第一章-6--飛行動(dòng)力學(xué)-飛機(jī)的橫側(cè)運(yùn)動(dòng)飛機(jī)方程-在線瀏覽
2024-09-25 23:48本頁面
【正文】 航向阻尼力矩導(dǎo)數(shù) Cnr起 阻尼作用 ； ? CY?和 Cnr在數(shù)值上很小，因此橫側(cè)向振蕩模態(tài)的 衰減很慢 。 ? 滾轉(zhuǎn)阻尼模態(tài)對(duì)應(yīng)一個(gè)大的 負(fù)實(shí)根，單調(diào)過程 。第一章 飛行動(dòng)力學(xué) 第九節(jié) 飛機(jī)的橫側(cè)向運(yùn)動(dòng) 北京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院 張平 2022， 3 一、橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的線性化方程 ? 飛機(jī)橫側(cè)運(yùn)動(dòng)包括 滾轉(zhuǎn)、偏航 和 側(cè)移 三個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng) ? 操縱面是副翼 ?a和方向舵 ?r— 側(cè)向狀態(tài)方程的輸入量 線化方程： 重力傾斜產(chǎn)生的側(cè)力 將側(cè)力 Y,滾轉(zhuǎn)力矩 L和偏航力矩 N線性化 一、橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)的線性化方程 ? 基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng) — 等速直線平飛 狀態(tài) 的橫側(cè)小擾動(dòng)線化方程： 令 ??=?v/V0，同時(shí)： 側(cè)向速度 v0=0， v=?v， 由于： ?橫側(cè)向方程 ?偏航角不產(chǎn)生力或力矩，僅為幾何關(guān)系 符號(hào) ? ? 寫成 p算子形式 ? 式中各大導(dǎo)數(shù)： 001000 1 0 0 00rararpr arprYYYLLL L LpprrN N N NN??????? ?????????? ? ? ?????? ???????? ???????? ?????????? ?????????? ?????? ???? ?? ??寫成狀態(tài)方程形式： 注：上式中大導(dǎo)數(shù)與表中大導(dǎo)數(shù)的表達(dá)式可能不完全相同，建模時(shí)需要自行推導(dǎo)驗(yàn)證 二、橫側(cè)向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)與三種模態(tài) ? 縱向運(yùn)動(dòng)時(shí)的同一飛機(jī)，以 M= h=11000m作定常平飛，各參數(shù)及氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)如下 (對(duì)穩(wěn)定軸系） : 由表中表達(dá)式計(jì)算： 擾動(dòng)運(yùn)動(dòng) 控制輸入為 0： ?a=?r=0 拉氏變換后得代數(shù)方程 : 特征多項(xiàng)式： 特征根： 擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的解 一對(duì)共挽復(fù)根代表 振蕩運(yùn)動(dòng) 模態(tài) 大負(fù)根代表 滾轉(zhuǎn)快速阻尼 模態(tài) 小根 (可正可負(fù) )代表 緩慢螺旋運(yùn)動(dòng) 的模態(tài) 飛機(jī)橫側(cè)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)由此三種典型模態(tài)線性疊加而成 ?較少受滾模態(tài)影響 都受振蕩模態(tài)影響 ? 經(jīng)拉氏反變換，（設(shè) ?0=1?） 得 ? 飛機(jī)受擾后的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，受到機(jī)翼產(chǎn)生的較大 阻尼力矩 的阻止而很快結(jié)束。 ? 這是由于大展弦比機(jī)翼的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù) Clp大，而轉(zhuǎn)動(dòng)慣量 Ix較小所致。 (振蕩摸態(tài) ) ? 三種模態(tài)中，振蕩模態(tài)的系數(shù)最大，說明這一模態(tài)在橫側(cè)運(yùn)動(dòng)各參數(shù)中均有明顯的表現(xiàn)。 ? 與縱向短周期模態(tài)不同的是 :由于橫滾靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)的存在，伴隨著側(cè)滑角的正負(fù)振蕩，飛機(jī)還產(chǎn)生了左右滾轉(zhuǎn)的運(yùn)動(dòng)。 ? 設(shè)某時(shí)刻有正側(cè)滑 ?0，航向靜穩(wěn)定性 Cn?產(chǎn)生 正的
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