第一章飞行力学基础2
飞行力学知识点
飞行力学知识点一、协议关键信息1、飞行力学的基本概念和原理定义：＿___________________________研究范围：＿___________________________重要性：＿___________________________ 2、飞行器的受力分析重力：＿___________________________升力：＿___________________________阻力：＿___________________________推力：＿___________________________3、飞行性能参数速度：＿___________________________高度：＿___________________________航程：＿___________________________续航时间：＿___________________________4、飞行器的稳定性和操纵性稳定性的类型：＿___________________________操纵性的要素：＿___________________________稳定性与操纵性的关系：＿___________________________5、飞行轨迹和导航常见的飞行轨迹：＿___________________________导航方法：＿___________________________导航系统的组成：＿___________________________二、飞行力学的基本概念和原理11 飞行力学的定义飞行力学是研究飞行器在空中运动规律的学科，它综合了力学、数学、物理学和工程学等多学科的知识，旨在揭示飞行器在不同飞行条件下的受力、运动状态和性能特征。
111 研究范围飞行力学的研究范围涵盖了飞行器的起飞、爬升、巡航、下降、着陆等各个飞行阶段，以及飞行器在不同气象条件、飞行高度和速度下的运动特性。
112 重要性飞行力学对于飞行器的设计、性能评估、飞行控制和飞行安全具有至关重要的意义。
新版飞行力学基础-新版-精选.pdf
飞行速度矢量与地平面间的夹角，以飞机向上飞时的
为正。
2. 航迹方位角
飞行速度矢量在地平面上的投影与 ogxg 之右为正。
ogxg 间的夹角，以速度在地面的投影在
3. 航迹滚转角
速度轴 oza 与包含 oxa 轴的铅垂面间的夹角。飞机向右倾斜时为正。 3）速度向量与机体轴系的关系 1. 迎角 (Angle of attack)
3）速度坐标系 (Wind coordinate frame)Sa-ox ayaza 速度坐标系也称气流坐标系。原点取在飞机质心处， oxa 轴与飞行速度 V 的
方向一致。一般情况下， V 不一定在飞机对称平面内。 oza 轴在飞机对称面内垂
直于 oxa 轴指向机腹。 oya 轴垂直于 xaoza 轴平面指向右方 , 如图 2.1-2 所示。 作用 在飞机上的气动力一般按速度坐标系给出。
u
v
（ 2.1-4）
V
其中 和 的单位为弧度（ rad ）。
4) 机体坐标系的角速度分量 机体坐标系相对于地面坐标系的转动角速度
沿机体坐标系各轴的分量分
别为 p 、 q 和 r
滚动角速度 p ：与机体坐标轴 xb 一致；
俯仰角速度 q ：与机体坐标轴 yb 一致；
偏航角速度 r ：与机体坐标轴 zb 一致。
为正。 a 正向偏转产生的滚转力矩 L 为负值。
方向舵 (Rudder) 偏转角用 r 表示，规定方向舵后缘向左偏转为正。 r 正向 偏转产生的偏航力矩 N 为负值。
驾驶员通过驾驶杆、脚蹬和操纵杆操纵舵面。规定驾驶杆前推位移 We 为正
（此时 e 亦为正）；左倾位移 Wa（此时 a 亦为正）；左脚蹬向前位移 Wr 为正（此
4、飞行力学第一章(2)
gx
0 g sina
m
g
y
Lkg
m
0
m
0
gz k
所以
g g cos a
m(V t
V )
Tx
Lkb
Tx
D 0
Lka
C
Lkg
0
Tx b
L
m g
方程左边
dV dt 0
dV dt
0 0
cos
cos
0
sin
V
sin
0
0 0
) sin cos] Lsin C cos
m V d
T[ cos(
) sin sin sin
dt
( ) cos] L cos C sin m gcos
m dV T cos( ) cos D
dt
mV
d
dt
T[sin(
)sin
cos(
1.动力学方程
对称飞行条件可描述为:
0, 0, d 0
dt
动力学方程可简化为:
m dV T cos( ) cos D m gsin
dt
m V cos d T[sin( ) sin cos(
dt
) sin cos] Lsin C cos
mV
d
标量形式方程组
m dV T cos( ) cos D m gsin
dt
mV
c os
d
dt
T[sin(
) sin
cos(
) sin
c os ]
Lsin C cos
d
mV
T[ cos( ) sin sin sin( ) cos]
第一章飞行力学基础2
e
CLt St M e SW
为升力系数对 e 的导数 ;
零升阻力：分为摩擦阻力、压差阻力和零升波阻 （激波引起）。 升致阻力：伴随升力的产生而出现的阻力。 诱导阻力： C Dt C L 升致波阻： C Dt C L sin
阻力： D CD QSW
0 M<0 升降舵偏角 e：平尾后缘下偏为正 e〉 0 L<0 副翼偏转角 a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉 0 N <0 方向舵偏转角 r：方向舵后缘向左偏为正 r〉 油门杆位置 ： 0 加大油门、推力 T 向前推油门杆为正 T〉
T 288.15 0.0065 * High A 20.0648 * T g 9.80665 /(1 High / 6.356766e 6 ) 2
0 * (1 0.225577e 4 * High ) 4.25588
2、马赫数M
马赫数定义为气流速度（V）和当地音速 （a）之比， M=V/A。 马赫数M的大小表示空气受压缩的程度。
C mw C mw0 C Lw ( xcg xacw )
Cmw0
机翼零升力矩系数
Cmw C Lw ( xcg xacw ) xcg xacw 飞机纵向静稳定；
xcg xacw 飞机纵向静不稳定；
机翼——机体组合产生俯仰力矩：
Cmwb Cmw 0 CCmb 0 CLw [ xcg ( xacw xacb )] Cmwb 0 CLw ( xcg xacwb )
b2 展弦比： A SW
2 cA SW
0
b 2
飞行力学第1-2章非线性方程
方程组
dV Pky cos( p ) cos Q mg sin dt d mV Pky [cos( p ) sin sin s sin ( p ) cos s ] dt Y cos s Z sin s mg cos d s mV cos Pky [ cos( p ) sin cos s 无风 dt sin ( p ) sin s ] Y sin s Z cos s m
o ：飞机质心。 oxt ：在飞机对称平面内，沿结构纵轴指向前。
一般与翼弦或机身轴线平行。
oyt
：位于飞机对称面，垂直Oxt轴，向上为正 。 ：按右手定则确定，垂直飞机对称面， 指向右翼为正 。 反映飞行器在空中的方位。
ozt
特点： 问： 答：
这里的“向上”与地面坐标系的“向上”一样吗？ No.这里的“向上”是指从机腹指向座舱盖。
od od xd
od yd
：地面上任意选定的某一固定点。
：在水平面内，方向可以随意规定 。 ：垂直向上 。 ：按右手定则确定，在水平面内 。 惯性坐标系。飞行器的位置和姿态都是相 对于此坐标系来衡量的
od zd
特点：
牵连地面坐标系： 原点在质心。
南京航空航天大学空气动力学系
二、机体坐标系
oxt yt zt
五、半机体坐标系
oxb yb zb
o
：飞机质心。 ：在飞机对称平面内，沿初始空速在对称面上 的投影方向。 ：位于飞机对称面，垂直xb轴，向上为正 。 ：按右手定则确定，垂直飞机对称面， 指向右翼为正 。 确定气动力。 这里的“向上”是指从机腹指向机舱盖。
南京航空航天大学空气动力学系
航空工程中的飞行力学资料
航空工程中的飞行力学资料一、引言航空工程中的飞行力学是关于飞行器运动与力学性质的研究，它涉及了飞机的设计、性能、操纵以及飞行安全等方面的知识。
飞行力学是航空工程师必须掌握的重要学科，对于航空器的飞行性能分析、飞行状态判断以及设计改进具有重要意义。
本文将主要介绍航空工程中的飞行力学所需的资料和相关知识。
二、飞行力学资料的介绍1. 飞行力学基本资料在研究飞行力学时，首先需要了解和掌握飞机的基本性能参数。
这些基本资料包括但不限于飞行器的质量、机翼面积、翼展、动力装置参数等。
这些基本资料的准确性对于飞行力学计算和分析至关重要。
另外，飞行力学还需要对飞行器的气动性能参数进行准确描述，如升力系数、阻力系数等。
通过合理选择和计算这些参数，可以帮助工程师对飞机的飞行性能和操纵性进行评估，以支持飞机的设计和改进。
2. 飞行力学试验数据为了更加准确地研究飞行力学问题，航空工程师通常会进行试验研究。
这些试验可以通过模型试验、风洞试验和实际飞行试验进行。
试验数据是飞行力学研究中不可或缺的资料，可以用于验证理论模型和计算模拟的准确性。
试验数据可以包括飞机的空气动力学参数、稳定性和操纵性参数，以及飞行器在不同飞行状态下的性能数据等。
这些数据对于飞机的设计、安全性评估和改进都具有重要意义。
3. 飞行力学计算和仿真软件随着计算机技术的发展，飞行力学的计算和仿真方法也得到了很大的进展。
工程师可以利用各种飞行力学计算软件进行飞机的性能预测和飞行状态仿真。
这些软件通常基于飞行力学理论和数值计算方法，能够模拟飞机在不同飞行条件下的性能和操纵特性。
使用计算和仿真软件可以提高工程师的工作效率，减少试验费用，并支持飞机的设计和改进。
三、飞行力学资料的应用1. 飞机设计和改进在飞机的设计和改进过程中，飞行力学资料起到了关键的作用。
基于准确的性能参数和试验数据，工程师可以进行飞机的性能预测和改进计划。
通过分析飞机的气动性能、操纵性和稳定性等方面的资料，可以帮助工程师进行飞机翼型、机翼布局、尾翼设计等关键部件的选择和优化。
飞行力学知识点总结
飞行力学知识点总结一、飞行力学的基本概念1. 飞行力学的定义飞行力学是研究飞机在大气环境中的运动规律和飞行性能的科学学科。
它包括飞行动力学、飞行静力学和航向稳定性等内容。
2. 飞机的运动状态飞机的运动状态包括静止状态、匀速直线运动状态和加速直线运动状态等多种状态。
在进行飞机设计与分析时，需要充分考虑飞机在不同运动状态下的特性和性能。
3. 飞机的坐标系飞机通常采用本体坐标系和地理坐标系进行描述和分析。
本体坐标系是以飞机为参考物体建立的坐标系，用于描述和分析飞机内部的运动规律；地理坐标系是以地球表面为参考物体建立的坐标系，用于描述和分析飞机在大气中的运动规律。
4. 飞机的运动参数飞机的运动参数包括速度、加速度、位移、航向、倾角等多个参数，这些参数直接影响着飞机的飞行状态和性能。
二、风阻和升力1. 风阻的概念和特性风阻是飞机在飞行中受到的空气阻力，它随飞机速度和气动外形等因素变化。
风阻的大小直接影响飞机的燃油消耗和续航力。
2. 风阻的计算方法风阻的计算一般采用实验测定和理论计算相结合的方法，通过气动力学原理和风洞试验等手段来确定飞机在不同速度下的风阻系数和风阻大小。
3. 升力的概念和特性升力是飞机在飞行过程中所受到的向上的气动力，它是飞机能够在大气中持续飞行的重要保障。
升力的大小取决于飞机的气动外形、机翼面积和攻角等因素。
4. 升力的计算方法升力的计算一般采用理论推导和数值模拟相结合的方法，通过气动力学公式和实验数据来确定飞机在不同状态下的升力大小和升力系数。
三、飞机的稳定性和控制1. 飞机的平衡状态飞机的平衡状态包括静态平衡和动态平衡两种状态。
静态平衡是指飞机在静止状态下所处的平衡状态，动态平衡是指飞机在运动过程中所处的平衡状态。
2. 飞机的稳定性飞机的稳定性是指飞机在受到外界扰动时能够自动恢复到原来的平衡状态的能力。
飞机的稳定性直接影响着其飞行过程中的安全性和舒适性。
3. 飞机的控制系统飞机的控制系统包括飞行操纵系统、引擎控制系统和动力控制系统等多个部分，它们协同工作来保证飞机在飞行中能够保持稳定的运动状态和实现各种飞行任务。
飞机驾驶 教学书
飞机驾驶教学书飞机驾驶教学书
第一章：飞行前准备
1. 航空知识的基础
2. 飞行器构造与主要部件
3. 飞行器性能与规范
4. 天气预报与飞行计划
5. 飞行器设备与仪表
第二章：飞行动力学
1. 飞行力学基础
2. 升力与阻力的控制与调整
3. 重心与稳定性
4. 副翼与操纵装置的使用
5. 自动驾驶系统
第三章：飞行操作
1. 起飞与着陆
2. 飞行路线与航线控制
3. 空中导航与通信
4. 空中会合与防撞措施
5. 紧急情况处理与救生技术
第四章：特种飞行任务
1. 夜间飞行与仪表飞行
2. 高空飞行与超音速飞行
3. 远距离飞行与长时间飞行
4. 特殊地形与天气条件下的飞行
5. 特种机型的飞行技术
第五章：航空法律与规则
1. 国际航空法律与规定
2. 国内航空法律与规定
3. 飞行员的职责与义务
4. 事故与事故调查
5. 航空安全与保护措施
第六章：飞行心理与人因工程
1. 飞行员心理与自我管理
2. 疲劳与压力管理
3. 危险环境下的决策与反应
4. 人因工程在飞行操作中的应用
5. 飞行员的职业发展与培训要求
附录：相关图表与附录
以上是飞机驾驶教学书的大致内容，希望对您有所帮助。
空气动力学基础知识
分类：
低速 亚声速 跨声速 超声速（高超）
稀薄气体空气动力学、气体热化学动力学、电磁流体力 学等
工业空气动力学
研究方法：
（1）流体微团： 空气的小分子群，空气分子间的自由行程与飞行器相 比较 太小，可忽略分子的运动
（2）流线：
一、流场（续）
（3）流管：
多个流线形成流管
管内气体不会流出
管外气体也不会流入，不同的截面上，流量相同
（4）定常流：
流场中各点的速度、加速度以及状态参数等只是几
何位置的函数，与时间无关
（5）流动的相对性
质量守恒原理在流体力学中的应用
或写成：
d dV dA0 V A
VAm(常数)
在连续V小方、程小：范围内常 数 ， d0 A大，V小
VA常数 A小，V大
三、伯努里方程（能量守恒定律）
在低速不可压缩的假设下，密度为常数
伯努里方程： 其中：p-静压，
p1V2 C(常数)
2
1/2V2 — 动压，单位体积的动能，与高
四、飞机的操纵机构
飞机：升降舵、方向舵、副翼及油门杆 导弹：摆动发动机喷管，小舵面 1.升降舵偏转角e
后缘下偏为正，产生正升力，正e产生负俯仰力矩M 2.方向舵偏转角r 方向舵后缘左偏为正，
正r产生负偏航力矩N 3.副翼偏转角a
右副翼后缘下偏 (左副翼随同上偏)为正 正a产生负滚转力矩L
五 、弹飞行运动的特点
刚体飞机，空间运动，有6个自由度：
三质、心飞x、行y、器z线运运动动的（自速度由增度减，升降，左右移动）
直升机飞行动力学分析
直升机飞行动力学分析第一章：引言直升机是一种垂直起降的飞行器，因其能够实现地面与空中的无缝衔接，在军事、医疗、工业等领域发挥着重要作用。
而直升机飞行动力学分析，则是对直升机飞行的力学特性进行分析和探究，了解其运动状态和特点，以及优化其飞行性能的重要手段。
第二章：直升机飞行力学基础直升机的飞行力学特殊之处在于，它既需要产生升力支持自身重量，同样也需要产生推力来克服空气阻力和重量。
因此，造成了直升机产生一个旋转的主旋翼以产生升力的基本设计理念。
直升机受到的附加阻力主要包括两种，一是主旋翼转动时产生的阻力，二是机体上部的反扭矩生成的阻力。
为了产生足够的动力满足飞行需求，直升机选择使用了相对较强的发动机，并与个性化设计的螺旋桨一同使用改善其性能。
第三章：直升机运动学在直升机飞行中，有许多重要的运动学变量需要考虑。
它们包括但不限于：• 悬停• 向前飞行• 转弯• 爬升或下降其中，悬停是直升机最基本的飞行方式之一，也是最具挑战性的。
悬停涉及到直升机在空中维持自身重量，同时又保持位置固定不动。
针对悬停，直升机飞行动力学分析可以结合气动特性和动力学理论，确定直升机所需的力和推力的大小和方向，以及控制旋转翼的转速调整扭力的大小和方向。
第四章：直升机控制直升机的飞行控制主要包括以下几个方面：• 垂向控制• 前后控制• 左右控制垂向控制主要是通过调整旋转翼的升降棒和尾旋翼的操纵，控制直升机的上升和下降；前后控制主要是通过调整旋转翼的往返控制器和副翼控制，控制直升机的向前和向后飞行；左右控制则主要是通过调整旋转翼的左右徘摇控制器和方向舵操纵，控制直升机的左右移动和转弯；在具体实现上，通过飞行控制计算机控制电子设备，实现对直升机的动态控制。
第五章：直升机稳定性和操纵性在直升机的飞行中，稳定性和操纵性是两个最关键的因素之一。
稳定性主要是通过旋转翼和尾旋翼的气动设计实现，操纵性则通过调整飞行控制计算机和直升机的控制系统实现。
飞行基础学习知识原理学习知识要点
第一章飞机和大气的一般介绍1、机翼的剖面参数：翼弦：翼型前沿到后沿的连线。
厚度：上翼面到下翼面的距离；最大厚度；最大厚度位置：最大厚度到翼型前沿的距离与弦长的比值，用百分比表示；相对厚度：（厚弦比）翼型最大厚度与弦长的比值，用百分比表示。
中弧线：与翼型上下表面相切的一系列元的圆心的连线（中弧线到上下翼面的距离相等），对称翼面中弧线与翼弦重合。
弧高：中弧线与翼弦的垂直距离；相对弯度：最大弧高与翼弦的比值，用百分比表示。
2、机翼的平面形状参数：平直机翼有极好的低速特性，便于制造；椭圆形机翼的阻力最小，但是难以制造，成本高；梯形机翼结合律矩形机翼和椭圆机翼的优缺点，具有适中的升阻特性和较好的低速性能，制造成本也较低；后掠翼和三角翼有很好的高速性能，主要用于高亚音速飞机和超音速飞机，低速性能较差翼展：机翼翼尖之间的距离；展弦比：机翼翼展与平均弦长的比值（表示机翼平面形状长短和宽窄的程度）；梢根比：机翼翼尖弦长玉机翼翼根弦长的比值（表示翼尖道翼根的收缩度）；后掠角：机翼1/4弦线玉机身纵轴垂直线之间的夹角（表示机翼的平面形状向后倾斜的程度）第二节大气的一般介绍空气密度减小对飞行的影响：真空速不断增大、发动机效率降低空气压力降低的线性变化规律：高度上升8.25（27ft）米气压降低1hPa；高度上升1000ft 气压降低1inHg；高度上升11米气压降低1mmHg空气温度降低的线性变化规律：高度上升1000米温度下降6.5°高度上升1000ft温度降低2°湿度越大，空气的密度越小（水蒸气是干空气重量的62%）；相对湿度，露点（反映空气中水汽含量的多少，假如空气中水汽含量多，温度降低很少—相对较高的温度就可以达到饱和，露点就高），气温露点差：就是实际气温与露点的差值，反映空气的潮湿程度中低空高度每升高1000米真空速比表速约大5%；气温升高5°速度增大1%第二章低速空气动力学第一节低速空气动力学基础1、飞机的相对气流：相对于飞机运动的空气流，方向与飞行速度方向相反。
民航飞力第一章
俯仰力矩平衡：
M z 0 M zs M zc 0
1 2 M z mz V SbA 2 俯仰力矩系数， mz 0 mzs mzc 0 由实验得出，综合
表达飞机迎角、焦 点位置、重心位置 和升降舵偏角对俯 仰力矩的影响。
俯仰力矩平衡条件：
飞机零升力矩、俯仰稳定力矩和俯仰
角速度向量的方向按右手
定则确定，如图所示。
图1-9 角速度向量表示法
（二）飞机的俯仰角速度、偏转角速度
和滚转 角速度
绕横轴角速度——俯仰角速度（ω z）；
绕立轴角速度——偏转角速度（ω y）； 绕纵轴角速度——滚转角速度（ω x）. 角速度正负确定——右手定则并依据飞机坐标 轴的正负来确定。
四、飞机空气动力按机体轴系和气流轴系的分解
图1-2
表示飞机重心前后位置的方法是：将飞机重 心投影到平均空气动弦上，以重心的投影点 至平均空气动力弦前线的距离（XG）占该弦长
（bA）的百分比（ XG ）来表示重心的前后位
置（如图所示）。即
二、飞机的坐标系
飞机坐标系
地面坐标系
机体坐标系
气流坐标系
航迹坐标系
半机体坐标系 ……
注：中国与欧美坐标轴系的规定（如图1-3示）。
驾驶训练
飞行器运转
飞行性能
稳定性、操纵性
运动操纵原理
飞机空气动力学 —— 飞机为什么会飞？ 飞机飞行力学 —— 如何飞如何飞得更好？
主要内容：
飞机的稳定性及操纵性 飞机飞行性能分析
保持和改变飞 行状态的能力。 必须考虑绕质 心的转动。 将飞机看作质 点系（刚体或弹性 体）。 外力作用下飞机 质心运动的规律。如： 基本飞行性能、续航 性能、机动性能、起 飞着陆性能等。 将飞机看作可控 质心。
航空航天工程师的飞行力学知识
航空航天工程师的飞行力学知识航空航天工程师是一个极具挑战性和技术要求高的职业，在他们的日常工作中需要掌握深入的飞行力学知识。
飞行力学是研究飞行器在大气中运动和控制的科学，对于航空航天工程师来说，它是必不可少的基础。
一、空气动力学力的作用在飞行力学中，空气动力学力的作用极为重要。
空气动力学力包括升力、阻力、推力和重力等等。
升力使得飞行器在大气中上升，阻力抵抗飞行器的前进方向，推力则通过推进剂提供动力，而重力是飞行器受到的地球引力。
飞行器的升力源于机翼的空气动力学特性。
机翼的形状和斜角会影响到飞行器产生的升力。
同时，附着到机翼上的襟翼和襟翼的操作也会对升力产生影响。
阻力则是飞行器前进时受到的空气阻碍，从而抑制了其速度的增加。
推力是由发动机提供的动力，足够大的推力可以克服阻力，使飞行器加速前进。
重力则是飞行器受到的地球引力，必须通过升力和推力来克服。
二、飞行器的运动学除了力的作用，航空航天工程师还需要了解飞行器的运动学知识。
在飞行力学中，飞行器的运动是三维的，并且受到外在力和力矩的影响。
外在力是指由空气动力学力所产生的力，如升力、阻力和推力等。
这些力会对飞行器产生推动、阻挡和转向的效果。
飞行器的外在力的大小和方向将直接影响到其运动状态。
此外，飞行器还会受到力矩的作用。
力矩会使得飞行器发生转动，并影响到其姿态和稳定性。
飞行器的推力和阻力分布、重心位置以及控制面的操作都会对力矩产生影响。
航空航天工程师通过研究飞行器的力矩，可以预测并控制飞行器的飞行轨迹和姿态。
三、飞行控制与稳定性在飞行力学中，航空航天工程师需要掌握飞行器的控制和稳定性。
飞行器的控制涉及到飞行器运动状态的改变，如姿态的调整和位置的变化。
而稳定性则是指飞行器在受到外界干扰后能够自动调整，并保持平稳飞行的能力。
飞行器的控制和稳定性主要依靠控制面实现。
控制面是飞行器上用于调整运动状态的活动部件，如副翼、方向舵和升降舵等。
航空航天工程师需要研究控制面的操纵和运动对飞行器的影响，以实现飞行器的精确控制和良好的稳定性。
民航飞力第一章
飞行器运转
飞行性能
稳定性、操纵性
运动操纵原理
飞机空气动力学 —— 飞机为什么会飞？ 飞机飞行力学 —— 如何飞如何飞得更好？
主要内容：
飞机的稳定性及操纵性 飞机飞行性能分析
保持和改变飞 行状态的能力。 必须考虑绕质 心的转动。 将飞机看作质 点系（刚体或弹性 体）。 外力作用下飞机 质心运动的规律。如： 基本飞行性能、续航 性能、机动性能、起 飞着陆性能等。 将飞机看作可控 质心。
规定：上升时为正。
飞机坐标系 地面坐标系 机体坐标系 航迹坐标系 半机体坐标系 ……
俯仰角 坡度 偏航角
迎角 侧滑角
轨迹俯仰角
三、绕各坐标轴的角速度 （一）角速度的向量表示法（如图1-9）
角速度是向量（矢量），即有大小又有方向。
线段长短表示角速度大小； 可用带箭头的线段表示
箭头方向表示角速度方向。
3. 放减速板对飞机纵向平衡的影响
图1-17 放减速板对纵向平衡的影响
各型飞机减速板安装位置不同而影响不同。 在机身后段两侧 在机身下部 在机身两侧和下部
⑴ 装在机身两侧： 使流过平尾的气流向下弯曲，平尾产生向下附加升 力，形成抬头力矩. ⑵ 装在机身下部： 产生向下附加力矩——抬头力矩； 产生附加阻力且在重心之下——下俯力矩。 ⑶ 装在机身两侧和下部。
飞机以零升迎角飞行时，总升力为零，但存在机 翼正升力和尾翼负升力，它们构成一个上仰力矩，称
为零升力矩。
2.俯仰稳定力矩（Mzs）
由于迎角变化而产生的飞机附加升力的着力点， 叫做焦点。 由于迎角变化而产生的飞机附加升力对重心形成 的力矩，称为俯仰稳定力矩。
3.俯仰操纵力矩（Mzc）
由于飞机升降舵（或平尾）偏转所产生的升力 对飞机重心构成的力矩，称为俯仰操纵力矩。
导弹飞行力学第一章导弹飞行的力学环境
导弹飞⾏⼒学第⼀章导弹飞⾏的⼒学环境第⼀章导弹飞⾏的⼒学环境⽬的要求:1、掌握描述作⽤在导弹上的空⽓动⼒和空⽓动⼒矩的坐标系定义；2、掌握作⽤在导弹上的空⽓动⼒和⼒矩的物理成因、计算公式；3、掌握攻⾓、侧滑⾓压⼒中⼼和焦点的定义及其确定⽅法。
重点、难点：作⽤在导弹上的空⽓动⼒及其⼒矩的物理成因。
教学⽅法：在已学过“空⽓动⼒学”、“⽓动⼒计算”两门课的基础上，结合多媒体演⽰和课堂分析讲解，以及飞⾏器吹风和⽓动⼒计算⽹格图等，完成教学内容的讲授。
授课时数：6个课时。
在飞⾏过程中，作⽤在导弹上的⼒主要有：空⽓动⼒、发动机推⼒和重⼒。
本章将扼要介绍作⽤在导弹上的空⽓动⼒、空⽓动⼒矩、推⼒和重⼒的有关特性。
§1–1 空⽓动⼒⼀、两个坐标系空⽓动⼒的⼤⼩与⽓流相对于弹体的⽅位有关。
其相对⽅位可⽤速度坐标系和弹体坐标系之间的两个⾓度来确定。
习惯上常把作⽤在导弹上的空⽓动⼒R 沿速度坐标系的轴分解成三个分量来进⾏研究。
⼆、空⽓动⼒的表达式空⽓动⼒R 沿速度坐标系分解为三个分量，分别称之为阻⼒X （沿ox 轴负向定义为正）、升⼒Y （沿轴正向定义为正）和侧向⼒Z （沿轴正向定义为正）。
实验分析表明：空⽓动⼒的⼤⼩与来流的动压头和导弹的特征⾯积(⼜称参考⾯积)S 成正⽐，即33oy 3oz q 212x y z X C qS Y C qS Z C qS q V ρ=??=??=?=(1–1)式中 ,,x y C C C z ——⽆量纲⽐例系数，分别称为阻⼒系数、升⼒系数和侧向⼒系数(总称为⽓动⼒系数)；ρ——空⽓密度；V ——导弹飞⾏速度；——参考⾯积，通常取弹翼⾯积或弹⾝最⼤横截⾯积。
S三、升⼒全弹升⼒Y 的计算公式如下：212yY C V S ρ= 在导弹⽓动布局和外形尺⼨给定的条件下，升⼒系数基本上取决于马赫数y C Ma 、攻⾓α和升降舵的舵⾯偏转⾓z δ（简称为舵偏⾓，按照通常的符号规则，升降舵的后缘相对于中⽴位置向下偏转时，舵偏⾓定义为正），即(),,y z C f Ma αδ= (1–2)在攻⾓和舵偏⾓不⼤的情况下，升⼒系数可以表⽰为α和z δ的线性函数，即0zy y y y C C C C δαz αδ=++ (1–3)式中 ——攻⾓和升降舵偏⾓均为零时的升⼒系数，简称零升⼒系数，主要是由导弹⽓动外形不对称产⽣的。
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操纵系统： 动力装置： 机载设备：
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第二章 飞机的一般运动方程
一、常用坐标体系、飞机运动参数定义 及坐标系转换
常用坐标体系（全部为右手直角坐标系） 地面坐标系Axdydzd：地面坐标系是相对地球表 面固定不动的，它的原点A 位于地面的任意选 定的某固定点，而Axd 轴位于地平面内并选定 的任一指定的方向，Ayd轴铅垂向上，Azd位于 水平面内,地轴系常用在表示飞机在空间的位置 和飞行轨迹。
微型扑翼飞机
200mm，总重11.5克，微型电
机驱动
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该微型旋翼飞行器基本尺寸为10cm，重 316g，其中发动机为微型柴油发动机，重 37g，燃油重132g。 上部装旋翼，下部装 照相机，采用GPS自动驾驶，留空时间 30min。可携带大约100g的设备。
美国洛克尼克的“克里扑里”微型旋翼飞行器
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导弹：大气层外的弹道导弹、装有翼面在大气 层内飞行地空导弹、巡航导弹等（和飞机很相 似！），一次性使用； （航空发动机，火箭发 动机作为动力）
飞机的分类：有人驾驶飞机、无人驾驶飞机
有人驾驶飞机：歼击机（战斗机）、截击机、 歼击轰炸机、强击机（攻击机）、轰炸机、反 潜机、侦察机、预警机、电子干扰机、军用运 输机、空中加油机、舰载飞机等；旅客机、货 机、公务机、农业机、体育运动机、救护机等
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机体坐标轴系Oxtytzt ：机体坐标轴系是固连与飞 机并随飞机一起运动的一种动坐标系。其原点位 于飞机的重心，Oxt 轴与机翼的平均空气动力弦 线或机身轴平行，指向机头的方向为正，Oyt轴 位于飞机的对称面内垂直于Oxt轴，向上为正， 而Ozt轴则垂直与飞机的对称面，向右为正 气动力矩的三个分量即滚转力Mx，偏航力矩My
第一章 飞行力学基础(1)
假设有一矢量r，在两个原 点重合的坐标系中的分量 分别为(xp, yp)， (xq, yq) yp α yq r xp α O xq
xq cos( ) yq sin( )
xq cos(xq , x p ) cos(xq , y p ) x p cos( y , x ) cos( y , y ) y q p q p q yp
1.1 坐标系
二、 常用坐标系的定义（欧美坐标系）
1. 地面坐标系 2. 机体坐标系 3. 气流坐标系 4. 稳定坐标系 5. 航迹坐标系 三轴方向符合右手定则
1、地面坐标系（地轴系）
Sg –ogxgygzg
ground
这个坐标系与视作平面的地球表面相固联。 原点Og：地面上某点，如飞机起飞点； 纵轴OgXg：在地平面内并指向应飞航向，坐标 OgXg 表示航程。 横轴OgYg：也在地平面内并与纵轴垂直，向右 为正，坐标OgYg表示侧向偏离。 立轴OgZg：垂直地面指向地心，坐标OgZg表示 飞行高度。
飞机机体坐标系
飞机机体坐标系
飞机机体坐标系
3、气流坐标轴系 （wind coordinate frame）
原点O：取在飞机质心处，坐标系与飞机固连。 纵轴OXa：与飞机速度的方向一致，不一定在 飞机对称平面内。 立轴OZa：在飞机对称平面内且垂直于OXa轴指 向机腹 横轴OYa：垂直于XaOZa平面指向右方。
或简写为：
rq Lqp rp
从数学的角度讲，坐标变化的旋转顺序是不唯一的， 但无论以何种顺序旋转，最终的变化矩阵是相同的. 旋转顺序不同，相应的欧拉角也不同。一般选择有 明确物理意义的一组欧拉角进行旋转变换。
1.3.3 常用坐标系之间的关系
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3、机翼术语
（1）机翼展长b，机翼两侧翼尖之间的距离；
（2）机翼面积
： Q
1 2
V2
✓ 参考面积：机翼在水平面的投影面积；
✓ 表面积：露在外面的机翼的表面面积，又称浸润 面积；
参考面积决定升力大小 ，浸润面积决定摩擦
T 288.15 0.0065* High
0 * (1 0.225577e4 * High)4.25588
A 20.0648* T g 9.80665 /(1 High / 6.356766e6 )2
2、马赫数M
马赫数定义为气流速度（V）和当地音速 （a）之比， M=V/A。 马赫数M的大小表示空气受压缩的程度。
0
cr 因为机翼有正弯
度。
CLW CLWmax 时的迎角称为零升迎角 cr，
一般为负值。
临界迎角 为使 时的 CLW aw ( 0 )
cr
aw
CLw
迎角；
时，机翼上表面气流严重
分离并形成大漩涡，故升力不再
增加。
CLb ab时，与呈线性关系（正
C 比）。且
Lb
b
C Lb
机身的升力系数。只有在迎角较大的情况下，机
3、机翼术语
沿着与飞机对称面平行 的平面在机翼上切出的 剖面称为机翼的翼型， 又叫翼剖面
b bmax /CA
弦线：前缘和后援的连线称为弦线，距离称为弦长 CA。
厚度分布函数：yc=y上(x)-y下(x) 中弧线： yf=y上(x)+y下(x) 机翼厚度：bmax=max(yc(x)) , 0<x<CA; 相对厚度：
个作用于飞机质心的合力矢量和一 个合力矩矢量。
Q 1 V 2
2
作用在飞机上的合力F延气流坐标系各轴的 分机力量翼系分面数C别积DC，为l QCLSAw：bY，成XCAL正，。Y比通A，。常ZA比。表例与示系动成数压升称力Cm 为LQ（SM空wCA-ZA气、）动、 阻力D（-X)和侧力Y。
Cn
速小的地方静压大。
大气地面值
在海平面，地理纬度为 4532'33"时的大气地面值 为：气压 p0 101.325kpa 气温 T0 288.15k ； 密度 0 1.225kg / m3 ； 声速 A0 340.294m / s 。 随着飞行高度的变化，气温、密度、重力加速度、 音速的计算公式为：
t
St SW
CLe
M
CLt
e
为零迎角升力系数;
e
为升力系数对 D CDQSW的导数;
St SW
身的圆锥形头部才产生升力。机身部分不产生升
力。t 与迎角有关，且 CLt，
为
机身升力线斜率 。
为平尾升力系数。平尾产生的升力由两部分
组成：平尾迎角和升降舵偏角升力。平尾迎角 t(1)
比机翼迎角 要小一个下洗角 CLtMFra bibliotekCLt t
CLt e
e
。 即：
则
CL0 M W0
CL
M
W
b
Sb SW
1
大气的静压强实质上就是这一点以上的空气的 单位面积上的重量。
P R ,R T 2J 8 /k (7 K g )
动压：单位体积空气流动的动能。
P1
1 2
V
2
伯努利方程 （适用于低速流）
p 1 V 2 C 常数
2
含义：静压p与动压之和沿流管不变。 动压：单位体积空气流动的动能。 意义：在同一流管中，流速大的地方静压小，流
驾驶员通过驾驶杆、脚蹬和操纵杆系操纵舵面
驾驶杆位移e
:
前推驾驶杆e〉0 e 左倾驾驶杆e〉0 a
0 0
M 0低头 L 0左滚
脚蹬位移r : 左脚蹬向前r〉0 r 0 N 0左偏
操纵机构与运动参数间调整关系：
e
H
V
a
Y
r
Y
T
H
V
1.2.2 空气动力与力矩
空气性质包括一定飞行高度上的压力、温度、 密度、黏度、声速。 一、基本概念 1、压强
阻力大小。浸润面积与参考面积之比越小，则升
阻比就越大。
2 c y db2 2A
b2 SW
弦长
：弦长是机翼前缘与后缘之间的距离。
平均气动弦长：
展弦比：
后掠角 Sw ：前缘或者某条连接翼根与翼尖的直线与z轴
的夹角；
动压头
c(z)
4、空气动力和空气动力系数 作用在飞机上的空气动力归为一
1.2.1 操纵机构
被控量：三个姿态角、高度、速度及侧偏 利用升降舵、副翼、方向舵、油门杆来控制
升降舵偏角e：平尾后缘下偏为正 e〉0 M<0 副翼偏转角a：右翼后缘下偏（右下左上）为正 a〉0 L<0 方向舵偏转角r：方向舵后缘向左偏为正 r〉0 N<0 油门杆位置T：向前推油门杆为正 T〉0 加大油门、推力
NA
QS wb
作用在飞机上的和力矩矢量是延机体轴分解成滚转 力矩 L、俯仰力矩 M、偏航力矩N。
滚转力矩系数（绕x轴）：
；
俯仰力矩系数（绕y轴）：L＝Lw Lb Lt
偏航力矩系数（绕z轴）： L w
对于飞机，参考面积取机翼平面的面积， 滚动和偏航的特征长度取机翼的翼展，对 俯仰方向取平均气动弦长。
临界马赫数：当翼面上最大速度处的流速 等于当地音速时，远前方的迎面气流速度 与远前方空气的音速之比。
马赫数Ma区间划分： 亚声速(subsonic speeds), Ma 0.8
跨声速(transonic speeds), 0.8 Ma 1.2
超声速(supersonic speeds), 1.2 Ma 5.0 高超声速(hypersonic speeds), 5.0 Ma
第一章 飞行力学基础 二
1.2、作用于飞机的力和力矩
飞机在空气中飞行时，其表面分布着空气动力： ✓ 作用于飞机质心处的合力； ✓ 一个绕质心的合力矩；
在空气动力学，常常将总空气动力在气流坐标 轴系内分解为升力(L)、阻力(D)、侧力(Y)，总空气 动力矩在机体坐标系内分解为俯仰力矩(M)、偏航 力矩(N)和滚转力矩(L)。
Lb
1、升力L
机翼、平尾、机身（少量）均产生升力
Lt
L：总升力
：机翼升力
L＝CLQSw ：机身升力
CL ：平尾升力
Q 1 S2 w
V 2
C CLW 升力系数， Lb 动压头，CLt 机翼面积；
CLW 0
其中： CLCLwCLbCLt 为举力系数（机翼升力系数）
为机身的升力系数
0时，CLW0 为平尾升力系数