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飞机性能 ppt课件

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飞行性能和飞行品质培训教材PPT(45张)

飞行性能和飞行品质培训教材PPT(45张)
• （2）筋 斗 • 飞机在铅垂平面内作轨迹近似椭圆，航迹方向改
变360°的机动飞行为筋斗飞行，如图2.34所示。 筋斗飞行由爬升、倒飞、俯冲、平飞等动作组成， 它是衡量飞机机动性的基本指标之一。完成一个 筋斗所需的时间越短，机动性越好。要实现筋斗 飞行，飞行员应先加油门，增加速度，然后拉杆 使飞机曲线上升；飞过顶点后，减小油门，继续 保持拉杆位置，飞机开始曲线下降，最后改为平 飞。翻筋斗时，过载系数可达到6G。
• 爬升率的大小主要取决与发动机推力的大小。当歼击机的 最大爬升率较高时，就可以在战斗中迅速提升到有利的高
度，对敌机实施攻击，因此最大爬升率是衡量歼击机性能
的重要指标之一。
2、高度性能
• 升限（Hm)
• 飞机上升所能达到最大高度，叫做升限。“升限”对战 斗机是一项重要性能。歼击机升限比敌机高，就可以居 高临下，取得主动权。
3.1.1 飞机飞行性能
1、速度性能
• 最大平飞速度(Vmax) • 最小平飞速度(Vmin)
✓ 当飞机速度减小到某个程度时，机翼已经达到临界迎角， 进一步增加迎角将机翼失速，此时的速度称为最小平飞速 度或失速速度。
✓ 飞机在一定高度上保持水平飞行的最小速度。飞机的Vmin 越小，起飞与着陆距离就越短，盘旋时的转弯越容易。
4、机动性能
飞机的机动性 是指飞机改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能 力，相应地称之为速度机动性（切向机动性）、高 度机动性和方向机动性（法向机动性）。
改变飞机运动状态的控 制力是空气动力和发动 机推力的合力，控制力 越大，改变飞机的运动 状态就越容易，机动性 越好。描述控制力大小 的参数是过载n
4、机动性能
过载系数:
作用在物体上的全部表面力的合力与该物体的 瞬时质量m 在地面上的称重值（G0≈mg0）之比值，即：

飞机的起飞性能讲义

飞机的起飞性能讲义

§3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数 爬升梯度的影响因素：
➢ 爬升梯度与剩余推力成正比，与推力、阻力有关（温度、高度、 flap、速度）。
➢ 爬升梯度与飞机重量成反比，重量越大，爬升梯度越小。
➢ 爬升梯度还与加速因子有关（加速度、动能）。
C.G
FN D
W (1 V dV )
g dH
Page 5
飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
第四章 飞机的起飞性能
§1 起飞简介 §２ 场地长度限重 §３ 爬升梯度限重 §４ 障碍物限重 §５ 污染跑道起飞 §６ 减推力起飞
Page 1
飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
§3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数
起 飞 性 能 Takeoff Performance
2、起飞航迹分段
起飞飞行航迹：起飞终点到起飞航迹终点。
Page 7
飞机性能工程 §3 爬升限重
起 飞 性 能 Takeoff Performance
3、第一爬升段
从离地35ft到起落架收上。
Page 8
飞机性能工程 §3 爬升限重
3、第一爬升段
飞机性能工程
起 飞 性 能 Takeoff Performance
§3 爬升限重
1、主要的爬升性能参数 加速因子的简单计算：
OAT Constant Hp ≤36089feet
Hp>36089 feet
M
-0.133178 M2
ISA
Ve
0.566822 M2
Vc
0.7 M2(φ-0.190254)
襟翼收放的限制：

飞机性能分析的原始数据 飞机的平飞性能

飞机性能分析的原始数据 飞机的平飞性能

三、平飞所需功率
•
平飞中，需要一定的推力来克服阻力而对飞机作功， 每秒钟所需作的功就是平飞所需功率。 • 平飞所需功率可用下式求得，即 P平需C平飞 • N平需 （马力） 75 • • 从上式看出：平飞所需功率的大小，决定于平飞所 需推力和平飞速度的大小。其中任何一个因素变化，均 引起平飞所需功率增大。同平飞所需推力一样，也可作 出平飞所需功率曲线。平飞所需功率曲线其形状与平飞 所需推力曲线相似，故此不予给出。平飞所需功率曲线 也是分析飞机基本飞行性能的依据。
•
由图3—3—2可见：涡轮喷气发动机推力随飞行速 度的加快而增大，而随飞行高度的增加而减小。在低空 和小M数(H=0~2公里，M=0~0.5)推力随速度的加快而 略有下降。随着飞行速度的增加，喷气发动机推力由于 通过发动机的空气流量相应增大而增大。随着飞行高度 的增加，由于空气密度减小而引起发动机流量减小， 发动机推力相应减小。 • 当涡轮喷气发动机安装在飞机上，因安装部位不 同，进气道形式及尾喷管不同，从而引起不同程度的推 力损失。这样，真正作用于飞机发动机的推力就将低于 P可用与 发动机特性曲线给出的数值(用P来表示)。很明显， P的关系应是 P可用 P，称为效率系数。通常飞行性能 分析与计算时，应根据具体情况确定出 随飞行状态的 1 ，最低可至0.7左右。 变化规律，然后加以引用。
飞机性能分析的原始数据 飞机的平飞性能
介绍飞机性能分析的 主要原始数据 飞机的平飞性能 飞机的平飞性能参数介绍 飞机的平飞性能 2/60
第三章 飞机的飞行性能
• 前面讨论了飞机在飞行中空气动力的产生和 变化规律，即空气动力学问题，从这一章开始， 我们要研究飞行重心的移动和绕重心的转动两类 问题。飞机的移动，是把飞机的质量集中到重心， 即把飞机当作质点，讨论在外力(空气动力、发动 机推力或拉力和重力)作用下重心的运动特性，也 就是研究力的平衡问题。通常用来解决飞机飞多 快、多远、多高、多久以及飞机的机动性能、起 落性能等问题。这就是本章所要讨论的飞机的飞 行性能。 • 飞机绕重心的转动将在下一章研究。

机场培训课件：飞机性能

机场培训课件：飞机性能
11
波音厂家手册简介
最低设备清单（MEL-Minimum Equipment List）
在不影响安全的前提下可以不工作的设备清单，也就是为保证飞行安全必 须能工作的最少设备清单（即放行时能允许的最多故障）。
MEL用于准许航空器在完成修理前，带有某些在一限定时间可以不工作的 项目进行运行。
12
波音厂家手册简介
42
起飞性能
轮胎速度限制的最大起飞重量
➢ 飞机重量增大，将导致离地速度增大。如离地速度过大，轮胎的结构强 度会因无法承受离心力而损坏。
➢ 飞机的最大起飞重量受到轮胎速度的限制。 ➢ V(LOF)<=V(TIRE)
43
起飞性能
影响起飞重量的因素
➢ 跑道数据 长度，坡度，净空道，停止道 ➢ 大气条件 气压高度，温度，风 ➢ 飞机构型 发动机推力等级，襟翼，防冰引气使用，CDL，MEL ➢ 障碍物分布 ➢ 道面条件 干跑道，湿跑道，污染跑道
36
起飞性能
37
起飞性能
提高爬升能力的途径：
1、使用较小的襟翼起飞，提高升阻比。 2、使用发动机空调引气关的构型。 3、使用改进爬升技术。
38
起飞性能
改进爬升的原理
场长限重＞爬升限重时，可以通过提高V2的方法来提高爬升限重。
39
起飞性能
越障限制的最大起飞重量
➢ 在一台临界发动机停车的情况下，飞机的净航迹必须能够安全的越 过起飞航迹保护区内所有障碍物35英尺（10.7米）
35
起飞性能
爬升限制的最大起飞重量
➢ 第一阶段:从距离跑道35英尺高度到起落架收上 具有正的爬升率
➢ 第二阶段:从起落架收上到改平点 双发飞机:至少具有2.4%的爬升梯度能力

飞机上升、下降和巡航性能PPT精选文档

飞机上升、下降和巡航性能PPT精选文档

● 高速下降
● 燃油最省下降
02.06.20202005-3-7
11
3.2.2 等表速下降性能分析
高度降低，下降率减小。
3.2.3 巡航下降
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12
下降性能图表
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13
3.2.4 应急下降
不同高度上乘客保持有效意识时间
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47
4 成本指数对经济M数的影响
成本指数（CI) ：C时与C油之比，即小时成本与燃油成本之比。
CI大，说明小时费高或油价低， M经济大 CI小，说明小时费低或油价高， M经济小 CI为零，则M经济=M远航
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48
利用CI～CR曲线确定M经济
32
单发飘降
巡航中一台发动机失效后，飞机下降到较低的高度，用较小的 速度巡航的过程。
有利飘降速度指以最大连续推力使下降角最小的速度。该速度略 小于VMD。
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33
1）保持飘降速度飞行， 随燃油消耗，飞机重 量减轻，飞机高度不 断增加。
2）根据改平高度查出 作LRC巡航的速度， 作等高LRC巡航。
14
应急下降时，应断开自动油门并收到慢车，放出扰流板，
推杆使飞机以预定俯角转入下降，但不得出现负过载；为尽快 使飞机下降，可配合采用转弯的方法；在应急下降中，应放下 起落架。
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15
3．3 巡航性能
3.3.1 典型巡航剖面
加 起速 飞到 上出 升航 至速 滑 35 度 出 ft

飞机性能工程巡航性能B课件

飞机性能工程巡航性能B课件

02
巡航性能B的基本概念
巡航性能的定义与分类
定义
分类
根据飞行条件和任务需求，巡航性能 可分为高空巡航、低空巡航、远程巡 航、战斗巡航等类型。
巡航性能B的主要参数与指标
参数
指标
巡航性能B的实现原理与技术
原理
通过优化飞机气动设计、推进系统效率 和飞行控制系统等手段，提高飞机巡航 性能。
VS
技术
涉及气动设计技术、推进系统技术、飞行 控制技术等多个领域，需要跨学科合作和 持续创新。
飞机性能工程巡航性能B 课件
• 飞机性能工程概述 • 巡航性能B的基本概念 • 巡航性能B的优化方法与技术 • 巡航性能B的应用案例与效果分析 • 未来巡航性能B的发展方向与挑战 • 参考文献
01
飞机性能工程概述
飞机性能工程的定义与重要性
飞机性能工程定义
飞机性能工程的重要性
飞机性能工程的主要任务和目标
03
巡航性能B的优化方法与技术
基于数值优化的巡航性能B优化方法
数值优化方法
通过数学建模和数值计算，寻找满足性能指标 的最优解。
迭代算法
采用迭代算法，逐步逼近最优解，提高巡航性能。
约束处理
考虑飞行过程中的各种约束条件，如结构强度、气动性能等。
基于仿真的巡航性能B优化技术
飞行仿真系统
性能评估
优化设计
主要任 务
目标
飞机性能工程的发展历程与趋势
发展历程
飞机性能工程经历了从初步探索、初步形成到逐步完善的发展过程。随着科技的 不断进步，飞机性能工程在理论体系、技术手段和工程应用等方面都取得了显著 的进展。
发展趋势
未来，飞机性能工程将朝着更加智能化、数字化和集成化的方向发展。人工智能、 大数据、云计算等新技术的应用将为飞机性能工程提供更加强有力的支持，推动 飞机性能工程的不断创新和进步。

B737起飞性能解析PPT课件

B737起飞性能解析PPT课件

特殊限制
反推不工作：
1、反推对干跑道的起飞和着陆（放行）性能均无 影响； 2、对湿跑道的着陆（放行）性能无影习,你就什么都知道。你知道得越多,你就越有力量 Study Constantly, And You Will Know Everything. The More
通常分为两类： 1、灵活温度减推力起飞 2、降低额定功率减推力起飞
常见特殊情况——减推力起飞
可以在湿跑道上进行灵活起飞，而禁止在污 染跑道上进行灵活起飞。
特殊运行——备用前重心
特殊运行——备用前重心
特殊运行——备用前重心
特殊运行——备用前重心
特殊运行——备用前重心
特殊运行——备用前重心
特殊运行——备用前重心
起飞重心后移可以减少飞机水平配平片的偏 转角度，提高升力系数，从而提高性能限制最 大起飞重量。
在最大起飞重量受性能限制的国际远程航 线上适当 选择使用备用前重心，可提高航线载 量。
特殊限制
防滞系统不工作：
1、起飞只允许在干跑道上进行，落地可以在干/ 湿跑道上进行，不能使用改进爬升起飞。 2、不能在高高原机场运行。 3、不允许使用假定温度的方式进行减推力起飞。 4、起飞/着陆重量、可用业载将受限。 5、自动刹车关断，人工释放减速板。 6、防滞不工作刹车程序
500 ft
TODA
净空道 • 必须处于跑道中心线的延长线上 • 从跑道端头开始延伸，上坡坡度不超过1.25%。 • 最小宽度不小于152 米(500 英尺) 。 • 没有突出物或地形.跑道头灯可以突出平面，但它们高于跑 道端头的高度应小于或等于0.66 米（26 英寸），而且它们 的位置应该在跑道的两侧。
toratora可用起飞滑跑距离tora等于跑道长度或从跑道进入点到跑道端头asdaasda可用加速停止距离asda等于可用起飞滑跑长度加上停止道的长度asdaswy自然界的多种植物中含有杀灭害虫的成分如烟草含有烟碱鱼藤含有鱼藤酮菊科植物除虫菊的花含有除虫菊素这些植物经提取加工后即可制成植物杀虫剂

飞机的起飞和着陆性能 ppt课件

飞机的起飞和着陆性能 ppt课件
cy北航509性能改善原理jdzlzlldqfqf增加减速度着陆增加加速度起飞起飞着陆主要性能指标起飞着陆性能计算能量法空中减速运动地面工程估算精确计算用数值法11111111144487看看北航509北航509和呵呵呵呵呵斤斤计较斤斤计较000北航50956666666666666666655555555555555555556558888455555555555554555555555555555北航5095466666666544444444455454545北航50911111111111122222222北航509444444444北航509和环境和换机及环境和交换机歼击机北航509共和国规划北航509北航509北航509能密密麻麻密麻麻北航509斤斤计较就北航50944444888北航509
速 飞
V jd (G S ， C y jd ， C x jd ) ， f ， K ( C y ,C x )
机
措施
起
(G/ S) 不取决于着陆性能。
飞
着
增升装置 同起飞类似。因K有利，故可全部打开。
陆
其它减速装置 减速板，刹车，减速伞，反推力装置，
性
机械装置（舰载机多用）。
能
外界条件 上坡、逆风着陆有利；机场高度增加对着
性
能
(G/ S) 一般由空中性能和飞行品质确定。
的
措 北施航
509
5
-
3 改 善 高
Cyld (增升 )
可采用各种增升装置，包括常规翼面增升、变后 掠增升、动力增升，或更先进的兼顾亚、跨、超 的气动布局。注意增升同时控制阻力，以免对加 速不利。所以应适当选用增升装置的位置，使飞
速
机具有较大升阻比。
北航

飞机的稳定性和操纵性PPT课件

飞机的稳定性和操纵性PPT课件
25
飞机重心范围的确定
飞机的重心前限
重心前移，飞机的纵向静稳定性提高，操纵性 能变坏，纵向平衡变差。
从飞机纵向平衡和纵向操纵性能的要求对飞机 重心最靠前的位置进行了限制。
飞机重心后限
重心后移，飞机的纵向稳定性减小，飞机对操 纵的反应变灵敏。
从飞机的纵向静稳定性和操纵灵敏度的要求对 飞机重心最靠后的位置进行了限制。
动稳定性
研究外界扰动消失后，物体回到原平衡位置的 运动过程：扰动是收敛的，物体最终回到原始 平衡位置，物体具有动稳定性，否则就是动不 稳定的。
9
平衡稳定状态
10
飞机的稳定性和操纵性分类
纵向稳定性（和操纵性）
绕横轴（OZt）转动，也叫俯仰稳定性。
侧向稳定性（和操纵性）
绕纵轴（OXt）滚转，也叫滚转稳定性。
16
影响飞机纵向静稳定性的因素
握杆和松杆对飞机纵向静稳定性的影响
与握杆飞行相比，松杆飞行时，全机焦点的位置前移 了，纵向静稳定性减少了。
减少升降舵的自由摆动，减少松杆和握杆飞行状态下 纵向静稳定性的差异。
飞机实用重心和飞机焦点位置的变化
影响飞机实用重心位置的因素 货物的装载情况、乘客的位置、燃油的数量及消耗、 飞机的构型。
3
4.1 飞机运动参数
地面坐标系是固定在地球表面的一种坐标系。
4
姿态角
俯仰角θ
机体坐标系纵轴(OXt)与水平面之间的夹角。 规定机头上仰时为正。
偏航角ψ
机体坐标系纵轴在水平面上的投影与地面坐标 系Axd轴之间的夹角。规定当飞机向左偏航时 为正。
滚转角γ
飞机对称面与包含Oxt轴的铅垂面之间的夹角。 规定当飞机向右滚转时为正。
5
空速向量相对机体的方位

飞机总体设计-10第十讲-飞机性能综合分析与评估

飞机总体设计-10第十讲-飞机性能综合分析与评估
燃油消耗率等参数。
气动模型
描述空气流过机翼产生的升力 与阻力，包括机翼形状、气流
速度、升阻比等参数。
结构重量模型
描述飞机结构重量与设计方案 之间的关系，包括材料属性、 结构形式、重量分布等参数。
性能分析的计算机模拟
计算流体动力学（CFD） 利用计算机模拟空气流过机翼和机身 的流动状态，预测升力和阻力。
04
飞机性能综合评估实践
飞机性能评估案例分析
案例一
波音737飞机起飞性能评估
案例三
C919飞机经济性评估
案例二
空客A350飞机爬升性能评估
案例四
ARJ21飞机安全性能评估
飞机性能改进方案探讨
方案一
优化机翼设计，提高升力系数
方案二
减轻机身重量，降低油耗
方案三
改进发动机性能，提高推力
方案四
优化气动布局，降低阻力
例如，美国联邦航空局（FAA）和欧洲 航空安全局（EASA）分别制定了适用 于美国和欧洲的航空标准和规范。
行业规范与指南
航空工业协会和其他行业组织发布了一系列行业规范和指南，旨在促进航空工业 的健康发展，提高飞机设计和运营水平。
这些规范和指南涉及飞机设计、制造、运营、维护等各个环节，为航空工业提供 全面的指导和支持。
环境条件
如大气温度、气压、风速和风 向等环境因素也会影响飞机性
能。
02
飞机性能分析方法
性能分析的基本流程
数据收集
收集与飞机性能相关的数据， 如气动参数、结构重量、发动 机性能等。
模拟分析
利用建立的模型进行计算机模 拟分析，预测飞机在不同条件 下的性能表现。
确定分析目标
明确飞机性能分析的目的和要 求，如提高飞行效率、降低油 耗等。

《中国战机简介》课件

《中国战机简介》课件
研发机构
中国拥有众多从事航空武器装备研发的机构，包括中国航空工业集团公司、中国航天科技集团公司等军工集团下 属的研究所和设计院，以及军事科学院、国防科工局等政府机构。
生产厂家与产能
生产厂家
中国拥有多家从事航空武器装备生产的厂家，包括中航工业、中航科技、中航电子等军工集团下属的 制造企业和航空发动机制造企业。
歼-11
引进俄罗斯的SU-27战斗 机并进行国产化改进，具 备较强的空优作战能力。
歼-15
舰载战斗机，用于中国海 军航空母舰的舰载机编队 。
轰炸机系列
轰-6
中国自主研发的中型轰炸机，具 备远程打击能力，可携带多种武 器。
轰-6K
轰-6的改进型，换装了新发动机 和航电系统，增强了作战半径和 打击能力。
《中国战机简介》ppt课件
目 录
• 中国战机发展历程 • 中国主要战机型号 • 中国战机性能特点 • 中国战机实战应用 • 中国战机研发与生产 • 中国战机对世界的影响
01
中国战机发展Βιβλιοθήκη 程早期战机发展总结词
起步艰难，自力更生
总结词
仿制改型，初步自主
详细描述
新中国成立初期，我国航空工业基础薄弱，战机发展几乎 从零开始。在艰苦的条件下，我国航空工业者自力更生， 逐步掌握了战机制造的核心技术。
详细描述
上世纪50年代，我国开始仿制苏联战机，并逐步实现从 仿制到自主设计的转变。这一时期，我国研制了一系列具 有自主知识产权的战机。
现代战机发展
技术突破，跨越发展
输入 标题
详细描述
进入21世纪，我国战机发展进入快车道。新型战机不 断涌现，技术性能逐步达到国际先进水平。我国已成 为全球战机研发的重要力量。

飞机的起飞和着陆性能

飞机的起飞和着陆性能

LI——地面三点滑跑 LII——抬前轮后两点滑跑 LIII——拉起后空中过渡段距离 LIV——空中直线加速上升到25米安全高度的水平距离
起飞操纵过程：起飞线 刹车，油门最大； 松刹车，加速； 0.6-0.8离地速度时，拉杆，抬前轮； 前推杆（迎杆），最佳迎角下滑跑； 加速滑跑到离地速度Vld，升力等于重力，飞机离开 地面； 上升加速到离地10-15米，收起落架，继续上升到安全
高度，收起襟翼。
简化计算：
（1） 地面加速滑跑（LI， LII合并）——L1,对应的 时间为T1
（2） 加速上升到安全高度（LIII， LIV合并）——L2, 对应的时间为T2
起飞距离：Lqf 起飞时间：Tqf
二、起飞性能的计算 1、地面加速滑跑段的距离和时间 简化：三点滑跑！
假设：发动机推力P和地面平行！
温度——温度增加，发动机推力将降低！，温度变化还回影响 密度，从而改变离地速度！
离地速度——相对空气的！！！！（顺风，逆风）
2、机场表面状况（坡度，表面质量）
6.4 起飞工作中发动机出现故障时的若干考虑
起飞滑跑阶段，发动机故障：继续起飞、关闭故障发动机并 使用刹车中断起飞。
中断起飞：驾驶员使用弹射救生 、不使用弹射救生

1 2
V2S
G
(C x y）
地面滑跑距离：
L1
1 2g
0V ld
P G

f

1 2
dV2
S
G
(C x

fC
y)V
2
如果推力取平均值，则能得到解析解！否则要 通过数值积分！！
2、离地速度 离地瞬间：升力等于重力
V ld
2G
S C yld

大型飞机的适航性课件

大型飞机的适航性课件

发动机性能
飞机发动机应具有足够的 推力和功率，以确保飞机 在各种飞行条件下的性能 和安全性。
燃油系统
飞机燃油系统应能够安全 、可靠地存储和传输燃油 ，以防止泄漏和其他问题 。
进排气系统
飞机进排气系统应能够有 效地排除废气并吸入新鲜 空气，以确保发动机的正 常运行。
电子设备适航性要求
导航和通讯设备
电子控制系统
使用改进措施
飞行员培训
01
加强飞行员培训，提高飞行员的技能水平和安全意识。
飞行计划管理
02
制定公道的飞行计划，确保飞机在规定的时间内完成各项任务
。
飞行监控
03
建立飞行监控系统，实时监测飞机的各项参数和状态，及时发
现并处理问题。
维修改进措施
维修制度完善
建立完善的维修制度和流程，确保飞机按时、按质完成维修工作 。
维修技术提升
采用先进的维修技术和设备，提高维修质量和效率。
维修人员培训
加强维修人员培训，提高维修人员的技能水平和安全意识。
05 大型飞机适航性发展趋势 与挑战
发展趋势分析
高效能发动机技术
采用先进的发动机技术，提高飞机的燃油效率和飞行性能。
先进材料应用
利用碳纤维、钛合金等轻质、高强度材料，减轻飞机重量，提高飞 行效率。
智能化与自动化
引入先进的航空电子设备和自动驾驶技术，提高飞机的自主导航和飞 行控制能力。
技术挑战分析
高温高海拔飞行
大型飞机在高温、高海 拔地区飞行时，需要解 决发动机性能衰减、机 体结构强度等问题。
长途飞行安全性
确保大型飞机在长途飞 行过程中的安全性，如 疲劳、腐蚀等问题。
多电系统可靠性

4飞机的基本飞行性能

4飞机的基本飞行性能
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，
P X G sin 上 Y G cos 上
上升推力大于平飞推力； 上升升力小于平飞升力。
EXIT
35
●上升所需速度
1 2 G cos 上 Y C y V上 S 2 2G V上 cos 上 V平飞 cos 上 Cy S
在平飞中，要保持速度不变，发动机可用推力应 与飞机阻力相等。 为克服飞机阻力所需推力叫平飞需用推力。
P平飞 X G Y P平飞 X G G Y K
9
飞机重量越重，平飞所需推力越大； 升阻比越大，平飞所需推力越小。
EXIT
10
平飞需用推力曲线
P
在一定飞行高度上，把 平飞需用推力随速度的 关系用曲线表示，称为 平飞需用推力曲线。 随着平飞速度的增大， 平飞需用推力先减小后 增大。
EXIT
17
④ 平飞推力曲线图
P
把同一高度上平 飞需用推力曲线和相 应的满油门状态下的 可用推力曲线绘制在 同一张图上,称为平 飞推力曲线图。
200 160 120 80 40 Vmin VMP 80 120
P可用
B
16°
△PMAX D
8° 6° VMD 160
A
0°
C
2°
200
240
Vmax
260
油门大 迎角小 速度大
0
V1 V2
VMP
VI
V1 V2
EXIT
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●平飞两速度范围的进一步理解：
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。
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• 地速=真空速+风分量
操作速度
马赫数（MACH）是TAS和音速之间的比值
通用性能
•音速为当时飞行高度的音速
• 用海里/小时为单位表示的音速为：
•SAT=以开氏温度计量的空 气静温 • 音速只取决于温度，因此马赫数可表达为：
• 马赫数由测量的总压和静压计算而得 • 显示的真空速由马赫数获得
真空速的变化
• 高度表调定的修正
• 温度的修正 • 在给定指示高度飞行，
真实高度随温度的增加而增加
通用性能
ISA及标准气压调定值
• 结论：温度越高，你飞得越高；
•
温度越低，你飞得越低
高度表调定和温度的影响实例 瑞士SION机场26号跑道ILS进近
通用性能
真高：10500英尺高 于平均海平面，8919 英尺高于跑道
飞机速度等于或高于VMU时飞机可以安全离开地面并继 续起飞
全发最小离地速度
一发失效最小离地速度
飞行限制 失速速度
VS1g：对应最大升力系数，n=1 VS ：对应常规失速， n<1 VS=0.94X VS1g
飞机的限制
最大结构重量
飞机的限制
飞机重量定义
厂商空重MEW：结构、动力装置、装备、系统及其他被 看作是飞机整体的设备项目的重量。包括封闭系统中 的液体。
飞机的限制
飞行限制 最小速度
1、地面最小控制速度 当关键发动机失效时 仅使用主要空气动力 控制保持飞机控制， 横向偏移不超过30FT 2、空中最小控制速度 当一台关键发动机失 效时保持飞机的控制 并以不大于5度的坡度 保持平直飞行 VMCA不能超过1.2VS
飞机的限制
飞行限制
飞机的限制
最小速度
3、最小离地速度
通用性能
δ 压力比引入升力和阻力方程可得到与气 压高度无关的公式
飞行限制
飞机的限制
飞行中机体必须承受由发动机、空气动力载荷
和惯性力等产生的力，过载系数出现并增加飞 机的载荷
限制过载系数
空客飞机
飞行限制 最大速度
最大操作速度限制 VMO/MMO 襟翼放出速度限制 VFE 起落架操作速度限制 VLO 带轮飞行速度限制 VLE
高度测量原理续
通用性能
• Standard：与1013hPa一致。使用Standard 设置，高度表指示高于1013hPa等压面的 高度（若温度是标准的）。在飞行中， 飞机脱离当地压力变化时，此设置提供 了飞机间的垂直间隔。
高度测量原理续
通用性能
• 飞行高度层：选择Standard设置后的指示 高度，以除以100后的英尺表示；
通用性能
•交叉高度：给定的 CAS等于给定的马赫数 的高度。
•图示解释了在以恒定的CAS（300海里/小时）和恒定的 马赫数（M0.78）爬升时TAS相对气压高度的变化情况
飞行力学
标准升力方程 标准阻力方程
通用性能
•CL和CD是迎角α、 马赫数M和飞机 形态的函数
飞行力学
升力和阻能
压力设置和指示高度向同一方向移动；高度测量的 目的是在飞机与地面之间保持相应的裕度，因此通 过高度表压力设置旋钮可以选择不同的实际压力设 置。
高度测量原理续
通用性能
• QFE：是机场参考点的压力，使用QFE设 置，高度表指示高于机场参考点的高度。
• QNH：是平均海平面压力。通过对机场 参考点压力的测量并移动到平均海平面， 在此假设标准的压力变化规律，我们可 以计算出QNH。使用QNH设置，高度表 指示高于平均海平面的高度（如果温度 是标准温度），因而当在机场平面处于 ISA状态时，高度表指示真实地形高度。
高度表调定和温度的影响实例 瑞士SION机场26号跑道ILS进近
结论：当温度偏离标准时，高度测量误差增加； 由温度引发的高度测量误差与高度成正比。
通用性能
ISA-10： 真实高度： 16000FT 10500FT 指示高度： 16600FT 10900FT 高度增加： 600FT 400FT ISA-20 真实高度： 16000FT 10500FT 指示高度： 17300FT 11350FT 高度增加： 1300英尺 850英尺
• 过渡高度：是一个指示高度，在此高度 以上机组必须选择Standard设置；
• 过渡高度层：是在过渡高度以上的第一 个可用飞行高度层。
高度测量原理续
通用性能
在爬升时QNH与Standard之间的改变发生在过渡高度， 下降时发生在过渡高度层。过渡高度一般在SID中给出， 过渡高度层由ATC给出。
高度表调定和温度的影响
使用空重OEW：厂商空重加上营运人的项目
最大结构重量
飞机的限制
最大结构起飞重量MTOW
是按照空中结构抗荷标准、垂直速度等于-1.83米/秒着陆 冲击时起落架和结构的抗荷标准确定的
最大结构着陆重量MLW
着陆重量受到垂直速度等于-3.05米/秒的着陆冲击时的载 荷限制。这个限制就是最大结构着陆重量。
最大结构零油重量MZFW
机翼中燃油量最小时，作用在翼根的弯矩最大，所以在 油箱中没有燃油时需限制重量。这个限制值被称为最 大零油重量。
介绍
掌握飞机性能
• 介绍： • 国家管理机构 • 适航：FAA、DGAC、CAAC • 适航条例：FAR25、JAR25
• 运行条例：FAR121、JAR-OPS1、 CAAC-FS121
• 国际民用航空组织ICAO成立于1948年 • 国际航空运输协会IATA
介绍
• 飞机文件 • 适航：AFM • 运行：波音 FPPM、OM；
操作速度
通用性能
• 校准空速（CAS）是通过总压Pt和静压Ps的差值获得的
操作速度
通用性能
指示空速（IAS）是由空速指示器指示的速度
•
IAS=CAS+Ki 其中Ki是仪表修正误差
• 真空速（TAS）：是表示飞机在一个与它周围气团相关的运动的 基准系统中的速度。
• 地速（GS）代表的是飞机在固定地面基准系统中的速度。它等于 修正了风分量后的TAS
空客 FCOM • 物理方面 • 条例方面 • 运行方面
国际标准大气层ISA
通用
• 压力模型 • 假设一定体积的空气处
于静态平衡之中，空气 静力学公式给出
气体状态方程给出
通用
压力模型续
通用性能
• 压力模型续
压力模型续
密度模型
通用性能
国际标准大气表
通用性能
高度测量原理
通用性能
压力面：外界压力测量的层面（实际飞机位置） 参考压力面：飞行员通过高度表压力设置旋钮选择的压力