飞行原理 05.0_平飞上升下降_V1.2

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飞行原理/CAFUC 平飞上升下降 第五章 第五章第2 页 飞机的平飞、上升和下降是飞机既不带倾斜也不 带侧滑的等速直线飞行，是飞机最基本的飞行状态。 第五章第3 页 本章主要内容 5.1 平飞 5.2 巡航性能 5.3 上升 5.4 下降 飞行原理/CAFUC 飞行原理/CAFUC 5.1 平飞 第五章第5 页 平飞是指飞机作等高、等速不带倾斜和侧滑的直 线飞行。平飞是运输机的一种主要飞行状态。 第五章第6 页 5.1.1 平飞的作用力及所需速度 飞机在空中稳定直线飞行时,受到四个力的作用： 升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。 升力 拉力 重力 阻力 第五章第7 页      P D L W 升力等于重力，高度不变 拉力等于阻力，速度不变 ●平飞运动方程 升力 拉力 重力 阻力 第五章第8 页 C S V W W L C V S L L   2 2 1 2      平飞 5.1.2 平飞所需速度 能够产生足够的升力来平衡重力的飞行速度叫平飞 所需速度，以v平飞表示。 ① v平飞计算公式和影响因素 第五章第9 页 ●v平飞的主要影响因素 C S V W L  2 平飞  飞机重量越大，v平飞越大  升力系数越大， v平飞越小 第五章第10页 真速(TAS)：飞机相对于空 气的真实速度。 表速(IAS)：飞机空速表的 指示读数。 H≥0，TAS≥IAS，高度越高，两者差距越大。 在任何高度上有： ② 真速、指示空速、校正空速、当量空速 IAS H H TAS IAS TAS V V V V     2 0 0 2 2 1 2 1    第五章第11页 升力公式用真速和表速可表示为： 为变数L H TAS H L  C   V 2  S  2 1 为变数0 2 0 2 L C 1  V S  L IAS    结论： 直线飞行中，迎角与TAS一一对应，但对应关系 随高度而变； 直线飞行中，迎角与IAS一一对应，但对应关系 不随高度而变。 ② 真速、指示空速、校正空速、当量空速 第五章第12页 EAS H H TAS EAS TAS V V V V     2 0 0 2 2 1 2 1    领航中所需计算用的是真空速。 在采用精确的表速后，上页中公式可表示为： ② 真速、指示空速、校正空速、当量空速 校正空速(CAS):是在IAS基础上修正了仪表误差、位 置误差的速度。 当量空速(EAS):是在IAS基础上修正了所有误差（包 括仪表误差、位置误差、压缩性误 差） 第五章第13页 5.1.3 平飞拉力曲线和平飞功率曲线 ① 平飞所需拉力 K W W L P D W L P D          平飞 平飞 随着平飞速度的增 大，平飞所需拉力先减 小后增大。 第五章第14页 ●平飞所需拉力曲线变化的原因分析 根据升阻比随迎角变化的规律，可以知道平飞所需 拉力是随迎角增加先减小后增大。 第五章第15页 由平飞时拉力和阻力相等，拉力曲线即可用阻力曲 线表示。 ●平飞所需拉力曲线变化的原因分析 第五章第16页 ② 平飞所需功率 平飞所需功率平飞平飞平飞N  P  v 随着平飞速度的增 大，平飞所需功率先减 小后增大。 第五章第17页 ③ 平飞拉力曲线和剩余拉力 剩余拉力是指同 一速度下，飞机的可 用拉力和平飞所需拉 力之差。随飞行速度 增大，剩余拉力先增 大后减小。 油门增加，可用拉 力曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。 同一油门下，以最 小功率速度飞行 时，对应的剩余拉 力最大。 第五章第18页 ④ 平飞功率曲线和剩余功率 剩余功率是指同 一速度下，飞机的可 用功率和平飞所需功 率之差。随飞行速度 增大，剩余功率先增 大后减小。 油门增加，可用功 率曲线上移；速度增 加，可用拉力减小。 同一油门下，以最 小阻力速度飞行 时，对应的剩余功 率最大。 第五章第19页 5.1.4 飞机的平飞性能 平飞是飞机的主要飞行状态。平飞性能的好坏直接 影响飞机的总体性能。  平飞最大速度  平飞最小速度  最小阻力速度  最小功率速度  平飞速度范围 第五章第20页 I. 平飞最大速度 ① 平飞性能参数 满油门时，可用拉力曲线与需用拉力曲线的右交 点对应的速度，为平飞最大速度vmax。 通常也将发动机 在额定功率状态下工 作所能达到的稳定平 飞速度称为vmax 。 第五章第21页 飞机平飞所能保持的最小稳定速度，以vmin表示。 II. 平飞最小速度 vmin同时受到临界 迎角和发动机功率的 限制。 第五章第22页 III.最小阻力速度 平飞所需拉力最小的速 度，vMD平飞最小阻力速 度在平飞所需拉力曲线的最 低点。以前称有利速度。 对应的迎角称最小阻力 迎角，以前称有利迎角。 第五章第23页 从平飞功率曲线原点向曲线所引切线的切点对应的 速度为最小阻力速度VMD。 III.最小阻力速度 第五章第24页 平飞所需功率最小的速度，VMP平飞最小功率速度在平 飞所需功率曲线的最低点。以前称经济速度，对应的迎角 称最小功率迎角，以前称经济迎角。 IV.最小功率速度 VMP 第五章第25页 平飞最小速度到平飞最大速度的区间称为平飞速度范围。 V. 平飞速度范围  平飞第一速度范围 是正操纵区  平飞第二速度范围 是反操纵区 第五章第26页 ② 平飞性能变化 I. 平飞最大速度的变化 高度增加，密度减 小，发动机功率降 低，可用拉力曲线下 移；高度增加，保持 表速飞行，动压不 变，阻力不变，需用 拉力曲线不动。 ●vmax随飞行高度的变化 第五章第27页 高度增加，平飞最大 速度IAS减小，平飞最 大真速TAS也减小。 ●vmax随飞行高度的变化 第五章第28页 ●vmax随重量的变化 重量增加，同一迎角下只能增速，才能产生更大的升力，速度 大，阻力大。因此，所需拉力曲线上的每一点（对应一迎角） 均向上（阻力大）向右（速度大）移动。因此，重量增加，平飞 最大速度减小。 第五章第29页 气温增加，密度降低，发动机功率降低，可用拉力曲线下 移。密度变化，按表速飞行时，影响阻力大小，需用拉力曲 线不移动。因此，温度增加，平飞最大速度减小。 ●vmax随气温的变化 第五章第30页 低空飞行时，最小平飞速 度不随高度而变，为失速速 度。 高度上升到某一值时，满 油门可用拉力曲线降低到与需 用拉力曲线左端点相交，超过 这一高度后，平飞最小速度随 高度增加而增大。 II. 平飞最小速度随高度的变化 第五章第31页 高度增加，某一高度以下， vmin (IAS)不变，等于失速速 度，某一高度以上，vmin(IAS) 增大，vmin(TAS) 则一直增 大。 II. 平飞最小速度随高度的变化 第五章第32页 将平飞最小速度与平飞最大速度随高度的变化绘在 同一坐标系下，得到的曲线称飞行包线。飞行包线面积 越大，飞机的飞行范围就越广。 III.飞行包线 第五章第33页 ●典型飞机的飞行包线 AH-64 Apache Lockhee d C-130J Airbus A-300 Lockhee d F-16C 结构限制 第五章第34页 5.1.5 飞机平飞改变速度的原理 螺旋桨飞机以最小功率速度为界，将平飞速度划为 两个范围。第一范围为正操纵区，第二范围为反操纵 区。 第五章第35页 加速： V1到V2，加油 门，随速度的增 加，顶杆保持高 度。 减速： V2到V1，收油 门，随速度的降 低，带杆保持高 度。 ① 在第一速度范围内 第五章第36页 加速： V1到V2，最初需加 油门使飞机加速， 顶杆保持高度，然 后逐步收油门。 减速： V2到V1，最初需收 油门使飞机减速， 带杆保持高度，然 后逐步加油门。 ② 在第二速度范围内 第五章第37页 第二范围相对于第一范围来讲，只是油门反效而杆不反效。 即在所有的平飞速度范围都是顶杆低头加速，带杆抬头减速。 第二范围内的反操纵只是在第二范围内保持稳定飞行才体会 明显。起飞着陆时的速度一般均在第二速度范围，但反操纵并 不会危及飞行安全，因为油门不动。 在第二范围内飞机飞行是速度不稳定的，即一旦受扰速度增 加，飞机有加速的趋势，受扰速度减小，飞机有减速的趋势。 ●平飞两速度范围的进一步理解： 第五章第38页 从第二范围改出回到第一范围： 加油门，随速度的增加顶杆保持高度。最初的加 速度是越来越大，过Vmp后加速度开始逐渐减小，直 至加速至可用拉力曲线与需用拉力曲线的右交点。 第五章第39页 本章主要内容 5.1 平飞 5.2 巡航性能 5.3 上升 5.4 下降 飞行原理/CAFUC 飞行原理/CAFUC 5.2 巡航性能 第五章第41页 巡航性能主要研究飞机的航程和航时。航时是指 飞机耗尽其可用燃油在空中所能持续飞行的时间。航 程是指飞机耗尽其可用燃油沿预定方向所飞过的水平 距离。 第五章第42页 5.2.1 平飞航时 能获得平飞航时最长 的平飞速度称久航速度。 平飞航时与小时耗油 量相关。 小时耗油量越小则平 飞航时越长。 不考虑速度对燃油消 耗率和螺旋桨效率的影 响，久航速度等于最小功 率速度Vmp。 第五章第43页 5.2.1 平飞航时 能获得最长平飞航时的飞行高度称久航高度。 活塞螺旋桨飞机的久航高度在低空获得。 喷气式飞机的久航高度一般在高空获得。 重量增加（货），航时缩短， 重量增加（油），航时增加。 小型飞机实际飞行中很少使用久航状态飞行。 第五章第44页 能获得平飞航程最长的速度 称远航速度。 平飞航程与海里耗油量相 关。 海里耗油量越小则平飞航程 越长。 不考虑速度对燃油消耗率和 螺旋桨效率的影响，远航速度 等于最小阻力速度Vmd；实际 中，远航速度大于Vmd。 5.2.2 平飞航程 第五章第45页 平飞航程最长的高度称远航高度。 活塞螺旋桨飞机的远航高度在低空获得。 喷气式飞机的远航高度一般在高空获得。 5.2.2 平飞航程 第五章第46页 5.2.2 平飞航程 重量增加（货），航程缩短； 重量增加（油），航程增加。 小型飞机实际飞行中的典型巡 航状态均为远航状态。 在保持同一空速下，顺风飞 行，地速增大，公里（海里）燃 油消耗量减小， 平飞航程增长；逆风飞行则相 反。 顺风飞行可适当减小空速以增大 平飞航程； 逆风飞行可适当增大空速以增大 平飞航程。 第五章第47页 本章主要内容 5.1 平飞 5.2 巡航性能 5.3 上升 5.4 下降 飞行原理/CAFUC 飞行原理/CAFUC 5.3 上升 第五章第49页 飞机沿倾斜向上的轨迹做等速直线的飞行叫做上 升。上升是飞机取得高度的基本方法。 第五章第50页 5.3.1 飞机上升的作用力 升力 重力W 上升角 阻力 推力 上 上 上 上 飞机在空中稳定上升时,受到四个力的作用： 升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常 把重力再进行分解。 第五章第51页       上 上   cos sin L W P D W 上升运动方程，将总空气动力与升力进行分解。 分析：同速度上升时， 上升拉力大于平飞拉力； 上升升力小于平飞升力。 ●上升运动方程 第五章第52页 上上平飞上 上上      2 cos cos 2 cos 1 2          V C S V W W L C V S L L 上升时，上升角较小，V上与V平飞近似相等，从而 可用平飞拉力曲线分析上升性能。 ●上升所需速度 第五章第53页 5.3.2 上升性能 ① 上升角与陡升速度Vx 升力 重力W 上升角 阻力 推力 上 上 上 上 第五章第54页 上升角：上升轨迹与水平线的夹角。 上升梯度：上升高度与前进的水平距离之比。 上升角与上升梯度成正比。 陡升速度：上升角最大对应的上升速度。 P DWsin W P W P D    sin  结论： 上升角最大上升梯度最大剩余拉力最大 以Vmp上升 活塞螺旋桨飞机，陡升速度Vx为Vmp。 从上升运动方程有： ① 上升角与陡升速度Vx 第五章第55页 重量： 重量增加，需用拉力曲线上移，△Pmax减小，最大上升角和 上升梯度减小。 ●影响上升角和上升梯度的主要因素 第五章第56页 飞行高度与气温： 飞行高度增加和气温增加，均使空气密度减小。 空气密度减小，需用拉力曲线不动，可用拉力曲线下移,△Pmax减 小，最大上升角和上升梯度减小，Vx(IAS)不变。 ●影响上升角和上升梯度的主要因素 第五章第57页 ② 上升率与快升速度Vy 上升率：上升时的垂直分速，以Vy上表示。 快升速度：上升率最大对应的上升速度。 Vertical Speed Indicator 升降速度表 第五章第58页 上上上V V sin y W P  上而sin W N W V V V P y        上上上上sin 结论： 上升率最大剩余功率最大以Vmd上升 对于活塞螺旋桨飞机，快升速度VY为Vmd。 ② 上升率与快升速度Vy 第五章第59页 重量： 重量增加，需用功率曲线上移，△Nmax减小，最大上升率减小。 N=（W/K）V ●影响上升率和快升速度的主要因素 第五章第60页 飞行高度和气温： 飞行高度增加或气温增加，空气密度减小。需用功率曲线上移，可 用功率曲线下移， △Nmax减小且位置向较小速度端移动，最大上 升率减小。Vy (IAS)减小，升限处，Vy(IAS)减小到Vx(IAS)。 N=（W/K）V ●影响上升率和快升速度的主要因素 第五章第61页 ●陡升速度和快升速度的比较 陡升速度使飞机在相同的 水平距离内获得的高度增 量最多。 快升速度使飞机在相同的 时间内的高度增量最多。 第五章第62页 ③ 上升时间与升限 螺旋桨飞机升限图 ● 上升时间 飞机上升到预定高度所需的最短时间。 ● 实用升限 飞机最大上升率为100ft/min(FPM) 对应的高度（低速飞机），或 500ft/min(FPM)对应的高度（高速飞 机）。 ● 理论升限 飞机的最大上升率为零对应的高度。 理论升限处，飞机只能以Vmp平飞。飞机 要稳定上升到理论升限的上升时间趋于无 穷。 第五章第63页 ④ 风（稳定风场）对上升性能的影响 在稳定风场中，飞机 将完全随风平飘。 第五章第64页 结论： 水平气流不影响飞机的上升率。 顺风使地速增加，上升角减小。 逆风使地速减小，上升角增大。 上升气流使上升率增加，上升角增加。 下沉气流使上升率减小，上升角减小。 ④ 风（稳定风场）对上升性能的影响 第五章第65页 5.3.3 飞机上升操纵原理 以带杆后飞机上升角的变化特点，将上升速度分为 两个范围。 △Pmax ① 上升两个速度范围的划分 第五章第66页 活塞螺旋桨飞机，以Vmp为界(实质是以△Pmax对 应速度为界)，将上升速度分为两个范围。 大于Vmp为第一范围：带杆飞机姿态变高，速度减 小，上升角增加。 小于Vmp为第二范围：带杆飞机姿态变高，速度减 小，但上升角减小，不符合正常操纵习惯。带杆上升 时，应特别注意空速表指示读数是否小于陡升速度。 ① 上升两个速度范围的划分 第五章第67页 只带杆： 带杆后升力增大，飞机转入上升；同时，阻力增大，加上重力 在航迹方向的分力，使飞机在上升的过程中开始减速。最终稳定 时的上升角取决于带杆量的大小，稳定后P - D = W sinθ，因 此，只带杆，飞机以较小的速度上升。 ② 飞机由平飞转上升的操纵 第五章第68页 ●只带杆上升飞机稳定后速度会减小 第五章第69页 只加油门： 加油门后飞机开始加速，随着速度增加，升力增大，飞机转入 上升；同时，阻力增大，加上重力在航迹方向的分力，使飞机在 上升的过程中开始减速。 最终稳定时的上升角取 决于加油门的大小，稳定 后P - D = W sinθ，因 此，只加油门，飞机基本 保持原速度上升。 ② 飞机由平飞转上升的操纵 第五章第70页 结论： 平飞转上升的操纵是，加油门至预定位置，同时柔和带杆， 使飞机逐渐转入上升，接近预定上升角时，适当顶杆以使飞机 稳定在预定的上升角，同时注意修正螺旋桨副作用。 ② 飞机由平飞转上升的操纵 第五章第71页 上升转平飞，首先应前推杆，升力减小，上升角和上升率 不断减小，重力沿航迹方向的分力不断减小，飞机有加速趋 势，为保持预定速度，需逐渐收油门。 结论： 上升转平飞的操纵方法是，柔和顶杆，同时适当收小油门， 使飞机逐渐转入平飞，待上升角（率）接近零时，适当带杆保持 平飞。同时注意修正螺旋桨副作用。 ③ 飞机由上升转平飞的操纵 第五章第72页 本章主要内容 5.1 平飞 5.2 巡航性能 5.3 上升 5.4 下降 飞行原理/CAFUC 飞行原理/CAFUC 5.4 下降 第五章第74页 飞机沿倾斜向下的轨迹做等速直线的飞行叫做下 降。下降是飞机降低高度的基本方法。 第五章第75页 5.4.1 飞机下降时的作用力 L R D W W1 W2 P θ θ 飞机在空中稳定下降时,受到四个力的作用： 升力(L)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。通常 把重力再进行分解。 第五章第76页 ●根据拉力可分为三种下降：  零拉力  正拉力  负拉力 第五章第77页 ① 零拉力的运动方程          sin cos D W L W 第五章第78页 ② 正拉力的运动方程         D W P L W   sin cos 第五章第79页 L W cos 由运动方程中的第一式 可知，下降升力小于平飞升力。 ●下降速度 W L C V S L     2  2 cos 1 下      2  cos   cos 下平V C S V W L 结论： 由于下降角一般较小，同迎角下的下降速度与平飞速度近似 相等，则阻力也近似相等。因此，可以使用平飞所需拉力曲线 （阻力曲线）来分析飞机的下降性能。 第五章第80页 5.4.2 下降性能 下降角是指飞机的下降轨 迹与水平面之间的夹角。下 降距离是指飞机下降一定高 度所前进的水平距离。 ① 下降角和下降距离 第五章第81页 则零拉力下滑时：tg 1/ K 结论： 零拉力时，飞机的下滑角仅取决于升阻比的大小（注意和 重量无关），以最大升阻比下滑，即以最小阻力速度Vmd下 滑，下滑角最小。 I. 零拉力下滑时的下滑角和下滑距离 由运动方程：          sin cos D W L W 根据下滑角和下滑距离的关系： H K tg Range  Height    第五章第82页 滑翔比是飞机下滑距离与下滑高度之比，无风零拉力情况下， 飞机的滑翔比等于飞机的升阻比。 ●滑翔比 根据下滑角和下滑距离的关系： H K tg Range  Height    滑翔比K H   Range  第五章第83页 ●滑翔比 以最大升阻比速度下滑，下降同样高度，前进距离最长。 第五章第84页 II. 正拉力下降时的下降角和下降距离 II. 负拉力下降时的下降角和下降距离 W P W D P L tg D P         结论： 正拉力下降，下滑角取决于升阻比、重量和发动机拉力。拉 力越大，下降角越小。 结论： 负拉力下降，负拉力越大，下降角越大。 第五章第85页 ② 下降率 垂直速度 （下降率） 水平速度 下降率是指飞机在单位时间内下降的高度，以vy下表示。 第五章第86页          sin cos D W L W 结论： 零拉力时，飞机的下降率取决于平飞所需功率和重量，以最 小功率速度Vmp下滑，下滑率最小。 I. 零拉力时的下滑率 W N W V sin V  D  平需下滑率 第五章第87页 结论： 正拉力时，飞机的下降率取决于速度、重量和拉力，拉力越 大，下降率越小。 II. 正拉力时的下降率         D W P L W   sin cos W V V D P  下降率 sin   第五章第88页 5.4.3 下降性能的主要影响因素 零拉力： 重量增加，下滑角不变，下滑距离不变，但下滑速度增加，下滑 率增大。 正拉力： 重量增加，下降角、下降速度、下降率都增大，下降距离缩短。 W P L K tg D P      1 正拉力： sin ( 1 ) W P K V V V y       下    2  cos C S V W L 下 零拉力： L K tg  D  1 V V sin y下 ① 飞行重量 第五章第89页 零拉力： 密度减小，同一表速下滑角不变，真速增加导致下滑率增加。 正拉力： 密度减小，拉力减小，负的剩余拉力增大，下降角增大。 ② 气温 W P L K tg D P      1 正拉力： sin ( 1 ) W P K V V V y       下    2  cos C S V W L 下 零拉力： L K tg  D  1 V V sin y下 第五章第90页 ③ 风（稳定风场） 顺逆风只影响下降角，不影响下降率。 顺风下降，下降角减小，下降距离增长，下降率不变； 逆风下降，下降角增大，下降距离缩短，下降率不变。 第五章第91页 升降气流影响下降角和下降率。 上升气流中下降，下降角和下降率都减小，下降距离增长； 下降气流中下降，下降角和下降率都增大，下降距离缩短。 u u ③ 风（稳定风场） 第五章第92页 5.4.4 下降操纵原理 ① 飞机下降的两个速度范围 以最小阻力速度Vmd为界，把 零拉力下滑分为两个速度范围。 大于Vmd，带杆抬头速度减 小，下滑角减小； 小于Vmd，带杆抬头速度减 小，但下滑角却增大，不符合操 纵习惯。 第五章第93页 ② 改变下降角、下降速度和下降距离 在下降第一速度范围，后拉驾驶杆，飞机迎角增大，下降 角、下降速度及下降率减小，下降距离增长。 在下降第一速度范围，增大油门，下降角减小，下降速度 稍增大，下降距离增长。因此可用油门与杆配合改变下降 角、下降速度、下降率、下降距离。 第五章第94页 升力减小，飞机下降，在重力分量的作用下，飞机开始加速，加速导 致负剩余拉力的产生，直至负的△P和重力分力相等，最后飞机以较大 的速度下降。 - P ③ 平飞转下降和下降转平飞的操纵 I. 平飞转下降 ●不收油门只顶杆： 第五章第95页 速度减小升力减小，飞机转入下降，在重力分量的作用下，飞 机开始加速，加速导致负剩余拉力的产生，直至负的△P和重力分 力相等，最后飞机基本以原速度下降。 - P I. 平飞转下降 ●不动杆只收油门： 结论： 由平飞转入下降的操纵是， 柔和顶杆转入下降，同时收油 门，待接近预定下降角（率） 时，带杆保持稳定下降，注意 修正螺旋桨副作用。 第五章第96页 由下降转入平飞的操纵是，加油门至预定平飞位，同时柔和 带杆，待接近平飞时，适当顶杆保持平飞，注意修正螺旋桨副 作用。 II. 下降转平飞 第五章第97页 本章小结 飞行原理/CAFUC  平飞运动方程、平飞拉力曲线和功率曲线  平飞性能速度及其影响因素  平飞速度范围及其操纵原理  上升运动方程  上升性能及其影响因素  上升速度范围及其操纵原理  下降运动方程  下降性能及其影响因素  下降速度范围及其操纵原理

xinlunll 发表于 2011-10-25 16:41:27

谢谢楼主，非常有用啊！

erics8482 发表于 2011-12-15 22:59:36

顶一个！！！

tonyblairer 发表于 2014-5-27 19:19:42

很好的资料，谢谢分享

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