以V=900km/h定直爬升,歷時(shí)5min,平均小時(shí)耗油量cf.t=2520kg/h；以后該機(jī)做定直平飛，且千米耗油量cf.R=0.9kg/km；飛機(jī)最后階段以V=500km/h定直下滑20min,平均小時(shí)耗油量cf.t=900kg/h。做飛機(jī)可用燃油量Qf.a=1500kg，試求其總航程（上升、下滑角很小，近似取cosγ

=1）。定直爬升段定直下滑段定直平飛段總航程2.9如不考慮cf與

η

的變化，試分析噴氣式飛機(jī)在什么飛行條件下，在給定高度和速度下作巡航飛行時(shí)的航程、航時(shí)最大。航程航時(shí)24同時(shí)給定高度、速度，則飛機(jī)的飛行狀態(tài)是給定的，可理解為“做定高定速巡航飛行”。航時(shí)最大，則要求最大，即最小，航程最大，即最大，要求最小2.15何謂多發(fā)飛機(jī)單發(fā)停車時(shí)的“決策速度”和“平衡場(chǎng)地長(zhǎng)度”？試分析起飛重量對(duì)平衡場(chǎng)地長(zhǎng)度和駕駛員的決策的影響。25決策速度：多發(fā)飛機(jī)在起飛滑跑過程中一臨界發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)的某個(gè)速度，在此速度下，飛機(jī)無論是繼續(xù)起飛還是中斷起飛，都需要相同的滑跑距離。平衡場(chǎng)長(zhǎng)：飛機(jī)繼續(xù)起飛所需距離與中斷起飛所需距離相等時(shí)，飛機(jī)完成起飛（或加速-中斷起飛）這一完整過程所用到的場(chǎng)地長(zhǎng)度。起飛重量增加，平衡場(chǎng)地長(zhǎng)度增大，在平衡場(chǎng)地長(zhǎng)度大于實(shí)際場(chǎng)地長(zhǎng)度時(shí)，無論是繼續(xù)起飛還是中斷起飛，均有危險(xiǎn)。因此在給定場(chǎng)長(zhǎng)下起飛，起飛重量可能受到場(chǎng)地長(zhǎng)度的制約。飛行包線H/公里100.51.01.52.0M增強(qiáng)型20幻影2000-5補(bǔ)充作業(yè):、試解釋飛機(jī)飛行包線的形狀?26補(bǔ)充題：解釋飛行包線的形狀。

對(duì)于跨音速飛機(jī)：可用推力隨高度的增加而降低，起主導(dǎo)作用，這樣組合參數(shù)Ta/CDρ隨高度的增加而降低，因而Vmax隨高度的增加一直減小。最大平飛速度：都會(huì)隨高度變化

對(duì)于超音速飛機(jī)：通常在對(duì)流層內(nèi)Vmax隨高度的增加而增大，在平流層中則隨高度的增加而減小。原因：對(duì)流層中，聲速降低，使同一速度所對(duì)應(yīng)的Ma數(shù)增大，在超聲速區(qū)時(shí)，波阻系數(shù)隨著Ma數(shù)的增大而減小，這樣CD就減小。因此CDρ的減小起主導(dǎo)作用，Vmax隨高度的增加而增大。27

平流層中，音速不隨高度而變化，因此同一速度對(duì)應(yīng)的Ma數(shù)不隨高度變化，波阻系數(shù)就不隨高度的增加而降低。另外由于ρ已經(jīng)減小很多，為了保持平飛需增加迎角，因而CD增大。所以高度增加時(shí)，CDρ的減小變得緩慢，而此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力劇烈下降，從而使得Vmax隨高度的增加而減小。

最小平飛速度：低空飛行時(shí)，最小平飛速度受到CLmax、CL.a、CL.sh

、

CL.δmax限制，一般由最大允許升力系數(shù)確定，高空飛行時(shí)最小平飛速度往往受到發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制。由于ρ隨飛行高度的增加而減小，MaminL.a隨飛行高度的增加而增加。由于飛行高度的增加平飛需用推力曲線右移，加之可用推力的下降，故MaminT.a隨高度的增加而增大。最小平飛Ma數(shù)取兩者的較大者。28二架外形完全一樣的滑翔機(jī)，一架飛機(jī)（A）上坐了一名運(yùn)動(dòng)員，另一架飛機(jī)（B）上坐了二名運(yùn)動(dòng)員，請(qǐng)問哪架滑翔機(jī)飛得時(shí)間長(zhǎng)，哪一架滑翔機(jī)飛得遠(yuǎn)？作業(yè)29最大滑翔距離:最大滑翔時(shí)間:最大滑翔距離與滑翔機(jī)的重量無關(guān)，A,B一樣遠(yuǎn)；而最大滑翔時(shí)間與滑翔機(jī)的重量有關(guān)，A更長(zhǎng)；因此設(shè)計(jì)滑翔機(jī)時(shí)應(yīng)盡可能輕，越輕飛得越久。30第六章剛性飛行器運(yùn)動(dòng)方程航跡坐標(biāo)系下的移動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程體軸系下的移動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程和轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程利用航跡坐標(biāo)系和體軸系下運(yùn)動(dòng)變量表示的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)學(xué)方程體軸系下的質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程小擾動(dòng)線化方程假設(shè)和方法縱向小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程組及簡(jiǎn)化形式橫側(cè)小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程組本章要點(diǎn)：316.3飛行器擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)分離為縱向和橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)獨(dú)立研究，應(yīng)滿足哪些條件。1、飛機(jī)具有對(duì)稱面，且機(jī)體轉(zhuǎn)動(dòng)部件的陀螺效應(yīng)可略去。2、在基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)中，對(duì)稱面處于鉛錘平面(?=0)，且運(yùn)動(dòng)平面與飛機(jī)對(duì)稱平面重合(β=0)。本章習(xí)題6.4試線化航跡坐標(biāo)系中投影的側(cè)力方程：33展開后忽略二階以上小量，再減去基準(zhǔn)方程6.7某飛機(jī)模型在低速風(fēng)洞中試驗(yàn)，測(cè)得在α=30°，β=10°，?=10°下作用于