西工大飞行器性能计算4机动性能73页PPT
飞机基本飞行性能的计算
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
2020/7/13
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）
(PV )max （对应的速度称为快升速度V
G
ks
）
基本步骤：（H=8km）
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（3） 静升限
H max
指飞机能作定直平飞的最大高度
H 增加过程中，可用推力曲线逐渐向下移动，而平飞需用 推力曲线逐渐向右移动，而且越来越平缓，当上升到某一极 限时，两曲线相切于某一点，此时飞机仅能以切点处的速度 对应的唯一飞行速度定直平飞。大于或小于此速度都不行！ ！！
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
西北工业大学F4飞机课程设计报告
课程设计报告——飞机气动估算及飞行性能计算学校：西北工业大学学院：航空学院班级：0101070x姓名：**学号：*******xxx本课程设计主要是利用F-4B 各项数据进行飞机气动性能的估算以及性能计算。
包括以下部分：飞机气动特性估算，具体以F-4B战斗机数据为基本数据，详细地计算出了升力线斜率、阻力系数等重要数据，并给出了相应的曲线图；飞机性能计算，在前一章的基础上更进一步地研究飞机的各种飞行数据，平飞需用推力、爬升角、静升限、爬升时间等，并给出了此战斗机的飞行包线图，并对一种爬升曲线的爬升时间进行实例计算。
【关键词】飞机气动特性、升力系数、阻力系数、飞行包线、爬升时间摘要 (1)目录 (3)第一章飞机气动特性估算 (4)1.1升力特性的估算 (4)1.1.1单独机翼升力的估算 (4)1.1.2机身升力的估算 (5)1.1.3翼身组合体的升力估算 (5)1.1.4尾翼升力估计 (6)1.1.5合升力线斜率计算 (6)1.1.6升力特性曲线的绘制 (7)1.2临界马赫数的确定 (8)1.3升阻极曲线的估算 (9)1.3.1亚音速零升阻力估算 (9)1.3.2超音速零升阻力估算 (11)1.3.3亚音速升致阻力估算 (11)1.3.4超音速升致阻力估算 (12)1.3.5跨音速阻力估算 (12)1.3.6阻力计算结果及处理 (12)第二章飞机基本飞行性能计算 (18)2.1速度-高度范围 (18)2.2定常上升性能 (25)2.3爬升方式 (30)2.3.1亚音速等表速爬升 (30)2.3.2平飞加速段的求解方法 (31)2.3.3超音速等马赫数爬升 (33)参考文献 (34)总结 (35)第一章飞机气动特性估算1.1升力特性的估算作用在飞机上的升力L=C L qS其中q=12ρV2升力系数C L=C Lα∙α1.1.1单独机翼升力的估算对于单独机翼，升力线斜率为以下函数C Lαλ=f(λtanχ12,λ√1−Ma2或λ√Ma2−1,λ∙√c̅3,ξ)其中展弦比λ=2.791/2弦线的后掠角χ1/2=45.9相对厚度c̅=5.1%尖削比ξ=1η=0.182查升力线斜率函数的曲线表1机翼升力线斜率1.1.2机身升力的估算机身升力主要有头部及尾部两部分构成，F-4机身为圆柱形，有C Lα,sℎ=C Lα,t−0.035(1−ηw)ξk其中C Lα,sℎ机身升力线斜率C Lα,t头部产生的升力线斜率计算得表 2 机身升力线斜率1.1.3翼身组合体的升力估算对于亚音速飞机，通常可以认为，翼身组合体的升力等于一对假想的单独机翼的升力，这一对机翼是将两个悬臂段延长到对称平面而形成的，当机身直径对翼展的比值不大时，在小马赫数下，这种近似比较精确。
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11、用道德的示范来造就一个人，显然比用法律来约束他更有价值。—— 希腊
12、法律是无私的，对谁都一视同仁。在每件事上，她都不徇私情。—— 托马斯
13、公正的法律限制不了好的自由，因为好人不会去做法律不允许的事 情。——弗劳德
14、法律是为了保护无辜而制定的。——爱略特 15、像房子一样，法律和法律都是相互依存的。——伯克
46、我们若已接受最坏的，就再没有什么损失。——卡耐基 47、书到用时方恨少、事非经过不知难。——陆游 48、书籍把我们引入最美好的社会，使我们认识各个时代的伟大智者。——史美尔斯 49、熟读唐诗三百首，不会作诗也会吟。——孙洙 50、谁和我一样用功，谁就会和我一样成功。——莫扎特
F4战斗机课程设计
F4飞机气动估算及飞行性能计算1课设的历史背景起因：1965年4月9日美国四架F-4B 飞机入侵我海南岛，我人民解放军空军英勇迎击。
过程：敌机惊慌失措，仓皇发射导弹，结果击落自己飞机，坠落于海南岛地区。
结果：敌机残骸打捞后，根据上级指示，西北工业大学师生对F-4B 的残骸进行了测绘、分析研究工作2飞机的基本情况和数据一 飞机气动特性估算飞机翼型资料：该机机翼为悬臂式下单翼。
翼根翼型为NACA 0006.4-64(修形)、机翼折线处为NACA 0004-64、翼尖为NACA 0003-64(修形)。
前缘后掠角45°，平均相对厚度5.1％，翼尖相对厚度3％，安装角1°，外翼上反角12°。
翼型主要为对称翼型. 飞机升力主要由机翼，机身，平尾三部分影响，因此估算L C 通常分别按照这三部分分别计算再进行叠加而成。
1，计算不同马赫数下的升力线斜率，并绘出不同马赫数下 的升力特性曲线第一部分：翼身组合体的升力估算单独机翼的升力估算：由此公式查表得到。
=λ其中展弦比 2.792.1%1.035λ== 11212tan 0.784tan =2.188c ==0.18x x λξη=弦线后掠角 那么、机翼相对厚度 =5.1%1尖削比=52ηχ=0梯形比 5.48前缘后掠角外露机翼升力系数再考虑机身的影响后要进行修正，具体公式见指导资料。
翼身组合体考虑机身影响后，修正系数2d f 1.071+ 1.495l ⎛⎫== ⎪⎝⎭估算数据如下：第二部分 机身的升力估算机身升力由头部和尾部两部分组成，对于圆柱状机身有：,,0.035(1)L sh L t w k C C ααηξ=--其中： ,L sh C α 机身的升力线斜率 ,L t C α 头部产生的升力线斜率 w η 尾部收缩比 wη=0k ξ 修正系数，可取0.15-0.20。
考虑经验不足所以我取中间，kξ=0.18,L t C α可按公式,=f ,zh L tt t C αλλ⎫⎪⎪⎝⎭查图4曲线得到。
西北工业大学飞行器性能计算考试试题
西北工业大学飞行器性能计算考试试题开课学院航空学院课程飞行器性能计算学时 24考试日期考试时间 2 小时考试形式（）（）一、填空（60）1.最小平飞速度是指在一定高度上飞机能作定直平飞的最小速度，最小平飞速度受到以下因素的限制：允许使用升力系数、平尾极限偏角对应的最大升力系数、可用推力。
3，62.飞行速度矢量的铅垂分量称为飞机的上升率，快升速度是与最大上升率对应的航迹速度。
3，33.飞机的静升限是指飞机能作定直平飞的最大高度，动升限是指飞机通过跃升将尽可能多的动能转化为位能所能达到的最大高度。
3，34.飞机飞行一小时发动机所消耗的燃油质量，称为小时耗油量；5.飞机相对地面飞行一公里发动机所消耗的燃油质量，称为公里耗油量；6.飞机发动机每小时内产生一牛顿推力所消耗的燃油质量，称为耗油率。
2，2，27.喷气式飞机巡航段航时最久的飞行高度大致在亚音速实用升限附近 38.飞机的机动性是指飞机改变飞行速度、高度、以及飞行方向的能力。
1，1，19.飞机进行正常盘旋要考虑三个主要限制因素，分别是飞机结构强度或人的生理条件的限制，飞机迎角及平尾偏角的限制，以及满油门时发动机可用推力的限制。
3，3，310.指的是飞机的单位能量剩余功率，表达式为。
3，311.飞机的起飞着陆性能包括起飞距离、起飞时间、离地速度、着陆距离、着陆时间、接地速度。
2，2，2，2，2，2二、计算（40）1.某飞机在额定推力下以速度定直爬升6分钟，平均小时耗油量；然后该飞机作以速度作定直平飞且平均小时耗油量；飞行的最后阶段以速度定直下滑15分钟，平均小时耗油量。
若飞机的可用燃油量为1500，求总航程（上升及下滑角很小，近似取）（20）解：上升段：下滑段：巡航段：总航程2.某质量m=6500kg的战斗机，其机翼面积S=23m2。
当H=8000m，M=0.8时，问该飞机能否完成n y=4的正常盘旋？若能则求其盘旋半径，若不能，求其能作正常盘旋的最小盘旋半径。
西工大航空发动机PPT课件
谢谢大家
荣幸这一路，与你同行
It'S An Honor To Walk With You All The Way
演讲人：XXXXXX
时 间：XX年XX月XX日
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第三节、空气喷气发动机 一、涡轮喷气发动机
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1、主要部件和工作原理 1）主要部件：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、喷管 2）工作原理： 压缩 等压加热 膨胀 等压放热
2、发动机性能参数 1）推力： 作用于发动机内外表面压力的合力
F ( q m ,i n q m ,o) v u e tq m ,iv n 0 A (P e P 0 )
高速喷出，产生反作用力（推力）的发动机
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二、发动机的分类
气冷式
活塞发动机
液冷式
离心压气机式
涡轮喷气
涡轮螺桨
轴流压气机式
空气喷气 涡轮风扇
飞
行
涡轮轴
器
发
喷气式发动机
动
机
脉冲喷气 冲压式
火箭喷气
固体 液体
组合
火箭冲压 涡喷—冲压
特种发动机
电磁 核能 太阳能
…
带压气机 不带压气机
由滑油泵将滑油送到滑动面之间和轴承中 以减轻磨损 用于冷却内燃和摩擦所产生的热量 气冷 液冷
用于将发动机发动起来
压缩空气 电动机
用于定时开关进气门和排气门
由曲轴带动凸轮盘推动推杆和摇臂控制阀门
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三、主要性能参数 1、有效功率：可用于驱动螺旋桨的功率 2、燃油消耗率：简称耗油率，指每千瓦功率1小时所耗燃油质量 3、加速性：指发动机从最小转速加速到最大转速所需时间 良好的维修性、高可靠性、长寿命、重量小、 迎风面积小 重量马力比
飞机基本飞行性能课件
P
H增加
Vmin.p
H , Vmin. yx
M
H , 则Vmin , M min H
低空受Vminyx 约束 高空受Vminp约束
升力限制
推力限制
Mmin
飞机定常平飞性能
确定Vmin的步骤
2G 1 1) 取几点 M , 由 C y a2S M 2 得 C ypx，及 C y max M，绘制在 已知 C ypx M 曲线上，而曲 线交点为 M min . px
下滑时通常减小油门， 若推力为零则称为滑 翔。 θ X
H（km） 0 5 10
（kg/m3） a
1.225 0.736 0.413 340.3 320.5 299.5
15
20
0.194
0.088
295.1
295.1
飞机定常平飞推力特性 平飞需用推力随飞行高度的变化规律
X 0 ~ V 曲线向右下移动 1) H M yl X i ~ V 曲线向右上移动
-1
200
250
Vymax / ms
飞机的定直上升性能
4. 最短上升时间
如果飞机上升过程中，在不同高度下均以Vyks飞行，则达到 预定高度的时间最短
dH 从 H1 H 2 ,dt Vy max
可得
1/Vymax
tmin
H2
H1
dH Vy max
H H1 H2 Hmax.ll
可由数值积分／图解积分求得。
X
1 X 0 Cx 0 M S ( a 2 ) 2 A 2m2 g 2 1 Xi 2 ( )( 2 ) M S a
飞行器结构力学电子教案73PPT课件
则：f ＝C－N ＝ 6n－6n ＝ 0 ，满足几何不变的必要条件。
飞行器结构力学基础
——电子教学教案
航空结构工程系
1
第七章
受剪板式薄壁结构内力和位移 计算
第三讲 7.4 静定空间薄壁结构内力计算
2
一、空间薄壁结构的组成分析
组成薄壁结构的各元件的中心点和中线不都在同一平面内，则称为空间薄 壁结构，它可以承受任意方向的外载荷。3Leabharlann 一、空间薄壁结构的组成分析
在研究空间薄壁结构的组成规律时，仍把结点看成为自由体，每个空间结 点具有3个自由度；把杆和板看成为约束，杆和四边形板均起1个约束作用。
f ＝ 28
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二、静定空间薄壁结构的内力计算
1、分析静不定度。 2、判断零力杆端，假设剪流方向。 3、利用结点法求杆端轴力，或由杆的平衡求剪流或另一端杆轴力。 4、绘制内力图。
零力杆端的判断：
三根不共面的杆交于无 载荷作用的点，则此三根 在该端处的轴力均为零。
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【例1】 求图示空间薄壁结构的内力。已知：L＝100mm，B＝40mm， H＝10mm，P 1＝200N，P 2＝300N，P 3＝500N。
N84(q2q3)L4000 N73(q4q2)L4000
3、绘制力图。
4、校核。
X0 Mx 0 Y 0 My 0
Z 0 Mz 0
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【例2】计算图示结构的内力。已知四缘条双层自由盒段，在两层交界5点处 将缘条切断，在杆子的切口处有大小相等方向相反的一对单位力。 解： 1、5点被切开，相当于去掉一个约束， 故该结构是静定的。 2、假定1-2-6-5和5-6-10-9两板的剪流 分别为q1和q2，其方向如图(b) 所示， 5-6-7-8板的剪流为q3，其方向如图(c) 所示。先判断零力杆端，再按平衡条 件确定各板剪流之间的关系。
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1、战鼓一响，法律无声。——英国 2、任何法律的根本；不，不成文法本 身就是 讲道理 ……法 律，也 ----即 明示道 理。— —爱·科 克
3、法律是最保险的头盔。——爱·科 克 4、一个国家如果纲纪不正，其国风一 定颓败 。—— 塞内加 5、法律不能使人人平等，但是在法律 面前的阅读
❖ 知识就是财富 ❖ 丰富你的人生
71、既然我已经踏上这条道路，那么，任何东西都不应妨碍我沿着这条路走下去。——康德 72、家庭成为快乐的种子在外也不致成为障碍物但在旅行之际却是夜间的伴侣。——西塞罗 73、坚持意志伟大的事业需要始终不渝的精神。——伏尔泰 74、路漫漫其修道远，吾将上下而求索。——屈原 75、内外相应，言行相称。——韩非