分析飞机性能的方法资料共51页
航空公司飞机性能工作分析
航空公司飞机性能工作分析本文从网络收集而来，上传到平台为了帮到更多的人，如果您需要使用本文档，请点击下载按钮下载本文档（有偿下载），另外祝您生活愉快，工作顺利，万事如意！中图分类号：文献识别码：A 文章编号：1001-828X017-000-01一、飞机性能工作简述航空公司的日常运行需要一个庞大的运行团队，飞行机组、机务维修、以及包括飞行签派、飞机性能等在内的地面运行控制相关人员。
飞机性能是公司运行的关键角色，负责制作计算飞机性能的运行手册、飞机性能数据库管理。
飞机起飞前，需要按照机场分析手册计算最大起飞重量、起飞速度等以确保飞机能在跑道可用距离内起飞；在爬升及巡航中能够安全飞越航迹内的障碍物；在进近及着陆前飞机能够在满足性能要求的情况下安全着陆；向签派员提供制作飞行计划的性能数据，确保飞机装载充足的燃油。
性能工作非常重要，不同公司由于规模的差异、企业组织结构以及公司战略的不同，性能工作也存在差异。
对于新成立的航空公司来说，定位性能工作是一个需要考虑的问题。
二、性能岗位工作分析传统性能专业技术工作机场/跑道分析：根据公司运行的机型、飞机构型、起飞以及着陆构型按照机场的每一个跑道为单位制作起飞分析和着陆分析，计算在不同温度、风等条件下的最大起飞重量、起飞速度V Speed以及相应的推力设定等性能参数。
巡航分析：单发飘降和座舱释压分析。
评估飞机在所执行航线中，飞越高山等高海拔障碍物时，考虑一台发动机不工作和/或座舱释压等情况，如何通过限制起飞重量以及制定飞行进行操作预案，从而确保飞行航迹满足安全运行的要求。
单发离场分析/EOSID：正常离场程序是按照所有发动机都工作的情况下的制定的程序，当出现一台发动机不工作的情况下，飞机的航迹未必能够满足程序的要求，因此航空公司性能工程师根据本公司飞机构型的不同，设计并分析适用于本公司的单发离场程序，以确保一旦出现单发的情况下，飞机能够按照此预案安全运行。
MEL性能分析与调整：负责对飞机保留故障项目进行分析，进行性能方面的调整，为签派员和机组放行航班提供支持。
7 第二章第七节 飞行性能解析
最大业载=最大无燃油重量-使用空机重量
二、业载航程图
2、业载—航程之间的关系
由于航程受到业绩、燃油、最大起飞重量、最大无燃油重量影响， 它们之间的关系用下面的曲线表示。
三、飞行性能
2、业载—航程之间的关系
由于航程受到业绩、燃油、最大起飞重量、最大无燃油重量影响， 它们之间的关系用下面的曲线表示。
使用飞行剖面可以表现出 飞行在各个阶段的状况。飞 行剖面是飞机完成一次飞行 任务各个阶段的飞行轨迹在 垂直剖面上的投影图形。 横轴X是飞行的时间（距 离）； 纵轴Y是飞行的高度，整 个飞行中分为滑行、起飞、 爬升、巡航、下降、着陆几 个阶段。
一、飞行计划和飞行剖面
滑行阶段
飞机从停机坪启动到跑道端，这段 时间的长短取决于机场情况;
滑行阶段
飞机的起飞是整个飞行剖面中操纵 最复杂的阶段，单位时间的燃油消 耗量最大，它受到地面温度、海拨 高度及跑道长度的影响。
爬升阶段
这一段可分为两段，前一段是加速 度，使飞机的速度增大到爬升速度 ；后一段是爬升段，这一阶段的燃 油消量最大，一般用低速爬升以降 低油耗；
一、飞行计划和飞行剖面
进近和着陆阶段
Vmin
VE VMRC VLRC
Vmax
V
（4）着陆性能
最低进近速度
越低越好 着陆距离
五、飞机的综合性能指标
1.航程与业载
2.速度与高度 飞行速度：
最大平飞速度
经济巡航速度
飞行高度：
巡航高度 单发停车高度
3.经济性能
1. 2. 3. 4. 燃油利用率 维修性和可靠性 适应性 飞机的初成本
4.安全性与舒适性
进近指飞机进入着陆航线到着陆， 这是飞行剖面中的又一个操纵复杂 阶段，和起飞段对应，机场的各种 条件对飞行都有影响。
飞机性能分析的原始数据飞机的平飞性能
度 d 2 x ；dt2由于是直线运动，法向加速度 d 2 y dt2 。0飞
机等速直线运动的方程式为
•
•
Fx 0
Fy
0
• 上式，实际上是一组静力平衡方程式，飞机的等速直线
的增加，由于空气密度减小而引起发动机流量减小，
发动机推力相应减小。
•
当涡轮喷气发动机安装在飞机上，因安装部位不
同，进气道形式及尾喷管不同，从而引起不同程度的推
力损失。这样，真正作用于飞机发动机的推力就将低于
发动机特性曲线给出的数值(用P来表示)。很明显，P可用与
P的关系应是 P可用 P，称为效率系数。通常飞行性能 分析与计算时，应根据具体情况确定出 随飞行状态的
飞机性能分析的原始数据 飞机的平飞性能
介绍飞机性能分析的 主要原始数据 飞机的平飞性能
飞机的平飞性能参数介绍
飞机的平飞性能 2/60
第三章 飞机的飞行性能
• 前面讨论了飞机在飞行中空气动力的产生和 变化规律，即空气动力学问题，从这一章开始， 我们要研究飞行重心的移动和绕重心的转动两类 问题。飞机的移动，是把飞机的质量集中到重心， 即把飞机当作质点，讨论在外力(空气动力、发动 机推力或拉力和重力)作用下重心的运动特性，也 就是研究力的平衡问题。通常用来解决飞机飞多 快、多远、多高、多久以及飞机的机动性能、起 落性能等问题。这就是本章所要讨论的飞机的飞 行性能。
式可写为
G
•
P平需 K
• 由此可见，平飞所需推力与飞机重量成正比，而与
飞机的升阻比成反比。即是说，飞机重量越重，平飞所
第四章 飞行性能
(二)发动机可用推力
安装在一架飞机上的所有发动机，在一 定工作状态下，所能提供的推力叫发动机可 用推力。
在飞行高度和油门一定情况下，涡轮喷 气发动机的推力随飞行速度变化的规律是： 在亚音速范围内，随着飞行速度的增大，发 动机推力开始略有降低，随后又有所提高。
四、平飞推力曲线图
把同一高度上平飞需用推力曲线和 相应的满油门状态下的可用推力曲线绘 制在同一张图上，该图称为平飞推力曲 线图。
VI
V1 V2
②在第二速度范围内
加速：
第二速 度范围
第一速 度范围
V1到V2，最初需 加油门使飞机加 速，顶杆保持高 度，然后逐步收 油门。
减速：
V2到V1，最初需 收油门使飞机减 速，带杆保持高 度，然后逐步加 油门。
P
油门大
迎角大 速度小
油门小
油门小 迎角大
迎角小 速度小
速度大
0 V1 V2 VMP
油门大 迎角小 速度大
VI
V1 V2
●平飞两速度范围的进一步理解：
第二范围相对于第一范围来讲，只是油门反效 而杆不反效。即在所有的平飞速度范围都是顶杆低 头加速，带杆抬头减速。
第二范围内的反操纵只是在第二范围内保持稳 定飞行才体会明显。起飞着陆时的速度一般均在第 二速度范围，但反操纵并不会危及飞行安全，因为 油门不动。
随着平飞速度的增大，平飞需用推力先 是减小，随后增大。其原因：
在亚音速阶段，当飞行速度增大时，有 两个因素同时引起阻力的变化。一是随速度 增大，动压增大，使阻力增加；二是随速度 增大，在保持升力等于重力的条件下、飞机 迎角减小，导致诱导阻力和压差阻力减小。 阻力究竟增大还是减小，取决于上述两个因 素的影响大小。
航空航天工程师的航空器性能评估方法
航空航天工程师的航空器性能评估方法航空航天工程师在设计和开发航空器时需要进行性能评估，以确保航空器的安全、可靠和高效。
本文将介绍一些航空航天工程师常用的航空器性能评估方法。
一、气动性能评估方法气动性能评估是航空航天工程师关注的重点。
以下是航空器气动性能评估的常用方法：1.飞行力学模型分析：通过建立合适的飞行力学模型，对航空器进行数值仿真和分析。
这可包括气动建模、空气动力学设定以及飞行姿态、稳定性和操纵性等方面的评估。
2.风洞试验：通过在风洞中利用模型进行试验，测量航空器在各种风速和风向条件下的气动力数据。
风洞试验可以提供准确的气动力数据，用于验证数值模拟结果和改进设计。
3.实测数据分析：通过飞行试验中的传感器和仪表，收集实际飞行中的气动性能数据。
这些数据可以用于验证理论模型和改进设计，提高航空器的性能。
二、结构性能评估方法除了气动性能外，航空航天工程师还需要评估航空器的结构性能，以确保航空器在各种工况下的结构安全。
以下是航空器结构性能评估的常用方法：1.强度分析：通过使用有限元分析等方法，对航空器的结构进行强度计算，以确定其在各种荷载条件下的可靠性。
这包括静态和动态荷载、气动荷载、地面运行和起降过程中的荷载等。
2.疲劳寿命评估：通过结构疲劳分析，评估航空器在使用寿命内的疲劳性能。
这包括分析载荷谱、计算寿命和疲劳损伤累积等。
3.振动分析：通过有限元方法进行航空器的振动分析，评估结构的自然频率、模态形态和振动幅度。
这对于避免共振和振动引发的疲劳损伤非常重要。
三、推进性能评估方法航空器的推进系统也是航空工程师需要评估的重要性能指标。
以下是航空器推进性能评估的常用方法：1.动力系统分析：通过动力学仿真和计算，对航空器的发动机、推进系统以及燃料系统的性能进行评估。
例如，计算推力、燃油消耗率、加速性能等。
2.燃料经济性评估：通过考虑飞行任务和飞行参数，分析航空器的燃油经济性。
这包括计算航程、燃油效率以及考虑起降等特殊阶段的燃油需求。
机场建设中的飞机性能分析
机场建设中的飞机性能分析引言：安全是民航工作的基础，在机场建设过程中安全始终是最重要的底线。
故对规划建设机场进行飞机性能分析就显得尤为重要。
从飞机性能分析的角度对机场的跑道长度和障碍物处理等方面提出合理化的意见及建议，既可以确保机场建成后的飞行安全，还可以使机场建设更加合理科学。
飞机性能分析是机场建设航行服务研究中重要的一部分，通过详尽的飞机性能分析，可以预估机场建设方案或障碍物对航空公司运行效益的影响，确保机场建设方案或障碍物对航空公司运行效益的影响在可接受的范围内。
通常在选址、预可研、可研、总体规划阶段中要求必须开展，有时涉及初步与正式设计阶段。
机场方、局方以及专家组对飞机性能分析的结论主要关心跑道长度和净空处理意见。
工作内容包含了起飞及着陆分析、跑道长度分析、航程业载分析三大模块，工作内容与工作目的的关系如下表所示：飞行程序方案、气象条件（基准温度、气压）、跑道构型、导航设施、适航机型、规划航程航线、飞机构型是起飞着陆分析、跑道长度分析、航程业载分析的分析条件，也是影响跑道长度规划和净空条件评估结果的关键影响因素。
若分析结果明显影响了规划机型的性能和运行安全，可对飞行程序方案、跑道构型、导航设施布局、规划机型及航程航线提出合理意见。
起飞与着陆分析：飞机起飞和着陆的性能分析是飞机性能分析的重要工作。
起飞是指从跑道头松刹车开始，飞机性能分析评估的是起飞一发失效和复飞一发失效的情况，保护区是起飞航径区，不分析发动机正常条件下的运行（全发运行的航空器有飞行程序设计各保护区进行净空分析）。
我国的标准仪表离场程序SID设计是基于ICAO Doc.8168的要求，全发情况下，飞行程序SID设计要求飞机保持最小爬升梯度3.3% 爬升至航路最低安全高度。
该标准中超障余度要求是基于全发正常工作的，并不适用于一发失效的情况。
起飞一发失效应急程序的超障余度要求和全发工作的超障余度要求是独立的。
起飞分析的保护区是起飞航径区，按附件四的要求，起飞航径区为直接位于起飞航径下方地球表面上，并对称地位于起飞航径两侧的一个四边形区域。
飞机基本飞行性能的计算
飞行包线受到以下因素的限制：（1）动力装置稳定工作的条 件；（2）飞机结构强度和刚度条件；（3）飞行操纵和稳定性 等。 （要对最大速压和最大飞行M数加以限制）
对速压的限制 强度（悬挂接头等）；刚度（操纵效能、颤振等） M数限制 飞机操纵稳定性；进气道、压气机和涡轮的稳定性；气动 加热 允许飞行包线（飞行品质规范规定）！！
二、平飞范围的划分
第一飞行范围（正常操纵区） 纵区）
第二飞行范围（反常操
讨论：
在1和2点都满足：P P，px Y G 驾驶杆和油门不动，1点稳定，2点不稳定！！！！
分界点：最大剩余推力 Pm所ax 对应的最陡上升速度 （V接 近有利速 度 ）V ，yl 曲P线px 正斜率（有利速度 右侧V y）l 第一飞行范围； 曲线Ppx 负斜率（有利速度 左侧V）yl 第二飞行范围
nl
E G
—H —V 2单位是米，能量高度
2020/7/13
（4）定常上升到某一高度的最短上升时间 tmin
dt dH Vy
飞机从海平面定常上升到某一高度的最短上升时间为：
t min
0H
V
dH
y max
图解积分法！！
n
tmin (
H
)
i1 V y max
2020/7/13
先把 Vy max 曲f (H线) 转绘成
曲1 线 f，(H)则曲线
2020/7/13
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C，x0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）
飞行性能分析
1/ 2
r
2
起飞距离的近似计算公式
平衡场长计算过程
1）求解单发失效临界速度 2） 计算各段距离 3）求和得出平衡场长
SG _V1
S _ op SS _ op
SG _V1
V1t1
SB _ op
平衡场长计算公式
SBFL SG _V1 V1 t1 SB _ op
基于统计的起飞距离的估算
影响起飞距离的因素
1.5
1.7
民机的爬升性能要求通常由第二阶段爬升要求决定。
第二阶段限制重量
• 起飞重量增加，爬升梯度减小。 • 当爬升梯度减小到最低容许值时，对应的重量称为第二阶段限制重量
SSLW（second segment limiting weight）。 • 不同的起飞高度，第二阶段限制重量不同。
第二阶段爬升梯度的校核
• 计算飞机的性能，包括
– 设计航程 或（商载－航程图） – 起飞距离 – 第二阶段爬升梯度 – 进场速度 – 着陆距离
Descent to 10000 ft 下降至10000英尺 Decel to 250 KCAS 减速至250节 Descent to 1500 ft 下降至1500英尺 Approach & Landing 进场和着陆 5 min. Taxi in (From Reserve fuel) 5分钟滑入（使用备份燃油）
SFR VTD tFR
进场速度
• 进场速度定义为失速速度的1.3倍。
Va 1.3Vstall
Vstall
0.88M L
1 2
SCL max
VA 1.3Vs
进场
Vstall为飞机着陆时的失速速度； ML为飞机着陆重量； ρ为机场空气密度； CLmax为飞机着陆构形时的最大升力系数。
飞机起降性能分析方法1起飞性能
表 2.9 不同类型起飞跑道的滚动摩擦系数
铺砌的跑道
0.02
硬草皮/沙砾
0.04
短干草皮
0.05
长草地
0.10
软地
0.10 ~ 30
飞机在过渡爬升阶段由VLOF 加速到起飞爬升速度V2 并上升一定高度，这一阶段的航迹近
似于一段圆弧线，其半径可以表示为：r VT2R / g n 1 。式中，n 为起飞过渡爬升段的过载，
t VLOF V1 / a
(2.79a)
Sop
V1
t
1 2
a t 2
(2.79b)
在发动机失效时，如果飞行员决策停止起飞，则停止段是一个带刹车的减速过程，直到
飞机的速度为零时结束。此时的发动机油门为零或为慢车状态，扰流板打开（ CL 为零）。这 一段距离的计算方法与着陆滑跑段距离的计算方法相同，从速度V1 开始刹车减速直到停止的 滑跑距离如下式所示[73]：
典型进场航迹角为 3°（约为 0.0524 rad）； r 为拉平机动段的半径；VF 为拉平速度，可以表
示为VF VA VTD / 2 （即1.225VS ）； n 为拉平机动段的过载，典型值取为 1.2。进场和拉平
阶段的水平飞行距离可以分别由下列两式计算：
SA
hS hF tan A
(2.83a)
1 起飞性能
飞机起降性能分析方法
起飞和初始爬升是对飞机飞行安全影响较大的两个阶段，这两个阶段的性能合称为飞机 起飞性能，主要包括起飞距离、平衡场长、初始爬升梯度等。起飞重量、油门位置、襟翼开 度等使用因素均会影响起飞性能。
1.1 起飞距离
飞机从静止状态起动并开始沿跑道加速（此时前轮着地、迎角较小），当速度超过飞机 起飞构型（放起落架、起飞襟翼）的失速速度（VS ）而达到抬前轮速度（VR ）时，飞行员 操纵飞机使前轮离地。在这一过程中，为避免机身尾部触地应限制飞机的迎角。抬起前轮后， 飞机继续沿跑道滑行，其速度逐渐增大到离地速度（VLOF ），飞机离开跑道开始爬升并很快 越过规定的安全高度（按适航规定，通常为 35ft，即 10.7m）。飞机到达安全高度时的速度应 等于或大于起飞爬升速度（V2 ）。起飞过程以及各特征速度节点如图 2.10 所示。
飞机起飞性能分析表简介
一、概述：
飞机的实际起飞重量通常小于最大标准的起飞 重量。因此，在某些情况下，可以用小于最大起飞 推力的推力起飞。按照实际重量调整推力是有利 的，因为它可以增加发动机的寿命和可靠性，同时 降低维护和运营成本。这些起飞运行通常分为两类： 针对空客飞机的灵活起飞概念以及降低额定功率。
注意：
①最大灵活温度根据机型和标高的 不同而不同。
②如果使用TOGA起飞，对重量进 行了修正的话，就需要对QNH和 引气进行速度修正。
注意：最大灵活温 度随机型的不同而 不同。
飞机型号
风 据库版本
起飞条件
跑道状况 起飞 构型
最大温度
空白处不 允许起飞
一、说明：
• 为了使机组更好的掌握起飞性能分析
表的使用，准确的理解、查找起飞性 能分析表中的各项数据，针对机组近 期疑问较多的起飞性能分析表修正项 目，特做如下使用说明。
①32℃>Tref=18℃； ②32℃>OAT=30℃; ③32℃<最大灵活温=55℃； 因此，得出结论32℃可以做为灵活 温度使用。这时起飞重量仍然为 66.3吨，不需要做任何修正。 根据FCOM2.02P4页的规定，使用 灵活温度起飞时不需要对QNH和
引气进行速度修正，因此不需要对 速度进行修正。
灵活温度修正 速度修正
请注意：当进行修正时，只需修正 温度或者重量中的一项。例如使用 灵活温度起飞，就只需进行温度的 修正，不需要再修正重量；如果使 用TOGA起飞，就只需进行重量的 修正，而不必再修正温度。另外根 据FCOM2.02.14P4中的规定，在使 用灵活温度的情况下，不需要对 QNH和引气进行速度修正（确定最 大起飞重量时不适用）[见下页]。
一、概述：
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
分析飞机性能的方法资料
1、定常平飞所需推力曲线
FRE=W/κ， κmax,对应(FRE) MIN
ME—有利马赫数 VE—有利速度
绿点速度
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§1 推力法
2、定常平飞所需推力的影响因素
FRE=W/κ
重量：
W 增大，FRE增大；
W 增大，所需升力增大， CL不变，V 增大。
airplane performance engineering
§2 功率法
3、快升速度与陡升速度
VFC VMD
快升速度>陡升速度
中国民航大学空中交通管理学院航务系
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§2 功率法
3、特征速度——准经济速度
功率曲线中所需功 率最小的速度。
图中的C点，记为 VQE。
It represents the airplane’s potential flight altitude ability.
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§3 能量法
1、能量高度
Constant energy height curve
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
1、定常平飞所需推力曲线
定常平飞所需推力：
FRE D CD (1 / 2)V 2SW W L CL (1 / 2)V 2SW
FRE
W K
K CL CD
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§1 推力法
1、定常平飞所需推力曲线
作图方法：
• 给定W、HP、ISA+ΔT、重心位置，可以按步长给出若干个M， • 先求出对应升力系数CL； • 然后从极曲线中查出CD（修正：CD=CDpolor+ΔCDRe+ΔCDCG)；
航空航天工程师的航空器性能评估方法
航空航天工程师的航空器性能评估方法航空航天工程师在设计和开发航空器时需要进行全面而准确的性能评估，以确保航空器具备所需的飞行性能和飞行安全。
本文将介绍航空航天工程师常用的航空器性能评估方法。
一、航空器性能参数在进行航空器性能评估时，航空航天工程师需要了解和考虑多个性能参数。
以下是一些常见的航空器性能参数：1. 起飞性能：包括起飞距离、起飞时间和爬升率等指标。
2. 巡航性能：包括巡航速度、巡航高度和巡航燃油消耗等指标。
3. 远程性能：包括续航时间、续航距离和燃油效率等指标。
4. 着陆性能：包括着陆距离、着陆速度和制动性能等指标。
5. 对流层性能：包括高速飞行、风切变和气动性能等指标。
二、性能评估方法1. 数值模拟数值模拟是一种常用的航空器性能评估方法。
通过使用计算流体力学（CFD）和有限元分析等技术，航空航天工程师可以对航空器的气动性能进行详细的分析和评估。
借助数值模拟，工程师可以精确地预测航空器在不同工况下的性能表现，并进行相应的优化。
2. 飞行试验飞行试验是一种直接获取数据的评估方法。
通过在实际飞行中对航空器进行测试和观测，航空航天工程师可以获得准确的性能数据，进一步评估其实际表现。
飞行试验通常包括起飞和降落测试、高空巡航测试和特殊工况测试等。
3. 数据分析数据分析是对已有数据进行处理和评估的方法。
航空航天工程师可以通过分析历史数据、实验数据和模拟数据来评估航空器的性能。
数据分析可以揭示出性能参数之间的关联性和潜在问题，为性能评估提供重要依据。
4. 相似机型比较相似机型比较是一种基于已有机型的性能评估方法。
通过对已有的相似机型进行评估和比较，航空航天工程师可以推测新航空器的性能表现。
相似机型比较可以提供有关新航空器性能的初步估计，为工程师的决策提供指导。
5. 综合方法综合方法将多种性能评估方法综合运用。
航空航天工程师可以结合数据分析、数值模拟和飞行试验等手段，综合评估航空器的性能，并逐步优化设计。
飞机气动性能分析与优化
飞机气动性能分析与优化1.引言飞机气动性能是指飞机在空气中运动时所受到的气动力和气动力矩的表征。
对飞机的气动性能进行分析与优化，可以帮助提升飞机的性能，并满足设计要求。
本文旨在介绍飞机气动性能分析的基本原理和方法，并探讨如何通过优化手段提高飞机的气动性能。
2.飞机气动性能分析方法飞机气动性能分析主要包括气动力系数和流场分析两个方面。
气动力系数分析是通过计算和分析飞机所受到的气动力系数，如升力系数、阻力系数和侧向力系数等，来评估飞机的性能。
流场分析则是通过数值模拟或实验方法，研究飞机周围空气流动的状态，包括速度场、压力分布、湍流强度等。
这些分析方法可以互相补充，全面评估飞机的气动性能。
3.飞机气动性能的影响因素飞机气动性能受多种因素的影响，包括机翼型号、襟翼、尾翼、机身形状等。
其中，机翼型号是影响飞机升力和阻力的重要因素。
襟翼的展开程度可以改变机翼的升力系数和阻力系数，进而影响飞机的升阻比。
尾翼的调整可以改变飞机的稳定性和操纵性。
机身形状对飞机气动性能的影响也十分重要，如减小机身的阻力可以提高整个飞机的升阻比。
4.飞机气动性能优化方法为了提高飞机的气动性能，可以采用飞机结构体型优化、飞机表面光洁度提升、飞机尾流控制等手段。
对于飞机结构体型优化，可以通过改变机翼的形状，减小阻力。
飞机表面光洁度的提升可以通过减小表面的凹凸不平和减少涡流的发生来改善。
飞机尾流控制可以通过安装尾流板、边缘喷流装置等来减小尾流对后续飞机的影响。
5.案例分析以某型号客机为例，进行飞机气动性能分析与优化。
首先，采用流场分析方法，模拟该型飞机在各个飞行阶段的空气流动状态，得到飞机周围的流场数据。
然后，根据分析结果，评估飞机的升力系数、阻力系数等气动力系数，并与设计要求进行对比。
接下来，根据分析结果和优化目标，运用优化方法调整飞机结构体型，提高飞机的气动性能。
最后，重新进行流场分析和气动力系数分析，并评估优化的效果。
6.结论飞机的气动性能分析与优化是提高飞机性能的重要手段之一。
飞机性能综合分析与评估
31
11.1 气动特性估算
CL , pw 2 tg 1 2 2 4 1 2 k
2 2
Se , pw S pw
=0.01518（1/°）
CL, pw CL , pw ( pw 0, pw ) 0.01518( 3)
b
o
lbr l js bt l l js
F-22A 9.23m 6.310m
xb0
bo
1 b b0 2
b b b
5.744
0.1741 5.418
11
t t
o
11.1 气动特性估算
2 1 当量机翼的平均 b b 3 1 气动弦长 l 2 平均气动弦ba.c.的 z a.c. 2.507m 6 1 展向位置 平均气动弦前缘 xa.c. xb z a.c.tg 0 8.528m 至机头距离 2 82.69m 当量机翼的面积 S l b 2 当量机翼的展弦 l 2.075 比 S
11.3 动力特性估算
11.4 飞行性能估算
2
11.1 气动特性估算
11.1 气动特性估算 飞机的总体参数 全机尺寸 机长，翼展。 F-22A：18.28m，13.1m
3
11.1 气动特性估算
飞机的总体参数 外露机翼 面积（m2） Se 展长（m） 展弦比 平均气动弦（m） 根弦长（m） 尖弦长（m） 根梢比 前缘后掠角（°） χ0 后缘后掠角（°） χ1
x f , jy xb0 x f , jy bA
F-22A：8.528m+0.2791*6.312m=10.29m
分析飞机性能的方法
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§1 推力法
1、定常直线飞行所需推力曲线
Four forces act on aircraft
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§1 推力法
1、定常直线飞行所需推力曲线
dX ? V cos? ? 0
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§1 推力法
2、定常平飞所需推力的影响因素
高度
对于FRE -VT曲线 高度增加，相同动 压，真空速增大， 空气的压缩性使阻 力系数增大，所需 推力增大。
broken line: compressibility real line: no compressibility
§1 推力法
1、定常平飞所需推力曲线
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§1 推力法
1、定常平飞所需推力曲线
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§1 推力法
1、定常平飞所需推力曲线
FRE=W/κ ，
κ max,对应(FRE) MIN
ME—有利马赫数 VE—有利速度
§1 推力法
1、定常平飞所需推力曲线
定常平飞所需推力：
FRE ? D ? CD (1/ 2) ?V 2SW ??
W ? L ? CL (1/ 2) ?V 2SW
? ?
FRE
?
W K
K ? CL CD
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
§1 推力法
1、定常平飞所需推力曲线
作图方法：
飞 机 性 能 工 程 第2章 分析飞机性能的主要方法
飞机航线运行应进行的性能分析
飞机航线运行应进行的性能分析飞机航线运营应进行的飞机性能分析1.目的1.1 本通告为航空承运人申请某种机型在某一航线的运行资格进行飞机性能分析提供指导。
1.2 本通告是对现行民用航空规章中有关飞机性能要求的归纳和细化，民航地区管理局对航空承运人为某种机型申请某一航线的运行资格进行审定时，可使用本通告。
2．适用范围按121 部运行的航空承运人。
3．发送范围3.1 主发咨询通告各管理局、运输航空公司3.2 抄报总局领导3.3 抄送航安办、规划司、运输司、适航司、机场司，空管局、安技中心，机场设计院（所），学院，各航站、通用航空公司4．相关规章、规定CCAR-121FS 《公共航空运输承运人运行合格审定规则》E 分部“航路的批准”、I 分部“飞机性能使用限制”；AC－FS－2000－2 《关于制定起飞一发失效应急程序的通知》；AR93001R2《民用飞机运行的仪表和设备要求》5.18、5.19、5.20、5.21、5.24、5.25。
5．背景材料CCAR－121FS 部《公共航空运输承运人运行合格审定规则》E 分部对航路批准的基本要做出了具体规定，飞机对于航线的飞机性能的适应性是其中的一部分。
CCAR-121FS 的I 分部“飞机性能使用限制”对飞机在机场和航线运行的使用性能要求做出了更具体的规定。
航空承运人的运行规范B 分部“航路批准、限制和程序”中也包含了飞机性能使用限制的内容。
为了准确地执行CCAR－121FS 部的有关规定，结合民航运行管理的实际情况，我们将飞机从起飞到着陆整个运行过程应考虑的飞机性能使用问题进一步细化和归纳，在广泛调查研究和征求意见的基础上，制定了《飞机航线运营应进行的飞机性能分析》咨询通告。
6．对飞机航线运营应进行的飞机性能分析的批准办法航空承运人的某种机型开辟或加入某一航线运行，要参照本通告对飞机使用性能要求的各个方面进行分析后，作为航线运行资格申请的附件之一报地区管理局。
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分析飞机性能的方法资料
41、实际上，我们想要的不是针对犯 罪的法 律，而 是针对 疯狂的 法律。 ——马 克·吐温 42、法律的力量应当跟随着公民，就 像影子 跟随着 身体一 样。— —贝卡 利亚 43、法律和制度必须跟上人类思想进 步。— —杰弗 逊 44、人类受制于法律，法律受制于情 理。— —托·富 勒
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