固定翼無人機技術-飛機基本飛行性能

飛機基本飛行性能

飛機基本飛行性能7.1

用簡單推力法確定飛機的基本性能

平飛所需推力

飛機在空中主要受三個外力的作用：空氣動力R，發(fā)動機推力/拉力T，重力G（如圖）。也可以將空氣動力分解成升力L、阻力D和側力C。外力一般不通過質心，將引起繞質心轉動的力矩，從飛行性能的角度，由于操縱面偏轉可使力矩平衡，實際還常忽略操縱面偏轉對力平衡的影響。平飛所需推力

飛機作等速直線水平飛行叫平飛。平飛時，飛機運動方程可寫為

平飛中為使飛行速度保持不變必須使發(fā)動機推力等于飛行阻力。平飛中為克服飛行阻力所需的發(fā)動機推力就叫平飛所需推力，記為TR，即平飛所需推力上面兩式左右分別相除：得到：阻力系數(shù)平飛所需推力

CD0為零升阻力系數(shù)，一般是飛行Ma的函數(shù)（見圖）；CDi為誘導阻力系數(shù)。一般在迎角較小時（CL≤0.3），CDi＝ACL2，誘導阻力系數(shù)因子A為Ma的函數(shù)；當迎角較大（CL＞0.3）時，CDi除隨Ma而變外，還是迎角（即CL）的復雜函數(shù)，在某些飛機說明書中以誘導阻力曲線的形式給出（見圖）。ΔCDh是考慮到不同高度的雷諾數(shù)影響系數(shù)平飛所需推力

典型的平飛所需推力曲線如圖所示。從圖中可以看出，在一定的高度上，TR開始時（小速度）隨平飛Ma增大而減小，并在某Ma＝Maav時達到最小值；最后隨著平飛Ma的增大而增大。原因是：在小Ma（速度）時，平飛迎角很大，誘導阻力系數(shù)很大，因而誘導阻力很大，是構成平飛所需推力的主要成分。平飛所需推力

如圖某超聲速飛機平飛所需推力曲線隨高度變化的情況。由圖中可以看出隨著高度升高，Maav將逐漸增大，TR曲線將變得越來越平緩。原因是高度升高，大氣壓力下降，零升阻力明顯下降的緣故。零升阻力減小，誘導阻力增大共同作用的結果，Maav將隨高度升高而增大?？捎猛屏?/p>

可用推力是指安裝在飛機上的發(fā)動機實際提供給飛機用于飛行的推力，即考慮飛機進氣道損失、尾噴管增益和功率提取、引氣等修正后的發(fā)動機推力。

左下圖（左）給出了渦輪噴氣發(fā)動機的可用推力隨Ma的變化規(guī)律，即所謂發(fā)動機的速度特性；左下圖（右）給出了渦輪噴氣式發(fā)動機的可用推力隨高度的變化規(guī)律，即所謂發(fā)動機的高度特性；右下圖為渦扇發(fā)動機可用推力隨速度和高度的變化特性。平飛性能的確定

平飛性能主要是指平飛最大速度、最小速度和有利速度。為了確定飛機的平飛性能，首先應將不同高度上的平飛所需推力曲線和相應飛行高度的滿油門狀態(tài)下的可用推力曲線繪制在同一張曲線圖上，稱為推力曲線圖。如圖為某超聲速飛機推力曲線圖。平飛性能的確定

平飛最小速度是指，在一定高度上飛機能作等速直線水平飛行的最小速度?，F(xiàn)代超聲速戰(zhàn)斗機中低空飛行時的平飛最小速度，一般由最大允許升力系數(shù)CLmax決定。

現(xiàn)代超聲速戰(zhàn)斗機的最大允許升力系數(shù)CLmax一般隨Ma而變，不是一個常數(shù)。平飛性能的確定

因此為確定Mamin必須求解下述聯(lián)列方程。

為此，應該在最小平飛速度附近適當選取一系列Mai（i＝1，2，3……），根據(jù)升力等于重力的條件算得一系列升力系數(shù)。最大上升率和升限的確定

上升率（rateofclimb）Vv是指飛機在等速直線飛行中每秒內上升的高度，即

其中：γ為航跡傾斜角，在上升的飛行中也叫上升角最大上升率通過圖解求得給定一系列Mai（i＝1，2，3……），計算Vi=Mai由推力曲線上求得各Vi（即Mai）對應的剩余推力ΔTi，并算出ΔTi˙Vi以（ΔT˙V）為縱坐標，速度V為橫坐標，作（ΔT˙V）~V曲線，從曲線的最高點（圖7-13中）求得（ΔT˙V）max并計算123上升率隨Ma、H變化曲線

超聲速戰(zhàn)斗機一般有兩個快升速度；一個是亞聲速快升速度；一個是超聲速快升速度。原因是：超聲速飛機的剩余推力有兩個極值。其中一個極值點在亞聲速區(qū)有利速度右側附近，一個極值點在超聲速區(qū)的最大可用推力Ma附近。這使超聲速戰(zhàn)斗機在高空具有兩個上升率極值點。最大上升率曲線及靜升限的確定

升限（ceiling）通常是指靜升限（absoluteceiling），也叫理論升限，是飛機能保持等速直線水平飛行的最大高度，也就是最大上升率為零的高度。

實用升限（serviceceiling）應是：在給定飛行重量和發(fā)動機工作狀態(tài)（最大加力、最大或額定狀態(tài)）下，在垂直平面內作等速爬升時，對于亞聲速飛行，最大上升率為0.5m/s時的飛行高度；對于超聲速飛行，最大上升率為5m/s時的飛行高度。螺旋槳飛機的功率

與螺旋槳飛機配套的發(fā)動機包括活塞式發(fā)動機和渦輪螺槳發(fā)動機和電動機，其特性都是用功率（單位W）表示。計算此類飛機性能時，平飛所需動力用平飛所需功率表示，即發(fā)動機能夠提供給飛機的動力，用可用功率Pa表示。可用功率是發(fā)動機折算功率Pc乘以螺旋槳效率η和發(fā)動機臺數(shù)n，即Pa＝nηPc

發(fā)動機折算功率Pc是將渦輪螺槳發(fā)動機產生的噴氣推力T折合進去后的總功率。Pc＝P＋TV/η基本飛行性能的影響因素

可知，升致阻力與重力的平方成正比。重力增加，升致阻力大增，而零升阻力不變?？梢姡亓υ黾又饕绊懰柰屏Φ牡退俨糠?，對影響Vmax不大，但使ΔT減少，從而飛機上升率減小，靜升限降低，爬升到預定高度的時間增加。機翼面積變化對平飛所需推力的影響

機翼面積S增加時，零升阻力增加，升致阻力減小，對平飛所需推力的影響如圖所示。曲線向左移動，S增加使飛機Vmax降低?？捎猛屏υ黾訉︼w行性能的影響

發(fā)動機推力增加，可用推力曲線在推力曲線圖上向上移動（如圖），剩余推力ΔT增加，Vmax和上升率都會增加，對改善飛行性能有利。特別是超聲速飛機，由于高空時平飛所需推力曲線比較平坦，故推力增大對Vmax的增加效果明顯。7.2

平飛包線與飛行限制動壓限制溫度限制穩(wěn)定性和操縱性限制平飛包線與飛行限制

飛機基本性能計算結果，常常在高度—速度平面上用最大平飛速度和最小平飛速度隨高度的變化曲線給出飛機作等速直線水平飛行高度—速度范圍（圖中的虛線）。飛機的平飛高度—速度范圍叫做平飛包線（flightenvelope）。動壓限制

動壓限制（qmax）屬于飛機結構強度和剛度限制。過大的動壓，可能會使機體受到過大的空氣動力作用，從而引起蒙皮鉚釘松動，過大的變形甚至引起結構破壞。

由于中、低空飛行時，空氣密度較大，表速較大，動壓比較容易超出規(guī)定的數(shù)值。因此，動壓限制對飛行員來說就是最大允許表速限制。溫度限制

在環(huán)境溫度一定的情況下，機體表面的氣流滯止溫度僅由Ma決定。因此溫度限制在飛機包線上往往以Malim給出。=2.1=穩(wěn)定性和操縱性限制

當飛機作超聲速飛行時，其舵面效率將降低，方向靜穩(wěn)定性變差，嚴重的還可能出現(xiàn)副翼操縱失效或失去方向靜穩(wěn)定性。為了防止出現(xiàn)這種現(xiàn)象，保證飛機具有足夠的方向靜穩(wěn)定性和操縱性，有必要限制最大飛行Ma。應當指出，除上述幾種限制外，其他許多因素也可能造成飛機實際使用的最大速度提出限制，例如幻影Ⅲ飛機就曾因為助力器功率不足，而不得不限制它的最大速度。7.3

飛機性能的影響因素維護質量對飛機性能的影響飛行重量對飛機性能的影響氣溫的影響維護質量對飛機性能的影響

維護質量的好壞對飛機的基本性能具有明顯的影響。不良的維護可以引起發(fā)動機推力降低，導致蒙皮漆層脫落，飛機表面積垢、劃傷、壓坑或變形、艙口蓋不嚴或密封裝置損壞等。這將使飛機零升阻力增加，平飛所需推力增大。

結果將會使飛機的最大平飛速度減小，平飛速度范圍縮小；使平飛剩余推力減小，飛機最大上升率減小，升限降低。飛行重量對飛機性能的影響

平飛中飛機升力必須等于重力，否則飛機將不能做水平直線飛行。飛機重量增加，飛機升力必須隨之增大。這要求飛機必須以較大迎角，即較大升力系數(shù)飛行，結果必然導致誘導阻力系數(shù)CDi的增大，使平飛所需推力增大，使飛行性能降低。氣溫的影響

氣溫對航空運營的影響是多方面的。飛機發(fā)動機推力的設定、機場跑道的設計與建設、飛機載量與油量的配置等都受氣溫的影響。最大平飛Ma和最大上升率以及靜升限都將隨氣溫的降低而增大；反之，氣溫升高，則發(fā)動機可用推力將減小，平飛最大Ma、最大上升率及升限將隨之下降。本章思考題

1.簡述用“簡單推力法”確定飛機基本飛行性能的原理和步驟。2.上升角和上升率有什么區(qū)別和聯(lián)系?快升速度與陡升速度有什么區(qū)別？3.如何用簡單推力法計算螺旋槳飛機的基本性能？4.什么是平飛包線，其邊界是如何確定的？5.簡述使用維護和氣溫對飛行性能的影響。本章計算題1.某飛機質量5100kg，在某一飛行狀態(tài)下的可用推力為2500kg，升阻比為6。