西北工业大学 流体力学课程设计指导资料
图16 计算
CF的曲线 2CL
图17 修正系数k
上式只适应于小迎角范围，后一项表示前缘吸力对升致阻力的影响，可以用于有限根梢比的的机翼。经验表明，吸力的实际数值比理论值要低得多，故引入修正系数k。
升力线斜率CL?是马赫数的函数，所以升致阻力系数CDi不仅随CL变化，同时也随马赫数变化，计算时必须加以考虑。
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§4 飞机基本飞行性能计算
§4.1 速度－高度范围
飞机速度－高度范围包括最大飞行速度（马赫数）、最小飞行速度（马赫数）、静升限等速度、高度性能，是飞机基本飞行性能的重要组成部分，也是飞机的主要战术技术指标。这些性能指标的计算通常由飞机质点运动方程出发，采用简单推力法进行计算。
飞机定直平飞时的运动方程：
Pcos(???p)?Q Psin(???p)?Y?G
忽略?、?p的影响（???p?0），可简化为：
P?QY?G
首先根据运动方程计算平飞需用推力Ppx，在给定飞行状态（H，M）下，由法向力方程Y=G，可得飞机在此飞行状态下的升力系数：
GG CL??1qS?a2Ma2S2由极曲线可根据CL求得CD，则可以计算平飞需用推力：
Ppx?Q?qSCD?CDG CL根据飞机在同一高度不同速度下的平飞需用推力计算结果可以绘制出平飞需用推力曲线Ppx?Ma，在同一张图上，同时绘制飞机在最大推力状态下或全加力状态下的推力（称之为可用推力），则构成推力曲线图（图18），飞机在此飞行状态下的飞行速度范围就可以通过平飞需用推力与可用推力曲线的交点确定。在某种推力状态下（最大或加力），需用推力曲线与可用推力曲线左侧的交点决定了最小飞行马赫数，右侧的交点决定了最大飞行马赫数。
飞机的最小平飞马赫数还取决于失速迎角等因素的限制，以上采用简单推力法所确定的只是由推力所限制的最小平飞马赫数，实际上略大于真实值。
根据不同高度下的飞行马赫数范围，绘制H-Ma曲线，则构成了飞行包线（图19）。注意，前面的计算只考虑了推力限制，实际上飞行包线的边界还受到失速迎角（气动边界）、最大飞行马赫数（气动加热边界）、最大动压（结构强度边界）等因素限制。
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2520 最大推力 最大加力推力 平飞需用推力P / kN1510500.00.51.01.52.0Ma
图18 推力曲线图
x 10421.81.61.41.210.80.60.40.2Flight EnvelopH00.40.60.811.2Ma1.41.61.822.2 图19 某飞机的飞行包线
§4.2 定常上升性能
飞机在定常直线爬升飞行时（忽略迎角及发动机安装角）
P?Q?Gsin??0
Y?Gcos??0
Vy?Vsin?
其中
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Vy
上升率
根据以上方程可以得出飞机在不同飞行状态（H，M）下的上升率
?PV(P?D)V Vy??GG在不同高度下绘制Vy?Ma曲线，则得到了上升率曲线图（图20）。
100Vy / mS-15000.51.01.52.0Ma
图20 两个飞行高度下的Vy?Ma图
飞机在同一高度下的最大上升率为 (?PV)max Vymax?G上式中，由于?P和V均为马赫数的函数，所以求解比较麻烦，通常利用Vy?Ma曲线图直接读出某一飞行高度下的最大上升率Vymax，Vymax对应的速度则为此飞行高度下的快升速度Vks。
按照同样的方法可以确定每个飞行高度下的最大爬升角：
?P?max?arcsinmax
G最大爬升角对应的速度为最陡上升速度V?。
根据上面Vymax的计算结果，可以绘制H?Vymax曲线（图21），图中每条曲线与H轴的交点对应于Vymax?0的情况，这一点的高度，刚好是飞机能完成定直平的最大高度，这就是飞机静升限，对应于最大推力状态和最大加力状态下存在两个不同的静升限。对应于上升率为5m/s的高度则为实用升限。
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20 最大加力推力 最大推力15H / km1050050100150-1200250Vymax / mS
图21 H?Vymax曲线
§4.3 爬升方式
根据上一节的结果，如果在每一飞行高度下都达到最大爬升率，则飞机能达到最佳的爬升效果（最小时间）。但是，上述结论是在定常爬升条件下得出的，由于每个高度下的快升速度不同，显然，在爬升的过程中要不断按照快升速度调整油门，这对飞行来说较为困难。因此，通常在飞机爬升过程中要保持某一参数不变，例如等表速爬升、等真速爬升、等马赫数爬升等。一般在中低空（H<11km），按照亚音速等表速爬升，而在11km以上，则按照超音速等马赫数爬升，这种爬升方式既便于操作，也能够获得较短的爬升时间，因此常被采用。
§4.3.1 亚音速等表速爬升
飞机的表速可以按照下式计算：
(Vbs2?)? V?0其中
Vbs
表速 真速
海平面大气密度 本地大气密度
V
?0
?
飞机做定常上升时，上升率为：
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飞机气动性能计算概要 - 图文
