航空飞行器飞行动力学答案Word文档格式.docx
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在飞机飞行速度约为每小时800-900公里时（）。
1.0分
涡扇发动机油耗率高于涡轮发动机
涡轮发动机油耗率高于涡扇发动机
涡轮发动机和涡扇发动机油耗率基本相等
涡轮发动机和涡扇发动机的油耗率波动较大
b我的答案：
b
6
脱离速度是（）。
第一宇宙速度
第二宇宙速度
第三宇宙速度
第四宇宙速度
7飞机的外部部件连接的方式主要以（）为主。
拼接
胶水
焊接
铆接
8关于采用无线遥控方式操作的无人机，下列说法错误的是（）。
飞机成本较高
飞机灵活性较高
受到距离限制
存在电子干扰
a我的答案：
a
9我国的高级教练机包括（）。
0.0分
“运-8”
c、
“歼-10”
“猎鹰”
10惯性导航平台能够精确给出的数据不包括（）。
速度
姿态
方位数据
加速度
11飞机机身是通过（）区分上下结构的。
支柱
横梁
地板
桁梁
12扰动源在静止空气中以亚音速做等速直线运动，那么m值0.0分
等于0
大于0小于1
等于1
大于1
13旋翼系统由（）构成。
桨叶和桨环
桨叶和桨毂
桨边和桨环
正确答案：
14对飞机盘旋性能影响不大的是（）。
盘旋半径
盘旋高度
盘旋过载
盘旋角速度
15飞机飞行过程中的升力主要是由（）最终承受的。
机翼
机身
副翼
结构
16地球到月球大约有（）。
12万公里
27万公里
38万公里
44万公里
17电火箭发动机的工质一般是（）。
气体
固体
液体
固液混合
18（）已经实现了《天方夜谭》中的飞毯设想。
美国
中国
俄罗斯
德国
19一般来说，机翼的典型结构是（）。
梁式结构
塔式结构
平行结构
横向结构
20“协和”飞机被淘汰的原因不包括（）。
高耗油率
经济性差
噪声大
速度低
21一般来说，飞机的主操纵面不包括（）。
方向舵
升降舵
主翼
22（）是最古老的飞行器。
风筝
飞机
【篇二：
飞行动力学与控制大作业】
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院（系）专业名称学
号
航空科学与工程学院
飞行器设计
学生姓名
目录
一．飞机本体动态特性计算分析............................................................21.11.21.31.41.51.6
飞机本体模型数据............................................................................2模态分析............................................................................................2传递函数............................................................................................3升降舵阶跃输入响应........................................................................3频率特性分析....................................................................................5短周期飞行品质分析........................................................................6
二．改善飞行品质的控制器设计............................................................72.1
sas控制率设计.................................................................................7
2.1.1控制器参数选择................................................................................82.1.2数值仿真验证..................................................................................122.2
cas控制率设计..............................................................................13
三．基于现代控制理论的飞行控制设计方法......................................163.1
特征结构配置问题描述..................................................................16
3.1.1特征结构的可配置性......................................................................163.1.2系统模型..........................................................................................163.2
系统的特征结构配置设计..............................................................17
3.2.1设计过程..........................................................................................173.2.2具体的设计数据..............................................................................173.2.3结果与分析......................................................................................18四．附录..................................................................................................20
1
一．飞机本体动态特性计算分析
1.1
飞机本体模型数据
本文选取f16飞机进行动态特性分析及控制器设计，飞机的纵向状态方程形式如下：
状态变量为：
x?
?
u?
控制变量为：
e
基准状态选择为v?
120ms,h?
2000m的定直平飞。
选取状态向量
x?
q?
控制量为升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得
t
x=ax+buy=cxq?
.
（1.1）
到的矩阵数据如下：
?
-0.0312-1.1095-9.8066-0.5083?
-0.0013-0.654300.9185?
0001.0000?
0-0.38280-0.6901?
b?
-0.0167
-0.0014
-0.0956?
（1.2）
1.2
（1.3）（1.4）
c?
diag?
1.000057.2958模态分析
57.295857.2958?
矩阵a的特征值算出为：
1,2?
对应的特征向量如下：
3,4?
0.98740.9874-1.0000-1.0000?
0.1137-0.0053i0.1137+0.0053i0.0011-0.0000i0.0011+0.0000i?
v?
0.0521-0.0629i0.0521+0.0629i0.0021+0.0078i0.0021-0.0078i?
0.0019+0.0735i0.0019-0.0735i-0.0006+0.0001i-0.0006-0.0001i?
由系统特征值可知，系统具有两对共轭复根，也即具有两种运动模态：
长周期模态与短周期模态，其对应的模态频率及阻尼比如下：
2
表一飞机长短周期模态特征
可以看出，在此飞行状态下，飞机纵向具有明显的长周期模态，但不具备明显的短周期的模态特征，模态频率过低，需要使用纵向增稳系统，改善阻尼比和自然频率。
1.3
传递函数
飞机迎角与俯仰角速度对应于升降舵输入下的传递函数如下：
0.08021s3?
5.088s2?
0.1615s?
0.06983
g?
s?
4
s?
1.376s3?
0.8436s2?
0.02432s?
0.00488?
5.477s3?
3.724s2?
0.1034s?
9.536e?
016
gq?
0.00488
（1.5）
（1.6）
1.4升降舵阶跃输入响应
由上述传递函数可得迎角与俯仰角速度在升降舵单位阶跃输入下的响应分别如下：
迎角对升降舵输入的阶跃响应
t（s）（seconds）
图1升降舵单位阶跃输入迎角时域响应
上面阶跃响应的性能指标为：
稳态值为-14.3090，调节时间为332.0859s,超调量是37.6120%，上升时间是40.9400s。
俯仰角速率对升降舵的单位阶跃响应
q（deg/s）
t（s）（seconds）
图2升降舵单位阶跃输入俯仰角速度时域响应
稳态值为0，调节时间为558.8424s,超调量是2.9663/0，上升时间是42.4104s。
【篇三：
飞行动力学知识点】
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第一章
掌握知识点如下：
1）现代飞机提高最大升力系数采取的措施包括边条翼气动布局或近耦鸭式布局
2）飞行器阻力可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和激波阻力等
3）试描述涡喷发动机的三种特性：
转速（油门）特性，速度特性，高度特性并绘出变化曲线.p8答：
转速特性是在给定调节规律下，高度和速度一定时，发动机推力和耗油率随转速的变化关系。
速度特性是在给定调节规律下，高度和转速一定时，发动机推力和耗油率随飞行速度或ma的变化关系。
高度特性是在发动机转速和飞行速度一
定时，发动机推力和耗油率随飞行高度的变化关系。
第二章
1）飞机飞行性能包括平飞性能、上升性能、续航性能和起落性能。
2）飞机定直平飞的最小速度受到哪些因素的限制？
答：
允许升力系数，抖动升力系数，最大平尾偏角，发动机可用推力。
3）为提高飞机的续航性能，飞机设计中可采取哪些措施？
设计中力求提高升阻比，增加可用燃油量，选用耗油率低，经济性好的发动机，选择最省油状态上升和最佳巡航状态巡航。
第三章
1）了解飞机机动性的基本概念。
飞机机动性是指飞机在一定时间内改变飞行速度，飞行高度和飞行方向的能力，相应的分为速度机动性，高度机动性和方向机动性。
按航迹特点分为铅垂平面内，水平平面内和空间的机动飞行。
2）了解飞机敏捷性的基本概念和目前用来评价敏捷性的指标。
飞机的敏捷性是指飞机在空中迅速精确的改变机动飞行状态的能力。
选用状态变化和时间两个属性来衡量飞机敏捷性。
敏捷性按照时间尺度分为瞬态敏捷性，功能敏捷性和
敏捷性潜力；
按照飞机运动形式分为轴向敏捷性，纵向敏捷性和滚转敏捷性。
第四章
1）了解“方案飞行”和“飞行方案”的基本概念。
方案飞行是导弹按照某种固定的飞行程序飞行，用来攻击静止的或运动缓慢的目标，或将导弹及其他飞行器送到预定点。
飞行方案是设计弹道时所设定的某些运动参数随时间变化的规律。
第五章
1）导引规律运动学分析的基本假设条件。
1.控制系统的工作是理想的2.导弹的速度是已知的时间函数，不受导引规律的影响3.把导弹和目标的运动都看成是可控制的质点运动。
2）相对弹道、绝对弹道的基本概念。
相对弹道是导弹重心相对某个活动目标的运动轨迹。
绝对弹道是导弹相对地面某个固定目标的运动轨迹。
3）了解平行接近法的基本概念，以及其优缺点。
平行接近法是指导弹在攻击目标的过程中目标视线始终平行移动，即目标视线角始终不变。
4）掌握选择导引方法时需要考虑的因素。
答:
需要考虑导弹的飞行性能，作战空域，技术实施，导引精度，制导设备，战术使用等方面。
5）了解攻击区的基本概念，以及限制攻击区的条件。
只有在相对于目标的某一特定区域内发射导弹才可能命中目标，这一特定区域称为理论发射区，又称攻击区。
限制因素：
导引头截获目标的距离限制，最大能源工作时间限制，最大最小相对速度限制，引信解除保险所需时间的限制，导弹可用过载na的限制，导引头最大跟踪角速度的限制，导引头最大离轴角的限制。
第六章
1）影响飞行器运动特性的因素包括机体的弹性变形、飞行器上的旋转部件、重量随时间的变化、地球的曲率和自转、大气的运动等。
2）推导飞行器动力学中用到的主要简化假设。
1.假设地球为平面大地，忽略地球的曲率和自转2.飞行器为刚体3.大气为静止标准大气，不考虑风的影响。
掌握知识点如下：
1）机翼的焦点的概念及其特性。
焦点是飞机各操纵面产生的力的延长线交汇点，又称气动中心。
迎角变化时，气动力对焦点的力矩始终保持不变，故焦点可以看作是迎角变化所产生的升力增量作用点；
绕焦点的纵向力矩为零升力矩；
随着马赫数改变，焦点位置会发生变化。
2）襟翼的操纵是一种增升装置，主要用来增加升力以改善飞机的起落性能。
3）定常直线飞行时舵面纵向静操纵指标为。
5）常见的气动补偿形式有：
移轴补偿、突角补偿和内补偿。
6）喷气发动机引射作用的基本概念。
p239答：
喷气发动机的尾喷流是一股高温高速燃气，不允许直接流过其他气动部件，以免烧坏结构。
但由于喷流气体分子粘性和扩散作用，向后流动时边界会扩大，由此吸引周围部分空气，形成所谓引射作用。
7）助力器操纵系统主要由液压助力器、载荷机构、调整片效应机构和力臂调节器等部分组成
第八章
1）横侧向操纵结构常见的有副翼、方向舵和推力矢量等。
2）由副翼偏转引起的横向力矩称为滚转操纵力矩，方向舵偏转和喷管左右偏转引起的偏航力矩称为偏航操纵力矩。
3）滚转引起的偏航交感力矩主要由机翼和垂尾引起。
4）掌握飞机的“蹬舵反倾斜”现象。
p274答：
飞行品质规范中规定蹬右舵，飞机向右滚转，蹬左舵飞机向左滚转。
如果蹬舵后的效果与应有的滚转方向相反，便出现蹬舵反倾转现象。
5）动力装置工作时的影响，主要考虑螺旋桨或涡轮喷气发动机压气机和涡轮的反作用扭矩、螺旋桨滑流及涡轮喷气发动机尾喷流的引射作用等。
1）飞机典型的纵向运动模态包括短周期模态和长周期模态。
2）飞机纵向静操纵性指标包括舵偏角平衡曲线梯度、驾驶杆力梯度、每g舵偏角、每g驾驶杆力等。
3）飞机纵向动操纵性指标包括超调量、振荡情况和达到新的稳定状态所需的时间等。
第十章
1）飞机横航向扰动运动一般具有三个模态：
滚转收敛模态、螺旋模态和荷兰滚模态。
2）随飞行速度及动压的增加，荷兰滚转频率将增加。
3）随飞行高度增加，荷兰滚频率和阻尼比将下降。
4）根据控制要求，航线的自动飞行控制可分为两类：
运动航线的稳定和航线的控制。
第十一章
1）常见的三种失速现象：
纵向偏离、机头侧偏和机翼摇晃。
2）自转是飞机进入尾旋的根本原因。
3）进入尾旋后，向适当的方向侧滑，是改出尾旋的一项关键性措施。
4）改出尾旋通常采用的两种操纵方法：
反蹬舵和顺压杆。
5）飞机的机动性取决于两个基本指标：
最大过载和单位剩余功率。
6）提高飞机机动性最常用的两种方法：
放宽静稳定性技术和机动载荷控制技术。
7）纵向直接力控制系统可以实现新的三种纵向运动模式：
直接升力模式、航迹不变的俯仰姿态变化和俯仰姿态不变的垂直平移。
8）侧向直接力控制系统可以实现新的三种侧向运动模式：
无侧滑和滚转的侧向运动、航迹不变的偏航姿态变化和姿态不变的侧向平移。
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