《无人机系统理论基础》课件-项目2：飞行原理与空气动力学

第六课时无人机飞行的大气环境BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2大气的物理特性§4流场的概念§3标准大气§1大气层的划分§1大气层的划分大气层的划分大气飞行环境：飞行器在大气层内飞行时所处的环境条件大气层是因重力关系而围绕着地球的一层混合气体，其空气密度随高度而减小以大气层中温度随高度的分布变化为主要依据，可将大气层分为对流层、平流层、中间层、热层和散逸层大气层的划分对流层位于大气的最低层，从地球表面开始向高空伸展，直至平流层的起点为止气温随高度的增加而降低冷热空气发生垂直对流形成了空气的水平运动化学过程十分活跃大气层的划分平流层距地表约10～50千米处的大气层中高温层置于顶部，低温层置于底部气流主要表现为水平方向运动，对流现象减弱很少发生天气变化，适于飞机航行保护着地球上的生物免受太阳紫外线及高能粒子的袭击大气层的划分中间层自平流层顶到85千米之间的大气层温度垂直递减率大，垂直对流运动强盛空气分子吸收太阳紫外辐射后可发生电离，高纬度地区夏季黄昏时可能出现夜光云现象大气层的划分热层范围从中间层顶部伸展到800千米高度存在大量自由电子和离子，能使无线电波改变传播速度，发生折射、反射和散射空气密度很小，声波也难以传播气温随高度增加而上升空气处于高度电离状态热层的变化会影响飞行器的无线电通信大气层的划分散逸层地球大气的最外层空气极其稀薄受地球的引力作用较小大气分子不断地向星际空间散逸航天器脱离这一层后进入太空飞行大气层的划分卡门线人为设定的外地球大气层与太空的分界线，位于海拔100千米（330,000英尺）处因大气稀薄，空气密度只有海平面的0.0000004（百万分之零点四），难以产生足够支持航空飞行的升力可以被视作正好处在或接近热层的底端§2大气层的物理特性大气的物理特性连续性连续性假说：研究飞行器和大气运动时，可以忽略气体分子之间的距离，即把气体看成是连续的介质大气的物理特性压强大气的压强：物体在单位面积上所承受的大气的法向作用力的大小通过马德堡半球实验人们开始相信真空的存在大气的物理特性黏性空气在流动过程中表现出的一种物流性质相邻大气层之间相互运动时产生的牵扯作用力大气的物理特性可压缩性当气体的压强改变时，其密度和体积也随之发生改变不同状态的物质可压缩性也不同大气的物理特性声速声速：声波在物体中传播的速度声波：振动的声源在介质中传播时产生的疏密波§3标准大气标准大气标准大气：为防止大气物理参数因地而异而建立的统一的标准标准大气国际标准大气的规定大气被看成理想气体海平面的高度为零压强：P0N=1.01325×105Pa温度：t0N=15℃=288.2K密度：ρ0N=1.225kg/m3§4流场的概念流场的概念流动中空气的压强、密度、温度以及流管粗细与气流流速之间相互变化的关系流场的概念流体气体和液体统称为流体气体和液体的共同点是不能保持一定形状，具有流动性；不同点表现在液体具有一定的体积，不可压缩，而气体可以压缩当气体的压力和温度变化不大，气流速度远小于声速时，可把气体视为不可压缩的流体流场的概念流体所占据的空间分布流体的运动参数的场流场流场的概念定常流动与非定常流动根据运动参数是否随时间变化，可以将流体分为定常流动与非定常流动非定常流动：流场中液体的运动参数不仅随位置变化而变化，还随时间变化而变化定常流动：流场中流体的运动参数只随位置改变而与时间无关流场的概念同一质点在不同时刻形成的轨迹用拉格朗日法描述流体运动的方法迹线流场的概念不同质点的速度方向在同一时刻形成的曲线流线上各点的流体质点所具有的速度方向与曲线在该点的切线方向重合流线流场的概念流线流线的特征：非定常流动时，经过同一点的流线的空间方向和形状是随时间改变的定常流动时，同一点的流线始终保持不变，且流线与迹线重合流线不能相交，也不能转折流场中的每一点都有流线通过，这些流线构成流场的总体，称为流线谱，简称流谱流场的概念流管:在流场中任意画一封闭曲线，在该曲线上每一点做流线，由这些流线所围成的管状曲面流束:充满在流管内的流体流管和流束流场的概念层流：流体的一种流动状态，作层状的流动紊流（扰流、湍流、涡流）：不稳定的、扰动着流过物体表面的流体层流和紊流流场的概念湍流：流体的一种流动状态，江河急流、空气流动、烟囱排烟等都是湍流只在大雷诺数下发生（雷诺数：用来表征流体流动情况的无量纲数）湍流的概念流场的概念基本特征：流体微团运动的随机性流体微团的轨迹极其紊乱，随时间变化很快，引起动量、热量和质量的传递湍流的基本特征流场的概念湍流的优点：强化传递和反应过程湍流的缺点：大幅增加摩擦阻力和能量损耗湍流的优缺点流场的概念研究湍流的基本问题1.阐明湍流是如何发生的？2.了解湍流特性第七课时空气流动的基本规律BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2运动的转换§4伯努利定理§3连续性定理§1空气流动模型§5风洞的介绍§1空气流动模型空气流体模型流体的分类：根据流体黏性的差别：理想流体和黏性流体理想流体空气流体模型理想流体是一种假想，只是真实流体的一种近似模型，能简化流动问题在确定飞机的阻力问题时，则必须考虑流体的黏性理想流体空气流动模型对于理想气体，其状态方程为：p=ρRT式中，p------压强，Paρ------密度，kg∕m^3R------气体常数，空气为287.05287J/(kg·K)T------温度，K理想流体空气流体模型飞行速度不高时，空气可近似按理想气体处理航速超过音速5倍时，需考虑真实气体的状态方程理想流体空气流体模型波义尔定律：当气体的物质的量与温度不变时，气体的体积与其压强成反比V∝1/p（n，T恒定）理想流体空气流体模型查理定律：当气体的量与压强不变时，气体的体积与其温度成正比V∝T（n，p恒定）理想流体空气流体模型阿伏加德罗假设在同温同压下，体积相同的不同气体含有相同的粒子数V∝n理想流体空气流体模型符合理想气体的条件：①

气体分子间作用力微弱②气体分子体积远小于气体体积理想流体空气流动模型流体的分类：根据密度（ρ）是否为常数分为：可压（ρ不为常数）不可压（ρ为常数）不可压缩流体空气流体模型当Ma＜0.3时，可以忽略流体密度变化，把流体视为不可压流体当Ma＞0.3时，必须考虑流体密度变化对流体参数的影响不可压缩流体空气流体模型不考虑热传导性的流体，称为绝热流体空气低速（Ma＜0.3）流动时，一般不考虑空气的热传导性空气高速（Ma＞0.3）流动时，需要考虑温度的变化对流体的影响绝热流体§2运动的转换运动的转换运动的转换原理：利用静止坐标系与活动坐标系求得的飞机受力完全相同利用运动的转换原理，将飞机的运动问题转化为空气的流动问题，可简化空气动力学的研究运动的转换原理风洞试验§3连续性定理连续性定理当流体低速、稳定、连续不断地流动时，流管里任一部分，流体都不能中断或积聚，在同一时间内，流进任何一个截面的流体质量和从另一个截面流出的流体质量应当相等流体中的质量守恒定律连续性定理设截面Ⅰ的面积为F1，流速为V1，流体密度为ρ1，则单位时间内流进该截面的流体质量为：m1=ρ1ν1F1同理,设截面Ⅱ的面积为F2，流速为V2，流体密度为ρ2，则单位时间内流进该截面的流体质量为：m2=ρ2ν2F2根据质量守恒定律，m1=m2，即：ρ1v1F1=ρ2v2F2流体中的质量守恒定律连续性定理由于截面Ⅰ和截面Ⅱ是任意选取的，所以可以认为，单位时间内流过任何截面的流体质量都相等，故得

ρvF=常数式中，V------流管截面上的流体速度，m/sF------所取截面的面积，㎡若在流动过程中,流体密度不变,即ρ1=ρ2=ρ，则方程ρvF=常数可简化为：vF=常数方程式ρvF=常数或vF=常数称为连续方程，进一步可写成：v1/v2=F2/F1流体中的质量守恒定律连续性定理连续性方程说明了流体流动速度和流管截面积之间的关系。连续性定理：当低速定常流动时，流体速度的大小与流管的截面积成反比连续性定理只适应于低速，即认为密度不变的情况流体中的质量守恒定律运动的转换流体流动速度的快慢，可用流管中流线的疏密程度来表示流线密的地方表示流管细，流体速度快，反之就慢流体中的质量守恒定律§4伯努利定理伯努利定理伯努利定理是能量守恒定律在空气动力学中的具体应用伯努利定理：p1+1/2ρv1^2=p2+1/2ρv2^2=p0式中

p1------截面Ⅰ的静压

p2------截面Ⅱ的静压

1/2ρv^2----动压

p0------总压伯努利定理伯努利定理的含义与应用条件含义：流体流速低速、定常流动时，流速小的地方，压强大，流速大的地方压强小应用条件：只适应于低速，即认为密度不变，要求流场中气体不与外界发生能量交换伯努利定理连续性定理与伯努利定理说明了流管截面积、气体速度和压力这三者之间的关系低速定常流动的流体，流过的截面积大的地方，速度小，压强大；而流过截面积小的地方，流速大，压强小适用于低速，不能推广到高速§5风洞的介绍风洞的介绍风洞：一种管道状试验设备，该设备依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在人为制造气流中，以此模拟实际飞行中各种飞行状态，获取试验数据风洞试验、数值模拟、飞行试验是当今研究飞行器空气动力学问题的主要方法按气流速度范围：低速风洞（马赫数Ma小于0.3）亚声速风洞（0.3≤Ma≤0.8）跨声速风洞（0.8≤Ma≤1.2）超声速风洞（1.2≤Ma≤5）高超声速风洞（Ma≥5）低速风洞超声速风洞高超声速风洞风洞的介绍风洞的主要分类按风洞的运行时间：连续风洞（可长时间运行）暂冲风洞（数秒至数分钟量级）脉冲风洞连续风洞暂冲风洞脉冲风洞风洞的介绍风洞的主要分类其他的风洞分类形式：按驱动形式、按照风洞用途回流式、闭口低速风洞结构示意图风洞的介绍风洞的主要分类在空气中运动的物体都会涉及到空气动力问题，当这些问题对于物体本身的动力学或者静力学问题有足够大的影响时，必须进行风洞试验奔驰风洞测试风洞的介绍风洞的作用①风洞是先进飞行器的摇篮相对于后期的飞行实验，风洞提供了飞行器研发前期一个高效、方便、经济的试验手段航天飞机风洞测试风洞的介绍风洞的作用②风洞试验是改进汽车和高铁等交通工具性能的重要一环优化汽车外形设计，减少风阻、提高行车安全性、降低噪音，是汽车风洞实验的主要目的，都需要大量的风洞试验提供数据并对原有设计进行改进③风洞为体育事业发展提供技术支持高铁列车风洞测试风洞的介绍风洞的作用4.风洞试验是现代大型桥梁和建筑安全的重要保证气流绕过一般非流线型外形的桥梁和建筑结构时，会产生涡旋和流动的分离，形成复杂的空气作用力常见三种桥梁风洞试验为静力三分力试验、弹簧悬挂刚体节段试验、全桥气动弹性模型试验重庆菜园坝长江大桥风洞测试风洞的介绍风洞的作用第八课时升力和增升原理BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2升力的物理模型§4增升装置§3增升原理§5增升装置管理§1升力产生的原理

§1升力产生的原理升力产生的原理飞机各部分所产生的空气动力的总和叫做飞机的总空气动力（R）根据飞机的总空气动力起的作用，将其分解为垂直于相对气流方向的分力（升力L）与平行于相对气流方向的分力（阻力D）飞机的升力绝大部分都是由机翼产生的升力产生的原理伯努利学派对升力的解释上翼面气流流速比下翼面气流快伯努利定理：流速快的压强小，流速慢的压强大上表面气流压强小，下表面气流压强大上下表面产生压力差，即升力的来源升力产生的原理牛顿学派对升力的解释由于在特殊情况下两股气流未必“同时到达”，因此伯努利学派对升力的解释不够严谨牛顿学派对升力的解释：由牛顿第三定律角度得，密度大于空气的飞行器利用空气的反作用力来获得升力§2升力的物理模型升力的物理模型迎角相对气流方向于翼弦之间的夹角，称为迎角（α）根据气流指向不同，迎角可分为正迎角、负迎角和零迎角升力的物理模型机翼的压强分布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α=0时的翼型压强分布升力的物理模型机翼的压强分布在一定的迎角范围内，飞机的总空气动力R随着迎角α的增加而上升失速：当迎角α增大到某一程度时，升力迅速下降，此时迎角称为“临界迎角”或“失速迎角”α＞0时的翼型压强分布升力的物理模型升力公式根据风洞和其它方法试验结果表明，机翼产生升力的大小可表示为：L=1/2ρV^2SC_L式中，ρ------空气密度，kg/m3；V------飞机与气流的相对速度（飞行速度），m/s；S------机翼面积，m2；C_L-----机翼升力系数；1/2ρV^2--动压q§3增升原理增升原理由升力公式可以看出：升力与升力系数、空气密度、飞行速度（相对气流速度）、机翼参考面积成正比其中，飞机周围的空气密度难以人为控制，飞行速度由发动机推力决定因此增生原理分为：增加机翼弯度、增大机翼面积、延迟气流分离、喷气加速增升原理增加机翼弯度与面积改变机翼的剖面形状，增加翼型的弯度和面积，使升力系数增加，因而升力增大增升原理延迟气流分离通过增加上翼面流动速度或者降低有效迎角的方式来延迟气流分离，从而达到增加升力的效果增升原理喷气加速在环绕机翼的气流中，增加一股高速气流，改变空气在机翼上的流动状态§4增升装置增升装置增升装置的作用使飞机产生额外的升力，降低飞机着陆速度，缩短着陆滑跑距离在起飞时使用增升装置，可缩短起飞滑跑距离增升装置增升装置的性能保证为保证飞机在起飞和着陆时仍能产生足够的升力，需要装设增大升力系数的装置光洁构型下，使得降低至最低速度时仍然有足够的升力的方法：1.增加机翼的面积S2.通过改变翼型的形状或者使用机械装置修改边界层，来增加升力系数增升装置增升装置的应用目前使用较为广泛的增升装置主要有前缘缝翼、前缘襟翼和后缘襟翼等襟翼一般只在起降阶段使用，且收放角度不同增升装置缝翼和襟翼缝翼和襟翼的作用：增加翼型的相对弯度创造一些窄缝或者缝道可以修改边界层的属性增升装置缝翼和襟翼边界层分离：由于没有增升装置，当飞机以大迎角飞行时，气流很难附着在机翼上，边界层有明显的分离，从而导致升力下降增升装置利用缝翼和襟翼维持升力①弯度增加—前缘通过增加前缘的弯度，气流偏离的程度大大降低，气流更好地附着在机翼上，边界层分离发生得更晚增升装置利用缝翼和襟翼维持升力②弯度增加—后缘后缘弯度的增加导致下洗流的增加，升力系数CL也随之增大增升装置利用缝翼和襟翼维持升力③窄缝窄缝(或“气流槽”，或“缝道”)允许空气在增升装置和机翼之间通过，使来自下表面的高压空气通过窄缝流到上表面，为流经机翼的空气提供更多的动能，最终延迟了气面分离增升装置前缘增升使用前缘增升装置时，最大升力系数CLmax也随迎角α增加，最终导致失速速度降低增升装置前缘增升前缘增升装置显著增加了失速攻角通过绘制极坐标曲线CL=f(CD)，说明前缘增升装置对空气动力学特性的影响增升装置前缘增升装置①克鲁格襟翼克鲁格襟翼被广泛用于大型客机，增加了机翼的弯度和面积增升装置前缘增升装置②

可变动拱形襟翼具有更好的空气动力学特性，扩展机械运动类似于克鲁格襟翼增升装置前缘增升装置—前缘缝翼前缘缝翼扩展时，创造“窄缝”位于机翼前缘，延缓机翼的气流分离，提高最大升力系数和临界迎角增升装置前缘增升装置—前缘缝翼前缘缝翼打开时与机翼之间的缝隙，即窄缝的优缺点：降低逆压梯度，延缓气流分离，达到增大升力系数和临界迎角的目的减小了上下翼面的压强差，具有减小升力系数的副作用接近临界迎角时，利用前缘缝翼延缓气流分离的作用，可提高最大升力系数和临界迎角只有当飞机迎角接近或超过临界迎角时，即机翼气流分离现象严重时，打开前缘缝翼才能起到增大升力系数的作用增升装置前缘增升装置—前缘缝翼飞机只在靠近翼尖且位于副翼之前的位置装设缝翼主要作用：在大迎角下延缓翼尖部分的气流分离，提高副翼的效能，从而改善飞机的横向稳定性和操纵性增升装置前缘增升装置—前缘缝翼前缘襟翼通常指位于机翼前缘的无缝道的襟翼，可以增大机翼的弯度，使前缘吸力增加，提高升力，增加失速迎角增升装置前缘增升装置—前缘缝翼下前缘襟翼可减小前缘与相对气流之间的角度，使气流能够平顺地沿上翼面流过，增大翼切面的弯度，延缓气流分离，提高最大升力系数和临界迎角增升装置后缘增升装置后缘装置通过升力的方法：①增加机翼的相对弯度和厚弦比②增加机翼的面积对于给定迎角、机翼扩展增升装置时，使用后缘增升装置对应的升力系数CL，相比光洁构型时更大增升装置后缘增升装置当襟翼扩展时，翼型被修改，此时的有效迎角α_eff比光洁构型时更大，CL更大临界迎角的降低使得飞机在扩展襟翼进近时的机头上翘程度比在光洁配置时要少，极大地提高了跑道的可见性增升装置后缘襟翼较为常用的后缘襟翼：简单襟翼、开缝襟翼、分裂襟翼、后退襟翼、后退开缝襟翼等放下后缘襟翼，既增大升力系数，同时也增大了阻力系数起飞时一般放小角度襟翼，着陆时放大角度襟翼增升装置后缘襟翼①简单襟翼上、下翼面压强差增大导致升力系数增大机翼后缘涡流区扩大，机翼压差阻力增大，诱导阻力增大，升阻比降低增升装置后缘襟翼②开缝襟翼提高升力：延缓气流分离、增大机翼弯度开缝襟翼的增升效果较好，最大升力系数一般可增大85%~95%增升装置后缘襟翼③分裂襟翼紧贴于机翼后缘下表面并形成机翼的一部分提高升力：增大机翼上下表面的压强差、增大机翼翼型的弯度一般可把机翼的升力系数提高75%~85%增升装置后缘襟翼④后退襟翼增大机翼弯度与机翼面积增升装置不同类型的后缘襟翼之间的比较通过升力系数曲线CL=f(α)和极曲线CL=f(CD)发现襟翼偏转时，升力系数和阻力系数的变化是非线性的增升装置不同类型的后缘襟翼之间的比较在襟翼扩展初期，升力系数CL迅速增加在襟翼扩展的最后几个角度，阻力系数CD迅速增加增升装置内侧副翼（襟副翼）使用襟副翼的时候，副翼的展长可以比正常的副翼高约1倍减小副翼偏转时所引起的机翼扭转变形、改善副翼的操纵性能、提高飞机横侧操纵力采用内侧副翼时应该采用更有效的增升装置§5增升装置管理增升装置管理根据飞行阶段选择相应的装置增升装置增加升力系数的目的是为了缩短起飞着陆距离着陆阶段：阻力系数的增加会增加飞机的刹车效率起飞阶段：高升力系数会缩短起飞距离复飞阶段：需要收回部分增升装置至起飞阶段的配置情况增升装置管理缝翼和襟翼的使用顺序缝翼先展开再收回利用过载装置自动收起襟翼第九课时阻力的产生及减阻措施BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2压差阻力及减阻措施§4干扰阻力及减阻措施§3摩擦阻力及减阻措施§5诱导阻力及减阻措施§1阻力的概念§6激波阻力及减阻措施§1阻力的概念阻力的概念飞机低速飞行时，根据阻力形成的原因，一般将阻力分为摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力和诱导阻力，其中摩擦阻力、压差阻力和干扰阻力合称为废阻力（寄生阻力）当飞机高速飞行时，产生激波阻力阻力的概念阻力公式

式中

§2压差阻力及减阻措施压差阻力及减阻措施压差阻力由物体前后的压力差不同而产生的阻力例如：圆球在空气中运动时，若空气没有黏性，不但没有磨擦阻力而且也没有其它阻力压差阻力及减阻措施压差阻力的产生气流分离现象：气流流过机翼表面损失的一些能量不能绕过机翼回到机翼后方机翼后缘部分气流形成涡流区，压强降低机翼前缘部分气流受阻，流速减慢压强增大机翼前后缘产生压力差，机翼产生压差阻力压差阻力及减阻措施压差阻力的影响因素分离点靠近机翼前缘，压差阻力增大分离点靠近机翼后缘，压差阻力减小机翼迎角越大，分离点越靠近机翼前缘压差阻力及减阻措施减少压差阻力的措施物体外表流线型化：流线体压差阻力小减少最大迎风面积：迎风面积越小，压差阻力越小§3摩擦阻力及减阻措施摩擦阻力及减阻措施摩擦阻力的产生当气流以一定速度流过飞机表面时，由于空气的黏性作用，空气微团与飞机表面发生摩擦，阻滞了气流的流动摩擦阻力及减阻措施摩擦阻力的影响因素摩擦阻力取决于空气的黏性、空气与飞机的接触面积、飞机的表面状况和飞机表面的气流流动情况摩擦阻力及减阻措施减少磨擦阻力的措施减少飞机外表面积：减少飞机与空气的接触面积，可有效减少摩擦阻力摩擦阻力及减阻措施减少磨擦阻力的措施提高飞机表面的光滑度：降低了飞机表面与空气的摩擦系数，可有效减少摩擦阻力§4干扰阻力及减阻措施干扰阻力及减阻措施干扰阻力是飞机各部分之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力干扰阻力在飞机总阻力中所占比例较小减少干扰阻力的措施：采用翼身融合技术将机身、机翼、尾翼等部件之间平缓过渡§5诱导阻力及减阻措诱导阻力及减阻措施诱导阻力诱导阻力的产生与翼尖涡和下洗气流有关诱导阻力伴随着升力的产生而产生诱导阻力及减阻措施诱导阻力的产生机翼产生升力时,机翼下表面的压力较大,下翼面的高压气流流向上翼面的低压区气流绕过翼尖时,在翼尖部分形成涡流,不断产生和后流形成翼尖涡流翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度,向下倾斜形成下洗流离翼尖越远,气流下洗速度越小诱导阻力及减阻措施诱导阻力的产生⑤升力增大,叶轮放置更快⑥升力为零,叶轮不转动⑦产生负升力,两叶轮反转⑧垂直于飞行速度方向的分力,仍起着升力的作用⑨平行于飞行速度方向的分力,则起着阻碍飞机前进的作用,成为一部分附加阻力，即诱导阻力诱导阻力及减阻措施减少诱导阻力的措施装翼梢小翼有效阻挡机翼下表面气流绕到上表面，消弱翼尖涡的强度，从而减少诱导阻力诱导阻力及减阻措施减少诱导阻力的措施增大展弦比机翼翼展变长，机翼下表面绕过翼尖上翻到上翼面的气流占整个机翼下表面气流的比例减小，翼尖涡所产生的气流损失比例下降诱导阻力及减阻措施减少诱导阻力的措施利用地面效应当运动的飞行器距地面（或水面）很近时，机翼的下洗气流被地面（或水面）所抑制，从而使飞机升力增加，诱导阻力下降§6激波阻力及减阻措施激波阻力及减阻措施激波的产生激波的产生过程飞机前端以音速传播扰动波飞机的速度小于音速时，扰动波的传播速度大于飞机前进速度飞机以音速或超音速运动时，扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度后续扰动同已有的扰动波叠加在一起，形成较强的波机翼前后缘空气遭到强烈的压缩形成激波激波阻力及减阻措施激波的特点激波是一种强扰动波，对流动阻力或流动损失产生很大的影响激波的厚度非常小，大约在6-10米左右激波的产生是一种不可逆的耗散过程可以将气体通过激波时的压缩过程所占的空间距离处理激波面激波阻力及减阻措施波阻的产生波阻的产生过程空气通过激波气流速度急骤降低阻滞产生的热量加热空气（动能转化为热能）动能的消耗产生波阻激波阻力及减阻措施激波阻力的产生激波阻力的产生过程飞机跨音速或超音速飞行时，将空气强烈的压缩而形成高压而稠密的空气层超声速气流被压缩时以突跃压缩的形式实现气体介质中应力(或压强)、密度和温度在波阵面上发生突跃变化的压缩波为激波激波阻力及减阻措施激波阻力的特点激波阻力是由激波产生的阻碍飞机前行的阻力，对超声速飞行器翼身组合体的体积和横截面积分布十分敏感不考虑机翼头部压强的升高，机翼前后的压力差产生激波阻力高速飞行时，激波阻力消耗发动机一大部分动力飞机与激波接触的面积越大，激波阻力越大激波阻力及减阻措施减少激波阻力的措施降低飞行速度：避免飞机周围出现激波采用后掠机翼：减少机翼直接与激波接触的面积，提高临界马赫数，推迟机翼面上激波的产生采用尖头尖尾薄翼型：减少飞机的迎风面积第十课时固定翼无人机空气动力学BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2升阻比§4机翼的几何参数§3翼载荷§5翼型的选择§1飞机的坐标系

§1飞机的坐标系飞机的坐标系坐标系的分类描述飞机相对于地面的位置——地面坐标系描述飞机的转动——机体坐标系描述飞机的轨迹运动——速度坐标系飞机的坐标系机体坐标系固定在飞行器或者飞机上的遵循右手法则的三维正交直角坐标系，其原点位于飞行器的质心飞机的坐标系国家标准坐标系

飞机的坐标系飞机的气动角

飞机的坐标系飞机的姿态角

飞机的坐标系飞机的航迹角

§2升阻比升阻比

升阻比升阻比的影响因素机翼面积增大机翼面积可让气流更好地产生托举飞机的力机翼面积越大，飞机越重升阻比升阻比的影响因素展弦比飞机机翼的长度比上宽度展弦比越大就代表飞机机翼越细§3翼载荷翼载荷飞机起飞时质量和机翼面积之比飞机总体设计的主要参数之一机动性好、起飞着陆速度小的飞机采用小翼载荷；速度大的飞机采用大翼载荷§4机翼的几何参数机翼的几何参数机翼的剖面形状早期：平直矩形机翼剖面目前：流线形剖面、菱形剖面机翼的升力系数越大，相同面积的机翼所产生的升力就越大机翼的几何参数翼展

机翼的几何参数弦长

机翼的几何参数展弦比

展弦比诱导阻力飞机的机动性亚音速航程波阻超音速飞行性能机翼的几何参数后掠角机翼与机身轴线的垂线之间的夹角后掠角

机翼的几何参数平直机翼最原始的机翼优点：升力大、气动构型最简单、控制方便、内部结构少、重量轻、载油系数大缺点：只能低速飞行，无法适应高速状态的复杂气动机翼的几何参数后掠翼平直机翼简易降阻的构型通过后掠角在尽量保证升力面积的情况下减小阻力缺点：初期设计后缘气动性能差，升力小现代改良的梯形翼是目前性能最好的常规机翼，主要应用在重型机上机翼的几何参数三角翼优点：保证了和后掠翼同样的低阻性能的前提下增加了升力面积和技术要求,且控制难度低缺点：失速角低，低速性能极差两种变体机翼：前缘双角度的双三角翼、变后掠翼机翼的几何参数后掠角机翼优点提高了飞机高亚音速飞行但又未产生激波的最大马赫数提高了飞机的航向稳定性缺点在大迎角条件下翼尖先失速，飞机容易失去对滚转的操纵低速度情况下升力产生较小高速和低速性能要求相互矛盾机翼的几何参数可变后掠翼飞行过程中机翼后掠角可以随飞机飞行高度、速度变化而改变优点：飞行中可以通过改变机翼后掠角来改进飞机升力、阻力特性机翼的几何参数其他参数

§5翼型选择翼型选择翼型的重要性翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的气动性能和飞行品质翼型选择重要发展机构及个人NACA：国家航空咨询委员会即美国太空总署（NASA）的前身易卜拉：易卜拉原先发展滑翔机翼型，后期改研发模型飞机翼型特曼：渥特曼教授对现今真滑翔机翼型有重大贡献哥庭根：哥庭根大学对低速（低雷诺数）飞机翼型有一系列的研究班奈狄克：班奈狄克翼型是专门针对自由飞模型，有很多翼型可供选择翼型选择翼型参数包括前缘半径、中弧线、厚度、最大弯度、最大厚度、弦长等弦线：翼型前缘与后缘的连线中弧线：上下翼面各对应中点的连线翼型厚度：翼型上翼面与下翼面的距离翼型选择翼型参数低速飞行的无人机，前缘半径越小，在大迎角下气流越容易分离中弧线形状和厚度分布越大，阻力越大翼型最大厚度位置越靠近前缘，转捩点位置越靠前翼型选择翼型的相关数据包括形状的几何坐标，以及在某个展弦比及各种雷诺数下的升力系数、阻力系数翼型升阻比极曲线的切线斜率越大，升阻比越高应根据巡航状态升力系数，选择阻力系数最小的翼型翼型的极曲线翼型选择翼型的编号例：NACA2412第一个数字2代表中弧线最大弧高是2%第二个数字4代表最大弧高在前缘算起40%的位置第三、四数字12代表最大厚度是弦长的12%翼型选择翼型的分类平凸型：上凸下平全对称翼：上下弧线均凸且对凹凸型：上凸下凹双凸型：上下均凸且不对称S型：上凸下凹，且中弧线是一个平躺的S型特种型：未来满足特殊性能的翼型第十一课时旋翼无人机空气动力学BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2无人直升机的组成§4旋翼空气动力学§3多旋翼无人机的组成§1旋翼无人机§1旋翼无人机旋翼无人机旋翼无人机指无人直升机和多旋翼无人机旋翼无人机种的旋翼既是升力面又是操纵面，同时提供前飞动力多旋翼无人机依靠每个旋翼上的螺旋桨叶片在旋转过程中产生升力§2无人直升机的组成无人直升机的组成主旋翼直升机和旋翼机等旋翼航空器的主要升力部件由桨毂、拉杆与摇臂、十字盘和数片桨叶构成的螺旋桨无人直升机的组成主旋翼的组成桨毂安装在旋翼轴上功能：连接桨叶、连接传动主轴无人直升机的组成主旋翼的组成拉杆与摇臂又称变距拉杆，变距摇臂功能：连接桨毂、T型头与十字盘无人直升机的组成主旋翼的组成十字盘由机械液压驱动，并与飞行员的操纵杆联动带动桨叶改变飞行姿态和方向无人直升机的组成主旋翼的组成桨叶将发动机转动功率转化为推进的动力搭配倾斜盘来实现直升机的灵活移动需要定期保养无人直升机的组成主旋翼的作用产生升力，平衡垂直分力产生水平分力，克服空气阻力使直升机前进在悬停时，产生侧向或向后水平分力，使直升机进行侧飞或后飞产生分力及力矩对直升机进行控制或机动飞行无人直升机的组成尾桨平衡旋翼扭矩产生的反作用力矩旋转平面平行于直升机的对称面两个旋翼通过反向旋转的形式抵消自旋效应无人直升机的组成尾桨的组成尾桨毂尾桨毂尾桨毂无人直升机的组成尾桨的作用提供反力矩,保持飞机平衡利用尾桨的变矩作用控制直升机的航向§3多旋翼无人机的组成多旋翼无人机的组成电机依据电磁感应定律实现电能转化为机械能根据电源的不同分为直流电机和交流电机，直流电机分为无刷电机和有刷电机无刷电机低干扰，噪音低，运转流畅，并且寿命较长，可控性强电机的重要指标：KV值越高，转速越快多旋翼无人机的组成电调分为无刷电调和有刷电调可改变电机正转和反转参照电机的功率选择电调多旋翼无人机的组成桨叶通过自身旋转，将电机转动功率转化为动力提供飞行所需的动能按材质可分为尼龙桨，碳纤维桨和桨多旋翼无人机的组成电池将化学能转化成电能作为能源储备，为整个动力系统和其他电子设备提供电力来源在多旋翼飞行器上普遍采用普通锂电池或智能锂电池等多旋翼无人机的组成飞行控制器一种感应器元件，主要由陀螺仪、加速计、角速度计、气压计、GPS、指南针模块、控制电路等部件组成通过高效的控制算法内核，精准感应并计算出飞行器的飞行姿态等数据目前被广泛使用的飞行控制器是APM和PIX多旋翼无人机的组成飞行控制器飞行控制系统由主控单元、惯性测量单元IMU、GPS指南针模块、LED指示灯模块等部件组成主控单元是飞行控制系统的核心多旋翼无人机的组成飞行控制器飞行控制系统惯性测量单元（IMU）是高精度感应飞行器姿态、角度、速度和高度的元器件集合体多旋翼无人机的惯性测量单元多旋翼无人机的组成飞行控制器飞行控制系统GPS指南针模块用于精确确定飞行器的方向及经纬度多旋翼无人机的GPS指南针模块多旋翼无人机的组成遥控器由遥控器和接收机组成是整个飞行系统的无线控制终端多旋翼无人机的遥控器多旋翼无人机的组成机架机架的强度和重量是影响飞行器稳定的因素之一多旋翼无人机的机架多旋翼无人机的组成云台是安装、固定摄像机的支撑设备多旋翼无人机的云台§4旋翼空气动力学旋翼空气动力学旋翼翼型定义：桨叶在展向某个界面的剖面形状旋翼桨叶有其特殊的翼型形状，并且翼型形状和扭转角随展向位置变化目前主要采用非对称翼型，压力中心随迎角变化而移动，升力特性更好，阻力发散马赫数有明显的提高旋翼空气动力学旋翼翼型

旋翼空气动力学旋翼翼型空气动力产生原理:变距操作会引起桨叶剖面角度的改变，同时影响每个时刻迎角的大小原因：旋翼在前飞运动中气流流速的大小和方向时刻改变；悬停中的气流速度为旋转速度，其大小不变，方向时刻发生变化迎角与不旋转的机翼的迎角不同变距角改变旋翼翼型弦线与旋转平面的夹角旋翼空气动力学旋翼的作用升力作用：通过翼型产生向上的升力，克服直升机的重力，维持空中飞行动力作用：通过挥舞运动，改变桨尖平面方向，产生向前的水平分力克服空气阻力，使直升机保持前进速度操纵作用：通过变距操纵产生分力和力矩，对直升机进行控制和机动飞行旋翼空气动力学旋翼桨叶的空气动力特性升力方面：要求较高的最大升力系数，延迟后行工作中产生的失速阻力方面：延缓前行桨叶的失速，降低气动阻力矩方面：要求较小的气动力矩系数，降低交变载荷旋翼空气动力学空气流动的特点速度、迎角、空气动力从翼根到翼尖的变化①桨叶旋转导致在靠近翼尖部位的载荷最大②初始迎角：使桨叶在展向受力尽量保持均匀，一般在靠近根部的区域桨叶截面迎角较大，靠近尖部的区域截面迎角较小旋翼空气动力学空气流动的特点速度、迎角、空气动力从翼根到翼尖的变化③桨叶做旋转运动，桨叶上的速度为：v=ωr（式中，ω为桨叶转速；r为桨叶的展向位置旋转半径）④在悬停状态下，越靠近桨尖，速度越大旋翼空气动力学空气流动的特点速度、迎角、空气动力从翼根到翼尖的变化⑤单桨尖速度过高导致桨尖产生失速，升力损失，阻力增加⑥由于合成速度的影响，前行桨叶工作区的马赫数大，后行桨叶工作区的马赫数小空气动力沿桨叶展向的分布规律旋翼空气动力学空气流动的特点桨根的反流区翼型在靠近桨根处的迎角可能较大，使桨根区域处于失速状态桨叶前进区域桨叶相对来流速度增加，增大前进区域桨叶上的空气动力桨叶后退区域，后退速度和前飞速度相减，减小桨叶上的相对来流速度旋翼空气动力学空气流动的特点桨尖失速桨叶后退区域旋转速度和前飞速度相减造成桨盘升力不对称桨叶需要较大的变距操纵（保持升力对称，弥补升力损失）桨尖速度较大且迎角较大翼尖失速旋翼空气动力学空气流动的特点地面效应当直升机悬停靠近地面时，将会产生明显的地面效应地面效应使直升机诱导阻力减小，同时能获得更高的流体力学效应旋翼机的地面效应旋翼空气动力学空气流动的特点旋翼桨叶挥舞运动直升机悬停时旋翼旋转所产生的升力等于机身重力悬停时展向对应处的桨叶的来流速度不同，导致展向力的分布相应不同桨叶受周期力的作用，旋转时同时绕桨毂做挥舞运动悬停时桨叶的挥舞运动第十二课时飞机的平衡BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2俯仰平衡§4飞机的方向平衡§3横向平衡§1平衡的概念§1平衡的概念平衡的概念物体的平衡物体的平衡：在惯性参照系内，物体受到几个力的作用，仍保持静止状态，或匀速直线运动状态，或绕转轴匀速转动的状态平衡是物体保持原有运动状态的一种能力平衡的概念飞机的平衡飞机平衡：所有作用在飞机上的外力与外力矩之和为零飞机的平衡包括：作用力的平衡和力矩的平衡平衡的概念飞机的平衡将飞机绕着重心的力矩平衡分解为绕三个机体轴的力矩平衡：相对于横轴(Oz)的俯仰(纵向)平衡相对竖轴(Oy)的方向(航向)平衡相对于纵轴(Ox)的横向平衡飞机机体轴和对应的转动§2俯仰平衡俯仰平衡俯仰平衡原理俯仰平衡（纵向平衡）：俯仰力矩平衡作用于飞机的俯仰力矩：机翼力矩、水平尾翼力矩、拉力力矩俯仰平衡俯仰平衡原理机翼力矩机翼升力对飞机重心所构成的俯仰力矩大小取决于飞机重心位置的前后和迎角的大小一般情况下，机翼力矩是下俯力矩；当重心后移较多而迎角又很大时，机翼力矩可能会变成上仰力矩俯仰平衡俯仰平衡原理水平尾翼力矩水平尾翼升力对飞机重心所形成的俯仰力矩，主要取决于水平尾翼迎角和升降舵偏转角飞行中影响水平尾翼力矩变化的主要因素：机翼迎角、升降舵偏转角、流向水平尾翼的气流速度一般情况下，水平尾翼为上仰力矩；机翼迎角很大时，可能会形成下俯力矩俯仰平衡俯仰平衡原理拉力力矩螺旋桨的拉力或喷气发动机的推力的作用线不通过飞机重心，形成围绕重心的俯仰力矩俯仰力矩的大小主要受油门位置的影响：增大油门俯仰力矩增大飞机取得俯仰平衡的条件：作用于飞机的各俯仰力矩之和为零俯仰平衡俯仰平衡原理飞行中，机翼升力(L翼)通常作用在飞机重心的后面，形成下俯力矩M翼=L翼×l翼,式中，l翼为机翼压力中心到飞机重心的距离（即力臂）在中等迎角以下水平尾翼（平尾）一般产生负升力，它对飞机重心所形成的力矩为上仰力矩（M尾）M尾=L尾×l尾,式中，l尾为水平尾翼压力中心到飞机重心的距离（即力臂）俯仰平衡俯仰平衡原理飞行中为保持飞机的俯仰平衡，应使下俯力矩等于上仰力矩L翼×l翼=L尾×l尾飞机的俯仰平衡俯仰平衡俯仰平衡的影响因素飞机迎角迎角越大→机翼和平尾升力系数越大→机翼和平尾俯仰力矩越大例如：水平尾翼前缘上偏，平尾迎角加大，升力系数加大，平尾的上仰力矩加大俯仰平衡俯仰平衡的影响因素翼型机翼和平尾翼型变化→升力系数变化→俯仰力矩变化例如：升降舵下偏，水平尾翼翼型改变，升力系数加大，水平尾翼的上仰力矩加大俯仰平衡俯仰平衡的影响因素飞行马赫数在超过临界马赫数以后，飞行马赫数加大→机翼局部激波向后发展→机翼升力系数加大、压力中心后移→机翼升力和机翼升力到飞机重心的力臂加大俯仰平衡俯仰平衡的影响因素飞机重心位置飞机重心位置后移→机翼下俯力矩减小→平尾上仰力矩减小→机翼下俯力矩减小俯仰平衡俯仰平衡的影响因素空气密度、机翼面积、飞行速度越大→机翼和平尾俯仰力矩越大例如：平尾和机翼面积存在比例关系，若机翼面积加大一倍，平尾面积也加大一倍，则机翼和平尾俯仰力矩各增加一倍

空气密度增加一倍，机翼和平尾俯仰力矩也各增加一倍飞行速度增加一倍，机翼升力和平尾升力各增加三倍俯仰平衡俯仰平衡的影响因素机翼平均气动弦长要求机翼平均气动弦长与机身长保持一定比例，故机翼平均气动弦长增大一倍→平尾力臂增大一倍→机翼和平尾俯仰力矩各增大一倍§3横向平衡横向平衡横向平衡原理横向平衡：作用于飞机各滚转力矩互相平衡，用公式表示为：L右×l右=L左×l左式中：L右为右翼升力L左为左翼升力l右为右翼升力到重心之间的力臂l左为左翼升力到重心之间的力臂横向不平衡：在飞行中出现飞机自动向一侧倾斜的现象左（右）坡度：飞机自动向左（右）倾斜，称作有左坡度横向平衡横向平衡原理飞机出现横向不平衡的原因：机翼变形、两侧机翼不对称→左、右机翼升力不对称或左、右机翼升力到重心的力臂不等→左滚力矩与右滚力矩不平衡→飞机自动出现倾斜坡度故障：飞机的自动倾斜超出规定飞机的横向平衡横向平衡副翼保持平衡的原理飞机出现坡度时保持飞机的横向平衡：使副翼偏转，以消除坡度假设：飞机左右重力不均衡，飞机重心向左移动左、右翼升力到重心的力臂不等，右翼升力到重心的力臂（l右）增长，左翼升力到重心的力臂（l左）减短则：1.L右×l右＞L左×l左，即左滚力矩＞右滚力矩2.飞机向左滚转，出现左坡度飞机横向平衡的调节横向平衡副翼保持平衡的原理保持飞机的横向平衡：使右副翼向上偏转，减小右机翼升力左副翼向下偏转，增加左机翼升力飞机横向平衡的调节横向平衡横侧平衡获得横侧平衡：作用于飞机的各滚转力矩之和为零影响横侧平衡的因素：一边机翼变化（或两边机翼形状不一致），两翼升力不等螺旋桨发动机，油门改变，螺旋桨反作用力矩随之改变重心左右移动，两翼升力作用点至重心的力臂改变，形成附加滚转力矩横侧平衡受到破坏时保持平衡的方法：适当转动驾驶盘或作用副翼调整片，利用偏转副翼产生的横侧操纵力矩来平衡使飞机滚转的力矩§4飞机的方向平衡飞机的方向平衡飞机取得方向平衡后，不绕立轴转动，侧滑角不变或没有侧滑角作用于飞机的偏转力矩：两翼阻力对重心形成的力矩、垂直尾翼侧力对重心形成的力矩、双发或多发动机的拉力对重心形成的力矩垂直尾翼上侧力，可能因飞机的侧滑、螺旋桨滑流的扭转以及偏转方向舵等产生作用于飞机的各偏转力矩之和为零才能使飞机取得方向平衡飞机的方向平衡方向平衡原理使机头左右偏转的力矩为：两边机翼阻力产生的偏转力矩、垂直尾翼侧向力产生的偏转力矩正常条件，左右机翼产生的阻力大小相等、力臂相同、垂直尾翼上无侧向力的作用，左偏转力矩等于右偏转力矩，飞机自动保持方向平衡：D左×l左=D右×l右式中，D左为左翼阻力D右为右翼阻力l左为左翼阻力到重心之间的力臂l右为右翼阻力到重心之间的力臂飞机的方向平衡飞机的方向平衡方向平衡原理①破坏方向平衡：机翼变形使两翼阻力不等，或垂直安定面和方向舵变形使垂直尾翼产生侧向力②方向平衡被破坏后：在偏转力矩作用下，机头将向左或向右偏转，因飞机具有很大的运动惯性，将沿原来的方向飞行，导致相对气流就会从侧前方吹来飞机方向平衡的调节飞机的方向平衡方向平衡原理③侧滑：相对气流从侧前方吹来的飞行状态④右侧滑：机头向左偏转，气流从机头右前方吹来⑤侧滑角：相对气流方向和飞机对称面之间的夹角（β）⑥侧滑故障：飞机的自动侧滑超出规定飞机方向平衡的调节飞机的方向平衡方向舵保持方向平衡的原理飞机在飞行中出现侧滑时，可使方向舵偏转，以消除侧滑，保持飞机的方向平衡以飞机左侧重力较大为例，说明方向舵的方向平衡作用：飞机左侧重力较大，重心左移，l左＜l右由于左翼的阻力远大于右翼的阻力，因此D左×l左还是大于D右×l右此时飞机将要产生向左的偏转，即使出现右侧滑飞机的方向平衡方向舵保持方向平衡的原理④为保持飞机的方向平衡，应使方向舵向右偏转⑤相对气流流过垂直尾翼右侧，受到方向舵的阻挡，流管变粗，流速减慢，压力增大，而垂直尾翼左侧则压力减小⑥这时，垂直尾翼上形成向左的侧力（Z尾），此力对飞机的重心形成右偏力矩，可使飞机的左、右偏转力矩重新相等，保证飞机的方向平衡，公式如下：D左×l左=D右×l右+Z尾l尾§4民航飞机的载重平衡民航飞机的载重平衡坐飞机提前办理登机的原因：1.对于乘客：在办理完登机之后需要通过安检，进入隔离区后需要寻找自己相应的登机位2.对于航空公司：将行李运送到飞机上，并对飞机进行载重平衡的计算和配平民航飞机的载重平衡典型案例1997年8月7日，芬兰DC-8货机在机场起飞不久即失速坠毁，载重平衡和飞机装载控制混乱是飞机坠毁的主要原因2004年10月14日，英国波音747-200F货机在起飞时由于载重平衡问题导致坠毁2009年11月28日，一架津巴布韦籍麦道-11货机在机场附近坠毁，坠毁原因为载重平衡出现偏差民航飞机的载重平衡破坏载重平衡原因：超过最大载重、前部载重过大和后部载重过大结果：造成飞机发动机功率变大，稳定性降低，俯仰力矩变大民航飞机的载重平衡破坏载重平衡避免措施：在飞机起飞前，专业的载重工程师对飞机的重心进行计算，保证飞机的重心在实用重心范围内每架飞机在飞行一定的飞行小时数之后，都要进行再一次的称重机组结合实际情况对飞机进行配平第十三课时飞机的稳定性BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2俯仰稳定性§4横向稳定性§3方向稳定性§1稳定性的定义§1稳定性的定义稳定性的定义日常生活中有关稳定性的现象悬挂着的摆锤，受到微小的扰动时来回摆动；扰动消失之后，摆锤最终恢复到平衡位置稳定性的定义悬摆具有稳定性的原因摆锤不在平衡位置时，重力（W）对摆轴构成稳定力矩，使摆锤具有自动恢复原来平衡位置的趋势摆锤来回摆动中，作用于摆锤的空气阻力也对摆轴构成阻转力矩，阻止摆锤摆动稳定性的定义飞机的稳定性飞机具有稳定性的原因：偏离平衡状态时出现稳定力矩，使飞机具有自动恢复原来平衡状态的趋势在摆动过程中出现阻转力矩，促使飞机摆动减弱以至消失§2俯仰稳定性俯仰稳定性俯仰稳定性的定义如果飞行受到微小扰动而偏离俯仰平衡状态后，能自动恢复原来的俯仰平衡状态，飞机就具有俯仰稳定性飞机能够自动恢复原来的俯仰平衡状态的原因：迎角变化时产生了俯仰稳定力矩和俯仰阻转力矩飞机的俯仰稳定性俯仰稳定性俯仰稳定性的原理①俯仰稳定力矩的产生附加升力的产生：飞机受扰动而使迎角发生变化时飞机焦点：附加升力的着力点飞机增大迎角后所产生的附加升力俯仰稳定性俯仰稳定性的原理①俯仰稳定力矩的产生产生俯仰稳定力矩的条件：飞机焦点位于飞机重心之后a.当飞机受扰动而使迎角增大时，飞机附加升力对重心形成俯仰稳定力矩b.当飞机受扰动而减小迎角时，产生向下的附加升力，对飞机重心形成俯仰稳定力矩俯仰稳定力矩的产生俯仰稳定性俯仰稳定性的原理②俯仰阻转力矩俯仰阻转力矩的产生：机头向上转动时，水平尾翼向下运动，形成向上相对气流流向水平尾翼，对重心构成的力矩即俯仰阻转力矩俯仰阻转力矩的作用：阻止飞机在恢复俯仰平衡状态过程中绕横轴来回摆动俯仰阻转力矩的产生俯仰稳定性影响俯仰稳定性的因素飞机重心位置对俯仰稳定性的影响飞机的重心前极限位置：①保证高空飞行的机动性能；②重心越靠前，下俯稳定力矩越大，机动飞行所需平尾前缘下偏量也越大；③平尾前缘的最大下偏量限制飞机的重心前极限位置飞机的重心后极限位置：①保证必要的稳定性②重心位置后移，俯仰稳定力矩减小，过弱时会引起操纵上的困难③一般飞机重心后极限位置规定在飞机焦点前3%~4%平均气动弦长处俯仰稳定性影响俯仰稳定性的因素飞行马赫数对俯仰稳定性的影响飞机俯仰稳定力矩与焦点位置相关：焦点后移，俯仰稳定力矩增大；焦点前移，俯仰稳定力矩减小飞机焦点位置与飞行马赫数相关：①飞行马赫数＜0.9，飞行马赫数的改变对飞机的俯仰稳定性没有影响：飞机尚未产生局部激波，当飞机受到扰动而增大迎角时，机翼的附加升力的着力点仍然靠前②飞行马赫数＞0.9，随着飞行马赫数增大，焦点位置要显著后移，俯仰稳定力矩显著增大，俯仰稳定性增强：机翼产生局部激波，飞机受扰动而增大迎角时，机翼附加升力的着力点后移，即飞机焦点后移③飞行马赫数≥1.15，焦点约后移到平均气动弦长的70%处俯仰稳定性影响俯仰稳定性的因素飞行高度对俯仰稳定性的影响高度升高，空气密度减小，飞机俯仰转动时的阻转力矩减小，飞机受到扰动后，需经过较长时间、多次、较快地往复摆动才能基恢复到平衡位置俯仰摆动周期短，修正时机不易掌握，易产生俯仰飘摆俯仰稳定性静稳定度①静稳定度的定义：气动中心（焦点）到飞机重心（质心）的距离②飞机静稳定：气动中心在重心之后，静稳定度为正③亚声速飞行状态下：普通飞机：静稳定，翼身组合体的升力所产生的负俯仰力矩由平尾下偏所产生的向下升力来平衡，使总升力减小，飞机保持原有飞行状态放宽静稳定度的飞机：飞行中主要靠自动增稳系统主动控制相应操纵面，保证飞机的稳定性俯仰稳定性静稳定度④超声速状态下：飞机作用在重心之后的翼身组合体升力矢量放宽静稳定度的飞机：重心比普通飞机的重心靠前，负俯仰力矩所需要的尾翼向下载荷比普通飞机要小，可以减小尾翼尺寸和重量，使其在超声速状态也具有较高的升力俯仰稳定性静稳定度采用放宽静稳定性的手段，可以大幅提高飞机的机动性能：使飞机用于平衡所需的平尾面积减小，平尾的重量可以减轻，阻力可以减小对于静不稳定飞机，平尾的升力和翼身组合体升力方向一致，飞机的总升力得到提高§3方向稳定性方向稳定性方向稳定性的定义飞行中，飞机受微小扰动而偏离方向平衡状态，在扰动消失以后，不经飞行员操纵，飞机具有能自动恢复原来方向平衡状态的能力方向稳定性方向稳定性的原理方向稳定力矩的产生方向稳定力矩：主要由垂直尾翼产生例：在直线飞行中，飞机受微小扰动而出现左侧滑时相对气流从左前方吹来，在垂直尾翼上产生向右的附加侧力(∆Z)，对飞机重心形成方向稳定力矩，使机头左偏机身上的侧力位于飞机重心之前，侧力与∆Z的合力在重心之后，对重心形成稳定力矩方向稳定性方向稳定性的原理②方向阻转力矩的产生方向阻转力矩：主要由垂直尾翼产生例如：机头右偏，垂直尾翼向左运动，在垂直尾翼范围内产生向右的相对气流速度（∆V），在垂直尾翼上产生附加侧力(∆Z)，对飞机重心形成阻转力矩，阻止机头向右偏转机头向左偏转时，产生阻止机头向左偏转的阻转力矩方向稳定性方向稳定力矩和阻转力矩的影响因素主要包括垂直尾翼的面积、垂直尾翼的形状、垂直尾翼距飞机重心的距离等增加垂尾面积、改变形状以增加空气动力、提高飞行速度、增加垂尾距飞机重心的距离等都可以增加飞机的方向稳定性方向阻转力矩的产生§4横向稳定性横向稳定性横向稳定性的定义飞行中，当飞机受到微小扰动而偏离横向平衡状态时，在扰动消失后，不经飞行员操纵，飞机具有能自动恢复原来横向平衡状态的能力横向稳定性横向稳定的原理横向稳定力矩的产生飞机向左或右倾斜时，上反角具有促使飞机自动恢复原来横向平衡状态的稳定作用例如：在稳定飞行中，若飞机受到外力干扰，会导致机翼不平衡，飞机绕纵轴发生倾斜升力和重力的合力偏向右边，使飞机产生右侧滑。在右侧滑的情况下，由于机翼具有上反角，左翼迎角增大，升力增加；右翼迎角减小，升力降低左右翼升力之差形成横向稳定力矩，外力消失后，不需要飞行员的操纵，稳定力矩促使飞机自动恢复原来的飞行状态横向稳定性横向稳定的原理横向稳定力矩的产生采用后掠翼的飞机，横向稳定力矩主要由后掠翼在侧滑中产生：a.飞机受到微小扰动而稍带左坡度时，升力和飞机重力的合理，使飞机向左侧运动b.相对气流从左前方吹来，因而出现左侧滑。由于后掠角的作用，产生两侧机翼升力差，对飞机重心形成横向稳定力矩，消除左坡度，以恢复原来的横向平衡状态a.飞机出现左坡度

b.左侧滑中后掠机的气流分速横向稳定性横向稳定的原理

垂直尾翼的横向稳定力矩横向稳定性横向稳定的原理①横向稳定力矩的产生当飞机受到扰动呈微小左坡度，并向左侧滑时:上单翼飞机，左翼下表面气流受机身阻挡,流速减慢，压力升高形成横向稳定力矩，增强横向稳定性下单翼飞机，左翼上表面气流受到机身阻挡，流速减慢，压力升高，形成横向不稳定力矩，起着削弱横向稳定性的作用中单翼飞机，左翼上下表面气流受机身阻挡，流速减小，压力升高，对横向稳定性影响不大机翼位置对横向稳定性的影响横向稳定性横向稳定的原理②横向阻转力矩的产生飞机横向平衡被破坏后，在绕纵轴转动的过程中，两翼产生与旋转方向相反的阻力，对重心构成阻转力矩；在横向稳定力矩和阻转力矩的作用下，飞机恢复到横向平衡状态横向阻转力矩：主要是有机翼产生机翼位置对横向稳定性的影响横向稳定性横向稳定的原理例如：飞机向左滚转，左翼下沉，出现向上的相对气流速度，产生正的附加升力；右翼上扬，出现向下的相对气流速度，产生负的附加升力左右机翼出现升力差，对飞机重心形成阻转力矩，组织飞机向左滚转飞机向右滚转，产生阻止向右滚转的阻转力矩机翼位置对横向稳定性的影响横向稳定性横向稳定力矩和阻转力矩的影响因素机翼的上反角、后掠角和垂直尾翼等是保证飞行器横向稳定性的主要部件后掠角越大，横向静稳定作用越强，但过大可能导致过分的横向静稳定性，一般用上反角替代机翼的气动效率等于与其在水平投影面积相同的机翼，机翼在水平投影上的面积改变，同时改变机翼迎角，使其存在上下气流分量垂尾有增大横向稳定性的作用：飞行器出现侧滑角β时，垂直尾翼产生侧力Z，为航向提供横向稳定力矩机翼位置对横向稳定性的影响：上单翼有利于提高横向稳机翼的上反角、后掠角和垂直尾翼等，是保证飞行器横向稳定性的主要部件第十四课时飞机的平衡BU

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AVIATION目录/CONTENTS§2飞机的操纵性§4方向操纵性§3飞机的俯仰操纵性§1飞机的操纵系统§5横向操纵性§1飞机的操纵系统飞机的操纵系统飞机操纵系统的定义：传递驾驶员或自动驾驶仪的操纵指令、驱动舵面和其他机构以控制飞机飞行姿态的系统飞机操纵系统的分类：根据操纵指令来源，可分为人工操纵系统（又可分为主操纵系统和辅助操纵系统）和自动控制系统飞机的操纵系统飞机的主操纵系统用于控制飞机飞行轨迹和姿态，由升降舵(或全动平尾)、副翼和方向舵的操纵机构组成与辅助操纵系统的主要差别：给予驾驶员位移和力的变化感操纵指令来自系统的传感器，能对外界的扰动自动作出反应，以保持规定的飞行状态，改善飞机飞行品质常用的自动控制系统：自动驾驶仪、增稳系统、自动着陆系统和主动控制系统飞机的操纵系统机械操纵系统机械操纵系统的作用：驾驶员通过机械传动装置直接偏转舵面，舵面上的气动铰链力矩通过机械联系使驾驶员获得力和位移的感觉机械操纵系统的组成：位于驾驶舱内的中央操纵机构构成中央操纵机构和舵面之间机械联系的传动装置飞机的操纵系统机械操纵飞机的操纵系统系统机械传动装置带动舵面的基本型式：软式和硬式软式传动装置的特点：由钢索和滑轮组成，重量轻、容易绕过障碍、弹性变形和摩擦力较大硬式传动装置的特点：由传动拉杆和摇臂组成，刚度大、操纵灵活飞机的操纵系统助力操纵系统可逆助力操纵系统：解决杆力过大的问题，但在超音速飞机上会出现杆力反向变化的问题导致驾驶员产生错觉而无法正确驾驶飞机不可逆助力操纵系统：取消机械反馈，舵面气动载荷由液压助力器承受，增加人工载荷机构以及其他改善操纵特性的装置为克服由空气密度减小导致的振荡，超音速飞机上普遍安装自动增稳装置飞机的操纵系统电传操纵系统①不可逆助力操纵系统的缺陷：间隙、摩擦、弹性变形等导致难以解决微弱信号的传递问题机械联杆装置复杂、重量大②电传操纵系统诞生条件：自动控制和微电子技术的发展，为取消机械传动装置创造了条件，可用电信号综合传感器信号和驾驶员的操纵指令③准电传操纵系统：在电传操纵系统之外，保留机械操纵系统作为备用④电传操纵系统的优点：体积小、重量轻、通过性好、便于采用主动控制技术、易于与其他系统交联，生存力强、维护性好，、可提高飞机操纵品质和性能§2飞机的操纵性飞机的操纵性飞机的操纵性：飞机在使用杆、舵的情况下改变其飞行状态的特性操纵的输入：飞行员施加于驾驶杆或脚蹬的力及杆和脚蹬的位移操纵的输出：飞机运动参数的变化评定操纵性的要点：适当的操纵力，不能过大或过小驾驶位移保持在一定范围操纵输入与输出的比值适当飞机的操纵性操纵性的分类静操纵性：研究平衡状态时的操纵量动操纵性：研究操纵运动中输入量和输出量随时间变化的全过程按研究的运动参数不同分为：纵向操纵性、航向操纵性和横向操纵性飞机的操纵性操纵性的分类按运动方向的不同分为：纵向、横向和航向操纵纵向操纵：改变飞机纵向运动(俯仰)的操纵，主要通过推、拉驾驶杆，产生俯仰力矩，使飞机作俯仰运动横向操纵：使飞机绕机体纵轴旋转的操纵，可以通过偏转飞机的副翼实现滚转运动航向操纵：改变航向运动的操纵，驾驶员踩脚蹬，使方向舵偏转§3飞机的俯仰操纵性飞机的俯仰操纵性俯仰操纵性的定义飞行员使用驾驶杆偏转升降舵之后，飞机绕横轴转动而改变其迎角、速度等飞行状态的特性主要实现途径：通过推、拉驾驶杆，使飞机升降舵或全动平尾向下或向上偏转，产生俯仰力矩现代的超声速飞机多使用全动式水平尾翼，操纵效能高，可以改善超声速飞机的纵向操纵性一个平飞速度对应一个迎角飞机的俯仰操纵性俯仰操纵的原理

飞机的俯仰操纵飞机的俯仰操纵性俯仰操纵的原理

飞机的俯仰操纵§4方向操纵性方向操纵性方向操纵性的定义飞行员操纵方向舵后飞机绕竖轴偏转，改变侧滑角等飞行状态的特性