飞机基本飞行性能的计算
直升机前飞性能计算
直升机前飞性能计算直升机前飛性能是指在起飛和爬升階段，直升機所展現的運動特性與性能。
直升機的前飛性能直接影響其起飛、爬升和飛行的能力和效率。
該性能主要由幾個關鍵因素決定，包括動力系統、旋翼系統、氣動系統和重量等。
以下將逐一介紹這些因素。
動力系統是直升機前飛性能的基礎。
它通常由渦輪軸發動機或活塞發動機提供動力。
渦輪軸發動機以其高功率、高效率和較小的重量而被廣泛應用。
直升機的起飛動力需求高，因此通常采用渦輪軸發動機。
動力系統的性能將直接影響直升機的起飛速度和爬升率。
旋翼系統也是直升機前飛性能的重要組成部分。
旋翼的主要功能是提供揚力並產生推力。
直升機的旋翼可分為主旋翼和尾旋翼。
主旋翼提供直升機的升力，尾旋翼用於抵消主旋翼產生的扭矩。
旋翼設計的目標是提供最大的揚力和推力，同時降低順風阻力和橫風敏感性。
旋翼的設計和旋翼葉片的幾何形狀對直升機的前飛性能有重要影響。
氣動系統對直升機前飛性能也有重要影響。
氣動系統包括機身和機翼的氣流流動，以及與旋翼交互作用的氣流。
氣動系統的設計應將氣流損失降至最低，同時提供足夠的揚力和推力。
氣動性能的改進可以通過改變機身和機翼的外形、增加機身後掠角和安裝氣體轉向裝置等手段來實現。
重量是影響直升機前飛性能的另一重要因素。
直升機的起飛和爬升性能直接受到其重量的限制。
重量越大，所需揚力和推力越多，起飛速度和爬升率就越慢。
因此，重量降低可以提高直升機的前飛性能。
降低重量的方法包括使用輕量化材料、減少機身和系統的重量以及減少燃料負載等。
除了上述因素外，直升機前飛性能還受到一些外界因素的影響。
這些因素包括高度、溫度、氣壓和相對濕度等。
例如，在高海拔地區，空氣稀薄使得直升機的揚力和動力降低，進而影響其起飛和爬升性能。
因此，在設計和操作直升機時，需要考慮這些外界因素對性能的影響。
總結起來，直升機的前飛性能是由動力系統、旋翼系統、氣動系統、重量和外界因素等多個因素共同作用而形成的。
通過適當的設計和改進，可以提高直升機的起飛速度、爬升率和飛行效率，從而增強其前飛性能。
飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计
本科课程设计报告题目飞机气动估算及飞行性能计算学生姓名班级日期目录气动特性估算................................................. 错误!未定义书签。
升力特性估算............................................. 错误!未定义书签。
外露翼升力估算....................................... 错误!未定义书签。
机身升力的估算...................................... 错误!未定义书签。
尾翼的升力估算...................................... 错误!未定义书签。
合升力线斜率的计算................................... 错误!未定义书签。
临界马赫数的计算..................................... 错误!未定义书签。
阻力特性的估算.......................................... 错误!未定义书签。
全机摩擦阻力的估算................................... 错误!未定义书签。
亚音速压差阻力的估算................................. 错误!未定义书签。
亚声速升致阻力特性估算............................... 错误!未定义书签。
超音速零升波阻估算................................... 错误!未定义书签。
超声速升致阻力....................................... 错误!未定义书签。
飞机基本飞行性能计算......................................... 错误!未定义书签。
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
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。
飞机气动性能计算讲解
展弦比
2.93
外露翼梯形比
4.46
相对厚度
3.62
平均气动弦长
1.711米
平尾偏角范围
向上14.5
向下20
尾臂（1/2bA处至飞机重心）
7.19～7.63米
尾容量
0.192
垂直尾翼
面积
5.52米2
翼展
1.75米
前缘后掠角
65.5
展弦比
1.11
梯形比
4.1
平均气动弦长
3.44
相对厚度
3.61
尾臂（1/2bA处至飞机重心）
厚度修正系数 、 、 的计算公式如下，其中考虑了马赫数对摩擦影响的修正
其中
翼型最大厚度线的弦向位置，无量纲
最大厚度线的后掠角
对于机身， 的计算公式如下
其中
机身长度
机身直径
机身的浸润面积 计算公式如下
其中
、 、 头部、尾部、柱段长度
§3.2.1.2 亚音速压差阻力估算
在计算压差阻力时，由于机翼及尾翼的压差阻力非常小，所以只考虑机身的压差阻力。飞机在超音速飞行时，压差阻力实际上就是波阻，所以不单独计算压差阻力。压差阻力可以按照下式分为头部阻力、尾部阻力、底部阻力、附加阻力四部分。
§3.2
作用在飞机上的气动阻力可以表示为
其中阻力系数 可以表示为
或
其中
零升阻力系数
A诱导阻力因子
阻力系数与升力系数的关系可以用极曲线表示，图7给出了极曲线的两种形式。
图7极曲线的两种形式，左图为无弯度机翼，右图为有弯度机翼
§3.2.1
亚音速范围内，飞机的零升阻力主要由表面摩擦阻力和气流分离引起的压差阻力组成，通常称之为型阻。
飞机计算公式
飞机计算公式飞机的飞行涉及到众多复杂的计算公式，这些公式可不是随便就能搞明白的，得下一番功夫呢！先来说说升力的计算公式。
升力，这可是让飞机能飞起来的关键力量。
升力公式是：L = 1/2 ρv²SCL 。
这里面的“ρ”代表空气密度，“v”是飞机相对气流的速度，“S”是机翼面积，“CL”则是升力系数。
举个例子，就像我之前去参观一个小型飞机制造工厂，看到工程师们在计算一架轻型飞机的升力。
他们拿着各种测量工具，神情专注又严肃。
空气密度得根据当时的天气和海拔来准确测量，速度则要考虑飞机的设计速度和预期的飞行条件。
机翼面积的测量更是要精确到小数点后几位，因为哪怕一点点的误差，都可能影响飞机的飞行性能。
再说说阻力的计算公式。
阻力公式：D = 1/2 ρv²SCD 。
这里的“CD”就是阻力系数啦。
阻力可分为很多种，比如摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力等等。
想起有一次坐飞机，遇到气流颠簸，当时心里就琢磨着，这阻力变化得多大呀，飞机都晃悠成这样了。
飞机在空气中飞行，就像我们在人群中穿梭，会碰到各种各样的阻碍。
还有推力的计算公式。
推力和发动机的性能密切相关。
不同类型的发动机，计算公式也有所不同。
在学习这些公式的过程中，我发现要真正理解它们，不能只是死记硬背，得结合实际情况去思考。
就好比我们学数学，光记住公式不行，得会用，得知道在什么场景下用哪个公式。
飞机的重量和平衡的计算也很重要。
如果飞机的重心位置不对，那飞行可就危险了。
这就像我们挑担子，两边重量不均衡，走起路来就不稳当。
总之，飞机的计算公式虽然复杂，但每一个都有它的道理和用途。
了解这些公式，能让我们更好地理解飞机是怎么飞起来的，怎么飞得稳、飞得快。
希望大家通过我的这些分享，对飞机的计算公式能有更清晰的认识，也能感受到航空领域的神奇和魅力！。
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。
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。
飞机气动及飞行性能计算
飞机气动及飞行性能计算------ 课程设计报告专业：飞行器设计与工程班号：01011203学号：**********姓名：***2016.3目录第一章预备知识 (1)1.1 翼型的几何特性 (1)1.2 机翼的几何特性 (2)1.3 机身的几何特性 (3)第二章飞机的基本情况和本文计算方案 (5)2.1 飞机基本情况简介 (5)2.2 本文计算方案 (10)第三章飞机气动特性估算 (11)3.1 升力特性估算 (11)3.1.1 单独机翼升力估算 (12)3.1.2 机身升力估算 (14)3.1.3 翼身组合体的升力估算 (16)3.1.4 尾翼升力估算 (18)3.1.5 合升力线斜率计算 (21)3.2 升阻极曲线的估算 (23)3.2.1 亚音速零升阻力估算 (23)3.2.1.1 全机摩擦阻力估算 (24)3.2.1.2 亚音速压差阻力估算 (26)3.2.2 超音速零升波阻估算 (28)3.2.2.1 临界马赫数的确定 (28)3.2.2.2 M>1时零升阻力系数 (30)3.2.3 亚音速升致阻力估算 (35)3.2.4 超音速升致阻力估算 (36)3.2.5 不同马赫数下的升阻极曲线 (38)3.3 结果汇总 (43)第四章飞机基本飞行性能计算 (44)4.1 速度-高度范围 (44)4.2 定常上升性能 (49)4.3 爬升方式 (54)4.3.1 亚音速等表速爬升 (55)4.3.2 超音速等马赫数爬升 (58)4.3.3 平飞加速段的求解方法 (59)4.3.4 总用时 (60)第五章自主编写的Matlab代码 (61)5.1 RBF径向基函数插值方法实现 (61)5.2 气动计算及性能计算 (63)第六章心得体会 (64)第一章 预备知识1.1 翼型的几何特性参见上图：中弧线 翼型内切圆中心的轨迹，在最前部内切圆（即决定前缘半径的圆）中 心之前，则是由该内切圆中心至切点的半径线段前缘 翼型中弧线的最前点后缘 翼型中弧线的最后点弦线 连接前缘与后缘的直线弦长b(m) 前缘与后缘之间的直线线段长度厚度c(m) 翼型最大内切圆的直径 相对厚度c b c c /=最大厚度位置c x (m) 翼型最大内切圆的中心在翼型弦线上的投影至翼型前缘 的距离 最大厚度相对位置c x b x x c c /=弯度f(m) 中弧线与弦线之间垂直于弦线的最大线段长度 相对弯度f b f f /=最大弯度位置f x (m) 中弧线与弦线之间垂直于弦线的最大线段至翼型前缘的 距离 最大弯度相对位置f x b x x f f /=前缘半径0r (m) 翼型最前部内切圆的半径上弧线从前缘到后缘，翼型的上部轮廓曲线，以y1=f1(x)表示下弧线从前缘到后缘，翼型的下部轮廓曲线，以y2=f2(x)表示在后缘处上弧线和下弧线的二切线之间的角度后缘角)(rad1.2 机翼的几何特性参见上图：飞机基准纵轴可以取机身纵轴机翼基准平面包含机翼中央弦线或外露翼根弦线与飞机对称平面垂直的平面外露机翼不包括穿越机身部分的机翼毛机翼包括穿越机身部分的机翼（穿越机身部分通常由左右机翼的前后缘的延长线所构成，如图所示）机翼面积S(m2) 毛机翼在机翼基准平面上的投影面积机翼展长(翼展)l(m) 左右翼梢之间的距离S(m2) 外漏机翼在机翼基准平面上的投影面积外露机翼面积wl毛机翼根弦长b0(m) 毛机翼的根部弦长翼梢弦长b 1(m) 机翼的梢部弦长机翼局部弦长b(z) 机翼展向翼剖面的弦长，是展向位置z 的函数机翼平均几何弦长)(m b pj l S b pj /=机翼平均气动弦长)(m b A dz z b S b l A ⎰=22)(2 机翼展弦比λ S l /2=λ机翼根梢比η 10/b b =η机翼后掠角)(rad χ 至前缘的距离为弦长一定百分比的点的连线与垂直于中央 弦线的平面之间的夹角。
北航课程设计-飞机飞行性能计算-报告
课程设计报告飞机飞行性能计算学生姓名：学号：专业方向：飞行器设计与工程指导教师：（2011年9月22日）摘要用简单推力法计算飞机的基本飞行性能，包括各高度上的航迹倾角γ和上升率Vv，最大航迹倾角γmax 和最快上升率Vvmax，最大最小平飞速度，以及最短上升时间。
计算续航性能和起飞着陆性能。
用C语言编写相关的计算程序，利用所给的有关数据完成计算并结合所学习的飞行动力学对所得的计算结果作出分析，将合理的结果写到报告中。
再分别对影响飞行性能的几个主要参数：升力系数和耗油率作1~1.05的步长为0.01的改变，并与原来的计算结果作比较，定量直观的认识相关参数对飞行性能的影响程度，为以后的设计工作提供一定的参考。
目录1计算目的 (1)2 计算内容 (1)2.1 基本飞行性能计算 (1)2.2 续航性能计算 (2)2.3 起飞着陆性能计算 (2)2.4 参数变化对飞机飞行性能的影响计算 (2)3 计算方法 (3)3.1 发动机可用推力和平飞需用推力 (3)3.2最小平飞速度和最大平飞速度 (3)3.3航迹倾角和上升率v V (4)3.4最短上升时间 (5)3.5航程和航时 (6)3.6离地速度和接地速度 (7)3.7安全高度处飞行速度 (7)3.8起飞地面滑跑段的距离和时间 (7)3.9起飞空中段的距离和时间 (8)3.10着陆空中段的距离和时间 (8)3.11着陆地面滑跑段的距离和时间 (8)4编程原理、方法 (10)4.1程序结构 (10)4.1.1航迹倾角γ和上升率Vv 的计算 (10)4.1.2最大航迹倾角γmax 及对应速度Vγ和最快上升率VVmax 及对应速度Vqc (10)4.1.3最小平飞速度Vmin 和最大平飞速度Vmax 的计算 (11)4.1.4最短上升时间sumtime 的计算 (11)4.1.5航程和航时的计算 (12)4.1.6起落性能的计算 (13)5计算结果及其分析 (14)5.1基本飞行性能计算 (14)5.1.1航迹倾角 (14)5.1.2上升率 (16)5.1.3最大航迹倾角与最快上升率 (17)5.1.4理论升限和实用升限 (19)5.1.5各高度上的最大平飞马赫数和最小平飞马赫数 (20)5.1.6由min M ~H ，m ax M ~H ，M ~H 和qc M ~H 组成的飞行包线 (23)5.1.7最短上升时间 (23)5.2巡航性能计算 (24)5.3起飞着陆性能计算 (25)5.3.1起飞地面滑跑段距离和时间 (25)5.3.2起飞空中段距离和时间 (26)5.3.3着陆空中段距离和时间 (26)5.3.4着陆地面滑跑段距离和时间 (27)6参数变化对飞机飞行性能的影响 (28)6.1改变升力系数Cl (28)6.1.1离地速度和接地速度的变化 (28)6.1.2起飞着陆距离与时间的变化 (29)6.1.3最小平飞速度的变化 (37)6.2改变耗油率Cf (39)7 结论 (41)参考文献 (42)附录一用抛物线求极值的方法 (43)附录二使用抛物线插值的方法 (44)附录三使用抛物线插值求极值子函数 (45)附录四使用抛物线插值子函数 (46)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。
模型飞机各项计算公式
1、雷诺数Re=pvb/μ（空气密度p-kg/m^3;标准状态下为1.226，与气流相对速度v-m/s，翼型弦长b-m，黏度μ=0.0000178）：雷诺数的大小决定该翼型所做机翼的性能，如边界层是湍流边界层还是层流边界层，普通翼型的极限雷诺数（边界层从层流变为湍流）大约是50000，雷诺数还决定了机翼的与来流迎角（攻角）范围，在不失速的情况下，同一翼型，同一表面粗糙程度，同展弦比，同平面形状的机翼，雷诺数越大，则不失速攻角的范围越大，《《重点！通过观察风洞实验所得曲线，在雷诺数大于50000的情况下，两翼型雷诺数相差几万但升力系数曲线基本重合，也就是说，模友在选择翼型时在雷诺数大于50000时，计算出最大雷诺数（v 取最大值），然后直接用最大雷诺数的那个翼型数据计算即可，不同的是雷诺数大的助力系数要小一些，由此结论还能得出雷诺数大于50000时，翼型升力性能与速度的改变和翼型弦长的大小关系微小，在航模上可忽略。
》》2、升力计算：Y=1/2V^2pSCl(升力Y-单位N，气流相对速度V-m/s，空气密度P-kg/^3;，S翼面积-m^2，Cl-翼型的升力系数）改公式计算的是翼型理想升力，即在展弦比为无穷大时，不受翼尖涡流影响时的升力，升力系数代翼型数据，设计航模时应该对其进行修改，后面会讲到。
3、阻力计算：D=1/2V^2PSCd（阻力D-单位N，Cd-阻力系数，其它与升力计算相同）实际情况下机翼的阻力为翼型理想阻力+涡流诱导阻力，该公式计算的是翼型理想阻力，阻力系数代翼型数据。
4、涡流诱导阻力：D=1/2V^2PSCdi，（D为诱导阻力，Cdi为诱导阻力系数——Cdi=Cl^2/3.142A,展弦比A后面再详细介绍，Cdi计算公式中升力系数用翼型数据），非圆形或梯形机翼须乘以修正系数（1.05-1.1）圆形或梯形部分越多修正系数越小。
5、展弦比：A=L^2/S（L翼展，S翼面积，计算比值时L与S用同一单位，L厘米则S 用cm^2）展弦比大则不失速迎角范围小，小则反之，因为小展弦比时翼尖涡流大产生抑制边界层与机翼分力的作用力大。
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。
A320起飞性能计算
A320起飞性能计算摘要：A320是国内民用航空公司使用最广的机型。
机组一般使用飞行管理计算机FMC进行性能计算，飞行签派员和性能工程师在计算起飞性能时多使用空客公司提供飞行机组操作手册中的图表和相关性能软件。
本文简要介绍了这些计算机和图表的计算原理，通过工程计算的方法进行演示计算。
通过与实际飞行数据比较，计算结果符合实际，该计算方法可以应用至民用飞机性能计算。
关键词：起飞性能；离地速度；起飞距离；爬升性能；爬升梯度；爬升耗油；1 起飞简介1.1 起飞剖面运输类飞机起飞的定义: 飞机从地面开始加速滑跑到离地高度不低于1500英尺，完成从起飞到航路爬升构型的转换，速度不低于1.25VS，爬升梯度达到规定值的过程。
1.2 起飞航迹起飞场道阶段：从地面开始加速滑跑到飞机离地高度35ft（10.7m），速度不小于起飞安全速度V2的过程。
起飞航迹阶段：从35ft到起飞结束的过程。
整个起飞阶段包括起飞场道航段和起飞航迹阶段。
2 性能计算2.1 条件1）标准大气条件，静风，不考虑坡度，跑道平均摩擦系数μ= 0.032）起飞重量：70T；3）A320起飞推力TOGA：115000N；燃油流量：4800lb/h；最大连续推力MCT：104000N；燃油流量：4350lb/h。
4）第三阶段飞行时间：5min5）升力系数、阻力系数、机翼面积等需查资料获得。
起飞时迎角为14°：由升力系数曲线可知，CL =1.49 ,DL=0.155机翼面积：122.6m22.2起飞滑跑2.2.1离地速度=78.3 m/s≈282km/h（152kt）2.2.2起飞滑跑距离、时间和耗油运用工程估算法，将整个滑跑过程看作等加速运动，可得：其中TOR为起飞滑跑距离，t为起飞滑跑时间。
查表可知滑跑时CL =0.57，CD=0.023取滑跑段的平均速度V= (0+ )/2=39.2m/s滑跑平均升力 =0.36*0.5*0.125*39.22*122.6=4238.8kg滑跑平均阻力 =0.023*0.5*0.125*39.22*122.6=270.8kg2.6m/s21180m （1.15TOR=1357m）耗油用空客PEP软件计算的结果如下：图 1 PEP起飞滑跑计算2.2.3起飞爬升距离、时间和耗油爬升坡度为10°，起飞时迎角为14°，由升力系数曲线可知，CL =1.49 ,DL=0.155。
4飞机的基本飞行性能
P X G sin 上 Y G cos 上
上升推力大于平飞推力； 上升升力小于平飞升力。
EXIT
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●上升所需速度
1 2 G cos 上 Y C y V上 S 2 2G V上 cos 上 V平飞 cos 上 Cy S
在平飞中，要保持速度不变，发动机可用推力应 与飞机阻力相等。 为克服飞机阻力所需推力叫平飞需用推力。
P平飞 X G Y P平飞 X G G Y K
9
飞机重量越重，平飞所需推力越大； 升阻比越大，平飞所需推力越小。
EXIT
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平飞需用推力曲线
P
在一定飞行高度上，把 平飞需用推力随速度的 关系用曲线表示，称为 平飞需用推力曲线。 随着平飞速度的增大， 平飞需用推力先减小后 增大。
EXIT
17
④ 平飞推力曲线图
P
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,称为平 飞推力曲线图。
200 160 120 80 40 Vmin VMP 80 120
P可用
B
16°
△PMAX D
8° 6° VMD 160
A
0°
C
2°
200
240
Vmax
260
油门大 迎角小 速度大
0
V1 V2
VMP
VI
V1 V2
EXIT
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●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。 在第二范围内飞机飞行是速度不稳定的，即一 旦受扰速度增加，飞机有加速的趋势，受扰速度减 小，飞机有减速的趋势。