飞行力学学习.pptx

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1、内容引引 言言2.1 平飞性能平飞性能 平飞需用推力曲线平飞需用推力曲线 最大平飞速度最大平飞速度 最小平飞速度最小平飞速度 平飞速度范围平飞速度范围2.2 上升下滑性能上升下滑性能 定常直线上升性能定常直线上升性能 非定常上升性能非定常上升性能 定常直线下滑性能定常直线下滑性能 第1页/共58页内容2.3 定常飞行状态及其与操纵的关系定常飞行状态及其与操纵的关系 平飞范围的划分平飞范围的划分 飞行状态与操纵的关系飞行状态与操纵的关系 定常飞行状态的主要影响因素分析定常飞行状态的主要影响因素分析第2页/共58页引引 言言基本飞行性能飞机最基本的定常或准定常直线运动的性能。飞行参数不随时间变化包

2、括：性能指标性能指标 出发方程：第3页/共58页 1)基本气动外形2)给定发动机工作状态(加力、最大、额定等)3)平均飞行重量或其它给定重量 正常装载、半油的飞机重量计算基本条件简单推力法：适用于喷气式飞机求解方法通过图解比较可用推力(已知)和需用推力(由平飞条件L=W求出)得到飞机基本性能特点。功率法：适用于螺旋桨飞机第4页/共58页2.1 2.1 平飞性能平飞性能飞机在一定高度、一定速度作定直平飞时，所需要的发动机推力，称为定常平飞需用推力TR。平飞需用推力曲线平飞需用推力曲线基本定义和计算公式基本定义和计算公式平飞需用推力曲线平飞需用推力曲线基本公式基本公式定义定义有利飞行状态第5页/共

3、58页1）根据给定H 2)给定Ma(V)、c CD 查标准大气表计算查极曲线计算步骤在给定飞机重量和飞行高度的前提下，平飞需用推力是Ma或V的函数，其相应曲线称为平飞需用推力曲线平飞需用推力曲线3)4)以Ma或V为横坐标，TR为纵坐标，绘制平飞需用推力曲线。常规迎角下，飞机在一定的高度作定直平飞时，一定的速度与一定的迎角和推力相对应：迎角随速度的增加而减小。说明第6页/共58页图2.1 飞机平飞需用推力曲线例：例：计算某超声速歼击机在计算某超声速歼击机在H=8 km高度上飞行时的平飞需用推力曲线高度上飞行时的平飞需用推力曲线原始数据：H=8000 m,S=23 ,W=64778 N根据标准大气

4、公式计算得总结果见表2.1（教材P27）分析 飞机在一定飞行高度作等速直线平飞时，为满足平衡条件关系，一定的飞行速度必须有一定的迎角和一定的推力与之对应。由于平飞所需升力系数随Ma的增加而减小，所以迎角随速度增加而减小。第7页/共58页零升阻力D0升致阻力(诱导阻力)Di1.平飞需用推力曲线的组成 对于给定的飞机，平飞需用推力仅是高度和速度的函数。对于给定的飞机，平飞需用推力仅是高度和速度的函数。第8页/共58页2、平飞需用推力随飞行Ma的变化ACD0D0DiMa 1.3 Macr第9页/共58页此时，波阻为主（音障），应采用低波阻构形。D0DiTRMa Ma.opt1.3 Macr综合综合第

5、10页/共58页3、平飞需用推力随飞行高度的变化H增加 TRMa Ma.opt第11页/共58页Kmax Ma 图2.3 平飞需用推力曲线随高度的变化第12页/共58页小展弦比大后掠角 薄翼型 细长机身 跨音速面积律等大展弦比小后掠角 综合第13页/共58页性能指标简单推力法利用可用推力和需用推力曲线确定飞机飞行性能的方法Vmax(Mamax),Vmin,Hmax.a,平飞包线图2.4 某跨声速飞机推力曲线图 图2.5 某超声速飞机推力曲线图第14页/共58页定义定义确定方法、最大平飞速度各高度Vmax最大者称为飞机的最大平飞速度。满油门(最大状态、部分加力、全加力)的Ta Ma与TR Ma曲

6、线 的右交点。在某高度能定直平飞的最大速度，称该高度最大平飞速度.TR(D)Ma Ta(开加力)H给定MamaxMa Mamax，不能等速平飞 Ma Ma 分析：由于剩余推力T 与飞行速度和飞行高度有关(当油门状态一定时)，Vv.max 难以解析求得，故在工程计算中常采用图解分析法。第24页/共58页 例：已知某机重力W=64800N，试按图2.11所示的飞机在8 km 高度上的推力曲线，确定其在该高度上的上升性能。按表2.2所示步骤进行计算，并将结果列于表中。再将结果绘出T-Ma 和Vv-Ma 曲线，如图2.12和图2.13所示。从这些曲线图上可直接求出定直上升运动的各项性能，列于表2.3中

7、。最后可得飞机的快升速度(对应qc Ma)曲线和最大上升率随高度变化曲线，如图2.14和图2.15所示。图2.11 算例在H=8km上的推力曲线图第25页/共58页图2.12 剩余推力随Ma 变化曲线图2.13 上升率随Ma,H 变化曲线第26页/共58页高度影响 图2.14 快升速度(对应Ma qc)随高度变化曲线图2.15 Vv.max 随H 的变化曲线第27页/共58页3、静升限理论静升限理论静升限Hmax.a 飞机以特定重量和给定发动机状态(最大、加力、全加力)下，还具有最大上升率Vymax=5m/s(超音速飞机)或0.5m/s(亚音速飞机)的飞行高度。飞机以特定重量和给定发动机状态(

8、最大、加力、全加力)下，能够保持等速直线平飞的最大高度，此时Vv.max=0。实用静升限实用静升限Hmax.sHmax.a Hmax.sH Vv.maxService ceilingabsolute ceiling第28页/共58页保持Vqc(H)，以Vv.max上升，所需时间最短。4、上升时间5、上升水平距离Rc 第29页/共58页非定常上升性能非定常上升性能对于超声速飞机，飞机作非定常直线上升运动（动能变化）对于超声速飞机，飞机作非定常直线上升运动（动能变化）第30页/共58页因为 1、上升率其中其中为未考虑动能变化为未考虑动能变化的定常上升率的定常上升率 为考虑动能变化所引起的修正系数为

9、考虑动能变化所引起的修正系数第31页/共58页飞机单位重量的剩余功率位能变化率动能变化率对于速度和速度随高度变化不大的飞机，对于速度和速度随高度变化不大的飞机，接近接近1 1。第32页/共58页2、上升时间能量高度：能量高度：飞机单位重量所具有的动能与势能之和飞机单位重量所具有的动能与势能之和 能量上升率能量上升率：单位时间能量的变化率单位时间能量的变化率 最短上升时间：最短上升时间：第33页/共58页3、最快上升轨迹图图解解计计算算查推力曲线图图2.18 亚音速飞机最快上升轨迹示意图第34页/共58页超声速飞机上升率随Ma,H 变化规律图2.19 超声速飞机上升率随Ma,H 变化规律第35页

10、/共58页超音速飞机最快上升轨迹示意图亚音速爬升至H7800m;下降加速至H7500m，Ma=1.25;加速爬升至H12600m，Ma=2.28;等Ma爬升至H17500m。图2.20 超声速飞机最快上升轨迹示意图第36页/共58页滑翔、无动力飞行，发动机慢车，Ta0，定直下滑。滑翔角由极曲线决定，和飞机重量无关。可通过滑翔飞行测量气动特性参数K。适用方程 飞行条件 下滑角d滑翔机:K较大(1040)，d不大分分析析 定常直线下滑性能 定常下滑时的受力第37页/共58页下滑距离下滑距离Rd下滑率下滑率Vv.d和下滑时速度和下滑时速度Vd下滑时间下滑时间td图2.21 定常下滑时的力平衡关系第3

11、8页/共58页不同的状态，稳定性不同，改变飞行状态的操纵方法也不同。不同的状态，稳定性不同，改变飞行状态的操纵方法也不同。问题的引入问题的引入 根据平衡状态的稳定性和改变平衡状态的操纵规律不同，对包线根据平衡状态的稳定性和改变平衡状态的操纵规律不同，对包线进行划分。进行划分。平飞包线划分平飞包线划分 飞行包线内的飞行状态：定直平飞、定直上升、定直下滑等。通飞行包线内的飞行状态：定直平飞、定直上升、定直下滑等。通过操纵油门和迎角控制实现。过操纵油门和迎角控制实现。2.3 2.3 定常飞行状态及其与操纵的关系定常飞行状态及其与操纵的关系平飞范围的划分第39页/共58页驾驶杆：驾驶杆：拉杆产生抬头力

12、矩，推杆产生低头力矩；拉杆产生抬头力矩，推杆产生低头力矩；左压杆产生左滚转力矩，右压杆产生右滚转力矩；左压杆产生左滚转力矩，右压杆产生右滚转力矩；方向舵：方向舵：左蹬舵产生左偏航力矩，右蹬舵产生右偏航力矩；左蹬舵产生左偏航力矩，右蹬舵产生右偏航力矩；油门：油门：推油增加推力，收油门减小推力。推油增加推力，收油门减小推力。总结：总结：拉杆抬头拉杆抬头,推杆低头推杆低头;左压杆左滚左压杆左滚,右压杆右滚右压杆右滚;左蹬舵左蹬舵左偏航左偏航,右蹬舵右偏航右蹬舵右偏航;推油增加推力推油增加推力,收油门减小推力。收油门减小推力。正常操纵与飞机响应：正常操纵与飞机响应：符合驾驶员操纵习惯符合驾驶员操纵习惯

13、纵向操纵的基本响应纵向操纵的基本响应推油门杆，推油门杆，Ta；收油门杆，收油门杆，Ta 推驾驶杆推驾驶杆,飞机低头，飞机低头，;拉驾驶杆，飞机抬头，拉驾驶杆，飞机抬头，第40页/共58页稳定区，正常操纵。分界线为分界线为Ma(H),近似为近似为Maopt(H)第I平飞范围H第II平飞范围第I平飞范围Ma(H)MaHmax 第II平飞范围不稳定区，反常操纵。第I平飞范围和第II平飞范围第41页/共58页图2.23 某超声速飞机平飞范围区的特点第42页/共58页1.定常飞行状态飞行状态与操纵的关系图2.22 平飞范围区的划分第43页/共58页应推油门杆+协调推驾驶杆，符合驾驶员习惯，正操纵应收油门

14、杆+协调推驾驶杆，不符合驾 驶员习惯，反操纵可用油门控制高度，可用驾驶杆控制速度改变定直平飞状态的操纵结论结论Ma aIMaMa TTaIITmax TMa 第44页/共58页区域1）：Ta.maxTR,不能定直平飞 区域2）：V TR,可定直上升 区域4）：Ta TR,可定直下降 第45页/共58页推驾驶杆推驾驶杆加速俯冲拉杆，则减速上升2.定常上升状态图2.24 驾驶杆操纵时飞行状态变化第46页/共58页推油门杆飞机爬升。但速度变化不大收油门杆，飞机俯冲。总结：只动驾驶杆，改变速度，只动驾驶杆，改变速度，航迹亦同时改变；航迹亦同时改变；只动油门杆，改变航迹，只动油门杆，改变航迹，速度变化不

15、大速度变化不大。图2.25 油门杆操纵时飞行状态变化第47页/共58页小结小结p在第一平飞范围内：只动驾驶杆而不动油门，飞行状态将由定直平飞转至定常上升或下滑，且飞行速度相应减小或增加；只动油门而不动驾驶杆，飞行状态将由定直平飞转至定常上升或或下滑，但其飞行速度基本保持不变。只有协调操纵驾驶杆和油门，飞机才能从一个定直平飞状态转到另一个定直平飞状态。n第二平飞范围，复杂的反操纵第48页/共58页假设：当某一个参数变化时，其余参数固定不变。构造参数：构造参数：W/S，Ta/W气动参数：气动参数：CD0，A，K，CL.a大气参数：大气参数：T，p 设计参数分析方法参数变化对基本性能的影响由参数变化

16、对基本性能的影响由T TR R、T Ta a的变化大致把握。的变化大致把握。定常飞行状态的主要因素分析第49页/共58页CD0,TR随V而增加，主要影响高速端，如Vmax，上升性能亦下降。为提高飞机高速性能，应着重减小高速CD0，如采用光滑、小波阻 气动外形等。CD0 改变1.气动布局的影响A 改变A,低速段TR(Di)，高速端影响不大。如Vmin ，上升性能下降。为提高飞机低速性能，应着重减小诱阻因子A，如采用大展弦比、小后掠角、小梯度比气动外形等。Ma T Ta TR A 图2.26CD0变化对平飞需用推力曲线的影响第50页/共58页Kmax,TR.min(=W/Kmax),同时对基本飞行

17、性能全面有利。从气动布局来说，力求增升减阻（低速诱阻、高速波阻），但高、低速对气动外形的要求时常矛盾。Kmax 改变CL.a 改变CL.a,Vmin.a,有利于飞机低速极限性能。折衷设计方法有：采用变后掠机翼，缺点是结构复杂；采用先进气动布局技术，如边条翼、近距耦合鸭翼、翼身融合等。精心设计可以全面提高升力特性，使CL.a，全Ma数范围Kmax。第51页/共58页W 改变W，平飞范围左、上边界向内缩，上升性能变差，滑翔速度增加。2、构形参数的影响低速TR,高速影响不大图2.27 重量变化对平飞需用推力曲线的影响第52页/共58页S 改变TR,曲线左移 S，平飞包线边界向左移动，上升速度减慢，滑

18、翔速度减少。图2.28 机翼面积变化对平飞需用推力曲线的影响第53页/共58页3.发动机推力的影响 Ta,对平飞、爬升性能都有利。其增幅取决于TV 的形状：TaV和TRV越接近，效益越大。Ta ,We 。故应综合考虑。故应综合考虑(Ta/W)才有意义。才有意义。图2.29 可用推力增加对飞行性能的影响第54页/共58页气压高度Hp 当Hp 一定时（此时p一定），若温度T，则低速(着陆等)性能变差 4*、大气温度变化的影响类似可定义密度高度、温度高度等。由实际飞行中测得的大气压强按标准大气表查询所对应的高度。p=RT注：这里的T表示温度。第55页/共58页v基本飞行性能，包括平飞、爬升、下滑性能等指标的定义、确定方法。v掌握利用简单推力法分析性能指标的思路。v飞行包线内的操纵特点。v设计参数、大气参数变化对基本飞行性能的影响。总结第56页/共58页谢 谢！第57页/共58页感谢您的观看！第58页/共58页