飞机性能综合分析与评估.ppt

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1、飞机性能飞机性能综合分析与评估综合分析与评估 飞机设计教研室飞机设计教研室飞机总体设计第十一讲飞机总体设计第十一讲第十一讲第十一讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 n11.1 气动特性估算气动特性估算飞机的总体参数飞机的总体参数 当量机翼参数计算当量机翼参数计算 纵向气动特性计算纵向气动特性计算全机横侧静导数计算全机横侧静导数计算 1第十一讲第十一讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 n11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 纵向动稳定性纵向动稳定性 纵向操纵性纵向操纵性 全机横侧静导数计算全机横侧静导数计算 n11.3 动力特性估算动力特性估算 n11.4

2、飞行性能估算飞行性能估算211.1 气动特性估算气动特性估算n11.1 气动特性估算气动特性估算v飞机的总体参数飞机的总体参数 全机尺寸全机尺寸机长，翼展。机长，翼展。F-22A：18.28m，13.1m311.1 气动特性估算气动特性估算v飞机的总体参数飞机的总体参数 外露机翼外露机翼F-22A当量机翼当量机翼面积（面积（m2）Se 36.758S展长（展长（m）13.1l展弦比展弦比平均气动弦（平均气动弦（m）ba.c.根弦长（根弦长（m）b0尖弦长（尖弦长（m）b1根梢比根梢比前缘后掠角（前缘后掠角（）041.50后缘后掠角（后缘后掠角（）1-17.51411.1 气动特性估算气动特性估

3、算安装角（相对水平基准线）安装角（相对水平基准线）上反角上反角扭转角扭转角 翼型：翼型：GA(W)-1，GA(W)-2511.1 气动特性估算气动特性估算机身机身F-22最大横切面积，（最大横切面积，（m2）4.53最大俯视投影面积，（最大俯视投影面积，（m2）最大侧视投影面积，（最大侧视投影面积，（m2）机头俯视投影面积，（机头俯视投影面积，（m2）机头侧视投影面积，（机头侧视投影面积，（m2）机头长度，机身长，（机头长度，机身长，（m）16.33机身宽，（机身宽，（m）4.288停机角（停机角（）611.1 气动特性估算气动特性估算面积，面积，m2展长，展长，m根弦长，根弦长，m尖弦长，尖

4、弦长，m平均气动弦长，平均气动弦长，m展弦比展弦比根梢比根梢比前、后缘后掠角前、后缘后掠角()翼型翼型安装角（倾斜角）安装角（倾斜角）,()水平尾翼水平尾翼 垂直尾翼垂直尾翼711.1 气动特性估算气动特性估算v当量机翼参数计算当量机翼参数计算 811.1 气动特性估算气动特性估算当量机翼尖弦长当量机翼尖弦长（m）根据当量机翼外露根据当量机翼外露翼面积等于真实机翼面积等于真实机翼外露翼面积的条翼外露翼面积的条件件,当量机翼外露当量机翼外露部分的根弦长度部分的根弦长度br（m）：）：F-22A1.607 6.735 911.1 气动特性估算气动特性估算F-22A机翼外露部分面积机翼外露部分面积

5、36.758m2翼展翼展 13.1m机身宽度机身宽度 4.288m当量机翼尖梢弦长当量机翼尖梢弦长1.607m1011.1 气动特性估算气动特性估算当量机翼根弦长当量机翼根弦长（b0）:当量机翼毛机翼当量机翼毛机翼根弦距离机头根弦距离机头 根梢比根梢比 梢根比梢根比 当量机翼平均几当量机翼平均几何弦长何弦长F-22A9.23m6.310m5.7440.17415.418 1111.1 气动特性估算气动特性估算当量机翼的平均当量机翼的平均气动弦长气动弦长 平均气动弦平均气动弦ba.c.的的展向位置展向位置 平均气动弦前缘平均气动弦前缘至机头距离至机头距离 当量机翼的面积当量机翼的面积 当量机翼的

6、展弦当量机翼的展弦比比 F-22A6.312m2.507m8.528m82.69m2 2.075 1211.1 气动特性估算气动特性估算当量机翼的当量机翼的其它后掠角其它后掠角 F-22A：30.70,16.84,-15.60 1311.1 气动特性估算气动特性估算纵向气动特性计算纵向气动特性计算 将薄翼型的亚声速的扰流图画与不可压流的将薄翼型的亚声速的扰流图画与不可压流的扰流图画相比可见，它们在流动性质上没有本质扰流图画相比可见，它们在流动性质上没有本质的不同，只在数量上有一定的差别。因此，如果的不同，只在数量上有一定的差别。因此，如果知道了低速（不可压流）气动特性，就可以通过知道了低速（不

7、可压流）气动特性，就可以通过一定关系，求得它们的亚声速（可压流）气动特一定关系，求得它们的亚声速（可压流）气动特性。性。设对于不可压流翼型的几何参数为设对于不可压流翼型的几何参数为 、和迎和迎角角 ，亚声速翼型的几何参数为，亚声速翼型的几何参数为 、和迎角和迎角 ，则，则这种关系对于薄翼型是：这种关系对于薄翼型是：1411.1 气动特性估算气动特性估算相对厚度相对厚度相对弯度相对弯度迎角迎角 上式表明，不可压流翼型的厚度、弯上式表明，不可压流翼型的厚度、弯度和迎角比亚声速（可压流）翼型都小。换度和迎角比亚声速（可压流）翼型都小。换句话说，由于压缩性的影响，实际翼型的厚句话说，由于压缩性的影响，

8、实际翼型的厚度、弯度和迎角都变大了。度、弯度和迎角都变大了。对于机翼的平面几何参数间的关系为对于机翼的平面几何参数间的关系为:1511.1 气动特性估算气动特性估算根梢比根梢比展弦比展弦比后掠角后掠角或者或者 上式表明，亚声速（可压流）翼型上式表明，亚声速（可压流）翼型与不可压流翼型相比，后掠角增大，与不可压流翼型相比，后掠角增大，展弦比减小，而根梢比不变。展弦比减小，而根梢比不变。1611.1 气动特性估算气动特性估算v升力系数计算升力系数计算 l1)机翼机翼选用翼型选用翼型NACA64A206：=-1.5=0.079=0.0061（Re=1.6106）1711.1 气动特性估算气动特性估算

9、=228.3m/s=Ma0.774飞行雷诺数计算：飞行雷诺数计算：初步取巡航飞行高度初步取巡航飞行高度H=11kmH=11km，查表得到该高度，查表得到该高度上的大气密度、粘性系数。飞行速度可取战技指标上的大气密度、粘性系数。飞行速度可取战技指标要求的巡航速度，也可以根据翼型的设计升力系数，要求的巡航速度，也可以根据翼型的设计升力系数，以及飞机半油重量计算得到典型飞行速度：以及飞机半油重量计算得到典型飞行速度：1811.1 气动特性估算气动特性估算u(1)焦点计算焦点计算机翼的焦点可由下式近似计算（叶格尔著机翼的焦点可由下式近似计算（叶格尔著飞机飞机设计设计p425441）：）：F-22A：=

10、0.2482=0.2482+0.0309=0.27911911.1 气动特性估算气动特性估算式中，-机翼的焦点到平均气动弦前缘的相对距离-中等厚度机翼翼型的焦点到平均气动弦前缘的相对距离 式中，-机翼的平均相对厚度-内翼相对厚度-外翼相对厚度 2011.1 气动特性估算气动特性估算机翼焦点到机头的距离：F-22A：8.528m+0.2791*6.312m=10.29mu(2)升力线斜率计算升力线斜率计算翼型升力线斜率（空气动力学 陈再新 刘福长 鲍国华著，P125）（1/rad）F-22A：计算5.926（1/rad）=0.1034，数据0.079 2111.1 气动特性估算气动特性估算机翼升

11、力线斜率机翼升力线斜率 其中其中因此因此=0.02088(1/)=0.6334=0.7204 2211.1 气动特性估算气动特性估算机翼零升迎角机翼零升迎角 取机翼安装角取机翼安装角=1，则机翼升力，则机翼升力系数系数=-1.5 2311.1 气动特性估算气动特性估算l2）机身）机身 图图2 F-22机身与平尾气动参数估算图机身与平尾气动参数估算图 2411.1 气动特性估算气动特性估算u(1)焦点计算焦点计算 机身只考虑机头部分的影响（机翼以前的部分机身），按细长体计算，其焦点位置到机头距离是机头长度的2/3。因此，假设机身头部长度为 ，则机身焦点到机头的距离是=8.207m，=5.471m

12、 2511.1 气动特性估算气动特性估算u(2)升力线斜率计算升力线斜率计算 计算机身的升力时将其看成是细长体当量旋成体，其升力线斜率为=2（1/弧度）=0.035(1/度)（参考面积为机身最大截面积）2611.1 气动特性估算气动特性估算l3）平尾）平尾 设F-22A选NACA0006翼型，=0.103，=0.0052，=0.25，=9(Re=9106)平尾参数：=8.413m，=41.5，=4.139m。u(1)焦点计算焦点计算 计算方法与机翼类似。根据平尾平均气动弦前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头的距离 2711.1 气动特性估算气动特性估算=1.347m=10.778 m2=3.6

13、96m=5.971m=4.433=0.2256 2811.1 气动特性估算气动特性估算=4.146 m=1.660 m=14.199m=34.88m2=2.029 2911.1 气动特性估算气动特性估算=31.38=18.53=12.11 3011.1 气动特性估算气动特性估算(2)升力线斜率计算升力线斜率计算 平尾的零升迎角 ，平尾安装角 =-3，平尾升力系数=0.6334 =0.9392 3111.1 气动特性估算气动特性估算=0.01518（1/）=14.199m+0.25*4.416m=15.236m （以当量平尾面积为参考面积）F-22A平尾焦点到机头的距离：3211.1 气动特性估

14、算气动特性估算v阻力系数计算阻力系数计算 阻力系数一般与雷诺数有关。作为初步估算，可以考虑飞机在典型飞行高度上的气动性能，例如选取巡航高度11km。l1）机翼 阻力系数一般表达式（飞机设计基本原理，P195）3311.1 气动特性估算气动特性估算其中：最小阻力系数主要是摩阻的贡献；无粘流中因升力而产生的阻力系数；有粘流中因升力而产生的阻力系数（后两项统称诱导阻力）；时的升力系数；另外：另外：诱导阻力仅考虑机翼的贡献。3411.1 气动特性估算气动特性估算机翼零升阻力计算(Datacom 4.1.5.1)平板摩阻系数与雷诺数有关。按照空气动力学（陈再新 刘福长 鲍国华著，P127），取转捩点 ，

15、或者取前缘转捩 ，光滑表面，得到Cf。从而算出 。其中，：平板摩阻系数：当量机翼平均厚度 3511.1 气动特性估算气动特性估算3611.1 气动特性估算气动特性估算根据翼型数据，的值为：机翼：0.0061（Re=1.6106），平尾：0.0052（Re=9106）根据计算，的值为：机翼：0.0037（Re=3.7107），平尾：0.004485（Re=3107）3711.1 气动特性估算气动特性估算诱导阻力有两种计算方法：诱导阻力有两种计算方法：u（1）公式方法）公式方法 升致阻力因子 对于平直机翼：对于后掠机翼：3811.1 气动特性估算气动特性估算计算结果如图所示。机翼：A=0.1553

16、，平尾：A=0.1580。3911.1 气动特性估算气动特性估算u（2）图表方法）图表方法 其中，可以查由升力面理论计算出的下图得到。与根梢比、展弦比、后掠角等因素有关，随展弦比以及后掠角的增加而增加，随根梢比的增大而波动。机翼：A=0.1534，平尾：A=0.1569。4011.1 气动特性估算气动特性估算按图表方法计算总升致诱导阻力 粘性阻力系数与机翼上表面附面层密切相关，一般难以从理论上计算。初估时可取 。则总粘性诱导阻力 以上各参数的参考面积均为当量机翼面积。4111.1 气动特性估算气动特性估算l2）机身（）机身（datacom 4.2.3.1）图3 F-22机身气动参数估算图 42

17、11.1 气动特性估算气动特性估算 零升阻力计算。先计算典型高度上的雷诺数：Re=9.55107 为机身长度，为机身最大截面积，则机身当量直径：d=2.4m。计算机身长细比 、机身浸润面积与最大截面积比值 。=6.8=22.53 4311.1 气动特性估算气动特性估算 根据2CFRE图可查出机身平板的摩擦系数2CF=0.0043。从而计算得到机身的零升阻力系数：Cdmin=0.0547。这里，参考面积为机身最大截面积，机身诱导阻力忽略不计。4411.1 气动特性估算气动特性估算v全机的气动特性计算全机的气动特性计算 l升力特性升力特性 4511.1 气动特性估算气动特性估算l阻力特性阻力特性

18、式中，系数2.5考虑了垂直尾翼的零升阻力。4611.1 气动特性估算气动特性估算l极曲线极曲线式中，系数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。4711.1 气动特性估算气动特性估算4811.1 气动特性估算气动特性估算l全机的焦点和重心后限位置计算全机的焦点和重心后限位置计算 式中，平尾处的气流阻滞系数，一般 ；平尾处气流下洗角对迎角的导数。=10.732m 4911.1 气动特性估算气动特性估算焦点相对于平均气动弦的位置为：=0.349 取 ，则重心后限位于 倍的 处，即重心后限距机头：=10.10m 5011.1 气动特性估算气动特性估算v全机横侧静导数计算全机横侧静导数计算 l几何参数

19、如前所述。l侧力导数 机身：垂直尾翼：全机：5111.1 气动特性估算气动特性估算坐标坐标轴轴方向方向力系数力系数转动自转动自由度由度力矩系数力矩系数X向后向后,推力推力CT,阻力阻力CD(滚转滚转)Y向右向右Cy(俯仰俯仰)Cm(负值负值为稳定为稳定)Z向上向上CL(偏航偏航)体轴系体轴系5211.1 气动特性估算气动特性估算坐标坐标轴轴方向方向转动自由转动自由度度力矩系数力矩系数X向向来来流流 (滚转滚转)向右滚正向右滚正Cl(正值正值为稳定为稳定)Y向右向右(俯仰俯仰)抬头为正抬头为正Cm(负值负值为稳定为稳定)Z向下向下(偏航偏航)来流向左来流向左偏正偏正Cn(负值负值为稳定为稳定)风

20、轴系风轴系5311.1 气动特性估算气动特性估算l滚转力矩滚转力矩式中-侧滑角为零时的侧力导数，近似计算中取零；-半个机翼面积的重心至飞机对称面的距离与半展长之比（叶格尔著飞机设计，P228）-机翼上反角，上反时为正，下反时为负；-垂尾的侧力导数；垂尾处速度阻滞系数取0.9；垂尾的半展长位置到机身轴线的距离。5411.1 气动特性估算气动特性估算 左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来），侧左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来），侧滑角滑角 为正；此时如果为正；此时如果 为正，则导数为正，则导数 正，则飞机为横滚稳定。正，则飞机为横滚稳定。5511.1 气动特性估算气动特性估算l偏航力矩偏航力矩 只

21、考虑机身和垂尾影响。只考虑机身和垂尾影响。机身侧力系数机身侧力系数：垂直尾翼侧力系数：垂直尾翼侧力系数：重心距机头重心距机头 ，则偏航力，则偏航力矩系数：矩系数：当当 为负时，飞机为偏为负时，飞机为偏航稳定。航稳定。5611.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 飞机的静稳定性是指飞机受到扰动后，不需要飞行员干预，具有复原的趋势。飞机的动稳定性是指飞机受到扰动后恢复到原来状态的运动收敛过程。飞机的操纵性是指根据飞行员的意愿，要使飞机达到一定的飞行状态，其操纵面的能力，操纵驾驶杆所需要的力、位移以及操纵运动的动态特性等。对飞机稳定性和操纵性的定量要求由飞机飞行品质规范确定，我国军用飞机的规范

22、为GJB185-86，民用飞机由民用航空适航条例F.I.R-25确定。5711.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 飞机气动力数据的计算还可参考空气动力手册，飞机飞行品质的计算可参考飞机飞行品质计算手册。5811.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 v纵向静稳定性 飞机的纵向静稳定性取决于飞机重心与全机气动焦点的相对位置，计算式是 对于常规飞机，该参数必须为负值，这样才能保证飞机受干扰后能恢复原来的飞行状态。不同类型飞机对静稳定度余量的要求也不相同，一般对高机动的战斗机、对地攻击机等应该取-0.02，对于重型飞机取-0.15。更确切的要求应按规范来定。5911.2 稳定性与操纵性分

23、析稳定性与操纵性分析 以上给出的静稳定度余量的参考值是最低值，它决定了飞机重心的后限位置。重心的前限位置则取决于飞机的起飞降落操纵性和机动飞行操纵性的要求。如飞机重心位置过于靠前，则必须增大飞机操纵面的面积和力臂长度，这将导致飞机重量和阻力增加的恶性循环。必须控制飞机使用过程中的重心移动范围。一般对高机动的战斗机、对地攻击机重心移动 0.05，对重型非机动性飞机重心移动 0.1。6011.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 对于高速飞机，随飞行速度变化其气动焦点也会变化，特别在速度从亚声速变化到超声速时，如图所示。一般大后掠、小展弦比的机翼在速度从亚声速变化到超声速时，焦点后移量可达0.

24、150.2；而小后掠、大展弦比的机翼的气动焦点移动量更大。气动焦点的后移将使得在大Ma时飞机的静稳定度余量提高，机动能力下降，配平阻力增加。因此，在考虑飞机机翼的气动布局时，要尽量选择气动焦点变化小的机翼布局。6111.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 实线实线平直机平直机翼翼虚线虚线45后掠后掠机翼机翼点划线点划线前缘前缘后掠后掠63.5三角三角机翼机翼6211.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 l纵向操纵性 飞机的纵向操纵性主要要满足以下方面的要求：（1）起飞抬前轮；（2）着陆时保持姿态；（3）高空作机动的能力；（4）对放宽静稳定性飞机的大迎角改出能力。6311.2 稳定性

25、与操纵性分析稳定性与操纵性分析 v纵向操纵面的操纵能力来自升降舵、全动平尾、升降副翼、鸭翼或其组合。对于全动平尾，其产生的纵向操纵力矩为 式中，平尾效率导数；平尾偏度变化量。6411.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 平尾的尾容量。飞机的操纵性要求主要取决于飞行员的感觉，主要有两个指标：产生一个过载所需要的杆力和杆位移，称为杆位移梯度：6511.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 对于杆力梯度，对人力操纵的飞机：对于用不可逆助力操纵的飞机：6611.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析对于人力操纵的飞机，要用操纵面气动补偿设计来控制铰链力矩的数值；对于用不可逆助力操纵，需要调

26、节 及 ，或做成随飞行高度、速度自动调节的系统，以得到在所有飞行范围内都合适的杆力、杆位移梯度。6711.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 对于起飞抬前轮的要求，一般要求在飞机速度大于0.9（离地速度）是能将前三点式飞机的前轮抬到离地迎角。一般升降操纵面的抬头力矩需要克服机翼产生的低头力矩、重力以及摩擦力的低头力矩。其对飞机重心的力矩平衡方程为（图13.6）6811.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析其他力矩都很小，升降操纵面主要要克服重力的低头力矩。着陆时飞机的重心不能太靠前，否则会使操纵困难；着陆时的力矩平衡方程中，升降操纵面的偏度不能用到最大，因为需要考虑到可能产生的意外（

27、例如拉起复飞等），而且要考虑到地面效应使得飞机低头力矩增大的情况。一般情况，设计时升降操纵面的使用最大偏度不超过可用偏度的7080%。6911.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析当飞行速度增大，或者飞行高度较低时，操纵面会发生弹性变形，使其操纵效率下降。因此，必须保证即使在发生弹性变形的情况下，操纵面仍有足够的效率。7011.3 动力特性估算动力特性估算v动力装置分类动力装置分类l活塞螺旋桨活塞螺旋桨l涡轮喷气涡轮喷气l涡轮风扇涡轮风扇l涡轮螺旋桨、涡轮桨扇涡轮螺旋桨、涡轮桨扇l冲压喷气、液体火箭冲压喷气、液体火箭7111.3 动力特性估算动力特性估算vFJ-44小型涡扇发动机小型涡扇发

28、动机7211.3 动力特性估算动力特性估算FJ44发动机工作和起动包线 7311.3 动力特性估算动力特性估算v涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的推力涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的推力可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：式中，0高度、0速度下的推力（台架推力）7411.3 动力特性估算动力特性估算v涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的耗油涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的耗油率可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：率可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：式中，0高度、0速度下的耗油率（台架耗油率）7511.3 动力特性估

29、算动力特性估算7611.3 动力特性估算动力特性估算7711.3 动力特性估算动力特性估算7811.3 动力特性估算动力特性估算7911.4 飞行性能估算飞行性能估算v飞机性能及飞行包线计算飞机性能及飞行包线计算 在方案论证阶段，要进行飞行性能的估算，以确定其是否满足战术技术指标和任务特性的要求。这些性能指标包括：飞行包线，机动性能，巡航性能，起飞、着陆性能和任务剖面等。v飞行包线l飞行包线是指飞机能自由飞行的高度和速度范围，通常是由飞机的任务特性决定的。8011.4 飞机性能估算飞机性能估算l飞行包线通常由左边界的最小速度、右边界的最大速度和最大动压，以及上边界的最大飞行高度组成。一般与飞机

30、气动特性、动力装置推力及其使用特性、飞机结构设计和热载荷设计等因素有关。p1.右边界最大速度限制最大速度限制通常取下列速度的最小值：（1）发动机推力最大时可达到的最大平飞速度；8111.4 飞机性能估算飞机性能估算（2）结构强度所能承受的最大动压载荷所对应的速度；（3）由抖振或颤振特性限制的最大速度；（4）由飞机安定性、操纵性下降所限制的最大速度；（5）由气动加热限制的最大速度。p2.左边界最小速度限制最小速度限制通常取下列速度中的最大值：8211.4 飞机性能估算飞机性能估算（1）在给定构型、重量和重心条件下，由最大配平使用升力系数决定的速度平飞失速速度；（2）发生非指令性俯仰或偏航时的速度

31、；（3）出现难以忍受的抖振或结构振动时的速度；（4）由发动机推力（功率）限制的最小速度；（5）由发动机使用特性限制的最小速度。8311.4 飞机性能估算飞机性能估算p3.最小机动速度最小机动速度在飞行高度、速度范围内，完成规定的作战或训练机动任务的最小使用速度。最大配平升力系数；失速速度；飞机重量。8411.4 飞机性能估算飞机性能估算8511.4 飞机性能估算飞机性能估算p4.上边界高度限制飞机的高度限制通常指升限，分为理论升限和实用升限，取决于动力装置推力特性、使用状态、飞机气动和重量特性。v平飞需用推力（功率）和最大平飞速度p1.平飞需用推力l（1）计算公式飞机平飞需用推力可用飞机阻力来

32、计算：8611.4 飞机性能估算飞机性能估算速压，Pa;机翼参考面积，m2；基准高度、基本构型的零升阻力系数；升致阻力因子；阻力系数的高度（或雷诺数）修正量；外挂阻力系数增量；飞机升力系数。8711.4 飞机性能估算飞机性能估算8811.4 飞机性能估算飞机性能估算l（2）计算方法由于飞行高度、速度变化时，飞机各部件的飞行雷诺数在变化，因此气动数据也会变化。可以编制程序，计算出给定飞行高度下，飞机需用推力随速度变化的关系曲线。p2.需用功率一般针对以活塞发动机-螺旋桨或者涡轮发动机-桨叶为动力的飞机。l（1）计算公式8911.4 飞机性能估算飞机性能估算需用功率，W；速度，km/h；升阻比。l

33、（2）计算方法）计算方法9011.4 飞机性能估算飞机性能估算p2.最大平飞速度l以飞行高度为参变量，绘制动力装置平飞需用推力（功率）和可用推力（功率）随速度（或Ma数）的关系曲线，其右侧的交点一般为飞机最大平飞速度，其左侧的交点一般为飞机最小平飞速度。l如前所述，飞机的最大平飞速度和最小平飞速度还要受到其他因素的限制。9111.4 飞机性能估算飞机性能估算9211.4 飞机性能估算飞机性能估算v升限计算p1.定义l（1）理论升限在给定飞机重量和发动机状态下，飞机能保持等速直线飞行的最大速度，即飞机爬升率等于零时的飞行高度。l（2）实用升限在给定飞机重量和发动机状态下，对于军用飞机，亚声速飞机

34、爬升率为0.5m/s的飞行高度，超声速飞行爬升率等于5m/s时的飞行高度。9311.4 飞机性能估算飞机性能估算p2.升限的工程计算升限的工程计算l（1）计算公式）计算公式计算升限高度上的大气压力。根据由此式计算得到的值查国际标准大气表得到计算升限。9411.4 飞机性能估算飞机性能估算在小迎角（CL0.3）时升致阻力系数A只与马赫数有关，可由飞机爬升角为的条件计算升力系数。9511.4 飞机性能估算飞机性能估算如果在计算的升限下，飞机升力系数比较大（CL0.3），升致阻力系数A与马赫数和CL有关，可由下式计算阻力系数，并由极曲线计算升力系数。9611.4 飞机性能估算飞机性能估算l（2）计算

35、方法l1）给定升限计算的重量（按战术技术指标的规定，如无可取剩油30%），给定发动机状态，按升限的定义确Vy,max，给定一系列计算速度。l2）假定一个升限，计算或查表得到CD,0，A，CD,c，CD,Re，CF。代入前述公式可求得CL值。l3）代入气压计算式可得PH，查国际标准大气表可得升限高度值。l4）重复前述23的过程，直到两次计算得到的升限高度值接近。9711.4 飞机性能估算飞机性能估算将各种速度下的升限画在飞行包线图上，就可得到飞行包线的上边界。9811.4 飞机性能估算飞机性能估算l机动性能计算机动性能计算l飞机的机动性能是指飞机在一定时间内改变其高度、速度和飞行方向的能力，是反

36、映飞机作战能力的重要性能。l飞机的机动性能包括：爬升性能、水平加（减）速、盘旋和特技性能等。l为了便于对比，常把50%机内燃油的飞机重量作为计算重量。9911.4 飞机性能估算飞机性能估算v水平加（减）速性能计算反映飞机在水平面内改变其直线飞行速度的能力。从一个速度加（减）速到另一个速度所需时间称为加（减）速时间，所经过的水平距离称为加（减）速前进距离。p（1）计算公式在水平直线飞行时，轨迹角（爬升角）为0，轨迹角的变化率也为0。10011.4 飞机性能估算飞机性能估算通常（+）是小量，因此有关公式可简化为为燃油消耗量，kg为单位小时的耗油量，kg/h10111.4 飞机性能估算飞机性能估算将

37、有关公式写成差分形式，可得到加（减）速时间，前进距离和耗油量的计算式：p（2）计算方法由于飞机加速过程一般不是均匀的，因此要分段，假设各段的加速度是常值，采用数值方法分段计算。10211.4 飞机性能估算飞机性能估算v盘旋性能计算飞机在水平面内连续改变飞行方向的一种曲线运动称为盘旋。包括定常盘旋和非定常盘旋。定常盘旋指飞行速度、发动机状态、迎角和滚转角不随时间变化的盘旋运动。非定常盘旋指飞行速度、迎角和滚转角中至少有一个随时间变化的盘旋运动。10311.4 飞机性能估算飞机性能估算p1.定常盘旋性能计算l（1）计算公式盘旋半径10411.4 飞机性能估算飞机性能估算盘旋一周的时间盘旋角速度盘旋

38、过载10511.4 飞机性能估算飞机性能估算式中：盘旋状态飞机升力系数平飞升力系数10611.4 飞机性能估算飞机性能估算l（2）计算方法l给定计算高度、计算Ma数和飞机重量，根据上式、飞机气动特性及动力装置特性计算CL,pf和CF。l当在小升力系数范围（CL0.3），可由上式计算CL；反之可根据下式计算CD，然后由飞机极曲线计算CL值。l由前述公式计算盘旋过载、盘旋时间、盘旋半径和盘旋角速度。10711.4 飞机性能估算飞机性能估算p2.非定常盘旋性能计算非定常盘旋常用于飞机机动作战，目的是以尽可能短的时间改变飞机航向，并从较大的速度下降到较小的速度，以获得尽可能大的转弯角速度，而保持高度不

39、变。l（1）计算公式10811.4 飞机性能估算飞机性能估算式中：飞机滚转角；转弯角（rad）10911.4 飞机性能估算飞机性能估算l（2）计算方法给定计算高度、计算重量和起始计算速度，以时间为自变量进行数值积分。在作非定常盘旋时，可能使用的盘旋过载值如下：以规定的坡度盘旋：以抖动升力系数盘旋：以失速升力系数盘旋：以结构强度限制的过载盘旋：11011.4 飞机性能估算飞机性能估算p3.瞬时盘旋角速度如果飞机在作非定常盘旋时，使用过载只受失速升力系数和结构强度的限制，就可以获得最大的盘旋角速度。这种失速限制和结构强度限制的交点所对应的速度称为“拐角速度”，它是飞机能达到的最大盘旋角速度。对于典

40、型的战斗机，该拐角速度约为300350km/h。11111.4 飞机性能估算飞机性能估算v爬升性能计算爬升性能的主要指标是给定高度下的：最大爬升率、爬升航迹角、爬升时间、爬升所经过的水平距离和所消耗的燃油量。影响爬升性能的主要因素是飞机的剩余推力和爬升方式。p1.等速爬升爬升过程中飞行速度不变。多用于任务剖面爬升或升限爬升，通常在上升率最大的有利爬升速度下进行。11211.4 飞机性能估算飞机性能估算l（1）计算公式l（2）计算方法爬升率爬升时间爬升角爬升水平距离燃油消耗11311.4 飞机性能估算飞机性能估算p2.加速爬升爬升过程中边爬升边加速。常用于飞机离地后的加速爬升或现代歼击机保持最大

41、能量状态的加速爬升，及最短时间或最少油耗爬升。除爬升率用下式，及增加速度增量公式外，其它公式仍适用。11411.4 飞机性能估算飞机性能估算v续航性能计算续航性能计算续航性能指飞机持续航行的能力，包括航程续航性能指飞机持续航行的能力，包括航程和续航时间。和续航时间。11511.4 飞机性能估算飞机性能估算v航程计算p1.定义技术航程：飞机沿预定航线，耗尽其可用燃油所经过的水平距离（抛掉空副油箱）。使用航程：飞机沿预定航线，并留有规定的着陆余油所能达到的水平距离（抛掉空副油箱）。转场航程：飞机耗尽其可用燃油所经过的水平距离（不抛掉空副油箱）。11611.4 飞机性能估算飞机性能估算p2.航程工程

42、计算l（1）计算公式航程由爬升段、巡航段和下滑段组成：L=lps+lpf+lxh其中爬升段和下滑段约占飞机总航程的10%左右。计算等高、等速飞行的航程时，巡航段航程表示为11711.4 飞机性能估算飞机性能估算式中：巡航段可用燃油量,kg平均公里耗油量，kg/km发动机耗油率（单位时间和单位推力所消耗的燃油量），kg/(Nh)推力有效系数进气道引起的推力损失系数尾喷管引起的推力损失或增益系数11811.4 飞机性能估算飞机性能估算l（2）计算方法确定可用燃油量为飞机总可用燃油量减去起飞前地面试车、起飞、爬升和末端的下滑、着陆的用油量，并考虑规定的着陆余油。计算飞行阻力需用推力根据给定的巡航高度

43、、巡航速度以及飞机外挂状态、气动力特性，飞机的巡航需用推力如下式：式中：巡航段的平均飞行重量飞机升力系数11911.4 飞机性能估算飞机性能估算l确定耗油率发动机耗油率是飞行高度、速度和发动机转速的函数。如图所示。图中的F是没有经过安装修正的发动机净推力。根据上面计算的净推力和推力有效系数，可得发动机毛推力，然后可以在图上查得耗油率。12011.4 飞机性能估算飞机性能估算v续航时间计算续航时间指飞机从起飞爬升到安全高度起，至下滑到着陆航线高度止所经过的飞行时间。续航时间计算与航程计算一样，其巡航段飞行时间为：12111.4 飞机性能估算飞机性能估算v最大航程和最大续航时间l给定一系列高度，每

44、个高度给定一系列计算速度，按前述方法计算对应的航程和续航时间，绘制LV、tV曲线，如图所示。l点A对应的航程即为该高度的最大航程，对应的速度为最大航程巡航速度，也称远航速度，各高度的最大航程的最大值称为飞机的最大航程。l点B对应的续航时间即为该高度的最大续航时间，对应的速度为最大续航速度，也称久航速度，各高度的最大续航时间的最大值称为飞机的最大续航时间。12211.4 飞机性能估算飞机性能估算12311.4 飞机性能估算飞机性能估算起飞、着陆性能计算起飞、着陆性能计算v起飞性能计算p1.起飞速度计算飞机离地速度与起飞重量、飞机重心和起飞迎角有关，通常受飞机失速速度、擦尾角、飞行员视界、起飞重心

45、位置的限制。l受失速速度限制的离地速度12411.4 飞机性能估算飞机性能估算式中：失速速度，km/h起飞迎角，（）最大升力系数由擦尾角或飞行员视界限制的离地速度l受擦尾角、飞行员视界限制的离地速度12511.4 飞机性能估算飞机性能估算p2.起飞滑跑距离计算起飞滑跑分为三轮滑跑和抬前轮后的两轮滑跑两个阶段。第一阶段假定从静止开始加速到起飞离地速度，滑跑距离为式中：摩擦系数f=0.030.05三轮滑跑升力系数动力装置推力，取70%离地速度时的值12611.4 飞机性能估算飞机性能估算第二阶段假定以离地速度滑跑3s，则总滑跑距离为12711.4 飞机性能估算飞机性能估算v着陆性能计算p1.着陆速度计算着陆速度为式中：接地速度，km/h接地时的升力系数地面效应影响因素，一般取0.900.9512811.4 飞机性能估算飞机性能估算p2.着陆滑跑距离计算式中：滚动摩擦因素（=0.030.05）使用刹车时的折算摩擦因素（=0.250.3）12911.4 飞机性能估算飞机性能估算飞机接地速度前轮接地时的速度减速伞阻力系数分别为两轮滑跑和三轮滑跑时的飞机阻力系数分别为两轮滑跑和三轮滑跑时的飞机升力系数130 谢 谢！131