第四章 飞行性能 PPT
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飞行性能和飞行品质培训教材PPT(45张)
• （2）筋 斗 • 飞机在铅垂平面内作轨迹近似椭圆，航迹方向改
变360°的机动飞行为筋斗飞行，如图2.34所示。 筋斗飞行由爬升、倒飞、俯冲、平飞等动作组成， 它是衡量飞机机动性的基本指标之一。完成一个 筋斗所需的时间越短，机动性越好。要实现筋斗 飞行，飞行员应先加油门，增加速度，然后拉杆 使飞机曲线上升；飞过顶点后，减小油门，继续 保持拉杆位置，飞机开始曲线下降，最后改为平 飞。翻筋斗时，过载系数可达到6G。
• 爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的 最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高
度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能
的重要指标之一。
2、高度性能
• 升限（Hm)
• 飞机上升所能达到最大高度，叫做升限。“升限”对战 斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可以居 高临下，取得主动权。
3.1.1 飞机飞行性能
1、速度性能
• 最大平飞速度(Vmax) • 最小平飞速度(Vmin)
✓ 当飞机速度减小到某个程度时，机翼已经达到临界迎角， 进一步增加迎角将机翼失速，此时的速度称为最小平飞速 度或失速速度。
✓ 飞机在一定高度上保持水平飞行的最小速度。飞机的Vmin 越小，起飞与着陆距离就越短，盘旋时的转弯越容易。
4、机动性能
飞机的机动性 是指飞机改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能 力，相应地称之为速度机动性（切向机动性）、高 度机动性和方向机动性（法向机动性）。
改变飞机运动状态的控 制力是空气动力和发动 机推力的合力，控制力 越大，改变飞机的运动 状态就越容易，机动性 越好。描述控制力大小 的参数是过载n
4、机动性能
过载系数:
作用在物体上的全部表面力的合力与该物体的 瞬时质量m 在地面上的称重值（G0≈mg0）之比值，即：
变360°的机动飞行为筋斗飞行，如图2.34所示。 筋斗飞行由爬升、倒飞、俯冲、平飞等动作组成， 它是衡量飞机机动性的基本指标之一。完成一个 筋斗所需的时间越短，机动性越好。要实现筋斗 飞行，飞行员应先加油门，增加速度，然后拉杆 使飞机曲线上升；飞过顶点后，减小油门，继续 保持拉杆位置，飞机开始曲线下降，最后改为平 飞。翻筋斗时，过载系数可达到6G。
• 爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的 最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高
度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能
的重要指标之一。
2、高度性能
• 升限（Hm)
• 飞机上升所能达到最大高度，叫做升限。“升限”对战 斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可以居 高临下，取得主动权。
3.1.1 飞机飞行性能
1、速度性能
• 最大平飞速度(Vmax) • 最小平飞速度(Vmin)
✓ 当飞机速度减小到某个程度时，机翼已经达到临界迎角， 进一步增加迎角将机翼失速，此时的速度称为最小平飞速 度或失速速度。
✓ 飞机在一定高度上保持水平飞行的最小速度。飞机的Vmin 越小，起飞与着陆距离就越短，盘旋时的转弯越容易。
4、机动性能
飞机的机动性 是指飞机改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能 力，相应地称之为速度机动性（切向机动性）、高 度机动性和方向机动性（法向机动性）。
改变飞机运动状态的控 制力是空气动力和发动 机推力的合力，控制力 越大，改变飞机的运动 状态就越容易，机动性 越好。描述控制力大小 的参数是过载n
4、机动性能
过载系数:
作用在物体上的全部表面力的合力与该物体的 瞬时质量m 在地面上的称重值（G0≈mg0）之比值，即：
飞机基本飞行性能课件.讲义共57页文档
▪
29、勇猛、大胆和坚定的决心能够抵得上武器的精良。——达·芬奇
▪
30、意志是一个强壮的盲人，倚靠在明眼的跛子肩上。——叔本华
谢谢！
57
▪
26、要使整个人生都过得舒适、愉快，这是不可能的，因为人类必须具备一种能应付逆境的态度。——卢梭
▪
27、只有把抱怨环境的心情，化为上进的力量，才是成功的保证。——罗不如乐之者。——孔子
飞机基本飞行性能课件.讲义
1、纪律是管理关系的形式。——阿法 纳西耶 夫 2、改革如果不讲纪律，就难以成功。
3、道德行为训练，不是通过语言影响 ，而是 让儿童 练习良 好道德 行为， 克服懒 惰、轻 率、不 守纪律 、颓废 等不良 行为。 4、学校没有纪律便如磨房里没有水。 ——夸 美纽斯
5、教导儿童服从真理、服从集体，养 成儿童 自觉的 纪律性 ，这是 儿童道 德教育 最重要 的部分 。—— 陈鹤琴
第四章_飞机性能工程_起飞性能讲义_-_A
场地长度要求
起 飞 性 能 Takeoff Performance
干跑道起飞距离（TOD干）：
MAX(全发起飞距离的115%倍，一发停车继续起飞距离) 它应小于可用起飞距离（TODA）
Page 24
飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
Page 25
飞机性能工程
§1 起飞简介
39
飞机性能工程 §1 起飞简介
4、起飞速度 V1
起 飞 性 能 Takeoff Performance
1 Second
Vef
V1
• V1 is the latest point in the takeoff roll where a stop can be initiated.
35 ft
干跑道上的加速停止距离（ASD干）
MAX(全发加速停止距离；一发停车加速停止距离)。 它应小于可用加速停止距离（ASDA）
湿跑道上的加速停止距离（ASD湿）
Page 28
飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
Page 29
飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
manual braking at V1 along with speed brake extension and throttle chop, the airplane will come to a stop at the end of the runway.
Page 38
飞机性能工程 §1 起飞简介
§1 起飞简介
1、起飞航迹
从起飞静止点开始到高于地面1500ft，或完成从起飞构型到 航路爬升构型的转变并达到规定速度。
起 飞 性 能 Takeoff Performance
干跑道起飞距离（TOD干）：
MAX(全发起飞距离的115%倍，一发停车继续起飞距离) 它应小于可用起飞距离（TODA）
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飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
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飞机性能工程
§1 起飞简介
39
飞机性能工程 §1 起飞简介
4、起飞速度 V1
起 飞 性 能 Takeoff Performance
1 Second
Vef
V1
• V1 is the latest point in the takeoff roll where a stop can be initiated.
35 ft
干跑道上的加速停止距离（ASD干）
MAX(全发加速停止距离；一发停车加速停止距离)。 它应小于可用加速停止距离（ASDA）
湿跑道上的加速停止距离（ASD湿）
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飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
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飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
manual braking at V1 along with speed brake extension and throttle chop, the airplane will come to a stop at the end of the runway.
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飞机性能工程 §1 起飞简介
§1 起飞简介
1、起飞航迹
从起飞静止点开始到高于地面1500ft，或完成从起飞构型到 航路爬升构型的转变并达到规定速度。
飞机基本飞行性能的计算
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）！！
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
nl
E G
—H —V 2单位是米，能量高度
2020/7/13
（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
2020/7/13
先把 Vy max 曲f (H线) 转绘成
曲1 线 f，(H)则曲线
2020/7/13
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）
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）！！
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
nl
E G
—H —V 2单位是米，能量高度
2020/7/13
（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
2020/7/13
先把 Vy max 曲f (H线) 转绘成
曲1 线 f，(H)则曲线
2020/7/13
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）
《飞机飞行原理》PPT课件
第三节 影响升力和阻力的因素
1．机翼迎角的影响 (1)在一定范围内，机翼迎角增加，升力则增大。因为机翼迎角增加后，
机翼上表面气流的流线更加密集，流速更块，压力更小(吸力更大)，压差 更大。 (2)机翼迎角增加，阻力随之增大。因为随着机翼迎角的增加，机翼后部 的涡流区也不断扩大，压力减小；而机翼前部气流压力增大，前后压力差 (阻力)增大。机翼升力增加诱导阻力页随之增加。 2．速度的影响 相对气流的速度越大，升力和阻力就越大。实验证明：升力和阻力与速 度的平方成正比。 (1)根据柏努利定理，机翼上表面的相对气流流速越快，静压越小，上下 压力差则越大，升力就越大。 (2)气流流速越快，机翼前部的气流动压越大，受档后转换成的静压也就 越大，前后压力差也越大。压差阻力越大．另外由于相对速度大摩擦阻力 也随之增大。 。
第二节 大气的一般介绍
空气的密度、温度和压力是确定空气状态 的三个主要参数。飞行中，飞机的空气动 力和大小和飞行性能的好坏都与这些参数 有关。
粘性和压缩性是空气的两种物理性质。在 飞行中，飞机之所以会受到空气阻力原因 之一就是空气有粘性。而飞机以接近音速 或者超过音速飞行时会出现阻力突增等现 象则与空气的压缩性有关。
3．空气密度的影响
空气密度越大，升力和阻力越大。升力、阻力的大小与空 气密度成正比。根据动压公式(g=1/2ρv,2)，空气密度增大 后，气流流过机翼时的动压变化大。所以机翼上下的压力差 和机翼前后的压力差变化也大4．机真的影响
(1)面积：升力和阻力与面积成正比。
(2)平面形状：机翼产生升力后出现涡流，使上翼面压强增 加，下翼面压强减小，机翼升力受到损失，并产生诱导阻力。 当机翼平面形状接近椭圆形时，升力损失最小，诱导阻力也 较小，平面形状为矩形的机翼升力损失较大，诱导阻力也较 大。而梯形机翼居 两者之间，因此椭圆形机翼空气动力性能 最好。
第四章 飞机性能工程 起飞性能讲义 - B
Page 4
飞机性能工程 §3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数 爬升梯度的影响因素：
起 飞 性 能
Takeoff Performance
爬升梯度与剩余推力成正比，与推力、阻力有关（温度、高度、 flap、速度）。 爬升梯度与飞机重量成反比，重量越大，爬升梯度越小。 爬升梯度还与加速因子有关（加速度、动能）。
4、第二爬升段---等表速爬升段
从收起落架点到总航迹高度不低于400ft处。
Page 11
飞机性能工程 §3 爬升限重
起 飞 性 能
Takeoff Performance
4、第二爬升段---等表速爬升段
第二爬升段：等表速爬升段 爬高，以保证飞行安全。 起飞推力, 等表速爬升（V2）
Page 12
飞机性能工程 §3 爬升限重
Page 13
飞机性能工程 §3 爬升限重
第二爬升段爬升梯度计算：
起 飞 性 能
Takeoff Performance
4、第二爬升段---等表速爬升段
为保守其间，W取起落架刚收上时，FN取第二爬升段结束 时一发失效起飞推力；起飞襟翼；起落架收上；
爬升限制的最大起飞重量： 飞机重量越大，爬升梯度越小，而FAR-25，规定了最小可用的 爬升梯度，这就限制了最大的起飞重量。
飞机性能工程
起 飞 性 能
Takeoff Performance
第四章
§1 §２
飞机的起飞性能
起飞简介 场地长度限重
§３
§４
爬升梯度限重
障碍物限重
§５
§６
污染跑道起飞
减推力起飞
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飞机性能工程
§3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数
飞机性能工程 §3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数 爬升梯度的影响因素：
起 飞 性 能
Takeoff Performance
爬升梯度与剩余推力成正比，与推力、阻力有关（温度、高度、 flap、速度）。 爬升梯度与飞机重量成反比，重量越大，爬升梯度越小。 爬升梯度还与加速因子有关（加速度、动能）。
4、第二爬升段---等表速爬升段
从收起落架点到总航迹高度不低于400ft处。
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飞机性能工程 §3 爬升限重
起 飞 性 能
Takeoff Performance
4、第二爬升段---等表速爬升段
第二爬升段：等表速爬升段 爬高，以保证飞行安全。 起飞推力, 等表速爬升（V2）
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飞机性能工程 §3 爬升限重
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飞机性能工程 §3 爬升限重
第二爬升段爬升梯度计算：
起 飞 性 能
Takeoff Performance
4、第二爬升段---等表速爬升段
为保守其间，W取起落架刚收上时，FN取第二爬升段结束 时一发失效起飞推力；起飞襟翼；起落架收上；
爬升限制的最大起飞重量： 飞机重量越大，爬升梯度越小，而FAR-25，规定了最小可用的 爬升梯度，这就限制了最大的起飞重量。
飞机性能工程
起 飞 性 能
Takeoff Performance
第四章
§1 §２
飞机的起飞性能
起飞简介 场地长度限重
§３
§４
爬升梯度限重
障碍物限重
§５
§６
污染跑道起飞
减推力起飞
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飞机性能工程
§3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数
航空概论2-16 飞行性能和飞行科目
1、下滑 下滑的主要作用是降低飞行高度。同时， 下滑的主要作用是降低飞行高度。同时， 使飞机对正着陆跑道，飞向预定地点。 使飞机对正着陆跑道，飞向预定地点。一般 都稍带油门滑，但如带油门过多， 都稍带油门滑，但如带油门过多，则不利于 减速。 减速。 2、拉平 下滑到规定高度时，拉杆增大迎角， 下滑到规定高度时，拉杆增大迎角，增大 升力，使下滑角减小。迎角增大， 升力，使下滑角减小。迎角增大，飞机阻力 随之增大；飞机做减速运动， 随之增大；飞机做减速运动，高度也逐渐降 低。
二．飞机的主要飞行科目
飞行科目一般包括飞机的起飞、着落、 飞行科目一般包括飞机的起飞、着落、直 线飞行（平飞、上升和下滑）和曲线飞行（ 线飞行（平飞、上升和下滑）和曲线飞行（或 称机动飞行）。 称机动飞行）。 （一）飞机的起飞和着落 1．飞机的起飞 飞机从开始滑跑到离开地面，并上升到25 飞机从开始滑跑到离开地面，并上升到25 米高度的运动过程，叫起飞。 米高度的运动过程，叫起飞。飞机从静 止通过 滑跑到离地、上升并获得一定高度，是一个不断 滑跑到离地、上升并获得一定高度， 增速的运动过程。起飞分为：地面滑跑、离地、 增速的运动过程。起飞分为：地面滑跑、离地、 小角度上升和上升四个阶段。 小角度上升和上升四个阶段。
3、平飘 飞机平飘阶段，由于迎角较大、阻力较大， 飞机平飘阶段，由于迎角较大、阻力较大，飞 机的速度逐渐减小，外力也相应逐渐减小。 机的速度逐渐减小，外力也相应逐渐减小。 为不使飞机下沉过快，飞行员应适当拉杆增大 为不使飞机下沉过快， 迎角，以增大升力，使飞机缓缓下沉。 迎角，以增大升力，使飞机缓缓下沉。 一般要求在一定的高度上把飞机拉成两点姿势。 一般要求在一定的高度上把飞机拉成两点姿势。 若拉杆过猛，会使飞机向上飘起；若拉杆不够， 若拉杆过猛，会使飞机向上飘起；若拉杆不够，会 使飞机接地前完不成两点姿势， 造成飞机跳跃。 使飞机接地前完不成两点姿势， 造成飞机跳跃。 因此，在着陆拉平及平飘过程中，飞行员应根据飞 因此，在着陆拉平及平飘过程中， 机到地面的高度、速度及下沉速度等，适时、 机到地面的高度、速度及下沉速度等，适时、适量 地拉杆，才能使飞机的着陆标准和安全。 地拉杆，才能使飞机的着陆标准和安全。
飞行原理航空概论
回目录页
4.2.1(4)
第四章 飞机飞行的基本原理
展弦比：展长和平均气动力弦长之比;以
λ表示，即：λ=L/ bba=L2/S。
根稍比：机翼的翼根弦长与翼尖弦长之 比，也称“梯形比”或“尖削 比”,以η= b根弦/ b梢弦表示。
后掠角：通常以χ表示
前缘后掠角：机翼前缘同垂直于飞机纵轴 的直线之间的夹角，以χ0表示；
❖S为参考面积，计算时应视使用的部件不同而
不同。
回目录页
§4.3 高速飞行的一些特点
4.3.1 音速和马赫数 4.3.2 高速气流的特性 4.3.3 激波
回目录页
4.3.1(1)
第四章 飞机飞行的基本原理
4.3.1 音速和马赫数
音波：声源在空气中震动，会使周围空 气形成周期性的压强和密度变 化的疏密波。传播声音的空气 疏密波叫做音波。
当飞机的迎角小于临界迎角时，升力系 数随着迎角的增大而增大；当迎角超过临界 迎角后，迎角增大，升力系数却急剧下降， 这种现象称为失速。
回目录页
4.2.2(6)
第四章 飞机飞行的基本原理
回目录页
4.2.2(7)
第四章 飞机飞行的基本原理
回目录页
4.2.3(1)
第四章 飞机飞行的基本原理
4.2.3 飞机的阻力
通常，机翼翼型的上表 面凸起较多而下表面比较平 直，再加上有一定的迎角。 这样，从前缘到后缘，上翼 面的气流流速就比下翼面的 流速快；上翼面的静压也就 比下翼面的静压低，上下翼 面间形成压力差，此静压差 称为作用在机翼上的空气动 力。
第四章 飞机飞行的基本原理
回目录页
4.2.2(2)
空气动力是分布力， 其合力的作用点叫做压 力中心。空气动力合力 在垂直于气流速度方向 上的分量就是机翼的升 力。
4.2.1(4)
第四章 飞机飞行的基本原理
展弦比：展长和平均气动力弦长之比;以
λ表示，即：λ=L/ bba=L2/S。
根稍比：机翼的翼根弦长与翼尖弦长之 比，也称“梯形比”或“尖削 比”,以η= b根弦/ b梢弦表示。
后掠角：通常以χ表示
前缘后掠角：机翼前缘同垂直于飞机纵轴 的直线之间的夹角，以χ0表示；
❖S为参考面积，计算时应视使用的部件不同而
不同。
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§4.3 高速飞行的一些特点
4.3.1 音速和马赫数 4.3.2 高速气流的特性 4.3.3 激波
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4.3.1(1)
第四章 飞机飞行的基本原理
4.3.1 音速和马赫数
音波：声源在空气中震动，会使周围空 气形成周期性的压强和密度变 化的疏密波。传播声音的空气 疏密波叫做音波。
当飞机的迎角小于临界迎角时，升力系 数随着迎角的增大而增大；当迎角超过临界 迎角后，迎角增大，升力系数却急剧下降， 这种现象称为失速。
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4.2.2(6)
第四章 飞机飞行的基本原理
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4.2.2(7)
第四章 飞机飞行的基本原理
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4.2.3(1)
第四章 飞机飞行的基本原理
4.2.3 飞机的阻力
通常，机翼翼型的上表 面凸起较多而下表面比较平 直，再加上有一定的迎角。 这样，从前缘到后缘，上翼 面的气流流速就比下翼面的 流速快；上翼面的静压也就 比下翼面的静压低，上下翼 面间形成压力差，此静压差 称为作用在机翼上的空气动 力。
第四章 飞机飞行的基本原理
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4.2.2(2)
空气动力是分布力， 其合力的作用点叫做压 力中心。空气动力合力 在垂直于气流速度方向 上的分量就是机翼的升 力。
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8°
2°
增大，剩余拉力先增
6°
大后减小。
40 Vmin VMP VMD
Vmax
VI
80 120 160 200 240 260
• 平飞功率曲线和剩余功率
油门增加，可用功 N 率曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
120
同一油门下，以最 小阻力速度飞行时， 对应的剩余功率最 大。
A N可用
100
剩余功率是指同 80
第四章 飞机的基本飞行 性能
一、平飞的作用力及所需速度
飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用： 升力(Y)、重力(G)、推力/拉力(P)、阻力(X)。
升力
拉力
阻力
重力
●平飞条件
Y G
P
X
升力等于重力，高度不变 拉力等于阻力，速度不变
升力
拉力
阻力
重力
平飞所需速度
能够产生足够的升力来平衡重力的飞行速 度叫平飞所需速度，以v平飞表示。
0° 2°
VI
180
220
• 平飞拉力曲线和剩余拉力
P
油门增加，可用拉 力曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
200
同一油门下，以最
小功率速度飞行时，
P可用
对应的剩余拉力最 大。
160
剩余拉力是指同
B △PMAX
A
一速度下，飞机的可 120 16°
用拉力和平飞所需拉
D
0°
力之差。随飞行速度 80
C
2、平飞需用推力曲线
随着平飞速度的增大，平飞需用推力先 是减小，随后增大。其原因：
在亚音速阶段，当飞行速度增大时，有 两个因素同时引起阻力的变化。一是随速度 增大，动压增大，使阻力增加；二是随速度 增大，在保持升力等于重力的条件下、飞机 迎角减小，导致诱导阻力和压差阻力减小。 阻力究竟增大还是减小，取决于上述两个因 素的影响大小。
安装在一架飞机上的所有发动机，在一 定工作状态下，所能提供的推力叫发动机可 用推力。
在飞行高度和油门一定情况下，涡轮喷 气发动机的推力随飞行速度变化的规律是： 在亚音速范围内，随着飞行速度的增大，发 动机推力开始略有降低，随后又有所提高。
三、平飞拉力曲线和平飞功率曲线
• 平飞所需拉力
P 平飞 X GY
●平飞所需拉力曲线变化的原因分析
由平飞时拉力和阻力相等，拉力曲线即可用 阻力曲线表示。
D
D平飞
D诱导
D废
VMD
VI
• 平飞所需功率
平飞所需功率 N平飞 P平飞 v平飞
随着平飞速度的增 大，平飞所需功率先减 小后增大。
N
120
100
80
60 16°
40
20
8° 6°4°
0
60
100 VMD 140
• v平飞计算公式和影响因素
G
Y
CY
1 2
V
2
S
V平飞
2G CY S
●v平飞的主要影响因素
V平飞
2G
CYS
➢ 飞机重量越大，v平飞越大 ➢ 升力系数越大， v平飞越小
平飞所需速度与飞机重量、升力系 效、机翼面积和空气密度有关：
1、飞机重量； 2、升力系数； 3、空气密度； 4、机翼面积。
大家有疑问的，可以询问和交流
△NMAX
0°
一速度下，飞机的可
用功率和平飞所需功 60 16°B
率之差。随飞行速度 40 增大，剩余功率先增
大后减小。
20
C
2°
D
8°
4° 6°
0
Vmin VMP VMD
60
100
140
Vmax VI
180
220
5.1.4 飞机的平飞性能
平飞是飞机的主要飞行状态。平飞性能的好 坏直接影响飞机的总体性能。
➢ 平飞最大速度 ➢ 平飞最小速度 ➢ 最小阻力速度 ➢ 最小功率速度 ➢ 平飞速度范围
• 平飞性能参数
平飞最大速度
满油门时，可用拉力曲线与需用拉力曲线的右交 点对应的速度，为平飞最大速度vmax。
P
通常也将发动机 在额定功率状态下工 200
P可用
作所能达到的稳定平 飞速度称为vmax 。
160
B △PMAX
B
Vmin Vmin
P可用 A
Vmax
Vmax VI
最小阻力速度
平飞所需拉力最小的速度， P
vMD平飞最小阻力速 度在平飞所需拉力曲线的最
低点。以前称有利速度。
200
对应的ห้องสมุดไป่ตู้角称最小阻力迎
角，以前称有利迎角。
160 16°
120
0°
80
8°
2°
4°
40
VMD
VI
80 120 160 200 240 260
称最小功率迎角，以前称经济迎角。
N
120
100
80
60 16°
40
20
8° 6°4°
0
60
V10M0 P VMD 140
0° 2°
VI
180
220
平飞速度范围
平飞最小速度到平飞最大速度的区间称为平飞速 度范围。
第二速 度范围
P
第一速 度范围
➢ 平飞第一速度范围 是正操纵区
➢ 平飞第二速度范围 是反操纵区
0 V1 V2 VMP
VI
V1 V2
• 在第一速度范围内
加速：
第二速 度范围
第一速 度范围
V1到V2，加油 P
120 16°
D
80
C
8°
6°
A
0° 2°
40
Vmin VMP VMD
Vmax
VI
80 120 160 200 240 260
平飞最小速度
飞机平飞所能保持的最小稳定速度，以vmin表示。
P
vmin同时受到临界 迎角和发动机功率的
限制。
α临界 对应的平飞速度，是平飞最 小理论速度。为保证安全，一般不 允许在α临界状态下飞行。而采用允 许升力系数Cy： Cy=(0．82—0．85)Cy临界，与对 应的平飞速度，就是实际使用的最 小平飞速度。
可以互相讨论下，但要小声点
9
• 真速、指示空速、校正空速、当量空速
真速(TAS)：飞机相对于 空气的真实速 度。
表速(IAS)：飞机空速表 的指示读数。
在任何高度上有：
1 2
HVT2A S1 2
0VI2A S VTA S
0VI AS
H
H≥0，TAS≥IAS，高度越高，两者差距越大。
(二)发动机可用推力
最小阻力速度
从平飞功率曲线原点向曲线所引切线的切点对应的 速度为最小阻力速度VMD。
N
120
100
80
60 16°
40
20
8° 6°4°
0
60
100 VMD 140
0° 2°
VI
180
220
最小功率速度
平飞所需功率最小的速度，VMP平飞最小功率速 度在平
飞所需功率曲线的最低点。以前称经济速度，对应 的迎角
P 平飞 Y XGG K
P
随着平飞速度的增 200
大，平飞所需拉力先减 160
小后增大。
16°
120
0°
80
8°
2°
4°
40
VI
80 120 160 200 240 260
●平飞所需拉力曲线变化的原因分析
根据升阻比随迎角变化的规律，可以知道平 飞所需拉力是随迎角增加先减小后增大。
K
16
12
8
4
0
α 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
2°
增大，剩余拉力先增
6°
大后减小。
40 Vmin VMP VMD
Vmax
VI
80 120 160 200 240 260
• 平飞功率曲线和剩余功率
油门增加，可用功 N 率曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
120
同一油门下，以最 小阻力速度飞行时， 对应的剩余功率最 大。
A N可用
100
剩余功率是指同 80
第四章 飞机的基本飞行 性能
一、平飞的作用力及所需速度
飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用： 升力(Y)、重力(G)、推力/拉力(P)、阻力(X)。
升力
拉力
阻力
重力
●平飞条件
Y G
P
X
升力等于重力，高度不变 拉力等于阻力，速度不变
升力
拉力
阻力
重力
平飞所需速度
能够产生足够的升力来平衡重力的飞行速 度叫平飞所需速度，以v平飞表示。
0° 2°
VI
180
220
• 平飞拉力曲线和剩余拉力
P
油门增加，可用拉 力曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。
200
同一油门下，以最
小功率速度飞行时，
P可用
对应的剩余拉力最 大。
160
剩余拉力是指同
B △PMAX
A
一速度下，飞机的可 120 16°
用拉力和平飞所需拉
D
0°
力之差。随飞行速度 80
C
2、平飞需用推力曲线
随着平飞速度的增大，平飞需用推力先 是减小，随后增大。其原因：
在亚音速阶段，当飞行速度增大时，有 两个因素同时引起阻力的变化。一是随速度 增大，动压增大，使阻力增加；二是随速度 增大，在保持升力等于重力的条件下、飞机 迎角减小，导致诱导阻力和压差阻力减小。 阻力究竟增大还是减小，取决于上述两个因 素的影响大小。
安装在一架飞机上的所有发动机，在一 定工作状态下，所能提供的推力叫发动机可 用推力。
在飞行高度和油门一定情况下，涡轮喷 气发动机的推力随飞行速度变化的规律是： 在亚音速范围内，随着飞行速度的增大，发 动机推力开始略有降低，随后又有所提高。
三、平飞拉力曲线和平飞功率曲线
• 平飞所需拉力
P 平飞 X GY
●平飞所需拉力曲线变化的原因分析
由平飞时拉力和阻力相等，拉力曲线即可用 阻力曲线表示。
D
D平飞
D诱导
D废
VMD
VI
• 平飞所需功率
平飞所需功率 N平飞 P平飞 v平飞
随着平飞速度的增 大，平飞所需功率先减 小后增大。
N
120
100
80
60 16°
40
20
8° 6°4°
0
60
100 VMD 140
• v平飞计算公式和影响因素
G
Y
CY
1 2
V
2
S
V平飞
2G CY S
●v平飞的主要影响因素
V平飞
2G
CYS
➢ 飞机重量越大，v平飞越大 ➢ 升力系数越大， v平飞越小
平飞所需速度与飞机重量、升力系 效、机翼面积和空气密度有关：
1、飞机重量； 2、升力系数； 3、空气密度； 4、机翼面积。
大家有疑问的，可以询问和交流
△NMAX
0°
一速度下，飞机的可
用功率和平飞所需功 60 16°B
率之差。随飞行速度 40 增大，剩余功率先增
大后减小。
20
C
2°
D
8°
4° 6°
0
Vmin VMP VMD
60
100
140
Vmax VI
180
220
5.1.4 飞机的平飞性能
平飞是飞机的主要飞行状态。平飞性能的好 坏直接影响飞机的总体性能。
➢ 平飞最大速度 ➢ 平飞最小速度 ➢ 最小阻力速度 ➢ 最小功率速度 ➢ 平飞速度范围
• 平飞性能参数
平飞最大速度
满油门时，可用拉力曲线与需用拉力曲线的右交 点对应的速度，为平飞最大速度vmax。
P
通常也将发动机 在额定功率状态下工 200
P可用
作所能达到的稳定平 飞速度称为vmax 。
160
B △PMAX
B
Vmin Vmin
P可用 A
Vmax
Vmax VI
最小阻力速度
平飞所需拉力最小的速度， P
vMD平飞最小阻力速 度在平飞所需拉力曲线的最
低点。以前称有利速度。
200
对应的ห้องสมุดไป่ตู้角称最小阻力迎
角，以前称有利迎角。
160 16°
120
0°
80
8°
2°
4°
40
VMD
VI
80 120 160 200 240 260
称最小功率迎角，以前称经济迎角。
N
120
100
80
60 16°
40
20
8° 6°4°
0
60
V10M0 P VMD 140
0° 2°
VI
180
220
平飞速度范围
平飞最小速度到平飞最大速度的区间称为平飞速 度范围。
第二速 度范围
P
第一速 度范围
➢ 平飞第一速度范围 是正操纵区
➢ 平飞第二速度范围 是反操纵区
0 V1 V2 VMP
VI
V1 V2
• 在第一速度范围内
加速：
第二速 度范围
第一速 度范围
V1到V2，加油 P
120 16°
D
80
C
8°
6°
A
0° 2°
40
Vmin VMP VMD
Vmax
VI
80 120 160 200 240 260
平飞最小速度
飞机平飞所能保持的最小稳定速度，以vmin表示。
P
vmin同时受到临界 迎角和发动机功率的
限制。
α临界 对应的平飞速度，是平飞最 小理论速度。为保证安全，一般不 允许在α临界状态下飞行。而采用允 许升力系数Cy： Cy=(0．82—0．85)Cy临界，与对 应的平飞速度，就是实际使用的最 小平飞速度。
可以互相讨论下，但要小声点
9
• 真速、指示空速、校正空速、当量空速
真速(TAS)：飞机相对于 空气的真实速 度。
表速(IAS)：飞机空速表 的指示读数。
在任何高度上有：
1 2
HVT2A S1 2
0VI2A S VTA S
0VI AS
H
H≥0，TAS≥IAS，高度越高，两者差距越大。
(二)发动机可用推力
最小阻力速度
从平飞功率曲线原点向曲线所引切线的切点对应的 速度为最小阻力速度VMD。
N
120
100
80
60 16°
40
20
8° 6°4°
0
60
100 VMD 140
0° 2°
VI
180
220
最小功率速度
平飞所需功率最小的速度，VMP平飞最小功率速 度在平
飞所需功率曲线的最低点。以前称经济速度，对应 的迎角
P 平飞 Y XGG K
P
随着平飞速度的增 200
大，平飞所需拉力先减 160
小后增大。
16°
120
0°
80
8°
2°
4°
40
VI
80 120 160 200 240 260
●平飞所需拉力曲线变化的原因分析
根据升阻比随迎角变化的规律，可以知道平 飞所需拉力是随迎角增加先减小后增大。
K
16
12
8
4
0
α 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20