飛機(jī)性能分析的原始數(shù)據(jù)飛機(jī)的平飛性能.ppt

,飛機(jī)性能分析的原始數(shù)據(jù) 飛機(jī)的平飛性能,介紹飛機(jī)性能分析的 主要原始數(shù)據(jù) 飛機(jī)的平飛性能,飛機(jī)的平飛性能參數(shù)介紹,飛機(jī)的平飛性能,2/60,第三章 飛機(jī)的飛行性能,前面討論了飛機(jī)在飛行中空氣動(dòng)力的產(chǎn)生和變化規(guī)律，即空氣動(dòng)力學(xué)問題，從這一章開始，我們要研究飛行重心的移動(dòng)和繞重心的轉(zhuǎn)動(dòng)兩類問題。飛機(jī)的移動(dòng)，是把飛機(jī)的質(zhì)量集中到重心，即把飛機(jī)當(dāng)作質(zhì)點(diǎn)，討論在外力(空氣動(dòng)力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力或拉力和重力)作用下重心的運(yùn)動(dòng)特性，也就是研究力的平衡問題。通常用來解決飛機(jī)飛多快、多遠(yuǎn)、多高、多久以及飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能、起落性能等問題。這就是本章所要討論的飛機(jī)的飛行性能。 飛機(jī)繞重心的轉(zhuǎn)動(dòng)將在下一章研究。,第三章 飛機(jī)的飛行性能,31 飛機(jī)性能分析的原始依據(jù) 32 飛機(jī)的平行性能,31 飛機(jī)性能分析的原始依據(jù),一、飛機(jī)重量G 二、空氣動(dòng)力R 三、發(fā)動(dòng)機(jī)推力P,31 飛機(jī)性能分析的原始依據(jù),討論飛機(jī)的飛行性能，就是分析作用在飛機(jī)上的外力和飛機(jī)重心運(yùn)動(dòng)之間的關(guān)系，因此，分析飛機(jī)的飛行性能，就必須首先知道作用在飛機(jī)上的外力，以及這些外力與飛行速度、飛行高度之間的關(guān)系。 在正常飛行中，作用在飛機(jī)上的外力有飛機(jī)的重力G，空氣動(dòng)力R，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力或拉力P。各種飛行情況下，G、R、P的大小及它們的變化規(guī)律，就是分析與計(jì)算飛行性能所需要的原始數(shù)據(jù)。,一、飛機(jī)重量G,通常對(duì)給定的飛機(jī)，在各種使用情況下的重量或重量的突然變化(如投彈、扔副油箱等)，都是事先可以確定的。因燃料消耗而引起的重量逐漸變化的規(guī)律，則可根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油特性來確定。 在飛行過程中，飛機(jī)重量在不斷的變化。為了簡化計(jì)算，在性能計(jì)算時(shí)，常常把飛機(jī)重量當(dāng)作一個(gè)已知的常量。為了使計(jì)算較為合理，有時(shí)對(duì)不同的性能計(jì)算問題采用不同的重量。,對(duì)一定的飛機(jī)來說，飛行中作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力R取決于飛機(jī)的飛行速度、高度和氣流與飛機(jī)的相對(duì)位置。根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)的處理方法，將空氣動(dòng)力R分解為升力Y，阻力X和側(cè)力Z并表示為 式中 、 、 分別稱為飛機(jī)升力系數(shù)、阻力系數(shù)和側(cè)力系數(shù)。側(cè)力Z是垂直于升力Y和阻力X的。 通常飛機(jī)主要作無側(cè)滑飛行，此時(shí)側(cè)力系數(shù) 。,二、空氣動(dòng)力R,三、發(fā)動(dòng)機(jī)推力P,渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，一般與發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速n、飛行速度C和飛行高度H有關(guān)。通常進(jìn)行飛行性能計(jì)算時(shí)，需要的發(fā)動(dòng)機(jī)推力P一般以曲線形式給出。這類曲線包括轉(zhuǎn)速特性、速度特性和高度特性。 所謂發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速特性是指在一定的飛行速度C及高度H下，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力P和燃料消耗率 與轉(zhuǎn)速的關(guān)系。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速(即油門的開度)不變時(shí)，推力及燃油 消耗率隨飛行速度及高度的變化關(guān)系， 稱為渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的速度和高度特性。見圖331，332。關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)燃料消 耗率的變化在討論續(xù)航性能時(shí)再作介紹。,由圖332可見：渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨飛行速度的加快而增大，而隨飛行高度的增加而減小。在低空和小M數(shù)(H=02公里，M=00.5)推力隨速度的加快而略有下降。隨著飛行速度的增加，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推力由于通過發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量相應(yīng)增大而增大。隨著飛行高度的增加，由于空氣密度減小而引起發(fā)動(dòng)機(jī)流量減小， 發(fā)動(dòng)機(jī)推力相應(yīng)減小。 當(dāng)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)上，因安裝部位不同，進(jìn)氣道形式及尾噴管不同，從而引起不同程度的推力損失。這樣，真正作用于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力就將低于發(fā)動(dòng)機(jī)特性曲線給出的數(shù)值(用P來表示)。很明顯， 與P的關(guān)系應(yīng)是 ，稱為效率系數(shù)。通常飛行性能分析與計(jì)算時(shí)，應(yīng)根據(jù)具體情況確定出 隨飛行狀態(tài)的變化規(guī)律，然后加以引用。 ，最低可至0.7左右。,32 飛機(jī)的平飛性能,一、飛機(jī)等速水平直線運(yùn)動(dòng)方程式 二、平飛所需速度 三、平飛所需功率 四、簡單推力法 五、簡單推力法確定飛機(jī)平飛性能,32 飛機(jī)的平行性能,飛機(jī)的平飛性能是根據(jù)飛機(jī)在垂直平面內(nèi)的等速水平直線飛行來確定的。所謂垂直面的等速水平直線飛行，是指飛行航跡所在垂直平面與飛機(jī)的對(duì)稱平面重合，飛行航跡為一水平直線，沿航跡各點(diǎn)的速度始終不變的飛行情況。等速水平直線飛行，是飛機(jī)整個(gè)飛行過程中最簡單也是最常見的運(yùn)動(dòng)形式，是認(rèn)識(shí)更復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)形式的基礎(chǔ)。本節(jié)首先建立平行運(yùn)動(dòng)方程式以及滿足等速平飛所需的飛行速度和推力。然后著重分析平飛性能。,一、飛機(jī)等速水平直線運(yùn)動(dòng)方程式,飛機(jī)在垂直平面內(nèi)等速直線飛行的情況如圖333所示。 飛機(jī)在等速直線水平飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的外力有：飛機(jī)飛行重量G，發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力 ，升力Y和阻力X。此時(shí)這四個(gè)力均在飛機(jī)的對(duì)稱平面內(nèi)。為了簡便起見，假定這四個(gè)力都通過飛機(jī)的重心，而且推力與阻力方向相反，略去P的腳注“可用”。 為了建立運(yùn)動(dòng)方程式，在飛機(jī)運(yùn)動(dòng)的垂直平面內(nèi)取通過飛機(jī)重心的動(dòng)坐標(biāo)oxy。其中ox軸沿飛行速度方向：oy軸與ox軸相垂直并指向座艙方向。,根據(jù)牛頓第二定律F=ma，飛機(jī)重心在垂直平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)的方程式為 式中 、 分別為外力在x軸和y軸方向投影的代數(shù)和，m為飛機(jī)的 質(zhì)量為飛機(jī)重心在x軸方向航跡的切線方向的加速度， 為飛機(jī)重心在y軸方向航跡法線方向的加速度。由于是等速運(yùn)動(dòng)切向加速度 ；由于是直線運(yùn)動(dòng)，法向加速度 。飛機(jī)等速直線運(yùn)動(dòng)的方程式為,上式，實(shí)際上是一組靜力平衡方程式，飛機(jī)的等速直線飛行，可以認(rèn)為飛機(jī)的重心是處于受力平衡狀態(tài)。上式是研究飛機(jī)在垂直平面內(nèi)等速直線平飛、上升和下滑的基本方程式。 飛機(jī)等速直線平飛，是一種等速直線運(yùn)動(dòng)。其受力情況如圖(333)所示。將外力分別投影到x軸和y軸，根據(jù)332式可得 或,上式就是飛機(jī)等速直線水平飛行的近似方程式。 該式表明為保持飛行速度不變，推力同阻力應(yīng)相等。為保持飛行高度不變，升力同重力應(yīng)相等。 上述保持平飛的兩個(gè)條件也并不是各自孤立的，而是互相依存，互相聯(lián)系的。其中任何一個(gè)條件不能保持，都會(huì)引起飛行高度和飛行速度發(fā)生變化。比如升力與重力不平衡，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)軌跡必將向上或向下彎曲，而引起飛行高度發(fā)生變化。并且當(dāng)運(yùn)動(dòng)軌跡變化以后，在重力的作用下，飛行速度亦將發(fā)生變化。又比如推力和阻力不平衡，飛行速度發(fā)生變化，勢(shì)將導(dǎo)致升力也發(fā),生變化，使飛機(jī)由直線運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)榍€運(yùn)動(dòng)。這樣，飛行高度也必然發(fā)生變化。 為了保持上述各力的平衡關(guān)系不被破壞，各力繞重心的力矩還必須取得平衡。例如俯仰力矩不平衡，引起機(jī)翼迎角改變，升力和阻力隨之改變。各力的平衡關(guān)系將無法保持。,二、平飛所需速度,保持平飛，需要有足夠的升力以平衡飛機(jī)重量。為了產(chǎn)生這一升力所需的飛行速度，叫平飛所需速度。用符號(hào) 表示。 在平飛中，升力應(yīng)與重力相等，即 據(jù)此，可推出平飛所需速度 的計(jì)算公式為 以上式可知，影響平飛所需速度的因素育四個(gè)，即G、 、 和S。其影響情況是：飛機(jī)重量G,重，為保持平飛所需的升力最大，在其它因素不改變的條件下，平飛所需速度勢(shì)必增大，飛機(jī)重量輕，平飛所需速度就小，同理機(jī)翼面積A小， 就大；反之A大，則 就小，空氣密度 小， 就大。反之， 大， 就小，飛機(jī)升力系數(shù)大 ， 小。反之， 小， 就大。 對(duì)同一架飛機(jī)來說，機(jī)翼面積是不變的。在一定高度上平飛，空氣密度也是不變的。飛機(jī)重量除了因載重改變會(huì)有所改變外，在一般情況下變化不大。由此可見，在同一高度上飛行，平飛所需速度主要是隨升力系數(shù)的變化而變化。 迎角不同，升力系數(shù)也不同，可見，平飛所需速度與迎角有密切的關(guān)系。在小于臨界迎角的范圍內(nèi)，以,大迎角平飛，升力系數(shù)大，平飛所需速度??；以小迎角平飛，升力系數(shù)小，平飛所需速度大。所以，平飛中每一個(gè)迎角均有一個(gè)相對(duì)應(yīng)的平飛所需速度。 (一)平飛所需推力 飛機(jī)在一定高度上以不同的飛行速度進(jìn)行等速直線平飛時(shí)所需要的發(fā)動(dòng)機(jī)推力，稱為平飛所需推力，用 表示。平飛需用推力與阻力相等，即 將(334)式代入上式，即得,代簡后便得 從以上推導(dǎo)可知，式中 與平飛所需推力之間關(guān)系，表明了當(dāng)迎角改變時(shí)，平飛所需速度和阻力系數(shù)兩者對(duì)平飛所需推力的影響。因 為升阻比K，故上式可寫為 由此可見，平飛所需推力與飛機(jī)重量成正比，而與飛機(jī)的升阻比成反比。即是說，飛機(jī)重量越重，平飛所需推力越大，升阻比越大，平飛需用推力越小。,（二）平飛所需推力曲線 當(dāng)高度一定時(shí)，平飛所需推力隨飛行速度C變化的曲線，叫做平飛所需推力曲線或平飛需用推力曲線。平飛需用推力曲線是分析飛機(jī)性能的主要依據(jù)。 當(dāng)給出了一架具體飛機(jī)的極曲線以后，就可以用前式按下述步驟來計(jì)算每一給定高度上的平飛需用推力曲線。 1、當(dāng)高度一定時(shí)，空氣密度可由標(biāo)準(zhǔn)大氣表查得。 2、對(duì)于給定的速度C或M數(shù),可以由前相關(guān)工式算出對(duì)應(yīng)的C值。 3、根據(jù)或M數(shù)由極曲線查出，并算出升阻比K。 4、根據(jù)飛機(jī)的飛行重量，按前式算出。 5、以縱坐標(biāo)表示平飛所受推力，以橫坐標(biāo)表示平飛,速度，根據(jù)算出的 和給定的平飛速度，就可畫出平飛所需推力曲線如圖334所示。 在圖334中，還給出了迎角a的變化趨勢(shì)。可以看出，在一定高度下，隨著平飛速度增加，平飛迎角是逐漸降低的。反之，迎角則逐漸增加。迎角的這一變化趨勢(shì)，在平飛所需速度與迎角的關(guān)系中已作了說明。 從圖334中可以看出渦輪噴氣飛機(jī)平飛所需推力隨飛行速度變化的般趨勢(shì)： 1、亞音速階段 在亞音速范圍內(nèi)飛行時(shí)，因?yàn)轱w機(jī)升阻比的大小基本上只取決于飛機(jī)迎角的變化。即是說，以有利迎角平飛，升阻比最大，平飛所需推力最小。而以大于或小于有利迎角平飛，所需推力隨著升阻比的減小而增加。平飛所需推力最小時(shí)所對(duì)應(yīng)的速度為有利速度。,2、跨音速階段 在跨音速范圍內(nèi)飛行時(shí)，隨著飛行速度的增加，波阻迅速增大，這使升阻比急劇降低，平飛所需推力約與速度的五次方成正比地急劇增長，這就是為什么在跨音速范圍內(nèi)飛行時(shí)，飛機(jī)加油門使發(fā)動(dòng)機(jī)的推力增加很多，而飛行速度卻增加不多的道理。 3、超音速階段 在超音速范圍內(nèi)平飛時(shí)，因阻力系數(shù)隨飛行速度的增加而減小，其所需推力隨飛行速度加大而增長的程度，就要比跨音速范圍內(nèi)的緩和。 通常，要對(duì)不同給定高度重復(fù)上述計(jì)算，從而得出不同高度的需用推力曲線。圖335為某飛機(jī)在不同高度上的平飛需用推力曲線。 飛機(jī)高度升高時(shí)，空氣密度下降，對(duì)應(yīng)于同 值要保持乎飛，則平飛速度要增大，所以平飛所需推力曲線隨高度的升高而向右移，見圖335。,三、平飛所需功率,平飛中，需要一定的推力來克服阻力而對(duì)飛機(jī)作功，每秒鐘所需作的功就是平飛所需功率。 平飛所需功率可用下式求得，即 從上式看出：平飛所需功率的大小，決定于平飛所需推力和平飛速度的大小。其中任何一個(gè)因素變化，均引起平飛所需功率增大。同平飛所需推力一樣，也可作出平飛所需功率曲線。平飛所需功率曲線其形狀與平飛所需推力曲線相似，故此不予給出。平飛所需功率曲線也是分析飛機(jī)基本飛行性能的依據(jù)。,四、簡單推力法,從飛機(jī)在垂直平面內(nèi)等速直線運(yùn)動(dòng)方程式出發(fā)，利用飛機(jī)的極曲線和發(fā)動(dòng)機(jī)特性曲線，確定飛機(jī)的基本飛行性能的方法，就稱為簡單推力法。,五、簡單推力法確定飛機(jī)平飛性能,確定飛機(jī)平飛性能時(shí)，把不同高度上平飛需用推力曲線和相應(yīng)高度上的滿油門狀態(tài)可用推力曲線按同一坐標(biāo)繪制在一張圖上，該圖稱為推力曲線圖，如圖336所示。通常飛機(jī)重量可用一個(gè)平均重量 ， 為起飛重量， 為降落重量。飛機(jī)的平飛性能主要包括最大平飛速度、最小平飛速度、平飛速度范圍、有利速度和經(jīng)濟(jì)速度等。,五、簡單推力法確定飛機(jī)平飛性能,(一)最大平飛速度 (二)最小平飛速度 (三)飛行范圍 (四)有利速度 (五)經(jīng)濟(jì)速度 (六)巡航速度,(一)最大平面飛速度,飛多快是指量大平飛速度，這是一架飛機(jī)速度快慢的指標(biāo)。飛機(jī)經(jīng)常作水平飛行。在水平飛行情況下的最大速度在作戰(zhàn)或運(yùn)輸中，最有代表意義。所謂最大平飛速度是指一架飛機(jī)在水平飛行條件下，在一定距離內(nèi)（一般應(yīng)不小于3公里），發(fā)動(dòng)機(jī)在加滿油門時(shí)，所能達(dá)到最大的速度。通常以符號(hào) 來表示。 飛機(jī)以最大平速度飛行不能維持很久因?yàn)檫@時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力達(dá)到最大，若是時(shí)間太長，就會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)遭到損壞。同時(shí)消耗的燃油也太多，這和人跑百米一樣，以跑百米的速度跑長跑，人是受不了的。同樣的，飛機(jī)在作長途飛行時(shí)，也不能以最大平飛速度，而是以巡航速度飛行。以巡航速度飛行時(shí)最經(jīng)濟(jì)，航程也最遠(yuǎn)。,無論殲擊機(jī)，轟炸機(jī)都需大的 。連運(yùn)輸機(jī)也需要高一些。但是其中也有主次。對(duì)殲擊機(jī)來說， 更重要一些，殲擊機(jī)靠它來追上敵機(jī)，予以殲滅。同時(shí)也靠它退出戰(zhàn)斗爭(zhēng)取主動(dòng)?，F(xiàn)代優(yōu)良的殲擊機(jī)的最大平飛速度約為每小時(shí)2000到2500公里(M數(shù)大于2)，有的也有M數(shù)達(dá)到或超3的。 創(chuàng)造世界紀(jì)錄的飛機(jī)，都是以最大平飛速度的大小作為評(píng)判標(biāo)準(zhǔn)的。 要提高飛機(jī)的最大平飛速度，一方面要盡可能增大發(fā)動(dòng)機(jī)推力(不增加發(fā)動(dòng)機(jī)重量和尺寸)，另一方面要盡可能降低它的阻力。詳細(xì)分析如下： 從推力曲線圖可以看出，某高度的最大平飛速度 就是該高度的滿油門的可用推力曲線和需用推力曲線的最右邊的交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度。此時(shí)， 。所以,據(jù)此，可得出最大平飛速度的計(jì)算公式為 上式表明，影響最大平飛的因素為：滿油門時(shí)的可用推力( )，飛機(jī)的阻力系數(shù) ，空氣密度 ，和機(jī)翼面積A?？梢姖M油門的可用推力越大，最大平飛速度越大；如阻力系數(shù)、機(jī)翼面積、空氣密度中的任何一個(gè)因素增大，都會(huì)引起最大平飛速度降低。因此，航空維修人員，不僅要維修好動(dòng)力裝置，以便發(fā)出盡可能大的可用推力，而且要維修好飛機(jī)的流線外形和表面質(zhì)量，使飛機(jī)阻力系數(shù)不致增大，否則，飛行中飛機(jī)就達(dá)不到應(yīng)有的最大平飛速度。 找出不同高度的 ,就可以繪制 隨高度H的變化曲線，如圖337所示 。,（二）最小平飛速度 最小平飛速度是飛機(jī)作等速平飛能保持的最小速度，根據(jù)Y=G，可得到 由此可見，對(duì)一定飛行高度H(P一定)，當(dāng)升力系數(shù) 等于最大升力系數(shù) (相當(dāng)于迎角 等于臨界迎角 )時(shí)，平飛速度最小。 以臨界迎角飛行時(shí)，機(jī)翼呈現(xiàn)顯著的氣流分離，用與此相對(duì)應(yīng)的平飛最小速度飛行，容易形成失速。即使用稍小于臨界迎用的某一迎角 飛行，飛機(jī)就開始呈現(xiàn)抖動(dòng)現(xiàn)象，一般不宜用這些迎角平飛。所以上面對(duì)應(yīng) 的最小平飛速度只具有理論意義，并無實(shí)用意義。實(shí)際上最小平飛速度應(yīng)由飛行安全條件允許的升力系數(shù) 安全來確定，稱為允許最小平飛速度。,（338） 按飛行條件確定 約為（0.7-0.9） 具體數(shù)據(jù)根據(jù)飛行試驗(yàn)結(jié)果確定。顯然 。 在推力曲線上，兩曲線最左邊的交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度就是平飛最小速度。如兩曲線不相交，平飛需用推力曲線最左邊的一點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度也就是最小平飛速度，見圖336。 找出不同高度 的后，就可繪制平飛最小速度 隨高度H變化的曲線(圖338)。 飛機(jī)的起降性能與飛機(jī)最小平飛速度有關(guān)。因?yàn)槠斤w最小速度愈