2基本飞行性能
飞行理论2
主讲教师：
课程名称：
25
2.2.2 平飞航程
平飞航程最长的高度 称远航高度。 活塞螺旋桨飞机的远 航高度在低空获得。 喷气式飞机的远航高 度一般在高空获得。
主讲教师：
课程名称：
26
平飞航程
重量增加（货），航程缩短； 重量增加（油），航程增加。 小型飞机实际飞行中的典型 巡航状态均为远航状态。 在保持同一空速下，顺风飞 行，地速增大，公里（海里）燃油 消耗量减小， 平飞航程增长；逆风飞行则相 反。 顺风飞行可适当减小空速以增 大平飞航程； 逆风飞行可适当增大空速以增 大平飞航程。
1 2 W cos 上 L CL V上 S 2 2W V上 cos 上 V平飞 cos 上 CL S
上升时，上升角较小，V上与V 近似相等， 从而可用平飞拉力曲线分析上升性能。
平飞
主讲教师：
课程名称：
32
2.3.2 上升性能
① 上升角与陡升速度Vx
升 力 推 力
从平飞功率曲线原点 向曲线所引切线的切点对 应的速度为最小阻力速度 V 。
MD
N
120 100 80 60 40 8° 20 0 60 6°4° 0°
16°
2°
100
VMD 140
VI
180 220
主讲教师：
课程名称：
20
最小功率速度
平飞所需功率最小的速度，VMP平飞最小功率速度在平 飞所需功率曲线的最低点。以前称经济速度，对应的迎角 称最小功率迎角，以前称经济迎角。
上 上 上
阻 力
重力 W
上升 上 角
主讲教师：
课程名称：
33
上升角与陡升速度Vx
上升角：上升轨迹与水平线的夹角。 上升梯度：上升高度与前进的水平距离之比。 上升角与上升梯度成正比。 陡升速度：上升角最大对应的上升速度。
第二讲 飞机的基本飞行性能
北航 509
计算基本条件
1)基本气动外形 2)给定发动机工作状态(加力、最大、额定等)
第 二 章 引 言 北航 509
3)平均飞行重量或其它给定重量
求解方法
1)近似解析法 2)数值计算法
正常装载、半油的飞机重量 通过图解比较可用推力／功率(已知) 和需用推力／功率(由平飞条件Y=G 求出)得到飞机基本性能特点。
Q0 Qi K max Ppxmin 有利状态
小展弦比 2 1 2 Q M ，Qi 2 ， A ， C 基本不变， 0 大后掠角 x0 － M 薄翼型 1 M Myl，Q0 Qi，Qpf 最小， K Kmax 细长机身 飞 机 跨音速面 ) 定 M lj M 1.2 ~ 1.3(跨音速范围 积律等 常 M Ppx C x 0 ，A ， 平 飞 此时，波阻为主（音障），应采用低波阻构形。 需 用 M 1.2 ~ 1.3(超音速范围 ) 推 力 C x 0 1 / M 2 1，Q0 M，Qi可逐渐忽略 曲 Ppx增加较跨音速区缓慢。 线 为了兼跨不同M数下的要求，采用变后掠、切尖三角翼加 北航 边条等先进气动技术。
北航 509
平飞需用推力的计算
1 2 P Q C V S px pf x Qpf Cx 1 G 2 Ppx Qpf Y Cy K K 1 2 G Y C y V S 2
K max Ppx min Vyl , yl , C yyl
V
θ
Vy dH dt
Vy
V sin V
V y max
(VP ) max G
P G
一般H , V y max
2 － 3 飞 机 定 常 上 升 和 下 滑 性 能 的 确 定
第二章 起飞性能
2. 空中最小操纵速度（VMCA）
Minimum Control Speed, Airborne (known as VMC)
VMCA≤1.2VS（相应构型）
法规规定：
2. 空中最小操纵速度（VMCA）
Minimum Control Speed, Airborne (known as VMC)
V1是采取第一项制动措施的最迟时机，而不是做决策 的速度，也不是识别速度。
5. 起飞决断速度（V1）
Takeoff Decision Speed
● 要求
(1) V1≥ V1(MCG) V1(MCG)＝VMCG+△v (2) 保证方向
(2) V1≤VR 保证起飞
(3) V1≤VMBE 保证刹车
△v:
3. 安全道 (停止道)
安全道是指起飞跑道以外的宽度不小于跑道的宽度， 并以跑道中心线的延长线为中心线，其强度足以承受 飞机重量而不致造成飞机结构破坏，被机场当局指定 可用于中断起飞时飞机减速的一个区域。
使用安全道可以提高飞机的起飞性能。
STOPWAY
2.2 全发起飞
2.2.1 全发起飞过程简介
图 2-1 起飞剖面图
BRP 起飞场道阶段
V2 35 ft
≥400 ft 起飞航道阶段
≥1500 ft
2.1 基本概念
2.1.1 起飞过程中涉及到的几个速度
BRP: Brake Release Point (松刹车点) Screen height: 35 feet.
1. 地面最小操纵速度（VMCG）
● 影响因素 1. 起飞构型 2. 飞机重量
737-200 737-300 737-400
擦尾 离地 16 12 13 11 11.5 10
无人机飞行性能与控制方法研究
无人机飞行性能与控制方法研究一、引言无人机可较好地完成人类难以完成的工作，其应用领域逐步扩大，如军事、科学研究、灾难救援等。
无人机的飞行性能和控制方法是实现这些需求的关键所在。
除了基本的空气动力学原理和控制原理外，无人机的飞行性能和控制方法还有一些特点，并且随着科技的进步，无人机的设计和应用也在不断提高，对于无人机的飞行性能和控制方法的研究也越来越重要。
二、无人机的基本飞行性能研究1.飞行特性无人机的飞行特性主要包括：起飞、飞行、降落等。
无人机的起飞可以采用垂直起降、起跑起飞、弹射起飞等多种方式。
无人机的飞行特性主要考虑的是空气动力特性和机体稳定性等因素，这是无人机设计和控制的基础。
2.飞行性能指标分析无人机的飞行性能指标，可以更好地了解无人机的性能和设计目标是否一致。
常用的飞行性能指标包括：最大飞行速度、最大飞行时间、最大有效负载、最大飞行高度、最短停机距离、最短降落距离等。
这些指标可以根据不同的应用领域进行调整。
3. 操控性能操纵性能是无人机能否完成特定任务的关键所在，其操纵特性主要包括：控制灵敏度、操纵稳定性、遥控延迟等。
这些性能指标可以通过控制器设计和控制算法优化等手段进行提高。
三、无人机控制方法研究1.无人机控制系统无人机的控制系统主要由电子控制系统和电力驱动系统组成，其中电子控制系统包括遥控器、控制器、传感器等。
电力驱动系统包括电机、电调器、电池等。
其工作原理主要是通过电子设备控制机体姿态变化和运动状态，从而实现无人机的运动控制。
2. 控制算法控制算法是无人机控制系统的核心部分，通过对控制算法的优化，提高了无人机的操纵性能、控制精度和稳定性。
目前常用的无人机控制算法主要包括：PID控制算法、自适应控制算法、模型预测控制算法等。
虽然不同的控制算法原理不同，但都有一个基本结构：误差计算、控制量计算和输出控制等。
3. 控制模式无人机的控制模式有手动控制、自动控制、半自动控制等。
在手动控制模式下，无人机必须由操纵员手动控制。
飞行性能
式中， 零升阻力， 升致阻力， 式中，D0 —零升阻力，Di —升致阻力， 零升阻力 升致阻力 低速飞行时， 基本不随M数改变， 成正比， 低速飞行时，A基本不随M数改变，D0与速度V2成正比， Di 与速度V2成反比，如图2-2b中虚线。图中，实线为总阻力。 成反比，如图2 2b中虚线 图中，实线为总阻力。 中虚线。 最小， 称为有利速度 有利速度， 当D0=Di时，Tr最小，此时速度Vf称为有利速度，升阻比为Kmax。 2a， 点 升阻极曲线斜率最大） （图2-2a，a’点，升阻极曲线斜率最大） 当升力系数最大时(临界攻角， 2a最高点 最高点) 当升力系数最大时(临界攻角，图2－2a最高点) ，平飞速度最 2b， 小（图2－2b，b点）
2.速度特性 2.速度特性 指高度H 发动机转速n不变时，推力T 指高度H、发动机转速n不变时，推力T随V(M)变化关 系 速度增加时，先略有下降，再随M数增加而增加， 速度增加时，先略有下降，再随M数增加而增加， M>1后 数增加而下降（防止涡轮过热损坏， M>1后，随M数增加而下降（防止涡轮过热损坏，降 低油量的限制措施）。 低油量的限制措施）。 3.高度特性（虚线） 3.高度特性（虚线） 高度特性 推力随高度变化特性。 推力随高度变化特性。 图中H增大，空气密度下降， 图中H增大，空气密度下降， 发动机推力下降。 发动机推力下降。
Tr = D = 1 ρV 2 SCD 2
G=L=
1 ρV 2 SCL 2
两式相除， Tr / G = 1/ K , K = CL / CD , K—升阻比 两式相除， 升阻比越高，平飞需用推力越小。 Q G = Tr K 升阻比越高，平飞需用推力越小。
基本飞行技术
这部分我们要了解飞机最简单的运动形式：平飞、上升和下降。
平飞、上升和下降指的是飞机既不带倾斜也不带侧滑的等速直线飞行。
这也是飞机最基本的飞行状态。
飞机平飞、上升和下降性能是飞机最基本的飞行性能，如：平飞最大速度、平飞最小速度、最大上升角、最大上升率，升限、最小下降角、最大下降距离等，这些都是飞行员首先要学习和掌握的。
一.平飞飞机作等速直线水平的飞行，叫平飞。
平飞中作用于飞机的外力有升力、重力、拉力（或推力）和阻力。
平飞时，飞机无转动，各力对重心的力矩相互平衡，且上述各力均通过飞机重心。
为保持平飞，需要有足够的升力以平衡飞机的重量，为了产生这一升力所需的飞行速度，叫平飞所需速度影响平飞所需速度的因素：*飞机重量——在其它因素都不变的条件下，飞机重量越重，为保持平飞所需的升力就越大，故平飞所需速度也越大。
相反，飞机重量越轻，平飞所需速度就越小。
*机翼面积——机翼面积大，升力也大。
为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，所需平飞速度就小。
反之，机翼面积小，平飞所需速度就大。
*空气密度——空气密度小，升力也小，为了获得同样大的升力以平衡飞机重量，平飞所需速度就增大。
反之，空气密度大，平飞所需速度就减小，空气密度的大小是随飞行高度以及该高度的气温气压而变化的，飞行高度升高，或在同一高度上，气温升高或气压降低，空气密度都会减小。
反之增大。
*升力系数——升力系数大，平飞所需速度就小。
因为，升力系数大，升力大，只需较小的速度就能获得平衡飞机重量的升力。
反之，升力系数小，平飞所需速度就大。
而升力系数的大小又决定于飞机迎角的大小和增升装置的使用情况。
迎角不同，开力系数不同，平飞所需速度也就不同。
在小于临界迎角的范围内，用大迎角平飞，升力系数大，平飞所需速度就小，用小迎角平飞，升力系数小，平飞所需速度就大，即是说，平飞中每一个迎角均有一个与之对应的平飞所需速度。
*增升装置的使用情况不同，升力系数大小也不同，平飞所需速度也将下一样。
飞机的飞行性能、稳定与操纵
2.4 飞机的飞行性能、稳定与操纵2.4.1 机体坐标轴系研究飞机的飞行性能、稳定与操纵原理的时候，为了描述飞机的空间位置、速度、加速度、力和力矩等向量时，须采用相应的坐标系。
常用的坐标系有：地面坐标轴系、机体坐标轴系、气流坐标轴系、航迹坐标轴系、半机体坐标轴系、稳定坐标轴系等。
这些坐标系都是三维正交右手系。
为研究问题的方便，在讨论飞机的操稳特性时，我们选用机体坐标轴系作为参考坐标系。
图 2.4.1 机体坐标轴系机体坐标轴系(Oxyz)是固定在飞机上的坐标轴系，其原点O位于飞机的质心，纵轴x位于飞机参考面（对称面）内指向前方且平行于机身轴线（或翼根弦线），横轴y垂直于飞机参考面指向右方，竖轴z在飞机参考面内垂直于纵轴指向下方，如图2.4.1所示。
飞机绕机体横轴oy的转动（称为俯仰运动）以及沿纵轴ox和竖轴oz的移动，是发生在飞机对称面内的运动，通常称为纵向运动；而飞机绕机体纵轴ox的转动（称为滚转运动）和沿横轴oy的移动，是发生在飞机横截面内的运动，称为横向运动；飞机绕竖轴oz的转动（称为偏航运动）称为方向运动。
2.4.2飞机的飞行性能和机动飞行讨论飞机的飞行性能时，将飞机作为一个质点，其上所受到的力有：重力G、动力装置的推力T、升力L和阻力D，如图2.4.2所示。
在等速直线飞行时，这些力是平衡的。
图中为航迹速度与水平面的夹角，称为爬升角。
当航迹速度位于过原点的水平面之上时，为正。
为发动安装角，为飞行迎角。
发动安装角通常很小，近似认为=0。
飞机等速直线飞行的轨迹不外有3种情况：等速直线爬升(＞0)、等速直线平飞(=0)和等速直线下滑(＜0)。
这3种典型等速直线运动的飞行性能分别称为爬升(或上升)性能、平飞性能和下滑性能。
图2.4.2 作用在飞机上的力图2.4.3 爬升率飞机有各种飞行状态（如起飞/着陆、等速上升/下降、上升/下降转弯、巡航、机动飞行等），概括起来可将飞机的飞行性能分为类：(1) 等速直线飞行性能（基本飞行性能），(2) 续航性能，(3) 起飞着陆性能，(4) 机动飞行性能。
飞行力学第二章2.1~2.3
例：已知某机重力W= 64800N，试按图2.11所示的飞机在8 km 高度上的推力曲线， 确定其在该高度上的上升性能。
按表2.2所示步骤进行计算，并将结果列于表中。再将结果绘出ΔT -Ma 和Vv -Ma 曲 线，如图2.12和图2.13所示。从这些曲线图上可直接求出定直上升运动的各项性能，列于 表2.3中。最后可得飞机的快升速度(对应qc Ma )曲线和最大上升率随高度变化曲线，如 图2.14和图2.15所示。
TR = D = D0 + Di 1 = (CD0 + ACL 2 ) ρV 2S 2 2 1 AW = CD0 ρV 2S + 1 2 2 ρV S 2
2
2W CL = ρV 2S
A K 0CD 0 Ma K i Ma 2
零升阻力D0
升致阻力(诱导阻 力)Di
对于给定的飞机，平飞需用推力仅是高度和速度的函数。
2、平飞需用推力随飞行Ma的变化
1 2 AW D0 = CD0 ρV S, Di = 1 2 2 ρV S 2
A，CD0基本不变，
D0 M a 2，Di 1 ， 2 Ma
D0
2
A
CD0
Ma < Macr (亚音速范围 )
Macr < Ma < 1.2 ~ 1.3(跨音速范围)
CD0 Ma 2 ~ Ma4，A ， D0 Ma 4 ~ Ma 6，Di 趋缓
图2.10 飞机的飞行包线
Ma
2.2 上升、下滑性能
max , Vv .max , H max.a (, tc.min , Rc ) 满油门 性能指标 d.min , Vd.max (, td.max , Rd.max ) 慢车
飞机基本飞行性能的计算
该状态下的零升阻力系数是升致阻力系数的3倍对应的 远航升力系数为
总阻力系数:
升阻比为： 远航速度：
随着高度增加,有利和远航速度都要增加 在发动机耗油不变的情况下,在给定高度上,以有利速度飞行,续航时间最长 以远航速度飞行,航程最大
当飞行M数超过临界Mlj进入跨音速范围（临界Mlj<M<1.2-1.3）以后,由于波阻的出现 导致激增（大致与M2－M4成正比）,在某一Ｍ数（大约在Ｍ＝1.05-1.2）达到最大,导致平飞需用推力急剧增加（大致与M4－M6成正比）（ II区）
当超音速飞行时（Ｍ>1.2-1.3）,迎面阻力主要来自零升阻力 . 先大致与 成正比.而后逐渐变 为与 成正比的下降,致使在较高Ｍ数下平飞需用推力大致与Ｍ数成比例地增加.（III区）
（到达升限的时间为无穷大）——理论升限
高机动性飞机规定与 米/秒相对应、低亚音速飞机规定 米/秒相对应的实际高称为实用升限 （ 全加力、部分加力、最大状态不一样）
（4）定常上升到某一高度的最短上升时间
飞机从海平面定常上升到某一高度的最短上升时间为：
第四章飞机基本飞行性能的计算
4．1 引言
铅垂平面内的定常直线飞行——速度、航迹角不变 准定常 定常直线爬升 定常直线平飞 定常直线下滑 涡轮喷气发动机基本飞行性能最常用的简单推力法 能量高度法（考虑动能变化）
4．2 飞机的平飞需用推力
如果 、 和 较小而且 不大的情况下,有
（1） ,则有 ,定常直线平飞； （2） ,则有 , 下滑状态或减速度飞行； （3） ,则有 ,飞机爬升,或加速飞行 能量上升率代表飞机改变其能量状态的能力,代表了飞机的能量机动性
2-4飞行性能和要求
典型客舱布局
B777-200
B777-300
B777
三、安全性
任何时候飞行的安全是航空公司运营的基本条件，各国的飞机在制造 时都要经过主管当局的适航认定，应该说安全基本上是有保证的。但在各 类飞机的比较中安全性主要体现在主要部件的可靠性上，特别是发动机， 液压系统等的可靠性上，其次体现在电子设施的先进性上，近二十年来机 载的电子系统发生了革命性的变化，其进展的主要方向是改善了飞行安全， 减轻了驾驶员的负担，减少了人为因素失误的可能，先进的电子设施使安 全性能提高。
整个飞行过程中，操作最复杂的是起 飞和降落阶段，据统计航空事故的68% 出现在这两个阶段，因而飞机在设计上 和驾驶员的训练上这两个阶段都是重点， 以确保飞行安全。 危险11分钟：飞机滑出跑道升空后的3 分钟和飞机着陆前的8分钟是最容易发 生事故的时段,
二、飞机的飞行性能
飞机起降
飞机性能可以定义为飞机完成一个特定飞行任务的 能力的尺度，同时，也可以认为是飞机安全飞行的尺度。 飞机性能包括飞机的设计性能和飞机的运行性能。飞机 的性能狭义的来讲是指飞机在飞行中各个阶段——起飞、 巡航、下降、着陆时的运动性能，如速度、加速度、操 纵性、稳定性，也包括在整个航行段的航程、燃油效率、 续航时间等，广义的性能对民航飞机来说则包括飞机的 可靠性、安全性、经济性、维修性、舒适性能等，对民 航飞机评价的各方面都应该包括在广义性能之内。
一、基本飞行性能
(二)升限和飞行高度
升限是飞机在最大重量条件下能够上升的最大 高度。 飞行高度主要受发动机性能影响，飞行 高度主要有两个指标，一个是巡航高度，一个是单 发停车高度。
一、基本飞行性能
(三)航程 航程是飞机加满油(燃油和滑油)起飞后 空中不加油、不着陆所能飞行的最大距离。 现代客机划分为近程、中程和远程。 衡量飞机飞行距离的大小当然比较重要， 在时间上衡量飞机在空中能飞多久，则是 “续航时间”，(又称久航力)。它是指飞机 加满油，空中不加油、不着陆连续飞行的总 时间。
2 飞机的基本飞行性能
V
θ
Vy dH dt
Vy
V sin V
P G
V y max
(VP ) max G
一般H , V y max
2 － 3 飞 机 定 常 上 升 和 下 滑 性 能 的 确 定
北航 509
理论静升限Hmax.ll和实用静升限Hmax.sy
Hmax.ll 特定重量、构形，发动机满油门 (最大、加力、全加力)时，飞机 能够定直平飞的最大高度，此时 Vymax=0。 Hmax.sy 对应于Vymax=5m/s (亚音速飞机)或 0.5m/s (超音速飞机)的飞行高度。 Vymax
P cos( P ) Q 0 P sin( P ) Y mg 0
近似
P Q 要求一定的油门位臵 Y mg 要求一定的迎角
1) 飞机为净外形
2) G Gpj Gqf W / 2 , W : 燃油重量。
2 － 1 飞 机 定 常 平 飞 需 用 推 力 曲 线
计算步骤 — 求给定高度H和速度V下的平飞需用推力
1）计算G，Gpj = Gqf － W/2 查标准大气表 ρ、a 2）给定H 3）给定M（V） 计算
查极曲线
Cy 2Gpj
Cx
K
V S Cy
2
2Gpj
( aM ) 2 S
Ppx Qpf Gpj K
Cx
2 － 1 飞 机 定 常 平 飞 需 用 推 力 曲 线
M
定常平飞速度范围——飞行包线
2 － 2 飞 机 定 常 平 飞 性 能 的 确 定
北航 509
理论 在H~M(V)平面上，Mmax~H与Mmin~H线所勾划出 飞行 的封闭曲线。其内飞机可定直平飞／等速爬升／加 减速飞行；其上可定直平飞。 包线
航空航天概论第3章 飞行性能和飞行品质
所谓实用升限就是飞机的爬升率等于5m/s时的高度。此
外还有动力升限，它是靠动能向上冲而取得最大高度的。 一般创纪录的是指动力升限。
3、续航性能
• 航程（R）及续航时间 • 航程是指飞机一次加油所能飞越的最大距离。以 巡航速度飞行可取最大航程。增加航程的主要办 法是多带燃料、减少发动机的燃料消耗和增大升 阻比K。 • 航程远，表示飞机的活动范围大。对军用飞机来 说，可以直接威胁敌人的战略后方，远程作战能 力强；对民用客机和运输机来说，可以把客货运 到更远的地方，而减少中途停留加油的次数。
3.2.1 飞机稳定性
3.2.1 飞机稳定性
上单翼飞机横测稳定性强
下单翼飞机横测稳定性弱
3.2.1 飞机稳定性
侧滑中，垂尾产生的侧力对重心形成的滚转力矩也是横测稳定力矩。
飞机的横侧阻尼力矩主要由机翼产生。飞机在受扰后的转动过程中，由于机翼 存在附加上、下气流分量，使两翼迎角不等，从而导致两翼升力不等，这一阻 尼力矩对飞机转动起阻碍作用。
4、机动性能
（2）飞机的着陆 飞机的着陆同起飞相反，是一种减速运动。一般 可分为五个阶段：下滑、拉平、平飞减速、飘落 触地和着陆滑跑。
4、机动性能
降落之前，飞机大约在300m左右的高度上飞行 员放下起落架,而在200m左右的高度上放下襟翼, 同时发动机转速减小到最小转速,并使飞机转入
下滑状态。
4、机动性能
• 爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的
最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高 度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能 的重要指标之一。
2、高度性能
• 升限（Hm)
• 飞机上升所能达到最大高度，叫做升限。“升限”对战
飞 行 性 能
飞行性能
二、 爬升性能
从飞机起飞结束（此时飞机的高度为1500 英尺）到达规定的巡航速度和高度的过程称为航 线爬升。民用大型飞机的爬升是指在中低空保持 表速不变爬升，而在高空保持等M数不变爬升。 爬升过程中，若保持表速不变，由于空气密度减 小，真速将不断增大，即为了保持表速不变，必 须用一部分剩余推力增速，所以飞机的爬升梯度 和爬升率都要减小。
C：在10 000英尺高度平飞加速到上升速度。 D：按给定的表速和指示马赫数上升到上升顶点。 E：在初始巡航高度加速到巡航速度。 F：巡航。
飞行性能
三、 下降性能
与爬升性能类似，下降性能主要 由下降时间、下降的水平距离和下降 时所消耗的燃油量来表示。大型民航 运输机常用的下降方式有低速下降、 高速下降和最省燃油下降。
飞行性能
飞行姿态仪表
图2-19 高速下降和低速下降
飞行性能
四、 巡航性能
巡航性能是指 飞机从爬升顶点到 下降开始点之间的 平飞巡航性能。选 择好巡航高度和巡 航速度可以实现良 好的经济性。图221为某型号飞机的 典型巡航剖面图。
图2-21 某型号飞机的典型巡航剖面图
飞行性能
五、 着陆性能
飞机经历下降阶段后，开始进近与着陆。 着陆阶段虽然历时短，却是飞行中最危险、 最关键，也是最重要的阶段。现代大型民航 客机多是按仪表飞行规则飞行。各航空公司 对进近和着陆都制定了严格、全面的标准操 作程序和规章制度。
飞行原理5
由上式可知，下滑角的大小与飞即升阻比 有关，升阻比越大，下滑角越小。因为升组比 大，表示产生同样升力时，阻力小，下滑时重 力分力G2小一些就可以与阻力取得平衡，可以 得到最小下滑角。
（三）、下滑率
飞机在单位时间内所降低的高度叫下滑率，用 Vy下表示，单位是(米/秒)。下滑率大，说明飞机下降 得快，下降到一定高度所需要时间短。在无升降气 流情况下，下滑率的大小等于下降速度的垂直分速， 即：
（一）、平飞航时
飞机平飞航时的长短决定于平飞可用燃油 量多少和小时耗油量大小。 飞机平飞可用燃油量是指从飞机装截的燃 油中，除去起飞、上升、下滑、着陆等所要消 耗的燃油量以及为应付特殊情况的备份油量 （一般不少于40％）之后，所剩下的燃油量， 平飞可用燃油量多，平飞航时就长。 飞机小时耗油量是指飞机每飞行一小时， 发动机所消耗的燃油量，小时耗油量越小，平 飞航时越长。
六、飞机的续航
飞机的续航性能包括航程和航时两个方 面． 航时是指飞机在空中所能待续的飞行时间； 航程是指飞机在空中所能持续飞行的距离。 飞机每次航行都包括上升、平飞、下降等 阶段，其中平飞阶段是航行的主要部分，故在 研究飞机的续航性能时，重点放在平飞阶段 上． 飞机在平飞阶段的航程和航时分别叫做平 飞航程和平飞航时。
从上图中可以找出： 1、飞机最大平飞速度Vmax; 2、飞机最小平飞速度Vmin； 3、飞机平飞有利速度V有利； 4、剩余推力∆P； 5、平飞速度 范围∆V。
（六）、影响飞机平飞的因素
1、飞行高度对平飞的影响：
2、空气温度对飞机平飞的影响：
3、重量对飞机平飞的影响：
二、飞机的爬升
飞机沿向上倾斜的轨迹作等速直线飞行 叫飞机的爬升。
（三）、飞机的起飞离地速度
飞机离地所需要的速度，称为飞机的离地 速度，用V离地表示。 离地速度小，则滑跑距离短，因为离地速 度小，飞机只需经过短距离的滑跑就能加速到 离地速度，因而滑跑距离短。 飞机离地时，升力应等于飞机重力，即：
大气飞行力学第2-1章补充基本性能
上升性能
适用方程
P ky = P px + G sin θ ⎫ ⎬ Y = G ⎭ (θ , [α + ϕ p ]不大 )
适用方法
简单推力法
大气飞行力学－－基本性能
一、上升角θ和最大上升角θmax
Pky = Ppx + G sin θ ⇒
sin θ = ΔP ΔP ⇒ θ = sin − 1 ( ) G G − 1 Δ Pmax ) ⇒ θ max = sin ( G
图1
推力曲线（H＝5000米）
图2
推力曲线（H＝14000米）
大气飞行力学－－基本性能
1－2 飞机定常平飞性能的确定 定常平飞性能指标 Pf
性能指标
Vmax ( Mmax ) , Vmin, Hmax ,平飞包线
11 km
H
简单推力法 在近似公式的基础上，根据 可用推力和平飞需用推力曲 线确定性能的方法。
飞行参数不 随时间变化
大气飞行力学－－基本性能
1－1 飞机定常平飞需用推力曲线 一、基本定义和计算公式 定义
飞机在一定高度、一定速度作定直平飞时，所需 要的发动机推力，称为定常平飞需用推力Ppx。
Ppx = f ( H , V )
基本公式
平飞需用推力曲线
Kmax 亚音速飞机
先进布局 1 ⎧ 2 经典超音 ⎪ Ppx = Qpf = C x 2 ρV S ⎪ 速飞机 ⎨ ⎪G = Y = C y 1 ρV 2 S M ⎪ ⎩ 2 ∴ K max ↔ Ppx min ↔ Vyl , α yl , C yyl
零升阻力 升致阻力 (诱导阻力)
大气飞行力学－－基本性能
一）平飞需用推力随飞行速度的变化规律
AG 2 1 2 Q0 = C x 0 ρV S , Qi = 1 2 ρV 2 S 2 M < M lj (亚音速范围 )
空运飞行员的航空器性能和性能计算
空运飞行员的航空器性能和性能计算航空器性能和性能计算是空运飞行员必备的基本知识和技能。
准确了解和计算航空器的性能参数，对于飞行安全和飞行规划至关重要。
本文将从航空器性能的概念入手，介绍航空器性能及其分类，并重点探讨航空器性能计算的方法与应用。
一、航空器性能的概念航空器性能是指航空器在不同条件下所具备的飞行能力和特性。
主要包括以下几个方面：1. 高度性能：指航空器在不同高度和大气条件下的性能。
高度性能决定着飞机的最大升限、巡航高度、爬升率等。
2. 速度性能：指航空器在不同速度下的性能。
速度性能涉及到最大速度、巡航速度、起飞、着陆速度等。
3. 负载性能：指航空器在不同负荷条件下的性能。
负载性能包括最大起飞重量、最大载重量、航程等。
4. 距离性能：指航空器在不同距离范围内的性能。
距离性能关系到航空器燃油消耗、续航能力等。
二、航空器性能的分类航空器性能可按照不同的标准进行分类，常见的分类方式包括机型、飞行阶段、飞行任务等。
1. 机型性能：根据机型的不同，航空器性能也会有所差异。
例如，直升机的性能参数与固定翼飞机有所不同。
2. 飞行阶段性能：航空器的性能会随着飞行阶段的不同而发生变化。
起飞、爬升、巡航、下降、着陆等不同飞行阶段，要求的性能参数也不同。
3. 飞行任务性能：根据不同的飞行任务，航空器的性能需求也不同。
例如，运输机需要具备较大的载荷能力和航程，而训练飞机则注重操纵性和教学性能。
三、航空器性能计算的方法与应用航空器性能计算是根据飞机设计参数进行数值计算，以评估飞机在特定条件下的性能能力。
常用的航空器性能计算方法有以下几种：1. 基于公式计算：根据飞机设计和性能数据，利用数学公式计算出各项性能参数。
例如，通过空气动力学公式计算出飞机的升力、阻力等。
2. 基于试飞数据计算：根据试飞数据，结合飞行规范和性能手册，计算出飞机的性能参数。
试飞数据是航空器性能计算的重要依据。
3. 基于计算机模拟：利用计算机软件建立航空器性能模型，通过模拟计算得出各项性能参数。
飞行性能和要求图文
飞行性能和要求飞行性能是指飞机在飞行中表现出的各种性能指标。
这些性能指标包括飞行速度、飞行高度、爬升速度、下降速度等等。
作为一名飞行员或航空工程师，对于飞行性能的了解和掌握至关重要。
因此，在设计和操作飞机时，需要考虑到飞行性能以及相应的要求。
飞行速度飞行速度是指飞机在空中飞行时的速度。
飞机的最大飞行速度受到多种因素的限制，包括设计制约、气动效应、动力系统等。
除了最大速度之外，还有最小速度、巡航速度、着陆速度等不同的速度要求，这些要求需要遵循以确保飞机的飞行安全。
飞行高度飞行高度是指飞机在空中飞行时的高度。
与飞行速度一样，飞行高度也受到多种因素的限制，包括气压高度、飞机结构限制、人员舒适度等等。
在规定的飞行高度内保持飞行安全是飞行员和航空工程师的重要任务之一。
爬升和下降速度爬升和下降速度分别指飞机向上爬升和向下下降的速度。
这些速度指标对飞机的安全性和舒适度都有重要影响。
在起飞和着陆时，飞机需要保持特定的爬升和下降速度，以确保航班的顺利进行。
此外，这些速度指标还需要保持在一定的范围内，以确保航班的舒适度和乘客的安全。
转弯半径和坡度转弯半径和坡度分别指飞机在空中转弯时的半径和倾斜度。
这些指标同样对飞机的安全性和舒适度都有着重要的影响。
在进行大转弯时，飞机需要保持大的转弯半径以确保安全；而在进行小转弯时，飞机需要保持小的转弯半径以确保舒适度和乘客的安全。
能源消耗和经济性能源消耗和经济性是指飞机在空中飞行时所消耗的燃油数量和相关的经济成本。
这些指标对航空公司和航班运营商来说尤为重要，因为它们可以直接影响航班运营的成本和盈利能力。
在设计飞机时，需要考虑到能源消耗和经济性，以确保航空公司和航班运营商能获得最大的经济效益。
在设计和操作飞机时，飞行性能和相应的要求都是非常重要的。
飞行性能包括飞行速度、飞行高度、爬升速度、下降速度等等；而要求则涉及到制约因素、安全标准、舒适度等等。
对于飞行员和航空工程师来说，了解这些指标和要求是非常必要的，因为它们能够确保航班的顺利进行和乘客的安全。
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允许飞行包线
考虑实际使用限制后 得到的飞行包线。
Mmax
升限Hmax
随H增加，包线的速度 范围收缩，直至某高度 收缩为一点，此为Hmax。
2.3 飞机定直上升和下滑性能
仍是定常运动 上升性能——满油门状态 下滑性能——慢车状态 上升性能指标
V y max ( VP )max G
qmax M
dH Vy dt
V y max
(VP ) max G
H
Hmax.ll Hmax.sy
Hmax.sy 对应于Vymax=5m/s (亚音速飞机)或 0.5m/s (超音速飞机)的飞行高度。 提出使用静升限的原因: 理论静升限的ｔ趋于无穷 飞机很难在理论静升限保持定直平飞 动升限是指飞机通过跃升将尽可能多的动能转化为位能所 能达到的最大高度
一般 约定
1) 飞机为净外形
2) G Gpj Gqf W / 2 , W : 燃油重量。
平飞需用推力的计算
1 Ppx Qpf C x V 2 S Qpf C x 1 G 2 Ppx Qpf G Cy K K G Y C y 1 V 2 S 2
最大平飞速度 最小平飞速度 飞行包线
2 － 2 飞 机 定 常 平 飞 性 能 的 确 定
定常平飞基本关系
Y=G Pky=Q 调整α 调整n
yx ( ) yx
n慢 n nmax (加力/ 不加力 )
在某H、V平飞 重量、构形确定
性能指标
Vmax ( Mmax ) , Vmin, Hmax ,平飞包线
升力限制
Mmin
2 － 2 飞 机 定 常 平 飞 性 能 的 确 定
确定Vmin的步骤
1) 取几点M，由C y 得C ypx及C ypx 2G 1 a 2 S M 2 ~ M，
Cy
C ysx
C yyx
绘制在已知 yyx ~ M曲线上， C 二曲线交点为 min. yx M
C ydd
2) 找出该H满油门Pky曲线 与Ppx曲线的左交点 , 即为M min.p (若不存在 取零) ,
V
θ
Vy dH dt
Vy
V sin V
V y max
(VP ) max G
P G
一般H , V y max
H
不同高度的 最大上升率
△PV/G
Myl Mθ Mks
2 － 3 飞 机 定 常 上 升 和 下 滑 性 能 的 确 定
最短上升时间tmin
如果飞机在上升过程中，在所经高度均以最大上升率状态 飞行，则达到预定高度所需时间最短。保持Vks(H)，以 Vymax上升，所需时间最短。
飞机进行等速平飞（dV/dt=0) 时，发动机推力用以 克服阻力，称该阻力为定常平飞需用推力Ppx。
P cos( P ) Q 0 P sin( P ) Y mg 0 关系式 近似
P Q 要求一定的油门位臵 Y mg 要求一定的迎角
P17 例 (H=8Km)
G Ppx Qpf K
Q0 Qi K max Ppxmin 有利状态
有利速度的计算
1）求Cyyl Kmax
2）求Vyl
2 － 1 飞 机 定 常 平 飞 需 用 推 力 曲 线
平飞需用推力随飞行速度的变化规律
Ppx Qpf 1 ( C x 0 AC y ) V 2 S 2 1 AG 2 C x 0 V 2 S 1 2 V 2 S 2 Q0 Qi
C y max
3) 取M min max( M min.p , M min.yx )
M min.yx
M
定常平飞速度范围——飞行包线
2 － 2 飞 机 定 常 平 飞 性 能 的 确 定 理论飞 行包线 飞机可以进行定常直线平飞的速度和高度所 勾划出来的范围. H H max 正常飞行 范围 qmax M
dH 从H 1 H 2，dt ， V y max H 2 dH t min H1 V y max
1/Vymax
上升时经过的水平距离Lss
H1
H2 Hmax.ll
H
dH dLss V cos dt V cos ctg dH V sin H2 Lss ctg dH
简单推力法求解
最大平飞速度Vmax ( Mmax )
定义
在某高度能定直平飞的最大速度，称该高度最大平飞速度。 各高度Vmax最大者称为飞机的最大平飞速度。
简单推力法图解确定Vmax ( Mmax )
满油门(最大状态、部分加力、全加力)的Pky ～M与Ppx ～ M曲线的右交点。 跨声速飞机开加力Vmax增加不多 超声速飞机Vmax处于平飞需用推力曲线变化平缓的部分， 开加力增加很大。
2
A Cx0
Qpf Q 0 Qi Myl Mlj 1.3 M
零升阻力
升致阻力 (诱导阻力)
低速飞行时，以升致阻力为主，阻力随M增加而降低 高速飞行时，以零升阻力为主，阻力随M增加而增加 跨音速区，出现波阻，零升阻力系数剧增，阻力剧增。 A （声障），措施： 采用大推力的喷气发动机 Cx0 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
K max Ppx min Vyl , yl , C yyl
计算步骤 — 求给定高度H和速度V下的平飞需用推力
1）计算G，Gpj = Gqf － W/2 查标准大气表 ρ、a 2）给定H 3）给定M（V） 计算
查极曲线
Cx
2Gpj 2Gpj Cy 2 V S ( aM ) 2 S Gpj Cy Ppx Qpf K K Cx
平飞性能
爬升性能
下滑性能
基本飞行性能主要研究飞机飞多快、飞多高等问题
内容
引言
2-1 飞机定常平飞运动方程及需用推力曲线
2-2 飞机定常平飞性能的确定
2-3 飞机定常上升和下滑性能的确定
2-4 超音速飞机基本飞行性能的主要特点 2-5 有关参数对基本飞行性能的影响 小结
2-1飞机定常运动方程及平飞需用推力曲线
1）推力限制 满油门Pky ～M与Ppx ～M曲线的左交点 满足 ky Q Vmin.p P 2）升力系数限制
Vmin max{Vmin.yx , Vmin.p }
2G C yyx S
Y G V , 则C y ( H不变 )
C y C yyx
Vmin C Vmin.yx
Vymax
2－3 飞机定常下滑性能的确定
飞行条件 发动机慢车，Pky≈0，滑翔、无动力飞行，
适用方程 下滑角
Q G sin xh Y G cos xh
Y
R
xh
Q
分析
Q 1 xh tan ( ) tan 1 Y K 1 1 xh. min tan K max
(VΔP ) max
Myl Mθ Mks
M
θmaxΔPmax Mθ (陡升M数,一般Mθ>Myl)
可用推力
剩余推 力
需用推力
Mθ
2 － 3 飞 机 定 常 上 升 和 下 滑 性 能 的 确 定
上升率Vy和最大上升率Vymax
上升率Vy：飞机在单位时间上升的高度。 某高度最大上升率Vymax： 该高度、指定构形、G下 可能的最大上升率。 相应速度为快升速度Vks(Mks)。 最大上升率： 所有H中Vymax最大者。
H1
数值积分或图解积分
tmin
H2
H1
dH Vy max
2 － 3 飞 机 定 常 上 升 和 下 滑 性 能 的 确 定
理论静升限Hmax.ll和实用静升限Hmax.sy
Hmax.ll 特定重量、构形，发动机满油门(最大、加力、全加力)时， 飞机能够定直平飞的最大高度，此时可用推力曲线与需用 推力曲线相切，Vymax=0。 H H max Mmax
yh
VP Pky Y Qxh
Y G cos G Y Q Pky G 0 运动形式 Pky Q G sin
适用方程
G
( 定常平飞 0 )性能指标Vmin , Vmax，平飞速度范围 ( max , V y max , H max (, t min , Lss ) 定常上升 0 ) 定常下滑( 0 ) xh.min , Vxh.max (, t xh.max , Lxh.max )
1
V
xh
G
•
•
滑翔角由极曲线决定，和飞机重量无关。 可通过滑翔飞行测量气动特性参数K。 滑翔机: K较大(10~40)，θxh不大
滑翔机——大K布局(小后掠角，大展弦比)
2 － 3 飞 机 定 常 上 升 和 下 滑 性 能 的 确 定
下滑距离Lxh
Lxh Hctg xh HK Lxh max HKmax
H给定
P px(Qpf)
Pky (开加力)
Mmax
M
2.2 定直平飞性能
Vmax ( Mmax ) ~H 关系
2 － 2 飞 机 定 常 平 飞 性 能 的 确 定
最小平飞速度Vmin ( Mmin )
定义
在某高度能定直平飞的最小速度，称该高度最小平飞速度。
确定Vmin——两个限制条件
1）推力限制 满油门Pky ～M与Ppx ～M曲线的左交点 满足 ky Q Vmin.p P
下滑率Vyxh和下滑时速度Vxh
G R Vxh 2G C R S