俯冲
衡量飞机由势能换取动能、迅速降低高度增加速度的能力，即速度机动性
正常盘旋：无侧滑的定常盘旋。（定常盘旋 :运动参数不随时间
变化的盘旋。 ） 限制条件： 1.过载增加受到飞机结构强度和人的生理条件限制2.最大许用升力 系数限制3.发动机特性限制
L cos nz W n L sin y W
– 速度特性
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
– 油门特性
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。
基础知识
• 坐标系
a ( )
航迹轴系 (无风时) 气流轴系
a ,a
( , )
地面轴系
，

机体轴系
• 小时耗油量、
飞机飞行1小时发动机所消耗的燃油质量(kg/h)

• 千米耗油量
飞机相对地面飞行1公里所消耗的燃油质量(kg/km)
飞行性能-续航性能
等高等速巡航
久航速度小于远航速度，久航高度小于远航高度。飞行中需逐渐推杆收油 门 。在等高等速巡航时，为满足平衡条件，发动机转速和升阻比都随重量 不断变化，发动机和气动效率不能始终处于最佳状态。
平衡曲线
* e (CL ), e (Ma)
与静稳定性息息相关
• 正常操纵、反操纵
e e 0, 0 CL V
铰链力矩及松杆静稳定性
• 铰链力矩：作用在操纵面上的空气动力对操纵面铰链轴所产生
的力矩。飞行速度愈大，升降舵面积愈大，铰链力矩愈大。
• 松杆情况基本方程
Che Che . Che . e Che . e 0
松杆中性点
飞行器纵向静操纵性（杆力）
• 正常操纵、反常操纵 Pe Pe 0, 0 CL V
• 与松杆静稳定性关系
松杆飞行与握杆飞行的主要差别在于减小了平尾的升力线斜率。松杆零升力矩系 数减小。 松杆减小了平尾升力线斜率、减小了全机静稳定性、使全机焦点前移、减小了全 机零升力矩系数。 松杆静稳定性小于握杆静稳定性；松杆焦点位置处于握杆焦点的前面。 定常直线飞行所需的杆力与飞机的松杆静稳定裕度成正比。
oxa ya za
air
o
：飞机质心。 ： 始终指向飞机的空速方向。 ：位于飞机对称面，垂直Oxa轴，向下为正 。 ：按右手定则确定。
oxa
oza
oya
特点：升力、阻力、侧力在此坐标系内定义。 有的教科书上又称风轴系，用Oxwywzw表示。
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4. 航迹坐标系
oxk yk zk
kinetic
实用静升限Hmax.s 特定重量、构形、发动机状态下，对应于 Vv.max=5m/s (超音速飞机)或0.5m/s (亚音速飞 机)的飞行高度。
H
Ma
飞行性能-爬升
• 陡升飞行速度
飞机以最大上升角飞行时对应的速度。Vr
• 快升飞行速度
飞机按每个高度的最大上升率Vv.max上升时，与其相对应的 飞行速度。Vqc （＞Vr） 理论静升限Hmax.a ：
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2. 机体坐标系
oxb yb zb
body
o
：飞机质心。 ：在飞机对称平面内，沿结构纵轴指向前。 一般与翼弦或机身轴线平行。 ：位于飞机对称面，垂直Oxb轴，向下为正 。 ：垂直飞机对称面，指向右翼为正 。
oxb
ozb oyb
特点：与地面坐标系的角位置确定了飞机空中姿态。
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3. 气流坐标系
特定重量、构形、发动机状态(最大、加力、全加力)下，飞机能够定 直平飞的最大高度，此时Vv.max=0.
实用静升限Hmax.s 特定重量、构形、发动机状态下，对应于Vv.max=5m/s (超音速飞机)或0.5m/s (亚音速飞机)的飞行高度。 动升限
飞行性能-平飞范围的划分
• 有利飞行速度-I，II飞行区域
飞行性能-起降性能
中止起飞
决策速度V1是指多发动机飞机,在起飞滑跑过程 中，使继续起飞与中断起飞所需距离相等时的临 界发动机失效速度. 平衡场地长度Lbf为继续起飞所需距离 dct等于中 断起飞所需距离 dat时的场地长度，即右图中交 点对应的距离。 即继续起飞所需距离dct曲线与 中断起飞所需距离 dat曲线交点所对应的速度.
L 1 nn n n W cos
2 y 2 z
2 nn 1 sin nn W V2 1 V 2 V2 R g L sin g nn sin g n 2 1
t 2
2R 2V 2 V g nn 1
n
2 1 2 g nn V t 2
f X , u X AX Bu X
将采用“小扰动法”对非线性微分方程组进行线化，以便解析求解，并 从中归纳出具有普遍意义的规律，确定飞行品质指标，作为飞行器设计的 指南。 不仅可以将非线性方程线化，而且可以对线化后的方程进行降维并分为 纵向和横航向运动.
飞行器纵向特性
• 基本方程
• 起飞过程、性能、改善方式
飞机从起飞线开始滑跑，离地并爬升到机场上空安全高度的这一加速 过程称为起飞。 空中段水平距离d2和时间t2 地面滑跑距离d1和时间t1
• 着陆过程、性能、改善方式
下坡有利于起飞，逆风有利于减小地速，机场高度增加，温度增加不利。 增升装置，前缘缝翼，襟翼，附面层控制，推力矢量控制

0,
CL
0
飞机在受到扰动后的运动过程中，不仅迎角变化，飞行速度也会发生变化，为此引入 速度静稳定性的概念。 • 各部件提供的静稳定性
– 机翼、机身、平尾、鸭翼、发动机
Cm Cm 0
Cm CL CL
机翼：正常式（平尾在后）飞机单独机翼的焦点在飞机质心前面（亚音速时），为纵向静不稳定； 超音速时焦点后移。 翼身组合体零升力矩更小 ，机身使飞机焦点前移 。 平尾：使全机零升力矩增加， 保证正迎角下的安全飞行 。平尾对纵向起静稳定作用 发动机：发动机的法向力使焦点前移，起不稳定作用。
C L C L ( 0 )
基本知识
• 阻力特性-极曲线
C D C D0 C Di C D0 AC
• 升阻比
CL K CD
2 L
K max , opt , CL.opt
基本知识
• 发动机特性(推力、耗油率)
– 高度特性
在发动机转速和飞行速度一定时，发动机推力和耗油 率随飞行高度变化的关系。
o
：飞机质心。
ox k：始终指向飞机的地速方向。
oz k ：位于包含Oxk轴的铅垂面，垂直Oxk轴,向下为正。
oyk ：垂直 oxk zk 平面，按右手定则确定。
特点：质心动力学方程常在该坐标系下书写。
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基础知识
• 质心运动方程
V m( V ) F t
• 在航迹坐标系下投影 • 在体轴系下投影
重量影响
飞行性能-机动性
• 过载概念
N AT n W W
作用在飞机上除重力之外的合外力与飞机重量之比。又称载荷因子。
• 平飞加减速
衡量飞机改变速度大小的能力，即速度机动性。增大推重比，提高 升阻比，可改善加速性能；相反， 则可改善减速性能。
• 跃升：
衡量飞机由动能换取势能、迅速获取高度优势的能力，即高度机动 性。 动升限：通过跃升可以达到的最大高度
•
压心、焦点、重心，及其与定速静稳定性的关系
Cm xcg xac CL
握杆中性点
稳定裕度
影响因素（重心、速度、气弹）
重心：当焦点位置一定时，质心往前移动，静稳定性则增大； 质心往后 移动，静稳定性则减小。
气弹：后机身弹性变形，平尾的迎角减小，升力减小，平尾引起的焦点后 移量减小。使全机焦点前移，飞机的纵向静稳定性减小。
(可能有两个，Maqcl>Ma1 ， Maqc2>Ma2) MaR.max (TR/V) min (随H，则MaR.max ， MaR.max> Mat.max) Mamin.T Mamax T=0，左交点 T=0，右交点
运动方程
• 全量方程(12阶) • 配平 • 线化(过程、目的)
• 简单推力法： 用可用推力和需用推力曲线图来确定飞机飞行性能的方法 L W cos T D W sin • 需用推力曲线及影响因素
飞机在一定高度、一定速度作定常平飞时，所需要的发动机推力，称 为定常平飞需用推力。
飞行性能-平飞
TR f ( H ,V )
平飞需用推力曲线只是H和V的函数，随高度增 加向右移动
自动俯冲现象 飞机在跨声速范围内出现速度静不 稳定，从而产生“自动俯冲” 现象。
飞机在跨音速范围飞行时，出现反 操纵现象。 主要原因：由于空气压缩性的影响， 使飞机焦点位置急剧后移所致。
飞行器纵向静操纵性（舵面偏度）
• 平衡公式Cm=0
C m Cm 0 C L* C L e* C m e
H Hmax
Ma(H)
第II平飞范 第I平飞范 围 围
Ma
飞行性能-续航性能
• 航程：飞机携带有效载荷，在标准大气和无风情况下，
沿预定航线耗尽其可用燃油所经过的水平距离。
• 航时：飞机携带有效载荷，在标准大气和无风情况下，
沿预定航线耗尽其可用燃油所能持续飞行的时间。
• 耗油率、
发动机单位时间产生单位推力所消耗的燃油质量
南京航空航天大学 《飞行力学》复习
011110301
仅供参考
考试题目类型
• • • • 一、解释题(每小题4分，24分) 二、是非题(每小题2分，10分) 三、简述题(每小题5分，25分) 四、计算题(四题)