第一章-6 飞行动力学-飞机的横侧运动+飞机方程ppt课件.ppt

第一章飞行动力学 第九节飞机的横侧向运动 2012 3 一 横侧向运动的线性化方程 飞机横侧运动包括滚转 偏航和侧移三个自由度的运动操纵面是副翼 a和方向舵 r 侧向状态方程的输入量线化方程 重力倾斜产生的侧力 将侧力Y 滚转力矩L和偏航力矩N线性化 一 横侧向运动的线性化方程 基准运动 等速直线平飞状态的横侧小扰动线化方程 令 v V0 同时 侧向速度v0 0 v v 由于 横侧向方程 偏航角不产生力或力矩 仅为几何关系 符号 写成p算子形式式中各大导数 写成状态方程形式 注 上式中大导数与表中大导数的表达式可能不完全相同 建模时需要自行推导验证 二 横侧向扰动运动与三种模态 纵向运动时的同一飞机 以M 0 9 高度h 11000m作定常平飞 各参数及气动导数如下 对稳定轴系 由表中表达式计算 扰动运动控制输入为0 a r 0 拉氏变换后得代数方程 特征多项式 特征根 扰动运动的解 一对共挽复根代表振荡运动模态大负根代表滚转快速阻尼模态小根 可正可负 代表缓慢螺旋运动的模态飞机横侧扰动运动由此三种典型模态线性叠加而成 较少受滚模态影响都受振荡模态影响 经拉氏反变换 设 0 1 得 1 滚转阻尼模态 飞机受扰后的滚转运动 受到机翼产生的较大阻尼力矩的阻止而很快结束 这是由于大展弦比机翼的滚转阻尼导数Clp大 而转动惯量Ix较小所致 滚转阻尼模态对应一个大的负实根 单调过程 2 荷兰滚模态 振荡摸态 三种模态中 振荡模态的系数最大 说明这一模态在横侧运动各参数中均有明显的表现 与纵向短周期相同 航向静稳定性导数Cn 起恢复作用 消除侧滑角 侧力导数CY 和航向阻尼力矩导数Cnr起阻尼作用 CY 和Cnr在数值上很小 因此横侧向振荡模态的衰减很慢 与纵向短周期模态不同的是 由于横滚静稳定性导数的存在 伴随着侧滑角的正负振荡 飞机还产生了左右滚转的运动 航向和滚转运动的耦合 2 荷兰滚模态 设某时刻有正侧滑 0 航向静稳定性Cn 产生正的偏航力矩以消除正侧滑 飞机产生正偏航角速率r 0 同时横滚静稳定性Cl 产生负的滚转力矩 使飞机向左滚转 0 由于转动的惯性作用 在消除正侧滑角之后会出现负侧滑角 0 但此时飞机已产生了负滚转角 0 使升力L向左倾斜 与重力的合力起到加剧向左侧滑的作用 这就抵消了一部分偏航运动的阻尼效果 出现左侧滑角时 又会重复上述过程 但方向相反 这种飘摆运动的飞行轨迹呈s形 同时又左右偏航 左右滚转 很像荷兰人滑冰的动作 故称荷兰滚模态 滚转运动加入到振荡运动中使本来就较小的阻尼比进一步减小 所以必须选择适当的横滚静稳定性 若横滚静稳定性设计得太大 Cl 的负值太大 会使荷兰滚模态不稳定 3 螺旋模态 当Cl 较小而Cn 较大时 易形成不稳定的螺旋模态 若t 0有正的滚转角 0 则升力L右倾斜与重力合力使飞机向右侧滑 由于Cl 小 则使 角减小的负滚转力矩小 而Cn 较大 使得偏航角速率r正值大 交叉动导数Clr为正 产生较大的正滚转力矩 当负滚转力矩小于正滚转力矩时 飞机更向右滚转 于是合力作用使飞机更向右侧滑 如此逐渐使 角正向增大 升力的垂直分量Lcos 则逐渐减小 轨迹向心力Lsin 则逐渐增大 致使形成盘旋半径愈来愈小 高度不断下降的螺旋线飞行轨迹 故称为螺旋模态 螺旋模态的初期发散是很缓慢的设计时要与荷兰滚模态配合 为尽量增大荷兰滚模态的阻尼比 宁可让螺旋模态有稍微的不稳定 4 三种模态的简化处理 1 滚转阻尼模态的简化处理具有大展弦比机翼的飞机 其滚转阻尼导数在滚转阻尼模态中占据绝对地位 只考虑一个滚转速率p的自由度 运动微分方程为 经拉氏变换得特征方程 s Lp 0 代入数据 s Lp 2 2612与精确解s 2 28261的误差为 s 0 94 4 三种模态的简化处理 续 2 荷兰滚模态的简化处理初步近似认为滚转运动对荷兰滚模态没有影响 即认为偏航和侧移运动不受滚转速率和滚转角的影响 得到 全自由度方程解 偏差较小 3 螺旋模态的简化处理 螺旋模态在各运动参数中只占据很小的份额 而且运动参数的变化慢 因此初步近似时 惯性项可以忽略 令方程中 P Pp Pr 0 经拉氏变换 特征多项式 一阶系统代入数据 解得 全量系统的精确解 误差为 螺旋摸态的稳定条件 b4 0 转为小导数 三 横侧向运动的传递函数 以方向舵 r和副翼 a偏转为输入的传递函数 在零干扰和零初始条件下经拉氏变换 横侧向方程 1 令副翼 a 0 对 r的传递函数 分母均为4阶特征多项式 2 令方向舵 r偏转为零 得出各变量对 a的传递函数 的传递函数 若以偏航角 为输出量 分母中有一个积分环节 积分环节的输出与输人无比例关系 即航向运动受扰后不能回复到受扰前的航向 飞机航向角的变化不会改变力和力矩的平衡 因此飞机具有航向随遇平衡的性质 这称为横侧运动的一种模态 即航向中立稳定模态 传递函数及频率特性举例 以纵向运动所分析的同一飞机为例 各大导数 解得 分母 特征多项式 代入横向方程 经拉氏变换 荷兰滚振荡频率 频率特性 除 j a j 外 其余传递函数的频率特性中均出现荷兰滚峰值 说明除了 a响应 其余脉冲响应中荷兰滚运动都起主要作用 由于 a中有零极对消 方向舵偏转主要引起荷兰滚模态运动 对滚转模态的影响不很明显 副翼偏转主要引起滚转模态运动 对荷兰滚模态有一定影响 r和 a脉冲响应 a主要引起滚转响应会产生荷兰滚模态响应 四 二自由度荷兰滚运动的近似传递函数 由荷兰滚模态的简化方程可得近似传函 若Y r近似为0 进一步有 将前例中的数据代入 得 五 一自由度滚转运动近似传递函数 副翼偏转主要引起滚转运动 且叠加一定程度的荷兰滚振荡运动 忽略荷兰滚运动的影响 令得滚转运动方程为传递函数 代入数据 可写成滚转速率与副翼的传递函数 六 空速 高度变化对横侧动力学的影响 1 荷兰滚模态荷兰滚模态的简化特征方程由于 荷兰滚模态的固有频率为 阻尼比 都正比于 与空速成正比 六 空速 高度变化对横侧动力学的影响 2 滚转阻尼模态滚转阻尼模态传递函数的时间常数为 TL与 V0成反比 3 螺旋模态螺旋模态小实根的近似表示式由于远远大于其他项 所以 螺旋模态时间常数与飞行速度成正比 七 气动导数变化对横侧动力学特性的影响 1 滚转阻尼模态时间常数与飞机横滚阻尼气动导数Clp成反比Clp大 滚转阻尼特性好 过大 副翼操纵滚转困难 飞机进入盘旋太慢 影响盘旋机动性能 超音速飞机一般都是小展弦比机翼 Clp小 滚转阻尼特性不好 因此有必要加人工阻尼 2 荷兰滚模态航向静稳定性Cn 越大 荷兰滚模态固有频率越高 Cl 太大 会降低荷兰滚阻尼 3 螺旋模态可以通过改动飞机几何参数 如上反角 调整Cl 的值 使得螺旋模态稳定 或虽不稳定 但发散不致过快 飞机方程 飞机是多输入多输出系统 可用状态方程描述 去掉 纵向状态方程横侧向状态方程可以直接用状态方程 不必从传递函数导出 式中 第十一节导弹飞行运动的特点 1 外形飞机外形面对称 三翼面 机翼为主 产生较大气动力导弹外形 字形 字形轴对称1 升力 侧力 作用相同偏航与俯仰特性相同 与滚转无耦合2 导弹 侧滑转弯STT skid to turn 飞机 倾斜转弯 bank to turn 2 导弹的控制 利用升力 侧力控制导弹飞行轨迹 产生加速度 过载 水平舵面 升力 法向过载 上下飞行垂直舵面 侧力 侧向过载 左右飞行滚转 无 a 同一平面舵面的差动偏转 滚转力矩鸭式导弹鸭翼 不受气流下洗的影响 改变气动特性推力矢量控制导弹舵面气动力小 靠推力改变方向控制1 燃气舵 高速燃气流 控制耐热舵面偏转2 摆动发动机 控制推力方向 推力线变化 产生力矩弹道式导弹 依据弹道计算修改推力线3 摆动喷管 固体火箭发动机 喷管摆动 改变推力 3 轴对称系统的传递函数特点 三通道交叉影响小1 侧滑角 0 只引起升力 俯仰力矩 只引起侧力 偏航力矩不引起滚转力矩2 0 也不引起滚转力矩3 只有 0和 0 且 时才会引起小量的滚转力矩荷兰滚运动变成无滚转的振摆运动 与纵向短周期动态过程相同 传递函数也相同导弹以法向 侧向过载为控制目标an az 法向加速度 ay 侧向加速度 4 控制目的 飞机稳定飞行 自动保持姿态 航向 空中格斗基准运动 等速直线平飞 线性化 纵侧