【资料】西工大课件飞行器性能计算5起降性能汇编
西北工业大学飞行器稳定性与操纵性考试试题
西北工业大学飞行器稳定性与操纵性考试试题编号：西北工业大学考试试题（卷）开课学院航空学院课程飞行器稳定性与操纵性学时36考试日期考试时间 2 小时考试形式（）（）卷注：1. 命题纸上一般不留答题位置，试题请用小四、宋体打印且不出框。
2. 命题教师和审题教师姓名应在试卷存档时填写。
共2页第1页西北工业大学命题专用纸共2页第2页西北工业大学考试试题答案及评分标准开课学院航空学院课程飞行器稳定性与操纵性学时36考试日期考试时间 2 小时考试形式（）（）一、名词解释（6×5）1、纵向平衡曲线纵向定常直线飞行中，俯仰力矩平衡时，升降舵（平尾）偏角与飞行速度或迎角之间的关系曲线2、上反效应定常侧滑直线飞行中，上反角的横向静稳定性作用3、副翼操纵反效刚度小的机翼，在动压大的情况下，偏转副翼引起的附加气动载荷作用在机翼刚性轴之后，引起机翼的扭转变形，削弱了副翼滚转操纵的效果。
随着动压的增加，相同副翼偏角引起的机翼扭转变形增大，副翼的操纵效率更低。
当动压达到某一临界动压值时，副翼的操纵效率为零。
随着动压进一步增大，左压杆却出现右滚力矩，副翼操纵反效4、模态扰动运动特征方程的每一个实根或每一对共轭复根描述的运动5、机翼自转当飞机大于失速迎角飞行时，右滚转时，虽然右机翼的迎角大于左机翼的迎角，但是由于失速，胜利反而小于左翼，此时的横向力矩将加速飞机的滚转二、问答（10，9，10，8，6，7）评分视具体答题情况而定1、平尾对正常式布局飞机（平尾在机翼之后）俯仰力矩的三个作用是什么？答：（1）改变飞机的零升力矩系数大小，甚至使它由负值变为正值（2）偏转平尾（升降舵），是飞机在不同迎角下取得俯仰力矩的平衡（3）改变俯仰力矩曲线的斜率，通过使飞机焦点后移来使飞机具有纵向静稳定性2、飞机设计时决定重心后限位置的因素有哪些？答：（1）为使飞机具有纵向静稳定性，重心必须在飞机焦点之前（2）为使飞机具有纵向松杆静稳定性，重心必须在松杆中性点之前（3）定常曲线飞行时，为使，重心必须在握杆机动点之前（4）定常曲线飞行时，为使，重心必须在松杆机动点之前3、推导飞机小扰动运动方程组所采用了哪些简化假设？答：（1）关于地球的假设，地球是静止不动的平面（2）关于飞机的假设，飞机是刚体，且质量为常数（3）大气为平静的标准大气（4）所选坐标系为原点与质心重合的机体坐标系（5）飞机质量分布对称（6）小扰动假设（7）飞机具有对称面，质量和外形都对称（8）基准运动中，飞机的运动平面、对称面、铅垂面合一（9）基准运动为定直飞行（10）准定常假设4、什么是气流坐标轴系？什么是惯用的机体坐标轴系？答：气流坐标轴系：原点在飞机质心，轴沿飞机速度方向，轴在飞机对称面上垂直于轴指向下方，轴垂直于、，指向右方惯用的机体坐标轴系：原点在飞机质心，轴平行于机身轴线或对称面机翼弦线，指向前方，轴垂直对称面，指向右翼，轴在飞机对称面内，垂直于轴指向下方，且与、形成右手坐标系统5、横侧扰动运动有哪些典型模态？其特点是什么？答：（1）对应模值大实根的滚转收敛模态，特点是衰减快、滚转比偏航和侧滑大得多的非周期运动（2）对应模值小实根的螺旋模态，特点是半衰时长、带滚转、接近零侧滑的偏航非周期运动（3）对应复根的荷兰滚模态，特点是中等阻尼、频率较快、既滚转又偏航带侧滑的周期性运动6、飞机纵向静稳定性导数是什么？它的变化对飞机纵向动稳定性及操纵性的影响是什么？答：飞机纵向静稳定性导数是或。
飞机飞行性能计算
准高度、基本构形的极曲线，求得 CL,i 值，代入公式
求 pH 。
5.最后查国际标准大气表得到计算升限高度。
6. 若精度不够，则重复以上步骤。
航空宇航学院
航空宇航学院
水平加(减)速性能计算
• 计算公式
∆t = ∆v
gnx
∆x = v∆t
航空宇航学院
飞机飞行性能计算
设设计计 要要求求
航空宇航学院
飞机总体设计框架
主主要要参参数数计计算算 布布局局型型式式选选择择
发发动动机机选选择择
部部件件外外形形设设计计
机机身身 机机翼翼 尾尾翼翼 起起落落架架 进进气气道道
是是否否满满足足 设设计计要要求求？？
最最优优？？
分分析析计计算算
重重量量计计算算 气气动动计计算算 性性能能计计算算
ω = g nz2 −1 × 57.3 [(º)/s]
v
盘旋过载：
nz = CL CL, pf
航空宇航学院
式中： CL ——盘旋状态飞机升力系数
( ) CL =
CF − CD,0 + ∆CD,Re +系数
CL, pf = G qS
• 计算方法
航空宇航学院
1.给定计算高度、计算Ma数和计算重量 。
航空宇航学院
爬升性能计算
1.等速爬升计算公式
vy
=
F −Dv G
=
F
− qS(CD
+
∆CD,Re
G
+
∆CD,c )
⋅v
• 计算方法
航空宇航学院
爬升时间、水平前进距离、轨迹角及耗油量，
飞机性能第5章 爬升和下降
第五章飞机爬升和下降性能第五章飞机爬升和下降性能§ 1 爬升性能§２下降性能§1 爬升性能航路爬升：从起飞飞行航迹结束点（1500ft）爬升到规定的巡航高度；推力：最大爬升推力，全发；目的：经济、安全；重点：时间、油量、距离；爬升梯度与爬升率： αθθγγθα=+γθ爬升梯度与爬升率：d d d d sin sin sin d dt d d sin d 1d N N W V H W V V V F D W V W g H g H g H F DV V W g H θθθθ−−===−= +d sin cos d N W L F W V g tθαθ+−=d cos sin d N W V F D W g tαθ−−=爬升梯度与爬升率：()tan sin d 1d sin d 1d NN F D V V W g H F D V R V C V V W g H θθθ−≈= +−== +影响因素： 高度：温度：小于参考温度，基本不变，大于参考温度时重量：速度：随着速度的增加，CG 和r/c 先增后减。
§1 爬升性能1、爬升参数的计算影响因素：风速：R/C 水平风速对爬升率没影响。
V dV gdh.RCC G 加速因子：影响因素： ()()()211d d d ;d ;h n H H i avg H H t R V C H H T R R C C ===∆≈∑∫爬升时间：爬升距离： ()()()()211d d d d cos d ;d n H H i avgH H S t V t V V R CG C H H S CG CG θ==≈==∆≈∑∫影响因素：爬升油量： ()()()()211d d d ;d ;n H avg H i avg H F WF t WF R C WF H F WF H R R C C ==≈∆∑∫2、爬升方式及其确定准则和要求典型爬升剖面：A段：从离地到1500英寸。
飞机起飞和着落性能课件
G
1 2 L3 KdV 2g
在工程估算中， K Kmax ,Vlp Vxh
T3 K max (Vxh V jd ) g L3 K max 2 2 (Vxh V jd ) 2g
飞机的着陆性能
接地速度的确定
飞机的起飞性能
离地速度的确定
离地条件： 发动机安 装角
G Y P sin( ld p ) Y
P/G不太大 ld p 很小 离地升力系数，据飞 机近地面、起飞襟翼 构形的升力特性和αld 确定。
Vld
限制条件： 与空气密 度有关。
2G SC yld
1)C yld C ydd
飞机的起飞性能 飞机的起飞性能：
1. 离地速度 2. 滑跑距离
Vld 2G SC yld
2 Vld 1 L1 2 g Pav f av G
3. 起飞距离
2 2 2 VH Vld Vld 1 G L L1 L2 15 2 g Pav f P X av 2 g av G
2 1 Vld V 1 ld Vld T1 L1 g Pav f 2 g Pav f av av G G 2 2 L2 VH Vld G T2 L2 15 Vav P X av 2 g
2G SC yld
Vav
1 (VH Vld ) 2
Lqf L1 L2 Tqf T1 T2
飞机的起飞性能
地面滑跑段的运动分析：
G dV P X F g dt N G Y F fN f (G Y )
Y
V
西工大飞行器性能计算4机动性能73页PPT
1、战鼓一响，法律无声。——英国 2、任何法律的根本；不，不成文法本 身就是 讲道理 ……法 律，也 ----即 明示道 理。— —爱·科 克
3、法律是最保险的头盔。——爱·科 克 4、一个国家如果纲纪不正，其国风一 定颓败 。—— 塞内加 5、法律不能使人人平等，但是在法律 面前的阅读
❖ 知识就是财富 ❖ 丰富你的人生
71、既然我已经踏上这条道路，那么，任何东西都不应妨碍我沿着这条路走下去。——康德 72、家庭成为快乐的种子在外也不致成为障碍物但在旅行之际却是夜间的伴侣。——西塞罗 73、坚持意志伟大的事业需要始终不渝的精神。——伏尔泰 74、路漫漫其修道远，吾将上下而求索。——屈原 75、内外相应，言行相称。——韩非
飞行性能和飞行品质ppt演示课件(45页)
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
在飞机飞行过程中，操纵方向舵，飞机则绕立轴转动，产生偏航运动。
降落之前，飞机大约在300m左右的高度上飞行 飞机从某一机场起飞，执行作战任务后再返回原机场，机场至该空域的水平距离就是作战半径。
• 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 高临下，取得主动权。
翼,同时发动机转速减小到最小转速,并使飞机转 简单地说就是指飞机从一种姿势快速转变到另一种姿势的能力。
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。
入下滑状态。 战斗机的敏捷性是关于飞机机动性和机动能力变化的综合评价，是飞机改变机动状态和转换机动平面的能力。
• 飞机的升限有两种。一种叫理论升限，它指爬升率等于 零时的高度，没有什么实际的意义；常用的是实用升限。 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
1、速度性能
2、高度性能
• 爬高升度率（（即飞vL行) 飞速机度的的爬垂升直率分是量指）单，位其时单间位内是飞m/机m所in或上m升/的s。 • 爬升率大，说明飞机爬升的快，上升到预定高度所需的时
西工大飞行器结构力学电子教案1-1省公开课金奖全国赛课一等奖微课获奖PPT课件
第一章 绪论
刚接
刚接力学特征：
被连接元件在刚接点处，即不能 发生相对移动，也不能绕刚接点 发生相对转动。
所以，刚接即能够传递力，也能 够传递力矩。
夹角保持不变
将刚性连接处涂黑来表示刚接，
也称为刚结点。
19/38
飞行器结构力学基础
三、结构力学计算模型
第一章 绪论
组合结点
组合结点力学特征：
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飞行器结构力学基础
六、基本关系和基本假设
第一章 绪论
2. 基本假设
（1）小变形假设
结构在外载荷作用下变形与几何尺寸 相比很小。建立力平衡方程时，能够 不考虑变形对结构几何关系影响。
（2）线弹性假设
结构在载荷作用下会产生内力和变形， 当载荷卸调后，内力和变形也随之消 失，结构恢复到原始状态，无残余变 形(弹性体)。
平面定向支座
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飞行器结构力学基础
六、基本关系和基本假设
第一章 绪论
1. 基本关系
（1）平衡关系
作用在结构上力是平衡，结构系统中 全部元件也是平衡。
（2）协调关系 结构发生变形时，各个元件之间变形
是协调。
（3）物理关系 元件力和位移之间，满足材料物理性
质。
结构力学原理和计算方法均是基于这三种基本关系而 建立。
固定支座（或称固持） 定向支座
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飞行器结构力学基础
三、结构力学计算模型
第一章 绪论
可动铰支座
可动铰支座几何特征：
结构含有绕铰A转动及平行 于基础平面方向平动，但在 垂直于基础平面方向上不能 发生平动。 相当于限制了结构一个平动。
22/38
飞行器结构力学基础
西工大飞行器性能计算5起降性能
着陆前的飞行
需要调整的参数
– 速度 – 高度 – 姿态（俯仰／滚转） – 迎角 – 下降速度 – 航向／航线
03
04
05
06
北
着陆导航
着陆阶段
安全高度
L1
L2
L3
L4
下滑
拉平 平飞减速
飘落
L5
减速滑跑
下滑段距离及时间的计算
q arctan 1
K L'1 15K
L1 L2 L'1
Vxh
L1
1 2g
[
1 b1
ln
a1
b1Vld2 a1
]
T1
1 2g
[
1 ln a1 a1b1 a1
a1b1Vld ] a1b1Vld
a1
Ppj G
f
b1
S
2G
(Cx
f Cy )
J-7：
T1=25.7S L1=1104m
离地速度Vld
离地瞬间：Y=G
Vld
2G
SCyld
Cydd
hw
J-8
FBC-1
2G cosq SCyxh
J-7:
L1=85m T1=0.9s
安全高度15m
P0
L1
L2
L'1
平飞减速段的距离和时间
m
dV dt
Q
Y G
Q
1 dV 1 g dt K
T3
1 g
KdV
L3
1 2g
KdV 2
T3
Kmax g
(Vxh
V jd
)
L3
Kmax 2g
(Vx2h
飞机基本飞行性能课件
P
H增加
Vmin.p
H , Vmin. yx
M
H , 则Vmin , M min H
低空受Vminyx 约束 高空受Vminp约束
升力限制
推力限制
Mmin
飞机定常平飞性能
确定Vmin的步骤
2G 1 1) 取几点 M , 由 C y a2S M 2 得 C ypx，及 C y max M，绘制在 已知 C ypx M 曲线上，而曲 线交点为 M min . px
下滑时通常减小油门， 若推力为零则称为滑 翔。 θ X
H（km） 0 5 10
（kg/m3） a
1.225 0.736 0.413 340.3 320.5 299.5
15
20
0.194
0.088
295.1
295.1
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
X 0 ~ V 曲线向右下移动 1) H M yl X i ~ V 曲线向右上移动
-1
200
250
Vymax / ms
飞机的定直上升性能
4. 最短上升时间
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
dH 从 H1 H 2 ,dt Vy max
可得
1/Vymax
tmin
H2
H1
dH Vy max
H H1 H2 Hmax.ll
可由数值积分／图解积分求得。
X
1 X 0 Cx 0 M S ( a 2 ) 2 A 2m2 g 2 1 Xi 2 ( )( 2 ) M S a
任务性能飞机性能计算课件方案策划
气动力学原理
发动机原理
任务性能飞机的发动机是提供推力的 主要部件，其工作原理是将燃油的化 学能转化为机械能，从而产生推力。
飞机在飞行过程中，受到空气的作用力，包 括升力、阻力和侧力等，这些力的大小和方 向与飞机的空气动力外形和飞行状态有关。
计算方法
01
02
03
数学模型法
通过建立飞机性能计算的 数学模型，利用数学方法 进行计算和分析。
主要成果和收获
• 成果展示：通过本次任务，我们成功地完成了对任务性能飞机性能计算 课件的策划和制作。该课件详细介绍了任务性能飞机的性能计算方法， 包括起飞、巡航、降落等阶段的性能计算，以及飞机性能优化的方法。
• 技能提升：在策划和制作过程中，我们不仅掌握了任务性能飞机性能计 算的相关知识，还提高了课件策划、制作和演示的技能。
• 团队协作：通过小组讨论、分工合作等方式，我们加强了团队协作能力， 提高了工作效率。
• 知识普及：该课件可以作为普及任务性能飞机性能计算知识的教材，为 相关人员提供学习和参考的资料。
对未来研究的建议和展望
深入研究
扩展内容
建议进一步深入研究任务性能飞机的性能 计算方法，提高计算的准确性和可靠性。
建议在课件中加入更多实际案例和应用场 景，以帮助学习者更好地理解和应用相关 知识。
任务性能飞机性能计算课件方 案策划
目录
CONTENTS
• 引言 • 任务性能飞机性能计算的基本原理和方法 • 任务性能飞机性能计算课件的设计与开发 • 任务性能飞机性能计算课件的实施和推广 • 任务性能飞机性能计算课件的评估和改进 • 结论
01 引言
CHAPTER
目的和背景
目的
为了提高飞行员和任务执行人员对任务性能飞机性能计算的理解和应用能力， 制定并实施一个全面的课件方案。
飞机的起飞性能讲义
爬升限制的最大起飞重量：
飞机重量越大，爬升梯度越小，而FAR-25，规定了最小可用的 爬升梯度，这就限制了最大的起飞重量。
C.G
FN D
W (1 V dV )
g dH
Page 14
飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
§3 爬升限重
4、第二爬升段---等表速爬升段
起 飞 性 能 Takeoff Performance
2、起飞航迹分段
起飞飞行航迹：起飞终点到起飞航迹终点。
Page 7
飞机性能工程 §3 爬升限重
起 飞 性 能 Takeoff Performance
3、第一爬升段
从离地35ft到起落架收上。
Page 8
飞机性能工程 §3 爬升限重
3、第一爬升段
§3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数 爬升梯度的影响因素：
➢ 爬升梯度与剩余推力成正比，与推力、阻力有关（温度、高度、 flap、速度）。
➢ 爬升梯度与飞机重量成反比，重量越大，爬升梯度越小。
➢ 爬升梯度还与加速因子有关（加速度、动能）。
C.G
FN D
W (1 V dV )
g dH
Page 5
§3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数
爬升梯度：
FN
D W sin
W g
dV dt
; 1
FN
D W sin
W g
dV dH
dH dt
;
FN
D W sin
W g
dV V sin ;
dH
CG tan sin
FN D
W
(1
V g
飞机气动性能计算概要
飞机气动估算及飞行性能计算------ 课程设计指导资料西北工业大学航空学院2005.3§1 前言1965年4月9日美国四架F-4B飞机入侵我海南岛，我人民解放军空军英勇迎击。
敌机惊慌失措，仓皇发射导弹，结果击落自己飞机，坠落于海南岛地区。
敌机残骸打捞后，根据上级指示，西北工业大学师生对F-4B的残骸进行了分析研究工作。
本课程设计所列F-4B各项数据均来自该机残骸测绘结果，发动机数据为原航空工业部六院计算结果。
§2 飞机的基本情况和数据F-4为美国麦克唐纳公司为美国海军研制的双座舰载战斗轰炸机，后来美国空军也大量采购，成为美国空海军60～70年代的通用主力战斗机。
1956年开始设计，1958年5月原型机试飞，1961年10月开始交付海军使用，1963年11月进入空军服役。
F-4不但空战能力好，对地攻击能力也很强，是60年代以来美国生产数量最多的战斗机。
至1981年停产为止，美国共生产了5195架各种型号的F-4飞机。
F-4B为舰载全天候型，是生产较多的型号。
F-4的英文名字为Phantom （鬼怪）II。
F-4B飞机采用大后掠角小展弦比的机翼、其外侧可折叠部分有12度上反角，全动水平尾翼下反角为23度。
F-4B装有两台J79-GE-8型涡喷发动机。
飞机上没有机炮，机腹部悬挂有4枚半埋式的麻雀IIIA型中距空空导弹，需要时，可在机翼上增挂2到4枚响尾蛇导弹。
此外，他还有多种外挂方案以执行不同的任务。
F-4B飞机装有AN/APQ-72雷达火控系统，其搜索距离为36～96公里，跟踪距离为10～40公里。
-+以下是F-4B飞机的部分原始数据：表1 飞机的重量数据表2 飞机的载油数据表3 飞机的几何数据表4 J-79-GE-8最大状态可用推力表（单台）表5 J-79-GE-8全加力状态可用推力表（单台）注：11km 以上的推力数据可按公式1111ρρP P H H ⋅=进行计算。
§3 飞机气动特性估算飞机升阻特性是飞机最为重要的原始数据之一，在性能计算、飞行仿真等方面必不可少。
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V jd a pj
L jh
V
2 jd
2 a pj
平均加速度的计算
接地瞬间：
滑跑终点：
Y G
Y 0
F 0
Q 0
QF Q G Kjd
QFFf G
apj(Qm F)pjg 2(K 1jdf)
J-7：
L5=1200m T5=33.3s
Lzl=2762m
Tzl=52s
着陆性能的影响因素
• 发动机
– 反推力装置
2G S(CxfCy)V2
滑跑距离
dLVdt1 VGdV gPQf(GY)
L121g
Vl2d
0 Pf G
d(V2)
2G S(CxfCy)V2
数值积分法 图解积分法
滑跑时间的简化分析
取推力平均值
1 Ppj2(PV0PVVld)
T1g 1
Vld
0 Pf G
dV
2G S(CxfCy)V2
1 Vld dV g 0 a1 b1V2
fC y )
J-7：
T1=25.7S L1=1104m
离地速度Vld
离地瞬间：Y=G
Vld
2G
SC yld
Cydd
hw
J-8
FBC-1
F-16
加速上升段
m
dV dt
PQ
G sinq
V
dq
dt
Y
G cosq
G
g
dV dt
P Q Gsinq
Y G
dq/dt = 0 cosq = 0
LI
动作描述 操纵方式 飞机状态 结束条件
加速 松刹车，加油门 三轮着地 0.6～0.8倍离地速度
LII
LIII
LIV
抬前轮 拉杆
二轮着地
离开地 面
增大q角 拉杆 离地 达到给定q角
直线上升 保持q角 离地
达到安全 高度
起飞阶段的简化
安全高度
安全高度
LI 地面段
LII
LIII
LIV
空中段
L1=LI+LII
影响起飞性能的因素
T1g 10Vld Pf G
dV
2G S(CxfCy)V2
推重比：P/G
翼载：G/S
Vld
2G
SC yld
升力：Cyld
改进起飞性能的方法
• 采用高推重比发动机 • 降低翼载 • 采用增升装置
常见飞机起飞翼载
翼载：kg/m2
Mig-15
234
Mig-21/J-7
318
Mig-29
匀速下滑 拉平 平飞减速 飘落
接地 两轮滑跑 三轮滑跑 停止
着陆前的飞行
需要调整的参数
– 速度 – 高度 – 姿态（俯仰／滚转） – 迎角 – 下降速度 – 航向／航线
03
04
05
06
北
着陆导航
着陆阶段
安全高度
L1
L2
L3
L4
下滑
拉平 平飞减速
飘落
L5
减速滑跑
下滑段距离及时间的计算
q arctan1
389
F-86
275
F-4
403
F-16
375
F-15
316
FBC-1
F-14
Su-27
AV-8B
F-35
使用条件对起飞性能的影响
• 大气条件
– 海拔，1000m20%Lqf
– 气温，30º30%Lqf
– 风，顺风增加起飞距离， 逆风降低起飞距离
• 机场状况
– 跑道摩擦系数
– 跑道坡度
中断起飞
Y
G
J-7: L3=1477m T3=17.8s
接地速度
Vjd k1
2G
SCyjd
与起飞相比： • G不同 • 构型不同，CyjdCyld • k1速度修正系数
J-7： Vld=83.3m/s Vjd=72.2m/s
Su-27： Vld=300km/h=83.3m/s Vjd=230km/h=63.9m/s
上升时间与上升距离
T2
1 g
VH Vld
dV
P Qsinq
QG
L2
1 2g
VH2 Vl2d
dV2
P Qsinq
QG
能量法
GH 2VGH Gl2V dL2(PQ)d
2g
2g 0
L GVl2d 2g
(PQ)p
jL2
L2(PGQ)pj(VH 22gVl2dH)
J-7：
Lqf=2579m Tqf=41.1S
K L'115K
L1L2 L'1
Vxh
2G c osq SCyxh
J-7:
L1=85m T1=0.9s
安全高度15m
P0
L1
L2
L'1
平飞减速段的距离和时间
m
dV
Q
dt
Y G
Q
1 dV 1 g dt K
T3
1 g
KdV
L3
1 2g
KdV2
T3
Km g
ax(VxhVjd)
L3 K2mgax(Vx2hVj2d)
L2=LIII+LIV
地面状态受力分析
N Y F Q
G
Y 升力
Q 阻力
P 推力
G 重力
P
N 地面支承力
F 地面摩擦力
m dV P Q F dt N Y G
滑跑时间
m
dV dt
P Q F
N Y G
FfN f(G Y)
dt1
GdV
gPQf(GY)
T1g 1
Vld
0 Pf G
dV
着陆空中段的能量法计算
1 2G gVH 2GaH 1 2G gVj2dQpL jk j LkjKpj(VH22gVj2d Ha)
P0 Qpj=(QH+Qjd)/2
地面段的滑跑时间与距离
mdV(QF) dt
Tjh
G g
Vjd 0
dV QF
Ljh
G 2g
dV Vj2d
2
0 QF
等减速 运动
T jh
1[ 1 lna1 a1b1Vld] 2g a1b1 a1 a1b1Vld
a1
Ppj G
f
b1
S 2G
(C x
fC y )
滑跑时间、距离的简化结果
L1
1[1lna1b1Vl2d]
2g b1
a1
T121g[
1 lna1 a1b1 a1
a1b1Vld] a1b1Vld
a1
Ppj G
f
b1
S 2G
(C x
V
V ld
决策速度：Vjc
V>Vjc：弹射
V jc
V<Vjc：中断起飞
L1
L
多发飞机的中断起飞
安全速度：Vaq
决策速度：Vjc
Vaq
Vjc
V
中断起飞 中断起飞或 继续起飞
继续起飞
Vjc
Vaq
V
中断起飞 危险
继续起飞
平衡场长
V
正常起飞
继续起飞 中断起飞
L
Lph
着陆过程
着陆：从安全高度处下滑并过渡到地面滑跑，直至 完全停止的整个运动过程。
西工大课件飞行器性能计算5起 降性能
起飞状态升阻特性
C y 起降状态
Cy
正常状态
正常状态
Cx
起降状态
Cx
起落架形式
前三点式起落架
后三点式起落架
自行车式起落架
起飞过程
起飞：飞机从静止开始加速离开地面并在空中上升 安全高度的过程。
滑跑 抬前轮 离地
上升 收起落架 收襟翼 加速
上升
起飞阶段
安全高度
• 构造参数
– 翼载G/S
• 气动参数
– 升力系数（襟翼）
• 减速板／减速伞
• 使用条件
– 大气条件：
• 海拔每增高1000m，滑跑 距离增加12%
• 温度对发动机的影响可 以忽略不计
• 逆风可以改善着陆性能
– 跑道条件：
• 上坡对减速有利
减速伞
减速伞
减速板
典型飞机起降性能
Mig-21/J-7 J-8II Mig-29 Su-27 F-16 F-15 F-18