7、飛行力學第二章2.5

第二章

飛機飛行性能

之

起飛/著陸性能共50頁1飛行器飛行力學內容引言2.5.1起飛性能2.5.2著陸性能2.5.3單發(fā)停車故障對策2.5.4改善起落性能的措施2.5.5風切變對起落性能的影響小結共50頁2飛行器飛行力學2.5：引言

速度改變很快的非定常運動地面滑跑時承受地面對機輪的支反力和摩擦力地面運動及近地飛行時需要考慮氣動力的地面效應影響構形變化：放下起落架、打開襟翼等增升裝置、使用減速板等等起飛著陸的運動及受力特點地面效應：當飛機接近地面飛行時，由于地面的限制使機翼的下洗減小，使有效迎角增加，從而增加升力，減小誘導阻力，增加俯仰穩(wěn)定性的現(xiàn)象。共50頁3飛行器飛行力學地面效應(groundeffect)

地面效應產生的原因在物理學上還有爭議，一般認為是因為氣流在機翼和地面/水面之間形成了一個高壓氣墊而產生了更大的上揚力。但是風洞實驗指出，高壓氣墊雖然存在，但是地面/水面主要作用為擾亂翼尖渦流，減小下洗。在沒有翼尖渦流的情況下，機翼的迎角更接近理論值，從而增加升力、減小誘導阻力。產生原因對安全的影響地面效應的作用高度范圍等同于飛機的展長。起飛時易拉起，但此時飛機處于低速大迎角范圍，非常接近失速，當飛機爬升超過地面效應作用范圍后，翼尖渦流的下洗開始增強，造成相對氣流偏移，結果使迎角進一步增大，更接近于失速。此時飛機若未能加速到更安全的速度，將有可能進入失速，直接威脅飛行安全。著陸時也有類似情況。共50頁4飛行器飛行力學地面效應綜合分析近地面翼尖渦削弱近地面上下洗削弱

CL

MaTR導致1)升力系數增加2)誘導阻力減少3)產生附加低頭力矩(T型尾除外)共50頁5飛行器飛行力學主要性能指標起飛:離地速度，滑跑距離，起飛距離，起飛時間著陸:接地速度，滑跑距離，著陸距離，著陸時間

距離短,時間少,離地/接地速度低

性能好.地面效應的應用

速度快.航速是普通艦艇的10倍甚至更高,是氣墊船的3倍以上.安全性高.低空飛行,可隨時降落;不易被雷達發(fā)現(xiàn).抗浪性好.小型機1米左右,中型機3米左右,大型機5米左右.設計與制造費用低,售價約為同級飛機的50%~60%.地效飛行器賽車設計優(yōu)點共50頁6飛行器飛行力學飛機從起飛線開始滑跑，離地并爬升到機場上空安全高度的這一加速過程稱為起飛。本節(jié)主要討論前三點式飛機起飛性能。

根據機場四周障礙物選取，常采用25m、15m或10.7m，與飛機類型有關。一、概念：起飛

2.5.1飛機的起飛性能

共50頁7飛行器飛行力學穩(wěn)定上升平飛加速初始穩(wěn)定上升起飛線起飛滑跑上升加速收起落架收襟翼前三點式飛機的起飛過程VRVlo安全高度VHVH2V4三輪滑跑兩輪滑跑VR(抬前輪)=0.7~0.9VloVlo

(離地)VH(安全高度)=1.3Vlo(或按規(guī)范)H>122m共50頁8飛行器飛行力學應分別對抬前輪前后兩段進行數值積分后相加。因為兩段中飛機姿態(tài)不同，其迎角及升、阻系數也不同。

假設滑跑過程中的兩主輪著地，推力與地面平行。二、地面滑跑距離d1和時間t1的計算精確計算

近似計算

共50頁9飛行器飛行力學共50頁10飛行器飛行力學縮短滑跑距離和時間的措施

起飛需盡快獲取能量,并產生足夠大的升力系數可用數值積分或圖解積分求解。注意：氣動特性中考慮相應的構形和地效。共50頁11飛行器飛行力學其中，離地升阻比，由起飛極曲線確定假設為勻加速運動過程，工程估算

(Ta)av由Ta~V曲線取平均值，可取為0.9T0（T0

V=0，發(fā)動機起飛狀態(tài)）00共50頁12飛行器飛行力學對于Ta/W和W/S均較大的高速飛機，忽略氣動力的影響。粗略估算

00共50頁13飛行器飛行力學（對距離和時間分別按T取統(tǒng)計平均）共50頁14飛行器飛行力學離地條件

發(fā)動機安裝角離地升力系數，據飛機近地面、起飛襟翼構形的升力特性和

lo確定。限制條件三、離地速度的確定0.2~0.3m共50頁15飛行器飛行力學運動特點

可近似用能量法進行估算。

四、空中段水平距離d2和時間t2的計算能量守恒共50頁16飛行器飛行力學有地效,放起落架無地效,收起落架起飛距離/時間

共50頁17飛行器飛行力學4標準操縱:通過機場上空，進行4轉彎飛行。123一、著陸前準備放起落架放襟翼H≥200m，對準跑道著陸點，下滑至安全高度

2.5.2飛機的著陸性能

共50頁18飛行器飛行力學飄落拉平平飛減速下滑地面滑跑地面減速段,按勻減速估算5~8m0.5~1m0.15~0.25m拉桿充分利用空氣阻力減速;推桿前輪著地,由兩點滑跑

三點滑跑;剎車空中減速段,用能量法估算飛機從安全高度(25米處)下滑過渡到地面滑跑，直至完全停止運動的整個減速過程。二、著陸過程H=25mVHVtd共50頁19飛行器飛行力學經驗指出，接地速度Vtd

進場速度VH

速度修正系數，取0.9～0.95

min{CL.sh,CL.pt,CL.δmax},計及地效、襟翼處于著陸位置三、接地速度和進場速度的確定飛機主輪開始接觸地面瞬間的速度(升力開始不能平衡重量)。飛機下滑至安全高度(25m)處的瞬時速度。共50頁20飛行器飛行力學能量法近似計算

四、空中段水平距離d3和時間t3的計算能量守恒Vtd

,d4

;但d4比d3重要，所以要求Vtd

分析共50頁21飛行器飛行力學假設:按全部使用剎車的三點滑跑，勻減速運動。

著陸構形升阻比輪、地狀況+剎車五、著陸滑跑距離d4和時間t4的計算近似計算

共50頁22飛行器飛行力學分析

著陸距離/時間

即要求:

共50頁23飛行器飛行力學

2.5.3單發(fā)停車故障的對策

多發(fā)動機飛機在起飛滑跑過程中,當有一臺發(fā)動機因故障停車時，駕駛員須根據發(fā)動機出現(xiàn)故障時的飛行速度及所剩跑道長度決定是中斷起飛還是繼續(xù)起飛。中斷起飛所需距離是指在起飛滑跑過程中，一臺發(fā)動機停車，駕駛員決定中斷起飛并采取中斷起飛操作(即收油門，開啟各種減速裝置)，飛機從滑跑起點到完全停止所經過的距離。中斷起飛所需距離由三段組成:1、中斷起飛(AbortedTakeoff)所需距離(1)飛機從速度為零，加速滑跑至一臺發(fā)動機停車瞬時速度Vef(EngineFailurespeed)所經過的距離。共50頁24飛行器飛行力學(2)從一臺發(fā)動機停車至駕駛員決定收油門，放減速機構中斷起飛所經過的距離。該段所需時間按規(guī)范規(guī)定為3s，飛行速度近似不變，為Vef。(3)收油門，放減速機構至飛機完全停止運動所經過的距離中斷起飛過程的第一段相當于起飛滑跑，第三段相當于著陸滑跑，故中斷起飛所需距離可近似表示為共50頁25飛行器飛行力學2、繼續(xù)起飛(ContinuedTakeoff)所需距離指一臺發(fā)動機停車后繼續(xù)起飛時，從滑跑起點到上升至安全高度所經過的水平距離。繼續(xù)起飛所需距離由兩段組成:(1)地面滑跑。包括所有發(fā)動機工作時加速滑跑直到Vef；一臺發(fā)動機停車，其余發(fā)動機工作時加速滑跑直到Vlo。其近似估算可表示為共50頁26飛行器飛行力學(2)從離地速度Vlo開始至安全高度的加速上升段距離dct.2。其估算可表示為繼續(xù)起飛距離共50頁27飛行器飛行力學3、決策速度V1與平衡場長Lbf決策速度

V1是指多發(fā)動機飛機,在起飛滑跑過程中，使繼續(xù)起飛與中斷起飛所需距離相等時的臨界發(fā)動機失效速度.平衡場長

Lbf為繼續(xù)起飛所需距離dct等于中斷起飛所需距離dat時的場地長度，即右圖中交點對應的距離。即繼續(xù)起飛所需距離dct曲線與中斷起飛所需距離dat曲線交點所對應的速度.臨界發(fā)動機多發(fā)動機飛機上，對方向操縱影響最大的發(fā)動機。DecisionSpeedCriticalEngineBalancedFieldLength共50頁28飛行器飛行力學當實際場地長度Lrf等于平衡場地長度Lbf時，如果一臺發(fā)動機在決策速度V1時停車，飛機可以繼續(xù)起飛，也可中斷起飛；討論出實際場地長度Lrf時當發(fā)動機在大于V1時停車，中斷起飛所需距離dat超當發(fā)動機在小于V1時停車，繼續(xù)起飛所需距離dct超出實際場地長度Lrfdatdct飛機只能繼續(xù)起飛；飛機只能中斷起飛。共50頁29飛行器飛行力學飛機起飛重量增加，平衡場地長度增長，此時實際場地長度Lrf小于平衡場地長度Lbf。飛機在Va～Vb區(qū)發(fā)動機停車，繼續(xù)飛行和停止飛行所需距離均超出實際場地長度，出現(xiàn)飛機既不能中斷起飛，也不能繼續(xù)起飛的困難局面，而危及飛行安全。datdct共50頁30飛行器飛行力學在給定飛機起飛重量后，決策速度是決定臨界發(fā)動機停車后是否繼續(xù)起飛的分界速度。安全起見，一般取實際場地長度為

Lrf=max{dat,dct,1.15dto}起飛重量減輕，平衡場地長度縮短，此時實際場地長度Lrf超過平衡場地長度Lbf.飛機如在Vc～Vd停車，由于飛機繼續(xù)飛行和停止飛行所需距離小于實際場地長度，則飛機無論繼續(xù)起飛或中斷起飛，都是安全的。通常情況下，都作中斷起飛處理。共50頁31飛行器飛行力學現(xiàn)代飛機的飛行速度和翼載荷不斷增加，使起飛和著陸滑跑距離大大加長。

2.5.4改善高速飛機起飛著陸性能的措施

通過設計簡單、有效的增升裝置，可以提供更加優(yōu)良的氣動性能并達到更好的經濟性能。例：波音777飛機起降時升力系數增加0.1，其俯仰姿態(tài)角可降低1°，從而降低起落架高度使飛機減重636kg;最大升力系數增加1.5%，可使有效負載增加2996kg;起飛時升阻比增加0.1%可使有效負載增加1272kg。共50頁32飛行器飛行力學一般由空中性能確定，起飛時用滿油門，必要時帶起飛加速器。參數要求為了盡快加速達到離地要求和安全高度，需要增升、減阻、使用大推力，即措施一般由空中性能和飛行品質確定。起飛共50頁33飛行器飛行力學可采用各種增升裝置，包括常規(guī)翼面增升、變后掠增升、動力增升，或更先進的兼顧亞、跨、超的氣動布局。注意增升同時控制阻力，以免對加速不利。所以應適當選用增升裝置的位置，使飛機具有較大升阻比。改善跑道表面狀況。

外界條件影響發(fā)動機效率及推力

下坡有利于起飛加速；逆風有利于減小地速(機場跑道與常年風向相一致)。而機場高度增加、溫度增加，都對起飛不利。共50頁34飛行器飛行力學外界條件同起飛類似。因K

有利，故可全部打開。減速板，剎車，減速傘，反推力裝置，機械裝置（艦載機多用）。參數要求為了使飛機從安全高度回到機場、減速停止，需要增升、增阻、多方制動，減速力盡量大以吸收能量，即著陸措施不取決于著陸性能。增升裝置其它減速裝置

上坡、逆風著陸有利;機場高度增加對著陸不利;溫度變化影響不大(發(fā)動機慢車)。共50頁35飛行器飛行力學氣動增升原理與裝置用改變氣動外形(增加機翼彎度、面積)和延遲氣流分離的方法增加升力.1）變后掠機翼(F-14)共50頁36飛行器飛行力學2）增加彎度增升例如:簡單前襟、后襟、開裂式襟翼共50頁37飛行器飛行力學3）增加附面層能量延遲分離渦發(fā)生器、前緣縫翼、附面層吸除、吹氣等例如：共50頁38飛行器飛行力學4）綜合增升同時改變機翼有效彎度、有效面積、增加附面層能量等共50頁39飛行器飛行力學共50頁40飛行器飛行力學共50頁41飛行器飛行力學共50頁42飛行器飛行力學動力增升利用發(fā)動機燃氣向下偏轉產生向上的推力，如推力矢量飛機F-35；螺旋槳發(fā)動機利用經螺旋槳加速后的滑流流過機翼，同時偏轉后緣襟翼加速氣流向下偏折，增加升力；共50頁43飛行器飛行力學

2.5.5風切變下的起落過程

風切變是指風速在水平和垂直方向上突然變化的一種大氣現(xiàn)象。水平風速變化將影響空速，垂直風速的變化將影響航跡。風切變可能在任何高度上發(fā)生。國際航空界公認低空風切變是飛機起飛和著陸階段的一個重要危險因素，被人們稱為“無形殺手”。

風切變指接近地面高度上出現(xiàn)的風切變。低空風切變風切變產生的原因產生風切變的原因主要有三種：共50頁44飛行器飛行力學以垂直風切變?yōu)橹饕卣鞯木C合風切變，具有很強的危害性。大氣本身的運動變化(如雷暴、積雨云等強對流天氣)；地理、環(huán)境因素(如高山、高樓等)所造成的；前兩者的綜合。微下沖暴流由于垂直風的風速出現(xiàn)突然加劇，從而產生了特別強的下降氣流。該強下降氣流