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4-2 飞机绕质心转动动力学方程
动量矩定理：
dh = ΣM dt
微元动量矩
Δh = r ×Vdm
微元绝对速度
V = VO + ω × r
全机动量矩 对质心
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h = ∫ r ×Vdm =∫ rdm×VO + ∫ r × (ω × r )dm h = ∫ r × (ω × r )dm
可得标量方程组为：
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质心动力学方程
dV x ⎫ m( + Vzω y − V yω z ) = Fx ⎪ dt ⎪ dV y ⎪ m( + V xω z − Vzω x ) = F y ⎬ dt ⎪ dVz ⎪ m( + V yω x − V xω y ) = Fz ⎪ dt ⎭
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引言
研究内容 性能 飞行品质 质点动力学系统 质点系动力学系统
稳定性与操纵性：研究飞机受到扰动后及在 外力、外力矩作用下运动参数的变化特性。
稳定性 指飞行器在受到外界瞬时扰动后，是否具有自动地恢 复到原来平衡状态的能力。 操纵性 指飞行器对驾驶员操纵或舵面指令输入的响应，即从 一种飞行状态过渡到另一种飞行状态的能力.
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⎡W x ⎤ ⎡0⎤ ⎢ ⎥ ⎢0⎥ Wy ⎥ = m⎢ ⎥ ⎢ ⎢W z ⎥ ⎢ g⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦g
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航迹 轴系 χ, γ 矢量形式方程组 地面 轴系
μ (无风时)
气流 轴系 α,β 机体 轴系
ψ,θ,φ
⎛ δ Vb ⎞ dV b m = m⎜ + ω b × Vb ⎟ dt ⎝ δt ⎠ = Tb + Lba Aa + LbgW g
飞行器飞行力学
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外力分量
1、推力
⎡Tx ⎤ ⎡ T cos ϕ ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ Ty ⎥ = ⎢ 0 ⎢ ⎥ ⎢Tz ⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦ b ⎢ − T sin ϕ ⎥
3、重力
2、气动力
⎡ Ax ⎤ ⎡− D⎤ ⎢ ⎥ ⎢ C ⎥ Ay ⎥ = ⎢ ⎢ ⎥ ⎢ Az ⎥ ⎢ − L⎥ ⎦ ⎣ ⎦a ⎣
转动惯 量矩阵
矩阵 形式
⎡ hx ⎤ ⎡ I x ⎢ ⎥ ⎢ ⎢ hy ⎥ = ⎢ − I xy ⎢ hz ⎥ ⎢ − I zx ⎣ ⎦ ⎣
− I xy Iy − I yz
− I zx ⎤ ⎡ω x ⎤ ⎥⎢ ⎥ − I yz ⎥ ⎢ω y ⎥ I z ⎥ ⎢ω z ⎥ ⎦⎣ ⎦
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四、在气流坐标系中的平动动力学方程
根据速度之间的关系
u = V cos α cos β ⎫ ⎪ v = V sin β ⎬ w = V sin α cos β ⎪ ⎭
可得
du dV dα dβ ⎫ V sin α cos β − V cos α sin β ⎪ cos α cos β − = dt dt dt dt ⎪ dv dV dβ ⎪ V cos β sin β + = ⎬ dt dt dt ⎪ dw dV dα dβ ⎪ sin α cos β + V cos α cos β − V sin α sin β ⎪ = dt dt dt dt ⎭
− I zx ⎤ ⎡ω x ⎤ ⎡ M x ⎤ ⎥⎢ ⎥ ⎢ ⎥ − I yz ⎥ ⎢ω y ⎥ = ⎢ M y ⎥ I z ⎥ ⎢ω z ⎥ ⎢ M z ⎥ ⎦ ⎦⎣ ⎦ ⎣
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飞行器飞行力学
得
dω x ⎫ 2 2 + ( I z − I y )ω y ω z + I yz (ω z − ω y ) + ⎪ Ix dt ⎪ dω y dω z ⎪ I xy (ω x ω z − ) − I zx (ω x ω y + ) = Mx⎪ dt dt ⎪ dω y ⎪ 2 2 + ( I x − I z )ω x ω z + I zx (ω x − ω z ) + ⎪ Iy ⎪ dt ⎬ dω z dω x I yz (ω x ω y − ) − I xy (ω y ω z + ) = M y⎪ ⎪ dt dt ⎪ dω z 2 2 + ( I y − I x )ω x ω y + I xy (ω y − ω x ) + ⎪ Iz ⎪ dt ⎪ dω y dω x I zx (ω y ω z − ) − I yz (ω z ω x + ) = Mz ⎪ ⎪ dt dt ⎭
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4-1飞机质心动力学方程
基本原理： 牛顿第二运动定律
dV m =F dt
一、任意动坐标系中质心运动方程
速度和角速度在动坐标系的投影
V = V x i + V y j + Vz k
ω = ω xi + ω y j + ωzk
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速度的微分
dV y dVz dV dV x j+ k i+ = dt dt dt dt di dj dk + Vx + V y + Vz dt dt dt
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外力分量
1、推力
⎡Tx ⎤ ⎡ T cos ϕ ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ Ty ⎥ = ⎢ 0 ⎢ ⎥ ⎢Tz ⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦ b ⎢ − T sin ϕ ⎥
3、重力
2、气动力
⎡ Ax ⎤ ⎡− D⎤ ⎢ ⎥ ⎢ C ⎥ Ay ⎥ = ⎢ ⎢ ⎥ ⎢ Az ⎥ ⎢ − L⎥ ⎦ ⎣ ⎦a ⎣
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三、在机体坐标系中的平动动力学方程
速度分量
⎡V x ⎤ ⎡u⎤ ⎢ ⎥ ⎢v ⎥ ⎢V y ⎥ = ⎢ ⎥ ⎢Vz ⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦ b ⎢w⎥
角速度分量
⎡ω x ⎤ ⎡ p⎤ ⎢ ⎥ ⎢q⎥ ⎢ω y ⎥ = ⎢ ⎥ ⎢ω z ⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦b ⎢ r ⎥
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飞行器飞行力学
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引言（续）
本章主要工作 (1) 应用牛顿第二定律、动量矩定律和运动学原理， 导出飞行器相对于动坐标轴系的一般运动方程组； (2) 在小扰动假设前提下，对非线性运动方程组进行 线性化； (3) 在特定条件下，将纵向运动和横航向向小扰动运 动分开，得到飞行器的纵向和横航运动方程组。
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⎡W x ⎤ ⎡0⎤ ⎢ ⎥ ⎢0⎥ Wy ⎥ = m⎢ ⎥ ⎢ ⎢W z ⎥ ⎢ g⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦g
飞行器飞行力学 12
航迹 轴系 χ, γ 矢量形式方程组 地面 轴系
μ (无风时)
气流 轴系 α,β 机体 轴系
ψ,θ,φ
⎛ δ Vk ⎞ dV k m = m⎜ + ω k × Vk ⎟ dt ⎝ δt ⎠ = Lkb Tb + Lka Aa + LkgW g
飞行器飞行力学 22
因为
h = ∫ r × (ω × r )dm = ω ∫ r dm − ∫ r (ω ⋅ r )dm
2
由
ω = ω x i + ω y j + ωz k
r = xi + yj + zk
有
r = x + y +z ω ⋅ r = ω x x + ω y y + ωz z
2 2 2 2
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解出
dV / dt , dα / dt , dβ / dt
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在α、β 不大的快速机动中，可近似认为速度不 变，且
u ≈ V = const ⎫ ⎪ v ≈ Vβ ⎬ ⎪ w ≈ Vα ⎭
从而有
T sin ϕ − Z b g dα ⎫ = q − pβ − + cos φ cos θ ⎪ ⎪ dt mV V ⎬ Yb dβ g ⎪ = pα − r + + sin φ cos θ ⎪ dt mV V ⎭
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飞行器飞行力学
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二、在航迹坐标系中的平动动力学方程
速度分量
⎡V x ⎤ ⎡V ⎤ ⎢ ⎥ Vy ⎥ = ⎢ 0 ⎥ ⎢ ⎢ ⎥ ⎢Vz ⎥ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦k ⎢ 0 ⎥
角速度分量
ω = ψ a + θa
⎡ω x ⎤ ⎡ 0 ⎤ ⎡ 0 ⎤ ⎡ − ψ a sin θ a ⎤ ⎡ − χ sin γ ⎤ ⎥ ⎢ ⎥ ⎢ 0 ⎥ + ⎢θ ⎥ = ⎢ ⎥= ⎢ γ θa ⎥ ⎢ω y ⎥ = Lkg ⎢ ⎥ ⎢ a ⎥ ⎢ ⎥ ⎢ ⎢ω z ⎥ ⎢ψ a ⎥ ⎢ 0 ⎥ ⎢ ψ a cos θ a ⎥ ⎢ χ cos γ ⎥ ⎦ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦ ⎣ ⎦ ⎣ ⎣ ⎦k
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标量形式方程组
du ⎫ m ( + qw − rv ) = T cos ϕ − D cos α cos β ⎪ dt ⎪ − C cos α sin β + L sin α − mg sin θ ⎪ ⎪ dv ⎪ m ( + ru − pw ) = − D sin β + C cos β + mg sin φ cos θ ⎬ dt ⎪ dw ⎪ m( + pv − qu) = −T sin ϕ − D sin α cos β ⎪ dt ⎪ − C sin α sin β − L cos α + mg co运动方程
内容
引言 动力学方程 平动动力学方程 转动动力学方程 运动学方程 平动运动学方程 转动运动学方程 运动方程线性化 线性化方程的分组 ——纵向/横航向