1、 飛機系飛機系 航空科學與工程學院航空科學與工程學院 飛機總體設計飛機總體設計 第十講第十講 第十講第十講 飛機性能綜合分析與評估飛機性能綜合分析與評估 n10.0飛機性能綜合分析與評估的重要性飛機性能綜合分析與評估的重要性 n10.1 氣動特性估算氣動特性估算 飛機的總體參數飛機的總體參數 當量機翼參數計算當量機翼參數計算 縱向氣動特性計算縱向氣動特性計算 全機橫側靜導數計算全機橫側靜導數計算 第十講第十講 飛機性能綜合分析與評估飛機性能綜合分析與評估 n10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 縱向動穩定性縱向動穩定性 縱向操縱性縱向操縱性 n10.3 動力特性估算動力特性估算 n1

2、0.4 飛行性能估算飛行性能估算 第十講第十講 飛機性能綜合分析與評估飛機性能綜合分析與評估 n10.0飛機性能綜合分析與評估的重要性飛機性能綜合分析與評估的重要性 v概念設計概念設計 飛機的布局與構型、主要參數選擇飛機的布局與構型、主要參數選擇 發動機、裝載的布置發動機、裝載的布置 三面圖三面圖 初步估算性能初步估算性能 方案評估、方案優化方案評估、方案優化 設設計計要要求求 技技術術可可用用性性 概概念念草草圖圖 初初次次估估計計 的的參參數數選選擇擇 初初始始設設計計 初初始始分分析析 氣氣動動 重重量量 推推進進 參參數數選選擇擇與與 性性能能優優化化 修修正正設設計計 分分析析 氣氣

3、動動 重重量量 推推進進 操操穩穩性性 結結構構 費費用用 子子系系統統 細細化化的的參參數數選選擇擇與與 性性能能優優化化 新新概概念念構構思思 設設計計要要求求權權衡衡 初初步步設設計計 第十講第十講 飛機性能綜合分析與評估飛機性能綜合分析與評估 第十講第十講 飛機性能綜合分析與評估飛機性能綜合分析與評估 v初步設計初步設計 完整的幾何外形設計、三面圖和理論外形（三完整的幾何外形設計、三面圖和理論外形（三 維模型）維模型） 飛機總體布置圖飛機總體布置圖 重量重心、氣動特性重量重心、氣動特性 、飛行性能和操穩特性等、飛行性能和操穩特性等 的較精確計算的較精確計算 模型吹風試驗模型吹風試驗 1

4、0.1 氣動特性估算氣動特性估算 n10.1 氣動特性估算氣動特性估算 v飛機的總體參數飛機的總體參數 全機尺寸：機長，翼展，機高。全機尺寸：機長，翼展，機高。 F-22A：18.28m，13.1m 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 v 飛機的總體參數飛機的總體參數 外露機翼外露機翼F-22A 當量毛機翼當量毛機翼 面積（面積（m2） Se 36.758S 展長（展長（m）13.1b 展弦比展弦比A 平均氣動弦（平均氣動弦（m）cA 根弦長（根弦長（m）c0 尖弦長（尖弦長（m）c1 尖削比（梢根比）尖削比（梢根比） 前緣后掠角（前緣后掠角（） 041.50 后緣后掠角（后緣后掠角（） 1-

5、17.51 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 安裝角（相對水平基準線）安裝角（相對水平基準線） 上反角上反角 扭轉角扭轉角 翼型：翼型： NACA64A206 jy 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 機身機身F-22 最大橫切面積，（最大橫切面積，（m2）4.53 最大俯視投影面積，（最大俯視投影面積，（m2） 最大側視投影面積，（最大側視投影面積，（m2） 機頭俯視投影面積，（機頭俯視投影面積，（m2） 機頭側視投影面積，（機頭側視投影面積，（m2） 機頭長度，機身長，（機頭長度，機身長，（m）16.33 機身寬，（機身寬，（m）4.288 停機角（停機角（） max S ,js fus

6、hi S ,js ceshi S ,jt fushi S ,jt ceshi S jt l js b 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 面積，面積，m2 展長，展長，m 根弦長，根弦長，m 尖弦長，尖弦長，m 平均氣動弦長，平均氣動弦長，m 展弦比展弦比Aspect ratio 尖削比尖削比 前、后緣后掠角前、后緣后掠角() 翼型翼型 安裝角（傾斜角）安裝角（傾斜角）,() 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 氣動特性估算氣動特性估算 面積，面積，m2 外露部分外露部

7、分展長，展長，m 尖弦長，尖弦長，m 毛垂尾毛垂尾根弦長，根弦長，m 毛垂尾展長毛垂尾展長，m 毛垂尾根弦距離機頭毛垂尾根弦距離機頭 毛垂尾根弦距離對稱軸毛垂尾根弦距離對稱軸 前緣后掠角前緣后掠角() 翼型翼型 傾斜角傾斜角() 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 氣動特性估算氣動特性估算 v當量機翼參數計算當量機翼參數計算 利用俯視圖利用俯視圖 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 當量機翼 原機翼 計算并畫出當量機翼計算并畫出當量機翼 10.

8、1 氣動特性估算氣動特性估算 F-22A 機翼外露部分面積機翼外露部分面積 36.758m2 翼展翼展 13.1m 機身寬度機身寬度 4.288m 當量機翼尖梢弦長當量機翼尖梢弦長1.607m e S b js b t c 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 當量機翼尖弦長（當量機翼尖弦長（m） 根據當量機翼外露翼根據當量機翼外露翼 面積等于真實機翼外面積等于真實機翼外 露翼面積的條件露翼面積的條件 ,當當 量機翼外露部分的根量機翼外露部分的根 弦長度弦長度cr （m）：）： 1t cc 2 e rt js S bb cc F-22A 1.607 m 6.735 m 10.1 氣動特性估算氣動

9、特性估算 計算并畫出當量的毛機翼計算并畫出當量的毛機翼 平均氣動弦 幾何弦 當量機翼的毛機翼 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 當量機翼毛機翼根弦長當量機翼毛機翼根弦長 （c0） 當量機翼毛機翼根弦距當量機翼毛機翼根弦距 離機頭離機頭 尖削比（梢根比尖削比（梢根比 ） 當量機翼平均幾何弦長當量機翼平均幾何弦長 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 氣動特性估算氣動特性估算 當量機翼的平當量機翼的平 均氣動弦長均氣動弦長 平均氣動弦的平均氣動弦的 展向位置展向位置 平均

10、氣動弦前平均氣動弦前 緣至機頭距離緣至機頭距離 當量機翼幾何當量機翼幾何 面積面積(參考面積參考面積) 機翼的展弦比機翼的展弦比 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 氣動特性估算氣動特性估算 當量機翼的當量機翼的 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 氣動特性估算氣動特性估算 v縱向氣動特性計算縱向氣動特性計算 將薄翼型的亞聲速擾流圖畫與不可壓流的擾將薄翼型的亞聲速擾流圖畫與不可壓流的擾 流圖畫相比可見，它們在流動性質上沒有本質的流圖畫相比可見，它們在流動性質上沒有本質的 不同，只在數量上有一定的差別。因此，如果知不同，只在數量上有一定的差別。因此，如果知 道了低速（不可壓流）氣動特性，就可以通過一道了低速（不可壓流）氣動特性，就可以通過一 定關系，求得它們的亞聲速（可壓流）氣動特性。定關系，求得它們的亞聲速（可壓流）氣動特性。 2 1Ma 設對于不可壓流翼型的幾何參數為設對于不可壓流翼型的幾何參數

12、為 、 和迎角和迎角 ， 亞聲速翼型的幾何參數為亞聲速翼型的幾何參數為 、 和迎角和迎角 ，則這種關系，則這種關系 對于薄翼型是：對于薄翼型是：可壓流可壓流 不可壓流不可壓流 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 相對厚度相對厚度 相對彎度相對彎度 迎角迎角 t t f f 上式表明，由于壓縮性的影響，實際翼型（可上式表明，由于壓縮性的影響，實際翼型（可 壓流）的厚度、彎度和迎角都比不可壓流翼型變壓流）的厚度、彎度和迎角都比不可壓流翼型變 大了。大了。 t f tf 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 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、亞聲速（可壓流）機翼與不可壓上式表明，亞聲速（可壓流）機翼與不可壓 流機翼相比，后掠角減小，展弦比增大，而尖流機翼相比，后掠角減小，展弦比增大，而尖 削比不變。削比不變。 對于機翼的平面幾何參數間的關系為對于機翼的平面幾何參數間的關系為: 可壓流可壓流 不可壓流不可壓流 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 v升力系數計算升力系數計算 l 1)機翼機翼 選用翼型選用翼型NACA64A206： jy, 0 ,L C min,djyc=-1.5=0.079 =0.0061（Re=1.6106） 飛行雷諾數計算：飛行雷諾數計算： 初步取巡航飛行高度初步取巡航飛行高度H=11km，查表得到該高，查表得到

14、該高 度上的大氣密度、粘性系數。度上的大氣密度、粘性系數。 2 34 0.363920.03711 kgkg s mm 6 2 1.4496 10 kg s m 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 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 飛行速度可取戰技指標要求的巡航速度，也可以飛行速度可取戰技指標要求的巡航速度，也可以 根據翼型的設計升力系數，以及飛機半油重量計根據翼型的設計升力系數，以及飛機

15、半油重量計 算得到典型飛行速度：算得到典型飛行速度： 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 u(1)焦點計算焦點計算 機翼的焦點可由下式近似計算（葉格爾著機翼的焦點可由下式近似計算（葉格爾著飛機飛機 設計設計p425441）：）： 2 , 1 1 2 4 av f jy t x ,f jyx F-22A： =0.2482 中等厚度機翼翼型的焦點到平均氣動弦前緣的相對距離： 0 1 k av tt t av t 0 t k t 式中， -機翼的平均相對厚度 -內翼相對厚度 -外翼相對厚度 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 機翼的焦點到平均氣動弦前緣的相對距離： 1 , 2 1 0.0331 1.

16、7 1 f jyf jy Atg xx ,f jyx =0.2482+0.0309=0.2791F-22A： 機翼焦點到機頭的距離： , A f jycf jyA xxxc F-22A：8.528m+0.27916.312m=10.29m 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 u(2)升力線斜率計算升力線斜率計算 翼型升力線斜率（空氣動力學 陳再新 劉福長 鮑國華著，P125） , 1.8 (1 0.8 ) L Ct （1/rad） F-22A：計算5.926（1/rad）=0.1034 （1/） 翼型數據0.079 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 機翼升力線斜率機翼升力線斜率 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 氣動特性估算氣動特性估算 機翼零升迎角機翼零升迎角 0,0, 12 31 jyjy 0,0,jyjy =-1.5 )( , 0,jyjyjyLjyL CC , 0.03004(2.5) L jy C 取機翼安

18、裝角取機翼安裝角=1，則機翼升力系數，則機翼升力系數 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 l2）機身）機身 圖圖2 F-22機身與平尾氣動參數估算圖機身與平尾氣動參數估算圖 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 u(1)焦點計算焦點計算 機身只考慮機頭部分的影響（機翼以前的部分 機身），按細長旋成體計算，其焦點位置到機頭距 離是機頭長度的2/3。因此，假設機身頭部長度為 ， 則機身焦點到機頭的距離是 jt l , 2 3 f jsjt xl jt l=8.207m， , 2 3 f jsjt xl=5.471m 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 u(2)升力線斜率計算升力線斜率計算 計算機身的

19、升力時將其看成是細長體當量旋成體， 其升力線斜率為 jsL C ,=2（1/弧度 ）=0.035(1/度) （參考面積為機身最大截面積） 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 l3）平尾）平尾 設F-22A選NACA0006翼型， =0.103， =0.0052， =0.25， =9(Re=9106) 平尾參數： =8.413m， =41.5， =4.139m。 u (1)基本參數計算基本參數計算 計算方法與機翼類似。 ,L C mindc F x lj pw b 0,pw ,js pw b 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 =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 氣動特性估算氣動特性估算 = 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 氣動特性估算氣動特性估算 =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 氣動特性估算氣動特性估算 (2) 升力線斜率計算升力線斜率計算 平尾的零升迎角 ，平尾安裝角 =-3， 平尾升力系數 )( , 0,pwpwpwLpwL CC pw, 0 pw 2 1 0.8477 =0.6334 , 0.103 57.296 22 L C k =0.9392 10.1 氣動特

22、性估算氣動特性估算 , 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) （以平尾面積為參考面積） =0.01874(1/) 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 u(3)焦點計算焦點計算 計算方法與機翼類似。根據平尾平均氣動弦前緣至 機頭距離，可求出平尾焦點到機頭的距離 。 =14.199m+0.254. 146m=15.236m F-22A平尾焦點到機頭的距離： , , A pw f pwcf pwA pw xxxc p

23、wf x , 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 v阻力系數計算阻力系數計算 阻力系數一般與雷諾數有關。作為初步估算，可 以考慮飛機在典型飛行高度上的氣動性能，例如 選取巡航高度11km。對于平尾： l 1）機翼和平尾 阻力系數一般表達式（飛機設計基本原理，P195） ,7 6 0.03711 246.5 4.146 2.616 10 1.4496 10 A pw e Vc R 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 其中： 最小阻力系數主要是摩阻的貢獻； 無粘流中因升力而產生的阻力系數； 有粘流中因升力而產生的阻力系數（后兩 項統稱誘導阻力）； 22 min0 () ddLLL CCk Ck C

24、C mindc 2 L k C 2 0LL k CC cL0 時的升力系數； 0 另外：另外：誘導阻力僅考慮機翼和平尾的貢獻。 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 機翼零升阻力計算(Datacom 4.1.5.1) 4 min, 212100() djyFavav CCtt 平板摩阻系數與雷諾數有關。按照空氣動力學 （陳再新 劉福長 鮑國華著，P127），取轉捩 點 ，或者取前緣轉捩 ，光滑表面， 得到2CF。從而算出 。 其中， ：平板摩阻系數 ：當量機翼平均厚度 F C av t 0 T x cT xx min,djyc 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 10.1 氣動特性估算氣動特性估

25、算 根據翼型數據， 的值為： 機翼：0.0061（Re=1.6106） 平尾：0.0052（Re=9106） min,djyc 根據計算， 的值為： 機翼：0.0037（Re=3.7107） 平尾：0.004485（Re=2.4107） min,djyc 以上最小阻力系數的參考面積為各自翼面面積。 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 0.68 1.78(1 0.045)0.64eA 誘導阻力有兩種計算方法：誘導阻力有兩種計算方法： u（1）公式方法）公式方法 升致阻力因子 1 k A e 對于平直機翼： 對于后掠機翼： 0.680.15 0 4.61(1 0.045)(cos)3.1eA 10

26、.1 氣動特性估算氣動特性估算 計算結果如圖所示。 機翼：k=0.1382，平尾：k=0.1435。 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 u（2）圖表方法）圖表方法 其中， 可以查由升力面 理論計算出的下圖得到。 與根梢比、展弦比、 后掠角等因素有關，隨展 弦比以及后掠角的增加而 增加，隨根梢比的增大而 波動。 機翼：k=0.1316 平尾：k=0.1384 1 k A 1 1 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 按公式方法計算總升致誘導阻力（機翼+平尾） 30.78 0.13820.14350.2004 70.98 k 粘性阻力系數與機翼上表面附面層密切相關， 一般難以從理論上計算。初估時可

27、取 。則 總粘性誘導阻力（機翼+平尾） 01. 0 k 30.78 0.010.010.01434 70.98 k （機翼+平尾）誘導阻力系數的參考面積為當 量機翼面積。 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 l2）機身（）機身（datacom 4.2.3.1） 圖3 F-22機身氣動參數估算圖 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 零升阻力計算 先計算典型高度上的雷諾數： Re=9.55107 為機身長度， =4.53m2為機身最大截面積， 則機身當量直徑：d=2.4m。 計算機身長細比 、 機身浸潤面積與最大截面積比 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 由上式計算得到機身的零升阻力系數： Cdmin,js=0.0547。 這里，參考面積為機身最大截面積，機身誘導阻 力忽略不計。 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 根據2CFRE圖可查出機身平板的摩擦系數 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 氣動特性估算氣動特性估算 v全機的氣動特性計算全機的氣動特性計算 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 氣動特性估算氣動特性估算 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，系數2.5考慮了垂直尾翼的零升阻力。 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 l極曲線極曲線 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，系數1.1考慮了機翼與機身之間的干擾阻力。 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 l全機的焦點和重心后限位置計算全機的焦點和重心后限位置計算 , 1 pwjs LfLjyf jyHLpw

31、f pwLjsf js SS CxCxk CxCx SS 式中， 平尾處的氣流阻滯系數，一般 ； 平尾處氣流下洗角對迎角的導數，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 氣動特性估算氣動特性估算 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 焦點相對于平均氣動弦的位置為： ()/ A ffcA xxxc f x =0.3473 取 ，則重心后限位于 處，即重 心后限距機頭： 1 . 0 L m C C (0.1) gfA xxc

32、(0.1) A gcfA xxxc g x =10.09m 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 v全機橫側靜導數計算全機橫側靜導數計算 l 幾何參數 如前所述。 l 側力導數 機身： 垂直尾翼： 全機： ,Lcw C max , 2 cw LLcw SS CC SS L C max , 2 Ljs S C S 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 坐標坐標 軸軸 方向方向 力系數力系數 轉動自轉動自 由度由度 力矩系數力矩系數 x向前向前,推力推力 CT,阻力阻力CD (滾轉滾轉) y向右向右 CY (俯仰俯仰) Cm (負值負值 為穩定為穩定) z向下向下 CL ( (偏航偏航) ) 體軸系體

33、軸系 x z y 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 坐標坐標 軸軸 方向方向轉動自由轉動自由 度度 力矩系數力矩系數 X向來向來 流流 (滾轉滾轉) 向右滾正向右滾正 Cl (負值 負值 為穩定為穩定) Y向右向右(俯仰俯仰) 抬頭為正抬頭為正 Cm (負值負值 為穩定為穩定) Z向下向下( (偏航偏航) ) 來流向左來流向左 偏偏為為正正 Cn (負值 負值 為穩定為穩定) 風軸系風軸系 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 l滾轉力矩導數滾轉力矩導數 l C 2 011, 22 11 . .cos.sin. 22 cw llLLLcw V CTCT CCCCC b z yy k 式中 側滑

34、角為零時的側力導數，近似計算中取零； 半個機翼面積的重心至飛機對稱面的距離與半 展長之比（葉格爾著飛機設計，P228） 機翼上反角，上反時為正，下反時為負； 垂尾的側力導數； 垂尾處速度阻滯系數取0.9； 垂尾的半展長位置到機身軸線的距離。 0l C 12 31 CT y ,Lcw C Vk cwz 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 左側滑時（即氣流從駕駛員左前方吹來），左側滑時（即氣流從駕駛員左前方吹來）， 側滑角側滑角 為正；此時如果為正；此時如果 為負，則導數為負，則導數 負，則飛機為橫滾穩定。負，則飛機為橫滾穩定。 l C l l C C 當當 為負時，飛機為偏航穩定。為負時，飛機為

35、偏航穩定。 10.1 氣動特性估算氣動特性估算 l偏航力矩導數偏航力矩導數 只考慮機身和垂尾影響。只考慮機身和垂尾影響。 機身側力系數機身側力系數 ： 垂直尾翼側力系數：垂直尾翼側力系數： 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 重心距機頭重心距機頭 ，則偏航力矩系數：，則偏航力矩系數： 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 飛機的靜穩定性是指飛機受到擾動后，不需要飛行 員干預，具有復原的趨勢。 飛機的動穩定性是指飛機受到擾動后恢復到原來狀 態的

36、運動收斂過程。 飛機的操縱性是指根據飛行員的意愿，要使飛機達 到一定的飛行狀態，其操縱面的能力，操縱駕駛桿 所需要的力、位移以及操縱運動的動態特性等。 對飛機穩定性和操縱性的定量要求由飛機飛行品質 規范確定，我國軍用飛機的規范為GJB185-86，民 用飛機由民用航空適航條例F.I.R-25確定。 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 v縱向靜穩定性 飛機的縱向靜穩定性取決于飛機重心與全機氣動焦 點的相對位置，計算式是 對于常規飛機，該參數必須為負值，這樣才能保證 飛機受干擾后能恢復原來的飛行狀態。 不同類型飛機對靜穩定度余量的要求也不相同，一 般對高機動的戰斗機、對地攻擊機等應該取

37、-0.02， 對于重型飛機取-0.15。更確切的要求應按規范來定。 m gf L C xx C 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 以上給出的靜穩定度余量的參考值是最低值，它 決定了飛機重心的后限位置。 重心的前限位置則取決于飛機的起飛降落操縱性 和機動飛行操縱性的要求。如飛機重心位置過于靠 前，則必須增大飛機操縱面的面積和力臂長度，這 將導致飛機重量和阻力增加的惡性循環。 必須控制飛機使用過程中的重心移動范圍。一般 對高機動的戰斗機、對地攻擊機重心移動 0.05，對重型非機動性飛機重心移動 0.1。 maxmingg xx maxmingg xx 10.2 穩定性與操縱性分析穩定

38、性與操縱性分析 對于高速飛機，隨飛行速度變化其氣動焦點也會 變化，特別在速度從亞聲速變化到超聲速時，如 圖所示。一般大后掠、小展弦比的機翼在速度從 亞聲速變化到超聲速時，焦點后移量可達 0.150.2；而小后掠、大展弦比的機翼的氣動焦 點移動量更大。 氣動焦點的后移將使得在大Ma時飛機的靜穩定度 余量提高，機動能力下降，配平阻力增加。因此， 在考慮飛機機翼的氣動布局時，要盡量選擇氣動 焦點變化小的機翼布局。 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 實線實線平直機平直機 翼翼 虛線虛線45后后 掠機翼掠機翼 點劃線點劃線前緣前緣 后掠后掠63.5三三 角機翼角機翼 10.2 穩定性與操縱

39、性分析穩定性與操縱性分析 l 縱向操縱性 飛機的縱向操縱性主要要滿足以下方面的要求： （1）起飛抬前輪； （2）著陸時保持姿態； （3）高空作機動的能力； （4）對放寬靜穩定性飛機的大迎角改出能力。 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 v縱向操縱面的操縱能力來自升降舵、全動平尾、 升降副翼、鴨翼或其組合。對于全動平尾，其產 生的縱向操縱力矩為 c mmcA CCqSc c m C c 式中， 平尾力矩導數； 平尾偏度變化量。 , 11 c pwf pw mHLHHL A Sx Ck CAk C Sc 平尾的尾容量。 H A 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 飛機的操縱

40、性要求主要取決于飛行員的感覺，主要 有兩個指標：產生一個過載所需要的桿力和桿位移， 稱為桿位移梯度： c mL ee L zme CCdxdx C dnCd 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 對于桿力梯度，對人力操縱的飛機： , e c mL ee LpwA pwpw zmH CCdFd C qS cC dnCdx 對于用不可逆助力操縱的飛機： eee zez dFdF dx dndx dn 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 對于人力操縱的飛機，要用操縱面氣動補償設計來 控制鉸鏈力矩的數值；對于用不可逆助力操縱， 需要調節 及 ，或做成隨飛行高度、速度 自動調節的系

41、統，以得到在所有飛行范圍內都合適 的桿力、桿位移梯度。 e z dx dn e e dF dx 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 對于起飛抬前輪的要求，一般要求在飛機速度 大于0.9（離地速度）時能將前三點式飛機的前輪抬 到離地迎角。一般升降操縱面的抬頭力矩需要克服 機翼產生的氣動力矩、重力以及摩擦力的低頭力矩。 其對飛機重心的力矩平衡方程為 0 c m mcALALTT L C CqScC qScGC qSxh C 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 其他力矩都很小，升降操縱面主要要克服重力的 低頭力矩。 著陸時飛機的重心不能太靠前，否則會使操縱困 難；著陸時的力矩

42、平衡方程中，升降操縱面的偏 度不能用到最大，因為需要考慮到可能產生的意 外（例如拉起復飛等），而且要考慮到地面效應 使得飛機低頭力矩增大的情況。一般情況，設計 時升降操縱面的使用最大偏度不超過可用偏度的 7080%。 10.2 穩定性與操縱性分析穩定性與操縱性分析 當飛行速度增大，或者飛行高度較低時，操縱面 會發生彈性變形，使其操縱效率下降。因此，必 須保證即使在發生彈性變形的情況下，操縱面仍 有足夠的效率。 飛機氣動力數據的計算還可參考空氣動力手 冊，飛機飛行品質的計算可參考飛機飛行品 質計算手冊。 10.3 動力特性估算動力特性估算 v動力裝置分類動力裝置分類 l 活塞螺旋槳活塞螺旋槳 l

43、 渦輪噴氣渦輪噴氣 l 渦輪風扇渦輪風扇 l 渦輪螺旋槳、渦輪槳扇渦輪螺旋槳、渦輪槳扇 l 沖壓噴氣、液體火箭沖壓噴氣、液體火箭 10.3 動力特性估算動力特性估算 vFJ-44小型渦扇發動機小型渦扇發動機 10.3 動力特性估算動力特性估算 FJ44發動機工作和起動包線 10.3 動力特性估算動力特性估算 2 0,0 11 H11km0.393exp1 0.460.44 6.336 H PPMaMa 時， v渦輪噴氣發動機各種高度和飛行馬赫數下的推力渦輪噴氣發動機各種高度和飛行馬赫數下的推力 可用以下經驗公式來計算，具有量級上的精度：可用以下經驗公式來計算，具有量級上的精度： 式中 0高度、

44、0速度下的推力（臺架推力） 0,0 P 3.27481 2 0,0 1111 0.460.44 44.3 H HkmPPMaMa 時， 10.3 動力特性估算動力特性估算 10.3 動力特性估算動力特性估算 10.3 動力特性估算動力特性估算 v渦輪噴氣發動機各種高度和飛行馬赫數下的耗油渦輪噴氣發動機各種高度和飛行馬赫數下的耗油 率可用以下經驗公式來計算，具有量級上的精度：率可用以下經驗公式來計算，具有量級上的精度： 式中， 0高度、0速度下的耗油率（臺架耗油率） (0,0)e C 0.574155 2 (0,0) H11km11 0.5450.162 44.3 H11km11km ee H

45、CCMaMa 時， 時，耗油率與高度下相同 10.3 動力特性估算動力特性估算 10.3 動力特性估算動力特性估算 10.3 動力特性估算動力特性估算 10.4 飛行性能估算飛行性能估算 v飛機性能及飛行包線計算飛機性能及飛行包線計算 在方案論證階段，要進行飛行性能的估算，以 確定其是否滿足戰術技術指標和任務特性的要求。 這些性能指標包括：飛行包線，機動性能，續航 性能，起飛、著陸性能和任務剖面等。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 v飛行包線 l 飛行包線是指飛機能自由飛行的高度和速度范圍， 通常是由飛機的任務特性決定的。 l 飛行包線通常由左邊界的最小速度、右邊界的最 大速度和最大動壓，

46、以及上邊界的最大飛行高度 組成。一般與飛機氣動特性、動力裝置推力及其 使用特性、飛機結構設計和熱載荷設計等因素有 關。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p1.右邊界最大速度限制 最大速度限制通常取下列速度的最小值： （1）發動機推力最大時可達到的最大平飛速度； （2）結構強度所能承受的最大動壓載荷所對應的 速度； （3）由抖振或顫振特性限制的最大速度； （4）由飛機安定性、操縱性下降所限制的最大速 度； （5）由氣動加熱限制的最大速度。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p2.左邊界最小速度限制 最小速度限制通常取下列速度中的最大值： （1）在給定構型

47、、重量和重心條件下，由最大配 平使用升力系數決定的速度平飛失速速度； （2）發生非指令性俯仰或偏航時的速度； （3）出現難以忍受的抖振或結構振動時的速度； （4）由發動機推力（功率）限制的最小速度； （5）由發動機使用特性限制的最小速度。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p3.最小機動速度最小機動速度 在飛行高度、速度范圍內，完成規定的作戰或訓練 機動任務的最小使用速度。 ,L s C 最大配平升力系數； 失速速度； 飛機重量。 s v , 2 s L s G v CS G 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p4.上邊界高度限制 飛機的高度限制通常指升限，分為理論升限和實用 升限，取決于

48、動力裝置推力特性、使用狀態、飛 機氣動和重量特性。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 v平飛需用推力（功率）和最大平飛速度 p1.平飛需用推力 l （1）計算公式 飛機平飛需用推力可用飛機阻力來計算： l （2）計算方法 由于飛行高度、速度變化時，飛機各部件的飛行雷諾數在變 化，因此氣動數據也會變化。可以編制程序，計算出給定 飛行高度下，飛機需用推力隨速度變化的關系曲線。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 速壓，Pa; 機翼參考面積，m2； 基準高度、基本構型的零 升阻力系數； 升致阻力因子； 阻力系數的高度（或雷諾 數）修正量； 外掛阻力系數增量； 飛機升力系數。 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 飛機性能估算飛機性能估算 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p2.需用功率 一般針對以活塞發動機-螺旋槳或者渦輪發動機-槳 葉為動力的飛機。 l （1）計算公式 需用功率，W； 速度，km/h； 升阻比。 l （2）計算方法 270 H x vG P K x P H v K 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p2.最大平飛速度 l 以飛行高度為參變量，繪制動力裝置平飛需用推 力（功率）和可用推力（功率）隨速度（或Ma數） 的關系曲線，其右側的交點一般為飛機最大

50、平飛 速度，其左側的交點一般為飛機最小平飛速度。 l 如前所述，飛機的最大平飛速度和最小平飛速度 還要受到其他因素的限制。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 v升限計算 p1.定義 l （1）理論升限 在給定飛機重量和發動機狀態下，飛機能保持等速 直線飛行的最大速度，即飛機爬升率等于零時的 飛行高度。 l （2）實用升限 在給定飛機重量和發動機狀態下，對于軍用飛機， 亞聲速飛機爬升率為0.5m/s的飛行高度，超聲速 飛行爬升率等于5m/s時的飛行高度。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p2.升限的工程計算升限的工程計算 l （1）計算公式）計算公式 2

51、 2 2 1 2 1.4 0.7 HL HH H aL V SCG pRT akRT k G p MSC 計算升限高度上的 大氣壓力。根據 由此式計算得到 的值查國際標準 大氣表得到計算 升限。 H p 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 在小迎角（ 0.3）時 升致阻力系數 只與 馬赫數有關，可由飛 機爬升角為的條件 計算升力系數。 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 飛機性能估算飛機性能估算 如果在計算

52、的升限下，飛機升力系數比較大 （ 0.3），升致阻力系數 與馬赫數和 有關， 可由下式計算阻力系數，并由極曲線計算升力系 數。 ,max ,Re, y DpDD c V G CCCC VqS di C L C L C 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 l （2）計算方法 l 1）給定升限計算的重量（按戰術技術指標的規定， 如無可取剩油30%），給定發動機狀態，按升限 的定義確定Vy,max，給定一系列計算速度。 l 2）假定一個升限，計算或查表得到CD,0， ， CD,c，CD,Re，CF。代入前述公式可求得 值。 l 3）代入氣壓計算式可得PH，查國際標準大氣表 可得升限高度值。 l 4）

53、重復前述23的過程，直到兩次計算得到的升 限高度值接近。 di C L C 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 將各種速度下的升限畫在飛行包線圖上，就可 得到飛行包線的上邊界。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 l機動性能計算機動性能計算 l 飛機的機動性能是指飛機在一定時間內改變其高 度、速度和飛行方向的能力，是反映飛機作戰能 力的重要性能。 l 飛機的機動性能包括：爬升性能、水平加（減） 速、盤旋和特技性能等。 l 為了便于對比，常把50%機內燃油的飛機重量作 為計算重量。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 v水平加（減）速性能計算 反映飛機在水平面內改變其直線飛行速度的能 力。從一個

54、速度加（減）速到另一個速度所需時 間稱為加（減）速時間，所經過的水平距離稱為 加（減）速前進距離。 p（1）計算公式 在水平直線飛行時，軌跡角（爬升角）為0， 軌跡角的變化率也為0。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 cos sin 3600 hT FDdV g dtG FLG dx V dt qdm dt h q 為燃油消耗量，kg 為單位小時的耗油量，kg/h T m 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 將有關公式寫成差分形式， 可得到加（減）速時間， 前進距離和耗油量的計 算式： 1 3600 x ii i h T Vgnt VVV xV t q mt p（2）計算方法 由于飛機加速過

55、程一般不是均勻的，因此要分段，假 設各段的加速度是常值，采用數值方法分段計算。 通常（+）是小量，因 此有關公式可簡化為 x dVFD ggn dtG LG 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 v盤旋性能計算 飛機在水平面內連續改變飛行方向的一種曲線運 動稱為盤旋。包括定常盤旋和非定常盤旋。 定常盤旋指飛行速度、發動機狀態、迎角和滾轉 角不隨時間變化的盤旋運動。 非定常盤旋指飛行速度、迎角和滾轉角中至少有 一個隨時間變化的盤旋運動。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p1.定常盤旋性能計算 l （1）計算公式 盤旋半徑 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 飛機性能估算飛機性能估算 盤旋一周的時間 盤旋角速度 盤旋過載 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 飛機性能估算飛機性能估算 式中： 盤旋狀態飛機升力系 數 平飛升力系數 0,Re,FDDD c L di CCCC C C ,L pf G C qS 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 l （2）計算方法 給定計算高度、計算Ma數和飛機重量，根據上式、飛 機氣動特性及動力裝置特性計算CL,pf和CF。 當在小升力系數范圍（CL0.3），可由上式計算CL ；

57、 反之可根據下式計算CD ，然后由飛機極曲線計算CL值。 由前述公式計算盤旋過載、盤旋時間、盤旋半徑和盤 旋角速度。 ,Re,DFDD c CCCC 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 p2.非定常盤旋性能計算 非定常盤旋常用于飛機機動作戰，目的是以盡可能短 的時間改變飛機航向，并從較大的速度下降到較小的速度， 以獲得盡可能大的轉彎角速度，而保持高度不變。 l （1）計算公式 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 式中： 飛機滾轉角； 轉彎角（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 飛機性能估算飛機性能估算 l （2）計算方法 給定計算高度、計算重量和起始計算速度，以時間為自 變量進行數值積分。 在作非定常盤旋時，可能使用的盤旋過載值如下： ,max, / zLL pf nCC 以規定的坡度盤旋： 以抖動升力系數盤旋： 以失速升力系數盤旋： 以結構強度限制的過載盤旋：,maxzz nn 1/cos zs n ,max, / zLL pf nCC 10.4 飛機性能估飛機性能估 算算 p3.瞬時盤旋角速度 如果飛機在作非定常盤旋時，使用過載只受失速升力系數 和結構強度的限制，就可以獲得最大的盤旋角速度。 這種失速限制和結構

59、強度限制的交點所對應的速度稱為 “拐角速度”，它是飛機能達到的最大盤旋角速度。對于 典型的戰斗機，該拐角速度約為300350km/h。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 v爬升性能計算 爬升性能的主要指標是給定高度下的：最大爬升率、爬升 航跡角、爬升時間、爬升所經過的水平距離和所消耗的燃 油量。 影響爬升性能的主要因素是飛機的剩余推力和爬升方式。 p1.等速爬升 爬升過程中飛行速度不變。多用于任務剖面爬升或升 限爬升，通常在上升率最大的有利爬升速度下進行。 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 l （1）計算公式 l （2）計算方法 爬升率 爬升時間 爬升角 爬升水平距離 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 飛機性能估算飛機性能估算 p2.加速爬升 爬升過程中邊爬升邊加速。常用于飛機離地后的加速爬升或 現代殲擊機保持最大能量狀態的加速爬升，及最短時間或 最少油耗爬升。除爬升率用下式，及增加速度增量公式外， 其它公式仍適用。 , 1 ii z ii i FDVV VV gHG 1 cos iii i iii FD Vt G VVV 10.4 飛機性能估算飛機性能估算 v續航性能計算續航性能計算