飛行力學(xué)課件

飛機(jī)的基本飛行性能

概念：基本飛行性能飛機(jī)最基本的對(duì)稱(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)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)平均飛行重量或其他給定重量正常裝載、半油的飛機(jī)重量

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：適用於噴氣式飛機(jī)（用直接推力式發(fā)動(dòng)機(jī)）求解方法通過(guò)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：適用於螺旋槳飛機(jī)（用功率式發(fā)動(dòng)機(jī)）概念基本關(guān)係式一般約定飛機(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)為淨(jìng)外形近似平飛需用推力的計(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)此時(shí)，波阻為主（音障），應(yīng)採(cǎi)用低波阻構(gòu)形。為了兼跨不同M數(shù)下的要求，採(cǎi)用變後掠、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後掠角薄翼型細(xì)長(zhǎng)機(jī)身跨音速面積律等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KmaxMH增加QpfMMlj2－1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定常平飛基本關(guān)係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(mén)(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(kāi)加力)H給定MmaxM>

Mmax，不能等速平飛M<

Mmax，可等速平飛(收油門(mén))2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定Vmax(

Mmax)~H關(guān)係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)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(mén)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）升力係數(shù)限制2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定Vmin(

Mmin)~H關(guān)係H增加MPMminH升力限制推力限制2－2飛機(jī)定常平飛性能的確定確定Vmin的步驟理論飛行包線允許飛行包線隨H增加，包線的速度範(fàn)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範(fàn)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)際使用限制後得到的飛行包線。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駕駛員讀出的儀錶指示速度。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)係為：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(yǔ)：表速適用方程

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)上升性能剩餘推力

θmax

ΔPmax

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理論靜升限Hmax.ll和實(shí)用靜升限Hmax.sy

Hmax.ll對(duì)應(yīng)於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(mén)(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(guò)的水準(zhǔn)距離Lss

滑翔、無(wú)動(dòng)力飛行，發(fā)動(dòng)機(jī)慢車(chē)，Pky≈0，定直下滑?；杞怯蓸O曲線決定，和飛機(jī)重量無(wú)關(guān)?？赏ㄟ^(guò)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(wèn)題的引入2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係平飛範(fàn)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(guò)操縱油門(mén)和迎角控制。H第II平飛範(fàn)圍第I平飛範(fàn)圍M

(H)MHmax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)係ΔMaIMΔMΔPΔPaIIΔPmaxPM

縱向操縱的基本回應(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)係飛行狀態(tài)與操縱推油門(mén)桿，Pky

收油門(mén)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)原平飛於aI或aII點(diǎn)aIaII

初始加速俯衝。經(jīng)過(guò)一段時(shí)間後，

aI條件下繼續(xù)保持此趨勢(shì)，aII條件下轉(zhuǎn)為加速爬升。2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推駕駛桿Δδz=1°

應(yīng)推油門(mén)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(mén)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(mén)控制高度，可用駕駛桿控制速度推油門(mén)桿2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係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2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推油門(mén)桿Δδp=10%2－4飛機(jī)的飛行狀態(tài)及其與操縱的關(guān)係H0=5000m,推油門(mén)桿Δδp=10%2－7超音速飛機(jī)基本飛行性能的主要特點(diǎn)基本飛行性能取決於推力曲線，並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)波阻係數(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

ˉ,Mp不變阻力特性推力特性H增加MPpx1.0MpMPky1.0H增加H<11km:H

,Ppx漸平坦且右移明顯,趨勢(shì)勝於Pky

,故Mmax

-

H>11km:隨H

,Pky

ˉ,且Qi影響

，故Mmaxˉ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給定飛行包線H/公里100.51.01.52.0M增強(qiáng)型20幻影2000-5超音速飛機(jī)上升性能特點(diǎn)低空：一個(gè)ΔPmax.1

Mθ1(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

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。假設(shè)：當(dāng)某一個(gè)參數(shù)變化時(shí)，其餘參數(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。G改變G

，平飛範(fàn)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

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於Pky

形狀——PkyV和PkyV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。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，如採(cǎi)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)著重減小誘阻因數(shù)A，如採(cǎi)用大展弦比、小後掠角、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)佈局來(lái)說(shuō)，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

,有利於飛機(jī)低速極限性能。

折衷設(shè)計(jì)方法有：—採(cǎi)用變後掠機(jī)翼，缺點(diǎn)是結(jié)構(gòu)複雜；—採(cǎi)用先進(jìn)氣動(dòng)佈局技術(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)範(fàn)圍Kmax

。術(shù)語(yǔ)：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(lèi)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

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，採(cǎi)用大T/G，小Cx0，大Kmax和適當(dāng)G/S的總體佈局。2－8有關(guān)參數(shù)對(duì)基本飛行性能的影響總之,基本飛行性能包括平飛、爬升、下滑性能。通過(guò)簡(jiǎn)單推力法將兩個(gè)方向的平衡問(wèn)題轉(zhuǎn)化為受約束的單方向平衡問(wèn)題，簡(jiǎn)化了分析過(guò)程。深入理解推力曲線圖的變化趨勢(shì)，並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)

飛機(jī)的續(xù)航性能引言準(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(yǔ)：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RLssTssLxhTxhLxihTxih典型巡航飛行剖面總航程、航時(shí)中，巡航段約占90％。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(guò)的水準(zhǔn)距離航程和航時(shí)航程L技術(shù)航程攜載荷,無(wú)備份油實(shí)用航程攜載荷,有備份油轉(zhuǎn)場(chǎng)航程無(wú)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)飛機(jī)的時(shí)間技術(shù)航時(shí)攜載荷,無(wú)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)航性能取決於可用燃油量和燃油消耗速度3-1基本定義和公式

可用燃油量和巡航段燃油量機(jī)載總油量地面試車(chē)、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

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)所消耗的燃油品質(zhì)(kg/h)地速(即無(wú)風(fēng)空速)公里耗油率飛機(jī)相對(duì)於地面飛行1公里所消耗的燃油品質(zhì)(kg/km)3-1基本定義和公式

巡航段航程和航時(shí)的基本公式設(shè)無(wú)風(fēng)，空速V亦即地速。並設(shè)飛機(jī)品質(zhì)變化只源於耗油。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

為了確定qh、qkm，採(cǎi)用準(zhǔn)定常假設(shè)：每暫態(tài)飛機(jī)作定直平飛由任務(wù)所明確，否則用淨(jìng)形給定飛行狀態(tài)，確定續(xù)航性能按任務(wù)的兩類(lèi)續(xù)航性能計(jì)算問(wèn)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)，並選擇上升、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，並兼顧航程和航時(shí)。本章僅討論巡航段特點(diǎn)。3-1基本定義和公式

給定由任務(wù)決定否則用淨(jìng)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(mén)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))

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))

估算η=η(H,M,n)=η(H,M,Pf)

計(jì)算Pf=G/(iηK)近似於G/(iK)計(jì)算qkh=qkh

(H,M,n)=qkh(H,M,Pf)計(jì)算、繪製曲線Lxh=VTxhTxh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=Ppx

min

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))

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

n巡航

nmaxH

11km,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(mén)接近n巡航G1G2巡航重量逐漸下降，按什麼重量選取巡航速度？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。這裏結(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)於11km以上的高度，即在同溫層，此時(shí)(11km

H

20km):假設(shè)等速平飛3-3噴氣飛機(jī)最佳巡航特點(diǎn)結(jié)論

一旦初始定直平飛，且保持M,n不變，巡航中無(wú)論G,H如何變化，勿需調(diào)整Cx(通過(guò)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(wèn)題演變?yōu)閷で筮m當(dāng)?shù)?M,n)組合，使久航問(wèn)題遠(yuǎn)航問(wèn)題按等速定油門(mén)穩(wěn)桿方式巡航計(jì)算最佳巡航狀態(tài)參數(shù)給出一組n，對(duì)於每一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、繪製或曲線。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)於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)為什麼這裏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)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後，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)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)後再返回原機(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(wèn)題描述

巡航開(kāi)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+L2

max。GLG1G2L1

=L23-4噴氣飛機(jī)最大活動(dòng)半徑求解

設(shè)巡航於H

11km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

qkm.min

(Ppx/V)minqh.min

Ppx.min一般Mjh在亞音速，Myh在跨音速附近。某些超音速飛機(jī)隨飛行高度增加到一定值時(shí)，在超音速區(qū)出現(xiàn)另一個(gè)Myh；高度繼續(xù)增加，跨音速區(qū)Myh趨於消失。H1<H2

<H33-6超音速飛機(jī)續(xù)航性能的特點(diǎn)Hqkm增加可用燃油

設(shè)計(jì)合理的內(nèi)部?jī)?chǔ)油空間提高氣動(dòng)效率，使Kmax

3-7增加航程和航時(shí)的途徑副油箱(不利因素：增加G和迎面阻力)空中加油根據(jù)任務(wù)需要，選用合適的發(fā)動(dòng)機(jī)，使推力要求匹配，且耗油率儘量小設(shè)計(jì)最佳航路方案，包括考慮非標(biāo)準(zhǔn)使用條件的影響，如風(fēng)：航時(shí)問(wèn)題取決於空速與地速無(wú)關(guān)，風(fēng)沒(méi)有影響航程問(wèn)題與地速相關(guān)，即(順風(fēng)為“＋”)，故順風(fēng)時(shí)可增加航程，逆風(fēng)時(shí)減少減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量風(fēng)對(duì)活動(dòng)半徑的影響?

續(xù)航性能指標(biāo)：L、T、R

決定因素：Wky

、qkm、qh兩類(lèi)計(jì)算問(wèn)題：某些超音速飛機(jī)在一定高空可能出現(xiàn)兩個(gè)遠(yuǎn)航速度給定飛行狀態(tài)的巡航參數(shù)計(jì)算，並確定給定高度的久航、遠(yuǎn)航速度噴氣飛機(jī)最佳續(xù)航性能的特點(diǎn)及其參數(shù)計(jì)算小結(jié)

增加L、T的途徑：從Wky

、qkm

、qh

著手

MP

與推力特性有關(guān)的幾個(gè)特徵速度(隨H

，則MP

，且漸趨於不變)Pky.max

Myl

(隨H

，則Myl

)1)Qpx.min

2)Kmax

3)Lxih.max

4)Mjh

M

(可能有兩個(gè)，一般M

1

Myl，M

2

MP)1)

max

2)

Pmax

Mks

(可能有兩個(gè)，Mksl>M

1

，Mks2>M

2)1)Vy.max

2)(V

P)max

Myh

(Ppx/V)min(隨H

，則Myh

，Myh>Mjh)Mmin.P

P=0，左交點(diǎn)Mmax

P=0，右交點(diǎn)附錄與推力特性有關(guān)的幾個(gè)特徵速度

E-3是波音公司據(jù)美空軍AWACS計(jì)畫(huà)研製的全天候遠(yuǎn)程空中預(yù)警和控制飛機(jī)。最大起飛重量14.8噸，值勤巡航速度M0.6,高度9140米,持續(xù)時(shí)間11.5小時(shí)(無(wú)空中加油)、24小時(shí)(空中加油)。雷達(dá)有效探測(cè)半徑667米…

飛機(jī)的機(jī)動(dòng)飛行性能第四章：引言(1/1)非定?！w行速度的大小或方向是變化的飛機(jī)的姿態(tài)發(fā)生變化空間機(jī)動(dòng)飛行示例運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)機(jī)動(dòng)性(Maneuverability)操縱效能(Controllability)敏捷性(Agility)飛機(jī)在一定時(shí)間內(nèi)改變飛行速度（大小）、飛行高度和飛行方向的能力。

空間運(yùn)動(dòng)屬性劃分4-1機(jī)動(dòng)飛行的超載(1/3)

超載投影到正交坐標(biāo)系上為作用在飛機(jī)上除重力之外的合外力與飛機(jī)重量之比，為向量切向(縱向)超載沿飛行速度矢方向

鉛垂面內(nèi)垂直於速矢水平面內(nèi)垂直於速矢垂直於速矢和對(duì)稱面法向超載按航跡軸系當(dāng)飛機(jī)在鉛垂平面運(yùn)動(dòng)時(shí)的超載切向超載法向超載4-1機(jī)動(dòng)飛行的超載(2/3)

機(jī)動(dòng)飛行時(shí)駕駛員的感覺(jué)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)駕駛員將感受到等於自身重量n倍的力——取決於座椅支反力(飛機(jī)加速度)(駕駛員加速度)座椅支反力駕駛員品質(zhì)駕駛員重量∴,感覺(jué)同靜止

,超重

,失重設(shè)飛行加速度為，則4-1機(jī)動(dòng)飛行的超載(3/3)

4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(1/6)

平飛加減速衡量飛機(jī)改變速度大小的能力，即速度機(jī)動(dòng)性。

(亞音速飛機(jī))(跨、超音速飛機(jī))指標(biāo)

平飛加減速：動(dòng)力學(xué)方程近似地認(rèn)為不大，則nx>0加速nx<0減速∴飛行中需不斷調(diào)整α滿足平飛條件。4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(2/6)

平飛加減速：指標(biāo)計(jì)算的圖解積分法一定的H、G、構(gòu)形，適當(dāng)油門(mén)一般加速時(shí)滿油門(mén);減速時(shí)小油門(mén)，並打開(kāi)減速裝置。t4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(3/6)

躍升衡量飛機(jī)由動(dòng)能換取勢(shì)能、迅速獲取高度優(yōu)勢(shì)的能力，即高度機(jī)動(dòng)性。

指標(biāo)

躍升：動(dòng)力學(xué)方程鉛垂面質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的一般方程?？蓴?shù)值求解。

4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(4/6)躍升：能量法估算躍升高度

假設(shè)：ΔP的平均作用為零，飛機(jī)總能量不變。進(jìn)入躍升退出躍升4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(5/6)

分析1.給定V0、H0，若V1↓,則ΔH↑。V1下限：Vyx本身與H有關(guān)，需迭代求解。推薦給定Vyx而非H初值的方法，避免二重迭代。

2.給定H0，若V0↑,則ΔH↑。

V0上限：V0max

3.動(dòng)升限

:通過(guò)躍升可以達(dá)到的最大高度,Hmax.d

Hmax.d~Hmax.ll的動(dòng)力高度飛行範(fàn)圍，可持續(xù)一段減速平飛全飛行包線最大可用動(dòng)能4-2飛機(jī)在鉛垂平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(6/6)

正常盤(pán)旋轉(zhuǎn)彎:指標(biāo)

4-3飛機(jī)在水準(zhǔn)平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(1/5)

衡量飛機(jī)改變速度方向的能力，即方向機(jī)動(dòng)性。

高度不變、飛行方向變化的機(jī)動(dòng)。盤(pán)旋:當(dāng)連續(xù)轉(zhuǎn)彎不小於360度的機(jī)動(dòng)。正常盤(pán)旋:無(wú)側(cè)滑、運(yùn)動(dòng)參數(shù)不隨時(shí)間變化的盤(pán)旋。正常盤(pán)旋半徑R正常盤(pán)旋一周時(shí)間T

正常盤(pán)旋角速度ω正常盤(pán)旋：動(dòng)力學(xué)方程在對(duì)稱面內(nèi)與速矢垂直航跡滾轉(zhuǎn)角升力方向與含速矢的鉛垂面的夾角。Oxhyh平面切向“＋”：右翼下沉鉛垂法向水準(zhǔn)法向正常盤(pán)旋時(shí)β=0100忽略

4-3飛機(jī)在水準(zhǔn)平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(2/5)

盤(pán)旋受力圖正常盤(pán)旋：指標(biāo)參數(shù)計(jì)算∴4-3飛機(jī)在水準(zhǔn)平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(3/5)

正常盤(pán)旋：影響指標(biāo)參數(shù)的因素和盤(pán)旋限制1.盤(pán)旋時(shí),2.若或，則，盤(pán)旋性能提高3.限制：nf上限-需考慮結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及剛度和人的耐超載能力。如戰(zhàn)鬥機(jī)nfmax=9,大型機(jī)2.5~3.5,客機(jī)nfmax

≤2V下限-1)2)滿足發(fā)動(dòng)機(jī)推力限制三方面限制：1)承載

2)Cyyx3)推力

4-3飛機(jī)在水準(zhǔn)平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(4/5)

正常盤(pán)旋：極限盤(pán)旋性能圖極限盤(pán)旋極限盤(pán)旋性能圖飛機(jī)處?kù)肚笆鋈N限制之一的盤(pán)旋狀態(tài)三種限制下nfmax及R,T,ω隨V的變化曲線nfmaxVωmaxV①①承載限制④④Mmax限制②②③③③高度一定4-3飛機(jī)在水準(zhǔn)平面內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行性能(5/5)

4-5飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的綜合分析(1/3)

飛機(jī)（戰(zhàn)鬥機(jī)）的真實(shí)機(jī)動(dòng)常常是需要將加減速、上升、轉(zhuǎn)彎等同時(shí)進(jìn)行的複雜過(guò)程，其優(yōu)劣需綜合分析比較。能量高度單位剩餘功率（SpecificExcessPower,SEP）單位剩餘功率SEP綜合反映了特定(V,H,ny)條件下飛機(jī)改變機(jī)械能的快慢，即速度、高度綜合機(jī)動(dòng)性，與ny一起可全面反映飛機(jī)機(jī)動(dòng)性。

飛機(jī)當(dāng)前能量水準(zhǔn)犬舍圖（Dog-HousePlot,ωmax~M）與空戰(zhàn)週期幾種常用的機(jī)動(dòng)性綜合分析方法能量機(jī)動(dòng)性曲線（E-M曲線）全局能量機(jī)動(dòng)性曲線（全局E-M）綜合機(jī)動(dòng)性參數(shù)典型加權(quán)係數(shù)數(shù)值：a=8~9,b=400m/s,c=1,d=0.5~14-5飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的綜合分析(2/3)

AB:接敵空戰(zhàn)週期時(shí)間(CombatCycleTime,CCT):ωmaxV高度一定ABCDEBCD:交戰(zhàn)DE:退出EA:恢復(fù)能量犬舍圖(Dog-HousePlot,ωmax~M)與空戰(zhàn)週期從給定速度進(jìn)入，儘快速度反向並恢復(fù)原速度大小所需的時(shí)間，其中高度變化儘量小。CCT=tAB+tBCD+tDE+tEA

接敵交戰(zhàn)退出恢復(fù)能量機(jī)動(dòng)性(EnergyManeuverability,E-M)曲線A機(jī)B機(jī)加速餘量定常轉(zhuǎn)彎餘量最大轉(zhuǎn)彎餘量減速餘量ωmaxSEPOωmaxSEPO全局能量機(jī)動(dòng)性(全局E-M)曲線MHA機(jī)B機(jī)20010005050-50(SEPB-SEPA)等值線最大推力狀態(tài)ny=1g?Pky/G:大推重比有利於增大SEP,目前先進(jìn)戰(zhàn)鬥機(jī)>1.2影響機(jī)動(dòng)性能的一些設(shè)計(jì)參數(shù)?

發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)回應(yīng)速度：強(qiáng)調(diào)機(jī)動(dòng)的瞬態(tài)（敏捷性）時(shí)所必須，目前慢車(chē)→加力最快水準(zhǔn)3～5s?Cyyx:大許用升力係數(shù)有利於產(chǎn)生大法向超載,目前低速最大可達(dá)2?

必要的減速裝置:迅速減速以利於轉(zhuǎn)彎?G/S:適當(dāng)?shù)男≈涤欣兜退佼a(chǎn)生較大過(guò)載,並減小低速誘阻，但需與跨超音速性能協(xié)調(diào)，適當(dāng)折衷?

乘員、飛機(jī)結(jié)構(gòu)的承載能力

?

操穩(wěn)性隨控佈局的出現(xiàn)4-5飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的綜合分析(3/3)

機(jī)動(dòng)性概念，超載概念第四章：小結(jié)(1/1)速度機(jī)動(dòng)性：平飛加減速，取決於綜合剩餘推力高度機(jī)動(dòng)性：能量法思路，動(dòng)升限與靜升限概念區(qū)別方向機(jī)動(dòng)性：正常盤(pán)旋的有關(guān)參數(shù)推導(dǎo)與極限條件（以後應(yīng)聯(lián)繫操縱）機(jī)動(dòng)性綜合衡量指標(biāo)：SEP、nfmax(、nfss.max)設(shè)計(jì)途徑：大Pky/G，大Cyyx，適當(dāng)小G/S，高承載能力，快速油門(mén)回應(yīng)，必要的減速裝置等

飛機(jī)的起飛和著陸性能運(yùn)動(dòng)及受力特點(diǎn)速度改變很快的非定常運(yùn)動(dòng)地面滑跑時(shí)承受地面對(duì)機(jī)輪的支反力和摩擦力地面運(yùn)動(dòng)及近地飛行時(shí)氣動(dòng)力要考慮地面效應(yīng)的影響:引言構(gòu)形變化：放下起落架、打開(kāi)襟翼等增升裝置、使用減速板等等:引言地面效應(yīng)近地面翼尖渦削弱近地面上下洗削弱αCyαPpx有地面效應(yīng)1)升力係數(shù)增加2)誘導(dǎo)阻力減少3)產(chǎn)生附加低頭力矩(T型尾除外)4)空速管靜壓口置於翼下方時(shí)，靜壓讀數(shù)偏高，從而空速讀數(shù)偏低。主要性能指標(biāo)起飛：滑跑距離，起飛距離，起飛時(shí)間，離地速度著陸：著陸距離，滑跑距離，著陸時(shí)間，接地速度

距離短,時(shí)間少,接地/離地速度低，則性能好:引言飛機(jī)從起飛線開(kāi)始滑跑，離地並爬升到機(jī)場(chǎng)上空的安全高度，這一加速過(guò)程稱為起飛。以前三點(diǎn)式為例展開(kāi)討論。5-1飛機(jī)的起飛性能根據(jù)機(jī)場(chǎng)四周障礙物選取，常採(cǎi)用25m、15m或10.7m，與飛機(jī)類(lèi)型有關(guān)。概念：起飛穩(wěn)定上升平飛增速初始穩(wěn)定上升起飛線起飛滑跑上升加速收起落架收襟翼前三點(diǎn)式飛機(jī)的起飛過(guò)程VRVld安全高度VHVHV4三輪滑跑兩輪滑跑VR(抬前輪)=0.7~0.9VldVld(離地)VH(安全高度)=1.3Vld(或按規(guī)範(fàn))應(yīng)分別對(duì)抬前輪前後兩段進(jìn)行數(shù)值積分後相加。因?yàn)閮啥沃酗w機(jī)姿態(tài)不同，其迎角及升、阻係數(shù)也不同。假設(shè)滑跑過(guò)程中的兩主輪著地，推力與地面平行。地面滑跑距離L1和時(shí)間T1的計(jì)算精確計(jì)算5-1飛機(jī)的起飛性能近似計(jì)算5-1飛機(jī)的起飛性能分析5-1飛機(jī)的起飛性能起飛需儘快獲取能量,並產(chǎn)生足夠大的升力係數(shù)可用數(shù)值積分或圖解積分求解。注意：氣動(dòng)特性中考慮相應(yīng)的構(gòu)形和地效。其中，離地升阻比，由起飛極曲線確定假設(shè)為勻加速運(yùn)動(dòng)過(guò)程，5-1飛機(jī)的起飛性能工程估算Ppj由Pky~V曲線取平均值，可取為0.9P0（P0

V=0，發(fā)動(dòng)機(jī)起飛狀態(tài)）5-1飛機(jī)的起飛性能對(duì)於Pky/G和G/S均較大的高速飛機(jī)，忽略氣動(dòng)力的影響。（對(duì)距離和時(shí)間分別按P取統(tǒng)計(jì)平均）粗略估算離地條件

發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角離地升力係數(shù)，據(jù)飛機(jī)近地面、起飛襟翼構(gòu)形的升力特性和αld確定。5-1飛機(jī)的起飛性能限制條件0.2~0.3m離地速度的確定運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)能量法近似計(jì)算5-1飛機(jī)的起飛性能空中段水準(zhǔn)距離L2和時(shí)間T2的計(jì)算能量守恆有地效,放起落架無(wú)地效,收起落架4標(biāo)準(zhǔn)操縱:通過(guò)機(jī)場(chǎng)上空，進(jìn)行4轉(zhuǎn)彎飛行。5-2飛機(jī)的著陸性能123著陸前準(zhǔn)備放起落架放襟翼H≥200m，對(duì)準(zhǔn)跑道著陸點(diǎn)，下滑至安全高度飄落拉平平飛減速下滑地面滑跑地面減速段,按勻減速估算6~12m0.5~1m0.15~0.25m拉桿充分利用空氣阻力減速;推桿前輪著地,由三點(diǎn)滑跑

兩點(diǎn)滑跑;剎車(chē)空中減速段,用能量法估算飛機(jī)從安全高度(25m處)下滑過(guò)渡到地面滑跑，直至完全停止運(yùn)動(dòng)的整個(gè)減速過(guò)程。著陸過(guò)程H=25mVHVjd經(jīng)驗(yàn)指出，接地速度Vjd進(jìn)場(chǎng)速度VH速度修正係數(shù)，取0.9～0.95min{Cydd,Cyhw,Cyφ},計(jì)及地效、襟翼處?kù)吨懳恢?-2飛機(jī)的著陸性能接地速度和進(jìn)場(chǎng)速度的確定飛機(jī)主輪開(kāi)始接觸地面瞬間的速度(升力開(kāi)始不能平衡重量)。飛機(jī)下滑至安全高度(25m)處的瞬時(shí)速度。能量法近似計(jì)算

5-2飛機(jī)的著陸性能空中段水準(zhǔn)距離L3和時(shí)間T3的計(jì)算能量守恆Vjd

,L4

;但L4比L3重要，所以要求Vjd

分析假設(shè):按全部使用剎車(chē)的三點(diǎn)滑跑，勻減速運(yùn)動(dòng)。著陸構(gòu)形升阻比輪、地狀況+剎車(chē)5-2飛機(jī)的著陸性能著陸滑跑距離L4和時(shí)間T4的計(jì)算近似計(jì)算分析一般由空中性能確定，起飛時(shí)用滿油門(mén)，必要時(shí)帶起飛加速器?，F(xiàn)代飛機(jī)的飛行速度和翼載荷不斷增加，使起飛和著陸滑跑距離大大加長(zhǎng)。參數(shù)要求為了儘快加速飛機(jī)達(dá)到離地要求和安全高度，需要增升、減阻、大推進(jìn)，即措施一般由空中性能和飛行品質(zhì)確定。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施起飛可採(cǎi)用各種增升裝置，包括常規(guī)翼面增升、變後掠增升、動(dòng)力增升，或更先進(jìn)的兼顧亞、跨、超的氣動(dòng)佈局。注意增升同時(shí)控制阻力，以免對(duì)加速不利。所以應(yīng)適當(dāng)選用增升裝置的位置，使飛機(jī)具有較大升阻比。改善跑道表面狀況。外界條件影響發(fā)動(dòng)機(jī)效率以及推力下坡有利於起飛加速；逆風(fēng)有利於減小地速(機(jī)場(chǎng)跑道與常年風(fēng)向相一致)。而機(jī)場(chǎng)高度增加、溫度增加，都對(duì)起飛不利。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施外界條件同起飛類(lèi)似。因K

有利，故可全部打開(kāi)。減速板，剎車(chē)，減速傘，反推力裝置，機(jī)械裝置（艦載機(jī)多用）。參數(shù)要求為了使飛機(jī)從安全高度回到機(jī)場(chǎng)、減速停止，需要增升、增阻、多方制動(dòng)，減速力儘量大以吸收能量，即著陸措施不取決於著陸性能。增升裝置其他減速裝置上坡、逆風(fēng)著陸有利；機(jī)場(chǎng)高度增加對(duì)著陸不利；溫度變化影響不大(發(fā)動(dòng)機(jī)慢車(chē))。5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施1）增加厚度增升（不實(shí)際）2）增加彎度增升3）增加附面層能量延遲分離4）混合2）和3）。例如:渦發(fā)生器、前緣縫翼、附面層吸除、吹氣等後退式縫翼開(kāi)縫襟翼5-3改善高速飛機(jī)起飛著陸性能的措施增升原理與裝置fαCy簡(jiǎn)單前襟、後襟、分裂式襟翼例如：αCyαCy性能改善原理起飛著陸主要性能指標(biāo)起飛著陸性能計(jì)算:小結(jié)

飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)方程引言在飛行性能分析中，將飛機(jī)視為質(zhì)點(diǎn)，所需的迎角、滾轉(zhuǎn)角(坡度)、發(fā)動(dòng)機(jī)推力可以立即達(dá)到(忽略其過(guò)渡過(guò)程)，並能夠保證無(wú)側(cè)滑。問(wèn)題的引入事實(shí)上，迎角、滾轉(zhuǎn)角(坡度)、推力、及側(cè)滑角需要通過(guò)操縱駕駛桿(盤(pán))、腳蹬舵及油門(mén)桿進(jìn)行控制,而且存在過(guò)渡過(guò)程。本章介紹與剛體運(yùn)動(dòng)描述相關(guān)的概念、定義和方程。

操縱系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)飛機(jī)剛體動(dòng)力學(xué)駕駛桿(盤(pán))腳蹬發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)桿

s

n飛機(jī)質(zhì)點(diǎn)動(dòng)力學(xué)發(fā)動(dòng)機(jī)回應(yīng)動(dòng)力學(xué)常規(guī)飛機(jī)飛行軌跡控制原理圖實(shí)際航跡飛行性能問(wèn)題基本操穩(wěn)問(wèn)題升降舵偏角副翼偏角方向舵偏角

t基本概念平衡(平衡)穩(wěn)定性廣義地說(shuō)，指狀態(tài)參數(shù)不隨時(shí)間變化的飛行。不穩(wěn)定平衡穩(wěn)定平衡中立穩(wěn)定平衡飛機(jī)受到外界擾動(dòng)後自動(dòng)恢復(fù)原來(lái)平衡狀態(tài)的能力。操縱性飛機(jī)在駕駛員的操縱下從一種飛行狀態(tài)過(guò)渡到另一種飛行狀態(tài)的能力。瞬態(tài)時(shí)間穩(wěn)態(tài)增量如定常直線飛行、正常盤(pán)旋等。包括穩(wěn)態(tài)增量和瞬態(tài)過(guò)程。常用坐標(biāo)系地面軸系A(chǔ)x'dy'dz'd和飛機(jī)牽連地面軸系Oxdydzd機(jī)體軸系Oxtytzt

氣流軸系Oxqyqzq

航跡軸系Oxhyhzh

軸系間關(guān)係Ax'dy'dz'd:固定於地表,Ax'dz'd為水平面,Ay'd垂直向上。右手正交系Oxdydzd:O為飛機(jī)質(zhì)心,軸向平行於Ax'dy'dz'd。鉛垂面zhxdzdyd水平面xh(V)

sOyh

sO:飛機(jī)質(zhì)心Oxh:沿速度矢Oxhyh:鉛垂面(指向上為正)Ozh:水平面內(nèi)航跡軸系

syqzq

s鉛垂面ztxdzdyd水平面xt

飛機(jī)對(duì)稱面

Oyt

O:飛機(jī)質(zhì)心Oxt

:沿對(duì)稱面內(nèi)參考線(指向機(jī)頭為正)Oyt:對(duì)稱面內(nèi)(指向上為正)Ozt:指向右為正機(jī)體軸系z(mì)txq(V)zqyqxt

飛機(jī)對(duì)稱面Oyt

YZQO:飛機(jī)質(zhì)心Oxq

:沿速度矢Oyq:對(duì)稱面內(nèi)(指向上為正)Ozq:指向右為正氣流軸系地面軸系機(jī)體軸系氣流軸系航跡軸系軸系間關(guān)係

，

s

,

,

s,

(無(wú)風(fēng)時(shí))有關(guān)符號(hào)和分量定義升力Y、阻力Q、側(cè)力Z滾轉(zhuǎn)力矩Mx、偏航力矩My

、俯仰力矩Mz

對(duì)稱面內(nèi)垂直於速度方向，指向座艙為正沿速度方向，指向後為正垂直於Q,Y，指向右為正氣動(dòng)力矩在體軸系上的分量。

滾轉(zhuǎn)角速度

x、偏航角速度

y

、俯仰角速度

z

飛機(jī)剛體運(yùn)動(dòng)旋轉(zhuǎn)角速度在體軸系上的分量。

前向速度Vx、法向速度Vy

、側(cè)向速度Vz

飛行速度在體軸系上的分量。

副翼偏角

x、方向舵偏角

y、升降舵偏角

zztxt飛機(jī)對(duì)稱面OytMzMxMy

x

y

zVyVxVz體軸系分量Mx<0

x>0右副翼下偏左副翼上偏

y>0方向舵右偏

z>0升降舵下偏Mz<0My<0舵偏角定義小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)飛機(jī)在駕駛員的操縱下，按預(yù)定規(guī)律進(jìn)行的運(yùn)動(dòng)。一般為平衡運(yùn)動(dòng)，如定常直線運(yùn)動(dòng)、正常盤(pán)旋等。擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)飛機(jī)作基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，由於外界暫態(tài)干擾使其運(yùn)動(dòng)參數(shù)在一段時(shí)間內(nèi)不按預(yù)定規(guī)律變化所進(jìn)行的運(yùn)動(dòng)。

總運(yùn)動(dòng)參數(shù)=基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)參數(shù)+擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)參數(shù)增量

=

0+

0,

=

0+

,…

小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)基本假設(shè)地球?yàn)槠降?、不旋轉(zhuǎn)的慣性參考系(Ax'dy'dz'd為慣性系)靜止大氣飛機(jī)為理想剛體不計(jì)飛機(jī)品質(zhì)變化不計(jì)重力隨高度變化基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)為對(duì)稱定直飛行，無(wú)側(cè)滑、無(wú)滾轉(zhuǎn)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)為小量縱向參數(shù)改變(

V,

,

z等)

只影響縱向氣動(dòng)力(

Q,

Y,

Mz);橫航向參數(shù)改變(

,

x,

y等)

只影響橫航向氣動(dòng)力(

Z,

Mx,

My)——小迎角飛行

不考慮高度變化引起的推力和氣動(dòng)力變化認(rèn)為油門(mén)不動(dòng)外環(huán)境飛機(jī)飛行其他小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)外力模型發(fā)動(dòng)機(jī)推力相對(duì)於基準(zhǔn)狀態(tài)增量空氣動(dòng)力相對(duì)於基準(zhǔn)狀態(tài)增量忽略、等導(dǎo)數(shù)小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)定常直線基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)方程小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)小擾動(dòng)方程縱向其中：縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)變數(shù)：耦合量非耦合量縱向和橫航向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)可以分別討論小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)小擾動(dòng)方程橫航向橫航向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)變數(shù)：耦合量非耦合量小擾動(dòng)線化方程和氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)分類(lèi)靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)：阻尼導(dǎo)數(shù)：交叉阻尼導(dǎo)數(shù)：操縱導(dǎo)數(shù)：交叉操縱導(dǎo)數(shù)：其他導(dǎo)數(shù)：洗流時(shí)差導(dǎo)數(shù)：穩(wěn)定性、操縱性概念地軸系、體軸系、風(fēng)軸系、航跡系之間的關(guān)係有關(guān)符號(hào)和分量定義小擾動(dòng)線化方程假設(shè)、形式、特點(diǎn)

氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的基本類(lèi)別

縱向動(dòng)穩(wěn)定性和動(dòng)操縱性結(jié)論：x隨時(shí)間的變化過(guò)程取決於特徵根，且x的終值取決於 特徵值的符號(hào)。取決於初值，(1)

當(dāng)引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧一元線性自由系統(tǒng)——齊次微分方程形式或記為通解取決於——特徵方程及特徵值通解故無(wú)論初值如何，(2)

當(dāng)(3)

當(dāng)多元線性自由系統(tǒng)——齊次微分方程(1)形式通解取決於特徵行列式展開(kāi)後為關(guān)於λ的n次實(shí)係數(shù)代數(shù)方程，存在n個(gè)根。引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧係數(shù)、及與初始條件有關(guān)。無(wú)重根時(shí)的通解形式：其中為r個(gè)實(shí)根；為s對(duì)複根；引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧(2)典型模態(tài)典型模態(tài)：每個(gè)實(shí)特徵根或每對(duì)複特徵根代表一種簡(jiǎn)單運(yùn)動(dòng)， 稱為典型模態(tài)。飛機(jī)總運(yùn)動(dòng)由各典型模態(tài)迭加。不同類(lèi)型特徵根對(duì)應(yīng)的模態(tài)運(yùn)動(dòng)：?jiǎn)握{(diào)衰減單調(diào)發(fā)散等值實(shí)型特徵根引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧1.初始狀態(tài)非零時(shí)，若某一特徵值具有正實(shí)部時(shí),當(dāng)且僅當(dāng)所有或具有負(fù)實(shí)部時(shí)，阻尼振盪複型特徵根發(fā)散振盪等幅振盪2.每一模態(tài)對(duì)各個(gè)狀態(tài)參數(shù)的影響體現(xiàn)在其幅值和相位；這與特徵值對(duì)應(yīng)的特徵向量有關(guān)。引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧結(jié)論若為負(fù)實(shí)根：模態(tài)參數(shù)(1)半衰期或倍幅時(shí)阻尼振盪振幅包線或單調(diào)衰減運(yùn)動(dòng)幅度減至初始一半所需時(shí)間。發(fā)散振盪振幅包線或單調(diào)發(fā)散運(yùn)動(dòng)幅度增至初始二倍所需時(shí)間。引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧總之，實(shí)根或共軛複根對(duì)應(yīng)的半衰時(shí)／倍幅時(shí)為(2)

週期T或頻率NT：振動(dòng)一次所需時(shí)間(3)半衰時(shí)或倍增時(shí)內(nèi)振盪次數(shù)N：?jiǎn)挝粫r(shí)間振動(dòng)次數(shù)反映振盪時(shí)阻尼和頻率間關(guān)係引言：定常線性常微分系統(tǒng)回顧§10-1縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程和特徵方程基準(zhǔn)運(yùn)動(dòng)為無(wú)側(cè)滑、無(wú)滾轉(zhuǎn)的定直平飛，並且根據(jù)縱向小擾動(dòng)方程，握桿時(shí)縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)滿足引入符號(hào)§10-1縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程和特徵方程引入符號(hào)§10-1縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程和特徵方程方程重新整理得§10-1縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程和特徵方程特徵行列式展開(kāi)可得特徵方程:式中：§10-1縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程和特徵方程§10-2穩(wěn)定性判別準(zhǔn)則對(duì)於四次特徵方程，當(dāng)且僅當(dāng)下列行列式及其各階主子式為正時(shí)，飛機(jī)存在動(dòng)穩(wěn)定性（特徵根具有負(fù)實(shí)部）：Routh-Hurwitz判據(jù)當(dāng)a4=0，一實(shí)根臨界；當(dāng)R=0，一對(duì)複根臨界?！?0-3實(shí)例分析——兩種典型模態(tài)及其物理景象實(shí)例某機(jī)在H=11000m以M=0.90作定常直線飛行，試分析其縱向動(dòng)穩(wěn)定特性。已知飛機(jī)主要的構(gòu)造及氣動(dòng)參數(shù)：（教材P.182，例題）(1)由幾何重量數(shù)據(jù)及無(wú)量綱導(dǎo)數(shù)求取等效氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)：(2)計(jì)算特徵方程係數(shù)(3)可以用Routh-Hurwitz判據(jù)判斷動(dòng)穩(wěn)定性情況(4)進(jìn)一步可以求解特徵根，並計(jì)算相應(yīng)特徵參數(shù)，掌握各模態(tài)情況。分析步驟：典型