飛機的上升性能下滑性能續(xù)航性能-課件

飛機的上升性能下滑性能續(xù)航性能-課件飛機的上升性能下滑性能續(xù)航性能介紹飛機上升、下滑續(xù)航性能特點與指標飛機上升、下滑和續(xù)航性能特點飛機上升、下滑和續(xù)航性能指標2/62飛機的上升性能介紹飛機上升、下滑飛§3—3飛機的上升性能

一、飛機等速直線上升運動方程式

二、簡單推力法確定飛機的上升性能§3—3飛機的上升性能一、飛機等速直線上升運動方程式一、飛機等速直線上升運動方程式

在上升中，作用于飛機的力與平飛相同，有升力、阻力、推力和重力。所不同的是，由于航跡與地面有一個傾角(該傾角叫做航跡傾角或上升角)，重力與飛機運動方向并不垂直。為了便于分析問題，把重力分解垂直于運動方向的分力(重力第一分力)，和平行運動方向的分力(重力的第二分力)，如圖3—3—10所示。飛機等速直線上升同平飛一樣，也是一種受力平衡狀態(tài)。利用等速直線運動方程式，飛機等速直線上升運動方程式為

一、飛機等速直線上升運動方程式在從上式可以看出：(一)為保持上升角不變，升力應同重力第一分力相等。(二)為保持上升速度不變；發(fā)動機推力應同阻力與重力第二分力之和相等。此外，為了使上述力的平衡關系不致破壞，和平飛一樣，各力繞重心的力矩還需取得平衡。從上式可以看出：二、簡單推力法確定飛機的上升性能

通常，飛機飛行的不大，可將直線運動時的阻力X用同一高度同一速度下的平飛阻力來代替，所以，一般可以用平飛推力曲線來研究上升性能問題。由式(3—3-9)第一式可得所以稱為剩余推力。其作用是用來平飛加速和上升。式(3—3—10)可以確定每個速度C下的瞬時上升性能。飛機的上升性能主要包括最大上升角，最大上升率，上升限度和上升時間等。二、簡單推力法確定飛機的上升性能通常，飛機飛行的(一)最大上升角由前式可知

顯然，當剩余推力為最大，上升角為最大。最大剩余推力所對應的速度稱為最陡上升速度，見圖3-3-11。(一)最大上升角由前式可知(二)最大上升率()和最快上升速度

飛機不但要平飛速度大，爬升速度(又叫爬升率或上升率)也需要大,特別是對于殲擊機更是如此。為了及時消滅敵機，殲擊機必須在很短時間內(nèi)。爬升到很高的高度。飛機上升時，每秒鐘或每分鐘上升的垂直高度，叫上升率。現(xiàn)代優(yōu)良的殲擊機的上升率可達每分鐘9000到12000米。換句話說，這種飛機從海平面起飛，一分鐘內(nèi)就可上升到超過世界第一高峰珠穆朗瑪峰(高約8848米)。由圖3-3-12可見

而所以(二)最大上升率()和最快上升速度

把推力曲線圖上的每速度下得到的代入(3—3—11)式，就可以求得該速度C的瞬間上升率。當C與之積為最大時，上升率為最大，稱為最大上升率，以表示。此時飛行速度就稱為最快上升速度，用表示。見圖3—3—11及3—3—13。把推力曲線圖上的每速度下得到的代入(3—3(三)升限

飛多高是飛機的重要飛行性能之一，衡量飛機飛多高的標準是升限。所謂升限就是飛機能夠上升的最大高度。升限無論對于軍用機或民用機都是重要的。殲擊機升限比敵機高，就可以向下俯沖，化高度為速度，取得主動權。轟炸機和偵察機升限大則易于避開敵方的攻擊。甚至運輸機飛得高，由于高空云稀少，氣候變化不厲害，也對它有利。提高飛機升限的主要辦法是，改善發(fā)動機的適高性，也就是盡量使它的推力不隨高度的增加而降低。因為越到高空，空氣越稀薄，進入發(fā)動機的空氣流量越少，燃燒就越不好，因而推力就越降低，到某一高度，發(fā)動機甚至不能工作。這就影響了飛機升限的提高，另外減輕飛機重量也有助于捉高升限。(三)升限飛多高是飛機的重要飛行性能之一飛機的升限有三種:一種叫理論升限，一種叫實用升限，還有一種叫動力升限。l、理論升限如果繪制最大上升率隨高度變化的曲線，如圖3—3—14所示，則可以看出最大上升率限高度增加而減小，最后趨向于零。最大上升率等于零時的高度叫做理論上升限度，簡稱理論升限，用表示。在該高度上發(fā)動機的可用推力只能使飛機在某一速度下維持平飛。超過這一高度時，飛機不能維持等速直線飛行。這樣確定的升限之所以稱為理論升限，是因為愈接近這一高度，飛機的最大上升率愈小，因而上升單位高度所需的時間將趨向于無限大。所以理論升限沒有什么實際意義。2、實用升限由于理論升限沒有什么實際意義，常規(guī)定最大上升飛機的升限有三種:率等于每秒5米時所對應的高度稱為實用升限。飛機的技術說明書中所給出的升限一般均為實用升限。3、動力升限在理論升限只能以一個速度作等速直線平飛，但對大速度飛機來說，這個速度比臨界迎角所對應的失速速度還大得多．因此，在理論升限飛行時，駕駛員還能拉桿使飛機轉入躍升。即是說，可以利用理論升限上的平飛最大速度與失速速度的差值來換取高度，這種采用躍升方法、使飛機獲得超過理論升限的高度，叫做動力高度，為了取得動力高度而采用躍升方法的飛行叫動力高度飛行。在保持飛機不失去穩(wěn)定性和操縱性的情況下，作動力高度飛行所能獲得的最大動力高度，叫做動力升限。由于上升到理論升限的時向很長，一般都是選擇一個稍低于理論升限的高度開始進入躍升。率等于每秒5米時所對應的高度稱為實用升限。飛機的技術(四)上升時間

飛機上升到預起高度所需的最短時間，稱為上升時間。上升時間也就是保持最快上升速度，以最大上升率上升到預定高度所需的時間。根據(jù)則由H=O到H=Hmax所需最短上升時間為

一般不是由的解析表達式求解，工程中往往按—H曲線，應用圖解積分法確定上升時間。(四)上升時間飛機上升到預起高度所需的最短§3—4飛機的下滑性能一、飛機等速直線下滑運動方程二、下滑性能§3—4飛機的下滑性能一、飛機等速直線下滑運動方程一、飛機等速直線下滑運動方程

飛機在下滑飛行中，作用在飛機的力與平飛和上升相同，即有升力、阻力、推力和重力，如圖3-3-15所示。飛機等速直線下滑是一種受力平衡狀態(tài)，各力在飛行方向和升力方向與投影之和分別為零，即

上式就是等速直線下滑運動方程式。由此可知，保持下滑角不變(直線下滑)，升力應等于重力在垂直于運動方向的分力；為保持下滑速度不變，推力與重力在平行于運動方向的分力之和應等于阻力。飛機下滑時，重力在運動方向的分力起著推力作用。

一、飛機等速直線下滑運動方程飛機在下滑飛行中為保持上述力的平衡關系不被破壞，各力繞重心的力矩也應取得平衡。在下滑中，一般均收小油門使發(fā)動機在慢車狀態(tài)，這時發(fā)動機幾乎不產(chǎn)生推力，可認為推力等于零。這種下滑常被稱為閑油門下滑。因此，式中的P等于零，即得閑油門下滑運動方程式

為保持上述力的平衡關系不被破壞，各力繞重心的力矩也應二、下滑性能

下滑性能主要包括最小下滑角，最大下滑距離和最小下降率。(一)最小下滑角下滑軌跡與水平線之間的夾角，叫下滑角。在閑油門下滑情況下，根據(jù)前式可得下滑角為即式中K為升阻比。由此可見，閑油門下滑時，下滑角與升阻比成反比；也就是說升阻比越大，下滑角就越小。因此用有利迎角下滑，升阻比最大，下滑角最小。

二、下滑性能下滑性能主要包括最小下滑角，最大下(二)最小下降率

飛機每秒鐘下降的高度，叫下降率()，也叫下滑垂直速度。下降率愈大，飛機降低高度愈快。由圖3—3—16可知，。此式表明，下滑率是隨下滑速度及下滑角的增大而增大。以有利速度下滑時，下滑角顯然最小，但下滑速度較大，所以下降率并不是最小的。要獲得最小的下降率，應保持經(jīng)濟速度下滑。因為用此速度下滑時，下滑速度和下滑角都比較小，可以獲得最長下滑時間。

(二)最小下降率飛機每秒鐘下降的高度，叫下(三)最大下滑距離

飛機在下滑中所經(jīng)過的水平距離叫下滑距離()。從圖3—3—17看出，若以同樣的下滑角下滑，下降高度越多，下滑距離越長(分圖A)，若下降高度相同，則下滑角越小，下滑距離越長(分圖B)，而下滑角的大小是由升阻比所決定的。升阻比愈大下滑角愈小。所以下滑距離的長短、取決于下降高度和升阻比。以有利迎角下滑，因升阻比最大，下滑角最小，故下滑距離最長。放襟翼、起落架后，升阻比減小，下滑角增大，故下滑距離縮短。從圖3—3—17看出：=H／即=H／。由(3—3—15)式可得1/=K。故=HK，式中，H—在滑過程中所降低的高度。由上式可知，下滑距離的長短與升阻比和下降的高度成正比。(三)最大下滑距離飛機在下滑中所經(jīng)過的水§3—5飛機的續(xù)航性能一、飛機續(xù)航性能的基本概念二、續(xù)航性能的基本關系式三、最佳續(xù)航性能的確定§3—5飛機的續(xù)航性能一、飛機續(xù)航性能的基本概念一、飛機續(xù)航性能的基本概念

飛機的續(xù)航性能主要包括飛多遠和飛多久兩個。飛多遠用航程來衡量，飛多久，用航時來衡量。一、飛機續(xù)航性能的基本概念飛機的續(xù)航性能主要(一)航程

航程是指飛機起飛后，不加燃料和滑油(也不進行空中加油)，能夠連續(xù)飛行的距離(以公里計)。飛機從某地機場起飛，向某一方向飛行，到達最遠點后再返回原來的機場。從最遠點到原來機場的距離就叫作用半徑。理論上作用半徑應該是航程的一半。但考慮到風向、風力和其它因素，一般規(guī)定作用半徑等于航程的百分之二十五到四十。增大航程的措施主要是增加飛機的載油量和減小發(fā)動機的燃油消耗率，現(xiàn)代遠程轟炸機要載幾十噸燃油。此外，有的殲擊機為增大航程，在飛機上安裝可以扔掉的副油箱。有的飛機可以進行空中加油。(一)航程航程是指飛機起飛后，不加燃料和滑油(二)航時

續(xù)航時間(簡稱航時)是指飛機裝滿燃油和滑油起飛后(不進行空中加油)，在空中連續(xù)飛行的時間(以小時計)。續(xù)航時間對于海上巡邏機和反潛機是很重要的。另外，殲擊機也希望留空時間長一些，以便更好地作戰(zhàn)。增加續(xù)航時間的措施同增加航程的措施大致相同。這里就不重復了。增加載油量和減小發(fā)動機燃料消耗率為什么能增加航程和航時呢?下面從理論上加以分析。(二)航時續(xù)航時間(簡稱航時)是指飛機裝滿二、續(xù)航性能的基本關系式

航程(L)也可定義為，飛機沿給定的方向，在平靜的大氣中，耗盡其可用的燃料儲備量時，所飛過的水平距離。航時（T）也可以定義為，飛機耗盡其可用燃料量能持續(xù)飛行的時間，飛機沿給定的航行飛行，包括上升、平飛（巡航）及下滑等階段，如圖3—3—18所示。顯然，航程L應為上述諸段的水平距離之和，即

本節(jié)所說的航時T也局限于在以上幾個階段飛行中所經(jīng)歷的總時間。

二、續(xù)航性能的基本關系式航程(L)也可定

如某活塞式轟炸機在3000米高度上和某噴氣式飛機在11000米高度上飛行的續(xù)航性能見表3—3—1。由表3—3—1中看出，不管是活塞式飛機還是噴氣式飛機，在沿給定航向的飛行中，巡航階段的航程和航時。飛機航程和航時的大小，主要取決于飛機所帶燃油量的多少和飛行中燃料消耗的快慢，下面從這兩個方面進行分析。如某活塞式轟炸機在3000米高度上和某噴氣式飛(一)可用燃料量

通常，飛機上所帶的燃料不能全部為巡航平飛段飛行所用。除了扣除上升、下滑段用油外，還應考慮扣除起飛前發(fā)動機地面試車用油，因氣象條件變化等安全因素所留的備份油以及油箱的構造原因致使少量燃料不能使用的剩油等等。即

式中各項應按照不同的發(fā)動機型號，根據(jù)不同飛機的使用條件確定。式中根據(jù)上升、下滑方案算出或參照類似型號飛機近似計算。(一)可用燃料量通常，飛機上所帶的燃料不能全(二)燃料消耗量

發(fā)動機的耗油量可以用公里耗油量及小時耗油量表示。小時耗油量表示飛機每飛1小時，發(fā)動機工作所消耗的燃油量。其單位是[公斤(燃曲)/小時]。在一定的可用燃油量下，越小，則對應的續(xù)航時間就越長。噴氣發(fā)動機的耗油量是以單位燃料消耗率來表示的。它的含義是每公斤推力每小時所消耗的燃油量(公斤)。其單位是[公斤(燃油)／公斤(推力)小時]。如果飛機在巡航時的需用推力是，那么小時耗油量可表示為

(二)燃料消耗量發(fā)動機的耗油量可以用公里耗公里耗油量表示飛機每飛過一公里距離時，發(fā)動機工作所消耗的燃油量，其單位是[公斤(燃油)／公里]。在一定可用燃油量下，越小，則對應的航程就越遠。如果飛機以巡航速度[公里／小時]飛行則

由的表示式可以看出，耗油量的大小取決于發(fā)動機耗油率也取決于飛機的外形(反應在的大小上)以及飛機的飛行狀態(tài)。噴氣發(fā)動機的燃料消耗率的變化規(guī)律與活塞式發(fā)動機的不同，因而造成了噴氣式飛機在高空飛得久飛得遠，活塞式飛機在低空飛得久飛得遠的主要差別。公里耗油量表示飛機每飛過一公里距離時，發(fā)動(三)續(xù)航性能的計算公式

飛機在巡航飛行過程中，隨著燃料的消耗，飛行重量不斷減小，即使飛機保持飛行速度和高度不變，飛機迎角也要隨著重量變化而變化。一般情況下，飛行速度和高度也可能變化，但是，由于變化緩慢，故在計算巡航飛行的航程和航時時，認為每一時刻都可以利用等速平飛的運動方程式，有于是將表示成

如果飛行過程中是常數(shù)，則已知后，航時可由下式?jīng)Q定

(三)續(xù)航性能的計算公式飛機在巡航飛行過程由上可見，當一定時，如、越小，則越大。但是由于隨飛行重量及飛行狀態(tài)而變，所以通常不能用上面公式來確定巡航飛行段航程及航時。下面就介紹確定航程、航時的一般計算公式。設某瞬時t,小時耗油量為，則dt時間內(nèi)消耗燃油量為，飛行重量減輕(-dG)，顯然于是可得微分關系式：

或

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如果飛機在巡航飛行開始的重量為，飛行終了的重量為，則飛機巡航時可用燃油量就是這兩個重量之差。

飛機消耗巡航可用油量的續(xù)航時間為

類似地

于是可得

如果飛機在巡航飛行開始的重量為，式中K(升阻比)，、C都與巡航階段選取的飛行狀態(tài)(高度H，速度C，發(fā)動機轉速n)有關。所以，對于確定的飛機為了取得最好續(xù)航性能，必須恰當?shù)剡x取飛行狀態(tài)，以實現(xiàn)最佳續(xù)航性能。不過，有時飛機的飛行狀態(tài)是由飛行任務所規(guī)定的。例如偵察機按預定高度、速度執(zhí)行偵察任務；殲擊機按殲擊機的巡航高度、速度執(zhí)行護航任務等等，因此，有關航程和航時的計算可有多種情況。式中K(升阻比)，、C都與巡航階段選取的飛行狀態(tài)(高度H，三、最佳續(xù)航性能的確定

最佳續(xù)航性能的確定，就是指飛機的可用燃油量，確定在怎樣的飛行狀態(tài)下，飛行能得到最大航程和最大續(xù)航時間。從前面的分析可知，續(xù)航性能取決于的大小，而有關，又隨飛行狀態(tài)及發(fā)動機轉速而變。但對各種常用的巡航飛行狀態(tài)而言，的變化不大，因此，在初步的分析中，可以近似假設為常數(shù)。在給定的可用燃油量下，要求續(xù)航時間最長，就要求小時耗油量最小，而

由此可見，續(xù)航時間最長所對應的飛行狀態(tài)應該是最小需用推力狀態(tài)，也就是最大升阻比狀態(tài)，如圖3—3—19所示。即是說，在同一高度上，渦輪噴氣式飛機三、最佳續(xù)航性能的確定最佳續(xù)航性能的確定，就是

以平飛有利速度飛行才能獲得最大平飛航時。高度不同，最大平飛航時也不同，隨著高度的