飛行力學(xué)課件

飛機(jī)性能計(jì)算的原始數(shù)據(jù)和質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程引言出發(fā)方程：質(zhì)心動(dòng)力學(xué)關(guān)系（牛頓第二定律）0質(zhì)心動(dòng)力學(xué)關(guān)系是基礎(chǔ)確定外力條件將操縱面的平衡能力作為約束條件研究飛行性能的基本思路引言從飛行性能的角度，假設(shè)操縱面偏轉(zhuǎn)可使力矩平衡，但將其最大平衡能力作為約束。實(shí)際還常忽略操縱面偏轉(zhuǎn)對(duì)力平衡的影響。作用在飛機(jī)上的外力外力矩平衡及約束外力一般不通過質(zhì)心，它將引起繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性

氣動(dòng)力基本描述小迎角范圍的升力關(guān)系

升力特性最大允許升力系數(shù)

阻力特性零升阻力系數(shù)誘導(dǎo)阻力因子A

極曲線和最大升阻比Kmax§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性在常規(guī)飛行性能問題中，假設(shè)飛行無側(cè)滑，視側(cè)力為零分量形式空氣動(dòng)力無量綱化后升力系數(shù)阻力系數(shù)側(cè)力系數(shù)000

氣動(dòng)力基本描述V機(jī)身參考線

飛機(jī)對(duì)稱面O

YQZ§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性小迎角范圍的升力關(guān)系

升力特性0升力線斜率,與翼型、機(jī)翼平面形狀、M數(shù)有關(guān),即~M,

,

零升迎角，取決于機(jī)翼有效彎度和M數(shù),即~M,

f升力部件有機(jī)翼、機(jī)身、平尾主要的是翼－身組合體。平面形狀參數(shù)：bA=S/l

=l/bA

=b0/bt

0lb0Sbt§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性翼型彎度對(duì)的影響厚機(jī)翼薄機(jī)翼1.0典型大

小

§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性

隨迎角增大，升力曲線非線性按，依次出現(xiàn)抖動(dòng)、失速，直至達(dá)最大升力系數(shù)狀態(tài)。最大允許升力系數(shù)超音速時(shí)焦點(diǎn)(氣動(dòng)中心)后移，且平尾最大升力系數(shù)下降。飛機(jī)的俯仰平衡限制M<1M>1?最大允許升力系數(shù)§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性最大可配平升力超音速時(shí)平尾平衡能力劇降形成飛行限制§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性零升阻力系數(shù)

阻力特性誘導(dǎo)阻力因子零升阻力系數(shù)無側(cè)滑時(shí)的極曲線表達(dá)式誘導(dǎo)阻力系數(shù)2)長細(xì)比增大，機(jī)翼薄，1)與升力無關(guān)，取決于外形、M、Re1.0波阻出現(xiàn)隨M增加，激波強(qiáng)度減弱摩阻＋壓阻＋干擾外形、Re確定§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性誘導(dǎo)阻力因子A1)取決于外形、M、Re外形、Re確定3)超音速無前緣繞流時(shí)：

，A

2)亞音速時(shí)，A隨M基本不變:1.0無前緣繞流1／(lyx)AM§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性

極曲線和最大升阻比Kmax外形、Re確定升阻比最大升阻比評(píng)定飛機(jī)升阻特性的重要?dú)鈩?dòng)參數(shù)

Kmax=tan

KmaxM先進(jìn)布局亞音速飛機(jī)經(jīng)典超音速飛機(jī)§1-1飛機(jī)的升力和阻力特性證明§1-2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率特性

推力式發(fā)動(dòng)機(jī)（如渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)）基本概念轉(zhuǎn)速特性（油門特性）發(fā)動(dòng)機(jī)典型油門狀態(tài)速度特性高度特性

功率式發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)介(如:渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī))§1-2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率特性基本概念臺(tái)架推力Pf

：發(fā)動(dòng)機(jī)在試車臺(tái)上測(cè)得的推力可用推力Pky

：發(fā)動(dòng)機(jī)安裝到飛機(jī)上后，真正的作用推力推重比γfd：耗油量qh

：?jiǎn)挝粫r(shí)間消耗的燃油質(zhì)量耗油率qkh：?jiǎn)挝粫r(shí)間產(chǎn)正單位推力所消耗的油量

推力式發(fā)動(dòng)機(jī)（如渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)）臺(tái)數(shù)推力損失系數(shù)H,V一定，P

f(Pky)、qkh～n關(guān)系§1-2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率特性轉(zhuǎn)速特性（油門特性）1)加力狀態(tài)：帶加力燃燒室，開動(dòng)其工作的狀態(tài)。對(duì)應(yīng)于最大轉(zhuǎn)速，推力較最大狀態(tài)增加30-50%，耗油率增加近一倍以上，連續(xù)工作時(shí)間限5-10min。2)最大狀態(tài)：對(duì)應(yīng)于最大許用轉(zhuǎn)速(nmax)的發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)。推力為非加力時(shí)的最大值。只能連續(xù)工作5-10min，通常用于起飛、短時(shí)加速、爬升、空中機(jī)動(dòng)等。3)額定狀態(tài)：對(duì)應(yīng)于最大轉(zhuǎn)速97%

，推力為最大狀態(tài)的85-90%，可較長時(shí)間工作(半小時(shí)～1小時(shí))，用于平飛、爬升、遠(yuǎn)航飛行等。4)巡航狀態(tài)：n巡

90%

n額，Pf巡

80%Pf額，耗油率最小，不限時(shí)，用于巡航。5)慢車狀態(tài)：n慢

30%

n額，推力很小，Pf慢

3~5%Pfmax，連續(xù)工作時(shí)間不允許超過10-15min，用于下滑、著陸。(不允許空中停車)§1-2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率特性發(fā)動(dòng)機(jī)典型油門狀態(tài)H,n一定，Pf（Pky）及qkh～V（M）關(guān)系§1-2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率特性速度特性高限受渦輪前燃?xì)鉁囟仍试S值限制§1-2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率特性V,n一定，Pf（Pky）及qkh～H關(guān)系高度特性如何提高噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力？如何提高噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力？§1-2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率特性V取決于飛行條件。提高P

f可以通過提高Vp和mk。提高Vp和提高燃?xì)鉁囟扔嘘P(guān)。由于發(fā)動(dòng)機(jī)的耐高溫限制，所以限制了Vp。高溫高速氣體直接排放于空氣中，推進(jìn)效率低，油耗大，經(jīng)濟(jì)性差。Vp大，則噪音大。增加mk而提高可以避免上述缺點(diǎn)——渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)思想。提高Vp的限制：工作原理：首先產(chǎn)生轉(zhuǎn)動(dòng)功率，帶動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)，依靠空氣動(dòng)力獲得前行的拉力。缺點(diǎn)：失速限制，只適用于亞音速。優(yōu)點(diǎn)：低M數(shù)時(shí)耗油小，馬力大，經(jīng)濟(jì)性好?！?-2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率特性

功率式發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)介(如:渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī))§1-3飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程

坐標(biāo)系飛機(jī)在鉛垂面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)方程動(dòng)力學(xué)方程幾種特殊形式質(zhì)心的空間位置鉛垂面zhxdzdyd水平面xh(V)

sOyh

sO:飛機(jī)質(zhì)心Oxh:沿速度矢Oxhyh:鉛垂面(指向上為正)Ozh:水平面內(nèi)航跡軸系與地面軸系§1-3飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程飛機(jī)在鉛垂面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)方程動(dòng)力學(xué)方程運(yùn)動(dòng)特征：飛機(jī)對(duì)稱面與質(zhì)心運(yùn)動(dòng)軌跡處于同一鉛垂面，即飛機(jī)無傾斜、不側(cè)滑。不計(jì)質(zhì)量變化，二自由度。切向運(yùn)動(dòng)法向運(yùn)動(dòng)10§1-3飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程幾種特殊形式直線飛行(直線上升、下降等)水平直線飛行(平飛加減速等)等速水平直線飛行§1-3飛機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程質(zhì)心的空間位置：運(yùn)動(dòng)學(xué)關(guān)系概念：基本飛行性能飛機(jī)最基本的對(duì)稱(準(zhǔn))定常直線運(yùn)動(dòng)的性能。飛行參數(shù)不隨時(shí)間變化適用方程運(yùn)動(dòng)形式性能指標(biāo)1)基本氣動(dòng)外形 2)給定發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)(加力、最大、額定等)3)平均飛行重量或其它給定重量正常裝載、半油的飛機(jī)重量

-引言計(jì)算基本條件1)近似解析法2)數(shù)值計(jì)算法3)圖解法簡(jiǎn)單推力法：適用于噴氣式飛機(jī)（用直接推力式發(fā)動(dòng)機(jī)）求解方法通過圖解比較可用推力／功率(已知)和需用推力／功率(由平飛條件Y=G求出)得到飛機(jī)基本性能特點(diǎn)。功率法：適用于螺旋槳飛機(jī)（用功率式發(fā)動(dòng)機(jī)）概念基本關(guān)系式一般約定飛機(jī)進(jìn)行等速平飛（dV/dt=0)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力用以克服阻力，稱該阻力為定常平飛需用推力Ppx。2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線1)飛機(jī)為凈外形近似平飛需用推力的計(jì)算2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線—

求給定高度H和速度V下的平飛需用推力1）計(jì)算G，Gpj=Gqf－W/22）給定H3）給定M（V）計(jì)算步驟ρ、aCx查標(biāo)準(zhǔn)大氣表計(jì)算查極曲線零升阻力升致阻力(誘導(dǎo)阻力)平飛需用推力隨飛行速度的變化規(guī)律2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線ACx0Q0QiQpfMMyl1.3Mlj有利狀態(tài)此時(shí)，波阻為主（音障），應(yīng)采用低波阻構(gòu)形。為了兼跨不同M數(shù)下的要求，采用變后掠、切尖三角翼加邊條等先進(jìn)氣動(dòng)技術(shù)。2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線小展弦比大后掠角薄翼型細(xì)長機(jī)身跨音速面積律等2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線平飛需用推力隨飛行高度的變化規(guī)律KmaxMH增加QpfMMlj2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定定常平飛基本關(guān)系Y=GPky=Q調(diào)整α調(diào)整n在某H、V平飛重量、構(gòu)形確定性能指標(biāo)Vmax

(

Mmax

)

,Vmin,Hmax,平飛包線簡(jiǎn)單推力法求解定義圖解確定Vmax(

Mmax)2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定最大平飛速度Vmax

(

Mmax

)各高度Vmax最大者稱為飛機(jī)的最大平飛速度。滿油門(最大狀態(tài)、部分加力、全加力)的Pky～M與Ppx～M曲線的右交點(diǎn)。在某高度能定直平飛的最大速度，稱該高度最大平飛速度。P

px(Qpf)MPky(開加力)H給定MmaxM>

Mmax，不能等速平飛M<

Mmax，可等速平飛(收油門)2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定Vmax(

Mmax)~H關(guān)系H增加MP亞音速飛機(jī)HMmax11km超音速飛機(jī)跨音速飛機(jī)

同樣推力變化,右交點(diǎn)移動(dòng)量跨音速區(qū)<亞音速區(qū)<超音速區(qū)定義確定Vmin2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定最小平飛速度Vmin

(

Mmin

)1）滿油門Pky

～M與Ppx

～M曲線的左交點(diǎn)在某高度能定直平飛的最小速度，稱該高度最小平飛速度。2）升力系數(shù)限制2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定Vmin(

Mmin)~H關(guān)系H增加MPMminH升力限制推力限制2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定確定Vmin的步驟理論飛行包線允許飛行包線隨H增加，包線的速度范圍收縮，直至某高度收縮為一點(diǎn)，此為Hmax。2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定定常平飛速度范圍——飛行包線在H~M(V)平面上，Mmax~H與Mmin~H線所勾劃出的封閉曲線。其內(nèi)飛機(jī)可定直平飛／等速爬升／加減速飛行；其上可定直平飛?？紤]實(shí)際使用限制后得到的飛行包線。升限HmaxHmaxMH動(dòng)壓限制:結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的需要qmaxM數(shù)限制:操縱性、發(fā)動(dòng)機(jī)工作及熱強(qiáng)度方面的需要Mmax駕駛員讀出的儀表指示速度。若空速系統(tǒng)為理想的，則該速度為將測(cè)量所得的動(dòng)壓PT按海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣進(jìn)行換算得到的速度。不計(jì)壓縮性修正量時(shí)，表速和真空速的關(guān)系為：不論H如何，表速相同表明飛機(jī)飛行在相同的動(dòng)壓下2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定術(shù)語：表速適用方程

上升角θ和最大上升角θmax

2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定性能指標(biāo)上升性能剩余推力

θmax

ΔPmax

Mθ

(陡升M數(shù),一般Mθ>Myl)給定H,構(gòu)形,G下的最大上升角MPΔPmax

MθMyl(VΔP)max

Mks上升率Vy：某高度最大上升率Vymax：2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定

上升率Vy和最大上升率Vymax最大上升率：該高度、指定構(gòu)形、G下可能的最大上升率。所有H中Vymax最大者。相應(yīng)速度為快升速度Vks(Mks)。飛機(jī)在單位時(shí)間上升的高度。VVyθ理論靜升限Hmax.ll和實(shí)用靜升限Hmax.sy

Hmax.ll對(duì)應(yīng)于Vymax=5m/s(亞音速飛機(jī))或0.5m/s(超音速飛機(jī))的飛行高度。2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定特定重量、構(gòu)形，發(fā)動(dòng)機(jī)滿油門(最大、加力、全加力)時(shí)，飛機(jī)能夠定直平飛的最大高度，此時(shí)Vymax=0。Hmax.syHmax.llHmax.syHVymax保持Vks(H)，以Vymax上升，所需時(shí)間最短。最短上升時(shí)間tmin

2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定1/VymaxHmax.llHH1H2上升時(shí)經(jīng)過的水平距離Lss

滑翔、無動(dòng)力飛行，發(fā)動(dòng)機(jī)慢車，Pky≈0，定直下滑。滑翔角由極曲線決定，和飛機(jī)重量無關(guān)?？赏ㄟ^滑翔飛行測(cè)量氣動(dòng)特性參數(shù)K。適用方程2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定下滑性能飛行條件下滑角θxh滑翔機(jī):K較大(10~40)，ε不大，θxh不大分析2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定下滑距離Lxh下滑率Vyxh和下滑時(shí)速度Vxh下滑時(shí)間txh具體實(shí)現(xiàn)或狀態(tài)改變方法與所處包線區(qū)域有關(guān)。問題的引入2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系平飛范圍的劃分具體分界線為M

(H)，近似地Myl(H)。平橫狀態(tài)的穩(wěn)定性和改變平衡狀態(tài)的操縱規(guī)律。平飛包線劃分依據(jù)飛行包線內(nèi)的飛行狀態(tài)：定直平飛、定直上升、加速平飛等。通過操縱油門和迎角控制。H第II平飛范圍第I平飛范圍M

(H)MHmax穩(wěn)定性分析2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系ΔMaIMΔMΔPΔPaIIΔPmaxPM

縱向操縱的基本響應(yīng)航跡變化情況推駕駛桿2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系飛行狀態(tài)與操縱推油門桿，Pky

收油門桿，Pky

推駕駛桿，飛機(jī)低頭，

拉駕駛桿，飛機(jī)抬頭，

假設(shè)：飛機(jī)原平飛于aI或aII點(diǎn)aIaII

初始加速俯沖。經(jīng)過一段時(shí)間后，

aI條件下繼續(xù)保持此趨勢(shì)，aII條件下轉(zhuǎn)為加速爬升。2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°

應(yīng)推油門桿+協(xié)調(diào)推駕駛桿，符合駕駛員習(xí)慣，正操縱

應(yīng)收油門桿+協(xié)調(diào)推駕駛桿，不符合駕駛員習(xí)慣，反操縱不論正反區(qū)，可用油門控制高度，可用駕駛桿控制速度推油門桿2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系aIaII

飛機(jī)加速爬升。但

aII處比aI處爬升更陡。從平衡在V到V+ΔV的操縱駕駛建議2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推油門桿Δδp=10%2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推油門桿Δδp=10%2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)基本飛行性能取決于推力曲線，并考慮最大允許升力限制超音速飛機(jī)推力曲線總結(jié)在超音速區(qū)波阻系數(shù)隨M

而減小，曲線出現(xiàn)“彎腰”跨音速區(qū)Cx0-，故Ppx-大推力發(fā)動(dòng)機(jī)Pky~M在超音速有極值

Mp中低空H

Pky

,Mp

;高空H

Pky

ˉ,Mp不變阻力特性推力特性H增加MPpx1.0MpMPky1.0H增加H<11km:H

,Ppx漸平坦且右移明顯,趨勢(shì)勝于Pky

,故Mmax

-

H>11km:隨H

,Pky

ˉ,且Qi影響

，故Mmaxˉ在接近升限的高空，Pky和Ppx

可能有多個(gè)交點(diǎn)，使飛行包線呈“雙峰”形，分別在跨音速和超音速區(qū)。隨H

，均漸收縮且跨音速區(qū)者先消失。2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)超音速飛機(jī)飛行包線特點(diǎn)Ma~Mb

,

Mc~Md:可定直平飛

Mb~Mc:不可定直平飛

MPpx1.0abcdPky.maxPH給定飛行包線H/公里100.51.01.52.0M增強(qiáng)型20幻影2000-5超音速飛機(jī)上升性能特點(diǎn)低空：一個(gè)ΔPmax.1

Mθ1(略微)>Myl(亞音速區(qū))中空：出現(xiàn)第二個(gè)ΔPmax.2

Mθ2(略微)<MP(超音速區(qū))高空：ΔPmax.1先消失2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)隨H

,ΔPmax.2

,ΔPmax.1

MPΔPmax.1

Mθ1Myl(VΔP)max.1

Mks1Pky.maxPpxMPpxPky.maxPMθ1Mθ2MpΔPmax.1

ΔPmax.1

ΔPmin

HVymaxVymax.1跨音速Vymax.2超音速同理，2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)為縮短上升時(shí)間，低空以Vymax.1，至一定高度轉(zhuǎn)入Vymax.2低空只有Vymax.1，中空有第二個(gè)Vymax.2，高空Vymax.1

先消失。假設(shè)：當(dāng)某一個(gè)參數(shù)變化時(shí)，其余參數(shù)固定不變。構(gòu)造參數(shù)：G/S，Pky/G氣動(dòng)參數(shù)：Cx0，A，K，Cyyx大氣參數(shù)：ΔT，Δp2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響參數(shù)劃分分析方法參數(shù)變化對(duì)基本性能的影響由Ppx、Pky的變化大致把握。G改變G

，平飛范圍左、上邊界向內(nèi)縮，上升性能變差，滑翔速度增加。2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響構(gòu)造參數(shù)變化的影響MPPky

Ppx

G

低速Ppx-，高速影響不大S改變2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響Ppx-

曲線左移S

，平飛包線邊界向左移動(dòng)，上升速度減慢，滑翔速度減少。MPPky

Ppx

S

Pky

,對(duì)平飛、爬升性能都有利。Pky

改變2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響其增幅取決于Pky

形狀——PkyV和PkyV越接近，效益越大。VPPky

Ppx

Vmax

Pky

Pky

,Gfd

。故應(yīng)綜合考慮(Pky/G)才有意義。Cx0

,Ppx隨V而增加，主要影響高速端，如Vmax

，上升性能亦下降。

為提高飛機(jī)高速性能，應(yīng)著重減小高速Cx0，如采用光滑、小波阻

氣動(dòng)外形等。Cx0改變氣動(dòng)參數(shù)變化的影響MPPky

Ppx

Cx0

A

改變MPPky

Ppx

A

A

,低速段Ppx

(Qi

)，高速端影響不大。如Vmin

，上升性能下降。

為提高飛機(jī)低速性能，應(yīng)著重減小誘阻因子A，如采用大展弦比、小后掠角、小梯度比氣動(dòng)外形等。2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響Kmax

,Ppx.min(=G/Kmax)

,同時(shí)對(duì)基本飛行性能全面有利。

從氣動(dòng)布局來說，力求增升減阻（低速誘阻、高速波阻），但高、低速對(duì)氣動(dòng)外形的要求時(shí)常矛盾。Kmax改變Cyyx改變Cyyx

,Vmin.yx

,有利于飛機(jī)低速極限性能。

折衷設(shè)計(jì)方法有：—采用變后掠機(jī)翼，缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)復(fù)雜；—采用先進(jìn)氣動(dòng)布局技術(shù)，如邊條翼、近距耦合鴨翼、翼身融合等。精心設(shè)計(jì)可以全面提高升力特性，使Cyyx

,全M數(shù)范圍Kmax

。術(shù)語：氣壓高度Hp當(dāng)Hp

一定時(shí)（此時(shí)p一定），若溫度ΔT

，則

低速(著陸等)性能變差

按M數(shù)標(biāo)定的Ppx不變2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響大氣溫度變化的影響類似可定義密度高度、溫度高度等。由實(shí)際飛行中測(cè)得的大氣壓強(qiáng)按標(biāo)準(zhǔn)大氣表查詢所對(duì)應(yīng)的高度。p=

RT

上述分析中假設(shè)僅有單一參數(shù)變化。事實(shí)上，參數(shù)間的變化是互相關(guān)聯(lián)的。設(shè)計(jì)飛機(jī)是各種矛盾折衷的結(jié)果。為了提高基本飛行性能，采用大T/G，小Cx0，大Kmax和適當(dāng)G/S的總體布局。2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響總之,：引言準(zhǔn)定常直線飛行，燃油逐漸消耗。典型巡航飛行剖面運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)術(shù)語：續(xù)航性能(CruisePerformance)指飛機(jī)持續(xù)飛行的遠(yuǎn)度和久度。主要指標(biāo)航程L、航時(shí)T、活動(dòng)半徑RLssTssLxhTxhLxihTxih典型巡航飛行剖面總航程、航時(shí)中，巡航段約占90％。飛機(jī)攜載荷在平靜大氣中沿預(yù)定航向耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水平距離航程和航時(shí)航程L技術(shù)航程攜載荷,無備份油實(shí)用航程攜載荷,有備份油轉(zhuǎn)場(chǎng)航程無載荷,有備份油航時(shí)T飛機(jī)攜載荷在平靜大氣中耗盡其可用燃油所能持續(xù)飛機(jī)的時(shí)間技術(shù)航時(shí)攜載荷,無備份油實(shí)用航時(shí)攜載荷,有備份油總航程、航時(shí)中，巡航段約占90％。本章以噴氣飛機(jī)為例講解該段續(xù)航性能取決于可用燃油量和燃油消耗速度3-1基本定義和公式

可用燃油量和巡航段燃油量機(jī)載總油量地面試車、滑行死油（不可用）降落前小航線及著陸備用油~20%起飛,上升下滑~20%3-1基本定義和公式

燃油消耗速度發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率單臺(tái)推力小時(shí)耗油量飛機(jī)飛行1小時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)所消耗的燃油質(zhì)量(kg/h)地速(即無風(fēng)空速)公里耗油率飛機(jī)相對(duì)于地面飛行1公里所消耗的燃油質(zhì)量(kg/km)3-1基本定義和公式

巡航段航程和航時(shí)的基本公式設(shè)無風(fēng)，空速V亦即地速。并設(shè)飛機(jī)質(zhì)量變化只源于耗油。則dT時(shí)間內(nèi):若巡航段重量變化：則3-1基本定義和公式

為了確定qh、qkm，采用準(zhǔn)定常假設(shè)：每瞬時(shí)飛機(jī)作定直平飛由任務(wù)所明確，否則用凈形給定飛行狀態(tài)，確定續(xù)航性能按任務(wù)的兩類續(xù)航性能計(jì)算問題選擇飛行狀態(tài)得到最佳續(xù)航性能——精確求解應(yīng)綜合上升、巡航、下滑最優(yōu)——實(shí)踐證明，可以尋求巡航段最優(yōu)，并選擇上升、下滑段的飛行狀態(tài)和相應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)使耗油最少，并兼顧航程和航時(shí)。本章僅討論巡航段特點(diǎn)。3-1基本定義和公式

給定由任務(wù)決定否則用凈形隨G而變隨耗油逐漸減輕qkm,qh~V,H,n,G;構(gòu)形隨燃油消耗,G↓

飛行特點(diǎn)等速平飛Cy↓(α↓)Cx↓(n↓)∴飛行中需逐漸推桿收油門耗油特點(diǎn)可選最佳V、H組合使一定構(gòu)形、重量下的耗油最少3-2定高定速巡航的航程和航時(shí)(噴氣飛機(jī))

出發(fā)方程圖解積分法求解計(jì)算步驟確定G1，G2：起飛線重量起飛爬升需用燃油巡航可用燃油給定一系列G值,G∈[G1,G2]已知H查大氣表ρ,a查極曲線M=V/a計(jì)算K=Cy/Cx

3-2定高定速巡航的航程和航時(shí)(噴氣飛機(jī))

估算η=η(H,M,n)=η(H,M,Pf)

計(jì)算Pf=G/(iηK)近似于G/(iK)計(jì)算qkh=qkh

(H,M,n)=qkh(H,M,Pf)計(jì)算、繪制曲線Lxh=VTxhTxh數(shù)值方法如何確定按常值H、V方式巡航的最佳狀態(tài)？噴氣飛機(jī)的基本規(guī)律

給定一系列(H,V)值組合，求出相應(yīng)Txh與Lxh，從中找出Txh.max與Lxh.max及其對(duì)應(yīng)的(H,V)狀態(tài)1.給定H

（不計(jì)qkh、η隨速度的變化）G/K=Ppx

min

Vjh=VylG/(KV)

=Ppx/V

min

Vyh

3-2定高定速巡航的航程和航時(shí)(噴氣飛機(jī))

2.有利巡航高度VjhVyhVPpx0——主要考慮qkh而選取當(dāng)H,M給定，qkh

n巡航

nmaxH

11km,隨H

,qkh

隨H

,則Vjh

,Vyh

,故qkh

，

但亞、跨音速區(qū)增長不顯著有利巡航高度在跨音速升限附近,油門接近n巡航G1G2巡航重量逐漸下降，按什么重量選取巡航速度？最佳巡航特點(diǎn)巡航中速度、高度不變限制了續(xù)航性能的最優(yōu)化。應(yīng)考慮飛機(jī)重量的不斷變化。這里結(jié)合渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)特點(diǎn)，討論最佳續(xù)航規(guī)律。

通常對(duì)應(yīng)于11km以上的高度，即在同溫層，此時(shí)(11km

H

20km):假設(shè)等速平飛3-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)結(jié)論

一旦初始定直平飛，且保持M,n不變，巡航中無論G,H如何變化，勿需調(diào)整Cx(通過α)均能自動(dòng)保持切向力平衡，這時(shí)Cy也不變。隨燃油消耗，飛機(jī)緩慢上升(ρH

)。某一G下故最佳巡航問題演變?yōu)閷で筮m當(dāng)?shù)?M,n)組合，使久航問題遠(yuǎn)航問題按等速定油門穩(wěn)桿方式巡航計(jì)算最佳巡航狀態(tài)參數(shù)給出一組n，對(duì)于每一n，給出一組M

由n,M查發(fā)動(dòng)機(jī)曲線Pf.11,qkh.11,

11

查極曲線Cy

計(jì)算每一n下，計(jì)算、繪制或曲線。找出該n的最大值max(fT)或max(fL)及相應(yīng)的M

。作max(fT)或max(fL)~n曲線。曲線的最高點(diǎn)對(duì)應(yīng)于max.max(fT)或max.max(fL)，相應(yīng)的n,M為久航、遠(yuǎn)航狀態(tài)參數(shù)為什么這里n,M(均為切向參數(shù))能夠任意組合？3-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)著陸前必備起飛重量

參數(shù)G1、G2的確定根據(jù)上升方式,作出上升時(shí)H~G曲線①迄今G1、G2及H1、H2尚未知HG選定n、M后，計(jì)算,

作出相應(yīng)的H~G曲線②②下滑終了的重量已定，為①Gks根據(jù)下滑方式,作出下滑時(shí)H~G=G

+Wxihg曲線③G'③由①與②交點(diǎn)定出G1,H1;②、③交點(diǎn)定出G2,H2

G1H1H2G23-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)GxΔGGx

-ΔG定義：最大活動(dòng)半徑飛機(jī)由機(jī)場(chǎng)出發(fā)，飛到目標(biāo)上空完成一定任務(wù)后再返回原機(jī)場(chǎng)所能達(dá)到的最遠(yuǎn)距離最大活動(dòng)半徑計(jì)算問題描述

巡航開始、終了重量分別為G1、G2，執(zhí)行任務(wù)消耗的重量

G=(Wkz+Wtz)g，且L1=L2，確定Gx使L=L1+L2

max。GLG1G2L1

=L23-4噴氣飛機(jī)最大活動(dòng)半徑求解

設(shè)巡航于H

11km高度，按照定n,M最優(yōu)巡航原理可得3-4噴氣飛機(jī)最大活動(dòng)半徑HMH1H2H3跨音速支超音速支由定H、V方式巡航確定的久航和遠(yuǎn)航參數(shù)可指征飛機(jī)的最佳巡航，且

qkm.min

(Ppx/V)minqh.min

Ppx.min一般Mjh在亞音速，Myh在跨音速附近。某些超音速飛機(jī)隨飛行高度增加到一定值時(shí)，在超音速區(qū)出現(xiàn)另一個(gè)Myh；高度繼續(xù)增加，跨音速區(qū)Myh趨于消失。H1<H2

<H33-6超音速飛機(jī)續(xù)航性能的特點(diǎn)Hqkm增加可用燃油

設(shè)計(jì)合理的內(nèi)部儲(chǔ)油空間提高氣動(dòng)效率，使Kmax

3-7增加航程和航時(shí)的途徑副油箱(不利因素：增加G和迎面阻力)空中加油根據(jù)任務(wù)需要，選用合適的發(fā)動(dòng)機(jī)，使推力要求匹配，且耗油率盡量小設(shè)計(jì)最佳航路方案，包括考慮非標(biāo)準(zhǔn)使用條件的影響，如風(fēng)：航時(shí)問題取決于空速與地速無關(guān)，風(fēng)沒有影響航程問題與地速相關(guān)，即(順風(fēng)為“＋”)，故順風(fēng)時(shí)可增加航程，逆風(fēng)時(shí)減少減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量風(fēng)對(duì)活動(dòng)半徑的影響?

續(xù)航性能指標(biāo)：L、T、R

決定因素：Wky

、qkm、qh兩類計(jì)算問題：某些超音速飛機(jī)在一定高空可能出現(xiàn)兩個(gè)遠(yuǎn)航速度給定飛行狀態(tài)的巡航參數(shù)計(jì)算，并確定給定高度的久航、遠(yuǎn)航速度噴氣飛機(jī)最佳續(xù)航性能的特點(diǎn)及其參數(shù)計(jì)算：小結(jié)

增加L、T的途徑：從Wky

、qkm

、qh

著手

MP

與推力特性有關(guān)的幾個(gè)特征速度(隨H

，則MP

，且漸趨于不變)Pky.max

Myl

(隨H

，則Myl

)1)Qpx.min

2)Kmax

3)Lxih.max

4)Mjh

M

(可能有兩個(gè)，一般M

1

Myl，M

2

MP)1)

max

2)

Pmax

Mks

(可能有兩個(gè)，Mksl>M

1

，Mks2>M

2)1)Vy.max

2)(V

P)max

Myh

(Ppx/V)min(隨H

，則Myh

，Myh>Mjh)Mmin.P

P=0，左交點(diǎn)Mmax

P=0，右交點(diǎn)附錄與推力特性有關(guān)的幾個(gè)特征速度引言(1/1)非定?！w行速度的大小或方向是變化的飛機(jī)的姿態(tài)發(fā)生變化空間機(jī)動(dòng)飛行示例運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)機(jī)動(dòng)性(Maneuverability)操縱效能(Controllability)敏捷性(Agility)飛機(jī)在一定時(shí)間內(nèi)改變飛行速度（大?。w行高度和飛行方向的能力。

空間運(yùn)動(dòng)屬性劃分4-1機(jī)動(dòng)飛行的過載(1/3)

過載投影到正交坐標(biāo)系上為作用在飛機(jī)上除重力之外的合外力與飛機(jī)重量之比，為矢量切向(縱向)過載沿飛行速度矢方向

鉛垂面內(nèi)垂直于速矢水平面內(nèi)垂直于速矢垂直于速矢和對(duì)稱面法向過載按航跡軸系當(dāng)飛機(jī)在鉛垂平面運(yùn)動(dòng)時(shí)的過載切向過載法向過載4-1機(jī)動(dòng)飛行的過載(2/3)

機(jī)動(dòng)飛行時(shí)駕駛員的感覺機(jī)動(dòng)飛行時(shí)駕駛員將感受到等于自身重量n倍的力——取決于座椅支反力(飛機(jī)加速度)(駕駛員加速度)座椅支反力駕駛員質(zhì)量駕駛員重量∴,感覺同靜止

,超重

,失重設(shè)飛行加速度為，則4-1機(jī)動(dòng)飛行的過載(3/3)

4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(1/6)

平飛加減速衡量飛機(jī)改變速度大小的能力，即速度機(jī)動(dòng)性。

(亞音速飛機(jī))(跨、超音速飛機(jī))指標(biāo)

平飛加減速：動(dòng)力學(xué)方程近似地認(rèn)為不大，則nx>0加速nx<0減速∴飛行中需不斷調(diào)整α滿足平飛條件。4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(2/6)

平飛加減速：指標(biāo)計(jì)算的圖解積分法一定的H、G、構(gòu)形，適當(dāng)油門一般加速時(shí)滿油門;減速時(shí)小油門，并打開減速裝置。t4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(3/6)

躍升衡量飛機(jī)由動(dòng)能換取勢(shì)能、迅速獲取高度優(yōu)勢(shì)的能力，即高度機(jī)動(dòng)性。

指標(biāo)

躍升：動(dòng)力學(xué)方程鉛垂面質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的一般方程。可數(shù)值求解。

4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(4/6)躍升：能量法估算躍升高度

假設(shè)：ΔP的平均作用為零，飛機(jī)總能量不變。進(jìn)入躍升退出躍升4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(5/6)

分析1.給定V0、H0，若V1↓,則ΔH↑。V1下限：Vyx本身與H有關(guān)，需迭代求解。推薦給定Vyx而非H初值的方法，避免二重迭代。

2.給定H0，若V0↑,則ΔH↑。V0上限：V0max

3.動(dòng)升限

:通過躍升可以達(dá)到的最大高度,Hmax.d

Hmax.d~Hmax.ll的動(dòng)力高度飛行范圍，可持續(xù)一段減速平飛全飛行包線最大可用動(dòng)能4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(6/6)

正常盤旋轉(zhuǎn)彎:指標(biāo)

4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(1/5)

衡量飛機(jī)改變速度方向的能力，即方向機(jī)動(dòng)性。

高度不變、飛行方向變化的機(jī)動(dòng)。盤旋:當(dāng)連續(xù)轉(zhuǎn)彎不小于360度的機(jī)動(dòng)。正常盤旋:無側(cè)滑、運(yùn)動(dòng)參數(shù)不隨時(shí)間變化的盤旋。正常盤旋半徑R正常盤旋一周時(shí)間T

正常盤旋角速度ω正常盤旋：動(dòng)力學(xué)方程在對(duì)稱面內(nèi)與速矢垂直航跡滾轉(zhuǎn)角升力方向與含速矢的鉛垂面的夾角。Oxhyh平面切向“＋”：右翼下沉鉛垂法向水平法向正常盤旋時(shí)β=0100忽略

4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(2/5)

盤旋受力圖正常盤旋：指標(biāo)參數(shù)計(jì)算∴4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(3/5)

正常盤旋：影響指標(biāo)參數(shù)的因素和盤旋限制1.盤旋時(shí),2.若或，則，盤旋性能提高3.限制：nf上限-需考慮結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及剛度和人的耐過載能力。如戰(zhàn)斗機(jī)nfmax=9,大型機(jī)2.5~3.5,客機(jī)nfmax

≤2V下限-1)2)滿足發(fā)動(dòng)機(jī)推力限制三方面限制：1)承載

2)Cyyx3)推力

4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(4/5)

正常盤旋：極限盤旋性能圖極限盤旋極限盤旋性能圖飛機(jī)處于前述三種限制之一的盤旋狀態(tài)三種限制下nfmax及R,T,ω隨V的變化曲線nfmaxVωmaxV①①承載限制④④Mmax限制②②③③③高度一定4-3飛機(jī)在水平平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(5/5)

4-5飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的綜合分析(1/3)

飛機(jī)（戰(zhàn)斗機(jī)）的真實(shí)機(jī)動(dòng)常常是需要將加減速、上升、轉(zhuǎn)彎等同時(shí)進(jìn)行的復(fù)雜過程，其優(yōu)劣需綜合分析比較。能量高度單位剩余功率（SpecificExcessPower,SEP）單位剩余功率SEP綜合反映了特定(V,H,ny)條件下飛機(jī)改變機(jī)械能的快慢，即速度、高度綜合機(jī)動(dòng)性，與ny一起可全面反映飛機(jī)機(jī)動(dòng)性。

飛機(jī)當(dāng)前能量水平犬舍圖（Dog-HousePlot,ωmax~M）與空戰(zhàn)周期幾種常用的機(jī)動(dòng)性綜合分析方法能量機(jī)動(dòng)性曲線（E-M曲線）全局能量機(jī)動(dòng)性曲線（全局E-M）綜合機(jī)動(dòng)性參數(shù)典型加權(quán)系數(shù)數(shù)值：a=8~9,b=400m/s,c=1,d=0.5~14-5飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的綜合分析(2/3)

AB:接敵空戰(zhàn)周期時(shí)間(CombatCycleTime,CCT):ωmaxV高度一定ABCDEBCD:交戰(zhàn)DE:退出EA:恢復(fù)能量犬舍圖(Dog-HousePlot,ωmax~M)與空戰(zhàn)周期從給定速度進(jìn)入，盡快速度反向并恢復(fù)原速度大小所需的時(shí)間，其中高度變化盡量小。CCT=tAB+tBCD+tDE+tEA

接敵交戰(zhàn)退出恢復(fù)能量機(jī)動(dòng)性(EnergyManeuverability,E-M)曲線A機(jī)B機(jī)加速余量定常轉(zhuǎn)彎余量最大轉(zhuǎn)彎余量減速余量ωmaxSEPOωmaxSEPO全局能量機(jī)動(dòng)性(全局E-M)曲線MHA機(jī)B機(jī)20010005050-50(SEPB-SEPA)等值線最大推力狀態(tài)ny=1g?Pky/G:大推重比有利于增大SEP,目前先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)>1.2影響機(jī)動(dòng)性能的一些設(shè)計(jì)參數(shù)?

發(fā)動(dòng)機(jī)油門響應(yīng)速度：強(qiáng)調(diào)機(jī)動(dòng)的瞬態(tài)（敏捷性）時(shí)所必須，目前慢車→加力最快水平3～5s?Cyyx:大許用升力系數(shù)有利于產(chǎn)生大法向過載,目前低速最大可達(dá)2?

必要的減速裝置:迅速減速以利于轉(zhuǎn)彎?G/S:適當(dāng)?shù)男≈涤欣诘退佼a(chǎn)生較大過載,并減小低速誘阻，但需與跨超音速性能協(xié)調(diào)，適當(dāng)折衷?

乘員、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載能力

?

操穩(wěn)性隨控布局的出現(xiàn)4-5飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的綜合分析(3/3)

機(jī)動(dòng)性概念，過載概念小結(jié)(1/1)速度機(jī)動(dòng)性：平飛加減速，取決于綜合剩余推力高度機(jī)動(dòng)性：能量法思路，動(dòng)升限與靜升限概念區(qū)別方向機(jī)動(dòng)性：正常盤旋的有關(guān)參數(shù)推導(dǎo)與極限條件（以后應(yīng)聯(lián)系操縱）機(jī)動(dòng)性綜合衡量指標(biāo)：SEP、nfmax(、nfss.max)設(shè)計(jì)途徑：大Pky/G，大Cyyx，適當(dāng)小G/S，高承載能力，快速油門響應(yīng)，必要的減速裝置等運(yùn)動(dòng)及受力特點(diǎn)速度改變很快的非定常運(yùn)動(dòng)地面滑跑時(shí)承受地面對(duì)機(jī)輪的支反力和摩擦力地面運(yùn)動(dòng)及近地飛行時(shí)氣動(dòng)力要考慮地面效應(yīng)的影響:引言構(gòu)形變化：放下起落架、打開襟翼等增升裝置、使用減速板等等:引言地面效應(yīng)近地面翼尖渦削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效應(yīng)1)升力系數(shù)增加2)誘導(dǎo)阻力減少3)產(chǎn)生附加低頭力矩(T型尾除外)4)空速管靜壓口置于翼下方時(shí)，靜壓讀數(shù)偏高，從而空速讀數(shù)偏低。主要性能指標(biāo)起飛：滑跑距離，起飛距離，起飛時(shí)間，離地速度著陸：著陸距離，滑跑距離，著陸時(shí)間，接地速度

距離短,時(shí)間少,接地/離地速度低，則性能好:引言飛機(jī)從起飛線開始滑跑，離地并爬升到機(jī)場(chǎng)上空的安全高度，這一加速過程稱為起飛。以前三點(diǎn)式為例展開討論。5-1飛機(jī)的起飛性能根據(jù)機(jī)場(chǎng)四周障礙物選取，常采用25m、15m或10.7m，與飛機(jī)類型有關(guān)。概念：起飛穩(wěn)定上升平飛增速初始穩(wěn)定上升起飛線起飛滑跑上升加速收起落架收襟翼前三點(diǎn)式飛機(jī)的起飛過程VRVld安全高度VHVHV4三輪滑跑兩輪滑跑VR(抬前輪)=0.7~0.9VldVld(離地)VH(安全高度)=1.3Vld(或按規(guī)范)應(yīng)分別對(duì)抬前輪前后兩段進(jìn)行數(shù)值積分后相加。因?yàn)閮啥沃酗w機(jī)姿態(tài)不同，其迎角及升、阻系數(shù)也不同。假設(shè)滑跑過程中的兩主輪著地，推力與地面平行。地面滑跑距離L1和時(shí)間T1的計(jì)算精確計(jì)算5-1飛機(jī)的起飛性能近似計(jì)算5-1飛機(jī)的起飛性能分析5-1飛機(jī)的起飛性能起飛需盡快獲取能量,并產(chǎn)生足夠大的升力系數(shù)可用數(shù)值積分或圖解積分求解。注意：氣動(dòng)特性中考慮相應(yīng)的構(gòu)形和地效。其中，離地升阻比，由起飛極曲線確定假設(shè)為勻加速運(yùn)動(dòng)過程，5-1飛機(jī)的起飛性能工程估算Ppj由Pky~V曲線取平均值，可取為0.9P0（P0

V=0，發(fā)動(dòng)機(jī)起飛狀態(tài)）5-1飛機(jī)的起飛性能對(duì)于Pky/G和G/S均較大的高速飛機(jī)，忽略氣動(dòng)力的影響。（對(duì)距離和時(shí)間分別按P取統(tǒng)計(jì)平均）粗略估算離地條件

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角離地升力系數(shù)，據(jù)飛機(jī)近地面、起飛襟翼構(gòu)形的升力特性和αld確定。5-1飛機(jī)的起飛性能限制條件0.2~0.3m離地速度的確定運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)能量法近似計(jì)算5-1飛機(jī)的起飛性能空中段水平距離L2和時(shí)間T2的計(jì)算能量守恒有地效,放起落架無地效,收起落架4標(biāo)準(zhǔn)操縱:通過機(jī)場(chǎng)上空，進(jìn)行4轉(zhuǎn)彎飛行。5-2飛機(jī)的著陸性能123著陸前準(zhǔn)備放起落架放襟翼H≥200m，對(duì)準(zhǔn)跑道著陸點(diǎn)，下滑至安全高度飄落拉平平飛減速下滑地面滑跑地面減速段,按勻減速估算6~12m0.5~1m0.15~0.25m拉桿充分利用空氣阻力減速;推桿前輪著地,由三點(diǎn)滑跑

兩點(diǎn)滑跑;剎車空中減速段,用能量法估算飛機(jī)從安全高度(25m處)下滑過渡到地面滑跑，直至完全停止運(yùn)動(dòng)的整個(gè)減速過程。著陸過程H=25mVHVjd經(jīng)驗(yàn)指出，接地速度Vjd進(jìn)場(chǎng)速度VH速度修正系數(shù)，取0.9～0.95min{Cydd,Cyhw,Cyφ},計(jì)及地效、襟翼處于著陸位置5-2飛機(jī)的著陸性能接地速度和進(jìn)場(chǎng)速度的確定飛機(jī)主輪開始接觸地面瞬間的速度(升力開始不能平衡重量)。飛機(jī)下滑至安全高度(25m)處的瞬時(shí)速度。能量法近似計(jì)算

5-2飛機(jī)的著陸性能空中段水平距離L3和時(shí)間T3的計(jì)算能量守恒Vjd

,L4

;但L4比L3重要，所以要求Vjd

分析假設(shè):按全部使用剎車的三點(diǎn)滑跑，勻減速運(yùn)動(dòng)。著陸構(gòu)形升阻比輪、地狀況+剎車5-2飛機(jī)的著陸性能著陸滑跑距離L4和時(shí)間T4的計(jì)算近似計(jì)算分析一般由空中性能確定，起飛時(shí)用滿油門，必要時(shí)帶起飛加速器?，F(xiàn)代飛機(jī)的飛行速度和翼載荷不斷增加，使起飛和著陸滑跑距離大大加長。參數(shù)要求為了盡快加速飛機(jī)達(dá)到離地要求和安全高度，需要增升、減阻、大推進(jìn)，即措施一般由空中性能和飛行品質(zhì)確定。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施起飛可采用各種增升裝置，包括常規(guī)翼面增升、變后掠增升、動(dòng)力增升，或更先進(jìn)的兼顧亞、跨、超的氣動(dòng)布局。注意增升同時(shí)控制阻力，以免對(duì)加速不利。所以應(yīng)適當(dāng)選用增升裝置的位置，使飛機(jī)具有較大升阻比。改善跑道表面狀況。外界條件影響發(fā)動(dòng)機(jī)效率以及推力下坡有利于起飛加速；逆風(fēng)有利于減小地速(機(jī)場(chǎng)跑道與常年風(fēng)向相一致)。而機(jī)場(chǎng)高度增加、溫度增加，都對(duì)起飛不利。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施外界條件同起飛類似。因K

有利，故可全部打開。減速板，剎車，減速傘，反推力裝置，機(jī)械裝置（艦載機(jī)多用）。參數(shù)要求為了使飛機(jī)從安全高度回到機(jī)場(chǎng)、減速停止，需要增升、增阻、多方制動(dòng)，減速力盡量大以吸收能量，即著陸措施不取決于著陸性能。增升裝置其它減速裝置上坡、逆風(fēng)著陸有利；機(jī)場(chǎng)高度增加對(duì)著陸不利；溫度變化影響不大(發(fā)動(dòng)機(jī)慢車)。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施1）增加厚度增升（不實(shí)際）2）增加彎度增升3）增加附面層能量延遲分離4）混合2）和3）。例如:渦發(fā)生器、前緣縫翼、附面層吸除、吹氣等后退式縫翼開縫襟翼5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施增升原理與裝置fαCy簡(jiǎn)單前襟、后襟、分裂式襟翼例如：αCyαCy：引言在飛行性能分析中，將飛機(jī)視為質(zhì)點(diǎn)，所需的迎角、滾轉(zhuǎn)角(坡度)、發(fā)動(dòng)機(jī)推力可以立即達(dá)到(忽略其過渡過程)，并能夠保證無側(cè)滑。問題的引入事實(shí)上，迎角、滾轉(zhuǎn)角(坡度)、推力、及側(cè)滑角需要通過操縱駕駛桿(盤)、腳蹬舵及油門桿進(jìn)行控制,而且存在過渡過程。本章介紹與剛體運(yùn)動(dòng)描述相關(guān)的概念、定義和方程。：引言操縱系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)飛機(jī)剛體動(dòng)力學(xué)駕駛桿(盤)腳蹬發(fā)動(dòng)機(jī)油門桿

s

n飛機(jī)質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)響應(yīng)動(dòng)力學(xué)常規(guī)飛機(jī)飛行軌跡控制原理圖實(shí)際航跡飛行性能問題基本操穩(wěn)問題升降舵偏角副翼偏角方向舵偏角

t：基本概念平衡(平衡)穩(wěn)定性廣義地說，指狀態(tài)參數(shù)不隨時(shí)間變化的飛行。不穩(wěn)定平衡穩(wěn)定平衡中立穩(wěn)定平衡飛機(jī)受到外界擾動(dòng)后自動(dòng)恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的能力。操縱性飛機(jī)在駕駛員的操縱下從一種飛行狀態(tài)過渡到另一種飛行狀態(tài)的能力。瞬態(tài)時(shí)間穩(wěn)態(tài)增量如定常直線飛行、正常盤旋等。包括穩(wěn)態(tài)增量和瞬態(tài)過程。：常用坐標(biāo)系地面軸系A(chǔ)x'dy'dz'd和飛機(jī)牽連地面軸系Oxdydzd機(jī)體軸系Oxtytzt

氣流軸系Oxqyqzq

航跡軸系Oxhyhzh

軸系間關(guān)系A(chǔ)x'dy'dz'd:固定于地表,Ax'dz'd為水平面,Ay'd垂直向上。右手正交系Oxdydzd:O為飛機(jī)質(zhì)心,軸向平行于Ax'dy'dz'd。鉛垂面zhxdzdyd水平面xh(V)

sOyh

sO:飛機(jī)質(zhì)心Oxh:沿速度矢Oxhyh:鉛垂面(指向上為正)Ozh:水平面內(nèi)航跡軸系

syqzq

s鉛垂面ztxdzdyd水平面xt

飛機(jī)對(duì)稱面

Oyt

O:飛機(jī)質(zhì)心Oxt

:沿對(duì)稱面內(nèi)參考線(指向機(jī)頭為正)Oyt:對(duì)稱面內(nèi)(指向上為正)Ozt:指向右為正機(jī)體軸系z(mì)txq(V)zqyqxt

飛機(jī)對(duì)稱面Oyt

YZQO:飛機(jī)質(zhì)心Oxq

:沿速度矢Oyq:對(duì)稱面內(nèi)(指向上為正)Ozq:指向右為正氣流軸系地面軸系機(jī)體軸系氣流軸系航跡軸系軸系間關(guān)系

，

s

,

,

s,

(無風(fēng)時(shí))：有關(guān)符號(hào)和分量定義升力Y、阻力Q、側(cè)力Z滾轉(zhuǎn)力矩Mx、偏航力矩My

、俯仰力矩Mz

對(duì)稱面內(nèi)垂直于速度方向，指向座艙為正沿速度方向，指向后為正垂直于Q,Y，指向右為正氣動(dòng)力矩在體軸系上的分量。

滾轉(zhuǎn)角速度

x、偏航角速度

y

、俯仰角速度

z

飛機(jī)剛體運(yùn)動(dòng)旋轉(zhuǎn)角速度在體軸系上的分量。

前向速度Vx、法向速度Vy

、側(cè)向速度Vz

飛行速度在體軸系上的分量。

副翼偏角

x、方向舵偏角

y、升降舵偏角

zztxt飛機(jī)對(duì)稱面OytMzMxMy

x

y

zVyVxVz體軸系分量Mx<0

x>0右副翼下偏左副翼上偏

y>0方向舵右偏

z>0升降舵下偏Mz<0My<0舵偏角定義：小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)飛機(jī)在駕駛員的操縱下，按預(yù)定規(guī)律進(jìn)行的運(yùn)動(dòng)。一般為平衡運(yùn)動(dòng)，如定常直線運(yùn)動(dòng)、正常盤旋等。擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)飛機(jī)作基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，由于外界瞬時(shí)干擾使其運(yùn)動(dòng)參數(shù)在一段時(shí)間內(nèi)不按預(yù)定規(guī)律變化所進(jìn)行的運(yùn)動(dòng)。

總運(yùn)動(dòng)參數(shù)=基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)參數(shù)+擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)參數(shù)增量

=

0+

0,

=

0+

,…

：小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)基本假設(shè)地球?yàn)槠降摹⒉恍D(zhuǎn)的慣性參考系(Ax'dy'dz'd為慣性系)靜止大氣飛機(jī)為理想剛體不計(jì)飛機(jī)質(zhì)量變化不計(jì)重力隨高度變化基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)為對(duì)稱定直飛行，無側(cè)滑、無滾轉(zhuǎn)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)為小量縱向參數(shù)改變(

V,

,

z等)

只影響縱向氣動(dòng)力(

Q,

Y,

Mz);橫航向參數(shù)改變(

,

x,

y等)

只影響橫航向氣動(dòng)力(

Z,

Mx,

My)——小迎角飛行

不考慮高度變化引起的推力和氣動(dòng)力變化認(rèn)為油門不動(dòng)外環(huán)境飛機(jī)飛行其它：小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)外力模型發(fā)動(dòng)機(jī)推力相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)增量空氣動(dòng)力相對(duì)于基準(zhǔn)狀態(tài)增量忽略、等導(dǎo)數(shù)：小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)定常直線基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)方程：小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)小擾動(dòng)方程縱向其中：縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)變量：耦合量非耦合量縱向和橫航向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)可以分別討論：小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)小擾動(dòng)方程橫航向橫航向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)變量：耦合量非耦合量：小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)分類靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)：阻尼導(dǎo)數(shù)：交叉阻尼導(dǎo)數(shù)：操縱導(dǎo)數(shù)：交叉操縱導(dǎo)數(shù)：其它導(dǎo)數(shù)：洗流時(shí)差導(dǎo)數(shù)：(1)縱向力矩的計(jì)算、影響因素以及實(shí)現(xiàn)(2)平衡狀態(tài)由于外界擾動(dòng)而被破壞時(shí)，飛機(jī)力矩的相應(yīng)變化趨勢(shì)(3)從一平衡狀態(tài)到另一平衡狀態(tài)，操縱面偏轉(zhuǎn)和駕駛桿力的變化本章研究飛機(jī)作對(duì)稱定直飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的縱向力矩。——縱向平衡問題——靜穩(wěn)定性問題——靜操縱性問題引言靜操穩(wěn)性的影響因素比較集中，便于飛機(jī)初步設(shè)計(jì)所應(yīng)用，且與（動(dòng)）操穩(wěn)性密切相關(guān)。靜穩(wěn)定性

假定飛機(jī)初始作定常直線飛行（外力、外力矩平衡），如果受到某種外界瞬時(shí)擾動(dòng)作用后，具有自動(dòng)恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的初始趨勢(shì)，則稱飛機(jī)是靜穩(wěn)定的；

在外界瞬時(shí)擾動(dòng)作用后，若飛機(jī)存在力圖擴(kuò)大偏離平衡狀態(tài)的初始趨勢(shì)，則稱飛機(jī)是靜不穩(wěn)定的；

若外界瞬時(shí)擾動(dòng)作用后，既無擴(kuò)大、又無恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的初始趨勢(shì)，則稱為中立靜穩(wěn)定。說明：具有靜穩(wěn)定性并不能保證飛機(jī)最終恢復(fù)原有的平衡（具有動(dòng)穩(wěn)定性），但靜穩(wěn)定性是動(dòng)穩(wěn)定的“必要條件”。一般靜穩(wěn)定性用某導(dǎo)數(shù)定義，反映不同的擾動(dòng)量和約束類型。7-1縱向靜穩(wěn)定性概念例：按

(ΔP)/

V判斷速度受擾后的推力變化影響是靜穩(wěn)定性判斷。靜穩(wěn)定,動(dòng)穩(wěn)定靜穩(wěn)定,動(dòng)不穩(wěn)定靜不穩(wěn)定,動(dòng)不穩(wěn)定7-1縱向靜穩(wěn)定性概念

t

t

t速度、舵面不變的靜態(tài)風(fēng)洞結(jié)果定義：俯仰受擾動(dòng)產(chǎn)生Δα，能夠產(chǎn)生恢復(fù)力矩，趨于減小Δα

。判據(jù)：縱向靜穩(wěn)定縱向靜不穩(wěn)定縱向中立靜穩(wěn)定7-1縱向靜穩(wěn)定性概念俯仰靜穩(wěn)定性（握桿定速縱向靜穩(wěn)定性）無因次形式

可用在速度、舵面固定的條件下或的符號(hào)來判別縱向靜穩(wěn)定性平均氣動(dòng)弦長7-1縱向靜穩(wěn)定性概念擾動(dòng)：同時(shí)有Δα和ΔV

，且二者滿足一定關(guān)系，使擾動(dòng)時(shí)仍維持ny=1。判據(jù)：

7-1縱向靜穩(wěn)定性概念速度靜穩(wěn)定性（握桿定載縱向靜穩(wěn)定性）7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩通式

當(dāng)進(jìn)行對(duì)稱定常直線飛行時(shí):

產(chǎn)生(影響)俯仰力矩的部件:

機(jī)翼、機(jī)身、平尾、發(fā)動(dòng)機(jī)

油門位置機(jī)翼的縱向力矩

壓心：氣動(dòng)合力的作用點(diǎn)（隨迎角而變）

焦點(diǎn)：機(jī)翼上存在的特殊點(diǎn)，當(dāng)迎角變化時(shí)，氣動(dòng)力 對(duì)該點(diǎn)的力矩始終保持不變。亦即該點(diǎn)與迎角無關(guān)，但隨M數(shù)而變。7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩機(jī)翼上的兩個(gè)特殊點(diǎn)機(jī)翼上的氣動(dòng)力對(duì)飛機(jī)質(zhì)心的縱向力矩7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩?zé)o量綱化1、正常式（平尾在后）飛機(jī)單獨(dú)機(jī)翼的焦點(diǎn)在飛機(jī)質(zhì)心前面（亞音速時(shí)），為縱向靜不穩(wěn)定；超音速時(shí)焦點(diǎn)后移。

討論2、機(jī)翼有效彎度為負(fù)

;為正;為零

零升力矩系數(shù)7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩其氣動(dòng)特性并非單獨(dú)機(jī)翼、機(jī)身的簡(jiǎn)單和，存在氣動(dòng)干擾3）使靜不穩(wěn)定度增加，焦點(diǎn)前移（隨機(jī)身升力增加，產(chǎn)生附加抬頭趨勢(shì)）1）組合體的零升線介于單獨(dú)機(jī)翼與機(jī)身的零升線之間，而偏向機(jī)翼零升線一側(cè)，2）機(jī)身的存在使相同迎角下，特別是增阻現(xiàn)象更明顯7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩翼－身組合體的縱向力矩

在小迎角范圍內(nèi)，類似機(jī)翼，存在空氣動(dòng)力焦點(diǎn)相對(duì)于單獨(dú)機(jī)翼情況，機(jī)身的存在使：與單獨(dú)機(jī)翼類似，7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩單獨(dú)平尾的縱向氣動(dòng)特性與單獨(dú)機(jī)翼類似，只是其通常采用對(duì)稱剖面，無扭轉(zhuǎn)。相對(duì)機(jī)翼其氣動(dòng)力很小，可以只考慮其它部件對(duì)平尾的縱向干擾作用，而忽略平尾對(duì)其它部件的縱向干擾作用。飛機(jī)參考線平尾的縱向力矩

平尾平均氣動(dòng)弦平尾處流場(chǎng)與來流(自由流)相比，存在兩個(gè)主要差異(1)

速度阻滯：主要考慮氣流流經(jīng)翼身時(shí)由于粘性影響引起的速度損失，同時(shí)也折合考慮了機(jī)身對(duì)平尾遮擋的影響。

阻滯系數(shù)

(2)下洗：由于翼身組合體渦系的誘導(dǎo)作用（以及動(dòng)力系統(tǒng)）的影響，使平尾區(qū)平均流速方向較飛行速度偏轉(zhuǎn)一個(gè)角度，稱下洗角ε

。一般正升力時(shí)ε向下（為正）。大致可表示成（小α下）：

7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩平尾（當(dāng)?shù)兀┯?/p>

升降舵效率系數(shù)，指單位舵偏引起平尾有效迎角的改變量，全動(dòng)平尾無此項(xiàng)平尾升力系數(shù)（零升迎角為零）平尾對(duì)質(zhì)心的俯仰力矩近似為

7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩平尾氣動(dòng)特性平尾容積

?一般Qpw<<Qys,Ypw<<Yys，初步分析可忽略。但在準(zhǔn)確計(jì)算中、特別對(duì)于超音速飛機(jī)(Lpw較短，且Qpw、Ypw相對(duì)較大),則必須計(jì)入。7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩討論尾噴流氣動(dòng)干擾以噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)為例，有三種作用機(jī)制推力直接作用

7-2飛機(jī)各部件產(chǎn)生的縱向力矩發(fā)動(dòng)機(jī)的縱向力矩

進(jìn)氣道法向力作用

一般起靜不穩(wěn)作用不允許高溫高速燃?xì)庵苯恿鬟^氣動(dòng)部件。但若尾翼處于引射流場(chǎng)中，將引起附加下洗作用。主要由實(shí)驗(yàn)測(cè)定。7-3全機(jī)的縱向力矩和靜穩(wěn)定性將上節(jié)介紹的各部件貢獻(xiàn)綜合，忽略平尾的力作用，有其中：Kn>0靜穩(wěn)定；Kn=0中立靜穩(wěn)定；Kn<0靜不穩(wěn)定。翼身組合體單獨(dú)機(jī)翼全機(jī)單獨(dú)平尾7-3全機(jī)的縱向力矩和靜穩(wěn)定性(+)(-)7-4各種因素對(duì)縱向力矩特性的影響質(zhì)心位置

穩(wěn)定性增加。質(zhì)心前移，否則相反。M數(shù)的影響

對(duì)于彎度不大的對(duì)稱機(jī)翼主要取決于的變化。對(duì)于三角翼機(jī)，總趨勢(shì)是特別跨音速范圍后移顯著。111全機(jī)機(jī)翼1)主要影響2)內(nèi)側(cè)襟翼偏轉(zhuǎn)使，阻滯增加，平尾靜穩(wěn)定性趨減。靜氣彈變形的影響后機(jī)身彎曲，平尾效能下降，特別在大速壓情況下。7-4各種因素對(duì)縱向力矩特性的影響襟翼偏轉(zhuǎn)的影響7-5對(duì)稱定直飛行時(shí)的操縱面平衡曲線縱向操縱面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的縱向力矩符號(hào)規(guī)定

操縱面偏轉(zhuǎn)效率：

升降舵或全動(dòng)平尾操縱面偏轉(zhuǎn)升力：零升力矩改變量:

升降舵偏轉(zhuǎn)效能

z>0升降舵下偏Mz<0操縱面偏角平衡曲線概念定常直線飛行平衡要求

飛機(jī)定常直線飛行時(shí)為了使力矩平衡，δz(

)～Cyp(或M)之間的關(guān)系稱為操縱面偏角平衡曲線。7-5對(duì)稱定直飛行時(shí)的操縱面平衡曲線平衡曲線計(jì)算若不計(jì)油門位置變化的影響，一定M數(shù)下，平衡要求為下標(biāo)“p”強(qiáng)調(diào)為配平狀態(tài)7-5對(duì)稱定直飛行時(shí)的操縱面平衡曲線平衡曲線與靜穩(wěn)定性的關(guān)系（不計(jì)壓縮性）符號(hào)取決于靜裕量

7-5對(duì)稱定直飛行時(shí)的操縱面平衡曲線要求舵下偏（推桿）——正操縱初始要求舵下偏，平衡時(shí)又要求舵上偏——反操縱不計(jì)壓縮性實(shí)際靜穩(wěn)定飛機(jī)此時(shí)采用分析空氣壓縮性影響與自動(dòng)俯沖現(xiàn)象—跨音速區(qū)反操縱導(dǎo)致自動(dòng)俯沖7-5對(duì)稱定直飛行時(shí)的操縱面平衡曲線不考慮壓縮性時(shí)，俯仰靜操縱性取決于俯仰靜穩(wěn)定性考慮壓縮性時(shí)，俯仰靜操縱性取決于速度靜穩(wěn)定性—跨音速區(qū)反操縱源于速度靜穩(wěn)定性喪失［有關(guān)公式］

—應(yīng)該考慮氣動(dòng)系數(shù)（導(dǎo)數(shù)）隨M數(shù)的變化可以證明:7-5對(duì)稱定直飛行時(shí)的操縱面平衡曲線鉸鏈力矩作用在舵面上的氣動(dòng)力對(duì)舵面轉(zhuǎn)軸的力矩Mj

，無量綱化：線化形式：

—若轉(zhuǎn)軸靠前

—重型或高速飛機(jī)，可能因Mj很大引起操縱困難

7-6鉸鏈力矩及松桿靜穩(wěn)定性升降舵平均幾何弦長升降舵面積駕駛桿力Pz大小與Mj成正比,氣動(dòng)補(bǔ)償措施1)移軸補(bǔ)償：——不可太后2)調(diào)整片：舵面后緣安裝的可單獨(dú)偏轉(zhuǎn)的輔助操縱面?！埠斤w行特別有用適當(dāng)選擇向后的轉(zhuǎn)軸位置，但必須保證可以調(diào)整使7-6鉸鏈力矩及松桿靜穩(wěn)定性松桿靜穩(wěn)定性松桿：舵面松浮，駕駛桿松開的情況。假定初始已通過調(diào)整片使達(dá)到平衡，即此時(shí)，舵面的偏轉(zhuǎn)只取決于鉸鏈力矩。受擾后的舵面漂浮7-6鉸鏈力矩及松桿靜穩(wěn)定性一般迎角增大,舵面向上偏轉(zhuǎn)(漂浮)—靜不穩(wěn)作用7-6鉸鏈力矩及松桿靜穩(wěn)定性(1)(2)焦點(diǎn)前移，減小穩(wěn)定性全機(jī)松桿靜穩(wěn)定性：7-6鉸鏈力矩及松桿靜穩(wěn)定性(3)真實(shí)飛行常介于握桿與松桿之間握桿松桿駕駛桿力平衡曲線升降舵操縱系統(tǒng)定直飛行中保持力矩平衡所需的桿力與飛行速度之間的關(guān)系曲線。7-7對(duì)稱定常直線飛行時(shí)的駕駛桿力平衡曲線升降舵?zhèn)鲃?dòng)比Kz=

z/

Wz

－設(shè)計(jì)決定Pz~V計(jì)算假設(shè)：不考慮摩擦;舵重心在轉(zhuǎn)軸上。理想約束的虛位移原理：?jiǎn)栴}描述：平飛狀態(tài)1平飛狀態(tài)27-7對(duì)稱定常直線飛行時(shí)的駕駛桿力平衡曲線7-7對(duì)稱定常直線飛行時(shí)的駕駛桿力平衡曲線計(jì)算：若不計(jì)油門位置變化和壓縮性的影響，則忽略平尾影響7-7對(duì)稱定常直線飛行時(shí)的駕駛桿力平衡曲線桿力梯度—取決于松桿靜穩(wěn)定性松桿穩(wěn)定(正操縱)松桿不穩(wěn)(反操縱)小結(jié)1、幾個(gè)定義：2、幾個(gè)點(diǎn)：—其相對(duì)位置與有關(guān)條件。質(zhì)心、壓心、焦點(diǎn)3、幾個(gè)關(guān)系：§8-1曲線飛行中的縱向力矩一般的非定常運(yùn)動(dòng)中還需考慮由轉(zhuǎn)動(dòng)和非定常氣流角引起的力矩增量縱向阻尼導(dǎo)數(shù)由引起的縱向力矩稱為阻尼力矩，無量綱導(dǎo)數(shù)稱縱向阻尼導(dǎo)數(shù)。概念平尾產(chǎn)生的一般等可忽略(1.1~1.2)§8-1曲線飛行中的縱向力矩全機(jī)下洗修正已計(jì)入定常氣動(dòng)力非定常運(yùn)動(dòng)中需考慮時(shí)對(duì)平尾下洗影響的遲滯。t時(shí)刻平尾下洗角取決于(t–τ)時(shí)刻機(jī)翼迎角。

相對(duì)于按當(dāng)前迎角考慮平尾下洗，實(shí)際氣動(dòng)力增量為:§8-1曲線飛行中的縱向力矩洗流時(shí)差導(dǎo)數(shù)0.4~0.6M數(shù)對(duì)導(dǎo)數(shù)的影響

取決于取決于一般高空超音速飛行時(shí)，縱向阻尼常不足§8-1曲線飛行中的縱向力矩§8-2單位過載舵偏角和握桿機(jī)動(dòng)點(diǎn)定常曲線運(yùn)動(dòng)——拉升運(yùn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)形式飛機(jī)初始定直運(yùn)動(dòng)，油門不動(dòng)。通過后拉桿進(jìn)入拉升狀態(tài)，其中不計(jì)過渡過程。假定飛機(jī)以定常俯仰角速度進(jìn)行縱向曲線運(yùn)動(dòng)。對(duì)比拉升運(yùn)動(dòng)最低點(diǎn)與相同速度的定直平飛的參數(shù)。在最低點(diǎn)：靜操縱性指標(biāo)單位過載舵偏角：相對(duì)于定直平飛,拉升運(yùn)動(dòng)所需的舵偏增量與獲得的過載增量的比－單位過載駕駛桿力：忽略，定常拉升運(yùn)動(dòng)中，故其中，飛機(jī)的相對(duì)密度§8-2單位過載舵偏角和握桿機(jī)動(dòng)點(diǎn)參數(shù)2）機(jī)動(dòng)點(diǎn)后移，對(duì)于同樣的