2020/6/29
4．3 确定基本飞行性能的简单推力法
P Q mg sin
Y G
P P P px P Q pf
———剩余推力！（大于零，定直上升；等于零，定直平 飞；小于零，定直下滑）
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把发动机可用推力曲线（取全加力、部分加力、最大 状态） 和平飞需用推力曲线绘制在一张P-V（或M数）
二、平飞范围的划分
第一飞行范围（正常操纵区） 纵区）
第二飞行范围（反常操
讨论：
在1和2点都满足：P P，px Y G 驾驶杆和油门不动，1点稳定，2点不稳定！！！！
分界点：最大剩余推力 Pm所ax 对应的最陡上升速度 （V接 近有利速 度 ）V ，yl 曲P线px 正斜率（有利速度 右侧V y）l 第一飞行范围； 曲线Ppx 负斜率（有利速度 左侧V）yl 第二飞行范围
在低亚音速下，升致阻力Qi 在总阻力中占主导地位，而且随 着高度增加，Qi 升致阻力增加。由于在低亚音速范围最大升 阻比 Kmax 基本为常数，因而 Ppxmin基本不随高度变化。但由于 有利速度相对应的 M yl随着高度增加而增加，所以对应的最 小阻力状态下 Ppxmin的向右移动。
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C yyh
C x0 3A
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总阻力系数:
4 C xyh 3 C x0
升阻比为：K yh
3 4
1 A C x0
远航速度：V yh 2G
S C x0 3A
V yh 4 3 1.316 V yl
随着高度增加，有利和远航速度都要增加！
在发动机耗油不变的情况下，在给定高度上，以有利速度 飞行，续航时间最长！ 以远航速度飞行，航程最大！！！
nl
E G
—H —V 2单位是米，能量高度
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（4）定常上升到某一高度的最短上升时间 tmin
dt dH Vy
飞机从海平面定常上升到某一高度的最短上升时间为：
t min
0H
V
dH
y max
图解积分法！！
n
tmin (
H
)
i1 V y max
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先把 Vy max 曲f (H线) 转绘成
曲1 线 f，(H)则曲线
平飞需用推力或阻力最小状态对应于升阻比最大状态
Ppxmin
G K max
在最大升阻比状态下，零升阻力系数等与升致阻力系数：
C x0
A
C
2 yyl
有利升力系数为：
C yyl
C x0 A
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有利速度（或最小阻力速度）：
V yl
2G
S C x0
A
(P
px
V
) min
——平飞需用推力曲线上的另外一个典型飞行状态， 对应速度称为远航速度（或远航M数）V yh , M yh
C M2
C
2G a2S
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在一定的计算高度上，C为常数，升力系数、升阻比和平飞 需用推力只是V（或M数）的函数！ 计算基本飞行性能时，飞机处于基本气动外形状态（无外挂 或正常外挂，起落架和襟翼收起）——对应的极曲线！
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某一V和或M数下，平飞需用推力或阻力最小——有利状态。
操纵规律： 1点 （1）保持1点平飞，只需要操纵驾驶杆保持迎角，不必动油门 (2）飞机转入 V1 V定1 常直线上升，只需要后拉杆增加迎角即可， 不必动油门； 思考：不动驾驶杆，增加油门，飞机如何运动？？？（保持原速 度定常上升）
2点 （1）保持2平飞，要协调操纵驾驶杆和油门！！ （2）飞机转入 V2 定V常2 直线上升
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P P Ppx P Qpf G sin
arcsin P
G
最称大为航最迹陡角上升ma速x 度ar。csin一（ 般PG剩ma接x余近推有力利最速大度，！对）应的速度
（2） 上升率 V和y 最大上升率 V y max
V
y
dH dt
V sin
PV G
最大上升率
V
y max
V ymax 0（到达升限的时间为无穷大）——理论升限 H maxl ！
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高机动性飞机规定与 V y max米 /5秒相对应、低亚音速飞机规 定 V y m米ax /秒0.5相对应的实际高称为实用升限 （ 全H 加max力s 、 部分加力、最大状态不一样！！！）
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第四章飞机基本飞行性能的计算
4．1 引言
铅垂平面内的定常直线飞行——速度、航迹角不变！ “准定常” 定常直线爬升 定常直线平飞 定常直线下滑 涡轮喷气发动机基本飞行性能最常用的简单推力法 能量高度法（考虑动能变化）
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4．2 飞机的平飞需用推力
如果 、 和 p较小而且 P G 不大的情况下，有
C y** 代表以上升力系数！！！
V dl min V min
0
2G S C y**
0
2G 0S C y**
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二、定直上升的计算
上升率 V，y 最大上升率 V y，max上升航迹角 ，最大航迹角 ， max
最短上升时间 t，mi静n 升限 等H！max
（1） 上升航迹角 ，最大航迹角 max
因为：
P px V
C x VS
2
Cx Cy
SG
2
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(P
px
V
) min
相当于极曲线上
Cx
最小的状态，由极曲线的表达式。
可得：
Cy
Cx
C xo A
C
3 y
Cy Cy
求极值可得
Cx Cy
最小状态下的零升阻力系数：
C x0
3A
C
2 yyh
3C xi
该状态下的零升阻力系数是升致阻力系数的3 倍！！！！对应的 远航升力系数为
Cx
1 V2S
2
G
Y
C
y
1
G K
K Cy Cx
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V , H( ) ，G→C y → 极曲线查出C x→ K
G一般取平均重量！（起飞和着陆重量的平均值）
实际计算中需要计算飞机在不同高度H上以不同速度V（或M 数）飞行是的平飞需用推力曲线。
Cy
2G
a2 S
1 M2
分析：（1）从第一飞行范围的C点到E点（正常操纵） （2）从第二飞行范围的B点到A点（反操纵）
要保持或改变飞行状态 第一飞行范围 ：只需动驾驶杆； 第一飞行范围 ：驾驶杆、油门相互配合
4.5 非定常上升运动性能的能量高度法
一、能量特性
飞机的总机械能：E GH 1 G V 2 2g
单位飞机重量的总机械能：H
在飞行包线内飞机可作等速直线飞行、加速和减速等各种机动 飞行！！飞行包线范围越大，飞机所具有的战斗能力越强！！ ！
飞行包线受到以下因素的限制：（1）动力装置稳定工作的条 件；（2）飞机结构强度和刚度条件；（3）飞行操纵和稳定性 等。 （要对最大速压和最大飞行M数加以限制）
对速压的限制 强度（悬挂接头等）；刚度（操纵效能、颤振等） M数限制 飞机操纵稳定性；进气道、压气机和涡轮的稳定性；气动 加热 允许飞行包线（飞行品质规范规定）！！
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P px Q pf
Q0 Qi
1 2
a2 S Cx0 M 2
2 G2
a2 S
A M2
————M数和高度的函数！！！！！
与飞行速度（或M数）的关系
2020/6/29
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在低亚音速范围（M<临界Mlj），Cxo , A 基本不随M 数变 化，零升阻力 Q与0 M2成正比增加；升致阻力 Q与i 与M2成 反 比 降 低 。 在 M 数 较 低 （ M< 有 利 Myl）, 由 于 升 力C系y 数 较大，升致阻力Qi 较零升阻力Q0 大，并在总阻力中占主 要地位。随着M数的增加， C逐y 渐减小，升致阻力 Q也i 减 小，致使平飞需用推力降低。当M<有利Myl,随着M数 增加，虽然升致阻力Qi 越来越小，但零升阻力Q0 逐渐增大 并在总阻力中占主要地位，结果使平飞需用推力又开始 增加（ I区）
V y max
1 V y max
与H坐标轴包围的曲线面积按坐标比例换算后即为最
短上升时间 tmin
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NOTE：超音速飞机以V y max上升时，上升过程中各航迹速度
是变V k化s 的！！！
d V ks d V ks dt 1 d V ks
dH
dt dH V y max dt
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当 飞 行 M 数 超 过 临 界 Mlj 进 入 跨 音 速 范 围 （ 临 界 Mlj<M<1.2-1.3）以后C，x0由于波阻的出现 导致激增（大 致与M2－M4成正比），在某一Ｍ数（大约在Ｍ＝1.05-1.2） 达到最大，导致平飞需用推力急剧增加（大致与M4－M6成 正比）（ II区）
在超音速范围，零升阻力Q大0 于升致阻力 Q，i 由于随着高度增 加，零升阻力 减Q小0 ，所以总阻力（平飞需用推力）减小。但 升致阻力 则Qi随着高度增加而增加，所以在接近静升限的高 空飞行时，（Ｈ＝１９km的情况），升致阻力大大增加。此 时随着飞行Ｍ数增加，升致阻力减小 和Q零i 升阻力增加 差Q不0 多，因而平飞需用推力随着Ｍ数增长的程度比较缓慢！！！
Pky Q mg sin
Y G
当飞机作水平直线飞行（定直平飞）时 0
Pky Q pf Y G
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