飛行動(dòng)力學(xué)-飛機(jī)飛行性能計(jì)算

1、飛行動(dòng)力學(xué)-飛機(jī)飛行性能計(jì)算 ?幾種戰(zhàn)斗機(jī)性能表(不用減速傘)飛行動(dòng)力學(xué)Flight Dynamics按力學(xué)基本原理結(jié)合具體對(duì)象（飛機(jī)）來(lái)分析、研究其在有控制或無(wú)控制情況下的運(yùn)動(dòng)特性。飛行動(dòng)力學(xué)是一門綜合性的應(yīng)用力學(xué)。目的是為了評(píng)估飛機(jī)的使用（作戰(zhàn)）性能、飛行的安全性、及駕駛員實(shí)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(biāo)（高度、速度、航程、載荷）飛行力學(xué)的研究?jī)?nèi)容分支飛機(jī)飛行性能檢驗(yàn)飛機(jī)設(shè)計(jì)方案是否能夠滿足設(shè)計(jì)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(guò)具體參數(shù)來(lái)表征飛機(jī)在各飛機(jī)階段的飛行能力，例如：飛機(jī)的最大最小飛行速度飛機(jī)的升限 上升率 加減速時(shí)間給定高度的航程通

2、常比較飛機(jī)的極限飛行能力計(jì)算分析本課程的主要內(nèi)容飛機(jī)性能計(jì)算的原始數(shù)據(jù)，氣動(dòng)推力重力飛機(jī)的基本飛行性能，定常直線飛行的高度、速度、上升率等飛機(jī)的續(xù)航性能，最大飛行時(shí)間和距離飛機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行性能，轉(zhuǎn)彎筋斗等飛機(jī)的起飛和著陸性能，起飛著陸距離、時(shí)間飛機(jī)的任務(wù)性能，飛行剖面第一章 飛機(jī)飛行性能計(jì)算所需的原始數(shù)據(jù)飛行過(guò)程中的受力分析及角度定義(一)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角32機(jī)身軸線發(fā)動(dòng)機(jī)軸線發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口軸線相對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)軸有5夾角定直平飛的受力分析定常直線水平飛行受力分析及角度定義(二)受力分析及角度定義(三)重力G 重力大?。篏=m g m飛機(jī)質(zhì)量飛機(jī)質(zhì)量隨燃油消耗外掛投放等變化 性能計(jì)算過(guò)程中，飛機(jī)質(zhì)量通

3、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(duì)流層同溫層平流層中間層熱層電離層標(biāo)準(zhǔn)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(dòng)力：Y/Q/Z氣動(dòng)力可以分解為Y/Q/Z三個(gè)力qSCZqSCQqSCYzxy221Vqr 其中q為動(dòng)壓 其中S為機(jī)翼參考面積常見(jiàn)飛機(jī)的參考面積升力特性yyyCCC)(0 Cy為升力系數(shù)，取決于飛機(jī)的氣動(dòng)布局（翼型、機(jī)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

4、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(xiàng)的值比較小，可以忽略 Cy稱為升力線斜率升力方向：飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)垂直于飛行速度方向qSCYy升力大?。荷η€某第二代戰(zhàn)斗機(jī)采用對(duì)稱翼型0=00M數(shù)對(duì)升力曲線的影響大迎角區(qū)的升力特性常見(jiàn)飛機(jī)的Cymax展弦比對(duì)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：20

5、0yxxixxACCCCC 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(duì)稱翼型升阻極曲線低速時(shí)極曲線變化不大零升阻力系數(shù)升致阻力因子升阻比KxyCCK 升阻比：最大升阻比Kmax對(duì)應(yīng)的Cy稱為有利升力系數(shù)Cyyl最大升阻比KmaxyyxyxACCCCCK010)(20ACCCCdCdyxyxyACCxyyl00max21xACK給定速度的最大升阻比最大升阻比Kmax常見(jiàn)飛機(jī)的最大升阻比現(xiàn)代飛機(jī)上常用的發(fā)動(dòng)機(jī)渦噴渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)（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)速發(fā)動(dòng)機(jī)的幾種工作狀態(tài) 加力 最大 額定 巡航 慢車推力速度某飛機(jī)在11km高空的全加力推力隨M數(shù)變化曲線推力高度不同高度下，大氣溫度、密度不同，因而推力不同。H11km時(shí)，溫度不變，推力與密度有如下關(guān)系：1111rrPP可用推力Pky發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)上會(huì)帶來(lái)推力損失 Pky=hP通常最大狀態(tài)或加力狀態(tài)的推力對(duì)性能計(jì)算比較重要，所以可用推力一般是指發(fā)動(dòng)機(jī)（一臺(tái)或多臺(tái)）安裝在飛機(jī)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可用推力