飛行器性能計(jì)算

1、飛行動(dòng)力學(xué)飛行動(dòng)力學(xué)飛機(jī)飛行性能計(jì)算正常起飛重量(kg)23000202121524015740最大起飛重量(kg)33000308451850025402實(shí)用升限(m)18000183001700015240最大平飛M數(shù)2.352.52.31.8最大使用過載97.3397.5起飛滑跑距離(m)450274250427著陸滑跑距離(m)6201067600670對(duì)空作戰(zhàn)半徑(km)150012701200740轉(zhuǎn)場航程(km)3680 (機(jī)內(nèi)油)463129003706幾種戰(zhàn)斗機(jī)性能表Su-27F-15CMig-29F-18C(不用減速傘)飛行動(dòng)力學(xué)Flight Dynamics 按力學(xué)基本原

2、理結(jié)合具體對(duì)象（飛機(jī)）來分析、研究其在有控制或無控制情況下的運(yùn)動(dòng)特性。 飛行動(dòng)力學(xué)是一門綜合性的應(yīng)用力學(xué)。 目的是為了評(píng)估飛機(jī)的使用（作戰(zhàn)）性能和飛行的安全性以及駕駛員實(shí)現(xiàn)預(yù)定性能的難易程度。例如： 滿足安全飛行的需求 滿足預(yù)定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)（高度、速度、航程、載荷）飛行力學(xué)的研究內(nèi)容分支內(nèi)容研究問題數(shù)學(xué)模型飛行性能飛機(jī)在外力作用下質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，飛機(jī)的極限飛行能力質(zhì)點(diǎn)（三自由度）操縱性穩(wěn)定性外界擾動(dòng)或操縱下的飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性，飛機(jī)保持和改變飛行狀態(tài)的能力剛體（六自由度）氣動(dòng)彈性結(jié)構(gòu)彈性平衡和飛機(jī)結(jié)構(gòu)在極短時(shí)間內(nèi)的反應(yīng)特性，如結(jié)構(gòu)發(fā)散、顫振彈性體飛機(jī)飛行性能 檢驗(yàn)飛機(jī)設(shè)計(jì)方案是否能夠滿足設(shè)計(jì)使命

3、，能否滿足預(yù)定的預(yù)定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求 通過具體參數(shù)來表征飛機(jī)在各飛機(jī)階段的飛行能力，例如： 飛機(jī)的最大最小飛行速度 飛機(jī)的升限 上升率 加減速時(shí)間 給定高度的航程 通常比較飛機(jī)的極限飛行能力計(jì)算分析本課程的主要內(nèi)容 飛機(jī)性能計(jì)算的原始數(shù)據(jù)，氣動(dòng)推力重力 飛機(jī)的基本飛行性能，定常直線飛行的高度、速度等 飛機(jī)的續(xù)航性能，飛行時(shí)間和距離 飛機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行性能，轉(zhuǎn)彎筋斗等 飛機(jī)的起飛和著陸性能，起飛著陸距離 飛機(jī)的任務(wù)性能，飛行剖面第一章 飛機(jī)飛行性能計(jì)算所需的原始數(shù)據(jù)飛行過程中的受力分析及角度定義(一)P發(fā)動(dòng)機(jī)推力Y升力Q阻力G重力jfd發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角a迎角q航跡傾角J俯仰角V飛行速度水平線qaYGQPV

4、jfdJ發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角32機(jī)身軸線發(fā)動(dòng)機(jī)軸線發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口軸線相對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)軸有5夾角定直平飛的受力分析水平線aYGQPVx定常直線水平飛行受力分析及角度定義(二)P發(fā)動(dòng)機(jī)推力Z側(cè)力Q阻力b側(cè)滑角Y偏航角Ys航向角V飛行速度V北bQZPs受力分析及角度定義(三)YGZY升力Z側(cè)力G重力滾轉(zhuǎn)角重力G 重力大小：G=m g m飛機(jī)質(zhì)量 飛機(jī)質(zhì)量隨燃油消耗外掛投放等變化 性能計(jì)算過程中，飛機(jī)質(zhì)量通常取常值 g重力加速度 重力加速度與地理位置飛行高度相關(guān)，但變化很小 通常取9.81 重力方向：鉛垂向下大氣結(jié)構(gòu)對(duì)流層同溫層平流層中間層熱層電離層標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面大氣參數(shù)： H = 0 m T = 288.1

5、5 K p = 101325 Nm-2 r = 1.225 kgm-3 g = 9.80665 ms-2氣動(dòng)力：Y/Q/Z 氣動(dòng)力可以分解為Y/Q/Z三個(gè)力qSCZqSCQqSCYzxy221Vqr 其中q為動(dòng)壓 其中S為機(jī)翼參考面積23386252.5/62.356.527.937.2465常見飛機(jī)的參考面積Mig-21/J-7Mig-29Su-27F-14F-15F-16F-18B-2升力特性jaajayyyCCC)(0 Cy為升力系數(shù)，取決于飛機(jī)的氣動(dòng)布局（翼型、機(jī)翼平面形狀、襟翼偏角、平尾偏角等）及飛行狀態(tài)（高度、M數(shù)、迎角等），在小迎角范圍內(nèi)： 其中Cjy為平尾偏轉(zhuǎn)引起的升力系數(shù)變化

6、，j為平尾偏角，通常Cjy j這一項(xiàng)的值比較小，可以忽略 Cay稱為升力線斜率升力方向：飛機(jī)對(duì)稱面內(nèi)垂直于飛行速度方向qSCYy升力大?。荷η€-1001020304050-0.50.00.51.01.52.0Cya某第二代戰(zhàn)斗機(jī)采用對(duì)稱翼型a0=0a0M數(shù)對(duì)升力曲線的影響05101520250.00.51.01.52.0 M=0.0 M=0.8 M=1.0 M=1.2 M=1.7Cya大迎角區(qū)的升力特性010203040500.00.51.01.52.0CymaxCyddCyyxCysxCyaCymaxCyddCyyxCysxaljaddayxasxCymax最大最大升力系數(shù)alj臨界迎角

7、Cysx失速失速升力系數(shù)asx失速迎角Cyyx最大允許允許使用升力系數(shù)ayxCydd抖動(dòng)抖動(dòng)升力系數(shù)addMig-21/J-71.16(Cydd=0.65)Mig-291.35Su-271.85F-161.4常見飛機(jī)的Cymax展弦比對(duì)升力系數(shù)的影響阻力的產(chǎn)生 阻力按照產(chǎn)生的原因分類 摩擦阻力 壓差阻力 誘導(dǎo)阻力 干擾阻力 零升波阻 升致波阻 阻力按照與升力是否相關(guān)可分為 升致阻力（誘導(dǎo)阻力、升致波阻） 零升阻力（摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力、零升波阻）阻力特性 阻力系數(shù)和升力系數(shù)的關(guān)系Cy-Cx曲線稱為升阻極曲線，這條曲線通?？梢詫懗蓲佄锞€的形式：200yxxixxACCCCC 其中：Cx阻

8、力系數(shù) Cx0零升阻力系數(shù) Cxi升致阻力系數(shù) A誘導(dǎo)阻力因子對(duì)稱翼型升阻極曲線0.000.020.040.060.080.100.120.00.20.40.60.81.01.21.41.6 M=0.4 M=0.8 M=1.0 M=1.2 M=1.7CyCx低速時(shí)極曲線變化不大零升阻力系數(shù)0.40.60.81.01.21.41.61.82.00.000.010.020.030.04Cx0M升致阻力因子0.40.60.81.01.21.41.61.82.00.00.10.20.30.4AM升阻比KxyCCK CyylCxCy升阻比：最大升阻比Kmax對(duì)應(yīng)的Cy稱為有利升力系數(shù)Cyyl最大升阻比K

9、maxyyxyxACCCCCK010)(20ACCCCdCdyxyxyACCxyyl00max21xACK最大升阻比Kmax0.00.51.01.52.00246810121416KmaxM亞音速超音速M(fèi)ig-1514.6Mig-21/J-78.44.7Mig-29124.2F-8614F-49.84.13F-1610.84.2B-5219高空長航時(shí)30常見飛機(jī)的最大升阻比現(xiàn)代飛機(jī)上常用的發(fā)動(dòng)機(jī)渦噴渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)（渦噴渦扇）推力油耗油門轉(zhuǎn)速飛行速度飛行高度推力轉(zhuǎn)速4050607080901000510152025303540P / kNn / %發(fā)動(dòng)機(jī)的幾種工作狀態(tài) 加力 最大 額定 巡航 慢車推

10、力速度0.00.51.01.52.02.5024681012P / kNM某飛機(jī)在11km高空的全加力推力隨M數(shù)變化曲線推力高度024681012024681012141618H / kmP / kN不同高度下，大氣溫度、密度不同，因而推力不同。H11km時(shí)，溫度不變，推力與密度有如下關(guān)系：1111rrPP可用推力Pky 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在飛機(jī)上會(huì)帶來推力損失 Pky=hP 通常最大狀態(tài)或加力狀態(tài)的推力對(duì)性能計(jì)算比較重要，所以可用推力一般是指發(fā)動(dòng)機(jī)（一臺(tái)或多臺(tái)）安裝在飛機(jī)上之后，其最大推力或全加力推力 不同高度下，可用推力隨M數(shù)變化的曲線稱為可用推力曲線可用推力曲線0.00.51.01.52.02.

11、5051015 H=0km H=3km H=5km H=8km H=11kmPky / kNM可用推力曲線0.00.51.01.52.00246810 H=0km H=3km H=5km H=8km H=11kmPky / kNM耗油率0.00.51.01.52.00.10.20.3qNh / kgN-1h-1M耗油率qNh：發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生每牛頓推力在每小時(shí)內(nèi)消耗的燃油質(zhì)量小時(shí)耗油率0.00.51.01.52.005000100001500020000250003000035000qh / kgh-1M小時(shí)耗油率qh：飛機(jī)每小時(shí)消耗的燃油質(zhì)量iPqqNhh耗油率高度qNhH11km耗油率轉(zhuǎn)速qNhn巡航轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)速特性曲線qNhPn=80%90%95%100%M=0.10.51.01.5典型發(fā)動(dòng)機(jī)特性起飛推力kN巡航耗油率kg/(kgh)推重比飛機(jī)F100-PW-229129.40.6477.7F-16C/DF-15EF119-PW-200155.70.6110F-22AL-31