飛機(jī)下降階段性能分析綜述目錄TOC\o"1-3"\h\u29725飛機(jī)下降階段性能分析綜述 1262821.1飛機(jī)的下降階段受力以及角度分析 1213491.2QAR數(shù)據(jù)中包含的下降階段部分飛行參數(shù) 2飛機(jī)下降階段性能主要存在兩種類型的問題：點(diǎn)性能問題和路徑性能問題。點(diǎn)性能問題主要研究飛行軌跡中的局部特征，而路徑性能問題則需要處理整個(gè)飛機(jī)軌跡，也就是從給定的初始狀態(tài)到最終狀態(tài)的飛機(jī)飛行軌跡中飛機(jī)的所有行為。本課題主要研究的是飛機(jī)的下降階段，即飛機(jī)下降過程的初始點(diǎn)到飛機(jī)下降過程的最終點(diǎn)這一飛行過程，需要注意的是我們要把飛機(jī)的下降過程和進(jìn)近著陸過程區(qū)分開來，并不需要研究飛機(jī)的進(jìn)近著陸過程。1.1飛機(jī)的下降階段受力以及角度分析下降是指在航路下降過程中其飛行高度不斷降低。飛機(jī)沿著傾斜向下的軌跡作等速直線的飛行稱之為下降[3]。下降是飛機(jī)降低高度的基本方法，如果飛機(jī)的推力比阻力小，飛機(jī)將減速或者下降。飛機(jī)下降階段性能主要研究的是飛機(jī)從巡航終點(diǎn)到進(jìn)近開始點(diǎn)下降過程的飛機(jī)特性問題，此過程中飛機(jī)油門通常處于慢車狀態(tài)，推力很小，所以為了簡化，一般飛機(jī)下降過程認(rèn)為零推力下降處理。鉛錘平面內(nèi)的飛行運(yùn)動(dòng)方程考慮一架飛機(jī)的飛行軌跡被控制在鉛錘面，V為沿飛機(jī)軌跡切線方向的飛行速度，在給定瞬時(shí)，與水平面的夾角為y，稱為航跡角，θ是飛機(jī)參考線或零升力線與當(dāng)?shù)厮矫娴膴A角，因此迎角α=θ-y。R為鉛錘面內(nèi)飛行軌跡曲率半徑。飛機(jī)的垂直速度：飛機(jī)的垂直速度，實(shí)際指的是飛機(jī)重心相對于地面坐標(biāo)OZ軸方向的速度，但方向與OZ方向相反。根據(jù)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，可以得到垂直速度的線性方程▲We=-Vocosy0▲y-siny0▲V其中，y0和V0為飛機(jī)平衡時(shí)的航跡傾角和速度。作用于飛機(jī)上的外力有垂直于飛行速度的升力L，平行于飛行軌跡且與飛行速度V方向相反的阻力D，與飛行軌跡成夾角ε的向前推力T，以及指向底薪沿重力方向的重力W。1.2QAR數(shù)據(jù)中包含的下降階段部分飛行參數(shù)QAR中文簡稱為快速存儲(chǔ)記錄器，英文全稱為Quickaccessrecorder，QAR數(shù)據(jù)已被各航空公司或部門廣泛應(yīng)用于飛行過程模擬、飛行質(zhì)量監(jiān)測與改進(jìn)、飛行技術(shù)評估、維修、安全質(zhì)量評估、油耗評估與節(jié)能技術(shù)改進(jìn)、事故因素調(diào)查等，在其中發(fā)揮了重要而關(guān)鍵的作用。在航空的安全管理中,QAR海量數(shù)據(jù)的分析是其最重要的組成部分之一,它不僅能高效的發(fā)掘出飛機(jī)的飛行品質(zhì),而且還能對飛機(jī)飛行體現(xiàn)出來的風(fēng)險(xiǎn)水平進(jìn)行評估,QAR的飛行品質(zhì)的大數(shù)據(jù)是提高飛機(jī)飛行品質(zhì)的重要考量因素之一[4]。因?yàn)镼AR可以記錄飛機(jī)的大部分飛行參數(shù)，如經(jīng)緯度、高度、風(fēng)速、地面速度、俯仰角、攻角、油耗、溫度、氣壓等。QAR數(shù)據(jù)被譽(yù)為民航的寶貴財(cái)富。為飛行質(zhì)量分析提供了重要參考。它是保證飛機(jī)安全運(yùn)行的重要系統(tǒng)。同時(shí)，通過QAR數(shù)據(jù)，可以分析下降階段飛機(jī)性能參數(shù)的變化。垂直高度無線電高度計(jì)是一種機(jī)載無線電設(shè)備，用于測量飛機(jī)與地面之間的垂直距離。飛機(jī)的垂直高度也稱為真實(shí)高度。無線電測高儀由收發(fā)機(jī)、天線和指示器組成。一些舊的無線電高度表也有預(yù)設(shè)的高度設(shè)定器、濾波器和專用電源。無線電測高儀是一種測距和導(dǎo)航設(shè)備。lrra天線基于普通雷達(dá)的工作原理，向地面發(fā)射無線電波。經(jīng)過地面漫反射后，它在飛機(jī)上發(fā)射無線電波，并接收回波，測量飛機(jī)到地面的高度。無線電測高儀按測量方法可分為脈沖測距原理和頻率測距原理。飛機(jī)采用垂直導(dǎo)航下降（VNAV/DES）模式提供飛行管理系統(tǒng)（FMS）的方法和系統(tǒng)。該方法包括檢索存儲(chǔ)在FMS中的飛機(jī)的下降路徑的預(yù)設(shè)垂直導(dǎo)航（VNAV）輪廓。確定飛機(jī)的當(dāng)前飛行路徑角度（FPA）和垂直速度（VS），并計(jì)算攔截參數(shù)。[5]垂直速度飛機(jī)的升降速度（或者稱為垂直速度）是飛機(jī)飛行過程中非常重要的飛行參數(shù)，一般通過飛機(jī)的垂直速度表得出，飛機(jī)的垂直速度表連接至靜壓管，測量大氣的靜壓，并根據(jù)氣壓的變化檢測高度的變化，而在垂直速度表上，顯示飛機(jī)爬升以及下降的速率，通常用英尺/分鐘，節(jié)（1節(jié)等于100英尺/分鐘）或者米每秒（1米/秒約等于200英尺/分鐘），這是一種間接測量。垂直速度在飛行過程的也是非常重要的飛行參數(shù)，飛行過程中的垂直速度參量的變化也會(huì)被記錄在快速存儲(chǔ)記錄器里，我們可以通過查看QAR數(shù)據(jù)得出。空速，也稱為表速，是飛機(jī)相對于空氣的速度。根據(jù)測量方法的不同，空速可分為指示空速、當(dāng)量空速、真實(shí)空速和校準(zhǔn)空速。指示空速，也稱為儀表速度，是修正儀表誤差后空速表的指示速度。速度的英文縮寫是IAS。標(biāo)定空速是指對指示空速的參考空速值進(jìn)行位置誤差修正后的空速表讀數(shù)。它的英文縮寫是CAS。標(biāo)定空速VC與指示空速V1的關(guān)系為：Vc=V1+△Vp式中△Vp為位置誤差修正值，她與飛機(jī)迎角，襟翼位置，地面效應(yīng)，風(fēng)向以及其他因素有關(guān)。當(dāng)量空速是指在一定高度上用絕熱壓縮氣流修正的空速表讀數(shù)。它的縮寫是EAS。等效空速不僅是總壓差和靜壓差的函數(shù)，還與飛行高度壓力等因素有關(guān)。因此，不可能為每個(gè)氣壓高度制作與總壓差和靜壓差相對應(yīng)的等效空速刻度盤。因此，通常采用基于海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)的等效空速刻度盤，這種儀表的讀數(shù)只有在海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下才是準(zhǔn)確的，其他高度都需要修正，稱為附加絕熱壓縮流量修正。真空速，即飛機(jī)在空氣中實(shí)際移動(dòng)的速度，即指示的空速由氣壓換算成海平面高度馬赫數(shù)，就是真空速與當(dāng)?shù)匾羲俚谋戎担瑴囟仍礁撸羲僭娇臁Ｒ驗(yàn)橐羲賰H僅與溫度有關(guān)，因此馬赫數(shù)類似當(dāng)量空速，主要表征空氣動(dòng)力學(xué)特征。迎角迎角對于固定翼飛機(jī)，機(jī)翼的前進(jìn)方向（相對于氣流的方向）和翼弦的夾角叫迎角，也成為攻角，它是確定機(jī)翼在氣流姿態(tài)中的基準(zhǔn)地速實(shí)際對地速度，即飛機(jī)相對于地球表面飛行的速度，無風(fēng)時(shí)等于真空速俯仰角機(jī)體坐標(biāo)系x軸與水平面的夾角。當(dāng)機(jī)體坐標(biāo)系的X軸在慣性坐標(biāo)系XOY平面上方時(shí)俯仰角為正，否則為負(fù)滾轉(zhuǎn)角滾轉(zhuǎn)角定義為彈體的Oy軸與慣性坐標(biāo)系的夾角。從彈體尾部沿縱軸往前看，若Oy軸位于鉛垂平面的右側(cè)，形成的滾轉(zhuǎn)角為正（轉(zhuǎn)動(dòng)角速度方向與縱軸Ox軸的正向一致），反之為負(fù)（10）飛行馬赫數(shù)飛行器在空氣中的運(yùn)動(dòng)速度與在該高度遠(yuǎn)前方未受干擾空氣中的聲速之比稱為飛行馬赫數(shù)。氣流速度與聲速的比值稱為氣流的馬赫數(shù)。如果流場中每個(gè)點(diǎn)的速度不同，那么一點(diǎn)的速度與聲速的比值稱為局部馬赫數(shù)(局部馬赫數(shù))。馬赫數(shù)是一個(gè)無量綱的數(shù)。馬赫數(shù)越大，介質(zhì)的可壓縮性影響越大。當(dāng)飛機(jī)的局部馬赫數(shù)達(dá)到1時(shí)，就會(huì)形成激波，形成所謂的“聲障”。局部馬赫數(shù)M小于1且接近1稱為“亞音速”，局部馬赫數(shù)M大于1稱為“超音速”。以上參數(shù)只是QAR數(shù)據(jù)記錄的一小部分參數(shù)，但均為飛機(jī)下降段中重要的性能參數(shù)，這些參數(shù)可以幫助我們研究飛機(jī)的下降方式，一方面我們可以通過了解飛機(jī)下降段的不同時(shí)