飛行動力學(xué)-飛機飛行性能計算

1、飛行動力學(xué)飛行動力學(xué)飛機飛行性能計算 ?幾種戰(zhàn)斗機性能表(不用減速傘)飛行動力學(xué)Flight Dynamics 按力學(xué)基本原理結(jié)合具體對象（飛機）來分析、研究其在有控制或無控制情況下的運動特性。 飛行動力學(xué)是一門綜合性的應(yīng)用力學(xué)。 目的是為了評估飛機的使用（作戰(zhàn)）性能、飛行的安全性、及駕駛員實現(xiàn)預(yù)定性能的難易程度。例如： 滿足安全飛行的需求 滿足預(yù)定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標（高度、速度、航程、載荷）飛行力學(xué)的研究內(nèi)容分支飛機飛行性能 檢驗飛機設(shè)計方案是否能夠滿足設(shè)計使命，能否滿足預(yù)定的預(yù)定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求 通過具體參數(shù)來表征飛機在各飛機階段的飛行能力，例如： 飛機的最大最小飛行速度 飛機的升限 上升率 加

2、減速時間 給定高度的航程 通常比較飛機的極限飛行能力計算分析本課程的主要內(nèi)容 飛機性能計算的原始數(shù)據(jù)，氣動推力重力 飛機的基本飛行性能，定常直線飛行的高度、速度、上升率等 飛機的續(xù)航性能，最大飛行時間和距離 飛機的機動飛行性能，轉(zhuǎn)彎筋斗等 飛機的起飛和著陸性能，起飛著陸距離、時間 飛機的任務(wù)性能，飛行剖面第一章 飛機飛行性能計算所需的原始數(shù)據(jù)飛行過程中的受力分析及角度定義(一)水平線YGQPVfd發(fā)動機發(fā)動機安裝角32機身軸線發(fā)動機軸線發(fā)動機尾噴口軸線相對于發(fā)動機軸有5夾角定直平飛的受力分析水平線YGQPVx定常直線水平飛行受力分析及角度定義(二)V北QZPs受力分析及角度定義(三)YGZ重力

3、G 重力大?。篏=m g m飛機質(zhì)量 飛機質(zhì)量隨燃油消耗外掛投放等變化 性能計算過程中，飛機質(zhì)量通常取常值 g重力加速度 重力加速度與地理位置飛行高度相關(guān)，但變化很小 通常取9.81 重力方向：鉛垂向下大氣結(jié)構(gòu)對流層同溫層平流層中間層熱層電離層標準大氣海平面大氣參數(shù)： H = 0 m T = 288.15 K p = 101325 Nm-2 r = 1.225 kgm-3 g = 9.80665 ms-2氣動力：Y/Q/Z 氣動力可以分解為Y/Q/Z三個力qSCZqSCQqSCYzxy221Vqr 其中q為動壓 其中S為機翼參考面積常見飛機的參考面積升力特性yyyCCC)(0 Cy為升力系數(shù)，

4、取決于飛機的氣動布局（翼型、機翼平面形狀、襟翼偏角、平尾偏角等）及飛行狀態(tài)（高度、M數(shù)、迎角等），在小迎角范圍內(nèi)： 其中Cy為平尾偏轉(zhuǎn)引起的升力系數(shù)變化，為平尾偏角，通常Cy 這一項的值比較小，可以忽略 Cy稱為升力線斜率升力方向：飛機對稱面內(nèi)垂直于飛行速度方向qSCYy升力大?。荷η€-1001020304050-0.50.00.51.01.52.0Cy某第二代戰(zhàn)斗機采用對稱翼型0=00M數(shù)對升力曲線的影響05101520250.00.51.01.52.0 M=0.0 M=0.8 M=1.0 M=1.2 M=1.7Cy大迎角區(qū)的升力特性010203040500.00.51.01.52.0C

5、ymaxCyddCyyxCysxCyCymaxCyddCyyxCysxljddyxsx常見飛機的Cymax展弦比對升力系數(shù)的影響阻力的產(chǎn)生 阻力按照產(chǎn)生的原因分類 摩擦阻力 壓差阻力 誘導(dǎo)阻力 干擾阻力 零升波阻 升致波阻 阻力按照與升力是否相關(guān)可分為 升致阻力（誘導(dǎo)阻力、升致波阻） 零升阻力（摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力、零升波阻）阻力特性 阻力系數(shù)和升力系數(shù)的關(guān)系Cy-Cx曲線稱為升阻極曲線，這條曲線通?？梢詫懗蓲佄锞€的形式：200yxxixxACCCCC 其中：Cx阻力系數(shù) Cx0零升阻力系數(shù) Cxi升致阻力系數(shù) A誘導(dǎo)阻力因子對稱翼型升阻極曲線0.000.020.040.060.080

6、.100.120.00.20.40.60.81.01.21.41.6 M=0.4 M=0.8 M=1.0 M=1.2 M=1.7CyCx低速時極曲線變化不大零升阻力系數(shù)0.40.60.81.01.21.41.61.82.00.000.010.020.030.04Cx0M升致阻力因子0.40.60.81.01.21.41.61.82.00.00.10.20.30.4AM升阻比KxyCCK CyylCxCy升阻比：最大升阻比Kmax對應(yīng)的Cy稱為有利升力系數(shù)Cyyl最大升阻比KmaxyyxyxACCCCCK010)(20ACCCCdCdyxyxyACCxyyl00max21xACK給定速度的最大升

7、阻比最大升阻比Kmax0.00.51.01.52.00246810121416KmaxM常見飛機的最大升阻比現(xiàn)代飛機上常用的發(fā)動機渦噴渦扇發(fā)動機（渦噴渦扇）推力油耗油門轉(zhuǎn)速飛行速度飛行高度推力轉(zhuǎn)速4050607080901000510152025303540P / kNn / %發(fā)動機的幾種工作狀態(tài) 加力 最大 額定 巡航 慢車推力速度0.00.51.01.52.02.5024681012P / kNM某飛機在11km高空的全加力推力隨M數(shù)變化曲線推力高度024681012024681012141618H / kmP / kN不同高度下，大氣溫度、密度不同，因而推力不同。H11km時，溫度不變

8、，推力與密度有如下關(guān)系：1111rrPP可用推力Pky 發(fā)動機安裝在飛機上會帶來推力損失 Pky=hP 通常最大狀態(tài)或加力狀態(tài)的推力對性能計算比較重要，所以可用推力一般是指發(fā)動機（一臺或多臺）安裝在飛機上之后，其最大推力或全加力推力 不同高度下，可用推力隨M數(shù)變化的曲線稱為可用推力曲線可用推力曲線0.00.51.01.52.02.5051015 H=0km H=3km H=5km H=8km H=11kmPky / kNM可用推力曲線0.00.51.01.52.00246810 H=0km H=3km H=5km H=8km H=11kmPky / kNM耗油率0.00.51.01.52.00.10.20.3qNh / kgN-1h-1M耗油率qNh：發(fā)動機產(chǎn)生每牛頓推力在每小時內(nèi)消耗的燃油質(zhì)量小時耗油率0.00.51.01.52.005000100001500020000250003000035000qh / kgh-1M小時耗油率qh：飛機每小時消耗的燃油質(zhì)量iPqqNhh耗油率高度qNhH11km耗油率轉(zhuǎn)速qNhn巡航轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速特性曲線qNhPn=80%90%95%1