04 飞机基本飞行性能的计算解析
飞机飞行性能计算
航空宇航学院
• 计算公式
pH
=
G 0.7 Ma 2 SC L
其中： pH ——计算升限高度上的大气压力 G ——升限计算所用给定重力 CL ——升限飞行升力系数
• 计算方法
航空宇航学院
1.确定升限计算重量；
2.采用逐次逼近的方法，首先假定一个升限，
3.利用图4查得 ∆CD,Re ，再利用图2、3、5查得对应速 度的 CD,0 、A、∆CD,c 值， 4.计算 CF。把这些参数代入公式求得 CL 值，如果≤0.3，
vy
=
(F
− D)v
G
⎜⎜⎝⎛1 +
v g
⋅
dv dH
⎟⎟⎠⎞
其余式与等速爬升相 同。也可以采用给定初值 的数值积分进行计算。
航空宇航学院
航程计算
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(包括爬升、下滑段的水平距离)。 (投掉耗尽燃油的空副油箱。)
实用航程——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。(投掉耗尽燃油的空副 油箱。)
ω = g nz2 −1 × 57.3 [(º)/s]
v
盘旋过载：
nz = L 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 + ∆CD,c
A
CL, pf ——平飞升力系数
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 。
2.着陆滑跑距离计算
航空宇航学院
lzh
=
1 2g
⎡ ⎢
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。
飞机飞行性能计算课程设计
课程设计报告飞机飞行性能计算（2011年 9月20日）•中文摘要：在给出飞机基本飞行参数的情况下，研究飞机的基本飞行性能对于了解并且掌握该飞机的相关信息是相当必要的。
飞机的飞行性能主要包含了平飞性能、上升性能、续航性能、起落性能和其它的机动性能。
在该报告中主要研究除机动性能外的其他飞行性能。
在研究这些性能的时候我们假定飞机的运动参数随时间的变化十分缓慢，可以认为一段时间内运动参数不变，以至于我们能够按照“准定常”运动来考虑其运动的模型。
在这种假设下，运用简单推力法将各项飞行性能做简单的数据计算，从而得出飞机相关飞行性能的信息。
目录中文摘要：..................................................................................................... 错误！未定义书签。
正文 ................................................................................................................ 错误！未定义书签。
一、计算目的和计算内容 ............................................................. 错误！未定义书签。
§1、该任务的计算目的： .................................................. 错误！未定义书签。
§2、计算的内容如下： ...................................................... 错误！未定义书签。
二、计算原理、计算方法和原始数据来源 (5)§1、计算原理： (5)§2、计算方法： (5)§3、原始数据来源： (12)三、编程原理、方法 (13)§1、程序结构： (13)§2、变量说明： (13)§3、函数说明： (14)§4、函数调用： (14)§5、程序运行环境、输入数据文件和输出数据文件、程序使用方法： (15)§6、程序结构： (15)四、计算结果及其分析：曲线形式的计算结果以及对结果的分析 (21)§1、质量和机翼面积都没变化情况下的计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (21)§2、仅有质量变化（质量增加从100-110%，步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (28)§3、仅有机翼面积变化（机翼面积S增加从95-105%，步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (46)五、对最小上升时间求法的讨论 (43)参考文献： (47)•正文；一、计算目的和计算内容§1计算目的：巩固用简单推力法计算飞机基本飞行性能、以及续航性能和起飞着陆性能的计算原理、方法和步骤，培养学生独立分析和解决工程实际问题的能力。
固定翼无人机技术-飞机基本飞行性能
动压限制
动压限制（qmax）属于飞机结构强度和刚度限制。过大的动压，可能会使机体受 到过大的空气动力作用，从而引起蒙皮铆钉松动，过大的变形甚至引起结构破坏。
由于中、低空飞行时，空气密度较大，表速较大，动压比较容易超出规定的数值 。因此，动压限制对飞行员来说就是最大允许表速限制。
温度限制
在环境温度一定的情况下，机体表面的气流滞止温度仅由Ma决定。因此温度限制 在飞机包线上往往以Malim给出。
2.已知某飞机以500 km/h的速度平飞，升阻比为1.2，飞行质量为6960 kg，可用推力 为68600 N，试问：
(1)平飞所需推力是多少？
(2)当发动机推力为可用推力时，若飞机以500 km/h的速度等速上升，上升角是多少？ 上升率又是多少？
(3)发动机推力为可用推力时，飞机平飞加速度是多少？
感 谢 聆听
TR D CD 1 G L CL K
TR
G K
CD CD0 CDi CDh
平飞所需推力
CD0为零升阻力系数，一般是飞行Ma的函数（见图）；CD i为诱导阻力系数。一般 在迎角较小时（CL≤0.3），CD i＝ACL2，诱导阻力系数因子A为Ma的函数；当迎角较 大（CL＞0.3）时，CD i除随Ma而变外，还是迎角（即CL）的复杂函数，在某些飞机说 明书中以诱导阻力曲线的形式给出（见图）。ΔCD h是考虑到不同高度的雷诺数影响 系数
最大上升率曲线及静升限的确定
升限（ceiling）通常是指静升限（absolute ceiling），也叫理论升限，是飞机 能保持等速直线水平飞行的最大高度，也就是最大上升率为零的高度。
实用升限（service ceiling）应是：在给定飞行重量和发动机工作状态（最大加 力、最大或额定状态）下，在垂直平面内作等速爬升时，对于亚声速飞行，最大上升 率为0.5m/s时的飞行高度；对于超声速飞行，最大上升率为5 m/s时的飞行高度。
飞机飞行性能计算课程设计
课程设计报告飞机飞行性能计算（2011年 9月20日）•中文摘要：在给出飞机基本飞行参数的情况下，研究飞机的基本飞行性能对于了解并且掌握该飞机的相关信息是相当必要的。
飞机的飞行性能主要包含了平飞性能、上升性能、续航性能、起落性能和其它的机动性能。
在该报告中主要研究除机动性能外的其他飞行性能。
在研究这些性能的时候我们假定飞机的运动参数随时间的变化十分缓慢，可以认为一段时间内运动参数不变，以至于我们能够按照“准定常”运动来考虑其运动的模型。
在这种假设下，运用简单推力法将各项飞行性能做简单的数据计算，从而得出飞机相关飞行性能的信息。
目录中文摘要：..................................................................................................... 错误！未定义书签。
正文 ................................................................................................................ 错误！未定义书签。
一、计算目的和计算内容 ............................................................. 错误！未定义书签。
§1、该任务的计算目的： .................................................. 错误！未定义书签。
§2、计算的内容如下： ...................................................... 错误！未定义书签。
二、计算原理、计算方法和原始数据来源 (5)§1、计算原理： (5)§2、计算方法： (5)§3、原始数据来源： (12)三、编程原理、方法 (13)§1、程序结构： (13)§2、变量说明： (13)§3、函数说明： (14)§4、函数调用： (14)§5、程序运行环境、输入数据文件和输出数据文件、程序使用方法： (15)§6、程序结构： (15)四、计算结果及其分析：曲线形式的计算结果以及对结果的分析 (21)§1、质量和机翼面积都没变化情况下的计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (21)§2、仅有质量变化（质量增加从100-110%，步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (28)§3、仅有机翼面积变化（机翼面积S增加从95-105%，步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析： (46)五、对最小上升时间求法的讨论 (43)参考文献： (47)•正文；一、计算目的和计算内容§1计算目的：巩固用简单推力法计算飞机基本飞行性能、以及续航性能和起飞着陆性能的计算原理、方法和步骤，培养学生独立分析和解决工程实际问题的能力。
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，
飞行动力学-飞机飞行性能计算
12
H / km
10
8
6
4
2
0 0 2 4 6 8 10 12
P / kN
可用推力Pky
• 发动机安装在飞机上会带来推力损失
Pky=hP
• 通常最大状态或加力状态的推力对性能计算比较重要， 所以可用推力一般是指发动机（一台或多台）安装在 飞机上之后，其最大推力或全加力推力 • 不同高度下，可用推力随M数变化的曲线称为可用推 力曲线
0.8 0.6 0.4 0.2 0.0 0.00
低 速 时 极 曲 线 变 化 不 大
Cy
0.02
0.04
0.06
0.08
0.10
0.12
Cx
零升阻力系数
0.04
0.03
Cx0
0.02
0.01
0.00 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0
M
升致阻力因子
0.4
0.3
A
0.2
0.1
0.0 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0
M
升阻比K
升阻比：
K
Cy Cx
Cy
最大升阻比Kmax对应的 Cy称为有利升力系数Cyyl
Cyyl
Cx
最大升阻比Kmax
1 Cx Cx 0 ACy K Cy Cy d Cx Cx 0 ( ) 2 A0 dCy C y Cy
飞机的最大最小飞行速度飞机的升限上升率加减速时间给定高度的航程?通常比较飞机的极限飞行能力计算分析本课程的主要内容?飞机性能计算的原始数据气动推力重力?飞机的基本飞行性能定常直线飞行的高度速度上升率等?飞机的续航性能最大飞行时间和距离?飞机的机动飞行性能转弯筋斗等?飞机的起飞和着陆性能起飞着陆距离时间?飞机的任务性能飞行剖面第一章飞机飞行性能计算所需的原始数据飞行过程中的受力分析及角度定义一p发动机推力y升力q阻力g重力jfd发动机安装角a迎角q航迹倾角j俯仰角v飞行速度水平线qaygqpvjfdj发动机发动机安装角3?2?机身轴线发动机轴线发动机尾喷口轴线相对于发动机轴有5夹角定直平飞的受力分析水平线aygqpvx定常直线水平飞行受力分析及角度定义二p发动机推力z侧力q阻力b侧滑角y偏航角ys航向角v飞行速度v北b?qzp?s受力分析及角度定义三ygz?y升力z侧力g重力?滚转角重力g?重力大小
飞机飞行性能计算
飞机飞行性能计算1、飞机动态建模飞机在铅垂面内飞行，是指飞机对称面式中与某个给定的空间铅垂面重合且飞行航迹式中在铅垂面内运动。
这种飞行状态又称为对称飞行，此时有质心运动方程：()cos()sin sin cos sin p p g g dv m P X mg dt d mV P dt dx V dt dy dH V dt dt a j q q a j q q ìïï=+--ïïïïïï=+ïïíïï=ïïïïïï==ïïïî最大平飞速度读，最小平飞速度和升限，估算中一般取飞机质量为平均飞机质量（50%），飞机处于基本构型，发动机处于（加力、最大、额定）工作状态。
2、平飞所需推力计算；平飞：飞机作等速直线水平飞行。
在某一高度，平飞所需推力则需要根据飞机作等速水平直线飞行时的质心运动方程。
飞机平飞时，0q =。
则运动方程为： P X Y G ìï=ïíï=ïî平飞中为使飞行速度保持不变必须使发动机推力等于飞行阻力。
平飞中为克服飞行阻力所需的发动机推力就叫做平飞所需推力，记为r P ，即212r xP X C V S r == 式中0x x xi xh C C C C =++D0x C 为零升阻力系数，一般为飞行马赫数的函数；xi C 为诱导阻力系数。
一般在迎角较小时2xi y C A C =，A 为马赫数的函数；当迎角较大时xi C 除随a M 而变化外，还是迎角的复杂函数，在某些飞机说明书中以诱导阻力曲线的形式给出；xh C D 是考虑到不同高度的雷诺数影响系数。
3、最大/最小平飞速度计算 由所需推力公式：212r xP X C V S r ==计算出所需推力，将不同高度上的发动机推力与所需推力绘制到一幅图上，根据所需推力和发动机所提供的推力曲线的相交情况来确定最大最小速度。
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。
第二讲飞机的基本飞行性能讲义
第二讲飞机的基本飞行性能讲义一、引言飞机的基本飞行性能是指飞机在不同飞行阶段中的各种性能指标。
了解和掌握飞机的基本飞行性能对于飞行员和飞机设计师来说都是十分重要的。
本讲义将介绍飞机的基本飞行性能指标及其计算方法。
二、起飞性能起飞性能是飞机在地面开始起飞到到达安全飞行高度之间的性能指标。
主要包括起飞距离、起飞速度和最大爬升率。
1. 起飞距离起飞距离是指飞机从起飞开始到离地面50英尺高时所需的距离。
起飞距离计算公式如下：起飞距离 = 加速距离 + 抬轮距离 + 离地距离其中，加速距离是指飞机从静止到达起飞速度所需的距离；抬轮距离是指飞机从离地面50英尺高到离地面100英尺高所需的距离；离地距离是指飞机离开地面100英尺高时所需的距离。
2. 起飞速度起飞速度是指飞机在起飞时所需的最低速度。
起飞速度取决于飞机的重量和机翼的亮度。
一般来说，起飞速度随飞机重量的增加而增加，随机翼的亮度的增加而减小。
3. 最大爬升率最大爬升率是指飞机在起飞过程中爬升的最大速率。
最大爬升率取决于飞机的发动机推力、机翼提供的升力和飞机的阻力。
飞机的最大爬升率在不同高度下可能会有所不同。
三、巡航性能巡航性能是指飞机在巡航飞行阶段的性能指标。
主要包括巡航速度、巡航升力系数和巡航推力。
1. 巡航速度巡航速度是指飞机在巡航飞行阶段所保持的恒定速度。
巡航速度取决于飞机的气动性能和发动机的推力。
为了保持较低的燃料消耗和较长的航程，飞机会选择一个较低的巡航速度。
2. 巡航升力系数巡航升力系数是指飞机在巡航飞行阶段的升力与机翼面积、空气密度和飞机速度的比值。
巡航升力系数影响飞机的升力和阻力。
3. 巡航推力巡航推力是指飞机在巡航飞行阶段的发动机推力。
巡航推力决定飞机的速度和燃料消耗。
四、下降和着陆性能下降和着陆性能是指飞机从巡航飞行阶段到着陆的过程中的性能指标。
主要包括下降速度、下降距离和着陆距离。
1. 下降速度下降速度是指飞机从巡航飞行阶段开始向地面下降时的速度。
飞机起飞着陆性能计算模型及其应用分析
飞机起飞着陆性能计算模型及其应用分析飞机的起飞和着陆是飞行过程中最关键的环节之一，其性能计算模型及其应用分析对飞机的飞行安全和效率起着重要作用。
本文将通过对飞机起飞着陆性能计算模型的研究和分析，探讨其在飞机设计和飞行实践中的应用，以及对飞机性能的影响。
一、起飞性能计算模型飞机的起飞性能计算模型主要涉及起飞距离、起飞速度、爬升性能等方面的计算。
起飞性能计算需要考虑飞机的重量、气温、地面条件等多个因素，因此通常采用数值模拟和实测数据相结合的方法进行计算。
起飞性能计算模型的基本原理是根据牵引力和阻力的平衡关系来确定最佳起飞速度和起飞距离。
在起飞性能计算模型中，有必要考虑飞机的动力性能、气动性能和重力因素，以及起飞场地的长度和条件等因素。
还需要考虑飞机在起飞过程中的安全余量和飞行员的操作技能等因素。
这些因素的综合影响使得起飞性能的计算变得相对复杂，通常需要采用计算机模拟的方法来进行分析。
飞机的着陆性能计算模型涉及到着陆距离、着陆速度、下降率等方面的计算。
着陆性能计算模型通常需要考虑飞机的重量、飞行速度、气象条件、着陆场地的长度和条件等因素。
在着陆性能计算中，航空公司和制造商通常会制定一定的标准和规范，以确保飞机着陆时的安全和可靠性。
着陆性能计算模型的基本原理是根据飞机的下降率和阻力的平衡关系来确定最佳着陆速度和着陆距离。
通过综合考虑飞机的构造特点、重心位置、着陆场地条件等因素，可以得出最佳的着陆性能参数。
三、应用分析飞机起飞着陆性能计算模型对飞行员的操作和飞行管理也具有重要的指导作用。
飞行员可以根据起飞和着陆性能计算模型提供的参数和数据，合理地安排起飞和着陆的速度和距离，提高飞行的安全性和效率。
飞机起飞着陆性能计算模型对航空公司的运营管理和飞机维护也有积极影响。
通过合理地识别和评估飞机的起飞着陆性能，航空公司可以优化飞机的飞行计划和安排，减少飞行成本和增加飞行效率。
飞行动力学-飞机飞行性能计算
临界迎角 失速迎角
10
20
30
40
add ayx asx
alj
常见飞机的Cymax Mig-21/J-7 1.16
(Cydd=0.65) Mig-29 1.35
a
Su-27
1.85
50 F-16
1.4
展弦比对升力系数的影响
阻力的产生
• 阻力按照产生的原因分类
– 摩擦阻力 – 压差阻力 – 诱导阻力 – 干扰阻力 – 零升波阻 – 升致波阻
10
5
0
40
50
60
70
80
90 100
n/%
推力—速度
某飞机在11km高空的全加力推力随M数变化曲线
P / kN
12
10
8
6
4
2
0
0.0
0.5
1.0
1.5
2.0
2.5
M
推力—高度
18
16
不同高度下，大气温度、
14
密度不同，因而推力不同。
H / km
12
H>11km时，温度不变，推
10
力与密度有如下关系：
8
Pr
6
P11 r11
4
2
0
0
2
4
6
8
10 12
P / kN
可用推力Pky
• 发动机安装在飞机上会带来推力损失
Pky=hP
• 通常最大状态或加力状态的推力对性能计算比较重要， 所以可用推力一般是指发动机（一台或多台）安装在 飞机上之后，其最大推力或全加力推力
• 不同高度下，可用推力随M数变化的曲线称为可用推 力曲线
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
飞行力学综合作业飞机飞行性能计算
飞行力学综合作业飞机飞行性能计算飞行力学是研究飞行器在空气中运动和受力的科学，是飞行器设计和飞行性能评估的重要基础。
本文将对飞机的飞行性能进行计算和分析。
飞行性能主要包括飞机的升力、阻力、推力和重力等因素。
下面我们以一种常见的民用客机为例，对其飞行性能进行计算。
首先，我们需要计算飞机的升力。
升力是飞机在飞行过程中由于机翼产生的上升力，可以通过公式计算：L=1/2*ρ*V^2*S*CL其中L为升力，ρ为空气密度，V为飞机的速度，S为机翼的参考面积，CL为升力系数。
接下来，我们需要计算飞机的阻力。
阻力是飞机在飞行过程中由于空气阻力产生的力，可以通过公式计算：D=1/2*ρ*V^2*S*CD其中D为阻力，CD为阻力系数。
在计算阻力时，我们还需要考虑飞机的气动效率。
气动效率可以通过升阻比来计算：L/D=CL/CD其中L/D为升阻比。
推力是驱动飞机前进的力，可以通过飞机的引擎推力来提供。
推力的大小可以通过推力系数和空气密度等参数计算得到。
最后，我们需要计算飞机的重力。
重力是飞机受到的重力作用，可以通过飞机的质量和重力加速度来计算。
通过以上的计算，我们可以得到飞机在不同飞行状态下的各项性能数据。
这些数据对于设计优化飞机结构、提高飞行性能、保证飞行安全等都具有重要意义。
除了飞机的飞行性能计算外，还需要对飞机的稳定性和操纵性进行综合评价。
稳定性主要包括静态稳定性和动态稳定性，静态稳定性可通过计算飞机的静定稳定导数来评估，动态稳定性则需要进行飞行仿真和试飞实验进行评估。
操纵性主要包括操纵操纵性和操纵时的飞行品质，可以通过计算飞机的操纵性导数和进行操纵器的飞行试验来评估。
综上所述，飞行力学综合作业主要包括飞机的飞行性能计算、稳定性和操纵性评估等内容。
通过这些计算和评估，可以为飞机设计和飞行安全提供科学依据。
有关飞行力学的深入研究，还可以涉及飞机的气动力学、飞行控制等领域，这将是一项有挑战性且具有广泛应用价值的工作。
2基本飞行性能
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
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
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
下滑率Vyxh和下滑时速度Vxh
G R Vxh 2G C R S
(C R
Cx C y )
2 2
sin xh
Q Q V yxh Vxh sin xh Vxh G G
Y
下滑时间txh
t xh Lxh / Vxh cos xh
V
Qpf
Q0
Qi
Myl Mlj 1.3 M 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。
04 飞机基本飞行性能的计算
V y max 0（到达升限的时间为无穷大）——理论升限 H maxl ！
2015/10/7
高机动性飞机规定与 V y max 5米/秒相对应、低亚音速飞机 规定 V y max 0.5米/秒相对应的实际高称为实用升限 H max s（ 全 加力、部分加力、最大状态不一样！！！）
2015/10/7
V yl 2G
S
C x0 A
( P px ) min V
平飞需用推力曲线上的另外一个典型飞行状态， 对应速度称为远航速度（或远航M数） V yh , M yh
——
因为：
P px V C x VS C x 2 Cy
SG 2
2015/10/7
( P px ) min V
相当于极曲线上 可得：
Pky Q mg sin Y G
当飞机作水平直线飞行（定直平飞）时 0
Pky Q pf Y G
2015/10/7
表示可用推力 Pky 为方便，以后下标“ky”全部去掉，下标“pf”表示平飞！
在一定高度、一定速度小进行等速度直线平飞所需要的发 动机推力——平飞所需推力，用 Ppx 1 Ppx Q pf C x V 2 S 2
二、平飞范围的划分
第一飞行范围（正常操纵区） 操纵区） 第二飞行范围（反常
讨论： 在1和2点都满足： P Ppx， 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 Pmax所对应的最陡上升速度 V（接近有利 速度 V yl ），Ppx 曲线正斜率（有利速度 V yl 右侧）第一飞行范围；Ppx 曲线负斜率（有利速度 V yl左侧）第二飞行范围
2015/10/7
一、定直平飞性能的计算
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。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2018/10/5
在超音速范围，零升阻力 Q 0大于升致阻力 Qi ，由于随着高度 增加，零升阻力 Q 0减小，所以总阻力（平飞需用推力）减小。 但升致阻力 Qi 则随着高度增加而增加，所以在接近静升限的 高空飞行时，（Ｈ＝１９km的情况），升致阻力大大增加。 此时随着飞行Ｍ数增加，升致阻力减小 Qi 和零升阻力增加 Q 0 差不多，因而平飞需用推力随着Ｍ数增长的程度比较缓 慢！！！
2018/10/5
与飞行高度的关系
2018/10/5
随着高度增加，平飞需用推力曲线总的变化趋势是向右 平移，并在超音速度范围，平飞需用推力曲线变的越来 越平缓。
在低亚音速下，升致阻力 Qi 在总阻力中占主导地位，而且随 着高度增加， Qi 升致阻力增加。由于在低亚音速范围最大升 阻比 K max 基本为常数，因而 Ppx min 基本不随高度变化。但由于 有利速度相对应的 M yl 随着高度增加而增加，所以对应的最 小阻力状态下 Ppx min的向右移动。
Cx Cy C xo Cy
Cx Cy
Cx Cy
最小的状态，由极曲线的表达式。
A C3 y
Hale Waihona Puke 求极值可得最小状态下的零升阻力系数：
C x0 3 A C 2 yyh 3 C xi
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
C yyh C x0 3A
2018/10/5
2018/10/5
P px Q pf
2 1 2 A G 2 2 Q 0 Qi a S C x 0 M 2 a2 S M 2
————M数和高度的函数！！！！！
与飞行速度（或M数）的关系
2018/10/5
2018/10/5
在低亚音速范围（M<临界Mlj）， C xo , A 基本不随M 数变 化，零升阻力 Q 0 与M2成正比增加；升致阻力 Qi 与与M2成 反比降低。在M数较低（M<有利Myl）,由于升力系数C y 较 大，升致阻力 Qi 较零升阻力 Q 0 大，并在总阻力中占主 要地位。随着 M 数的增加， C y逐渐减小，升致阻力 Qi 也 减小，致使平飞需用推力降低。当M<有利Myl,随着M数增 加，虽然升致阻力 Qi越来越小，但零升阻力Q 0 逐渐增大 并在总阻力中占主要地位，结果使平飞需用推力又开始 增加（ I区）
2018/10/5
4． 3
确定基本飞行性能的简单推力法
P Q mg sin Y G
P P P px P Q pf
———剩余推力！（大于零，定直上升；等于零，定直 平飞；小于零，定直下滑）
2018/10/5
把发动机可用推力曲线（取全加力、部分加力、最大 状态） 和平飞需用推力曲线绘制在一张P-V（或M数） 平面上！——直接求出 P ——求出 ——简单推力法
1 2 G Y C y V S 2
Ppx
K Cy Cx
G K
2018/10/5
V , H( ) ，G→ C y → 极曲线查出 C x → K G一般取平均重量！（起飞和着陆重量的平均值） 实际计算中需要计算飞机在不同高度H上以不同速度V（或M数） 飞行是的平飞需用推力曲线。
Cy 2G 1
某一V和或M数下，平飞需用推力或阻力最小——有利状态。 平飞需用推力或阻力最小状态对应于升阻比最大状态
Ppx
min
G K max
在最大升阻比状态下，零升阻力系数等与升致阻力系数：
C x0 A C 2 yyl
有利升力系数为：
C yyl C x0 A
2018/10/5
有利速度（或最小阻力速度）：
2018/10/5
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 C x0 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）
2018/10/5
当超音速飞行时（Ｍ>1.2-1.3 ），迎面阻力主要来自零升 1 1 阻力 Q 0 。C xo先大致与 M 2 1 成正比。而后逐渐变 M 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）
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）
2018/10/5
4． 2
飞机的平飞需用推力
和 p较小而且 P 不大的情况下，有 如果 、 G
a2 S M 2
2G
C M2
C
a2 S
2018/10/5
在一定的计算高度上， C 为常数，升力系数、升阻比和平飞 需用推力只是V（或M数）的函数！ 计算基本飞行性能时，飞机处于基本气动外形状态（无外挂 或正常外挂，起落架和襟翼收起）——对应的极曲线！
2018/10/5
2018/10/5
V yl 2G
S
C x0 A
( P px ) min V
平飞需用推力曲线上的另外一个典型飞行状态， 对应速度称为远航速度（或远航M数） V yh , M yh
——
因为：
P px V C x VS C x 2 Cy
SG 2
2018/10/5
( P px ) min V
相当于极曲线上 可得：
Pky Q mg sin Y G
当飞机作水平直线飞行（定直平飞）时 0
Pky Q pf Y G
2018/10/5
表示可用推力 Pky 为方便，以后下标“ky”全部去掉，下标“pf”表示平飞！
在一定高度、一定速度小进行等速度直线平飞所需要的发 动机推力——平飞所需推力，用 Ppx 1 Ppx Q pf C x V 2 S 2
总阻力系数:
C xyh
4 C x0 3
升阻比为：K yh
远航速度：V yh
3 4
1 A C x0
2G C x0 3A
S
V yh V yl
4 3 1.316
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！！！