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平飛、上升、下降第5
章CONTENTS0204目錄5.1平飛5.2
巡航性能5.3
上升5.4
下降01035.1平
飛平飛中,作用于飛機(jī)的力有升力(L)、重力(W)、拉力(P)和阻力(D)。平飛時(shí),飛機(jī)無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng),各力對(duì)飛機(jī)重心的力矩相互平衡,因此,以上各力均通過(guò)重心。5.1.1
飛機(jī)平飛時(shí)的作用力飛機(jī)平飛作用力1.
平飛所需速度計(jì)算公式和影響因素由平飛等高條件
L
=
W
及升力公式可以得到5.1.2
平飛所需速度可看出,影響平飛所需速度的因素有飛機(jī)重量、機(jī)翼面積、空氣密度、升力系數(shù)。2.
真速、指示空速、校正空速、當(dāng)量空速真速是飛機(jī)相對(duì)于空氣的真實(shí)速度,以vT
表示,其縮寫(xiě)形式為
TAS。指示空速(表速)是飛機(jī)上空速表指針指示的空速,以
vI
表示,其縮寫(xiě)形式為
IAS。校正空速(校正表速)是指示空速修正了儀表誤差和位置誤差后得到的空速,以
vC表示,其縮寫(xiě)形式為
CAS。當(dāng)量空速是指示空速修正了所有誤差后得到的空速,以vE
表示,其縮寫(xiě)形式為
EAS。1.
平飛所需拉力1)平飛所需拉力的計(jì)算該式表明,飛機(jī)的平飛所需拉力(平飛氣動(dòng)阻力)與飛行重量成正比,與飛機(jī)的升阻比成反比。即飛行重量越重,平飛所需拉力越大;升阻比越小,平飛所需拉力越大。5.1.3
飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線1.
平飛所需拉力2)平飛所需拉力曲線5.1.3
飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線平飛所需拉力曲線從圖中可看出,隨著平飛速度增大,平飛所需拉力先減小,隨后又增大。這是因?yàn)椋浩斤w速度增大,其對(duì)應(yīng)的迎角減小,在臨界迎角到有利迎角的范圍內(nèi),迎角減小,升阻比增大,則平飛所需拉力減??;在小于有利迎角的范圍內(nèi),迎角減小,升阻比減小,則平飛所需拉力增大。以有利迎角平飛,升阻比最大,則平飛所需拉力最小。2.
平飛所需功率根據(jù)平飛所需功率的定義,其計(jì)算公式為隨著平飛速度增大,平飛所需功率先是減小,而后又增大。這是因?yàn)椋簭呐R界迎角對(duì)應(yīng)的最小速度開(kāi)始,隨著平飛速度增大,起初,由于平飛所需拉力的急劇減小,平飛所需功率迅速減小,及至平飛速度增大到一定程度之后,隨著平飛速度繼續(xù)增大,雖然平飛所需拉力仍舊減小,但其減小的變化量小于速度增大的變化量,故平飛所需功率增大。當(dāng)飛行速度大于最小阻力速度后,隨著平飛速度增大,平飛所需拉力也增大,所以平飛所需功率顯著增大。5.1.3
飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線平飛所需功率曲線3.
平飛拉力曲線和剩余拉力把飛機(jī)的平飛所需拉力曲線和可用拉力曲線畫(huà)在同一坐標(biāo)系上,合稱(chēng)平飛拉力曲線。剩余拉力是指同一速度下,飛機(jī)的可用拉力與平飛所需拉力之差,以?P
表示,即隨飛行速度的增大,剩余拉力先增大后減??;同一油門(mén)下,最大剩余拉力(
?Pmax
)對(duì)應(yīng)平飛所需功率最小的速度。5.1.3
飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線4.
平飛功率曲線和剩余功率把飛機(jī)的平飛所需功率曲線和可用功率曲線畫(huà)在同一坐標(biāo)系上,合稱(chēng)平飛功率曲線。剩余功率是指同一速度下,飛機(jī)的可用功率與平飛所需功率之差,以?N
表示,即隨飛行速度的增大,剩余功率先增大后減小;同一油門(mén)下,最大剩余功率(
?Nmax
)對(duì)應(yīng)平飛所需拉力最小的速度。5.1.3
飛機(jī)的平飛拉力曲線和平飛功率曲線平飛功率曲線平飛拉力曲線1.
平飛性能參數(shù)1)平飛最大速度平飛最大速度是指飛機(jī)在滿油門(mén)條件下保持平飛能達(dá)到的穩(wěn)定飛行速度,以vmax
表示。2)平飛最小速度平飛最小速度是指飛機(jī)平飛所能保持的最小穩(wěn)定速度,以vmin
表示。在發(fā)動(dòng)機(jī)功率足夠的條件下(低高度),平飛最小速度受最大升力系數(shù)限制,平飛最小速度為飛機(jī)的失速速度(vs1
)。5.1.4
飛機(jī)的平飛性能平飛最小速度1.
平飛性能參數(shù)3)最小阻力速度最小阻力速度是指平飛所需拉力最小的飛行速度,以
vMD
表示。以有利迎角飛行,飛機(jī)的升阻比最大,平飛所需拉力最小,以有利迎角飛行對(duì)應(yīng)的速度就是最小阻力速度。4)最小功率速度最小功率速度是指平飛所需功率最小的速度,以vMP
表示。螺旋槳飛機(jī)以vMP
平飛,所需的發(fā)動(dòng)機(jī)功率最小,比較省油,航時(shí)較長(zhǎng)。5)平飛速度范圍從平飛最大速度到平飛最小速度,稱(chēng)為平飛速度范圍。飛機(jī)平飛速度范圍越大,說(shuō)明飛機(jī)平飛性能越好。5.1.4
飛機(jī)的平飛性能2.
平飛性能的變化1)平飛最大速度的變化①
平飛最大速度隨飛行高度的變化。5.1.4
飛機(jī)的平飛性能平飛最大速度隨飛行高度的變化飛行高度對(duì)平飛最大速度的影響(功率曲線)飛行高度對(duì)平飛最大速度的影響(拉力曲線)2.
平飛性能的變化1)平飛最大速度的變化②
平飛最大速度隨飛行重量的變化。③
平飛最大速度隨氣溫的變化。5.1.4
飛機(jī)的平飛性能平飛最大速度隨氣溫的變化(拉力曲線)平飛最大速度隨飛行重量的變化(拉力曲線)2.
平飛性能的變化2)平飛最小速度隨高度的變化在低飛行高度飛行時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)功率足夠,平飛最小速度受臨界迎角限制,故隨飛行高度增高,對(duì)應(yīng)于臨界迎角的平飛最小指示空速不變,而平飛最小真速增大;在接近升限飛行時(shí),由于滿油門(mén)的可用拉力和可用功率降低到小于以臨界迎角平飛的所需拉力和所需功率之下,因此,隨飛行高度的增高,平飛最小指示空速將增大,而平飛最小真速則增大更多。5.1.4
飛機(jī)的平飛性能平飛最小速度隨飛行高度的變化2.
平飛性能的變化3)飛行包線飛機(jī)的平飛速度范圍隨飛行高度變化的曲線稱(chēng)為飛行包線,如圖
5.14
所示。從飛行包線上可以看出,隨飛行高度的增高,飛機(jī)的平飛速度范圍逐漸縮小,當(dāng)達(dá)到一定高度(理論升限)時(shí),飛機(jī)只能以一個(gè)速度(最小功率速度)平飛。5.1.4
飛機(jī)的平飛性能飛行包線5.1.5
飛機(jī)平飛改變速度的原理飛機(jī)的平飛拉力曲線在第一速度范圍內(nèi)飛機(jī)在平飛時(shí)改變速度的操縱方法是:要增大平飛速度,先增大油門(mén),并隨速度的增大相應(yīng)地向前推駕駛桿;要減小平飛速度,則先減小油門(mén),并隨速度的減小相應(yīng)地向后拉駕駛桿。在第二速度范圍內(nèi)在第二速度范圍改變速度的操縱規(guī)律與在第一速度范圍改變速度的操縱規(guī)律是相反的,且與人的正常操作習(xí)慣相反,這不利于飛行安全。5.2巡航性能1.
小時(shí)燃油消耗量小時(shí)燃油消耗量是指飛機(jī)空中飛行
1
小時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)所消耗的燃油量,以qh
表示,單位為kg/h、L/h、lb/h
或
gal/h。小時(shí)燃油消耗量越小則平飛航時(shí)越長(zhǎng)。小時(shí)燃油消耗量為發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率與燃油消耗率的乘積,即可以看出,飛機(jī)的小時(shí)燃油消耗量取決于發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率、螺旋槳效率和平飛所需功率。5.2.1
平飛航時(shí)2.
飛行條件改變對(duì)平飛航時(shí)的影響1)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速:發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速變化將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率和螺旋槳效率發(fā)生變化,從而引起小時(shí)燃油消耗量發(fā)生變化。2)飛行速度:飛機(jī)在同一高度上以不同的速度平飛,由于平飛所需功率不同使小時(shí)燃油消耗量不同,因而平飛航時(shí)也不同。能獲得平飛航時(shí)最長(zhǎng)的速度稱(chēng)為久航速度。3)飛行高度:不同飛行高度,飛機(jī)的小時(shí)燃油消耗量不同,飛機(jī)的平飛航時(shí)也不同。能獲得最長(zhǎng)平飛航時(shí)的飛行高度稱(chēng)為久航高度。4)飛行重量:飛行重量變化將引起平飛所需功率的變化,使小時(shí)燃油消耗量發(fā)生變化,導(dǎo)致平飛航時(shí)變化。5.2.1
平飛航時(shí)1.
公里(或海里)燃油消耗量飛機(jī)相對(duì)地面飛行
1
公里(或海里)所消耗的燃油量,稱(chēng)為公里(或海里)燃油消耗量,以
qkm
(
qks
)表示,單位為
kg
/
km、gal/
n
mile、lb
/
n
mile。公里(或海里)燃油消耗量越小則平飛航程越長(zhǎng)??煽闯?,飛機(jī)的公里(或海里)燃油消耗量取決于平飛所需拉力、發(fā)動(dòng)機(jī)油消耗率和螺旋槳效率。5.2.2
平飛航程2.
飛行條件改變對(duì)平飛航程的影響1)飛行速度以最小阻力速度飛行,平飛所需拉力最小,若不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率和螺旋槳效率的影響,以最小阻力速度飛行,公里(或海里)燃油消耗量最小,平飛航程最長(zhǎng)。2)飛行高度飛行高度增高,以同一指示空速平飛的平飛所需拉力不變,因此飛行高度增高,公里(或海里)燃油消耗量的變化,取決于發(fā)動(dòng)機(jī)燃油消耗率和螺旋槳效率的變化。5.2.2
平飛航程飛行高度對(duì)平飛航程的影響2.
飛行條件改變對(duì)平飛航程的影響3)風(fēng)風(fēng)速、風(fēng)向?qū)⒂绊戯w機(jī)的地速,從而影響飛機(jī)的平飛航程。對(duì)于順、逆風(fēng)平飛,可以用下面式子計(jì)算飛機(jī)的公里(或海里)燃油消耗量:可以看出,在保持同一空速的情況下,順風(fēng)飛行,地速增大,公里(或海里)燃油消耗量減小平飛航程增長(zhǎng);逆風(fēng)飛行則相反。5.2.2
平飛航程巡航性能圖表給出了飛機(jī)巡航時(shí)的巡航功率設(shè)置、燃油消耗量、平飛真速等。5.2.3
巡航性能圖表巡航性能圖表5.3上
升飛機(jī)上升所受的作用力有升力(L)、阻力(D)、拉力(P)和重力(W)。上升時(shí),飛機(jī)各力矩平衡,作用于飛機(jī)上的各力均通過(guò)重心,且作用于飛機(jī)上的各力也平衡,即可以看出,同速度上升時(shí),飛機(jī)所需的拉力大于飛機(jī)的氣動(dòng)阻力,飛機(jī)上升所需的升力小于飛機(jī)的重力。5.3.1
飛機(jī)上升的作用力飛機(jī)上升時(shí)的作用力1.
上升角和陡升速度1)上升角和上升梯度上升角是飛機(jī)上升軌跡與水平面之間的夾角,以θ
上
表示。上升角大則說(shuō)明通過(guò)同樣的水平距離,飛機(jī)上升的高度高,飛機(jī)的越障能力強(qiáng)。上升梯度是飛機(jī)上升高度與前進(jìn)的水平距離之比,等于上升角的正切(
tanθ
上
)。飛機(jī)的剩余拉力越大,重量越輕,則飛機(jī)的上升角和上升梯度越大。5.3.2
上升性能飛機(jī)的上升角1.
上升角和陡升速度2)陡升速度能獲得最大上升角和最大上升梯度的速度稱(chēng)為陡升速度,以v陡升
或vx
表示。在飛行重量不變的條件下,飛機(jī)的上升角和上升梯度決定于剩余拉力的大小。而剩余拉力的大小決定于油門(mén)的大小和飛行速度的大小。3)影響上升角和上升梯度的主要因素①
飛行重量。②
飛行高度。以同一指示空速上升,飛機(jī)的阻力不變,但隨著高度增加,發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率降低使可用拉力減小,導(dǎo)致剩余拉力減小,上升角和上升梯度減小。③
氣溫。氣溫增高,發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率減小,飛機(jī)的剩余拉力減小,導(dǎo)致飛機(jī)的上升角和上升梯度減小。5.3.2
上升性能2.
上升率和快升速度1)上升率上升率是指飛機(jī)上升中單位時(shí)間所上升的高度,以vy上
表示(圖
5.19),單位為
m/s、ft/min。飛機(jī)的上升率大,說(shuō)明飛機(jī)上升到同一高度的時(shí)間短,飛機(jī)的上升性能好。飛機(jī)的剩余功率越大,飛行重量越輕,飛機(jī)的上升率越大。5.3.2
上升性能上升率、上升角、上升速度2.
上升率和快升速度2)快升速度快升速度是指能獲得最大上升率的速度,以v快升
或
vy
表示。3)上升率和快升速度的主要影響因素①飛行重量。②飛行高度。③
氣溫。5.3.2
上升性能飛行高度對(duì)上升率的影響3.
上升時(shí)間和升限隨飛行高度增高,飛機(jī)上升到一定高度,上升率會(huì)減小到零,這時(shí)飛機(jī)不可能繼續(xù)上升。最大上升率等于零的高度稱(chēng)為理論升限。在理論升限,飛機(jī)只能以最小功率速度平飛。飛機(jī)的上升時(shí)間為上升到預(yù)定高度所需的最短時(shí)間。由于高度增高,上升率減小,上升單位高度的時(shí)間越長(zhǎng),越接近理論升限,上升率越小,飛機(jī)上升越緩慢,理論升限上的最大上升率為零,則飛機(jī)上升到理論升限的時(shí)間趨于無(wú)窮大。5.3.2
上升性能4.
風(fēng)對(duì)上升性能的影響有風(fēng)的情況下,飛機(jī)除了與空氣相對(duì)運(yùn)動(dòng)外,還隨空氣一起相對(duì)地面移動(dòng)。順風(fēng)上升,上升角和上升梯度減小;逆風(fēng)上升,上升角和上升梯度增大。在垂直氣流中上升,上升角和上升率都要改變。在上升氣流中上升,上升角和上升率增大;在下降氣流中上升,上升角和上升率減小。5.3.2
上升性能順、逆風(fēng),上升、下降氣流對(duì)上升性能的影響5.
上升性能圖表根據(jù)分析條件,從上升性能圖表可以確定出飛機(jī)從機(jī)場(chǎng)起飛上升到巡航高度所需的時(shí)間、燃油量、前進(jìn)距離等。5.3.2
上升性能上升性能圖表1.
上升的兩個(gè)速度范圍在速度大于最小功率速度到平飛最大速度范圍內(nèi),飛行員拉桿,迎角增大,速度減小,剩余拉力增大,上升角增大;當(dāng)速度減小到最小功率速度時(shí),剩余拉力和上升角最大。繼續(xù)拉桿,迎角增大,速度減小,但剩余拉力減小,上升角減??;當(dāng)迎角增大到臨界迎角時(shí),飛機(jī)失速。以最小功率速度為界,最小功率速度到平飛最大速度稱(chēng)為上升第一速度范圍;最小功率速度到平飛最小速度稱(chēng)為上升第二速度范圍。5.3.3
飛機(jī)上升的操縱原理飛機(jī)上升的兩個(gè)速度范圍2.
飛機(jī)由平飛轉(zhuǎn)上升的操縱飛機(jī)要由平飛轉(zhuǎn)入上升,首先必須有向上的向心力,即首先使飛機(jī)的升力大于重力,飛機(jī)的軌跡才能向上彎曲,才能逐漸增大上升角,使飛機(jī)轉(zhuǎn)入上升。5.3.3
飛機(jī)上升的操縱原理只拉桿使飛機(jī)上升只加油門(mén)使飛機(jī)上升3.
飛機(jī)由上升轉(zhuǎn)平飛的操縱飛機(jī)由上升轉(zhuǎn)入平飛,飛行員應(yīng)前推駕駛桿減小迎角,以減小升力,使飛機(jī)的升力小于重力分量W1,產(chǎn)生向下的向心力,飛機(jī)運(yùn)動(dòng)軌跡向下彎曲,從而使飛機(jī)逐漸轉(zhuǎn)入平飛。飛機(jī)由上升轉(zhuǎn)入平飛的操縱方法是:柔和地前推駕駛桿,同時(shí)適當(dāng)?shù)厥招∮烷T(mén),使飛機(jī)逐漸轉(zhuǎn)入平飛;待上升角(或上升率)接近零時(shí),適當(dāng)?shù)睾罄{駛桿保持平飛。必要時(shí),調(diào)整油門(mén)保持預(yù)定的平飛速度。對(duì)于螺旋槳飛機(jī),還應(yīng)注意修正螺旋槳副作用的影響。5.3.3
飛機(jī)上升的操縱原理5.4下
降飛機(jī)下降時(shí)作用于飛機(jī)上的力有:升力(L)、阻力(D)、重力(W)、拉力(P)。飛機(jī)下降可根據(jù)需要用正拉力、零拉力和負(fù)拉力進(jìn)行。拉力為零的下降一般叫下滑。由上式可知,下降時(shí),飛機(jī)的升力小于飛機(jī)的重量,同迎角的下降速度小于平飛速度。5.4.1
飛機(jī)下降時(shí)的作用力飛機(jī)下降時(shí)的作用力1.
下降角和下降距離下降角是指飛機(jī)的下降軌跡與水平面之間的夾角,以θ
下
表示;下降距離是指飛機(jī)下降一定高度所前進(jìn)的水平距離,以l下
表示。1)零拉力下滑時(shí)的下滑角和下滑距離2)正拉力下降時(shí)的下降角和下降距離3)負(fù)拉力下降時(shí)的下降角和下降距離5.4.2
下降性能θ下和
l
下的關(guān)系圖5.4.2
下降性能2.
下降率1)零拉力時(shí)的下滑率或2)正拉力時(shí)的下降率3)負(fù)拉力時(shí)的下降率5.4.3
下降性能的主要影響因素飛行重量飛行重量增大,零拉力下滑時(shí)同迎角下的升阻比不變,下滑角不變,下滑距離不變,但由于下滑速度增大使下滑率增大。飛行重量減輕則相反。正拉力下降時(shí),飛行重量增大,飛機(jī)的下降角和下降率都增大,下降距離縮短。氣
溫氣溫增高,同迎角對(duì)應(yīng)的升阻比不變,故零拉力下滑的下滑角不變,但氣溫增高使空氣密度減小,同指示空速的真速增大,下滑率增大;氣溫下降則相反。正拉力下降時(shí),氣溫增高,拉力減小,負(fù)的剩余拉力增大,下降角增大;氣溫降低則相反。3.
風(fēng)風(fēng)對(duì)下降性能的影響與風(fēng)對(duì)上升性能的影響相同。順風(fēng)下降,下降角減小,下降距離增長(zhǎng),下降率不變;逆風(fēng)下降,下降角增大,下降距離縮短,下降率不變。上升氣流中下降,下降角和下降率都減小,下降距離增長(zhǎng);下降氣流中下降,下降角和下降率都增大,下降距離縮短。5.4.3
下降性能的主要影響因素順、逆風(fēng),上升、下降氣流對(duì)下降性能的影響1.
飛機(jī)
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