飞行原理课件.ppt

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1、飞行原理,第三章,t课件,飞机的装载情况不仅影响飞机的稳定性和操纵性，还要影响飞行性能，甚至危及飞机和飞行的安全。,重量对飞行性能的影响重量对飞机结构的影响（特别是大重量在阵风中飞行）重量对飞机稳定性和可控性的影响载荷分布的影响,3.1飞机重心、机体坐标和飞机在空中的自由度,2,飞机飞行状态的变化，归根到底，都是力和力矩作用的结果。飞机的平衡、稳定性和操纵性是阐述飞机在力和力矩的作用下，飞机状态的保持和改变的基本原理。,3,重心（Center of Gravity）,飞机各部件、燃料、乘员、货物等重力的合力，叫飞机的重力。飞机重力的着力点叫做飞机重心。,飞机的重心和坐标轴,4,重心CG,飞机在

2、空中的运动，总可分解成飞机各部分随飞机重心一起的移动和飞机各部分绕重心的转动。,重心与机体轴,5,重心位置的表示,重心的前后位置常用重心在某一特定翼弦上的投影到该翼弦前端的距离，占该翼弦的百分数来表示。,6,平均空气动力弦（MAC）,假想的矩形翼的面积、空气动力及俯仰特性与原机翼相同。,7,几何中心,标准平均弦（SMC）,平均空气动力弦（MAC）,重心的前后位置常用重心在MAC上的投影到该翼弦前端的距离，占该翼弦的百分数来表示。,标准平均弦等于机翼面积与翼展的比值。,8,飞机的平衡包括作用力平衡和力矩平衡两个方面。本节只分析各力矩的平衡。,相对横轴(OZ轴)俯仰平衡相对立轴(OY轴)方向平衡相

3、对纵轴(OX轴)横侧平衡,3.2 飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程,9,1、 飞机的俯仰平衡 飞机的俯仰平衡是指作用于飞机的各俯仰力矩之和为零，迎角不变。,10,俯仰力矩主要有:,机翼产生的俯仰力矩水平尾翼产生的俯仰力矩拉力（或推力）产生的俯仰力矩,11,机翼产生的俯仰力矩的大小最终只取决于飞机重心位置、迎角和飞机构型。,一般情况下机翼产生下俯力矩。,机翼产生的俯仰力矩,12,平尾产生的俯仰力矩,在正常飞行中，水平尾翼产生负升力，故水平尾翼力矩是上仰力矩。当迎角很大时，也可能会产生下俯力矩。,水平尾翼产生的俯仰力矩取决于机翼迎角、升降舵偏角和流向水平尾翼的气流速度。,13,获得俯仰平衡的

4、条件：,14,2、 飞机的方向平衡 飞机的方向平衡是指作用于飞机的各偏转力矩之和为零，侧滑角不变或侧滑角为零。,15,侧滑是指相对气流方向与飞机对称面不一致的飞行状态。,16,偏转力矩主要有:,两翼阻力对重心产生的偏转力矩垂尾侧力对重心产生的偏转力矩双发或多发飞机拉力产生的偏转力矩,17,获得方向平衡的条件：,18,3、 飞机的横侧平衡 飞机的横侧平衡是指作用于飞机的各滚转力矩之和为零，坡度不变。,19,滚转力矩主要有:,两翼升力对重心产生的滚转力矩螺旋桨反作用力矩对重心产生的滚转力矩,20,获得横侧平衡的条件：,21,平衡方程,力的平衡： 力矩平衡：,22,3.3 载荷系数,L-飞机升力 W

5、-飞机重力 平飞L=W nY =1,nY=L/W,23,3.4 巡航飞行、起飞和着陆,3.4.1 巡航飞行,nY =1,24,3.4.2 巡航性能,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。,t课件,1 、 平飞航时,能获得平飞航时最长的平飞速度称久航速度。 久航速度等于最小功率速度Vmp。,26,能获得平飞航程最长的速度称远航速度。 远航速度等于最小阻力速度Vmd；实际中，远航速度大于Vmd。,2 、 平飞航程,27,2 、平飞航程,重量增加（货），航程缩短；重量增加（油），航程增加。 小型

6、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。,28,3.4.2 起飞,起飞线滑跑-加速 -飞机离地-爬升过安全高度,飞机离地速度v离=(2W)/(CL离S)1/2,29,3.4.3 着陆,飞机接地速度v接=k(2W)/(CL接S)1/2,30,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。,平 飞,31,1、 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

7、)、重力(W)、拉力(P)、阻力(D)。,32,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,33,2、 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。,v平飞计算公式和影响因素,34,v平飞的主要影响因素,飞机重量越大，v平飞越大升力系数越大， v平飞越小,35,3、平飞拉力曲线,平飞所需拉力,随着平飞速度的增大，平飞所需拉力先减小后增大。,原因：升阻比随迎角的变化,36,平飞所需拉力即平飞阻力,平飞所需拉力曲线变化的原因分析,V,平飞诱导阻力,废阻力,平飞阻力最小对应：平飞诱导阻力废阻力有利速度,37,平飞所需功率最小的速度，VMP平飞最小

8、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。,4、最小功率速度,38,平飞最小速度到平飞最大速度的区间称为平飞速度范围。,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,39,平飞性能变化,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,40,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,41,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

9、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。,42,5、 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。,43,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。,在第一速度范围内,44,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。,在第二速度范围内,45,3.6 上升与下降,飞机

10、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。,3.6 上升与下降,3.6.1 上升,t课件,1 、 飞机上升的作用力,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。,47,上升运动方程，将重力进行分解,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,48,上升时，上升角较小，V上与V平飞近似相等， D上D平 而 P D （ P=D+Wsin） 即：上升与平飞区别在于油门不同。（从而可用平飞拉力曲线分析上升性能。,上升所需速度,49,2、上升性能,上升角与陡升速度Vx,5

11、0,上升角：上升轨迹与水平线的夹角。陡升速度：上升角最大对应的上升速度。,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，Vx为Vmp。,上升角与陡升速度Vx,51,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,52,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,53,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

12、最大对应的上升速度。,54,上升率与快升速度Vy,55,重量： 重量增加，需用功率曲线上移，Nmax减小，最大上升率减小。,影响上升率和快升速度的主要因素,56,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)。,影响上升率和快升速度的主要因素,57,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。,58,上升时间与升限,螺旋桨飞机升限图, 上升时间 飞机上升

13、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。,59,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。,60,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。,风（稳定风场）对上升性能的影响,61,3 、 飞机上升操纵原理,以带杆后飞机上

14、升角的变化特点，将上升速度分为两个范围。,上升两个速度范围的划分,62,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。,上升两个速度范围的划分,63,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 sin，因此，只带杆，飞机以

15、较小的速度上升。,飞机由平飞转上升的操纵,64,只带杆上升飞机稳定后速度会减小,65,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 sin，因此，只加油门，飞机基本保持原速度上升。,飞机由平飞转上升的操纵,66,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。,飞机由平飞转上升的操纵,67,上升转平飞，首先应前推杆，升力

16、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。,飞机由上升转平飞的操纵,68,3.6.2 下降,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。,t课件,1、 飞机下降时的作用力,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。,70,根据拉力可分为三种下降：,零拉力正拉力负拉力,71,零拉力的运

17、动方程,72,正拉力的运动方程,73,下降速度,结论： 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，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。,74,2 、 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。,下降角和下降距离,75,则零拉力下滑时：,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。,零拉力下滑时的下滑角和下滑距离,由运动方程：,根据下滑角和下滑距离的关系：,76,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

18、的滑翔比等于飞机的升阻比。,滑翔比,滑翔比,根据下滑角和下滑距离的关系：,77,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。,78,正拉力下降时的下降角和下降距离,结论： 正拉力下降，下降角取决于升阻比、重量和拉力。拉力越大，下降角越小。,79,下降率,下降率是指飞机在单位时间内下降的高度，以vy下表示。,80,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。,零拉力时的下滑率,下滑率,81,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。,正拉力时的下降率,下降率,82,3 、 下降性能的主要影响因素,零

19、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。,正拉力情况：,零拉力情况：,飞行重量,83,零拉力：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。,气温,正拉力：,零拉力：,84,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。,85,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

20、和下降率都增大，下降距离缩短。,风（稳定风场）,86,4 、 下降操纵原理,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。,87,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。,88,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

21、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。,平飞转下降和下降转平飞的操纵,平飞转下降,不收油门只顶杆：,89,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。,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。,90,下降转平飞,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。,91,3.7 增升原理和增

22、升装置,3.7.1增升装置的功用和增升原理,92,迎角与速度的关系,飞机的升力主要随飞行速度和迎角变化。在大速度飞行时，只要求较小迎角，机翼就可以产生足够的升力维持飞行。在小速度飞行时，则要求较大的迎角，机翼才能产生足够的升力来维持飞行。,93,为什么要使用增升装置,增升装置用于增大飞机的最大升力系数，从而缩短飞机在起飞着陆阶段的地面滑跑距离。,94,主要增升装置包括：后缘襟翼前缘襟翼前缘缝翼,95,3.7.2 增升装置,简单襟翼 （The Plain Flap）分裂襟翼 （The Split Flap）开缝襟翼 （The Slotted Flap）后退襟翼 （The Fowler Flap）

23、后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap）,放下后缘襟翼，使升力系数和阻力系数同时增大。因此，在起飞时放小角度襟翼，着陆时，放大角度襟翼。,增升效果增强,1、后缘襟翼,96,简单襟翼 （The Plain Flap）,简单襟翼与副翼形状相似。放下简单襟翼，增加机翼弯度，进而增大上下翼面压强差，增大升力系数。但是放简单襟翼使得压差阻力和诱导阻力增大，阻力比升力增大更多，使得升阻比降低。,97,大迎角下放简单襟翼，升力系数及最大升力系数增加，阻力系数增加，升阻比降低（即空气动力性能降低），临界迎角降低。,简单襟翼 （The Plain Flap）,98,分裂襟翼（The Sp

24、lit Flap）,分裂襟翼是一块从机翼后段下表面向下偏转而分裂出的翼面，它使升力系数和最大升力系数增加，但临界迎角减小。,99,放下分裂襟翼后，在机翼和襟翼之间的楔形区形成涡流，压强降低，吸引上表面气流流速增加，上下翼面压差增加，从而增大了升力系数，延缓了气流分离。,此外，放下分裂襟翼使得翼型弯度增大，上下翼面压差增加，从而也增大了升力系数。,分裂襟翼（The Split Flap）,100,开缝襟翼 （The Slotted Flap）,开缝襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时进行开缝，和简单襟翼相比，可以进一步延缓上表面气流分离，增大机翼弯度，使升力系数提高更多，而临界迎角却降

25、低不多。,101,开缝襟翼 （The Slotted Flap）,下翼面气流经开缝流向上翼面,开缝襟翼的流线谱,102,后退襟翼（The Fowler Flap）,后退襟翼在简单襟翼的基础上进行了改进。在下偏的同时向后滑动，和简单襟翼相比，增大了机翼弯度也增加了机翼面积，从而使升力系数以及最大升力系数增大更多，临界迎角降低较少。,103,后退开缝襟翼 （The Slotted Fowler Flap）,后退开缝襟翼结合了后退式襟翼和开缝式襟翼的共同特点，效果最好，结构最复杂。,大型飞机普遍使用后退双开缝或三开缝的形式。,104,747的后退开缝襟翼,105,2、 前缘襟翼,前缘襟翼位于机翼前缘

26、。前缘襟翼放下后能延缓上表面气流分离，能增加翼型弯度，使最大升力系数和临界迎角得到提高。,前缘襟翼广泛应用于高亚音速飞机和超音速飞机。,106,B737-800的前缘襟翼,107,前缘缝翼,前缘缝翼位于机翼前缘，在大迎角下打开前缘缝翼，可以延缓上表面的气流分离，从而使最大升力系数和临界迎角增大。在中小迎角下打开前缘缝翼，会导致机翼升力性能变差。,108,前缘缝翼,下翼面高压气流流过缝隙，贴近上翼面流动。一方面降低逆压梯度，延缓气流分离，增大最大升力系数和临界迎角。另一方面，减小了上下翼面的压强差，减小升力系数。,109,增升装置增升原理总结,增升装置主要是通过三个方面实现增升：增大翼型的弯度，提高上下翼面压强差。延缓上表面气流分离，提高临界迎角和最大升力系数。增大机翼面积。,增升装置的目的是增大最大升力系数。,110,本章小结,重量术语和重量间的关系重量计算的力学原理计算法、表格法和曲线法确定飞机重量与平衡的方法后缘襟翼的功用，增升的基本方法和原理，放襟翼对气动性能影响,111,