关于飞行的论文Word格式.docx

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　　二、飞机的升力和阻力　　飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。

在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。

流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：

连续性定理和伯努利定理：

　　流体的连续性定理：

当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。

【关于飞行的论文】　　连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间的关系。

流体在流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。

伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。

　　伯努利定理基本内容：

流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压力大。

　　飞机的升力绝大部分是由机翼产生，尾翼通常产生负升力，飞机其他部分产生的升力很小，一般不考虑。

从上图我们可以看到：

空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重新汇合向后流去。

机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力降低。

而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。

这里我们就引用到了上述两个定理。

于是机翼上、下表面出现了压力差，垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。

这样重于空气的飞机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝天上了。

　　机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的20-40%左右。

　　飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也需要对它有所了解。

按阻力产生的原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力。

　　1.摩擦阻力——空气的物理特性之一就是粘性。

当空气流过飞机表面时，由于粘性，空气同飞机表面发生摩擦，产生一个阻止飞机前进的力，这个力就是摩擦阻力。

摩擦阻力的大小，决定于空气的粘性，飞机的表面状况，以及同空气相接触的飞机表面积。

空气粘性越大、飞机表面越粗糙、飞机表面积越大，摩擦阻力就越大。

　　2.压差阻力——人在逆风中行走，会感到阻力的作用，这就是一种压差阻力。

这种由前后压力差形成的阻力叫压差阻力。

飞机的机身、尾翼等部件都会产生压差阻力。

　　3.诱导阻力——升力产生的同时还对飞机附加了一种阻力。

这种因产生升力而诱导出来的阻力称为诱导阻力，是飞机为产生升力而付出的一种“代价”。

其产生的过程较复杂这里就不在详诉。

　　4.干扰阻力——它是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生的一种额外阻力。

这种阻力容易产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和副油箱之间。

　　以上四种阻力是对低速飞机而言，至于高速飞机，除了也有这些阻力外，还会产生波阻等其他阻力。

　　三、影响升力和阻力的因素　　升力和阻力是飞机在空气之间的相对运动中（相对气流）中产生的。

影响升力和阻力的基本因素有：

机翼在气流中的相对位置（迎角）、气流的速度和空气密度以及飞机本身的特点（飞　　机表面质量、机翼形状、机翼面积、是否使用襟翼和前缘翼缝是否张开等）。

　　1.迎角对升力和阻力的影响——相对气流方向与翼弦所夹的角度叫迎角。

在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临界迎角。

在小于临界迎角范围内增大迎角，升力增大：

超过临界临界迎角后，再增大迎角，升力反而减小。

迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻力增加越多：

超过临界迎角，阻力急剧增大。

【关于飞行的论文】　　2.飞行速度和空气密度对升力阻力的影响——飞行速度越大升力、阻力越大。

升力、阻力与飞行速度的平方成正比例，即速度增大到原来的两倍，升力和阻力增大到原来的四倍：

速度增大到原来的三倍，胜利和阻力也会增大到原来的九倍。

空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。

空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍，即升力和阻力与空气密度成正比例。

　　3，机翼面积，形状和表面质量对升力、阻力的影响——机翼面积大，升力大，阻力也大。

升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。

机翼形状对升力、阻力有很大影响，从机翼切面形状的相对厚度、最大厚度位置、机翼平面形状、襟翼和前缘翼缝的位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大。

还有飞机表面光滑与否对摩擦阻力也会有影响，飞机表面相对光滑，阻力相对也会较小，反之则大　　用力的平衡来解释比较合适，飞机在空中作匀速运动时作用在飞机上的历史平衡的：

飞机引擎向前的推立和向后的阻力相等，飞机向下的重力和向上的推力相等，其中向上的阻力和向后的阻力时有一个力分解来的，就是“\”型的机翼所受到空气作用向后上方的推力，飞机的起飞和降落、加速和减速就是靠变换机翼的角度和调节引擎的速度来实现的。

　　行原理简介

（二）　　飞机能自由地飞行在空中，靠的是飞行员对飞机正确的操控。

飞行员操作飞机，就是运用油门、杆、舵改变飞机的空气动力和力矩，从而改变飞行状态。

为了解飞机的操作原理我们就需要知道飞机的平衡、安定性和操作性等相关知识。

下面从这三方面开始简要讲解飞机的飞行操作原理。

　　为了让大家理解其中的术语，我们先介绍一些基础知识：

飞机的重心和飞机的坐标轴飞机的重心：

飞机的各部件燃料、乘员、货物等重力之和是飞机的重力，飞机重力的着力点叫做飞机重心。

　　飞机的坐标轴也叫机体轴是以机体为基准，通过飞机重心的三条相互垂直的坐标轴。

　　一、飞机的平衡、安定性和操作性　　

（一）.飞机的平衡是指作用于飞机的各力之和为零，各力重心所构成的各力矩之和也为零。

飞机处于平衡状态时，飞机速度的大小和方向都保持不变，也不绕重心转动。

飞机的平衡包括俯仰平衡、方向平衡和横侧平衡。

　　①飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零。

飞机取得平衡后，不绕纵轴转动，迎角保持不变。

作用于飞机的俯仰力矩很多，主要有：

机翼力矩、水平尾翼力矩及拉力（推力）力矩。

　　影响俯仰平衡的因素：

加减油门，收放襟翼、收放起落架和重心变化等。

飞行中，影响飞机俯仰的因素是经常存在的。

为了保持飞机的俯仰平衡，飞行员可前后移动驾驶杆偏转升降舵或使用调整片，产生操纵力矩，来保持力矩的平衡。

【关于飞行的论文】　　②飞机的方向平衡是作用于飞机的各偏转力矩之和为零。

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。

　　影响飞机方向平衡的因素：

飞机一边机翼变形，左右两翼阻力不等；

多发动机飞机，左右两边发动机工作状态不同，或者一边发动机停车，从而产生不对称拉力；

螺旋桨发动机，油门改变，螺旋桨滑流引起的垂直尾翼力矩随之改变。

飞机的方向平衡受破坏时最有效的克服方法就是适当蹬舵或使用方向舵调整片，利用偏转方向舵产生的方向操纵力矩来平衡使机头偏转的力矩，从而保持飞机的方向平衡。

　　③飞机的横侧平衡是作用于飞机的各滚转力矩之和为零。

飞机取得横侧平衡后，不绕纵轴滚转，坡度不变或没有坡度。

作用于飞机的滚转力矩，主要有两翼升力对重心形成的力矩：

螺旋桨旋转时的反作用力矩。

　　影响飞机的横侧平衡：

飞机一边机翼变形，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（如两翼油箱耗油量不等），两翼升力作用点至重心的力臂改变，形成附加滚转力矩。

飞机的横侧平衡受破坏时，飞行员保持平衡最有效的方法就是适当左右压驾驶杆或使用副翼调整片，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，以保持飞机的横侧平衡。

飞机的方向平衡和横侧平衡是相互联系、相互依赖的，方向平衡受到破坏，如不修正就会引起横侧平衡的破坏。

（二）.飞机的安定性就是飞行中，当飞机受微小扰动（如阵风、发动机工作不均衡、舵面的偶尔偏转等）而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失后，不经飞行员操纵，飞机自动恢复原来平衡状态的特性。

飞机的安定性包括：

俯仰安定性、方向安定性和横侧安定性。

　　飞机安定性的的强弱，一般由摆动衰减时间、摆动幅度、摆动次数来衡量。

当飞机受到扰动后，恢复原来平衡状态时间越短，摆动幅度越小，摆动次数越少，飞机的安定性就越强。

　　飞机安定性的强弱，主要取决于飞机的重心位置、飞行速度、飞行高度和迎角的变化。

　　（三）.飞机除应有必要的安定性外，还应有良好的操作性，这样才能保证飞行员有意识的飞行。

　　飞机的操作性是只指飞机在飞行员操纵升降舵、方向舵和副翼下改变其飞行状态的特性。

操纵动作简单、省力，飞机反应快，操作性就好，反之则不。

飞机的操纵性同样包括俯仰操纵性、方向操纵性和横侧操纵性。

　　①飞机的俯仰操纵性是飞行员操纵驾驶杆使升降舵偏转之后，飞机绕横轴转动而改变迎角等飞行状态的特性。

在直线飞行中，飞行员向后拉驾驶杆，升降舵向上偏转一个角度，在水平尾翼上产生向下的附升力，对飞机重心形成俯仰操作力矩，迫使机头上仰，迎角增大。

驾驶杆前后的每个位置对应着一个迎角或飞行速度。

　　飞行中，升降舵偏转角越大，气流动力越大，升降舵上的空气动力也越大，从而枢轴力矩也越大，所需杆力（飞行员操纵驾驶杆所施加的力）也越大。

在模拟飞行中，如果使用微软的力回馈摇杆这种力可以体验到。

　　②飞机的方向操纵性，就是在飞行员操纵方向舵后，飞机绕立轴偏转而改变其侧滑角等飞行特性。

与俯仰角相似，在直线飞行中，每一个脚蹬位置，对应着一个侧滑角，蹬右舵，飞机产生左侧滑；

蹬左舵，飞机产生右侧滑。

　　方向舵偏转后，同样产生方向舵枢轴力矩，飞行员需要用力蹬舵才能保持方向舵偏转角不变。

方向舵偏转角越大，气动动压越大，蹬舵力越大。

　　③飞机的横侧操纵性是指在飞行员操纵副翼后，飞机绕纵轴滚转而改变滚转角速度、坡度等飞行状态的特性。

比如：

飞行员向左压驾驶盘，右副翼下偏，右翼升力增大，左副翼上偏，左翼升力减小，两翼升力之差，形成横侧操纵力矩，使飞机向左加速滚转。

在横侧操纵中，驾驶盘左右转动的每一个位置，都对应着一个滚转角速度。

驾驶盘左右转动的角度越大，滚转角速度越大。

如果飞行员要想保持一定的坡度，就必须在接近预定坡度时将盘回　　到中立位置，消除横侧操纵力矩，在横侧阻转力矩的阻止下，使滚转角速度消失。

有时，飞行员甚至可以向飞机滚转的反方向压一点驾驶盘，迅速制止飞机滚转，使飞机准确地达到预定飞行坡度。

　　飞机的操纵性不是一成不变的，它要受到许多因素的制约，影响飞机操纵性的因素有飞机重心位置的前后移动、飞行的速度、飞行高度、迎角等。

　　飞行原理简介（三）　　这部分我们要了解飞机最简单的运动形式：

平飞、上升和下降。

　　平飞、上升和下降指的是飞机既不带倾斜也不带侧滑的等速直线飞行。

这也是飞机最基本的飞行状态。

飞机平飞、上升和下降性能是飞机最基本的飞行性能，如：

平飞最大速度、平飞最小速度、最大上升角、最大上升率，升限、最小下降角、最大下降距离等，这些都是飞行员首先要学习和掌握的。

　　一.平飞　　飞机作等速直线水平的飞行，叫平飞。

平飞中作用于飞机的外力有升力、重力、拉力（或推力）和阻力。

平飞时，飞机无转动，各力对重心的力矩相互平衡，且上述各力均通过飞机重心。

为保持平飞，需要有足够的升力以平衡飞机的重量，为了产生这一升力所需的飞行速度，叫平飞所需速度影响平飞所需速度的因素：

　　飞机重量在其它因素都不变的条件下，飞机重量越重，为保持平飞所需的升力就越大，故平飞所需速度也越大。

相反，飞机重量越轻，平飞所需速度就越小。

　　机翼面积机翼面积大，升力也大。

为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，所需平飞速度就小。

反之，机翼面积小，平飞所需速度就大。

　　空气密度空气密度小，升力也小，为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，平飞所需速度就增大。

反之，空气密度大，平飞所需速度就减小，空气密度的大小是随飞行高度以及该高度的气温气压而变化的，飞行高度升高，或在同一高度上，气温升高或气压降低，空气密度都会减小。

反之增大。

　　升力系数升力系数大，平飞所需速度就小。

因为，升力系数大，升力大，只需较小的速度就能获得平衡飞机重量的升力。

反之，升力系数小，平飞所需速度就大。

　　而升力系数的大小又决定于飞机迎角的大小和增升装置的使用情况。

迎角不同，开力系数不同，平飞所需速度也就不同。

在小于临界迎角的范围内，用大迎角平飞，升力系数大，平飞所需速度就小，用小迎角平飞，升力系数小，平飞所需速度就大，即是说，平飞中每一个迎角均有一个与之对应的平飞所需速度。

　　增升装置的使用情况不同，升力系数大小也不同，平飞所需速度也将下一样。

（比如放襟翼起飞，由于升力系数大，为平衡飞机重量所需的速度就小，即离地速度小，起飞滑跑距离就短）。

　　1.最大平飞速度，在一定的高度和重量下，发动机加满油门时，飞机所能达到的稳定平飞速度，就是飞机在该高度上的最大平飞速度。

平飞最大速度是理论上飞机平飞所能达到的最大速度，而并不是飞机实际的最大使用速度，由于飞机强度等限制，最大使用速度比平飞最大速度可能要小。

比如三叉戟飞机，在海平面，标准大气，全收状态下，平飞最大速度为480海里/小时，而最大使用速度则规定为365海里/小时。

　　2.平飞最小速度，是飞机作等速平飞所能保持的最小速度。

如有足够的可用拉力或可用功率，那么平飞最小速度的大小受最大升力系数的限制。

因为临界迎角的升力系数最大，所以与临界迎角相对应的平飞速度（失速速度），就是平飞最小速度。

对飞机的要求来说，平飞最小速度越小越好，因平飞最小速度越小，飞机就可用更小的速度接地，以改善飞机的着陆性能。

临界迎角对应的平飞速度，是平飞的最小理论速度。

实际上当飞机接近临界关于飞行的论文

（二）飞行技术毕业论文题目　　毕业论文（设计）　　题　　目　　学　　院　　学院　　专　　业　　学生姓名　　学　　号　　年级　　级　　指导教师　　教务处制表　　二〇一三年三月二十日　　　　飞行技术毕业论文题目　　本团队专业从事论文写作与论文发表服务，擅长案例分析、仿真编程、数据统计、图表绘制以及相关理论分析等。

　　飞行技术毕业论文题目：

　　辅助无人机飞行控制的人造目标检测技术　　无人直升机飞行传感器仿真及其故障诊断与容错技术研究　　翼伞飞行运动建模与翼伞空投控制技术研究　　基于GPS技术的飞行目标的信息处理与自动跟踪系统　　基于GPS技术的飞行目标自动跟踪系统　　电动飞行仿真转台嵌入式控制技术研究　　贴片机飞行对中图像处理和识别技术研究　　基于飞行需求的空域动态管理技术研究　　小型无人机飞行控制律设计技术研究　　四旋翼无人直升机飞行控制技术研究　　长春龙家堡机场飞行区场道工程配合比设计及施工技术研究　　小型无人机横侧向飞行控制律设计技术研究　　飞行品质分析中网络虚拟仪器技术分析研究　　反辐射无人机制导系统仿真及飞行试验技术的研究　　基于OpenGL的地形视景建模与实时管理技术研究　　无人机飞行PID控制及智能PID控制技术研究　　无人倾转旋翼机飞行力学建模与姿态控制技术研究　　利用蛋白质芯片飞行时间质谱技术筛选结核病、胃癌血清生　　下文是关于关于飞行的论文相关内容，希望对你有一定的帮助：

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　　我们知道，抄袭别人的成果是违反竞赛规则的,如果引用别人的成果或其他公开的资料（包括网上查到的资料），必须按照规定的参考文献的表述方式在正文引用处和参考文献中明确列出。

　　我们郑重承诺，严格遵守竞赛规则，以保证竞赛的公正、公平性。

如有违反竞赛规则的行为，我们将受到严肃处理。

　　我们参赛选择的题号是（从A/B/C/D中选择一项填写）：

　　我们的参赛报名号为（如果赛区设置报名号的话）：

　　所属学校（请填写完整的全名）：

　　参赛队员（打印并签名）：

1.　　指导教师或指导教师组负责人（打印并签名）：

　　日期：

　　年　　月　　日　　赛区评阅编号（由赛区组委会评阅前进行编号）：

　　　　编号专用页　　赛区评阅编号（由赛区组委会评阅前进行编号）：

　　　　全国统一编号（由赛区组委会送交全国前编号）：

　　全国评阅编号（由全国组委会评阅前进行编号）：

　　非线性规划解决飞行管理问题　　摘要　　随着经济和社会的发展，空中交通越来越受到人们的重视，优化空域飞行管理是促进航空发展的一大因素。

　　本文讨论在一定区域空间内进行飞行管理避免飞机相撞的问题，要求通过调整飞机飞行方向角调整的幅度，对飞行管理问题建立数学模型，列出计算步骤，通过对区域内每架飞机的位置和速度向量计算，解决飞机飞行方向角调整幅度的优化问题。

　　鉴于空域飞行改变航向存在一定制约的特点，本文中仅考虑在新飞机达到控制区域边缘时，对区域内飞机的飞行方向角只进行一次调整，以区域内任意时刻任意两架飞机之间的距离大于8公里为约束条件，区域内飞机飞行方向的调整角　　本文建立的模型对飞机飞行方向角调整幅度的优化问题有一定的实用性。

　　关键词空域飞行管理非线性规划　　滞后时间　　一、问题重述　　在约10,000米高空的某边长160公里的正方形区域内，经常有若干架飞机作水平飞行。

区域内每架飞机的位置和速度向量均由计算机记录其数据，以便进行飞行管理。

当一架欲进入该区域的飞机到达区域边缘时，记录其数据后，要立即计算并判断是否会与区域内的飞机发生碰撞。

如果会碰撞，则应计算如何调整各架（包括新进入的）飞机飞行的方向角。

以避免碰撞。

现假定条件如下：

　　1）不碰撞的标准为任意两架飞机的距离大于8公里2）飞机飞行方向角调整的幅度不应超过30度3）所有飞机飞行速度均为每小时800公里　　4）进入该区域的飞机在到达区域边缘时，与区域内飞机的距离应在60公里以上　　5）最多需考虑6架飞机　　6）不必考虑飞机离开此区域后的状况。

　　请你对这个避免碰撞的飞行管理问题建立数学模型。

列出计算步骤，对以下数据进行计算（方向角误差不超过度）。

要求飞机飞行方向角调整的幅度尽量小。

　　设该区域4个顶点的座标为（0,0）,（160,0）,（160,160）,（0,160）记录数据为：

　　飞机编号　　横座标X　　纵座标Y　　方向角（度）　　1　　150　　140　　243　　2　　85　　85　　236　　3　　150　　155　　4　　145　　50　　159　　5　　130　　150　　230　　新进入　　0　　0　　52注：

方向角指飞行方向与X轴正向的夹角。

　　试根据实际应用背景对你的模型进行评价与推广。

　　二、问题分析　　本题要求我们通过调整飞机飞行方向角，保证新飞机进入控制区域内之后与区域内其他飞机之间不会发生碰撞。

初步分析题目中数据间的关系，该问题可以转化为在一定条件下的最优化问题。

在本题中我们知道进入该飞行区域的飞机在到达该区域边缘时，该飞机与其他飞机的距离应在60公里以上，因此在建立模型之前我们首先考虑这一约束条件，若满足这一条件，我们在以后的模型建立过程中，就不再考虑这一约束。

　　由于飞机调整飞行方向角并非任意行为，在该区域内飞行的六架飞机之间都有各自的安全飞行距离，任何一家飞机航向的改变都可能威胁到其他飞机安全，同时为了保证飞机的正常平稳飞行，我们尽量减少飞机飞行方向的调整次数。

基于我们的假设，飞机在飞行的方向过程只在t0时刻发生一次改变，在以后的飞行过程中飞行方向都不在发生变化，由此我们拟建立非线性优化模型。

　　另外，在运用上述模型确定调整方案时，我们并没有考虑信息传递，飞机驾驶员接到命令并对其做出反应及飞机转向等因素造成的时间滞后等问题，因此，我们打算在模型的改进中对其进行改进，以确定最优调整方案。

　　三、模型假设　　

（1）不碰撞的标准为任意两架飞机的距离大于8公里；

（2）假设飞机飞行方向角调整的幅度不超过30度；

　　（3）假设所有飞机飞行过程中飞行速度不受云层等自然因素的影响，速度一直　　保持在800km/h；

　　（4）进入该区域的飞机在到达区域边缘时，与区域内飞机的距离应在60公里以　　上；

　　（5）最多考虑6架飞机；

　　（6）不考虑飞机离开此区域后的飞行状况；

　　（7）飞机进入控制区域后完全服从地面控制台的调度，飞机未接到指令前保持　　原有飞行状态不变；

　　（8）忽略信息传递，飞机驾驶员接到命令并对其做出反应及飞机转向等因素造　　成的时间滞后；

（9）假设整个过程中飞机飞行方向角仅在新飞机进入控制区域时进行一次调整。

　　四、符号说明　　五、模型建立与求解