飞机飞行性能-稳定和操纵
91108-飞行力学-第10章：飞机的横航向动稳定性和操纵性
第10章飞机的横航向动稳定性和动操纵性作业：10.1 10.2 10.4 10.5内容10.1 飞机横航向动稳定性10.1.2 典型的横航向运动模态10.1.3 滚转模态10.1.4 螺旋模态10.1.5 滚转--螺旋模态10.1.6 荷兰滚模态10.2 飞机横航向动操纵性10.2.1 副翼的操纵反应10.2.2 方向舵的操纵反应小结由组成的四阶方程，对于正常布局的飞机，它由一个负的大实根、一对实部为负的共轭复根和一个小的实根（可正可负）组成。
10.1.2 典型的横航向运动模态,,,p r βφ滚转模态荷兰滚模态螺旋模态负的大实根负的共轭复根小的实根对应于特征方程中的一个大的负实根； 其特征是衰减很快的非周期运动，其振幅衰减一半的时间仅为零点几秒；受横侧扰动后，飞机绕机体轴的单自由度滚转，收敛过程很快。
运动变量是滚转角速度和滚转角；飞机具有较大的横向阻尼（来源机翼），运动衰减快，一般均能满足品质要求。
1.滚转模态,p φlpC飞机横航向运动中最重要的模态； 对应特征方程中的一对共轭复根，滚转角、侧滑角和偏航角的量级相同； 偏航运动略超前滚转，即左偏航时右滚转。
飞机重心沿直线轨迹前进，颇似荷兰人的滑冰动作而得名；模态频率高，周期约为数秒至十几秒，介于纵向长、短周期之间。
品质规范对其特性有严格要求。
,,βφψ荷兰？3.螺旋模态对应特征方程中的一个小实根； 特征是衰减缓慢的非周期运动，运动变量为偏航角和滚转角；允许其特征根为一小的正根，由于运动不稳定时呈螺旋状而得名； 运动缓慢，半幅或倍幅时间长，约上百秒，易于纠正，对其模态特性要求不高。
,ψφ4.为什么飞机受到横航向扰动后，飞机首先表现出滚转运动，然后是荷兰滚运动，最后才是螺旋运动？内容10.1 飞机横航向动稳定性10.1.2 典型的横航向运动模态10.1.3 滚转模态10.1.4 螺旋模态10.1.5 滚转--螺旋模态10.1.6 荷兰滚模态10.2 飞机横航向动操纵性10.2.1 副翼的操纵反应10.2.2 方向舵的操纵反应小结表征为绕轴转动的单自由度运动。
飞机平衡控制—飞机的稳定性与操纵性
稳定性
飞机的情况也是一样，也有 稳定、不稳定和中和稳定三 种情况。
稳定性
飞机纵向稳定性（俯仰稳定性）
ห้องสมุดไป่ตู้
稳定性
飞机方向稳定性
稳定性
飞机侧向稳定性 影响飞机侧向稳定性的因素主要是机翼的上反角和后掠角。
操纵性
飞机的操纵性是飞机跟随驾 驶员操纵驾驶杆、脚蹬动作 而改变其飞行状态的特征。 飞机通过主操纵面—升降舵、 方向舵和副翼对绕3个轴的 运动进行操纵。
操纵性
飞机重心位置的前后移动会影响飞机的纵向操纵性能。 重心前移，增大同样迎角，所需要的升降舵上偏角增大，重心前移越多， 上偏角越大，但升降舵上偏角是有一定限定的，重心前移过多，就可能 出现即使驾驶杆拉到底，飞机也不能增加到所需要的迎角，因此重心位 置应有个前限，称为重心前极限。
操纵性
俯仰稳定性强的飞机，俯仰操纵时比较迟钝；俯仰稳定性弱的飞机，俯 仰操纵时比较灵敏。
飞翼无人机的操纵性和稳定性分析及自动着陆控制律设计的开题报告
飞翼无人机的操纵性和稳定性分析及自动着陆控制律设计的开题报告一、论文研究背景及研究意义：飞翼无人机是一种新型无人机，相比于传统的固定翼无人机，其具有设计简单、飞行效率高等优点，已经被广泛应用于娱乐、农业、测绘等领域。
然而，由于其独特的飞行姿态和布局特点，飞翼无人机的操纵性和稳定性问题一直是研究的热点之一。
本论文旨在从飞翼无人机的操纵性和稳定性方面进行深入研究，并设计一种自动着陆控制律，以提高飞翼无人机的飞行安全性和飞行效率，具有重要的科研和实际应用价值。
二、研究内容和思路：1.分析飞翼无人机的飞行特点，建立数学模型。
2.研究飞翼无人机的操纵性和稳定性问题，分析影响其操纵性和稳定性的因素。
3.设计稳定控制律，改善飞行器的稳定性能。
4.设计飞行控制律，提高飞机的飞行性能。
5.设计自动着陆控制律，实现飞行器自主着陆。
6.进行仿真实验和实物测试，验证控制律的有效性和可行性。
三、预期研究成果：1.建立飞翼无人机的数学模型，深入分析其操纵性和稳定性问题。
2.设计一种稳定控制律和飞行控制律，提高飞翼无人机的稳定性和飞行性能。
3.设计一种自动着陆控制律，实现飞行器的自主着陆。
4.进行仿真实验和实物测试，验证控制律的有效性和可行性。
5.阐明飞翼无人机的操纵性、稳定性和自动着陆控制律的设计原理及方法，为飞翼无人机的应用和发展提供科学依据和参考。
四、拟采用的研究方法：本论文采用理论研究与仿真实验相结合的方法。
首先，根据飞翼无人机的实际工作环境和需求，建立其数学模型，分析其操纵性和稳定性问题，并设计相应的稳定控制律、飞行控制律和自动着陆控制律。
其次，采用Matlab/Simulink等软件进行仿真实验，验证所设计的控制律的有效性和可行性。
最后，通过实物测试，对所设计的飞行控制系统进行验证和优化。
五、论文研究进度安排：本论文的研究进度安排如下：第一年：1.分析飞翼无人机的飞行特点并建立数学模型。
2.分析影响飞翼无人机操纵性和稳定性的因素。
飞机飞行品质规范及评价准则研究
飞机飞行品质规范及评价准则研究
飞机飞行品质是指飞机在飞行过程中表现出的各项性能和特点，包括飞行稳定性、操纵性、横向和纵向稳定、航向控制等。
为了保证飞机的飞行安全和乘客的舒适度，必须制定一定的规范和评价准则，以确保飞机飞行品质的高标准。
飞机飞行品质规范主要包括以下方面的规定：
1. 飞行稳定性：要求飞机在各种工况下都能保持稳定飞行，不会出现任何异常震动或晃动。
还要求飞机在受到外界扰动时，能够迅速恢复到稳定状态，确保飞机的飞行安全。
2. 操纵性：要求飞机能够对操纵员的指令快速响应，并且操纵的力量合理、舒适。
操纵性的好坏直接影响到飞机的机动性和操作的便捷性，对于飞行安全非常重要。
3. 横向和纵向稳定：要求飞机在横向和纵向飞行过程中保持稳定，不会出现侧滑或偏航等异常情况。
横向和纵向稳定是飞机飞行品质的基础，也是飞行安全的保证。
4. 航向控制：要求飞机能够保持正确的航向，不会出现偏离航向或者频繁修正航向的情况。
航向控制的好坏直接影响到飞机的导航和航行精度，对于飞行安全和航行效率都非常重要。
1. 飞机的操纵性能评价：通过操纵实验和试飞，对飞机的操纵性能进行评估。
评价指标包括操纵力量和操作的便捷性等。
3. 飞机的机动性评价：通过控制飞行姿态和航向，对飞机进行机动试飞和评估。
评价指标包括加速度和迅速转弯等。
飞机飞行品质规范和评价准则的研究对于飞行安全和乘客舒适度具有重要意义。
在制定规范和准则时，需要综合考虑飞机的各项性能指标，并确保规范和准则的合理性和可行性，以确保飞机的飞行品质和安全性达到最高标准。
飞机的稳定性和操纵性汇总
飞机重心范围的确定
飞机的重心前限
重心前移，飞机的纵向静稳定性提高，操纵性 能变坏，纵向平衡变差。 从飞机纵向平衡和纵向操纵性能的要求对飞机 重心最靠前的位置进行了限制。 重心后移，飞机的纵向稳定性减小，飞机对操 纵的反应变灵敏。 从飞机的纵向静稳定性和操纵灵敏度的要求对 飞机重心最靠后的位置进行了限制。
荷兰滚
飞机的横侧向扰动运动 及影响稳定性的因素
飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性大小 比例搭配，对飞机横侧向动稳定性有着重 要的影响。 影响因素
侧向静稳定性——机翼上反角和后掠角。 方向静稳定性——垂尾面积及到飞机重心的力 臂。
偏航阻尼器——用在大型高速运输机上， 防止荷兰滚
4.7 飞机的横侧向操纵性
空气动力学基础（ME、AV）
第一章 第二章 第三章 第四章 大气物理学 空气动力学 飞行理论 飞机的稳定性和操纵性
第4章 飞机的稳定性和操纵性
4.1 4.2 4.3 4.4 4.5 4.6 4.7 4.8
飞机运动参数 飞机稳定性和操纵性的基本概念 飞机的纵向稳定性 飞机的纵向操纵性 飞机的横侧向静稳定性 飞机的横侧向动稳定性 飞机的横侧向操纵性 飞机主操纵面上的附设装置
滚转角γ
空速向量相对机体的方位
速度轴系或风轴系OVXVYVZV XV沿飞行速度方向，气动阻力沿XV负向。YV在飞 机对称面内且与飞行速度垂直。
迎角和侧滑角
迎角α
空速向量在飞机对称面Oxtyt上的投影与机体 坐标系纵轴Oxt之间的夹角。规定投影线在Oxt 轴下方时为正。 空速向量与飞机对称面Oxtyt之间的夹角。规 定空速向量偏向右侧时为正（向右侧滑为正）。
3第三章 飞机的稳定性和操纵性
第三章飞机的稳定性和操纵性3.1 飞机的稳定性在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。
这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。
飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。
例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。
因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。
所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。
3.1.1 纵向稳定性飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。
当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。
当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。
如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。
如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。
飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。
飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。
影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。
下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。
当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。
阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。
这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。
飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。
经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。
同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。
这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。
航空概论飞机的平衡安定性和操纵性
航空概论：飞机的平衡安定性和操纵性概述飞机的平衡安定性和操纵性是飞行器设计中最重要的问题之一。
正确的平衡和稳定性是确保飞机能够稳定飞行的关键，同时也保证了正确的操纵性，使飞机能够按照飞行员的意愿进行操作。
在本文中，我们将讨论什么是平衡和稳定性、如何设计一个平衡和稳定的飞机，以及如何操纵一个飞机。
飞机的平衡和稳定性飞机的重心和机翼的重心平衡是一架飞机在空中稳定飞行所需的基本条件之一。
为了保持平衡，飞机必须有一个正确的重心位置。
这个位置是在飞机中间的一个虚拟点，重力作用于这个点的位置使飞机保持平衡。
同时，飞机的机翼也有一个重心位置，这个重心位置是机翼所有部件的平均重心位置。
稳定性稳定性是指飞机在受到干扰之后能够自动回到原来的状态，从而保持飞行的状态。
稳定性是通过飞机的设计和材料选择来实现的。
飞机的稳定性可以分为静态稳定性和动态稳定性。
静态稳定性是指飞机在保持位置或姿态时的稳定性。
动态稳定性则指飞机对于干扰的快速反应能力。
设计一个平衡和稳定的飞机设计一个平衡和稳定的飞机需要考虑多个因素。
以下是一些参考：水平平衡设计者应该将水平平衡考虑在内，这样飞机才能在水平方向上保持平稳飞行。
水平平衡的几个主要元素包括下列部分：•重心：飞机的重心必须位于机翼重心的前方，这样才保证飞机保持稳定。
•机毂和发动机位置：机毂和发动机位置的不同会影响飞机的平衡。
•垂直尾翼：垂直尾翼能够帮助调整飞机的平衡。
垂直平衡设计者同样应该考虑垂直平衡的问题。
以下是设计者应该考虑的因素：•高度舵面：高度舵面能够帮助飞机在垂直方向上保持平稳飞行。
•垂直尾翼：与水平平衡类似，垂直尾翼也能够帮助调整飞机的平衡。
•重心：这里的重心是指沿着飞行器纵向的重量分布情况。
设计者必须考虑飞机的质心位置和操纵重心位置之间的关系。
机翼的大小和形状机翼的大小和形状会影响飞机的稳定性。
机翼面积越大，飞机的稳定性就越好，但是机翼越大，飞机的重量也会增加，从而影响飞机的性能。
3第三章飞机的稳定性和操纵性
第三章飞机的稳定性和操纵性飞机的稳定性在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。
这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。
飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。
例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。
因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。
所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。
纵向稳定性飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。
当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。
当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。
如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。
如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。
飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。
飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。
影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。
下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。
当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。
阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。
这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。
飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。
经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。
同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。
这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。
航空概论飞机的平衡安定性和操纵性图文
航空概论：飞机的平衡安定性和操纵性飞机的平衡安定性和操纵性是航空学中极为重要的概念。
本文将介绍这两个概念的含义以及与之相关的基本法则和理论模型。
飞机的平衡静态平衡静态平衡是指在飞机静止时，重心与升力的作用线，以及扭矩的平衡关系。
如果这些关系得到满足，那么静态平衡就得以实现。
一般来说，飞机的重心应该位于飞机各个机身部件的重心重合点上方，在这种情况下，飞行员就可以轻松地控制飞机飞行。
当然，在设计飞机的过程中，设计师需要充分考虑飞机的重心位置，确保其能够实现最大程度的安全性和机动性。
动态平衡动态平衡是指在飞机运动时，飞机的各个部件始终处于平衡状态，以实现稳定的飞行。
动态平衡包括长周期运动和短周期运动，其中长周期运动指的是飞机在俯仰和纵倾方向上的运动，短周期运动则是飞机在横滚方向上的运动。
飞机的安定性飞机的安定性是指在特定的条件下，飞机能够以稳定的方式飞行。
稳定飞行有重要的应用，特别是在长时间的飞行或战斗操作中。
飞机的稳定性保证了飞行员和机组人员的安全。
飞机的操纵性飞机的操纵性是指飞行员控制飞机进行特定力学操作的能力。
操纵性与飞机的设计密切相关，因为可以进行不同的机构和材料选择，以改善或限制飞机和机组人员的响应速度。
飞机平衡安定性和操纵性的影响因素下面是一些影响飞机平衡安定性和操纵性的因素：1.机翼和无尾天线的尺寸和形状2.飞行员和机组人员的响应速度和技能水平3.飞机的机身重心位置和重量分布情况4.飞机的发动机和推进器的性能和效率5.飞行环境的风速、气压、湍流状况等飞机平衡安定性和操纵性在航空学中非常重要。
对于设计师和飞行员来说，了解这些基本原理和规律是至关重要的，这有助于他们更好地理解和应对不同的飞行条件和飞机应用。
第三章 飞行原理与飞行性能
在机翼上，压力最高的点也就是所谓的驻点，在驻点处是空气与前缘相 遇的地方。这点是空气相对于机翼的速度减小到零的点。
在一个迎角为零、完全对称的机翼上，从驻点开始，流经上下表面气 流速度是相同的，所以上下表面的压力变化也是完全相同的。
如果对称机翼相对来流旋转了一个迎角，驻点就会稍稍向前缘的下表 面移动，并且流经上下表面的空气流动情况改变了，流经上表面的空气被 迫多走了一段距离，在上下表面，空气仍然有一个从驻点加速离开的过程， 但是在下表面的最高速度要小于上表面的最高速度。
质量守恒定律：质量不会自生也不会自灭。 流体的质量流量：单位时间流过横截面面积S的流体质量。
q sv
3.流体连续方程
1s1v1 2s2v2 3s3v3 ...... const. 即： sv const.
当流体不可压缩时
即： const. 时：
有： sv const.
惯性向外 （离心力）
6.力的分解
一个水平飞行的动力模型受到许多施加在它每个部分的力的影响， 但是所有的这些力都可以按作用和反作用分成4个力
三、机动飞行中的空气动力
1.飞机的几何外形和参数
翼型及其参数
♦翼型： 机翼的横剖面形状。翼型最前端的一点叫“前缘”， 最后端一点叫“后缘”。 翼型前缘点与后缘点之间连线称为翼弦。
目前所使用的大多是自动式前缘缝翼。这种前缘缝翼用滑动机 构与基本机翼相连，依靠前缘空气动力的压力和吸力来自动控制其 闭合和打开。
4.飞机低速飞行的阻力
按阻力产生的原因，飞机低速飞行时的阻力一般可分为：
• 摩擦阻力 • 压差阻力 • 诱导阻力 • 干扰阻力
阻力的计算公式：
Q
C（x
1 2
飞行控制律的原理与应用
飞行控制律的原理与应用1. 引言飞行控制律是指飞机飞行过程中，用来控制飞机姿态和飞行性能的控制算法。
飞行控制律的设计和应用对于飞机的稳定性、操纵性和安全性至关重要。
本文将介绍飞行控制律的基本原理和应用。
2. 飞行控制律的原理飞行控制律根据飞机的需求和动力学原理设计，主要包括姿态控制律、航向控制律和高度控制律等。
2.1 姿态控制律姿态控制律用于控制飞机的姿态，即飞机的俯仰角、滚转角和偏航角等。
常用的姿态控制律包括PID控制律和模型预测控制律等。
•PID控制律：PID控制律根据当前姿态误差、偏差的变化率和积分项来计算控制指令，实现飞机的姿态控制。
其中P项用于响应当前误差，I项用于消除系统偏差，D项用于抑制系统震荡。
•模型预测控制律：模型预测控制律基于飞机的数学模型，通过预测未来一段时间内的飞机姿态和控制效果来计算控制指令。
这种控制律能够更好地适应复杂的飞行动态。
2.2 航向控制律航向控制律用于控制飞机的航向角，使飞机保持特定航向。
常用的航向控制律包括比例控制律和模糊控制律等。
•比例控制律：比例控制律通过将当前航向角误差乘以比例增益来计算控制指令，实现飞机的航向控制。
比例增益决定了控制器对于航向误差的响应速度。
•模糊控制律：模糊控制律根据模糊推理原理，通过定义一系列模糊规则来计算控制指令。
模糊控制律具有较好的适应性和鲁棒性，在复杂的飞行环境中表现较好。
2.3 高度控制律高度控制律用于控制飞机的飞行高度，使飞机保持特定高度。
常用的高度控制律包括反馈控制律和前馈控制律等。
•反馈控制律：反馈控制律根据当前高度误差和变化率来计算控制指令，实现飞机的高度控制。
反馈控制律可以根据飞机的实际状态进行实时调整，以实现稳定的高度控制。
•前馈控制律：前馈控制律基于飞机的数学模型，通过预测未来一段时间内的高度变化来计算控制指令。
前馈控制律可以提前响应高度变化，具有较好的动态性能。
3. 飞行控制律的应用飞行控制律的应用广泛存在于飞机的自动驾驶系统和飞行操纵系统中。
飞行器稳定性与操纵性(英)_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年
飞行器稳定性与操纵性(英)_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年1.是飞机横向静稳定性的最大来源。
答案:机翼2.短周期自然频率主要取决于以下哪个参数？答案:3.对于无上反的后掠机翼来说，侧滑角会改变哪些参数？答案:弦向速度_局部动压_展向速度4.为降低操纵力，调整片应与操纵面同向偏转。
答案:错误5.右侧扰流板打开时，飞机会向右滚。
答案:正确6.升力系数越高，后掠角对横向静稳定性的贡献越小。
答案:7.同样的飞机，重心适当后移可使飞机的配平性能提高。
答案:8.对于后掠机翼，左侧滑情况下，右侧机翼动压大于左侧机翼动压。
答案:9.侧洗会垂尾前缘处的侧滑角。
Sidewash will the sideslip angle of the verticaltail leading edge.答案:增大increase10.按照本课程的符号定义习惯（国际坐标系），绕x轴向右滚转为，绕z轴向左偏航为。
According to the sign convention in this course (international coordinate system), roll to the right about the x-axis is , and yaw to the left about the z-axis is .答案:正，负positive, negative11.惯性轴系与地轴系之间相差了一个。
The difference between the Inertialsystem and Earth-fixed system is .答案:地球自转earth rotation12.方向舵偏为正，会产生偏航力矩 Rudder deflect to the is positive, and ayawing moment will be generated.答案:左，左left, left13.以下哪些角度是基础体轴系与风轴系间的夹角？Which of the followingangles are the angles between the basic body Axes System and the Wind Axes System?答案:迎角Angle of attack_侧滑角Sideslip angle14.舰载机在起飞离舰瞬间，升力会突然增加。
航空飞行姿态稳定性分析与优化设计
航空飞行姿态稳定性分析与优化设计航空飞行姿态稳定性是指飞行器在各种飞行条件下保持稳定的能力。
飞行姿态稳定性对于飞行器的操作、安全性以及飞行性能具有重要影响。
因此，对于航空飞行姿态稳定性的分析与优化设计是航空工程中不可或缺的任务。
首先，航空飞行姿态稳定性分析与评估是确保飞行器安全运行的重要步骤。
通过数学建模和仿真技术，可以对飞行器在不同飞行姿态下的稳定性进行分析。
这些分析可以包括对飞机在滑行、起飞、爬升、巡航、下降和着陆等阶段的姿态稳定性进行全面评估。
同时，还可以考虑到横向、纵向和垂向飞行控制的各个方面，以确保飞行器在各种工况下保持姿态稳定。
其次，优化设计是提高航空飞行姿态稳定性的关键。
通过对飞行器结构、控制系统和传感器的优化设计，可以提高飞行器的姿态稳定性和飞行性能。
在结构设计方面，可以通过增加尾翼面积、调整翼面形状、改变机身几何形状等方式来提高飞行器的静稳定性。
在控制系统设计方面，可以采用先进的自动控制系统和舵面设计，以实现更精确的姿态控制。
同时，传感器的设计也至关重要，通过使用精确可靠的传感器，可以提供准确的姿态测量数据，从而改善飞行器的稳定性。
最后，还可以运用先进的优化算法，对飞行姿态稳定性进行多目标优化，以获得最佳飞行性能。
在实际应用中，航空飞行姿态稳定性分析与优化设计对于飞行器的性能、安全性和经济性都具有重要意义。
首先，良好的姿态稳定性可以提高飞行器的操纵性和飞行稳定性，减少操作员的负担，降低飞机事故的风险。
其次，优化的姿态稳定性设计可以提高飞行器的飞行性能，包括燃油效率、速度和航程等方面的指标。
此外，航空飞行姿态稳定性的优化设计还可以提高飞行器的多任务性能，使其适应不同的飞行任务和工况要求。
综上所述，航空飞行姿态稳定性分析与优化设计是航空工程中重要的任务。
通过对飞行器的姿态稳定性进行分析与评估，并采用优化设计的方法，可以提高飞行器的安全性、性能和经济性。
这不仅对于民用航空、军事航空和航天领域具有重要意义，也对于航空工程领域的科研和技术发展起到推动作用。
飞行品质及其评价方法16-17
表 2-5 有效上升时间 t 要求
非终端飞行阶段
终端飞行阶段
1级
9 / V0 t 500 / V0
9 / V0 t 200 / V0
2级
3.2 / V0 t 1600 / V0
3.2 / V0 t 645 / V0
表中V0 为真空速(m/s)。
④杆力梯度 Fes / nz 与俯仰加速度对杆力的频率响应的最大幅值比 / Fes max 的
等效系统的概念、原理和方法
高阶增稳飞机的低阶等效系统是指，两个系统在相同的初始条件及外界激励
下，在一定频域范围内或时间段内，相应的输出量差值在某个指标意义下达到最
小，则称该低阶系统为原高阶增稳系统的等效系统。该等效系统可采用频域或时
域拟合技术求得。根据多年的是用经验及军用规范，提倡使用频域拟合方法。
乘积
稳态机动飞行时，应不大于
1 级： 3.6rad / s2 / g ；2，3 级10rad / s2 / g 。
该准则实际上限制了飞机俯仰角速率对指令的响应特性，因此不必识别系
统的等效系统参数，故可用于常规飞机，也可用于高增稳飞机，但该方法不能
用于俯仰姿态指令系统，由于该准则仅是时域测试，故可直接用于高阶响应和
带宽准则是由规定的开环系统带宽及时间延迟 p 的相互关系定义的，要求其
分别位于图 2-4 所示的范围内。图 2-4 中 BW 是频率响应带宽，它是俯仰姿态对 驾驶员操纵力或操纵位移的开环频率响应中，相位裕度等于或大于 450 所对应频
率 BW , phase 或增益裕度等于或大于 6dB 所对应得频率 BW ,gain 中的较小者。时间延
CAP e t0 0 rad s2 g 1
飞机飞行性能,稳定和操纵
飞机飞行性能，稳定和操纵2.4 飞机的飞行性能、稳定与操纵2.4.1 机体坐标轴系研究飞机的飞行性能、稳定与操纵原理的时候，为了描述飞机的空间位置、速度、加速度、力和力矩等向量时，须采用相应的坐标系。
常用的坐标系有：地面坐标轴系、机体坐标轴系、气流坐标轴系、航迹坐标轴系、半机体坐标轴系、稳定坐标轴系等。
这些坐标系都是三维正交右手系。
为研究问题的方便，在讨论飞机的操稳特性时，我们选用机体坐标轴系作为参考坐标系。
图 2.4.1 机体坐标轴系机体坐标轴系(Oxyz)是固定在飞机上的坐标轴系，其原点O位于飞机的质心，纵轴x位于飞机参考面（对称面）内指向前方且平行于机身轴线（或翼根弦线），横轴y垂直于飞机参考面指向右方，竖轴z在飞机参考面内垂直于纵轴指向下方，如图2.4.1所示。
飞机绕机体横轴oy的转动（称为俯仰运动）以及沿纵轴ox和竖轴oz的移动，是发生在飞机对称面内的运动，通常称为纵向运动；而飞机绕机体纵轴ox的转动（称为滚转运动）和沿横轴oy的移动，是发生在飞机横截面内的运动，称为横向运动；飞机绕竖轴oz的转动（称为偏航运动）称为方向运动。
2.4.2飞机的飞行性能和机动飞行讨论飞机的飞行性能时，将飞机作为一个质点，其上所受到的力有：重力G、动力装置的推力T、升力L和阻力D，如图2.4.2所示。
在等速直线飞行时，这些力是平衡的。
图中为航迹速度与水平面的夹角，称为爬升角。
当航迹速度位于过原点的水平面之上时，为正。
动安装角通常很小，近似认为=0。
为发动安装角，为飞行迎角。
发飞机等速直线飞行的轨迹不外有3种情况：等速直线爬升( 线平飞(=0)和等速直线下滑(＞0)、等速直＜0)。
这3种典型等速直线运动的飞行性能分别称为爬升(或上升)性能、平飞性能和下滑性能。
图2.4.2 作用在飞机上的力图2.4.3 爬升率飞机有各种飞行状态（如起飞/着陆、等速上升/下降、上升/下降转弯、巡航、机动飞行等），概括起来可将飞机的飞行性能分为类：(1) 等速直线飞行性能（基本飞行性能），(2) 续航性能，(3) 起飞着陆性能，(4) 机动飞行性能。
飞行器 原理 教学课件 第5章 飞机的平衡、稳定和操纵
当舵面向上偏转时，舵面上产生的附加升力，对 升降舵的转轴亦形成力矩，通常称为铰链力矩，亦 称枢轴力矩。图
为了保持舵面的偏角不变，驾驶员必须对驾驶杆 作用一定的力，通常称为驾驶杆力，简称为杆力。
飞机在飞行时的操纵，是通过三个主舵面（操纵 面）——升降舵/全动平尾、方向舵和副翼来实现 的。 图
各个操纵面控制飞机的原理都是一样的，即通过 操纵面的偏转改变升力面上的空气动力，增加或减 少的空气动力相对于飞机重心产生一个使飞机按需 要改变飞行姿态的附加力矩。
同稳定性一样，飞机的操纵性同样可分为纵向操 纵性、航向/方向操纵性和横向操纵性。
飞机的航向静稳定性主要由垂直尾翼来保证。图
5.2.4 飞机的横向静稳定性 在飞行中，飞机受微小扰动而使横向平衡状态遭
到破坏时，在扰动消失瞬间，飞机若不经驾驶员操 纵就具有自动地恢复到原来横向平衡状态的趋势， 则称飞机具有横向静稳定性；反之，就没有横向静 稳定性。
横向平衡状态遭到破坏后，飞机同样会产生侧滑 现象。图
5.1.3 飞机的平衡及保持平衡（配平）的方法 (1) 飞机的纵向平衡及其保持方法 飞机在纵向平面内作等速直线飞行(作用在飞机
上的各力保持平衡)并且不绕横轴转动(飞机的上仰 力矩等于下俯力矩)的运动状态，称为纵向平衡。图
当飞机的纵向平衡状态遭到破坏而出现附加的不 平衡俯仰力矩时，可以借助于升降舵的偏转来产生 俯仰操纵力矩，以保持飞机原有的纵向平衡状态。
状态遭到破坏时。在扰动消失瞬间，若飞机能不经 驾驶员操纵就有自动地恢复到原来航向/方向平衡 状态的趋势，则称飞机具有航向/方向静稳定性。
飞行设计基础知识点归纳
飞行设计基础知识点归纳飞行设计是一门关于航空器设计和性能的学科。
在飞行器的设计过程中，涉及到许多基础知识点，这些知识点对于设计出高性能、安全可靠的飞行器至关重要。
本文将对飞行设计中的一些基础知识点进行归纳，帮助读者了解飞行设计的重要概念与原理。
一、飞行器气动力学（1）气动力学基础气动力学研究空气在物体表面周围流动时产生的力的作用。
涉及到的基本概念包括升力、阻力、升阻比等。
升力是垂直向上的力，阻力是阻碍物体运动的力，而升阻比则是升力和阻力之间的比值。
在飞行器设计中，了解气动力学基础原理，能够帮助设计者优化飞行器的气动性能，提高升阻比，减小阻力。
（2）空气动力学空气动力学是研究飞行器在空气中运动时所受到的力和力矩的学科。
其中包括了气动力学、航空气动力学和宇航气动力学等领域。
在飞行器设计中，空气动力学的理论和方法被广泛应用于飞行器的气动外形设计、机翼的结构设计和整体飞行性能分析等方面。
二、飞行器结构设计（1）飞行器结构材料飞行器结构设计是指在确定飞行器尺寸、形状和布局之后，进行材料选择和结构设计的过程。
飞行器的结构材料需要具备一定的强度、刚度和耐久性，常见的结构材料包括金属材料、复合材料、聚合物材料等。
设计者需要根据飞行器的要求，选择适合的材料，进行材料的计算和结构的设计。
（2）飞行器布局设计飞行器的布局设计是指确定飞行器的外形和内部布置。
包括机身、机翼、机尾、起落架等部分的布置。
布局设计需考虑飞行器的外形美观、结构合理以及发动机和其他设备的安装等因素。
设计者需要根据飞行器的用途和性能要求，进行布局设计，并考虑飞行器的制造和维护方便性。
三、飞行器性能参数（1）飞行器性能基础参数飞行器性能基础参数包括最大起飞重量、最大载荷能力、最大爬升率、最大速度等。
这些参数是评价飞行器性能的重要指标。
设计者需要根据飞行器的用途和任务要求，确定这些基础参数，并进行性能计算和优化。
（2）飞行器稳定性和操纵性飞行器的稳定性和操纵性是指飞行器在各种飞行状态下的稳定性和操纵性能。
飞机飞行控制系统
飞机飞行控制系统飞行控制系统(简称飞控系统)的作用是保证飞机的稳定性和操纵性，提高飞机飞行性能和完成任务的能力，增强飞行的安全性和减轻驾驶员的工作负担。
飞行控制系统概述飞控系统分类飞控系统分为人工飞行控制系统和自动飞行控制系统两大类。
由驾驶员通过对驾驶杆和脚蹬的操纵实现控制任务的系统，称为人工飞行控制系统。
最简单的人工飞行控制系统就是机械操纵系统。
不依赖于驾驶员操纵驾驶杆和脚蹬指令而自动完成控制任务的飞控系统，称为自动飞行控制系统。
自动驾驶仪是最基本的自动飞行控制系统。
飞控系统构成飞控系统由控制与显示装置、传感器、飞控计算机、作动器、自测试装置、信息传输链及接口装置组成。
控制及显示装置是驾驶员输入飞行控制指令和获取飞控系统状态信息的设备，包括驾驶杆、脚蹬、油门杆、控制面板、专用指示灯盘和电子显示器(多功能显示器、平视显示器等)。
传感器为飞控系统提供飞机运动参数(航向角、姿态角、角速度、位置、速度、加速度等)、大气数据以及相关机载分系统(如起落架、机轮、液压源、电源、燃油系统等)状态的信息，用于控制、导引和模态转换。
飞控计算机是飞控系统的“大脑”，用来完成控制逻辑判断、控制和导引计算、系统管理并输出控制指令和系统状态显示信息。
作动器是飞控系统的执行机构，用来按飞控计算机指令驱动飞机的各种舵面、油门杆、喷管、机轮等，以产生控制飞机运动的力和力矩。
自测试装置用于飞行前、飞行中、飞行后和地面维护时对系统进行自动监测，以确定系统工作是否正常并判断出现故障的位置。
信息传输链用于系统各部件之间传输信息。
常用的传输链有电缆、光缆和数据总线。
接口装置用于飞控系统和其他机载系统之间的连接，不同的连接情况可以有多种不同的接口形式。
图3.4.1 飞行控制系统基本原理飞控系统基本工作原理除个别的开环操纵系统(如机械操纵系统)外，所有的飞控系统都采用了闭环反馈控制的工作原理。
图，驾驶员通过驾驶杆、脚蹬、油门杆的位移(或力)给出控制信号U0，经过飞控计算机控制率计算后给出控制指令U1。
飞机飞行动力学
飞机飞行动力学
飞行动力学涉及到飞机在空中飞行时的力学性能和行为。
这包括飞行器的浮力、阻力、推力、质量和速度等因素的相互作用。
在飞行过程中，飞机受到引擎产生的推力以及空气对飞机表面的作用力。
推力提供了飞机前进的动力，而空气作用力负责平衡飞机的重力和提供升力，使其能够在空中保持飞行。
飞机的速度对飞行动力学有很大的影响。
速度越大，产生的升力和阻力就越大。
在常规的飞行中，飞机的速度会根据不同的阶段和任务进行调整，以实现最佳性能和效率。
飞机的重量也会影响其飞行性能。
较重的飞机需要更大的推力才能保持在空中。
重量还会影响飞机的操纵性能，如加速、转弯和爬升能力。
飞行动力学研究还包括飞机的稳定性和控制性能。
稳定性指的是飞机在受到外界扰动时保持平衡的能力，而控制性能则涉及到飞行员对飞机的操纵能力。
总而言之，飞行动力学是研究飞机在空中飞行时受到的力学因素和行为的学科领域。
它的研究成果对于飞机设计、飞行安全和飞行控制都具有重要意义。
动稳定性与动操纵性
飞机动稳定性和动操纵性学习小结研究飞机的动态响应特性，主要是研究飞机的动稳定性和动操纵性。
飞机的动稳定性通常是指处于平衡状态即作定常飞行的飞机，在受到外界小扰动情况下偏离其原始平衡状态，飞机从而产生附加力和附加力矩，在此外力和力矩作用下，飞机所表现出来的运动属性。
动稳定性一般分为动稳定、动不稳定、动中立稳定，其探究的是飞机受扰动后运动参数能否恢复到原平衡状态，是过度过程的特性。
而扰动运动可用“模态”表示，通过研究模态特性参数和动稳定性判据来研究飞机的动稳定性。
其中，飞机纵向动稳定性需要通过纵向扰动运动特征方程来研究，它有两种典型运动模态，短周期模态和长周期模态；飞机横航向动稳定性需要通过横航向扰动运动特征方程来研究，它有三种典型运动模态，分别为滚转模态、荷兰滚模态（收敛模态）和螺旋模态。
飞机的动操纵性是指飞机对飞行员的操纵反应，也就是指飞机在接受操纵后的整个过渡过程的品质及其跟随能力。
研究飞机的动操纵性可以通过研究飞机的纵向传递函数和横航向传递函数的性质来研究，飞机的典型操纵动作有阶跃型操纵、谐波型操纵、脉冲型操纵和梯形操纵，阶跃操纵时的操纵性能参数有超调量与超调度、峰值时间、调整时间、震荡次数、放大系数。
通过对典型操纵动作的操纵性能参数的分析可以判断飞机的动操纵性。
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2.4 飞机的飞行性能、稳定与操纵
2.4.1 机体坐标轴系
研究飞机的飞行性能、稳定与操纵原理的时候，为了描述飞机的空间位置、速度、加速度、力和力矩等向量时，须采用相应的坐标系。
常用的坐标系有：地面坐标轴系、机体坐标轴系、气流坐标轴系、航迹坐标轴系、半机体坐标轴系、稳定坐标轴系等。
这些坐标系都是三维正交右手系。
为研究问题的方便，在讨论飞机的操稳特性时，我们选用机体坐标轴系作为参考坐标系。
图 2.4.1 机体
坐标轴系
机体坐标轴系(Oxyz)是固定在飞机上的坐标轴系，其原点O位于飞机的质心，纵轴x位于飞机参考面（对称面）内指向前方且平行于机身轴线（或翼根弦线），横轴y垂直于飞机参考面指向右方，竖轴z在飞机参考面内垂直于纵轴指向下方，如图2.4.1所示。
飞机绕机体横轴oy的转动（称为俯仰运动）以及沿纵轴ox和竖轴oz的移动，是发生在飞机对称面内的运动，通常称为纵向运动；而飞机绕机体纵轴ox 的转动（称为滚转运动）和沿横轴oy的移动，是发生在飞机横截面内的运动，称为横向运动；飞机绕竖轴oz的转动（称为偏航运动）称为方向运动。
2.4.2飞机的飞行性能和机动飞行
讨论飞机的飞行性能时，将飞机作为一个质点，其上所受到的力有：重力G、动力装置的推力T、升力L和阻力D，如图2.4.2所示。
在等速直线飞行时，这些力是平衡的。
图中为航迹速度与水平面的夹角，称为爬升角。
当航迹速度
位于过原点的水平面之上时，为正。
为发动安装角，为飞行迎角。
发动安装角通常很小，近似认为=0。
飞机等速直线飞行的轨迹不外有3种情况：等速直线爬升(＞0)、等速直线平飞(=0)和等速直线下滑(＜0)。
这3种典型等速直线运动的飞行性能分别称为爬升(或上升)性能、平飞性能和下滑性能。
图2.4.2 作用在飞机上的力图2.4.3 爬升率
飞机有各种飞行状态（如起飞/着陆、等速上升/下降、上升/下降转弯、巡航、机动飞行等），概括起来可将飞机的飞行性能分为类：(1) 等速直线飞行性能（基本飞行性能），(2) 续航性能，(3) 起飞着陆性能，(4) 机动飞行性能。
下面分别予以简要介绍。
等速直线飞行性能
在等速直线飞行时，飞行迎角较小，近似认为=0。
水平等速直线飞行性能保持飞机等速直线平飞的条件是：动力装置提供的推力等于飞机的迎面阻力，飞机的升力等于飞机的重量。
这其中认为发动机安装角及迎角α都很小。
在图2.4.2中令=0，则有
(2.4.1)
衡量飞机水平等速直线飞行性能的主要指标有：最大平飞速度、最小平飞速度、巡航速度等。
最大平飞速度是指飞机在水平直线飞行条件下，把发动机推力加到最大所能达到的最大速度，以v max或Ma max表示。
它是衡量飞机飞行性能的一项主要指标，代表飞机的“快飞”能力。
最大平飞速度一般由动力装置提供的推力等于飞机的阻力这一条件来决定。
由于不同的高度有不同的空气密度(ρ)，即阻力不同；而每种飞机所装发动机的高度特性(推力和耗油率随高度而变化的特性)不同，所以每架飞机的最大平飞速度与飞行高度有密切关系。
一般喷气飞机的最大平平飞速度，都是在11000m以上的高空达到，因为此处空气稀薄，阻力小。
现代战斗机的高空最大平飞速度在Ma2.0~2.5之间，军民用运输机的高空最大平飞速度为Ma0.9左右。
对于军用作战飞机来说，低空飞行能力具有重要意义，低空最大平飞速度也是衡量战斗机和攻击机的重要性能指标。
一般高空最大平飞速度Ma2.0以上的飞机海平面最大平飞速度是Ma1.1(1349km/h)左右。
最小平飞速度，是指在一定高度上，飞机能做等速直线平飞的最小速度，以v min或Ma min表示。
最小平飞速度一般由升力等于重力这一条件来决定。
原则上讲，当C L=C Lmax时，飞机可获得最小平飞速度。
但为了保证安全，常取安全或者允许升力系数（大致是C Lmax的70~90%）作为计算v min的依据。
巡航速度是指飞机飞行每千米耗油最少的速度。
它主要取决于飞机的最大升阻比和所装发动机的高度特性和速度特性(推力和耗油率随高度和速度而变化的特性)。
飞机以巡航速度飞行，其航程最远。
民用飞机主要以巡航速度执行各种任务；超音速军用飞机的出航、返航等多数时间也都是以巡航速度飞行，即使在作战时刻，使用超音速飞行的时间也很短。
现代民用喷气运输机的巡航速度在700~800km/h；军用飞机在900km/h左右。
等速直线爬升飞行性能，飞机的升限在图2.4.2中假设发动机安装角及迎角α都很小，可得等速直线爬升时力的平衡关系。