西工大飞行器性能计算5起降性能
飞机飞行性能计算
航空宇航学院
• 计算公式
pH
=
G 0.7 Ma 2 SC L
其中： pH ——计算升限高度上的大气压力 G ——升限计算所用给定重力 CL ——升限飞行升力系数
• 计算方法
航空宇航学院
1.确定升限计算重量；
2.采用逐次逼近的方法，首先假定一个升限，
3.利用图4查得 ∆CD,Re ，再利用图2、3、5查得对应速 度的 CD,0 、A、∆CD,c 值， 4.计算 CF。把这些参数代入公式求得 CL 值，如果≤0.3，
vy
=
(F
− D)v
G
⎜⎜⎝⎛1 +
v g
⋅
dv dH
⎟⎟⎠⎞
其余式与等速爬升相 同。也可以采用给定初值 的数值积分进行计算。
航空宇航学院
航程计算
技术航程——飞机沿预定航线，耗尽其可用燃油所 经过的水平距离(包括爬升、下滑段的水平距离)。 (投掉耗尽燃油的空副油箱。)
实用航程——飞机沿预定航线并留有规定的着陆余 油所能达到的水平距离。(投掉耗尽燃油的空副 油箱。)
ω = g nz2 −1 × 57.3 [(º)/s]
v
盘旋过载：
nz = L CL, pf
航空宇航学院
式中： CL ——盘旋状态飞机升力系数
( ) CL =
CF − CD,0 + ∆CD,Re + ∆CD,c
A
CL, pf ——平飞升力系数
CL, pf = G qS
• 计算方法
航空宇航学院
1.给定计算高度、计算Ma数和计算重量 。
2.着陆滑跑距离计算
航空宇航学院
lzh
=
1 2g
⎡ ⎢
西工大飞行器结构力学电子教案
西工大飞行器结构力学电子教案第一章：飞行器结构力学概述1.1 飞行器结构力学的定义介绍飞行器结构力学的概念和基本原理。
解释飞行器结构力学的研究对象和内容。
1.2 飞行器结构的特点与分类讨论飞行器结构的特点，包括轻质、高强度、耐腐蚀等。
介绍飞行器结构的分类，包括飞行器壳体、梁、板、框等。
1.3 飞行器结构力学的基本假设阐述飞行器结构力学分析的基本假设，如材料均匀性、连续性和稳定性。
第二章：飞行器结构受力分析2.1 飞行器结构受力分析的基本方法介绍飞行器结构受力分析的基本方法，包括静态分析和动态分析。
2.2 飞行器结构受力分析的实例通过具体实例，讲解飞行器结构受力分析的过程和方法。
2.3 飞行器结构受力分析的计算方法介绍飞行器结构受力分析的计算方法，包括解析法和数值法。
第三章：飞行器结构强度分析3.1 飞行器结构强度理论介绍飞行器结构强度理论的基本原理，包括最大应力理论和能量原理。
3.2 飞行器结构强度计算方法讲解飞行器结构强度计算的方法，包括静态强度计算和疲劳强度计算。
3.3 飞行器结构强度分析的实例通过具体实例，展示飞行器结构强度分析的过程和方法。
第四章：飞行器结构稳定分析4.1 飞行器结构稳定理论介绍飞行器结构稳定理论的基本原理，包括弹性稳定理论和塑性稳定理论。
4.2 飞行器结构稳定计算方法讲解飞行器结构稳定计算的方法，包括解析法和数值法。
4.3 飞行器结构稳定分析的实例通过具体实例，讲解飞行器结构稳定分析的过程和方法。
第五章：飞行器结构动力学分析5.1 飞行器结构动力学基本原理介绍飞行器结构动力学的基本原理，包括振动理论和冲击理论。
5.2 飞行器结构动力学计算方法讲解飞行器结构动力学计算的方法，包括解析法和数值法。
5.3 飞行器结构动力学分析的实例通过具体实例，展示飞行器结构动力学分析的过程和方法。
第六章：飞行器结构疲劳与断裂分析6.1 飞行器结构疲劳基本理论介绍飞行器结构疲劳现象的基本原理，包括疲劳循环加载、疲劳裂纹扩展等。
西工大飞行器结构力学电子教案
西工大飞行器结构力学电子教案第一章：绪论1.1 课程简介1.2 飞行器结构力学的研究对象和内容1.3 飞行器结构力学的应用领域1.4 学习方法和教学要求第二章：飞行器结构的基本受力分析2.1 概述2.2 飞行器结构的受力分析方法2.3 飞行器结构的受力类型及特点2.4 飞行器结构的基本受力分析实例第三章：飞行器结构的弹性稳定性分析3.1 概述3.2 弹性稳定性的判别准则3.3 飞行器结构弹性稳定性分析方法3.4 飞行器结构弹性稳定性分析实例第四章：飞行器结构的强度分析4.1 概述4.2 飞行器结构强度计算方法4.3 飞行器结构材料的力学性能4.4 飞行器结构强度分析实例第五章：飞行器结构的刚度分析5.1 概述5.2 飞行器结构刚度计算方法5.3 飞行器结构刚度分析实例5.4 飞行器结构刚度优化设计第六章：飞行器结构的疲劳分析6.1 概述6.2 疲劳寿命的计算方法6.3 疲劳裂纹扩展规律6.4 飞行器结构疲劳分析实例第七章：飞行器结构的断裂力学分析7.1 概述7.2 断裂力学的基本概念7.3 断裂判据和裂纹扩展规律7.4 飞行器结构断裂力学分析实例第八章：飞行器结构的动力学分析8.1 概述8.2 飞行器结构动力学的基本方程8.3 飞行器结构的动力响应分析8.4 飞行器结构动力学分析实例第九章：飞行器结构复合材料分析9.1 概述9.2 复合材料的力学性能9.3 复合材料结构分析方法9.4 飞行器结构复合材料分析实例第十章：飞行器结构力学工程应用案例分析10.1 概述10.2 飞行器结构力学在飞机设计中的应用10.3 飞行器结构力学在航天器设计中的应用10.4 飞行器结构力学在其他工程领域的应用重点和难点解析重点环节一：飞行器结构的基本受力分析补充和说明：飞行器结构的基本受力分析是理解飞行器结构力学的基础，需要掌握各种受力类型的特点和分析方法，并通过实例加深理解。
重点环节二：飞行器结构的弹性稳定性分析补充和说明：弹性稳定性是飞行器结构设计中的关键问题，需要理解判别准则，掌握分析方法，并通过实例了解实际应用。
飞机起飞着陆性能计算模型及其应用分析
飞机起飞着陆性能计算模型及其应用分析
随着航空业的发展和飞机制造技术的不断进步，飞机的起降性能计算模型及其应用分析也变得愈发重要。
起降性能是飞机从起飞到着陆的关键环节，直接关系到飞机在空中的安全和效率。
科学合理地计算和分析飞机的起降性能对于航空公司、飞行员和飞机制造商来说都至关重要。
本文将从飞机起飞着陆性能计算模型的基本原理出发，详细介绍该模型的应用分析及其在航空领域的实际意义。
一、飞机起飞着陆性能计算模型的基本原理
飞机的起飞性能计算模型主要包括了净重、气象条件和跑道长度等因素。
在实际计算中，需要考虑飞机的空重、油重、载客量以及气温、气压和湿度等气象因素。
根据不同的跑道长度和坡度，还需要计算出最佳的起飞速度和爬升角度。
在计算模型中，还需要考虑到起飞过程中的一些异常情况，比如发动机失效、风切变等，以便飞行员在紧急情况下能够做出正确的决策。
1. 在航空公司的应用
航空公司需要根据不同的飞机型号和航线特点，对飞机的起飞着陆性能进行精确的计算和分析。
通过科学合理地计算飞机的起飞和着陆性能，可以有效地提高飞机的安全性和经济性。
在航空公司的管理中，起飞着陆性能计算模型还可以用来评估飞机的运行效率和安全性，从而为飞行员提供相关的飞行指导。
2. 在飞行员的应用
飞机起飞着陆性能计算模型及其应用分析具有重要的实际意义，对于提高飞机的运行效率和安全性、降低运营成本、提高飞机的市场竞争力都具有重要的作用。
航空行业需要不断地加强飞机起飞着陆性能计算模型的研究和应用，不断地提高飞机的起飞着陆性能，为航空业的发展做出重要的贡献。
西工大研究生专业飞行器设计
西工大研究生专业飞行器设计（最新版）目录1.介绍西工大研究生专业飞行器设计专业2.西工大飞行器设计专业的研究方向与课程设置3.西工大飞行器设计专业的师资力量与实践教学4.西工大飞行器设计专业的发展前景与就业情况5.总结正文西工大研究生专业飞行器设计专业是我国知名的航空航天领域专业之一，致力于培养具备飞行器设计、制造、维修及科研能力的高层次人才。
本文将从研究方向与课程设置、师资力量与实践教学、发展前景与就业情况等方面介绍西工大飞行器设计专业。
西工大飞行器设计专业涵盖了飞行器总体设计、结构设计、系统设计等多个研究方向。
为了使学生全面掌握飞行器设计的基本理论和专业知识，课程设置涵盖了空气动力学、飞行器结构强度、飞行器系统工程、飞行器制造工艺等核心课程。
此外，为了拓宽学生的学术视野和实践能力，学校还设置了一系列选修课程，如航空电子技术、飞行器控制与导航等。
西工大飞行器设计专业具有强大的师资力量，拥有一批经验丰富的教授、副教授，他们在航空航天领域取得了显著的科研成果。
同时，学校还注重实践教学，与国内多家知名航空企业建立了紧密的合作关系，为学生提供实习和实践的场所。
在教学过程中，学校采用理论教学与实践操作相结合的方式，使学生在掌握知识的同时，具备一定的实际操作能力。
随着我国航空航天事业的飞速发展，西工大飞行器设计专业的发展前景非常广阔。
毕业生可在国防科技、民航、航空制造等企事业单位从事飞行器设计、研制、运行及管理等方面的工作。
同时，毕业生还可以继续攻读博士学位，或赴海外深造。
据不完全统计，西工大飞行器设计专业的毕业生就业率一直保持在 90% 以上，受到了用人单位的广泛好评。
总之，西工大研究生专业飞行器设计专业是一所具有优良师资和丰富实践资源的专业，学生毕业后可在航空航天领域取得良好的发展。
西工大研究生专业飞行器设计
西工大研究生专业飞行器设计（实用版）目录1.飞行器设计专业简介2.西工大飞行器设计研究生专业的特点和优势3.西工大飞行器设计研究生专业的课程设置4.西工大飞行器设计研究生专业的培养方向和就业前景正文【飞行器设计专业简介】飞行器设计专业是一门涉及航空航天、机械工程、材料科学、电子信息工程等多个领域的交叉学科，主要研究飞行器的设计、制造、飞行性能及飞行器系统的可靠性、安全性和经济性。
飞行器设计专业旨在培养具备创新精神和实践能力的高级工程技术人才，为我国的航空航天事业做出贡献。
【西工大飞行器设计研究生专业的特点和优势】西北工业大学（简称西工大）是我国著名的工科学府，具有悠久的历史和优良的教学传统。
西工大飞行器设计研究生专业具有以下特点和优势：1.国内一流的师资力量：西工大飞行器设计专业拥有一支高水平的教师队伍，其中包括多位享有国际声誉的专家学者，为学生提供了优质的学术资源。
2.丰富的实践教学资源：西工大飞行器设计专业拥有先进的实验室和设备，为学生提供了良好的实践条件。
此外，学校还与多家航空航天企业建立了紧密的合作关系，为学生实习和就业提供了便利。
3.多学科交叉融合：西工大飞行器设计专业依托学校在航空航天、机械工程、材料科学等多个领域的优势，实现了多学科交叉融合，为学生提供了宽广的发展空间。
【西工大飞行器设计研究生专业的课程设置】西工大飞行器设计研究生专业的课程设置注重理论知识与实践能力的结合，主要包括：1.公共课程：马克思主义理论、英语、数学、物理等。
2.专业基础课程：航空航天工程、飞行器结构设计、飞行器系统设计、飞行器性能分析、飞行器制造工艺等。
3.专业选修课程：飞行器可靠性与安全性设计、飞行器维修与保障、飞行器电子信息系统设计等。
【西工大飞行器设计研究生专业的培养方向和就业前景】西工大飞行器设计研究生专业旨在培养具备创新精神和实践能力的高级工程技术人才，毕业生主要在以下方向就业：1.飞行器设计与制造企业：从事飞行器设计、制造、研发等工作。
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。
飞机基本飞行性能的计算
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）
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着陆前的飞行
需要调整的参数
– 速度 – 高度 – 姿态（俯仰／滚转） – 迎角 – 下降速度 – 航向／航线
03
04
05
06
北
着陆导航
着陆阶段
安全高度
L1
L2
L3
L4
下滑
拉平 平飞减速
飘落
L5
减速滑跑
下滑段距离及时间的计算
q arctan 1
K L'1 15K
L1 L2 L'1
Vxh
L1
1 2g
[
1 b1
ln
a1
b1Vld2 a1
]
T1
1 2g
[
1 ln a1 a1b1 a1
a1b1Vld ] a1b1Vld
a1
Ppj G
f
b1
S
2G
(Cx
f Cy )
J-7：
T1=25.7S L1=1104m
离地速度Vld
离地瞬间：Y=G
Vld
2G
SCyld
Cydd
hw
J-8
FBC-1
2G cosq SCyxh
J-7:
L1=85m T1=0.9s
安全高度15m
P0
L1
L2
L'1
平飞减速段的距离和时间
m
dV dt
Q
Y G
Q
1 dV 1 g dt K
T3
1 g
KdV
L3
1 2g
KdV 2
T3
Kmax g
(Vxh
V jd
)
L3
Kmax 2g
(Vx2h
V
2 jd
)
Y
G
J-7: L3=1477m T3=17.8s
dt 1
GdV
g P Q f (G Y )
T1
1 g
Vld
0 Pf G
dV
S
2G
(Cx
fCy )V 2
滑跑距离
dL Vdt 1
VGdV
g P Q f (G Y )
L1
1 2g
Vl2d
d (V 2 )
0
P G
f
S
2G
(Cx
f Cy )V 2
数值积分法 图解积分法
滑跑时间的简化分析
安全速度：Vaq
决策速度：Vjc
Vaq
Vjc
V
中断起飞 中断起飞或 继续起飞
继续起飞
Vjc
Vaq
V
中断起飞 危险
继续起飞
平衡场长
V
正常起飞
继续起飞 中断起飞
L
Lph
着陆过程
着陆：从安全高度处下滑并过渡到地面滑跑，直至 完全停止的整个运动过程。
匀速下滑 拉平 平飞减速 飘落
接地 两轮滑跑 三轮滑跑 停止
L jh
V
2 jd
2a pj
平均加速度的计算
接地瞬间：
滑跑终点：
Y G
Y 0
F 0
Q0
QF Q G K jd
Q F F fG
a pj
(Q F ) pj m
g 2
(1 K jd
f
)
J-7：
L5=1200m T5=33.3s
Lzl=2762m
Tzl=52s
着陆性能的影响因素
• 发动机
– 反推力装置
• 构造参数
– 翼载G/S
起飞和着陆性能
起飞和着陆性能
• 指标
– 起飞距离 – 起飞时间 – 离地速度
• 问题
– 低速飞行 – 构型不同 – 地效 – 高速飞机的低速性能差
起飞状态升阻特性
Cy 起降状态
Cy
正常状态
正常状态
Cx
起降状态
Cx
起落架形式
前三点式起落架
后三点式起落架
自行车式起落架
起飞过程
起飞：飞机从静止开始加速离开地面并在空中上升 安全高度的过程。
取推力平均值
Ppj
1 2
(
PV
0
P ) V Vld
T1
1 gLeabharlann Vld0 Pf G
dV
S
2G
(Cx
fCy )V 2
1 Vld dV
g 0 a1 b1V 2
1 [ 1 ln a1 a1b1Vld ] 2g a1b1 a1 a1b1Vld
a1
Ppj G
f
b1
S
2G
(Cx
f Cy )
滑跑时间、距离的简化结果
翼载：G/S
Vld
2G
SCyld
升力：Cyld
改进起飞性能的方法
• 采用高推重比发动机 • 降低翼载 • 采用增升装置
常见飞机起飞翼载
翼载：kg/m2
Mig-15
234
Mig-21/J-7
318
Mig-29
389
F-86
275
F-4
403
F-16
375
F-15
316
FBC-1
F-14
Su-27
F-16
加速上升段
m
dV dt
P Q G sinq
V
dq
dt
Y
G cosq
G
g
dV dt
PQ
G sinq
Y G
dq/dt = 0 cosq = 0
上升时间与上升距离
T2
1 g
VH
dV
Vld P Q sinq
QG
L2
1 2g
VH2
dV 2
Vl2d P Q sinq
QG
接地速度
V jd k1
2G
SCyjd
与起飞相比： • G不同 • 构型不同，CyjdCyld • k1速度修正系数
J-7： Vld=83.3m/s Vjd=72.2m/s
Su-27： Vld=300km/h=83.3m/s Vjd=230km/h=63.9m/s
着陆空中段的能量法计算
1 2
G g
安全高度
安全高度
LI 地面段
LII
LIII
LIV
空中段
L1=LI+LII
L2=LIII+LIV
地面状态受力分析
N Y F Q
G
Y 升力
Q 阻力
P 推力
G 重力
P
N 地面支承力
F 地面摩擦力
m dV P Q F dt N Y G
滑跑时间
m
dV dt
PQF
N Y G
F f N f (G Y )
滑跑 抬前轮 离地
上升 收起落架 收襟翼 加速
上升
起飞阶段
安全高度
LI
动作描述 操纵方式 飞机状态 结束条件
加速 松刹车，加油门 三轮着地 0.6～0.8倍离地速度
LII
LIII
LIV
抬前轮 拉杆
二轮着地
离开地 面
增大q角 拉杆 离地 达到给定q角
直线上升 保持q角 离地
达到安全 高度
起飞阶段的简化
VH2
GH a
1 2
G g
V
2 jd
Qpj Lkj
Lkj
K
pj
(VH2
V 2g
2 jd
Ha)
P0 Qpj=(QH+Qjd)/2
地面段的滑跑时间与距离
m dV (Q F) dt
T jh
G g
Vjd dV 0 QF
L jh
G 2g
dV V
2 jd
2
0 QF
等减速 运动
T jh
V jd a pj
能量法
GVH2
2g
GH
GVld2 2g
L2 (P Q)dL GVld2
0
2g
(P Q) pj L2
L2
G (P Q) pj
(VH2 Vld2 2g
H)
J-7：
Lqf=2579m Tqf=41.1S
影响起飞性能的因素
T1
1 g
Vld
0 Pf G
dV
S
2G
(Cx
fCy )V 2
推重比：P/G
AV-8B
F-35
使用条件对起飞性能的影响
• 大气条件
– 海拔，1000m20%Lqf
– 气温，30º30%Lqf
– 风，顺风增加起飞距离， 逆风降低起飞距离
• 机场状况
– 跑道摩擦系数
– 跑道坡度
中断起飞
V
Vld
决策速度：Vjc
V>Vjc：弹射
Vjc
V<Vjc：中断起飞
L1
L
多发飞机的中断起飞