航空学复习重点
第一章航空航天发展概况
1.热气球（孔明灯）直升飞机（竹蜻蜓）
中国春秋时期出现的风筝被看作现代飞机的雏形。
2.航空：指载人的或不载人的飞行器在地球大气层中的航行活动。航天：指在人的或不载人的飞行器在大气层外宇宙空间的航行活动。
著名科学家钱学森认为航空是大气层中活动，航天是飞出地球大气层在太阳系内活动，航宇是废除太阳系到广袤无垠的宇宙中去航行。
3.航天器又称空间飞行器，它与自然天体不同的是可以按照人的意志改变其运行。
4.飞行器的分类：航空器，航天器、火箭和导弹
航空器：靠空气的静浮力或靠与空气相对运动产生的空气动力升空飞行。
航天器：在运载火箭的推动下获得必要的速度进入大气层外空间，然后在引力作用下完成类似于天体的轨道运动。
航空器：①轻于空气的航空器（气球和飞艇）②重于空气的航空器（固定翼和旋转翼）固定翼航空器：飞机（由动力装置产生前进推力或拉力，由固定机翼产生升力）和滑翔机（没有动力装置）
5.人类历史上第一次有动力、持续的、可操纵的固定翼飞机的是莱特兄弟。
6.1961年4月12日，苏联把第一位航天员、空军少校加加林送入太空，人类进入载人航天的新时代。
2003年10月15日，“长征”2号F运载火箭，拖着中国第一艘载人飞船“神州”5号胜利升空，中国第一位航天员杨利伟。
第二章飞行器飞行原理
1.大气层：对流层、平流层、中间层、热层、散逸层。
航空器的飞行环境主要是对流层和平流层。WHY：航空器的飞行高度大约在30KM以下。
2.大气的物理性质：
①
②连续性③黏性：大气的黏性是空气在流动过程中表现出的一种物理性质。大气的黏性力是相邻大气层之间相互运动时产生的牵扯作用力，也叫做大气的内摩擦力。流体温度越高气体的黏性越大，液体的黏性越小④可压缩性：是指当气体压强改变时其密度和体积也改变的性质⑤声速：声波在物体中传播的速度，声波是一个振动的声源在介质中传播时产生的疏密波。声速的大小与传播介质有关。介质的可压缩性越大，声速越小；介质的可压缩性越小，声速越大。（流体很难被压缩）⑥马赫数：声速越大，空气越难压缩；飞行速度越大，空气被压缩的越厉害。
2.低速气流（Ma≤0.4）在流动过程中，由于其密度变化不大，因此可以近似认为是不可压缩的；高速气流中，气流速度变化所引起的空气密度变化，会引起空气动力发生很大的变化，所以必须考虑空气的可压缩性。
空气的可压缩性与空气的密度和施加于空气的压力有关，空气的密度越大，越难压缩，声速越大；施加于空气的压力越大，则空气被压缩的程度也越大，声速越小。
4.影响飞机升力的因素：
①机翼面积的影响：压强差所作用的机翼面积越大，产生的升力也就越大。
②相对速度的影响：相对速度越大时，产生的空气动力就越大，机翼上产生的升力就越大。
③空气密度的影响：密度越大，升力越大。
④机翼剖面形状和迎角的影响。
5.飞机的起飞过程：飞机起飞时停在起飞线上，驾驶员踩住刹车加大油门到最大转速状态后，松开刹车使飞机加速滑跑。当加速到一定速度时，驾驶员拉起驾驶杆，是飞机抬头增加迎角，当升力等于重量时飞机离开地面，此时所对应的速度为离地速度。随着升力进一步增加，飞机加速上升，当飞机上升到安全高度时起
飞过程结束。
飞机的着陆过程：飞机从安全高度下滑时，发动机处于慢车工作状态，襟翼打开到最大角度，飞机接近于等速直线下滑。当接近地面时，驾驶员应将飞机拉平，然后保持在离地1M左右进行平飞减速。随着飞行速度的减小，驾驶员应不断拉杆使迎角增大，以使飞机缓慢地降低高度。当升力不足以平衡飞机重量时，飞机开始飘落，并以主轮接地，接地后速度进一步降低并进入滑跑阶段，驾驶员采用刹车灯等操作是飞机继续减速直到停止。（下滑、拉平、平飞减速、飘落、滑跑）飞机能够良好飞行的要素：足够的升力和动力，良好的操纵性和稳定性。
靠得很近的两只船并肩行驶时会出现自动靠拢的现象。
升力的产生：机翼上下的压强差
“拉瓦尔喷管”：收缩扩张管；怎么做到持续加速？根据连续性定理，低速气流可压缩面积越小速度越大，加速到高速时，横截面积越大速度越快。
固定翼飞机的最小平飞速度与飞机重量G成正比。
8.飞机的稳定性：在飞行过程中如果飞机收到某种扰动而偏离原来的平衡状态
，在扰动消失以后，不经飞行员操纵，飞机能自动恢复到原来平衡状态的特性（纵向稳定性，方向稳定性，横侧向稳定性）
7.直升机飞行的特点：垂直起降，对起降的场地没有太多的特殊要求，沿任意方向飞行，航程短。
8.第一宇宙速度：7.91 第二宇宙速度：11.8 第三宇宙速度：16.6
9.增升装置：使飞机在尽可能小的速度下产生足够的升力，提高飞机起飞和着陆的性能。①改变机翼剖面形状，增大机翼弯度。②增大机翼面积③改变气流的流动状态，控制机翼上的附面层，延缓气流分离。
10.流体的连续方程遵循质量守恒定律。
伯努利定理是能量守恒定律在流体流动中的应用。
伯努利定理是描述流体在流动过程中流体压强和流速之间关系的流动规律。
不可压缩流体:流体流速增加，流体静压将减小；反之，流动速度减小，流体静压将增加。
11.机翼平面形状主要有翼展、翼弦、前缘后掠角等
直升机的布局形式按旋翼数量和布局方式的不同可分为单旋翼直升机、共轴式双旋翼直升机、纵列式双旋翼直升机、横列式双旋翼直升机和带翼式直升机等几种类型。
第三章飞行器动力装置
1.燃气涡轮发动机：是目前应用最广泛的航空发动机，主要由压气机、燃烧室、涡轮、进气道系统，尾喷管组成。空气在压气机中被压缩后进入燃烧室，与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气。
①涡轮喷气发动机：和活塞式发动机一样都属于热机，都是利用空气中的氧气，并燃烧化学燃料产生热能，再转换成机械能输出动力。所以再工作时也需要有进气、加压、燃烧和排气四个阶段。②涡轮风扇发动机③涡轮螺桨发动机④涡轮浆扇发动机⑤涡轮轴发动机⑥垂直起落发动机
2.目前使用最多的是化学能火箭发动机。
双组元液体火箭发动机推进剂中的氧化剂（液氧和液氟）和燃烧剂，分别存放再单独的贮箱里，工作时需要专门的输送系统分别讲它们送进燃烧室，燃烧后的高温高压气体经推力室高速喷出产生推力。主要由推进剂输送系统、流量调节控制活门、推力室和冷却系统等组成。
3.固体火箭发动机的推进剂：胶体推进剂、复合推进剂
4.活塞发动机一般都用汽油作为燃料，每一循环包括四个行程：进气行程，压缩行程，膨胀形成，排气行程。
5.涵道比：涡轮风扇发动机外股气流与内股气流流量之比。
不加力涡轮风扇涵道比较大，主要用于高亚声速运输机，加力涡轮风扇发动机和推力矢量涡轮风扇发动机涵道比较小，广泛运用在第三四代战斗机。
6.进气道：亚声速进气道，超声速进气道
当飞行Ma>1.5时，采用超声速进气道
7.燃气涡轮发动机性能指标：推力，单位推力，推重比，单位耗油率
活塞式发动机：低速民用
燃烧室：火焰筒，喷嘴，涡流器和燃烧室外室
8.气压式高度表是利用标准大气压力与高度的函数关系来测量飞行高度的。
空气的密度与空气静压和静温有关。
陀螺仪有定轴性和进动性两个重要特性。
飞行器座舱显示器有机械式和电子式两种。
陀螺仪的漂移性是由外干扰力矩引起的。
大气数据系统：由总压、总温和迎角传感器提供的原始数据，加上一些修正用的传感器信息，经计算机运算而得到大量大气数据信息的系统。
陀螺地平仪是利用陀螺仪特性测量飞行器俯仰和滚转姿态角的飞行仪表。
第四章飞行器机载设备
1.飞行器导航方式：无线电导航，惯性导航，卫星导航，图像匹配导航，天文导航。
2.GPS系统从20世纪70年代开始研制，1994年全部完成建设，其组成包括导航卫星、地面站组和用户设备。
3.惯性导航主要由加速度计，陀螺仪，数字计算机和显示设备组成。
第五章飞行器构造
1.机身构造类型：蒙皮骨架式，整体壁板式，夹层式
2.飞机起落装置的功能使提供飞机起飞、着陆和地面停放之用。
起落架：减震器、支柱、机轮、刹车装置、收放机构
布置形式：①前三点式：飞机重心前并排安置两个主轮，在飞机尾部有一个较小的尾轮②后三点式：飞机重心后并排安置两个主轮，在飞机前部有一个前轮③自行车式：两个主轮分别布置在机身下重心前后，为防止地面停放时倾倒，另外有两个辅助小轮对称安装在机翼下面。
3.目前使用最广泛的直升机时单旋翼直升机。
4.飞行器结构：飞行器各受力部件和支撑构建的总称。①应满足飞机性能所要求的气动外形和表面质量②重量和强度、刚度在要求范围内尽可能轻③使用维护要求结构便于检查、维护和修理，易于运输保管。
5.在飞机飞行过程中，操纵方向舵，飞机则绕偏航轴转动，产生偏航运动。
补充知识
1.无人机：机上无人驾驶、自主推进，由无线电遥控或自身程序控制或自主控制，利用空气动力承载飞行并可回收重复使用的飞行器。
特点：小巧灵活、成本低廉、易于“隐形”。
无人机可采用的自主式导航系统有多普勒系统、惯性导航系统或捷联式惯性导航系统等。
自控飞行的利与弊：利：（1）航程加大；（2）无人机可以独立、自主地工作，不需要任何地面设备，也不需要与地面进行无线电联络，因而不易被敌方发现和受到电子干扰或破坏。
弊：机上需一套复杂的自主导航和控制系统，不仅增加重量，也提高了无人机成本。
控制方式：遥控，自控，遥控自控结合
2.机场：供飞机起飞、着陆、停放和维护并有专门设施保障飞机飞行活动的场所。
机场活动区（机动区和停机坪）：机场内供航空器起降和滑行的那一部分区域。机场位置点用精确到秒的经纬度表示。
划分：军用机场、民用机场和军民合用机场。
3.空中交通管理的基本任务：使航空公司或经营人能够按照原来预定的起飞时间和到场时间飞行，在实施过程中,能以最少程度的限制，不降低安全系数地有序运行。
组成：空中交通管制、空域管理、空中交通流量管理。
空中交通管制：利用技术手段和设备对飞机在空中飞行的情况进行监视和管理，以保证其飞行安全和飞行效率。
空域管理：依据既定空域结构条件，实现对空域的充分利用，尽可能的满足经营人对空域的需求。
空中交通流量管理：在空中交通流量接近或达到空中交通管制可用能力时，适时
地进行调整，保证空中交通流量最佳的流入或通过相应区域，尽可能提高机场、空域可用容量的利用率。
空中交通管制系统按照管制范围的不同分为三部分：即区域（航路）管制、进近管制和机场管制；
机场管制：在机场范围内，起落航线上为飞行提供的管制服务称为机场管制服务，由搭台提供服务：
进近管制：对按仪表飞行规则起飞或者降落的飞行所提供的服务称为进近管制服务，这种服务由仅仅管制室来提供。
酒泉卫星发射中心是中国创建最早规模最大的综合型导弹、卫星发射中心，卫视中国唯一的载人航天发射场。
西昌卫星发射中心：承担地球同步轨道卫星的发射任务的航天发射基地。“嫦娥”“北斗”
空域：地球表面以上可供飞行器飞行的区域。
4. 领空：指处在一个国家主权支配之下，在国家疆界之内的陆地和水域之上的空气空间。
领空主权主要表现：①领空不得侵犯②设立“禁区”③保留“国内载运权”④制定航空法律和规章
权力：所有权；管理权；管辖权；自保权
5. 航空法指关于航空器运行以及民用航空活动的法律规范的总和。
航空法是国际法和国内法的一个有机组成部分，但是由于它主要的调整对象是民用航空活动——有别于其他法律，因而具有不同于其他法律的显著特征。这是认识、理解和适用航空法时需特别注意的。
地位：在我国社会主义法律体系中，以《中华人民共和国民用航空法》为核心，构成了一个独立的法律部门，占有一定的重要地位。
作用:维护领空主权；确保飞行安全；促进航空运行畅通；保护民用航空当事人各方的合法权益。
6.①例题1：一批货物的实际重量是250公斤，体积是1908900立方厘米，请问这批货物是轻泡货物还是重货？求其计费重量？
解答：
计算出体积重量=1908900/6000=318.15
因其体积重量大于其实际重量，所以是轻泡货物。
其计费重量是318.5公斤。
②货物运费，一般是以货物的实际毛重货体积重量，乘以相应的重量等级运价得出的。但还要用此计得的运费，与其较高的重量等级分界点所计得的运费，相比较，取其中较低者。
例1：
PEK（北京）到SXB（斯特拉斯堡）运价分类如下：
N：18元，Q 45：14.81元，Q300: 13.54元Q500：11.95元
普货一件38KG从PEK运到SXB，计算运费。
18元×38=684元
14.81×45=666.45元
二者比较取其低者，故该件货物可按45公斤以上运价计得的运费666.45收取。
6. 防空识别区：指的是一国基于空防需要，单方面所划定的空域。
7. 不宜乘坐飞机的人群：传染性疾病患者、精神病患者、心血管疾病患者，脑血管病人，呼吸系统疾病患者，做过胃肠手术的病人，严重贫血的病人，耳鼻疾病患者，临近产期的孕妇。
8. 东方航空海南
上海河南山东四川
成都
建立飞机飞行动力学模型 飞机的本体飞行动力学模型分为非线性模型和线性模型。如图所示,线 性模型常用于飞机的飞行品质特性分析和飞行控制律设计,而非线性模型通常用于飞机稳定性和操纵性特征的精确估计,从而进行各种非线性特征和线性模型的误差分析。另外,非线性模型还特别用在一些特殊的飞行任务,例如大迎角和快速机动飞行等线性模型不适用的场合。 建立全量非线性六自由度运动方程 (1)刚体飞机运动的假设['3]: ①飞机为刚体且质量为常数; ②固定于地面的坐标系为惯性坐标系; ③固定于机体的坐标系以飞机质心为原点; ④忽略地球曲率,即采用所谓的“平板地球假设”; ⑤重力加速度不随飞行高度变化; 以上假设是针对几云J<3,H<30加飞机的。 (2)坐标系说明: ①地面坐标轴系凡一O。x:夕。29:在地面上选一点09,使xg轴在水平面内并指向某一方向,z。轴垂直于地面并指向地心,yg轴也在水平面内并 垂直于x。轴,其指向按照右手定则确定,如图2一3(a) ②机体坐标轴系凡一d朴忆:原点O取在飞机质心处,坐标系与飞机固 连,x轴在飞机对称面内并平行于飞机的设计轴线指向机头,y轴垂直
于飞机对称面指向机身右方,:轴在飞机对称面内,与x轴垂直并指向机身下方,如图2一3(b)。 (3)刚体飞机的全量六自由度非线性运动方程为: 力方程组: 力矩方程组： 运动方程组：
导航方程组： 符号说明: 建立飞机小扰动线化方程 (l)基本假设: ①小扰动假设:我们把运动状态与飞机基准运动状态差别很小的扰动运动 称为小扰动运动。采用小扰动假设线化后的方程,在大多数情况下均能 给出足够满意的结果。这是因为:a、在大多数飞行情况下,各主要气 动参数的变化与扰动量成线性关系;b、飞行中即使遇到相当强烈的扰 动,在有限的时间内飞机的线速度和角速度也往往只有很小的变化量。 ②飞机具有对称面(气动外形和质量分布均对称)则且略去 机体内转动部件的陀螺力矩效应。 ③在基准运动中,对称平面处于铅垂位置(即θ=0), 且运动所在平面与飞机对称平面相重合(即β=O)。 在满足上述条件下,可以推论出:纵向气动力和力矩对横侧参数在其基准运动状态下的倒数均等于零。 横侧气动力和力矩对纵向运动参数在基准运动状态下的导数也均等于零。
第四章 第二次作业及答案 1. 考虑地球为自转椭球模型，请推导地面返回坐标系及弹道坐标系(半速度坐标系)下航天 器无动力再入返回质心动力学方程和运动学方程，以及绕质心旋转动力学和运动学方程。 解答： （1）地面返回坐标系：原点位于返回初始时刻地心矢径与地表的交点处，ox 轴位于当地水平面内指向着陆点，oy 垂直于当地水平面向上为正，oz 轴形成右手坐标系。 地面返回坐标系下的动力学方程：与发射坐标系下的动力学方程形式相同，令推力为0即可得到。 （2）弹道（航迹，半速度）坐标系定义：原点位于火箭质心，2ox 轴与速度矢量重合，2oy 轴位于包含速度矢量的当地铅垂平面内，并垂直于2ox 轴向上为正，2oz 轴形成右手 坐标系。 由于弹道坐标系是动坐标系，不仅相对于惯性坐标系是动系，相对于地面返回坐标系也是动系，在地面坐标系下的动力学方程可以写为： 惯性系下：22222()=F=++m e e e d m m m m t dt t δδδδ=+?+??r r r ωωωr P R g 地面系下：22=++m -2-()e e e m m m t t δδδδ???r r P R g ωωωr 弹道系下：22=()=++m -2-()t e e e m m m m m t t t t δδδδδδδδ'=+????'r v v r ωv P R g ωωωr 式中，t δδ''v 表示速度矢量在弹道坐标系的导数，t ω表示弹道坐标系相对于地面坐标系的 旋转角速度，将上式矢量在弹道坐标系分解得到： 速度矢量00v ????=??????v ，角速度矢量=tx t ty tz ?? ???????? ωωωω 00cos 0sin 00sin =+=()001000sin 0cos 0cos t y L σσσθσσσσθσσθσθ?? --??????????????????????+=+=? ???????????????????????????????????ωθσ sin 0 cos 0=0cos 0sin 0cos cos 0sin 00t v v v v σθσθσσσθσθσθσθσ σθ σ????--?????? ????????????==????????????????? ???---??????????ωv 等式左边：()=cos t v m v t v δσθδσ? ? '??+???'??-?? v ωv 等式右边将所有力转换到弹道坐标系下，如果不方便直接转换，可以先转到地面系，然 后再转到弹道系。其中：
低速、亚音速飞机的空气动力 环境c091 王亚飞 飞机上的空气动力学和现在的流体力学有着相同的特点，研究空气动力学可以间接的学习流体力学，而空气动学上的最突出的应用就是飞机，所以现在着重讲述下飞机的空气学特点， 翼型的升力和阻力 飞机之所以能在空中飞行，最基本的事实是，有一股力量克服了它的重量把它托举在空中。而这种力量主要是靠飞机的机翼与空气的相对运动产生的。 迎角的概念飞行速度（飞机质心相对于未受飞机流场影响的空气的速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线（一般取机翼翼根弦线或机身轴线）之间的夹角，称为迎角(图2.3.5(a))，用α表示。当飞行速度沿机体坐标系（见2.4.1节）竖轴的分量为正时，迎角为正。 如果按照相对气流（未受飞机流场影响的气流）方向，则相对气流速度（未受飞机流场影响的空气相对于飞机质心的运动速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线之间的夹角就是迎角，且当相对速度沿机体坐标系竖轴的分量为负时，迎角为正(图2.3.5(b))。
图2.3.5 迎角图2.3.6小迎角α下翼剖面上的空气动力 1—压力中心 2—前缘 3—后缘 4—翼弦 升力和阻力的产生根据我们已经讨论过的运动的转换原理，可以认为在空中飞行的飞机是不动的，而空气以同样的速度流过飞机。如图2.3.6所示，当气流流过翼型时，由于翼型的上表面凸些，这里的流线变密，流管变细，相反翼型的下表面平坦些，这里的流线变化不大(与远前方流线相比)。根据连续性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减小；而翼型的下表面，由于流管变化不大使压强基本不变。这样，翼型上下表面产生了压强差，形成了总空气动力R，R的方向向后向上。根据它们实际所起的作用，可把R分成两个分力：一个与气流速度v垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力L；另一个与流速v平行，起阻碍飞机前进的作用，就是阻力D。此时产生的阻力除了摩擦阻力外，还有一部分是由于翼型前后压强不等引起的，称之为压差阻力。总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心(见图 2.3.6)。好像整个空气动力都集中在这一点上，作用在翼型上。 根据翼型上下表面各处的压强，可以绘制出翼型的压强分布图(压力分布图)，如图 2.3.7(a)所示。图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。箭头都与表面垂直，其长短表示负压(与吸力对应)或正压(与压力对应)的大小。由图可看出，上表面的吸力占升力的大部分。靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。
航天飞行器动力学原理 A 卷一、轨道力学的定义是什么 ,简述主要的研究内容。二、什么是轨道要素，典型的轨道要素如何描述航天器的轨道特性，给出典型轨道的定义，并用图示方法具体说明。 三、简述太阳同步轨道，地球同步轨道，地球静止轨道，临界轨道以及回归轨道的定义，说明上述各种对应轨道要素应满足的数学条件。 四、根据322R R dt R d ,说明L E H ,,三个积分常量及其具体含义（物理意义）。 五、什么是霍曼转移轨道，试求平面内霍曼轨道转移所需的两次轨道增量和变轨作用时间（包括轨道转移和轨道交会的时间条件）。 六、弹道导弹弹道一般由哪几段组成，各段有什么特点？ 七、弹道导弹自由飞行段的最大射程弹道是惟一的， ，已知关机点速度0q ，试根据开普勒方程给出自由飞行段最大射程角 ，最大射程对应的关机点当地弹道倾角0的表达式（利用半通径0,q 的关系）。 八、忽略地球转动并假设地球为圆球形， 设导弹以常值当地弹道倾角再入，已知再入点高度e h 和当地弹道倾角e ，再入段射程如何计算？ 九、分析垂直上升段飞行时间计算公式1//40001G P t 的物理意义。 十、什么是比力，加速度计感受到的是什么量，导引惯性加速度和比力的关系？
航天飞行器动力学原理 B 卷(补考) 一、轨道力学定义，内容二、瞬时轨道要素，平均轨道要素，开普勒轨道要素的定义，区别 三、太阳同步轨道定义，数学条件，特点 四、根据322R R dt R d ,说明L E H ,,三个积分常量及其具体含义（物理意义）五、轨道平面转移相关（一次脉冲和三次脉冲的分界点） 六、主动段氛围哪几段，要求是是什么。 七、已知关机点的r,v ,从发射坐标系转换到当地铅锤坐标系。 八、求q,e,a 和000,,v r 的关系 利用cos 1/e p r 说出为什么会有高低轨道 （20分）九、推导再入段方程组力垂直于速度方向的方程（原题给出了方程，我懒得写了）
《飞机构造》复习纲要 一、填空题 1. 构件在外力作用下，抵抗破坏（或断裂）的能力叫做构件的_______ 2. 夹层结构机翼采用了_______ 来做蒙皮和其他构件。 3. 动力装置主要用来产生________ ，使飞机前进。 4. _____ 是飞机处于平飞姿态时，为考虑平衡问题所选取的假想垂直面。 5. 机翼的主要功用是为飞机提供________ 。 、单选题 1. 加强隔框除了具有普通隔框的作用外，其主要作用是（）。 A. 形成和保持机身的外形 B.提高蒙皮的稳定性 C.承受局部空气动力 D.承受和传递某些大部件传来的集中载荷 2. 机翼上的剪力主要是由以下哪个构件承受的？（） A. 翼梁缘条 B.翼梁腹板 C.桁条 D.翼肋 3. 飞机在x轴方向的过载等于（）。 A. 发动机推力与飞机阻力之差与飞机重量的比值 B. 飞机升力与飞机重量的比值 C. 飞机侧向力与飞机重量的比值 D. 飞机横向力与飞机重量的比值 4. 力臂的符号在什么情况下为正？（） A. 重量的力臂在基准面之后 C.重量的力臂在重心之后 5. 最大起飞重量的定义是（）。 A.经过核准的飞机及其载重的最大重量 C.飞机着陆所允许的最大重量6. 重力供油的原理是（）。 A.燃油利用自身重力自动地向发动机供油 B. 重量的力臂在基准面之前 D.重量的力臂在重心之后 B. 在飞机开始起飞滑跑时所允许的最大重量D.当飞机在停机坪停机时所允许的最大重量 B. 采用电动油泵将燃油从油箱中抽出，然后供到发动 机 C. 在密封的油箱内通进一定压力的气体，使油从油 箱中压出供发动机工作的需要 D. 以上都不对 B.增大活塞移动的距离 D.增大油液流量 （）。 B.矿物基液压油 D.以上都不对 B.空气驱动泵 D.冲压空气涡轮驱动泵
飞机基本结构 飞机结构一般由五个主要部分组成：机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置(主要介绍机翼和机身)。 机翼 薄蒙皮梁式 主要的构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强(有单梁、双梁或多梁等布置)．纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的纵墙。该型式的机翼通常不作为一个整体，而是分成左、右两个机翼，用几个梁、墙根部传集中载荷的对接接头与机身连接。薄蒙皮梁式翼面结构常用于早期的低速飞机或现代农用飞机、运动飞机中，这些飞机的翼面结构高度较大，梁作为惟一传递总体弯矩的构件，在截面高度较大处布置较强的梁。 多梁单块式 从构造上看，蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的横截面比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度，为充分发挥多梁单块式机翼的受力特性，左、右机翼最好连成整体贯穿机身。有时为使用、维修的方便，可在展向布置有设计分离面，分离面处采用沿翼盒周缘分散连接的形式将全机翼连成一体，然后整个机翼另通过几个接头与机身相连。 多墙厚蒙皮式(有时称多梁厚蒙皮式，以下统简称为多墙式) 这类机翼布置了较多的纵墙(一般多于5个)；蒙皮厚(可从几毫米到十几毫米)；无长桁；有少肋、多肋两种。但结合受集中力的需要，至少每侧机翼上要布置3—5个加强翼肋。当左、右机翼连成整体时，与机身的连接与多梁单块式类似。但有的与薄蒙皮梁式类似，分成左右机翼，在机身侧边与之相连，此时往往由多墙式过渡到多梁式，用少于墙数量的几个梁的根部集中对接接头在根部与机身相连。 蒙皮
航天飞行动力学课程设计 ——飞船再入质点弹道 日期：2019-09-12 航天飞行动力学课程设计 0 ——飞船再入质点弹道 0 1.题目重述 (1) 1)假设：1 2)标称轨迹制导 1 2.背景分析 (2) 3.数值求解方法 (2) 1)地球以及大气模型2 2)再入初始数据 2 3)线性插值方法 2 4)积分方法-四阶龙格库塔 2 5)蒙特卡洛打靶随机数生成2 4.分析过程 (3) 1)求解ODE获取基准弹道 3 2)给定偏差量求解ODE获取制导弹道弹道3 5.结果分析 (3) 1)基准弹道情况 3 2)100次打靶结果分析5 6.C++程序结构及主要代码 (6) 1)头文件6 2)Cpp文件6 3)函数声明 7 4)函数定义 8
1. 题目重述 1) 假设： ● 考虑地球旋转影响。 ● 地球看成质量均匀分布的圆球，质心在球心。 ● 把飞行器看成质点，应用瞬时平衡假设。 2 2 22sin cos sin cos cos cos sin cos (sin cos cos sin cos )1cos ()cos 2cos sin cos (cos cos sin cos sin )1sin cos sin tan 2cos e e e dr V dt d V dt r d V dt r dV D g r dt d V L g V r dt V r d L V dt V r γθγψφφγψγωφγφγφψγσγωφψωφγφγψφψσγψφγ ====--+-??=+-+++??? ?=+-??2 (1)(tan cos cos sin )sin sin cos cos e e r V ωωγψφφψφφγ??? ??? ??? ??? ??????-+? ??? 上述动力学方程组中，有6个状态变量：[,,,,,]r V θφγψ。各状态变量的意义为：r ：地球球心到飞行 器质心的距离；λ：经度；φ：纬度；V ：相对地球速度；γ：速度倾角；ψ：速度方位角，0ψ=表示正北方向，从正北顺时针旋转为正。e ω为地球旋转角速度；,D L 分别为阻力加速度和升力加速度，可由下式给出： 221 1 (,)(,)(2)22ref D ref L D V S C Ma L V S C Ma m m ραρα= = ,D L C C 分别为飞行器的阻力系数和升力系数，它们是攻角α和马赫数的函数；ref S 为飞行器参考面积； ρ为大气密度。 首先按照配平攻角飞行，得到基准弹道。 2) 标称轨迹制导 倾侧角指令 (/)cos /c L D L D σ= 0(/)(/)(/)c L D L D L D =+?， 其中0(/)L D 为基准弹道升阻比，取为0.28； (/)L D ?为与以速度为自变量的基准弹道偏差引起的升阻比，由下式计算： 1234(/)x L D k n k R k h k R ?=?+?+?+? x n ?为切向过载偏差，R ?为航程偏差。 1234,,,k k k k 为系数，通过试验法自行确定。 倾侧角指令在轴向过载大于0.5的时候开始输出，在轴向过载小于0.5时，采用开环制导的方式,即常数10度。
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics Spacecraft Dynamics and Control Teacher：Han-qing Zhang College of Astronautics
Spacecraft Dynamics and Control Text book: Spacecraft Dynamics and Control：A Practical Engineering Approach https://www.360docs.net/doc/e418116607.html,/s/1o6BF32U (1) Wertz, J. R. Spacecraft Orbit and Attitude Systems, Springer. 2001 (2) 刘墩.空间飞行器动力学，哈尔滨工业大学出版社，2003. (3) 章仁为.卫星轨道姿态动力学与控制，北京航空航天大学出版社，2006. (4) 基于MATLAB/Simulink的系统仿真技术与应用，清华大学出版社，2002。 2014年4月22日星期二Spacecraft Dynamics and Control
Spacecraft Dynamics and Control 1. Introduction Space technology is relatively young compared to other modern technologies, such as aircraft technology. In only forty years this novel domain has achieved a tremendous level of complexity and sophistication. The reason for this is simply explained: most satellites, once in space, must rely heavily on the quality of their onboard instrumentation and on the design ingenuity of the scientists and engineers. 2014年4月22日星期二Spacecraft Dynamics and Control
飞机结构详细讲解 机翼 机翼是飞机的重要部件之一，安装在机 上。其最主要作用是产生升力，同时也 在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中 收藏起落架。另外，在机翼上还安装有 起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向 纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼 加升力的装置。 由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。 机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。 一、纵向骨架 机翼的纵向骨架由翼梁、纵 樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方 向，它们都是沿翼展方向布置的。 * 翼梁是最主要的纵向构件，它承受 全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸 缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通 常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板 用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或 铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承 受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 * 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在 樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长 时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在 的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成 盒段，承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以 襟翼和副翼。 * 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。 二、横向骨架 机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，
广州民航职业技术学院2002/2003学年第二学期00级机电班 <<飞机构造基础>>期末考试题（A） 姓名：_______________班级：___________学号：______成绩：___________ 选择题：请将最正确的答案填写在答题纸上。每空1分，共100分。 1、飞机在飞行中，对飞机结构影响最大的载荷是： A、发动机推力 B、升力 C、阻力 D、飞机重力 2、飞机在正过载时： A、机翼上壁板受压，机身上壁板受拉 B、机翼上壁板受拉，机身上壁板 受压C、机翼上壁板受压，机身下壁板受拉D、机翼上壁板受拉，机身上壁板受拉 3、下述有关机翼结构质量力的说法，哪个是正确的？ A、机构结构质量力就等于机翼重力 B、小于机翼重力 C、大于机翼重力 D、机翼结构质量力等于重力与惯性力之和。 4、机翼的纵向骨架有： A、翼梁和翼肋 B、翼梁和桁条 C、腹板，缘条，桁条和隔框 D、翼肋，桁 条和翼梁 5、梁式机翼上剪力主要由哪个部件承受： A、翼梁缘条 B、桁条 C、翼梁腹板 D、翼肋 6、单块式机翼与梁式机翼相比： A、梁式机翼更能保持较好的翼型 B、单块式机翼与机身对接容易 C、梁式 机翼便于承受较大的集中载荷D、单块式机翼生存力较差 7、机身在对称载荷作用下，所受的内力有： A、剪力和弯矩 B、剪力、弯矩和扭矩 C、弯矩和扭矩 D、剪力和扭矩 8、副翼差动的目的是为了： A、保持飞机的纵向平衡 B、提高副翼操纵的灵敏性 C、减小操纵副翼所需 要的力D、使两侧机翼产生的气动阻力平衡 9、调整飞机载重与平衡的主要目的是为了： A、提高飞行效率 B、提高实用装载 C、提高飞行安全 D、降低燃油消耗 10、在对飞机进行平衡验算时，有关力臂与重量的说法，哪个正确： A、基准面前力臂取正号；增加的重量取正号 B、基准面前力臂取正号； 拆除的重量取正号C、基准面后力臂取正号；增加的重量取正号D、基准面后力臂取正号；拆除的重量取正号 11、飞机称重前的准备工作哪个是错误的： A、使飞机处于水平姿态 B、将燃油放油直到油量指示为零 C、饮用水和洗 涤水及厕所排空D、液压油箱和滑油箱排空
第三章 - 飞行空气动力学 飞行空气动力学介绍作用于飞机上的力的相互关系和由相关力产生的效应。作用于飞机的力 至少在某些方面，飞行中飞行员做的多好取决于计划和对动力使用的协调以及为改变推力，阻力，升力和重力的飞行控制能力。飞行员必须控制的是这些力之间的平衡。对这些力和控制他们的方法的理解越好，飞行员执行时的技能就更好。 下面定义和平直飞行(未加速的飞行)相关的力。 推力是由发动机或者螺旋桨产生的向前力量。它和阻力相反。作为一个通用规则，纵轴上的力是成对作用的。然而在后面的解释中也不总是这样的情况。 阻力是向后的阻力，由机翼和机身以及其他突出的部分对气流的破坏而产生。阻力和推力相反，和气流相对机身的方向并行。 重力由机身自己的负荷，乘客，燃油，以及货物或者行礼组成。由于地球引力导致重量向下压飞机。和升力相反，它垂直向下地作用于飞机的重心位置。 升力和向下的重力相反，它由作用于机翼的气流动力学效果产生。它垂直向上的作用于机翼的升力中心。 在稳定的飞行中，这些相反作用的力的总和等于零。在稳定直飞中没有不平衡的力(牛顿第三定律)。无论水平飞行还是爬升或者下降这都是对的。也不等于说四个力总是相等的。这仅仅是说成对的反作用力大小相等，因此各自抵消对方的效果。这点经常被忽视，而导致四个力之间的关系经常被错误的解释或阐明。例如，考虑下一页的图3－1。在上一幅图中的推力，阻力，升力和重力四个力矢量大小相等。象下一幅图显示的通常解释说明(不保证推力和阻力就不等于重力和升
力)推力等于阻力，升力等于重力。必须理解这个基本正确的表述，否则可能误解。一定要明白在直线的，水平的，非加速飞行状态中，相反作用的升力和重力是相等的，但是它们也大于相反作用的推力和阻力。简而言之，非加速的飞行状态下是推力和阻力大小相等，而不是说推力和阻力的大小和升力重力相等，基本上重力比推力更大。必须强调的是，这是在稳定飞行中的力平衡关系。总结如下： ?向上力的总和等于向下力的总和 ?向前力的总和等于向后力的总和 对旧的“推力等于阻力，升力等于重力”公式的提炼考虑了这样的事实，在爬升中，推力的一部分方向向上，表现为升力，重力的一部分方向向后，表现为阻力。在滑翔中，重力矢量的一部分方向向前，因此表现为推力。换句话说，在飞机航迹不水平的任何时刻，升力，重力，推力和阻力每一个都会分解为两个分力。如图3－2
飞机结构 4. Definitions 4. 定义 A. The definitions of primary and secondary structures are as follows: A. 定义基本的和次级的结构依下列各项: WARNING: THE FAILURE OF PSE’S COULD RESULT IN THE CATASTROPHIC FAILURE OF THE AIRPLANE. 警告: PSE （主要构件）的失效可以造成飞机灾难性的故障。 (1) Primary Structure: Structure which carries flight, ground, or pressure loads. Primary structure is classified into two categories: Principal Structural Elements (PSE) and Other Structure. Most of the primary structures on the airplane are Principal Structural Elements (PSE). PSEs are also known as Structural Significant Items (SSI). (1) 基本结构:承传受飞行, 地面, 或压力载荷的结构。基本的结构又分为两类: 主要构件 (PSE) 和其他构件。飞机上的大部分基本结构是主要构件(PSE). PSEs （主要构件）也是被作为结构的重要项目(SSI). (a) Principal Structural Elements (PSE): Primary structure which contribute significantly to carrying flight, ground, and pressurization loads, and whose failure could result in the catastrophic failure of the airplane. (1) 主要构件 (PSE):主要承受飞行, 地面, 和压力载荷的基本结构,这些构件的失效将造成飞机的灾难性故障。 (b) Other Structure: Primary structure that is not a Principal Structural Element (PSE). (b) 其他的结构: 基本结构中不是主要构件的部分 (PSE). (2) Secondary Structure: Structure which carries only air or inertial loads generated on or within the secondary structure. Most secondary structures are important to the aerodynamic performance of the airplane. (2) 次级结构:承受空气或次级结构本身产生的惯性载荷的结构。大部分次级结构对飞行的气动性能很重要。 修理定义 1. Applicability A. This subject gives the definitions related to repair classification and inspection for damage-tolerant and non-damage tolerant primary and secondary structures as applicable. 2. References
… 航天飞行动力学远程火箭弹道设计大作业 已知火箭纵向运动方程式如公式(1)所示。 ()0sin 1cos cos sin e e pr P v g m v P g m x v y v m m m t A ?θθαθθθα?θ?=+????=??+????=??=???=-???=?-? (1) 其中，0,,m ,,,,e v P x y θα分别为火箭飞行速度、发 动机推力、火箭初始质量、弹道倾角、攻角、水 平位移和飞行高度；A ?为角度增益系数，t 为火 箭飞行时间，m 为火箭质量。仿真初始条件如表1和表2所示。 表1初始状态 序号 变量名 ； 变量值 物理意义及单位 t 0 火箭飞行时间，s 1 θ # /2π 初始弹道倾角，弧度 2 v 0 火箭初始速度， /m s 4 x > 0 火箭在地面发射坐标系下的初始水平位置,m 5 y 0 火箭在地面发射坐标系下的初始高度,m 序号 《 变量名 变量值 物理意义及单位 0 0m 8000 起飞质量 kg 1 ~ m 单位时间燃料质量消耗， /kg s 2 g 重力加速度常数， 2/N s 3 、 A ? 35 角度增益系数 4 e P 200 发动机推力，KN 5 ~ w 7000 发动机排气速度，/m s 飞行程序角pr ?随火箭飞行时间的关系如公式(2)：
12111221212312302222= =10s, 130, 150 s 60pr t t t t t t fig t t t t t t t fig t t t fig t t s t πππ?π ?≤
空气动力学及飞行原理课程 飞行力学部分知识要点 第一讲：飞行力学基础 1.坐标系定义的意义 2.刚体飞行器的空间运动可以分为两部分：质心运动和绕质心的转 动。描述任意时刻的空间运动需要六个自由度：三个质心运动和三个角运动 3.地面坐标系, O 地面任意点，OX 水平面任意方向，OZ 垂直地面 指向地心，OXY 水平面（地平面），符合右手规则在一般情况下。 4.机体坐标系, O 飞机质心位置，OX 取飞机设计轴指向机头方向， OZ 处在飞机对称面垂直指向下方，OY 垂直面指向飞机右侧，符合右手规则 5.气流（速度）坐标系, O 飞机质心位置，OX 取飞机速度方向且重 合，OZ 处在飞机对称面垂直指向下方，OY 垂直面指向飞机右侧，符合右手规则 6.航迹坐标系, O取在飞机质心处，坐标系与飞机固连，OX轴与飞 行速度V重合一致，OZ轴在位于包含飞行速度V在内的铅垂面内，与OX轴垂直并指向下方，OY轴垂直于OXZ平面并按右手定则确定 7.姿态角, 飞机的姿态角是由机体坐标系和地面坐标系之间的关系 确定的：
8. 俯仰角—机体轴OX 与地平面OXY 平面的夹角，俯仰角抬头为正； 9. 偏航角—机体轴OX 在地平面OXY 平面的投影与轴OX 的夹角，垂直于地平面，右偏航为正； 10. 滚转角—机体OZ 轴与包含机体OX 轴的垂直平面的夹角，右滚转为正 11. 气流角, 是由飞行速度矢量与机体坐标系之间的关系确定的 12. 迎角—也称攻角，飞机速度矢量在飞机对称面的投影与机体OX 轴的夹角，以速度投影在机体OX 轴下为正； 13. 侧滑角—飞机速度矢量与飞机对称面的夹角 14. 常规飞机的操纵机构主要有三个：驾驶杆、脚蹬、油门杆，常规气动舵面有三个升降舵、副翼、方向舵 15. 作用在飞机上的外力,重力，发动机推力，空气动力 16. 重力，飞机质量随燃油消耗、外挂投放等变化，性能计算中，把飞机质量当作已知的常量 17. 空气动力中，升力，阻力，的计算公式，动压的概念。 18. 随迎角增大，升力曲线非线性，迎角分别经历抖动迎角，失速迎角，临界迎角等过程 19. 喷气发动机工作原理f k p ()P m V V =-， 20. 台架推力Pf ，发动机在试车台上测得的推力 21. 可用推力Pky ，飞行中发动机能够实际供给的用以推动飞机前进的推力 22. 推重比γfd ，耗油量qh ，单位时间消耗的燃油质量
2005年9月系统工程理论与实践第9期 文章编号:100026788(2005)0920137205 微型飞行器空气动力学研究 李占科,宋笔锋,张亚锋 (西北工业大学航空学院,陕西西安710072) 摘要: 围绕与微型飞行器相关的低雷诺数空气动力学问题,进行了低雷诺数翼型气动特性的数值分析 研究、低马赫数低雷诺数流场数值计算方法研究、考虑扑翼结构弹性变形的气动特性估算方法研究、微 型飞行器气动特性估算的非定常涡格法研究和微型飞行器的风洞试验研究,取得的研究成果对微型飞 行器的发展具有重要的参考价值和指导意义. 关键词: 微型飞行器;雷诺数;扑翼;风洞试验 中图分类号: V27912 文献标识码: A Aerodynamics Research on M icro Air Vehicles LI Zhan2ke,S ONG Bi2feng,ZHANG Y a2feng (School of Aeronautics,N orthwestern P olytechnical University,X i’an710072,China) Abstract: In the paper,Based on the low Reynolds number aerodynamics of the micro air vehicles(M AVs),s ome researches were done.such as aerodynamics characteristic numerical analysis research on the air foil at low Reynolds numbers,numerical calculation method of low Mach low Reynolds numbers fluid field,estimation method research on aerodynamic characteristic of the aeroelastic flapping wing,unsteady v ortex method of aerodynamics characteristic estimation and wind tunnel test of M AVs.The results of this paper have im portant reference value and instructive meaning to the development of M AVs. K ey w ords: micro air vehicles(M AVs);Reynolds number;flapping wing;wind tunnel test 1 引言 近年来,微型飞行器作为一种新型的航空飞行器,在国内外形成了新的研究热潮.低速和小尺寸共同决定了微型飞行器的飞行雷诺数很低(105左右),这远低于传统飞行器(包括普通的无人驾驶飞机)的飞行雷诺数范围(106～108以上).微型飞行器必须在低雷诺数条件下仍能保持良好的气动性能,而这方面的研究目前尚处在探索阶段.本文主要围绕与微型飞行器有关的低雷诺数空气动力学问题,进行了数值计算和风洞试验等方面的研究,取得了具有一定参考价值的研究成果. 2 微型飞行器空气动力学研究 211 低雷诺数翼型气动特性的数值分析研究 微型飞行器外形尺寸小,速度低,基于微型飞行器尺寸的雷诺数也比较小,粘性效应相对强烈,流动易分离,准确求解这种低雷诺数的流场对湍流模型乃至整个数学模型都是一个极大的挑战.本研究针对低雷诺数问题,利用求解雷诺平均的NS方程,数值模拟了绕翼型的低雷诺数流动,分析了与低雷诺数流动有关的不稳定性.研究表明,分离流动都是不稳定的,会产生周期性的脱出涡.结合绕翼型的低雷诺数流动,对采用的计算模型进行了以下研究: 1)FNS方程与T LNS方程数值准确性的对比研究 分别采用FNS方程和T LNS方程计算了在条件:Ma=012,雷诺数Re=110×105,攻角α=1°时绕 收稿日期:2003207207 资助项目:总装气动预研项目(413130401)及国防基础科研项目(J1500C001)联合资助 作者简介:李占科(1973-),男,陕西岐山人,西北工业大学飞机系博士,主要从事与微型飞行器有关的研究.
纸飞机的空气动力学 作者：Ken Blac…文章来源：https://www.360docs.net/doc/e418116607.html,点击数：5666 更新时间：2007-2-4 4:41:01 如果图片太小，你可以在图片上面滚动鼠标滑轮来放大图片观察，也可以在图片上单击右键选择〔图片另存为〕保存图片到你的电脑上面再进行查看。 1.介绍 这里打算介绍关于纸飞机的空气动力学知识。如果你想全面了解为什么飞机能飞行，为什么有时坠毁，可以参阅我的《世界记录纸飞机》和《孩童纸飞机》中的任何一本书。本来打算在这里也用一个章节来写一些这方面的知识，但限于篇幅，不能写了。希望这些内容不会过于专业性，其中一些细节可能比较复杂，但大多数原则是很简单明了的。我的目标是高中生能理解大部分内容。我希望能在不久的将来在我的网站上放一个全面的空气动力学介绍 了解纸飞机和真正的飞机飞行的基本原理很重要。它们同样产生升力和拖力，并且同样会因此而稳定或不稳定。但纸飞机不但外形看上去和真飞机不同，它的空气动力原理也和真飞机有不同之处。这些不同点虽然不明显，但确实影响纸飞机的飞行。 2.为什么纸飞机很真飞机外形不同大多数真飞机有机翼、尾翼和机身（来承载飞行员和乘客）。大多数纸飞机只是将纸折出一对翅膀和一个手可以握住、投掷的部分。有以下几点理由来说明这种不同： 2.1 折纸时间 造成纸飞机和真飞机外形不同的主要原因是折纸飞机的人总想又快又简单地折出一个纸飞机。加一个机尾或其他部分总需要将纸折更多次，有时侯还可能需要剪刀、胶带或胶水。最简单的纸飞机就是一个飞行的
翅膀。 2.2不需要尾翼真飞机的水平尾翼有一个升降系统，飞行员可以通过旋转该系统使飞机抬头而缓慢飞行，或低头加速飞行。纸飞机通过将翅膀后端边缘的纸折起而达到上升缓慢飞行或下降加速飞行的目的。 有一些真飞机没有尾翼也能成功飞行。Northrop XB-35 and B-2、贺顿兄弟的滑翔机都是很稳定，很好的飞行器。许多人都以为飞机尾翼是必要的稳定器，但上面提到的飞机及成百万的纸飞机都证明没有尾翼飞机也能平稳。 飞机通过尾翼向前后不同的方向倾斜来保持飞机的稳定性。飞机只有在重心点上时才能保持平衡，而这个重心点会因承载的人员和货物的多少，甚至燃料的多少而前后移动。如果飞机的重心移到飞机的中点之后，飞机会不平稳，如果重心移到中点之前，又会过于平稳，需要更多的升力。升降系统安装在尾翼比在机翼上更有效。所以有尾翼的飞机比没有尾翼的飞机更好控制重心。纸飞机的重心不移动，所以不需要尾翼。 尾翼也用来在飞机向下俯冲减缓速度时保持平衡，纸飞机飞行不需要减缓速度，所以也不需要尾翼来帮助保持平衡。 真飞机通常还有一个垂直尾翼，用来帮助保持方向。这也叫方向稳定器。纸飞机机身（就是你手拿着进行投掷的地方）的作用类似于真飞机的这个方向稳定器。有时，将纸飞机的翅膀两端（翼尖）向上折有助于飞机的稳定。纸飞机的机身和翼尖共同起到了令飞机稳定的作用，所以不需要垂直尾翼。 2.3机翼的形状 纸飞机通常有短而粗的机翼，我们叫做“低”机翼。从翼尖到另一个翼尖的距离叫机翼跨度，从机翼前端到后端的距离叫弦度。跨度与平均弦度的比例就叫“展弦比”。它是机翼的一个重要的特征。 对于亚音速飞机，增加“展弦比”，（即增大跨度或减小弦度）会减小飞机
航天飞行动力学作业（1） 1. 动坐标系矢量导数 已知火箭相对于地面坐标系的速度5500/v m s =，弹道倾角10θ=，并在纵向平面内运动，俯仰角速度为 1.5/s ω=，火箭俯仰角为30。整流罩质心距离火箭质心为20m ，质心整流罩分离时相对于火箭箭体的相对速度为2m/s r v =，速度倾角（与火箭纵轴夹角）为45，求整流罩相对于地面坐标系的速度矢量。 解答： c =+r r ρ，c r 为整流罩在地面坐标系下的矢径，r 为火箭质心在地面坐标系下的矢径，ρ为整流罩质心距离火箭质心距离。 c d d d dt dt dt =+r r ρ d dt t δδ=+?ρρωρ c d d dt dt t δδ=++?r r ρ ωρ 111111cx x rx x x cy y ry y y cz z rz z z v v v v v v v v v ωρωρωρ???????????????????? =++????????????????????????????? ?? 5500*cos102*cos 450205417.95500*sin102*sin 4500956.900 1.5/57.300cx cy cz v v v ????????????? ?? ?????????=++?=????????????????????????? ??????????? 2. 变质量质点动力学方程 设火箭发动机秒耗量100kg/s m =，相对喷气速度为3000m/s e μ=，俯仰角速度为 1.5/s ω=，转动惯量变化率1000kg m/s z I =?，喷口距离质心距离为10m ρ=，求火箭发动机工作产生的附件哥氏力、附加相对力，附加哥氏力矩，附加相对力矩。 解答： 附加哥氏力：0100221000052.3561.5/57.300k T e F m -?????? ??????'=-?=-???=?????? ????????????ωρ 附加相对力：30003000001000000rel e F m -????????'=-?=-?=???????????? μ 附加哥氏力矩： 00 00100100()00001000000001000 1.5/57.30 1.5/57.30287.96k T e T e M m t δδ--????????????????????????'=-?-??=--???=???????????? ????????????-???????????? I ωρωρ 附加相对力矩：0rel e e M m '=-?=ρμ 3. 引力和重力及其夹角 将地球视为标准椭球模型，编程求解地表处地心维度分别为=306090φ，，时的：（1）引力加速度,r g g φ；（2）重力加速,r k k φ；（3）离心惯性加速度,er e a a ?''； （4）引力加速度与地心矢径夹角1μ；（5）重力加速度与地 心矢径夹角μ；（6）地理纬度0B 。 地球椭球参数6378140m e a =， 6356755m e b =，1/298.257e =，7.292e-5e ω=， 3.986005e+14m f M μ==