第十讲 -飞机性能综合分析与评估

1、 飞机系飞机系 航空科学与工程学院航空科学与工程学院 飞机总体设计飞机总体设计 第十讲第十讲 第十讲第十讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 n10.0飞机性能综合分析与评估的重要性飞机性能综合分析与评估的重要性 n10.1 气动特性估算气动特性估算 飞机的总体参数飞机的总体参数 当量机翼参数计算当量机翼参数计算 纵向气动特性计算纵向气动特性计算 全机横侧静导数计算全机横侧静导数计算 第十讲第十讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 n10.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 纵向动稳定性纵向动稳定性 纵向操纵性纵向操纵性 n10.3 动力特性估算动力特性估算 n1

2、0.4 飞行性能估算飞行性能估算 第十讲第十讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 n10.0飞机性能综合分析与评估的重要性飞机性能综合分析与评估的重要性 v概念设计概念设计 飞机的布局与构型、主要参数选择飞机的布局与构型、主要参数选择 发动机、装载的布置发动机、装载的布置 三面图三面图 初步估算性能初步估算性能 方案评估、方案优化方案评估、方案优化 设设计计要要求求 技技术术可可用用性性 概概念念草草图图 初初次次估估计计 的的参参数数选选择择 初初始始设设计计 初初始始分分析析 气气动动 重重量量 推推进进 参参数数选选择择与与 性性能能优优化化 修修正正设设计计 分分析析 气气

3、动动 重重量量 推推进进 操操稳稳性性 结结构构 费费用用 子子系系统统 细细化化的的参参数数选选择择与与 性性能能优优化化 新新概概念念构构思思 设设计计要要求求权权衡衡 初初步步设设计计 第十讲第十讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 第十讲第十讲 飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估 v初步设计初步设计 完整的几何外形设计、三面图和理论外形（三完整的几何外形设计、三面图和理论外形（三 维模型）维模型） 飞机总体布置图飞机总体布置图 重量重心、气动特性重量重心、气动特性 、飞行性能和操稳特性等、飞行性能和操稳特性等 的较精确计算的较精确计算 模型吹风试验模型吹风试验 1

4、0.1 气动特性估算气动特性估算 n10.1 气动特性估算气动特性估算 v飞机的总体参数飞机的总体参数 全机尺寸：机长，翼展，机高。全机尺寸：机长，翼展，机高。 F-22A：18.28m，13.1m 10.1 气动特性估算气动特性估算 v 飞机的总体参数飞机的总体参数 外露机翼外露机翼F-22A 当量毛机翼当量毛机翼 面积（面积（m2） Se 36.758S 展长（展长（m）13.1b 展弦比展弦比A 平均气动弦（平均气动弦（m）cA 根弦长（根弦长（m）c0 尖弦长（尖弦长（m）c1 尖削比（梢根比）尖削比（梢根比） 前缘后掠角（前缘后掠角（） 041.50 后缘后掠角（后缘后掠角（） 1-

5、17.51 10.1 气动特性估算气动特性估算 安装角（相对水平基准线）安装角（相对水平基准线） 上反角上反角 扭转角扭转角 翼型：翼型： NACA64A206 jy 10.1 气动特性估算气动特性估算 机身机身F-22 最大横切面积，（最大横切面积，（m2）4.53 最大俯视投影面积，（最大俯视投影面积，（m2） 最大侧视投影面积，（最大侧视投影面积，（m2） 机头俯视投影面积，（机头俯视投影面积，（m2） 机头侧视投影面积，（机头侧视投影面积，（m2） 机头长度，机身长，（机头长度，机身长，（m）16.33 机身宽，（机身宽，（m）4.288 停机角（停机角（） max S ,js fus

6、hi S ,js ceshi S ,jt fushi S ,jt ceshi S jt l js b 10.1 气动特性估算气动特性估算 面积，面积，m2 展长，展长，m 根弦长，根弦长，m 尖弦长，尖弦长，m 平均气动弦长，平均气动弦长，m 展弦比展弦比Aspect ratio 尖削比尖削比 前、后缘后掠角前、后缘后掠角() 翼型翼型 安装角（倾斜角）安装角（倾斜角）,() 水平尾翼水平尾翼 垂直尾翼垂直尾翼 pw S cw S pw b cw b ,pw A c ,cw A c pw A cw A pw cw pw cw 10.1 气动特性估算气动特性估算 面积，面积，m2 外露部分外露部

7、分展长，展长，m 尖弦长，尖弦长，m 毛垂尾毛垂尾根弦长，根弦长，m 毛垂尾展长毛垂尾展长，m 毛垂尾根弦距离机头毛垂尾根弦距离机头 毛垂尾根弦距离对称轴毛垂尾根弦距离对称轴 前缘后掠角前缘后掠角() 翼型翼型 倾斜角倾斜角() 垂直尾翼垂直尾翼 cw S cw b cw 2.877 1.344 4.0875 3.3 13.077 1.352 22.56 28 0 arctan(tansin) cwcw 10.1 气动特性估算气动特性估算 v当量机翼参数计算当量机翼参数计算 利用俯视图利用俯视图 10.1 气动特性估算气动特性估算 当量机翼 原机翼 计算并画出当量机翼计算并画出当量机翼 10.

8、1 气动特性估算气动特性估算 F-22A 机翼外露部分面积机翼外露部分面积 36.758m2 翼展翼展 13.1m 机身宽度机身宽度 4.288m 当量机翼尖梢弦长当量机翼尖梢弦长1.607m e S b js b t c 10.1 气动特性估算气动特性估算 当量机翼尖弦长（当量机翼尖弦长（m） 根据当量机翼外露翼根据当量机翼外露翼 面积等于真实机翼外面积等于真实机翼外 露翼面积的条件露翼面积的条件 ,当当 量机翼外露部分的根量机翼外露部分的根 弦长度弦长度cr （m）：）： 1t cc 2 e rt js S bb cc F-22A 1.607 m 6.735 m 10.1 气动特性估算气动

9、特性估算 计算并画出当量的毛机翼计算并画出当量的毛机翼 平均气动弦 几何弦 当量机翼的毛机翼 10.1 气动特性估算气动特性估算 当量机翼毛机翼根弦长当量机翼毛机翼根弦长 （c0） 当量机翼毛机翼根弦距当量机翼毛机翼根弦距 离机头离机头 尖削比（梢根比尖削比（梢根比 ） 当量机翼平均几何弦长当量机翼平均几何弦长 rjst o js bcb c bb c F-22A 9.23m 6.310m 0.1741 5.418m 0 c x t o c c 0 1 2 cc 10.1 气动特性估算气动特性估算 当量机翼的平当量机翼的平 均气动弦长均气动弦长 平均气动弦的平均气动弦的 展向位置展向位置 平均

10、气动弦前平均气动弦前 缘至机头距离缘至机头距离 当量机翼几何当量机翼几何 面积面积(参考面积参考面积) 机翼的展弦比机翼的展弦比 F-22A 6.312m 2.507m 8.528m 70.98m2 2.418 /2 2 2 0 221 31 b A o cc ydy S c 12 6 1 A c b y 0 0 AA ccc xxy tg Sb c 2 b A S 10.1 气动特性估算气动特性估算 当量机翼的当量机翼的 其它后掠角其它后掠角 2 10 2 4 3 1 41 tgtg A 2 10 2 2 3 1 21 tgtg A 2 10 2 3 1 1 tgtg A F-22A：30.

11、70,16.84,-15.60 10.1 气动特性估算气动特性估算 v纵向气动特性计算纵向气动特性计算 将薄翼型的亚声速扰流图画与不可压流的扰将薄翼型的亚声速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。定关系，求得它们的亚声速（可压流）气动特性。 2 1Ma 设对于不可压流翼型的几何参数为设对于不可压流翼型的几何参数

12、为 、 和迎角和迎角 ， 亚声速翼型的几何参数为亚声速翼型的几何参数为 、 和迎角和迎角 ，则这种关系，则这种关系 对于薄翼型是：对于薄翼型是：可压流可压流 不可压流不可压流 10.1 气动特性估算气动特性估算 相对厚度相对厚度 相对弯度相对弯度 迎角迎角 t t f f 上式表明，由于压缩性的影响，实际翼型（可上式表明，由于压缩性的影响，实际翼型（可 压流）的厚度、弯度和迎角都比不可压流翼型变压流）的厚度、弯度和迎角都比不可压流翼型变 大了。大了。 t f tf 10.1 气动特性估算气动特性估算 后掠角后掠角 或者或者 展弦比展弦比 尖削比尖削比 1 tantan tantan 上式表明，

13、亚声速（可压流）机翼与不可压上式表明，亚声速（可压流）机翼与不可压 流机翼相比，后掠角减小，展弦比增大，而尖流机翼相比，后掠角减小，展弦比增大，而尖 削比不变。削比不变。 对于机翼的平面几何参数间的关系为对于机翼的平面几何参数间的关系为: 可压流可压流 不可压流不可压流 10.1 气动特性估算气动特性估算 v升力系数计算升力系数计算 l 1)机翼机翼 选用翼型选用翼型NACA64A206： jy, 0 ,L C min,djyc=-1.5=0.079 =0.0061（Re=1.6106） 飞行雷诺数计算：飞行雷诺数计算： 初步取巡航飞行高度初步取巡航飞行高度H=11km，查表得到该高，查表得到

14、该高 度上的大气密度、粘性系数。度上的大气密度、粘性系数。 2 34 0.363920.03711 kgkg s mm 6 2 1.4496 10 kg s m 10.1 气动特性估算气动特性估算 22 24000246.5 =246.5/ ,0.835 0.03711 70.98 0.3295.07 Ld G Vm s Ma SC 7 6 0.03711 246.5 6.312 3.983 10 1.4496 10 A e Vc R 飞行速度可取战技指标要求的巡航速度，也可以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根据翼型的设计升力系数，以及飞机

15、半油重量计 算得到典型飞行速度：算得到典型飞行速度： 10.1 气动特性估算气动特性估算 u(1)焦点计算焦点计算 机翼的焦点可由下式近似计算（叶格尔著机翼的焦点可由下式近似计算（叶格尔著飞机飞机 设计设计p425441）：）： 2 , 1 1 2 4 av f jy t x ,f jyx F-22A： =0.2482 中等厚度机翼翼型的焦点到平均气动弦前缘的相对距离： 0 1 k av tt t av t 0 t k t 式中， -机翼的平均相对厚度 -内翼相对厚度 -外翼相对厚度 10.1 气动特性估算气动特性估算 机翼的焦点到平均气动弦前缘的相对距离： 1 , 2 1 0.0331 1.

16、7 1 f jyf jy Atg xx ,f jyx =0.2482+0.0309=0.2791F-22A： 机翼焦点到机头的距离： , A f jycf jyA xxxc F-22A：8.528m+0.27916.312m=10.29m 10.1 气动特性估算气动特性估算 u(2)升力线斜率计算升力线斜率计算 翼型升力线斜率（空气动力学 陈再新 刘福长 鲍国华著，P125） , 1.8 (1 0.8 ) L Ct （1/rad） F-22A：计算5.926（1/rad）=0.1034 （1/） 翼型数据0.079 10.1 气动特性估算气动特性估算 机翼升力线斜率机翼升力线斜率 其中其中 因

17、此因此 , 2 2 12 2 2 241 e Ljy SA C S tg A k , 0.079 57.3 22 L C k 22 11 0.8477M =1.7212(1/rad)=0.03004(1/) =0.6334 =0.7204 , 2 2 2 22.41836.758 70.98 2.418 0.633416.84 241 0.72040.6334 Ljy C tg 10.1 气动特性估算气动特性估算 机翼零升迎角机翼零升迎角 0,0, 12 31 jyjy 0,0,jyjy =-1.5 )( , 0,jyjyjyLjyL CC , 0.03004(2.5) L jy C 取机翼安

18、装角取机翼安装角=1，则机翼升力系数，则机翼升力系数 10.1 气动特性估算气动特性估算 l2）机身）机身 图图2 F-22机身与平尾气动参数估算图机身与平尾气动参数估算图 10.1 气动特性估算气动特性估算 u(1)焦点计算焦点计算 机身只考虑机头部分的影响（机翼以前的部分 机身），按细长旋成体计算，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 jt l , 2 3 f jsjt xl jt l=8.207m， , 2 3 f jsjt xl=5.471m 10.1 气动特性估算气动特性估算 u(2)升力线斜率计算升力线斜率计算 计算机身的

19、升力时将其看成是细长体当量旋成体， 其升力线斜率为 jsL C ,=2（1/弧度 ）=0.035(1/度) （参考面积为机身最大截面积） 10.1 气动特性估算气动特性估算 l3）平尾）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。 u (1)基本参数计算基本参数计算 计算方法与机翼类似。 ,L C mindc F x lj pw b 0,pw ,js pw b 10.1 气动特性估算气动特性估算 =1.347m =10.778 m2 =3.696m =5.971m

20、 =12.730m =0.2256 , 0, , pwr pwjs pw t pw pw pwjs pw b cbc bb c , 0, t pw pw c c 1,pwt pw cc , e pw S , , , 2 e pw r pwt pw pwjs pw S bb cc 0,pw c x 10.1 气动特性估算气动特性估算 = 3.659 m =4.146 m =1.660 m =14.199m =30.78m2 =2.300 pwpwpw Sbc 2 pw pw b A S ,0, 0 A pwpwA pw ccc xxytg 2 , 0, 21 31 A pw pw c c , 1

21、2 61 A pw pw c b y 0, 1 2 pwpw cc 10.1 气动特性估算气动特性估算 =41.5 =32.71 =21.79 =-4.86 2 10 2 4 3 1 41 tgtg A 2 10 2 2 3 1 21 tgtg A 2 10 2 3 1 1 tgtg A 0 10.1 气动特性估算气动特性估算 (2) 升力线斜率计算升力线斜率计算 平尾的零升迎角 ，平尾安装角 =-3， 平尾升力系数 )( , 0,pwpwpwLpwL CC pw, 0 pw 2 1 0.8477 =0.6334 , 0.103 57.296 22 L C k =0.9392 10.1 气动特

22、性估算气动特性估算 , 2 2 2 22.310.778 30.78 2.3 0.633421.79 241 0.93920.6334 Lpw C tg ,0, ()0.01874(3) L pwLpwpwpw CC =1.0735(1/rad) （以平尾面积为参考面积） =0.01874(1/) 10.1 气动特性估算气动特性估算 u(3)焦点计算焦点计算 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 。 =14.199m+0.254. 146m=15.236m F-22A平尾焦点到机头的距离： , , A pw f pwcf pwA pw xxxc p

23、wf x , 10.1 气动特性估算气动特性估算 v阻力系数计算阻力系数计算 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。对于平尾： l 1）机翼和平尾 阻力系数一般表达式（飞机设计基本原理，P195） ,7 6 0.03711 246.5 4.146 2.616 10 1.4496 10 A pw e Vc R 10.1 气动特性估算气动特性估算 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）； 22 min0 () ddLLL CCk Ck C

24、C mindc 2 L k C 2 0LL k CC cL0 时的升力系数； 0 另外：另外：诱导阻力仅考虑机翼和平尾的贡献。 10.1 气动特性估算气动特性估算 机翼零升阻力计算(Datacom 4.1.5.1) 4 min, 212100() djyFavav CCtt 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2CF。从而算出 。 其中， ：平板摩阻系数 ：当量机翼平均厚度 F C av t 0 T x cT xx min,djyc 10.1 气动特性估算气动特性估算 10.1 气动特性估算气动特性估

25、算 根据翼型数据， 的值为： 机翼：0.0061（Re=1.6106） 平尾：0.0052（Re=9106） min,djyc 根据计算， 的值为： 机翼：0.0037（Re=3.7107） 平尾：0.004485（Re=2.4107） min,djyc 以上最小阻力系数的参考面积为各自翼面面积。 10.1 气动特性估算气动特性估算 0.68 1.78(1 0.045)0.64eA 诱导阻力有两种计算方法：诱导阻力有两种计算方法： u（1）公式方法）公式方法 升致阻力因子 1 k A e 对于平直机翼： 对于后掠机翼： 0.680.15 0 4.61(1 0.045)(cos)3.1eA 10

26、.1 气动特性估算气动特性估算 计算结果如图所示。 机翼：k=0.1382，平尾：k=0.1435。 10.1 气动特性估算气动特性估算 u（2）图表方法）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：k=0.1316 平尾：k=0.1384 1 k A 1 1 10.1 气动特性估算气动特性估算 按公式方法计算总升致诱导阻力（机翼+平尾） 30.78 0.13820.14350.2004 70.98 k 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

27、取 。则 总粘性诱导阻力（机翼+平尾） 01. 0 k 30.78 0.010.010.01434 70.98 k （机翼+平尾）诱导阻力系数的参考面积为当 量机翼面积。 10.1 气动特性估算气动特性估算 l2）机身（）机身（datacom 4.2.3.1） 图3 F-22机身气动参数估算图 10.1 气动特性估算气动特性估算 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， =4.53m2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 。 js e VL R js L max S js S d max, 4

28、 js L d s sjr max js L d s sjr max =6.8 =22.53 由上式计算得到机身的零升阻力系数： Cdmin,js=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。 10.1 气动特性估算气动特性估算 根据2CFRE图可查出机身平板的摩擦系数 2CF=0.0043。 , 33 min, 2 max 1.57 1.021 jr js F djs js js C L L d d s c s 10.1 气动特性估算气动特性估算 v全机的气动特性计算全机的气动特性计算 l升力特性升力特性 00 max, ,0,0, , )( )()( LLL j

29、s jsL pw pwpwpwLjyjyjyL jsLpwLjyLL CCC S S C S S CC CCCC 30.784.53 0.03004(2.5)0.01874(3)0.035 70.9870.98 0.03004(2.5)0.008126(3)0.002234 0.040400.050720.04040(1.255) L C 10.1 气动特性估算气动特性估算 l阻力特性阻力特性 minmin,min,min,min, pwjs cw ddjydpwdcwdjs SS S SSS CCCCC min 30.784.53 0.00370.0044852.50.0547 70.987

30、0.98 0.00370.0052580.003490.01248 dC 式中，系数2.5考虑了垂直尾翼的零升阻力。 10.1 气动特性估算气动特性估算 l极曲线极曲线 22 min0 () ddLLL CCk Ck CC 22 2 1.1 0.012480.20040.01434(0.05072) 0.2147(0.003388)0.01376 dLL L CCC C 式中，系数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。 10.1 气动特性估算气动特性估算 10.1 气动特性估算气动特性估算 l全机的焦点和重心后限位置计算全机的焦点和重心后限位置计算 , 1 pwjs LfLjyf jyHLpw

31、f pwLjsf js SS CxCxk CxCx SS 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，一般可取0.05。 H H q k q 0.95 H k 0.0404 0.03004 10.290.95 0.0081261 0.0515.2360.002246 5.471 f x f x=10.72m 10.1 气动特性估算气动特性估算 10.1 气动特性估算气动特性估算 焦点相对于平均气动弦的位置为： ()/ A ffcA xxxc f x =0.3473 取 ，则重心后限位于 处，即重 心后限距机头： 1 . 0 L m C C (0.1) gfA xxc

32、(0.1) A gcfA xxxc g x =10.09m 10.1 气动特性估算气动特性估算 v全机横侧静导数计算全机横侧静导数计算 l 几何参数 如前所述。 l 侧力导数 机身： 垂直尾翼： 全机： ,Lcw C max , 2 cw LLcw SS CC SS L C max , 2 Ljs S C S 10.1 气动特性估算气动特性估算 坐标坐标 轴轴 方向方向 力系数力系数 转动自转动自 由度由度 力矩系数力矩系数 x向前向前,推力推力 CT,阻力阻力CD (滚转滚转) y向右向右 CY (俯仰俯仰) Cm (负值负值 为稳定为稳定) z向下向下 CL ( (偏航偏航) ) 体轴系体

33、轴系 x z y 10.1 气动特性估算气动特性估算 坐标坐标 轴轴 方向方向转动自由转动自由 度度 力矩系数力矩系数 X向来向来 流流 (滚转滚转) 向右滚正向右滚正 Cl (负值 负值 为稳定为稳定) Y向右向右(俯仰俯仰) 抬头为正抬头为正 Cm (负值负值 为稳定为稳定) Z向下向下( (偏航偏航) ) 来流向左来流向左 偏偏为为正正 Cn (负值 负值 为稳定为稳定) 风轴系风轴系 10.1 气动特性估算气动特性估算 l滚转力矩导数滚转力矩导数 l C 2 011, 22 11 . .cos.sin. 22 cw llLLLcw V CTCT CCCCC b z yy k 式中 侧滑

34、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。 0l C 12 31 CT y ,Lcw C Vk cwz 10.1 气动特性估算气动特性估算 左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来），左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来）， 侧滑角侧滑角 为正；此时如果为正；此时如果 为负，则导数为负，则导数 负，则飞机为横滚稳定。负，则飞机为横滚稳定。 l C l l C C 当当 为负时，飞机为偏航稳定。为负时，飞机为

35、偏航稳定。 10.1 气动特性估算气动特性估算 l偏航力矩导数偏航力矩导数 只考虑机身和垂尾影响。只考虑机身和垂尾影响。 机身侧力系数机身侧力系数 ： 垂直尾翼侧力系数：垂直尾翼侧力系数： n C max , 2 Ljs S C S ,Lcw C g x , , 2 3 gjt jtgf cw cw nLjsLcw xl Sxx S CCC SbSb n n C C 重心距机头重心距机头 ，则偏航力矩系数：，则偏航力矩系数： 10.2 稳定性与操纵性分析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

36、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。 10.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 v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

37、-0.02， 对于重型飞机取-0.15。更确切的要求应按规范来定。 m gf L C xx C 10.2 稳定性与操纵性分析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。 maxmingg xx maxmingg xx 10.2 稳定性与操纵性分析稳定

38、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。 10.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 实线实线平直机平直机 翼翼 虚线虚线45后后 掠机翼掠机翼 点划线点划线前缘前缘 后掠后掠63.5三三 角机翼角机翼 10.2 稳定性与操纵

39、性分析稳定性与操纵性分析 l 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。 10.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 v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 c mmcA CCqSc c m C c 式中， 平尾力矩导数； 平尾偏度变化量。 , 11 c pwf pw mHLHHL A Sx Ck CAk C Sc 平尾的尾容量。 H A 10.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 飞机的操纵

40、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： c mL ee L zme CCdxdx C dnCd 10.2 稳定性与操纵性分析稳定性与操纵性分析 对于杆力梯度，对人力操纵的飞机： , e c mL ee LpwA pwpw zmH CCdFd C qS cC dnCdx 对于用不可逆助力操纵的飞机： eee zez dFdF dx dndx dn 10.2 稳定性与操纵性分析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

41、统，以得到在所有飞行范围内都合适 的杆力、杆位移梯度。 e z dx dn e e dF dx 10.2 稳定性与操纵性分析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）时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 机翼产生的气动力矩、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 0 c m mcALALTT L C CqScC qScGC qSxh C 10.2 稳定性与操纵性分析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

42、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%。 10.2 稳定性与操纵性分析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。 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。 10.3 动力特性估算动力特性估算 v动力装置分类动力装置分类 l 活塞螺旋桨活塞螺旋桨 l

43、 涡轮喷气涡轮喷气 l 涡轮风扇涡轮风扇 l 涡轮螺旋桨、涡轮桨扇涡轮螺旋桨、涡轮桨扇 l 冲压喷气、液体火箭冲压喷气、液体火箭 10.3 动力特性估算动力特性估算 vFJ-44小型涡扇发动机小型涡扇发动机 10.3 动力特性估算动力特性估算 FJ44发动机工作和起动包线 10.3 动力特性估算动力特性估算 2 0,0 11 H11km0.393exp1 0.460.44 6.336 H PPMaMa 时， v涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的推力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：可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度： 式中 0高度、

44、0速度下的推力（台架推力） 0,0 P 3.27481 2 0,0 1111 0.460.44 44.3 H HkmPPMaMa 时， 10.3 动力特性估算动力特性估算 10.3 动力特性估算动力特性估算 10.3 动力特性估算动力特性估算 v涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的耗油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：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） (0,0)e C 0.574155 2 (0,0) H11km11 0.5450.162 44.3 H11km11km ee H

45、CCMaMa 时， 时，耗油率与高度下相同 10.3 动力特性估算动力特性估算 10.3 动力特性估算动力特性估算 10.3 动力特性估算动力特性估算 10.4 飞行性能估算飞行性能估算 v飞机性能及飞行包线计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，续航 性能，起飞、着陆性能和任务剖面等。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 v飞行包线 l 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。 l 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，

46、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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p1.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； （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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.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： （1）在给定构型

47、、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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p3.最小机动速度最小机动速度 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。 ,L s C 最大配平升力系数； 失速速度； 飞机重量。 s v , 2 s L s G v CS G 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p4.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

48、动力装置推力特性、使用状态、飞 机气动和重量特性。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 v平飞需用推力（功率）和最大平飞速度 p1.平飞需用推力 l （1）计算公式 飞机平飞需用推力可用飞机阻力来计算： l （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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 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。 2 ,0,Re, ()

49、 DDiLDD c DqS CC CCC 2 1 2 qV S ,0D C Di C ,ReD C ,D c C L C 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.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。 l （1）计算公式 需用功率，W； 速度，km/h； 升阻比。 l （2）计算方法 270 H x vG P K x P H v K 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.最大平飞速度 l 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

50、平飞 速度，其左侧的交点一般为飞机最小平飞速度。 l 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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 v升限计算 p1.定义 l （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。 l （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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.升限的工程计算升限的工程计算 l （1）计算公式）计算公式 2

51、 2 2 1 2 1.4 0.7 HL HH H aL V SCG pRT akRT k G p MSC 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。 H p 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 在小迎角（ 0.3）时 升致阻力系数 只与 马赫数有关，可由飞 机爬升角为的条件 计算升力系数。 2 0 2 0 2 0 cos sin sintan ()0 4() FDdiLL diLLFD LdiFD LG FDG GLL FDL CCC CC C CCCC CCCC ,maxy V V di C L C 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 如果在计算

52、的升限下，飞机升力系数比较大 （ 0.3），升致阻力系数 与马赫数和 有关， 可由下式计算阻力系数，并由极曲线计算升力系 数。 ,max ,Re, y DpDD c V G CCCC VqS di C L C L C 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 l （2）计算方法 l 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 的定义确定Vy,max，给定一系列计算速度。 l 2）假定一个升限，计算或查表得到CD,0， ， CD,c，CD,Re，CF。代入前述公式可求得 值。 l 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。 l 4）

53、重复前述23的过程，直到两次计算得到的升 限高度值接近。 di C L C 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 l机动性能计算机动性能计算 l 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。 l 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。 l 为了便于对比，常把50%机内燃油的飞机重量作 为计算重量。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 v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

54、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。 p（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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 cos sin 3600 hT FDdV g dtG FLG dx V dt qdm dt h q 为燃油消耗量，kg 为单位小时的耗油量，kg/h T m 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 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： 1 3600 x ii i h T Vgnt VVV xV t q mt p（2）计算方法 由于飞机加速过

55、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。 通常（+）是小量，因 此有关公式可简化为 x dVFD ggn dtG LG 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 v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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p1.定常盘旋性能计算 l （1）计算公式 盘旋半径 2 2 2 2 cos sin cos1 sin 1 z z z LG

56、G V L gR n V n gR V R g n 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 盘旋一周的时间 盘旋角速度 盘旋过载 2 2 1 z V t g n 2 1 57.3/ z g n s V , L z L pf C n C 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 式中： 盘旋状态飞机升力系 数 平飞升力系数 0,Re,FDDD c L di CCCC C C ,L pf G C qS 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 l （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 ；

57、 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。 ,Re,DFDD c CCCC 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.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。 l （1）计算公式 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 式中： 飞机滚转角； 转弯角（rad） 2 , cos 1 cos sin 1 cos s s z s s L z sL pf dVFD g dtG LG dg n dtV dx V

58、dt dy V dt C n C s s 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 l （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： ,max, / zLL pf nCC 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：,maxzz nn 1/cos zs n ,max, / zLL pf nCC 10.4 飞机性能估飞机性能估 算算 p3.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

59、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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 v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。 p1.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。 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 l （1）计算公式 l （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 ,0,Re

60、,DDD c z FqS CCC FD VVV GG , 1 , / sin (/) cos 3600 z i i iz iz iii h T ii FD VV G tH V VV xVt q mt 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 p2.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。 , 1 ii z ii i FDVV VV gHG 1 cos iii i iii FD Vt G VVV 10.4 飞机性能估算飞机性能估算 v续航性能计算续航性能计算