飞机基本飞行性能课件
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第四章 飞行性能 PPT
8°
2°
增大，剩余拉力先增
6°
大后减小。
40 Vmin VMP VMD
Vmax
VI
80 120 160 200 240 260
• 平飞功率曲线和剩余功率
油门增加，可用功 N 率曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
120
同一油门下，以最 小阻力速度飞行时， 对应的剩余功率最 大。
A N可用
100
剩余功率是指同 80
第四章 飞机的基本飞行 性能
一、平飞的作用力及所需速度
飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用： 升力(Y)、重力(G)、推力/拉力(P)、阻力(X)。
升力
拉力
阻力
重力
●平飞条件
Y G
P
X
升力等于重力，高度不变 拉力等于阻力，速度不变
升力
拉力
阻力
重力
平飞所需速度
能够产生足够的升力来平衡重力的飞行速 度叫平飞所需速度，以v平飞表示。
0° 2°
VI
180
220
• 平飞拉力曲线和剩余拉力
P
油门增加，可用拉 力曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
200
同一油门下，以最
小功率速度飞行时，
P可用
对应的剩余拉力最 大。
160
剩余拉力是指同
B △PMAX
A
一速度下，飞机的可 120 16°
用拉力和平飞所需拉
D
0°
力之差。随飞行速度 80
C
2、平飞需用推力曲线
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。
2°
增大，剩余拉力先增
6°
大后减小。
40 Vmin VMP VMD
Vmax
VI
80 120 160 200 240 260
• 平飞功率曲线和剩余功率
油门增加，可用功 N 率曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
120
同一油门下，以最 小阻力速度飞行时， 对应的剩余功率最 大。
A N可用
100
剩余功率是指同 80
第四章 飞机的基本飞行 性能
一、平飞的作用力及所需速度
飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用： 升力(Y)、重力(G)、推力/拉力(P)、阻力(X)。
升力
拉力
阻力
重力
●平飞条件
Y G
P
X
升力等于重力，高度不变 拉力等于阻力，速度不变
升力
拉力
阻力
重力
平飞所需速度
能够产生足够的升力来平衡重力的飞行速 度叫平飞所需速度，以v平飞表示。
0° 2°
VI
180
220
• 平飞拉力曲线和剩余拉力
P
油门增加，可用拉 力曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
200
同一油门下，以最
小功率速度飞行时，
P可用
对应的剩余拉力最 大。
160
剩余拉力是指同
B △PMAX
A
一速度下，飞机的可 120 16°
用拉力和平飞所需拉
D
0°
力之差。随飞行速度 80
C
2、平飞需用推力曲线
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。
飞行性能和飞行品质培训教材PPT(45张)
• （2）筋 斗 • 飞机在铅垂平面内作轨迹近似椭圆，航迹方向改
变360°的机动飞行为筋斗飞行，如图2.34所示。 筋斗飞行由爬升、倒飞、俯冲、平飞等动作组成， 它是衡量飞机机动性的基本指标之一。完成一个 筋斗所需的时间越短，机动性越好。要实现筋斗 飞行，飞行员应先加油门，增加速度，然后拉杆 使飞机曲线上升；飞过顶点后，减小油门，继续 保持拉杆位置，飞机开始曲线下降，最后改为平 飞。翻筋斗时，过载系数可达到6G。
• 爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的 最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高
度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能
的重要指标之一。
2、高度性能
• 升限（Hm)
• 飞机上升所能达到最大高度，叫做升限。“升限”对战 斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可以居 高临下，取得主动权。
3.1.1 飞机飞行性能
1、速度性能
• 最大平飞速度(Vmax) • 最小平飞速度(Vmin)
✓ 当飞机速度减小到某个程度时，机翼已经达到临界迎角， 进一步增加迎角将机翼失速，此时的速度称为最小平飞速 度或失速速度。
✓ 飞机在一定高度上保持水平飞行的最小速度。飞机的Vmin 越小，起飞与着陆距离就越短，盘旋时的转弯越容易。
4、机动性能
飞机的机动性 是指飞机改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能 力，相应地称之为速度机动性（切向机动性）、高 度机动性和方向机动性（法向机动性）。
改变飞机运动状态的控 制力是空气动力和发动 机推力的合力，控制力 越大，改变飞机的运动 状态就越容易，机动性 越好。描述控制力大小 的参数是过载n
4、机动性能
过载系数:
作用在物体上的全部表面力的合力与该物体的 瞬时质量m 在地面上的称重值（G0≈mg0）之比值，即：
变360°的机动飞行为筋斗飞行，如图2.34所示。 筋斗飞行由爬升、倒飞、俯冲、平飞等动作组成， 它是衡量飞机机动性的基本指标之一。完成一个 筋斗所需的时间越短，机动性越好。要实现筋斗 飞行，飞行员应先加油门，增加速度，然后拉杆 使飞机曲线上升；飞过顶点后，减小油门，继续 保持拉杆位置，飞机开始曲线下降，最后改为平 飞。翻筋斗时，过载系数可达到6G。
• 爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的 最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高
度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能
的重要指标之一。
2、高度性能
• 升限（Hm)
• 飞机上升所能达到最大高度，叫做升限。“升限”对战 斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可以居 高临下，取得主动权。
3.1.1 飞机飞行性能
1、速度性能
• 最大平飞速度(Vmax) • 最小平飞速度(Vmin)
✓ 当飞机速度减小到某个程度时，机翼已经达到临界迎角， 进一步增加迎角将机翼失速，此时的速度称为最小平飞速 度或失速速度。
✓ 飞机在一定高度上保持水平飞行的最小速度。飞机的Vmin 越小，起飞与着陆距离就越短，盘旋时的转弯越容易。
4、机动性能
飞机的机动性 是指飞机改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能 力，相应地称之为速度机动性（切向机动性）、高 度机动性和方向机动性（法向机动性）。
改变飞机运动状态的控 制力是空气动力和发动 机推力的合力，控制力 越大，改变飞机的运动 状态就越容易，机动性 越好。描述控制力大小 的参数是过载n
4、机动性能
过载系数:
作用在物体上的全部表面力的合力与该物体的 瞬时质量m 在地面上的称重值（G0≈mg0）之比值，即：
飞机基本飞行性能课件.讲义共57页文档
▪
29、勇猛、大胆和坚定的决心能够抵得上武器的精良。——达·芬奇
▪
30、意志是一个强壮的盲人，倚靠在明眼的跛子肩上。——叔本华
谢谢！
57
▪
26、要使整个人生都过得舒适、愉快，这是不可能的，因为人类必须具备一种能应付逆境的态度。——卢梭
▪
27、只有把抱怨环境的心情，化为上进的力量，才是成功的保证。——罗不如乐之者。——孔子
飞机基本飞行性能课件.讲义
1、纪律是管理关系的形式。——阿法 纳西耶 夫 2、改革如果不讲纪律，就难以成功。
3、道德行为训练，不是通过语言影响 ，而是 让儿童 练习良 好道德 行为， 克服懒 惰、轻 率、不 守纪律 、颓废 等不良 行为。 4、学校没有纪律便如磨房里没有水。 ——夸 美纽斯
5、教导儿童服从真理、服从集体，养 成儿童 自觉的 纪律性 ，这是 儿童道 德教育 最重要 的部分 。—— 陈鹤琴
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
飞行性能
Tr = 1 1 ρV 2 SCD0 + AG 2 / ( ρV 2 S ) = D0 + Di 2 2
式中， 零升阻力， 升致阻力， 式中，D0 —零升阻力，Di —升致阻力， 零升阻力 升致阻力 低速飞行时， 基本不随M数改变， 成正比， 低速飞行时，A基本不随M数改变，D0与速度V2成正比， Di 与速度V2成反比，如图2-2b中虚线。图中，实线为总阻力。 成反比，如图2 2b中虚线 图中，实线为总阻力。 中虚线。 最小， 称为有利速度 有利速度， 当D0=Di时，Tr最小，此时速度Vf称为有利速度，升阻比为Kmax。 2a， 点 升阻极曲线斜率最大） （图2-2a，a’点，升阻极曲线斜率最大） 当升力系数最大时(临界攻角， 2a最高点 最高点) 当升力系数最大时(临界攻角，图2－2a最高点) ，平飞速度最 2b， 小（图2－2b，b点）
2.速度特性 2.速度特性 指高度H 发动机转速n不变时，推力T 指高度H、发动机转速n不变时，推力T随V(M)变化关 系 速度增加时，先略有下降，再随M数增加而增加， 速度增加时，先略有下降，再随M数增加而增加， M>1后 数增加而下降（防止涡轮过热损坏， M>1后，随M数增加而下降（防止涡轮过热损坏，降 低油量的限制措施）。 低油量的限制措施）。 3.高度特性（虚线） 3.高度特性（虚线） 高度特性 推力随高度变化特性。 推力随高度变化特性。 图中H增大，空气密度下降， 图中H增大，空气密度下降， 发动机推力下降。 发动机推力下降。
Tr = D = 1 ρV 2 SCD 2
G=L=
1 ρV 2 SCL 2
两式相除， Tr / G = 1/ K , K = CL / CD , K—升阻比 两式相除， 升阻比越高，平飞需用推力越小。 Q G = Tr K 升阻比越高，平飞需用推力越小。
式中， 零升阻力， 升致阻力， 式中，D0 —零升阻力，Di —升致阻力， 零升阻力 升致阻力 低速飞行时， 基本不随M数改变， 成正比， 低速飞行时，A基本不随M数改变，D0与速度V2成正比， Di 与速度V2成反比，如图2-2b中虚线。图中，实线为总阻力。 成反比，如图2 2b中虚线 图中，实线为总阻力。 中虚线。 最小， 称为有利速度 有利速度， 当D0=Di时，Tr最小，此时速度Vf称为有利速度，升阻比为Kmax。 2a， 点 升阻极曲线斜率最大） （图2-2a，a’点，升阻极曲线斜率最大） 当升力系数最大时(临界攻角， 2a最高点 最高点) 当升力系数最大时(临界攻角，图2－2a最高点) ，平飞速度最 2b， 小（图2－2b，b点）
2.速度特性 2.速度特性 指高度H 发动机转速n不变时，推力T 指高度H、发动机转速n不变时，推力T随V(M)变化关 系 速度增加时，先略有下降，再随M数增加而增加， 速度增加时，先略有下降，再随M数增加而增加， M>1后 数增加而下降（防止涡轮过热损坏， M>1后，随M数增加而下降（防止涡轮过热损坏，降 低油量的限制措施）。 低油量的限制措施）。 3.高度特性（虚线） 3.高度特性（虚线） 高度特性 推力随高度变化特性。 推力随高度变化特性。 图中H增大，空气密度下降， 图中H增大，空气密度下降， 发动机推力下降。 发动机推力下降。
Tr = D = 1 ρV 2 SCD 2
G=L=
1 ρV 2 SCL 2
两式相除， Tr / G = 1/ K , K = CL / CD , K—升阻比 两式相除， 升阻比越高，平飞需用推力越小。 Q G = Tr K 升阻比越高，平飞需用推力越小。
【南航】飞行原理(飞行性能)
等阶段。 • 着陆距离由着陆下滑距离和着陆滑跑距离组成。 ★★
起飞着陆性能
• 飞机的着陆滑跑距离取决于飞机的着陆接地速度和落地后的 减速性能。
• 着陆接地速度同样也由飞机的最小平飞速度决定。 • 为改善落地后的减速性能，飞机除了在机轮上安装刹车装置
外，通常还采用减速板、反推力、减速伞等装置。 ★★
反推力
减速板
减速伞
机动性能
机动性能 • 指飞机改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能力。 • 通常用过载来衡量飞机的机动性。★★ • 过载n定义为飞机上所受的外力与飞机重力之比。（通常所说
的过载多指法向过载，即飞机的升力与重力之比） • 过载越大，飞机机动能力越强。为保证飞机和飞行员的安全
，飞机过载不能过大。通常战斗机的最大过载在10左右。
爬升性能
爬升率 ★ 飞机的爬升率是指单位时间内飞机所上升的垂直高度，通
常以vy表示。 要提高最大爬升率vymax，除设法减小阻力和降低飞机重量
外，重要的措施是加大推力。
爬升性能
静升限：飞机能作水平直线飞行所能达到的最大高度。 理论静升限：飞机能够保持平飞的最大飞行高度，此时爬升率 等于零。 ★★ 实 用 静 升 限 ： 飞 机 最 大 爬 升 率 等 于 0.5m/s （ 亚 声 速 飞 机 ） 或 5m/s（超声速飞机）时所对应的飞行高度。 ★★
速度性能
最大飞行速度 ★ 指飞机在某一高度上作水平飞行，发动机以最大可用推力
工作时飞机所能达到的最大飞行速度。
巡航速度 ★ 发动机每公里消耗燃油量最小情况下的飞行速度。一般为
最大飞行速度的70%～80%。
最小飞行速度 ★★ 在一定高度上飞机能维持水平直线飞行的最小速度。飞机
的最小平飞速度的大小，对飞机的起降性能有很大影响。
起飞着陆性能
• 飞机的着陆滑跑距离取决于飞机的着陆接地速度和落地后的 减速性能。
• 着陆接地速度同样也由飞机的最小平飞速度决定。 • 为改善落地后的减速性能，飞机除了在机轮上安装刹车装置
外，通常还采用减速板、反推力、减速伞等装置。 ★★
反推力
减速板
减速伞
机动性能
机动性能 • 指飞机改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能力。 • 通常用过载来衡量飞机的机动性。★★ • 过载n定义为飞机上所受的外力与飞机重力之比。（通常所说
的过载多指法向过载，即飞机的升力与重力之比） • 过载越大，飞机机动能力越强。为保证飞机和飞行员的安全
，飞机过载不能过大。通常战斗机的最大过载在10左右。
爬升性能
爬升率 ★ 飞机的爬升率是指单位时间内飞机所上升的垂直高度，通
常以vy表示。 要提高最大爬升率vymax，除设法减小阻力和降低飞机重量
外，重要的措施是加大推力。
爬升性能
静升限：飞机能作水平直线飞行所能达到的最大高度。 理论静升限：飞机能够保持平飞的最大飞行高度，此时爬升率 等于零。 ★★ 实 用 静 升 限 ： 飞 机 最 大 爬 升 率 等 于 0.5m/s （ 亚 声 速 飞 机 ） 或 5m/s（超声速飞机）时所对应的飞行高度。 ★★
速度性能
最大飞行速度 ★ 指飞机在某一高度上作水平飞行，发动机以最大可用推力
工作时飞机所能达到的最大飞行速度。
巡航速度 ★ 发动机每公里消耗燃油量最小情况下的飞行速度。一般为
最大飞行速度的70%～80%。
最小飞行速度 ★★ 在一定高度上飞机能维持水平直线飞行的最小速度。飞机
的最小平飞速度的大小，对飞机的起降性能有很大影响。
第二章 飞机飞行的基本原理ppt课件
机翼上的压强分布
压心
阻力
作用在飞机上的空气动力在平行于气流速度 方向上的分力就是飞机的阻力。
摩擦阻力
压差阻力
诱导阻力
干扰阻力
附面层：
摩擦阻力
压差阻力
概念：翼尖涡
诱导阻力
翼尖涡的形成
诱导阻力的形成
诱导阻力的防止
干扰阻力
干扰阻力就是飞机各部分之间由于气流相互 干扰而产生的一种额外的阻力。
作变速运动。
（1）飞机的起飞 飞机从静止开始滑跑离开地面，并上升到h高度的加速
运动过程，叫做起飞。现代喷气式飞机安全 高度阶段。
飞机的主要飞行科目
A 3
h
1
2
1-起飞滑跑；2-加速爬升；3-起飞距离；4-建筑物
图2.31 飞机的起飞
散逸层 2000~3000km 电离层 800km 中间层 85km 平流层 50~55km 对流层 9~18km
如果你在对流层……
如果你在平流层……
如果你再往上……
继续往上……
2.1 飞行器飞行环境
大气物理特性：
连续性 有压强 有粘性 可压缩
大气的粘性
v∞
n
v∞
n
平板
(a)空气粘性实验示意图
飞机的主要飞行科目
飞机的主要飞行科目
A
h
5
4
3
2
1
6
1-下滑；2-拉平；3-平飞减速；4-飘落触地；5-着陆滑跑；6-着陆距离；7-建筑物
图2.32 飞机的着陆
飞机的主要飞行科目
（2）飞机的着陆 飞机的着陆同起飞相反，是一种减速运动。一般可分为五
个阶段：下滑、拉平、平飞减速、飘落触地和着陆滑跑。 合起来的总距离叫做着陆距离。
飞行力学第二章2.1-2.3-w
飞行器飞行力学2010
二、平飞需用推力的组成及变化规律
TR = D0 + ACL ) ρV 2S 2 1 2 AW2 =CD0 ρV S+ 1 2 2 ρV S 2
零升阻力D 零升阻力 0 升致阻力(诱 升致阻力 诱 导阻力)D 导阻力 i
2W ρV2S
性能指标
Vmax ( Mamax ) , Vmin, Hmax.a ,平飞包线 平飞包线
简单推力法求解 简单推力法求解 在近似公式的基础上， 在近似公式的基础上，根据 可用推力和需用推力曲线确 定性能的方法
飞行器飞行力学2010
一、最大平飞速度Vmax ( Mamax ) 最大平飞速度
定义
在某高度能定直平飞的最大速度， 该高度最大平飞速度. 在某高度能定直平飞的最大速度，称该高度最大平飞速度. 各高度V 最大者称为飞机的最大平飞速度 最大平飞速度。 各高度 max最大者称为飞机的最大平飞速度。
升力系数限制 Mamin
确定V 确定 min的步骤
2 1 2 飞 机 定 常 平 飞 性 能 的 确 定 . .
C L.a ρ S 2G 1 1) 取 个 ， CL = 2 几 M 由 ρc S Ma2 CL C C a 得 D及 D ~ M ，
a 线 ， 制 已 C 绘 在 知 L.a ~ M 曲 上 二 线 点 Ma 曲 交 为 a
L = W ⇒ V ↓ , 则C L ↑ ( H 不 变 )
C L ≤ CL.a
Vmin = max{Va ,Vmin.T}
作图说明
⇒ Vmin C = Va =
L.a
∆
2W CCL.a ρ S
飞行器飞行力学2010
Allowed lift coefficient
二、平飞需用推力的组成及变化规律
TR = D0 + ACL ) ρV 2S 2 1 2 AW2 =CD0 ρV S+ 1 2 2 ρV S 2
零升阻力D 零升阻力 0 升致阻力(诱 升致阻力 诱 导阻力)D 导阻力 i
2W ρV2S
性能指标
Vmax ( Mamax ) , Vmin, Hmax.a ,平飞包线 平飞包线
简单推力法求解 简单推力法求解 在近似公式的基础上， 在近似公式的基础上，根据 可用推力和需用推力曲线确 定性能的方法
飞行器飞行力学2010
一、最大平飞速度Vmax ( Mamax ) 最大平飞速度
定义
在某高度能定直平飞的最大速度， 该高度最大平飞速度. 在某高度能定直平飞的最大速度，称该高度最大平飞速度. 各高度V 最大者称为飞机的最大平飞速度 最大平飞速度。 各高度 max最大者称为飞机的最大平飞速度。
升力系数限制 Mamin
确定V 确定 min的步骤
2 1 2 飞 机 定 常 平 飞 性 能 的 确 定 . .
C L.a ρ S 2G 1 1) 取 个 ， CL = 2 几 M 由 ρc S Ma2 CL C C a 得 D及 D ~ M ，
a 线 ， 制 已 C 绘 在 知 L.a ~ M 曲 上 二 线 点 Ma 曲 交 为 a
L = W ⇒ V ↓ , 则C L ↑ ( H 不 变 )
C L ≤ CL.a
Vmin = max{Va ,Vmin.T}
作图说明
⇒ Vmin C = Va =
L.a
∆
2W CCL.a ρ S
飞行器飞行力学2010
Allowed lift coefficient
空气动力学与飞行原理课件：无人直升机基本飞行原理
和最小下滑角。
6
第二节
学
习 大
二、
无人直升机操纵及控制原理
纲
7
贰 无人直升机操纵及控制原理
直升机运动包括姿态运动和轨迹运动。姿态 运动指绕无人机机体轴的三个角运动，轨迹运动 指无人直升机质心在空间中的运动轨迹。无人直 升机操纵就是控制直升机的姿态运动和轨迹运动 。 飞行控制系统是一个根据测量元件测量当前直 升机的飞行姿态和运动轨迹，反馈给中央处理器， 根据目标航线运动和当前测量值差别，由一套控制 算法，控制执行机构，进行姿态控制，使无人直升 机按照当前预定轨迹运动。
图3.16 自动倾斜器示意图
12
贰 无人直升机操纵及控制原理
需要说明的是，虽然桨盘平面的倾斜相对桨叶的桨距变化 有90度的滞后，但是自动倾斜器的倾转方向与桨盘平面的 倾转方向是大体相同的。主需要说明的是，虽然桨盘平面 的倾斜相需对要桨说叶明的的桨是，距虽变然化桨有盘9平0度面的的倾滞斜后相，对但桨是叶自的动桨倾斜 器的距倾变转化方有向90与度桨的盘滞平后，面但的是倾自转动方倾向斜是器大的倾体转相方同向的与。主要 为了桨习盘惯平一面致的，倾在转实方向际是控大制体桨相叶同的的时。候主要，为旋了转习环惯的一方致位，角 会超在前实90际度控控制制桨桨叶的叶时来候克，服旋桨转盘环平的面方位的角滞会后超。前但90在度实际设 计周期变距机构的时候由于挥舞铰外伸量的不同，桨盘平 面的控滞制后桨角叶有来时克会服小桨盘于平90面度的，滞需后要。对但在不实旋际转设环计的周操期纵变相位 进行距调机整构使的操时纵候杆由于前挥推舞时铰，外桨伸盘量平的面不同也，是桨前盘倾平。面要的为滞了习 惯一后致角，有在时实会际小控于9制0桨度，叶需的要时对候不，旋旋转转环环的操的纵方相位位角进会超前 90度行控调制整桨使叶操来纵克杆前服推桨时盘，平桨面盘的平滞面后也是。前但倾在。实际设计周期 变距机构的时候由于挥舞铰外伸量的不同，桨盘平面的滞 后角有时会小于90度，需要对不旋转环的操纵相位进行调
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。
四 飞行性能PPT课件
B
小理论速度。为保证安全，一般不
允许在α临界状态下飞行。而采用允
许升力系数Cy：
Cy=(0．82—0．85)Cy临界，与对
应的平飞速度，就是实际使用的最
小平飞速度。
Vmin
Vmin
.
P可用 A
Vmax
Vmax VI
21
III.最小阻力速度
平飞所需拉力最小的速度， P
vMD平飞最小阻力速 度在平飞所需拉力曲线的最
C
8°
2°
增大，剩余拉力先增
6°
大后减小。
40 Vmin VMP VMD
Vmax
VI
80 120 160 200 240 260
.
17
④ 平飞功率曲线和剩余功率
油门增加，可用功 N 率曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
120
同一油门下，以最 小阻力速度飞行时， 对应的剩余功率最 大。
A N可用
100
① v平飞计算公式和影响因素
G
Y
CY
1 2
V
2
S
2G
V平飞 CY S
.
6
●v平飞的主要影响因素
V平飞
2G
CYS
➢ 飞机重量越大，v平飞越大 ➢ 升力系数越大， v平飞越小
.
7
平飞所需速度与飞机重量、升力系 效、机翼面积和空气密度有关：
1、飞机重量； 2、升力系数； 3、空气密度； 4、机翼面积。
160
B △PMAX
120 16°
D
80
C
8°
6°
A
0° 2°
40
. Vmin VMP VMD
Vmax
《飞行原理》教学课件—飞平飞、上升、下降
主编:杨俊杨军利叶露第 5 章平飞、上升、下降CONTENTS目录 5.1平飞5.2 巡航性能5.3 上升 5.4 下降0103平 飞5.1（L）、重力（W）、拉力（P）和阻力（D）。
平飞时，飞机无转动，各力对飞机重心的力矩相互平衡，因此，以上各力均通过重心。
飞机平飞作用力1. 平飞所需速度计算公式和影响因素可看出，影响平飞所需速度的因素有飞机重量、机翼面积、空气密度、升力系数。
2. 真速、指示空速、校正空速、当量空速真速是飞机相对于空气的真实速度，以vT 表示，其缩写形式为 TAS。
指示空速（表速）是飞机上空速表指针指示的空速，以 vI 表示，其缩写形式为 IAS。
校正空速（校正表速）是指示空速修正了仪表误差和位置误差后得到的空速，以 vC 表示，其缩写形式为 CAS。
当量空速是指示空速修正了所有误差后得到的空速，以vE 表示，其缩写形式为 EAS。
1）平飞所需拉力的计算阻比成反比。
即飞行重量越重，平飞所需拉力越大；升阻比越小，平飞所需拉力越大。
1. 平飞所需拉力2）平飞所需拉力曲线平飞所需拉力曲线从图中可看出，随着平飞速度增大，平飞所需拉力先减小，随后又增大。
这是因为：平飞速度增大，其对应的迎角减小，在临界迎角到有利迎角的范围内，迎角减小，升阻比增大，则平飞所需拉力减小；在小于有利迎角的范围内，迎角减小，升阻比减小，则平飞所需拉力增大。
以有利迎角平飞，升阻比最大，则平飞所需拉力最小。
2. 平飞所需功率根据平飞所需功率的定义，其计算公式为随着平飞速度增大，平飞所需功率先是减小，而后又增大。
这是因为：从临界迎角对应的最小速度开始，随着平飞速度增大，起初，由于平飞所需拉力的急剧减小，平飞所需功率迅速减小，及至平飞速度增大到一定程度之后，随着平飞速度继续增大，虽然平飞所需拉力仍旧减小，但其减小的变化量小于速度增大的变化量，故平飞所需功率增大。
当飞行速度大于最小阻力速度后，随着平飞速度增大，平飞所需拉力也增大，所以平飞所需功率显著增大。
飞机基本飞行性能课件
H X 曲线右移 P ky 曲线下移
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
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
飞机飞行原理PPT培训课件
起飞和降落的关键因素
01
02
03
风向和风速
起飞和降落时需要考虑风 向和风速的影响，以确保 飞机保持正确的姿态和速 度。
跑道长度
起飞和降落所需的跑道长 度取决于飞机的起飞重量、 机场海拔高度、大气温度 等因素。
飞行重量
飞机的起飞和降落重量受 到限制，以确保飞机在起 飞和降落过程中的安全。
飞行中的地面操作
04
飞机飞行原理的应用
飞机性能优化
飞行性能分析
通过深入理解飞行原理，飞行员可以更准确地分析飞机的 性能，包括起飞、巡航、降落等阶段的性能表现，从而优 化飞行操作，提高飞行效率。
飞行计划制定
基于对飞行原理的理解，飞行员可以制定更为合理的飞行 计划，包括航路选择、高度设定、速度控制等，以实现更 短的飞行时间和更低的油耗。
飞机的主要组成部分及其功能
01
02
03
04
机翼
提供升力，确保飞机能够起飞 、巡航和着陆。
发动机
产生推力，使飞机前进。
尾翼
控制飞机的俯仰、偏航和滚转 运动。
起落架
支撑飞机重量，吸收着陆时的 冲击力。
飞行过程中的基本概念
巡航高度
飞机在恒定速度和高度 长时间飞行的位置。
爬升与下降
飞机在起飞和降落过程 中，通过改变高度实现
飞行器设计改进
飞机设计师可以通过研究飞行原理，不断优化飞行器的设 计，提高飞机的性能和舒适度，以满足不同客户的需求。
飞行安全保障
01 02
紧急情况处理
通过培训，飞行员可以熟练掌握各种紧急情况下的处理措施，如失速、 发动机失效、颠簸等，从而在遇到突发状况时能够迅速、准确地应对， 保障乘客的生命安全。
飞 行 性 能
。 中断起飞距离是飞机从速度为零开始加速滑跑到一台 发动机停车，飞行员判断并采用相应的制动程序、使飞机 完全停下来所需的距离。飞机从速度为零开始做全发加速 滑跑，当增加到某一速度时，一台发动机停车，发动机停 车时飞机的滑跑速度记为VE，从速度为零加速到速度为VE 时称为全发加速段。从发动机停车到飞行员判断出发动机 停车，根据当时情况进行综合判断并完成相应的制动程序， 需要一定的时间，这个时间称为过渡段时间，用It表示，It 可经过试飞得出。
飞行性能
二、 爬升性能
从飞机起飞结束（此时飞机的高度为1500 英尺）到达规定的巡航速度和高度的过程称为航 线爬升。民用大型飞机的爬升是指在中低空保持 表速不变爬升，而在高空保持等M数不变爬升。 爬升过程中，若保持表速不变，由于空气密度减 小，真速将不断增大，即为了保持表速不变，必 须用一部分剩余推力增速，所以飞机的爬升梯度 和爬升率都要减小。
C：在10 000英尺高度平飞加速到上升速度。 D：按给定的表速和指示马赫数上升到上升顶点。 E：在初始巡航高度加速到巡航速度。 F：巡航。
飞行性能
三、 下降性能
与爬升性能类似，下降性能主要 由下降时间、下降的水平距离和下降 时所消耗的燃油量来表示。大型民航 运输机常用的下降方式有低速下降、 高速下降和最省燃油下降。
飞行性能
飞行姿态仪表
图2-19 高速下降和低速下降
飞行性能
四、 巡航性能
巡航性能是指 飞机从爬升顶点到 下降开始点之间的 平飞巡航性能。选 择好巡航高度和巡 航速度可以实现良 好的经济性。图221为某型号飞机的 典型巡航剖面图。
图2-21 某型号飞机的典型巡航剖面图
飞行性能
五、 着陆性能
飞机经历下降阶段后，开始进近与着陆。 着陆阶段虽然历时短，却是飞行中最危险、 最关键，也是最重要的阶段。现代大型民航 客机多是按仪表飞行规则飞行。各航空公司 对进近和着陆都制定了严格、全面的标准操 作程序和规章制度。
飞行性能
二、 爬升性能
从飞机起飞结束（此时飞机的高度为1500 英尺）到达规定的巡航速度和高度的过程称为航 线爬升。民用大型飞机的爬升是指在中低空保持 表速不变爬升，而在高空保持等M数不变爬升。 爬升过程中，若保持表速不变，由于空气密度减 小，真速将不断增大，即为了保持表速不变，必 须用一部分剩余推力增速，所以飞机的爬升梯度 和爬升率都要减小。
C：在10 000英尺高度平飞加速到上升速度。 D：按给定的表速和指示马赫数上升到上升顶点。 E：在初始巡航高度加速到巡航速度。 F：巡航。
飞行性能
三、 下降性能
与爬升性能类似，下降性能主要 由下降时间、下降的水平距离和下降 时所消耗的燃油量来表示。大型民航 运输机常用的下降方式有低速下降、 高速下降和最省燃油下降。
飞行性能
飞行姿态仪表
图2-19 高速下降和低速下降
飞行性能
四、 巡航性能
巡航性能是指 飞机从爬升顶点到 下降开始点之间的 平飞巡航性能。选 择好巡航高度和巡 航速度可以实现良 好的经济性。图221为某型号飞机的 典型巡航剖面图。
图2-21 某型号飞机的典型巡航剖面图
飞行性能
五、 着陆性能
飞机经历下降阶段后，开始进近与着陆。 着陆阶段虽然历时短，却是飞行中最危险、 最关键，也是最重要的阶段。现代大型民航 客机多是按仪表飞行规则飞行。各航空公司 对进近和着陆都制定了严格、全面的标准操 作程序和规章制度。
飞行原理5
由上式可知，下滑角的大小与飞即升阻比 有关，升阻比越大，下滑角越小。因为升组比 大，表示产生同样升力时，阻力小，下滑时重 力分力G2小一些就可以与阻力取得平衡，可以 得到最小下滑角。
（三）、下滑率
飞机在单位时间内所降低的高度叫下滑率，用 Vy下表示，单位是(米/秒)。下滑率大，说明飞机下降 得快，下降到一定高度所需要时间短。在无升降气 流情况下，下滑率的大小等于下降速度的垂直分速， 即：
（一）、平飞航时
飞机平飞航时的长短决定于平飞可用燃油 量多少和小时耗油量大小。 飞机平飞可用燃油量是指从飞机装截的燃 油中，除去起飞、上升、下滑、着陆等所要消 耗的燃油量以及为应付特殊情况的备份油量 （一般不少于40％）之后，所剩下的燃油量， 平飞可用燃油量多，平飞航时就长。 飞机小时耗油量是指飞机每飞行一小时， 发动机所消耗的燃油量，小时耗油量越小，平 飞航时越长。
六、飞机的续航
飞机的续航性能包括航程和航时两个方 面． 航时是指飞机在空中所能待续的飞行时间； 航程是指飞机在空中所能持续飞行的距离。 飞机每次航行都包括上升、平飞、下降等 阶段，其中平飞阶段是航行的主要部分，故在 研究飞机的续航性能时，重点放在平飞阶段 上． 飞机在平飞阶段的航程和航时分别叫做平 飞航程和平飞航时。
从上图中可以找出： 1、飞机最大平飞速度Vmax; 2、飞机最小平飞速度Vmin； 3、飞机平飞有利速度V有利； 4、剩余推力∆P； 5、平飞速度 范围∆V。
（六）、影响飞机平飞的因素
1、飞行高度对平飞的影响：
2、空气温度对飞机平飞的影响：
3、重量对飞机平飞的影响：
二、飞机的爬升
飞机沿向上倾斜的轨迹作等速直线飞行 叫飞机的爬升。
（三）、飞机的起飞离地速度
飞机离地所需要的速度，称为飞机的离地 速度，用V离地表示。 离地速度小，则滑跑距离短，因为离地速 度小，飞机只需经过短距离的滑跑就能加速到 离地速度，因而滑跑距离短。 飞机离地时，升力应等于飞机重力，即：
民航概论课件第二章民用航空器之飞行性能
Payload
Payload
Allowed payload Range
Range
平衡
平衡
Forward limit
CG
Aft limit
manoeuvrability
stability mg
平 衡
Weight (kg) 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 9000 10000 11000 12000 13000 14000 15000 16000 17000 18000 FULL
第二章 民用航空器
第七节 飞行性能
起 飞 速 度
着陆
VREF 50 ft
VREF 1,23 VSR VMCL
Means of braking :
wheel brakes Spoilers Reverses
braking
V=0
LD
飞行剖面与油量
En route reserபைடு நூலகம்e
Taxi fuel
Payload
Range
最大业载的计算
• Payload ≤ (MTOW - dow - AF - HF) - (TF + RR) • Payload ≤ (MLW - dow - AF - HF) - RR • Payload ≤ (MZFW - dow)
Payload
Range
最大业载的计算
– Cabin capacity – Cargo capacity – Tanks capacity
最大业载的计算
• tow = dow + payload + fuel ≤ MTOW • lw = dow + payload + fuel - trip fuel ≤ MLW • zfw = dow + payload ≤ MZFW • trip fuel + reserves + taxi fuel ≤ Tanks capacity
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X Cx 1 G Cy K
G Ppx X K
计算步骤 — 求给定高度H和速度V下的平飞需用推力
1）给定G
2）给定H
查标准大气表
ρ、a
2G 2G Cy 2 V S (aM ) 2 S Cy G Ppx X K K C
x
3）给定M（V） 计算
查极曲线
Cx
飞机定常平飞推力特性 平飞所需推力随飞行速度的变化规律
简单推力法求解
飞机定常平飞性能
1.最大平飞速度Vmax ( Mmax ) 定义
在某高度能定直平飞的最大速度，称该高度最大平飞速度。 各高度Vmax最大者称为飞机的最大平飞速度。
简单推力法图解确定 Vmax ( Mmax )
飞机定常平飞性能
Vmax ( Mmax ) ~H 关系 P H增加
11km 亚音速 跨音速 超音速 飞机 H 飞机 飞机
Mmax M 同样推力变化,右交点移动量跨音速区<亚音速区<超音速区
X
1 X 0 Cx 0 M S ( a 2 ) 2 A 2m2 g 2 1 Xi 2 ( )( 2 ) M S a
2
H增加
X0
Xi
Mlj
M
飞机定常平飞推力特性
低速区：平飞需用推力随高度增加而增加。 高速区：平飞需用推力随高度增加而减小。
Ppx X 0 X i 1 1 2 C x 0 V S C y V 2 S 2 2 2 1 Cx 0 M S ( a 2 ) 2 A 2m 2 g 2 1 ( )( 2 ) 2 M S a 高速区：零升阻力占主导地位。
飞机定常平飞推力特性
低速飞行时，以升致阻力为主，阻力随M增加而降低； 高速飞行时，以零升阻力为主，阻力随M增加而增加； 跨音速区，出现波阻，零升阻力系数剧增，阻力剧增。 （声障），措施： A 采用大推力的喷气发动机 Cx0 低波阻构形 小展弦比 大后掠角 薄翼型 细长机身 跨音速面积律等
Qpf Q 0 Qi
简单推力法：适用于喷气式飞机（用直接推力式发动机） 功率法：适用于螺旋桨飞机（用功率式发动机）
2-1飞机定常平飞推力特性
飞机定常平飞推力特性
1.飞机定常运动方程
垂直平面内质心运动方程为：
G dV Pky cos( P ) X G sin g dt G d V Y Pky sin( P ) G cos g dt
X
基本关系式
Pky cos( P ) X 0 Y Pky sin( P ) mg 0
近似
G
P X Y mg
要求一定的油门位置 要求一定迎角
飞机定常平飞推力特性 平飞需用推力计算方法：
1 2 P X C V S px x 2 G Y C 1 V 2 S y 2
第二章 飞机的基本飞行性能
上海交通大学 航空航天学院
内容
2-0 引言 2-1 飞机定常平飞推力特性 2-2 飞机定常平飞性能 2-3 飞机定常上升性能 2-4 飞机定常下滑性能 2-5 基本飞行性能的参数影响 2-6 小结
2-0 引言
引言
基本飞行性能内容
基本飞行性能：指飞机在定常运动和准定常运动时的 运动性能。 定常运动：飞机运动参数不随时间改变。
低速区：诱导阻力占主导地位。
2-2飞机定常平飞性能
飞机定常平飞性能 定常平飞基本关系
Y=G
Pky=Q 调整α
yx ( ) yx
n慢 n nmax (加力/ 不加力 )
调整n
在某H、V平飞 重量、构形确定
性能指标
Vmax ( Mmax ) , Vmin, Hmax ,平飞包线
y
V
P
Pky
Y
xh
X
由
dV d 0, 0 dt dt
，上式可化为：
G
Pky cos( P ) X G sin 0 Y Pky sin( P ) G cos 0
运动形式
0 定常平飞 0 定常上升 0 定常下滑
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
定直平飞 定直爬升 定直下滑
平飞性能
爬升性能
下滑性能
基本飞行性能主要研究飞机飞多快、飞多高等问题。
引言
计算基本条件
1)基本气动外形 2)发动机工作状态
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。
由 P , 不大，上式可进 一步简化为：
Pky X G sin Y G cos
飞机定常平飞推力特性
y
概念 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。
V
P
Pky
Y
xh
Ppx X 1 (Cx 0 AC y ) V 2 S 2 2 1 AG Cx 0 V 2 S 1 2 V 2 S 2 X0 Xi
2
A Cx0
X
X0
零升阻力
升致阻力 (诱导阻力)
Xi
Myl Mlj 1.3
M
X 0 X i K max Ppxmin 有利状态
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。
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
Ppx X 0 X i 1 1 2 Cx 0 V S C y V 2 S 2 2 A 2m 2 g 2 1 2 1 2 Cx 0 M S ( a ) 2 ( )( 2 ) 2 M S a