自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)

1、1,自動(dòng)飛行控制系統(tǒng),2,緒 論,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行一、問題的提出1、飛機(jī)的控制過程,3,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,2、人工操縱過程,,4,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,3、自動(dòng)駕駛過程,,5,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,4、飛行控制：人工操縱自動(dòng)控制：自動(dòng)控制是指在沒有人直接參與的條件下由控制系統(tǒng)自動(dòng)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(dòng)控制系統(tǒng)。自動(dòng)控制的基本原理就是自動(dòng)控制理論中最

2、重要、最本質(zhì)的“反饋控制”原理。 5、自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的作用對(duì)飛行器進(jìn)行穩(wěn)定引導(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)到一定的位置改善飛行器的靜、動(dòng)態(tài)性能,6,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,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(duì)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(dòng)。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

3、面）產(chǎn)生的空氣動(dòng)力和力矩。一般飛機(jī)有三個(gè)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(dòng)布局和發(fā)動(dòng)機(jī)的性能難以達(dá)到對(duì)飛機(jī)性能的日益提高的要求。60年代飛機(jī)設(shè)計(jì)的新思想產(chǎn)生了，即在設(shè)計(jì)飛機(jī)的開始就考慮自動(dòng)控制系統(tǒng)的作用。基于這種設(shè)計(jì)思想的飛機(jī)稱為隨控布局飛行器（Control Configured Vehicle簡(jiǎn)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

4、行性能。當(dāng)然控制面增多將使飛機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)更困難。,7,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,,8,第二節(jié) 舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路,,9,第二節(jié) 舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路,舵回路：由舵機(jī)加上反饋所形成的隨動(dòng)系統(tǒng)；其作用是改善舵機(jī)工作性能。穩(wěn)定回路：由舵回路加上飛機(jī)姿態(tài)反饋元件、放大計(jì)算裝置組成飛機(jī)姿態(tài)自動(dòng)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)。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(jì)算裝置組成飛

5、機(jī)軌跡自動(dòng)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。,10,第一章 飛行原理,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(dòng)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。飛行原理是研究飛行器運(yùn)動(dòng)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機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性，并簡(jiǎn)要介紹有關(guān)空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí)。,11,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí)

6、,一、流場(chǎng)（一）流場(chǎng)的描述可流動(dòng)的介質(zhì)稱為流體，流體所占據(jù)的空間為流場(chǎng)。描述流場(chǎng)的參數(shù)主要有：流動(dòng)速度、加速度以及流體狀態(tài)參數(shù)（密度、壓強(qiáng)、溫度等）。 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(jì)意義上的氣體分子群參數(shù)，而不是單個(gè)分子行為的描述。因此，當(dāng)我們說流場(chǎng)中某點(diǎn)的流速和狀態(tài)參數(shù)時(shí)，是指以該點(diǎn)為中

7、心的一個(gè)很小鄰域中的分子群，稱為流體微團(tuán)。（二）流線流場(chǎng)中存在一類曲線，在某個(gè)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(huì)穿過流線，流線也不會(huì)相交。（三）流管由于流體微團(tuán)不會(huì)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(dòng)而不流出，管外的流體也不會(huì)流入，此管稱為流管。,12,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),,,13,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),（四）定常流與非定常流如果流

8、場(chǎng)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(shí)間變化稱為定常流。如果流場(chǎng)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關(guān)而且隨時(shí)間變化，則稱為非定常流?？諝鈩?dòng)力學(xué)研究的大部分問題是定常流問題。（五）流動(dòng)的相對(duì)性依據(jù)運(yùn)動(dòng)的相對(duì)性原理，不論是物體靜止、空氣運(yùn)動(dòng)，還是物體運(yùn)動(dòng)、空氣靜止，只要物體與空氣有同一速度的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，流場(chǎng)中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動(dòng)力就是完全相同的。因此，在討論物體運(yùn)動(dòng)、空氣靜止情況下的流場(chǎng)

9、中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動(dòng)力問題就可以等價(jià)于討論物體靜止、空氣運(yùn)動(dòng)情況下的流場(chǎng)中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動(dòng)力問題。,14,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),二、連續(xù)方程分別以 ， ， ， 和 ， ， ， 表示截面Ⅰ和Ⅱ上的氣流速度，密度，截面積和流量。由于空氣流動(dòng)是連續(xù)的，處處沒有間隙，且我們討論的是定常流動(dòng)，即流場(chǎng)中均無隨時(shí)間的分子堆積，因而單位時(shí)間內(nèi)，流入截面積Ⅰ的空氣質(zhì)量必等于流出截面

10、積Ⅱ的空氣質(zhì)量。即：由于截面Ⅰ和Ⅱ是任意取得，上式可寫成： （常數(shù)）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。,,,,,,,,,,,15,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),也可以寫成微分形式：在飛行速度不大的情況下，繞飛行器流動(dòng)的流場(chǎng)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(jiǎn)化為： 常

11、數(shù)此時(shí)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。,,,,16,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),三、伯努利方程（能量守恒定律）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(gè)相鄰的截面Ⅰ和Ⅱ ，滿足：此式稱為伯努利方程，表示靜壓與動(dòng)壓之和沿流管不變。動(dòng)壓的物理意義是：大氣分子做有規(guī)則運(yùn)動(dòng)而具有對(duì)外做功的能量；靜壓的物理意義是：大氣分子做雜亂無章運(yùn)動(dòng)而具有對(duì)外做功的能量。,,17,第二節(jié) 空氣動(dòng)力

12、學(xué)的基本知識(shí),上式可寫為： 表示當(dāng)動(dòng)壓為零時(shí)的靜壓大小。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。,,,18,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),四、馬赫數(shù)馬赫數(shù)定義為氣流速度 和當(dāng)?shù)匾羲?之比：由空氣動(dòng)力學(xué)可知，空氣中的音速： 是空氣的絕對(duì)溫度。 流場(chǎng)中

13、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)。,,,,,,19,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),五、臨界馬赫數(shù)當(dāng)小于音速的氣流經(jīng)過機(jī)翼時(shí)，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(huì)增大，該處的溫度則要降低，因而音速也降低。當(dāng)迎面氣流的速度達(dá)到某一值時(shí),翼面上最大速度處的流速等于當(dāng)?shù)匾羲?，此時(shí)我們把遠(yuǎn)前

14、方的迎面氣流速度 與遠(yuǎn)前方的空氣音速 之 比 ，定義為該機(jī)的臨界馬赫數(shù) 。,,,,,,20,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),,,,21,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),飛機(jī)飛行速度的范圍劃分如下：飛行馬赫數(shù) 為飛行速度與遠(yuǎn)前方空氣音速之比， 時(shí)為低速飛行； 為亞音速飛行； 為跨音速飛行；

15、 為超音速飛行； 為高超音速飛行。,,,,,,,22,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),一、坐標(biāo)系為了確切描述飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，必須選定適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)系。例如，飛機(jī)相對(duì)于地面位置的確定須采用地面坐標(biāo)系；飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)的描述可用機(jī)體軸系表示；飛機(jī)軌跡運(yùn)動(dòng)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）,,,,23

16、,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),,,,24,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),二、飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)（一）飛機(jī)的姿態(tài)角三個(gè)姿態(tài)角表示機(jī)體軸系與地面軸系的關(guān)系。1、俯仰角 機(jī)體軸與地平面間的夾角。以抬頭為正。2、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。3、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(shí)為正。,25,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)

17、操縱機(jī)構(gòu),（二）飛機(jī)航跡角三個(gè)航跡角表示速度坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的關(guān)系。1、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(shí)為正。2、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(shí)為正。3、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)的右傾斜為正。,,,26,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),（三）氣流角兩個(gè)氣流角表示速度向量與機(jī)體軸系

18、的關(guān)系。1、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。2、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(duì)稱面之右為正。,27,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),,,,28,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),三、飛行器運(yùn)動(dòng)的自由度把飛機(jī)視為剛體，飛機(jī)在空間的運(yùn)動(dòng)有六個(gè)自由度，即重心的三個(gè)移動(dòng)自由度和繞重心的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度。對(duì)飛機(jī)來說，重心的三個(gè)移動(dòng)自

19、由度是速度的遞減運(yùn)動(dòng)、上下升降運(yùn)動(dòng)和左右側(cè)移運(yùn)動(dòng)。三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度是俯仰角運(yùn)動(dòng)、偏航角運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)。1、縱向運(yùn)動(dòng)——包括速度的增減、重心的升降和繞 軸的俯仰角運(yùn)動(dòng)。2、橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)——簡(jiǎn)稱側(cè)向運(yùn)動(dòng)，包括重心的側(cè)向運(yùn)動(dòng)，繞 的偏航角運(yùn)動(dòng)和繞 軸的滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)。,,,,29,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),四、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu),,,30,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),升降舵偏轉(zhuǎn)角用

20、 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；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；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。,,,,,,,,,,31,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),駕

21、駛員通過駕駛桿、腳蹬和操縱桿系操縱舵面。規(guī)定：駕駛桿前推位移 為正（此時(shí) 亦為正）；左傾位移 為正（此時(shí) 亦為正）；左腳蹬向前位移 為正（此時(shí) 亦為正）。油門桿前推位移 為正，對(duì)應(yīng)于加大油門從而加大發(fā)動(dòng)機(jī)推力；反之為負(fù)，即收油門，減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力。,,,,,,,,,32,第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念,飛機(jī)的飛行運(yùn)動(dòng)可分為基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)和擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)。基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)是指各運(yùn)動(dòng)參數(shù)完全按預(yù)

22、定的規(guī)律變化。擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)是指由于受到外干擾而偏離基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)。外干擾可能來自大氣的擾動(dòng)，發(fā)動(dòng)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(shí)間內(nèi)，飛機(jī)不按基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的規(guī)律運(yùn)動(dòng)而是按擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的規(guī)律運(yùn)動(dòng)。經(jīng)過一些時(shí)間，若飛機(jī)可能從擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)恢復(fù)到基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)，則稱基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)是穩(wěn)定的。若擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)越來越離開基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)，則稱基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)是不穩(wěn)定的。若擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)既不恢復(fù)也不遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)，則稱基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)是中立穩(wěn)定的。這就是飛機(jī)的穩(wěn)定性。,33,

23、第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念,飛機(jī)的穩(wěn)定性分為靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性。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(dòng)參數(shù)變化的趨勢(shì)。在外干擾停止作用的最初瞬間，如果靠飛機(jī)本身的氣動(dòng)特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)有回到基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì)，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(dòng)特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)有遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì)，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，

24、如果靠飛機(jī)本身的氣動(dòng)特性（駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面）使飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)既沒有回到基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì)，也沒有遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì)，則說明飛機(jī)是靜中立穩(wěn)定的。動(dòng)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(dòng)參數(shù)的變化過程和最終變化結(jié)果。如果這個(gè)過程是收斂的，最終的結(jié)果是回到原基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)，則飛機(jī)是動(dòng)穩(wěn)定的；如果這個(gè)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(dòng)，則飛機(jī)是動(dòng)不穩(wěn)定的；如果這個(gè)過程既不是收斂的，也不是發(fā)散的，則飛機(jī)是動(dòng)中立穩(wěn)定的。靜穩(wěn)定是動(dòng)

25、穩(wěn)定的前提。飛機(jī)是動(dòng)穩(wěn)定的，則飛機(jī)是穩(wěn)定的。,34,第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念,操縱性問題與穩(wěn)定性問題相互區(qū)別又相互關(guān)聯(lián)。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(duì)操縱響應(yīng)的快慢等。對(duì)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。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(dòng)特性和結(jié)構(gòu)參數(shù)（如重量大小、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量

26、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(dòng)方程式，才能對(duì)穩(wěn)定性和操縱性問題做出定量分析。,35,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,一、升力（一）機(jī)翼的幾何形狀和幾何參數(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：翼弦長(zhǎng) ——翼型前緣點(diǎn)至后緣點(diǎn)的距離；相對(duì)厚度 ——最大厚度；相對(duì)彎度 ——

27、中弧線最高點(diǎn)至翼弦線距離,,,,,,36,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)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：展弦比 b——機(jī)翼展長(zhǎng)， ——機(jī)翼面積梯形比 ——機(jī)翼弦長(zhǎng)， ——翼尖弦長(zhǎng)前緣后掠角 1/4弦線點(diǎn)后掠角,,,,,,,,37,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,3、平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng)：

28、 式中： 表示沿展向坐標(biāo) 處的弦長(zhǎng)。,,,,38,飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)描述,,39,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)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,40,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)

29、力矩,,41,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)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。,,,,42,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,2、迎角對(duì)機(jī)翼升力的影響：隨著飛機(jī)迎角的增大，會(huì)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)一步減小；相反，下表面的曲度進(jìn)一步減小，流速進(jìn)一步減小

30、，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。升力 、升力系數(shù) 及與迎角 的變化關(guān)系：,,,,,43,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,1）在小迎角范圍內(nèi)：迎角與升力（升力系數(shù)）成正比關(guān)系， 常數(shù)， = （ ）； 2）迎角過大，升力減小3）迎角為零時(shí)，升力大于零；升力為零時(shí)，迎角小于零。,,,,,,,,,,44,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,

31、（三）機(jī)身的升力機(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(shí)，才有些升力。機(jī)身升力為：,,,45,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,（四）平尾的升力1、下洗影響2、平尾的實(shí)際迎角,,,,46,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,3、平尾的升力（五）整個(gè)飛機(jī)的升力飛機(jī)的升力為各部分升力之和：,,,,,47,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,用無因次的升力系數(shù)表示：,,,,,,,,

32、48,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,二、阻力氣動(dòng)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、壓差阻力和零升波阻。 升致阻力：分為誘導(dǎo)阻力和升致波阻。,,49,（一）零升阻力,1、附面層與摩擦阻力及壓差阻力空氣是有粘性的。氣流沿物體表面流動(dòng)時(shí)，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

33、%之間的流層（有較大速度梯度的空氣層）定義為附面層。附面層很薄，例如流過機(jī)翼表面1m處的附面層厚度只有7～8mm，2m處的厚度有十幾毫米。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(dòng)，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(dòng)，致使各層流體亂動(dòng)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。,,,,50,,摩擦阻力：附面層內(nèi)由于大氣粘性而生產(chǎn)的阻力。壓差阻力：機(jī)體部分前后

34、壓力差形成的阻力。,51,,2、零升波阻飛行器作超音速飛行時(shí)，機(jī)身頭部、機(jī)翼和尾翼的前緣都會(huì)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(shí)這種波阻也存在，稱為零升波阻。,52,（二）升致阻力,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(shí)，升致阻力主要是誘導(dǎo)阻力。,53,（三）整個(gè)飛行器的阻力、升阻極曲線,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)；

35、 ——升致阻力系數(shù)。,,,,,,54,三、縱向力矩（俯仰力矩）,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(dòng)力矩和發(fā)動(dòng)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。發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生的俯仰力矩：,,,,,55,（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(dòng)力矩 ①、對(duì)機(jī)翼前緣點(diǎn)取矩式中： ——對(duì)前緣點(diǎn)的力矩導(dǎo)數(shù)（注腳“0”表示對(duì)前緣

36、點(diǎn)）。,,,,,,56,,結(jié)論：1）、當(dāng) 時(shí)（ ），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 。,,,,,,,,,,57,②、對(duì)焦點(diǎn)取矩,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(shí)，該點(diǎn)只有

37、 變而力矩大小不變。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 。,,,,,,,,,對(duì)F點(diǎn)的力矩系數(shù)可寫為 ：令 ，有：欲使 不隨 而變，應(yīng)滿足：,,,,,,,,只有 與 都是常數(shù)時(shí)， 才是常數(shù)，F(xiàn)點(diǎn)稱為焦點(diǎn)。當(dāng) 時(shí)，不論迎角為何值，對(duì)F點(diǎn)的力矩系數(shù)都是

38、 。由于對(duì)焦點(diǎn)的力矩是常值，當(dāng)迎角增加時(shí)，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)。,,,,,,,③、對(duì)飛機(jī)重心取矩,設(shè)飛機(jī)重心與機(jī)翼前緣點(diǎn)的距離為 ：令 ：則對(duì)重心的力矩系數(shù)為 ：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)系若重心在焦點(diǎn)之前，則 。當(dāng) 增大時(shí)，升力增量 作用在焦點(diǎn)上，對(duì)重心產(chǎn)生低頭力矩增量（ 為負(fù)），其方向與

39、 增大方向相反，是穩(wěn)定作用。若重心在焦點(diǎn)之后，則 。當(dāng) 增大時(shí)，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。,,,,,,,,,,,,,當(dāng) 時(shí)，才使 為負(fù)，表示穩(wěn)定。若 時(shí)，則 為正，表示不穩(wěn)定。,,,,,,,2、機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩,

40、因機(jī)身起了不穩(wěn)定作用，故：,,,,3、水平尾翼的俯仰力矩,平尾對(duì)重心的俯仰力矩為：,,,,,,,,,,,,,,,,,,,（二）飛機(jī)縱向的平衡與操縱,1、飛機(jī)縱向的平衡 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 （升力=重力）、 （推力=阻力）以及對(duì)重心的力矩 。,,,,2、飛機(jī)縱向平衡的建立,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

41、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。,,,,,,,3、飛機(jī)縱向平衡的穩(wěn)定與操縱,1）、飛機(jī)縱向平衡的穩(wěn)定 2）、飛機(jī)縱向平衡的操縱,（三）飛機(jī)繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的俯仰力矩,,（四）下洗時(shí)差阻尼力矩

42、,下洗時(shí)差：由于氣流從機(jī)翼流到平尾處需要一定的時(shí)間 ，平尾處受到的下洗是在時(shí)間 前機(jī)翼升力所產(chǎn)生的，稱為下洗時(shí)差。當(dāng) 時(shí)，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(shí)差引起的力矩阻止 的繼續(xù)增大，故稱為下洗時(shí)差阻尼力矩。,,,,,（五）升降舵偏轉(zhuǎn)速度 所產(chǎn)生的力矩,當(dāng)升降舵的偏轉(zhuǎn)速率 時(shí)，對(duì)重心也會(huì)產(chǎn)生附加力矩。,,,,（六）俯仰力矩總和表達(dá)式,,,第六節(jié) 側(cè)向氣動(dòng)力

43、及氣動(dòng)力矩,一、側(cè)力飛機(jī)總氣動(dòng)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：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。,,,,,,,,,,,,,（一）側(cè)滑角 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,,,,,,,,（四）偏航角速度

44、 引起的側(cè)力,（五）滾轉(zhuǎn)角 引起的側(cè)力,,,,,,二、滾轉(zhuǎn)力矩 與偏航力矩,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 。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

45、 ；滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ；偏航角速度 引起的 。,,,,,,,,,,,,,(一）繞ox軸的滾轉(zhuǎn)力矩,1、測(cè)滑角 引起的 --側(cè)向靜穩(wěn)定力矩 （1）機(jī)翼上(下)反角 的作用,,,,,,,（1）機(jī)翼上(下)反角 的作用,若是上反角，氣動(dòng)導(dǎo)數(shù) 為負(fù)。若是下反角，氣動(dòng)導(dǎo)數(shù) 為正。,,（2）機(jī)翼后掠角 的作用,后掠翼的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù) 為負(fù)。前掠翼的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)

46、 為正。,,,（3）立尾的作用,立尾在 軸之上時(shí) 為負(fù)；立尾在 軸之下時(shí) 為正。側(cè)向靜穩(wěn)定性的意義 全機(jī)的 為上述各項(xiàng)作用的總和，稱為飛機(jī)橫滾靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)。 為負(fù)值時(shí)飛機(jī)具有橫滾靜穩(wěn)定性； 為正則時(shí)橫滾靜不穩(wěn)定。,,,穩(wěn)定意義,,,,2、副翼偏轉(zhuǎn)角 引起的L——滾轉(zhuǎn)控制力矩,副翼正偏轉(zhuǎn)時(shí)，右副翼后緣下偏，同時(shí)左副翼后緣上偏，右翼升力增大，左翼升力減小，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值；

47、副翼負(fù)偏轉(zhuǎn)時(shí)，左副翼后緣下偏，同時(shí)右副翼后緣上偏，左翼升力增大，右翼升力減小，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為正值。,,,3、方向舵偏轉(zhuǎn)角 引起的L——操縱交叉力矩,,,,,4、滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ——滾轉(zhuǎn)阻尼力矩,,,,,5、偏航角速度 引起的L——交叉動(dòng)態(tài)力矩,,,,,（二）繞oz軸的偏航力矩N,1、側(cè)滑角 引起的N--航向靜穩(wěn)定力矩 此力矩主要由機(jī)身和立尾產(chǎn)生。航向靜穩(wěn)定性意義：風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性,,,,,