飞机的升性能下滑性能续航性能

《飞机的升性能下滑性能续航性能》由会员分享，可在线阅读，更多相关《飞机的升性能下滑性能续航性能（46页珍藏版）》请在金锄头文库上搜索。

1、 飞机的上升性能飞机的上升性能 下滑性能下滑性能 续航性能续航性能 介绍飞机上升、下滑介绍飞机上升、下滑续航性能特点与指标续航性能特点与指标 飞机上升、下滑和续航性能特点飞机上升、下滑和续航性能特点飞机上升、下滑和续航性能指标飞机上升、下滑和续航性能指标 2/6233 飞机的上升性能飞机的上升性能 一、飞机等速直线上升运动方程式一、飞机等速直线上升运动方程式 二、简单推力法确定飞机的上升性能二、简单推力法确定飞机的上升性能 一、飞机等速直线上升运动方程式一、飞机等速直线上升运动方程式 在上升中，作用于飞机的力与平飞相同，有在上升中，作用于飞机的力与平飞相同，有升力、阻力、推力和重力。所不同的是

2、，由于航升力、阻力、推力和重力。所不同的是，由于航迹与地面有一个倾角迹与地面有一个倾角 ( (该倾角叫做航迹倾角或该倾角叫做航迹倾角或上升角上升角) )，重力与飞机运动方向并不垂直。为了，重力与飞机运动方向并不垂直。为了便于分析问题，把重力分解垂直于运动方向的分便于分析问题，把重力分解垂直于运动方向的分力力( (重力第一分力重力第一分力 ) )，和平行运动方向的分力，和平行运动方向的分力( (重力的第二分力重力的第二分力 ) )，如，如图图3 33 31010所示。所示。飞机等速直线上升同平飞一样，也是一种受力平飞机等速直线上升同平飞一样，也是一种受力平衡状态。利用等速直线运动方程式，飞机等速

3、直衡状态。利用等速直线运动方程式，飞机等速直线上升运动方程式为线上升运动方程式为 从上式可以看出：从上式可以看出： ( (一一) )为保持上升角不变，升力应同重力为保持上升角不变，升力应同重力第一分力第一分力 相等。相等。 ( (二二) )为保持上升速度不变；发动机推力为保持上升速度不变；发动机推力 应同阻力与重力第二分力之和相等。应同阻力与重力第二分力之和相等。 此外，为了使上述力的平衡关系不致破此外，为了使上述力的平衡关系不致破坏，和平飞一样，各力绕重心的力矩还需取坏，和平飞一样，各力绕重心的力矩还需取得平衡。得平衡。二、简单推力法确定飞机的上升性能二、简单推力法确定飞机的上升性能 通常，

4、飞机飞行的通常，飞机飞行的 不大，可将直线运动时的阻力不大，可将直线运动时的阻力X X用同一高度同一速度下的平飞阻力来代替，所以，一般用同一高度同一速度下的平飞阻力来代替，所以，一般可以用平飞推力曲线来研究上升性能问题。可以用平飞推力曲线来研究上升性能问题。 由式由式(3(33-9)3-9)第一式可得第一式可得 所以所以 称为剩余推力。其作用是用来平飞加速和上升。称为剩余推力。其作用是用来平飞加速和上升。式式(3(33 310)10)可以确定每个速度可以确定每个速度C C下的瞬时上升性能。下的瞬时上升性能。飞机的上升性能主要包括最大上升角，最大上升率，上飞机的上升性能主要包括最大上升角，最大上

5、升率，上升限度和上升时间等。升限度和上升时间等。(一一)最大上升角最大上升角 由前式可知由前式可知 显然，当剩余推力为最大显然，当剩余推力为最大 ，上升，上升角为最大角为最大 。最大剩余推力所对应的速度。最大剩余推力所对应的速度称为最陡上升速度称为最陡上升速度 ，见，见图图3-3-11。 (二二)最大上升率最大上升率( )和最快上升速度和最快上升速度 飞机不但要平飞速度大，爬升速度飞机不但要平飞速度大，爬升速度( (又叫爬升率或又叫爬升率或上升率上升率) )也需要大也需要大, ,特别是对于歼击机更是如此。为了及特别是对于歼击机更是如此。为了及时消灭敌机，歼击机必须在很短时间内。爬升到很高的时消

6、灭敌机，歼击机必须在很短时间内。爬升到很高的高度。高度。 飞机上升时，每秒钟或每分钟上升的垂直高度，叫飞机上升时，每秒钟或每分钟上升的垂直高度，叫上升率。现代优良的歼击机的上升率可达每分钟上升率。现代优良的歼击机的上升率可达每分钟90009000到到1200012000米。换句话说，这种飞机从海平面起飞，一分钟米。换句话说，这种飞机从海平面起飞，一分钟内就可上升到超过世界第一高峰珠穆朗玛峰内就可上升到超过世界第一高峰珠穆朗玛峰( (高约高约88488848米米) )。 由由图图3-3-123-3-12可见可见 而而 所以所以 把推力曲线图上的每速度下得到的把推力曲线图上的每速度下得到的 代入代

7、入(3(33 311)11)式，就可以求得该速度式，就可以求得该速度C C的瞬间上升率的瞬间上升率 。当。当C C与与 之积为最大时，上升率为最大，称为最大上升率，之积为最大时，上升率为最大，称为最大上升率，以以 表示。此时飞行速度就称为最快上升速度，用表示。此时飞行速度就称为最快上升速度，用 表示。见表示。见图图3 33 31111及及3 33 31313。 (三三)升限升限 飞多高是飞机的重要飞行性能之一，衡量飞机飞多飞多高是飞机的重要飞行性能之一，衡量飞机飞多高的标准是升限。所谓升限就是飞机能够上升的最大高高的标准是升限。所谓升限就是飞机能够上升的最大高度。升限无论对于军用机或民用机都是

8、重要的。歼击机度。升限无论对于军用机或民用机都是重要的。歼击机升限比敌机高，就可以向下俯冲，化高度为速度，取得升限比敌机高，就可以向下俯冲，化高度为速度，取得主动权。轰炸机和侦察机升限大则易于避开敌方的攻击。主动权。轰炸机和侦察机升限大则易于避开敌方的攻击。甚至运输机飞得高，由于高空云稀少，气候变化不厉害，甚至运输机飞得高，由于高空云稀少，气候变化不厉害，也对它有利。也对它有利。提高飞机升限的主要办法是，改善发动机的适高性，也提高飞机升限的主要办法是，改善发动机的适高性，也就是尽量使它的推力不随高度的增加而降低。因为越到就是尽量使它的推力不随高度的增加而降低。因为越到高空，空气越稀薄，进入发动

9、机的空气流量越少，燃烧高空，空气越稀薄，进入发动机的空气流量越少，燃烧就越不好，因而推力就越降低，到某一高度，发动机甚就越不好，因而推力就越降低，到某一高度，发动机甚至不能工作。这就影响了飞机升限的提高，另外减轻飞至不能工作。这就影响了飞机升限的提高，另外减轻飞机重量也有助于捉高升限。机重量也有助于捉高升限。 飞机的升限有三种飞机的升限有三种: : 一种叫理论升限，一种叫实用升限，还有一种叫动一种叫理论升限，一种叫实用升限，还有一种叫动力升限。力升限。 l l、理论升限、理论升限 如果绘制最大上升率随高度变化的曲线，如如果绘制最大上升率随高度变化的曲线，如图图3 33 31414所示，则可以看

10、出最大上升率限高度增加而减小，所示，则可以看出最大上升率限高度增加而减小，最后趋向于零。最大上升率等于零时的高度叫做理论上最后趋向于零。最大上升率等于零时的高度叫做理论上升限度，简称理论升限，用升限度，简称理论升限，用 表示。在该高度上发表示。在该高度上发动机的可用推力只能使飞机在某一速度下维持动机的可用推力只能使飞机在某一速度下维持平飞。超过这一高度时，飞机不能维持等速直线飞行。平飞。超过这一高度时，飞机不能维持等速直线飞行。这样确定的升限之所以称为理论升限，是因为愈接近这这样确定的升限之所以称为理论升限，是因为愈接近这一高度，飞机的最大上升率愈小，因而上升单位高度所一高度，飞机的最大上升率

11、愈小，因而上升单位高度所需的时间将趋向于无限大。所以理论升限没有什么实际需的时间将趋向于无限大。所以理论升限没有什么实际意义。意义。 2 2、实用升限、实用升限 由于理论升限没有什么实际意义，常规定最大上升由于理论升限没有什么实际意义，常规定最大上升率率 等于每秒等于每秒5 5米时所对应的高度称为实用升限。飞米时所对应的高度称为实用升限。飞机的技术说明书中所给出的升限一般均为实用升限。机的技术说明书中所给出的升限一般均为实用升限。 3 3、动力升限、动力升限 在理论升限只能以一个速度作等速直线平飞，但对在理论升限只能以一个速度作等速直线平飞，但对大速度飞机来说，这个速度比临界迎角所对应的失速速

12、大速度飞机来说，这个速度比临界迎角所对应的失速速度还大得多因此，在理论升限飞行时，驾驶员还能拉度还大得多因此，在理论升限飞行时，驾驶员还能拉杆使飞机转入跃升。即是说，可以利用理论升限上的平杆使飞机转入跃升。即是说，可以利用理论升限上的平飞最大速度与失速速度的差值来换取高度，这种采用跃飞最大速度与失速速度的差值来换取高度，这种采用跃升方法、使飞机获得超过理论升限的高度，叫做动力高升方法、使飞机获得超过理论升限的高度，叫做动力高度，为了取得动力高度而采用跃升方法的飞行叫动力高度，为了取得动力高度而采用跃升方法的飞行叫动力高度飞行。在保持飞机不失去稳定性和操纵性的情况下，度飞行。在保持飞机不失去稳定

13、性和操纵性的情况下，作动力高度飞行所能获得的最大动力高度，叫做动力升作动力高度飞行所能获得的最大动力高度，叫做动力升限。由于上升到理论升限的时向很长，一般都是选择一限。由于上升到理论升限的时向很长，一般都是选择一个稍低于理论升限的高度开始进入跃升。个稍低于理论升限的高度开始进入跃升。 (四四) 上升时间上升时间 飞机上升到预起高度所需的最短时间，称为上升时飞机上升到预起高度所需的最短时间，称为上升时间。上升时间也就是保持最快上升速度，以最大上升率间。上升时间也就是保持最快上升速度，以最大上升率上升到预定高度所需的时间。上升到预定高度所需的时间。 根据根据 则由则由H=OH=O到到H=H=Hma

14、xHmax所需最短上升时所需最短上升时间为间为 一般不是由一般不是由 的解析表达式求解，工程中的解析表达式求解，工程中往往按往往按 H H曲线，应用图解积分法确定上升时曲线，应用图解积分法确定上升时间。间。34 飞机的下滑性能飞机的下滑性能一、飞机等速直线下滑运动方程一、飞机等速直线下滑运动方程 二、下滑性能二、下滑性能 一、飞机等速直线下滑运动方程一、飞机等速直线下滑运动方程 飞机在下滑飞行中，作用在飞机的力与平飞和上升飞机在下滑飞行中，作用在飞机的力与平飞和上升相同，即有升力、阻力、推力和重力，如相同，即有升力、阻力、推力和重力，如图图3-3-153-3-15所示。所示。 飞机等速直线下滑

15、是一种受力平衡状态，各力在飞飞机等速直线下滑是一种受力平衡状态，各力在飞行方向和升力方向与投影之和分别为零，即行方向和升力方向与投影之和分别为零，即 上式就是等速直线下滑运动方程式。由此可知，保上式就是等速直线下滑运动方程式。由此可知，保持下滑角不变持下滑角不变( (直线下滑直线下滑) )，升力应等于重力在垂直于运，升力应等于重力在垂直于运动方向的分力；为保持下滑速度不变，推力与重力在平动方向的分力；为保持下滑速度不变，推力与重力在平行于运动方向的分力之和应等于阻力。行于运动方向的分力之和应等于阻力。 飞机下滑时，重力在运动方向的分力起着推力作用。飞机下滑时，重力在运动方向的分力起着推力作用。

16、 为保持上述力的平衡关系不被破坏，各力绕重心的为保持上述力的平衡关系不被破坏，各力绕重心的力矩也应取得平衡。力矩也应取得平衡。 在下滑中，一般均收小油门使发动机在慢车状态，在下滑中，一般均收小油门使发动机在慢车状态，这时发动机几乎不产生推力，可认为推力等于零。这种这时发动机几乎不产生推力，可认为推力等于零。这种下滑常被称为闲油门下滑。因此，式中的下滑常被称为闲油门下滑。因此，式中的P P等于零，即等于零，即得闲油门下滑运动方程式得闲油门下滑运动方程式 二、下滑性能二、下滑性能 下滑性能主要包括最小下滑角，最大下滑距离和最下滑性能主要包括最小下滑角，最大下滑距离和最小下降率。小下降率。 ( (一

17、一) )最小下滑角最小下滑角 下滑轨迹与水平线之间的夹角，叫下滑角。在闲油下滑轨迹与水平线之间的夹角，叫下滑角。在闲油门下滑情况下，根据前式可得下滑角为门下滑情况下，根据前式可得下滑角为 即即 式中式中K K为升阻比。由此可见，闲油门下滑时，下滑角与为升阻比。由此可见，闲油门下滑时，下滑角与升阻比成反比；也就是说升阻比越大，下滑角就越小。升阻比成反比；也就是说升阻比越大，下滑角就越小。因此用有利迎角下滑，升阻比最大，下滑角最小。因此用有利迎角下滑，升阻比最大，下滑角最小。 (二二)最小下降率最小下降率 飞机每秒钟下降的高度，叫下降率飞机每秒钟下降的高度，叫下降率( )( )，也叫下滑，也叫下滑

18、垂直速度。下降率愈大，飞机降低高度愈快。垂直速度。下降率愈大，飞机降低高度愈快。 由由图图3 33 31616可知可知 ， 。此式表明，下。此式表明，下滑率是随下滑速度及下滑角的增大而增大。滑率是随下滑速度及下滑角的增大而增大。 以有利速度下滑时，下滑角显然最小，但下滑速度以有利速度下滑时，下滑角显然最小，但下滑速度较大，所以下降率并不是最小的。要获得最小的下降率，较大，所以下降率并不是最小的。要获得最小的下降率，应保持经济速度下滑。因为用此速度下滑时，下滑速度应保持经济速度下滑。因为用此速度下滑时，下滑速度和下滑角都比较小，可以获得最长下滑时间。和下滑角都比较小，可以获得最长下滑时间。 (三

19、三)最大下滑距离最大下滑距离 飞机在下滑中所经过的水平距离叫下滑距离飞机在下滑中所经过的水平距离叫下滑距离( ( ) )。从。从图图3 33 31717看出，若以同样的下滑角下滑，下降看出，若以同样的下滑角下滑，下降高度越多，下滑距离越长高度越多，下滑距离越长( (分图分图A)A)，若下降高度相同，若下降高度相同，则下滑角越小，下滑距离越长则下滑角越小，下滑距离越长( (分图分图B)B)，而下滑角的大，而下滑角的大小是由升阻比所决定的。升阻比愈大下滑角愈小。所以小是由升阻比所决定的。升阻比愈大下滑角愈小。所以下滑距离的长短、取决于下降高度和升阻比。以有利迎下滑距离的长短、取决于下降高度和升阻比

20、。以有利迎角下滑，因升阻比最大，下滑角最小，故下滑距离最长。角下滑，因升阻比最大，下滑角最小，故下滑距离最长。放襟翼、起落架后，升阻比减小，下滑角增大，故下滑放襟翼、起落架后，升阻比减小，下滑角增大，故下滑距离缩短。距离缩短。 从从图图3 33 31717看出：看出： =H=H 即即 =H=H 。由由(3(33 315)15)式可得式可得1/ =K1/ =K。故。故 =HK=HK，式中，式中，H H在滑过程中所降低的高度。由上式可知，下滑距离的长在滑过程中所降低的高度。由上式可知，下滑距离的长短与升阻比和下降的高度成正比。短与升阻比和下降的高度成正比。35 飞机的续航性能飞机的续航性能 一、飞

21、机续航性能的基本概念一、飞机续航性能的基本概念 二、续航性能的基本关系式二、续航性能的基本关系式 三、最佳续航性能的确定三、最佳续航性能的确定 一、飞机续航性能的基本概念一、飞机续航性能的基本概念 飞机的续航性能主要包括飞多远和飞多飞机的续航性能主要包括飞多远和飞多久两个。飞多远用航程来衡量，飞多久，久两个。飞多远用航程来衡量，飞多久，用航时来衡量。用航时来衡量。 (一一)航程航程 航程是指飞机起飞后，不加燃料和滑油航程是指飞机起飞后，不加燃料和滑油( (也不进行也不进行空中加油空中加油) )，能够连续飞行的距离，能够连续飞行的距离( (以公里计以公里计) )。 飞机从某地机场起飞，向某一方向

22、飞行，到达最远点飞机从某地机场起飞，向某一方向飞行，到达最远点后再返回原来后再返回原来的机场。从最远点到原来机场的距离就叫的机场。从最远点到原来机场的距离就叫作用半径。理论上作用半径应该是航程的一半。但考虑作用半径。理论上作用半径应该是航程的一半。但考虑到风向、风力和其它因素，一般规定作用半径等于航程到风向、风力和其它因素，一般规定作用半径等于航程的百分之二十五到四十。的百分之二十五到四十。 增大航程的措施主要是增加飞机的载油量和减小发增大航程的措施主要是增加飞机的载油量和减小发动机的燃油消耗率，现代远程轰炸机要载几十吨燃油。动机的燃油消耗率，现代远程轰炸机要载几十吨燃油。此外，有的歼击机为增

23、大航程，在飞机上安装可以扔掉此外，有的歼击机为增大航程，在飞机上安装可以扔掉的副油箱。有的飞机可以进行空中加油。的副油箱。有的飞机可以进行空中加油。 (二二)航时航时 续航时间续航时间( (简称航时简称航时) )是指飞机装满燃油和滑油起飞是指飞机装满燃油和滑油起飞后后( (不进行空中加油不进行空中加油) )，在空中连续飞行的时间，在空中连续飞行的时间( (以小时以小时计计) )。 续航时间对于海上巡逻机和反潜机是很重要的。另续航时间对于海上巡逻机和反潜机是很重要的。另外，歼击机也希望留空时间长一些，以便更好地作战。外，歼击机也希望留空时间长一些，以便更好地作战。 增加续航时间的措施同增加航程的

24、措施大致相同。增加续航时间的措施同增加航程的措施大致相同。这里就不重复了。这里就不重复了。 增加载油量和减小发动机燃料消耗率为什么能增加增加载油量和减小发动机燃料消耗率为什么能增加航程和航时呢航程和航时呢? ?下面从理论上加以分析。下面从理论上加以分析。 二、续航性能的基本关系式二、续航性能的基本关系式 航程航程(L)(L)也可定义为，飞机沿给定的方向，在平静也可定义为，飞机沿给定的方向，在平静的大气中，耗尽其可用的燃料储备量时，所飞过的水平的大气中，耗尽其可用的燃料储备量时，所飞过的水平距离。距离。 航时（航时（T T）也可以定义为，飞机耗尽其可用燃料量）也可以定义为，飞机耗尽其可用燃料量能

25、持续飞行的时间，飞机沿给定的航行飞行，包括上升、能持续飞行的时间，飞机沿给定的航行飞行，包括上升、平飞（巡航）及下滑等阶段，如平飞（巡航）及下滑等阶段，如图图3 33 31818所示。所示。 显然，航程显然，航程L L应为上述诸段的水平距离之和，即应为上述诸段的水平距离之和，即 本节所说的航时本节所说的航时T T也局限于在以上几个阶段飞行中也局限于在以上几个阶段飞行中所经历的总时间。所经历的总时间。 如某活塞式轰炸机在如某活塞式轰炸机在30003000米高度上和某喷气式飞机米高度上和某喷气式飞机在在1100011000米高度上飞行的续航性能见表米高度上飞行的续航性能见表3 33 31 1。 由

26、表由表3 33 31 1中看出，不管是活塞式飞机还是喷气中看出，不管是活塞式飞机还是喷气式飞机，在沿给定航向的飞行中，巡航阶段的航程和航式飞机，在沿给定航向的飞行中，巡航阶段的航程和航时。时。 飞机航程和航时的大小，主要取决于飞机所带燃油飞机航程和航时的大小，主要取决于飞机所带燃油量的多少和飞行中燃料消耗的快慢，下面从这两个方面量的多少和飞行中燃料消耗的快慢，下面从这两个方面进行分析。进行分析。 (一一)可用燃料量可用燃料量 通常，飞机上所带的燃料不能全部为巡航平通常，飞机上所带的燃料不能全部为巡航平飞段飞行所用。除了扣除上升、下滑段用油外，飞段飞行所用。除了扣除上升、下滑段用油外，还应考虑扣

27、除起飞前发动机地面试车用油，因气还应考虑扣除起飞前发动机地面试车用油，因气象条件变化等安全因素所留的备份油以及油箱的象条件变化等安全因素所留的备份油以及油箱的构造原因致使少量燃料不能使用的剩油等等。构造原因致使少量燃料不能使用的剩油等等。即即 式中各项应按照不同的发动机型号，根据不同飞式中各项应按照不同的发动机型号，根据不同飞机的使用条件确定。式中机的使用条件确定。式中 根据上升、下滑方案算出或参照类似型号飞机近根据上升、下滑方案算出或参照类似型号飞机近似计算。似计算。(二二)燃料消耗量燃料消耗量 发动机的耗油量可以用公里耗油量发动机的耗油量可以用公里耗油量 及小时耗油量及小时耗油量 表示。表

28、示。 小时耗油量小时耗油量 表示飞机每飞表示飞机每飞1 1小时，发动机工作所小时，发动机工作所消耗的燃油量。其单位是消耗的燃油量。其单位是 公斤公斤( (燃曲燃曲)/)/小时小时 。在一定。在一定的可用燃油量下，的可用燃油量下， 越小，则对应的续航时间就越长。越小，则对应的续航时间就越长。 喷气发动机的耗油量是以单位燃料消耗率喷气发动机的耗油量是以单位燃料消耗率 来表来表示的。它的含义是每公斤推力每小时所消耗的燃油量示的。它的含义是每公斤推力每小时所消耗的燃油量( (公斤公斤) )。其单位是。其单位是 公斤公斤( (燃油燃油) )公斤公斤( (推力推力) )小时小时 。 如果飞机在巡航时的需用

29、推力是如果飞机在巡航时的需用推力是 ，那么小时耗油，那么小时耗油量可表示为量可表示为 公里耗油量公里耗油量 表示飞机每飞过一公里距离时，发表示飞机每飞过一公里距离时，发动机工作所消耗的燃油量，其单位是动机工作所消耗的燃油量，其单位是 公斤公斤( (燃油燃油) )公公里里 。在一定可用燃油量下，。在一定可用燃油量下， 越小，则对应的航程就越越小，则对应的航程就越远。远。 如果飞机以巡航速度如果飞机以巡航速度 公里小时公里小时 飞行则飞行则 由由 的表示式可以看出，耗油量的大小取决的表示式可以看出，耗油量的大小取决于发动机耗油率于发动机耗油率 也取决于飞机的外形也取决于飞机的外形( (反应在反应在

30、 的大的大小上小上) )以及飞机的飞行状态。喷气发动机的燃料消耗率以及飞机的飞行状态。喷气发动机的燃料消耗率的变化规律与活塞式发动机的不同，因而造成了喷气式的变化规律与活塞式发动机的不同，因而造成了喷气式飞机在高空飞得久飞得远，活塞式飞机在低空飞得久飞飞机在高空飞得久飞得远，活塞式飞机在低空飞得久飞得远的主要差别。得远的主要差别。 (三三)续航性能的计算公式续航性能的计算公式 飞机在巡航飞行过程中，随着燃料的消耗，飞行重飞机在巡航飞行过程中，随着燃料的消耗，飞行重量不断减小，即使飞机保持飞行速度和高度不变，飞机量不断减小，即使飞机保持飞行速度和高度不变，飞机迎角也要随着重量变化而变化。一般情况

31、下，飞行速度迎角也要随着重量变化而变化。一般情况下，飞行速度和高度也可能变化，但是，由于变化缓慢，故在计算巡和高度也可能变化，但是，由于变化缓慢，故在计算巡航飞行的航程和航时时，认为每一时刻都可以利用等速航飞行的航程和航时时，认为每一时刻都可以利用等速平飞的运动方程式，有平飞的运动方程式，有 于是将于是将 表表示成示成 如果飞行过程中如果飞行过程中 是常数，则已知是常数，则已知 后，航后，航时时 可由下式决定可由下式决定 由上可见，当由上可见，当 一定时，如一定时，如 、 越小，则越小，则 越大。但是由于越大。但是由于 随飞行重量及飞行状态而变，所随飞行重量及飞行状态而变，所以通常不能用上面公

32、式来确定巡航飞行段航程及航时。以通常不能用上面公式来确定巡航飞行段航程及航时。下面就介绍确定航程、航时的一般计算公式。下面就介绍确定航程、航时的一般计算公式。 设某瞬时设某瞬时t,小时耗油量为小时耗油量为 ，则，则dt时间内消耗燃油时间内消耗燃油量为量为 ，飞行重量减轻，飞行重量减轻(-dG)，显然，显然 于是可得微分关系式：于是可得微分关系式： 或或 如果飞机在巡航飞行开始的重量为如果飞机在巡航飞行开始的重量为 ，飞行终了的重，飞行终了的重量为量为 ，则飞机巡航时可用燃油量，则飞机巡航时可用燃油量 就是这两个重量就是这两个重量之差。之差。 飞机消耗巡航可用油量的续航时间为飞机消耗巡航可用油量

33、的续航时间为 类似地类似地 于是可得于是可得 式中式中K(K(升阻比升阻比) )， 、C C都与巡航阶段选取的飞行状态都与巡航阶段选取的飞行状态( (高高度度H H，速度，速度C C，发动机转速，发动机转速n)n)有关。所以，对于确定的飞有关。所以，对于确定的飞机为了取得最好续航性能，必须恰当地选取飞行状态，机为了取得最好续航性能，必须恰当地选取飞行状态，以实现最佳续航性能。不过，有时飞机的飞行状态是由以实现最佳续航性能。不过，有时飞机的飞行状态是由飞行任务所规定的。例如侦察机按预定高度、速度执行飞行任务所规定的。例如侦察机按预定高度、速度执行侦察任务；歼击机按歼击机的巡航高度、速度执行护航侦

34、察任务；歼击机按歼击机的巡航高度、速度执行护航任务等等，因此，有关航程和航时的计算可有多种情况。任务等等，因此，有关航程和航时的计算可有多种情况。三、最佳续航性能的确定三、最佳续航性能的确定 最佳续航性能的确定，就是指飞机的可用燃油量，最佳续航性能的确定，就是指飞机的可用燃油量，确定在怎样的飞行状态下，飞行能得到最大航程和最大确定在怎样的飞行状态下，飞行能得到最大航程和最大续航时间。从前面的分析可知，续航性能取决于续航时间。从前面的分析可知，续航性能取决于 的大小，而的大小，而 有关，有关， 又随飞行状态及发动机又随飞行状态及发动机转速而变。但对各种常用的巡航飞行状态而言，转速而变。但对各种常

35、用的巡航飞行状态而言， 的变的变化不大，因此，在初步的分析中，可以近似假设化不大，因此，在初步的分析中，可以近似假设 为常为常数。数。 在给定的可用燃油量下，要求续航时间最长，就要在给定的可用燃油量下，要求续航时间最长，就要求小时耗油量求小时耗油量 最小，而最小，而 由此可见，续航时间最长所对应的飞行状态应该是由此可见，续航时间最长所对应的飞行状态应该是最小需用推力状态，也就是最大升阻比状态，如最小需用推力状态，也就是最大升阻比状态，如图图3 33 31919所示。即是说，在同一高度上，涡轮喷气式飞机所示。即是说，在同一高度上，涡轮喷气式飞机 以平飞有利速度飞行才能获得最大平飞航时。高度不同，

36、以平飞有利速度飞行才能获得最大平飞航时。高度不同，最大平飞航时也不同，随着高度的增加，平飞航时将不最大平飞航时也不同，随着高度的增加，平飞航时将不断增长，能获得最大平飞航时的高度，即久航高度，接断增长，能获得最大平飞航时的高度，即久航高度，接近实用升限。由此可见，要想使涡轮喷气飞机飞得最久，近实用升限。由此可见，要想使涡轮喷气飞机飞得最久，应该是飞机在接近实用升限的某一高度，以久航速度应该是飞机在接近实用升限的某一高度，以久航速度( (平飞有利速度平飞有利速度) )保持平飞。保持平飞。 在给定可用燃油量下要求航程最大，就要求公里燃在给定可用燃油量下要求航程最大，就要求公里燃油量最小，而油量最小

37、，而 。由此可见，公里耗油量的大小是。由此可见，公里耗油量的大小是由平飞所需推力与飞行速度的比值的变化来决定的。由平飞所需推力与飞行速度的比值的变化来决定的。 参看参看图图3 33 320A20A所示的平飞推力曲线，从坐标原所示的平飞推力曲线，从坐标原点向平飞所需推力曲线作切线，其切点点向平飞所需推力曲线作切线，其切点( (图中图中A A点点) )所对所对应的速度称为切点速度，因此，只要以切点速度平飞，应的速度称为切点速度，因此，只要以切点速度平飞， 为最小，就能获得最大平飞航程。但是考虑到为最小，就能获得最大平飞航程。但是考虑到 的变化的影响，远航速度比切点速度还要大一些。的变化的影响，远航

38、速度比切点速度还要大一些。 高度不同，远航速度也不同。对于跨音速涡轮高度不同，远航速度也不同。对于跨音速涡轮喷气飞机来说，其远航高度接近实用升限。喷气飞机来说，其远航高度接近实用升限。 涡轮喷气式飞机在高空以有利速度平飞，其航涡轮喷气式飞机在高空以有利速度平飞，其航时最长。以远航速度平飞其航程最远。对于活塞式时最长。以远航速度平飞其航程最远。对于活塞式飞机由于发动机燃料消耗率飞机由于发动机燃料消耗率 的变化规律与喷气发的变化规律与喷气发动机不同，所以活塞式飞机在低空以比经济速度稍动机不同，所以活塞式飞机在低空以比经济速度稍大一点的久航速度平飞其航时最久，以比有利速度大一点的久航速度平飞其航时最久，以比有利速度稍大一点的远航速度平飞其航程最远。稍大一点的远航速度平飞其航程最远。