飞机性能综合分析与评估PPT课件

1、 飞机总体设计飞机总体设计 第十一讲第十一讲 1 第十一讲第十一讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 n11.1 气动特性估算气动特性估算 飞机的总体参数飞机的总体参数 当量机翼参数计算当量机翼参数计算 纵向气动特性计算纵向气动特性计算 全机横侧静导数计算全机横侧静导数计算 2 第十一讲第十一讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 n11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 纵向动稳定性纵向动稳定性 纵向操纵性纵向操纵性 全机横侧静导数计算全机横侧静导数计算 n11.3 动力特性估算动力特性估算 n11.4 飞行性能估算飞行性能估算 3 11.1 气动特性估算气动特

2、性估算 n11.1 气动特性估算气动特性估算 v飞机的总体参数飞机的总体参数 全机尺寸全机尺寸 机长，翼展。机长，翼展。 F-22A：18.28m，13.1m 4 11.1 气动特性估算气动特性估算 v 飞机的总体参数飞机的总体参数 外露机翼外露机翼F-22A当量机翼当量机翼 面积（面积（m2） Se 36.758S 展长（展长（m）13.1l 展弦比展弦比 平均气动弦（平均气动弦（m）ba.c. 根弦长（根弦长（m）b0 尖弦长（尖弦长（m）b1 根梢比根梢比 前缘后掠角（前缘后掠角（） 041.50 后缘后掠角（后缘后掠角（） 1-17.51 5 11.1 气动特性估算气动特性估算 安装角

3、（相对水平基准线）安装角（相对水平基准线） 上反角上反角 扭转角扭转角 翼型：翼型： GA(W)-1，GA(W)-2 jy 6 11.1 气动特性估算气动特性估算 机身机身F-22 最大横切面积，（最大横切面积，（m2）4.53 最大俯视投影面积，（最大俯视投影面积，（m2） 最大侧视投影面积，（最大侧视投影面积，（m2） 机头俯视投影面积，（机头俯视投影面积，（m2） 机头侧视投影面积，（机头侧视投影面积，（m2） 机头长度，机身长，（机头长度，机身长，（m）16.33 机身宽，（机身宽，（m）4.288 停机角（停机角（） max S ,js fushi S ,js ceshi S ,jt

4、 fushi S ,jt ceshi S jt l js L 7 11.1 气动特性估算气动特性估算 面积，面积，m2 展长，展长，m 根弦长，根弦长，m 尖弦长，尖弦长，m 平均气动弦长，平均气动弦长，m 展弦比展弦比 根梢比根梢比 前、后缘后掠角前、后缘后掠角() 翼型翼型 安装角（倾斜角）安装角（倾斜角）,() 水平尾翼水平尾翼 垂直尾翼垂直尾翼 pw S cw S pw l cw l , . .pw a c b , . .cw a c b pw cw pw cw pw pw 8 11.1 气动特性估算气动特性估算 v当量机翼参数计算当量机翼参数计算 9 11.1 气动特性估算气动特性估

5、算 当量机翼尖弦长当量机翼尖弦长 （m） 根据当量机翼外露根据当量机翼外露 翼面积等于真实机翼面积等于真实机 翼外露翼面积的条翼外露翼面积的条 件件 ,当量机翼外露当量机翼外露 部分的根弦长度部分的根弦长度br （m）：）： 1t bb bb t js e r ll S 2 F-22A 1.607 6.735 10 11.1 气动特性估算气动特性估算 F-22A 机翼外露部分面积机翼外露部分面积 36.758m2 翼展翼展 13.1m 机身宽度机身宽度 4.288m 当量机翼尖梢弦长当量机翼尖梢弦长1.607m e S l js l t b 11 11.1 气动特性估算气动特性估算 当量机翼根

6、弦长当量机翼根弦长 （b0）: 当量机翼毛机翼当量机翼毛机翼 根弦距离机头根弦距离机头 根梢比根梢比 梢根比梢根比 当量机翼平均几当量机翼平均几 何弦长何弦长 rjst o js lbl b ll b F-22A 9.23m 6.310m 5.744 0.1741 5.418 0 b x b b t o b b o t 2 1 0 bb 12 11.1 气动特性估算气动特性估算 当量机翼的平均当量机翼的平均 气动弦长气动弦长 平均气动弦平均气动弦ba.c.的的 展向位置展向位置 平均气动弦前缘平均气动弦前缘 至机头距离至机头距离 当量机翼的面积当量机翼的面积 当量机翼的展弦当量机翼的展弦 比比

7、 F-22A 6.312m 2.507m 8.528m 82.69m2 2.075 1 1 3 2 2 .boca b 1 2 6 . l z ca 0. 0 tgzxx cabca blS S l 2 13 11.1 气动特性估算气动特性估算 当量机翼的当量机翼的 其它后掠角其它后掠角 2 10 2 4 1 31 41 tgtg 2 10 2 2 1 31 21 tgtg 2 10 2 31 1 tgtg F-22A：30.70,16.84,-15.60 14 11.1 气动特性估算气动特性估算 纵向气动特性计算纵向气动特性计算 将薄翼型的亚声速的扰流图画与不可压流的将薄翼型的亚声速的扰流图

8、画与不可压流的 扰流图画相比可见，它们在流动性质上没有本质扰流图画相比可见，它们在流动性质上没有本质 的不同，只在数量上有一定的差别。因此，如果的不同，只在数量上有一定的差别。因此，如果 知道了低速（不可压流）气动特性，就可以通过知道了低速（不可压流）气动特性，就可以通过 一定关系，求得它们的亚声速（可压流）气动特一定关系，求得它们的亚声速（可压流）气动特 性。性。 设对于不可压流翼型的几何参数为设对于不可压流翼型的几何参数为 、 和迎和迎 角角 ，亚声速翼型的几何参数为，亚声速翼型的几何参数为 、 和迎角和迎角 ， 则这种关系对于薄翼型是：则这种关系对于薄翼型是： cf cf 15 11.1

9、 气动特性估算气动特性估算 相对厚度相对厚度 相对弯度相对弯度 迎角迎角 cc ff 上式表明，不可压流翼型的厚度、弯上式表明，不可压流翼型的厚度、弯 度和迎角比亚声速（可压流）翼型都小。换度和迎角比亚声速（可压流）翼型都小。换 句话说，由于压缩性的影响，实际翼型的厚句话说，由于压缩性的影响，实际翼型的厚 度、弯度和迎角都变大了。度、弯度和迎角都变大了。 对于机翼的平面几何参数间的关系为对于机翼的平面几何参数间的关系为: 16 11.1 气动特性估算气动特性估算 根梢比根梢比 展弦比展弦比 后掠角后掠角 或者或者 tan tan 1 tantan 上式表明，亚声速（可压流）翼型上式表明，亚声速

10、（可压流）翼型 与不可压流翼型相比，后掠角增大，与不可压流翼型相比，后掠角增大， 展弦比减小，而根梢比不变。展弦比减小，而根梢比不变。 17 11.1 气动特性估算气动特性估算 v升力系数计算升力系数计算 l 1)机翼机翼 选用翼型选用翼型NACA64A206： jy, 0 ,L C min,djyc =-1.5 =0.079 =0.0061（Re=1.6106） 18 11.1 气动特性估算气动特性估算 22*24000 = 0.03711*82.69*0.3 LD G V sc 7 6 0.03711*228.3*6.312 3.690 10 1.4496 10 A e Vb R =228

11、.3m/s=Ma0.774 飞行雷诺数计算：飞行雷诺数计算： 初步取巡航飞行高度初步取巡航飞行高度H=11km，查表得到该高，查表得到该高 度上的大气密度、粘性系数。飞行速度可取战技度上的大气密度、粘性系数。飞行速度可取战技 指标要求的巡航速度，也可以根据翼型的设计升指标要求的巡航速度，也可以根据翼型的设计升 力系数，以及飞机半油重量计算得到典型飞行速力系数，以及飞机半油重量计算得到典型飞行速 度：度： 19 11.1 气动特性估算气动特性估算 u(1)焦点计算焦点计算 机翼的焦点可由下式近似计算（叶格尔著机翼的焦点可由下式近似计算（叶格尔著飞机飞机 设计设计p425441）：）： 2 , 1

12、 , 2 1 1 2() 4 11.7 0.033() 1 f jycp f jyf jy tg xc xx ,f jyx ,f jyx F-22A：=0.2482 =0.2482+0.0309=0.2791 20 11.1 气动特性估算气动特性估算 ,f jyx ,f jyx 式中， -机翼的焦点到平均气动弦前缘的相对 距离 -中等厚度机翼翼型的焦点到平均气动 弦前缘的相对距离 1 0 cc c k cp ccp c0 ck 式中， -机翼的平均相对厚度 -内翼相对厚度 -外翼相对厚度 21 11.1 气动特性估算气动特性估算 机翼焦点到机头的距离： 0 ,f jybf jyA xxxb F

13、-22A：8.528m+0.2791*6.312m=10.29m u(2)升力线斜率计算升力线斜率计算 翼型升力线斜率（空气动力学 陈再新 刘 福长 鲍国华著，P125） )8 . 01 (8 . 1 , cCL （1/rad） F-22A：计算5.926（1/rad）=0.1034，数据0.079 22 11.1 气动特性估算气动特性估算 机翼升力线斜率机翼升力线斜率 其中其中 因此因此 , 2 2 12 2 2 241 e Ljy S C S tg k 2 , L C k 2 1M 2 1 0.8477 =0.02088(1/) ,Ljy C =0.6334 0.079*57.3 2 k

14、=0.7204 23 11.1 气动特性估算气动特性估算 机翼零升迎角机翼零升迎角 取机翼安装角取机翼安装角 =1，则机翼，则机翼 升力系数升力系数 0,0, 2 31 jyjy 0,0,jyjy =-1.5 )( , 0,jyjyjyLjyL CC , 0.02088(2.5) L jy C 24 11.1 气动特性估算气动特性估算 l2）机身）机身 图图2 F-22机身与平尾气动参数估算图机身与平尾气动参数估算图 25 11.1 气动特性估算气动特性估算 u(1)焦点计算焦点计算 机身只考虑机头部分的影响（机翼以前的部分机 身），按细长体计算，其焦点位置到机头距离 是机头长度的2/3。因此

15、，假设机身头部长度 为 ，则机身焦点到机头的距离是 jt l , 2 3 f jsjt xl jt l=8.207m， , 2 3 f jsjt xl=5.471m 26 11.1 气动特性估算气动特性估算 u(2)升力线斜率计算升力线斜率计算 计算机身的升力时将其看成是细长体当量旋 成体，其升力线斜率为 jsL C , =2（1/弧度 ）=0.035(1/度) （参考面积为机身最大截面积） 27 11.1 气动特性估算气动特性估算 l3）平尾）平尾 设F-22A选NACA0006翼型， =0.103， =0.0052， =0.25， =9(Re=9106) 平尾参数： =8.413m， =4

16、1.5， =4.139m。 u (1)焦点计算焦点计算 计算方法与机翼类似。根据平尾平均气动弦 前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头 的距离 ,L C mindc F x lj pwf x , pw l 0,pw ,js pw l 28 11.1 气动特性估算气动特性估算 =1.347m =10.778 m2 =3.696m =5.971m =4.433 =0.2256 rjst o js lbl b ll b b b t o b b o t 1,pwt pw bb , e pw S , , 2 e pw rt pwjs pw S ll bb 29 11.1 气动特性估算气动特性估算 =4.1

17、46 m =1.660 m =14.199m =34.88m2 =2.029 , . .pwpwpw a c Slb 2 pw pw l S . .0 ,. .0 a c pw bpw ba c xxztg 2 , . . 21 31 pw a c o b b , . . 2 61 pw a c l z 30 11.1 气动特性估算气动特性估算 =31.38 =18.53 =12.11 2 10 2 4 1 31 41 tgtg 2 10 2 2 1 31 21 tgtg 2 10 2 31 1 tgtg 31 11.1 气动特性估算气动特性估算 (2) 升力线斜率计算升力线斜率计算 平尾的零

18、升迎角 ，平尾安装角 =-3， 平尾升力系数 )( , 0,pwpwpwLpwL CC pw, 0 pw 2 1 0.8477=0.6334 2 , L C k =0.9392 32 11.1 气动特性估算气动特性估算 , , 2 2 12 2 2 241 e pw Lpw pw S C S tg k ,0, ()0.01518(3) L pwLpwpwpw CC =0.01518（1/） =14.199m+0.25*4.416m=15.236m （以当量平尾面积为参考面积） F-22A平尾焦点到机头的距离： . . , a c f pwpw bf pwA xxxb 33 11.1 气动特性估

19、算气动特性估算 v阻力系数计算阻力系数计算 阻力系数一般与雷诺数有关。作为初步估 算，可以考虑飞机在典型飞行高度上的气 动性能，例如选取巡航高度11km。 l1）机翼 阻力系数一般表达式（飞机设计基本原理， P195） 34 11.1 气动特性估算气动特性估算 其中： 最小阻力系数主要是摩阻的贡献； 无粘流中因升力而产生的阻力系数； 有粘流中因升力而产生的阻力系数（后两 项统称诱导阻力）； 2 0 2 min )( LLLdd CCkACCC mindc 2 L AC 2 0) ( cc LL k cL0时的升力系数；0 另外：另外：诱导阻力仅考虑机翼的贡献。 35 11.1 气动特性估算气动

20、特性估算 机翼零升阻力计算(Datacom 4.1.5.1) )(10021 2 4 min,cccccpcpfjyd 平板摩阻系数与雷诺数有关。按照空气动力学 （陈再新 刘福长 鲍国华著，P127），取转捩 点 ，或者取前缘转捩 ，光滑表面， 得到Cf。从而算出 。 其中， ：平板摩阻系数 ：当量机翼平均厚度 cf ccp 0 T x cT xx min,djyc 36 11.1 气动特性估算气动特性估算 37 11.1 气动特性估算气动特性估算 根据翼型数据， 的值为： 机翼：0.0061（Re=1.6106），平尾：0.0052 （Re=9106） min,djyc 根据计算， 的值为：

21、 机翼：0.0037（Re=3.7107），平尾：0.004485 （Re=3107） min,djyc 38 11.1 气动特性估算气动特性估算 64. 0)045. 01 (78. 1 68. 0 e 诱导阻力有两种计算方法：诱导阻力有两种计算方法： u（1）公式方法）公式方法 升致阻力因子 e A 1 对于平直机翼： 对于后掠机翼：1 . 3)(cos045. 01 (61. 4 15. 0 0 68. 0 e 39 11.1 气动特性估算气动特性估算 计算结果如图所示。 机翼：A=0.1553，平尾：A=0.1580。 40 11.1 气动特性估算气动特性估算 u（2）图表方法）图表方

22、法 其中， 可以查由升力面 理论计算出的下图得到。 与根梢比、展弦比、 后掠角等因素有关，随展 弦比以及后掠角的增加而 增加，随根梢比的增大而 波动。 机翼：A=0.1534，平尾： A=0.1569。 1 A 1 1 41 11.1 气动特性估算气动特性估算 按图表方法计算总升致诱导阻力 34.88 0.15340.1569*0.2196 82.69 A 粘性阻力系数与机翼上表面附面层密切相关， 一般难以从理论上计算。初估时可取 。则 总粘性诱导阻力 01. 0 k 34.88 0.010.01*0.01422 82.69 k 以上各参数的参考面积均为当量机翼面积。 42 11.1 气动特性

23、估算气动特性估算 l2）机身（）机身（datacom 4.2.3.1） 图3 F-22机身气动参数估算图 43 11.1 气动特性估算气动特性估算 零升阻力计算。先计算 典型高度上的雷诺数： Re=9.55107 为机身长度， 为机 身最大截面积，则机身当量直 径：d=2.4m。 计算机身长细比 、 机身浸润面积与最大截面积比 值 。 js e VL R js L max S js S d max, 4 js L d s sjr max js L d s sjr max =6.8 =22.53 44 11.1 气动特性估算气动特性估算 根据2CFRE图可查出机身平板的摩擦系数 2CF=0.00

24、43。从而计算得到机身的零升阻力系数： Cdmin=0.0547。 这里，参考面积为机身最大截面积，机身诱 导阻力忽略不计。 , 33 min 2 max 1.57 1.021 jr js df js js L L d d s cc s 45 11.1 气动特性估算气动特性估算 v全机的气动特性计算全机的气动特性计算 l升力特性升力特性 00 max, ,0,0, , )( )()( LLL js jsL pw pwpwpwLjyjyjyL jsLpwLjyLL CCC S S C S S CC CCCC 0.02088(2.5)0.00640(3)0.00192 0.029200.0330

25、0.02920(1.13) L C 46 11.1 气动特性估算气动特性估算 l阻力特性阻力特性 minmin,min,min,min, pwjs cw ddjydpwdcwdjs SS S SSS ccccc min 34.884.53 0.00370.004485*2.50.0547* 82.6982.69 0.01143 dc 式中，系数2.5考虑了垂直尾翼的零升阻力。 47 11.1 气动特性估算气动特性估算 l极曲线极曲线 2 0 2 min )( LLLdd CCkACCC 22 2 1.1*0.011430.21960.01422(0.033) 0.2338(0.002)0.01

26、258 dLL L CCC C 式中，系数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。 48 11.1 气动特性估算气动特性估算 49 11.1 气动特性估算气动特性估算 l全机的焦点和重心后限位置计算全机的焦点和重心后限位置计算 , 1 pwjs LfLjyf jyHLpwf pwLjsf js SS CxCxk CxCx SS 式中， 平尾处的气流阻滞系数，一 般 ； 平尾处气流下洗角对迎角的导数。 H H q k q 0.95 H k 0.0292*0.02088*10.290.95*0.0064* 1 0.05 *15.2360.00192*5.471 f x f x=10.732m 50

27、11.1 气动特性估算气动特性估算 焦点相对于平均气动弦的位置为： . / )( cacaff bxxx f x=0.349 取 ，则重心后限位于 倍的 处， 即重心后限距机头： 1 . 0 L m C C ) 1 . 0( f x .ca b . ) 1 . 0( cafcag bxxx g x =10.10m 51 11.1 气动特性估算气动特性估算 v全机横侧静导数计算全机横侧静导数计算 l几何参数 如前所述。 l侧力导数 机身： 垂直尾翼： 全机： max , 2 Ljs S C S ,Lcw C max , 2 cw LLcw SS CC SS L C 52 11.1 气动特性估算气

28、动特性估算 坐标坐标 轴轴 方向方向 力系数力系数 转动自转动自 由度由度 力矩系数力矩系数 X向后向后,推力推力 CT,阻力阻力CD (滚转滚转) Y向右向右 Cy (俯仰俯仰) Cm (负值负值 为稳定为稳定) Z向上向上 CL ( (偏航偏航) ) 体轴系体轴系 53 11.1 气动特性估算气动特性估算 坐标坐标 轴轴 方向方向转动自由转动自由 度度 力矩系数力矩系数 X向来向来 流流 (滚转滚转) 向右滚正向右滚正 Cl (正值 正值 为稳定为稳定) Y向右向右(俯仰俯仰) 抬头为正抬头为正 Cm (负值负值 为稳定为稳定) Z向下向下( (偏航偏航) ) 来流向左来流向左 偏正偏正

29、Cn (负值 负值 为稳定为稳定) 风轴系风轴系 54 11.1 气动特性估算气动特性估算 l滚转力矩滚转力矩 l C 2 011, 22 11 . .cos.sin. 22 cw llLLLcw CTCTV CCCCC l y kzz 式中 -侧滑角为零时的侧力导数，近似计算中取零； -半个机翼面积的重心至飞机对称面的距离与半 展长之比（叶格尔著飞机设计，P228） -机翼上反角，上反时为正，下反时为负； -垂尾的侧力导数； 垂尾处速度阻滞系数取0.9； 垂尾的半展长位置到机身轴线的距离。 0l C 1 2 3 1 zCT ,Lcw C Vk cw y 55 11.1 气动特性估算气动特性估

30、算 左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来），左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来）， 侧滑角侧滑角 为正；此时如果为正；此时如果 为正，则导数为正，则导数 正，则飞机为横滚稳定。正，则飞机为横滚稳定。 l C l l C C 56 11.1 气动特性估算气动特性估算 l偏航力矩偏航力矩 只考虑机身和垂尾影响。只考虑机身和垂尾影响。 机身侧力系数机身侧力系数 ： 垂直尾翼侧力系数：垂直尾翼侧力系数： 重心距机头重心距机头 ，则偏航力，则偏航力 矩系数：矩系数： 当当 为负时，飞机为偏为负时，飞机为偏 航稳定。航稳定。 n C max , 2 Ljs S C S ,Lcw C g x , , 2 3

31、gjt jtgf cw cw nLjsLcw xl Sxx S CCC SlSl n n C C 57 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 飞机的静稳定性是指飞机受到扰动后，不需要飞 行员干预，具有复原的趋势。 飞机的动稳定性是指飞机受到扰动后恢复到原来 状态的运动收敛过程。 飞机的操纵性是指根据飞行员的意愿，要使飞机 达到一定的飞行状态，其操纵面的能力，操纵驾 驶杆所需要的力、位移以及操纵运动的动态特性 等。 对飞机稳定性和操纵性的定量要求由飞机飞行品 质规范确定，我国军用飞机的规范为GJB185-86， 民用飞机由民用航空适航条例F.I.R-25确定。 58 11.2 稳定性与

32、操纵性分析稳定性与操纵性分析 飞机气动力数据的计算还可参考空气动 力手册，飞机飞行品质的计算可参考 飞机飞行品质计算手册。 59 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 v纵向静稳定性 飞机的纵向静稳定性取决于飞机重心与全机气动焦 点的相对位置，计算式是 对于常规飞机，该参数必须为负值，这样才能保证 飞机受干扰后能恢复原来的飞行状态。 不同类型飞机对静稳定度余量的要求也不相同，一 般对高机动的战斗机、对地攻击机等应该取-0.02， 对于重型飞机取-0.15。更确切的要求应按规范来定。 m gf L C xx C 60 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 以上给出的静稳定度余

33、量的参考值是最低值，它 决定了飞机重心的后限位置。 重心的前限位置则取决于飞机的起飞降落操纵性 和机动飞行操纵性的要求。如飞机重心位置过于靠 前，则必须增大飞机操纵面的面积和力臂长度，这 将导致飞机重量和阻力增加的恶性循环。 必须控制飞机使用过程中的重心移动范围。一般 对高机动的战斗机、对地攻击机重心移动 0.05， 对重型非机动性飞机重心移动 0.1。 maxmingg xx maxmingg xx 61 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 对于高速飞机，随飞行速度变化其气动焦点也会 变化，特别在速度从亚声速变化到超声速时，如 图所示。一般大后掠、小展弦比的机翼在速度从 亚声速变

34、化到超声速时，焦点后移量可达 0.150.2；而小后掠、大展弦比的机翼的气动焦 点移动量更大。 气动焦点的后移将使得在大Ma时飞机的静稳定度 余量提高，机动能力下降，配平阻力增加。因此， 在考虑飞机机翼的气动布局时，要尽量选择气动 焦点变化小的机翼布局。 62 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 实线实线平直机平直机 翼翼 虚线虚线45后后 掠机翼掠机翼 点划线点划线前缘前缘 后掠后掠63.5三三 角机翼角机翼 63 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 l 纵向操纵性 飞机的纵向操纵性主要要满足以下方面的要求： （1）起飞抬前轮； （2）着陆时保持姿态； （3）高空作机

35、动的能力； （4）对放宽静稳定性飞机的大迎角改出能力。 64 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 v纵向操纵面的操纵能力来自升降舵、全动平尾、 升降副翼、鸭翼或其组合。对于全动平尾，其产 生的纵向操纵力矩为 . . e zma c MCqSb e m C 式中， 平尾效率导数； 平尾偏度变化量。 65 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 平尾的尾容量。 飞机的操纵性要求主要取决于飞行员的感觉，主要 有两个指标：产生一个过载所需要的杆力和杆位移， 称为杆位移梯度： , . . 11 e pwf pw mHLHHL a c Sx Ck CAk C Sb H A mL ee

36、L zme CCdxdx C dnCd 66 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 对于杆力梯度，对人力操纵的飞机： , e mL ee Lpwpwpw zmH CCdFd C qS b C dnCdx 对于用不可逆助力操纵的飞机： eee zez dFdF dx dndx dn 67 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 对于人力操纵的飞机，要用操纵面气动补偿设计来 控制铰链力矩的数值；对于用不 可逆助力操纵，需要调节 及 ，或 做成随飞行高度、速度自动调节的系统，以得到在 所有飞行范围内都合适的杆力、杆位移梯度。 e z dx dn e e dF dx 68 11.2

37、稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 对于起飞抬前轮的要求，一般要求在飞机速度 大于0.9（离地速度）是能将前三点式飞机的前轮抬 到离地迎角。一般升降操纵面的抬头力矩需要克服 机翼产生的低头力矩、重力以及摩擦力的低头力矩。 其对飞机重心的力矩平衡方程为（图13.6） . . . 0 e mea cma cLTT CqSbC qSbGC qSxh 69 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 其他力矩都很小，升降操纵面主要要克服重力的 低头力矩。 着陆时飞机的重心不能太靠前，否则会使操纵困 难；着陆时的力矩平衡方程中，升降操纵面的偏 度不能用到最大，因为需要考虑到可能产生的意 外（例如拉

38、起复飞等），而且要考虑到地面效应 使得飞机低头力矩增大的情况。一般情况，设计 时升降操纵面的使用最大偏度不超过可用偏度的 7080%。 70 11.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 当飞行速度增大，或者飞行高度较低时，操纵面 会发生弹性变形，使其操纵效率下降。因此，必 须保证即使在发生弹性变形的情况下，操纵面仍 有足够的效率。 71 11.3 动力特性估算动力特性估算 v动力装置分类动力装置分类 l活塞螺旋桨活塞螺旋桨 l涡轮喷气涡轮喷气 l涡轮风扇涡轮风扇 l涡轮螺旋桨、涡轮桨扇涡轮螺旋桨、涡轮桨扇 l冲压喷气、液体火箭冲压喷气、液体火箭 72 11.3 动力特性估算动力特性估算 v

39、FJ-44小型涡扇发动机小型涡扇发动机 73 11.3 动力特性估算动力特性估算 FJ44发动机工作和起动包线 74 11.3 动力特性估算动力特性估算 2 0,0 11 H11km0.393exp1 0.460.44 6.336 H PPMaMa 时， v涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的推力涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的推力 可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度： 式中， 0高度、0速度下的推力（台架推力） 0,0 P 3.27481 2 0,0 11110.460.44 44.3 H HkmPPMaMa 时， 75 11.3 动力

40、特性估算动力特性估算 v涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的耗油涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的耗油 率可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：率可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度： 式中， 0高度、0速度下的耗油率（台架耗油率）(0,0)e C 0.574155 2 (0,0) H11km11 0.5450.162 44.3 H11km11km ee H CCMaMa 时， 时，耗油率与高度下相同 76 11.3 动力特性估算动力特性估算 77 11.3 动力特性估算动力特性估算 78 11.3 动力特性估算动力特性估算 79 11.3 动力特性估算动力特性估算 80 11.

41、4 飞行性能估算飞行性能估算 v飞机性能及飞行包线计算飞机性能及飞行包线计算 在方案论证阶段，要进行飞行性能的估算， 以确定其是否满足战术技术指标和任务特 性的要求。这些性能指标包括：飞行包线， 机动性能，巡航性能，起飞、着陆性能和 任务剖面等。 v飞行包线 l飞行包线是指飞机能自由飞行的高度和速 度范围，通常是由飞机的任务特性决定的。 81 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 l飞行包线通常由左边界的最小速度、右边 界的最大速度和最大动压，以及上边界的 最大飞行高度组成。一般与飞机气动特性、 动力装置推力及其使用特性、飞机结构设 计和热载荷设计等因素有关。 p1.右边界最大速度限制 最大速度

42、限制通常取下列速度的最小值： （1）发动机推力最大时可达到的最大平飞 速度； 82 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 （2）结构强度所能承受的最大动压载荷所 对应的速度； （3）由抖振或颤振特性限制的最大速度； （4）由飞机安定性、操纵性下降所限制的 最大速度； （5）由气动加热限制的最大速度。 p2.左边界最小速度限制 最小速度限制通常取下列速度中的最大值： 83 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 （1）在给定构型、重量和重心条件下，由 最大配平使用升力系数决定的速度平 飞失速速度； （2）发生非指令性俯仰或偏航时的速度； （3）出现难以忍受的抖振或结构振动时的 速度； （4）由发动机推

43、力（功率）限制的最小速 度； （5）由发动机使用特性限制的最小速度。 84 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p3.最小机动速度最小机动速度 在飞行高度、速度范围内，完成规定的作战或训练 机动任务的最小使用速度。 ,L s C 最大配平升力系数； 失速速度； 飞机重量。 s v , 2 s L s G v CS G 85 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 86 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p4.上边界高度限制 飞机的高度限制通常指升限，分为理论升限 和实用升限，取决于动力装置推力特性、 使用状态、飞机气动和重量特性。 v平飞需用推力（功率）和最大平飞速度 p1.平飞需用推力 l（1

44、）计算公式 飞机平飞需用推力可用飞机阻力来计算： 87 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 速压，Pa; 机翼参考面积，m2； 基准高度、基本构型的零 升阻力系数； 升致阻力因子； 阻力系数的高度（或雷诺 数）修正量； 外挂阻力系数增量； 飞机升力系数。 2 ,0,Re, () DLDD c DqS CACCC 2 1 2 qv S ,0D C A ,ReD C ,D c C L C 88 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 89 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 l（2）计算方法 由于飞行高度、速度变化时，飞机各部件的 飞行雷诺数在变化，因此气动数据也会变 化。可以编制程序，计算出给定飞行

45、高度 下，飞机需用推力随速度变化的关系曲线。 p2.需用功率 一般针对以活塞发动机-螺旋桨或者涡轮发动 机-桨叶为动力的飞机。 l（1）计算公式 90 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 需用功率，W； 速度，km/h； 升阻比。 270 H x vG P K x P H v K l （2）计算方法）计算方法 91 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.最大平飞速度 l以飞行高度为参变量，绘制动力装置平飞 需用推力（功率）和可用推力（功率）随 速度（或Ma数）的关系曲线，其右侧的交 点一般为飞机最大平飞速度，其左侧的交 点一般为飞机最小平飞速度。 l如前所述，飞机的最大平飞速度和最小平 飞

46、速度还要受到其他因素的限制。 92 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 93 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 v升限计算 p1.定义 l （1）理论升限 在给定飞机重量和发动机状态下，飞机能保持等速 直线飞行的最大速度，即飞机爬升率等于零时的 飞行高度。 l （2）实用升限 在给定飞机重量和发动机状态下，对于军用飞机， 亚声速飞机爬升率为0.5m/s的飞行高度，超声速 飞行爬升率等于5m/s时的飞行高度。 94 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.升限的工程计算升限的工程计算 l （1）计算公式）计算公式 2 2 2 1 2 1.4 0.7 HL HH H aL v SCG pRT

47、akRT k G p MSC 计算升限高度上的 大气压力。根据 由此式计算得到 的值查国际标准 大气表得到计算 升限。 H p 95 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 在小迎角（CL0.3）时 升致阻力系数A只与马 赫数有关，可由飞机 爬升角为的条件计 算升力系数。 2 0 2 0 2 0 cos sin sintan ()0 4 () FDLL LLFD LFD YG FDG GYY FDY CCACC ACCCC CA CC ,maxy v v 96 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 如果在计算的升限下，飞机升力系数比较大 （CL0.3），升致阻力系数A与马赫数和CL有关， 可由下式计

48、算阻力系数，并由极曲线计算升力系 数。 ,max ,Re, y DpDD c v G CCCC vqS 97 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 l （2）计算方法 l 1）给定升限计算的重量（按战术技术指标的规定， 如无可取剩油30%），给定发动机状态，按升限 的定义确Vy,max，给定一系列计算速度。 l 2）假定一个升限，计算或查表得到CD,0，A，CD,c， CD,Re，CF。代入前述公式可求得CL值。 l 3）代入气压计算式可得PH，查国际标准大气表 可得升限高度值。 l 4）重复前述23的过程，直到两次计算得到的升 限高度值接近。 98 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 将各种速

49、度下的升限画在飞行包线图上，就 可得到飞行包线的上边界。 99 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 l机动性能计算机动性能计算 l飞机的机动性能是指飞机在一定时间内改 变其高度、速度和飞行方向的能力，是反 映飞机作战能力的重要性能。 l飞机的机动性能包括：爬升性能、水平加 （减）速、盘旋和特技性能等。 l为了便于对比，常把50%机内燃油的飞机 重量作为计算重量。 100 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 v水平加（减）速性能计算 反映飞机在水平面内改变其直线飞行速度的 能力。从一个速度加（减）速到另一个速 度所需时间称为加（减）速时间，所经过 的水平距离称为加（减）速前进距离。 p（1）计算

50、公式 在水平直线飞行时，轨迹角（爬升角）为0， 轨迹角的变化率也为0。 101 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 cos sin 3600 hT FDdv g dtG FLG dx v dt qdm dt x dvFD ggn dtG LG h q 通常（+）是小 量，因此有关公式 可简化为 为燃油消耗量，kg 为单位小时的耗油量，kg/h T m 102 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 将有关公式写成差分形式，可得到加（减）速时间， 前进距离和耗油量的计算式： 3600 x h T v t gn xv t q mt p（2）计算方法 由于飞机加速过程一般不是均匀的，因此要分段，假 设各

51、段的加速度是常值，采用数值方法分段计算。 103 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 v盘旋性能计算 飞机在水平面内连续改变飞行方向的一种 曲线运动称为盘旋。包括定常盘旋和非定 常盘旋。 定常盘旋指飞行速度、发动机状态、迎角 和滚转角不随时间变化的盘旋运动。 非定常盘旋指飞行速度、迎角和滚转角中 至少有一个随时间变化的盘旋运动。 104 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p1.定常盘旋性能计算 l （1）计算公式 盘旋半径 2 2 2 2 cos sin cos1 sin 1 z z z LG G v L g R n v n gR v R g n 105 11.4 飞机性能估算飞机性能估算

52、盘旋一周的时间 盘旋角速度 盘旋过载 2 2 1 z v t g n 2 1 57.3/ z g n s v , L z L pf C n C 106 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 式中： 盘旋状态飞机升力系 数 平飞升力系数 0,Re,FDDD c L CCCC C A ,L pf G C qS 107 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 l （2）计算方法 l 给定计算高度、计算Ma数和飞机重量，根据上式、 飞机气动特性及动力装置特性计算CL,pf和CF。 l 当在小升力系数范围（CL0.3），可由上式计算 CL ；反之可根据下式计算CD ，然后由飞机极曲 线计算CL值。 l 由前述

53、公式计算盘旋过载、盘旋时间、盘旋半径 和盘旋角速度。 ,Re,DpDD c CCCC 108 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.非定常盘旋性能计算 非定常盘旋常用于飞机机动作战，目的是以尽可能 短的时间改变飞机航向，并从较大的速度下降到 较小的速度，以获得尽可能大的转弯角速度，而 保持高度不变。 l（1）计算公式 109 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 式中： 飞机滚转角； 转弯角（rad） 2 , cos 1 cos sin 1/cos/ s s z s s zsLL pf dvFD g dtG LG dg n dtv dx v dt dy v dt nCC s s 110 11

54、.4 飞机性能估算飞机性能估算 l （2）计算方法 给定计算高度、计算重量和起始计算速度，以时 间为自变量进行数值积分。 在作非定常盘旋时，可能使用的盘旋过载值如下： ,max, / zLL pf nCC 以规定的坡度盘旋： 以抖动升力系数盘旋： 以失速升力系数盘旋： 以结构强度限制的过载盘旋： ,maxzz nn 1/cos zs n ,max, / zLL pf nCC 111 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p3.瞬时盘旋角速度 如果飞机在作非定常盘旋时，使用过载只受失速升 力系数和结构强度的限制，就可以获得最大的盘旋 角速度。 这种失速限制和结构强度限制的交点所对应的速度 称为“拐

55、角速度”，它是飞机能达到的最大盘旋角 速度。对于典型的战斗机，该拐角速度约为 300350km/h。 112 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 v爬升性能计算 爬升性能的主要指标是给定高度下的：最大爬升 率、爬升航迹角、爬升时间、爬升所经过的水平 距离和所消耗的燃油量。 影响爬升性能的主要因素是飞机的剩余推力和爬 升方式。 p1.等速爬升 爬升过程中飞行速度不变。多用于任务剖面爬升或 升限爬升，通常在上升率最大的有利爬升速度下 进行。 113 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 l （1）计算公式 l （2）计算方法 爬升率 爬升时间 爬升角 爬升水平距离 燃油消耗 ,0,Re,DDD c

56、y FqS CCC FD vvv GG , , / arcsin(/ ) cos 3600 y i i iy iy iii h T ii FD vv G tH v vv xvt q mt 114 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.加速爬升 爬升过程中边爬升边加速。常用于飞机离地后的加 速爬升或现代歼击机保持最大能量状态的加速爬 升，及最短时间或最少油耗爬升。除爬升率用下 式，及增加速度增量公式外，其它公式仍适用。 , 1 ii y ii i FDvv vv gHG 1 cos iii i iii FD vt G vvv 115 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 v续航性能计算续航性能

57、计算 续航性能指飞机持续航行的能力，包括航程续航性能指飞机持续航行的能力，包括航程 和续航时间。和续航时间。 116 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 v航程计算 p1.定义 技术航程：飞机沿预定航线，耗尽其可用 燃油所经过的水平距离（抛掉空副油箱）。 使用航程：飞机沿预定航线，并留有规定 的着陆余油所能达到的水平距离（抛掉空 副油箱）。 转场航程：飞机耗尽其可用燃油所经过的 水平距离（不抛掉空副油箱）。 117 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.航程工程计算 l （1）计算公式 航程由爬升段、巡航段和下滑段组 成： L=lps+lpf+lxh 其中爬升段和下滑段约占飞机总航 程的1

58、0%左右。 计算等高、等速飞行的航程时，巡 航段航程表示为 T pf k e k m l q CD q v 118 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 式中： 巡航段可用燃油量,kg 平均公里耗油量，kg/km 发动机耗油率（单位时间和单位推 力所消耗的燃油量），kg/(Nh) 推力有效系数 进气道引起的推力损失系数 尾喷管引起的推力损失或增益系 数 T m k q e C 12 11FF 2 F 1 F 119 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 l（2）计算方法 确定可用燃油量 为飞机总可用燃油量减去起飞前地面试车、起飞、爬升和末 端的下滑、着陆的用油量，并考虑规定的着陆余油。 计算飞行阻

59、力需用推力 根据给定的巡航高度、巡航速度以及飞机外挂状态、气动力 特性，飞机的巡航需用推力如下式： 式中： 2 ,0,Re,DLDD c DqS CACCC 巡航段的平均飞行重量 飞机升力系数 pj L G C qS pj G 120 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 l 确定耗油率 发动机耗油率是飞行高度、 速度和发动机转速的函数。 如图所示。图中的F是没有 经过安装修正的发动机净 推力。 根据上面计算的净推力和 推力有效系数，可得发动 机毛推力，然后可以在图 上查得耗油率。 D F 121 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 v续航时间计算 续航时间指飞机从起飞爬升到安全高度起，至下滑

60、到着陆航线高度止所经过的飞行时间。续航时间 计算与航程计算一样，其巡航段飞行时间为： T pf h e h m t q C qD 122 11.4 飞机性能估算飞机性能估算 v最大航程和最大续航时间 l 给定一系列高度，每个高度给定一系列计算速度， 按前述方法计算对应的航程和续航时间，绘制L V、tV曲线，如图所示。 l 点A对应的航程即为该高度的最大航程，对应的 速度为最大航程巡航速度，也称远航速度，各高 度的最大航程的最大值称为飞机的最大航程。 l 点B对应的续航时间即为该高度的最大续航时间， 对应的速度为最大续航速度，也称久航速度，各 高度的最大续航时间的最大值称为飞机的最大续 航时间。