飞机飞行性能计算课程设计

课程设计报告飞机飞行能计算（年920）

•中文摘要在给出飞机基本飞行参数的情况下研究飞机的基本飞行性能对于了解并且掌握该飞机的相关信息是相当必要的飞机的飞行性能主要包含了平飞性能、上升性能、续航性能、起落性能和其它的机动性能。在该报告中主要研究除机动性能外的其他飞行性能。在研究这些性能的时候我们假定飞机的运动参数随时间的变化十分缓慢可以认为一段时间内运动参数不变至于我们能够按“准定常”运动来考虑其运动的模型。在这种假设下，运用简单推力法将各项飞行性能做简单的数据计算，从而得出飞机相关飞行性能的信息。第1页

目中文摘要：.....................................................................................................错误！定书。正文................................................................................................................错误未义书。一、计算目的和计算内容.............................................................错误！定书。§1该任务的计算目的：..................................................！未定义书。§2计算的内容如下：......................................................！未定义书。二、计算原理、计算方法和原始数据来.§1计算原理：....................................................................................................5§2计算方法：....................................................................................................5§3原始数据来源：..........................................................................................12三、编程原理、方..............................................................................................13§1程序结构：..................................................................................................13§2变量说明：..................................................................................................13§3函数说明：..................................................................................................14§4函数调用：..................................................................................................14§5程序运行环境、输入数据文件和输出数据文件、程序使用方法：......15§6程序结构..................................................................................................15四、计算结果及其分析：曲线形式的计算结果以及对结果的分..................21§1质量和机翼面积都没变化情况下的计算结果曲线图，以及对于结果的分析：......................................................................................................................2§2仅有质量变化（质量增加从100-110%步长为1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析：..........................................................28§3仅有机翼面积变（机翼面积增加从95-105%，步长1%）的情况下的所有计算结果曲线图，以及对于结果的分析：..........................................46第2页

五、对最小上升时间求法的讨论.参考文献：..................................................................................................................47•正文；一、计算目和计算内容§1算的巩固用简单推力法计算飞机基本飞行性能及续航性能和起飞着陆性能的计算原理、方法和步骤，培养学生独立分析和解决工程实际问题的能力。§2算容§2.1基飞性计计算某歼击飞机当发动机以最大状态工作时在H=、5000m8000m10000m11000m12500m等9个高度上M=、、0.35、0.40、、0.50、0.55、0.650.700.75、0.80、、、、1.00、1.05、1.15、1.20、1.25、等个值时的航迹倾角率，并绘制各高度上计算各高度上的最大航迹倾角

随M数变化的曲线；和与其相对应的最陡上升速度

或计算各高度上的最快上升率

和与其相对应的快升速度

或

绘制

和

随高度H变化的曲线,并由该图确定理论升限

和实用升限；(3)计各高度上的最大平飞速度

或

和最小平速度

或；绘制由

~H，

~H，

~和

~组成的飞行包线。其中~H曲线要用：由

决定的最小平飞速度

随H变化的曲线和(b)由平飞需用推力曲线与可用推力曲线的左交点确定的最小平飞速度第3页

随H

变化的曲线来表示；计算该飞机当发动机以最大状态工作时从海平面上升到实用升限的最短上升时间。§2.2续性计计算某歼击飞机在特定马赫数M、特定发动机转速情况下续航飞行，其巡航段飞行的最大航程和最久航时并确定与之相应的远航马赫数

和远航发动机转数、久航马赫数§2.3起着性计

和久航发动机转数。(1)计算某歼击飞机起飞地面滑跑段的距离和时间以及起飞离地速度；

和时间飞空中段的距离(2)计算某歼击飞机着陆空中段的距离

和时间陆地面滑跑段的距离和时间以及着陆接地速度；§2.4参变对机行能影计根据§节的计算过程，分析对飞行性能会产生影响的参数，并对这些参数对飞机飞行性能的影响进行定量计算。在同学完成§节的计算后，启发学生思考，并根据每个同学的思考方式，挑选不同的参数组合，下达计算任务。第4页

二、计算原、计算方法原始数据来§1计算原理简单推力法即从飞机在垂直平面内等速直线运动方程式出发利用飞机的极曲线和发动机特性曲线，确定飞机的基本飞行性能的方法。§2计算方法§2.1

发动机用推力和平需用推(1)发动机可用推力T的计算a当11000m时，当H11000m时，式中，下标11代表11km高时的相应参数值。(2)平飞需用推力（平飞阻）的计算(3)剩余推的计算§2.2

最小平速度和最大飞速度由图一知，

曲线与

曲线的左交点对应推力限制的最小平飞速度

mi

，右交点对应最大平飞速度M

max

。由图一(b)可知：ii

第i点和第i+1点之间应的M数M

；ii

第i点和第+1点之间的0对的数M

max

。第5页

TMΔT

M

MmaxΔ>0i+1ΔP<0i

ΔPi

ΔP<0i+1

M图一因此，只要根据已知的n

，分别判断寻找符合上述两种情况的i值，则可利用已知的(i

i

)，)和(iii

M

i

)三点进行插值，即可求得对应

0的M数M

min

max

。根据已知三点作抛物线，求已知函数值的自变量M的插值法，可事先编成一个子程序。特别注：1.有的度处可能不在由简推力法确定最小平马赫数；2.有的度处有可能0i

i

0或i

i

0确定i

点在边上；程序中须对上述两可能出的情况作出当的处。迎角限制的最小平飞速M

min1

由气动特性确定：。显然从达式来看这一个隐数，

也是随赫数M变化的，所必须用迭法来求解M

：取一个值

计算出

，再由

于马赫第6页

nmaxnmax数M的三点抛物线值求出

对应得，代入公式算出新

(1)，将新的

赋给M

(0)重复上面步骤直

与M

(0)像差很小（10

）为止真正的最小平飞速M

min

min1

min2

（如果存在的话）中大者。§2.3

航迹倾和上升率航迹倾角和最大航迹倾角

的计算公式为对应

的M数为最陡上升数

。在用搜函数确定

的插值时同样要注对最大在边界处的况的处上升率

和最大上升率

的计算公式为对应

的M数为快升数

。所以，求

和

就转化为分别求

和

)。在与数列M0.20，…对应的，1

M)……中和2(M)，(1

M)中寻找2

max

和

)可用同一数学方法。例如求max

可首先在n个已知中找出其中最大的一max

设M)然i后)，Mi

i

)M

i

)三点做抛物线再求这抛物线的最大

max（抛物线求极值的方法参见附录一M)max

'max

不是数列的最后一点，最短上时间§2.4

存在，并且很接近

。最短上升时t

的计算公式为min第7页

iitmin

)计t

时，显然当n大（越小）时计算结果越精确。按前面给9min个高度V

ymax

来决t

误差很大特别是在升限附近误差更大建议取min500m

，取=500m，补充度上的V

y

值用现的9个

ymax

值中相的三点行插值，对两个高差间的

ymax

用：

ymax

ymax[i]

yi

)/2，由于实用限不可能刚是得整倍，对最后末尾分要另处理。§2.5

航程和时巡航段最大航程的计算公式为L

=(

ηKMamlnmax11式中mm分别为巡航起始和结束时的飞机质量η为11km高度上的推力有效系数，近似取为

；

kh

和

K

为是

M

和的函数；K=c/，其中y2Pxky

(,n/(ρaS)11

，

=y

[(H=km,M)]/A(M)xx0

。ηKMa求L就转化为(1111xhmax11

)。max取一固定的发动机转速值（例如

＝80%额定

计算马赫M=0.3，，η……1.5时，对应的1111

值，并通过抛物线插值法从中寻找最大值(

ηKMa)；依次计算发动机转nxkh

＝80%，81%n82%n，…n额定额定额额定时，对应的(

ηKMa11)1值，并过抛物线值法中寻找最值xkh(

ηKMa11

)。由此，可得以及与之相对应的M。xhmax巡航段最久航时的计算公式为第8页

jhjhT

η=(111maxmax11xh

就转化为(

ηK

)。计算方法与航程计算方法类似，可得对于上所述的计算法：

以及与之相对应的M。jh．必须由给定的四个转的P=()和qf11kh11

=(M,n)三点插值法求出每马赫数下n从0.8到1.0按的增变化的个值．从的计公式y

=[c(H=km,M)]/()y

来看，可能出现(c-c)<的况，必对此作出相得处理,我的做是出现种情x况时令C；yηKMa．对于分两步来搜寻并值求kh11

的最大及其对应的n和M会出现和中有一不“准，上面所的先固定n来找各n值下η的(1111kh11

)及对的M[](i=21,代表n值变化然后再各个n值maxyh下(

η1111kh11

)找最值并插值求max

ηKMa1111kh11

)

max

及其对的，这样就会使的值不准确与(

ηKMa1111kh11

)对应，而只是求max

ηKMa1111kh11

)的maxηKMa三个插点中的最大(1111kh11的求解准确；

)所对的M反之先固定M就会使max

所给的原数据“额定状态尾喷口推力的影响数=f(M”只给到赫数为时的数，查阅关发动机方的资料示：当马赫达到一的值时尾喷的推力失将不再增。第9页

§2.6

离地速和接地速度离地速和接地速的计算公式为ldjdld

2yld

=j

2mgyjd式中c为离地升力系数，c为接地升力系数，可分别取为最大允许离地yyjd升力系数和接地升力系数；为接地速度修正系数，表明V小于升力平衡重力1jd时的速度，可取为0.95。c

ld

和c

jd

可以从对所给的原始数分后得出来0.56，yldc

jd

=0.52

安全高处飞行速度安全高度取H=25m。起飞时，飞机上升致安全高度时的速度近似取=1.3V；Hld着陆时，飞机下降致安全高度时的速度近似取VV。Hjd§2.8

起飞地滑跑段的距和时间起飞地面滑跑段的距离L和时T的计算公式为11L=1

2g(

VldPpjmg

-f

'

)

T=

ldpjmg

-f

)式中，为起飞地面滑跑段的发动机平均可用推力近似取为P其中为=时发动机以最大状态工作时的可用推力；f'=fK)/其中，ky0ldf

为地面对机轮的摩擦系数，近似取为

0.03；K为离地瞬间的升阻比，ldK=c/cy

xld

c确定后c由M=0.2时的起飞极曲线近似计算得到。ldxld．对于可以从高度的赫数为，0.25，0.30三个用三点物线外插值求解；c可以由c与马赫数关系用地马赫数三抛物线值来确定，ldyld第10页

xld

LHldVld，其中LHldVld，其中由M时的起飞极线用三点抛线插值似计算得到起飞空段的距离和间§2.9起飞空中段的距离和时间2的计算公式为V2-V2(+H)ΔPpj

T=2

L2pj式中，

VV)/pjld

；

Δ=[(Ppjkyld

Q)+(ld

Q)]/2H

；

kyld

和

分别取为发动机以最大状态工作时，速度达到和

V

jd

时的推力；

ρVS/2ldldld

，Q=cρV2HH

S/2c

xH

可由时的起飞极曲线近似计算，yH

近似根据Y=mg

确定。．P和kyldkyH

都要用点抛物线插来计算．由M时的起飞极线用三抛物线插值似计算到。xH§2.10

着陆空段的距离和间着陆空中段的距离

L

和时间

3

的计算公式为L=K(pj

V-V

H)

T=3

3pj式中

VV)/2pjjdH

；

K=+K)/pjjdH

，可由时的着陆极曲线近似计算，

0.7c

yjd

。§2.11

着陆地滑跑段的距和时间着陆地面滑跑段的距L和时T的计算公式为4L=4

Vld()Kjd

T=4

jdf)Kjd式中，f

为地面对机轮的摩擦系数，包含刹车作用，近似取为0.3K为接地瞬间的升阻比，K=/，由M=0.2时的着陆极曲线近似确定。jdjdxjd第11页

物插方和物求值方简单地说，对于抛物线插值的方法就是在所要求的点附近选择三个已知的点然后通过内插或者外插得出所需要的点的横纵坐标对于抛物线求最值的方法就是在已知最大值的附近选择相邻的三个点，然后求出通过这三点的抛物线，利用该抛物线求出最值或者该最值对应的横坐标。二数上最值成个维组的大的法通常情况下二维数组上的最大值表示为

我们所要求的最大值是在某个二维向量

的附近但是直接求最大值最大值所对应的

操作性并不强，因此我们习惯上在不同的x下，将x固定，求z在随y变化的过程中所得出的最大值和相应的y值。这样，由于在不同的下有不同的

值，然后我们就将其化作在x下求

值以及其对应的x值。中值取均的法由于我们在计算的过程中都是散点于某一段上某个性能参数的大小我们只能通过2个端点的数值来简单确定时我们就可以采用中间值或者取平均值的方法，例如在求最短上升时间的过程中，我们就是将每一段上的速度取成个端点速度的平均值。§3原始数据来源计算过程中使用的原始数据均来自于《课程设计任务书

2第12页

三、编程原、方法§1序构数据的调入——调用函数的声明——变量类型的声明——在原始数据的条件下运用简单推力方法按照指导书上的方法和顺序依次计算各项最终数据——改变质量（步长，质量增加从过数组维数的增加，依次结算并输出——改变S（步长1%，S增加从95-105%过数组维数的增加，依次结算并输出。§2量明TDTISMamaxCLmaxAMAVTHCHDTVmaxMDd1d2d3d4Hmaxs

推力进气道推力损失系数平飞最大马赫数计算Mmin1的升力系数升致阻力因子平均质量11km高度的发动机推力11km高度的发动机耗油率DT*V的最大值空气密度起飞滑跑距离起飞空中段距离着陆空中段距离着陆滑跑距离实际升限

TATRDTMaHQJQJmaxDTmaxSSCDZt1t2t3t4Hmaxa

可用推力需用推力剩余推力马赫数从0.2-1.3，步长高度从0-13500，个点航迹倾角对应高度的最大航迹倾角最大剩余推力音速零升阻力系数起飞滑跑时间起飞空中段时间着陆空中段时间着陆滑跑时间理论升限DTJM

最大状态时尾喷口对推力的DTIM影响系数

最大状态时由进气道引起的推力损失系数Mamax

最大平飞速度

Mamin

最小平飞速度第13页

tminKLxhmaxvlo

最短上升时间升阻比最大航程离地速度

vpj2ktdTxhmaxvtd

接地时的平均速度接地时的升阻比最大航时接地速度vh1

离地达到安全高度时的速度vh2变量表表

下降到安全高度时的速度§3数明floatchada(floata,floatb,floatc,floatd)按已知三点做抛物线，取该抛物线的顶点为函数的最大值。设已知三点为由这三点作的抛物线方程为yy，得

i

，其中，则(xxiii解得可得式中第14页

§4数用主程序用无参函数编译，所有数据的录入和输出都通过指针对文件的打开、关闭、只读、只写、追加完成；差值函数用有参函数编译，将需要的参数通过函数返回主程序。§5序行境输数文和出据件程使方：程序运行环境为win7系统下devcpp，输入的数据文件为文档，数据内容由原始数据摘录下来其中数据的说明可以从程序的解释中找到输出文件同样是txt文档，数据解释同上，程序为直接运行程序，不需要输入其他数据。§6序构§6.1求用力序结读入TMDTIM和DTJMHTA[i][j]=TM[i][j]*(1+DTIM[i][j])*(1+DTJM[i]);

计算CDZ输出第15页

§6.2

求航迹倾角上升率的方初始化马赫数数组读入计算Cta的N（detaP[i][j]/Mpj[i]＜YCta[i][j]=asin(detaP[i][j]/Mpj[i])计算Vy的值Vy[i][j]=detaP[i][j]*M[j]*a[i]/Mpj[i]

Cta[i][j]=0调用最值搜寻函数及三点抛物线插值求极值函数分别求各个高度上的最大航迹倾角及其对应的陡升马赫数和最快上升率及其对应的快升马赫数用ifelseifelse语来判断最值点是否在边界上，并对边界上的最值点作相应的处理输出，，，

的值到相应得文档第16页

，，§6.3

求最大最小飞速度的方初始化马赫数数组M[i]读入detaP由

ii

确定Mmin2的插值

用ifelseifelse语句来判断最值点是否在边界i

i

点；0

上并对边界上的最值点作相应的处理调用三点抛物线插值求极值函数求个个高度上的Mmin2Mmax的值求Mmin1的值用迭代函数求解比较Mmin1Mmin2取其中较大的作为Mmin的值输出最小和最大平飞马赫数第17页

§6.4

求最小上升间的放法初始化H[29]及Vymax0[29]调用子函数插值求中间Vymaxi=0,Tmin=0/(Vymax0[i]+Vymax0[i+1])i=0,Tmin=0Yi＜N/(Vymax0[26]+Vymax0[27])输出结果第18页

§6.5

求最大航时方法初始化M，和

N[21]读入TH[13][4]的值调用插值函数求数组和的求的求阻力系数Cx的值求升力系数Cy的值求K的求Xishu的固定n求M变时的Xishu最变化求的值输出结果第19页

§6.6

求离地接地态的方法求离地速度Vld和地速度求Vhqf和Vhzl的值求平均需用推力Ppj求Cxld调用插值函数求与对的的值调用插值函数求与对的PkyH的读入数据Cx和Cy1先计算CyH的再调用插值函数求与CyH对的的计算Qld和QH的值detaPpj=(Pkyld-Qld+PkyH-QH)/2计算

,L,,L12求Cxhzl并用插值函数求与对的Cxhzl的计算

TL34第20页

四、计算结及其分析§1始据质和翼积没化况）所计结曲线，及于果分：§1.1在个度H上和

随Ma数变曲：图

在各个高度上随数的变化曲第21页

图1.2

在各个高度上上升速度随数变化曲线图形分析可以看出飞机在亚音速阶段随着高度的增加航迹倾角下降在超声速阶段则随着高度的增加而增大。同时，在一定高度下（倾角随着Ma的增加具有先增加后极具减小的趋势，在高度降阶段不是很明显。

）航迹时，下究其原因在于发动机可用推力公式在11000分界，具有不同形式，高于11000m时，可用推力变化较小，同时，由于开始时需用推力随着Ma的增加先减小后增加，故剩余推力随着M的增加而先增加后减小，所以航迹倾角也随着Ma增加而先增加后减小。还可以看出在亚音速范围内，同一Ma下，随着飞行高度的增加降低；在超音速范围内则正好相反。对于各个高度下，

随着Ma的增加，先增加，然后在音速附近时开始减小，当高度低于1时减小幅度较大，当高度大于11000m时，的增减则趋于平缓，其原因与航迹倾角变化相同。第22页

§1.2在个度H上

和

的化线图1.3

最大航迹倾角

随高度的变化曲线图1.4

最大上升率

随高度的变曲线图形分析：随着高度增加，航迹倾角第23页

降低。

究其原因在于

出现在亚音速范围内，而在这个范围内由在各高度下的关系曲线知道是随着高度增加而降低的。随着高度增加，

基本上呈线性减少，其原因可从前述度增加而减小。

在各高度下随Ma变化的曲线可知，同一Ma下，随高§1.3高H的升赫

和升赫§1.4高H的大飞赫

和小飞赫第24页

图

各高度上的最大平飞马赫数

曲线图形分析：在对流层（H

<11）内随高度的增加Ma增加，在平流层内随高度的增加Ma减小；在11km处有最大值，升限处有最小值。究其原因在于对流层内随高度的增加，声速减小，最大平飞速度亦减小，但相对声速更明显，导致在接近声速处于中低空Ma略有增加；在对流层内声速不随高度的增加而改变时最大平飞速度因为可用推力的减小需用推力的增大继续减小，导致最大平飞马赫数减小；在11000m左右最大剩余推力最大可以提供克服阻力，在升限处剩余推力几乎为0不能再继续上飞了。第25页

图

各高度上的最小平飞马赫数

曲线图形分析：最小平飞随着高度增加是一直增加的.究其原因在于随着高度增加，空气稀薄，发动机进气较少，推力减少，升力降低，需要更高的速度来提高升力。图

确定最小平飞速度的两条曲线第26页

§1.5行线图

飞行包线通过前面的数据计算和分析得出了飞行包线行包线显示了该飞机可以飞行的范围其主要由发动机的特性来决定在飞行包线范围内飞机可以有相应的剩余功率来完成一定的飞行动作它在某一个确定的高度上可以保持水平飞行的速度是有一定范围的速度大到一定极限发动机推力不够小到一定极限升力又不够。§1.6机实升以最上时：实用升限为13795.353516m，由程序计算最后得到达实用升限的最短上升时间tmin=689.105469s具体计算讨论见附录程序及后面问题讨论）§1.7机续性计结：最远航程（km）最远航程对应的M数

最远航程对应的转速远航性能

2229．3750000表

0.875118飞机的远航性能表

93.75%久航性能

最久航（min）最久航时对应的M数1850.724147表飞机的久航性能表第27页

最久航时对应的转速81%

§1.8机起着性计结：起飞起飞滑跑距离(m)起飞滑跑时间(s)起飞空中段距离(m)起飞空中段时间(s)起飞离地速度（m/s）

1042.09387222.896645873.3633428.34319091.025902

着陆着陆滑跑距离(m)着陆滑跑时间(s)着陆空中段距离(m)着陆空中段时间(s)着陆接地速度（m/s）

973.994409226.426508597.9666757.37469973.709633表

飞机的起降性能表第28页

§2仅质变（量加从100-110%，步1%的况的有算果线，及于果分：§2.1量m对高上最航倾

的响图2.1

各个质量变下最大航倾角

曲线图形分析：在同一高度上随着飞机质量的增加，最大航迹倾角减小究其原因在于质量增加需用推力增加可用推力不变剩余推力减小，最大航迹倾角也减小。第29页

§2.2量m对高上快升

的响图2.2

各个质量变下最大上速度曲线图形分析：同一高度下，随着m的增加，最快上升率下降。究其原因在于质量增加需用推力增加可用推力不变剩余推力减小，最快上升率也减小。第30页

§2.3量m对陡升赫

的响图2.3

各个质量变下陡升马数

曲线图形分析：在km以上，随着m增加，

基本不变；在11km以下时随着质量增加

增加。究其原因在于随着m增加，需用推力增加，由需用推力与可用推力随变化的曲线可知用推力曲线因m增加而上升而最大剩余推力所对应的不变。

则第31页

§2.4量m对升赫

的响图2.4

各个质量变下快升马赫数

曲线图形分析：同一高度下，随着增加

基本不变。究其原因在于随着m增加，需用推力增加，由需用推力与可用推力随变化的曲线可知需用推力曲线因增加而上升然而最大剩余推力所对应的则不变。第32页

§2.5量m对大飞赫

的响图2.5

各个质量变下最大平马赫数

曲线图形分析着m增加11km以下降低。究其原因在于需用推力

基本不变11km以上时，在11km以下时，

较大随高度的增加减小得不是很明显故

还是一个变化不大的大量导致是一个小量；而在11km上时，

较小导致

是一个大量，从而差距较大，同时

降低，因为当m增加需用推力增加，可用推力不变，由飞机推力曲线可知，飞机最大平飞速度左移，即减小。并且由图中可以看出，在13500m高度处，最大平飞速度出现了异常的情况，其原因在于，因m的增大，升限降低，由程序计算得当m=107%m及更重时的升限低于13500m，故飞机不能达到此高度，因此就引起了最大平飞速度出现异常第33页

第34页

§2.6量m对小飞赫

的响图2.6

各个质量变下最小平马赫数

曲线图形分析：同一高度下，随着质量增加最小平飞速度增加。究其原因在于其原因在于m增加，需用推力增加，剩余推力减小，由推力曲线可知，最小平飞马赫数右移，故最小平飞速度随质量增加而增大。同时，由于质量增大，使得飞机的升限降低低于13500m的原因，致使飞机在13500m高度时，当m=107%m及更重时，最小平飞速度出现异常。第35页

§2.7量m对他行能起性的响M=100%

M=101%

M=102%

M=103%

M=104%HmaxaHmaxstminnyhMyhLxhmaxnjhMjhTxhmaxD1T1D2T2

13875.3613812.0513748.7413686.8713624.9913795.3513732.2113669.0713607.3513545.63689.1055759.6656830.22581008.4311186.6360.9545760.9545760.9545760.9545760.9545760.8528680.8528680.8528680.8528680.8528682485.3342485.3342485.3342485.3342485.3340.7326150.7326150.7326150.7326150.7326150.9033420.9033420.9033420.9033420.9033422.5093982.5093982.5093982.5093982.5093981014.0361037.7261061.4171085.8111110.20522.2801722.6861423.0921123.5064823.92084840.0497861.5013882.9529905.2381927.52338.0249468.1884448.3519418.5204778.689013D3

544.0361548.5511

553.066557.5809562.0958T3D4T4VloVtd

6.7098186.7319016.7539836.7759576.797931973.9441983.6836993.42311003.1631012.90226.4265126.5579926.6894726.8196626.9498691.025991.4774291.9289592.8232173.7096374.0763674.4430974.8062375.16937M=105%

M=106%

M=107%

M=108%

M=109%

M=110%Hmaxa

13564.4913503.9813444.79

13385.613327.6713269.74Hmaxs

13485.2713424.9113365.86

13306.8

1324913191.19tminnyhMyhLxhmaxnjhMjhTxhmax

895.9456605.2552642.1128678.9704737.6682796.36610.9545760.9545760.9545760.9545760.9545760.9545760.8528680.8528680.8528680.8528680.8528680.8528682485.3342485.3342485.3342485.3342485.3342485.3340.7326150.7326150.7326150.7326150.7326150.7326150.9033420.9033420.9033420.9033420.9033420.9033422.5093982.5093982.5093982.5093982.5093982.509398D1

1135.507

1160.811186.6571212.5041239.2981266.093T1D2

24.3469424.7730425.2046425.6362426.0799826.52371950.85974.1767998.22891022.2811047.4551072.629T2

8.8640879.0391619.218346

9.397539.5837179.769903D3T3

566.6108571.1257575.6407580.1556584.6705589.18546.8197986.8416656.8634256.8851856.9068396.928492D4

1022.6411032.381

1042.12

1051.861061.5991071.339T4

27.0788127.20776

27.335527.46324

27.589827.71636Vlo

93.2693993.7155894.1542694.5929595.0308695.46877Vtd

75.5290575.8887276.24501

76.601376.9543177.30732表

质量影响下参数性能表由上表可以看出，随着m增加，升限降低，因为m增加，在升力没变的情第36页

况下，飞机所能飞到的高度降低；对于最短上升时间tmin变化是由于升限、质量等因素共同影响下才有如此不规律变化；由上表可知对于续航性能没有影响；对于起飞着陆性能中的各种时间、距离与速度，随着的增加都增加，因为，飞机m增加的情况下，飞机起飞所需升力增加，因此需要更高的速度与滑跑距离来提供足够的升力滑跑时间也变长故起飞空中段与地面段时间距离都增加，又飞机m增加，由公式知接地速度增加，所以需要更长的距离与时间时飞机速度降到0，同时，又可以从公式中知道，质量的增加，各项数据均应增加，这正好符合程序结果。第37页

§3仅机面变（翼积增加从步为1%的情下所计结曲图以对结的析§3.1机面S对各高上最航倾

的响图3.1

各个翼面面积变量下最大航迹倾

曲线图形分析：最大航迹倾角

基本不变。究其原因在于在计算

时只有平飞需用推力受S影响从数据中可以看出这种影响很小，因此基本不变。第38页

§3.2机面S对各高上快升

的响图3.2

各个翼面面积变量下最大上升率

曲线图形分析：在低于11km，随S的增加，最大上升率明显减小；在高度大于11km时，最大上升率基本不变。公知B为随着高度而变化的常数，

而可，,,由公式知，在11km以上时增加，在11km以下时

，即随着S增加剩余推力增加，最快上升率，即S增加最大上升率下降。第39页

§3.3机面S对最陡升赫

的响图3.3

各个翼面面积变量下陡升马赫数

曲线图形分析：在km以上，少。

基本不变；在11km以下随着S增加

减究其原因在于在km以上

基本不变，对应的马赫数必然也基本不变；在11km以下随着S增加平飞需用推力增加，剩余推力减少，故减少。§3.4机面S对快升赫

的响第40页

图3.4

各个翼面面积变量下快升马赫数

曲线图形分析：在11km以上，

基本不变；在km下随着S的增加

减少究其原因与陡升速度相似。§3.5机面S对最大飞赫

的响第41页

图

各个翼面面积变量下最大平飞马数

曲线图形分析：最大平飞马赫数高度差异不大。

随翼面面积的增加减小，在11km以上的究其原因在于高马赫数下零升阻力相对升致阻力比较大，和翼面面积成正比，翼面面积增大导致需用推力增大，与可用推力的右交点左移（既减小时零升阻力随高度增加减小故在升限左右由翼面面积带来的差异并不大。第42页

§3.6机面S对最小飞赫

的响图

各个翼面面积变量下最小平飞马数

曲线图形分析整体变化并不明显从数据可以看出随着翼面面积的增加最小平飞马赫数是减小的究其原因在于高马赫数下升致阻力相对零升阻力比较大，和翼面面积成反比，翼面面积增大导致需用推力减小，与可用推力的左交点左移（既减小第43页

§3.7机面S对其他行能起性的响S=95%

S=96%

S=97%

S=98%

S=99%Hmaxa

13827.2913834.0913845.0413855.5613865.67Hmaxs

13742.1313751.1813766.2513778.42

13789.9tminnyhMyh

585.5042584.1221583.1438582.4731582.11310.9543540.9543980.9544420.9544860.9545310.8546020.8542570.8539120.8535670.853221Lxhmax

2509.563

2504.762499.9572495.1542490.351njh

0.7308850.7312320.73158

0.7319270.732275MjhTxhmax

0.905832.509937

0.9052780.9047260.9041740.9036222.509832.5097232.5096162.509508VloVtd

93.390692.9029275.6244975.22958

92.422891.9500491.4844774.840874.4579874.08097D1

1096.9411085.5141074.3231063.361

1052.62T1

23.4914623.3687923.24802

23.129123.01199D2T2D3

919.6752910.0022900.5414891.2856882.22838.5631488.5175618.4727958.4288278.385632565.6857561.3444557.0031552.6619548.3206T3

6.8164866.7951036.77372

6.7523376.730955D4T4

1020.6461011.2811001.916992.5513983.186527.0667326.9384326.8101426.6818426.55355S=100%

S=101%

S=102%

S=103%

S=104%

S=105%Hmaxa

13875.3613884.6313893.4913901.95

1391013917.65HmaxstminnyhMyh

13795.3513803.7713812.1813819.7813827.3813834.85582.041582.2364582.6828586.2438587.39040.9545760.9546190.9546610.9547080.9547530.9547960.8528680.8525250.8522020.8518440.8514870.85115Lxhmax

2485.3342480.6032476.37

2471.2362466.1232461.537njhMjhTxhmaxVloVtdD1T1D2

0.7326150.7329650.7333320.7336680.7340050.734360.9033420.9026990.9014230.9012910.9011340.9003062.5093982.5092942.5091932.5090822.5089692.50886691.025990.5741690.1290789.2582488.8321873.7096373.3438372.9834172.6282672.2782471.933241042.0941031.7761021.6611011.7421002.013992.470322.8966522.7830122.6710622.5607322.4520122.34484873.3633864.6846856.1862847.8628839.7093831.7203T2

8.34319

8.301488.2604848.2201818.1805558.141588D3

544.0361539.6759535.1834530.9299526.671

522.272T3D4T4

6.7098186.6883536.6663146.6453126.6242876.602654973.9441964.5385954.8472945.6718936.4848926.995426.4265126.2977926.1661426.0397925.9133225.78375表

翼面面积影响下参数性能表可见，随着的增加，理论升限Hmaxa和实用升限Hmaxs增加，原因在于飞机升限在11000m以上，在此高度范围内，随S的增加最快上升率增加，因第44页

而作图法可直接看出升限增加于最短上升时间tmin着S的增加越大，因为，升限增加了，而快升速率增加得并不是那么快，故tmin增加；而远航航程Lxhmax和久航航时Txhmax，随着S的增加而降低，因为S增大，增大，减小，减小，故Lxhmax和Txhmax减少；对于远航发动机转速和久航发动机转速njh，随着增加是增加的，而远航马赫数和久航马赫数则随着S增加而减小，因为，S增加，升力增加；对于起飞离地速度Vlo和降落接地速度Vtd，由公式可知，随着S增加两者都将减小，符合程序计算结果；对于起飞着陆性能中，各种距离与时间，因S的增加，使得飞机的升力增加，故在各种起飞着陆时时间与距离都将缩短，程序结果也证实了该点。第45页

五、对最小升时间方法讨论前在飞续性的候是接数列来并没对它计做较致讨通过察以轻的出间计和算步与近点数的理式关下就重这两面过据一讨：先出算果取左

取中

取右步长689.1053549.7337683.3056500751.0001597.5377746.3604400632.6815767.2652629.2017300674.2689786.6743

671.949200939.1159

804.819

937.9561001168.571965.83211167.991501332.2341186.4811332.11910表

最小上升时间随节点与步长的变可随步的小升间渐大再顾下大升度高变曲及倒随度变化线可发最上时主由限近速分确但也是此接升时何步及何数就很键地方个编的法附，一步上别三节进讨论求的始下第46页

第47页

取左点取中点取右点步长

循环次数29.93229963.3458-107.64150029689.10531181.97924.1325450028477.3432549.7337683.305650027223.66171230.39393.7841840036751.00011432.115219.021940035519.8535597.5377746.360440034505.6242555.4668629.201730045632.6815767.26521255.135300461258.614101.0876

1036.54300471040.02942.611630048558.6956605.3865

671.94920068674.2689786.67431089.238200691091.557-628.788825.568320070827.8882-774.517724.707520071539.6886558.8803580.8811100135582.041638.6678100136639.8277678.3699729.3117100137730.4716

804.819

937.956100138939.115913