飛機(jī)性能與計(jì)劃-第一章基礎(chǔ)知識(shí)

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飛行性能與飛行計(jì)劃課程概完全理解大 機(jī)的飛行性能相關(guān)概圖掌握相關(guān)性能圖表的使考試題填空選分?jǐn)?shù)比例：40%（平時(shí)）+60%（考試飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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參考書(shū)【1】 .飛行性能與飛行計(jì)劃，科學(xué) 【2】 航空局（譯者：陳新河）.飛機(jī)飛行手冊(cè), 謝春生王玉編著.飛行計(jì)劃，中國(guó)【4】丁興國(guó)等編 機(jī)飛行性能與計(jì)劃，2012，第一版飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand章節(jié)

第4章飛機(jī)的爬升和下第6章飛機(jī)的著陸性飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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第一章預(yù)備知識(shí)飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大高飛行速 的性飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand國(guó)際標(biāo)飛機(jī)大氣環(huán)境:飛

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大氣的組成

大氣主要包含三種成分：純干飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

大氣的分

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散(外/逃)逸散(外/逃)逸中間中間平流平流等(同)對(duì)流層對(duì)流層對(duì)流對(duì)流飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

大氣的分高壓大氣的分高壓大氣垂直層的依據(jù)大氣各層溫的垂直布特對(duì)流層集中了3/4的空氣質(zhì)量和幾全部的水氣，對(duì)流活動(dòng)頻繁

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大氣

FlightPerformanceand大氣的性

在分析大氣對(duì)飛機(jī)性能的影響時(shí)，通常被看作是連續(xù)介質(zhì)（CninusMediur）大氣的物理參數(shù)如溫度、壓強(qiáng)、密度等都是空間位置和時(shí)間的連續(xù)函數(shù)。同時(shí)把大氣看作完全氣體，并認(rèn)為大氣的比熱比(ratioofpecificheat)或絕熱指數(shù)(adiaaceponent)（大氣的定壓比熱P與定容比熱V之比）為常數(shù)，即有：kPV1..大氣的狀態(tài)方大氣的基本狀態(tài)參量溫度T、壓強(qiáng)P、密度ρ滿足如下方 其中，P是大氣的壓強(qiáng)(N/m2)；ρ是大氣的密度(kg/m3)；T是大氣的溫度(oK)；R是大氣的氣體常數(shù) 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand1.1.1大氣的性大氣中的

量或尺度。大氣中聲速取決于大氣的溫度，聲速c(m/s)的計(jì)k為絕熱指

c

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大氣的性大氣的靜力學(xué)方平靜大氣的壓強(qiáng)P隨高度h的變化規(guī)律滿足 體靜力學(xué)方 其中，g是重力加速度(m/s2)；h是高度(m) dp1 gdh 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang大氣溫

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溫度刻度相 溫度刻度相212沸 212

冰

032100絕032100零 蘭氏溫

--華氏溫

--攝氏

0熱力學(xué)飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand溫標(biāo)之

攝氏溫oF＝(oC×9／5)＋32?oC＝(oF－32)×5／9；攝氏溫度與開(kāi)爾文溫度（絕對(duì)溫度）的換算oK＝oC＋273.16；式中oK--開(kāi)爾文溫度，oC--攝氏華氏溫oR＝F＋459.69；式中oR--蘭金溫標(biāo)度，oF--·蘭金溫度與開(kāi)氏溫度的換算=飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand標(biāo)準(zhǔn)大所謂國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣，簡(jiǎn)稱ISA，就是人為地規(guī)

飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihangFlightPerformanceand

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣（Internationalstandard由它能粗略反映中緯度地區(qū)多年的大氣年平均狀況，并得到眾多國(guó)家和國(guó)際組織所承認(rèn)發(fā)現(xiàn)和實(shí)際情況相差較大應(yīng)做修正外，不許經(jīng)常變動(dòng)。如果同時(shí)考慮大氣參數(shù)而擬訂的大氣模式，則稱為飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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T0=15C(2815大氣壓大氣密度ρ0=1.225kg/m3=0.002377Slug/ft3(lb?s2/ft4)c0=340.294m/s=1116.4ft/s=1225km/h=661.475n 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣對(duì)到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度模標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度模型如右圖所亞對(duì)流層內(nèi)（≤11km(36089ft)）

速對(duì)流層內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度隨高度輸?shù)倪f減率為 飛 高。范因此任一高度h(km，1000ft)上的

8642

大氣溫度記作ThTh=T0?λh(oC)=

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣對(duì)到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度模在平流層 (11km~20km任一高度h(11000m≤h≤20000m)上的大聲氣溫度記作Th 聲Th=?56.5oC=216.65oK=?69.7oF= 輸 輸飛機(jī)的飛行性能，通常是以ISA模型作飛為基準(zhǔn)進(jìn)行比較和分析。在給定的高度飛行時(shí)，實(shí)際大氣條件一般表達(dá)為 度±ΔoC。例如飛機(jī)在35000ft的高度上飛行，實(shí)際溫度-45oC。而在35000ft高度

8642

平流對(duì)流層對(duì)流的標(biāo)準(zhǔn)溫度為ISA=15?2×35=-55oC。則認(rèn)為飛行高度上的溫度條件為ISA+10oC。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣對(duì)到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如標(biāo)準(zhǔn)大氣的壓強(qiáng)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓強(qiáng)的模型如圖1.3在對(duì)流層內(nèi)由式(1.1)可已知對(duì)流層內(nèi)溫度隨高度的分布律大氣海平面上的溫度和壓強(qiáng)分別為

T0和

0，因此對(duì)流層內(nèi)任意高度上

的壓強(qiáng)記作Ph，則有

400

850 PhP0(h)

)RT0T飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣對(duì)到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如) T標(biāo)準(zhǔn)大氣的壓強(qiáng)模 在對(duì)流層 88

P(

)

P060

42

400

P101325(288.15-0.0065h

101325(1-2.2557710-5h)5.25588(N/m2 Ph2116.2(1-6.8748810-6h)5.25588(lb/ft2飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣對(duì)到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如 標(biāo)準(zhǔn)大氣的壓強(qiáng)平流層內(nèi) 與對(duì)流層內(nèi)大氣壓強(qiáng)隨高度變g0(hh11

PP

其中，P11=226.32hPa(在11000m或36089ft高度的標(biāo)準(zhǔn)氣壓T11=216.65K(在11000m或36089ft高度的標(biāo)準(zhǔn)溫度)；h11=11000m把相關(guān)常數(shù)代入(1.5)式，可得平流層內(nèi)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓強(qiáng)Ph隨高度變化規(guī)hP22631.8e1.7340.000157h(N/m2h

Ph472.759e1.7340.00048h(lb/ft2通常把與標(biāo)準(zhǔn)大氣壓對(duì)應(yīng)的高度稱為氣壓高度(PA:PressureAltitude)飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣對(duì)到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如標(biāo)準(zhǔn)大氣的密度模根據(jù)P=ρRT可得標(biāo)準(zhǔn)大氣密度在對(duì)流層和平流層內(nèi)的模在對(duì)流層內(nèi)對(duì)流層內(nèi)任一高度h的大氣密度記作ρh g

gh0(h) 0

)

帶入相關(guān)已知量可1.225(288.15-0.0065h)4.25588(kg/m3 h0.002377(1-6.8748810-6 (slug/ft，lb 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣對(duì)到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如(d)標(biāo)準(zhǔn)大氣的密度模根據(jù)P=ρRT可得標(biāo)準(zhǔn)大氣密度在對(duì)流層和平流層內(nèi)的模平流層內(nèi)(11km~20km或同樣可推得平流層內(nèi)大氣密度度與高度的關(guān)系-g0(h-h

帶入相關(guān)已量得 (kg/m 1.734- 0.00070616e1.734-

(slug/ft,lbs/ft飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣對(duì)到20km高度范圍內(nèi)的大氣參數(shù)變化規(guī)律如(e)無(wú)量綱形式的大氣在飛機(jī)的性能分析與計(jì)算中，經(jīng)常使用飛行高度h上的大氣溫度T、壓P、密度ρ與標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面的相應(yīng)參數(shù)的比值，分別溫度比(Temperature壓強(qiáng)比(PressureRatio)：δ=P/P0；密度比(DensityRatio)：σ=ρ/ρ0。

其中的下標(biāo)“0”表示標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面上的值。溫度比θ、壓強(qiáng)比δ、密比σ均是無(wú)量綱參數(shù)，本質(zhì)上是飛行高度的函數(shù)，其關(guān)系滿 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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標(biāo)準(zhǔn)大氣0H11000T288.150.0065 5.25588 H T0 4.25588 H T0飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihangFlightPerformanceand

1.1.3標(biāo)準(zhǔn)大氣飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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1.1.3標(biāo)準(zhǔn)大氣飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

2

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高度的相關(guān)概按照CAO的定義，把通常所說(shuō)的高度，即所謂某點(diǎn)或可以視為一個(gè)點(diǎn)的物體的高度，定義為從某一個(gè)指定的基準(zhǔn)點(diǎn)到該點(diǎn)或該物體之所測(cè)得的垂直距離；而飛機(jī)的飛行高(Flight )中的高(Attue是指自平均海平面MSMen Sea eve量至一個(gè)平、一個(gè)點(diǎn)或者可以視為一個(gè)點(diǎn)的物體的垂距離。飛機(jī)實(shí)際的飛行高度常用以百英尺為單位的飛行高度層(FL :Flight evl來(lái)表示，如當(dāng)飛機(jī)飛行在高度0時(shí)表示為0，飛行高度層是指以標(biāo)準(zhǔn)氣壓101325 hPa etoaal為基準(zhǔn)面面上差。確定飛機(jī)在空間的垂直位置一方面需要選定基準(zhǔn)面，另一方面要選定測(cè)量的物理量，根據(jù)選定的物理量不同高度分為幾何高度、位勢(shì)高度、氣壓高度、密度高度等。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

高

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高度的重力勢(shì)（位勢(shì)）高度(Geopotential氣壓高度(Pressure密度高度(DensityAltitude(DA)飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand幾何高度(Geometrical

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重力勢(shì)（位勢(shì)）高度(Geopotential在該高度上，一個(gè)物體在均勻引力場(chǎng)中所具有等于實(shí)際地球引力場(chǎng)均勻均勻引力實(shí)際地球引力 m

f

(R R2

g0

g

hg g

(R 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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實(shí)際地球引力場(chǎng)重力加速度g隨高度h面高度為h，由萬(wàn)有引力定f

(R其中R=6367436m地球的半徑，M地球的質(zhì)量，G常數(shù)。又飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

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實(shí)際地球引力場(chǎng)重力加速度g隨高度h (R這就是重力加速度g隨高度變化的公 0g0(R 0g0(RgR2ghR0)

FlightPerformanceand位勢(shì)高度H與幾何高度h的關(guān)

均勻引力場(chǎng)位勢(shì)高度H的勢(shì) 實(shí)際地球引力場(chǎng)幾何高度h的勢(shì)mg0H0hgH0h

g(y)dy

h0(RhH HRh 1h/Rh1H/RHh0mg(飛行學(xué)院Flyingh0mg(

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H

幾何高度h總是大于位勢(shì)高度R 1h/h 1H/

且當(dāng)位勢(shì)高度H→R，幾何高度h→∞時(shí)HRh0h0∞飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand重力勢(shì)（位勢(shì)）高度H的意

均勻引力場(chǎng)中重力加速度gg，g不隨飛行高度而改變能時(shí)，要計(jì)入高度對(duì)飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

原則確定的高度（記作p=30742.9帕。查ISA表知：ISA9000m高度的大氣壓強(qiáng)為p=30742.9帕，則稱實(shí)際上該處距海平面的幾何高度h也可飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

對(duì)流層內(nèi)氣壓高度與壓當(dāng)壓強(qiáng)大于對(duì)流層頂26.ha1.式可得 T0[1(Ph)g0

P HPA44330.8[1(h P0 145442[1(Ph

0飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure平流層內(nèi)氣壓高度與壓強(qiáng)的關(guān)

當(dāng)壓強(qiáng)小于對(duì)流層頂，則表明式可得

RT11ln P HPA110006341.62lnh110006341.62P

3608920805.8lnPh3608920805.8ln

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FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

氣壓高度增量與幾何高度增量之間的關(guān)為了得到氣壓高度與幾何高度的關(guān)系，可以假設(shè)幾何高度h上測(cè)得的實(shí)際大氣壓強(qiáng)為，實(shí)際的溫度和密度分別為T(mén)和，則有=ρ，因此ρ=P/(，將其帶入大氣靜力學(xué)方程可得dh

記所假設(shè)的幾何高度h對(duì)應(yīng)的氣壓高度為HP，該氣壓高度上T和ρ，則大氣靜力學(xué)方程可寫(xiě)作飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

氣壓高度增量與幾何高度增量之間的關(guān)

同樣由Ph=ρS?R?TS，可得ρS=Ph/(R?TS)，并將其帶入上dPh

將式(1.16)帶入(1.14)中可dhTh

上式即為氣壓高度增量與幾何高度增量之間的飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

對(duì)流層內(nèi)氣壓高度與幾何高度h Tln(1

0即hHPA153.866Tln(12.2577

hHPA504.745Tln(16.87559

-6 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

平流層內(nèi)氣壓高度與幾何高度在平流層內(nèi)氣壓高度為HPA處的標(biāo)準(zhǔn)大氣的溫度h-

T11T

即 H )-6.8971 h )-22.628

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FlightPerformanceand氣壓高度(Pressure

大氣溫度對(duì)實(shí)際飛行高度（幾何高度）的飛機(jī)的飛行通常是按氣壓高度飛行的，實(shí)際上是按等壓面飛行的。由上面的分析可見(jiàn)，實(shí)際溫度與標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度偏差越大，則實(shí)際的飛行高度（幾何高度）與氣壓表指示的高度（氣壓高度）的偏差也越大。高度表指示相同的氣壓高度，當(dāng)實(shí)際溫度高于該氣壓高度的標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度時(shí)，則實(shí)際的飛行高度（幾何高度）飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand

例：測(cè)得某飛機(jī)在飛行高度上的氣壓為p3.2帕。查A表知：SA9000高度的大氣壓強(qiáng)為p4帕，則稱該飛機(jī)的氣壓高度為00。實(shí)際上該處距海平面的幾何高度也可能大于或小于。附注：對(duì)于溫如若測(cè)得該處實(shí)際溫度為-33.5℃=239.65oK,查ISA表知：ISA9000m高度溫度為-43.5℃,則此處的溫度可表示為ISA+10附注：對(duì)于密度有2種方法ρ

30742

0.44688(kg/m3

287.06σδ30742.9/101325.2 239.65/ρσρ00.44688(kg/m3飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

密度高

FlightPerformanceand

(DensityAltitude(DA)（DensityAltitude）是指當(dāng)已知飛機(jī)飛行高度的大氣密度時(shí)，用與該密度值對(duì)應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)大氣H/km |ρ/kg/m3H/km |ρ/kg/m30123459|288.15|101325.2|1.22505||281.65|89875.0|1.11168||275.15|79495.6|1.00646||268.65|70108.7|0.90913||262.15|61640.7|0.81913||255.65|54019.9|0.73612||229.65|30742.9|0.46635||223.15|26435.8|0.41270||216.65|22631.8|0.36391||216.65|19330.9|0.31093||216.65|12044.5|0.19367||216.655474.9|0.08803|295.07

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密度高度(DensityAltitude(DA)pRTppconst:T T的較（highdnsityaltiu；（），度高度（lowdnsityaltitu）。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand

密度高度(DensityAltitudeDA)低密度高度有利于飛機(jī)操控，高密度高度則不利于飛機(jī)操空控，主要原因由于引擎進(jìn)氣減少致飛行動(dòng)力降grip）減小，對(duì)噴氣式飛機(jī)而言，空氣質(zhì)量的減少降低進(jìn)氣量，同樣都會(huì)減低推力。由于空氣密度減小會(huì)致使飛機(jī)升力減小、爬升能力降低飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 使用中的高

指示高度IAf(Pamb)–=飛行環(huán)境氣壓高度PAamb–調(diào)定的基準(zhǔn)面氣壓高度飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand使用中的高QFE、QNH、QNE基準(zhǔn)

QFE是指場(chǎng)面氣壓（StationPressure），即機(jī)場(chǎng)道面基準(zhǔn)點(diǎn)大氣壓強(qiáng)。如飛機(jī)停在機(jī)場(chǎng)跑道的道面上，把高度表的零點(diǎn)調(diào)到1013.3hPa(或29.92inHg)，則高度表的讀數(shù)即機(jī)場(chǎng)氣壓高度；若調(diào)整高度表小窗中NH是平均海平面(MS壓強(qiáng)，在使用NH為基準(zhǔn)面調(diào)定值時(shí)，高度表指示高度即是距離平均海平面的高度。當(dāng)飛機(jī)停在機(jī)場(chǎng)跑道道面上時(shí)，若QFE和QNH都是發(fā)報(bào)用的代號(hào)，這兩種氣壓高度常用于飛機(jī)的起飛和著陸過(guò)程飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand使用中的高QFE、QNH、QNE基準(zhǔn)

Q是標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面的壓強(qiáng)，即103.2ha(bar)或99n。當(dāng)高度表基準(zhǔn)設(shè)定為Q時(shí)，高度表指示的值即為標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度。(飛行高度層(FlightLevel)是以標(biāo)準(zhǔn)大氣海平面1013.2hPa為基準(zhǔn)面，在飛行的垂直距離上保持恒定氣壓值的間隔層，通常用m或ft表過(guò)渡高度(TransitionAltitude)是一個(gè)規(guī)定的指示高度，超過(guò)該高飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 使用中的高

過(guò)渡高度層(TransitionLevel)是指高于過(guò)渡高度的第一層飛行高度層。當(dāng)飛機(jī)進(jìn)近階段，經(jīng)過(guò)過(guò)渡高度層時(shí)，必須將高度表基準(zhǔn)調(diào)定值改為QNH或QFE，過(guò)渡高度層由空通部門(mén)指定。在爬升時(shí)經(jīng)過(guò)過(guò)度高度層是，通常將高度表基準(zhǔn)調(diào)定值改為QNE幾何高度與氣在飛機(jī)飛行過(guò)程中，測(cè)量高度的目的在于確保飛機(jī)相對(duì)地面以及飛機(jī)之間保持足夠的安全裕度。為此，通過(guò)高度表基準(zhǔn)值的調(diào)定，可以得到氣壓高度。氣壓高度與幾何高度的關(guān)系參見(jiàn)圖1.6。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 使用中的高

絕對(duì)高度（TrueAltitude）：飛機(jī)到海平面的距真實(shí)高度(AbsoluteAltitude/Height)：飛機(jī)與其正下方地面的距離；相對(duì)高度(RelativeAltitude/Height):飛機(jī)相對(duì)某一指定場(chǎng)面的距離；飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang飛行速

FlightPerformanceand

1.空速表的測(cè)速飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

3.行速

FlightPerformanceand

1.空速表的測(cè)速程(Bernoulli’s Equation)，可求得此條件VTAS

2(Pt-

PPk1

PP

k1 VTAS

st

1

s s

1

k1 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

3.行速

FlightPerformanceand

1.空速表的測(cè)速空速表的刻度方空速表根據(jù)伯努利方程，當(dāng)測(cè)得總、靜壓差(Pt–P后，膜盒的伸縮與表速應(yīng)度(2.可以看, 由不同的飛行高度上的壓強(qiáng)P和密度不同,當(dāng)、靜壓差(P–相同時(shí),速度表指針偏轉(zhuǎn)角度相同指示的速度將一樣，然而對(duì)應(yīng)的飛機(jī)真實(shí)空速AS卻是不同的。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

3.行速

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1.空速表的測(cè)速原例1.假設(shè)大氣條件是標(biāo)準(zhǔn)的，飛機(jī)在高度分別為0ft、5000ft、10000ft和35000ft測(cè)得相同的總、靜壓差為(Pt–Ps)=170hPa是多少？.5所示。高度0壓強(qiáng)166.飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

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空速表的測(cè)速不可能把速度表刻度成對(duì)應(yīng)所有高度上的真實(shí)空速。為此–僅有唯一的一個(gè)速度與之對(duì)應(yīng)，刻度時(shí)都考慮了空氣壓縮性影響，但是這時(shí)速度表上指示的速度不是真實(shí)速度，即不是飛機(jī)在該高度上飛行時(shí)所具有的總、靜壓差對(duì)應(yīng)的真實(shí)空速。既是沒(méi)有制造、測(cè)量等任何誤差，也只有在標(biāo)準(zhǔn)大氣海。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

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1.3.2空速的定義與為了根據(jù)空速表的讀數(shù)得到真空速，一般要經(jīng)過(guò)儀表誤差、位置誤差（強(qiáng)測(cè)量誤差）及壓縮性等修指示空速IndicatedAirSpeed 在飛行中主要使用指示空速，在飛機(jī)飛行手冊(cè)和飛機(jī)使用手飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

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1.3.2空速的定義與修校正空速(CalibratedAir校正空速是對(duì)指示空速經(jīng)過(guò)位置誤差修正后的空速表讀數(shù)，記VCAS或CAS。校正空速與指示空速的VCAS=VIAS+ 其中ΔVP是位置誤差修正值，一般是通過(guò)試飛得到的，并在飛行手冊(cè)中給出。ΔVP的值與飛機(jī)的迎角、襟翼位 飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

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1.3.2空速的定義與修當(dāng)量空速EquivalentAir根據(jù)空速表的測(cè)速原理，真實(shí)空速不僅與總、靜壓差有關(guān)，還與飛行高度的壓強(qiáng)有關(guān)。把校正空速經(jīng)過(guò)具體高度的絕熱壓縮流修正后得到的速度，稱為當(dāng)量空速，記作S或AS。當(dāng)量空速是以海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)為基VEAS= 其中C為絕熱壓縮修正值，可以計(jì)算或查飛機(jī)飛行手冊(cè)中的圖表得到，該修正值與具體機(jī)型無(wú)關(guān)，只與飛行高度和校正空速有關(guān)。當(dāng)量速度通常用于飛機(jī)強(qiáng)度計(jì)算以及所受載荷限制。例如在CCAR部中，關(guān)于飛行機(jī)動(dòng)和突況中，飛行包線、機(jī)動(dòng)包線和突風(fēng)包線中的空速就是用當(dāng)量空速表示的，以及各種飛行限制的設(shè)計(jì)空速也是用當(dāng)量空速表示的。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

飛行速

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空速的定義與修真實(shí)空速(TrueAir真實(shí)空速是飛機(jī)飛行時(shí)相對(duì)于周圍空氣的真實(shí)速度，記作VTAS或1Pt-Ps1

2

VTAS

0

通常在飛機(jī)的空氣動(dòng)力分析和性能計(jì)算中需要使用真實(shí)空速。但在飛機(jī)飛行手冊(cè)或性能手冊(cè)中使用的是指示空速和當(dāng)量空速，這主要是由于利和S制成的相關(guān)圖表，通常比較簡(jiǎn)單；便于掌握和使用。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動(dòng)力活塞式航空動(dòng)力裝置做功的能

馬力(HP1馬力=550英尺·磅力秒(ft·lbf/s，單位的關(guān)系是1馬力指示功率：?jiǎn)挝粫r(shí)間內(nèi)整個(gè) 所作的指示功 進(jìn)（排）氣損失以及附屬工作系統(tǒng)的耗功在內(nèi)的功率損失之和，也是其機(jī)械損失。對(duì)于增壓式發(fā) ，其機(jī)械損失等于摩擦功率與增壓器的耗功之飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動(dòng)力(a)活塞式航空動(dòng)力裝置做功的能

輸送給螺旋槳的功率；對(duì)于吸氣式發(fā) ① 轉(zhuǎn)速：在使用的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，有效功率隨 轉(zhuǎn)速增加而增加②進(jìn)氣壓力和溫度：進(jìn)氣壓力增加/溫度降低則有效功率增/溫度升高則有效功率減 的有效功率逐漸減小。增壓 ④余氣系數(shù)：通常余氣系數(shù)在0.8-0.9時(shí)有效功率最大，偏離此范圍時(shí)有效率減?、莼蜏囟龋罕３衷谝蟮臏囟确秶鷥?nèi)，有效功率高，否則有效功率降低⑥飛行速度：速度高，氣缸充填量大，有效功率大，否則有效功率飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動(dòng)力

活塞式航空動(dòng)力裝置的經(jīng)濟(jì)機(jī)械效率： 的有效功率與指示功率之比有效效率： 在每一個(gè)工作循環(huán)中所作的有效功和該循環(huán)中所加料的理論發(fā)熱量之比單 消耗率：每產(chǎn)生單位功率在單位時(shí)間（小時(shí)）內(nèi)所消耗質(zhì)量。該值越小則 的經(jīng)濟(jì)性越好飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動(dòng)力

的主要工作狀起飛工作狀態(tài)：是指 使用全油門(mén)和最大轉(zhuǎn)速（一般比額定轉(zhuǎn)速100 -00 r/i）時(shí)的工作狀態(tài)，是發(fā) 功率最大的工作狀，特點(diǎn)是油門(mén)、最大轉(zhuǎn)速工作，發(fā) 溫度高，各機(jī)件承受負(fù)荷大，所以通常規(guī)定其持續(xù)工作時(shí)間不得超過(guò)5分鐘。飛機(jī)在短跑道起飛，高溫高原機(jī)場(chǎng)起飛、緊急起飛、復(fù)飛或快速爬升時(shí)使用起飛工作狀態(tài)。額定工作狀態(tài)：是指發(fā) 設(shè)計(jì)時(shí)所規(guī)定的基準(zhǔn)工作狀態(tài)，該狀態(tài)下物理參數(shù)稱為額定參數(shù)，例如此狀態(tài)下的功率和轉(zhuǎn)速稱為額定功率和額定轉(zhuǎn)速等。其功率值一般比起飛狀態(tài)低0-15%；轉(zhuǎn)速小于最大轉(zhuǎn)速-；連續(xù)使用時(shí)間不超過(guò)1。是正常起飛，大功率爬升，大速度飛行態(tài)。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動(dòng)力 的主要工作狀

最大連續(xù)工作狀態(tài)：指發(fā) 不受連續(xù)工作時(shí)間限制時(shí)能輸出最大功率的工作狀態(tài)。該狀態(tài)下的功率稱為最大連續(xù)功率約為額定功率的；該狀態(tài)下的轉(zhuǎn)速稱為最大連續(xù)轉(zhuǎn)速，約為額定轉(zhuǎn)速的66。最大連續(xù)工作飛。 慢車工作狀態(tài)：是指發(fā) 維持穩(wěn)定連續(xù)工作的最小轉(zhuǎn)速工作狀態(tài)，此時(shí)發(fā) 的功率一般約為額定功率的7%，油門(mén)位于最后，轉(zhuǎn)速為最小轉(zhuǎn)速。慢車工作狀態(tài)常用于飛機(jī)著陸、快速下降、地面滑行等階段。在慢車工作狀態(tài)下，油氣混合物較為富油，發(fā) 的溫度又低，電嘴易積炭，發(fā)工作的穩(wěn)定性差，一般不要長(zhǎng)時(shí)間處在慢車工作狀態(tài)飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動(dòng)力高度對(duì) 性能的影

絕對(duì)升限：當(dāng)在某一高度飛行時(shí)， 可能輸出的最大功率僅能維飛機(jī)平飛，即爬升率為零時(shí)對(duì)應(yīng)的高度使用升限：飛機(jī)當(dāng)最大爬升率為某一值如0/in時(shí)的高度，稱之為使用升限或有效升限發(fā)功率隨高度變化的當(dāng)飛行速度一定時(shí)，活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的功率，將隨飛行高度的增加當(dāng)飛行速度一定時(shí)，活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率隨著高度的增加而飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動(dòng)力活塞式 的綜合性能曲(1)吸氣式 綜合特性曲吸氣式發(fā)的有效功率，從圖1.9可以看出，在轉(zhuǎn)速相同時(shí)，隨著高度的增加有效功率減小；在相同高度上，有效功率隨轉(zhuǎn)

飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性活塞式航空動(dòng)力(e)活塞式 的 的綜合性能曲(2)增壓式 綜合特性曲

根據(jù)圖1.10可知，發(fā)的有效功率飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand4. 的性渦輪噴氣噴氣 概

民用客機(jī)使用的空氣噴氣 ，通常是帶有壓氣機(jī)的渦輪噴氣 ，其主要成部分包括進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪、尾噴管等參見(jiàn)圖1.11飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性渦輪噴氣噴氣 概

為了充分利用渦輪噴氣發(fā)排出尾噴管的高溫燃?xì)鈳в械臒崮芎蛣?dòng)能，克服其耗此低壓渦輪高速旋轉(zhuǎn)并發(fā)出一定的功率，并將此渦輪的前軸從原來(lái)的高壓渦輪、壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的軸中穿過(guò)，帶動(dòng)一個(gè)直徑比壓氣機(jī)大的風(fēng)扇，這就是構(gòu)成了渦輪風(fēng)扇發(fā)。飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand 的性渦輪噴氣噴氣 概

為了發(fā)揮渦輪噴氣發(fā)體積小、功率大的優(yōu)點(diǎn)，在渦輪噴氣發(fā)功，驅(qū)動(dòng)其高速旋轉(zhuǎn)使動(dòng)力渦輪發(fā)出一定的功率，其前軸穿過(guò)機(jī)（）的轉(zhuǎn)子，并通過(guò)壓氣機(jī)前端的成了渦輪螺旋槳發(fā)飛行學(xué)院FlyingCollegeofBeihang

FlightPerformanceand發(fā)的性渦輪噴氣(a噴氣發(fā)概述為了結(jié)合渦輪螺旋槳發(fā)耗油率低和渦輪風(fēng)扇發(fā)飛行速度高的優(yōu)點(diǎn)，設(shè)計(jì)出了槳扇發(fā)（參見(jiàn)圖1.14）。槳扇發(fā)動(dòng)槳發(fā)，區(qū)別在于渦槳發(fā)的螺旋槳是由渦輪通過(guò)器帶動(dòng)的，而槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)的螺旋槳和渦輪之間多數(shù)是無(wú)器，因此槳扇發(fā)的螺旋槳轉(zhuǎn)速非