飛行動力學-飛機飛行性能計算

1、飛行動力學-飛機飛行性能計算 ?幾種戰(zhàn)斗機性能表(不用減速傘)飛行動力學Flight Dynamics按力學基本原理結合具體對象（飛機）來分析、研究其在有控制或無控制情況下的運動特性。飛行動力學是一門綜合性的應用力學。目的是為了評估飛機的使用（作戰(zhàn)）性能、飛行的安全性、及駕駛員實現(xiàn)預定性能的難易程度。例如：滿足安全飛行的需求 滿足預定的戰(zhàn)術技術指標（高度、速度、航程、載荷）飛行力學的研究內(nèi)容分支飛機飛行性能檢驗飛機設計方案是否能夠滿足設計使命，能否滿足預定的預定的戰(zhàn)術技術要求通過具體參數(shù)來表征飛機在各飛機階段的飛行能力，例如：飛機的最大最小飛行速度飛機的升限 上升率 加減速時間給定高度的航程通

2、常比較飛機的極限飛行能力計算分析本課程的主要內(nèi)容飛機性能計算的原始數(shù)據(jù)，氣動推力重力飛機的基本飛行性能，定常直線飛行的高度、速度、上升率等飛機的續(xù)航性能，最大飛行時間和距離飛機的機動飛行性能，轉(zhuǎn)彎筋斗等飛機的起飛和著陸性能，起飛著陸距離、時間飛機的任務性能，飛行剖面第一章 飛機飛行性能計算所需的原始數(shù)據(jù)飛行過程中的受力分析及角度定義(一)發(fā)動機發(fā)動機安裝角32機身軸線發(fā)動機軸線發(fā)動機尾噴口軸線相對于發(fā)動機軸有5夾角定直平飛的受力分析定常直線水平飛行受力分析及角度定義(二)受力分析及角度定義(三)重力G 重力大?。篏=m g m飛機質(zhì)量飛機質(zhì)量隨燃油消耗外掛投放等變化 性能計算過程中，飛機質(zhì)量通

3、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，但變化很小通常取9.81 重力方向：鉛垂向下大氣結構對流層同溫層平流層中間層熱層電離層標準大氣海平面大氣參數(shù)： H = 0 m T = 288.15 K p = 101325 Nm-2 r = 1.225 kgm-3 g = 9.80665 ms-2氣動力：Y/Q/Z氣動力可以分解為Y/Q/Z三個力qSCZqSCQqSCYzxy221Vqr 其中q為動壓 其中S為機翼參考面積常見飛機的參考面積升力特性yyyCCC)(0 Cy為升力系數(shù)，取決于飛機的氣動布局（翼型、機翼平面形狀、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

4、迎角范圍內(nèi)： 其中Cy為平尾偏轉(zhuǎn)引起的升力系數(shù)變化，為平尾偏角，通常Cy 這一項的值比較小，可以忽略 Cy稱為升力線斜率升力方向：飛機對稱面內(nèi)垂直于飛行速度方向qSCYy升力大?。荷η€某第二代戰(zhàn)斗機采用對稱翼型0=00M數(shù)對升力曲線的影響大迎角區(qū)的升力特性常見飛機的Cymax展弦比對升力系數(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可分為 升致阻力（誘導阻力、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：20

5、0yxxixxACCCCC 其中：Cx阻力系數(shù) Cx0零升阻力系數(shù) Cxi升致阻力系數(shù) A誘導阻力因子對稱翼型升阻極曲線低速時極曲線變化不大零升阻力系數(shù)升致阻力因子升阻比KxyCCK 升阻比：最大升阻比Kmax對應的Cy稱為有利升力系數(shù)Cyyl最大升阻比KmaxyyxyxACCCCCK010)(20ACCCCdCdyxyxyACCxyyl00max21xACK給定速度的最大升阻比最大升阻比Kmax常見飛機的最大升阻比現(xiàn)代飛機上常用的發(fā)動機渦噴渦扇發(fā)動機（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)速發(fā)動機的幾種工作狀態(tài) 加力 最大 額定 巡航 慢車推力速度某飛機在11km高空的全加力推力隨M數(shù)變化曲線推力高度不同高度下，大氣溫度、密度不同，因而推力不同。H11km時，溫度不變，推力與密度有如下關系：1111rrPP可用推力Pky發(fā)動機安裝在飛機上會帶來推力損失 Pky=hP通常最大狀態(tài)或加力狀態(tài)的推力對性能計算比較重要，所以可用推力一般是指發(fā)動機（一臺或多臺）安裝在飛機上之后，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可用推力