飞机性能综合分析与评估

1、会计学1飞机性能综合分析与评估飞机性能综合分析与评估第1页/共139页2第2页/共139页3第十一讲 飞机性能综合分析与评估 n11.2 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 n11.3 动力特性估算 n11.4 飞行性能估算第3页/共139页4第4页/共139页5第5页/共139页6jy第6页/共139页7maxS,js fushiS,js ceshiS,jt fushiS,jt ceshiSjtljsL第7页/共139页8 水平尾翼 垂直尾翼pwScwSpwlcwl, . .pw a cb, . .cw a cbpwcwpwcwpwpw第8页/共139页9第9页

2、/共139页101tbbbbtjserllS2F-22A1.607 6.735 第10页/共139页11eSljsltb第11页/共139页12rjstojslbl bllbF-22A9.23m6.310m5.7440.17415.418 0bxbbtobbot210 bb第12页/共139页13F-22A6.312m2.507m8.528m82.69m2 2.075 11322.bocab126.lzca0.0tgzxxcabcablSSl2第13页/共139页14210241 3141tgtg 210221 3121tgtg 2102311tgtg F-22A：30.70,16.84,-1

3、5.60 第14页/共139页15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： cf cf第15页/共139页16ccff 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:第16页/共1

4、39页17tantan1tantan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。 第17页/共139页18jy, 0,LCmin,djyc=-1.5=0.079=0.0061（Re=1.6106） 第18页/共139页1922*24000=0.03711*82.69*0.3LDGVsc760.03711*228.3*6.3123.690 101.4496 10AeVbR=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

5、，以及飞机半油重量计算得到典型飞行速度： 第19页/共139页202,1,211 2() 411.70.033()1f jycpf jyf jytgxcxx,f jyx,f jyxF-22A：=0.2482=0.2482+0.0309=0.2791第20页/共139页21,f jyx,f jyx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 10ccckcpccpc0ck式中，-机翼的平均相对厚度-内翼相对厚度-外翼相对厚度 第21页/共139页22机翼焦点到机头的距离：0,f jybf jyAxxxbF-22A：8.528m+0.2791*6.

6、312m=10.29mu(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） )8 . 01 (8 . 1,cCL（1/rad） F-22A：计算5.926（1/rad）=0.1034，数据0.079 第22页/共139页23,221222241eLjySCStgk2,LCk21M21 0.8477=0.02088(1/) ,LjyC=0.63340.079*57.32k=0.7204 第23页/共139页240,0,231jyjy0,0,jyjy=-1.5 )(, 0,jyjyjyLjyLCC,0.02088(2.5)L jyC第24页/共139页25图2 F

7、-22机身与平尾气动参数估算图 第25页/共139页26jtl,23f jsjtxljtl=8.207m， ,23f jsjtxl=5.471m 第26页/共139页27jsLC,=2（1/弧度 ）=0.035(1/度) （参考面积为机身最大截面积） 第27页/共139页28,LCmindcFxljpwfx,pwl0,pw,js pwl第28页/共139页29rjstojslbl bllbbbtobbot1,pwt pwbb, e pwS,2e pwrtpwjs pwSllbb第29页/共139页30, . .pwpwpw a cSlb2pwpwlS. .0,. .0a cpw bpw ba

8、cxxztg2, . .2131pw a cobb, . .261pw a clz第30页/共139页31210241 3141tgtg 210221 3121tgtg 2102311tgtg 第31页/共139页32)(, 0,pwpwpwLpwLCCpw, 0pw21 0.8477=0.6334 2,LCk=0.9392 第32页/共139页33,221222241e pwLpwpwSCStgk,0,()0.01518(3)L pwLpwpwpwCC=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

9、离： . .,a cf pwpw bf pwAxxxb第33页/共139页34第34页/共139页35202min)(LLLddCCkACCC mindc2LAC20)(ccLLk cL0时的升力系数；0另外：诱导阻力仅考虑机翼的贡献。 第35页/共139页36)(10021 24min,cccccpcpfjyd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 cfccp0TxcTxx min,djyc第36页/共139页37第37页/共139页38根据翼型数

10、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=3107） min,djyc第38页/共139页3964. 0)045. 01 (78. 168. 0e诱导阻力有两种计算方法： u（1）公式方法 升致阻力因子 eA1对于平直机翼： 对于后掠机翼：1 . 3)(cos045. 01 (61. 415. 0068. 0e第39页/共139页40第40页/共139页411A11第41页/共139页4234.880.15340.1569*0.219

11、682.69A 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 01. 0 k34.880.010.01*0.0142282.69k 以上各参数的参考面积均为当量机翼面积。 第42页/共139页43图3 F-22机身气动参数估算图 第43页/共139页44jseVLRjsLmaxSjsSdmax,4jsLdssjrmaxjsLdssjrmax=6.8 =22.53 第44页/共139页45,33min2max1.571.021jr jsdfjsjsLLddsccs第45页/共139页4600max,0,0,)()()(LLLjsjsLpwpwpwp

12、wLjyjyjyLjsLpwLjyLLCCCSSCSSCCCCCC0.02088(2.5)0.00640(3)0.001920.029200.03300.02920(1.13)LC第46页/共139页47minmin,min,min,min,pwjscwddjydpwdcwdjsSSSSSScccccmin34.884.530.00370.004485*2.50.0547*82.6982.690.01143dc式中，系数2.5考虑了垂直尾翼的零升阻力。第47页/共139页48202min)(LLLddCCkACCC 2221.1*0.011430.21960.01422(0.033)0.233

13、8(0.002)0.01258dLLLCCCC式中，系数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。 第48页/共139页49第49页/共139页50,1pwjsLfLjyf jyHLpwf pwLjsf jsSSCxCxk CxCxSS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。 HHqkq0.95Hk0.0292*0.02088*10.290.95*0.0064* 1 0.05 *15.2360.00192*5.471fx fx=10.732m 第50页/共139页51./ )(cacaffbxxxfx=0.349 取 ，则重心后限位于 倍的 处，即重心后限距机头：1

14、. 0LmCC) 1 . 0(fx.cab.) 1 . 0(cafcagbxxxgx=10.10m 第51页/共139页52max,2LjsSCS,LcwCmax,2cwLLcwSSCCSSLC第52页/共139页53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向后向后,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向上向上CL( (偏航偏航) )体轴系第53页/共139页54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(正值正值为稳定为稳定)Y向右向右(俯仰

15、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正偏正Cn(负值负值为稳定为稳定)风轴系第54页/共139页55lC2011,2211. .cos.sin.22cwllLLLcwCTCTVCCCCClykzz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。 0lC1231zCT,LcwCVkcwy第55页/共139页56lCllCC第56页/共139

16、页57nCmax,2LjsSCS,LcwCgx,23gjtjtgf cwcwnLjsLcwxlSxxSCCCSlSlnnCC第57页/共139页58第58页/共139页59第59页/共139页60mgfLCxxC第60页/共139页61maxminggxxmaxminggxx第61页/共139页62第62页/共139页63第63页/共139页64第64页/共139页65. .ezma cMCqSbemC式中，平尾效率导数；平尾偏度变化量。 第65页/共139页66,. .11epwf pwmHLHHLa cSxCk CAk CSb HAmLeeLzmeCCdxdxCdnCd 第66页/共139

17、页67,emLeeLpwpwpwzmHCCdFdC qS b CdnCdx 对于用不可逆助力操纵的飞机： eeezezdFdF dxdndx dn第67页/共139页68ezdxdneedFdx第68页/共139页69. . .0emea cma cLTTCqSbC qSbGC qSxh第69页/共139页70第70页/共139页71第71页/共139页72第72页/共139页73第73页/共139页74FJ44发动机工作和起动包线 第74页/共139页7520,011H11km0.393exp1 0.460.446.336HPPMaMa时，v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

18、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）0,0P3.2748120,011110.460.4444.3HHkmPPMaMa时，第75页/共139页76式中，0高度、0速度下的耗油率（台架耗油率）(0,0)eC0.5741552(0,0)H11km11 0.5450.16244.3H11km11kmeeHCCMaMa时，时，耗油率与高度下相同第76页/共139页77第77页/共139页78第78页/共139页79第79页/共139页80第80页/共139页81第81页/共139页82第82页/共139页83第83页/共139页84第84页/共139页85,L s

19、C最大配平升力系数；失速速度；飞机重量。sv,2sL sGvCSG第85页/共139页86第86页/共139页87第87页/共139页882,0,Re,()DLDD cDqS CACCC212qvS,0DCA,ReDC,D cCLC第88页/共139页89第89页/共139页90第90页/共139页91270HxvGPKxPHvKl （2）计算方法第91页/共139页92第92页/共139页93第93页/共139页94第94页/共139页95222121.40.7HLHHHaLv SCGpRTakRTkGpMSC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。Hp

20、第95页/共139页96202020cossinsintan()04 ()FDLLLLFDLFDYGFDGGYYFDYCCACCACCCCCA CC ,maxyvv第96页/共139页97,max,Re,yDpDD cvGCCCCvqS第97页/共139页98第98页/共139页99第99页/共139页100第100页/共139页101第101页/共139页102cossin3600hTFDdvgdtGFLGdxvdtqdmdtxdvFDggndtGLGhq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/hTm第102页/共139页1033600 xhTvtg

21、nxv tqmt p（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。第103页/共139页104第104页/共139页1052222cossincos1sin1zzzLGG vLg RnvngRvRg n第105页/共139页106221zvtg n 2157.3/zg nsv,LzL pfCnC第106页/共139页1070,Re,FDDD cLCCCCCA,L pfGCqS第107页/共139页108l （2）计算方法l 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。l 当在小升力系数范

22、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。l 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,DpDD cCCCC第108页/共139页109第109页/共139页1102,cos1cossin1/cos/sszsszsLL pfdvFDgdtGLGdgndtvdxvdtdyvdtnCC ss第110页/共139页111,max,/zLL pfnCC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：,maxzznn1/coszsn,max,/zLL pfnCC第111页/共139页112第11

23、2页/共139页113第113页/共139页114,0,Re,DDD cyFqS CCCFDvvvGG,/arcsin(/ )cos3600y iiiyiyiiihT iiFDvvGtH vvvxvtqmt 第114页/共139页115,1iiy iiiFDvvvvgHG1cosiiiiiiiFDvtGvvv第115页/共139页116第116页/共139页117第117页/共139页118TpfkekmlqCDqv第118页/共139页119TmkqeC1211FF2F1F第119页/共139页1202,0,Re,DLDD cDqS CACCC巡航段的平均飞行重量飞机升力系数pjLGCqSp

24、jG第120页/共139页121DF第121页/共139页122TpfhehmtqCqD第122页/共139页123第123页/共139页124第124页/共139页125,max2sin()1.21.2 3.6/ldsLGFvvkm hSC第125页/共139页126,2sin()3.6/ldL ldGFvkm hSCl 受擦尾角、飞行员视界限制的离地速度sv,maxLC,L ldC第126页/共139页127摩擦系数f=0.030.05三轮滑跑升力系数动力装置推力，取70%离地速度时的值,0LCF21,01ln2,2/ldLDabvlgbaFaf bfCCGG S第127页/共139页1282,23L ldGlSC 12qhlll第128页/共139页129,23.6jdL ldGvKSC式中：接地速度，km/h接地时的升力系数地面效应影响因素，一般取0.900.95K,L ldCjdv第129页/共139页1302211222