飞行器性能计算
飞行器的隐身性能计算汇总
飞行器的雷达隐身性能计算飞行器的雷达隐身性能计算 (1)1. 等效地球假设 (3)2. 飞行器雷达隐身性能计算方法的提出 (4)3. 雷达方程的简化 (4)4. 方向图传播因子的计算 (6)5. 大气损耗的计算 (7)6. 发现概率的计算 (7)7. 累积发现概率计算 (10)8. 某部雷达系统特征常数计算算例 (10)9. 算例与分析 (11)9.1发现概率曲线分析 (11)2.2暴露距离和预警时间分析 (13)2.3由预警时间要求确定的RCS指标取值 (14)10. 其他干扰条件下隐身性能计算 (15)11. 暴露距离的计算 (19)11.1 隐身性能的计算 (20)11.2暴露距离 (20)11.3 纵向逼近距离 (20)11.4 隐身穿越的最小横距 (20)11.5 尾向暴露距离 (21)11.6 可探测范围图 (21)雷达是现代军事防御武器系统应用得最广、数量最大的设备之一。
雷达按功能分为用于远程预警的警戒雷达，用于高炮和导弹控制的炮瞄雷达和火控雷达，用于飞机导航的引导雷达等；按工作体制分为脉冲雷达、连续波雷达、脉冲多普勒雷达、MTI/MTD雷达；其常用波段有L、S、C、X、Ku等，波长从dm到mm。
由于雷达的种类多种多样，它们对飞行器的探测方法和探测性能也各不相同。
本章的研究范围仅限于飞行器对地面脉冲雷达的隐身性能计算。
隐身性能对于现代军用飞机特别是战斗机来说具有十分重要的意义。
从形式上来说，隐身是美国研制的第四代战斗机的四大特征之一。
从实质上说，对于目前军用飞机所面临的越来越危险的作战环境，隐身是降低其作战损失、提高生存率的重要手段。
国内对于飞行器隐身技术的研究已有二十多年的历史，已经发展了大量的实用技术，总结了许许多多的隐身设计方法，得到了多种RCS分析软件。
但目前国内对于飞行器的雷达散射截面与隐身性能的关系尚没有进行深入的研究，这就造成了常常采用雷达散射截面RCS作为隐身性能的评价指标，RCS高，则隐身性能差。
多旋翼飞行器设计与控制 第四讲 多旋翼动力系统建模和性能估算
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33
资源
(1) 课程中心 (课件、资料、作业等)
(2) 可靠飞行控制研究组主页(课件等)
/resources/
(3) 关注可靠飞行控制研 (4)加入课程官方交流
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5
1.总体描述
求解悬停时间的总体思路
• 螺旋桨模型： 拉力和转矩
• 电机模型 • 电调模型 • 电池模型
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6
2.动力系统模型
螺旋桨模型
叶素理论：该理论将螺旋桨叶片沿径向分为有限个微小
片段，如图所示，每一个微小片段均被等效成一个小型
Байду номын сангаас
固定翼叶片，来推导其升力大小，即计算每一个叶素上
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N 60
T
Dp4CT
单个
螺旋 桨拉
T
力 螺旋
G nr
桨个数
飞机重量
N 60
G
nr Dp4CT
转速（RPM）
10
2.动力系统模型
螺旋桨模型
（3）转矩模型
螺旋桨 转矩 转矩系数
M
CM
N 60
2
Dp5
N 60
G
nr Dp4CT
M
CM
G nrCT
Dp
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离达到最远时的飞行时间）。
飞行器前飞速的
• 阻力跟拉力的关系
• 阻力跟速度的关系
飞行器 俯仰角
飞行器 前飞速度
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3.性能计算
飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计
本科课程设计报告题目飞机气动估算及飞行性能计算学生姓名班级日期目录气动特性估算................................................. 错误!未定义书签。
升力特性估算............................................. 错误!未定义书签。
外露翼升力估算....................................... 错误!未定义书签。
机身升力的估算...................................... 错误!未定义书签。
尾翼的升力估算...................................... 错误!未定义书签。
合升力线斜率的计算................................... 错误!未定义书签。
临界马赫数的计算..................................... 错误!未定义书签。
阻力特性的估算.......................................... 错误!未定义书签。
全机摩擦阻力的估算................................... 错误!未定义书签。
亚音速压差阻力的估算................................. 错误!未定义书签。
亚声速升致阻力特性估算............................... 错误!未定义书签。
超音速零升波阻估算................................... 错误!未定义书签。
超声速升致阻力....................................... 错误!未定义书签。
飞机基本飞行性能计算......................................... 错误!未定义书签。
第二讲 飞机的基本飞行性能
北航 509
计算基本条件
1)基本气动外形 2)给定发动机工作状态(加力、最大、额定等)
第 二 章 引 言 北航 509
3)平均飞行重量或其它给定重量
求解方法
1)近似解析法 2)数值计算法
正常装载、半油的飞机重量 通过图解比较可用推力／功率(已知) 和需用推力／功率(由平飞条件Y=G 求出)得到飞机基本性能特点。
Q0 Qi K max Ppxmin 有利状态
小展弦比 2 1 2 Q M ，Qi 2 ， A ， C 基本不变， 0 大后掠角 x0 － M 薄翼型 1 M Myl，Q0 Qi，Qpf 最小， K Kmax 细长机身 飞 机 跨音速面 ) 定 M lj M 1.2 ~ 1.3(跨音速范围 积律等 常 M Ppx C x 0 ，A ， 平 飞 此时，波阻为主（音障），应采用低波阻构形。 需 用 M 1.2 ~ 1.3(超音速范围 ) 推 力 C x 0 1 / M 2 1，Q0 M，Qi可逐渐忽略 曲 Ppx增加较跨音速区缓慢。 线 为了兼跨不同M数下的要求，采用变后掠、切尖三角翼加 北航 边条等先进气动技术。
北航 509
平飞需用推力的计算
1 2 P Q C V S px pf x Qpf Cx 1 G 2 Ppx Qpf Y Cy K K 1 2 G Y C y V S 2
K max Ppx min Vyl , yl , C yyl
V
θ
Vy dH dt
Vy
V sin V
V y max
(VP ) max G
P G
一般H , V y max
2 － 3 飞 机 定 常 上 升 和 下 滑 性 能 的 确 定
机翼力矩中心计算
机翼力矩中心计算机翼力矩中心是飞行器设计中的重要参数之一，它与飞行器的稳定性和操纵性密切相关。
在本文中，我们将介绍机翼力矩中心的概念、计算方法以及其对飞行器性能的影响。
机翼力矩中心，也称为力矩中心，是指机翼产生的力矩的中心点。
在平衡稳定的飞行状态下，机翼所受到的气动力会产生一个力矩，该力矩通过机翼力矩中心传递到飞行器的其他部分，从而影响飞行器的姿态和稳定性。
要准确计算机翼力矩中心的位置，需要进行一系列的实验和分析。
其中一种常用的方法是通过飞行试验测量机翼的力矩和迎角，然后根据力矩的变化规律确定机翼力矩中心的位置。
另一种方法是通过数值模拟和计算，利用流体力学理论和计算流体力学方法来估计机翼力矩中心的位置。
机翼力矩中心的位置对飞行器的性能有着重要的影响。
如果机翼力矩中心位于飞行器的重心之前，那么飞行器在飞行过程中会表现出较好的稳定性，但操纵性可能会受到一定的限制。
相反，如果机翼力矩中心位于飞行器的重心之后，那么飞行器在操纵性方面会表现得更好，但稳定性可能会受到一定的影响。
在飞行器设计中，通常会根据不同的需求和要求选择不同的机翼力矩中心位置。
对于需要较好稳定性的飞行器，会将机翼力矩中心设计在飞行器重心之前，以确保飞行器在飞行过程中具有良好的稳定性。
而对于需要较好操纵性的飞行器，会将机翼力矩中心设计在飞行器重心之后，以提高飞行器的操纵性能。
机翼力矩中心的位置还会受到其他因素的影响，如机翼的形状、气动特性以及飞行器的整体设计等。
因此，在飞行器设计中，需要综合考虑这些因素，以确定最合适的机翼力矩中心位置，以达到设计要求。
机翼力矩中心是飞行器设计中的重要参数，它与飞行器的稳定性和操纵性密切相关。
通过准确计算和合理选择机翼力矩中心的位置，可以有效提高飞行器的性能，并确保其在飞行过程中具有良好的稳定性和操纵性。
在未来的飞行器设计中，我们可以进一步研究和优化机翼力矩中心的计算方法和影响因素，以进一步提高飞行器的整体性能和安全性。
推力系数和进速系数曲线_概述说明以及解释
推力系数和进速系数曲线概述说明以及解释1. 引言1.1 概述在航空领域中，推力系数和进速系数是两个重要的性能参数。
推力系数表示发动机产生的推力与飞机受到的阻力之间的比例关系，而进速系数则表示飞机的速度与发动机功率之间的关联程度。
本文旨在全面介绍推力系数和进速系数曲线，包括其定义、计算方法以及特点与应用。
同时，还将深入探讨推力系数和进速系数曲线之间的关系，并提供相关实际应用案例和性能评估优化分析方法。
1.2 文章结构本文共分为五个部分组成。
除引言外，第二部分将详细介绍推力系数曲线，包括其定义解释、计算方法以及特点与应用。
第三部分将聚焦于进速系数曲线，探讨其定义、计算方法以及特点与应用。
第四部分将对推力系数和进速系数曲线进行关联性分析，并给出具体实例和性能评估优化探讨。
最后一部分为结论部分，总结本文主要内容并展望未来推力系数和进速系数研究的发展方向。
1.3 目的本文旨在通过对推力系数和进速系数曲线的全面介绍，帮助读者深入理解这两个重要性能参数的概念和应用。
通过分析曲线之间的关系以及实际案例，读者将能够更好地应用推力系数和进速系数曲线进行飞机性能评估和优化分析。
（以上为普通文本格式回答）2. 推力系数曲线2.1 定义与解释推力系数是描述飞行器发动机推力性能的一个重要指标，通常用符号C_T表示。
它表示单位时间内发动机产生的推力与空气密度、转速和发动机直径等因素相关联的比例关系。
推力系数曲线是根据不同工况下测得的实际数据绘制出来的曲线图。
横轴代表进气流速，纵轴代表推力系数。
通过这个曲线可以直观地了解不同进气速度下飞行器所产生的推力表现。
2.2 推力系数的计算方法推力系数可以通过以下公式进行计算：C_T = \frac{T}{\rho A_n^2D}其中T代表发动机产生的推力，\rho为空气密度，A_n为进气截面积，D为发动机直径。
2.3 推力系数曲线的特点与应用推力系数曲线在航空研究中具有重要意义。
通过分析这些特点和应用，可以更好地评估飞行器在不同条件下的性能，并进行优化设计。
飞行器气动性能的计算方法研究
飞行器气动性能的计算方法研究随着航空技术的快速发展，飞行器的气动性能计算方法也越来越成熟。
气动性能是指飞行器在空气中飞行时受到的气动力和气动力矩的大小和方向，它是整个飞行器设计和性能验证的关键。
本文将基于国内外的研究成果，综述目前常见的飞行器气动性能计算方法。
一、飞行器气动性能计算方法为了研究飞行器的气动性能，研究者们发展出了一系列计算方法，主要包括解析解法、数值解法和实验方法。
1. 解析解法解析解法是指通过数学公式推导出飞行器的气动性能，在计算过程中可以快速得到结果。
这种方法能够描述飞行器的气动力和气动力矩分布情况，对于设计初期的初步估算和量化分析非常有用。
但是，它只适用于形状简单的几何体和气动流场简单的情况。
2. 数值解法数值解法是利用数值计算技术，通过离散化求解飞行器与周围气流相互作用的流场方程，从而得到飞行器的气动力和气动力矩。
数值解法具有高精度、适用范围广等优点，但是计算量较大，需要高性能计算机进行运算。
3. 实验方法实验方法是指通过实验手段测量得到飞行器的气动性能。
这种方法可以得到准确可靠的实验数据，对于验证气动性能计算方法和分析特殊情况非常有用。
但是，实验方法受环境条件和实验设备的影响较大，成本较高。
二、气动性能计算方法应用气动性能计算方法在飞行器设计中具有十分重要的应用，主要体现在以下几个方面：1. 飞行器飞行性能预测在飞行器设计初期，通过数值解法或解析解法对飞行器气动力学进行计算，可以快速预测飞行器飞行性能，并且为设计提供参考。
2. 飞行器气动布局优化通过数值解法或实验方法，可以对飞行器进行详细的气动布局优化，从而避免在飞行器试飞阶段出现意外情况，减少试飞时间，提高设计效率和成功率。
3. 飞行器安全验证在飞行器设计完成后，通过数值解法和实验方法对其气动性能进行测试和验证，可以保证飞行器设计的合理性和安全性。
三、结论本文综述了目前常见的飞行器气动性能计算方法，包括解析解法、数值解法和实验方法。
飞行器气动性能模拟计算的新方法提出和实例验证
飞行器气动性能模拟计算的新方法提出和实例验证近年来，随着飞行器设计和工程技术的发展，对飞行器气动性能进行准确的模拟计算变得越来越重要。
传统的飞行器气动性能模拟计算方法在一定程度上存在着计算精度较低、计算速度较慢等问题。
为此，本文将提出一种新的飞行器气动性能模拟计算方法，并通过实例验证其可行性和有效性。
首先，我们将介绍飞行器气动性能模拟计算的基本原理和方法。
飞行器的气动性能主要涉及空气动力学、流体力学和结构力学等多个学科知识。
传统的计算方法通常将飞行器模型划分为网格，通过求解流体力学方程来计算飞行器在空气中的运动和受力情况。
然而，这种方法存在网格划分不准确、计算精度较低等问题。
为了解决上述问题，我们提出了一种基于深度学习的飞行器气动性能模拟计算方法。
该方法利用深度学习技术对飞行器气动性能进行预测和模拟，无需进行繁琐的网格划分和复杂的流体力学方程求解。
具体而言，我们建立了一个深度神经网络模型，该模型通过输入飞行器的几何形状和运动信息，输出飞行器在不同工况下的气动性能参数。
为了验证我们提出的方法的准确性和有效性，我们选择了一架常见的民用飞机作为研究对象。
我们收集了该飞机的几何形状和运动数据，并将其划分为训练集和测试集。
然后，我们利用训练集数据对深度神经网络模型进行训练，调节模型参数，优化模型结构。
最后，我们使用测试集数据对模型进行验证，并与传统的飞行器气动性能模拟计算方法进行对比。
实验结果显示，我们提出的基于深度学习的飞行器气动性能模拟计算方法具有较高的计算精度和较快的计算速度。
与传统的计算方法相比，我们的方法在计算结果的准确性上有显著的提升，并且能够更快地得到计算结果。
这是因为深度学习技术能够利用大量的训练数据进行模型训练，并通过学习和迭代，提高模型的性能。
另外，我们还发现，在不同的工况下，飞行器的气动性能参数存在较大的差异。
通过分析实验数据，我们可以得到不同工况下飞行器的最优设计参数，以实现更好的气动性能。
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Q G
q
J V
航迹倾角
俯仰角 飞行速度
发动机
发动机安装角
机身轴线
3º
2º
发动机轴线 发动机尾喷口轴线
相对于发动机轴有5°夹角
定直平飞的受力分析
定常直线 水平飞行
x P
Y
V
a
水平线
Q G
受力分析及角度定义(二)
V b P s Z 北
P
Z
发动机推力
侧力
Q
b
阻力
侧滑角
Y
Ys
偏航角
航向角
V
2.0
Cy
Cymax 最大升力系数 alj Cysx Cyyx Cydd 失速升力系数 asx 最大允许使 用升力系数 ayx
临界迎角 失速迎角
Cymax Cysx Cyyx
1.5
Cydd
1.0
抖动升力系数 add
常见飞机的Cymax
Mig-21/J-7 1.16 (Cydd=0.65)
0.5
Mig-29 Su-27
耗油率qNh：发动机产生每牛顿推力在每小时内消耗的燃油质量
0.3
qNh / kgN h
-1 -1
0.2
0.1
0.0
0.5
1.0
1.5
2.0
M
小时耗油率
小时耗油率qh：飞机每小时消耗的燃油质量 qh qNh P i
35000 30000 25000
qh / kgh
-1
20000 15000 10000 5000 0 0.0
A
0.2
0.1
0.0 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0
M
升阻比K
升阻比：
K
Cy Cx
Cy
最大升阻比Kmax对应的 Cy称为有利升力系数Cyyl
Cyyl
Cx
最大升阻比Kmax
1 Cx Cx 0 ACy K Cy Cy d Cx Cx 0 ( ) 2 A0 dCy C y Cy
飞行速度
Q
受力分析及角度定义(三)
Y
Y
升力 侧力 重力 滚转角
Z G
ZHale Waihona Puke G重力G• 重力大小：G=m g
– m 飞机质量
• 飞机质量随燃油消耗／外挂投放等变化 • 性能计算过程中，飞机质量通常取常值
– g
重力加速度
• 重力加速度与地理位置／飞行高度相关，但变化很小 • 通常取9.81
• 重力方向：铅垂向下
1 Kmax 2 ACx 0
C yyl
Cx 0 A
最大升阻比Kmax
常见飞机的最大升阻比
16 14 12 10
亚音 超音 速 速
Mig-15 Mig-21/J-7 Mig-29 F-86 F-4 F-16 B-52
0.0 0.5 1.0 1.5 2.0
14.6 8.4 12 14 9.8 19 >30 4.13 10.8 4.2 4.7 4.2
飞行动力学／Flight Dynamics
• 按力学基本原理结合具体对象（飞机）来分析、研究 其在有控制或无控制情况下的运动特性。
• 飞行动力学是一门综合性的应用力学。
• 目的是为了评估飞机的使用（作战）性能和飞行的安 全性以及驾驶员实现预定性能的难易程度。例如：
– 满足安全飞行的需求 – 满足预定的战术技术指标（高度、速度、航程、载荷……）
阻力特性
阻力系数和升力系数的关系Cy-Cx曲线称为升阻极曲线， 这条曲线通常可以写成抛物线的形式：
2 Cx Cx0 Cxi Cx0 ACy
其中：Cx Cx0 Cxi A
阻力系数 零升阻力系数 升致阻力系数 诱导阻力因子
对称翼型
升阻极曲线
1.6 1.4 1.2 1.0
M=0.4 M=0.8 M=1.0 M=1.2 M=1.7
飞行力学的研究内容／分支
内容 飞行性能 研究问题 数学模型
飞机在外力作用下质心的运动规律， 质点（三自由度） 飞机的极限飞行能力 外界扰动或操纵下的飞机的运动特性， 刚体（六自由度） 飞机保持和改变飞行状态的能力 结构弹性平衡和飞机结构在极短时间 内的反应特性，如结构发散、颤振 弹性体
操纵性 稳定性 气动弹性
n/%
推力—速度
某飞机在11km高空的全加力推力随M数变化曲线
12
10
8
P / kN
6
4
2
0 0.0 0.5 1.0 1.5 2.0 2.5
M
推力—高度
18 16
不同高度下，大气温度、 密度不同，因而推力不同。 H>11km时，温度不变，推 力与密度有如下关系：
P r P r11 11
14
飞机飞行性能
• 检验飞机设计方案是否能够满足设计使命，能否满足 预定的预定的战术技术要求 • 通过具体参数来表征飞机在各飞机阶段的飞行能力， 例如：
– – – – – 飞机的最大／最小飞行速度 飞机的升限 上升率 加减速时间 给定高度的航程
计算
分析
• 通常比较飞机的极限飞行能力
本课程的主要内容
• 飞机性能计算的原始数据，气动／推力／重力 • 飞机的基本飞行性能，定常直线飞行的高度、速度等
a
1.35 1.85 1.4
F-16
0.0 0 10 20 30 40 50
展弦比对升力系数的影响
阻力的产生
• 阻力按照产生的原因分类
– – – – – – 摩擦阻力 压差阻力 诱导阻力 干扰阻力 零升波阻 升致波阻
• 阻力按照与升力是否相关可分为
– 升致阻力（诱导阻力、升致波阻） – 零升阻力（摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、零升波阻）
升力曲线
Cy
2.0
1.5
a0
1.0
0.5
0.0 -10 -0.5 0 10 20 30
某第二代战斗机 采用对称翼型 a0=0 a
40 50
M数对升力曲线的影响
2.0
1.5
M=0.0 M=0.8 M=1.0 M=1.2 M=1.7
Cy
1.0
0.5
0.0 0 5 10 15 20 25
a
大迎角区的升力特性
• 飞机的续航性能，飞行时间和距离
• 飞机的机动飞行性能，转弯／筋斗等
• 飞机的起飞和着陆性能，起飞／着陆距离
• 飞机的任务性能，飞行剖面
第一章 飞机飞行性能计算 所需的原始数据
飞行过程中的受力分析及角度定义(一)
P j fd V J q a 水平线
P
Y
发动机推力
升力
Y
Q
G
阻力
重力
jfd
a
发动机安装角
F-15C
20212 30845 18300 2.5 7.33 274 1067 1270 4631
(不用 减速伞)
Mig-29
15240 18500 17000 2.3 9 250 600 1200 2900
F-18C
15740 25402 15240 1.8 7.5 427 670 740 3706
可用推力曲线
15
10
Pky / kN
5
H=0km H=3km H=5km H=8km H=11km
0 0.0 0.5 1.0 1.5 2.0 2.5
M
可用推力曲线
10
8
H=0km H=3km H=5km H=8km H=11km
Pky / kN
6
4
2
0 0.0 0.5 1.0 1.5 2.0
M
耗油率
Kmax
8 6 4 2 0
M
高空长航时
现代飞机上常用的发动机
涡喷 涡扇
发动机（涡喷／涡扇）
推力 油耗
油门－转速
飞行速度
飞行高度
推力—转速
40 35
30
25
20
发动机的几种工作状态 • 加力 • 最大 • 额定 • 巡航 • 慢车
P / kN
15
10
5
0 40 50 60 70 80 90 100
热层／电离层
大气结构
中间层
同温层／平流层
对流层
标准大气
海平面大气参数： H=0m T = 288.15 K p = 101325 Nm-2 r = 1.225 kgm-3 g = 9.80665 ms-2
气动力：Y/Q/Z
• 气动力可以分解为Y/Q/Z三个力
Y C y qS Q C x qS Z C z qS
常见飞机的参考面积 Mig-21/J-7 23
Mig-29 Su-27
F-14 F-15 F-16 F-18 B-2
38 62
52.5/62.3 56.5 27.9 37.2 465
• 其中q为动压
1 q rV 2 2
• 其中S为机翼参考面积
升力特性
升力方向：飞机对称面内垂直于飞行速度方向
升力大小：
12
H / km
10
8
6
4
2
0 0 2 4 6 8 10 12
P / kN
可用推力Pky
• 发动机安装在飞机上会带来推力损失
Pky=hP
• 通常最大状态或加力状态的推力对性能计算比较重要， 所以可用推力一般是指发动机（一台或多台）安装在 飞机上之后，其最大推力或全加力推力 • 不同高度下，可用推力随M数变化的曲线称为可用推 力曲线
0.5
1.0
1.5
2.0
M
耗油率—高度