飞机飞行性能计算
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
飞行梯度的计算公式
飞行梯度的计算公式飞行梯度是指飞机在垂直方向上爬升或下降的速率。
在航空领域中，飞行梯度的计算是非常重要的，因为它直接影响着飞机的性能和燃料消耗。
飞行梯度的计算公式可以帮助飞行员和航空工程师更好地理解飞机的性能特点，从而做出更合理的飞行计划和飞机设计。
飞行梯度的计算公式可以表示为：梯度 = (爬升率 / 飞行速度) 100。
其中，梯度是以百分比表示的，爬升率是飞机在垂直方向上的爬升速率（通常以英尺/分钟或米/秒表示），飞行速度是飞机在水平方向上的飞行速度（通常以节或米/秒表示）。
飞行梯度的计算公式可以帮助我们理解飞机在不同飞行状态下的性能特点。
在爬升状态下，飞机的爬升率和飞行速度都会影响到飞行梯度的大小。
一般来说，爬升率越大，飞行速度越小，飞行梯度就会越大，反之亦然。
这就意味着在相同的爬升率下，飞机的飞行速度越小，它的爬升梯度就会越大，这也是为什么飞机在爬升状态下会选择较低的速度来获得更大的爬升梯度。
另外，在下降状态下，飞机的下降率和飞行速度也会影响到飞行梯度的大小。
一般来说，下降率越大，飞行速度越大，飞行梯度就会越小，反之亦然。
这就意味着在相同的下降率下，飞机的飞行速度越大，它的下降梯度就会越小，这也是为什么飞机在下降状态下会选择较高的速度来减小下降梯度。
飞行梯度的计算公式还可以帮助我们理解飞机在不同飞行状态下的燃料消耗。
一般来说，飞机在爬升状态下需要消耗更多的燃料，因为它需要克服重力和空气阻力来实现爬升。
而在下降状态下，飞机的燃料消耗会相对较小，因为它可以利用重力和空气阻力来实现下降。
因此，通过计算飞行梯度，我们可以更好地理解飞机在不同飞行状态下的燃料消耗特点，从而做出更合理的飞行计划。
除了飞机的性能特点，飞行梯度的计算公式还可以帮助我们理解飞机的设计特点。
一般来说，飞机的设计会考虑到不同飞行状态下的性能特点，从而在设计阶段就可以确定飞机的最佳飞行梯度范围。
通过计算飞行梯度，我们可以更好地理解飞机的设计特点，从而为飞机的改进和优化提供参考。
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。
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
航行速度发射速度计算公式
航行速度发射速度计算公式在航空航天工程中，计算航行速度和发射速度是非常重要的。
航行速度是指飞机、导弹等飞行器在空中飞行的速度，而发射速度是指火箭、导弹等飞行器从地面或舰船上发射时的速度。
这两个速度的计算涉及到许多因素，包括空气动力学、推进系统、重量等。
本文将介绍航行速度和发射速度的计算公式及其应用。
首先，我们来看看航行速度的计算公式。
航行速度可以用以下公式来计算：V = sqrt((2 T) / (ρ S CD))。
其中，V表示航行速度，T表示飞机的推力，ρ表示空气密度，S表示飞机的翼展面积，CD表示飞机的阻力系数。
这个公式是根据空气动力学原理和牛顿第二定律推导出来的。
在实际应用中，可以根据飞机的设计参数和飞行条件来计算出具体的航行速度。
接下来，我们来看看发射速度的计算公式。
发射速度可以用以下公式来计算：V = sqrt((2 h g) / (1 cos(α)))。
其中，V表示发射速度，h表示发射高度，g表示重力加速度，α表示发射角度。
这个公式是根据抛体运动的基本公式推导出来的。
在实际应用中，可以根据发射器的设计参数和发射条件来计算出具体的发射速度。
以上是航行速度和发射速度的计算公式及其应用。
这些公式是航空航天工程中非常重要的基础公式，可以帮助工程师们设计和优化飞行器的性能。
在实际应用中，还需要考虑许多其他因素，如空气动力学效应、推进系统性能、飞行器结构强度等。
因此，航行速度和发射速度的计算是一个复杂而又重要的工作，需要工程师们的精密计算和分析。
除了计算公式，还有一些其他方法可以用来计算航行速度和发射速度。
例如，可以利用计算机模拟和数值计算的方法来进行精确的计算。
此外，还可以通过实验和测试来验证计算结果。
总之，航行速度和发射速度的计算是一个综合性的工作，需要多方面的知识和技能。
在航空航天工程中，航行速度和发射速度的计算是非常重要的。
这些速度直接影响飞行器的性能和安全，因此需要工程师们的精密计算和分析。
02_飞机飞行性能计算的原始数据和基本定义
气压高度、密度高度、温度高度（温度只限 于H小于11000m使用）标准高度
2015/10/7 3
二、飞行速度的定义
真实速度，真速或空速v:空气相对飞机质心 的速度 飞行速度：飞机质心相对空气的速度 对地速度或地速：飞机质心相对地面的速度 若地速是 vd ， 风速度是 则有
vd v w
2015/10/7 1
H（重力位高度）
g0 p dp dH R T
H
1 y 0 g ( y )dy g0
T（H）——已知 积分求出p(H), 再求出ρ(H)
2015/10/7
2
标准海平面大气参数：温度 压强 密度 重力加速度 音速 大 气 温 度 随 H 高 度 的 表 化 规 律 [ 0 ， 1 1 0 0 0 m] (11000,20000m] (20000,32000m] 大 气 压 强 随 H 高 度 的 表 化 规 律 [ 0 ， 1 1 0 0 0 m] (11000,20000m ] (20000,32000m] 大 气 密 度 随 H 高 度 的 表 化 规 律 [ 0 ， 1 1 0 0 0 m] (11000,20000m ] (20000,32000m] 声速： k=1.4
2015/10/7
29
推力的高度特性
最大状态时的典型高度特性，纵坐标 为各量与H=0时的相应值之比。
状态变化特征：随着高度增加推力下 降很快，耗油率在小于11KM时下降较 快，超过后11KM后，下降很少。
2015/10/7
30
推力的高度-速度特性 (全加力状态）
2015/10/7
31
推力的节流特性
2015/10/7
27
空中速度地面速度计算公式
空中速度地面速度计算公式在航空领域中，空中速度和地面速度是两个重要的概念。
空中速度是指飞机相对于空气的速度，而地面速度是指飞机相对于地面的速度。
这两个速度之间的关系可以通过一个简单的计算公式来表示，这个公式可以帮助飞行员在飞行中进行准确的速度控制和导航。
空中速度和地面速度之间的关系可以用以下的公式来表示：地面速度 = 空中速度× cos(飞行航向与风向的夹角) 风速。
在这个公式中，地面速度是指飞机相对于地面的速度，空中速度是指飞机相对于空气的速度，飞行航向与风向的夹角是指飞机的飞行方向与风向之间的夹角，风速是指风的速度。
这个公式的推导可以通过简单的几何和物理知识来进行。
首先，我们知道飞机相对于空气的速度可以通过空速表来测量。
然而，由于风的存在，飞机的实际速度会受到风的影响。
如果风是顺风，那么飞机的地面速度会比空中速度要快；如果风是逆风，那么飞机的地面速度会比空中速度要慢。
因此，我们需要一个公式来将空中速度和风速结合起来，计算出飞机的地面速度。
这个公式的推导可以通过简单的三角函数来进行。
假设飞机的飞行航向与风向的夹角是θ，风速是V，空中速度是VA，地面速度是VG。
根据三角函数的定义，我们可以得到以下的关系式：VG = VA × cos(θ) V。
这个关系式就是我们要求的空中速度和地面速度之间的计算公式。
通过这个公式，飞行员可以根据飞机的空速和风速来计算出飞机的地面速度，从而进行准确的导航和速度控制。
在实际的飞行中，这个公式是非常有用的。
首先，飞行员可以根据飞机的空速和风速来计算出飞机的地面速度，从而进行准确的导航。
其次，飞行员可以根据飞机的地面速度来进行速度控制，确保飞机在飞行中保持安全和稳定的状态。
因此，掌握空中速度和地面速度之间的计算公式对于飞行员来说是非常重要的。
除了飞行员之外，这个公式也对飞行器的设计和性能评估有着重要的意义。
通过这个公式，工程师可以根据飞机的空速和风速来计算出飞机的地面速度，从而评估飞机在不同风速条件下的性能表现。
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。
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。
飞机基本飞行性能的计算
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
总阻力系数:
升阻比为： 远航速度：
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
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 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）
当超音速飞行时（Ｍ>1.2-1.3）,迎面阻力主要来自零升阻力 . 先大致与 成正比.而后逐渐变 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）
（到达升限的时间为无穷大）——理论升限
高机动性飞机规定与 米/秒相对应、低亚音速飞机规定 米/秒相对应的实际高称为实用升限 （ 全加力、部分加力、最大状态不一样）
（4）定常上升到某一高度的最短上升时间
飞机从海平面定常上升到某一高度的最短上升时间为：
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）
4．2 飞机的平飞需用推力
如果 、 和 较小而且 不大的情况下,有
（1） ,则有 ,定常直线平飞； （2） ,则有 , 下滑状态或减速度飞行； （3） ,则有 ,飞机爬升,或加速飞行 能量上升率代表飞机改变其能量状态的能力,代表了飞机的能量机动性
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精品学号：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 (4)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 (11)第三章飞机气动特性估算 (12)3.1 升力特性估算 (12)3.1.1 单独机翼升力估算 (13)3.1.2 机身升力估算 (16)3.1.3 翼身组合体的升力估算 (18)3.1.4 尾翼升力估算 (20)3.1.5 合升力线斜率计算 (24)3.2 升阻极曲线的估算 (26)3.2.1 亚音速零升阻力估算 (27)3.2.1.1 全机摩擦阻力估算 (27)3.2.1.2 亚音速压差阻力估算 (31)3.2.2 超音速零升波阻估算 (33)3.2.2.1 临界马赫数的确定 (33)3.2.2.2 M>1时零升阻力系数 (36)3.2.3 亚音速升致阻力估算 (42)3.2.4 超音速升致阻力估算 (44)3.2.5 不同马赫数下的升阻极曲线 (46)3.3 结果汇总 (50)第四章飞机基本飞行性能计算 (52)4.1 速度-高度范围 (52)4.2 定常上升性能 (59)4.3 爬升方式 (65)4.3.1 亚音速等表速爬升 (66)4.3.2 超音速等马赫数爬升 (69)4.3.3 平飞加速段的求解方法 (70)4.3.4 总用时 (72)第五章自主编写的Matlab代码 (73)5.1 RBF径向基函数插值方法实现 (73)5.2 气动计算及性能计算 (76)第六章心得体会 (77)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y 1=f 1(x)表示下弧线 从前缘到后缘，翼型的下部轮廓曲线，以y 2=f 2(x)表示后缘角)(rad τ 在后缘处上弧线和下弧线的二切线之间的角度1.2 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(m 2) 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外露机翼面积wl S (m 2) 外漏机翼在机翼基准平面上的投影面积毛机翼根弦长b 0(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。
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
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。
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。
- 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)。
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，
工程上常采用给定初值的数值积分方法计算:
ti = ti−1 + ∆ti xi = xi−1 + ∆xi
mT ,i = mT ,i−1 + ∆mT ,i
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。)
3.计算结果代入公式得到 ∆t 、 ∆x 、∆mT ， 4.求和
n
t = ∑ ∆ti
i =1
n
x = ∑ ∆xi
i =1
n
mT = ∑ ∆mT ,i
i =1
航空宇航学院
盘旋性能计算
• 定常盘旋计算公式
盘旋半径： 盘旋一周的时间：
R = v2 g nz2 −1
t = 2πv
g nz2 − 1
盘旋角速度：
( ) 2.根据式
CL =
CF − CD,0 + ∆CD,Re + ∆CD,c
A
、CL, pf = G qS
和飞机气动力特性及动力装置推力特性计算 CL和 CL, pf
3.当在小升力系数范围，如 CL≤0.3，则可根据式 nz = CL CL, pf
计算盘旋过载 nz 。
4.升力系数比较大时(如 CL>0.3)，则可根据由飞机基准 高度、基本构形的极曲线查得 CL值，然后用式 nz = CL CL, pf
航空宇航学院
飞行包线
航空宇航学院
平飞需用推力
• 计算公式
D = qS(CD,0 + ACL2 + ∆CD,Re + ∆CD,c )
其中： q = 1 ρv2 ——速压Pa
2
S ——机翼参考面积(m2) CD,0 ——基准高度、基本构形的零升阻力系数
A ——升致阻力因子 ∆CD,Re ——高度修正量(或雷诺数修正量) ∆CD,c ——外挂物阻力系数增量 CL = G / qS ——飞机升力系数
∆mT
=
qh • ∆t
3600
• 计算方法
航空宇航学院
1.把要计算的加(减)速段分成若干个小速度段，在每个小 速度段中都假定飞机作等加(减)速运动。
2.计算 ∆v = vi+1 − vi
v = (vi + vi+1) 2
nx = nx,i + nx,(i+1)
( ) qh = qh,i + qh,(i+1) 2
• 最大平飞速度
航空宇航学院
航空宇航学院
升限计算
•定 义
(1)理论升限——在给定飞机重量和给定发动机 状态下，飞机能保持等速水平直线飞行的最大高 度，也就是最大爬升率等于零时的飞行高度。
(2)实用升限——在给定飞机重量和给定发动机 状态下，对于军用飞机，亚声速飞行最大爬升率 为0.5m／s时的飞行高度；超声速飞行最大爬升 率为5 m／s时的飞行高度。
计算 nz 。 5. 计算 R = v2
g nz2 −1
t = 2πv
g nz2 − 1
ω = g nz2 −1 × 57.3
v
航空宇航学院
爬升性能计算
• 爬升性能的主要指标是给定高度的最大 爬升率、爬升轨迹角、爬升时间、爬升 所经过的水平距离和所消耗的燃油量。
• 影响飞机爬升性能的主要因素是飞机的 剩余推力和爬升方式。
结结构构分分析析
总总体体布布局局 三三面面图图 部部位位安安排排图图 结结构构布布置置图图
内容提要
航空宇航学院
• 有关飞行包线的概念 • 平飞需用推力(功率)和最大平飞速度计算 • 升限计算 • 水平加(减)速性能计算 • 盘旋性能计算 • 爬升性能计算 • 航程、航时计算 • 起飞、着陆性能计算
( ) θi = arcsin−1 vy
v
i
式中：∆ti = ∆H / vy,i 、∆xi = v cosθi ⋅ ∆ti 、∆mT ,i = (qh / 3600)∆ti
vy,i
=
⎜⎛ ⎝
F − D ⎟⎞ G ⎠i
⋅v
2.加速爬升计算公式
航空宇航学院
加速爬升，即爬升过程中边爬升边加速。此 种爬升常用于飞机离地后的加速爬升和现代歼击 机保持最大能量状态的加速爬升，即最短时间爬 升或最少耗油爬升。
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，
• 计算方法
航空宇航学院
航空宇航学院
平飞需用功率
• 计算公式
Px
=
G 270
⋅
vH K
vH = v0 1 ∆
v0 = 1.44
G SCL
其中： Px ——需用功率(W) v0 ——H＝0时的速度(km／h) vH ——在不同高度上对应的速度(km／h) ∆ = ρ ρ0 ——密度比
K ——升阻比