第四章-飛行性能-課件

第四章飛行性能飛機(jī)的飛行性能，是指飛機(jī)能飛多快、多高、多久、多遠(yuǎn)以及各種機(jī)動(dòng)飛行能力。對(duì)于民用飛機(jī)，主要分析飛機(jī)的基本飛行性能，其中包括:平直飛行性能上升和下滑性能續(xù)航性能起落性能第四章飛行性能平直飛行就是飛機(jī)在某一高度上進(jìn)行等速直線(xiàn)飛行，簡(jiǎn)稱(chēng)平飛。飛機(jī)的平飛性能是指飛機(jī)在不同高度上保持等速直線(xiàn)平飛的能力，其中包括最大平飛速度、最小平飛速度以及有利平飛速度等。第四章飛行性能飛機(jī)在空中穩(wěn)定直線(xiàn)飛行時(shí),受到四個(gè)力的作用：升力(Y)、重力(G)、推力/拉力(P)、阻力(X)。升力拉力重力阻力升力等于重力，高度不變

拉力等于阻力，速度不變平飛條件升力拉力重力阻力平飛所需速度能夠產(chǎn)生足夠的升力來(lái)平衡重力的飛行速度叫平飛所需速度，以v平飛表示。v平飛計(jì)算公式和影響因素v平飛的主要影響因素飛機(jī)重量越大，v平飛越大升力系數(shù)越大，v平飛越小平飛所需速度與飛機(jī)重量、升力系效、機(jī)翼面積和空氣密度有關(guān)：

1、飛機(jī)重量；

2、升力系數(shù)；

3、空氣密度；

4、機(jī)翼面積。真速(TAS)：飛機(jī)相對(duì)于空氣的真實(shí)速度。表速(IAS)：飛機(jī)空速表的指示讀數(shù)。H≥0，TAS≥IAS，高度越高，兩者差距越大。在任何高度上有：真速、指示空速、校正空速、當(dāng)量空速第四章飛行性能安裝在一架飛機(jī)上的所有發(fā)動(dòng)機(jī)，在一定工作狀態(tài)下，所能提供的推力叫發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力。在飛行高度和油門(mén)一定情況下，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨飛行速度變化的規(guī)律是：在亞音速范圍內(nèi)，隨著飛行速度的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)推力開(kāi)始略有降低，隨后又有所提高。第四章飛行性能第四章飛行性能平飛所需拉力

隨著平飛速度的增大，平飛所需拉力先減小后增大。平飛所需拉力曲線(xiàn)變化的原因分析根據(jù)升阻比隨迎角變化的規(guī)律，可以知道平飛所需拉力是隨迎角增加先減小后增大。第四章飛行性能隨著平飛速度的增大，平飛需用推力先是減小，隨后增大。其原因：在亞音速階段，當(dāng)飛行速度增大時(shí)，有兩個(gè)因素同時(shí)引起阻力的變化。一是隨速度增大，動(dòng)壓增大，使阻力增加；二是隨速度增大，在保持升力等于重力的條件下、飛機(jī)迎角減小，導(dǎo)致誘導(dǎo)阻力和壓差阻力減小。阻力究竟增大還是減小，取決于上述兩個(gè)因素的影響大小。由平飛時(shí)拉力和阻力相等，拉力曲線(xiàn)即可用阻力曲線(xiàn)表示。平飛所需拉力曲線(xiàn)變化的原因分析平飛所需功率平飛所需功率隨著平飛速度的增大，平飛所需功率先減小后增大。平飛拉力曲線(xiàn)和剩余拉力剩余拉力是指同一速度下，飛機(jī)的可用拉力和平飛所需拉力之差。隨飛行速度增大，剩余拉力先增大后減小。油門(mén)增加，可用拉力曲線(xiàn)上移；速度增加，可用拉力減小。同一油門(mén)下，以最小功率速度飛行時(shí)，對(duì)應(yīng)的剩余拉力最大。平飛功率曲線(xiàn)和剩余功率剩余功率是指同一速度下，飛機(jī)的可用功率和平飛所需功率之差。隨飛行速度增大，剩余功率先增大后減小。油門(mén)增加，可用功率曲線(xiàn)上移；速度增加，可用拉力減小。同一油門(mén)下，以最小阻力速度飛行時(shí)，對(duì)應(yīng)的剩余功率最大。第四章飛行性能平飛是飛機(jī)的主要飛行狀態(tài)。平飛性能的好壞直接影響飛機(jī)的總體性能。平飛最大速度平飛最小速度最小阻力速度最小功率速度平飛速度范圍平飛最大速度平飛性能參數(shù)

滿(mǎn)油門(mén)時(shí)，可用拉力曲線(xiàn)與需用拉力曲線(xiàn)的右交點(diǎn)對(duì)應(yīng)的速度，為平飛最大速度vmax。通常也將發(fā)動(dòng)機(jī)在額定功率狀態(tài)下工作所能達(dá)到的穩(wěn)定平飛速度稱(chēng)為vmax

。飛機(jī)平飛所能保持的最小穩(wěn)定速度，以vmin表示。平飛最小速度vmin同時(shí)受到臨界迎角和發(fā)動(dòng)機(jī)功率的限制。α臨界對(duì)應(yīng)的平飛速度，是平飛最小理論速度。為保證安全，一般不允許在α臨界狀態(tài)下飛行。而采用允許升力系數(shù)Cy：Cy=(0．82—0．85)Cy臨界，與對(duì)應(yīng)的平飛速度，就是實(shí)際使用的最小平飛速度。

最小阻力速度平飛所需拉力最小的速度，vMD平飛最小阻力速度在平飛所需拉力曲線(xiàn)的最低點(diǎn)。以前稱(chēng)有利速度。對(duì)應(yīng)的迎角稱(chēng)最小阻力迎角，以前稱(chēng)有利迎角。從平飛功率曲線(xiàn)原點(diǎn)向曲線(xiàn)所引切線(xiàn)的切點(diǎn)對(duì)應(yīng)的速度為最小阻力速度VMD。最小阻力速度平飛所需功率最小的速度，VMP平飛最小功率速度在平飛所需功率曲線(xiàn)的最低點(diǎn)。以前稱(chēng)經(jīng)濟(jì)速度，對(duì)應(yīng)的迎角稱(chēng)最小功率迎角，以前稱(chēng)經(jīng)濟(jì)迎角。最小功率速度VMP平飛最小速度到平飛最大速度的區(qū)間稱(chēng)為平飛速度范圍。平飛速度范圍平飛第一速度范圍是正操縱區(qū)平飛第二速度范圍是反操縱區(qū)加速：

V1到V2，加油門(mén)，隨速度的增加，頂桿保持高度。減速：

V2到V1，收油門(mén)，隨速度的降低，帶桿保持高度。在第一速度范圍內(nèi)加速：

V1到V2，最初需加油門(mén)使飛機(jī)加速，頂桿保持高度，然后逐步收油門(mén)。減速：

V2到V1，最初需收油門(mén)使飛機(jī)減速，帶桿保持高度，然后逐步加油門(mén)。第四章飛行性能第二范圍相對(duì)于第一范圍來(lái)講，只是油門(mén)反效而桿不反效。即在所有的平飛速度范圍都是頂桿低頭加速，帶桿抬頭減速。第二范圍內(nèi)的反操縱只是在第二范圍內(nèi)保持穩(wěn)定飛行才體會(huì)明顯。起飛著陸時(shí)的速度一般均在第二速度范圍，但反操縱并不會(huì)危及飛行安全，因?yàn)橛烷T(mén)不動(dòng)。在第二范圍內(nèi)飛機(jī)飛行是速度不穩(wěn)定的，即一旦受擾速度增加，飛機(jī)有加速的趨勢(shì)，受擾速度減小，飛機(jī)有減速的趨勢(shì)。平飛兩速度范圍的進(jìn)一步理解：從第二范圍改出回到第一范圍：加油門(mén)，隨速度的增加頂桿保持高度。最初的加速度是越來(lái)越大，過(guò)Vmp后加速度開(kāi)始逐漸減小，直至加速至可用拉力曲線(xiàn)與需用拉力曲線(xiàn)的右交點(diǎn)。第四章飛行性能平飛最大速度的變化高度增加，密度減小，發(fā)動(dòng)機(jī)功率降低，可用拉力曲線(xiàn)下移；高度增加，保持表速飛行，動(dòng)壓不變，阻力不變，需用拉力曲線(xiàn)不動(dòng)。vmax隨飛行高度的變化高度增加，平飛最大速度IAS減小，平飛最大真速TAS也減小。vmax隨飛行高度的變化vmax隨重量的變化重量增加，同一迎角下只能增速，才能產(chǎn)生更大的升力，速度大，阻力大。因此，所需拉力曲線(xiàn)上的每一點(diǎn)（對(duì)應(yīng)一迎角）均向上（阻力大）向右（速度大）移動(dòng)。因此，重量增加，平飛最大速度減小。

氣溫增加，密度降低，發(fā)動(dòng)機(jī)功率降低，可用拉力曲線(xiàn)下移。密度變化，按表速飛行時(shí)，影響阻力大小，需用拉力曲線(xiàn)不移動(dòng)。因此，溫度增加，平飛最大速度減小。vmax隨氣溫的變化第四章飛行性能

（一）平飛需用推力在平飛中，要保持速度不變，發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力應(yīng)與飛機(jī)阻力相等。為克服飛機(jī)阻力所需推力叫平飛需用推力。第四章飛行性能平飛需用推力與飛機(jī)重力及飛機(jī)的升阻比有關(guān)；飛機(jī)重量越重，平飛所需推力越大；升阻比越大，平飛所需推力越小。第四章飛行性能在一定飛行高度上，把平飛需用推力隨速度的關(guān)系用曲線(xiàn)表示，稱(chēng)為平飛需用推力曲線(xiàn)。隨著平飛速度的增大，平飛需用推力先是減小，隨后增大。其原因：在亞音速階段，當(dāng)飛行速度增大時(shí)，有兩個(gè)因素同時(shí)引起阻力的變化。一是隨速度增大，動(dòng)壓增大，使阻力增加；二是隨速度增大，在保持升力等于重力的條件下、飛機(jī)迎角減小，導(dǎo)致誘導(dǎo)阻力和壓差阻力減小。阻力究竟增大還是減小，取決于上述兩個(gè)因素的影響大小。第四章飛行性能第四章飛行性能安裝在一架飛機(jī)上的所有發(fā)動(dòng)機(jī)，在一定工作狀態(tài)下，所能提供的推力叫發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力。在飛行高度和油門(mén)一定情況下，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨飛行速度變化的規(guī)律是：在亞音速范圍內(nèi)，隨著飛行速度的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)推力開(kāi)始略有降低，隨后又有所提高。第四章飛行性能第四章飛行性能把同一高度上平飛需用推力曲線(xiàn)和相應(yīng)的滿(mǎn)油門(mén)狀態(tài)下的可用推力曲線(xiàn)繪制在同一張圖上，該圖稱(chēng)為平飛推力曲線(xiàn)圖。第四章飛行性能第四章飛行性能在一定的飛行高度和重量下，發(fā)動(dòng)機(jī)滿(mǎn)油門(mén)工作狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)所能達(dá)到的穩(wěn)定平飛速度，就是飛機(jī)在該高度上的最大平飛速度。最大平飛速度是理論上飛機(jī)平飛所能達(dá)到的最大速度，而并不是飛機(jī)實(shí)際的最大使用速度，考慮到強(qiáng)度等原因，某些飛機(jī)的最大使用速度比最大平飛速度可能要小。第四章飛行性能

最小平飛速度是飛機(jī)作等速直線(xiàn)平飛所能保持的最小速度。最小平飛速度的大小受最大升力系數(shù)的限制。相對(duì)應(yīng)的平飛速度，就是平飛最小速度。Vmin是平飛需用推力曲線(xiàn)最左邊點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度。

α臨界對(duì)應(yīng)的平飛速度，是平飛最小理論速度。為保證安全，一般不允許在α臨界狀態(tài)下飛行。而采用允許升力系數(shù)Cy：Cy=(0．82—0．85)Cy臨界，與對(duì)應(yīng)的平飛速度，就是實(shí)際使用的最小平飛速度。第四章飛行性能

飛機(jī)平飛需用推力最小，也就是阻力最小時(shí)所對(duì)應(yīng)的平飛速度叫做平飛有利速度，用V有利表示。在需用推力曲線(xiàn)上最低點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度，就是平飛有利速度。用這一速度平飛，迎角為有利迎角，升阻比最大。在同一高度上，用有利速度平飛，是所有平飛速度中發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速最小和推力最小的工作狀態(tài)。飛機(jī)用有利速度平飛，航時(shí)較長(zhǎng)。第四章飛行性能在同一飛行高度上，可用推力與平飛需用推力之差稱(chēng)為剩余推力。除最大平飛速度處外，飛機(jī)以其它速度平飛時(shí)都有剩余推力。在有利速度附近剩余推力最大。剩余推力將使飛機(jī)加速或爬升，剩余推力越大飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能越好。第四章飛行性能從最大平飛速度到最小平飛速度之間的范圍叫平飛速度范圍。在此范圍中任一速度均可保持平飛。根據(jù)改變平飛速度的操縱方法的不同，以及飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性好壞不同，以平飛有利速度為界，將平飛速度范圍分為兩部分。從有利速度到最大平飛速度叫第一飛行范圍。從最小平飛速度到有利速度叫第二飛行范圍（反操縱區(qū)）。第四章飛行性能第四章飛行性能(一)高度對(duì)平飛性能的影響第四章飛行性能飛機(jī)平飛到超過(guò)某一高度后，最大平飛速度超過(guò)臨界速度，出現(xiàn)波阻。同樣．隨高度升高，氣溫下降，音速減小，以致飛行M數(shù)增大，波阻顯著增加，所以阻力減小不多(甚至增大)，此時(shí)，隨飛行高度的升高，推力降低對(duì)最大平飛速度的影響隨成為主要矛盾，于是最大平飛速度逐漸減小。以上是最大平飛速度隨高度變化的一般規(guī)律。此外，隨高度增加，空氣密度下降，升力必然要減小。為保持平飛，則對(duì)應(yīng)于每一迎角的平飛所需速度要增大，所以對(duì)應(yīng)與臨界迎角的最小平飛速度，以及對(duì)應(yīng)于有利迎角的有利速度均隨之增大。第四章飛行性能第四章飛行性能第四章飛行性能飛機(jī)沿向上傾斜的軌跡作等速直線(xiàn)飛行叫上升飛行。

為了保持飛機(jī)沿斜線(xiàn)等速飛行。要求升力Y與重力分力G1相等，推力應(yīng)等于阻力X與重力分力G2之和。用公式表示：第四章飛行性能上升角是飛行方向與水平線(xiàn)間夾角(θ)第四章飛行性能

上升中，飛機(jī)在單位時(shí)間內(nèi)所增加的高度叫做上升率。用Vy表示，它的單位是米／秒。第四章飛行性能第四章飛行性能第四章飛行性能當(dāng)達(dá)到其一飛行高度時(shí)，可用推力曲線(xiàn)和需用推力曲線(xiàn)相切(ΔP＝0，Vy=0)，此時(shí)飛機(jī)再也不能上升。這個(gè)最大上升率為零的高度稱(chēng)為理論靜升限。飛機(jī)爬高到最大上升率降低為0.5米／秒的高度稱(chēng)為實(shí)用靜升限。如果駕駛員把飛機(jī)拉起，采取躍升辦法，飛機(jī)可靠其動(dòng)能躍升到理論靜升限以上的高度。用這種辦法所能達(dá)到的最大高度叫動(dòng)升限。第四章飛行性能第四章飛行性能飛機(jī)沿著向下傾斜的軌跡作等速直線(xiàn)飛行稱(chēng)為下滑飛行。下滑飛行可分為關(guān)油門(mén)下滑和帶油門(mén)下滑兩種。第四章飛行性能第四章飛行性能第四章飛行性能第四章飛行性能第四章飛行性能第四章飛行性能飛機(jī)在下滑中所經(jīng)過(guò)的水平距離叫下滑距離，用L下滑表示與有關(guān)下滑距離的因素：下滑角下滑高度第四章飛行性能飛機(jī)起飛的主要性能是：起飛距離、起飛時(shí)間和離地速度．飛機(jī)著陸的主要性能是：著陸距離、著陸時(shí)間和接地速度．第四章飛行性能第四章飛行性能飛機(jī)從開(kāi)始滑跑到離地之間的距離稱(chēng)起飛滑跑距離。起飛滑跑距離的長(zhǎng)短是衡量飛就起飛性能好壞的重要標(biāo)志性，起飛滑跑距離短，飛機(jī)起飛性能好。起飛滑跑距離的長(zhǎng)短是由離地速度和滑跑階段中的加速度決定。第四章飛行性能飛機(jī)離地所需要的速度，稱(chēng)為離地速度，用V離地。表示：離地速度小，則滑跑距離短．飛機(jī)離地時(shí)，升力應(yīng)等于飛機(jī)重力，即：第四章飛行性能第四章飛行性能當(dāng)離地速度一定，滑跑中加速度越大，起飛滑跑距離越短。飛機(jī)起飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大，起飛滑跑加速性越好。另外，如在高原場(chǎng)地起飛，由于密度小，使發(fā)動(dòng)機(jī)推力大大減小，因而使飛機(jī)滑跑中的加速度大為減小，導(dǎo)致滑跑距離增長(zhǎng)。第四章飛行性能第四章飛行性能飛機(jī)從接地開(kāi)始到滑跑停止所經(jīng)過(guò)的距離叫做著陸滑跑距離。著陸滑跑距離的長(zhǎng)短，是著陸性能的主要標(biāo)志。著陸滑跑距離短，飛機(jī)著陸性能好。著陸滑跑距離的長(zhǎng)短由飛機(jī)接地速度和著陸滑跑中的負(fù)加速度確定的。第四章飛行性能第四章飛行性能第四章飛行性能接地速度一定，負(fù)加速度大，則滑跑距離縮短。負(fù)加速度大小，取決于著陸滑跑過(guò)程中機(jī)輪與地面的摩擦力和空氣阻力，一般使用剎車(chē)裝置和增阻裝置。使用剎車(chē)裝置可以增大機(jī)輪和地面摩擦力，使用發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置等可以增大阻力，從而增大負(fù)加速度，大大縮短滑跑距離。第四章飛行性能飛機(jī)的續(xù)航性能包括航程和航時(shí)兩個(gè)方面。航時(shí)是指飛機(jī)在空中所能持續(xù)飛行的時(shí)間。航程是指飛機(jī)在空中所能持續(xù)飛行的距離。飛機(jī)每次航行都包括上升、平飛、下降等階段，其中平飛階段是航行的主要部分。在研究飛機(jī)的續(xù)航性能時(shí)，重點(diǎn)放在平飛階段上。飛機(jī)在平飛階段的航程和航時(shí)分別叫做平飛航程和平飛航時(shí)。第四章飛行性能第四章飛行性能第四章飛行性能第四章