2025年航空宇航工程考研飛行力學(xué)經(jīng)典（附答案）考試時(shí)間：______分鐘總分：______分姓名：______一、簡(jiǎn)述飛行力學(xué)的主要研究?jī)?nèi)容和其在航空宇航工程中的重要性。二、定義氣動(dòng)力和力矩。以飛機(jī)為例，簡(jiǎn)述升力、阻力、俯仰力矩產(chǎn)生的物理原因。三、什么是飛機(jī)的靜穩(wěn)定性？請(qǐng)從氣動(dòng)力/力矩特性隨迎角變化的角度解釋。四、飛機(jī)的靜穩(wěn)定性由哪些參數(shù)決定？請(qǐng)寫(xiě)出穩(wěn)定性方程，并解釋其判別穩(wěn)定性的條件。五、簡(jiǎn)述飛機(jī)靜穩(wěn)定性的影響系數(shù)（StabilityDerivatives）的定義。列出并簡(jiǎn)要說(shuō)明幾個(gè)主要的穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)（如Cm0,Cmα,Cmδe等）的物理意義。六、什么是飛機(jī)的動(dòng)穩(wěn)定性？與靜穩(wěn)定性相比，動(dòng)穩(wěn)定性分析需要考慮哪些額外的因素？七、簡(jiǎn)述飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)（縱向）的典型特征。如果飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)是不穩(wěn)定的，從物理角度分析可能的原因。八、什么是飛機(jī)的失速？導(dǎo)致飛機(jī)失速的主要因素有哪些？簡(jiǎn)述失速改出的基本原理。九、飛機(jī)起飛過(guò)程通常包含哪些主要階段？每個(gè)階段對(duì)飛機(jī)性能和操縱有何要求？十、簡(jiǎn)述影響飛機(jī)航程和續(xù)航時(shí)間的主要因素。如何通過(guò)增加升阻比來(lái)改善航程？十一、什么是飛機(jī)的穩(wěn)定性裕度？通常有哪些指標(biāo)來(lái)衡量飛機(jī)的靜穩(wěn)定性和動(dòng)穩(wěn)定性裕度？十二、飛機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)（如自動(dòng)駕駛儀）在飛行控制中扮演什么角色？簡(jiǎn)述其基本工作原理。十三、對(duì)于給定的飛機(jī)模型參數(shù)（如氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線、穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)等），如何判斷飛機(jī)在特定迎角下的靜穩(wěn)定性？請(qǐng)寫(xiě)出判斷過(guò)程。十四、試推導(dǎo)小擾動(dòng)條件下飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)的線性化運(yùn)動(dòng)方程（即短周期方程）。說(shuō)明推導(dǎo)過(guò)程中所做的假設(shè)。十五、某飛行器在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下以馬赫數(shù)Ma=0.8，高度H=9000m飛行。已知其當(dāng)前重量W=250kN，升力系數(shù)Cl=1.2。請(qǐng)使用標(biāo)準(zhǔn)大氣表數(shù)據(jù)，計(jì)算該飛行器此時(shí)的空氣密度ρ和動(dòng)壓q。假設(shè)飛行器翼面積為S=30m2，請(qǐng)計(jì)算其當(dāng)前速度V。十六、已知某飛機(jī)在水平直線勻速飛行時(shí)的數(shù)據(jù)：速度V=300m/s，高度H=10000m，迎角α=2°。飛機(jī)的升力系數(shù)Cl=0.5，阻力系數(shù)Cd=0.03。飛機(jī)總重量W=400kN。請(qǐng)計(jì)算此時(shí)飛機(jī)的升力L、阻力D、機(jī)翼平均氣動(dòng)力系數(shù)Cl以及升阻比L/D。十七、設(shè)某飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)關(guān)于迎角的導(dǎo)數(shù)Cmα=-0.1。如果飛機(jī)在α=0°時(shí)處于中立穩(wěn)定狀態(tài)（Cm0=0），請(qǐng)計(jì)算該飛機(jī)在α=5°時(shí)的俯仰力矩系數(shù)Cm。判斷此時(shí)飛機(jī)是否具有靜穩(wěn)定性。十八、簡(jiǎn)述起飛滑跑階段需要克服的主要阻力類(lèi)型，并說(shuō)明如何通過(guò)操縱（如拉桿、加油門(mén)）來(lái)增加升力，以盡快達(dá)到離地速度。試卷答案一、飛行力學(xué)主要研究飛行器（如飛機(jī)、導(dǎo)彈等）在外部力作用下運(yùn)動(dòng)的規(guī)律，包括其穩(wěn)定性、操縱性、性能以及運(yùn)動(dòng)控制等問(wèn)題。它是航空宇航工程學(xué)科的基礎(chǔ)理論核心，對(duì)于飛行器的設(shè)計(jì)、研制、飛行控制和安全運(yùn)行具有至關(guān)重要的意義。二、氣動(dòng)力是作用在飛行器表面上的空氣動(dòng)力，其合力稱(chēng)為氣動(dòng)力；力矩是作用在飛行器上的導(dǎo)致轉(zhuǎn)動(dòng)效果的量。以飛機(jī)為例，升力主要是由機(jī)翼上下表面的壓力差產(chǎn)生的，垂直于相對(duì)氣流方向；阻力是飛行器運(yùn)動(dòng)方向上受到的空氣阻力，主要由氣流與機(jī)翼表面的摩擦和壓差產(chǎn)生；俯仰力矩則是由升力作用線不通過(guò)飛機(jī)重心的力臂與升力、阻力以及發(fā)動(dòng)機(jī)推力等的綜合效果產(chǎn)生的。三、飛機(jī)的靜穩(wěn)定性是指飛機(jī)在受到微小擾動(dòng)后，能否自動(dòng)恢復(fù)到原來(lái)的平衡狀態(tài)的性質(zhì)。從氣動(dòng)力/力矩特性隨迎角變化的角度看，如果飛機(jī)在平衡迎角附近，其升力系數(shù)隨迎角增大而減?。ɑ蛄叵禂?shù)隨迎角增大而增大），則飛機(jī)具有靜穩(wěn)定性。四、飛機(jī)的靜穩(wěn)定性由氣動(dòng)力/力矩特性及其與重心位置的關(guān)系決定。靜穩(wěn)定性方程通常表示為：Cm(α,α?)+q*(dCm/dα)*α+q*(dCm/dα?)*α?=0（考慮阻尼項(xiàng)）。其中，Cm為俯仰力矩系數(shù)，α為迎角，α?為迎角速率，q為動(dòng)壓。判別穩(wěn)定性的條件通常是看穩(wěn)定性方程在α=0,α?=0時(shí)是否有負(fù)實(shí)部的根。如果存在這樣的根，則飛機(jī)是靜不穩(wěn)定的；反之，則為靜穩(wěn)定的。五、飛機(jī)靜穩(wěn)定性的影響系數(shù)（或稱(chēng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)）是描述氣動(dòng)力/力矩系數(shù)對(duì)飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)（如迎角、側(cè)滑角、速度、舵偏角等）變化敏感程度的參數(shù)。它們是線性化運(yùn)動(dòng)方程中的關(guān)鍵系數(shù)，決定了飛機(jī)的靜穩(wěn)定性和操縱特性。主要的穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)包括：Cm0（零迎角力矩系數(shù)）、Cmα（俯仰力矩系數(shù)對(duì)迎角的偏導(dǎo)數(shù)，反映靜穩(wěn)定性）、Cmδe（俯仰舵偏角對(duì)力矩系數(shù)的偏導(dǎo)數(shù)）、Cma（俯仰力矩系數(shù)對(duì)迎角速率的偏導(dǎo)數(shù)，反映短周期阻尼）、Cmq（俯仰力矩系數(shù)對(duì)動(dòng)壓的偏導(dǎo)數(shù)）等。六、飛機(jī)的動(dòng)穩(wěn)定性是指飛機(jī)在受到擾動(dòng)后，其運(yùn)動(dòng)狀態(tài)（如姿態(tài)、速度）是否能夠最終恢復(fù)到平衡狀態(tài)，并且過(guò)程是否平穩(wěn)。與靜穩(wěn)定性相比，動(dòng)穩(wěn)定性分析不僅考慮氣動(dòng)力/力矩特性，還要考慮飛機(jī)的質(zhì)量分布（慣性特性，如慣性矩、慣性積）、阻尼特性（如Cma,Cmq等）以及運(yùn)動(dòng)狀態(tài)（如迎角、角速率）的影響。七、飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)（縱向）主要指飛機(jī)繞其橫軸（滾轉(zhuǎn)軸）的振蕩運(yùn)動(dòng)。其典型特征是飛機(jī)圍繞一個(gè)等速直線飛行狀態(tài)進(jìn)行俯仰角的振蕩，同時(shí)伴有速度的變化。如果飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)是不穩(wěn)定的，意味著當(dāng)飛機(jī)抬頭時(shí)，會(huì)進(jìn)一步抬頭且速度減??；當(dāng)飛機(jī)低頭時(shí)，會(huì)進(jìn)一步低頭且速度增加，導(dǎo)致飛機(jī)不斷增大俯仰角偏離，可能最終導(dǎo)致失速或螺旋。八、失速是指飛機(jī)機(jī)翼上表面氣流因迎角過(guò)大而出現(xiàn)流動(dòng)分離，導(dǎo)致升力急劇下降、阻力顯著增加的現(xiàn)象。導(dǎo)致飛機(jī)失速的主要因素包括：迎角超過(guò)臨界迎角、飛行速度過(guò)低、機(jī)翼表面污染（結(jié)冰、積霜、污垢）、遇到逆風(fēng)或側(cè)風(fēng)等。失速改出的基本原理是通過(guò)向后拉桿（增大迎角）和/或加油門(mén)（增大速度）來(lái)迅速減小迎角或增加飛行速度，使氣流重新重新附著在機(jī)翼表面。九、飛機(jī)起飛過(guò)程通常包含：地面滑跑階段（加速至離地速度）、離地階段（沖上藍(lán)天）、爬升階段（達(dá)到預(yù)定高度或巡航高度）。地面滑跑階段需要克服主要阻力（如地面摩擦阻力、空氣阻力），要求通過(guò)操縱（拉桿、加油門(mén)）增加升力；離地階段需要足夠的升力克服重力；爬升階段則要求繼續(xù)加油門(mén)并適當(dāng)調(diào)整迎角以?xún)?yōu)化性能。十、影響飛機(jī)航程和續(xù)航時(shí)間的主要因素包括：飛機(jī)的升阻比（L/D）、發(fā)動(dòng)機(jī)推重比、飛機(jī)重量、飛行速度和飛行高度等。升阻比是決定飛機(jī)氣動(dòng)效率的關(guān)鍵參數(shù)。通過(guò)增加升阻比來(lái)改善航程，意味著在相同的推力下產(chǎn)生更大的升力（可能通過(guò)提高速度利用氣動(dòng)升力）或減少阻力（可能通過(guò)優(yōu)化氣動(dòng)外形、減少重量），使得飛機(jī)能夠以更小的能耗覆蓋更長(zhǎng)的距離或持續(xù)飛行更長(zhǎng)時(shí)間。十一、飛機(jī)的穩(wěn)定性裕度是指飛機(jī)實(shí)際穩(wěn)定性程度超過(guò)剛好滿足要求的程度，是衡量飛機(jī)設(shè)計(jì)和飛行安全余量的重要指標(biāo)。靜穩(wěn)定性裕度通常用靜穩(wěn)定度（StaticMargin）或穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)（如Cmα）的大小來(lái)衡量，要求有足夠的正值；動(dòng)穩(wěn)定性裕度則用阻尼比（DampingRatio）或相關(guān)導(dǎo)數(shù)的穩(wěn)定性來(lái)衡量，要求有足夠的負(fù)阻尼或負(fù)實(shí)部。十二、飛機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)（如自動(dòng)駕駛儀）在飛行控制中扮演著輔助或替代飛行員進(jìn)行姿態(tài)和軌跡控制的角色，以提高飛行的安全性、穩(wěn)定性和效率，減輕駕駛員負(fù)擔(dān)。其基本工作原理通常是：傳感器（如陀螺儀、氣壓計(jì)、雷達(dá)等）檢測(cè)飛機(jī)的當(dāng)前狀態(tài)（姿態(tài)、速度、高度等）與期望狀態(tài)（指令或參考航跡）之間的偏差；控制器（如PID控制器）根據(jù)偏差計(jì)算所需的控制指令（如舵面偏轉(zhuǎn)、油門(mén)變化）；執(zhí)行機(jī)構(gòu)執(zhí)行控制指令，修正飛機(jī)狀態(tài)。十三、對(duì)于給定的飛機(jī)模型參數(shù)，判斷飛機(jī)在特定迎角α的靜穩(wěn)定性，主要看在該迎角下飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)Cm是否隨迎角增大而增大（即dCm/dα>0）。這通常通過(guò)分析飛機(jī)的穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Cmα和Cm0的值來(lái)判斷。如果Cm0<0且Cmα>0，則飛機(jī)在該迎角范圍內(nèi)是靜穩(wěn)定的。更嚴(yán)格的判斷是看穩(wěn)定性方程Cm(α)+q*(dCm/dα)*α=0在α=0時(shí)是否有負(fù)實(shí)部的根。如果該方程在α=0時(shí)無(wú)根或有根但實(shí)部不為負(fù)，則飛機(jī)在α=0處?kù)o穩(wěn)定；如果方程有負(fù)實(shí)部根，則飛機(jī)在α=0處?kù)o不穩(wěn)定。十四、小擾動(dòng)條件下飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)的線性化運(yùn)動(dòng)方程（短周期方程）推導(dǎo)如下：1.假設(shè)擾動(dòng)很小，即迎角α和角速率ωz都是小量。2.忽略非線性項(xiàng)，如αωz等。3.運(yùn)動(dòng)方程組線性化。以縱向短周期運(yùn)動(dòng)為例，主要考慮繞橫軸（z軸）的角運(yùn)動(dòng)：Iyy*ω?z+(dCm/dα)*q*α+(dCm/dα?)*q*ωz=Mz其中，Iyy為繞z軸的慣性矩，ωz為俯仰角速率，q為動(dòng)壓，Mz為總俯仰力矩。4.假設(shè)飛機(jī)在水平直線勻速飛行，則α?≈0，且升力L=W，阻力D≈0，總俯仰力矩Mz主要由氣動(dòng)力矩引起，可表示為Mz≈q*(Cm0+Cmα*α)。5.將Mz代入方程，并忽略Cm0對(duì)角加速度的影響（或?qū)⑵湟暈槌?shù)項(xiàng)），得到：Iyy*ω?z+q*(dCm/dα)*α≈q*Cmα*α即：Iyy*ω?z+q*Cmα*α=0（若忽略阻尼項(xiàng)Cmα?）或更完整的短周期方程為：Iyy*ω?z+q*(dCm/dα)*α+q*Cmα?*ωz=0這就是小擾動(dòng)縱向短周期運(yùn)動(dòng)方程。十五、計(jì)算過(guò)程：1.查標(biāo)準(zhǔn)大氣表，在H=9000m高度處，標(biāo)準(zhǔn)大氣密度ρ=0.672kg/m3，音速a=312.8m/s。2.動(dòng)壓q=0.5*ρ*V2=0.5*0.672*(300)2=30360N/m2。3.升力L=Cl*q*S=1.2*30360*30=1090800N=1090.8kN。4.速度V=sqrt(L/(Cl*S))=sqrt(1090800/(1.2*30))=sqrt(30290)≈174.0m/s。十六、計(jì)算過(guò)程：1.升力L=W=400kN=400000N。2.升力系數(shù)Cl=L/(q*S)=400000/(0.5*30290)≈13.25（此處q使用了上一題計(jì)算的結(jié)果，若S不同需重新計(jì)算q或Cl）。*修正：應(yīng)使用題目給定數(shù)據(jù)重新計(jì)算q。q=L/(Cl*S)=400000/(0.5*30)=2666.67N/m2。3.阻力D=Cd*q*S=0.03*2666.67*30=2400N=2.4kN。4.機(jī)翼平均氣動(dòng)力系數(shù)Cl=L/(q*S)=400000/(2666.67*30)=0.471。5.升阻比L/D=Cl/Cd=0.471/0.03≈15.7。十七、計(jì)算過(guò)程：1.俯仰力矩系數(shù)Cm=Cm0+Cmα*α=0+(-0.1)*5°*(π/180rad/°)≈-0.1*0.0873≈-0.00873。2.因?yàn)橛?jì)算得到的C