1预备知识

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本章主要内容
1.1 大气和国际标准大气（ISA） 1.2 高速飞机的升阻力特性 1.3 涡轮风扇发动机性能
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飞行性能与计划/CAFUC
1.3 涡轮风扇发动机性能
第1章 第 39 页
●动力装置的分类 ●活塞式 ●燃气涡轮式
涡轮喷气发动机（涡喷） 涡轮风扇发动机（涡扇） 涡轮螺旋桨发动机（涡桨） 涡轮轴发动机（涡轴）
因此，1g失速 速度比FAR失 速速度大一些。 例如 B747-400 的1g失速速度 比FAR失速速 度大6%。
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关于FAR失速和1g失速的几点补充说明：
1、飞行中很多速度均以失速速度Vs为基准确定，使用 不同的Vs为基准（采用FAR失速还是1g失速），则确定 这些速度采用的因子也不同。在早期飞行中，通常以 VSFAR为基准确定。 如：起飞安全速度V2应不小于1.2VSFAR或1.13VS1g。 2、随着喷气式飞机的出现，在新型飞机审定中，越来 越多的倾向于使用Vs1g。
P RT
其中，R 为 通用气体常数，P以百帕为单位，T为开 氏温度。
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在性能计算中，使用温度、压力和密度与标准大 气海平面的相应值的比值更为方便。 温度比 压强比
T T T0 288.15 K


P P P0 1013.25hpa
密度比
0 1.225kg / m 3
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1.1.4 高度的表示
真实高度（Absolute Altitude） 几何高度 相对高度（Relative Height） 绝对高度（True Altitude） 场面气压高（场压高HQFE） 气压高度 修正海平面气压高度（修正海压高HQNH） 标准气压高度层（HQNE） 密度高度：根据非标准大气的温度偏差将气压高度 修正后的高度。能直接用来确定飞机的飞行性能。
●QNH和QNE之间关系的计算
例1.3 机场标高600ft， QNH 等于 997 hPa, 请找出机场相对于国 际标准大气海平面的高度.
注：高度升高30ft, 压强降低1hPa. 答案: 机场相对于ISA海平面的高度是 1080 ft。
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●QNH和QNE之间关系的计算
例1.4 机场标高600ft， QNH 等于 1027 hPa, 请找出机场相对于国 际标准大气海平面的高度.
2、压力随高度的变化关系
注：在低空，气压每降低 1hpa，气压高度大约增加 28ft。
随着高度增加，压力减小。
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通过测量气压得到的高度被称为气压高度（PA）。
3、密度随高度的变化关系 为了计算给定高度上的标准密度，通常将空气认为是 理想气体，因此，可以按照理想气体状态方程获得：
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3、飞行M数对阻力系数的影响
●在亚音速阶段，随着M数的增加，翼型的阻力系数基本不随飞行 Ｍ数变化；在跨音速阶段，随着M数的增加，阻力系数急剧增大 。
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4、飞行M数对最大升阻比的影响
●随着M数的增加，最大升阻比减小。
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5、衡量空气动力性能好坏的标准 在低速飞行时，衡量标准为： 最大升阻比Kmax 而在高速飞行时，用气动效率MK来衡量气动性能的好坏。
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4 页
认为空气是理想气体，满足理想气体的状态方程：
P RT
同时假定大气是静止的，符合大气静力学方程：
dP g dH
大气中的音速对飞行动力学有重要影响：
a 2 RT
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P a
2
音速的定义及随高度的变化关系
扰动在空气中的传播速度就是音速。
a
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2W n y CL max S
VS1g，对应最大升力系数（即：在升力即将减小之前）。 在这个时刻，过载系数仍然等于1。 VSFAR，对应常规失速（即：当升力开始快速减小时）。在 这个时刻，过载系数总是小于1。
1g失速 FAR失 速
VS
2W n y
CL max S
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随着飞行M数的增加,气动效率MK会先增大后减小。
第1章 第 29 页
1.2.2 飞机重心对升、阻力系数的影响
重心靠前，会使同迎角下飞机的升力系数和最大升力系数减小， 阻力系数增加，失速速度变大（飞机越容易失速） 。
平尾负升力增加, 飞机总升力减少, 总升力系数减少。
第1章 第 30 页
第1章 第 15 页
几何高度
绝对高度（True Altitude） 真实高度（Absolute Altitude） 相对高度（Relative Height）
真实高度 绝对高度 压力高度
标高
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●常用的几个压力高度
QNH： 修正海压，指飞机距平均海平面 （MSL）的垂直距离。 QNE： 标准海压，指飞机距ISA海平面的 垂直距离。
在气温较低时，发动机的推力随温度增加可保持基本 不变，当气温增加到一定值时，发动机推力随温度的 增加而减小。
第1章 第 44 页
1.3.5 燃气涡轮发动机常用的工作状态
●最大起飞/复飞工作状态 ●最大连续工作状态 ●最大上升工作状态 ●最大巡航工作状态 ●减推力/功率工作状态 ●慢车工作状态 ●反推工作状态
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1、最大起飞/复飞工作状态（TO/GA） 审定级别 是最大推力状态，也是工作条件最恶劣的状态，这种状 态一般只允许使用5min，有的允许到10min，同时还有 高度的使用限制（如B757飞机限制起降机场气压高度应 不高于8700ft） 2、最大连续推力状态（MCT） 审定级别 比起飞推力小，它是发动机可以连续工作的最大推力状 态，没有使用时间限制，通常，该状态也是飞行中一发 失效后的工作状态，产生的推力比最大上升工作状态稍 大，可以保证飞机在一发失效后尽快爬高或在尽可能高 的高度上飞行
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1.2.6 FAR失速和1g失速介绍
飞机的失速速度是飞机可能作稳定飞行的最小速度， 通常并不会以这个速度飞行，但这个速度却是其他一 些速度的参考速度。 由于试飞确定失速速度的 方法不同和判断时机不同， 导致得到的失速速度大小 不同。分别称为FAR失速 速度和1g失速速度。
VS
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1.3.1 涡扇发动机性能简介
涡扇发动机功率（推力）的主要指示参数为低压转子 转速N1或发动机的压力比EPR。燃油流量FF和排气 温度EGT为辅助指示参数。
发动机的推力、燃油流量 （小时耗油量）、耗油率 等参数是发动机的重要性 能参数，他们直接影响到 飞机的飞行性能。
第1章 第 41 页
答案: 机场相对于ISA海平面的高度是 180 ft。
第1章 第 20 页
Altitude Indicator
高度表的调定
高度表
过渡高度（TA-Transition Altitude） 过渡高度层 (TL-Transition Level)
第1章 第 21 页
过渡层也叫过渡夹层（Transition Layer）
第 1章 第 7 页
1.1.2 温度、密度、压强随高度的变化
1、温度随高度的变化关系
第 1章 第
8 页
●当H≤11000m（36089ft）时，随着高度增加，温度线 性递减，标准递减率为：-6.5℃/1000m或-2℃/1000ft； ●当11000m≤H≤20000m（36089ft≤H≤65547ft）时，随着 高度的增加，温度保持不变，为-56.5℃。
本章主要内容
1.1 大气和国际标准大气（ISA） 1.2 高速飞机的升阻力特性 1.3 涡轮风扇发动机性能
第1章 第 22 页
飞行性能与计划/CAFUC
1.2 高速飞机的升阻力特性
第1章 第 23 页
1.2.1 飞行M数对飞机气动性能的影响
1、飞行M数对升力系数和升力系数曲线斜率的影响
●当飞行M数小于临界M数（亚音速阶段）时，同一迎角下升力系数 和升力系数曲线的斜率增加； ●当飞行M数大于临界M数（跨音速阶段）时，同一迎角下升力系数 和升力系数曲线的斜率进一步增加，待飞行M数增加至一定值后（M ＜1），升力系数和升力系数曲线的斜率随着M数的增加而减小。
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关于FAR失速和1g失速的几点补充说明：
3、在JAR中，给出了VS和VS1g的关系， 即 VSFAR=0.94×VS1g 4、FAR根本没有参考1g的失速速度要求。尽管如 此，空客的电传操纵飞机得到了FAA批准，在一些 特殊条件下，可以与FAA批准的一样，用VS1g作 为参考失速速度。
1.2.3 飞机重量对最大系数的影响
飞机重量增大，会使同迎角下飞机的升力系数和最 大升力系数减小。
第1章 第 31 页
1.2.4 扰流板对升、阻力系数的影响
使用扰流板后，会使飞机的升力系数减小，阻力系数增大。
第1章 第 32 页
1.2.5 一台发动机失效对阻力系数的影响
一台发动机失效后，会 使飞机的阻力系数增大。
第1章 第 24 页
2、飞行M数对最大升力系数和临界迎角的影响
亚音速范围，“吸 出更吸，压出更压” 的变化导致逆压梯 度增大，使得气流 分离提前 跨音速范围，飞 机将在更小迎角 下出现激波失速， 导致最大升力系 数和临界迎角减 小
●在亚音速阶段，随着M数的增加，最大升力系数和临界迎角均减小。 ●在跨音速阶段，最大升力系数和临界迎角随M数的增加而减小
Altitude above MSL
Flight Level
Height above Airport
第1章 第 17 页
QFE： 场压高度，相对于机场标高或跑 道入口标高的高度。
●QNH QNE QFE的关系
H QNH H QFE ELEV 机场
第1章 第 18 页
H QNE H QNH H P
第 1章
预备知识
飞行性能与计划/CAFUC
本章主要内容
1.1 大气和国际标准大气（ISA） 1.2 高速飞机的升阻力特性 1.3 涡轮风扇发动机性能
第 1章 第
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飞行性能与计划/CAFUC
1.1 大气和国际标准大气
第 1章 第
3 页
●所谓国际标准大气（ISA),就是人为的规定一个不变 的大气环境，包括温度、密度、气压等随高度的变化 关系，得出统一的数据，作为计算和试验飞机的统一 标准。 国际标准大气 由国际民航组 织(ICAO)制定， 它是以北半球 中纬度地区大 气物理特性的 平均值为依据 建立的。
0.8962
由 σ = δ/θ即可求出σ＝0.8518 。 则实际的空气密度ρ＝ρ0×σ＝1.043455kg/m3
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●实际大气与标准大气的相互换算即ISA偏差
ISA偏差是指：某处实际温度与ISA标准温度的差值。 例1.2：已知某机场场温20C，机场压力高度3000英尺。 求：机场高度处ISA偏差。 解：在压力高度为2000英尺的机场处，ISA标准温度应 为：T标准=15C（2C/1000ft）3000ft=9C， 而实际温度为：T实际=20C， 所以，ISA偏差即温度差为：ISA偏差= T实际T标准 =20C11C=11C， 表示为：ISA+11C
1.3.2 飞行速度对发动机性能的影响
发动机推力特性
随着飞行速度的增加，发动机的推力先减小，后增大； 燃油流量一直增加； 耗油率增加。
第1章 第 42 页
1.3.3 飞行高度对发动机 性能的影响
随着飞行高度的增加， 推力减小； 燃油流量减小； 耗油率基本不变。
第1章 第 43 页
1.3.4 气温对发动机性能的影响
根据理想气体状态方程：
P RT
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●国际标准大气表
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1.1.3 非标准大气
通常利用国际标准大气表和关系式 ，来进 行非标准大气修正。 例1.1：实际温度为30 ℃，气压高度3000ft,确定空气密度。 解：首先可求出温度比，θ＝（273＋30）/288=1.0521 再根据国际标准大气表，得到气压高度3000ft处的 δ＝
dp da 20.1 t来自 273 公里/小时●音速与传输介质的可压缩性有关，音速越小，空气越 容易被压缩； ●在空气中，音速大小只取决于空气的温度，温度越低， 音速越小，空气越易压缩； ●高度增加，音速减小。
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1.1.1 标准大气物理性质
国际标准大气假设重力加速度为恒定值，包括如下规定： ●海平面高度为0，这一海平面 称为ISA标准海平面； ●海平面气温为288.15K、 15C或59F； ●海平面气压为1013.2mBar(毫 巴)或1013.2hPa(百帕)或 29.92inHg(英寸汞柱)； ●空气密度ρ0=0.002377磅·秒2/ 英尺4（1.225kg/m3）； ●音速a0=661.5海里/小时