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1、1,自動(dòng)飛行控制系統(tǒng),2,緒 論,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行一、問題的提出1、飛機(jī)的控制過程,3,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,2、人工操縱過程,,4,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,3、自動(dòng)駕駛過程,,5,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,4、飛行控制:人工操縱自動(dòng)控制:自動(dòng)控制是指在沒有人直接參與的條件下由控制系統(tǒng)自動(dòng)控制飛行器(這里主要是指飛機(jī)和導(dǎo)彈)的飛行。這種控制系統(tǒng)成為飛行自動(dòng)控制系統(tǒng)。自動(dòng)控制的基本原理就是自動(dòng)控制理論中最
2、重要、最本質(zhì)的“反饋控制”原理。 5、自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的作用對(duì)飛行器進(jìn)行穩(wěn)定引導(dǎo)/制導(dǎo)飛行器:把飛行器按照一定的方式引導(dǎo)或制導(dǎo)到一定的位置改善飛行器的靜、動(dòng)態(tài)性能,6,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,二、控制面1、控制飛行器的目的是改變飛行器的姿態(tài)或空間位置,并在受干擾情況下保持飛行器的姿態(tài)或位置。因而必須對(duì)飛行器施加力和(或)力矩,飛行器則按牛頓力學(xué)定律產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)。2、作用于飛行器而與控制有關(guān)的力和力矩主要是偏轉(zhuǎn)控制面(即操縱
3、面)產(chǎn)生的空氣動(dòng)力和力矩。一般飛機(jī)有三個(gè)控制面:升降舵、方向舵和副翼。3、由于航空技術(shù)的發(fā)展,僅靠改善飛機(jī)的氣動(dòng)布局和發(fā)動(dòng)機(jī)的性能難以達(dá)到對(duì)飛機(jī)性能的日益提高的要求。60年代飛機(jī)設(shè)計(jì)的新思想產(chǎn)生了,即在設(shè)計(jì)飛機(jī)的開始就考慮自動(dòng)控制系統(tǒng)的作用?;谶@種設(shè)計(jì)思想的飛機(jī)稱為隨控布局飛行器(Control Configured Vehicle簡(jiǎn)稱CCV)。這種飛機(jī)有更多的控制面,這些控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)可完成一般飛機(jī)難以實(shí)現(xiàn)的飛行任務(wù),達(dá)到較高的飛
4、行性能。當(dāng)然控制面增多將使飛機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)更困難。,7,第一節(jié) 飛行器的自動(dòng)飛行,,8,第二節(jié) 舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路,,9,第二節(jié) 舵回路、穩(wěn)定回路和控制回路,舵回路:由舵機(jī)加上反饋所形成的隨動(dòng)系統(tǒng);其作用是改善舵機(jī)工作性能。穩(wěn)定回路:由舵回路加上飛機(jī)姿態(tài)反饋元件、放大計(jì)算裝置組成飛機(jī)姿態(tài)自動(dòng)駕駛儀,并與飛機(jī)形成的回路;其作用是穩(wěn)定與控制飛機(jī)姿態(tài)??刂疲ㄖ茖?dǎo))回路:由穩(wěn)定回路加上飛機(jī)軌跡反饋元件、放大計(jì)算裝置組成飛
5、機(jī)軌跡自動(dòng)駕駛儀,并與飛機(jī)形成的回路;其作用是穩(wěn)定與控制飛機(jī)軌跡。,10,第一章 飛行原理,飛機(jī)控制系統(tǒng)的核心問題是研究由控制系統(tǒng)和飛行器組成的閉合回路的靜、動(dòng)態(tài)性能,為此必須建立控制系統(tǒng)和飛行器的數(shù)學(xué)模型,其形式可以是微分方程、傳遞函數(shù)或狀態(tài)空間表達(dá)式等。飛行原理是研究飛行器運(yùn)動(dòng)規(guī)律的學(xué)科,屬于應(yīng)用力學(xué)范疇。本章主要討論在大氣中飛行的有固定翼飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性,并簡(jiǎn)要介紹有關(guān)空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí)。,11,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí)
6、,一、流場(chǎng)(一)流場(chǎng)的描述可流動(dòng)的介質(zhì)稱為流體,流體所占據(jù)的空間為流場(chǎng)。描述流場(chǎng)的參數(shù)主要有:流動(dòng)速度、加速度以及流體狀態(tài)參數(shù)(密度、壓強(qiáng)、溫度等)。 空氣并非連續(xù)介質(zhì),因?yàn)榭諝夥肿娱g有自由行程。但這微小的自由行程與飛行器的幾何尺寸比較起來(lái),完全可示為無(wú)限小,而且我們所研究的氣流速度、加速度、密度、壓強(qiáng)、溫度等物理量,是統(tǒng)計(jì)意義上的氣體分子群參數(shù),而不是單個(gè)分子行為的描述。因此,當(dāng)我們說(shuō)流場(chǎng)中某點(diǎn)的流速和狀態(tài)參數(shù)時(shí),是指以該點(diǎn)為中
7、心的一個(gè)很小鄰域中的分子群,稱為流體微團(tuán)。(二)流線流場(chǎng)中存在一類曲線,在某個(gè)瞬間,曲線上每點(diǎn)的切線與當(dāng)?shù)氐牧魉俜较蛞恢?,這類曲線稱為流線。因此,流體微團(tuán)不會(huì)穿過流線,流線也不會(huì)相交。(三)流管由于流體微團(tuán)不會(huì)穿過流線,我們可以想象許多條流線圍成管狀,管內(nèi)的流體只在管內(nèi)流動(dòng)而不流出,管外的流體也不會(huì)流入,此管稱為流管。,12,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),,,13,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),(四)定常流與非定常流如果流
8、場(chǎng)中各點(diǎn)的速度、加速度以及狀態(tài)參數(shù)等只與幾何位置有關(guān)而不隨時(shí)間變化稱為定常流。如果流場(chǎng)中各點(diǎn)的速度、加速度以及狀態(tài)參數(shù)等不僅與幾何位置有關(guān)而且隨時(shí)間變化,則稱為非定常流??諝鈩?dòng)力學(xué)研究的大部分問題是定常流問題。(五)流動(dòng)的相對(duì)性依據(jù)運(yùn)動(dòng)的相對(duì)性原理,不論是物體靜止、空氣運(yùn)動(dòng),還是物體運(yùn)動(dòng)、空氣靜止,只要物體與空氣有同一速度的相對(duì)運(yùn)動(dòng),流場(chǎng)中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動(dòng)力就是完全相同的。因此,在討論物體運(yùn)動(dòng)、空氣靜止情況下的流場(chǎng)
9、中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動(dòng)力問題就可以等價(jià)于討論物體靜止、空氣運(yùn)動(dòng)情況下的流場(chǎng)中各點(diǎn)的物理量以及作用于物體的空氣動(dòng)力問題。,14,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),二、連續(xù)方程分別以 , , , 和 , , , 表示截面Ⅰ和Ⅱ上的氣流速度,密度,截面積和流量。由于空氣流動(dòng)是連續(xù)的,處處沒有間隙,且我們討論的是定常流動(dòng),即流場(chǎng)中均無(wú)隨時(shí)間的分子堆積,因而單位時(shí)間內(nèi),流入截面積Ⅰ的空氣質(zhì)量必等于流出截面
10、積Ⅱ的空氣質(zhì)量。即:由于截面Ⅰ和Ⅱ是任意取得,上式可寫成: (常數(shù))這就是連續(xù)方程,是質(zhì)量守恒原理在流體力學(xué)中的應(yīng)用。,,,,,,,,,,,15,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),也可以寫成微分形式:在飛行速度不大的情況下,繞飛行器流動(dòng)的流場(chǎng)各點(diǎn)流速差異不大,溫度、壓強(qiáng)變化很小,因而密度變化也很小,可以認(rèn)為空氣是不可壓縮的流體, =常數(shù)。于是連續(xù)方程可以簡(jiǎn)化為: 常
11、數(shù)此時(shí)表明,流管截面積大的地方流速小,流管截面積小的地方流速大。,,,,16,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),三、伯努利方程(能量守恒定律)在低速、不可壓縮、定常流中取一流管,密度為常數(shù),任意截取兩個(gè)相鄰的截面Ⅰ和Ⅱ ,滿足:此式稱為伯努利方程,表示靜壓與動(dòng)壓之和沿流管不變。動(dòng)壓的物理意義是:大氣分子做有規(guī)則運(yùn)動(dòng)而具有對(duì)外做功的能量;靜壓的物理意義是:大氣分子做雜亂無(wú)章運(yùn)動(dòng)而具有對(duì)外做功的能量。,,17,第二節(jié) 空氣動(dòng)力
12、學(xué)的基本知識(shí),上式可寫為: 表示當(dāng)動(dòng)壓為零時(shí)的靜壓大小。這表明,在同一流管中,流速大的地方靜壓小,流速小的地方靜壓大,靜壓最大處的流速為零,即為總壓。,,,18,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),四、馬赫數(shù)馬赫數(shù)定義為氣流速度 和當(dāng)?shù)匾羲?之比:由空氣動(dòng)力學(xué)可知,空氣中的音速: 是空氣的絕對(duì)溫度。 流場(chǎng)中
13、各點(diǎn)的流速不同則各點(diǎn)的溫度不同,因而各點(diǎn)的音速也就不同。在定常流中,音速和馬赫數(shù)都是幾何位置的函數(shù)。,,,,,,19,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),五、臨界馬赫數(shù)當(dāng)小于音速的氣流經(jīng)過機(jī)翼時(shí),翼面上的各點(diǎn)流速是不同的,有的地方的流速比遠(yuǎn)前方的小,有的地方比遠(yuǎn)前方的大。若迎面氣流速度逐漸增大,則翼面上流速的最大值也會(huì)增大,該處的溫度則要降低,因而音速也降低。當(dāng)迎面氣流的速度達(dá)到某一值時(shí),翼面上最大速度處的流速等于當(dāng)?shù)匾羲伲藭r(shí)我們把遠(yuǎn)前
14、方的迎面氣流速度 與遠(yuǎn)前方的空氣音速 之 比 ,定義為該機(jī)的臨界馬赫數(shù) 。,,,,,,20,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),,,,21,第二節(jié) 空氣動(dòng)力學(xué)的基本知識(shí),飛機(jī)飛行速度的范圍劃分如下:飛行馬赫數(shù) 為飛行速度與遠(yuǎn)前方空氣音速之比, 時(shí)為低速飛行; 為亞音速飛行; 為跨音速飛行;
15、 為超音速飛行; 為高超音速飛行。,,,,,,,22,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),一、坐標(biāo)系為了確切描述飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài),必須選定適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)系。例如,飛機(jī)相對(duì)于地面位置的確定須采用地面坐標(biāo)系;飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)的描述可用機(jī)體軸系表示;飛機(jī)軌跡運(yùn)動(dòng)的描述可采用速度軸系。(一)地面坐標(biāo)系(地軸系)(二)機(jī)體坐標(biāo)系(體軸系)(三)速度坐標(biāo)系(速度軸系),,,,23
16、,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),,,,24,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),二、飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)(一)飛機(jī)的姿態(tài)角三個(gè)姿態(tài)角表示機(jī)體軸系與地面軸系的關(guān)系。1、俯仰角 機(jī)體軸與地平面間的夾角。以抬頭為正。2、偏航角 機(jī)體軸在地面上的投影與地軸間的夾角。以機(jī)頭右偏航為正。3、滾轉(zhuǎn)角 又稱為傾斜角,指機(jī)體軸與包含機(jī)體軸的鉛垂面的夾角。飛機(jī)向右傾斜為時(shí)為正。,25,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)
17、操縱機(jī)構(gòu),(二)飛機(jī)航跡角三個(gè)航跡角表示速度坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的關(guān)系。1、航跡傾斜角 飛行速度矢量與地平面間的夾角。以飛機(jī)向上飛行時(shí)為正。2、航跡方位角 飛行速度矢量在地平面上的投影與 間的夾角。以速度在地面的投影在 之右時(shí)為正。3、航跡滾轉(zhuǎn)角 速度軸與包含速度軸的鉛垂面的夾角。以飛機(jī)的右傾斜為正。,,,26,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),(三)氣流角兩個(gè)氣流角表示速度向量與機(jī)體軸系
18、的關(guān)系。1、迎角 速度向量在飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面上的投影與機(jī)體軸的夾角。以速度向量的投影在機(jī)體軸之下為正。2、側(cè)滑角 速度向量與飛機(jī)縱向?qū)ΨQ面的夾角。以速度向量處于對(duì)稱面之右為正。,27,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),,,,28,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),三、飛行器運(yùn)動(dòng)的自由度把飛機(jī)視為剛體,飛機(jī)在空間的運(yùn)動(dòng)有六個(gè)自由度,即重心的三個(gè)移動(dòng)自由度和繞重心的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度。對(duì)飛機(jī)來(lái)說(shuō),重心的三個(gè)移動(dòng)自
19、由度是速度的遞減運(yùn)動(dòng)、上下升降運(yùn)動(dòng)和左右側(cè)移運(yùn)動(dòng)。三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度是俯仰角運(yùn)動(dòng)、偏航角運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)。1、縱向運(yùn)動(dòng)——包括速度的增減、重心的升降和繞 軸的俯仰角運(yùn)動(dòng)。2、橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)——簡(jiǎn)稱側(cè)向運(yùn)動(dòng),包括重心的側(cè)向運(yùn)動(dòng),繞 的偏航角運(yùn)動(dòng)和繞 軸的滾轉(zhuǎn)角運(yùn)動(dòng)。,,,,29,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),四、飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu),,,30,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),升降舵偏轉(zhuǎn)角用
20、 表示,規(guī)定升降舵后緣下偏為正, 的正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的俯仰力矩 為負(fù)值,即低頭力矩;副翼偏轉(zhuǎn)角用 表示,規(guī)定右副翼后緣下偏(左副翼后緣隨同上偏)為正, 正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩 為負(fù)值,即左滾轉(zhuǎn)力矩;方向舵偏轉(zhuǎn)角用 表示,規(guī)定方向舵后緣向左偏轉(zhuǎn)為正, 正向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偏航力矩 為負(fù)值,即左偏航力矩。,,,,,,,,,,31,第三節(jié) 飛行器空間運(yùn)動(dòng)的表示、飛機(jī)操縱機(jī)構(gòu),駕
21、駛員通過駕駛桿、腳蹬和操縱桿系操縱舵面。規(guī)定:駕駛桿前推位移 為正(此時(shí) 亦為正);左傾位移 為正(此時(shí) 亦為正);左腳蹬向前位移 為正(此時(shí) 亦為正)。油門桿前推位移 為正,對(duì)應(yīng)于加大油門從而加大發(fā)動(dòng)機(jī)推力;反之為負(fù),即收油門,減小發(fā)動(dòng)機(jī)推力。,,,,,,,,,32,第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念,飛機(jī)的飛行運(yùn)動(dòng)可分為基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)和擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)?;鶞?zhǔn)運(yùn)動(dòng)是指各運(yùn)動(dòng)參數(shù)完全按預(yù)
22、定的規(guī)律變化。擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)是指由于受到外干擾而偏離基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)。外干擾可能來(lái)自大氣的擾動(dòng),發(fā)動(dòng)機(jī)推力的改變,或駕駛員的偶然操縱等。在外干擾作用停止之后,至少在某一段時(shí)間內(nèi),飛機(jī)不按基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的規(guī)律運(yùn)動(dòng)而是按擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的規(guī)律運(yùn)動(dòng)。經(jīng)過一些時(shí)間,若飛機(jī)可能從擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)恢復(fù)到基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng),則稱基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)是穩(wěn)定的。若擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)越來(lái)越離開基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng),則稱基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)是不穩(wěn)定的。若擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)既不恢復(fù)也不遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng),則稱基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)是中立穩(wěn)定的。這就是飛機(jī)的穩(wěn)定性。,33,
23、第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念,飛機(jī)的穩(wěn)定性分為靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性。靜穩(wěn)定性是指在外干擾停止作用的最初瞬間,鑒別飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)變化的趨勢(shì)。在外干擾停止作用的最初瞬間,如果靠飛機(jī)本身的氣動(dòng)特性(駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面)使飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)有回到基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì),則說(shuō)明飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性;在外干擾停止作用的最初瞬間,如果靠飛機(jī)本身的氣動(dòng)特性(駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面)使飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)有遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì),則說(shuō)明飛機(jī)是靜不穩(wěn)定的;在外干擾停止作用的最初瞬間,
24、如果靠飛機(jī)本身的氣動(dòng)特性(駕駛員不偏轉(zhuǎn)舵面)使飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)既沒有回到基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì),也沒有遠(yuǎn)離基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì),則說(shuō)明飛機(jī)是靜中立穩(wěn)定的。動(dòng)穩(wěn)定性則是指飛機(jī)在外干擾停止作用以后,鑒別飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)的變化過程和最終變化結(jié)果。如果這個(gè)過程是收斂的,最終的結(jié)果是回到原基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng),則飛機(jī)是動(dòng)穩(wěn)定的;如果這個(gè)過程是發(fā)散的,最終的結(jié)果是不能回到原基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng),則飛機(jī)是動(dòng)不穩(wěn)定的;如果這個(gè)過程既不是收斂的,也不是發(fā)散的,則飛機(jī)是動(dòng)中立穩(wěn)定的。靜穩(wěn)定是動(dòng)
25、穩(wěn)定的前提。飛機(jī)是動(dòng)穩(wěn)定的,則飛機(jī)是穩(wěn)定的。,34,第四節(jié) 關(guān)于穩(wěn)定性和操縱性的概念,操縱性問題與穩(wěn)定性問題相互區(qū)別又相互關(guān)聯(lián)。操縱性問題研究的是為實(shí)現(xiàn)某一飛行狀態(tài)應(yīng)該怎樣操縱飛機(jī),以及易于操縱的條件,操縱力是否適度,飛機(jī)對(duì)操縱響應(yīng)的快慢等。對(duì)于一架飛機(jī)來(lái)說(shuō),它的操縱性與穩(wěn)定性是相互矛盾的。即:操縱性好,則穩(wěn)定性壞;反之,穩(wěn)定性好,則操縱性壞。飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱穩(wěn)定性的好壞,完全取決于飛機(jī)的氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)參數(shù)(如重量大小、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量
26、等)。因此,我們只有從研究作用在飛機(jī)上的外力下手,建立飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程式,才能對(duì)穩(wěn)定性和操縱性問題做出定量分析。,35,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,一、升力(一)機(jī)翼的幾何形狀和幾何參數(shù)1、翼型:即機(jī)翼翼剖面形狀。表示翼型主要幾何特征的參數(shù)有:翼弦長(zhǎng) ——翼型前緣點(diǎn)至后緣點(diǎn)的距離;相對(duì)厚度 ——最大厚度;相對(duì)彎度 ——
27、中弧線最高點(diǎn)至翼弦線距離,,,,,,36,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,2、機(jī)翼的平面形狀:表示機(jī)翼平面形狀特征的主要參數(shù)有:展弦比 b——機(jī)翼展長(zhǎng), ——機(jī)翼面積梯形比 ——機(jī)翼弦長(zhǎng), ——翼尖弦長(zhǎng)前緣后掠角 1/4弦線點(diǎn)后掠角,,,,,,,,37,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,3、平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng):
28、 式中: 表示沿展向坐標(biāo) 處的弦長(zhǎng)。,,,,38,飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)描述,,39,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,(二)機(jī)翼的升力1、亞音速機(jī)翼產(chǎn)生升力的原理:氣流流過機(jī)翼表面,受機(jī)翼形狀影響:機(jī)翼上表面:流管變細(xì)、流速變快、壓強(qiáng)減小機(jī)翼下表面:流管變粗、流速變慢、壓強(qiáng)增大形成壓力差,產(chǎn)生升力,,,連續(xù)方程,伯努力方程,40,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)
29、力矩,,41,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,作用在翼面上的壓力用壓力系數(shù)表示:上表面:由于壓強(qiáng)減小, 值為負(fù),表示該點(diǎn)壓強(qiáng)小于遠(yuǎn)方氣流的壓強(qiáng),稱為吸力; 下表面:由于壓強(qiáng)增大, 值為正,表示該點(diǎn)壓強(qiáng)大于遠(yuǎn)方氣流的壓強(qiáng),稱為壓力。,,,,42,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,2、迎角對(duì)機(jī)翼升力的影響:隨著飛機(jī)迎角的增大,會(huì)使上表面的曲度進(jìn)一步增大,流速進(jìn)一步增快,壓力進(jìn)一步減小;相反,下表面的曲度進(jìn)一步減小,流速進(jìn)一步減小
30、,壓力進(jìn)一步增大,于是上下表面壓力差也增大,升力也就增大。升力 、升力系數(shù) 及與迎角 的變化關(guān)系:,,,,,43,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,1)在小迎角范圍內(nèi):迎角與升力(升力系數(shù))成正比關(guān)系, 常數(shù), = ( ); 2)迎角過大,升力減小3)迎角為零時(shí),升力大于零;升力為零時(shí),迎角小于零。,,,,,,,,,,44,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,
31、(三)機(jī)身的升力機(jī)身一般接近于圓柱體,理論和實(shí)驗(yàn)都表面這類形狀在迎角不大的情況下是沒有升力的。只有大迎角時(shí),才有些升力。機(jī)身升力為:,,,45,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,(四)平尾的升力1、下洗影響2、平尾的實(shí)際迎角,,,,46,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,3、平尾的升力(五)整個(gè)飛機(jī)的升力飛機(jī)的升力為各部分升力之和:,,,,,47,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,用無(wú)因次的升力系數(shù)表示:,,,,,,,,
32、48,第五節(jié) 縱向氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩,二、阻力氣動(dòng)力沿平行于氣流方向的分力 零升阻力:與升力無(wú)關(guān) 升致阻力:由于升力而引起的阻力 零升阻力:分為摩擦阻力、壓差阻力和零升波阻。 升致阻力:分為誘導(dǎo)阻力和升致波阻。,,49,(一)零升阻力,1、附面層與摩擦阻力及壓差阻力空氣是有粘性的。氣流沿物體表面流動(dòng)時(shí),緊貼物面處的流速 為零,且沿物面的法向逐漸增大。從 到 為自由流速的99
33、%之間的流層(有較大速度梯度的空氣層)定義為附面層。附面層很薄,例如流過機(jī)翼表面1m處的附面層厚度只有7~8mm,2m處的厚度有十幾毫米。附面層有兩種類型,一種是氣流各層之間互不混雜,好像一層在另一層上滑動(dòng),稱為層流附面層。另一種是附面層內(nèi)各層之間有毫無(wú)次序的流體微團(tuán)滲合流動(dòng),致使各層流體亂動(dòng)起來(lái),稱為紊流附面層。紊流附面層的摩擦阻力大于層流附面層。,,,,50,,摩擦阻力:附面層內(nèi)由于大氣粘性而生產(chǎn)的阻力。壓差阻力:機(jī)體部分前后
34、壓力差形成的阻力。,51,,2、零升波阻飛行器作超音速飛行時(shí),機(jī)身頭部、機(jī)翼和尾翼的前緣都會(huì)出現(xiàn)激波。氣流經(jīng)激波突躍后壓力升高,升高的壓力阻止飛機(jī)前進(jìn),故稱為波阻。升力為零時(shí)這種波阻也存在,稱為零升波阻。,52,(二)升致阻力,由于存在升力而增加的阻力統(tǒng)稱為升致阻力。亞音速飛行時(shí),升致阻力主要是誘導(dǎo)阻力。,53,(三)整個(gè)飛行器的阻力、升阻極曲線,綜上所述,飛機(jī)的阻力系數(shù)分為兩部分,可寫為:式中: ——零升阻力系數(shù);
35、 ——升致阻力系數(shù)。,,,,,,54,三、縱向力矩(俯仰力矩),縱向力矩是指作用于飛機(jī)的外力產(chǎn)生的繞機(jī)體軸 的力矩。包括氣動(dòng)力矩和發(fā)動(dòng)機(jī)推力向量因不通過飛機(jī)重心而產(chǎn)生的力矩,亦稱俯仰力矩。發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生的俯仰力矩:,,,,,55,(一)定常直線飛行的俯仰力矩,1、機(jī)翼產(chǎn)生的俯仰力矩(1)二維翼的氣動(dòng)力矩 ①、對(duì)機(jī)翼前緣點(diǎn)取矩式中: ——對(duì)前緣點(diǎn)的力矩導(dǎo)數(shù)(注腳“0”表示對(duì)前緣
36、點(diǎn))。,,,,,,56,,結(jié)論:1)、當(dāng) 時(shí)( ),力矩系數(shù)用 表示,稱為零升力矩系數(shù)。 為負(fù)值。 2)、 增加, 更負(fù)。3)、在 的范圍內(nèi), 與 亦呈線性關(guān)系 。,,,,,,,,,,57,②、對(duì)焦點(diǎn)取矩,利用 ~ 曲線和 ~ 曲線都有線性段的特點(diǎn),可找出另一歸算點(diǎn)。當(dāng) 變化時(shí),該點(diǎn)只有
37、 變而力矩大小不變。將作用于翼型前緣點(diǎn)的升力和力矩在翼弦線上某點(diǎn)F進(jìn)行歸算。F點(diǎn)到前緣點(diǎn)的 距離是 。,,,,,,,,,對(duì)F點(diǎn)的力矩系數(shù)可寫為 :令 ,有:欲使 不隨 而變,應(yīng)滿足:,,,,,,,,只有 與 都是常數(shù)時(shí), 才是常數(shù),F(xiàn)點(diǎn)稱為焦點(diǎn)。當(dāng) 時(shí),不論迎角為何值,對(duì)F點(diǎn)的力矩系數(shù)都是
38、 。由于對(duì)焦點(diǎn)的力矩是常值,當(dāng)迎角增加時(shí),其升力增量就作用在焦點(diǎn)上,故焦點(diǎn)又可解釋成升力增量的作用點(diǎn)。,,,,,,,③、對(duì)飛機(jī)重心取矩,設(shè)飛機(jī)重心與機(jī)翼前緣點(diǎn)的距離為 :令 :則對(duì)重心的力矩系數(shù)為 :俯仰力矩的穩(wěn)定與否,取決于重心與焦點(diǎn)的前后位置關(guān)系若重心在焦點(diǎn)之前,則 。當(dāng) 增大時(shí),升力增量 作用在焦點(diǎn)上,對(duì)重心產(chǎn)生低頭力矩增量( 為負(fù)),其方向與
39、 增大方向相反,是穩(wěn)定作用。若重心在焦點(diǎn)之后,則 。當(dāng) 增大時(shí),產(chǎn)生抬頭的力矩增量( 為正),這將促使 更增大,是不穩(wěn)定作用。,,,,,,,,,,,,,當(dāng) 時(shí),才使 為負(fù),表示穩(wěn)定。若 時(shí),則 為正,表示不穩(wěn)定。,,,,,,,2、機(jī)身產(chǎn)生的俯仰力矩,
40、因機(jī)身起了不穩(wěn)定作用,故:,,,,3、水平尾翼的俯仰力矩,平尾對(duì)重心的俯仰力矩為:,,,,,,,,,,,,,,,,,,,(二)飛機(jī)縱向的平衡與操縱,1、飛機(jī)縱向的平衡 飛機(jī)作等速直線平飛,為了維持這種飛行狀態(tài),應(yīng)滿足 (升力=重力)、 (推力=阻力)以及對(duì)重心的力矩 。,,,,2、飛機(jī)縱向平衡的建立,要建立飛機(jī)的縱向平衡,首先根據(jù)飛機(jī)的重力,選擇合適的迎角 ,使之具有
41、一定數(shù)值的 ,以使 。為使 (即 ),必須偏轉(zhuǎn)相應(yīng)的升降舵偏角。根據(jù)飛機(jī)的阻力大小,選擇合適的油門位置,以使 。滿足力和力矩的平衡條件之后,剩下的問題就是能否維持這種平衡。,,,,,,,3、飛機(jī)縱向平衡的穩(wěn)定與操縱,1)、飛機(jī)縱向平衡的穩(wěn)定 2)、飛機(jī)縱向平衡的操縱,(三)飛機(jī)繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的俯仰力矩,,(四)下洗時(shí)差阻尼力矩
42、,下洗時(shí)差:由于氣流從機(jī)翼流到平尾處需要一定的時(shí)間 ,平尾處受到的下洗是在時(shí)間 前機(jī)翼升力所產(chǎn)生的,稱為下洗時(shí)差。當(dāng) 時(shí),平尾實(shí)際的下洗角小于按定態(tài)假設(shè)的下洗角,下洗時(shí)差引起的力矩阻止 的繼續(xù)增大,故稱為下洗時(shí)差阻尼力矩。,,,,,(五)升降舵偏轉(zhuǎn)速度 所產(chǎn)生的力矩,當(dāng)升降舵的偏轉(zhuǎn)速率 時(shí),對(duì)重心也會(huì)產(chǎn)生附加力矩。,,,,(六)俯仰力矩總和表達(dá)式,,,第六節(jié) 側(cè)向氣動(dòng)力
43、及氣動(dòng)力矩,一、側(cè)力飛機(jī)總氣動(dòng)力沿機(jī)體軸系 軸的分量稱為側(cè)力 。側(cè)力可以用側(cè)力系數(shù) 表示:由側(cè)滑角 ,方向舵偏轉(zhuǎn)角 ,以及繞 軸的滾轉(zhuǎn)角速度 ,繞 軸的偏航角速度 和飛機(jī)傾斜角 等引起的側(cè)力。,,,,,,,,,,,,,(一)側(cè)滑角 引起的側(cè)力,(二)偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的側(cè)力 (三)滾轉(zhuǎn)角速度 引起的側(cè)力,,,,,,,,(四)偏航角速度
44、 引起的側(cè)力,(五)滾轉(zhuǎn)角 引起的側(cè)力,,,,,,二、滾轉(zhuǎn)力矩 與偏航力矩,繞 軸的滾轉(zhuǎn)力矩 包括:側(cè)滑角 引起的 ;偏轉(zhuǎn)副翼 引起的 ;偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的 ;滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ;偏航角速度 引起的 。繞 軸的偏航力矩 包括:側(cè)滑角 引起的 ;偏轉(zhuǎn)副翼 引起的 ;偏轉(zhuǎn)方向舵 引起的
45、 ;滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ;偏航角速度 引起的 。,,,,,,,,,,,,,(一)繞ox軸的滾轉(zhuǎn)力矩,1、測(cè)滑角 引起的 --側(cè)向靜穩(wěn)定力矩 (1)機(jī)翼上(下)反角 的作用,,,,,,,(1)機(jī)翼上(下)反角 的作用,若是上反角,氣動(dòng)導(dǎo)數(shù) 為負(fù)。若是下反角,氣動(dòng)導(dǎo)數(shù) 為正。,,(2)機(jī)翼后掠角 的作用,后掠翼的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù) 為負(fù)。前掠翼的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)
46、 為正。,,,(3)立尾的作用,立尾在 軸之上時(shí) 為負(fù);立尾在 軸之下時(shí) 為正。側(cè)向靜穩(wěn)定性的意義 全機(jī)的 為上述各項(xiàng)作用的總和,稱為飛機(jī)橫滾靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)。 為負(fù)值時(shí)飛機(jī)具有橫滾靜穩(wěn)定性; 為正則時(shí)橫滾靜不穩(wěn)定。,,,穩(wěn)定意義,,,,2、副翼偏轉(zhuǎn)角 引起的L——滾轉(zhuǎn)控制力矩,副翼正偏轉(zhuǎn)時(shí),右副翼后緣下偏,同時(shí)左副翼后緣上偏,右翼升力增大,左翼升力減小,產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為負(fù)值;
47、副翼負(fù)偏轉(zhuǎn)時(shí),左副翼后緣下偏,同時(shí)右副翼后緣上偏,左翼升力增大,右翼升力減小,產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩L為正值。,,,3、方向舵偏轉(zhuǎn)角 引起的L——操縱交叉力矩,,,,,4、滾轉(zhuǎn)角速度 引起的 ——滾轉(zhuǎn)阻尼力矩,,,,,5、偏航角速度 引起的L——交叉動(dòng)態(tài)力矩,,,,,(二)繞oz軸的偏航力矩N,1、側(cè)滑角 引起的N--航向靜穩(wěn)定力矩 此力矩主要由機(jī)身和立尾產(chǎn)生。航向靜穩(wěn)定性意義:風(fēng)標(biāo)穩(wěn)定性,,,,,
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