飛機性能與計劃-第一章基礎知識

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飛行性能與飛行計劃課程概完全理解大 機的飛行性能相關概圖掌握相關性能圖表的使考試題填空選分數(shù)比例：40%（平時）+60%（考試飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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參考書【1】 .飛行性能與飛行計劃，科學 【2】 航空局（譯者：陳新河）.飛機飛行手冊, 謝春生王玉編著.飛行計劃，中國【4】丁興國等編 機飛行性能與計劃，2012，第一版飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand章節(jié)

第4章飛機的爬升和下第6章飛機的著陸性飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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第一章預備知識飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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國際標準大高飛行速 的性飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand國際標飛機大氣環(huán)境:飛

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大氣的組成

大氣主要包含三種成分：純干飛行學院FlyingCollegeofBeihang

大氣的分

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散(外/逃)逸散(外/逃)逸中間中間平流平流等(同)對流層對流層對流對流飛行學院FlyingCollegeofBeihang

大氣的分高壓大氣的分高壓大氣垂直層的依據(jù)大氣各層溫的垂直布特對流層集中了3/4的空氣質(zhì)量和幾全部的水氣，對流活動頻繁

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大氣

FlightPerformanceand大氣的性

在分析大氣對飛機性能的影響時，通常被看作是連續(xù)介質(zhì)（CninusMediur）大氣的物理參數(shù)如溫度、壓強、密度等都是空間位置和時間的連續(xù)函數(shù)。同時把大氣看作完全氣體，并認為大氣的比熱比(ratioofpecificheat)或絕熱指數(shù)(adiaaceponent)（大氣的定壓比熱P與定容比熱V之比）為常數(shù)，即有：kPV1..大氣的狀態(tài)方大氣的基本狀態(tài)參量溫度T、壓強P、密度ρ滿足如下方 其中，P是大氣的壓強(N/m2)；ρ是大氣的密度(kg/m3)；T是大氣的溫度(oK)；R是大氣的氣體常數(shù) 飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand1.1.1大氣的性大氣中的

量或尺度。大氣中聲速取決于大氣的溫度，聲速c(m/s)的計k為絕熱指

c

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大氣的性大氣的靜力學方平靜大氣的壓強P隨高度h的變化規(guī)律滿足 體靜力學方 其中，g是重力加速度(m/s2)；h是高度(m) dp1 gdh 飛行學院FlyingCollegeofBeihang大氣溫

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溫度刻度相 溫度刻度相212沸 212

冰

032100絕032100零 蘭氏溫

--華氏溫

--攝氏

0熱力學飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand溫標之

攝氏溫oF＝(oC×9／5)＋32?oC＝(oF－32)×5／9；攝氏溫度與開爾文溫度（絕對溫度）的換算oK＝oC＋273.16；式中oK--開爾文溫度，oC--攝氏華氏溫oR＝F＋459.69；式中oR--蘭金溫標度，oF--·蘭金溫度與開氏溫度的換算=飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand標準大所謂國際標準大氣，簡稱ISA，就是人為地規(guī)

飛行學院FlyingCollegeofBeihangFlightPerformanceand

國際標準大氣（Internationalstandard由它能粗略反映中緯度地區(qū)多年的大氣年平均狀況，并得到眾多國家和國際組織所承認發(fā)現(xiàn)和實際情況相差較大應做修正外，不許經(jīng)常變動。如果同時考慮大氣參數(shù)而擬訂的大氣模式，則稱為飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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T0=15C(2815大氣壓大氣密度ρ0=1.225kg/m3=0.002377Slug/ft3(lb?s2/ft4)c0=340.294m/s=1116.4ft/s=1225km/h=661.475n 飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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國際標準大氣對到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如標準大氣的溫度模標準大氣的溫度模型如右圖所亞對流層內(nèi)（≤11km(36089ft)）

速對流層內(nèi)標準大氣的溫度隨高度輸?shù)倪f減率為 飛 高。范因此任一高度h(km，1000ft)上的

8642

大氣溫度記作ThTh=T0?λh(oC)=

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國際標準大氣對到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如標準大氣的溫度模在平流層 (11km~20km任一高度h(11000m≤h≤20000m)上的大聲氣溫度記作Th 聲Th=?56.5oC=216.65oK=?69.7oF= 輸 輸飛機的飛行性能，通常是以ISA模型作飛為基準進行比較和分析。在給定的高度飛行時，實際大氣條件一般表達為 度±ΔoC。例如飛機在35000ft的高度上飛行，實際溫度-45oC。而在35000ft高度

8642

平流對流層對流的標準溫度為ISA=15?2×35=-55oC。則認為飛行高度上的溫度條件為ISA+10oC。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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國際標準大氣對到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如標準大氣的壓強標準大氣壓強的模型如圖1.3在對流層內(nèi)由式(1.1)可已知對流層內(nèi)溫度隨高度的分布律大氣海平面上的溫度和壓強分別為

T0和

0，因此對流層內(nèi)任意高度上

的壓強記作Ph，則有

400

850 PhP0(h)

)RT0T飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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國際標準大氣對到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如) T標準大氣的壓強模 在對流層 88

P(

)

P060

42

400

P101325(288.15-0.0065h

101325(1-2.2557710-5h)5.25588(N/m2 Ph2116.2(1-6.8748810-6h)5.25588(lb/ft2飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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國際標準大氣對到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如 標準大氣的壓強平流層內(nèi) 與對流層內(nèi)大氣壓強隨高度變g0(hh11

PP

其中，P11=226.32hPa(在11000m或36089ft高度的標準氣壓T11=216.65K(在11000m或36089ft高度的標準溫度)；h11=11000m把相關常數(shù)代入(1.5)式，可得平流層內(nèi)標準大氣壓強Ph隨高度變化規(guī)hP22631.8e1.7340.000157h(N/m2h

Ph472.759e1.7340.00048h(lb/ft2通常把與標準大氣壓對應的高度稱為氣壓高度(PA:PressureAltitude)飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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國際標準大氣對到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如標準大氣的密度模根據(jù)P=ρRT可得標準大氣密度在對流層和平流層內(nèi)的模在對流層內(nèi)對流層內(nèi)任一高度h的大氣密度記作ρh g

gh0(h) 0

)

帶入相關已知量可1.225(288.15-0.0065h)4.25588(kg/m3 h0.002377(1-6.8748810-6 (slug/ft，lb 飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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國際標準大氣對到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如(d)標準大氣的密度模根據(jù)P=ρRT可得標準大氣密度在對流層和平流層內(nèi)的模平流層內(nèi)(11km~20km或同樣可推得平流層內(nèi)大氣密度度與高度的關系-g0(h-h

帶入相關已量得 (kg/m 1.734- 0.00070616e1.734-

(slug/ft,lbs/ft飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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國際標準大氣對到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如(e)無量綱形式的大氣在飛機的性能分析與計算中，經(jīng)常使用飛行高度h上的大氣溫度T、壓P、密度ρ與標準大氣海平面的相應參數(shù)的比值，分別溫度比(Temperature壓強比(PressureRatio)：δ=P/P0；密度比(DensityRatio)：σ=ρ/ρ0。

其中的下標“0”表示標準大氣海平面上的值。溫度比θ、壓強比δ、密比σ均是無量綱參數(shù)，本質(zhì)上是飛行高度的函數(shù)，其關系滿 飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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標準大氣0H11000T288.150.0065 5.25588 H T0 4.25588 H T0飛行學院FlyingCollegeofBeihangFlightPerformanceand

1.1.3標準大氣飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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1.1.3標準大氣飛行學院FlyingCollegeofBeihang

2

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高度的相關概按照CAO的定義，把通常所說的高度，即所謂某點或可以視為一個點的物體的高度，定義為從某一個指定的基準點到該點或該物體之所測得的垂直距離；而飛機的飛行高(Flight )中的高(Attue是指自平均海平面MSMen Sea eve量至一個平、一個點或者可以視為一個點的物體的垂距離。飛機實際的飛行高度常用以百英尺為單位的飛行高度層(FL :Flight evl來表示，如當飛機飛行在高度0時表示為0，飛行高度層是指以標準氣壓101325 hPa etoaal為基準面面上差。確定飛機在空間的垂直位置一方面需要選定基準面，另一方面要選定測量的物理量，根據(jù)選定的物理量不同高度分為幾何高度、位勢高度、氣壓高度、密度高度等。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

高

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高度的重力勢（位勢）高度(Geopotential氣壓高度(Pressure密度高度(DensityAltitude(DA)飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand幾何高度(Geometrical

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重力勢（位勢）高度(Geopotential在該高度上，一個物體在均勻引力場中所具有等于實際地球引力場均勻均勻引力實際地球引力 m

f

(R R2

g0

g

hg g

(R 飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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實際地球引力場重力加速度g隨高度h面高度為h，由萬有引力定f

(R其中R=6367436m地球的半徑，M地球的質(zhì)量，G常數(shù)。又飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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實際地球引力場重力加速度g隨高度h (R這就是重力加速度g隨高度變化的公 0g0(R 0g0(RgR2ghR0)

FlightPerformanceand位勢高度H與幾何高度h的關

均勻引力場位勢高度H的勢 實際地球引力場幾何高度h的勢mg0H0hgH0h

g(y)dy

h0(RhH HRh 1h/Rh1H/RHh0mg(飛行學院Flyingh0mg(

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H

幾何高度h總是大于位勢高度R 1h/h 1H/

且當位勢高度H→R，幾何高度h→∞時HRh0h0∞飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand重力勢（位勢）高度H的意

均勻引力場中重力加速度gg，g不隨飛行高度而改變能時，要計入高度對飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

原則確定的高度（記作p=30742.9帕。查ISA表知：ISA9000m高度的大氣壓強為p=30742.9帕，則稱實際上該處距海平面的幾何高度h也可飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

對流層內(nèi)氣壓高度與壓當壓強大于對流層頂26.ha1.式可得 T0[1(Ph)g0

P HPA44330.8[1(h P0 145442[1(Ph

0飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure平流層內(nèi)氣壓高度與壓強的關

當壓強小于對流層頂，則表明式可得

RT11ln P HPA110006341.62lnh110006341.62P

3608920805.8lnPh3608920805.8ln

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FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

氣壓高度增量與幾何高度增量之間的關為了得到氣壓高度與幾何高度的關系，可以假設幾何高度h上測得的實際大氣壓強為，實際的溫度和密度分別為T和，則有=ρ，因此ρ=P/(，將其帶入大氣靜力學方程可得dh

記所假設的幾何高度h對應的氣壓高度為HP，該氣壓高度上T和ρ，則大氣靜力學方程可寫作飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

氣壓高度增量與幾何高度增量之間的關

同樣由Ph=ρS?R?TS，可得ρS=Ph/(R?TS)，并將其帶入上dPh

將式(1.16)帶入(1.14)中可dhTh

上式即為氣壓高度增量與幾何高度增量之間的飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

對流層內(nèi)氣壓高度與幾何高度h Tln(1

0即hHPA153.866Tln(12.2577

hHPA504.745Tln(16.87559

-6 飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

平流層內(nèi)氣壓高度與幾何高度在平流層內(nèi)氣壓高度為HPA處的標準大氣的溫度h-

T11T

即 H )-6.8971 h )-22.628

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FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

大氣溫度對實際飛行高度（幾何高度）的飛機的飛行通常是按氣壓高度飛行的，實際上是按等壓面飛行的。由上面的分析可見，實際溫度與標準大氣溫度偏差越大，則實際的飛行高度（幾何高度）與氣壓表指示的高度（氣壓高度）的偏差也越大。高度表指示相同的氣壓高度，當實際溫度高于該氣壓高度的標準大氣溫度時，則實際的飛行高度（幾何高度）飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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例：測得某飛機在飛行高度上的氣壓為p3.2帕。查A表知：SA9000高度的大氣壓強為p4帕，則稱該飛機的氣壓高度為00。實際上該處距海平面的幾何高度也可能大于或小于。附注：對于溫如若測得該處實際溫度為-33.5℃=239.65oK,查ISA表知：ISA9000m高度溫度為-43.5℃,則此處的溫度可表示為ISA+10附注：對于密度有2種方法ρ

30742

0.44688(kg/m3

287.06σδ30742.9/101325.2 239.65/ρσρ00.44688(kg/m3飛行學院FlyingCollegeofBeihang

密度高

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(DensityAltitude(DA)（DensityAltitude）是指當已知飛機飛行高度的大氣密度時，用與該密度值對應的標準大氣H/km |ρ/kg/m3H/km |ρ/kg/m30123459|288.15|101325.2|1.22505||281.65|89875.0|1.11168||275.15|79495.6|1.00646||268.65|70108.7|0.90913||262.15|61640.7|0.81913||255.65|54019.9|0.73612||229.65|30742.9|0.46635||223.15|26435.8|0.41270||216.65|22631.8|0.36391||216.65|19330.9|0.31093||216.65|12044.5|0.19367||216.655474.9|0.08803|295.07

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密度高度(DensityAltitude(DA)pRTppconst:T T的較（highdnsityaltiu；（），度高度（lowdnsityaltitu）。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

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密度高度(DensityAltitudeDA)低密度高度有利于飛機操控，高密度高度則不利于飛機操空控，主要原因由于引擎進氣減少致飛行動力降grip）減小，對噴氣式飛機而言，空氣質(zhì)量的減少降低進氣量，同樣都會減低推力。由于空氣密度減小會致使飛機升力減小、爬升能力降低飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 使用中的高

指示高度IAf(Pamb)–=飛行環(huán)境氣壓高度PAamb–調(diào)定的基準面氣壓高度飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand使用中的高QFE、QNH、QNE基準

QFE是指場面氣壓（StationPressure），即機場道面基準點大氣壓強。如飛機停在機場跑道的道面上，把高度表的零點調(diào)到1013.3hPa(或29.92inHg)，則高度表的讀數(shù)即機場氣壓高度；若調(diào)整高度表小窗中NH是平均海平面(MS壓強，在使用NH為基準面調(diào)定值時，高度表指示高度即是距離平均海平面的高度。當飛機停在機場跑道道面上時，若QFE和QNH都是發(fā)報用的代號，這兩種氣壓高度常用于飛機的起飛和著陸過程飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand使用中的高QFE、QNH、QNE基準

Q是標準大氣海平面的壓強，即103.2ha(bar)或99n。當高度表基準設定為Q時，高度表指示的值即為標準氣壓高度。(飛行高度層(FlightLevel)是以標準大氣海平面1013.2hPa為基準面，在飛行的垂直距離上保持恒定氣壓值的間隔層，通常用m或ft表過渡高度(TransitionAltitude)是一個規(guī)定的指示高度，超過該高飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 使用中的高

過渡高度層(TransitionLevel)是指高于過渡高度的第一層飛行高度層。當飛機進近階段，經(jīng)過過渡高度層時，必須將高度表基準調(diào)定值改為QNH或QFE，過渡高度層由空通部門指定。在爬升時經(jīng)過過度高度層是，通常將高度表基準調(diào)定值改為QNE幾何高度與氣在飛機飛行過程中，測量高度的目的在于確保飛機相對地面以及飛機之間保持足夠的安全裕度。為此，通過高度表基準值的調(diào)定，可以得到氣壓高度。氣壓高度與幾何高度的關系參見圖1.6。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 使用中的高

絕對高度（TrueAltitude）：飛機到海平面的距真實高度(AbsoluteAltitude/Height)：飛機與其正下方地面的距離；相對高度(RelativeAltitude/Height):飛機相對某一指定場面的距離；飛行學院FlyingCollegeofBeihang飛行速

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1.空速表的測速飛行學院FlyingCollegeofBeihang

3.行速

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1.空速表的測速程(Bernoulli’s Equation)，可求得此條件VTAS

2(Pt-

PPk1

PP

k1 VTAS

st

1

s s

1

k1 飛行學院FlyingCollegeofBeihang

3.行速

FlightPerformanceand

1.空速表的測速空速表的刻度方空速表根據(jù)伯努利方程，當測得總、靜壓差(Pt–P后，膜盒的伸縮與表速應度(2.可以看, 由不同的飛行高度上的壓強P和密度不同,當、靜壓差(P–相同時,速度表指針偏轉角度相同指示的速度將一樣，然而對應的飛機真實空速AS卻是不同的。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

3.行速

FlightPerformanceand

1.空速表的測速原例1.假設大氣條件是標準的，飛機在高度分別為0ft、5000ft、10000ft和35000ft測得相同的總、靜壓差為(Pt–Ps)=170hPa是多少？.5所示。高度0壓強166.飛行學院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

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空速表的測速不可能把速度表刻度成對應所有高度上的真實空速。為此–僅有唯一的一個速度與之對應，刻度時都考慮了空氣壓縮性影響，但是這時速度表上指示的速度不是真實速度，即不是飛機在該高度上飛行時所具有的總、靜壓差對應的真實空速。既是沒有制造、測量等任何誤差，也只有在標準大氣海。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

FlightPerformanceand

1.3.2空速的定義與為了根據(jù)空速表的讀數(shù)得到真空速，一般要經(jīng)過儀表誤差、位置誤差（強測量誤差）及壓縮性等修指示空速IndicatedAirSpeed 在飛行中主要使用指示空速，在飛機飛行手冊和飛機使用手飛行學院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

FlightPerformanceand

1.3.2空速的定義與修校正空速(CalibratedAir校正空速是對指示空速經(jīng)過位置誤差修正后的空速表讀數(shù)，記VCAS或CAS。校正空速與指示空速的VCAS=VIAS+ 其中ΔVP是位置誤差修正值，一般是通過試飛得到的，并在飛行手冊中給出。ΔVP的值與飛機的迎角、襟翼位 飛行學院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

FlightPerformanceand

1.3.2空速的定義與修當量空速EquivalentAir根據(jù)空速表的測速原理，真實空速不僅與總、靜壓差有關，還與飛行高度的壓強有關。把校正空速經(jīng)過具體高度的絕熱壓縮流修正后得到的速度，稱為當量空速，記作S或AS。當量空速是以海平面標準大氣狀態(tài)為基VEAS= 其中C為絕熱壓縮修正值，可以計算或查飛機飛行手冊中的圖表得到，該修正值與具體機型無關，只與飛行高度和校正空速有關。當量速度通常用于飛機強度計算以及所受載荷限制。例如在CCAR部中，關于飛行機動和突況中，飛行包線、機動包線和突風包線中的空速就是用當量空速表示的，以及各種飛行限制的設計空速也是用當量空速表示的。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

FlightPerformanceand

空速的定義與修真實空速(TrueAir真實空速是飛機飛行時相對于周圍空氣的真實速度，記作VTAS或1Pt-Ps1

2

VTAS

0

通常在飛機的空氣動力分析和性能計算中需要使用真實空速。但在飛機飛行手冊或性能手冊中使用的是指示空速和當量空速，這主要是由于利和S制成的相關圖表，通常比較簡單；便于掌握和使用。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動力活塞式航空動力裝置做功的能

馬力(HP1馬力=550英尺·磅力秒(ft·lbf/s，單位的關系是1馬力指示功率：單位時間內(nèi)整個 所作的指示功 進（排）氣損失以及附屬工作系統(tǒng)的耗功在內(nèi)的功率損失之和，也是其機械損失。對于增壓式發(fā) ，其機械損失等于摩擦功率與增壓器的耗功之飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動力(a)活塞式航空動力裝置做功的能

輸送給螺旋槳的功率；對于吸氣式發(fā) ① 轉速：在使用的轉速范圍內(nèi)，有效功率隨 轉速增加而增加②進氣壓力和溫度：進氣壓力增加/溫度降低則有效功率增/溫度升高則有效功率減 的有效功率逐漸減小。增壓 ④余氣系數(shù)：通常余氣系數(shù)在0.8-0.9時有效功率最大，偏離此范圍時有效率減小⑤滑油溫度：保持在要求的溫度范圍內(nèi)，有效功率高，否則有效功率降低⑥飛行速度：速度高，氣缸充填量大，有效功率大，否則有效功率飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動力

活塞式航空動力裝置的經(jīng)濟機械效率： 的有效功率與指示功率之比有效效率： 在每一個工作循環(huán)中所作的有效功和該循環(huán)中所加料的理論發(fā)熱量之比單 消耗率：每產(chǎn)生單位功率在單位時間（小時）內(nèi)所消耗質(zhì)量。該值越小則 的經(jīng)濟性越好飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動力

的主要工作狀起飛工作狀態(tài)：是指 使用全油門和最大轉速（一般比額定轉速100 -00 r/i）時的工作狀態(tài)，是發(fā) 功率最大的工作狀，特點是油門、最大轉速工作，發(fā) 溫度高，各機件承受負荷大，所以通常規(guī)定其持續(xù)工作時間不得超過5分鐘。飛機在短跑道起飛，高溫高原機場起飛、緊急起飛、復飛或快速爬升時使用起飛工作狀態(tài)。額定工作狀態(tài)：是指發(fā) 設計時所規(guī)定的基準工作狀態(tài)，該狀態(tài)下物理參數(shù)稱為額定參數(shù)，例如此狀態(tài)下的功率和轉速稱為額定功率和額定轉速等。其功率值一般比起飛狀態(tài)低0-15%；轉速小于最大轉速-；連續(xù)使用時間不超過1。是正常起飛，大功率爬升，大速度飛行態(tài)。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動力 的主要工作狀

最大連續(xù)工作狀態(tài)：指發(fā) 不受連續(xù)工作時間限制時能輸出最大功率的工作狀態(tài)。該狀態(tài)下的功率稱為最大連續(xù)功率約為額定功率的；該狀態(tài)下的轉速稱為最大連續(xù)轉速，約為額定轉速的66。最大連續(xù)工作飛。 慢車工作狀態(tài)：是指發(fā) 維持穩(wěn)定連續(xù)工作的最小轉速工作狀態(tài)，此時發(fā) 的功率一般約為額定功率的7%，油門位于最后，轉速為最小轉速。慢車工作狀態(tài)常用于飛機著陸、快速下降、地面滑行等階段。在慢車工作狀態(tài)下，油氣混合物較為富油，發(fā) 的溫度又低，電嘴易積炭，發(fā)工作的穩(wěn)定性差，一般不要長時間處在慢車工作狀態(tài)飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動力高度對 性能的影

絕對升限：當在某一高度飛行時， 可能輸出的最大功率僅能維飛機平飛，即爬升率為零時對應的高度使用升限：飛機當最大爬升率為某一值如0/in時的高度，稱之為使用升限或有效升限發(fā)功率隨高度變化的當飛行速度一定時，活塞式發(fā)動機的功率，將隨飛行高度的增加當飛行速度一定時，活塞式發(fā)動機的有效功率隨著高度的增加而飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動力活塞式 的綜合性能曲(1)吸氣式 綜合特性曲吸氣式發(fā)的有效功率，從圖1.9可以看出，在轉速相同時，隨著高度的增加有效功率減??；在相同高度上，有效功率隨轉

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FlightPerformanceand 的性活塞式航空動力(e)活塞式 的 的綜合性能曲(2)增壓式 綜合特性曲

根據(jù)圖1.10可知，發(fā)的有效功率飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand4. 的性渦輪噴氣噴氣 概

民用客機使用的空氣噴氣 ，通常是帶有壓氣機的渦輪噴氣 ，其主要成部分包括進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪、尾噴管等參見圖1.11飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性渦輪噴氣噴氣 概

為了充分利用渦輪噴氣發(fā)排出尾噴管的高溫燃氣帶有的熱能和動能，克服其耗此低壓渦輪高速旋轉并發(fā)出一定的功率，并將此渦輪的前軸從原來的高壓渦輪、壓氣機轉子的軸中穿過，帶動一個直徑比壓氣機大的風扇，這就是構成了渦輪風扇發(fā)。飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性渦輪噴氣噴氣 概

為了發(fā)揮渦輪噴氣發(fā)體積小、功率大的優(yōu)點，在渦輪噴氣發(fā)功，驅動其高速旋轉使動力渦輪發(fā)出一定的功率，其前軸穿過機（）的轉子，并通過壓氣機前端的成了渦輪螺旋槳發(fā)飛行學院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand發(fā)的性渦輪噴氣(a噴氣發(fā)概述為了結合渦輪螺旋槳發(fā)耗油率低和渦輪風扇發(fā)飛行速度高的優(yōu)點，設計出了槳扇發(fā)（參見圖1.14）。槳扇發(fā)動槳發(fā)，區(qū)別在于渦槳發(fā)的螺旋槳是由渦輪通過器帶動的，而槳扇發(fā)動機的螺旋槳和渦輪之間多數(shù)是無器，因此槳扇發(fā)的螺旋槳轉速非