飞机性能综合分析与评估课件.pptVIP

* 11.4 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。 * 11.4 飞机性能估算 3.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。 —最大配平升力系数； —失速速度； —飞机重量。 * 11.4 飞机性能估算 * 11.4 飞机性能估算 4.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。 平飞需用推力（功率）和最大平飞速度 1.平飞需用推力 （1）计算公式 飞机平飞需用推力可用飞机阻力来计算： * 11.4 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。 * 11.4 飞机性能估算 * 11.4 飞机性能估算 （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，计算出给定飞行高度下，飞机需用推力随速度变化的关系曲线。 2.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。 （1）计算公式 * 11.4 飞机性能估算 —需用功率，W； —速度，km/h； —升阻比。 （2）计算方法 * 11.4 飞机性能估算 2.最大平飞速度 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。 如前所述，飞机的最大平飞速度和最小平飞速度还要受到其他因素的限制。 * 11.1 气动特性估算 全机横侧静导数计算 几何参数 如前所述。 侧力导数 机身： 垂直尾翼： 全机： * 11.1 气动特性估算 坐标轴 方向 力系数 转动自由度 力矩系数 X 向后,推力CT,阻力CD γ (滚转) Y 向右 Cy α (俯仰) Cm α(负值为稳定) Z 向上 CL β (偏航) 体轴系 * 11.1 气动特性估算 坐标轴 方向 转动自由度 力矩系数 X 向来流 γ (滚转) 向右滚正 Clβ(正值为稳定) Y 向右 α(俯仰)抬头为正 Cm α(负值为稳定) Z 向下 β(偏航) 来流向左偏正 Cnβ(负值为稳定) 风轴系 * 11.1 气动特性估算 滚转力矩 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。 * 11.1 气动特性估算 左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来），侧滑角 为正；此时如果 为正，则导数 正，则飞机为横滚稳定。 * 11.1 气动特性估算 偏航力矩 只考虑机身和垂尾影响。 机身侧力系数 ： 垂直尾翼侧力系数： 重心距机头 ，则偏航力矩系数： 当 为负时，飞机为偏航稳定。 * 11.2 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。 * 11.2 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》。 * 11.2 稳定性与操纵性分析 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。 * 11.2 稳定性与操纵性分析 以上给出的静稳定度余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