飛機基本飛行性能課件.講義

1、第二章 飛機的基本飛行性能 上海交通大學 航空航天學院2-0 引言2-1 飛機定常平飛推力特性2-2 飛機定常平飛性能2-3 飛機定常上升性能2-4 飛機定常下滑性能2-5 基本飛行性能的參數影響2-6 小結內容2-0 引言基本飛行性能內容基本飛行性能：指飛機在定常運動和準定常運動時的運動性能。定常運動：飛機運動參數不隨時間改變。 定直平飛定直下滑定直爬升平飛性能下滑性能爬升性能基本飛行性能主要研究飛機飛多快、飛多高等問題。引言 1)基本氣動外形2)發(fā)動機工作狀態(tài) 3)平均飛行重量或其它給定重量 計算基本條件1)近似解析法2)數值計算法3)圖解法簡單推力法：適用于噴氣式飛機（用直接推力式發(fā)動機

2、）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)得到飛機基本性能特點。功率法：適用于螺旋槳飛機（用功率式發(fā)動機）引言2-1飛機定常平飛推力特性1.飛機定常運動方程垂直平面內質心運動方程為： 運動形式由 ，上式可化為：由 不大，上式可進一步簡化為：定常平飛定常上升定常下滑飛機定常平飛推力特性概念基本關系式飛機進行等速平飛（dV/dt=0) 時，發(fā)動機推力用以克服阻力，稱該阻力為定常平飛需用推力Ppx。近似要求一定的油門位置要求一定迎角飛機定常平飛推力特性平飛需用推力計算方法： 求給定高度H和速度V下的平飛需用推力1）給定G2）給定H3）給定M（V）計算步驟、aCx

3、查標準大氣表計算查極曲線飛機定常平飛推力特性零升阻力升致阻力(誘導阻力)平飛所需推力隨飛行速度的變化規(guī)律ACx0X0XiXMMyl1.3Mlj有利狀態(tài)飛機定常平飛推力特性低速飛行時，以升致阻力為主，阻力隨M增加而降低；高速飛行時，以零升阻力為主，阻力隨M增加而增加；跨音速區(qū)，出現(xiàn)波阻，零升阻力系數劇增，阻力劇增。（聲障），措施： 采用大推力的噴氣發(fā)動機 低波阻構形小展弦比大后掠角薄翼型細長機身跨音速面積律等ACx0Q0QiQpfMMyl1.3Mlj為了兼跨不同M數下的要求，采用變后掠、切尖三角翼加邊條等先進氣動技術。飛機定常平飛推力特性平飛需用推力隨飛行高度的變化規(guī)律H（km）r（kg/m3）

4、a01.225340.350.736320.5100.413299.5150.194295.1200.088295.1飛機定常平飛推力特性平飛需用推力隨飛行高度的變化規(guī)律曲線向右下移動曲線向右上移動飛機定常平飛推力特性H增加XMMlj低速區(qū)：平飛需用推力隨高度增加而增加。高速區(qū)：平飛需用推力隨高度增加而減小。飛機定常平飛推力特性高速區(qū)：零升阻力占主導地位。低速區(qū)：誘導阻力占主導地位。2-2飛機定常平飛性能定常平飛基本關系Y=GPky=Q調整調整n在某H、V平飛重量、構形確定性能指標Vmax ( Mmax ) , Vmin, Hmax ,平飛包線簡單推力法求解飛機定常平飛性能定義1.最大平飛速度

5、Vmax ( Mmax )各高度Vmax最大者稱為飛機的最大平飛速度。在某高度能定直平飛的最大速度，稱該高度最大平飛速度。簡單推力法圖解確定 Vmax ( Mmax )飛機定常平飛性能Vmax ( Mmax ) H 關系H增加MP亞音速飛機HMmax11km超音速飛機跨音速飛機 同樣推力變化,右交點移動量跨音速區(qū)亞音速區(qū) V陡升（Mq）MPPmax MMyl(VP ) max Mks?陡升速度和快升速度的比較陡升速度使飛機在相同的水平距離內獲得的高度增量最多。快升速度使飛機在相同的時間內的高度增量最多。飛機的定直上升性能MPPmax MMyl(VP ) max Mks上升性能某飛機在8km的上

6、升性能：Mks=0.88 Vymax=100m/sMq=0.75 qmax =23J-7在8km的上升性能：Mks=0.875 Vymax=38m/sMq=0.75 qmax =8.5Mig-1542Mig-21/J-7140Mig-25200Mig-29310F-8647F-4152F-16305F-15300常見飛機的Vymax飛機的定直上升性能3. 上升時間與升限上升時間 飛機上升到預定高度所需的最短時間。實用靜升限對于高機動飛機取Vymax=5m/s的高度。對于其它飛機取Vymax=0.5m/s的高度。理論靜升限 飛機的最大上升率為零對應的高度。理論升限處。飛機要穩(wěn)定上升到理論升限的上

7、升時間趨于無窮。全加力最大推力飛機的定直上升性能4. 最短上升時間如果飛機上升過程中，在不同高度下均以Vyks飛行，則達到預定高度的時間最短可由數值積分圖解積分求得。1/VymaxHmax.llHH1H2飛機的定直上升性能從可得5. 上升時經過的水平距離Lx 由可得：從，可得：飛機的定直上升性能2-4 飛機的定直下滑性能下滑時通常減小油門，若推力為零則稱為滑翔?；铏C通常采用大K的布局：小后掠角大展弦比。飛機的定直下滑性能YRXGP滑翔機飛機的定直下滑性能根據推力情況可分為三種下降：零推力下降正推力下降負推力下降飛機的定直下滑性能由運動方程中的第一式： 可知，下降升力小于平飛升力。1.下降速度

8、結論： 由于下降角一般較小，同迎角下的下降速度與平飛速度近似相等，則阻力也近似相等。因此，可以使用平飛所需推力曲線（阻力曲線）來分析飛機的下降性能。飛機的定直下滑性能下滑角是指飛機的下滑速度方向與水平面之間的夾角。下滑距離是指飛機下降一定高度所前進的水平距離。2.下降角和下降距離飛機的定直下滑性能則零拉力下滑時：結論： 零拉力時，飛機的下滑角僅取決于升阻比的大?。ㄗ⒁夂椭亓繜o關），以最大升阻比下滑，即以最小阻力速度Vmd下滑，下滑角最小。零拉力下滑時的下滑角和下滑距離由運動方程：根據下滑角和下滑距離的關系：飛機的定直下滑性能3.下降率垂直速度（下降率）水平速度 下降率是指飛機在單位時間內下降的

9、高度，以vy下表示。飛機的定直下滑性能零拉力時的下滑率為： 結論： 零拉力時，飛機的下降率取決于平飛所需功率和重量的，以最小功率速度Vmp下滑，下滑率最小。下滑率2-5 基本飛行性能的影響參數基本飛行性能的影響參數假設：當某一個參數變化時，其余參數固定不變。構造參數：G/S，Pky /G氣動參數：Cx0，A，K，Cymax大氣參數：T， p 參數劃分分析方法參數變化對基本性能的影響由Ppx、Pky的變化大致把握。G 改變G ，平飛范圍左、上邊界向內縮，上升性能變差，滑翔速度增加。構造參數變化的影響MPPky Ppx G 低速Ppx，高速影響不大基本飛行性能的影響參數不變S 改變Ppx 曲線左移

10、S ，平飛包線邊界向左移動，上升速度減慢，滑翔速度減少。MPPky Ppx S 基本飛行性能的影響參數Cx0 , Ppx隨V而增加，主要影響高速端，如Vmax，上升性能亦下降。 為提高飛機高速性能，應著重減小高速Cx0，如采用光滑、小波阻 氣動外形等。Cx0 改變氣動參數變化的影響MPPky Ppx Cx0 A 改變MPPky Ppx A A , 低速段Ppx (Xi)，高速端影響不大。如Vmin ，上升性能下降。 為提高飛機低速性能，應著重減小誘阻因子A，如采用大展弦比、小后掠角、小梯度比氣動外形等 。影響基本飛行性能的參數Kmax , Ppx.min (=G/Kmax ) , 同時對基本飛

11、行性能全面有利。 從氣動布局來說，力求增升減阻（低速誘阻、高速波阻），但高、低速對氣動外形的要求時常矛盾。Kmax 改變Cymax 改變Cymax , Vmin.Cymax, 有利于飛機低速極限性能。 折衷設計方法有：采用變后掠機翼，缺點是結構復雜；采用先進氣動布局技術，如邊條翼、近距耦合鴨翼、翼身融合等。精心設計可以全面提高升力特性， 使Cymax , 全M數范圍Kmax ?；撅w行性能的影響參數大氣溫度的影響溫度主要影響可用推力Pky，通常溫度下降1%使渦噴發(fā)動機推力提高22.5%。影響基本飛行性能的參數參數影響結論：為提高最大飛行速度Vmax （Mmax ） ：加大發(fā)動機推力P減小零升阻

12、力Cx0減小機翼面積S為提高上升性能Vymax：加大發(fā)動機推力P減小飛機質量m加大翼展l以減小升致阻力因子A低速性能，為降低最小飛行速度Vmin （Mmin ）減小質量m增加機翼面積S基本飛行性能的影響參數小結模型：縱向動力學方程方法：簡單推力法由推力曲線確定基本飛行性能圖解積分法（數值積分法）指標定直平飛飛行性能，最大最小速度飛行包線（四個邊界）定直上升性能，上升率、航跡傾角、靜升限定直下滑性能，下滑速度，下滑角，下滑速度簡單推力法推力曲線的左交點，對應于由切向力方程限制的最小飛行速度推力曲線的右交點，對應于由切向力方程限制的最大飛行速度小結飛行包線的邊界小結基本飛行性能指標最大平飛速度Vm

13、ax（Mmax）由推力曲線右交點確定，還受限于氣動加熱結構強度最小平飛速度Vmin（Mmin）由推力曲線左交點及Cymax確定最大上升率VymaxVymax(DPV)max/G快升速度Vks（Mks）對應于最大上升率Vymax最大航跡傾角qmaxqmaxarcsin(DPmax/G )最陡上升速度Vq（Mq）對應于最大航跡傾角qmax理論靜升限Hmax.l由H-Vymax曲線確定，Vymax=0對應的高度實用靜升限Hmax.s由H-Vymax曲線確定，Vymax=5對應的高度最短上升時間tmin通過H-1/Vymax曲線圖解積分或數值積分上升水平距離Lx下降速度V下V下V平sqrt（cos）小結第二章結束，謝謝大家！作業(yè)1.