飞机基本飞行性能课件_精品文档.ppt
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第二章第二章飞机的基本飞行性能飞机的基本飞行性能上海交通大学航空航天学院2-02-0引言引言2-12-1飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性2-22-2飞机定常平飞性能飞机定常平飞性能2-32-3飞机定常上升性能飞机定常上升性能2-42-4飞机定常下滑性能飞机定常下滑性能2-52-5基本飞行性能的参数影响基本飞行性能的参数影响2-62-6小结小结内容内容2-0引言引言基本飞行性能内容基本飞行性能内容基本飞行性能：
指飞机在定常运动和准定常运动时的运动性能。
定常运动：
飞机运动参数不随时间改变。
定直平飞定直下滑定直爬升平飞性能下滑性能爬升性能基本飞行性能主要研究飞机飞多快、飞多高等问题。
引言引言1）1）基本气动外形基本气动外形2）2）发动机工作状态发动机工作状态3）3）平均飞行重量平均飞行重量或其它给定重量或其它给定重量计算基本条件计算基本条件1）1）近似解析法近似解析法2）2）数值计算法数值计算法3）3）图解法图解法u简单推力法：
简单推力法：
适用于喷气式飞机（用直接推力式发动机）适用于喷气式飞机（用直接推力式发动机）求解方法求解方法通过图解比较通过图解比较可用推力功率可用推力功率（已知已知）和和需用推力功率需用推力功率（由平飞条件由平飞条件Y=G求出求出）得到飞机基本性能特点。
得到飞机基本性能特点。
u功率法：
功率法：
适用于螺旋桨飞机（用功率式发动机）适用于螺旋桨飞机（用功率式发动机）引言引言2-1飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性1.1.飞机定常运动方程飞机定常运动方程垂直平面内质心运动方程为：
运动形式由，上式可化为：
由不大，上式可进一步简化为：
定常平飞定常平飞定常上升定常上升定常下滑定常下滑飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性概念概念基本关系式基本关系式飞飞机机进进行行等等速速平平飞飞（dV/dt=0）时时，发发动动机机推推力力用用以以克克服服阻阻力力，称称该该阻阻力力为为定定常常平平飞飞需需用用推力推力Ppx。
近似近似要求一定的油门位置要求一定的油门位置要求一定迎角要求一定迎角飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性平飞需用推力计算方法：
平飞需用推力计算方法：
求给定高度求给定高度H和速度和速度V下下的平飞需用推力的平飞需用推力1）给定）给定G2）给定）给定H3）给定）给定M（V）计算步骤计算步骤、aCx查标准大气表查标准大气表计算计算查极曲线查极曲线飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性零升阻力零升阻力升致阻力升致阻力（诱导阻力诱导阻力）平飞所需推力随飞行速度的变化规律平飞所需推力随飞行速度的变化规律ACx0X0XiXMMyl1.3Mlj有利状态有利状态飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性低速飞行时，以低速飞行时，以升致阻力升致阻力为主，阻力随为主，阻力随MM增加而增加而降低；降低；高速飞行时，以高速飞行时，以零升阻力零升阻力为主，阻力随为主，阻力随MM增加而增加而增加；增加；跨音速区，出现波阻，零升阻力系数剧增，阻力剧增。
跨音速区，出现波阻，零升阻力系数剧增，阻力剧增。
（声障），措施：
（声障），措施：
采用大推力的喷气发动机采用大推力的喷气发动机低波阻构形低波阻构形小展弦比大后掠角薄翼型细长机身跨音速面积律等ACx0Q0QiQpfMMyl1.3Mlj为了兼跨不同M数下的要求，采用变后掠、切尖三角翼加边条等先进气动技术。
飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性平飞需用推力随飞行高度的变化规律H（km）r（kg/m3）a01.225340.350.736320.5100.413299.5150.194295.1200.088295.1飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性平飞需用推力随飞行高度的变化规律曲线向右下移动曲线向右上移动飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性H增加XMMlj低速区：
平飞需用推力随高度增加而增加。
高速区：
平飞需用推力随高度增加而减小。
飞机定常平飞推力特性飞机定常平飞推力特性高速区：
零升阻力占主导地位。
低速区：
诱导阻力占主导地位。
2-2飞机定常平飞性能飞机定常平飞性能定常平飞基本关系定常平飞基本关系Y=GPky=Q调整调整调整调整n在某在某H、V平飞平飞重量、构形确定重量、构形确定性能指标性能指标Vmax（Mmax）,Vmin,Hmax,平飞包线平飞包线简单推力法求解简单推力法求解飞机定常平飞性能飞机定常平飞性能定义定义1.最大平飞速度Vmax（Mmax）各高度Vmax最大者称为飞机的最大平飞速度。
在某高度能定直平飞的最大速度，称该高度最大平飞速度。
简单推力法图解确定简单推力法图解确定Vmax（Mmax）飞机定常平飞性能飞机定常平飞性能Vmax（Mmax）H关系关系H增加增加MP亚音速亚音速飞机飞机HMmax11km超音速超音速飞机飞机跨音速跨音速飞机飞机同样推力变化同样推力变化,右交点移动量跨音速区右交点移动量跨音速区亚音速区亚音速区V陡升陡升（Mq）MPPmaxMMyl（VP）maxMks?
陡升速度和快升速度的比较陡升速度和快升速度的比较陡升速度使飞机在相同陡升速度使飞机在相同的水平距离内获得的高的水平距离内获得的高度增量最多度增量最多。
快升速度使飞机在相同的快升速度使飞机在相同的时间内的高度增量最多。
时间内的高度增量最多。
飞机的定直上升性能飞机的定直上升性能MPPmaxMMyl（VP）maxMks上升性能上升性能某飞机在某飞机在8km8km的上升性能的上升性能：
Mks=0.88Vymax=100m/sMq=0.75qmax=23J-7J-7在在8km8km的上升性能的上升性能：
Mks=0.875Vymax=38m/sMq=0.75qmax=8.5Mig-1542Mig-21/J-7140Mig-25200Mig-29310F-8647F-4152F-16305F-15300常见飞机的常见飞机的Vymax飞机的定直上升性能飞机的定直上升性能3.3.上升时间上升时间与升限与升限u上升时间上升时间飞机上升到预定高度所需的最短飞机上升到预定高度所需的最短时间。
时间。
u实用静升限实用静升限对于高机动飞机取对于高机动飞机取Vymax=5m/s的高度。
的高度。
对于其它飞机取对于其它飞机取Vymax=0.5m/s的高度。
的高度。
u理论静升限理论静升限飞机的最大上升率为零对应的高度。
飞机的最大上升率为零对应的高度。
理论升限处。
理论升限处。
飞机要稳定上升到理论升限的上升飞机要稳定上升到理论升限的上升时间趋于无穷。
时间趋于无穷。
全加力最大推力飞机的定直上升性能飞机的定直上升性能4.4.最最短上升时间短上升时间如果飞机上升过程中，在不同高度下均以Vyks飞行，则达到预定高度的时间最短可由数值积分图解积分求得。
可由数值积分图解积分求得。
1/VymaxHmax.llHH1H2飞机的定直上升性能飞机的定直上升性能从可得5.5.上升时经过的水平距离上升时经过的水平距离Lx由可得：
从，可得：
飞机的定直上升性能飞机的定直上升性能2-4飞机的定直下滑性能飞机的定直下滑性能下滑时通常减小油门，若推力为零则称为滑翔。
滑翔机通常采用大K的布局：
小后掠角大展弦比。
飞机的定直下滑性能飞机的定直下滑性能YRXGP滑翔机滑翔机飞机的定直下滑性能飞机的定直下滑性能根据推力情况可分为三种下降：
根据推力情况可分为三种下降：
u零推力下降零推力下降u正推力下降正推力下降u负推力下降负推力下降飞机的定直下滑性能飞机的定直下滑性能由运动方程中的第一式：
由运动方程中的第一式：
可知，可知，下降升力小于平飞升力。
下降升力小于平飞升力。
1.1.下降速度下降速度结论：
结论：
由于下降角一般较小，同迎角下的下降速度与平飞由于下降角一般较小，同迎角下的下降速度与平飞速度速度近似相等近似相等，则阻力也，则阻力也近似相等近似相等。
因此，可以使用。
因此，可以使用平飞所需推力曲线（阻力曲线）来分析飞机的下降性平飞所需推力曲线（阻力曲线）来分析飞机的下降性能。
能。
飞机的定直下滑性能飞机的定直下滑性能下滑角下滑角是指飞机的下滑速度方向与是指飞机的下滑速度方向与水平面之间的夹角。
水平面之间的夹角。
下滑距离下滑距离是指飞机下降一定高度所是指飞机下降一定高度所前进的水平距离。
前进的水平距离。
2.2.下降角和下降距离下降角和下降距离飞机的定直下滑性能飞机的定直下滑性能则零拉力下滑时：
则零拉力下滑时：
结论：
结论：
零拉力时，飞机的下滑角仅取决于升阻比的大小零拉力时，飞机的下滑角仅取决于升阻比的大小（注意和重量无关）（注意和重量无关），以最大升阻比下滑，即以最小，以最大升阻比下滑，即以最小阻力速度阻力速度Vmd下滑，下滑角最小。
下滑，下滑角最小。
零拉力下滑时的下滑角和下滑距离零拉力下滑时的下滑角和下滑距离由运动方程：
由运动方程：
根据下滑角和下滑距离的关系根据下滑角和下滑距离的关系：
飞机的定直下滑性能飞机的定直下滑性能3.3.下降率下降率垂直速度垂直速度（下降率）（下降率）水平速度水平速度下降率是指飞机在单位时间内下降的高度，以下降率是指飞机在单位时间内下降的高度，以vy下表示。
表示。
飞机的定直下滑性能飞机的定直下滑性能零拉力时的下滑率为：
零拉力时的下滑率为：
结论：
结论：
零拉力时，飞机的下降率取决于平飞所需功率和零拉力时，飞机的下降率取决于平飞所需功率和重量的，重量的，以最小功率速度以最小功率速度Vmp下滑，下滑率最小。
下滑，下滑率最小。
下滑率下滑率2-5基本飞行性能的影响参数基本飞行性能的影响参数基本飞行性能的影响参数基本飞行性能的影响参数假设：
当某一个参数变化时，其余参数固定不变假设：
当某一个参数变化时，其余参数固定不变。
构造参数构造参数：
G/S，Pky/G气动参数气动参数：
Cx0，A，K，Cymax大气参数大气参数：
T，p参数划分参数划分分析方法分析方法参数变化对基本性能的影响由参数变化对基本性能的影响由Ppx、Pky的变化大致把握。
的变化大致把握。
G改变改变G，平飞范围左、上边界向内缩，平飞范围左、上边界向内缩，上升性能变差，滑翔速度增加。
上升性能变差，滑翔速度增加。
构造参数变化的影响构造参数变化的影响MPPkyPpxG低速低速Ppx，高速影响不大高速影响不大基本飞行性能的影响参数基本飞行性能的影响参数不变不变S改变改变Ppx曲线左移曲线左移S，平飞包线边界向左移动，平飞包线边界向左移动，上升速度减慢，滑翔速度减少。
上升速度减慢，滑翔速度减少。
MPPkyPpxS基本飞行性能的影响参数基本飞行性能的影响参数Cx0,Ppx随随V而增加，主要而增加，主要影响高影响高速端速端，如，如Vmax，上升性能亦下降。
，上升性能亦下降。
为提高飞机高速性能，应着重减为提高飞机高速性能，应着重减小高速小高速Cx0，如采用光滑、小波阻如采用光滑、小波阻气动外形等气动外形等。
Cx0改变改变气动参数变化的影响气动参数变化的影响MPPkyPpxCx0A改变改变MPPkyPpxAA,低速段低速段Ppx（Xi），高速端影响，高速端影响不大。
如不大。
如Vmin，上升性能下降。
，上升性能下降。
为提高飞机低速性能，应着重减为提高飞机低速性能，应着重减小诱阻因子小诱阻因子A，如采用大展弦比、如采用大展弦比、小后掠角、小梯度比气动外形等小后掠角、小梯度比气动外形等。
影响基本飞行性能的参数影响基本飞行性能的参数Kmax,Ppx.min（=G/Kmax）,同时对基本飞行性能全面有利。
同时对基本飞行性能全面有利。
从气动布局来说，力求增升减阻（低速诱阻、高速波阻）从气动布局来说，力求增升减阻（低速诱阻、高速波阻），但高、低速对气动外形的要求时常矛盾。
，但高、低速对气动外形的要求时常矛盾。
Kmax改变改变Cymax改变改变Cymax,Vmin.Cymax,有利于飞机低速极限性能。
有利于飞机低速极限性能。
折衷设计方法有：
折衷设计方法有：
采用采用变后掠机翼变后掠机翼，缺点是结构复杂；，缺点是结构复杂；采用采用先进气动布局技术先进气动布局技术，如边条翼、近距耦合，如边
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