4飛機(jī)性能估算

1、飛機(jī)總體設(shè)計(jì),飛行器工程學(xué)院王琦 教授,1,第四章 飛機(jī)性能估算,4.1 重心的定位與調(diào)整4.2 飛機(jī)性能估算,2,4.1 重心定位與調(diào)整,根據(jù)各部件重心到重心基準(zhǔn)（任意參考點(diǎn)）的距離，可計(jì)算出力矩；該力矩的總和除以總重，就可確定出實(shí)際的重心（CG）位置,3,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算*機(jī)翼,平直翼,后掠或三角翼,*這部分?jǐn)?shù)據(jù)取自南京航空航空大學(xué)《飛機(jī)總體設(shè)計(jì)》課件、《民用噴氣飛機(jī)設(shè)計(jì)》及P.7所列之表，

2、而不同的參考資料中的數(shù)據(jù)會(huì)有一定的差異,4,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算（續(xù)）平尾／鴨翼／垂尾: 40%MAC * 注意三種翼面包含范圍的不同取法,5,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算（續(xù)）機(jī)身噴氣運(yùn)輸機(jī)：發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)翼上：　0.42 ~ 0.45機(jī)身長發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身后部：0.47 ~ 0.50機(jī)身長戰(zhàn)斗機(jī)：發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身內(nèi)：　0.45機(jī)身長螺漿單發(fā)拉力式:　0.32

3、~ 0.35機(jī)身長推進(jìn)式: 0.45 ~ 0.48機(jī)身長螺漿雙發(fā)：拉力式:　0.38 ~ 0.40機(jī)身長推進(jìn)式: 0.45 ~ 0.48機(jī)身長,6,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算（續(xù)）起落架如果起落架支柱詳細(xì)位置還未確定，可以取飛機(jī)重心；如果幾何尺寸已知的話，取在機(jī)輪的中心處短艙從短艙頭部算起40%的短艙長度動(dòng)力裝置由發(fā)動(dòng)機(jī)重心位置來確定,7,4.1 重心定位與調(diào)整,各部件重心位置估算（續(xù)

4、）燃油根據(jù)油箱布置的位置、油箱的體積和燃油重量確定 有效載荷（乘客和行李、 貨物或武器）根據(jù)有效載荷的布置確定空機(jī)其余部分40~50%機(jī)身長,8,4.1 重心定位與調(diào)整,飛機(jī)重心位置一般用其與機(jī)翼平均氣動(dòng)弦（MAC）之比來表示 xA—機(jī)翼MAC的前緣點(diǎn)到重心定位參考坐標(biāo)系原點(diǎn)的距離 bA—機(jī)翼MAC的長度 不同類型飛機(jī)的大致范圍對直機(jī)翼 0.20~0.25

5、后掠角30°~40 ° 0.26~0.30后掠角40°~50 ° 0.30~0.34小展弦比三角翼 0.32~0.36,9,4.1 重心定位與調(diào)整,重心隨飛機(jī)燃油的消耗和武器的投放而變化。根據(jù)飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性分析，規(guī)定重心限制范圍。為了確定飛機(jī)重心是否保持在該范圍之內(nèi)，要繪制“重心包線” 機(jī)動(dòng)性高的飛機(jī)的重心 位置變化范圍應(yīng)盡量小， 通常小于8

6、%MAC； 機(jī)動(dòng)性低的飛機(jī)的變化 范圍可大一些，通常達(dá) 到20%MAC左右,10,4.1 重心定位與調(diào)整,總體布置時(shí)調(diào)整重心的主要措施移動(dòng)重量較重的飛機(jī)固定裝載移動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)位置移動(dòng)機(jī)翼前后位置更改機(jī)身長度其他調(diào)整重心措施,11,4.2 飛機(jī)性能估算,飛機(jī)性能及飛行包線計(jì)算 在方案論證階段，要進(jìn)行飛行性能的估算，以確定其是否滿足戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)和任務(wù)特性的要求。這些性能指標(biāo)包括：飛行包線，機(jī)動(dòng)性能，巡航性

7、能，起飛、著陸性能和任務(wù)剖面等。,12,飛行包線飛行包線是指飛機(jī)能自由飛行的高度和速度范圍，通常是由飛機(jī)的任務(wù)特性決定的。飛行包線通常由左邊界的最小速度、右邊界的最大速度和最大動(dòng)壓，以及上邊界的最大飛行高度組成。一般與飛機(jī)氣動(dòng)特性、動(dòng)力裝置推力及其使用特性、飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和熱載荷設(shè)計(jì)等因素有關(guān)。,4.2 飛機(jī)性能估算,13,1.右邊界最大速度限制 最大速度限制通常取下列速度的最小值：（1）發(fā)動(dòng)機(jī)推力最

8、大時(shí)可達(dá)到的最大平飛速度；（2）結(jié)構(gòu)強(qiáng)度所能承受的最大動(dòng)壓載荷所對應(yīng)的速度；（3）由抖振或顫振特性限制的最大速度；（4）由飛機(jī)安定性、操縱性下降所限制的最大速度；（5）由氣動(dòng)加熱限制的最大速度。,4.2 飛機(jī)性能估算,14,2.左邊界最小速度限制 最小速度限制通常取下列速度中的最大值： （1）在給定構(gòu)型、重量和重心條件下，由最大配平使用升力系數(shù)決定的速度——平飛失速速度；（2）發(fā)生非指令性俯仰或偏航時(shí)

9、的速度；（3）出現(xiàn)難以忍受的抖振或結(jié)構(gòu)振動(dòng)時(shí)的速度；（4）由發(fā)動(dòng)機(jī)推力（功率）限制的最小速度；（5）由發(fā)動(dòng)機(jī)使用特性限制的最小速度。,4.2 飛機(jī)性能估算,15,3.最小機(jī)動(dòng)速度 在飛行高度、速度范圍內(nèi)，完成規(guī)定的作戰(zhàn)或訓(xùn)練機(jī)動(dòng)任務(wù)的最小使用速度。,—最大配平升力系數(shù)；—失速速度；—飛機(jī)重量。,4.2 飛機(jī)性能估算,16,4.2 飛機(jī)性能估算,17,4.上邊界高度限制飛機(jī)的高度限制通常指升限，分為理

10、論升限和實(shí)用升限，取決于動(dòng)力裝置推力特性、使用狀態(tài)、飛機(jī)氣動(dòng)和重量特性。,4.2 飛機(jī)性能估算,18,平飛需用推力（功率）和最大平飛速度1.平飛需用推力（1）計(jì)算公式 飛機(jī)平飛需用推力可用飛機(jī)阻力來計(jì)算：,4.2 飛機(jī)性能估算,19,—速壓，Pa;—機(jī)翼參考面積，m2；—基準(zhǔn)高度、基本構(gòu)型的零升阻力系數(shù)；—升致阻力因子；—阻力系數(shù)的高度（或雷諾數(shù)）修正量；—外掛阻力系數(shù)增量；—飛機(jī)升力系數(shù)。,4.2 飛機(jī)

11、性能估算,20,4.2 飛機(jī)性能估算,21,（2）計(jì)算方法 由于飛行高度、速度變化時(shí)，飛機(jī)各部件的飛行雷諾數(shù)在變化，因此氣動(dòng)數(shù)據(jù)也會(huì)變化?？梢跃幹瞥绦颍?jì)算出給定飛行高度下，飛機(jī)需用推力隨速度變化的關(guān)系曲線。,4.2 飛機(jī)性能估算,22,—需用功率，W；—速度，km/h；—升阻比。,,4.2 飛機(jī)性能估算,2.需用功率 一般針對以活塞發(fā)動(dòng)機(jī)-螺旋槳或者渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)-槳葉為動(dòng)力的飛機(jī)。（1）計(jì)

12、算公式,23,3.最大平飛速度以飛行高度為參變量，繪制動(dòng)力裝置平飛需用推力（功率）和可用推力（功率）隨速度（或Ma數(shù)）的關(guān)系曲線，其右側(cè)的交點(diǎn)一般為飛機(jī)最大平飛速度，其左側(cè)的交點(diǎn)一般為飛機(jī)最小平飛速度。如前所述，飛機(jī)的最大平飛速度和最小平飛速度還要受到其他因素的限制。,4.2 飛機(jī)性能估算,24,升限計(jì)算1.定義（1）理論升限 在給定飛機(jī)重量和發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，飛機(jī)能保持等速直線飛行的最大速度，即飛機(jī)爬升率等于

13、零時(shí)的飛行高度。（2）實(shí)用升限 在給定飛機(jī)重量和發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下，對于軍用飛機(jī)，亞聲速飛機(jī)爬升率為0.5m/s的飛行高度，超聲速飛行爬升率等于5m/s時(shí)的飛行高度。,4.2 飛機(jī)性能估算,25,2.升限的工程計(jì)算（1）計(jì)算公式,計(jì)算升限高度上的大氣壓力。根據(jù)由此式計(jì)算得到的值查國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表得到計(jì)算升限。,4.2 飛機(jī)性能估算,26,在小迎角（CL≤0.3）時(shí)升致阻力系數(shù)A只與馬赫數(shù)有關(guān)，可由飛機(jī)爬升角為θ的條件

14、計(jì)算升力系數(shù)。,4.2 飛機(jī)性能估算,27,如果在計(jì)算的升限下，飛機(jī)升力系數(shù)比較大（CL>0.3），升致阻力系數(shù)A與馬赫數(shù)和CL有關(guān)，可由下式計(jì)算阻力系數(shù)，并由極曲線計(jì)算升力系數(shù)。,4.2 飛機(jī)性能估算,28,（2）計(jì)算方法1）給定升限計(jì)算的重量（按戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)的規(guī)定，如無可取剩油30%），給定發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)，按升限的定義確Vy,max，給定一系列計(jì)算速度。2）假定一個(gè)升限，計(jì)算或查表得到CD,0，A，CD,c，CD,Re，C

15、F。代入前述公式可求得CL值。3）代入氣壓計(jì)算式可得PH，查國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表可得升限高度值。4）重復(fù)前述2~3的過程，直到兩次計(jì)算得到的升限高度值接近。,4.2 飛機(jī)性能估算,29,將各種速度下的升限畫在飛行包線圖上，就可得到飛行包線的上邊界。,4.2 飛機(jī)性能估算,30,機(jī)動(dòng)性能計(jì)算飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能是指飛機(jī)在一定時(shí)間內(nèi)改變其高度、速度和飛行方向的能力，是反映飛機(jī)作戰(zhàn)能力的重要性能。飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能包括：爬升性能、水平加（減）速、

16、盤旋和特技性能等。為了便于對比，常把50%機(jī)內(nèi)燃油的飛機(jī)重量作為計(jì)算重量。,4.2 飛機(jī)性能估算,31,水平加（減）速性能計(jì)算 反映飛機(jī)在水平面內(nèi)改變其直線飛行速度的能力。從一個(gè)速度加（減）速到另一個(gè)速度所需時(shí)間稱為加（減）速時(shí)間，所經(jīng)過的水平距離稱為加（減）速前進(jìn)距離。,4.2 飛機(jī)性能估算,32,通常（α+φ）是小量，因此有關(guān)公式可簡化為,為燃油消耗量，kg為單位小時(shí)的耗油量，kg/h,4.2 飛機(jī)性能

17、估算,（1）計(jì)算公式,33,將有關(guān)公式寫成差分形式，可得到加（減）速時(shí)間，前進(jìn)距離和耗油量的計(jì)算式：,（2）計(jì)算方法 由于飛機(jī)加速過程一般不是均勻的，因此要分段，假設(shè)各段的加速度是常值，采用數(shù)值方法分段計(jì)算。,4.2 飛機(jī)性能估算,34,盤旋性能計(jì)算飛機(jī)在水平面內(nèi)連續(xù)改變飛行方向的一種曲線運(yùn)動(dòng)稱為盤旋。包括定常盤旋和非定常盤旋。定常盤旋指飛行速度、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)、迎角和滾轉(zhuǎn)角不隨時(shí)間變化的盤旋運(yùn)動(dòng)。非定常盤旋指飛

18、行速度、迎角和滾轉(zhuǎn)角中至少有一個(gè)隨時(shí)間變化的盤旋運(yùn)動(dòng)。,4.2 飛機(jī)性能估算,35,1.定常盤旋性能計(jì)算（1）計(jì)算公式盤旋半徑,4.2 飛機(jī)性能估算,36,盤旋一周的時(shí)間盤旋角速度盤旋過載,4.2 飛機(jī)性能估算,式中：盤旋狀態(tài)飛機(jī)升力系數(shù)平飛升力系數(shù),37,（2）計(jì)算方法給定計(jì)算高度、計(jì)算Ma數(shù)和飛機(jī)重量，根據(jù)上式、飛機(jī)氣動(dòng)特性及動(dòng)力裝置特性計(jì)算CL,pf和CF。當(dāng)在小升力系數(shù)范圍（CL≤0.3），可由上

19、式計(jì)算CL ；反之可根據(jù)下式計(jì)算CD ，然后由飛機(jī)極曲線計(jì)算CL值。由前述公式計(jì)算盤旋過載、盤旋時(shí)間、盤旋半徑和盤旋角速度。,4.2 飛機(jī)性能估算,38,2.非定常盤旋性能計(jì)算 非定常盤旋指飛行速度、迎角和滾轉(zhuǎn)角中至少有一個(gè)隨時(shí)間變化的盤旋運(yùn)動(dòng)。 非定常盤旋常用于飛機(jī)機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)，目的是以盡可能短的時(shí)間改變飛機(jī)航向，并從較大的速度下降到較小的速度，以獲得盡可能大的轉(zhuǎn)彎角速度，而保持高度不變。,4

20、.2 飛機(jī)性能估算,39,式中：—飛機(jī)滾轉(zhuǎn)角；—轉(zhuǎn)彎角（rad）,4.2 飛機(jī)性能估算,（1）計(jì)算公式,40,（2）計(jì)算方法給定計(jì)算高度、計(jì)算重量和起始計(jì)算速度，以時(shí)間為自變量進(jìn)行數(shù)值積分。在作非定常盤旋時(shí)，可能使用的盤旋過載值如下：,①以規(guī)定的坡度盤旋：②以抖動(dòng)升力系數(shù)盤旋：③以失速升力系數(shù)盤旋： ④以結(jié)構(gòu)強(qiáng)度限制的過載盤旋：,4.2 飛機(jī)性能估算,41,3.瞬時(shí)盤旋角速度 “拐角速度”，它是飛機(jī)能達(dá)

21、到的最大盤旋角速度,4.2 飛機(jī)性能估算,42,爬升性能計(jì)算爬升性能的主要指標(biāo)是給定高度下的：最大爬升率、爬升航跡角、爬升時(shí)間、爬升所經(jīng)過的水平距離和所消耗的燃油量。影響爬升性能的主要因素是飛機(jī)的剩余推力和爬升方式。1.等速爬升 爬升過程中飛行速度不變。多用于任務(wù)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進(jìn)行。,4.2 飛機(jī)性能估算,43,（1）計(jì)算公式（2）計(jì)算方法爬升率爬升時(shí)間爬升

22、角爬升水平距離燃油消耗,4.2 飛機(jī)性能估算,44,2.加速爬升 除爬升率用下式，及增加速度增量公式外，其它公式仍適用。,4.2 飛機(jī)性能估算,45,續(xù)航性能計(jì)算 續(xù)航性能指飛機(jī)持續(xù)航行的能力，包括航程和續(xù)航時(shí)間。,4.2 飛機(jī)性能估算,46,航程計(jì)算1.定義技術(shù)航程：飛機(jī)沿預(yù)定航線，耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水平距離（拋掉空副油箱）。使用航程：飛機(jī)沿預(yù)定航線，并留有規(guī)定的著陸余油所能達(dá)

23、到的水平距離（拋掉空副油箱）。轉(zhuǎn)場航程：飛機(jī)耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水平距離（不拋掉空副油箱）。,4.2 飛機(jī)性能估算,47,2.航程工程計(jì)算（1）計(jì)算公式航程由爬升段、巡航段和下滑段組成：L=lps+lpf+lxh其中爬升段和下滑段約占飛機(jī)總航程的10%左右。計(jì)算等高、等速飛行的航程時(shí)，巡航段航程表示為,4.2 飛機(jī)性能估算,48,式中：—巡航段可用燃油量,kg—平均公里耗油量，kg/km發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率（單位時(shí)間和單

24、位推力所消耗的燃油量），[kg/(N·h)]—推力有效系數(shù)—進(jìn)氣道引起的推力損失系數(shù)—尾噴管引起的推力損失或增益系數(shù),4.2 飛機(jī)性能估算,49,（2）計(jì)算方法①確定可用燃油量 為飛機(jī)總可用燃油量減去起飛前地面試車、起飛、爬升和末端的下滑、著陸的用油量，并考慮規(guī)定的著陸余油。②計(jì)算飛行阻力—需用推力 根據(jù)給定的巡航高度、巡航速度以及飛機(jī)外掛狀態(tài)、氣動(dòng)力特性，飛機(jī)的巡航需用推力如下式：式

25、中：,巡航段的平均飛行重量飛機(jī)升力系數(shù),4.2 飛機(jī)性能估算,50,③確定耗油率發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率是飛行高度、速度和發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的函數(shù)。如圖所示。圖中的F是沒有經(jīng)過安裝修正的發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力。根據(jù)上面計(jì)算的凈推力和推力有效系數(shù)，可得發(fā)動(dòng)機(jī)毛推力，然后可以在圖上查得耗油率。,4.2 飛機(jī)性能估算,51,續(xù)航時(shí)間計(jì)算 續(xù)航時(shí)間指飛機(jī)從起飛爬升到安全高度起，至下滑到著陸航線高度止所經(jīng)過的飛行時(shí)間。續(xù)航時(shí)間計(jì)算與航程計(jì)算一樣

26、，其巡航段飛行時(shí)間為：,4.2 飛機(jī)性能估算,52,最大航程和最大續(xù)航時(shí)間,4.2 飛機(jī)性能估算,53,起飛、著陸性能計(jì)算起飛性能計(jì)算1.起飛速度計(jì)算 飛機(jī)離地速度與起飛重量、飛機(jī)重心和起飛迎角有關(guān)，通常受飛機(jī)失速速度、擦尾角、飛行員視界、起飛重心位置的限制。受失速速度限制的離地速度,4.2 飛機(jī)性能估算,54,式中：失速速度，km/h起飛迎角，（°）最大升力系數(shù)由擦尾角或飛行員視界限

27、制離地時(shí)的的升力系數(shù),受擦尾角、飛行員視界限制的離地速度,4.2 飛機(jī)性能估算,55,2.起飛滑跑距離計(jì)算起飛滑跑分為三輪滑跑和抬前輪后的兩輪滑跑兩個(gè)階段。第一階段假定從靜止開始加速到起飛離地速度，滑跑距離為式中：,摩擦系數(shù)f=0.03~0.05三輪滑跑升力系數(shù)動(dòng)力裝置推力，取70%離地速度時(shí)的值,4.2 飛機(jī)性能估算,56,第二階段假定以離地速度滑跑3s，則總滑跑距離為,4.2 飛機(jī)性能估算,57,著