飞机基本飞行性能的计算.ppt

第四章飞机基本飞行性能的计算第四章飞机基本飞行性能的计算 4．1 引言 铅垂平面内的定常直线飞行——速度、航迹角不变！ “准定常” 定常直线爬升 定常直线平飞 定常直线下滑 涡轮喷气发动机基本飞行性能最常用的简单推力法 能量高度法（考虑动能变化） * 4 4．．2 2 飞机的平飞需用推力飞机的平飞需用推力 如果 、 和 较小而且 不大的情况下，有 当飞机作水平直线飞行（定直平飞）时 * 表示可用推力 为方便，以后下标“ky”全部去掉，下标“pf”表示平飞！ 在一定高度、一定速度小进行等速度直线平飞所需要的发 动机推力——平飞所需推力，用 * V , H( ) ，G→ → 极曲线查出 → K G一般取平均重量！（起飞和着陆重量的平均值） 实际计算中需要计算飞机在不同高度H上以不同速度V（或M数 ）飞行是的平飞需用推力曲线 * 在一定的计算高度上，C为常数，升力系数、升阻比和平飞 需用推力只是V（或M数）的函数！ 计算基本飞行性能时，飞机处于基本气动外形状态（无外挂 或正常外挂，起落架和襟翼收起）——对应的极曲线！ * * 某一V和或M数下，平飞需用推力或阻力最小——有利状态。

平飞需用推力或阻力最小状态对应于升阻比最大状态 在最大升阻比状态下，零升阻力系数等与升致阻力系数： 有利升力系数为： * 有利速度（或最小阻力速度）： ——平飞需用推力曲线上的另外一个典型飞行状态， 对应速度称为远航速度（或远航M数） , 因为 ： * 相当于极曲线上 最小的状态，由极曲线的表达式 可得： 求极值可得 最小状态下的零升阻力系数： 该状态下的零升阻力系数是升致阻力系数的3倍！！ ！！对应的 远航升力系数为 * 总阻力系数 : 升阻比为： 远航速度： 随着高度增加，有利和远航速度都要增加！ 在发动机耗油不变的情况下，在给定高度上，以有利速度 飞行，续航时间最长！ 以远航速度飞行，航程最大！！！ * ————M数和高度的函数！！！！！ 与飞行速度（或M数）的关系 * * 在低亚音速范围（M<临界Mlj）， 基本不随M 数变 化，零升阻力 与M2成正比增加；升致阻力 与与M2成 反比降低在M数较低（M<有利Myl）,由于升力系数 较 大，升致阻力 较零升阻力 大，并在总阻力中占主 要地位。

随着M数的增加， 逐渐减小，升致阻力 也 减小，致使平飞需用推力降低当M<有利Myl,随着M数增 加，虽然升致阻力 越来越小，但零升阻力 逐渐增大 并在总阻力中占主要地位，结果使平飞需用推力又开始 增加（ I区） * 当飞行M数超过临界Mlj进入跨音速范围（临界Mlj

此时随着飞行Ｍ数增加，升致阻力减小 和零升阻力增加 差不多，因而平飞需用推力随着Ｍ数增长的程度比较缓慢！ ！！ * 4．3 确定基本飞行性能的简单推力法 ———剩余推力！（大于零，定直上升；等于零，定直 平飞；小于零，定直下滑） * 把发动机可用推力曲线（取全加力、部分加力、最大 状态） 和平飞需用推力曲线绘制在一张P-V（或M数） 平面上！——直接求出 ——求出 ——简单推力法 * 一、定直平飞性能的计算 最大平飞速度 和最小平飞速度 1、 平飞速度 同一高度下的把发动机可用推力曲线（取全加力、部分加力、最 大状态） 和平飞需用推力曲线的最右交点！！ （其他方面的限制！！！） * * 2、最小平飞速度 同一高度下的把发动机可用推力曲线和平飞需用推力曲线的 最左点！！ （其他方面的限制！！！） 速度下降——为保证升力等于阻力——必须增加迎角——失 速、允许、抖动升力系数限制，还有受到最大配平舵偏角限 制！ * 代表以上升力系数！！！ * 二、定直上升的计算 上升率 ，最大上升率 ，上升航迹角 ，最大航迹角 ，最短上升时间 ，静升限 等！ （1） 上升航迹角 ，最大航迹角 * 最大航迹角 （ 剩余推力最大，对应 的速度称为最陡上升速度。

一般接近有利速度！） （2） 上升率 和最大上升率 最大上升率 （对应的速度称为快升速度 ） 基本步骤：（H=8km） * * * * （3） 静升限 指飞机能作定直平飞的最大高度 H 增加过程中，可用推力曲线逐渐向下移动，而平飞需用 推力曲线逐渐向右移动，而且越来越平缓，当上升到某一极 限时，两曲线相切于某一点，此时飞机仅能以切点处的速度 对应的唯一飞行速度定直平飞大于或小于此速度都不行！ ！！ （到达升限的时间为无穷大）——理论升限 ！ * 高机动性飞机规定与 米/秒相对应、低亚音速飞机 规定 米/秒相对应的实际高称为实用升限 （ 全 加力、部分加力、最大状态不一样！！！） * * （4）定常上升到某一高度的最短上升时间 飞机从海平面定常上升到某一高度的最短上升时间为： 图解积分法！！ * 先把 曲线转绘成 曲线，则曲线 与H坐标轴包围的曲线面积按坐标比例换算后即为最 短上升时间 * * NOTE：超音速飞机以 上升时，上升过程中各航迹速 度 是变化的！！！ （ 有动能变化！，力平衡简化方程有误差！） 高机动性超音速飞机，最短上升时间 的计算误差大！ 能量法解决以上问题！ * （5）飞机上升过程中的水平距离 图解积分！！ 三、飞机定常直线下滑性能的确定 * 滑翔 P=0 升阻比增大，下滑角降小！！ 4.4 定常飞行状态及其操纵关系 一、飞行包线 在H-V平面上，最大平飞速度线 和最小平飞速度 曲线 所勾划出的飞机定常飞行的高度—速度范围——飞 行包线 在飞行包线内飞机可作等速直线飞行、加速和减速等各种机动 飞行！！飞行包线范围越大，飞机所具有的战斗能力越强！！ ！ 飞行包线受到以下因素的限制：（1）动力装置稳定工作的条 件；（2）飞机结构强度和刚度条件；（3）飞行操纵和稳定性 等。

（要对最大速压和最大飞行M数加以限制） 对速压的限制 强度（悬挂接头等）；刚度（操纵效能、颤振等） M数限制 飞机操纵稳定性；进气道、压气机和涡轮的稳定性；气动 加热 允许飞行包线（飞行品质规范规定）！！ 二、平飞范围的划分 第一飞行范围（正常操纵区） 第二飞行范围（反常 操纵区） 讨论： 在1和2点都满足： ， 驾驶杆和油门不动，1点稳定，2点不稳定！！！！ 分界点：最大剩余推力 所对应的最陡上升速度 （接近有利 速度 ）， 曲线正斜率（有利速度 右侧）第一飞行范围； 曲线负斜率（有利速度 左侧）第二飞行范围 操纵规律： 1点 （1）保持1点平飞，只需要操纵驾驶杆保持迎角，不必动油门 (2）飞机转入 定常直线上升，只需要后拉杆增加迎角即可 ，不必动油门； 思考：不动驾驶杆，增加油门，飞机如何运动？？？（保持原速 度定常上升） 2点 （1）保持2平飞，要协调操纵驾驶杆和油门！！ （2）飞机转入 定常直线上升 正常操纵习惯，驾驶员应该后拉杆但在2点，后拉杆后飞 机反而下降，这是因为后拉杆使飞机迎角增加，阻力增加，导 致可用推力小于平需推力。

所以驾驶员必须同时增加油门才能 使飞机实现定常上升！ 若油门保持不变，要实现定常上升，则要推驾驶杆！！ 反操纵 ！！！ 上升极线 上升极线的点A为最大上升角 状态，是第一、第二飞行范围的分界 点 •上升极线上各飞行状态代表等速上升或下滑状态； •上升极线以上代表减速上升或下滑状态； •上升极线以上代表加速上升或下滑状态 分析：（1）从第一飞行范围的C点到E点（正常操纵） （2）从第二飞行范围的B点到A点（反操纵） 要保持或改变飞行状态 第一飞行范围 ：只需动驾驶杆； 第一飞行范围 ：驾驶杆、油门相互配合 4.5 非定常上升运动性能的能量高度法 一、能量特性 飞机的总机械能： 单位飞机重量的总机械能： ——单位是米，能量高度 能量高度的物理意义：如果爬升过程中阻力和推力平衡，当飞机 将所有动能转化成位能时，飞机所能到达的理论高度 能量变化率： 第一项是飞机的几何上升率；第二项中 是飞机的加速度，当 飞机作近似直线运动时，有： 如果 不大， 可认为 ） 则有： ——能量变化率表示单位飞机重量的剩余功率（简称 单位剩余功率），单位是米/秒，又成为能量上升率，用 表示。

和定常上升运动方程形式上一样，但物理意义不一样！！！！！ 能量上升率的过载表达式： 一般情况下，当飞机以过载飞行时，有： 则有： ——能量上升率与过载有关系！！！！！ 一般讨论中取过载等于1，即升力等于重力！此时如果： （1） ，则有 ，定常直线平飞； （2） ，则有 ， 下滑状态或减速度飞行； （3） ，则有 ，飞机爬升，或加速飞行 能量上升率代表飞机改变其能量状态的能力，代表了飞机的 能量机动性！！！ 例：F-104G飞机在H=6000米上以过载=1、M=0.8、发动机在最大状 态下平飞，P=4500公斤，Q=948公斤，G=8181公斤 该状态下，飞机的能量上升率为 米/秒，表 示如果F-104G在该状态下由平飞转入爬升，其瞬时上升率为110米/ 秒！！！ 如果平飞加速，则 ，平飞加速度为 米/秒2 如果要在该状态下定常平飞，则需要减小油门，使 二、动能变化时几何上升率的计算（非定常上升） 该公式可以计算动能变化时的几何上升率！ 爬升过程中，如果无动能变化，则几何上升率等于能量上升率！ 在低亚音速情况下，一般可认为动能基本不变！！！！可用上式近 似计算几何上升率！ 三、最佳爬升航迹计算 从一个高度、速度到另一个高度、速度 1、 最快上升时间及对应的航迹 方法1 油门状态定（额定或最大工作状态） 利用 （过载等于1），计算不同H、V的 ， 并绘制能量上升率曲线。

然后把该曲线转绘制不同高度时的 曲线,作这些不同高度时 曲线的外包线（每条曲线 的最低点的连线），则外包线所对应的曲边梯形P’P’的面积，代表 从 上升到 时所需要的最短时间！！！ 由于不同高度 曲线最低点能量高度能从曲线上确定，所。