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飛行原理 CAFUC 平飛上升下降 第五章 第五章第頁 2 飛機的平飛 上升和下降是飛機既不帶傾斜也不帶側滑的等速直線飛行 是飛機最基本的飛行狀態(tài) 第五章第頁 3 本章主要內容 5 1平飛5 2巡航性能5 3上升5 4下降 飛行原理 CAFUC 飛行原理 CAFUC 5 1平飛 第五章第頁 5 平飛是指飛機作等高 等速不帶傾斜和側滑的直線飛行 平飛是運輸機的一種主要飛行狀態(tài) 第五章第頁 6 5 1 1平飛的作用力及所需速度 飛機在空中穩(wěn)定直線飛行時 受到四個力的作用 升力 L 重力 W 拉力 P 阻力 D 第五章第頁 7 升力等于重力 高度不變拉力等于阻力 速度不變 平飛運動方程 第五章第頁 8 5 1 2平飛所需速度 能夠產生足夠的升力來平衡重力的飛行速度叫平飛所需速度 以v平飛表示 v平飛計算公式和影響因素 第五章第頁 9 v平飛的主要影響因素 飛機重量越大 v平飛越大升力系數(shù)越大 v平飛越小 第五章第頁 10 真速 TAS 飛機相對于空氣的真實速度 表速 IAS 飛機空速表的指示讀數(shù) H 0 TAS IAS 高度越高 兩者差距越大 在任何高度上有 真速 指示空速 校正空速 當量空速 第五章第頁 11 升力公式用真速和表速可表示為 結論 直線飛行中 迎角與TAS一一對應 但對應關系隨高度而變 直線飛行中 迎角與IAS一一對應 但對應關系不隨高度而變 真速 指示空速 校正空速 當量空速 第五章第頁 12 領航中所需計算用的是真空速 在采用精確的表速后 上頁中公式可表示為 真速 指示空速 校正空速 當量空速 校正空速 CAS 是在IAS基礎上修正了儀表誤差 位置誤差的速度 當量空速 EAS 是在IAS基礎上修正了所有誤差 包括儀表誤差 位置誤差 壓縮性誤差 第五章第頁 13 5 1 3平飛拉力曲線和平飛功率曲線 平飛所需拉力 隨著平飛速度的增大 平飛所需拉力先減小后增大 第五章第頁 14 平飛所需拉力曲線變化的原因分析 根據升阻比隨迎角變化的規(guī)律 可以知道平飛所需拉力是隨迎角增加先減小后增大 第五章第頁 15 由平飛時拉力和阻力相等 拉力曲線即可用阻力曲線表示 平飛所需拉力曲線變化的原因分析 第五章第頁 16 平飛所需功率 平飛所需功率 隨著平飛速度的增大 平飛所需功率先減小后增大 第五章第頁 17 平飛拉力曲線和剩余拉力 剩余拉力是指同一速度下 飛機的可用拉力和平飛所需拉力之差 隨飛行速度增大 剩余拉力先增大后減小 油門增加 可用拉力曲線上移 速度增加 可用拉力減小 同一油門下 以最小功率速度飛行時 對應的剩余拉力最大 第五章第頁 18 平飛功率曲線和剩余功率 剩余功率是指同一速度下 飛機的可用功率和平飛所需功率之差 隨飛行速度增大 剩余功率先增大后減小 油門增加 可用功率曲線上移 速度增加 可用拉力減小 同一油門下 以最小阻力速度飛行時 對應的剩余功率最大 第五章第頁 19 5 1 4飛機的平飛性能 平飛是飛機的主要飛行狀態(tài) 平飛性能的好壞直接影響飛機的總體性能 平飛最大速度平飛最小速度最小阻力速度最小功率速度平飛速度范圍 第五章第頁 20 平飛最大速度 平飛性能參數(shù) 滿油門時 可用拉力曲線與需用拉力曲線的右交點對應的速度 為平飛最大速度vmax 通常也將發(fā)動機在額定功率狀態(tài)下工作所能達到的穩(wěn)定平飛速度稱為vmax 第五章第頁 21 飛機平飛所能保持的最小穩(wěn)定速度 以vmin表示 平飛最小速度 vmin同時受到臨界迎角和發(fā)動機功率的限制 第五章第頁 22 最小阻力速度 平飛所需拉力最小的速度 vMD平飛最小阻力速度在平飛所需拉力曲線的最低點 以前稱有利速度 對應的迎角稱最小阻力迎角 以前稱有利迎角 第五章第頁 23 從平飛功率曲線原點向曲線所引切線的切點對應的速度為最小阻力速度VMD 最小阻力速度 第五章第頁 24 平飛所需功率最小的速度 VMP平飛最小功率速度在平飛所需功率曲線的最低點 以前稱經濟速度 對應的迎角稱最小功率迎角 以前稱經濟迎角 最小功率速度 第五章第頁 25 平飛最小速度到平飛最大速度的區(qū)間稱為平飛速度范圍 平飛速度范圍 平飛第一速度范圍是正操縱區(qū)平飛第二速度范圍是反操縱區(qū) 第五章第頁 26 平飛性能變化 平飛最大速度的變化 高度增加 密度減小 發(fā)動機功率降低 可用拉力曲線下移 高度增加 保持表速飛行 動壓不變 阻力不變 需用拉力曲線不動 vmax隨飛行高度的變化 第五章第頁 27 高度增加 平飛最大速度IAS減小 平飛最大真速TAS也減小 vmax隨飛行高度的變化 第五章第頁 28 vmax隨重量的變化 重量增加 同一迎角下只能增速 才能產生更大的升力 速度大 阻力大 因此 所需拉力曲線上的每一點 對應一迎角 均向上 阻力大 向右 速度大 移動 因此 重量增加 平飛最大速度減小 第五章第頁 29 氣溫增加 密度降低 發(fā)動機功率降低 可用拉力曲線下移 密度變化 按表速飛行時 影響阻力大小 需用拉力曲線不移動 因此 溫度增加 平飛最大速度減小 vmax隨氣溫的變化 第五章第頁 30 低空飛行時 最小平飛速度不隨高度而變 為失速速度 高度上升到某一值時 滿油門可用拉力曲線降低到與需用拉力曲線左端點相交 超過這一高度后 平飛最小速度隨高度增加而增大 平飛最小速度隨高度的變化 第五章第頁 31 高度增加 某一高度以下 vmin IAS 不變 等于失速速度 某一高度以上 vmin IAS 增大 vmin TAS 則一直增大 平飛最小速度隨高度的變化 第五章第頁 32 將平飛最小速度與平飛最大速度隨高度的變化繪在同一坐標系下 得到的曲線稱飛行包線 飛行包線面積越大 飛機的飛行范圍就越廣 飛行包線 第五章第頁 33 典型飛機的飛行包線 結構限制 第五章第頁 34 5 1 5飛機平飛改變速度的原理 螺旋槳飛機以最小功率速度為界 將平飛速度劃為兩個范圍 第一范圍為正操縱區(qū) 第二范圍為反操縱區(qū) 第五章第頁 35 加速 V1到V2 加油門 隨速度的增加 頂桿保持高度 減速 V2到V1 收油門 隨速度的降低 帶桿保持高度 在第一速度范圍內 第五章第頁 36 加速 V1到V2 最初需加油門使飛機加速 頂桿保持高度 然后逐步收油門 減速 V2到V1 最初需收油門使飛機減速 帶桿保持高度 然后逐步加油門 在第二速度范圍內 第五章第頁 37 第二范圍相對于第一范圍來講 只是油門反效而桿不反效 即在所有的平飛速度范圍都是頂桿低頭加速 帶桿抬頭減速 第二范圍內的反操縱只是在第二范圍內保持穩(wěn)定飛行才體會明顯 起飛著陸時的速度一般均在第二速度范圍 但反操縱并不會危及飛行安全 因為油門不動 在第二范圍內飛機飛行是速度不穩(wěn)定的 即一旦受擾速度增加 飛機有加速的趨勢 受擾速度減小 飛機有減速的趨勢 平飛兩速度范圍的進一步理解 第五章第頁 38 從第二范圍改出回到第一范圍 加油門 隨速度的增加頂桿保持高度 最初的加速度是越來越大 過Vmp后加速度開始逐漸減小 直至加速至可用拉力曲線與需用拉力曲線的右交點 第五章第頁 39 本章主要內容 5 1平飛5 2巡航性能5 3上升5 4下降 飛行原理 CAFUC 飛行原理 CAFUC 5 2巡航性能 第五章第頁 41 巡航性能主要研究飛機的航程和航時 航時是指飛機耗盡其可用燃油在空中所能持續(xù)飛行的時間 航程是指飛機耗盡其可用燃油沿預定方向所飛過的水平距離 第五章第頁 42 5 2 1平飛航時 能獲得平飛航時最長的平飛速度稱久航速度 平飛航時與小時耗油量相關 小時耗油量越小則平飛航時越長 不考慮速度對燃油消耗率和螺旋槳效率的影響 久航速度等于最小功率速度Vmp 第五章第頁 43 5 2 1平飛航時 能獲得最長平飛航時的飛行高度稱久航高度 活塞螺旋槳飛機的久航高度在低空獲得 噴氣式飛機的久航高度一般在高空獲得 重量增加 貨 航時縮短 重量增加 油 航時增加 小型飛機實際飛行中很少使用久航狀態(tài)飛行 第五章第頁 44 能獲得平飛航程最長的速度稱遠航速度 平飛航程與海里耗油量相關 海里耗油量越小則平飛航程越長 不考慮速度對燃油消耗率和螺旋槳效率的影響 遠航速度等于最小阻力速度Vmd 實際中 遠航速度大于Vmd 5 2 2平飛航程 第五章第頁 45 平飛航程最長的高度稱遠航高度 活塞螺旋槳飛機的遠航高度在低空獲得 噴氣式飛機的遠航高度一般在高空獲得 5 2 2平飛航程 第五章第頁 46 5 2 2平飛航程 重量增加 貨 航程縮短 重量增加 油 航程增加 小型飛機實際飛行中的典型巡航狀態(tài)均為遠航狀態(tài) 在保持同一空速下 順風飛行 地速增大 公里 海里 燃油消耗量減小 平飛航程增長 逆風飛行則相反 順風飛行可適當減小空速以增大平飛航程 逆風飛行可適當增大空速以增大平飛航程 第五章第頁 47 本章主要內容 5 1平飛5 2巡航性能5 3上升5 4下降 飛行原理 CAFUC 飛行原理 CAFUC 5 3上升 第五章第頁 49 飛機沿傾斜向上的軌跡做等速直線的飛行叫做上升 上升是飛機取得高度的基本方法 第五章第頁 50 5 3 1飛機上升的作用力 飛機在空中穩(wěn)定上升時 受到四個力的作用 升力 L 重力 W 拉力 P 阻力 D 通常把重力再進行分解 第五章第頁 51 上升運動方程 將總空氣動力與升力進行分解 分析 同速度上升時 上升拉力大于平飛拉力 上升升力小于平飛升力 上升運動方程 第五章第頁 52 上升時 上升角較小 V上與V平飛近似相等 從而可用平飛拉力曲線分析上升性能 上升所需速度 第五章第頁 53 5 3 2上升性能 上升角與陡升速度Vx 第五章第頁 54 上升角 上升軌跡與水平線的夾角 上升梯度 上升高度與前進的水平距離之比 上升角與上升梯度成正比 陡升速度 上升角最大對應的上升速度 從上升運動方程有 上升角與陡升速度Vx 第五章第頁 55 重量 重量增加 需用拉力曲線上移 Pmax減小 最大上升角和上升梯度減小 影響上升角和上升梯度的主要因素 第五章第頁 56 飛行高度與氣溫 飛行高度增加和氣溫增加 均使空氣密度減小 空氣密度減小 需用拉力曲線不動 可用拉力曲線下移 Pmax減小 最大上升角和上升梯度減小 Vx IAS 不變 影響上升角和上升梯度的主要因素 第五章第頁 57 上升率與快升速度Vy 上升率 上升時的垂直分速 以Vy上表示 快升速度 上升率最大對應的上升速度 第五章第頁 58 上升率與快升速度Vy 第五章第頁 59 重量 重量增加 需用功率曲線上移 Nmax減小 最大上升率減小 影響上升率和快升速度的主要因素 第五章第頁 60 飛行高度和氣溫 飛行高度增加或氣溫增加 空氣密度減小 需用功率曲線上移 可用功率曲線下移 Nmax減小且位置向較小速度端移動 最大上升率減小 Vy IAS 減小 升限處 Vy IAS 減小到Vx IAS 影響上升率和快升速度的主要因素 第五章第頁 61 陡升速度和快升速度的比較 陡升速度使飛機在相同的水平距離內獲得的高度增量最多 快升速度使飛機在相同的時間內的高度增量最多 第五章第頁 62 上升時間與升限 螺旋槳飛機升限圖 上升時間飛機上升到預定高度所需的最短時間 實用升限飛機最大上升率為100ft min FPM 對應的高度 低速飛機 或500ft min FPM 對應的高度 高速飛機 理論升限飛機的最大上升率為零對應的高度 理論升限處 飛機只能以Vmp平飛 飛機要穩(wěn)定上升到理論升限的上升時間趨于無窮 第五章第頁 63 風 穩(wěn)定風場 對上升性能的影響 在穩(wěn)定風場中 飛機將完全隨風平飄 第五章第頁 64 結論 水平氣流不影響飛機的上升率 順風使地速增加 上升角減小 逆風使地速減小 上升角增大 上升氣流使上升率增加 上升角增加 下沉氣流使上升率減小 上升角減小 風 穩(wěn)定風場 對上升性能的影響 第五章第頁 65 5 3 3飛機上升操縱原理 以帶桿后飛機上升角的變化特點 將上升速度分為兩個范圍 上升兩個速度范圍的劃分 第五章第頁 66 活塞螺旋槳飛機 以Vmp為界 實質是以 Pmax對應速度為界 將上升速度分為兩個范圍 大于Vmp為第一范圍 帶桿飛機姿態(tài)變高 速度減小 上升角增加 小于Vmp為第二范圍 帶桿飛機姿態(tài)變高 速度減小 但上升角減小 不符合正常操縱習慣 帶桿上升時 應特別注意空速表指示讀數(shù)是否小于陡升速度 上升兩個速度范圍的劃分 第五章第頁 67 只帶桿 帶桿后升力增大 飛機轉入上升 同時 阻力增大 加上重力在航跡方向的分力 使飛機在上升的過程中開始減速 最終穩(wěn)定時的上升角取決于帶桿量的大小 穩(wěn)定后P D Wsin 因此 只帶桿 飛機以較小的速度上升 飛機由平飛轉上升的操縱 第五章第頁 68 只帶桿上升飛機穩(wěn)定后速度會減小 第五章第頁 69 只加油門 加油門后飛機開始加速 隨著速度增加 升力增大 飛機轉入上升 同時 阻力增大 加上重力在航跡方向的分力 使飛機在上升的過程中開始減速 最終穩(wěn)定時的上升角取決于加油門的大小 穩(wěn)定后P D Wsin 因此 只加油門 飛機基本保持原速度上升 飛機由平飛轉上升的操縱 第五章第頁 70 結論 平飛轉上升的操縱是 加油門至預定位置 同時柔和帶桿 使飛機逐漸轉入上升 接近預定上升角時 適當頂桿以使飛機穩(wěn)定在預定的上升角 同時注意修正螺旋槳副作用 飛機由平飛轉上升的操縱 第五章第頁 71 上升轉平飛 首先應前推桿 升力減小 上升角和上升率不斷減小 重力沿航跡方向的分力不斷減小 飛機有加速趨勢 為保持預定速度 需逐漸收油門 結論 上升轉平飛的操縱方法是 柔和頂桿 同時適當收小油門 使飛機逐漸轉入平飛 待上升角 率 接近零時 適當帶桿保持平飛 同時注意修正螺旋槳副作用 飛機由上升轉平飛的操縱 第五章第頁 72 本章主要內容 5 1平飛5 2巡航性能5 3上升5 4下降 飛行原理 CAFUC 飛行原理 CAFUC 5 4下降 第五章第頁 74 飛機沿傾斜向下的軌跡做等速直線的飛行叫做下降 下降是飛機降低高度的基本方法 第五章第頁 75 5 4 1飛機下降時的作用力 飛機在空中穩(wěn)定下降時 受到四個力的作用 升力 L 重力 W 拉力 P 阻力 D 通常把重力再進行分解 第五章第頁 76 根據拉力可分為三種下降 零拉力正拉力負拉力 第五章第頁 77 零拉力的運動方程 第五章第頁 78 正拉力的運動方程 第五章第頁 79 由運動方程中的第一式 可知 下降升力小于平飛升力 下降速度 結論 由于下降角一般較小 同迎角下的下降速度與平飛速度近似相等 則阻力也近似相等 因此 可以使用平飛所需拉力曲線 阻力曲線 來分析飛機的下降性能 第五章第頁 80 5 4 2下降性能 下降角是指飛機的下降軌跡與水平面之間的夾角 下降距離是指飛機下降一定高度所前進的水平距離 下降角和下降距離 第五章第頁 81 則零拉力下滑時 結論 零拉力時 飛機的下滑角僅取決于升阻比的大小 注意和重量無關 以最大升阻比下滑 即以最小阻力速度Vmd下滑 下滑角最小 零拉力下滑時的下滑角和下滑距離 由運動方程 根據下滑角和下滑距離的關系 第五章第頁 82 滑翔比是飛機下滑距離與下滑高度之比 無風零拉力情況下 飛機的滑翔比等于飛機的升阻比 滑翔比 根據下滑角和下滑距離的關系 滑翔比 第五章第頁 83 滑翔比 以最大升阻比速度下滑 下降同樣高度 前進距離最長 第五章第頁 84 正拉力下降時的下降角和下降距離 負拉力下降時的下降角和下降距離 結論 正拉力下降 下滑角取決于升阻比 重量和發(fā)動機拉力 拉力越大 下降角越小 結論 負拉力下降 負拉力越大 下降角越大 第五章第頁 85 下降率 下降率是指飛機在單位時間內下降的高度 以vy下表示 第五章第頁 86 結論 零拉力時 飛機的下降率取決于平飛所需功率和重量 以最小功率速度Vmp下滑 下滑率最小 零拉力時的下滑率 下滑率 第五章第頁 87 結論 正拉力時 飛機的下降率取決于速度 重量和拉力 拉力越大 下降率越小 正拉力時的下降率 下降率 第五章第頁 88 5 4 3下降性能的主要影響因素 零拉力 重量增加 下滑角不變 下滑距離不變 但下滑速度增加 下滑率增大 正拉力 重量增加 下降角 下降速度 下降率都增大 下降距離縮短 正拉力 零拉力 飛行重量 第五章第頁 89 零拉力 密度減小 同一表速下滑角不變 真速增加導致下滑率增加 正拉力 密度減小 拉力減小 負的剩余拉力增大 下降角增大 氣溫 正拉力 零拉力 第五章第頁 90 風 穩(wěn)定風場 順逆風只影響下降角 不影響下降率 順風下降 下降角減小 下降距離增長 下降率不變 逆風下降 下降角增大 下降距離縮短 下降率不變 第五章第頁 91 升降氣流影響下降角和下降率 上升氣流