飞行动力学习题课打印介绍.ppt

Flight Dynamics Flight Dynamics Flight Dynamics 3 1、失速的限制，即最大允许升力系数CL.a，比失速升力系数CL.s小一些。此方面限制最大允许升力系数的主要因素有：高度、马赫数、飞行器的气动外形。 2、操纵的限制，保持俯仰平衡所需的舵面极限偏角的限制。 1.2 飞行器的最大允许升力系数主要受哪些因素的限制？ 1.1 研究飞行器性能和飞行轨迹特性时，将飞行器视作可控质点来处理的基本前提是什么？ 作用在飞行器上的力矩始终保持平衡。 * 2.4 试分析推重比T/W和翼载荷W/S对飞机基本飞行性能、起落性能的影响。 T/W增大：减小起飞距离，增大最大速度（亚跨音速飞机增加不多，超音速可能增加较多），可能减小最小速度，增大爬升率减小爬升时间。 W/S减小：可能会减小最小速度，增大下滑时间，减小离地速度，减小接地速度。（W/S减小对阻力的影响取决于其减小是通过增大翼面积还是减重） 2.5 某轻型喷气飞机重量W=30000N,翼载荷W/S=1000N/m2 在某高度上的可用推力 Ta =4000N。假设CD=0.015+0.024CL2 和 CLmax=1.4。试确定最大和最小平飞速度。（任取一高度求解） * 代入 解得 或 条件：以可用推力飞行。 对应升力系数 不可能出现。最小速度由CLmax限制 限制最大速度 2.6 某歼击机重量W=50000N,以升阻比K=6飞行，当发动机可用推力Ta =21500N时，试问在此种情况下，飞机能否做定直平飞？若不能，可以以多大的上升角做定直爬升飞行。（保持油门不动） * 需用推力 故不能做定直平飞，定直爬升上升角： * 2.9 某喷气式飞机以速度V=800km/h做定直平飞,此时空气阻力D=16000N，发动机耗油率cf =0.114kg/(N.h)，η=0.98。试确定飞机的千米耗油量cf.R和小时耗油量cf.t 。 千米耗油量 定直平飞 小时耗油量 补充题：解释飞行包线的形状。 对于跨音速飞机：可用推力随高度的增加而降低，起主导作用，这样组合参数Ta/CDρ随高度的增加而降低，因而Vmax随高度的增加一直减小。 最大平飞速度： 都会随高度变化 对于超音速飞机：通常在对流层内Vmax随高度的增加而增大，在平流层中则随高度的增加而减小。原因：对流层中，声速降低，使同一速度所对应的Ma数增大，在超声速区时，波阻系数随着Ma数的增大而减小，这样CD就减小。因此CDρ的减小起主导作用，Vmax随高度的增加而增大。 * 平流层中，音速不随高度而变化，因此同一速度对应的Ma数不随高度变化，波阻系数就不随高度的增加而降低。另外由于ρ已经减小很多，为了保持平飞需增加迎角，因而CD增大。所以高度增加时，CDρ的减小变得缓慢，而此时发动机的推力剧烈下降，从而使得Vmax随高度的增加而减小。 最小平飞速度： 低空飞行时，最小平飞速度受到CLmax、CL.a、CL.sh 、 CL.δmax限制，一般由最大允许升力系数确定，高空飞行时最小平飞速度往往受到发动机可用推力的限制。由于ρ随飞行高度的增加而减小，MaminL.a随飞行高度的增加而增加。由于飞行高度的增加平飞需用推力曲线右移，加之可用推力的下降，故MaminT.a随高度的增加而增大。最小平飞 Ma数取两者的较大者。 * 静不稳定！ 变化的量： 不变的量： 焦点位置、升力曲线 重心移动后 （1） （2） 7.4 在风洞中测得某机纵向力矩参数与迎角成线性关系，且测得α1=4°时，Cm1=0.005; α2=6°时，Cm2=0.025。已知CLα=3.5 1/rad，试确定该机的静稳定导数 。又如只改变飞机的质心位置，测得α3=4°时，Cm3=0.025。试求质心的相对移动量。 来流与机体X轴的夹角 来流与零升力线的夹角 定义： 8.1方向舵固定在中立位置时， 曲线为什么常通过原点，呈反对称变化？偏转方向舵时，如在气动力线形变化范围，则曲线如何变化？ 方向舵固定在中立位置时，通常飞机左右完全对称， 不产生生偏航力矩，因此 曲线常通过原点。 飞机航向静稳定时， 时产生正的偏航力矩； 时产生负的偏航力矩，因飞机左右完全对称，因此有 ，即呈反对称变化。 8.4试推导因非对称装载在飞行器上作用有不对称滚转力矩 时，为保持定直飞行所需要的副翼、方向舵偏角的表达式(设 可忽略)。 写成无因次形式： 得： 9.5 如果飞机