第二講飛機(jī)的基本飛行性能

飛行力學(xué)第二章飛機(jī)的基本飛行性能教師姓名：周國(guó)慶教研室：飛行器設(shè)計(jì)與工程北航內(nèi)容引言2-1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線2-2飛機(jī)定常平飛性能的確定2-3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定小結(jié)2-4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系2-7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)2-8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響北航第二章：引言概念：基本飛行性能飛機(jī)最基本的(準(zhǔn))定常直線運(yùn)動(dòng)的性能。飛行參數(shù)不隨時(shí)間變化適用方程運(yùn)動(dòng)形式性能指標(biāo)北航1)基本氣動(dòng)外形 2)給定發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)(加力、最大、額定等)3)平均飛行重量或其它給定重量正常裝載、半油的飛機(jī)重量第二章-引言計(jì)算基本條件1)近似解析法2)數(shù)值計(jì)算法3)圖解法簡(jiǎn)單推力法：適用于噴氣式飛機(jī)（用直接推力式發(fā)動(dòng)機(jī)）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(jī)基本性能特點(diǎn)。功率法：適用于螺旋槳飛機(jī)（用功率式發(fā)動(dòng)機(jī)）北航概念基本關(guān)系式一般約定飛機(jī)進(jìn)行等速平飛（dV/dt=0)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)定常平飛需用推力曲線1)飛機(jī)為凈外形近似北航平飛需用推力的計(jì)算2－1飛機(jī)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(jì)算G，Gpj=Gqf－W/22）給定H3）給定M（V）計(jì)算步驟ρ、aCx查標(biāo)準(zhǔn)大氣表計(jì)算查極曲線北航零升阻力升致阻力(誘導(dǎo)阻力)平飛需用推力隨飛行速度的變化規(guī)律2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線ACx0Q0QiQpfMMyl1.3Mlj有利狀態(tài)北航此時(shí)，波阻為主（音障），應(yīng)采用低波阻構(gòu)形。為了兼跨不同M數(shù)下的要求，采用變后掠、切尖三角翼加邊條等先進(jìn)氣動(dòng)技術(shù)。2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線小展弦比大后掠角薄翼型細(xì)長(zhǎng)機(jī)身跨音速面積律等北航2－1飛機(jī)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(guī)律北航KmaxMH增加QpfMMlj2－1飛機(jī)定常平飛需用推力曲線北航2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定定常平飛基本關(guān)系Y=GPky=Q調(diào)整α調(diào)整n在某H、V平飛重量、構(gòu)形確定性能指標(biāo)Vmax

(

Mmax

)

,Vmin,Hmax,平飛包線簡(jiǎn)單推力法求解北航定義圖解確定Vmax(

Mmax)2－2飛機(jī)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(jī)的最大平飛速度。滿油門(最大狀態(tài)、部分加力、全加力)的Pky～M與Ppx～M曲線的右交點(diǎn)。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)北航2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定Vmax(

Mmax)~H關(guān)系H增加MP亞音速飛機(jī)HMmax11km超音速飛機(jī)跨音速飛機(jī)

同樣推力變化,右交點(diǎn)移動(dòng)量跨音速區(qū)<亞音速區(qū)<超音速區(qū)北航定義確定Vmin2－2飛機(jī)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(diǎn)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）升力系數(shù)限制北航2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定Vmin(

Mmin)~H關(guān)系H增加MPMminH升力限制推力限制北航2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定確定Vmin的步驟北航理論飛行包線允許飛行包線隨H增加，包線的速度范圍收縮，直至某高度收縮為一點(diǎn)，此為Hmax。2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定定常平飛速度范圍——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(nèi)飛機(jī)可定直平飛／等速爬升／加減速飛行；其上可定直平飛?？紤]實(shí)際使用限制后得到的飛行包線。升限HmaxHmaxMH動(dòng)壓限制:結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的需要qmaxM數(shù)限制:操縱性、發(fā)動(dòng)機(jī)工作及熱強(qiáng)度方面的需要Mmax北航駕駛員讀出的儀表指示速度。若空速系統(tǒng)為理想的，則該速度為將測(cè)量所得的動(dòng)壓PT按海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣進(jìn)行換算得到的速度。不計(jì)壓縮性修正量時(shí)，表速和真空速的關(guān)系為：不論H如何，表速相同表明飛機(jī)飛行在相同的動(dòng)壓下2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定術(shù)語：表速北航適用方程上升角θ和最大上升角θmax

2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定性能指標(biāo)上升性能剩余推力θmaxΔPmax

Mθ

(陡升M數(shù),一般Mθ>Myl)給定H,構(gòu)形,G下的最大上升角MPΔPmax

MθMyl(VΔP)max

Mks北航上升率Vy：某高度最大上升率Vymax：2－3飛機(jī)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(gòu)形、G下可能的最大上升率。所有H中Vymax最大者。

相應(yīng)速度為快升速度Vks(Mks)。

飛機(jī)在單位時(shí)間上升的高度。VVyθ北航理論靜升限Hmax.ll和實(shí)用靜升限Hmax.sy

Hmax.ll對(duì)應(yīng)于Vymax=5m/s(亞音速飛機(jī))或0.5m/s(超音速飛機(jī))的飛行高度。2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定特定重量、構(gòu)形，發(fā)動(dòng)機(jī)滿油門(最大、加力、全加力)時(shí)，飛機(jī)能夠定直平飛的最大高度，此時(shí)Vymax=0。Hmax.syHmax.llHmax.syHVymax北航保持Vks(H)，以Vymax上升，所需時(shí)間最短。最短上升時(shí)間tmin

2－3飛機(jī)定常上升和下滑性能的確定1/VymaxHmax.llHH1H2上升時(shí)經(jīng)過的水平距離Lss

北航滑翔、無動(dòng)力飛行，發(fā)動(dòng)機(jī)慢車，Pky≈0，定直下滑?；杞怯蓸O曲線決定，和飛機(jī)重量無關(guān)?？赏ㄟ^滑翔飛行測(cè)量氣動(dòng)特性參數(shù)K。適用方程2－3飛機(jī)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(jī):K較大(10~40)，ε不大，θxh不大分析北航2－3飛機(jī)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(shí)速度Vxh下滑時(shí)間txh北航具體實(shí)現(xiàn)或狀態(tài)改變方法與所處包線區(qū)域有關(guān)。問題的引入2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系平飛范圍的劃分具體分界線為M(H)，近似地Myl(H)。平橫狀態(tài)的穩(wěn)定性和改變平衡狀態(tài)的操縱規(guī)律。平飛包線劃分依據(jù)飛行包線內(nèi)的飛行狀態(tài)：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平飛范圍第I平飛范圍M(H)MHmax北航穩(wěn)定性分析2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系ΔMaIMΔMΔPΔPaIIΔPmaxPM北航縱向操縱的基本響應(yīng)航跡變化情況推駕駛桿2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系飛行狀態(tài)與操縱推油門桿，Pky收油門桿，Pky推駕駛桿，飛機(jī)低頭，

拉駕駛桿，飛機(jī)抬頭，

假設(shè)：飛機(jī)原平飛于aI或aII點(diǎn)aIaII初始加速俯沖。經(jīng)過一段時(shí)間后，

aI條件下繼續(xù)保持此趨勢(shì)，aII條件下轉(zhuǎn)為加速爬升。北航2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°北航2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°北航2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°北航應(yīng)推油門桿+協(xié)調(diào)推駕駛桿，符合駕駛員習(xí)慣，正操縱應(yīng)收油門桿+協(xié)調(diào)推駕駛桿，不符合駕駛員習(xí)慣，反操縱不論正反區(qū)，可用油門控制高度，可用駕駛桿控制速度推油門桿2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系aIaII飛機(jī)加速爬升。但

aII處比aI處爬升更陡。從平衡在V到V+ΔV的操縱駕駛建議北航2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推油門桿Δδp=10%北航2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)系H0=5000m,推油門桿Δδp=10%北航適用范圍：螺旋槳飛機(jī)和渦輪螺旋槳飛機(jī)能提供的可供飛機(jī)飛行的可用功率：通常剩余功率為，2-5功率法簡(jiǎn)介北航

由于低亞音速螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)特性，可以不考慮壓縮性的影響，因此其它高度上的平飛需用功率曲線可以從海平面上的平飛需用功率推出2-5功率法簡(jiǎn)介北航對(duì)于上升過程中的V隨H變化不大的亞音速和跨音速飛機(jī)來說，采用簡(jiǎn)單推力法來確定定常、等問題不大。2-6考慮動(dòng)能變化的上升性能但是，對(duì)于超音速飛機(jī)久的考慮動(dòng)能的變化，即采用非定常運(yùn)動(dòng)方程來確定速度變化的上升性能。（看圖2-11）亞音速飛機(jī)HMmax11km超音速飛機(jī)跨音速飛機(jī)北航2-6考慮動(dòng)能變化的上升性能引入方程經(jīng)適當(dāng)推導(dǎo)，就得到含有動(dòng)能變化的上升率公式考慮動(dòng)能變化率等于定常上升率和修正系數(shù)的乘機(jī)。一、考慮動(dòng)能變化的上市率北航左邊表示單位飛機(jī)重量的剩余功率；右邊第一項(xiàng)表征未能的變化率；第二項(xiàng)表征動(dòng)能變化率；能量關(guān)系式2-6考慮動(dòng)能變化的上升性能加速爬升減速爬升北航2-6考慮動(dòng)能變化的上升性能二、考慮動(dòng)能變化的最短上升時(shí)間能量觀點(diǎn)：在上升過程中，剩余功率既可以用于提高飛機(jī)的動(dòng)能，也可用于增加飛機(jī)的動(dòng)能，與能量法研究物體運(yùn)動(dòng)相一致。若飛機(jī)在上升過程中的總能量不變，則有其相應(yīng)的變化率，這樣就得到了最短上升時(shí)間：北航因此，如果以高度和速度作為函數(shù)，繪制等曲線族和等曲線族，則最短時(shí)間路程就要是那些與這些曲線平行且相切的各條曲線上的切點(diǎn)所形成的軌跡。三、最短時(shí)間上升航跡在任何高度速度上的最短時(shí)間路程，一定與對(duì)應(yīng)。2-6考慮動(dòng)能變化的上升性能具體過程（略）。北航2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)基本飛行性能取決于推力曲線，并考慮最大允許升力限制超音速飛機(jī)推力曲線總結(jié)在超音速區(qū)波阻系數(shù)隨M而減小，曲線出現(xiàn)“彎腰”跨音速區(qū)Cx0，故Ppx大推力發(fā)動(dòng)機(jī)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增加北航H<11km:H,Ppx漸平坦且右移明顯,趨勢(shì)勝于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(gè)交點(diǎn)，使飛行包線呈“雙峰”形，分別在跨音速和超音速區(qū)。隨H，均漸收縮且跨音速區(qū)者先消失。2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)超音速飛機(jī)飛行包線特點(diǎn)Ma~Mb

,

Mc~Md:可定直平飛

Mb~Mc:不可定直平飛

MPpx1.0abcdPky.maxPH給定北航飛行包線H/公里100.51.01.52.0M增強(qiáng)型20幻影2000-5北航超音速飛機(jī)上升性能特點(diǎn)低空：一個(gè)ΔPmax.1Mθ1(略微)>Myl(亞音速區(qū))中空：出現(xiàn)第二個(gè)ΔPmax.2

Mθ2(略微)<MP(超音速區(qū))高空：ΔPmax.1先消失2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)隨H

,ΔPmax.2

,ΔPmax.1

MPΔPmax.1

Mθ1Myl(VΔP)max.1

Mks1Pky.maxPpxMPpxPky.maxPMθ1Mθ2MpΔPmax.1

ΔPmax.1

ΔPmin

北航HVymaxVymax.1跨音速Vymax.2超音速同理，2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)為縮短上升時(shí)間，低空以Vymax.1，至一定高度轉(zhuǎn)入Vymax.2低空只有Vymax.1，中空有第二個(gè)Vymax.2，高空Vymax.1先消失。北航假設(shè)：當(dāng)某一個(gè)參數(shù)變化時(shí)，其余參數(shù)固定不變。構(gòu)造參數(shù)：G/S，Pky/G氣動(dòng)參數(shù)：Cx0，A，K，Cyyx大氣參數(shù)：ΔT，Δp2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響參數(shù)劃分分析方法參數(shù)變化對(duì)基本性能的影響由Ppx、Pky的變化大致把握。北航G改變G

，平飛范圍左、上邊界向內(nèi)縮，上升性能變差，滑翔速度增加。2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響構(gòu)造參數(shù)變化的影響MPPky

Ppx

G

低速Ppx，高速影響不大北航S改變2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)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(dòng)，上升速度減慢，滑翔速度減少。MPPky

Ppx

S

北航

Pky

,對(duì)平飛、爬升性能都有利。Pky

改變2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響其增幅取決于Pky形狀——PkyV和PpxV越接近，效益越大。VPPky

Ppx

Vmax

Pky

Pky

,Gfd

。故應(yīng)綜合考慮(Pky/G)才有意義。北航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(jī)高速性能，應(yīng)著重減小高速Cx0，如采用光滑、小波阻

氣動(dòng)外形等。Cx0改變氣動(dòng)參數(shù)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(jī)低速性能，應(yīng)著重減小誘阻因子A，如采用大展弦比、小后掠角、小梯度比氣動(dòng)外形等。2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響北航2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響Kmax,Ppx.min(=G/Kmax),同時(shí)對(duì)基本飛行性能全面有利。

從氣動(dòng)布局來說，力求增升減阻（低速誘阻、高速波阻），但高、低速對(duì)氣動(dòng)外形的要求時(shí)常矛盾。Kmax改變Cyyx改變Cyyx,Vmin.yx,有利于飛機(jī)低速極限性能。

折衷設(shè)計(jì)方法有：—采用變后掠機(jī)翼，缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)復(fù)雜；—采用先進(jìn)氣動(dòng)布局技術(shù)，如邊條翼、近距耦合鴨翼、翼身融合等。精心設(shè)計(jì)可以全面提高升力特性，使Cyyx,全M數(shù)范圍Kmax。北航術(shù)語：氣壓高度Hp當(dāng)Hp

一定時(shí)（此時(shí)p一定），若溫度ΔT，則低速(著陸等)性能變差

按M數(shù)標(biāo)定的Ppx不變2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)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(shí)際飛行中測(cè)得的大氣壓強(qiáng)按標(biāo)準(zhǔn)大氣表查詢所對(duì)應(yīng)的高度。p=RT北航上述分析中假設(shè)僅有單一參數(shù)變化。事實(shí)上，參數(shù)間的變化是互相關(guān)聯(lián)的。設(shè)計(jì)飛機(jī)是各種矛盾折衷的結(jié)果。為了提高基本飛行性能，采用大T/G，小Cx0，大Kmax和適當(dāng)G/S的總體布局。2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響總之,北航基本飛行性能包括平飛、爬升、下滑性能。通過簡(jiǎn)單推力法將兩個(gè)方向的平衡問題轉(zhuǎn)化為受約束的單方向平衡問題，簡(jiǎn)化了分析過程。深入理解推力曲線圖的變化趨勢(shì)，并掌握用其分析性能及飛行包線的思路、方法以及有關(guān)結(jié)論。飛行包線內(nèi)的操縱特點(diǎn)。超音速飛機(jī)基本飛行性能特點(diǎn)。參數(shù)變化對(duì)基本飛行性能的影響。第二章：小結(jié)北航第二章結(jié)束，謝謝大家！北航第三章飛機(jī)的續(xù)航性能飛行力學(xué)北航內(nèi)容

引言3-1基本定義和公式3-2定高定速巡航的航程和航時(shí)(噴氣飛機(jī))小結(jié)3-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)

3-4噴氣飛機(jī)最大活動(dòng)半徑3-6超音速飛機(jī)續(xù)航性能的特點(diǎn)3-7增加航程和航時(shí)的途徑附錄與推力特性有關(guān)的幾個(gè)特征速度北航第三章：引言準(zhǔn)定常直線飛行，燃油逐漸消耗。典型巡航飛行剖面運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)術(shù)語：續(xù)航性能(CruisePerformance)指飛機(jī)持續(xù)飛行的遠(yuǎn)度和久度。主要指標(biāo)航程L、航時(shí)T、活動(dòng)半徑R北航LssTssLxhTxhLxihTxih典型巡航飛行剖面總航程、航時(shí)中，巡航段約占90％。北航飛機(jī)攜載荷在平靜大氣中沿預(yù)定航向耗盡其可用燃油所經(jīng)過的水平距離航程和航時(shí)航程L技術(shù)航程攜載荷,無備份油實(shí)用航程攜載荷,有備份油轉(zhuǎn)場(chǎng)航程無載荷,有備份油航時(shí)T飛機(jī)攜載荷在平靜大氣中耗盡其可用燃油所能持續(xù)飛行的時(shí)間技術(shù)航時(shí)攜載荷,無備份油實(shí)用航時(shí)攜載荷,有備份油總航程、航時(shí)中，巡航段約占90％。本章以噴氣飛機(jī)為例講解該段續(xù)航性能取決于可用燃油量和燃油消耗速度3-1基本定義和公式

北航可用燃油量和巡航段燃油量機(jī)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

北航燃油消耗速度發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率單臺(tái)推力小時(shí)耗油量飛機(jī)飛行1小時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)所消耗的燃油質(zhì)量(kg/h)地速(即無風(fēng)空速)公里耗油量飛機(jī)相對(duì)于地面飛行1公里所消耗的燃油質(zhì)量(kg/km)3-1基本定義和公式

北航巡航段航程和航時(shí)的基本公式設(shè)無風(fēng)，空速V亦即地速。并設(shè)飛機(jī)質(zhì)量變化只源于耗油。則dT時(shí)間內(nèi):若巡航段重量變化：則3-1基本定義和公式

北航為了確定qh、qkm，采用準(zhǔn)定常假設(shè)：每瞬時(shí)飛機(jī)作定直平飛由任務(wù)所明確，否則用凈形北航給定飛行狀態(tài)，確定續(xù)航性能按任務(wù)的兩類續(xù)航性能計(jì)算問題選擇飛行狀態(tài)得到最佳續(xù)航性能——精確求解應(yīng)綜合上升、巡航、下滑最優(yōu)——實(shí)踐證明，可以尋求巡航段最優(yōu)，并選擇上升、下滑段的飛行狀態(tài)和相應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)使耗油最少，并兼顧航程和航時(shí)。本章僅討論巡航段特點(diǎn)。3-1基本定義和公式

北航給定由任務(wù)決定否則用凈形隨G而變隨耗油逐漸減輕qkm,qh~V,H,n,G;構(gòu)形隨燃油消耗,G↓飛行特點(diǎn)等速平飛Cy↓(α↓)Cx↓(n↓)∴飛行中需逐漸推桿收油門耗油特點(diǎn)可選最佳V、H組合使一定構(gòu)形、重量下的耗油最少3-2定高定速巡航的航程和航時(shí)(噴氣飛機(jī))

北航出發(fā)方程圖解積分法求解計(jì)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(jì)算K=Cy/Cx

3-2定高定速巡航的航程和航時(shí)(噴氣飛機(jī))

北航估算η=η(H,M,n)=η(H,M,Pf)

計(jì)算Pf=G/(iηK)近似于G/(iK)計(jì)算qkh

=qkh

(H,M,n)=qkh(H,M,Pf)計(jì)算、繪制曲線Lxh=VTxhTxh北航數(shù)值方法如何確定按常值H、V方式巡航的最佳狀態(tài)？噴氣飛機(jī)的基本規(guī)律給定一系列(H,V)值組合，求出相應(yīng)Txh與Lxh，從中找出Txh.max與Lxh.max及其對(duì)應(yīng)的(H,V)狀態(tài)1.給定H（不計(jì)qkh、η隨速度的變化）G/K=Ppxmin

Vjh=VylG/(KV)

=Ppx/V

min

Vyh

3-2定高定速巡航的航程和航時(shí)(噴氣飛機(jī))

北航2.有利巡航高度VjhVyhVPpx0——主要考慮qkh而選取當(dāng)H,M給定，qkhn巡航

nmaxH11km,隨H,qkh

隨H,則Vjh

,Vyh

,故qkh

，但亞、跨音速區(qū)增長(zhǎng)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，按什么重量選取巡航速度？北航最佳巡航特點(diǎn)巡航中速度、高度不變限制了續(xù)航性能的最優(yōu)化。應(yīng)考慮飛機(jī)重量的不斷變化。這里結(jié)合渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)特點(diǎn)，討論最佳續(xù)航規(guī)律。通常對(duì)應(yīng)于11km以上的高度，即在同溫層，此時(shí)(11kmH20km):假設(shè)等速平飛3-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)北航結(jié)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(diào)整Cx(通過α)均能自動(dòng)保持切向力平衡，這時(shí)Cy也不變。隨燃油消耗，飛機(jī)緩慢上升(ρH

)。某一G下故最佳巡航問題演變?yōu)閷で筮m當(dāng)?shù)?M,n)組合，使久航問題遠(yuǎn)航問題按等速定油門穩(wěn)桿方式巡航北航計(jì)算最佳巡航狀態(tài)參數(shù)給出一組n，對(duì)于每一n，給出一組M

由n,M查發(fā)動(dòng)機(jī)曲線Pf.11,qkh.11,11

查極曲線Cy

計(jì)算每一n下，計(jì)算、繪制或曲線。找出該n的最大值max(fT)或max(fL)及相應(yīng)的M。作max(fT

)或max(fL

)~n曲線。曲線的最高點(diǎn)對(duì)應(yīng)于max.max(fT

)或max.max(fL

)，相應(yīng)的n,M為久航、遠(yuǎn)航狀態(tài)參數(shù)為什么這里n,M(均為切向參數(shù))能夠任意組合？3-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)北航著陸前必備起飛重量

參數(shù)G1、G2的確定根據(jù)上升方式,作出上升時(shí)H~G曲線①迄今G1、G2及H1、H2尚未知HG選定n、M后，計(jì)算,

作出相應(yīng)的H~G曲線②②下滑終了的重量已定，為①Gks根據(jù)下滑方式,作出下滑時(shí)H~G=G+Wxihg曲線③G'③由①與②交點(diǎn)定出G1,H1;②、③交點(diǎn)定出G2,H2

G1H1H2G23-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)北航GxΔGGx

-ΔG定義：最大活動(dòng)半徑飛機(jī)由機(jī)場(chǎng)出發(fā)，飛到目標(biāo)上空完成一定任務(wù)后再返回原機(jī)場(chǎng)所能達(dá)到的最遠(yuǎn)距離最大活動(dòng)半徑計(jì)算問題描述

巡航開始、終了重量分別為G1、G2，執(zhí)行任務(wù)消耗的重量G=(Wkz+Wtz)g，且L1=L2，確定Gx使L=L1+L2max。GLG1G2L1

=L23-4噴氣飛機(jī)最大活動(dòng)半徑北航求解設(shè)巡航于H11km高度，按照定n,M最優(yōu)巡航原理可得3-4噴氣飛機(jī)最大活動(dòng)半徑北航HMH1H2H3跨音速支超音速支由定H、V方式巡航確定的久航和遠(yuǎn)航參數(shù)可指征飛機(jī)的最佳巡航，且