基本飛行性能基本飛行性能的計算狀態(tài)定常假設：假設飛機在鉛垂平面內(nèi)做定常直線飛行定直平飛定直上升定直下滑等速直線飛行的受力分析航跡軸坐標系：x：速度方向y：鉛垂平面內(nèi)垂直于速度向上z：垂直于鉛垂平面對右慣性坐標軸系等速直線飛行的動力學方程當迎角a較小：動力學方程a較小切向力方程法向力方程定直平飛的動力學方程：定直平飛的條件發(fā)動機的推力等與阻力升力等于重力平飛需用推力Ppx：因此：平飛需用推力的計算原始數(shù)據(jù)：飛機質(zhì)量／極曲線，給定飛行狀態(tài)（H,M）過程：由法向力方程mg=CyqS求解Cy由極曲線求解Cx通過K求解Ppx過程簡化：通常是要求解某一高度下不同速度的Ppx某飛機需用推力曲線最小阻力狀態(tài)對應于因此可以得到：留意：以上推導是在低速狀況下得到的阻力的分解零升阻力與升致阻力曲線平飛需用推力曲線分解平飛需用推力與速度的關系低速飛行時，以升致阻力為主高速飛行時，以零升阻力為主低速時，阻力隨著M數(shù)增加而降低跨音速區(qū)，阻力隨著M數(shù)增加而急劇增加高速（超音速）時，阻力隨著M數(shù)增加而增加平飛需用推力曲線隨高度的變更阻力的分解H（km）r（kg/m3）a01.225340.350.736320.5100.413299.5150.194295.1200.088295.1高度對平飛需用推力曲線的影響低速區(qū)，阻力以升致阻力為主，這時，由于升致阻力隨高度增加而增大，因此，平飛需用推力隨高度增加而增大高速區(qū)則相反低空區(qū)，由于空氣密度大，則速度的影響更大基本飛行性能的確定推力曲線圖推力曲線的左交點，對應于由切向力方程限制的最小飛行速度推力曲線的右交點，對應于由切向力方程限制的最大飛行速度推力曲線圖可能會出現(xiàn)多個交點（最大推力狀態(tài)）（全加力狀態(tài)）簡潔推力法利用推力曲線圖，接受圖解分析法可以得到一些基本的飛行性能可以得到由切向力方程（推力）限制的最大和最小飛行速度／M數(shù)最大飛行M數(shù)對應于推力曲線右側的交點最小飛行M數(shù)對應于推力曲線左側的交點最大飛行M數(shù)全加力狀態(tài)最大推力狀態(tài)Mig-150.86Mig-21/J-72.1Mig-252.8Mig-292.3F-860.86F-42.0F-161.95F-152.5常見飛機的最大M數(shù)最小飛行M數(shù)由推力曲線左交點可以確定最小平飛M數(shù)，這是由切向力方程所確定的。定直平飛還須要滿足法向力方程：Y=G由法向力方程可以得到：由于Cy存在一個最大值Cyyx，所以V存在最小值Vyx：最小飛行M數(shù)由兩個方程所確定的最小飛行速度中，較大者是飛機所能達到的最小飛行速度。實際計算中，Cyyx是V的函數(shù)，因此須要接受圖解法或數(shù)值解法對其進行求解。飛行包線飛行包線的其它邊界表速Vbs動壓通過空速管測量Mig-151080Mig-21/J-71200Mig-251200Mig-291400F-861130F-41390F-161380F-151480表速Vbs通常以km/h做單位常見飛機的最大允許表速飛行包線的其它邊界M=constVbs=const飛行包線正常飛行范圍飛機的定直上升性能上升率 Vy最大上升率 Vymax快升速度 Vks上升航跡傾角 q最大上升航跡傾角 qmax最陡上升速度 Vq最短上升時間 tmin靜升限 Hmax定常上升的動力學方程DP：剩余推力剩余推力定常上升的傾斜角q最大航跡傾角：qmax最陡上升速度：Vq（Mq）

定常上升率Vy最大上升率：Vymax快升速度：Vks(Mks)通常：Vks>

Vq?上升性能某飛機在8km的上升性能：Mks=0.88 Vymax=100m/sMq=0.75Vq=23oJ-7在8km的上升性能：Mks=0.875 Vymax=38m/sMq=0.75Vq=8.5oMig-1542Mig-21/J-7140Mig-25200Mig-29310F-8647F-4152F-16305F-15300常見飛機的Vymax上升率曲線靜升限Hmax全加力最大推力理論靜升限Hmax.l：飛機作定直平飛所能達到的最大高度。好用靜升限Hmax.s：對于高機動飛機取Vymax=5m/s的高度。對于其它飛機取Vymax=0.5m/s的高度。最短上升時間假如飛機上升過程中，在不同高度下均以Vyks飛行，則達到預定高度的時間最短數(shù)值積分／圖解積分最短上升時間的圖解積分法最短上升時間的圖解積分法1/Vymax最短上升時間的圖解積分法上升到確定高度所經(jīng)過的水平距離Lx定直下滑性能下滑時通常減小油門，若推力為零則稱為滑翔。滑翔機通常接受大K的布局：小后掠角大展弦比。滑翔機考慮動能變更的上升性能若假設飛機做非定常直線運動，則切向力方程可以寫為：由于不同高度下Vks不同，對于Vks差別不大的低速飛機來說忽視Vks影響，而對于戰(zhàn)斗機，須要考慮上升過程的速度變更。考慮動能變更的上升率SEP：單位重量剩余功率（比剩余功率）SpecificExcessPower若減速上升（dV/dt<0），則可以獲得更大的上升率能量高度飛機的總機械能：單位重量的總機械能：能量高度：考慮在動能變更的最短上升時間等V*y曲線等Hnl曲線最短上升時間的圖解法切點b的V*y是在某一個Hnl下的V*ymax正常狀況下：V*y1<V*y2切點連線就對應于最短上升時間常接受的一種上升方式亞音速等表速上升平飛加速超音速等M數(shù)上升飛機參數(shù)對基本飛行性能的影響氣動參數(shù)：Cx0、A構造參數(shù)：S、m運用條件：r可用推力取決于大氣條件，主要是T和r氣動參數(shù)的影響Cx0對高速特性影響較大Cxi（A）對低速特性影響較大氣動參數(shù)的影響Cx0對高速特性影響較大，對Mmax影響更多；Cxi（A）對低速特性影響較大，對最大上升率有影響；飛機假如要提高最大平飛速度，實行的方法就是減小Cx0，通常接受大后掠、薄機翼、對稱翼型、盡可能光滑氣動外形；AkS/pl2，通過增大翼展l，可以減小A，進而提高Vymax，Hmax，所以高空低速飛機多接受大展弦比（l=l2/S）機翼；展弦比對Cy的影響TR-1SR-71F-14構造參數(shù)的影響飛機質(zhì)量m機翼面積SF-15J-7E大氣溫度的影響溫度主要影響可用推力Pky，通常溫度下降1%使渦噴發(fā)動機推力提高2~2.5%。結論為提高最大飛行速度Vmax（Mmax）

：加大發(fā)動機推力 P減小零升阻力 Cx0減小機翼面積 S為提高上升性能Vymax：加大發(fā)動機推力 P減小飛機質(zhì)量 m加大翼展l以減小升致阻力因子A低速性能，為降低最小飛行速度Vmin（Mmin）減小質(zhì)量 m增加機翼面積 S超音速飛機基本飛行性能的特點超音速飛機基本飛行性能的特點DP峰值與飛行包線的關系H-Vymax曲線特點小結模型：縱向動力學方程方法：簡潔推力法——由推力曲線確定基本飛行性能簡潔推力法推力曲線的左交點，對應于由切向力方程限制的最小飛行速度推力曲線的右交點，對應于由切向力方程限制的最大飛行速度小結模型：縱向動力學方程方法：簡潔推力法——由推力曲線確定基本飛行性能圖解積分法（數(shù)值積分法）圖解積分法1/Vymax小結模型：縱向動力學方程方法：簡潔推力法——由推力曲線確定基本飛行性能圖解積分法（數(shù)值積分法）指標定直平飛飛行性能，最大最小速度飛行包線（四個邊界）飛行包線的邊界小結模型：縱向動力學方程方法：簡潔推力法——由推力曲線確定基本飛行性能圖解積分法（數(shù)值積分法）指標定直平飛飛行性能，最大最小速度飛行包線（四個邊界）定直上升性能，上升率、航跡傾角、靜升限上升率曲線靜升限Hmax全加力最大推力小結模型：縱向動力學方程方法：簡潔推力法——由推力曲線確定基本飛行性能圖解積分法（數(shù)值積分法）指標定直平飛飛行性能，最大最小速度飛行包線（四個邊界）定直上升性能，上升率、航跡傾角、靜升限考慮動能變更的上升性能考慮在動能變更的最短上升時間基本飛行性能指標最大平飛速度Vmax（Mmax）由推力曲線右交點確定，還受限于氣動加熱／結構強度最小平飛速度Vmin（Mmin）由推力曲線左交點及Cyyx確定最大上升率VymaxVymax＝(DPV)max/G快升速度Vks（Mks）對應于最大上升率Vymax最大航跡傾角qmaxqmax