第十一讲-飞机性能综合分析与评估.ppt

飞机性能综合分析与评估,飞机设计研究所航空科学与工程学院,飞机总体设计第十一讲,1,第十一讲飞机性能综合分析与评估,11.1气动特性估算飞机的总体参数当量机翼参数计算纵向气动特性计算全机横侧静导数计算,2,第十一讲飞机性能综合分析与评估,11.2稳定性与操纵性分析纵向动稳定性纵向操纵性全机横侧静导数计算11.3动力特性估算11.4飞行性能估算,3,11.1气动特性估算,11.1气动特性估算飞机的总体参数全机尺寸机长，翼展。F-22A：18.28m，13.1m,4,11.1气动特性估算,飞机的总体参数外露机翼F-22A当量机翼面积（m2）Se36.758S展长（m）13.1l展弦比平均气动弦（m）ba.c.根弦长（m）b0尖弦长（m）b1根梢比前缘后掠角（）041.50后缘后掠角（）1-17.51,5,11.1气动特性估算,安装角（相对水平基准线）上反角扭转角翼型：GA(W)-1，GA(W)-2,6,11.1气动特性估算,机身F-22最大横切面积，（m2）4.53最大俯视投影面积，（m2）最大侧视投影面积，（m2）机头俯视投影面积，（m2）机头侧视投影面积，（m2）机头长度，机身长，（m）16.33机身宽，（m）4.288停机角（）,7,11.1气动特性估算,面积，m2展长，m根弦长，m尖弦长，m平均气动弦长，m展弦比根梢比前、后缘后掠角()翼型安装角（倾斜角）,(),水平尾翼垂直尾翼,8,11.1气动特性估算,当量机翼参数计算,9,11.1气动特性估算,当量机翼尖弦长（m）根据当量机翼外露翼面积等于真实机翼外露翼面积的条件,当量机翼外露部分的根弦长度br（m）：,F-22A1.6076.735,10,11.1气动特性估算,F-22A机翼外露部分面积36.758m2翼展13.1m机身宽度4.288m当量机翼尖梢弦长1.607m,11,11.1气动特性估算,当量机翼根弦长（b0）:当量机翼毛机翼根弦距离机头根梢比梢根比当量机翼平均几何弦长,F-22A9.23m6.310m5.7440.17415.418,12,11.1气动特性估算,当量机翼的平均气动弦长平均气动弦ba.c.的展向位置平均气动弦前缘至机头距离当量机翼的面积当量机翼的展弦比,F-22A6.312m2.507m8.528m82.69m22.075,13,11.1气动特性估算,当量机翼的其它后掠角,F-22A：30.70,16.84,-15.60,14,11.1气动特性估算,纵向气动特性计算将薄翼型的亚声速的扰流图画与不可压流的扰流图画相比可见，它们在流动性质上没有本质的不同，只在数量上有一定的差别。因此，如果知道了低速（不可压流）气动特性，就可以通过一定关系，求得它们的亚声速（可压流）气动特性。设对于不可压流翼型的几何参数为、和迎角，亚声速翼型的几何参数为、和迎角，则这种关系对于薄翼型是：,15,11.1气动特性估算,相对厚度相对弯度迎角,上式表明，不可压流翼型的厚度、弯度和迎角比亚声速（可压流）翼型都小。换句话说，由于压缩性的影响，实际翼型的厚度、弯度和迎角都变大了。对于机翼的平面几何参数间的关系为:,16,11.1气动特性估算,根梢比展弦比后掠角或者,上式表明，亚声速（可压流）翼型与不可压流翼型相比，后掠角增大，展弦比减小，而根梢比不变。,17,11.1气动特性估算,升力系数计算1)机翼选用翼型NACA64A206：,=-1.5,=0.079,=0.0061（Re=1.6106）,18,11.1气动特性估算,=228.3m/s=Ma0.774,飞行雷诺数计算：初步取巡航飞行高度H=11km，查表得到该高度上的大气密度、粘性系数。飞行速度可取战技指标要求的巡航速度，也可以根据翼型的设计升力系数，以及飞机半油重量计算得到典型飞行速度：,19,11.1气动特性估算,(1)焦点计算机翼的焦点可由下式近似计算（叶格尔著飞机设计p425441）：,F-22A：,=0.2482,=0.2482+0.0309=0.2791,20,11.1气动特性估算,式中，,-机翼的焦点到平均气动弦前缘的相对距离,-中等厚度机翼翼型的焦点到平均气动弦前缘的相对距离,式中，,-机翼的平均相对厚度,-内翼相对厚度,-外翼相对厚度,21,11.1气动特性估算,机翼焦点到机头的距离：,F-22A：8.528m+0.2791*6.312m=10.29m,(2)升力线斜率计算翼型升力线斜率（空气动力学陈再新刘福长鲍国华著，P125）,（1/rad）,F-22A：计算5.926（1/rad）=0.1034，数据0.079,22,11.1气动特性估算,机翼升力线斜率其中因此,=0.02088(1/),=0.6334,=0.7204,23,11.1气动特性估算,机翼零升迎角取机翼安装角=1，则机翼升力系数,=-1.5,24,11.1气动特性估算,2）机身,图2F-22机身与平尾气动参数估算图,25,11.1气动特性估算,(1)焦点计算机身只考虑机头部分的影响（机翼以前的部分机身），按细长体计算，其焦点位置到机头距离是机头长度的2/3。因此，假设机身头部长度为，则机身焦点到机头的距离是,=8.207m，,=5.471m,26,11.1气动特性估算,(2)升力线斜率计算计算机身的升力时将其看成是细长体当量旋成体，其升力线斜率为,=2（1/弧度）=0.035(1/度)（参考面积为机身最大截面积）,27,11.1气动特性估算,3）平尾设F-22A选NACA0006翼型，=0.103，=0.0052，=0.25，=9(Re=9106)平尾参数：=8.413m，=41.5，=4.139m。(1)焦点计算计算方法与机翼类似。根据平尾平均气动弦前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头的距离,28,11.1气动特性估算,=1.347m=10.778m2=3.696m=5.971m=4.433=0.2256,29,11.1气动特性估算,=4.146m=1.660m=14.199m=34.88m2=2.029,30,11.1气动特性估算,=31.38=18.53=12.11,31,11.1气动特性估算,(2)升力线斜率计算平尾的零升迎角，平尾安装角=-3，平尾升力系数,=0.6334,=0.9392,32,11.1气动特性估算,=0.01518（1/）,=14.199m+0.25*4.416m=15.236m,（以当量平尾面积为参考面积）,F-22A平尾焦点到机头的距离：,33,11.1气动特性估算,阻力系数计算阻力系数一般与雷诺数有关。作为初步估算，可以考虑飞机在典型飞行高度上的气动性能，例如选取巡航高度11km。1）机翼阻力系数一般表达式（飞机设计基本原理，P195）,34,11.1气动特性估算,其中：最小阻力系数主要是摩阻的贡献；无粘流中因升力而产生的阻力系数；有粘流中因升力而产生的阻力系数（后两项统称诱导阻力）；,时的升力系数；,另外：诱导阻力仅考虑机翼的贡献。,35,11.1气动特性估算,机翼零升阻力计算(Datacom4.1.5.1),平板摩阻系数与雷诺数有关。按照空气动力学（陈再新刘福长鲍国华著，P127），取转捩点，或者取前缘转捩，光滑表面，得到Cf。从而算出。,其中，：平板摩阻系数：当量机翼平均厚度,36,11.1气动特性估算,37,11.1气动特性估算,根据翼型数据，的值为：,机翼：0.0061（Re=1.6106），平尾：0.0052（Re=9106）,根据计算，的值为：,机翼：0.0037（Re=3.7107），平尾：0.004485（Re=3107）,38,11.1气动特性估算,诱导阻力有两种计算方法：（1）公式方法升致阻力因子,对于平直机翼：对于后掠机翼：,39,11.1气动特性估算,计算结果如图所示。机翼：A=0.1553，平尾：A=0.1580。,40,11.1气动特性估算,（2）图表方法其中，可以查由升力面理论计算出的下图得到。与根梢比、展弦比、后掠角等因素有关，随展弦比以及后掠角的增加而增加，随根梢比的增大而波动。机翼：A=0.1534，平尾：A=0.1569。,41,11.1气动特性估算,按图表方法计算总升致诱导阻力,粘性阻力系数与机翼上表面附面层密切相关，一般难以从理论上计算。初估时可取。则总粘性诱导阻力,以上各参数的参考面积均为当量机翼面积。,42,11.1气动特性估算,2）机身（datacom4.2.3.1）,图3F-22机身气动参数估算图,43,11.1气动特性估算,零升阻力计算。先计算典型高度上的雷诺数：Re=9.55107为机身长度，为机身最大截面积，则机身当量直径：d=2.4m。计算机身长细比、机身浸润面积与最大截面积比值。,=6.8=22.53,44,11.1气动特性估算,根据2CFRE图可查出机身平板的摩擦系数2CF=0.0043。从而计算得到机身的零升阻力系数：Cdmin=0.0547。这里，参考面积为机身最大截面积，机身诱导阻力忽略不计。,45,11.1气动特性估算,全机的气动特性计算升力特性,46,11.1气动特性估算,阻力特性,式中，系数2.5考虑了垂直尾翼的零升阻力。,47,11.1气动特性估算,极曲线,式中，系数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。,48,11.1气动特性估算,49,11.1气动特性估算,全机的焦点和重心后限位置计算,式中，平尾处的气流阻滞系数，一般；平尾处气流下洗角对迎角的导数。,=10.732m,50,11.1气动特性估算,焦点相对于平均气动弦的位置为：,=0.349,取，则重心后限位于倍的处，即重心后限距机头：,=10.10m,51,11.1气动特性估算,全机横侧静导数计算几何参数如前所述。侧力导数机身：垂直尾翼：全机：,52,11.1气动特性估算,体轴系,53,11.1气动特性估算,风轴系,54,11.1气动特性估算,滚转力矩,式中-侧滑角为零时的侧力导数，近似计算中取零；-半个机翼面积的重心至飞机对称面的距离与半展长之比（叶格尔著飞机设计，P228）-机翼上反角，上反时为正，下反时为负；-垂尾的侧力导数；垂尾处速度阻滞系数取0.9；垂尾的半展长位置到机身轴线的距离。,55,11.1气动特性估算,左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来），侧滑角为正；此时如果为正，则导数正，则飞机为横滚稳定。,56,11.1气动特性估算,偏航力矩只考虑机身和垂尾影响。机身侧力系数：垂直尾翼侧力系数：重心距机头，则偏航力矩系数：当为负时，飞机为偏航稳定。,57,11.2稳定性与操纵性分析,飞机的静稳定性是指飞机受到扰动后，不需要飞行员干预，具有复原的趋势。飞机的动稳定性是指飞机受到扰动后恢复到原来状态的运动收敛过程。飞机的操纵性是指根据飞行员的意愿，要使飞机达到一定的飞行状态，其操纵面的能力，操纵驾驶杆所需要的力、位移以及操纵运动的动态特性等。对飞机稳定性和操纵性的定量要求由飞机飞行品质规范确定，我国军用飞机的规范为GJB185-86，民用飞机由民用航空适航条例F.I.R-25确定。,58,11.2稳定性与操纵性分析,飞机气动力数据的计算还可参考空气动力手册，飞机飞行品质的计算可参考飞机飞行品质计算手册。,59,11.2稳定性与操纵性分析,纵向静稳定性飞机的纵向静稳定性取决于飞机重心与全机气动焦点的相对位置，计算式是对于常规飞机，该参数必须为负值，这样才能保证飞机受干扰后能恢复原来的飞行状态。不同类型飞机对静稳定度余量的要求也不相同，一般对高机动的战斗机、对地攻击机等应该取-0.02，对于重型飞机取-0.15。更确切的要求应按规范来定。,60,11.2稳定性与操纵性分析,以上给出的静稳定度余量的参考值是最低值，它决定了飞机重心的后限位置。重心的前限位置则取决于飞机的起飞降落操纵性和机动飞行操纵性的要求。如飞机重心位置过于靠前，则必须增大飞机操纵面的面积和力臂长度，这将导致飞机重量和阻力增加的恶性循环。必须控制飞机使用过程中的重心移动范围。一般对高机动的战斗机、对地攻击机重心移动0.05，对重型非机动性飞机重心移动0.1。,61,11.2稳定性与操纵性分析,对于高速飞机，随飞行速度变化其气动焦点也会变化，特别在速度从亚声速变化到超声速时，如图所示。一般大后掠、小展弦比的机翼在速度从亚声速变化到超声速时，焦点后移量可达0.150.2；而小后掠、大展弦比的机翼的气动焦点移动量更大。气动焦点的后移将使得在大Ma时飞机的静稳定度余量提高，机动能力下降，配平阻力增加。因此，在考虑飞机机翼的气动布局时，要尽量选择气动焦点变化小的机翼布局。,62,11.2稳定性与操纵性分析,实线平直机翼虚线45后掠机翼点划线前缘后掠63.5三角机翼,63,11.2稳定性与操纵性分析,纵向操纵性飞机的纵向操纵性主要要满足以下方面的要求：（1）起飞抬前轮；（2）着陆时保持姿态；（3）高空作机动的能力；（4）对放宽静稳定性飞机的大迎角改出能力。,64,11.2稳定性与操纵性分析,纵向操纵面的操纵能力来自升降舵、全动平尾、升降副翼、鸭翼或其组合。对于全动平尾，其产生的纵向操纵力矩为,式中，平尾效率导数；平尾偏度变化量。,65,11.2稳定性与操纵性分析,平尾的尾容量。飞机的操纵性要求主要取决于飞行员的感觉，主要有两个指标：产生一个过载所需要的杆力和杆位移，称为杆位移梯度：,66,11.2稳定性与操纵性分析,对于杆力梯度，对人力操纵的飞机：,对于用不可逆助力操纵的飞机：,67,11.2稳定性与操纵性分析,对于人力操纵的飞机，要用操纵面气动补偿设计来控制铰链力矩的数值；对于用不可逆助力操纵，需要调节及，或做成随飞行高度、速度自动调节的系统，以得到在所有飞行范围内都合适的杆力、杆位移梯度。,68,11.2稳定性与操纵性分析,对于起飞抬前轮的要求，一般要求在飞机速度大于0.9（离地速度）是能将前三点式飞机的前轮抬到离地迎角。一般升降操纵面的抬头力矩需要克服机翼产生的低头力矩、重力以及摩擦力的低头力矩。其对飞机重心的力矩平衡方程为（图13.6）,69,11.2稳定性与操纵性分析,其他力矩都很小，升降操纵面主要要克服重力的低头力矩。着陆时飞机的重心不能太靠前，否则会使操纵困难；着陆时的力矩平衡方程中，升降操纵面的偏度不能用到最大，因为需要考虑到可能产生的意外（例如拉起复飞等），而且要考虑到地面效应使得飞机低头力矩增大的情况。一般情况，设计时升降操纵面的使用最大偏度不超过可用偏度的7080%。,70,11.2稳定性与操纵性分析,当飞行速度增大，或者飞行高度较低时，操纵面会发生弹性变形，使其操纵效率下降。因此，必须保证即使在发生弹性变形的情况下，操纵面仍有足够的效率。,71,11.3动力特性估算,动力装置分类活塞螺旋桨涡轮喷气涡轮风扇涡轮螺旋桨、涡轮桨扇冲压喷气、液体火箭,72,11.3动力特性估算,FJ-44小型涡扇发动机,73,11.3动力特性估算,FJ44发动机工作和起动包线,74,11.3动力特性估算,涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的推力可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：,式中，0高度、0速度下的推力（台架推力）,75,11.3动力特性估算,涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的耗油率可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：,式中，0高度、0速度下的耗油率（台架耗油率）,76,11.3动力特性估算,77,11.3动力特性估算,78,11.3动力特性估算,79,11.3动力特性估算,80,11.4飞行性能估算,飞机性能及飞行包线计算在方案论证阶段，要进行飞行性能的估算，以确定其是否满足战术技术指标和任务特性的要求。这些性能指标包括：飞行包线，机动性能，巡航性能，起飞、着陆性能和任务剖面等。飞行包线飞行包线是指飞机能自由飞行的高度和速度范围，通常是由飞机的任务特性决定的。,81,11.4飞机性能估算,飞行包线通常由左边界的最小速度、右边界的最大速度和最大动压，以及上边界的最大飞行高度组成。一般与飞机气动特性、动力装置推力及其使用特性、飞机结构设计和热载荷设计等因素有关。1.右边界最大速度限制最大速度限制通常取下列速度的最小值：（1）发动机推力最大时可达到的最大平飞速度；,82,11.4飞机性能估算,（2）结构强度所能承受的最大动压载荷所对应的速度；（3）由抖振或颤振特性限制的最大速度；（4）由飞机安定性、操纵性下降所限制的最大速度；（5）由气动加热限制的最大速度。2.左边界最小速度限制最小速度限制通常取下列速度中的最大值：,83,11.4飞机性能估算,（1）在给定构型、重量和重心条件下，由最大配平使用升力系数决定的速度平飞失速速度；（2）发生非指令性俯仰或偏航时的速度；（3）出现难以忍受的抖振或结构振动时的速度；（4）由发动机推力（功率）限制的最小速度；（5）由发动机使用特性限制的最小速度。,84,11.4飞机性能估算,3.最小机动速度在飞行高度、速度范围内，完成规定的作战或训练机动任务的最小使用速度。,最大配平升力系数；失速速度；飞机重量。,85,11.4飞机性能估算,86,11.4飞机性能估算,4.上边界高度限制飞机的高度限制通常指升限，分为理论升限和实用升限，取决于动力装置推力特性、使用状态、飞机气动和重量特性。平飞需用推力（功率）和最大平飞速度1.平飞需用推力（1）计算公式飞机平飞需用推力可用飞机阻力来计算：,87,11.4飞机性能估算,速压，Pa;机翼参考面积，m2；基准高度、基本构型的零升阻力系数；升致阻力因子；阻力系数的高度（或雷诺数）修正量；外挂阻力系数增量；飞机升力系数。,88,11.4飞机性能估算,89,11.4飞机性能估算,（2）计算方法由于飞行高度、速度变化时，飞机各部件的飞行雷诺数在变化，因此气动数据也会变化。可以编制程序，计算出给定飞行高度下，飞机需用推力随速度变化的关系曲线。2.需用功率一般针对以活塞发动机-螺旋桨或者涡轮发动机-桨叶为动力的飞机。（1）计算公式,90,11.4飞机性能估算,需用功率，W；速度，km/h；升阻比。,（2）计算方法,91,11.4飞机性能估算,2.最大平飞速度以飞行高度为参变量，绘制动力装置平飞需用推力（功率）和可用推力（功率）随速度（或Ma数）的关系曲线，其右侧的交点一般为飞机最大平飞速度，其左侧的交点一般为飞机最小平飞速度。如前所述，飞机的最大平飞速度和最小平飞速度还要受到其他因素的限制。,92,11.4飞机性能估算,93,11.4飞机性能估算,升限计算1.定义（1）理论升限在给定飞机重量和发动机状态下，飞机能保持等速直线飞行的最大速度，即飞机爬升率等于零时的飞行高度。（2）实用升限在给定飞机重量和发动机状态下，对于军用飞机，亚声速飞机爬升率为0.5m/s的飞行高度，超声速飞行爬升率等于5m/s时的飞行高度。,94,11.4飞机性能估算,2.升限的工程计算（1）计算公式,计算升限高度上的大气压力。根据由此式计算得到的值查国际标准大气表得到计算升限。,95,11.4飞机性能估算,在小迎角（CL0.3）时升致阻力系数A只与马赫数有关，可由飞机爬升角为的条件计算升力系数。,96,11.4飞机性能估算,如果在计算的升限下，飞机升力系数比较大（CL0.3），升致阻力系数A与马赫数和CL有关，可由下式计算阻力系数，并由极曲线计算升力系数。,97,11.4飞机性能估算,（2）计算方法1）给定升限计算的重量（按战术技术指标的规定，如无可取剩油30%），给定发动机状态，按升限的定义确Vy,max，给定一系列计算速度。2）假定一个升限，计算或查表得到CD,0，A，CD,c，CD,Re，CF。代入前述公式可求得CL值。3）代入气压计算式可得PH，查国际标准大气表可得升限高度值。4）重复前述23的过程，直到两次计算得到的升限高度值接近。,98,11.4飞机性能估算,将各种速度下的升限画在飞行包线图上，就可得到飞行包线的上边界。,99,11.4飞机性能估算,机动性能计算飞机的机动性能是指飞机在一定时间内改变其高度、速度和飞行方向的能力，是反映飞机作战能力的重要性能。飞机的机动性能包括：爬升性能、水平加（减）速、盘旋和特技性能等。为了便于对比，常把50%机内燃油的飞机重量作为计算重量。,100,11.4飞机性能估算,水平加（减）速性能计算反映飞机在水平面内改变其直线飞行速度的能力。从一个速度加（减）速到另一个速度所需时间称为加（减）速时间，所经过的水平距离称为加（减）速前进距离。（1）计算公式在水平直线飞行时，轨迹角（爬升角）为0，轨迹角的变化率也为0。,101,11.4飞机性能估算,通常（+）是小量，因此有关公式可简化为,为燃油消耗量，kg为单位小时的耗油量，kg/h,102,11.4飞机性能估算,将有关公式写成差分形式，可得到加（减）速时间，前进距离和耗油量的计算式：,（2）计算方法由于飞机加速过程一般不是均匀的，因此要分段，假设各段的加速度是常值，采用数值方法分段计算。,103,11.4飞机性能估算,盘旋性能计算飞机在水平面内连续改变飞行方向的一种曲线运动称为盘旋。包括定常盘旋和非定常盘旋。定常盘旋指飞行速度、发动机状态、迎角和滚转角不随时间变化的盘旋运动。非定常盘旋指飞行速度、迎角和滚转角中至少有一个随时间变化的盘旋运动。,104,11.4飞机性能估算,1.定常盘旋性能计算（1）计算公式盘旋半径,105,11.4飞机性能估算,盘旋一周的时间盘旋角速度盘旋过载,106,11.4飞机性能估算,式中：盘旋状态飞机升力系数平飞升力系数,107,11.4飞机性能估算,（2）计算方法给定计算高度、计算Ma数和飞机重量，根据上式、飞机气动特性及动力装置特性计算CL,pf和CF。当在小升力系数范围（CL0.3），可由上式计算CL；反之可根据下式计算CD，然后由飞机极曲线计算CL值。由前述公式计算盘旋过载、盘旋时间、盘旋半径和盘旋角速度。,108,11.4飞机性能估算,2.非定常盘旋性能计算非定常盘旋常用于飞机机动作战，目的是以尽可能短的时间改变飞机航向，并从较大的速度下降到较小的速度，以获得尽可能大的转弯角速度，而保持高度不变。（1）计算公式,109,11.4飞机性能估算,式中：飞机滚转角；转弯角（rad）,110,11.4飞机性能估算,（2）计算方法给定计算高度、计算重量和起始计算速度，以时间为自变量进行数值积分。在作非定常盘旋时，可能使用的盘旋过载值如下：,以规定的坡度盘旋：以抖动升力系数盘旋：以失速升力系数盘旋：以结构强度限制的过载盘旋：,111,11.4飞机性能估算,3.瞬时盘旋角速度如果飞机在作非定常盘旋时，使用过载只受失速升力系数和结构强度的限制，就可以获得最大的盘旋角速度。这种失速限制和结构强度限制的交点所对应的速度称为“拐角速度”，它是飞机能达到的最大盘旋角速度。对于典型的战斗机，该拐角速度约为300350km/h。,112,11.4飞机性能估算,爬升性能计算爬升性能的主要指标是给定高度下的：最大爬升率、爬升航迹角、爬升时间、爬升所经过的水平距离和所消耗的燃油量。影响爬升性能的主要因素是飞机的剩余推力和爬升方式。1.等速爬升爬升过程中飞行速度不变。多用于任务剖面爬升或升限爬升，通常在上升率最大的有利爬升速度下进行。,113,11.4飞机性能估算,（1）计算公式（2）计算方法爬升率爬升时间爬升角爬升水平距离燃油消耗,114,11.4飞机性能估算,2.加速爬升爬升过程中边爬升边加速。常用于飞机离地后的加速爬升或现代歼击机保持最大能量状态的加速爬升，及最短时间或最少油耗爬升。除爬升率用下式，及增加速度增量公式外，其它公式仍适用。,115,11.4飞机性能估算,续航性能计算续航性能指飞机持续航行的能力，包括航程和续航时间。,116,11.4飞机性能估算,航程计算1.定义技术航程：飞机沿预定航线，耗尽其可用燃油所经过的水平距离（抛掉空副油箱）。使用航程：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（抛掉空副油箱）。转场航程：飞机耗尽其可用燃油所经过的水平距离（不抛掉空副油箱）。,117,11.4飞机性能估算,2.航程工程计算（1）计算公式航程由爬升段、巡航段和下滑段组成：L=lps+lpf+lxh其中爬升段和下滑段约占飞机总航程的10%左右。计算等高、等速飞行的航程时，巡航段航程表示为,118,11.4飞机性能估算,式中：巡航段可用燃油量,kg平均公里耗油量，kg/km发动机耗油率（单位时间和单位推力所消耗的燃油量），kg/(Nh)推力有效系数进气道引起的推力损失系数尾喷管引起的推力损失或增益系数,119,11.4飞机性能估算,（2）