飞行动力学-飞机飞行性能计算
航空结构飞行模型稳定性动力学优化演算
航空结构飞行模型稳定性动力学优化演算航空结构的稳定性以及动力学优化是飞机设计中至关重要的部分。
通过优化飞行模型的稳定性和动力学特性，可以提高飞机的操控性能、飞行安全性以及燃油效率。
本文将讨论航空结构飞行模型稳定性动力学优化演算的相关内容。
首先，稳定性分析是航空结构设计的基础。
在设计过程中，稳定性可以通过计算和仿真来评估。
稳定性是指在各种工况下飞机所具有的恢复自身平衡的能力。
飞行模型的稳定性通常由弹性稳定性和气动稳定性两部分组成。
弹性稳定性是指飞机在受到外部力矩或挠曲时，恢复自身的能力。
飞机的结构刚度和材料特性是影响弹性稳定性的主要因素。
通过对结构进行强度和刚度分析，可以评估飞机在受到外部力矩时的变形和变形对飞行性能的影响。
气动稳定性是指飞机在飞行过程中受到气动力的影响时，能够保持稳定状况。
气动稳定性与机翼的设计、翼型以及控制面的布局有关。
通过风洞试验和数值模拟，可以评估飞机在不同飞行状态下的稳定性。
在稳定性分析的基础上，进行动力学优化可以进一步提高飞机的性能。
动力学是指飞机在不同工况下的运动特性，包括横向、纵向和垂直运动。
通过优化动力学特性，可以提高飞机的操纵性和响应速度。
操纵性是指飞机对操纵输入的响应程度。
通过调整飞机的质量分布、控制面的操纵力矩以及操纵系统的设计，可以改善飞机的操纵性能。
操纵性分析通常包括稳定性和控制能力的评估。
响应速度是指飞机对操纵输入的响应时间。
通过减小飞机的惯性矩、优化控制面的尺寸和布局以及增加动力系统的输出功率，可以提高飞机的响应速度。
响应速度的优化对于飞机的操纵和对抗失速等特殊工况具有重要意义。
最后，优化算法在航空结构飞行模型稳定性动力学优化中起着至关重要的作用。
优化算法可以帮助寻找最优的设计参数组合，以满足稳定性和动力学要求。
常用的优化算法包括遗传算法、粒子群算法和人工神经网络等。
在航空结构飞行模型稳定性动力学优化演算中，需要综合考虑飞机的弹性和气动特性、动力学性能以及优化算法等多个因素。
飞行器的动力学分析
飞行器的动力学分析飞行器是一种能在大气层中航行的载具，它被广泛应用于军事、民用及科学研究等领域。
为了确保飞行器的安全性和性能，必须对它的动力学进行深入的分析和研究。
本文将从飞行器的主要动力学部分入手，介绍飞行器的动力学分析方法。
一、飞行器的主要动力学部分飞行器的主要动力学部分包括发动机、机翼、尾翼和控制系统。
发动机提供动力，机翼和尾翼产生升力和阻力，控制系统则用于控制飞行器的姿态和运动。
1、发动机发动机是飞行器最关键的部分之一，在飞行器的动力学分析中占有重要地位。
飞机的发动机通常采用内燃机或涡轮机，这两种发动机的原理都是利用燃烧产生的高温高压气体来推动机身向前运动。
内燃机的工作原理是通过内部的活塞和气缸进行往复式运动，从而把燃烧产生的气体转化为机械运动。
而涡轮机则以高速旋转的轴来驱动飞行器，这种发动机工作时声音大且震动小，因此在商业航班飞机中被广泛使用。
2、机翼机翼是飞行器中最能影响其性能的部分之一。
机翼的主要作用是产生升力和阻力，从而支撑飞行器在空中飞行。
机翼的形状、大小以及受力情况会直接影响飞行器的稳定性和飞行性能。
一般来说，机翼的升力主要由两个因素决定，即机翼的面积和机翼在飞行时所受到的气流速度。
升力和阻力的大小之间有一个权衡，保持适当的升力可以提高机翼的性能，但过多的升力会增加机翼的阻力，导致飞行耗油增加。
3、尾翼尾翼是飞行器的辅助部件之一，主要用于控制飞行器的姿态。
由于机翼的升降会使飞行器的鼻头朝上或朝下，而姿态的调整可以通过尾翼的升降舵和方向舵来实现。
尾翼的形状和大小对飞行器的稳定性和飞行性能也有重要影响。
过大或过小的尾翼都会导致飞行器稳定性的降低，进而影响飞行器的飞行性能。
4、控制系统控制系统是用于控制飞行器姿态和运动的部分，包括操纵杆、舵面、电气和液压系统。
控制系统是飞行器中最灵活的部分之一，其完善程度会影响到飞行器飞行的稳定性和性能。
二、飞行器的动力学分析方法飞行器的动力学分析涉及到许多物理学原理和数学计算方法，下面介绍一些常用的分析方法。
飞机性能分析的原始数据 飞机的平飞性能
三、平飞所需功率
•
平飞中，需要一定的推力来克服阻力而对飞机作功， 每秒钟所需作的功就是平飞所需功率。 • 平飞所需功率可用下式求得，即 P平需C平飞 • N平需 （马力） 75 • • 从上式看出：平飞所需功率的大小，决定于平飞所 需推力和平飞速度的大小。其中任何一个因素变化，均 引起平飞所需功率增大。同平飞所需推力一样，也可作 出平飞所需功率曲线。平飞所需功率曲线其形状与平飞 所需推力曲线相似，故此不予给出。平飞所需功率曲线 也是分析飞机基本飞行性能的依据。
•
由图3—3—2可见：涡轮喷气发动机推力随飞行速 度的加快而增大，而随飞行高度的增加而减小。在低空 和小M数(H=0~2公里，M=0~0.5)推力随速度的加快而 略有下降。随着飞行速度的增加，喷气发动机推力由于 通过发动机的空气流量相应增大而增大。随着飞行高度 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 P可用与 发动机特性曲线给出的数值(用P来表示)。很明显， 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 1 ，最低可至0.7左右。 变化规律，然后加以引用。
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。 • 飞机绕重心的转动将在下一章研究。
飞行力学第六章-运动方程
ωx
ω y I x ω x I xy
0 I zx
I xy Iy I yz
I zx ω x M x I yz ω y = M y I z ω z M z
飞行器飞行力学2010
得
dω x 2 2 + ( I z I y )ω y ω z + I yz (ω z ω y ) + Ix dt dω y dω z I xy (ω x ω z ) I zx (ω x ω y + ) = Mx dt dt dω y 2 2 + ( I x I z )ω x ω z + I zx (ω x ω z ) + Iy dt dω z dω x I yz (ω x ω y ) I xy (ω y ω z + ) = M y dt dt dω z 2 2 + ( I y I x )ω x ω y + I xy (ω y ω x ) + Iz dt dω y dω x I zx (ω y ω z ) I yz (ω z ω x + ) = Mz dt dt
飞行器飞行力学2010
根据速度之间的关系
u = V cos α cos β v = V sin β w = V sin α cos β
可得
du dV dα dβ V sin α cos β V cos α sin β cos α cos β = dt dt dt dt dv dV dβ V cos β sin β + = dt dt dt dw dV dα dβ sin α cos β + V cos α cos β V sin α sin β = dt dt dt dt
dω z dω x + ( I z I y )ω y ω z I zx (ω x ω y + Ix ) = Mx dt dt 方 程 dω y 2 2 + ( I x I z )ω x ω z + I zx (ω x ω z ) = My 简 Iy dt 化 为 I d ω z + ( I I )ω ω + I (ω ω d ω x ) = M z y x x y zx y z z dt dt
1 北航飞行力学_飞机性能计算的原始数据和质心运动方程
xh
G d V Y Pky sin( P ) G cos g dt
北航 509
0
G
§1-3 飞机质心运动方程
几种特殊形式
•直线飞行(直线上升、下降等)
const , d / dt 0
•水平直线飞行(平飞加减速等)
G dV Pky Q G sin g dt Y G cos G dV Pky Q g dt Y G
喷气式发动机性能参数以及其高度特性、速度 特性、转速特性、特定油门状态 能画出铅垂平面内质心运动受力图，并推出各 种特殊运动状态下的质心运动方程
北航 509
2)最大状态：对应于最大许用转速(nmax)的发动机状态 。推力为非加力时的最 大值。只能连续工作5-10min，通常用于起飞、短时加速、爬升、空中机动等。 3)额定状态：对应于最大转速97% ，推力为最大状态的85-90%，可较长时间 工作(半小时～1小时)，用于平飞、爬升、远航飞行等。
4)巡航状态：n巡90% n额，Pf巡 80%Pf额，耗油率最小，不限时，用于巡航。
最大可配平升力
Ymax
Y' LT ( ) max xA
Y2max Y1max
超音速时平尾平衡能力剧降形成飞行限制
C ymax
Cy
C ymax
最大允许升力系数
C ysx C yyx
C ydd C y max
C yyx min{ C ysx , C y max }
M
北航 509
f 0, 0 f 0, 0 一 般 f 0, 0 ( 0 f 0 0 0
0
Y 0
f 0, 0 0
民航飞行中的数学模型与计算
民航飞行中的数学模型与计算一、数学模型概述1.数学模型的定义与分类2.数学模型在民航飞行中的应用价值3.建立数学模型的基本步骤二、民航飞行基本概念1.飞行速度与飞行时间2.飞行高度与飞行距离3.飞机性能指标（如推力、阻力、燃油消耗等）三、民航飞行中的数学模型1.飞行轨迹模型–直线飞行模型–曲线飞行模型（如圆周飞行、螺旋飞行等）2.飞行性能模型–动力学模型（牛顿运动定律、空气动力学方程等）–燃油消耗模型（如Wright公式、燃油流量公式等）3.飞行环境模型–大气模型（如国际标准大气模型、局部大气模型等）–气象模型（如风速、风向、降水等）4.飞行安全模型–避障模型（如圆柱避障、多边形避障等）–飞行间隔模型（垂直间隔、水平间隔等）四、计算方法与技巧1.数学建模方法–假设与简化–参数估计与优化–模型验证与修正2.数值计算方法–欧拉法、龙格-库塔法等数值积分方法–蒙特卡洛模拟、有限元分析等数值模拟方法3.计算机编程与软件应用–编程语言（如MATLAB、Python、C++等）–专业软件（如Mathematica、ANSYS、FLUENT等）五、民航飞行中的实际应用1.航线规划与航班调度–最佳航线规划算法（如遗传算法、蚁群算法等）–航班调度优化模型（如时间窗口、飞机利用率等）2.飞行管理与导航–飞行管理计算机（FMC）及其算法–卫星导航系统（如GPS、GLONASS等）3.飞行仿真与训练–飞行仿真器（如Flight Simulator、X-Plane等）–飞行训练大纲与教学方法六、发展趋势与展望1.人工智能与机器学习在民航飞行中的应用2.大数据与云计算在民航飞行领域的应用3.绿色航空与可持续发展知识点：__________习题及方法：一、数学模型概述习题习题1：定义一个数学模型，并说明其应用于民航飞行中的价值。
答案：定义：数学模型是用来描述现实世界中的某个特定系统的数学关系和规律的抽象表示。
在民航飞行中，数学模型可以用来预测飞机的飞行性能、优化航线规划、提高飞行安全性等。
第三章 飞行原理与飞行性能
在机翼上，压力最高的点也就是所谓的驻点，在驻点处是空气与前缘相 遇的地方。这点是空气相对于机翼的速度减小到零的点。
在一个迎角为零、完全对称的机翼上，从驻点开始，流经上下表面气 流速度是相同的，所以上下表面的压力变化也是完全相同的。
如果对称机翼相对来流旋转了一个迎角，驻点就会稍稍向前缘的下表 面移动，并且流经上下表面的空气流动情况改变了，流经上表面的空气被 迫多走了一段距离，在上下表面，空气仍然有一个从驻点加速离开的过程， 但是在下表面的最高速度要小于上表面的最高速度。
质量守恒定律：质量不会自生也不会自灭。 流体的质量流量：单位时间流过横截面面积S的流体质量。
q sv
3.流体连续方程
1s1v1 2s2v2 3s3v3 ...... const. 即： sv const.
当流体不可压缩时
即： const. 时：
有： sv const.
惯性向外 （离心力）
6.力的分解
一个水平飞行的动力模型受到许多施加在它每个部分的力的影响， 但是所有的这些力都可以按作用和反作用分成4个力
三、机动飞行中的空气动力
1.飞机的几何外形和参数
翼型及其参数
♦翼型： 机翼的横剖面形状。翼型最前端的一点叫“前缘”， 最后端一点叫“后缘”。 翼型前缘点与后缘点之间连线称为翼弦。
目前所使用的大多是自动式前缘缝翼。这种前缘缝翼用滑动机 构与基本机翼相连，依靠前缘空气动力的压力和吸力来自动控制其 闭合和打开。
4.飞机低速飞行的阻力
按阻力产生的原因，飞机低速飞行时的阻力一般可分为：
• 摩擦阻力 • 压差阻力 • 诱导阻力 • 干扰阻力
阻力的计算公式：
Q
C（x
1 2
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
航空飞行器飞行动力学
航空飞行器飞行动力学航空飞行器飞行动力学是研究飞行器在空气中运动的力学原理和规律的学科。
它涉及到飞行器的姿态稳定、操纵性能、飞行性能以及空气动力学等方面的内容。
本文将从航空飞行器的基本原理、力学模型、飞行动力学方程和相关应用等方面进行介绍。
一、航空飞行器的基本原理航空飞行器的基本原理是以牛顿运动定律为基础的。
根据牛顿第一定律，飞行器如果没有外力作用，将保持静止或匀速直线运动。
而根据牛顿第二定律，飞行器所受的合力等于质量乘以加速度，即F=ma。
根据牛顿第三定律，任何作用力都会有相等大小、方向相反的反作用力。
二、航空飞行器的力学模型航空飞行器的力学模型可以分为刚体模型和弹性模型。
刚体模型假设飞行器是一个刚体，不考虑其变形和挠曲；弹性模型考虑飞行器的变形和挠曲，可以更准确地描述飞行器的运动。
三、飞行动力学方程飞行动力学方程是描述飞行器运动的重要工具。
常用的飞行动力学方程包括牛顿定律、欧拉角运动方程、质心动力学方程等。
牛顿定律可以描述飞行器的平动运动，欧拉角运动方程可以描述飞行器的转动运动，质心动力学方程可以描述飞行器的整体运动。
四、航空飞行器的飞行性能航空飞行器的飞行性能包括速度性能、高度性能、加速性能等。
其中速度性能是指飞行器的最大速度、巡航速度和爬升速度等；高度性能是指飞行器的最大飞行高度、最大升限和最大下降高度等；加速性能是指飞行器的爬升率、加速度和制动性能等。
五、航空飞行器的操纵性能航空飞行器的操纵性能是指飞行器在各种操作条件下的控制性能。
它包括飞行器的稳定性、操纵性和敏感性等。
稳定性是指飞行器在受到扰动后能够自动恢复到平衡状态的能力；操纵性是指飞行器在操纵杆或操纵面的控制下实现各种机动动作的能力；敏感性是指飞行器对操纵输入的敏感程度。
六、航空飞行器的空气动力学航空飞行器的空气动力学是研究飞行器在空气中运动的力学学科。
它涉及到飞行器的升力、阻力、侧向力和滚转力等。
升力是飞行器在垂直方向上的支持力，阻力是飞行器在运动过程中受到的阻碍力，侧向力是飞行器在横向方向上的支持力，滚转力是飞行器的转动力。
第一章-6 飞行动力学-飞机的横侧运动+飞机方程
4.三种模态的简化处理(续)
2.荷兰滚模态的简化处理 初步近似认为滚转运动对荷兰滚模态没有影响，即认为偏航
和侧移运动不受滚转速率和滚转角的影响，得到：
全自由度方程解： 偏差较小：
3）螺旋模态的简化处理
螺旋模态在各运动参数中只占据很小的份额，而且运动参数 的变化慢，因此初步近似时，惯性项可以忽略，令方程中：
二、横侧向扰动运动与三种模态
纵向运动时的同一飞机，以M=0.9.高度h=11000m作定常平飞， 各参数及气动导数如下(对稳定轴系）:
由表中表 达式计算：
拉氏变换后得代数方程:
扰动运动 控制输入为0：a=r=0
特征多项式：
特征根：
扰动运动的解
一对共挽复根代表振荡运动模态 大负根代表滚转快速阻尼模态 小根(可正可负)代表缓慢螺旋运动的模态 飞机横侧扰动运动由此三种典型模态线性叠加而成
飞机：倾斜转弯(bank-to-turn)
2、导弹的控制
利用升力、侧力控制导弹飞行轨迹-产生加速度（过载） 水平舵面—，升力，法向过载，上下飞行 垂直舵面—，侧力，侧向过载，左右飞行 滚转:无a，同一平面舵面的差动偏转—滚转力矩
鸭式导弹 鸭翼，不受气流下洗的影响，改变气动特性
推力矢量控制 导弹舵面气动力小，靠推力改变方向控制
三种模态中，振荡模态的系数最大，说明这一模态在横侧 运动各参数中均有明显的表现。
与纵向短周期相同，航向静稳定性导数Cn起恢复作用， 消除侧滑角；侧力导数CY和航向阻尼力矩导数Cnr起阻尼
作用；
CY和Cnr在数值上很小，因此横侧向振荡模态的衰减很慢。
与纵向短周期模态不同的是:由于横滚静稳定性导数的存 在，伴随着侧滑角的正负振荡，飞机还产生了左右滚转的 运动。航向和滚转运动的耦合。
飞行动力学与控制大作业
飞行动力学与控制大作业报告院（系）航空科学与工程学院专业名称飞行器设计学号学生姓名目录一．飞机本体动态特性计算分析 (2)1.1飞机本体模型数据 (2)1.2模态分析 (2)1.3传递函数 (3)1.4升降舵阶跃输入响应 (3)1.5频率特性分析 (5)1.6短周期飞行品质分析 (6)二．改善飞行品质的控制器设计 (7)2.1SAS控制率设计 (7)2.1.1控制器参数选择 (8)2.1.2数值仿真验证 (12)2.2CAS控制率设计 (13)三．基于现代控制理论的飞行控制设计方法 (16)3.1特征结构配置问题描述 (16)3.1.1特征结构的可配置性 (16)3.1.2系统模型 (16)3.2系统的特征结构配置设计 (17)3.2.1设计过程 (17)3.2.2具体的设计数据 (17)3.2.3结果与分析 (18)四．附录 (20)一． 飞机本体动态特性计算分析1.1飞机本体模型数据本文选取F16飞机进行动态特性分析及控制器设计，飞机的纵向状态方程形式如下：.x =Ax +Bu y =Cx (1.1)状态变量为：[]Tu q αθ=x控制变量为：e δ=u基准状态选择为120,2000V m s H m ==的定直平飞。
选取状态向量()Tu q αθ=x ,控制量为升降舵偏角，则在此基准状态下线化全量方程所得到的矩阵数据如下：-0.0312 -1.1095 -9.8066 -0.5083-0.0013 -0.6543 0 0.9185 0 0 0 1.00000 -0.3828 0 -0.6901⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦Α (1.2)[]-0.0167-0.0014-0.0956T=B(1.3)[]1.000057.295857.295857.2958diag =C(1.4)1.2模态分析矩阵A 的特征值算出为：1,23,4-0.6778 + 0.5926i-0.0100 + 0.0769iλλ==对应的特征向量如下：0.9874 0.9874 -1.0000 -1.0000 0.1137 - 0.0053i 0.1137 + 0.0053i 0.0011 - 0.0000i 0.0011 + 0.0000i 0.0521 - 0.0629i 0.0521 + 0.0629i 0.002=V 1 + 0.0078i 0.0021 - 0.0078i 0.0019 + 0.0735i 0.0019 - 0.0735i -0.0006 + 0.0001i -0.0006 - 0.0001i ⎡⎤⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎢⎥⎣⎦由系统特征值可知，系统具有两对共轭复根，也即具有两种运动模态：长周期模态与短周期模态，其对应的模态频率及阻尼比如下：表一 飞机长短周期模态特征可以看出，在此飞行状态下，飞机纵向具有明显的长周期模态，但不具备明显的短周期的模态特征，模态频率过低，需要使用纵向增稳系统，改善阻尼比和自然频率。
飞行原理与性能
简单襟翼 分裂襟翼 开缝襟翼 后退襟翼 前缘襟翼 克鲁格襟翼 前缘缝翼
摩擦阻力
影响摩擦阻力的因素
空气的粘性 飞机表面的形状（主要是光滑程度） 同气流接触的飞机表面积的大小（浸润面积） 附面层中气流的流动情况
压差阻力
如果对称机翼相对来流旋转了一个迎角，驻点就会稍稍向前 缘的下表面移动，并且流经上下表面的空气流动情况改变了， 流经上表面的空气被迫多走了一段距离，在上下表面，空气 仍然有一个从驻点加速离开的过程，但是在下表面的最高速 度要小于上表面的最高速度。
失速
航空器---常用的增升装置
增升装置的主要种类
操纵性
俯仰操纵
方向操纵
滚转操纵
无人机的发射方式
1.起落架滑跑起飞 2.手抛发射 3.零长发射 4.滑轨式发射 5.发射车上发射 6.母机空中发射 7.容器式发射 8.垂直起飞发射
无人机的回收方式
1. 起落架滑轮着陆 2. 降落伞回收 3. 拦截网回收 4. 气囊回收 5. 气垫着陆 6. 空中回收 7. 垂直着陆
静态平衡：直立在地面， 没有相对运动
动态平衡：以恒定速率 移动的车辆，没有加速， 也没有减速
动态平衡：直线水平 飞行的飞机，没有加 速，没有减速，也没 有转弯
动态平衡：以恒定的速度爬 升、俯冲或滑行的飞机
平衡是事物一种非常普遍的状态，不稳定运动状 态与稳定运动或者静止状态的情况不同之处就是 多了加速度。
加速度，质量和力
牛顿第二运动定律表明，要获得给定加速度所施加的力的 大小取决于无人飞机的质量。
一个具有很大质量的物体需要用更大的力去打破它的平衡 才能达到给定的加速度，而小质量的物体所需的力则小。
飞行器动力学分析
飞行器动力学分析随着科技的不断发展，飞行器越来越成为人们日常生活中不可缺少的一部分，而飞行器设计的关键在于其动力系统。
飞行器动力学是一门研究气体动力学与航空动力学相结合的学科，它对于飞行器的设计、研究和优化有着至关重要的作用。
因此，本文将从四个方面对飞行器动力学进行分析。
1.基础理论飞行器动力学的核心是研究飞行器的运动规律和动力学原理。
其中，欧拉方程和伯努利方程是飞行器动力学研究的重要理论基础。
欧拉方程描述了流体运动的动力学，对于分析飞行器在不同气流中的运动、阻力和升力等起着重要作用；而伯努利方程则描述了流体在不同速度、高度和密度条件下的能量变化规律，为研究飞行器气动力学性能提供了理论支撑。
此外，飞行器动力学还涉及到机体的重心、惯性矩、旋转和姿态变化等问题。
在这些问题上，牛顿第二定律和角动量守恒定律是解决飞行器运动学和动力学问题的重要手段。
2.气动力学分析飞行器的气动性能是其动力学特性的核心，包括飞行器受到的阻力和升力等气动力学基本特性。
通过对飞行器气动力学特性的分析，可以对其设计和优化进行针对性改进。
在气流作用下，飞行器所受到的阻力主要有压力阻力、粘性阻力和组合阻力等。
其中，压力阻力与飞行器的形状密切相关，对于设计新型飞行器的气动外形、减少阻力，提高机动性能有很大的作用；粘性阻力则是飞行器表面气体层与与飞行器表面的摩擦而产生的阻力，针对它的优化主要涉及涂层技术和表面粗糙度减小技术等；组合阻力则是指阻力中包含的其他阻力，包括离心力、升力、重力等。
与阻力相对应的是升力，它是实现飞行器飞行的主要动力。
飞行器飞行时，通过改变机翼的攻角和机身的姿态，可以改变升力的大小和方向，从而对飞行器的高度、速度和稳定性等产生影响。
对于飞行器升力的气动性能分析，可以通过模拟试验、计算模型和计算机模拟等方法得到。
3.动力系统分析动力系统是飞行器动力学的核心，它直接决定了飞行器的速度、升力和机动性能等。
根据不同类型的飞行器，可以采用不同类型的动力系统。
飞机动力学模型公式
飞机动力学模型公式飞机动力学模型是研究飞机运动和飞行性能的重要工具。
它基于物理原理和数学模型，描述了飞机在不同飞行阶段的运动规律和动力特性。
本文将从人类视角出发，以生动的语言描述飞机动力学模型，使读者能够感受到仿佛亲身体验飞行的情感。
我们来了解飞机的基本构造。
飞机通常由机翼、机身、机尾和发动机组成。
机翼是飞机最重要的部件之一，它提供了升力，使飞机能够离开地面并在空中飞行。
机身是飞机的主要结构部分，承载着乘客和货物以及各种系统和设备。
机尾包括水平尾翼和垂直尾翼，用于保持飞机的稳定性和操纵性。
接下来，让我们来了解飞机的基本飞行原理。
飞机的升力是通过机翼产生的。
当飞机在空中飞行时，机翼上方的气压较低，下方的气压较高，由此产生了升力。
升力的大小取决于机翼的形状、面积以及飞机的速度和飞行姿态。
除了升力，飞机还需要产生推力才能前进。
推力主要由发动机提供，它通过喷射高速气流或推进螺旋桨来推动飞机向前运动。
推力的大小取决于发动机的性能和工作状态。
在飞行过程中，飞机还需要克服阻力。
阻力是飞机运动过程中受到的空气阻碍力，它包括气动阻力、重力和滑行阻力等。
飞机需要消耗能量来克服阻力，保持飞行的速度和高度。
为了控制飞机的运动，飞行员需要操纵飞机的姿态和舵面。
飞机的姿态包括俯仰、滚转和偏航，分别控制飞机的上下、左右和旋转运动。
舵面则是飞机上的可移动部件，通过改变其位置来改变飞机的姿态和方向。
飞机动力学模型以上述原理为基础，通过建立数学方程和模拟算法，描述了飞机的运动和性能。
它可以预测飞机在不同环境条件下的飞行特性，如起飞距离、爬升率、巡航速度和降落过程等。
飞机动力学模型在飞机设计、飞行控制和飞行仿真等领域具有重要应用价值。
飞机动力学模型是研究飞机运动和飞行性能的重要工具，它基于物理原理和数学模型，描述了飞机在不同飞行阶段的运动规律和动力特性。
通过模拟和预测飞机的运动和性能，飞机动力学模型在飞机设计和飞行控制中发挥着重要作用。
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1. 引言1.1 背景介绍飞机起飞性能计算模型及其应用分析是飞行器设计和运行的重要研究领域。
随着航空业的迅速发展，飞机起飞性能的准确计算和分析对于确保飞行安全和提高飞行效率至关重要。
背景介绍部分将从飞机起飞着陆性能计算模型的发展历程、研究热点和应用领域等方面进行介绍。
随着航空技术的不断进步，飞机起飞性能计算模型逐渐变得复杂和精细化。
历史上，人们主要依靠经验公式和实验数据来计算飞机的起飞性能，然而这种方法往往存在一定的误差和局限性。
随着计算机技术和数值模拟方法的发展，飞机起飞性能计算模型得以更精确地建立和应用。
在当今航空产业中，飞机起飞性能计算模型已经成为飞行器设计、测试和运营的重要工具。
准确计算飞机的起飞性能可以帮助设计师优化飞机结构和性能，提高飞行效率和节约燃料。
飞机的起1.2 研究意义飞机起飞着陆性能计算模型及其应用分析在航空领域具有重要的研究意义。
在飞机设计和运行过程中，准确计算飞机的起飞和着陆性能参数是保障飞行安全的基础。
起飞和着陆是飞机飞行过程中最危险的阶段，而性能计算模型可以帮助飞行员提前预判飞机在不同条件下的性能表现，从而有效降低飞行风险。
飞机起飞和着陆的性能计算模型也对飞机制造商和航空公司具有重要意义。
通过对飞机性能的准确计算和分析，可以帮助制造商设计出更安全、更高效的飞机，提高飞机的性能和竞争力。
对于航空公司来说，准确的性能计算可以帮助他们优化飞机运行计划，提高飞行效率，节省燃料成本，增加经济效益。
飞机起飞着陆性能计算模型及其应用分析对于提高飞行安全、优化飞机设计、改善航空运营具有重要意义。
通过深入研究该领域，可以不断完善性能计算模型，提高飞机性能和安全性，推动航空领域的发展和进步。
1.3 研究目的研究目的是为了深入探讨飞机起飞着陆性能计算模型及其应用在实际飞行中的重要性和价值。
通过研究飞机的起降性能，可以帮助航空公司和飞行员更准确地评估飞机在不同环境和条件下的起飞着陆性能，从而提高飞行安全性和效率。
飞机飞行动力学
飞机飞行动力学飞机飞行动力学飞机是一种飞行器，它的机身由机翼、机身、发动机、尾翼等部分组成。
飞机飞行动力学是研究飞机的飞行原理和飞行的力学性能的科学。
它主要包括飞行车的基本运动、气动力学、稳定性、控制性、安全性和飞行性能等方面的内容。
一、飞机飞行的基本运动飞机的飞行可以分为三种基本运动：滚转、俯仰和偏航。
滚转是飞机绕着纵轴旋转，俯仰是飞机绕着横轴旋转，偏航是飞机绕着垂轴旋转。
这三种基本运动是飞机飞行的基础。
二、飞机气动力学飞机在飞行中会受到各种各样的气动力学作用，如风阻、升力、阻力、推力、重力等。
飞机运动状态完全受气动力学效应的影响，需要在飞行中保持稳定的气动性能来保证飞机的安全和效率。
1.升力和阻力当飞机在空气中飞行时，它可以获得升力和阻力。
升力来自于机翼的气动力学效应，当机翼在空气中移动时，会产生一个向上的力，这个力就是升力。
而阻力是机翼对空气的阻力，飞机在空气中飞行时，必须克服阻力才能前进。
升力和阻力的大小与速度、空气密度、机翼面积等因素有关，它们是影响飞机飞行的重要因素。
2.推力和重力另外，飞机还有推力和重力。
推力是发动机产生的向前的力，是飞机前进的动力来源。
重力是地球对飞机产生的吸引力，是飞机受力的来源。
飞机的飞行速度和高度都受重力的影响，飞机必须通过控制升力和推力的大小来维持飞行高度和速度，保持平衡状态。
三、飞机稳定性和控制性稳定性是指飞机在飞行中能够保持平衡的能力。
控制性是指飞机在飞行中能够按照飞行员的指令进行动作。
1.纵向稳定性和控制性纵向稳定性和控制性主要涉及飞机的俯仰运动。
它是指飞机能够在纵向方向上保持平衡的能力，并且能够按飞行员的指令执行俯仰角变化。
俯仰角是飞机机身和地平线之间的夹角。
飞机在起飞、加速和爬升等阶段，需要调整俯仰角来维持稳定的飞行状态，并且在降落和着陆时也需要用到俯仰角控制飞机的姿态。
2.横向稳定性和控制性横向稳定性和控制性主要涉及飞机的滚转和偏航运动。
它是指飞机能够在横向方向上保持平衡的能力，并且能够按照飞行员的指令执行滚转和偏航角变化。
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。
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——飞机飞行性能计算
?
几种战斗机性能表
Su-27
正常起飞重量(kg) 最大起飞重量(kg) 实用升限(m) 最大平飞M数 最大使用过载 起飞滑跑距离(m) 着陆滑跑距离(m) 对空作战半径(km) 转场航程(km) 23000 33000 18000 2.35 9 450 620 1500 3680 (机内油)
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
飞行力学的研究内容／分支
内容 飞行性能 研究问题 数学模型
飞机在外力作用下质心的运动规律， 质点（三自由度） 飞机的极限飞行能力 外界扰动或操纵下的飞机的运动特性， 刚体（六自由度） 飞机保持和改变飞行状态的能力 结构弹性平衡和飞机结构在极短时间 内的反应特性，如结构发散、颤振 弹性体
操纵性 稳定性 气动弹性
a
1.35 1.85 1.4
0.0 0 10 20 30 40 50
F-16
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
• 阻力按照与升力是否相关可分为
– 升致阻力（诱导阻力、升致波阻） – 零升阻力（摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、零升波阻）
Y
Ys V
偏航角
航向角 飞行速度
Q
受力分析及角度定义(三)
Y
Y
升力 侧力 重力 滚转角
Z G
Z
G
重力G
• 重力大小：G=m g
– m 飞机质量
• 飞机质量随燃油消耗／外挂投放等变化 • 性能计算过程中，飞机质量通常取常值
– g
重力加速度
• 重力加速度与地理位置／飞行高度相关，但变化很小 • 通常取9.81
Kmax
8 6 4 2 0
M
高空长航时
现代飞机上常用的发动机
涡喷 涡扇
发动机（涡喷／涡扇）
推力 油耗
油门－转速
飞行速度
飞行高度
推力—转速
40 35
30
25
20
发动机的几种工作状态 • 加力 • 最大 • 额定 • 巡航 • 慢车
P / kN
15
10
5
0 40 50 60 70 80 90 100
2.0
Cy
Cymax 最大升力系数 alj Cysx Cyyx Cydd 失速升力系数 asx 最大允许使 用升力系数 ayx
临界迎角 失速迎角
Cymax Cysx Cyyx
1.5
Cydd
1.0
抖动升力系数 add
常见飞机的Cymax
Mig-21/J-7 1.16 (Cydd=0.65)
0.5
Mig-29 Su-27
• 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 j fd V J q a 水平线
P
Y
发动机推力
升力
Y
Q
G
阻力
重力
jfd
飞行动力学／Flight Dynamics
• 按力学基本原理结合具体对象（飞机）来分析、研究 其在有控制或无控制情况下的运动特性。
• 飞行动力学是一门综合性的应用力学。
• 目的是为了评估飞机的使用（作战）性能、飞行的安 全性、及驾驶员实现预定性能的难易程度。例如：
– 满足安全飞行的需求 – 满足预定的战术技术指标（高度、速度、航程、载荷……）
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
0.5
1.0
1.5
2.0
M
耗油率—高度
qNh
H
11km
耗油率—转速
qNh
n
巡航转速
转速特性曲线
qNh
n=80%
90% 95% 1.5 1.0 0.5 M=0.1 100%
P
典型发动机特性
起飞推力 kN
巡航耗油率 kg/(kgh)
推重比
飞机
F100-PW-229 F119-PW-200
129.4 155.7
Y Cy qS
Cy为升力系数，取决于飞机的气动布局（翼型、机翼平面形状、 襟翼偏角、平尾偏角等）及飞行状态（高度、M数、迎角等）， 在小迎角范围内：
Cy Ca (a a0 ) Cjj y y
其中Cjy为平尾偏转引起的升力系数变化，j为平尾偏角，通常 Cjy j这一项的值比较小，可以忽略 Cay称为升力线斜率
常见飞机的参考面积 Mig-21/J-7 23
Mig-29 Su-27
F-14 F-15 F-16 F-18 B-2
38 62
52.5/62.3 56.5 27.9 37.2 465
• 其中q为动压
1 q rV 2 2
• 其中S为机翼参考面积
升力特性
升力方向：飞机对称面内垂直于飞行速度方向
升力大小：
0.647 0.61
7.7 10
F-16C/D F-15E F-22
AL-31F
WS-9 WP13AII
122.58
91.26 63.45
0.779
0.679 0.88
8.17
5.05 5.28
Su-27
FBC-1 J-8II
关键词
• • • • • 飞行动力学 飞行性能 标准大气 涡喷／涡扇发动机 极曲线 Flight Dynamics Flight Performance Standard Atmosphere Turbojet/Turbofan Engine Polar
n/%
推力—速度
某飞机在11km高空的 kN
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、 密度不同，因而推力不同。 H>11km时，温度不变，推 力与密度有如下关系：
P r P r11 11
14
• 重力方向：铅垂向下
热层／电离层
大气结构
中间层
同温层／平流层
对流层
标准大气
海平面大气参数： H=0m T = 288.15 K p = 101325 Nm-2 r = 1.225 kgm-3 g = 9.80665 ms-2
气动力：Y/Q/Z
• 气动力可以分解为Y/Q/Z三个力
Y C y qS Q C x qS Z Cz qS
F-15C
20212 30845 18300 2.5 7.33 274 1067 1270 4631
(不用 减速伞)
Mig-29
15240 18500 17000 2.3 9 250 600 1200 2900
F-18C
15740 25402 15240 1.8 7.5 427 670 740 3706
可用推力曲线
15
10
Pky / kN
5
H=0km H=3km H=5km H=8km H=11km
0 0.0 0.5 1.0 1.5 2.0 2.5
M
可用推力曲线
10
8
H=0km H=3km H=5km H=8km H=11km
Pky / kN
6
4
2
0 0.0 0.5 1.0 1.5 2.0
M
耗油率
升力曲线
Cy
2.0
1.5
a0
1.0
0.5
0.0 -10 -0.5 0 10 20 30
某第二代战斗机 采用对称翼型 a0=0 a
40 50
M数对升力曲线的影响
2.0
1.5
M=0.0 M=0.8 M=1.0 M=1.2 M=1.7
Cy
1.0
0.5
0.0 0 5 10 15 20 25
a
大迎角区的升力特性
耗油率qNh：发动机产生每牛顿推力在每小时内消耗的燃油质量
0.3
qNh / kgN h
-1 -1
0.2
0.1
0.0
0.5
1.0
1.5
2.0
M
小时耗油率
小时耗油率qh：飞机每小时消耗的燃油质量 qh qNh P i
35000 30000 25000
qh / kgh
-1
20000 15000 10000 5000 0 0.0
阻力特性
阻力系数和升力系数的关系Cy-Cx曲线称为升阻极曲线， 这条曲线通常可以写成抛物线的形式：
2 Cx Cx0 Cxi Cx0 ACy