飛機(jī)基本飛行性能的計算

2023/2/3第四章飛機(jī)基本飛行性能的計算4．1引言鉛垂平面內(nèi)的定常直線飛行——速度、航跡角不變！

“準(zhǔn)定?！倍ǔＶ本€爬升定常直線平飛定常直線下滑

渦輪噴氣發(fā)動機(jī)基本飛行性能最常用的簡單推力法能量高度法（考慮動能變化）2023/2/34．2飛機(jī)的平飛需用推力如果、和較小而且不大的情況下，有當(dāng)飛機(jī)作水平直線飛行（定直平飛）時2023/2/3表示可用推力為方便，以后下標(biāo)“ky”全部去掉，下標(biāo)“pf”表示平飛！在一定高度、一定速度小進(jìn)行等速度直線平飛所需要的發(fā)動機(jī)推力——平飛所需推力，用2023/2/3V,H(

)，G→→極曲線查出→ KG一般取平均重量?。ㄆ痫w和著陸重量的平均值）實際計算中需要計算飛機(jī)在不同高度H上以不同速度V（或M數(shù)）飛行是的平飛需用推力曲線。2023/2/3在一定的計算高度上，C為常數(shù)，升力系數(shù)、升阻比和平飛需用推力只是V（或M數(shù)）的函數(shù)！計算基本飛行性能時，飛機(jī)處于基本氣動外形狀態(tài)（無外掛或正常外掛，起落架和襟翼收起）——對應(yīng)的極曲線！2023/2/32023/2/3某一V和或M數(shù)下，平飛需用推力或阻力最小——有利狀態(tài)。平飛需用推力或阻力最小狀態(tài)對應(yīng)于升阻比最大狀態(tài)在最大升阻比狀態(tài)下，零升阻力系數(shù)等與升致阻力系數(shù)：

有利升力系數(shù)為：

2023/2/3有利速度（或最小阻力速度）：——平飛需用推力曲線上的另外一個典型飛行狀態(tài)，對應(yīng)速度稱為遠(yuǎn)航速度（或遠(yuǎn)航M數(shù)）,因為：2023/2/3相當(dāng)于極曲線上最小的狀態(tài)，由極曲線的表達(dá)式?？傻茫?/p>

求極值可得最小狀態(tài)下的零升阻力系數(shù)：

該狀態(tài)下的零升阻力系數(shù)是升致阻力系數(shù)的3倍！?。?！對應(yīng)的遠(yuǎn)航升力系數(shù)為2023/2/3總阻力系數(shù):

升阻比為：遠(yuǎn)航速度：隨著高度增加，有利和遠(yuǎn)航速度都要增加！

在發(fā)動機(jī)耗油不變的情況下，在給定高度上，以有利速度飛行，續(xù)航時間最長！以遠(yuǎn)航速度飛行，航程最大?。?！2023/2/3

————M數(shù)和高度的函數(shù)?。。。?！與飛行速度（或M數(shù)）的關(guān)系2023/2/32023/2/3在低亞音速范圍（M<臨界Mlj），基本不隨M數(shù)變化，零升阻力與M2成正比增加；升致阻力與與M2成反比降低。在M數(shù)較低（M<有利Myl）,由于升力系數(shù)較大，升致阻力較零升阻力大，并在總阻力中占主要地位。隨著M數(shù)的增加，逐漸減小，升致阻力也減小，致使平飛需用推力降低。當(dāng)M<有利Myl,隨著M數(shù)增加，雖然升致阻力越來越小，但零升阻力逐漸增大并在總阻力中占主要地位，結(jié)果使平飛需用推力又開始增加（I區(qū)）

2023/2/3當(dāng)飛行M數(shù)超過臨界Mlj進(jìn)入跨音速范圍（臨界Mlj<M<1.2-1.3）以后，由于波阻的出現(xiàn)導(dǎo)致激增（大致與M2－M4成正比），在某一Ｍ數(shù)（大約在Ｍ＝1.05-1.2）達(dá)到最大，導(dǎo)致平飛需用推力急劇增加（大致與M4－M6成正比）（II區(qū)）2023/2/3當(dāng)超音速飛行時（Ｍ>1.2-1.3），迎面阻力主要來自零升阻力。先大致與成正比。而后逐漸變?yōu)榕c成正比的下降，致使在較高Ｍ數(shù)下平飛需用推力大致與Ｍ數(shù)成比例地增加。（III區(qū)）2023/2/3與飛行高度的關(guān)系2023/2/3隨著高度增加，平飛需用推力曲線總的變化趨勢是向右平移，并在超音速度范圍，平飛需用推力曲線變的越來越平緩。在低亞音速下，升致阻力在總阻力中占主導(dǎo)地位，而且隨著高度增加，升致阻力增加。由于在低亞音速范圍最大升阻比基本為常數(shù)，因而基本不隨高度變化。但由于有利速度相對應(yīng)的隨著高度增加而增加，所以對應(yīng)的最小阻力狀態(tài)下的向右移動。2023/2/3在超音速范圍，零升阻力大于升致阻力，由于隨著高度增加，零升阻力減小，所以總阻力（平飛需用推力）減小。但升致阻力則隨著高度增加而增加，所以在接近靜升限的高空飛行時，（Ｈ＝１９km的情況），升致阻力大大增加。此時隨著飛行Ｍ數(shù)增加，升致阻力減小和零升阻力增加差不多，因而平飛需用推力隨著Ｍ數(shù)增長的程度比較緩慢！??！

2023/2/34．3確定基本飛行性能的簡單推力法

———剩余推力?。ù笥诹?，定直上升；等于零，定直平飛；小于零，定直下滑）2023/2/3把發(fā)動機(jī)可用推力曲線（取全加力、部分加力、最大狀態(tài)）和平飛需用推力曲線繪制在一張P-V（或M數(shù)）平面上！——直接求出——求出——簡單推力法2023/2/3

一、定直平飛性能的計算

最大平飛速度和最小平飛速度1、

平飛速度

同一高度下的把發(fā)動機(jī)可用推力曲線（取全加力、部分加力、最大狀態(tài)）和平飛需用推力曲線的最右交點(diǎn)?。。ㄆ渌矫娴南拗疲。。。?023/2/32023/2/32、最小平飛速度

同一高度下的把發(fā)動機(jī)可用推力曲線和平飛需用推力曲線的最左點(diǎn)??！

（其他方面的限制?。。。?/p>

速度下降——為保證升力等于阻力——必須增加迎角——失速、允許、抖動升力系數(shù)限制，還有受到最大配平舵偏角限制！2023/2/3

代表以上升力系數(shù)?。?！2023/2/3二、定直上升的計算上升率，最大上升率，上升航跡角，最大航跡角，最短上升時間，靜升限等?。?）上升航跡角，最大航跡角

2023/2/3最大航跡角（剩余推力最大，對應(yīng)的速度稱為最陡上升速度。一般接近有利速度?。?）上升率和最大上升率最大上升率

（對應(yīng)的速度稱為快升速度）基本步驟：（H=8km）2023/2/32023/2/32023/2/32023/2/3（3）靜升限指飛機(jī)能作定直平飛的最大高度

H增加過程中，可用推力曲線逐漸向下移動，而平飛需用推力曲線逐漸向右移動，而且越來越平緩，當(dāng)上升到某一極限時，兩曲線相切于某一點(diǎn)，此時飛機(jī)僅能以切點(diǎn)處的速度對應(yīng)的唯一飛行速度定直平飛。大于或小于此速度都不行?。。。ǖ竭_(dá)升限的時間為無窮大）——理論升限！2023/2/3高機(jī)動性飛機(jī)規(guī)定與米/秒相對應(yīng)、低亞音速飛機(jī)規(guī)定米/秒相對應(yīng)的實際高稱為實用升限（全加力、部分加力、最大狀態(tài)不一樣！?。。?023/2/32023/2/3（4）定常上升到某一高度的最短上升時間飛機(jī)從海平面定常上升到某一高度的最短上升時間為：圖解積分法?。?023/2/3先把曲線轉(zhuǎn)繪成曲線，則曲線與H坐標(biāo)軸包圍的曲線面積按坐標(biāo)比例換算后即為最短上升時間2023/2/32023/2/3NOTE：超音速飛機(jī)以上升時，上升過程中各航跡速度是變化的?。。。ㄓ袆幽茏兓?！，力平衡簡化方程有誤差?。└邫C(jī)動性超音速飛機(jī)，最短上升時間的計算誤差大！能量法解決以上問題！2023/2/3（5）飛機(jī)上升過程中的水平距離

圖解積分！！

三、飛機(jī)定常直線下滑性能的確定2023/2/3滑翔P=0

升阻比增大，下滑角降?。。?.4定常飛行狀態(tài)及其操縱關(guān)系一、飛行包線

在H-V平面上，最大平飛速度線和最小平飛速度曲線所勾劃出的飛機(jī)定常飛行的高度—速度范圍——飛行包線

在飛行包線內(nèi)飛機(jī)可作等速直線飛行、加速和減速等各種機(jī)動飛行??！飛行包線范圍越大，飛機(jī)所具有的戰(zhàn)斗能力越強(qiáng)?。。?/p>

飛行包線受到以下因素的限制：（1）動力裝置穩(wěn)定工作的條件；（2）飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度條件；（3）飛行操縱和穩(wěn)定性等。（要對最大速壓和最大飛行M數(shù)加以限制）對速壓的限制

強(qiáng)度（懸掛接頭等）；剛度（操縱效能、顫振等）

M數(shù)限制

飛機(jī)操縱穩(wěn)定性；進(jìn)氣道、壓氣機(jī)和渦輪的穩(wěn)定性；氣動加熱

允許飛行包線（飛行品質(zhì)規(guī)范規(guī)定）！！二、平飛范圍的劃分

第一飛行范圍（正常操縱區(qū)）第二飛行范圍（反常操縱區(qū)）

討論：

在1和2點(diǎn)都滿足：，駕駛桿和油門不動，1點(diǎn)穩(wěn)定，2點(diǎn)不穩(wěn)定?。。?！

分界點(diǎn)：最大剩余推力所對應(yīng)的最陡上升速度（接近有利速度），曲線正斜率（有利速度右側(cè)）第一飛行范圍；曲線負(fù)斜率（有利速度左側(cè)）第二飛行范圍操縱規(guī)律：1點(diǎn)（1）保持1點(diǎn)平飛，只需要操縱駕駛桿保持迎角，不必動油門(2）飛機(jī)轉(zhuǎn)入定常直線上升，只需要后拉桿增加迎角即可，不必動油門；思考：不動駕駛桿，增加油門，飛機(jī)如何運(yùn)動？？？（保持原速度定常上升）2點(diǎn)（1）保持2平飛，要協(xié)調(diào)操縱駕駛桿和油門?。。?）飛機(jī)轉(zhuǎn)入定常直線上升正常操縱習(xí)慣，駕駛員應(yīng)該后拉桿。但在2點(diǎn)，后拉桿后飛機(jī)反而下降，這是因為后拉桿使飛機(jī)迎角增加，阻力增加，導(dǎo)致可用推力小于平需推力。所以駕駛員必須同時增加油門才能使飛機(jī)實現(xiàn)定常上升！若油門保持不變，要實現(xiàn)定常上升，則要推駕駛桿??！

反操縱?。?！上升極線上升極線的點(diǎn)A為最大上升角狀態(tài)，是第一、第二飛行范圍的分界點(diǎn)。上升極線上各飛行狀態(tài)代表等速上升或下滑狀態(tài)；上升極線以上代表減速上升或下滑狀態(tài)；上升極線以上代表加速上升或下滑狀態(tài)。分析：（1）從第一飛行范圍的C點(diǎn)到E點(diǎn)（正常操縱）（2）從第二飛行范圍的B點(diǎn)到A點(diǎn)（反操縱）

要保持或改變飛行狀態(tài)第一飛行范圍：只需動駕駛桿；

第一飛行范圍：駕駛桿、油門相互配合

4.5非定常上升運(yùn)動性能的能量高度法

一、能量特性

飛機(jī)的總機(jī)械能：單位飛機(jī)重量的總機(jī)械能：——單位是米，能量高度能量高度的物理意義：如果爬升過程中阻力和推力平衡，當(dāng)飛機(jī)將所有動能轉(zhuǎn)化成位能時，飛機(jī)所能到達(dá)的理論高度。

能量變化率：第一項是飛機(jī)的幾何上升率；第二項中是飛機(jī)的加速度，當(dāng)飛機(jī)作近似直線運(yùn)動時，有：如果不大，可認(rèn)為）則有：

——能量變化率表示單位飛機(jī)重量的剩余功率（簡稱單位剩余功率），單位是米/秒，又成為能量上升率，用表示。

和定常上升運(yùn)動方程形式上一樣，但物理意義不一樣?。。。?！能量上升率的過載表達(dá)式：一般情況下，當(dāng)飛機(jī)以過載飛行時，有：則有：——能量上升率與過載有關(guān)系?。。。?！一般討論中取過載等于1，即升力等于重力！此時如果：（1），則有，定常直線平飛；（2），則有， 下滑狀態(tài)或減速度飛行；（3），則有，飛機(jī)爬升，或加速飛行能量上升率代表飛機(jī)改變其能量狀態(tài)的能力，代表了飛機(jī)的能量機(jī)動性！?。±篎-104G飛機(jī)在H=6000米上以過載=1、M=0.8、發(fā)動機(jī)在最大狀態(tài)下平飛，P=4500公斤，Q=948公斤，G=8181公斤。

該狀態(tài)下，飛機(jī)的能量上升率為米/秒，表示如果F-104G在該狀態(tài)下由平飛轉(zhuǎn)入爬升，其瞬時上升率為110米/秒?。。∪绻斤w加速，則，平飛加速度為米/秒2如果要在該狀態(tài)下定常平飛，則需要減小油門，使二、動能變化時幾何上升率的計算（非定常上升）

該公式可以計算動能變化時的幾何上升率！爬升過程中，如果無動能變化，則幾何上升率等于能量上升率！在低亞音速情況下，一般可認(rèn)為動能基本不變！?。?！可用上式近似計算幾何上升率！三、最佳爬升航跡計算從一個高度、速度到另一個高度、速度1、最快上升時間及對應(yīng)的航跡

方法1油門狀態(tài)定（額定或最大工作狀態(tài)）利用（過載等于1），計算不同H、V的，并繪制能量上升率曲線。然后把該曲線轉(zhuǎn)繪制不同高度時的曲線,作這些不同高度時曲線的外包線（每條曲線的最低點(diǎn)的連線），則外包線所對應(yīng)的曲邊梯形P’PQQ’的面積，代表從上升到時所需要的最短時間！?。?/p>

由于不同高度