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
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。
飞机气动性能计算讲解
展弦比
2.93
外露翼梯形比
4.46
相对厚度
3.62
平均气动弦长
1.711米
平尾偏角范围
向上14.5
向下20
尾臂（1/2bA处至飞机重心）
7.19～7.63米
尾容量
0.192
垂直尾翼
面积
5.52米2
翼展
1.75米
前缘后掠角
65.5
展弦比
1.11
梯形比
4.1
平均气动弦长
3.44
相对厚度
3.61
尾臂（1/2bA处至飞机重心）
厚度修正系数 、 、 的计算公式如下，其中考虑了马赫数对摩擦影响的修正
其中
翼型最大厚度线的弦向位置，无量纲
最大厚度线的后掠角
对于机身， 的计算公式如下
其中
机身长度
机身直径
机身的浸润面积 计算公式如下
其中
、 、 头部、尾部、柱段长度
§3.2.1.2 亚音速压差阻力估算
在计算压差阻力时，由于机翼及尾翼的压差阻力非常小，所以只考虑机身的压差阻力。飞机在超音速飞行时，压差阻力实际上就是波阻，所以不单独计算压差阻力。压差阻力可以按照下式分为头部阻力、尾部阻力、底部阻力、附加阻力四部分。
§3.2
作用在飞机上的气动阻力可以表示为
其中阻力系数 可以表示为
或
其中
零升阻力系数
A诱导阻力因子
阻力系数与升力系数的关系可以用极曲线表示，图7给出了极曲线的两种形式。
图7极曲线的两种形式，左图为无弯度机翼，右图为有弯度机翼
§3.2.1
亚音速范围内，飞机的零升阻力主要由表面摩擦阻力和气流分离引起的压差阻力组成，通常称之为型阻。
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。
第三章 飞行原理与飞行性能
在机翼上，压力最高的点也就是所谓的驻点，在驻点处是空气与前缘相 遇的地方。这点是空气相对于机翼的速度减小到零的点。
在一个迎角为零、完全对称的机翼上，从驻点开始，流经上下表面气 流速度是相同的，所以上下表面的压力变化也是完全相同的。
如果对称机翼相对来流旋转了一个迎角，驻点就会稍稍向前缘的下表 面移动，并且流经上下表面的空气流动情况改变了，流经上表面的空气被 迫多走了一段距离，在上下表面，空气仍然有一个从驻点加速离开的过程， 但是在下表面的最高速度要小于上表面的最高速度。
质量守恒定律：质量不会自生也不会自灭。 流体的质量流量：单位时间流过横截面面积S的流体质量。
q sv
3.流体连续方程
1s1v1 2s2v2 3s3v3 ...... const. 即： sv const.
当流体不可压缩时
即： const. 时：
有： sv const.
惯性向外 （离心力）
6.力的分解
一个水平飞行的动力模型受到许多施加在它每个部分的力的影响， 但是所有的这些力都可以按作用和反作用分成4个力
三、机动飞行中的空气动力
1.飞机的几何外形和参数
翼型及其参数
♦翼型： 机翼的横剖面形状。翼型最前端的一点叫“前缘”， 最后端一点叫“后缘”。 翼型前缘点与后缘点之间连线称为翼弦。
目前所使用的大多是自动式前缘缝翼。这种前缘缝翼用滑动机 构与基本机翼相连，依靠前缘空气动力的压力和吸力来自动控制其 闭合和打开。
4.飞机低速飞行的阻力
按阻力产生的原因，飞机低速飞行时的阻力一般可分为：
• 摩擦阻力 • 压差阻力 • 诱导阻力 • 干扰阻力
阻力的计算公式：
Q
C（x
1 2
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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
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
Cy
大迎角区的升力特性
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
0.5
Mig-21/J-7 1.16 (Cydd=0.65)
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……）
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
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
• 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
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
Z
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
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：
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
升力曲线
2.0
Cy
1.5
1.0
a0
0.5 0.0 -10 -0.5 0 10 20 30
某第二代战斗机 a 采用对称翼型 40 50 a0=0
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
2.0
飞行动力学
——飞机飞行性能计算
几种战斗机性能表
Su-27
正常起飞重量(kg) 最大起飞重量(kg) 实用升限(m) 最大平飞M数 最大使用过载 起飞滑跑距离(m) 着陆滑跑距离(m) 对空作战半径(km) 转场航程(km) 23000 33000 18000 2.35 9 450 620 1500 3680 (机内油)
Mig-29
a
1.35 1.85 1.4
0.0 0 10
Su-27 F-16
add ayx asx
20
30
alj
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）
Y Cy qS
Cy为升力系数，取决于飞机的气动布局（翼型、机翼平面形状、 襟翼偏角、平尾偏角等）及飞行状态（高度、M数、迎角等）， 在小迎角范围内：
j Cy Ca ( a a ) C y 0 yj
其中Cjy为平尾偏转引起的升力系数变化，j为平尾偏角，通常 Cjy j这一项的值比较小，可以忽略 Cay称为升力线斜率
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
0.8 0.6 0.4 0.2 0.0 0.00
低 速 时 极 曲 线 变 化 不 大
0.06 0.08 0.10 0.12