飛機基本飛行性能的計算精選課件

1、第四章飛機基本飛行性能的計算41 引言鉛垂平面內(nèi)的定常直線飛行速度、航跡角不變！“準(zhǔn)定?！倍ǔＶ本€爬升 定常直線平飛 定常直線下滑 渦輪噴氣發(fā)動機基本飛行性能最常用的簡單推力法 能量高度法（考慮動能變化）12022/10/9第四章飛機基本飛行性能的計算41 引言鉛垂平面內(nèi)的定常直線42 飛機的平飛需用推力如果 、 和 較小而且 不大的情況下，有當(dāng)飛機作水平直線飛行（定直平飛）時22022/10/942 飛機的平飛需用推力如果 、 和 較表示可用推力為方便，以后下標(biāo)“ky”全部去掉，下標(biāo)“pf”表示平飛！在一定高度、一定速度小進行等速度直線平飛所需要的發(fā)動機推力平飛所需推力，用32022/10/

2、9表示可用推力在一定高度、一定速度小進行等速度直線平飛所需要的V , H( ) ，G 極曲線查出 KG一般取平均重量?。ㄆ痫w和著陸重量的平均值）實際計算中需要計算飛機在不同高度H上以不同速度V（或M數(shù)）飛行是的平飛需用推力曲線。42022/10/9V , H( ) ，G 極曲線查出在一定的計算高度上，C為常數(shù)，升力系數(shù)、升阻比和平飛需用推力只是V（或M數(shù)）的函數(shù)！計算基本飛行性能時，飛機處于基本氣動外形狀態(tài)（無外掛或正常外掛，起落架和襟翼收起）對應(yīng)的極曲線！ 52022/10/9在一定的計算高度上，C為常數(shù)，升力系數(shù)、升阻比和平飛需用推力62022/10/962022/10/3某一V和或M數(shù)下

3、，平飛需用推力或阻力最小有利狀態(tài)。平飛需用推力或阻力最小狀態(tài)對應(yīng)于升阻比最大狀態(tài)在最大升阻比狀態(tài)下，零升阻力系數(shù)等與升致阻力系數(shù)： 有利升力系數(shù)為：72022/10/9某一V和或M數(shù)下，平飛需用推力或阻力最小有利狀態(tài)。平飛需有利速度（或最小阻力速度）：平飛需用推力曲線上的另外一個典型飛行狀態(tài)，對應(yīng)速度稱為遠航速度（或遠航M數(shù)） ,因為：82022/10/9有利速度（或最小阻力速度）：平飛需用推力曲線上的另外一個 相當(dāng)于極曲線上 最小的狀態(tài)，由極曲線的表達式。可得： 求極值可得 最小狀態(tài)下的零升阻力系數(shù)： 該狀態(tài)下的零升阻力系數(shù)是升致阻力系數(shù)的3倍！對應(yīng)的 遠航升力系數(shù)為92022/10/9 相

4、當(dāng)于極曲線上 最小的狀態(tài)，由極曲線的表達總阻力系數(shù): 升阻比為： 遠航速度：隨著高度增加，有利和遠航速度都要增加！在發(fā)動機耗油不變的情況下，在給定高度上，以有利速度飛行，續(xù)航時間最長！ 以遠航速度飛行，航程最大！102022/10/9總阻力系數(shù): 升阻比為： 隨著高度增加，有利和遠航速度都要增M數(shù)和高度的函數(shù)！與飛行速度（或M數(shù)）的關(guān)系112022/10/9與飛行速度（或M數(shù)）的關(guān)系112022/10/3122022/10/9122022/10/3在低亞音速范圍（M臨界Mlj）， 基本不隨M 數(shù)變化，零升阻力 與M2成正比增加；升致阻力 與與M2成反比降低。在M數(shù)較低（M有利Myl）,由于升力

5、系數(shù) 較大，升致阻力 較零升阻力 大，并在總阻力中占主要地位。隨著M數(shù)的增加， 逐漸減小，升致阻力 也減小，致使平飛需用推力降低。當(dāng)M有利Myl,隨著M數(shù)增加，雖然升致阻力 越來越小，但零升阻力 逐漸增大并在總阻力中占主要地位，結(jié)果使平飛需用推力又開始增加（ I區(qū)）132022/10/9在低亞音速范圍（M臨界Mlj）， 基本不隨M 數(shù)當(dāng)飛行M數(shù)超過臨界Mlj進入跨音速范圍（臨界MljM1.2-1.3）以后，由于波阻的出現(xiàn) 導(dǎo)致激增（大致與M2M4成正比），在某一數(shù)（大約在1.05-1.2）達到最大，導(dǎo)致平飛需用推力急劇增加（大致與M4M6成正比）（ II區(qū)）142022/10/9當(dāng)飛行M數(shù)超過

6、臨界Mlj進入跨音速范圍（臨界MljM1.2-1.3），迎面阻力主要來自零升阻力 。 先大致與 成正比。而后逐漸變 為與 成正比的下降，致使在較高數(shù)下平飛需用推力大致與數(shù)成比例地增加。（III區(qū)）152022/10/9當(dāng)超音速飛行時（1.2-1.3），迎面阻力主要來自零升阻與飛行高度的關(guān)系162022/10/9與飛行高度的關(guān)系162022/10/3隨著高度增加，平飛需用推力曲線總的變化趨勢是向右平移，并在超音速度范圍，平飛需用推力曲線變的越來越平緩。在低亞音速下，升致阻力 在總阻力中占主導(dǎo)地位，而且隨著高度增加， 升致阻力增加。由于在低亞音速范圍最大升阻比 基本為常數(shù)，因而 基本不隨高度變化。

7、但由于有利速度相對應(yīng)的 隨著高度增加而增加，所以對應(yīng)的最小阻力狀態(tài)下 的向右移動。172022/10/9隨著高度增加，平飛需用推力曲線總的變化趨勢是向右平移，并在超在超音速范圍，零升阻力 大于升致阻力 ，由于隨著高度增加，零升阻力 減小，所以總阻力（平飛需用推力）減小。但升致阻力 則隨著高度增加而增加，所以在接近靜升限的高空飛行時，（km的情況），升致阻力大大增加。此時隨著飛行數(shù)增加，升致阻力減小 和零升阻力增加 差不多，因而平飛需用推力隨著數(shù)增長的程度比較緩慢！182022/10/9在超音速范圍，零升阻力 大于升致阻力 ，由于隨著高度增加43 確定基本飛行性能的簡單推力法 剩余推力?。ù笥诹?/p>

8、，定直上升；等于零，定直平飛；小于零，定直下滑）192022/10/943 確定基本飛行性能的簡單推力法 剩把發(fā)動機可用推力曲線（取全加力、部分加力、最大狀態(tài)） 和平飛需用推力曲線繪制在一張P-V（或M數(shù)）平面上！直接求出 求出 簡單推力法202022/10/9把發(fā)動機可用推力曲線（取全加力、部分加力、最大狀態(tài)） 和平飛 一、定直平飛性能的計算 最大平飛速度 和最小平飛速度1、 平飛速度 同一高度下的把發(fā)動機可用推力曲線（取全加力、部分加力、最大狀態(tài)） 和平飛需用推力曲線的最右交點！ （其他方面的限制?。?12022/10/9 一、定直平飛性能的計算 1、 平飛速度 21222022/10/9

9、222022/10/32、最小平飛速度同一高度下的把發(fā)動機可用推力曲線和平飛需用推力曲線的最左點！ （其他方面的限制?。┧俣认陆禐楸ＷC升力等于阻力必須增加迎角失速、允許、抖動升力系數(shù)限制，還有受到最大配平舵偏角限制！232022/10/92、最小平飛速度232022/10/3 代表以上升力系數(shù)！242022/10/9 代表以上升力系數(shù)！242022/10/3二、定直上升的計算上升率 ，最大上升率 ，上升航跡角 ，最大航跡角 ，最短上升時間 ，靜升限 等?。?） 上升航跡角 ，最大航跡角252022/10/9二、定直上升的計算（1） 上升航跡角 ，最大航跡角25最大航跡角 （ 剩余推力最大，對應(yīng)

10、的速度稱為最陡上升速度。一般接近有利速度?。?（2） 上升率 和最大上升率最大上升率 （對應(yīng)的速度稱為快升速度 ）基本步驟：（H=8km）262022/10/9最大航跡角 （ 剩余推力最大，對應(yīng)272022/10/9272022/10/3282022/10/9282022/10/3292022/10/9292022/10/3（3） 靜升限指飛機能作定直平飛的最大高度H 增加過程中，可用推力曲線逐漸向下移動，而平飛需用推力曲線逐漸向右移動，而且越來越平緩，當(dāng)上升到某一極限時，兩曲線相切于某一點，此時飛機僅能以切點處的速度對應(yīng)的唯一飛行速度定直平飛。大于或小于此速度都不行！ （到達升限的時間為無窮

11、大）理論升限 ！302022/10/9（3） 靜升限 （到達升限的時間為無窮大）理論升限 高機動性飛機規(guī)定與 米/秒相對應(yīng)、低亞音速飛機規(guī)定 米/秒相對應(yīng)的實際高稱為實用升限 （ 全加力、部分加力、最大狀態(tài)不一樣?。?12022/10/9高機動性飛機規(guī)定與 米/秒相對應(yīng)、低亞音速飛機規(guī)322022/10/9322022/10/3（4）定常上升到某一高度的最短上升時間飛機從海平面定常上升到某一高度的最短上升時間為：圖解積分法！332022/10/9（4）定常上升到某一高度的最短上升時間飛機從海平面定常上升到先把 曲線轉(zhuǎn)繪成 曲線，則曲線 與H坐標(biāo)軸包圍的曲線面積按坐標(biāo)比例換算后即為最短上升時間3

12、42022/10/9先把 曲線轉(zhuǎn)繪成 曲線，則曲352022/10/9352022/10/3NOTE：超音速飛機以 上升時，上升過程中各航跡速度 是變化的！（ 有動能變化！，力平衡簡化方程有誤差?。└邫C動性超音速飛機，最短上升時間 的計算誤差大！能量法解決以上問題！362022/10/9NOTE：超音速飛機以 上升時，上升過程中各航跡速（5）飛機上升過程中的水平距離 圖解積分！三、飛機定常直線下滑性能的確定372022/10/9（5）飛機上升過程中的水平距離372022/10/3滑翔 P=0 升阻比增大，下滑角降??！382022/10/9滑翔 P=0 升阻比增大，下滑角降?。?82022/10

13、/4.4 定常飛行狀態(tài)及其操縱關(guān)系一、飛行包線在H-V平面上，最大平飛速度線 和最小平飛速度 曲線 所勾劃出的飛機定常飛行的高度速度范圍飛行包線在飛行包線內(nèi)飛機可作等速直線飛行、加速和減速等各種機動飛行！飛行包線范圍越大，飛機所具有的戰(zhàn)斗能力越強！飛行包線受到以下因素的限制：（1）動力裝置穩(wěn)定工作的條件；（2）飛機結(jié)構(gòu)強度和剛度條件；（3）飛行操縱和穩(wěn)定性等。 （要對最大速壓和最大飛行M數(shù)加以限制）394.4 定常飛行狀態(tài)及其操縱關(guān)系一、飛行包線39對速壓的限制強度（懸掛接頭等）；剛度（操縱效能、顫振等）M數(shù)限制飛機操縱穩(wěn)定性；進氣道、壓氣機和渦輪的穩(wěn)定性；氣動加熱允許飛行包線（飛行品質(zhì)規(guī)范規(guī)

14、定）！40對速壓的限制404141二、平飛范圍的劃分第一飛行范圍（正常操縱區(qū)） 第二飛行范圍（反常操縱區(qū)）42二、平飛范圍的劃分42討論：在1和2點都滿足： ，駕駛桿和油門不動，1點穩(wěn)定，2點不穩(wěn)定！分界點：最大剩余推力 所對應(yīng)的最陡上升速度 （接近有利速度 ）， 曲線正斜率（有利速度 右側(cè)）第一飛行范圍； 曲線負(fù)斜率（有利速度 左側(cè)）第二飛行范圍操縱規(guī)律：1點（1）保持1點平飛，只需要操縱駕駛桿保持迎角，不必動油門 (2）飛機轉(zhuǎn)入 定常直線上升，只需要后拉桿增加迎角即可，不必動油門；思考：不動駕駛桿，增加油門，飛機如何運動？（保持原速度定常上升）43討論：操縱規(guī)律：432點（1）保持2平飛，

15、要協(xié)調(diào)操縱駕駛桿和油門?。?）飛機轉(zhuǎn)入 定常直線上升正常操縱習(xí)慣，駕駛員應(yīng)該后拉桿。但在2點，后拉桿后飛機反而下降，這是因為后拉桿使飛機迎角增加，阻力增加，導(dǎo)致可用推力小于平需推力。所以駕駛員必須同時增加油門才能使飛機實現(xiàn)定常上升！若油門保持不變，要實現(xiàn)定常上升，則要推駕駛桿！反操縱 ！442點44上升極線45上升極線45上升極線的點A為最大上升角 狀態(tài)，是第一、第二飛行范圍的分界點。上升極線上各飛行狀態(tài)代表等速上升或下滑狀態(tài)；上升極線以上代表減速上升或下滑狀態(tài)；上升極線以上代表加速上升或下滑狀態(tài)。46上升極線的點A為最大上升角 狀態(tài)，是第一、第二飛行范圍分析：（1）從第一飛行范圍的C點到E點

16、（正常操縱） （2）從第二飛行范圍的B點到A點（反操縱）要保持或改變飛行狀態(tài)第一飛行范圍 ：只需動駕駛桿； 第一飛行范圍 ：駕駛桿、油門相互配合 47分析：（1）從第一飛行范圍的C點到E點（正常操縱）474.5 非定常上升運動性能的能量高度法一、能量特性飛機的總機械能：單位飛機重量的總機械能： 單位是米，能量高度能量高度的物理意義：如果爬升過程中阻力和推力平衡，當(dāng)飛機將所有動能轉(zhuǎn)化成位能時，飛機所能到達的理論高度。484.5 非定常上升運動性能的能量高度法48能量變化率：第一項是飛機的幾何上升率；第二項中 是飛機的加速度，當(dāng)飛機作近似直線運動時，有：如果 不大， 可認(rèn)為 ） 則有：49能量變化

17、率：49 能量變化率表示單位飛機重量的剩余功率（簡稱單位剩余功率），單位是米/秒，又成為能量上升率，用 表示。和定常上升運動方程形式上一樣，但物理意義不一樣！50 能量變化率表示單位飛機重量的剩余功能量上升率的過載表達式：一般情況下，當(dāng)飛機以過載飛行時，有：則有： 能量上升率與過載有關(guān)系！一般討論中取過載等于1，即升力等于重力！此時如果：51能量上升率的過載表達式：51（1） ，則有 ，定常直線平飛；（2） ，則有 ，下滑狀態(tài)或減速度飛行；（3） ，則有 ，飛機爬升，或加速飛行能量上升率代表飛機改變其能量狀態(tài)的能力，代表了飛機的能量機動性！52（1） ，則有 ，定常直線平飛；52例：F-104

18、G飛機在H=6000米上以過載=1、M=0.8、發(fā)動機在最大狀態(tài)下平飛，P=4500公斤，Q=948公斤，G=8181公斤。該狀態(tài)下，飛機的能量上升率為 米/秒，表示如果F-104G在該狀態(tài)下由平飛轉(zhuǎn)入爬升，其瞬時上升率為110米/秒！如果平飛加速，則 ，平飛加速度為 米/秒2如果要在該狀態(tài)下定常平飛，則需要減小油門，使53例：F-104G飛機在H=6000米上以過載=1、M=0.8二、動能變化時幾何上升率的計算（非定常上升）該公式可以計算動能變化時的幾何上升率！爬升過程中，如果無動能變化，則幾何上升率等于能量上升率！在低亞音速情況下，一般可認(rèn)為動能基本不變！可用上式近似計算幾何上升率！54二、動能變化時幾何上升率的計算（非定常上升）54三、最佳爬升航跡計算從一個高度、速度到另一個高度、速度1、 最快上升時間及對應(yīng)的航跡 方法1油門狀態(tài)定（額定或最大工作狀態(tài)）利用 （過載等于1），計算不同H、V的 ，并繪制能量上升率曲線。然后把該曲線轉(zhuǎn)繪制不同高度時的 曲線,作這些不同高度時 曲線的外包線（每條曲線的最低點的連線），則外包線所對應(yīng)的曲邊梯形PPQQ的面積，代表從 上升到 時所需要的最短時間！55三、最佳爬升航跡