飞行器性能计算.
飞行器的隐身性能计算汇总
飞行器的雷达隐身性能计算飞行器的雷达隐身性能计算 (1)1. 等效地球假设 (3)2. 飞行器雷达隐身性能计算方法的提出 (4)3. 雷达方程的简化 (4)4. 方向图传播因子的计算 (6)5. 大气损耗的计算 (7)6. 发现概率的计算 (7)7. 累积发现概率计算 (10)8. 某部雷达系统特征常数计算算例 (10)9. 算例与分析 (11)9.1发现概率曲线分析 (11)2.2暴露距离和预警时间分析 (13)2.3由预警时间要求确定的RCS指标取值 (14)10. 其他干扰条件下隐身性能计算 (15)11. 暴露距离的计算 (19)11.1 隐身性能的计算 (20)11.2暴露距离 (20)11.3 纵向逼近距离 (20)11.4 隐身穿越的最小横距 (20)11.5 尾向暴露距离 (21)11.6 可探测范围图 (21)雷达是现代军事防御武器系统应用得最广、数量最大的设备之一。
雷达按功能分为用于远程预警的警戒雷达，用于高炮和导弹控制的炮瞄雷达和火控雷达，用于飞机导航的引导雷达等；按工作体制分为脉冲雷达、连续波雷达、脉冲多普勒雷达、MTI/MTD雷达；其常用波段有L、S、C、X、Ku等，波长从dm到mm。
由于雷达的种类多种多样，它们对飞行器的探测方法和探测性能也各不相同。
本章的研究范围仅限于飞行器对地面脉冲雷达的隐身性能计算。
隐身性能对于现代军用飞机特别是战斗机来说具有十分重要的意义。
从形式上来说，隐身是美国研制的第四代战斗机的四大特征之一。
从实质上说，对于目前军用飞机所面临的越来越危险的作战环境，隐身是降低其作战损失、提高生存率的重要手段。
国内对于飞行器隐身技术的研究已有二十多年的历史，已经发展了大量的实用技术，总结了许许多多的隐身设计方法，得到了多种RCS分析软件。
但目前国内对于飞行器的雷达散射截面与隐身性能的关系尚没有进行深入的研究，这就造成了常常采用雷达散射截面RCS作为隐身性能的评价指标，RCS高，则隐身性能差。
多旋翼飞行器设计与控制 第四讲 多旋翼动力系统建模和性能估算
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33
资源
(1) 课程中心 (课件、资料、作业等)
(2) 可靠飞行控制研究组主页(课件等)
/resources/
(3) 关注可靠飞行控制研 (4)加入课程官方交流
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1.总体描述
求解悬停时间的总体思路
• 螺旋桨模型： 拉力和转矩
• 电机模型 • 电调模型 • 电池模型
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6
2.动力系统模型
螺旋桨模型
叶素理论：该理论将螺旋桨叶片沿径向分为有限个微小
片段，如图所示，每一个微小片段均被等效成一个小型
Байду номын сангаас
固定翼叶片，来推导其升力大小，即计算每一个叶素上
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N 60
T
Dp4CT
单个
螺旋 桨拉
T
力 螺旋
G nr
桨个数
飞机重量
N 60
G
nr Dp4CT
转速（RPM）
10
2.动力系统模型
螺旋桨模型
（3）转矩模型
螺旋桨 转矩 转矩系数
M
CM
N 60
2
Dp5
N 60
G
nr Dp4CT
M
CM
G nrCT
Dp
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离达到最远时的飞行时间）。
飞行器前飞速的
• 阻力跟拉力的关系
• 阻力跟速度的关系
飞行器 俯仰角
飞行器 前飞速度
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3.性能计算
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
飞行器气动性能的计算方法研究
飞行器气动性能的计算方法研究随着航空技术的快速发展，飞行器的气动性能计算方法也越来越成熟。
气动性能是指飞行器在空气中飞行时受到的气动力和气动力矩的大小和方向，它是整个飞行器设计和性能验证的关键。
本文将基于国内外的研究成果，综述目前常见的飞行器气动性能计算方法。
一、飞行器气动性能计算方法为了研究飞行器的气动性能，研究者们发展出了一系列计算方法，主要包括解析解法、数值解法和实验方法。
1. 解析解法解析解法是指通过数学公式推导出飞行器的气动性能，在计算过程中可以快速得到结果。
这种方法能够描述飞行器的气动力和气动力矩分布情况，对于设计初期的初步估算和量化分析非常有用。
但是，它只适用于形状简单的几何体和气动流场简单的情况。
2. 数值解法数值解法是利用数值计算技术，通过离散化求解飞行器与周围气流相互作用的流场方程，从而得到飞行器的气动力和气动力矩。
数值解法具有高精度、适用范围广等优点，但是计算量较大，需要高性能计算机进行运算。
3. 实验方法实验方法是指通过实验手段测量得到飞行器的气动性能。
这种方法可以得到准确可靠的实验数据，对于验证气动性能计算方法和分析特殊情况非常有用。
但是，实验方法受环境条件和实验设备的影响较大，成本较高。
二、气动性能计算方法应用气动性能计算方法在飞行器设计中具有十分重要的应用，主要体现在以下几个方面：1. 飞行器飞行性能预测在飞行器设计初期，通过数值解法或解析解法对飞行器气动力学进行计算，可以快速预测飞行器飞行性能，并且为设计提供参考。
2. 飞行器气动布局优化通过数值解法或实验方法，可以对飞行器进行详细的气动布局优化，从而避免在飞行器试飞阶段出现意外情况，减少试飞时间，提高设计效率和成功率。
3. 飞行器安全验证在飞行器设计完成后，通过数值解法和实验方法对其气动性能进行测试和验证，可以保证飞行器设计的合理性和安全性。
三、结论本文综述了目前常见的飞行器气动性能计算方法，包括解析解法、数值解法和实验方法。
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。
飞行器气动性能模拟计算的新方法提出和实例验证
飞行器气动性能模拟计算的新方法提出和实例验证近年来，随着飞行器设计和工程技术的发展，对飞行器气动性能进行准确的模拟计算变得越来越重要。
传统的飞行器气动性能模拟计算方法在一定程度上存在着计算精度较低、计算速度较慢等问题。
为此，本文将提出一种新的飞行器气动性能模拟计算方法，并通过实例验证其可行性和有效性。
首先，我们将介绍飞行器气动性能模拟计算的基本原理和方法。
飞行器的气动性能主要涉及空气动力学、流体力学和结构力学等多个学科知识。
传统的计算方法通常将飞行器模型划分为网格，通过求解流体力学方程来计算飞行器在空气中的运动和受力情况。
然而，这种方法存在网格划分不准确、计算精度较低等问题。
为了解决上述问题，我们提出了一种基于深度学习的飞行器气动性能模拟计算方法。
该方法利用深度学习技术对飞行器气动性能进行预测和模拟，无需进行繁琐的网格划分和复杂的流体力学方程求解。
具体而言，我们建立了一个深度神经网络模型，该模型通过输入飞行器的几何形状和运动信息，输出飞行器在不同工况下的气动性能参数。
为了验证我们提出的方法的准确性和有效性，我们选择了一架常见的民用飞机作为研究对象。
我们收集了该飞机的几何形状和运动数据，并将其划分为训练集和测试集。
然后，我们利用训练集数据对深度神经网络模型进行训练，调节模型参数，优化模型结构。
最后，我们使用测试集数据对模型进行验证，并与传统的飞行器气动性能模拟计算方法进行对比。
实验结果显示，我们提出的基于深度学习的飞行器气动性能模拟计算方法具有较高的计算精度和较快的计算速度。
与传统的计算方法相比，我们的方法在计算结果的准确性上有显著的提升，并且能够更快地得到计算结果。
这是因为深度学习技术能够利用大量的训练数据进行模型训练，并通过学习和迭代，提高模型的性能。
另外，我们还发现，在不同的工况下，飞行器的气动性能参数存在较大的差异。
通过分析实验数据，我们可以得到不同工况下飞行器的最优设计参数，以实现更好的气动性能。
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
关于飞行器速度和发动机螺旋桨配套的选择以及定性分析---前进比
一、工作原理可以把螺旋桨看成是一个一面旋转一面前进的机翼进行讨论。
流经桨叶各剖面的气流由沿旋转轴方向的前进速度和旋转产生的切线速度合成。
在螺旋桨半径r1和r2(r1＜r2)两处各取极小一段，讨论桨叶上的气流情况。
V—轴向速度；n—螺旋桨转速；φ—气流角，即气流与螺旋桨旋转平面夹角；α—桨叶剖面迎角；β—桨叶角，即桨叶剖面弦线与旋转平面夹角。
显而易见β＝α+φ。
空气流过桨叶各小段时产生气动力，阻力ΔD和升力ΔL，见图1—1—19，合成后总空气动力为ΔR。
ΔR沿飞行方向的分力为拉力ΔT，与旋螺桨旋转方向相反的力ΔP阻止螺旋桨转动。
将整个桨叶上各小段的拉力和阻止旋转的力相加，形成该螺旋桨的拉力和阻止螺旋桨转动的力矩。
从以上两图还可以看到。
必须使螺旋桨各剖面在升阻比较大的迎角工作，才能获得较大的拉力，较小的阻力矩，也就是效率较高。
螺旋桨工作时。
轴向速度不随半径变化，而切线速度随半径变化。
因此在接近桨尖，半径较大处气流角较小，对应桨叶角也应较小。
而在接近桨根，半径较小处气流角较大，对应桨叶角也应较大。
螺旋桨的桨叶角从桨尖到桨根应按一定规律逐渐加大。
所以说螺旋桨是一个扭转了的机翼更为确切。
从图中还可以看到，气流角实际上反映前进速度和切线速度的比值。
对某个螺旋桨的某个剖面，剖面迎角随该比值变化而变化。
迎角变化，拉力和阻力矩也随之变化。
用进矩比“J”反映桨尖处气流角，J＝V／nD。
式中D—螺旋桨直径。
理论和试验证明：螺旋桨的拉力(T)，克服螺旋桨阻力矩所需的功率(P)和效率(η)可用下列公式计算：T=Ctρn2D4P=Cpρn3D5η=J·Ct/Cp式中：Ct—拉力系数；Cp—功率系数；ρ—空气密度；n—螺旋桨转速；D—螺旋桨直径。
其中Ct和Cp取决于螺旋桨的几何参数，对每个螺旋桨其值随J变化。
图1—1—21称为螺旋桨的特性曲线，它可通过理论计算或试验获得。
特性曲线给出该螺旋桨拉力系数、功率系数和效率随前进比变化关系。
亚音速飞行器进气道内通道设计及性能计算
亚音速飞行器进气道内通道设计及性能计算摘要：本文旨在研究亚音速飞行器进气道内通道的设计及性能计算，该设计将有助于提高飞行器的全局性能。
为此，本文将采取一系列理论方法和实验测量来分析亚音速飞行器进气道内通道的性能，包括气动、热学和声学特性。
最后，本文将总结本研究的结果并提出未来研究的建议。
关键词：亚音速飞行器，进气道，性能计算，气动，热学，声学正文：亚音速飞行器是当今航空技术发展中的重要组成部分，因此，对亚音速飞行器的性能进行有效的分析是至关重要的。
考虑到此，本文的目的在于研究亚音速飞行器进气道内通道的设计及性能计算。
为此，本文将采用定性/定量方法研究亚音速飞行器进气道内通道的气动、热学和声学特性。
首先，介绍了本研究采用的理论方法和实验测量方法；其次，介绍了研究结果，并就结果进行了相关分析；最后，提出了未来研究的建议。
研究结果表明，本文提出的进气道内通道设计及性能计算方法可有效地提高亚音速飞行器的性能，为未来的研究提供参考和指导意义。
应用这些方法的最终目的是改善亚音速飞行器的性能。
首先，进气道内通道的设计可以改善飞行器的整体气动性能，使其在低速飞行中拥有更好的操纵性能，减少进气道内通道阻力，从而获得更高的飞行效率。
此外，进气道内通道的性能计算也可以帮助优化进气道的热学性能，从而改善飞行器的燃料效率，同时有效降低噪声水平。
此外，该设计还可以提升飞行安全性，为飞行器提供更安全可靠的飞行环境。
因此，通过改进飞行器进气道内通道设计及性能计算，可以实现更有效的飞行性能，从而提高飞行器的整体性能。
由于进气道内通道设计和性能计算能够有效改善飞行器的性能，因此许多研究者都在研究如何利用这一新技术来提高飞行器的性能。
同时，这一新技术的改进可以有效减少飞行器耗油量，从而改善飞行器的燃料效率，同时降低飞行器的污染，使飞行更加安全可靠。
为了实现这一目标，研究者们正在研究有效改善飞行器进气道内通道设计及性能计算的方法。
其中，有些方法主要集中在优化进气道内通道内部结构以改善气动性能，如采用多种自适应网格或流线曲面形状来减小阻力；此外，研究者也研究了纵向和横向结构相互作用耦合的综合性能，包括声学特性。
飞行品质计算 matlab
飞行品质计算 matlab一、概述飞行品质是指航空器在飞行中的性能表现，包括稳定性、操纵性、性能等方面。
在飞行器设计和飞行控制系统设计中，飞行品质计算是一个非常重要的环节。
Matlab作为一种强大的计算工具，可以对航空器的飞行品质进行精确的计算和分析。
二、飞行品质计算的基本概念1. 飞行品质指标飞行品质指标是对飞行器在飞行过程中性能的评价指标，常用的飞行品质指标包括方向稳定性、纵向稳定性、横侧稳定性、操纵品质等。
这些指标通常由飞行动力学和控制理论中的参数来描述。
2. 飞行品质计算的方法飞行品质计算的方法主要包括理论计算、仿真计算和实验测量。
在Matlab中，可以通过建立飞行动力学模型和控制系统模型，利用仿真技术进行飞行品质的计算和分析。
三、飞行品质计算的Matlab工具1. 飞行动力学模型的建立在Matlab中，可以利用飞行动力学方程和控制系统方程建立飞行器的动力学模型。
这些方程可以描述飞行器在飞行过程中的运动状态和控制过程，通过仿真计算可以得到飞行器的稳定性和操纵性等性能指标。
2. 飞行品质指标的计算利用Matlab可以对飞行动力学模型进行仿真计算，得到飞行品质指标。
通过对系统的响应进行分析，可以得到飞行器的方向稳定性、纵向稳定性、横侧稳定性和操纵品质等指标。
3. 飞行器控制系统设计飞行品质计算还可以用于飞行器的控制系统设计。
利用Matlab可以对飞行器的控制系统进行仿真分析，得到系统的稳定性和性能指标，为控制系统的设计提供参考。
四、飞行品质计算的实际应用1. 飞行器设计优化利用Matlab进行飞行品质计算，可以对飞行器的设计进行优化。
通过分析不同设计参数对飞行品质指标的影响，可以得到最优的设计方案。
2. 飞行器控制系统设计在飞行控制系统设计中，飞行品质计算可以用于系统的性能分析和参数优化。
通过仿真计算得到系统的性能指标，为控制系统的设计提供参考依据。
3. 飞行器飞行参数预测利用Matlab进行飞行品质计算，可以对飞行器在不同飞行条件下的性能进行预测。
高超声速计算格式
高超声速计算格式
高超声速计算格式是指用于计算高超声速飞行器飞行过程中各种物理量的数学公式和计算方法。
这些物理量包括速度、温度、压力、密度、粘性系数、热传导系数等。
高超声速计算格式通常基于流体力学、热力学和化学动力学等学科的理论基础，结合实验数据和计算机模拟技术，以求得高超声速飞行器在不同飞行状态下的性能和特性。
高超声速计算格式的具体形式和内容因应用领域和研究目的而异。
例如，针对高超声速飞行器的气动热力学计算，可以采用Navier-Stokes方程、热传导方程、化学反应方程等基本方程，结合网格生成、数值离散化、迭代求解等计算方法，求解出流场、温度场、化学反应场等物理量的分布和变化规律。
而针对高超声速发动机的燃烧过程计算，则需要考虑燃料和氧化剂的化学反应、燃烧产物的传输和扩散、燃烧室内的流动和传热等多个方面的因素，以求得发动机的燃烧效率和推力性能。
高超声速计算格式的发展和应用，对于高超声速技术的研究和应用具有重要意义。
它可以为高超声速飞行器的设计、制造和测试提供理论支持和技术保障，也可以为高超声速交通、军事和航天等领域的发展提供重要的科学依据和技术手段。
4飞机性能估算
4.2 飞机性能估算
将各种速度下的升限画在飞行包线图上， 就可得到飞行包线的上边界。
29
4.2 飞机性能估算
机动性能计算
飞机的机动性能是指飞机在一定时间内改 变其高度、速度和飞行方向的能力，是反 映飞机作战能力的重要性能。 飞机的机动性能包括：爬升性能、水平加 （减）速、盘旋和特技性能等。 为了便于对比，常把50%机内燃油的飞机 重量作为计算重量。
4
4.1 重心定位与调整
各部件重心位置估算（续） 机身 • 喷气运输机：
– 发动机安装在机翼上： 0.42 ~ 0.45机身长 – 发动机安装在机身后部：0.47 ~ 0.50机身长
• 战斗机：
– 发动机安装在机身内： 0.45机身长
• 螺浆单发
– 拉力式: – 推进式: 0.32 ~ 0.35机身长 0.45 ~ 0.48机身长
12
4.2 飞机性能估算
1.右边界最大速度限制 最大速度限制通常取下列速度的最小值： （1）发动机推力最大时可达到的最大平飞速度； （2）结构强度所能承受的最大动压载荷所对应的 速度； （3）由抖振或颤振特性限制的最大速度； （4）由飞机安定性、操纵性下降所限制的最大速 度； （5）由气动加热限制的最大速度。
各部件重心位置估算* 机翼
平直翼
后掠或三角翼
*这部分数据取自南京航空航空大学《飞机总体设计》课件、 《民用喷气飞机设计》及P.7所列之表，而不同的参考资料中的数 据会有一定的差异
3
4.1 重心定位与调整
各部件重心位置估算（续） 平尾／鸭翼／垂尾: 40%MAC * 注意三种翼面包含范围的不同取法
xzx xzx xA bA 100%
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。
空运飞行员如何进行飞行中的飞行器性能计算
空运飞行员如何进行飞行中的飞行器性能计算在航空领域中，飞行器的性能计算对空运飞行员来说是至关重要的。
准确计算飞机的性能参数可以帮助飞行员进行飞行任务的规划和执行。
本文将介绍空运飞行员如何进行飞行中的飞行器性能计算的方法和步骤。
一、飞行器性能参数的重要性飞行器的性能参数是指能够反映飞机在空中飞行过程中的性能特点和性能指标。
掌握飞行器性能参数能够帮助飞行员评估飞机的动力性能、机动性能、燃油消耗率等重要指标，从而更好地进行飞行计划和飞行决策。
二、飞行器性能计算的基本步骤1. 收集初始数据在进行飞行器性能计算之前，首先需要收集并记录一些初始数据，包括飞机的重量、气温、高度等。
这些数据将被用于后续的计算和分析。
2. 计算动力性能动力性能是指飞机在不同工况下的速度、爬升率、加速度等指标。
通过计算推力、气动阻力、重力等力的平衡关系，可以得出飞机的动力性能参数。
例如，可以计算飞机在不同速度下的爬升率和加速度。
3. 计算机动性能机动性能是指飞机在不同机动动作（如转弯、翻滚等）中的性能表现。
飞行员可以通过计算飞机的转弯半径、过载系数等参数来评估飞机的机动性能。
这些参数对飞行员在执行特殊任务或应对紧急情况时非常重要。
4. 计算燃油消耗率燃油消耗率是指飞机在飞行过程中消耗的燃油量。
飞行员可以通过计算飞机的燃油消耗率来评估飞机在特定任务中所需的燃油量，并进行燃油规划。
这对飞行员在长途飞行和航空器运营中具有重要意义。
5. 数据记录和分析完成以上计算后，飞行员应当将计算结果记录下来，并进行详细的数据分析。
通过对飞行器性能参数的分析，飞行员可以了解飞机在不同条件下的性能表现，为后续飞行任务提供重要参考。
三、注意事项和技巧1. 数据的准确性飞行器性能计算中使用的数据应当准确无误。
任何错误或估计不准确的数据都可能导致计算结果的偏差，从而对飞行决策产生不良影响。
因此，飞行员在进行飞行器性能计算时应当保证所使用的数据来源可靠，并进行必要的验证。
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：2012300048姓名：李少逸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 ⎰=02)(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。
共轴倾转旋翼性能计算方法
共轴倾转旋翼性能计算方法陆陶冶;陈仁良;曾丽芳;孔卫红【摘要】共轴倾转旋翼飞行器是一款可折叠机翼的高速旋翼飞行器.本文建立了适用于共轴倾转旋翼飞行器直升机模式、倾转过渡模式和固定翼飞机模式的旋翼性能计算方法,并对比风洞试验数据验证了共轴倾转旋翼轴流状态的性能和共轴双旋翼前飞状态的性能.在此基础上,分析了共轴倾转旋翼在倾转过渡状态各性能参数的变化规律、上下旋翼诱导速度的分布情况、上下旋翼之间的干扰面积和干扰因子的变化趋势.结论表明:相同来流速度下,当倾转角增大,共轴倾转旋翼的拉力系数减小,功率系数先增大后减小,上下旋翼的受干扰面积和干扰因子均增大.%The coaxial tilt-rotor craft is a high-speed rotorcraft along with deployable fixed-wings.A mathematical model is built for analyzing the performance of coaxial tilt-rotor in helicopter flight condition,transition condition and fixed-wings airplane flight condition.Firstly,the application of the model shows good agreement with the experiment from wind tunnel test of coaxial tilt-rotor in axial state and coaxial rotor in forward flight.Then,the method is studied by analyzing the obtained results of the variation of performance parameters,the distribution of induced velocity,the change of overlap area and interaction factor in transition condition.The calculated results show that when the tilt angle increases at constant flow,the thrust coefficient of coaxial tilt rotor decreases,the power coefficient increases first and then decreases,the overlap area and the interaction factor of upper and lower rotors both increase.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(049)003【总页数】7页(P396-402)【关键词】高速;共轴倾转旋翼;倾转过渡状态;干扰因子;性能【作者】陆陶冶;陈仁良;曾丽芳;孔卫红【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V275.1;V211.5随着直升机的应用越来越广泛，人们不仅仅满足于其突出的悬停、低空低速性能和良好的机动性，还希望有更高的飞行速度和航程。
推力系数和进速系数曲线_概述说明以及解释
推力系数和进速系数曲线概述说明以及解释1. 引言1.1 概述在航空领域中，推力系数和进速系数是两个重要的性能参数。
推力系数表示发动机产生的推力与飞机受到的阻力之间的比例关系，而进速系数则表示飞机的速度与发动机功率之间的关联程度。
本文旨在全面介绍推力系数和进速系数曲线，包括其定义、计算方法以及特点与应用。
同时，还将深入探讨推力系数和进速系数曲线之间的关系，并提供相关实际应用案例和性能评估优化分析方法。
1.2 文章结构本文共分为五个部分组成。
除引言外，第二部分将详细介绍推力系数曲线，包括其定义解释、计算方法以及特点与应用。
第三部分将聚焦于进速系数曲线，探讨其定义、计算方法以及特点与应用。
第四部分将对推力系数和进速系数曲线进行关联性分析，并给出具体实例和性能评估优化探讨。
最后一部分为结论部分，总结本文主要内容并展望未来推力系数和进速系数研究的发展方向。
1.3 目的本文旨在通过对推力系数和进速系数曲线的全面介绍，帮助读者深入理解这两个重要性能参数的概念和应用。
通过分析曲线之间的关系以及实际案例，读者将能够更好地应用推力系数和进速系数曲线进行飞机性能评估和优化分析。
（以上为普通文本格式回答）2. 推力系数曲线2.1 定义与解释推力系数是描述飞行器发动机推力性能的一个重要指标，通常用符号C_T表示。
它表示单位时间内发动机产生的推力与空气密度、转速和发动机直径等因素相关联的比例关系。
推力系数曲线是根据不同工况下测得的实际数据绘制出来的曲线图。
横轴代表进气流速，纵轴代表推力系数。
通过这个曲线可以直观地了解不同进气速度下飞行器所产生的推力表现。
2.2 推力系数的计算方法推力系数可以通过以下公式进行计算：C_T = \frac{T}{\rho A_n^2D}其中T代表发动机产生的推力，\rho为空气密度，A_n为进气截面积，D为发动机直径。
2.3 推力系数曲线的特点与应用推力系数曲线在航空研究中具有重要意义。
通过分析这些特点和应用，可以更好地评估飞行器在不同条件下的性能，并进行优化设计。
机翼力矩中心计算
机翼力矩中心计算机翼力矩中心是飞行器设计中的重要参数之一，它与飞行器的稳定性和操纵性密切相关。
在本文中，我们将介绍机翼力矩中心的概念、计算方法以及其对飞行器性能的影响。
机翼力矩中心，也称为力矩中心，是指机翼产生的力矩的中心点。
在平衡稳定的飞行状态下，机翼所受到的气动力会产生一个力矩，该力矩通过机翼力矩中心传递到飞行器的其他部分，从而影响飞行器的姿态和稳定性。
要准确计算机翼力矩中心的位置，需要进行一系列的实验和分析。
其中一种常用的方法是通过飞行试验测量机翼的力矩和迎角，然后根据力矩的变化规律确定机翼力矩中心的位置。
另一种方法是通过数值模拟和计算，利用流体力学理论和计算流体力学方法来估计机翼力矩中心的位置。
机翼力矩中心的位置对飞行器的性能有着重要的影响。
如果机翼力矩中心位于飞行器的重心之前，那么飞行器在飞行过程中会表现出较好的稳定性，但操纵性可能会受到一定的限制。
相反，如果机翼力矩中心位于飞行器的重心之后，那么飞行器在操纵性方面会表现得更好，但稳定性可能会受到一定的影响。
在飞行器设计中，通常会根据不同的需求和要求选择不同的机翼力矩中心位置。
对于需要较好稳定性的飞行器，会将机翼力矩中心设计在飞行器重心之前，以确保飞行器在飞行过程中具有良好的稳定性。
而对于需要较好操纵性的飞行器，会将机翼力矩中心设计在飞行器重心之后，以提高飞行器的操纵性能。
机翼力矩中心的位置还会受到其他因素的影响，如机翼的形状、气动特性以及飞行器的整体设计等。
因此，在飞行器设计中，需要综合考虑这些因素，以确定最合适的机翼力矩中心位置，以达到设计要求。
机翼力矩中心是飞行器设计中的重要参数，它与飞行器的稳定性和操纵性密切相关。
通过准确计算和合理选择机翼力矩中心的位置，可以有效提高飞行器的性能，并确保其在飞行过程中具有良好的稳定性和操纵性。
在未来的飞行器设计中，我们可以进一步研究和优化机翼力矩中心的计算方法和影响因素，以进一步提高飞行器的整体性能和安全性。
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Q G
q
J V
航迹倾角
俯仰角 飞行速度
发动机
发动机安装角
机身轴线
3º
2º
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
定常直线 水平飞行
x P
Y
V
a
水平线
Q G
受力分析及角度定义(二)
V b P s Z 北
P
Z
发动机推力
侧力
Q
b
阻力
侧滑角
Y
Ys
偏航角
航向角
V
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
Cy
大迎角区的升力特性
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
0.5
Mig-21/J-7 1.16 (Cydd=0.65)
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）性能和飞行的安 全性以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……）
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 C z qS
飞机飞行性能
• 检验飞机设计方案是否能够满足设计使命，能否满足 预定的预定的战术技术要求 • 通过具体参数来表征飞机在各飞机阶段的飞行能力， 例如：
– – – – – 飞机的最大／最小飞行速度 飞机的升限 上升率 加减速时间 给定比较飞机的极限飞行能力
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、速度等
• 飞机的续航性能，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
• 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
a
发动机安装角
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
• 重力方向：铅垂向下
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：
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
其中：Cx Cx0 Cxi A
阻力系数 零升阻力系数 升致阻力系数 诱导阻力因子
对称翼型
升阻极曲线
1.6 1.4 1.2 1.0
M=0.4 M=0.8 M=1.0 M=1.2 M=1.7
升力曲线
2.0
Cy
1.5
1.0
a0
0.5 0.0 -10 -0.5 0 10 20 30
某第二代战斗机 a 采用对称翼型 40 50 a0=0
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
2.0
飞行动力学
——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)
Mig-29
a
1.35 1.85 1.4
0.0 0 10
Su-27 F-16
add ayx asx
20
30
alj
40
50
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 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：
j Cy Ca ( a a ) C y 0 yj
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
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
0.8 0.6 0.4 0.2 0.0 0.00
低 速 时 极 曲 线 变 化 不 大
0.06 0.08 0.10 0.12