飛行力學(xué)課件

飛行力學(xué)第一章飛機性能計算的原始數(shù)據(jù)和質(zhì)心運動方程內(nèi)容引言1-1飛機的升力和阻力特性1-2發(fā)動機推力和耗油率特性1-3飛機質(zhì)心運動方程小結(jié)引言出發(fā)方程：質(zhì)心動力學(xué)關(guān)係（牛頓第二定律）0質(zhì)心動力學(xué)關(guān)係是基礎(chǔ)確定外力條件將操縱面的平衡能力作為約束條件研究飛行性能的基本思路引言從飛行性能的角度，假設(shè)操縱面偏轉(zhuǎn)可使力矩平衡，但將其最大平衡能力作為約束。實際還常忽略操縱面偏轉(zhuǎn)對力平衡的影響。作用在飛機上的外力外力矩平衡及約束外力一般不通過質(zhì)心，它將引起繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的力矩§1-1飛機的升力和阻力特性

氣動力基本描述小迎角範圍的升力關(guān)係

升力特性最大允許升力係數(shù)

阻力特性零升阻力係數(shù)誘導(dǎo)阻力因數(shù)A

極曲線和最大升阻比Kmax§1-1飛機的升力和阻力特性在常規(guī)飛行性能問題中，假設(shè)飛行無側(cè)滑，視側(cè)力為零分量形式空氣動力無量綱化後升力係數(shù)阻力係數(shù)側(cè)力係數(shù)000

氣動力基本描述V機身參考線

飛機對稱面O

YQZ§1-1飛機的升力和阻力特性小迎角範圍的升力關(guān)係

升力特性0升力線斜率,與翼型、機翼平面形狀、M數(shù)有關(guān),即~M,

,

零升迎角，取決於機翼有效彎度和M數(shù),即~M,

f升力部件有機翼、機身、平尾主要的是翼－身組合體。平面形狀參數(shù)：bA=S/l

=l/bA

=b0/bt

0lb0Sbt§1-1飛機的升力和阻力特性翼型彎度對的影響厚機翼薄機翼1.0典型大

小

§1-1飛機的升力和阻力特性

隨迎角增大，升力曲線非線性按，依次出現(xiàn)抖動、失速，直至達最大升力係數(shù)狀態(tài)。最大允許升力係數(shù)超音速時焦點(氣動中心)後移，且平尾最大升力係數(shù)下降。飛機的俯仰平衡限制M<1M>1?最大允許升力係數(shù)§1-1飛機的升力和阻力特性最大可配平升力超音速時平尾平衡能力劇降形成飛行限制§1-1飛機的升力和阻力特性零升阻力係數(shù)

阻力特性誘導(dǎo)阻力因數(shù)零升阻力係數(shù)無側(cè)滑時的極曲線運算式誘導(dǎo)阻力係數(shù)2)長細比增大，機翼薄，1)與升力無關(guān)，取決於外形、M、Re1.0波阻出現(xiàn)隨M增加，激波強度減弱摩阻＋壓阻＋干擾外形、Re確定§1-1飛機的升力和阻力特性誘導(dǎo)阻力因數(shù)A1)取決於外形、M、Re外形、Re確定3)超音速無前緣繞流時：

，A

2)亞音速時，A隨M基本不變:1.0無前緣繞流1／(lyx)AM§1-1飛機的升力和阻力特性

極曲線和最大升阻比Kmax外形、Re確定升阻比最大升阻比評定飛機升阻特性的重要氣動參數(shù)

Kmax=tan

KmaxM先進佈局亞音速飛機經(jīng)典超音速飛機§1-1飛機的升力和阻力特性證明§1-2發(fā)動機推力和耗油率特性

推力式發(fā)動機（如渦輪噴氣式發(fā)動機）基本概念轉(zhuǎn)速特性（油門特性）發(fā)動機典型油門狀態(tài)速度特性高度特性

功率式發(fā)動機簡介(如:渦輪螺旋槳發(fā)動機)§1-2發(fā)動機推力和耗油率特性基本概念臺架推力Pf

：發(fā)動機在試車臺上測得的推力可用推力Pky

：發(fā)動機安裝到飛機上後，真正的作用推力推重比γfd：耗油量qh

：單位時間消耗的燃油品質(zhì)耗油率qkh：單位時間產(chǎn)正單位推力所消耗的油量

推力式發(fā)動機（如渦輪噴氣式發(fā)動機）臺數(shù)推力損失係數(shù)H,V一定，P

f(Pky)、qkh～n關(guān)係§1-2發(fā)動機推力和耗油率特性轉(zhuǎn)速特性（油門特性）1)加力狀態(tài)：帶加力燃燒室，開動其工作的狀態(tài)。對應(yīng)於最大轉(zhuǎn)速，推力較最大狀態(tài)增加30-50%，耗油率增加近一倍以上，連續(xù)工作時間限5-10min。2)最大狀態(tài)：對應(yīng)於最大許用轉(zhuǎn)速(nmax)的發(fā)動機狀態(tài)。推力為非加力時的最大值。只能連續(xù)工作5-10min，通常用於起飛、短時加速、爬升、空中機動等。3)額定狀態(tài)：對應(yīng)於最大轉(zhuǎn)速97%

，推力為最大狀態(tài)的85-90%，可較長時間工作(半小時～1小時)，用於平飛、爬升、遠航飛行等。4)巡航狀態(tài)：n巡

90%

n額，Pf巡

80%Pf額，耗油率最小，不限時，用於巡航。5)慢車狀態(tài)：n慢

30%

n額，推力很小，Pf慢

3~5%Pfmax，連續(xù)工作時間不允許超過10-15min，用於下滑、著陸。(不允許空中停車)§1-2發(fā)動機推力和耗油率特性發(fā)動機典型油門狀態(tài)H,n一定，Pf（Pky）及qkh～V（M）關(guān)係§1-2發(fā)動機推力和耗油率特性速度特性高限受渦輪前燃氣溫度允許值限制§1-2發(fā)動機推力和耗油率特性V,n一定，Pf（Pky）及qkh～H關(guān)係高度特性如何提高噴氣發(fā)動機的推力？如何提高噴氣發(fā)動機的推力？§1-2發(fā)動機推力和耗油率特性V取決於飛行條件。提高P

f可以通過提高Vp和mk。提高Vp和提高燃氣溫度有關(guān)。由於發(fā)動機的耐高溫限制，所以限制了Vp。高溫高速氣體直接排放於空氣中，推進效率低，油耗大，經(jīng)濟性差。Vp大，則噪音大。增加mk而提高可以避免上述缺點——渦扇發(fā)動機的設(shè)計思想。提高Vp的限制：工作原理：首先產(chǎn)生轉(zhuǎn)動功率，帶動螺旋槳轉(zhuǎn)動，依靠空氣動力獲得前行的拉力。缺點：失速限制，只適用於亞音速。優(yōu)點：低M數(shù)時耗油小，馬力大，經(jīng)濟性好?！?-2發(fā)動機推力和耗油率特性

功率式發(fā)動機簡介(如:渦輪螺旋槳發(fā)動機)§1-3飛機質(zhì)心運動方程

坐標系飛機在鉛垂面內(nèi)的運動方程動力學(xué)方程幾種特殊形式質(zhì)心的空間位置鉛垂面zhxdzdyd水平面xh(V)

sOyh

sO:飛機質(zhì)心Oxh:沿速度矢Oxhyh:鉛垂面(指向上為正)Ozh:水平面內(nèi)航跡軸系與地面軸系§1-3飛機質(zhì)心運動方程飛機在鉛垂面內(nèi)的運動方程動力學(xué)方程運動特徵：飛機對稱面與質(zhì)心運動軌跡處於同一鉛垂面，即飛機無傾斜、不側(cè)滑。不計品質(zhì)變化，二自由度。切向運動法向運動10§1-3飛機質(zhì)心運動方程幾種特殊形式直線飛行(直線上升、下降等)水準直線飛行(平飛加減速等)等速水準直線飛行§1-3飛機質(zhì)心運動方程質(zhì)心的空間位置：運動學(xué)關(guān)係小結(jié)氣動特性參數(shù)及其隨構(gòu)造參數(shù)的變化趨勢噴氣式發(fā)動機性能參數(shù)以及其高度特性、速度特性、轉(zhuǎn)速特性、特定油門狀態(tài)能畫出鉛垂平面內(nèi)質(zhì)心運動受力圖，並推出各種特殊運動狀態(tài)下的質(zhì)心運動方程第一章結(jié)束，謝謝大家！飛行力學(xué)第二章飛機的基本飛行性能內(nèi)容引言2-1飛機定常平飛需用推力曲線2-2飛機定常平飛性能的確定2-3飛機定常上升和下滑性能的確定小結(jié)2-4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係2-7超音速飛機基本飛行性能的主要特點2-8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響第二章：引言概念：基本飛行性能飛機最基本的對稱(準)定常直線運動的性能。飛行參數(shù)不隨時間變化適用方程運動形式性能指標1)基本氣動外形 2)給定發(fā)動機工作狀態(tài)(加力、最大、額定等)3)平均飛行重量或其他給定重量正常裝載、半油的飛機重量第二章-引言計算基本條件1)近似解析法2)數(shù)值計算法3)圖解法簡單推力法：適用於噴氣式飛機（用直接推力式發(fā)動機）求解方法通過圖解比較可用推力／功率(已知)和需用推力／功率(由平飛條件Y=G求出)得到飛機基本性能特點。功率法：適用於螺旋槳飛機（用功率式發(fā)動機）概念基本關(guān)係式一般約定飛機進行等速平飛（dV/dt=0)時，發(fā)動機推力用以克服阻力，稱該阻力為定常平飛需用推力Ppx。2－1飛機定常平飛需用推力曲線1)飛機為淨(jìng)外形近似平飛需用推力的計算2－1飛機定常平飛需用推力曲線—

求給定高度H和速度V下的平飛需用推力1）計算G，Gpj=Gqf－W/22）給定H3）給定M（V）計算步驟ρ、aCx查標準大氣表計算查極曲線零升阻力升致阻力(誘導(dǎo)阻力)平飛需用推力隨飛行速度的變化規(guī)律2－1飛機定常平飛需用推力曲線ACx0Q0QiQpfMMyl1.3Mlj有利狀態(tài)此時，波阻為主（音障），應(yīng)採用低波阻構(gòu)形。為了兼跨不同M數(shù)下的要求，採用變後掠、切尖三角翼加邊條等先進氣動技術(shù)。2－1飛機定常平飛需用推力曲線小展弦比大後掠角薄翼型細長機身跨音速面積律等2－1飛機定常平飛需用推力曲線平飛需用推力隨飛行高度的變化規(guī)律KmaxMH增加QpfMMlj2－1飛機定常平飛需用推力曲線2－2飛機定常平飛性能的確定定常平飛基本關(guān)係Y=GPky=Q調(diào)整α調(diào)整n在某H、V平飛重量、構(gòu)形確定性能指標Vmax

(

Mmax

)

,Vmin,Hmax,平飛包線簡單推力法求解定義圖解確定Vmax(

Mmax)2－2飛機定常平飛性能的確定最大平飛速度Vmax

(

Mmax

)各高度Vmax最大者稱為飛機的最大平飛速度。滿油門(最大狀態(tài)、部分加力、全加力)的Pky～M與Ppx～M曲線的右交點。在某高度能定直平飛的最大速度，稱該高度最大平飛速度。P

px(Qpf)MPky(開加力)H給定MmaxM>

Mmax，不能等速平飛M<

Mmax，可等速平飛(收油門)2－2飛機定常平飛性能的確定Vmax(

Mmax)~H關(guān)係H增加MP亞音速飛機HMmax11km超音速飛機跨音速飛機

同樣推力變化,右交點移動量跨音速區(qū)<亞音速區(qū)<超音速區(qū)定義確定Vmin2－2飛機定常平飛性能的確定最小平飛速度Vmin

(

Mmin

)1）滿油門Pky～M與Ppx～M曲線的左交點在某高度能定直平飛的最小速度，稱該高度最小平飛速度。2）升力係數(shù)限制2－2飛機定常平飛性能的確定Vmin(

Mmin)~H關(guān)係H增加MPMminH升力限制推力限制2－2飛機定常平飛性能的確定確定Vmin的步驟理論飛行包線允許飛行包線隨H增加，包線的速度範圍收縮，直至某高度收縮為一點，此為Hmax。2－2飛機定常平飛性能的確定定常平飛速度範圍——飛行包線在H~M(V)平面上，Mmax~H與Mmin~H線所勾劃出的封閉曲線。其內(nèi)飛機可定直平飛／等速爬升／加減速飛行；其上可定直平飛?？紤]實際使用限制後得到的飛行包線。升限HmaxHmaxMH動壓限制:結(jié)構(gòu)強度的需要qmaxM數(shù)限制:操縱性、發(fā)動機工作及熱強度方面的需要Mmax駕駛員讀出的儀錶指示速度。若空速系統(tǒng)為理想的，則該速度為將測量所得的動壓PT按海平面標準大氣進行換算得到的速度。不計壓縮性修正量時，表速和真空速的關(guān)係為：不論H如何，表速相同表明飛機飛行在相同的動壓下2－2飛機定常平飛性能的確定術(shù)語：表速適用方程

上升角θ和最大上升角θmax

2－3飛機定常上升和下滑性能的確定性能指標上升性能剩餘推力

θmax

ΔPmax

Mθ

(陡升M數(shù),一般Mθ>Myl)給定H,構(gòu)形,G下的最大上升角MPΔPmaxMθMyl(VΔP)maxMks上升率Vy：某高度最大上升率Vymax：2－3飛機定常上升和下滑性能的確定

上升率Vy和最大上升率Vymax最大上升率：該高度、指定構(gòu)形、G下可能的最大上升率。所有H中Vymax最大者。

相應(yīng)速度為快升速度Vks(Mks)。

飛機在單位時間上升的高度。VVyθ理論靜升限Hmax.ll和實用靜升限Hmax.sy

Hmax.ll對應(yīng)於Vymax=5m/s(亞音速飛機)或0.5m/s(超音速飛機)的飛行高度。2－3飛機定常上升和下滑性能的確定特定重量、構(gòu)形，發(fā)動機滿油門(最大、加力、全加力)時，飛機能夠定直平飛的最大高度，此時Vymax=0。Hmax.syHmax.llHmax.syHVymax保持Vks(H)，以Vymax上升，所需時間最短。最短上升時間tmin

2－3飛機定常上升和下滑性能的確定1/VymaxHmax.llHH1H2上升時經(jīng)過的水準距離Lss

滑翔、無動力飛行，發(fā)動機慢車，Pky≈0，定直下滑?；杞怯蓸O曲線決定，和飛機重量無關(guān)?？赏ㄟ^滑翔飛行測量氣動特性參數(shù)K。適用方程2－3飛機定常上升和下滑性能的確定下滑性能飛行條件下滑角θxh滑翔機:K較大(10~40)，ε不大，θxh不大分析2－3飛機定常上升和下滑性能的確定下滑距離Lxh下滑率Vyxh和下滑時速度Vxh下滑時間txh具體實現(xiàn)或狀態(tài)改變方法與所處包線區(qū)域有關(guān)。問題的引入2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係平飛範圍的劃分具體分界線為M

(H)，近似地Myl(H)。平橫狀態(tài)的穩(wěn)定性和改變平衡狀態(tài)的操縱規(guī)律。平飛包線劃分依據(jù)飛行包線內(nèi)的飛行狀態(tài)：定直平飛、定直上升、加速平飛等。通過操縱油門和迎角控制。H第II平飛範圍第I平飛範圍M

(H)MHmax穩(wěn)定性分析2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係ΔMaIMΔMΔPΔPaIIΔPmaxPM

縱向操縱的基本回應(yīng)航跡變化情況推駕駛桿2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係飛行狀態(tài)與操縱推油門桿，Pky

收油門桿，Pky

推駕駛桿，飛機低頭，

拉駕駛桿，飛機抬頭，

假設(shè)：飛機原平飛於aI或aII點aIaII

初始加速俯衝。經(jīng)過一段時間後，

aI條件下繼續(xù)保持此趨勢，aII條件下轉(zhuǎn)為加速爬升。2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°

應(yīng)推油門桿+協(xié)調(diào)推駕駛桿，符合駕駛員習(xí)慣，正操縱

應(yīng)收油門桿+協(xié)調(diào)推駕駛桿，不符合駕駛員習(xí)慣，反操縱不論正反區(qū)，可用油門控制高度，可用駕駛桿控制速度推油門桿2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係aIaII

飛機加速爬升。但

aII處比aI處爬升更陡。從平衡在V到V+ΔV的操縱駕駛建議2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推油門桿Δδp=10%2－4飛機的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推油門桿Δδp=10%2－7超音速飛機基本飛行性能的主要特點基本飛行性能取決於推力曲線，並考慮最大允許升力限制超音速飛機推力曲線總結(jié)在超音速區(qū)波阻係數(shù)隨M

而減小，曲線出現(xiàn)“彎腰”跨音速區(qū)Cx0-，故Ppx-大推力發(fā)動機Pky~M在超音速有極值

Mp中低空H

Pky

,Mp

;高空H

Pky

ˉ,Mp不變阻力特性推力特性H增加MPpx1.0MpMPky1.0H增加H<11km:H

,Ppx漸平坦且右移明顯,趨勢勝於Pky

,故Mmax

-

H>11km:隨H

,Pkyˉ,且Qi影響

，故Mmaxˉ在接近升限的高空，Pky和Ppx

可能有多個交點，使飛行包線呈“雙峰”形，分別在跨音速和超音速區(qū)。隨H

，均漸收縮且跨音速區(qū)者先消失。2－7超音速飛機基本飛行性能的主要特點超音速飛機飛行包線特點Ma~Mb,

Mc~Md:可定直平飛

Mb~Mc:不可定直平飛

MPpx1.0abcdPky.maxPH給定飛行包線H/公里100.51.01.52.0M增強型20幻影2000-5超音速飛機上升性能特點低空：一個ΔPmax.1

Mθ1(略微)>Myl(亞音速區(qū))中空：出現(xiàn)第二個ΔPmax.2

Mθ2(略微)<MP(超音速區(qū))高空：ΔPmax.1先消失2－7超音速飛機基本飛行性能的主要特點隨H

,ΔPmax.2

,ΔPmax.1

MPΔPmax.1Mθ1Myl(VΔP)max.1Mks1Pky.maxPpxMPpxPky.maxPMθ1Mθ2MpΔPmax.1ΔPmax.1ΔPminHVymaxVymax.1跨音速Vymax.2超音速同理，2－7超音速飛機基本飛行性能的主要特點為縮短上升時間，低空以Vymax.1，至一定高度轉(zhuǎn)入Vymax.2低空只有Vymax.1，中空有第二個Vymax.2，高空Vymax.1

先消失。假設(shè)：當(dāng)某一個參數(shù)變化時，其餘參數(shù)固定不變。構(gòu)造參數(shù)：G/S，Pky/G氣動參數(shù)：Cx0，A，K，Cyyx大氣參數(shù)：ΔT，Δp2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響參數(shù)劃分分析方法參數(shù)變化對基本性能的影響由Ppx、Pky的變化大致把握。G改變G

，平飛範圍左、上邊界向內(nèi)縮，上升性能變差，滑翔速度增加。2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響構(gòu)造參數(shù)變化的影響MPPkyPpxG

低速Ppx-，高速影響不大S改變2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響Ppx-

曲線左移S

，平飛包線邊界向左移動，上升速度減慢，滑翔速度減少。MPPkyPpxS

Pky

,對平飛、爬升性能都有利。Pky

改變2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響其增幅取決於Pky

形狀——PkyV和PkyV越接近，效益越大。VPPkyPpx

Vmax

PkyPky

,Gfd

。故應(yīng)綜合考慮(Pky/G)才有意義。Cx0

,Ppx隨V而增加，主要影響高速端，如Vmax

，上升性能亦下降。

為提高飛機高速性能，應(yīng)著重減小高速Cx0，如採用光滑、小波阻

氣動外形等。Cx0改變氣動參數(shù)變化的影響MPPkyPpxCx0A

改變MPPkyPpxA

A

,低速段Ppx

(Qi

)，高速端影響不大。如Vmin

，上升性能下降。

為提高飛機低速性能，應(yīng)著重減小誘阻因數(shù)A，如採用大展弦比、小後掠角、小梯度比氣動外形等。2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響Kmax

,Ppx.min(=G/Kmax)

,同時對基本飛行性能全面有利。

從氣動佈局來說，力求增升減阻（低速誘阻、高速波阻），但高、低速對氣動外形的要求時常矛盾。Kmax改變Cyyx改變Cyyx

,Vmin.yx

,有利於飛機低速極限性能。

折衷設(shè)計方法有：—採用變後掠機翼，缺點是結(jié)構(gòu)複雜；—採用先進氣動佈局技術(shù)，如邊條翼、近距耦合鴨翼、翼身融合等。精心設(shè)計可以全面提高升力特性，使Cyyx

,全M數(shù)範圍Kmax

。術(shù)語：氣壓高度Hp當(dāng)Hp

一定時（此時p一定），若溫度ΔT

，則

低速(著陸等)性能變差

按M數(shù)標定的Ppx不變2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響大氣溫度變化的影響類似可定義密度高度、溫度高度等。由實際飛行中測得的大氣壓強按標準大氣表查詢所對應(yīng)的高度。p=

RT

上述分析中假設(shè)僅有單一參數(shù)變化。事實上，參數(shù)間的變化是互相關(guān)聯(lián)的。設(shè)計飛機是各種矛盾折衷的結(jié)果。為了提高基本飛行性能，採用大T/G，小Cx0，大Kmax和適當(dāng)G/S的總體佈局。2－8有關(guān)參數(shù)對基本飛行性能的影響總之,基本飛行性能包括平飛、爬升、下滑性能。通過簡單推力法將兩個方向的平衡問題轉(zhuǎn)化為受約束的單方向平衡問題，簡化了分析過程。深入理解推力曲線圖的變化趨勢，並掌握用其分析性能及飛行包線的思路、方法以及有關(guān)結(jié)論。飛行包線內(nèi)的操縱特點。超音速飛機基本飛行性能特點。參數(shù)變化對基本飛行性能的影響。第二章：小結(jié)第二章結(jié)束，謝謝大家！第三章飛機的續(xù)航性能飛行力學(xué)內(nèi)容

引言3-1基本定義和公式3-2定高定速巡航的航程和航時(噴氣飛機)小結(jié)3-3噴氣飛機最佳巡航特點

3-4噴氣飛機最大活動半徑3-6超音速飛機續(xù)航性能的特點3-7增加航程和航時的途徑附錄與推力特性有關(guān)的幾個特徵速度第三章：引言準定常直線飛行，燃油逐漸消耗。典型巡航飛行剖面運動特點術(shù)語：續(xù)航性能(CruisePerformance)指飛機持續(xù)飛行的遠度和久度。主要指標航程L、航時T、活動半徑RLssTssLxhTxhLxihTxih典型巡航飛行剖面總航程、航時中，巡航段約占90％。飛機攜載荷在平靜大氣中沿預(yù)定航向耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水準距離航程和航時航程L技術(shù)航程攜載荷,無備份油實用航程攜載荷,有備份油轉(zhuǎn)場航程無載荷,有備份油航時T飛機攜載荷在平靜大氣中耗盡其可用燃油所能持續(xù)飛機的時間技術(shù)航時攜載荷,無備份油實用航時攜載荷,有備份油總航程、航時中，巡航段約占90％。本章以噴氣飛機為例講解該段續(xù)航性能取決於可用燃油量和燃油消耗速度3-1基本定義和公式

可用燃油量和巡航段燃油量機載總油量地面試車、滑行死油（不可用）降落前小航線及著陸備用油~20%起飛,上升下滑~20%3-1基本定義和公式

燃油消耗速度發(fā)動機臺數(shù)發(fā)動機耗油率單臺推力小時耗油量飛機飛行1小時發(fā)動機所消耗的燃油品質(zhì)(kg/h)地速(即無風(fēng)空速)公里耗油率飛機相對於地面飛行1公里所消耗的燃油品質(zhì)(kg/km)3-1基本定義和公式

巡航段航程和航時的基本公式設(shè)無風(fēng)，空速V亦即地速。並設(shè)飛機品質(zhì)變化只源於耗油。則dT時間內(nèi):若巡航段重量變化：則3-1基本定義和公式

為了確定qh、qkm，採用準定常假設(shè)：每暫態(tài)飛機作定直平飛由任務(wù)所明確，否則用淨(jìng)形給定飛行狀態(tài)，確定續(xù)航性能按任務(wù)的兩類續(xù)航性能計算問題選擇飛行狀態(tài)得到最佳續(xù)航性能——精確求解應(yīng)綜合上升、巡航、下滑最優(yōu)——實踐證明，可以尋求巡航段最優(yōu)，並選擇上升、下滑段的飛行狀態(tài)和相應(yīng)發(fā)動機工作狀態(tài)使耗油最少，並兼顧航程和航時。本章僅討論巡航段特點。3-1基本定義和公式

給定由任務(wù)決定否則用淨(jìng)形隨G而變隨耗油逐漸減輕qkm,qh~V,H,n,G;構(gòu)形隨燃油消耗,G↓

飛行特點等速平飛Cy↓(α↓)Cx↓(n↓)∴飛行中需逐漸推桿收油門耗油特點可選最佳V、H組合使一定構(gòu)形、重量下的耗油最少3-2定高定速巡航的航程和航時(噴氣飛機)

出發(fā)方程圖解積分法求解計算步驟1)確定G1，G2：起飛線重量起飛爬升需用燃油巡航可用燃油2)給定一系列G值,G∈[G1,G2]3)已知H查大氣表ρ,a查極曲線M=V/a4)計算K=Cy/Cx

3-2定高定速巡航的航程和航時(噴氣飛機)

5)估算η=η(H,M,n)=η(H,M,Pf)

6)計算Pf=G/(iηK)近似於G/(iK)7)計算qkh=qkh

(H,M,n)=qkh(H,M,Pf)8)計算、繪製曲線Lxh=VTxhTxh數(shù)值方法如何確定按常值H、V方式巡航的最佳狀態(tài)？噴氣飛機的基本規(guī)律

給定一系列(H,V)值組合，求出相應(yīng)Txh與Lxh，從中找出Txh.max與Lxh.max及其對應(yīng)的(H,V)狀態(tài)1.給定H

（不計qkh、η隨速度的變化）G/K=Ppx

min

Vjh=VylG/(KV)

=Ppx/V

min

Vyh

3-2定高定速巡航的航程和航時(噴氣飛機)

2.有利巡航高度VjhVyhVPpx0——主要考慮qkh而選取當(dāng)H,M給定，qkh

n巡航

nmaxH

11km,隨H

,qkh

隨H

,則Vjh

,Vyh

,故qkh

，

但亞、跨音速區(qū)增長不顯著有利巡航高度在跨音速升限附近,油門接近n巡航G1G2巡航重量逐漸下降，按什麼重量選取巡航速度？最佳巡航特點巡航中速度、高度不變限制了續(xù)航性能的最優(yōu)化。應(yīng)考慮飛機重量的不斷變化。這裏結(jié)合渦噴發(fā)動機特點，討論最佳續(xù)航規(guī)律。

通常對應(yīng)於11km以上的高度，即在同溫層，此時(11km

H

20km):假設(shè)等速平飛3-3噴氣飛機最佳巡航特點結(jié)論

1)一旦初始定直平飛，且保持M,n不變，巡航中無論G,H如何變化，勿需調(diào)整Cx(通過α)均能自動保持切向力平衡，這時Cy也不變。隨燃油消耗，飛機緩慢上升(ρH

)。2)某一G下故最佳巡航問題演變?yōu)閷で筮m當(dāng)?shù)?M,n)組合，使久航問題遠航問題3)按等速定油門穩(wěn)桿方式巡航計算最佳巡航狀態(tài)參數(shù)1)給出一組n，對於每一n，給出一組M

2)由n,M查發(fā)動機曲線Pf.11,qkh.11,

11

查極曲線Cy

3)計算4)每一n下，計算、繪製或曲線。找出該n的最大值max(fT)或max(fL)及相應(yīng)的M

。5)作max(fT)或max(fL)~n曲線。曲線的最高點對應(yīng)於max.max(fT)或max.max(fL)，相應(yīng)的n,M為久航、遠航狀態(tài)參數(shù)為什麼這裏n,M(均為切向參數(shù))能夠任意組合？3-3噴氣飛機最佳巡航特點著陸前必備起飛重量

參數(shù)G1、G2的確定1.根據(jù)上升方式,作出上升時H~G曲線①迄今G1、G2及H1、H2尚未知HG2.選定n、M後，計算,

作出相應(yīng)的H~G曲線②②3.下滑終了的重量已定，為①Gks根據(jù)下滑方式,作出下滑時H~G=G

+Wxihg曲線③G'③4.由①與②交點定出G1,H1;②、③交點定出

G2,H2

G1H1H2G23-3噴氣飛機最佳巡航特點GxΔGGx

-ΔG定義：最大活動半徑飛機由機場出發(fā)，飛到目標上空完成一定任務(wù)後再返回原機場所能達到的最遠距離最大活動半徑計算問題描述

巡航開始、終了重量分別為G1、G2，執(zhí)行任務(wù)消耗的重量

G=(Wkz+Wtz)g，且L1=L2，確定Gx使L=L1+L2

max。GLG1G2L1

=L23-4噴氣飛機最大活動半徑求解

設(shè)巡航於H

11km高度，按照定n,M最優(yōu)巡航原理可得3-4噴氣飛機最大活動半徑HMH1H2H3跨音速支超音速支由定H、V方式巡航確定的久航和遠航參數(shù)可指征飛機的最佳巡航，且

qkm.min

(Ppx/V)minqh.min

Ppx.min一般Mjh在亞音速，Myh在跨音速附近。某些超音速飛機隨飛行高度增加到一定值時，在超音速區(qū)出現(xiàn)另一個Myh；高度繼續(xù)增加，跨音速區(qū)Myh趨於消失。H1<H2

<H33-6超音速飛機續(xù)航性能的特點Hqkm增加可用燃油

設(shè)計合理的內(nèi)部儲油空間提高氣動效率，使Kmax

3-7增加航程和航時的途徑副油箱(不利因素：增加G和迎面阻力)空中加油根據(jù)任務(wù)需要，選用合適的發(fā)動機，使推力要求匹配，且耗油率儘量小設(shè)計最佳航路方案，包括考慮非標準使用條件的影響，如風(fēng)：航時問題取決於空速與地速無關(guān)，風(fēng)沒有影響航程問題與地速相關(guān)，即(順風(fēng)為“＋”)，故順風(fēng)時可增加航程，逆風(fēng)時減少減輕飛機結(jié)構(gòu)重量風(fēng)對活動半徑的影響?

續(xù)航性能指標：L、T、R

決定因素：Wky

、qkm、qh兩類計算問題：某些超音速飛機在一定高空可能出現(xiàn)兩個遠航速度給定飛行狀態(tài)的巡航參數(shù)計算，並確定給定高度的久航、遠航速度噴氣飛機最佳續(xù)航性能的特點及其參數(shù)計算第三章：小結(jié)

增加L、T的途徑：從Wky

、qkm

、qh

著手

MP

與推力特性有關(guān)的幾個特徵速度(隨H

，則MP

，且漸趨於不變)Pky.max

Myl

(隨H

，則Myl

)1)Qpx.min

2)Kmax

3)Lxih.max

4)Mjh

M

(可能有兩個，一般M

1

Myl，M

2

MP)1)

max

2)

Pmax

Mks

(可能有兩個，Mksl>M

1

，Mks2>M

2)1)Vy.max

2)(V

P)max

Myh

(Ppx/V)min(隨H

，則Myh

，Myh>Mjh)Mmin.P

P=0，左交點Mmax

P=0，右交點附錄與推力特性有關(guān)的幾個特徵速度第三章結(jié)束！E-3是波音公司據(jù)美空軍AWACS計畫研製的全天候遠程空中預(yù)警和控制飛機。最大起飛重量14.8噸，值勤巡航速度M0.6,高度9140米,持續(xù)時間11.5小時(無空中加油)、24小時(空中加油)。雷達有效探測半徑667米…第四章飛機的機動飛行性能飛行力學(xué)內(nèi)容

引言(1)4-1機動飛行的超載(3)4-2飛機在鉛垂平面內(nèi)的機動飛行性能(6)4-3飛機在水準平面內(nèi)的機動飛行性能(5)4-5飛機機動性能的綜合分析(3)小結(jié)(1)第四章：引言(1/1)非定?！w行速度的大小或方向是變化的飛機的姿態(tài)發(fā)生變化空間機動飛行示例運動特點機動性(Maneuverability)操縱效能(Controllability)敏捷性(Agility)飛機在一定時間內(nèi)改變飛行速度（大?。?、飛行高度和飛行方向的能力。

空間運動屬性劃分4-1機動飛行的超載(1/3)

超載投影到正交坐標系上為作用在飛機上除重力之外的合外力與飛機重量之比，為向量切向(縱向)超載沿飛行速度矢方向

鉛垂面內(nèi)垂直於速矢水平面內(nèi)垂直於速矢垂直於速矢和對稱面法向超載按航跡軸系當(dāng)飛機在鉛垂平面運動時的超載切向超載法向超載4-1機動飛行的超載(2/3)

機動飛行時駕駛員的感覺機動飛行時駕駛員將感受到等於自身重量n倍的力——取決於座椅支反力(飛機加速度)(駕駛員加速度)座椅支反力駕駛員品質(zhì)駕駛員重量∴,感覺同靜止

,超重

,失重設(shè)飛行加速度為，則4-1機動飛行的超載(3/3)

4-2飛機在鉛垂平面內(nèi)的機動飛行性能(1/6)

平飛加減速衡量飛機改變速度大小的能力，即速度機動性。

(亞音速飛機)(跨、超音速飛機)指標

平飛加減速：動力學(xué)方程近似地認為不大，則nx>0加速nx<0減速∴飛行中需不斷調(diào)整α滿足平飛條件。4-2飛機在鉛垂平面內(nèi)的機動飛行性能(2/6)

平飛加減速：指標計算的圖解積分法一定的H、G、構(gòu)形，適當(dāng)油門一般加速時滿油門;減速時小油門，並打開減速裝置。t4-2飛機在鉛垂平面內(nèi)的機動飛行性能(3/6)

躍升衡量飛機由動能換取勢能、迅速獲取高度優(yōu)勢的能力，即高度機動性。

指標

躍升：動力學(xué)方程鉛垂面質(zhì)心運動的一般方程?？蓴?shù)值求解。

4-2飛機在鉛垂平面內(nèi)的機動飛行性能(4/6)躍升：能量法估算躍升高度

假設(shè)：ΔP的平均作用為零，飛機總能量不變。進入躍升退出躍升4-2飛機在鉛垂平面內(nèi)的機動飛行性能(5/6)

分析1.給定V0、H0，若V1↓,則ΔH↑。V1下限：Vyx本身與H有關(guān)，需迭代求解。推薦給定Vyx而非H初值的方法，避免二重迭代。

2.給定H0，若V0↑,則ΔH↑。

V0上限：V0max

3.動升限

:通過躍升可以達到的最大高度,Hmax.d

Hmax.d~Hmax.ll的動力高度飛行範圍，可持續(xù)一段減速平飛全飛行包線最大可用動能4-2飛機在鉛垂平面內(nèi)的機動飛行性能(6/6)

正常盤旋轉(zhuǎn)彎:指標

4-3飛機在水準平面內(nèi)的機動飛行性能(1/5)

衡量飛機改變速度方向的能力，即方向機動性。

高度不變、飛行方向變化的機動。盤旋:當(dāng)連續(xù)轉(zhuǎn)彎不小於360度的機動。正常盤旋:無側(cè)滑、運動參數(shù)不隨時間變化的盤旋。正常盤旋半徑R正常盤旋一周時間T

正常盤旋角速度ω正常盤旋：動力學(xué)方程在對稱面內(nèi)與速矢垂直航跡滾轉(zhuǎn)角升力方向與含速矢的鉛垂面的夾角。Oxhyh平面切向“＋”：右翼下沉鉛垂法向水準法向正常盤旋時β=0100忽略

4-3飛機在水準平面內(nèi)的機動飛行性能(2/5)

盤旋受力圖正常盤旋：指標參數(shù)計算∴4-3飛機在水準平面內(nèi)的機動飛行性能(3/5)

正常盤旋：影響指標參數(shù)的因素和盤旋限制1.盤旋時,2.若或，則，盤旋性能提高3.限制：nf上限-需考慮結(jié)構(gòu)強度及剛度和人的耐超載能力。如戰(zhàn)鬥機nfmax=9,大型機2.5~3.5,客機nfmax

≤2V下限-1)2)滿足發(fā)動機推力限制三方面限制：1)承載

2)Cyyx3)推力

4-3飛機在水準平面內(nèi)的機動飛行性能(4/5)

正常盤旋：極限盤旋性能圖極限盤旋極限盤旋性能圖飛機處於前述三種限制之一的盤旋狀態(tài)三種限制下nfmax及R,T,ω隨V的變化曲線nfmaxVωmaxV①①承載限制④④Mmax限制②②③③③高度一定4-3飛機在水準平面內(nèi)的機動飛行性能(5/5)

4-5飛機機動性能的綜合分析(1/3)

飛機（戰(zhàn)鬥機）的真實機動常常是需要將加減速、上升、轉(zhuǎn)彎等同時進行的複雜過程，其優(yōu)劣需綜合分析比較。能量高度單位剩餘功率（SpecificExcessPower,SEP）單位剩餘功率SEP綜合反映了特定(V,H,ny)條件下飛機改變機械能的快慢，即速度、高度綜合機動性，與ny一起可全面反映飛機機動性。

飛機當(dāng)前能量水準犬舍圖（Dog-HousePlot,ωmax~M）與空戰(zhàn)週期幾種常用的機動性綜合分析方法能量機動性曲線（E-M曲線）全局能量機動性曲線（全局E-M）綜合機動性參數(shù)典型加權(quán)係數(shù)數(shù)值：a=8~9,b=400m/s,c=1,d=0.5~14-5飛機機動性能的綜合分析(2/3)

AB:接敵空戰(zhàn)週期時間(CombatCycleTime,CCT):ωmaxV高度一定ABCDEBCD:交戰(zhàn)DE:退出EA:恢復(fù)能量犬舍圖(Dog-HousePlot,ωmax~M)與空戰(zhàn)週期從給定速度進入，儘快速度反向並恢復(fù)原速度大小所需的時間，其中高度變化儘量小。CCT=tAB+tBCD+tDE+tEA

接敵交戰(zhàn)退出恢復(fù)能量機動性(EnergyManeuverability,E-M)曲線A機B機加速餘量定常轉(zhuǎn)彎餘量最大轉(zhuǎn)彎餘量減速餘量ωmaxSEPOωmaxSEPO全局能量機動性(全局E-M)曲線MHA機B機20010005050-50(SEPB-SEPA)等值線最大推力狀態(tài)ny=1g?Pky/G:大推重比有利於增大SEP,目前先進戰(zhàn)鬥機>1.2影響機動性能的一些設(shè)計參數(shù)?

發(fā)動機油門回應(yīng)速度：強調(diào)機動的瞬態(tài)（敏捷性）時所必須，目前慢車→加力最快水準3～5s?Cyyx:大許用升力係數(shù)有利於產(chǎn)生大法向超載,目前低速最大可達2?

必要的減速裝置:迅速減速以利於轉(zhuǎn)彎?G/S:適當(dāng)?shù)男≈涤欣兜退佼a(chǎn)生較大過載,並減小低速誘阻，但需與跨超音速性能協(xié)調(diào)，適當(dāng)折衷?

乘員、飛機結(jié)構(gòu)的承載能力

?

操穩(wěn)性隨控佈局的出現(xiàn)4-5飛機機動性能的綜合分析(3/3)

機動性概念，超載概念第四章：小結(jié)(1/1)速度機動性：平飛加減速，取決於綜合剩餘推力高度機動性：能量法思路，動升限與靜升限概念區(qū)別方向機動性：正常盤旋的有關(guān)參數(shù)推導(dǎo)與極限條件（以後應(yīng)聯(lián)繫操縱）機動性綜合衡量指標：SEP、nfmax(、nfss.max)設(shè)計途徑：大Pky/G，大Cyyx，適當(dāng)小G/S，高承載能力，快速油門回應(yīng)，必要的減速裝置等第四章結(jié)束！蘇-27是雙發(fā)全天候空中優(yōu)勢重型戰(zhàn)鬥機,1985年進入部隊服役。正常起飛重量22.5噸，最大平飛速度M2.35,失速速度200km/h,實用升限18km,作戰(zhàn)半徑1500km,限制超載+9g…飛行力學(xué)第五章飛機的起飛和著陸性能內(nèi)容引言5-1飛機的起飛性能5-2飛機的著陸性能5-3改善高速飛機起飛著陸性能的措施小結(jié)運動及受力特點速度改變很快的非定常運動地面滑跑時承受地面對機輪的支反力和摩擦力地面運動及近地飛行時氣動力要考慮地面效應(yīng)的影響第五章:引言構(gòu)形變化：放下起落架、打開襟翼等增升裝置、使用減速板等等第五章:引言地面效應(yīng)近地面翼尖渦削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效應(yīng)1)升力係數(shù)增加2)誘導(dǎo)阻力減少3)產(chǎn)生附加低頭力矩(T型尾除外)4)空速管靜壓口置於翼下方時，靜壓讀數(shù)偏高，從而空速讀數(shù)偏低。主要性能指標起飛：滑跑距離，起飛距離，起飛時間，離地速度著陸：著陸距離，滑跑距離，著陸時間，接地速度

距離短,時間少,接地/離地速度低，則性能好第五章:引言飛機從起飛線開始滑跑，離地並爬升到機場上空的安全高度，這一加速過程稱為起飛。以前三點式為例展開討論。5-1飛機的起飛性能根據(jù)機場四周障礙物選取，常採用25m、15m或10.7m，與飛機類型有關(guān)。概念：起飛穩(wěn)定上升平飛增速初始穩(wěn)定上升起飛線起飛滑跑上升加速收起落架收襟翼前三點式飛機的起飛過程VRVld安全高度VHVHV4三輪滑跑兩輪滑跑VR(抬前輪)=0.7~0.9VldVld(離地)VH(安全高度)=1.3Vld(或按規(guī)範)應(yīng)分別對抬前輪前後兩段進行數(shù)值積分後相加。因為兩段中飛機姿態(tài)不同，其迎角及升、阻係數(shù)也不同。假設(shè)滑跑過程中的兩主輪著地，推力與地面平行。地面滑跑距離L1和時間T1的計算精確計算5-1飛機的起飛性能近似計算5-1飛機的起飛性能分析5-1飛機的起飛性能起飛需儘快獲取能量,並產(chǎn)生足夠大的升力係數(shù)可用數(shù)值積分或圖解積分求解。注意：氣動特性中考慮相應(yīng)的構(gòu)形和地效。其中，離地升阻比，由起飛極曲線確定假設(shè)為勻加速運動過程，5-1飛機的起飛性能工程估算Ppj由Pky~V曲線取平均值，可取為0.9P0（P0

V=0，發(fā)動機起飛狀態(tài)）5-1飛機的起飛性能對於Pky/G和G/S均較大的高速飛機，忽略氣動力的影響。（對距離和時間分別按P取統(tǒng)計平均）粗略估算離地條件

發(fā)動機安裝角離地升力係數(shù)，據(jù)飛機近地面、起飛襟翼構(gòu)形的升力特性和αld確定。5-1飛機的起飛性能限制條件0.2~0.3m離地速度的確定運動特點能量法近似計算5-1飛機的起飛性能空中段水準距離L2和時間T2的計算能量守恆有地效,放起落架無地效,收起落架4標準操縱:通過機場上空，進行4轉(zhuǎn)彎飛行。5-2飛機的著陸性能123著陸前準備放起落架放襟翼H≥200m，對準跑道著陸點，下滑至安全高度飄落拉平平飛減速下滑地面滑跑地面減速段,按勻減速估算6~12m0.5~1m0.15~0.25m拉桿充分利用空氣阻力減速;推桿前輪著地,由三點滑跑

兩點滑跑;剎車空中減速段,用能量法估算飛機從安全高度(25m處)下滑過渡到地面滑跑，直至完全停止運動的整個減速過程。著陸過程H=25mVHVjd經(jīng)驗指出，接地速度Vjd進場速度VH速度修正係數(shù)，取0.9～0.95min{Cydd,Cyhw,Cyφ},計及地效、襟翼處於著陸位置5-2飛機的著陸性能接地速度和進場速度的確定飛機主輪開始接觸地面瞬間的速度(升力開始不能平衡重量)。飛機下滑至安全高度(25m)處的瞬時速度。能量法近似計算

5-2飛機的著陸性能空中段水準距離L3和時間T3的計算能量守恆Vjd

,L4

;但L4比L3重要，所以要求Vjd

分析假設(shè):按全部使用剎車的三點滑跑，勻減速運動。著陸構(gòu)形升阻比輪、地狀況+剎車5-2飛機的著陸性能著陸滑跑距離L4和時間T4的計算近似計算分析一般由空中性能確定，起飛時用滿油門，必要時帶起飛加速器?，F(xiàn)代飛機的飛行速度和翼載荷不斷增加，使起飛和著陸滑跑距離大大加長。參數(shù)要求為了儘快加速飛機達到離地要求和安全高度，需要增升、減阻、大推進，即措施一般由空中性能和飛行品質(zhì)確定。5-3改善高速飛機起飛著陸性能的措施起飛可採用各種增升裝置，包括常規(guī)翼面增升、變後掠增升、動力增升，或更先進的兼顧亞、跨、超的氣動佈局。注意增升同時控制阻力，以免對加速不利。所以應(yīng)適當(dāng)選用增升裝置的位置，使飛機具有較大升阻比。改善跑道表面狀況。外界條件影響發(fā)動機效率以及推力下坡有利於起飛加速；逆風(fēng)有利於減小地速(機場跑道與常年風(fēng)向相一致)。而機場高度增加、溫度增加，都對起飛不利。5-3改善高速飛機起飛著陸性能的措施外界條件同起飛類似。因K

有利，故可全部打開。減速板，剎車，減速傘，反推力裝置，機械裝置（艦載機多用）。參數(shù)要求為了使飛機從安全高度回到機場、減速停止，需要增升、增阻、多方制動，減速力儘量大以吸收能量，即著陸措施不取決於著陸性能。增升裝置其他減速裝置上坡、逆風(fēng)著陸有利；機場高度增加對著陸不利；溫度變化影響不大(發(fā)動機慢車)。5-3改善高速飛機起飛著陸性能的措施1）增加厚度增升（不實際）2）增加彎度增升3）增加附面層能量延遲分離4）混合2）和3）。例如:渦發(fā)生器、前緣縫翼、附面層吸除、吹氣等後退式縫翼開縫襟翼5-3改善高速飛機起飛著陸性能的措施增升原理與裝置fαCy簡單前襟、後襟、分裂式襟翼例如：αCyαCy性能改善原理起飛著陸主要性能指標起飛著陸性能計算第五章:小結(jié)第五章結(jié)束，謝謝大家！第六章飛機的運動方程飛行力學(xué)內(nèi)容

引言1基本概念2常用的坐標系小結(jié)3有關(guān)符號和分量的定義4小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)第六章：引言在飛行性能分析中，將飛機視為質(zhì)點，所需的迎角、滾轉(zhuǎn)角(坡度)、發(fā)動機推力可以立即達到(忽略其過渡過程)，並能夠保證無側(cè)滑。問題的引入事實上，迎角、滾轉(zhuǎn)角(坡度)、推力、及側(cè)滑角需要通過操縱駕駛桿(盤)、腳蹬舵及油門桿進行控制,而且存在過渡過程。本章介紹與剛體運動描述相關(guān)的概念、定義和方程。第六章：引言操縱系統(tǒng)動力學(xué)飛機剛體動力學(xué)駕駛桿(盤)腳蹬發(fā)動機油門桿

s

n飛機質(zhì)點動力學(xué)發(fā)動機回應(yīng)動力學(xué)常規(guī)飛機飛行軌跡控制原理圖實際航跡飛行性能問題基本操穩(wěn)問題升降舵偏角副翼偏角方向舵偏角

t第六章：基本概念平衡(平衡)穩(wěn)定性廣義地說，指狀態(tài)參數(shù)不隨時間變化的飛行。不穩(wěn)定平衡穩(wěn)定平衡中立穩(wěn)定平衡飛機受到外界擾動後自動恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的能力。操縱性飛機在駕駛員的操縱下從一種飛行狀態(tài)過渡到另一種飛行狀態(tài)的能力。瞬態(tài)時間穩(wěn)態(tài)增量如定常直線飛行、正常盤旋等。包括穩(wěn)態(tài)增量和瞬態(tài)過程。第六章：常用坐標系地面軸系A(chǔ)x'dy'dz'd和飛機牽連地面軸系Oxdydzd機體軸系Oxtytzt

氣流軸系Oxqyqzq

航跡軸系Oxhyhzh

軸系間關(guān)係Ax'dy'dz'd:固定於地表,Ax'dz'd為水平面,Ay'd垂直向上。右手正交系Oxdydzd:O為飛機質(zhì)心,軸向平行於Ax'dy'dz'd。鉛垂面zhxdzdyd水平面xh(V)

sOyh

sO:飛機質(zhì)心Oxh:沿速度矢Oxhyh:鉛垂面(指向上為正)Ozh:水平面內(nèi)航跡軸系

syqzq

s鉛垂面ztxdzdyd水平面xt

飛機對稱面

Oyt

O:飛機質(zhì)心Oxt:沿對稱面內(nèi)參考線(指向機頭為正)Oyt:對稱面內(nèi)(指向上為正)Ozt:指向右為正機體軸系ztxq(V)zqyqxt

飛機對稱面Oyt

YZQO:飛機質(zhì)心Oxq:沿速度矢Oyq:對稱面內(nèi)(指向上為正)Ozq:指向右為正氣流軸系地面軸系機體軸系氣流軸系航跡軸系軸系間關(guān)係

，

s

,

,

s,

(無風(fēng)時)第六章：有關(guān)符號和分量定義升力Y、阻力Q、側(cè)力Z滾轉(zhuǎn)力矩Mx、偏航力矩My

、俯仰力矩Mz

對稱面內(nèi)垂直於速度方向，指向座艙為正沿速度方向，指向後為正垂直於Q,Y，指向右為正氣動力矩在體軸系上的分量。

滾轉(zhuǎn)角速度

x、偏航角速度

y

、俯仰角速度

z

飛機剛體運動旋轉(zhuǎn)角速度在體軸系上的分量。

前向速度Vx、法向速度Vy

、側(cè)向速度Vz

飛行速度在體軸系上的分量。

副翼偏角

x、方向舵偏角

y、升降舵偏角

zztxt飛機對稱面OytMzMxMy

x

y

zVyVxVz體軸系分量Mx<0

x>0右副翼下偏左副翼上偏

y>0方向舵右偏

z>0升降舵下偏Mz<0My<0舵偏角定義第六章：小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)基準運動飛機在駕駛員的操縱下，按預(yù)定規(guī)律進行的運動。一般為平衡運動，如定常直線運動、正常盤旋等。擾動運動飛機作基準運動時，由於外界暫態(tài)干擾使其運動參數(shù)在一段時間內(nèi)不按預(yù)定規(guī)律變化所進行的運動。

總運動參數(shù)=基準運動參數(shù)+擾動運動參數(shù)增量

=

0+

0,

=

0+

,…

第六章：小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)基本假設(shè)地球為平的、不旋轉(zhuǎn)的慣性參考系(Ax'dy'dz'd為慣性系)靜止大氣飛機為理想剛體不計飛機品質(zhì)變化不計重力隨高度變化基準運動為對稱定直飛行，無側(cè)滑、無滾轉(zhuǎn)擾動運動為小量縱向參數(shù)改變(

V,

,

z等)

只影響縱向氣動力(

Q,

Y,

Mz);橫航向參數(shù)改變(

,

x,

y等)

只影響橫航向氣動力(

Z,

Mx,

My)——小迎角飛行

不考慮高度變化引起的推力和氣動力變化認為油門不動外環(huán)境飛機飛行其他第六章：小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)外力模型發(fā)動機推力相對於基準狀態(tài)增量空氣動力相對於基準狀態(tài)增量忽略、等導(dǎo)數(shù)第六章：小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)定常直線基準運動方程第六章：小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)小擾動方程縱向其中：縱向擾動運動變數(shù)：耦合量非耦合量縱向和橫航向擾動運動可以分別討論第六章：小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)小擾動方程橫航向橫航向擾動運動變數(shù)：耦合量非耦合量第六章：小擾動線化方程和氣動導(dǎo)數(shù)氣動導(dǎo)數(shù)分類靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)：阻尼導(dǎo)數(shù)：交叉阻尼導(dǎo)數(shù)：操縱導(dǎo)數(shù)：交叉操縱導(dǎo)數(shù)：其他導(dǎo)數(shù)：洗流時差導(dǎo)數(shù)：穩(wěn)定性、操縱性概念地軸系、體軸系、風(fēng)軸系、航跡系之間的關(guān)係有關(guān)符號和分量定義小擾動線化方程假設(shè)、形式、特點第六章：小結(jié)

氣動導(dǎo)數(shù)的基本類別本章結(jié)束，謝謝大家！第七章對稱定直飛行時的縱向力矩、靜穩(wěn)定性與靜操縱性飛行力學(xué)內(nèi)容7-1縱向靜穩(wěn)定性概念7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩7-3全機的縱向力矩和靜穩(wěn)定性7-4各種因素對縱向力矩特性的影響7-5對稱定直飛行時的操縱面平衡曲線7-6鉸鏈力矩及松桿靜穩(wěn)定性7-7對稱定常直線飛行時的駕駛桿力平衡曲線小結(jié)引言(1)縱向力矩的計算、影響因素以及實現(xiàn)(2)平衡狀態(tài)由於外界擾動而被破壞時，飛機力矩的相應(yīng)變化趨勢(3)從一平衡狀態(tài)到另一平衡狀態(tài)，操縱面偏轉(zhuǎn)和駕駛桿力的變化本章研究飛機作對稱定直飛行時，作用在飛機上的縱向力矩?！v向平衡問題——靜穩(wěn)定性問題——靜操縱性問題第七章：引言靜操穩(wěn)性的影響因素比較集中，便於飛機初步設(shè)計所應(yīng)用，且與（動）操穩(wěn)性密切相關(guān)。靜穩(wěn)定性

假定飛機初始作定常直線飛行（外力、外力矩平衡），如果受到某種外界暫態(tài)擾動作用後，具有自動恢復(fù)到原來平衡狀態(tài)的初始趨勢，則稱飛機是靜穩(wěn)定的；

在外界暫態(tài)擾動作用後，若飛機存在力圖擴大偏離平衡狀態(tài)的初始趨勢，則稱飛機是靜不穩(wěn)定的；

若外界暫態(tài)擾動作用後，既無擴大、又無恢復(fù)原來平衡狀態(tài)的初始趨勢，則稱為中立靜穩(wěn)定。說明：具有靜穩(wěn)定性並不能保證飛機最終恢復(fù)原有的平衡（具有動穩(wěn)定性），但靜穩(wěn)定性是動穩(wěn)定的“必要條件”。一般靜穩(wěn)定性用某導(dǎo)數(shù)定義，反映不同的擾動量和約束類型。7-1縱向靜穩(wěn)定性概念例：按

(ΔP)/

V判斷速度受擾後的推力變化影響是靜穩(wěn)定性判斷。靜穩(wěn)定,動穩(wěn)定靜穩(wěn)定,動不穩(wěn)定靜不穩(wěn)定,動不穩(wěn)定7-1縱向靜穩(wěn)定性概念

t

t

t速度、舵面不變的靜態(tài)風(fēng)洞結(jié)果定義：俯仰受擾動產(chǎn)生Δα，能夠產(chǎn)生恢復(fù)力矩，趨於減小Δα

。判據(jù)：縱向靜穩(wěn)定縱向靜不穩(wěn)定縱向中立靜穩(wěn)定7-1縱向靜穩(wěn)定性概念俯仰靜穩(wěn)定性（握桿定速縱向靜穩(wěn)定性）無因次形式

可用在速度、舵面固定的條件下或的符號來判別縱向靜穩(wěn)定性平均氣動弦長7-1縱向靜穩(wěn)定性概念擾動：同時有Δα和ΔV

，且二者滿足一定關(guān)係，使擾動時仍維持ny=1。判據(jù)：

7-1縱向靜穩(wěn)定性概念速度靜穩(wěn)定性（握桿定載縱向靜穩(wěn)定性）7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩通式

當(dāng)進行對稱定常直線飛行時:

產(chǎn)生(影響)俯仰力矩的部件:

機翼、機身、平尾、發(fā)動機

油門位置機翼的縱向力矩

壓心：氣動合力的作用點（隨迎角而變）

焦點：機翼上存在的特殊點，當(dāng)迎角變化時，氣動力 對該點的力矩始終保持不變。亦即該點與迎角無關(guān)，但隨M數(shù)而變。7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩機翼上的兩個特殊點機翼上的氣動力對飛機質(zhì)心的縱向力矩7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩?zé)o量綱化1、正常式（平尾在後）飛機單獨機翼的焦點在飛機質(zhì)心前面（亞音速時），為縱向靜不穩(wěn)定；超音速時焦點後移。

討論2、機翼有效彎度為負

;為正;為零

零升力矩係數(shù)7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩其氣動特性並非單獨機翼、機身的簡單和，存在氣動干擾3）使靜不穩(wěn)定度增加，焦點前移（隨機身升力增加，產(chǎn)生附加抬頭趨勢）1）組合體的零升線介於單獨機翼與機身的零升線之間，而偏向機翼零升線一側(cè)，2）機身的存在使相同迎角下，特別是增阻現(xiàn)象更明顯7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩翼－身組合體的縱向力矩

在小迎角範圍內(nèi)，類似機翼，存在空氣動力焦點相對於單獨機翼情況，機身的存在使：與單獨機翼類似，7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩單獨平尾的縱向氣動特性與單獨機翼類似，只是其通常採用對稱剖面，無扭轉(zhuǎn)。相對機翼其氣動力很小，可以只考慮其他部件對平尾的縱向干擾作用，而忽略平尾對其他部件的縱向干擾作用。飛機參考線平尾的縱向力矩

平尾平均氣動弦平尾處流場與來流(自由流)相比，存在兩個主要差異(1)

速度阻滯：主要考慮氣流流經(jīng)翼身時由於粘性影響引起的速度損失，同時也折合考慮了機身對平尾遮擋的影響。

阻滯係數(shù)

(2)下洗：由於翼身組合體渦系的誘導(dǎo)作用（以及動力系統(tǒng)）的影響，使平尾區(qū)平均流速方向較飛行速度偏轉(zhuǎn)一個角度，稱下洗角ε

。一般正升力時ε向下（為正）。大致可表示成（小α下）：

7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩平尾（當(dāng)?shù)兀┯?/p>

升降舵效率係數(shù)，指單位舵偏引起平尾有效迎角的改變量，全動平尾無此項平尾升力係數(shù)（零升迎角為零）平尾對質(zhì)心的俯仰力矩近似為

7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩平尾氣動特性平尾容積

?一般Qpw<<Qys,Ypw<<Yys，初步分析可忽略。但在準確計算中、特別對於超音速飛機(Lpw較短，且Qpw、Ypw相對較大),則必須計入。7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩討論尾噴流氣動干擾以噴氣發(fā)動機為例，有三種作用機制推力直接作用

7-2飛機各部件產(chǎn)生的縱向力矩發(fā)動機的縱向力矩

進氣道法向力作用

一般起靜不穩(wěn)作用不允許高溫高速燃氣直接流過氣動部件。但若尾翼處於引射流場中，將引起附加下洗作用。主要由實驗測定。7-3全機的縱向力矩和靜穩(wěn)定性將上節(jié)介紹的各部件貢獻綜合，忽略平尾的力作用，有其中：Kn>0靜穩(wěn)定；Kn=0中立靜穩(wěn)定；Kn<0靜不穩(wěn)定。翼身組合體單獨機翼全機單獨平尾7-3全機的縱向力矩和靜穩(wěn)定性(+)(-)7-4各種因素對縱向力矩特性的影響質(zhì)心位置

穩(wěn)定性增加。質(zhì)心前移，否則相反。M數(shù)的影響

對於彎度不大的對稱機翼主要取決於的變化。對於三角翼機，總趨勢是特別跨音速範圍後移顯著。111全機機翼1)主要影響2)內(nèi)側(cè)襟翼偏轉(zhuǎn)使，阻滯增加，平尾靜穩(wěn)定性趨減。靜氣彈變形的影響後機身彎曲，平尾效能下降，特別在大速壓情況下。7-4各種因素對縱向力矩特性的影響襟翼偏轉(zhuǎn)的影響7-5對稱定直飛行時的操縱面平衡曲線縱向操縱面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的縱向力矩符號規(guī)定

操縱面偏轉(zhuǎn)效率：

升降舵或全動平尾操縱面偏轉(zhuǎn)升力：零升力矩改變量:

升降舵偏轉(zhuǎn)效能

z>0升降舵下偏Mz<0操縱面偏角平衡曲線概念定常直線飛行平衡要求

飛機定常直線飛行時為了使力矩平衡，δz(

)～Cyp(或M)之間的關(guān)係稱為操縱面偏角平衡曲線。7-5對稱定直飛行時的操縱面平衡曲線平衡曲線計算若不計油門位置變化的影響，一定M數(shù)下，平衡要求為下標“p”強調(diào)為配平狀態(tài)7-5對稱定直飛行時的操縱面平衡曲線平衡曲線與靜穩(wěn)定性的關(guān)係（不計壓縮性）符號取決於靜裕量

7-5對稱定直飛行時的操縱面平衡曲線要求舵下偏（推桿）——正操縱初始要求舵下偏，平衡時又要求舵上偏——反操縱不計壓縮性實際靜穩(wěn)定飛機此時採用分析空氣壓縮性影響與自動俯衝現(xiàn)象—跨音速區(qū)反操縱導(dǎo)致自動俯衝7-5對稱定直飛行時的操縱面平衡曲線不考慮壓縮性時，俯仰靜操縱性取決於俯仰靜穩(wěn)定