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平直飞行 飞行性能的所有主要方面都和飞机的稳定态飞行条件及平衡有关。飞机为了保持稳定，水平 飞行，就必须通过升力等于飞机重力和发动机推力等于飞机阻力而获得平衡。因此，飞机的 阻力确定了维持稳定的水平飞行需要的推力。 暴露于空气中的飞机的所有部分都会引起阻力，尽管只有机翼才提供重要作用的升力。由于 这个原因和某些其他相关原因，总阻力可以分为两部分：机翼阻力(诱导的)和除机翼之外的 各部分的阻力(寄生阻力)。 飞行需要的总功率就可以认为是克服诱导阻力和寄生阻力的总和；即飞机的总阻力。寄生阻 力是压力和摩擦阻力的总和，它是源于飞机的基本设定，根据定义它独立于升力。诱导阻力 是不合需要的，但又是获得升力不可避免的结果。 然而，寄生阻力在高速飞行时占主导地位，诱导阻力在低速飞行时为主导。如图9-5 例如，如果一架稳定状态飞行的飞机从100 节加速到200 节，寄生阻力增大到四倍，但是 要求克服阻力的功率要求是原来的八倍。相反地，当飞机以两倍大的速度稳定水平飞行时， 飞行员航空知识手册 第223 页 诱导阻力就变成原来的四分之一，克服这个阻力所需要的功率就是原来的一半。 由于迎角的变化，机翼或者诱导阻力随速度变化的方式是非常不同的。在靠近失速速度时， 机翼以几乎失速角度向相对风倾斜，且它的阻力非常大。但是在巡航飞行速度时，迎角接近 为零，诱导阻力最小。达到巡航速度之后，速度的任何进一步增加的同时迎角变化很小，机 翼的阻力增加直接和速度的增加成正比例。这里没有考虑速度超过260 节时有关的压缩阻 力因素。 总结一下这些变化，当速度从失速速度增加到永不超过速度(VNE)时，诱导阻力降低，寄生 阻力增加。 当飞机稳定而水平的飞行时，必须建立平衡条件。通过配平飞机升力等于重量，发动机设定 的推力等于飞机阻力而获得不加速状态的飞行。 当需要的功率或者推力等于发动机的最大可用功率或者推力时，就可以获得飞机的最大水平 飞行速度。如图9-6 最小水平飞行速度通常不是由推力或者功率要求定义的，因为失速条件或稳定性和控制问题 一般占主导地位。 爬升性能 爬升依赖于储备功率或者推力。储备功率是在超过一定速度下维持水平飞行所需要的功率后 的可用功率。因此，如果一架飞机装配的发动机能够产生200 总可用马力，在某一水平飞 行速度上只要130 马力，那么爬升可用的功率就是70(200-130=70)马力。 尽管术语“功率”和“推力”有时可以互换使用，错误的暗含了它们是同义语，在讨论爬升性能 的时候区别这两个非常重要。功(Work)是力和移动通过的一段距离之乘积，通常独立于时 间。功可以用几个标准来度量：最常用的单位称为“英尺磅”【国际标准单位是焦耳】。如果 1 磅质量升高1 英尺，那么就完成了1 英尺磅单位的功。机械功率的常用单位是马力；1 飞行员航空知识手册 第224 页 马力是等效于在1 分钟内把33000 磅质量抬升1 英尺的功率。术语“功率”暗含着产生功的 速度或者每单位时间内的功单位，如此就是力的速度函数。“推力”也是功的一个函数，意思 是促使一个物体速度的变化。这个力用磅来度量，没有时间和效率的因素。那么就可以这样 说，在稳定爬升期间，爬升率是额外推力的函数。 当飞机处于稳定而水平的飞行或者以小爬升角飞行时，升力的垂直分量非常近似等于实际的 总升力。升力非常接近等于重力的时候才能出现这样的爬升飞行。发动机的净推力可能向飞 行航迹倾斜，但是为简明起见这里忽略这个影响。虽然飞机的重力是垂直的，重量的一个分 量还是会沿航迹向后作用。如图9-7 如果假设飞机以小角度倾斜于航迹，处于稳定爬升，航迹方向上力的总和满足下列方程： 前向力=后向力 这个基本关系忽略了一些对于很高爬升性能的飞机重要的因素。（例如，更详细的考虑要计 算推力相对于航迹的偏离，升力将不等于重量，进而诱导阻力发生变化）但是，这个基本关 系将确定影响爬升性能的主要因素。 对于给定重量的飞机，这个关系意味着爬升角取决于推力和阻力之间的差异，或者额外推力。 如图9-8. 飞行员航空知识手册 第225 页 当然，额外推力为零时，航迹的倾斜度也是零，飞机将处于稳定而水平的飞行。当推力大于 阻力时，额外的推力将使得飞机爬升，爬升角取决于额外推力的大小。也就是说，当推力小 于阻力时，推力的不足将得到下降角。 爬升角性能的最直接影响是障碍物间隙。它的最明显目的是可以用于从短的或者受限机场爬 升越过障碍物。 当可用推力和要求推力之间存在最大差值的时候就会出现最大爬升角；例如，对于螺旋桨驱 动的飞机，最大额外推力和爬升角将会发生在某一正好超过失速的速度上。因此，如果必须 在起飞后越过一个障碍物，那么螺旋桨驱动的飞机在空速接近于(如果不是等于的话)起飞速 度时将获得一个最大爬升角。 爬升性能中更为重要的是那些影响爬升率的因素。一架飞机的垂直速度取决于飞行速度和以 及航迹的倾斜角。事实上，爬升率是航迹速度的垂直分量。 对于爬升率而言，当可用功率和要求功率之间有最大差值的时候就会出现最大爬升率。如图 9-9 飞行员航空知识手册 第226 页 上述关系意味着，对于一个给定重量的飞机，爬升率取决于可用功率和要求功率的差值，或 额外功率。当然，当额外功率为零时，爬升率也是零，飞机处于稳定而水平的飞行中。当可 用功率大于要求功率时，额外功率将会让飞机爬升，爬升率的大小取决于额外功率的大小。 在稳定爬升期间，爬升率将取决于额外功率，而爬升角是额外推力的函数。 一架飞机的爬升性能受某些变量的影响。飞机的最大爬升角或最大爬升率条件出现在具体的 速度上，且不同的速度会产生不同的爬升性能。大多数飞机都有足够的范围，和最优速度的 少量偏差不会导致爬升性能产生很大的变化，而且某些运行考虑可能要求速度稍微不同于最 优值。当然，爬升性能在下列情况下成为最关键因素，如大的总重量，在高海拔机场，在有 障碍物的起飞区域，或者在发动机发生故障时。那么，最优爬升速度就是必须的。 重量对飞机的性能有非常显著的影响。如果向飞机增加重量，就必须以更大的迎角飞行来维 持一个给定的高度和速度。这增加了机翼的诱导阻力和飞机的寄生阻力。增加的阻力意味着 需要额外推力来克服它，进而就意味着爬升可用的保留功率就更少。因为重量对性能相关的 因素有如此重大的影响，飞机的设计者尽极大的努力使重量最小。 飞机的重量变化对爬升性能有双重的影响。首先，重量的变化将会改变阻力和要求的功率。 这就改变了可用的保留功率，进而影响了爬升率和爬升角。其次，重量的增加会降低最大爬 升率，但是飞机必须以一个较大的爬升速度以获得较小的峰值爬升爬升速度。 海拔高度的增加也会增加要求功率和降低可用功率。因此，一架飞机的爬升性能随着海拔的 增加而降低。在最大爬升率，最大爬升角，最大和最小水平飞行时的空速随高度而变化。当 高度增加时，这些不同的速度最终汇聚到飞机的绝对升限。在绝对升限高度，没有额外功率， 且只有一个维持稳定水平飞行的速度。从而，飞机的绝对升限导致零爬升率。适用升限是飞 机不能再以大于100 英尺每分钟的速度爬升的高度。通常，飞机在一个特定的设计配置条 件下提供了这些具体的性能参考点。如图9-10 飞行员航空知识手册 第227 页 在讨论性能时，经常方便的使用术语“功率载荷”和“机翼载荷”。功率载荷用磅每马力表示， 通过用飞机的总重量除以发动机的额定马力得到。它是飞机的起飞和爬升能力的一个重要因 素。机翼载荷用磅每平方英尺表示，通过飞机总重量的磅数除以机翼面积的平方英尺(包括 副翼)而得到。是飞机的机翼载荷确定了着陆速度。这些因素在本章的后续部分进行讨论。 航程性能 一架飞机把燃油能量转换成飞行距离的能力是飞机性能的最重要方面之一。在飞行运行中， 一架飞机的有效航程运行问题以两种通常的形式出现： 1 从一个给定的燃油载荷计算最大飞行距离，或者 2 以最少的燃油消耗来飞行一个指定的距离。 这些运行问题的每一个的公分母是“具体航程”，即每磅燃油的具体飞行海里数。 为获得 最大航程的巡航飞行操作应该被管理，这样飞机在整个飞行中可以获得最大的具体航程。 具体航程可以用下列关系来定义： 具体航程=海里数/燃油的磅数 或者 具体航程=(海里每小时)/(磅每小时) 或者 飞行员航空知识手册 第228 页 具体航程= 节/燃油流量 如果想得到最大具体航程，飞行条件必须提供一个每燃油流量的最大速度。航程必须和续航 时间清晰的区分开来。如图9-11 航程的含义涉及对飞行距离的考虑，而续航时间涉及对飞行时间的考虑。因此，定义一个独 立的术语“具体续航时间”是合适的。 具体续航时间=飞行小时/燃油磅数 或者 具体续航时间=每小时飞行时间/每小时燃油磅数 或者 具体续航时间=1/燃油流量 如果要计算最大续航时间，飞行条件必须提供一个最小燃油流量。虽然具体航程的峰值将提 供最大航程运行，长途巡航运行通常建议以稍微高的速度飞行。大多数长途巡航运行被控制 在能够提供99%的绝对最大具体航程。这样运行的优点是1%的航程是以高出3-5%的巡 航速度为代价的。【建议是稍高的速度巡航将会降低最大航程，但是到达目的地的时间会有 所提前，即巡航速度高出3-5%，毕竟对于长途飞行，谁都想争分夺秒尽量快点到达目的地。】 由于较高的巡航速度有很多优点，在航程的少量损失还是划算的。具体航程的数值对速度受 三个主要的变量影响： 1. 飞机总重量 2. 海拔高度 飞行员航空知识手册 第229 页 3. 飞机的外部空气动力配置。这些是航程的来源和包含在AFM/POH 的性能部分续航运 行数据。 一架飞机的“巡航控制”意指在整个飞行中飞机运行在维持推荐的长途巡航条件。由于在巡航 时燃油被消耗，飞机的总重将会变化，最优的空速，高度和功率设定也会变化。“巡航控制” 意味着对最优空速，高度和功率设定的控制，目的是为了维持99%的最大具体航程条件。 在巡航飞行的开始阶段，相对较高的飞机初始重量将需要空速，高度和功率设定的具体数值 来产生推荐的巡航条件。随着燃油被消耗，飞机总重量下降，最优的空速和功率设定也会下 降，或者最优的高度可能增加。另外，最优的具体航程将增加。因此，飞行员必须提供正确 的巡航控制程序来确保维持在最优条件。 总航程取决于可用燃油和具体航程。当航程和运行的经济性是主要目标时，飞行员必须确保 飞机将运行在推荐的长途巡航条件。根据这个程序，飞机将能够达到它的最大设计运作半径， 或者可以获得小于最大的飞行距离，到达目的地时还有最大的燃油储备。 螺旋桨驱动的飞机把螺旋桨和发动机结合起来提供推进功率。在往复式发动机的情况下，燃 油流量主要是根据进入螺旋桨的轴功率而不是推力来计算的。因此，燃油流量可以直接的和 维持飞机稳定水平飞行需要的功率发生关系。这个事实允许通过分析要求功率对于速度的关 系来计算航程。 最大续航时间条件将在最小要求功率点获得，因为这需要最低的燃油流量而保持飞机稳定水 平飞行。最大航程条件将出现在速度和要求功率比值最大时。如图9-11 最大航程条件在最大升阻比处获得，要重点说明的是对于一个给定的飞机配置，最大升阻比 发生在特定的迎角和升力系数条件下，且通常不受重量和高度的影响。重量的变化将改变空 速的数值和获得最大升阻比需要的功率。如图9-12 飞行员航空知识手册 第230 页 作为巡航控制程序的一部分，飞行员必须监控速度和要求功率的变化，来维持最大升阻比。 当飞机的燃油重量是总重的一小部分且飞机的航程也小，巡航控制程序可以简化为本质上在 巡航飞行时间内维持恒定的速度和功率设定。长航程的飞机燃油重量是总重的相当一部分， 巡航控制程序必须使用预定的空速和功率变化来维持最优的航程条件。 在螺旋桨驱动的飞机上，高度对航程的影响可以通过检查图9-13 来理解。在高海拔高度操 控的飞行将有较大的真空速，所需要的功率也相应的比在海平面时大。飞机的阻力在高海拔 高度和在海平面时的阻力一样，但是较高的真空速导致相应的要求功率也更大。请注意直线 既和海平面功率曲线相切，也和海拔高度功率曲线相切。 高度对具体航程的影响也可以从前面的关系中认识到。如果高度的一个变化导致速度和要求 功率的同样变化，速度对要求功率的比例就不会改变。这个事实意味着螺旋桨驱动的飞机的 具体航程不会受高度影响。实际上，这对于程度来说是对的，具体燃油消耗和螺旋桨效率是 能够导致具体航程随高度变化的主要因素。如果可压缩性影响可以忽略，具体航程随高度的 飞行员航空知识手册 第231 页 任何变化是发动机/螺旋桨性能的一个严格的函数。 装配了往复式发动机的飞机的具体航程向上到它的绝对高度会经历非常小的变化。对于制动 马力低于发动机的最大巡航功率额定(发动机运行的贫油范围)，制动具体燃油消耗可以忽略。 因此，只当增加的功率要求超出发动机的最大巡航功率额定时，高度的增加会引起具体航程 的降低。增压的一个优点是在高海拔高度可以维持巡航功率，伴随着真空速的相应增加，飞 机可以在高海拔高度达到航程。【增压的发动机燃烧效率通常更高，也就能够在高海拔维持 较好的输出功率，而同时真空速随着高度增加而增加了，所以航程方面有优势。】高海拔高 度巡航和低海拔高度巡航的主要差别是真空速和爬升燃油要求。 【制动具体燃油消耗-往复式发动机输出1 马力的功率，每小时燃烧的燃油磅数。 制动马力- 飞机发动机在螺旋桨轴(主输出或者主驱动)上输送的功率。】 | 
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发表于 2009-1-16 14:15:50
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