飞行力学课件

飛機的基本飛行性能

概念：基本飛行性能飛機最基本的對稱(准)定常直線運動的性能。飛行參數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)給定發動機工作狀態(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

計算基本條件1)近似解析法2)數值計算法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（用功率式發動機）概念基本關係式一般約定飛機進行等速平飛（dV/dt=0)時，發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(誘導阻力)平飛需用推力隨飛行速度的變化規律2－1飛機定常平飛需用推力曲線ACx0Q0QiQpfMMyl1.3Mlj有利狀態此時，波阻為主（音障），應採用低波阻構形。為了兼跨不同M數下的要求，採用變後掠、切尖三角翼加邊條等先進氣動技術。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係Y=GPky=Q調整α調整n在某H、V平飛重量、構形確定性能指標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、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<亞音速區<超音速區定義確定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）升力係數限制2－2飛機定常平飛性能的確定Vmin(

Mmin)~H關係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。其內飛機可定直平飛／等速爬升／加減速飛行；其上可定直平飛。考慮實際使用限制後得到的飛行包線。升限HmaxHmaxMH動壓限制:結構強度的需要qmaxM數限制:操縱性、發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,一般Mθ>Myl)給定H,構形,G下的最大上升角MPΔPmax

MθMyl(VΔP)max

Mks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、指定構形、G下可能的最大上升率。所有H中Vymax最大者。相應速度為快升速度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、構形，發動機滿油門(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上升時經過的水準距離Lss

滑翔、無動力飛行，發動機慢車，Pky≈0，定直下滑。滑翔角由極曲線決定，和飛機重量無關。可通過滑翔飛行測量氣動特性參數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具體實現或狀態改變方法與所處包線區域有關。問題的引入2－4飛機的飛行狀態及其與操縱的關係平飛範圍的劃分具體分界線為M

(H)，近似地Myl(H)。平橫狀態的穩定性和改變平衡狀態的操縱規律。平飛包線劃分依據飛行包線內的飛行狀態：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穩定性分析2－4飛機的飛行狀態及其與操縱的關係ΔMaIMΔMΔPΔPaIIΔPmaxPM

縱向操縱的基本回應航跡變化情況推駕駛杆2－4飛機的飛行狀態及其與操縱的關係飛行狀態與操縱推油門杆，Pky

收油門杆，Pky

推駕駛杆，飛機低頭，

拉駕駛杆，飛機抬頭，

假設：飛機原平飛於aI或aII點aIaII

初始加速俯衝。經過一段時間後，

aI條件下繼續保持此趨勢，aII條件下轉為加速爬升。2－4飛機的飛行狀態及其與操縱的關係H0=5000m,推駕駛杆Δδz=1°2－4飛機的飛行狀態及其與操縱的關係H0=5000m,推駕駛杆Δδz=1°2－4飛機的飛行狀態及其與操縱的關係H0=5000m,推駕駛杆Δδz=1°

應推油門杆+協調推駕駛杆，符合駕駛員習慣，正操縱

應收油門杆+協調推駕駛杆，不符合駕駛員習慣，反操縱不論正反區，可用油門控制高度，可用駕駛杆控制速度推油門杆2－4飛機的飛行狀態及其與操縱的關係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飛機的飛行狀態及其與操縱的關係H0=5000m,推油門杆Δδp=10%2－4飛機的飛行狀態及其與操縱的關係H0=5000m,推油門杆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在超音速區波阻係數隨M

而減小，曲線出現“彎腰”跨音速區Cx0­，故Ppx­大推力發動機Pky~M在超音速有極值

Mp中低空H

Pky

,Mp

;高空H

Pky

¯,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

,Pky

¯,且Qi影響

，故Mmax¯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。隨H

，均漸收縮且跨音速區者先消失。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)中空：出現第二個ΔPmax.2

Mθ2(略微)<MP(超音速區)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.1

Mθ1Myl(VΔP)max.1

Mks1Pky.maxPpxMPpxPky.maxPMθ1Mθ2MpΔPmax.1

ΔPmax.1

ΔPmin

HVymaxVymax.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：當某一個參數變化時，其餘參數固定不變。構造參數：G/S，Pky/G氣動參數：Cx0，A，K，Cyyx大氣參數：ΔT，Δp2－8有關參數對基本飛行性能的影響參數劃分分析方法參數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、上邊界向內縮，上升性能變差，滑翔速度增加。2－8有關參數對基本飛行性能的影響構造參數變化的影響MPPky

Ppx

G

低速Ppx­，高速影響不大S改變2－8有關參數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。MPPky

Ppx

S

Pky

,對平飛、爬升性能都有利。Pky

改變2－8有關參數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。VPPky

Ppx

Vmax

Pky

Pky

,Gfd

。故應綜合考慮(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改變氣動參數變化的影響MPPky

Ppx

Cx0

A

改變MPPky

Ppx

A

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，應著重減小誘阻因數A，如採用大展弦比、小後掠角、小梯度比氣動外形等。2－8有關參數對基本飛行性能的影響2－8有關參數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。

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

,全M數範圍Kmax

。術語：氣壓高度Hp當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數標定的Ppx不變2－8有關參數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的高度。p=

RT

上述分析中假設僅有單一參數變化。事實上，參數間的變化是互相關聯的。設計飛機是各種矛盾折衷的結果。為了提高基本飛行性能，採用大T/G，小Cx0，大Kmax和適當G/S的總體佈局。2－8有關參數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、方法以及有關結論。飛行包線內的操縱特點。超音速飛機基本飛行性能特點。參數變化對基本飛行性能的影響。第二章：小結

飛機的續航性能引言准定常直線飛行，燃油逐漸消耗。典型巡航飛行剖面運動特點術語：續航性能(CruisePerformance)指飛機持續飛行的遠度和久度。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定航向耗盡其可用燃油所經過的水準距離航程和航時航程L技術航程攜載荷,無備份油實用航程攜載荷,有備份油轉場航程無載荷,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飛機的時間技術航時攜載荷,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

燃油消耗速度發動機台數發動機耗油率單臺推力小時耗油量飛機飛行1小時發動機所消耗的燃油品質(kg/h)地速(即無風空速)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(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無風，空速V亦即地速。並設飛機品質變化只源於耗油。則dT時間內:若巡航段重量變化：則3-1基本定義和公式

為了確定qh、qkm，採用准定常假設：每暫態飛機作定直平飛由任務所明確，否則用淨形給定飛行狀態，確定續航性能按任務的兩類續航性能計算問題選擇飛行狀態得到最佳續航性能——精確求解應綜合上升、巡航、下滑最優——實踐證明，可以尋求巡航段最優，並選擇上升、下滑段的飛行狀態和相應發動機工作狀態使耗油最少，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

給定由任務決定否則用淨形隨G而變隨耗油逐漸減輕qkm,qh~V,H,n,G;構形隨燃油消耗,G↓

飛行特點等速平飛Cy↓(α↓)Cx↓(n↓)∴飛行中需逐漸推杆收油門耗油特點可選最佳V、H組合使一定構形、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)

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

3-2定高定速巡航的航程和航時(噴氣飛機)

估算η=η(H,M,n)=η(H,M,Pf)

計算Pf=G/(iηK)近似於G/(iK)計算qkh=qkh

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

給定一系列(H,V)值組合，求出相應Txh與Lxh，從中找出Txh.max與Lxh.max及其對應的(H,V)狀態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、高度不變限制了續航性能的最優化。應考慮飛機重量的不斷變化。這裏結合渦噴發動機特點，討論最佳續航規律。

通常對應於11km以上的高度，即在同溫層，此時(11km

H

20km):假設等速平飛3-3噴氣飛機最佳巡航特點結論

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

)。某一G下故最佳巡航問題演變為尋求適當的(M,n)組合，使久航問題遠航問題按等速定油門穩杆方式巡航計算最佳巡航狀態參數給出一組n，對於每一n，給出一組M

由n,M查發動機曲線Pf.11,qkh.11,

11

查極曲線Cy

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

。作max(fT)或max(fL)~n曲線。曲線的最高點對應於max.max(fT)或max.max(fL)，相應的n,M為久航、遠航狀態參數為什麼這裏n,M(均為切向參數)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G1、G2的確定根據上升方式,作出上升時H~G曲線①迄今G1、G2及H1、H2尚未知HG選定n、M後，計算,

作出相應的H~G曲線②②下滑終了的重量已定，為①Gks根據下滑方式,作出下滑時H~G=G

+Wxihg曲線③G'③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，飛到目標上空完成一定任務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，執行任務消耗的重量

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

設巡航於H

11km高度，按照定n,M最優巡航原理可得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，在超音速區出現另一個Myh；高度繼續增加，跨音速區Myh趨於消失。H1<H2

<H33-6超音速飛機續航性能的特點Hqkm增加可用燃油

設計合理的內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)空中加油根據任務需要，選用合適的發動機，使推力要求匹配，且耗油率儘量小設計最佳航路方案，包括考慮非標準使用條件的影響，如風：航時問題取決於空速與地速無關，風沒有影響航程問題與地速相關，即(順風為“＋”)，故順風時可增加航程，逆風時減少減輕飛機結構重量風對活動半徑的影響?

續航性能指標：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兩個遠航速度給定飛行狀態的巡航參數計算，並確定給定高度的久航、遠航速度噴氣飛機最佳續航性能的特點及其參數計算小結

增加L、T的途徑：從Wky

、qkm

、qh

著手

MP

與推力特性有關的幾個特徵速度(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的幾個特徵速度

E-3是波音公司據美空軍AWACS計畫研製的全天候遠程空中預警和控制飛機。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…

飛機的機動飛行性能第四章：引言(1/1)非定常——飛行速度的大小或方向是變化的飛機的姿態發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)飛機在一定時間內改變飛行速度（大小）、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

鉛垂面內垂直於速矢水平面內垂直於速矢垂直於速矢和對稱面法向超載按航跡軸系當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駕駛員重量∴,感覺同靜止

,超重

,失重設飛行加速度為，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∴飛行中需不斷調整α滿足平飛條件。4-2飛機在鉛垂平面內的機動飛行性能(2/6)

平飛加減速：指標計算的圖解積分法一定的H、G、構形，適當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、迅速獲取高度優勢的能力，即高度機動性。

指標

躍升：動力學方程鉛垂面質心運動的一般方程。可數值求解。

4-2飛機在鉛垂平面內的機動飛行性能(4/6)躍升：能量法估算躍升高度

假設：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，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飛機在鉛垂平面內的機動飛行性能(6/6)

正常盤旋轉彎:指標

4-3飛機在水準平面內的機動飛行性能(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:當連續轉彎不小於360度的機動。正常盤旋:無側滑、運動參數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：動力學方程在對稱面內與速矢垂直航跡滾轉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飛機在水準平面內的機動飛行性能(2/5)

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

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

≤2V下限-1)2)滿足發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（戰鬥機）的真實機動常常是需要將加減速、上升、轉彎等同時進行的複雜過程，其優劣需綜合分析比較。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。

飛機當前能量水準犬舍圖（Dog-HousePlot,ωmax~M）與空戰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）綜合機動性參數典型加權係數數值：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:接敵空戰週期時間(CombatCycleTime,CCT):ωmaxV高度一定ABCDEBCD:交戰DE:退出EA:恢復能量犬舍圖(Dog-HousePlot,ωmax~M)與空戰週期從給定速度進入，儘快速度反向並恢復原速度大小所需的時間，其中高度變化儘量小。CCT=tAB+tBCD+tDE+tEA

接敵交戰退出恢復能量機動性(EnergyManeuverability,E-M)曲線A機B機加速餘量定常轉彎餘量最大轉彎餘量減速餘量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ny=1g•Pky/G:大推重比有利於增大SEP,目前先進戰鬥機>1.2影響機動性能的一些設計參數•

發動機油門回應速度：強調機動的瞬態（敏捷性）時所必須，目前慢車→加力最快水準3～5s•Cyyx:大許用升力係數有利於產生大法向超載,目前低速最大可達2•

必要的減速裝置:迅速減速以利於轉彎•G/S:適當的小值有利於低速產生較大過載,並減小低速誘阻，但需與跨超音速性能協調，適當折衷•

乘員、飛機結構的承載能力

•

操穩性隨控佈局的出現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(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別方向機動性：正常盤旋的有關參數推導與極限條件（以後應聯繫操縱）機動性綜合衡量指標：SEP、nfmax(、nfss.max)設計途徑：大Pky/G，大Cyyx，適當小G/S，高承載能力，快速油門回應，必要的減速裝置等

飛機的起飛和著陸性能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的影響:引言構形變化：放下起落架、打開襟翼等增升裝置、使用減速板等等:引言地面效應近地面翼尖渦削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效應1)升力係數增加2)誘導阻力減少3)產生附加低頭力矩(T型尾除外)4)空速管靜壓口置於翼下方時，靜壓讀數偏高，從而空速讀數偏低。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: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機場四周障礙物選取，常採用25m、15m或10.7m，與飛機類型有關。概念：起飛穩定上升平飛增速初始穩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(或按規範)應分別對抬前輪前後兩段進行數值積分後相加。因為兩段中飛機姿態不同，其迎角及升、阻係數也不同。假設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,並產生足夠大的升力係數可用數值積分或圖解積分求解。注意：氣動特性中考慮相應的構形和地效。其中，離地升阻比，由起飛極曲線確定假設為勻加速運動過程，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，發動機起飛狀態）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取統計平均）粗略估算離地條件

發動機安裝角離地升力係數，據飛機近地面、起飛襟翼構形的升力特性和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拉杆充分利用空氣阻力減速;推杆前輪著地,由三點滑跑

兩點滑跑;刹車空中減速段,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經驗指出，接地速度Vjd進場速度VH速度修正係數，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:按全部使用刹車的三點滑跑，勻減速運動。著陸構形升阻比輪、地狀況+刹車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。現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。所以應適當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。外界條件影響發動機效率以及推力下坡有利於起飛加速；逆風有利於減小地速(機場跑道與常年風向相一致)。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，刹車，減速傘，反推力裝置，機械裝置（艦載機多用）。參數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、逆風著陸有利；機場高度增加對著陸不利；溫度變化影響不大(發動機慢車)。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:小結

飛機的運動方程引言在飛行性能分析中，將飛機視為質點，所需的迎角、滾轉角(坡度)、發動機推力可以立即達到(忽略其過渡過程)，並能夠保證無側滑。問題的引入事實上，迎角、滾轉角(坡度)、推力、及側滑角需要通過操縱駕駛杆(盤)、腳蹬舵及油門杆進行控制,而且存在過渡過程。本章介紹與剛體運動描述相關的概念、定義和方程。

操縱系統動力學飛機剛體動力學駕駛杆(盤)腳蹬發動機油門杆

s

n飛機質點動力學發動機回應動力學常規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問題升降舵偏角副翼偏角方向舵偏角

t基本概念平衡(平衡)穩定性廣義地說，指狀態參數不隨時間變化的飛行。不穩定平衡穩定平衡中立穩定平衡飛機受到外界擾動後自動恢復原來平衡狀態的能力。操縱性飛機在駕駛員的操縱下從一種飛行狀態過渡到另一種飛行狀態的能力。瞬態時間穩態增量如定常直線飛行、正常盤旋等。包括穩態增量和瞬態過程。常用坐標系地面軸系Ax'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為飛機質心,軸向平行於Ax'dy'dz'd。鉛垂面zhxdzdyd水平面xh(V)

sOyh

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

syqzq

s鉛垂面ztxdzdyd水平面xt

飛機對稱面

Oyt

O:飛機質心Oxt

:沿對稱面內參考線(指向機頭為正)Oyt:對稱面內(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:飛機質心Oxq

:沿速度矢Oyq:對稱面內(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係

，

s

,

,

s,

(無風時)有關符號和分量定義升力Y、阻力Q、側力Z滾轉力矩Mx、偏航力矩My

、俯仰力矩Mz

對稱面內垂直於速度方向，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。

滾轉角速度

x、偏航角速度

y

、俯仰角速度

z

飛機剛體運動旋轉角速度在體軸系上的分量。

前向速度Vx、法向速度Vy

、側向速度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舵偏角定義小擾動線化方程和氣動導數基準運動飛機在駕駛員的操縱下，按預定規律進行的運動。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，由於外界暫態干擾使其運動參數在一段時間內不按預定規律變化所進行的運動。

總運動參數=基準運動參數+擾動運動參數增量

=

0+

0,

=

0+

,…

小擾動線化方程和氣動導數基本假設地球為平的、不旋轉的慣性參考系(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變化不計重力隨高度變化基準運動為對稱定直飛行，無側滑、無滾轉擾動運動為小量縱向參數改變(

V,

,

z等)

只影響縱向氣動力(

Q,

Y,

Mz);橫航向參數改變(

,

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境飛機飛行其他小擾動線化方程和氣動導數外力模型發動機推力相對於基準狀態增量空氣動力相對於基準狀態增量忽略、等導數小擾動線化方程和氣動導數定常直線基準運動方程小擾動線化方程和氣動導數小擾動方程縱向其中：縱向擾動運動變數：耦合量非耦合量縱向和橫航向擾動運動可以分別討論小擾動線化方程和氣動導數小擾動方程橫航向橫航向擾動運動變數：耦合量非耦合量小擾動線化方程和氣動導數氣動導數分類靜穩定性導數：阻尼導數：交叉阻尼導數：操縱導數：交叉操縱導數：其他導數：洗流時差導數：穩定性、操縱性概念地軸系、體軸系、風軸系、航跡系之間的關係有關符號和分量定義小擾動線化方程假設、形式、特點

氣動導數的基本類別

縱向動穩定性和動操縱性結論：x隨時間的變化過程取決於特徵根，且x的終值取決於 特徵值的符號。取決於初值，(1)

當引言：定常線性常微分系統回顧一元線性自由系統——齊次微分方程形式或記為通解取決於——特徵方程及特徵值通解故無論初值如何，(2)

當(3)

當多元線性自由系統——齊次微分方程(1)形式通解取決於特徵行列式展開後為關於λ的n次實係數代數方程，存在n個根。引言：定常線性常微分系統回顧係數、及與初始條件有關。無重根時的通解形式：其中為r個實根；為s對複根；引言：定常線性常微分系統回顧(2)典型模態典型模態：每個實特徵根或每對複特徵根代表一種簡單運動， 稱為典型模態。飛機總運動由各典型模態迭加。不同類型特徵根對應的模態運動：單調衰減單調發散等值實型特徵根引言：定常線性常微分系統回顧1.初始狀態非零時，若某一特徵值具有正實部時,當且僅當所有或具有負實部時，阻尼振盪複型特徵根發散振盪等幅振盪2.每一模態對各個狀態參數的影響體現在其幅值和相位；這與特徵值對應的特徵向量有關。引言：定常線性常微分系統回顧結論若為負實根：模態參數(1)半衰期或倍幅時阻尼振盪振幅包線或單調衰減運動幅度減至初始一半所需時間。發散振盪振幅包線或單調發散運動幅度增至初始二倍所需時間。引言：定常線性常微分系統回顧總之，實根或共軛複根對應的半衰時／倍幅時為(2)

週期T或頻率NT：振動一次所需時間(3)半衰時或倍增時內振盪次數N：單位時間振動次數反映振盪時阻尼和頻率間關係引言：定常線性常微分系統回顧§10-1縱向擾動運動方程和特徵方程基準運動為無側滑、無滾轉的定直平飛，並且根據縱向小擾動方程，握杆時縱向擾動運動滿足引入符號§10-1縱向擾動運動方程和特徵方程引入符號§10-1縱向擾動運動方程和特徵方程方程重新整理得§10-1縱向擾動運動方程和特徵方程特徵行列式展開可得特徵方程:式中：§10-1縱向擾動運動方程和特徵方程§10-2穩定性判別準則對於四次特徵方程，當且僅當下列行列式及其各階主子式為正時，飛機存在動穩定性（特徵根具有負實部）：Routh-Hurwitz判據當a4=0，一實根臨界；當R=0，一對複根臨界。§10-3實例分析——兩種典型模態及其物理景象實例某機在H=11000m以M=0.90作定常直線飛行，試分析其縱向動穩定特性。已知飛機主要的構造及氣動參數：（教材P.182，例題）(1)由幾何重量數據及無量綱導數求取等效氣動導數：(2)計算特徵方程係數(3)可以用Routh-Hurwitz判據判斷動穩定性情況(4)進一步可以求解特徵根，並計算相應特徵參數，掌握各模態情況。分析步驟：典型