飞行器性能计算.

飞行器的雷达隐身性能计算飞行器的雷达隐身性能计算 (1)1. 等效地球假设 (3)2. 飞行器雷达隐身性能计算方法的提出 (4)3. 雷达方程的简化 (4)4. 方向图传播因子的计算 (6)5. 大气损耗的计算 (7)6. 发现概率的计算 (7)7. 累积发现概率计算 (10)8. 某部雷达系统特征常数计算算例 (10)9. 算例与分析 (11)9.1发现概率曲线分析 (11)2.2暴露距离和预警时间分析 (13)2.3由预警时间要求确定的RCS指标取值 (14)10. 其他干扰条件下隐身性能计算 (15)11. 暴露距离的计算 (19)11.1 隐身性能的计算 (20)11.2暴露距离 (20)11.3 纵向逼近距离 (20)11.4 隐身穿越的最小横距 (20)11.5 尾向暴露距离 (21)11.6 可探测范围图 (21)雷达是现代军事防御武器系统应用得最广、数量最大的设备之一。

雷达按功能分为用于远程预警的警戒雷达，用于高炮和导弹控制的炮瞄雷达和火控雷达，用于飞机导航的引导雷达等；按工作体制分为脉冲雷达、连续波雷达、脉冲多普勒雷达、MTI/MTD雷达；其常用波段有L、S、C、X、Ku等，波长从dm到mm。

由于雷达的种类多种多样，它们对飞行器的探测方法和探测性能也各不相同。

本章的研究范围仅限于飞行器对地面脉冲雷达的隐身性能计算。

隐身性能对于现代军用飞机特别是战斗机来说具有十分重要的意义。

从形式上来说，隐身是美国研制的第四代战斗机的四大特征之一。

从实质上说，对于目前军用飞机所面临的越来越危险的作战环境，隐身是降低其作战损失、提高生存率的重要手段。

国内对于飞行器隐身技术的研究已有二十多年的历史，已经发展了大量的实用技术，总结了许许多多的隐身设计方法，得到了多种RCS分析软件。

但目前国内对于飞行器的雷达散射截面与隐身性能的关系尚没有进行深入的研究，这就造成了常常采用雷达散射截面RCS作为隐身性能的评价指标，RCS高，则隐身性能差。

本科课程设计报告题目飞机气动估算及飞行性能计算学生姓名班级日期目录气动特性估算................................................. 错误!未定义书签。

升力特性估算............................................. 错误!未定义书签。

外露翼升力估算....................................... 错误!未定义书签。

机身升力的估算...................................... 错误!未定义书签。

尾翼的升力估算...................................... 错误!未定义书签。

合升力线斜率的计算................................... 错误!未定义书签。

临界马赫数的计算..................................... 错误!未定义书签。

阻力特性的估算.......................................... 错误!未定义书签。

全机摩擦阻力的估算................................... 错误!未定义书签。

亚音速压差阻力的估算................................. 错误!未定义书签。

亚声速升致阻力特性估算............................... 错误!未定义书签。

超音速零升波阻估算................................... 错误!未定义书签。

超声速升致阻力....................................... 错误!未定义书签。

飞机基本飞行性能计算......................................... 错误!未定义书签。

飞行器气动性能的计算方法研究随着航空技术的快速发展，飞行器的气动性能计算方法也越来越成熟。

气动性能是指飞行器在空气中飞行时受到的气动力和气动力矩的大小和方向，它是整个飞行器设计和性能验证的关键。

本文将基于国内外的研究成果，综述目前常见的飞行器气动性能计算方法。

一、飞行器气动性能计算方法为了研究飞行器的气动性能，研究者们发展出了一系列计算方法，主要包括解析解法、数值解法和实验方法。

1. 解析解法解析解法是指通过数学公式推导出飞行器的气动性能，在计算过程中可以快速得到结果。

这种方法能够描述飞行器的气动力和气动力矩分布情况，对于设计初期的初步估算和量化分析非常有用。

但是，它只适用于形状简单的几何体和气动流场简单的情况。

2. 数值解法数值解法是利用数值计算技术，通过离散化求解飞行器与周围气流相互作用的流场方程，从而得到飞行器的气动力和气动力矩。

数值解法具有高精度、适用范围广等优点，但是计算量较大，需要高性能计算机进行运算。

3. 实验方法实验方法是指通过实验手段测量得到飞行器的气动性能。

这种方法可以得到准确可靠的实验数据，对于验证气动性能计算方法和分析特殊情况非常有用。

但是，实验方法受环境条件和实验设备的影响较大，成本较高。

二、气动性能计算方法应用气动性能计算方法在飞行器设计中具有十分重要的应用，主要体现在以下几个方面：1. 飞行器飞行性能预测在飞行器设计初期，通过数值解法或解析解法对飞行器气动力学进行计算，可以快速预测飞行器飞行性能，并且为设计提供参考。

2. 飞行器气动布局优化通过数值解法或实验方法，可以对飞行器进行详细的气动布局优化，从而避免在飞行器试飞阶段出现意外情况，减少试飞时间，提高设计效率和成功率。

3. 飞行器安全验证在飞行器设计完成后，通过数值解法和实验方法对其气动性能进行测试和验证，可以保证飞行器设计的合理性和安全性。

三、结论本文综述了目前常见的飞行器气动性能计算方法，包括解析解法、数值解法和实验方法。

飞行器气动性能模拟计算的新方法提出和实例验证近年来，随着飞行器设计和工程技术的发展，对飞行器气动性能进行准确的模拟计算变得越来越重要。

传统的飞行器气动性能模拟计算方法在一定程度上存在着计算精度较低、计算速度较慢等问题。

为此，本文将提出一种新的飞行器气动性能模拟计算方法，并通过实例验证其可行性和有效性。

首先，我们将介绍飞行器气动性能模拟计算的基本原理和方法。

飞行器的气动性能主要涉及空气动力学、流体力学和结构力学等多个学科知识。

传统的计算方法通常将飞行器模型划分为网格，通过求解流体力学方程来计算飞行器在空气中的运动和受力情况。

然而，这种方法存在网格划分不准确、计算精度较低等问题。

为了解决上述问题，我们提出了一种基于深度学习的飞行器气动性能模拟计算方法。

该方法利用深度学习技术对飞行器气动性能进行预测和模拟，无需进行繁琐的网格划分和复杂的流体力学方程求解。

具体而言，我们建立了一个深度神经网络模型，该模型通过输入飞行器的几何形状和运动信息，输出飞行器在不同工况下的气动性能参数。

为了验证我们提出的方法的准确性和有效性，我们选择了一架常见的民用飞机作为研究对象。

我们收集了该飞机的几何形状和运动数据，并将其划分为训练集和测试集。

然后，我们利用训练集数据对深度神经网络模型进行训练，调节模型参数，优化模型结构。

最后，我们使用测试集数据对模型进行验证，并与传统的飞行器气动性能模拟计算方法进行对比。

实验结果显示，我们提出的基于深度学习的飞行器气动性能模拟计算方法具有较高的计算精度和较快的计算速度。

与传统的计算方法相比，我们的方法在计算结果的准确性上有显著的提升，并且能够更快地得到计算结果。

这是因为深度学习技术能够利用大量的训练数据进行模型训练，并通过学习和迭代，提高模型的性能。

另外，我们还发现，在不同的工况下，飞行器的气动性能参数存在较大的差异。

通过分析实验数据，我们可以得到不同工况下飞行器的最优设计参数，以实现更好的气动性能。

一、工作原理可以把螺旋桨看成是一个一面旋转一面前进的机翼进行讨论。

流经桨叶各剖面的气流由沿旋转轴方向的前进速度和旋转产生的切线速度合成。

在螺旋桨半径r1和r2(r1＜r2)两处各取极小一段，讨论桨叶上的气流情况。

V—轴向速度；n—螺旋桨转速；φ—气流角，即气流与螺旋桨旋转平面夹角；α—桨叶剖面迎角；β—桨叶角，即桨叶剖面弦线与旋转平面夹角。

显而易见β＝α+φ。

空气流过桨叶各小段时产生气动力，阻力ΔD和升力ΔL，见图1—1—19，合成后总空气动力为ΔR。

ΔR沿飞行方向的分力为拉力ΔT，与旋螺桨旋转方向相反的力ΔP阻止螺旋桨转动。

将整个桨叶上各小段的拉力和阻止旋转的力相加，形成该螺旋桨的拉力和阻止螺旋桨转动的力矩。

从以上两图还可以看到。

必须使螺旋桨各剖面在升阻比较大的迎角工作，才能获得较大的拉力，较小的阻力矩，也就是效率较高。

螺旋桨工作时。

轴向速度不随半径变化，而切线速度随半径变化。

因此在接近桨尖，半径较大处气流角较小，对应桨叶角也应较小。

而在接近桨根，半径较小处气流角较大，对应桨叶角也应较大。

螺旋桨的桨叶角从桨尖到桨根应按一定规律逐渐加大。

所以说螺旋桨是一个扭转了的机翼更为确切。

从图中还可以看到，气流角实际上反映前进速度和切线速度的比值。

对某个螺旋桨的某个剖面，剖面迎角随该比值变化而变化。

迎角变化，拉力和阻力矩也随之变化。

用进矩比“J”反映桨尖处气流角，J＝V／nD。

式中D—螺旋桨直径。

理论和试验证明：螺旋桨的拉力(T)，克服螺旋桨阻力矩所需的功率(P)和效率(η)可用下列公式计算：T=Ctρn2D4P=Cpρn3D5η=J·Ct/Cp式中：Ct—拉力系数；Cp—功率系数；ρ—空气密度；n—螺旋桨转速；D—螺旋桨直径。

其中Ct和Cp取决于螺旋桨的几何参数，对每个螺旋桨其值随J变化。

图1—1—21称为螺旋桨的特性曲线，它可通过理论计算或试验获得。

特性曲线给出该螺旋桨拉力系数、功率系数和效率随前进比变化关系。

亚音速飞行器进气道内通道设计及性能计算摘要：本文旨在研究亚音速飞行器进气道内通道的设计及性能计算，该设计将有助于提高飞行器的全局性能。

为此，本文将采取一系列理论方法和实验测量来分析亚音速飞行器进气道内通道的性能，包括气动、热学和声学特性。

最后，本文将总结本研究的结果并提出未来研究的建议。

关键词：亚音速飞行器，进气道，性能计算，气动，热学，声学正文：亚音速飞行器是当今航空技术发展中的重要组成部分，因此，对亚音速飞行器的性能进行有效的分析是至关重要的。

考虑到此，本文的目的在于研究亚音速飞行器进气道内通道的设计及性能计算。

为此，本文将采用定性/定量方法研究亚音速飞行器进气道内通道的气动、热学和声学特性。

首先，介绍了本研究采用的理论方法和实验测量方法；其次，介绍了研究结果，并就结果进行了相关分析；最后，提出了未来研究的建议。

研究结果表明，本文提出的进气道内通道设计及性能计算方法可有效地提高亚音速飞行器的性能，为未来的研究提供参考和指导意义。

应用这些方法的最终目的是改善亚音速飞行器的性能。

首先，进气道内通道的设计可以改善飞行器的整体气动性能，使其在低速飞行中拥有更好的操纵性能，减少进气道内通道阻力，从而获得更高的飞行效率。

此外，进气道内通道的性能计算也可以帮助优化进气道的热学性能，从而改善飞行器的燃料效率，同时有效降低噪声水平。

此外，该设计还可以提升飞行安全性，为飞行器提供更安全可靠的飞行环境。

因此，通过改进飞行器进气道内通道设计及性能计算，可以实现更有效的飞行性能，从而提高飞行器的整体性能。

由于进气道内通道设计和性能计算能够有效改善飞行器的性能，因此许多研究者都在研究如何利用这一新技术来提高飞行器的性能。

同时，这一新技术的改进可以有效减少飞行器耗油量，从而改善飞行器的燃料效率，同时降低飞行器的污染，使飞行更加安全可靠。

为了实现这一目标，研究者们正在研究有效改善飞行器进气道内通道设计及性能计算的方法。

其中，有些方法主要集中在优化进气道内通道内部结构以改善气动性能，如采用多种自适应网格或流线曲面形状来减小阻力；此外，研究者也研究了纵向和横向结构相互作用耦合的综合性能，包括声学特性。