劉麗江++馬江++龔莎莎++謝春立

摘 要：該文基于續(xù)航性能計(jì)算原理，考慮影響渦槳類飛機(jī)續(xù)航性能的各種因素，尤其是螺旋槳滑流對飛機(jī)升阻特性的影響，經(jīng)過科學(xué)的數(shù)值分析，提出了一種較準(zhǔn)確的計(jì)算續(xù)航性能的方法，通過和試飛值比較，由此方法得出的結(jié)果是準(zhǔn)確可信的。

關(guān)鍵詞：續(xù)航性能 航程 航時(shí) 拉力 耗油率

中圖分類號：V271 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）05（c）-0068-01

續(xù)航性能是指飛機(jī)持續(xù)航行的能力，主要包括航程和航時(shí)。續(xù)航性能是飛機(jī)一項(xiàng)非常重要的性能，他體現(xiàn)了飛機(jī)持續(xù)完成作戰(zhàn)任務(wù)的能力?，F(xiàn)代戰(zhàn)爭中，航程遠(yuǎn)的戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)可以超遠(yuǎn)程攻擊，造成攻擊的突然性。對運(yùn)輸機(jī)來說，航程遠(yuǎn)可以實(shí)現(xiàn)大規(guī)模武器裝備以及人員的遠(yuǎn)距離投送，實(shí)現(xiàn)快速戰(zhàn)術(shù)機(jī)動。對特種飛機(jī)來說，航時(shí)長可以實(shí)現(xiàn)長時(shí)間滯空執(zhí)行偵察、巡邏、警戒任務(wù)。

因而在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，如何根據(jù)已知重量、氣動參數(shù)、動力數(shù)據(jù)得到較準(zhǔn)確的續(xù)航性能為前期設(shè)計(jì)提供參考顯得尤為重要。以往的計(jì)算方法中，多是根據(jù)續(xù)航性能一般原理得出，針對渦槳類飛機(jī)很少，用此方法得出的續(xù)航性能和實(shí)際試飛值有較大差異。渦槳類飛機(jī)動力裝置由發(fā)動機(jī)和螺旋槳組成，在空中飛行時(shí)，氣流通過螺旋槳的影響加速流向尾部，在計(jì)算時(shí)需要重點(diǎn)考慮。

1 續(xù)航性能計(jì)算原理

典型飛行剖面由起飛爬升至巡航高度，按給定狀態(tài)巡航，再下降到著陸航線高度進(jìn)行著陸等部分組成。為增加總航程和航時(shí)，飛機(jī)一般應(yīng)以有利速度爬升到巡航高度，以巡航速度進(jìn)行巡航，然后以有利下降速度下降至起落航線高度。具體計(jì)算分爬升、巡航和下降三個(gè)階段。其中，巡航段的航程、航時(shí)占總航程、航時(shí)的主要部分。

巡航飛行是一種飛行速度幾乎不變的定常飛行，長距離巡航飛行時(shí)所消耗的燃油質(zhì)量不能在作為小量而忽略不計(jì)。在實(shí)際計(jì)算中，通常將積分問題通過數(shù)值分析的方法求出它的數(shù)值解，即將巡航段分為若干小段，在每個(gè)小段內(nèi)近似認(rèn)為重量不變，求出飛行時(shí)升力、阻力和動力裝置拉力、耗油率等參數(shù)，利用燃油量和耗油率求出在這一小段內(nèi)的航程航時(shí)，然后將各個(gè)小段的航程航時(shí)加起來即為整個(gè)巡航段的航程航時(shí)。

對于渦槳類飛機(jī)，動力裝置由發(fā)動機(jī)和螺旋槳組成，發(fā)動機(jī)推力通過螺旋槳轉(zhuǎn)化為拉力，在確定動力裝置組合特性時(shí)要考慮安裝損失，引氣損失和提取功率損失，大速度時(shí)還需要考慮壓縮性損失。螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)滑流對于機(jī)翼的滑流吹洗所產(chǎn)生的有益效應(yīng)是裝有渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)飛機(jī)的優(yōu)越點(diǎn)。機(jī)翼受滑流吹洗部分氣流流動速度與來流速度不同，氣動力系數(shù)是以來流速度計(jì)算速壓的，因此動力裝置工作時(shí)在機(jī)翼攻角不變的情況下機(jī)翼的升力和阻力比無滑流的機(jī)翼要大。對渦槳類飛機(jī)來說，滑流對飛機(jī)升阻特性方面的影響較大，在性能計(jì)算中，需要計(jì)及不同襟翼角度、不同迎角下，不同滑流強(qiáng)度對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響量。通過風(fēng)洞試驗(yàn)得到全機(jī)升阻特性隨襟翼、迎角和滑流強(qiáng)度變化的規(guī)律。

2 續(xù)航性能計(jì)算方法

2.1 確定飛機(jī)動力裝置組合特性

通過發(fā)動機(jī)的高度-速度特性確定不同高度、速度及溫度組合條件下的發(fā)動機(jī)拉力和耗油率特性數(shù)據(jù)，考慮螺旋槳效率和發(fā)動機(jī)安裝修正系數(shù)，確定發(fā)動機(jī)的可用拉力譜P可用=nP（h，v，T，A）η和對應(yīng)耗油率譜qNh=nq（h，v，T）。

2.2 確定螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響

螺旋槳滑流是渦槳類飛機(jī)不同于其它飛機(jī)的特點(diǎn)，滑流對全機(jī)升阻特定影響較大。通過風(fēng)洞試驗(yàn)確定出不同襟翼角度、不同迎角，不同滑流強(qiáng)度對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響量ΔCL=f（B，α，δf）、ΔCD= f（B，α，δf）。下圖1為某型機(jī)某一襟翼角度下滑流對阻力系數(shù)的影響。

2.3 確定各階段的重量參數(shù)

續(xù)航性能和飛行重量、可用油量有著直接的關(guān)系?？捎糜土慷唷w行重量小，則續(xù)航性能好；可用油量小，飛行重量大，則續(xù)航性能差。不同的任務(wù)要求，飛機(jī)將采取不同的任務(wù)剖面飛行，任務(wù)剖面每個(gè)階段飛行重量和消耗的燃油量不盡相同，m巡航可用=m巡航開始-m巡航結(jié)束。對遠(yuǎn)距離偵察、巡邏任務(wù)等，巡航開始階段重量需要考慮起飛滑跑用油、爬升段用油、出航段用油，巡航結(jié)束段需要考慮回航段用油、下降段用油等、建立起落航線用油、備份油等。對運(yùn)輸任務(wù)，巡航開始重量需要考慮起飛滑跑用油、爬升段用油、巡航結(jié)束重量需要考慮載貨量、下降段用油、建立起落航線用油、備份油等。每一種作戰(zhàn)任務(wù)，都需要根據(jù)具體的作戰(zhàn)剖面確定出空中巡航段的飛行重量和可用油量。

2.4 確定巡航飛行時(shí)的需用拉力

巡航飛行中，雖然速度、高度等參數(shù)不變，但是長時(shí)間巡航飛行時(shí)，隨著燃油消耗，飛行重量不斷減小，保持平飛所需的升力也不斷減小，阻力也相應(yīng)減小。根據(jù)飛行高度、速度、重量、氣動特性參數(shù)，可以得到指定巡航高度、速度下的升力L=f（h，V，CL，G），阻力D=f（h，V，CD，G），飛機(jī)穩(wěn)定平飛時(shí)平飛時(shí)需用拉力P需要=D=f（h，V，CD，G）。

2.5 確定巡航飛行動力裝置組合特性和航程、航時(shí)

飛機(jī)在巡航飛行時(shí)，為保持穩(wěn)定平飛，P需用=P可用，根據(jù)需用拉力，利用插值法在可用拉力譜中選擇合適的拉力P=nP（h，v，T，G），耗油率q=nq（h，v，T，G），根據(jù)可用油量和耗油率可以得出航程、航時(shí)，航程最大的速度對應(yīng)遠(yuǎn)航速度，航程最大的速度對應(yīng)久航速度。

3 結(jié)語

通過對續(xù)航性能計(jì)算模型進(jìn)行分析，采用數(shù)值分析的方法，利用計(jì)算程序得到了續(xù)航性能結(jié)果，通過試飛驗(yàn)證，通過此方法得出的續(xù)航性能較為準(zhǔn)確。

參考文獻(xiàn)

[1] 常振亞.飛機(jī)飛行性能計(jì)算手冊[M].飛行力學(xué)雜志社，1987.

[2] 金長江，范立欽.飛行動力學(xué)-飛機(jī)飛行性能計(jì)算[M].國防工業(yè)出版社，1990.

[3] 飛機(jī)飛行動力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)大學(xué)出版社，2008.

[4] 李慶揚(yáng).數(shù)值分析[M].清華大學(xué)出版社，2008.

[5] John D.Anderson，Jr.Aircraft.Performance And Design[M].United States of America：McGraw-Hill Companies，1999.endprint

摘 要：該文基于續(xù)航性能計(jì)算原理，考慮影響渦槳類飛機(jī)續(xù)航性能的各種因素，尤其是螺旋槳滑流對飛機(jī)升阻特性的影響，經(jīng)過科學(xué)的數(shù)值分析，提出了一種較準(zhǔn)確的計(jì)算續(xù)航性能的方法，通過和試飛值比較，由此方法得出的結(jié)果是準(zhǔn)確可信的。

關(guān)鍵詞：續(xù)航性能 航程 航時(shí) 拉力 耗油率

中圖分類號：V271 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）05（c）-0068-01

續(xù)航性能是指飛機(jī)持續(xù)航行的能力，主要包括航程和航時(shí)。續(xù)航性能是飛機(jī)一項(xiàng)非常重要的性能，他體現(xiàn)了飛機(jī)持續(xù)完成作戰(zhàn)任務(wù)的能力?，F(xiàn)代戰(zhàn)爭中，航程遠(yuǎn)的戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)可以超遠(yuǎn)程攻擊，造成攻擊的突然性。對運(yùn)輸機(jī)來說，航程遠(yuǎn)可以實(shí)現(xiàn)大規(guī)模武器裝備以及人員的遠(yuǎn)距離投送，實(shí)現(xiàn)快速戰(zhàn)術(shù)機(jī)動。對特種飛機(jī)來說，航時(shí)長可以實(shí)現(xiàn)長時(shí)間滯空執(zhí)行偵察、巡邏、警戒任務(wù)。

因而在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，如何根據(jù)已知重量、氣動參數(shù)、動力數(shù)據(jù)得到較準(zhǔn)確的續(xù)航性能為前期設(shè)計(jì)提供參考顯得尤為重要。以往的計(jì)算方法中，多是根據(jù)續(xù)航性能一般原理得出，針對渦槳類飛機(jī)很少，用此方法得出的續(xù)航性能和實(shí)際試飛值有較大差異。渦槳類飛機(jī)動力裝置由發(fā)動機(jī)和螺旋槳組成，在空中飛行時(shí)，氣流通過螺旋槳的影響加速流向尾部，在計(jì)算時(shí)需要重點(diǎn)考慮。

1 續(xù)航性能計(jì)算原理

典型飛行剖面由起飛爬升至巡航高度，按給定狀態(tài)巡航，再下降到著陸航線高度進(jìn)行著陸等部分組成。為增加總航程和航時(shí)，飛機(jī)一般應(yīng)以有利速度爬升到巡航高度，以巡航速度進(jìn)行巡航，然后以有利下降速度下降至起落航線高度。具體計(jì)算分爬升、巡航和下降三個(gè)階段。其中，巡航段的航程、航時(shí)占總航程、航時(shí)的主要部分。

巡航飛行是一種飛行速度幾乎不變的定常飛行，長距離巡航飛行時(shí)所消耗的燃油質(zhì)量不能在作為小量而忽略不計(jì)。在實(shí)際計(jì)算中，通常將積分問題通過數(shù)值分析的方法求出它的數(shù)值解，即將巡航段分為若干小段，在每個(gè)小段內(nèi)近似認(rèn)為重量不變，求出飛行時(shí)升力、阻力和動力裝置拉力、耗油率等參數(shù)，利用燃油量和耗油率求出在這一小段內(nèi)的航程航時(shí)，然后將各個(gè)小段的航程航時(shí)加起來即為整個(gè)巡航段的航程航時(shí)。

對于渦槳類飛機(jī)，動力裝置由發(fā)動機(jī)和螺旋槳組成，發(fā)動機(jī)推力通過螺旋槳轉(zhuǎn)化為拉力，在確定動力裝置組合特性時(shí)要考慮安裝損失，引氣損失和提取功率損失，大速度時(shí)還需要考慮壓縮性損失。螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)滑流對于機(jī)翼的滑流吹洗所產(chǎn)生的有益效應(yīng)是裝有渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)飛機(jī)的優(yōu)越點(diǎn)。機(jī)翼受滑流吹洗部分氣流流動速度與來流速度不同，氣動力系數(shù)是以來流速度計(jì)算速壓的，因此動力裝置工作時(shí)在機(jī)翼攻角不變的情況下機(jī)翼的升力和阻力比無滑流的機(jī)翼要大。對渦槳類飛機(jī)來說，滑流對飛機(jī)升阻特性方面的影響較大，在性能計(jì)算中，需要計(jì)及不同襟翼角度、不同迎角下，不同滑流強(qiáng)度對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響量。通過風(fēng)洞試驗(yàn)得到全機(jī)升阻特性隨襟翼、迎角和滑流強(qiáng)度變化的規(guī)律。

2 續(xù)航性能計(jì)算方法

2.1 確定飛機(jī)動力裝置組合特性

通過發(fā)動機(jī)的高度-速度特性確定不同高度、速度及溫度組合條件下的發(fā)動機(jī)拉力和耗油率特性數(shù)據(jù)，考慮螺旋槳效率和發(fā)動機(jī)安裝修正系數(shù)，確定發(fā)動機(jī)的可用拉力譜P可用=nP（h，v，T，A）η和對應(yīng)耗油率譜qNh=nq（h，v，T）。

2.2 確定螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響

螺旋槳滑流是渦槳類飛機(jī)不同于其它飛機(jī)的特點(diǎn)，滑流對全機(jī)升阻特定影響較大。通過風(fēng)洞試驗(yàn)確定出不同襟翼角度、不同迎角，不同滑流強(qiáng)度對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響量ΔCL=f（B，α，δf）、ΔCD= f（B，α，δf）。下圖1為某型機(jī)某一襟翼角度下滑流對阻力系數(shù)的影響。

2.3 確定各階段的重量參數(shù)

續(xù)航性能和飛行重量、可用油量有著直接的關(guān)系?？捎糜土慷唷w行重量小，則續(xù)航性能好；可用油量小，飛行重量大，則續(xù)航性能差。不同的任務(wù)要求，飛機(jī)將采取不同的任務(wù)剖面飛行，任務(wù)剖面每個(gè)階段飛行重量和消耗的燃油量不盡相同，m巡航可用=m巡航開始-m巡航結(jié)束。對遠(yuǎn)距離偵察、巡邏任務(wù)等，巡航開始階段重量需要考慮起飛滑跑用油、爬升段用油、出航段用油，巡航結(jié)束段需要考慮回航段用油、下降段用油等、建立起落航線用油、備份油等。對運(yùn)輸任務(wù)，巡航開始重量需要考慮起飛滑跑用油、爬升段用油、巡航結(jié)束重量需要考慮載貨量、下降段用油、建立起落航線用油、備份油等。每一種作戰(zhàn)任務(wù)，都需要根據(jù)具體的作戰(zhàn)剖面確定出空中巡航段的飛行重量和可用油量。

2.4 確定巡航飛行時(shí)的需用拉力

巡航飛行中，雖然速度、高度等參數(shù)不變，但是長時(shí)間巡航飛行時(shí)，隨著燃油消耗，飛行重量不斷減小，保持平飛所需的升力也不斷減小，阻力也相應(yīng)減小。根據(jù)飛行高度、速度、重量、氣動特性參數(shù)，可以得到指定巡航高度、速度下的升力L=f（h，V，CL，G），阻力D=f（h，V，CD，G），飛機(jī)穩(wěn)定平飛時(shí)平飛時(shí)需用拉力P需要=D=f（h，V，CD，G）。

2.5 確定巡航飛行動力裝置組合特性和航程、航時(shí)

飛機(jī)在巡航飛行時(shí)，為保持穩(wěn)定平飛，P需用=P可用，根據(jù)需用拉力，利用插值法在可用拉力譜中選擇合適的拉力P=nP（h，v，T，G），耗油率q=nq（h，v，T，G），根據(jù)可用油量和耗油率可以得出航程、航時(shí)，航程最大的速度對應(yīng)遠(yuǎn)航速度，航程最大的速度對應(yīng)久航速度。

3 結(jié)語

通過對續(xù)航性能計(jì)算模型進(jìn)行分析，采用數(shù)值分析的方法，利用計(jì)算程序得到了續(xù)航性能結(jié)果，通過試飛驗(yàn)證，通過此方法得出的續(xù)航性能較為準(zhǔn)確。

參考文獻(xiàn)

[1] 常振亞.飛機(jī)飛行性能計(jì)算手冊[M].飛行力學(xué)雜志社，1987.

[2] 金長江，范立欽.飛行動力學(xué)-飛機(jī)飛行性能計(jì)算[M].國防工業(yè)出版社，1990.

[3] 飛機(jī)飛行動力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)大學(xué)出版社，2008.

[4] 李慶揚(yáng).數(shù)值分析[M].清華大學(xué)出版社，2008.

[5] John D.Anderson，Jr.Aircraft.Performance And Design[M].United States of America：McGraw-Hill Companies，1999.endprint

摘 要：該文基于續(xù)航性能計(jì)算原理，考慮影響渦槳類飛機(jī)續(xù)航性能的各種因素，尤其是螺旋槳滑流對飛機(jī)升阻特性的影響，經(jīng)過科學(xué)的數(shù)值分析，提出了一種較準(zhǔn)確的計(jì)算續(xù)航性能的方法，通過和試飛值比較，由此方法得出的結(jié)果是準(zhǔn)確可信的。

關(guān)鍵詞：續(xù)航性能 航程 航時(shí) 拉力 耗油率

中圖分類號：V271 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）05（c）-0068-01

續(xù)航性能是指飛機(jī)持續(xù)航行的能力，主要包括航程和航時(shí)。續(xù)航性能是飛機(jī)一項(xiàng)非常重要的性能，他體現(xiàn)了飛機(jī)持續(xù)完成作戰(zhàn)任務(wù)的能力?，F(xiàn)代戰(zhàn)爭中，航程遠(yuǎn)的戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)可以超遠(yuǎn)程攻擊，造成攻擊的突然性。對運(yùn)輸機(jī)來說，航程遠(yuǎn)可以實(shí)現(xiàn)大規(guī)模武器裝備以及人員的遠(yuǎn)距離投送，實(shí)現(xiàn)快速戰(zhàn)術(shù)機(jī)動。對特種飛機(jī)來說，航時(shí)長可以實(shí)現(xiàn)長時(shí)間滯空執(zhí)行偵察、巡邏、警戒任務(wù)。

因而在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，如何根據(jù)已知重量、氣動參數(shù)、動力數(shù)據(jù)得到較準(zhǔn)確的續(xù)航性能為前期設(shè)計(jì)提供參考顯得尤為重要。以往的計(jì)算方法中，多是根據(jù)續(xù)航性能一般原理得出，針對渦槳類飛機(jī)很少，用此方法得出的續(xù)航性能和實(shí)際試飛值有較大差異。渦槳類飛機(jī)動力裝置由發(fā)動機(jī)和螺旋槳組成，在空中飛行時(shí)，氣流通過螺旋槳的影響加速流向尾部，在計(jì)算時(shí)需要重點(diǎn)考慮。

1 續(xù)航性能計(jì)算原理

典型飛行剖面由起飛爬升至巡航高度，按給定狀態(tài)巡航，再下降到著陸航線高度進(jìn)行著陸等部分組成。為增加總航程和航時(shí)，飛機(jī)一般應(yīng)以有利速度爬升到巡航高度，以巡航速度進(jìn)行巡航，然后以有利下降速度下降至起落航線高度。具體計(jì)算分爬升、巡航和下降三個(gè)階段。其中，巡航段的航程、航時(shí)占總航程、航時(shí)的主要部分。

巡航飛行是一種飛行速度幾乎不變的定常飛行，長距離巡航飛行時(shí)所消耗的燃油質(zhì)量不能在作為小量而忽略不計(jì)。在實(shí)際計(jì)算中，通常將積分問題通過數(shù)值分析的方法求出它的數(shù)值解，即將巡航段分為若干小段，在每個(gè)小段內(nèi)近似認(rèn)為重量不變，求出飛行時(shí)升力、阻力和動力裝置拉力、耗油率等參數(shù)，利用燃油量和耗油率求出在這一小段內(nèi)的航程航時(shí)，然后將各個(gè)小段的航程航時(shí)加起來即為整個(gè)巡航段的航程航時(shí)。

對于渦槳類飛機(jī)，動力裝置由發(fā)動機(jī)和螺旋槳組成，發(fā)動機(jī)推力通過螺旋槳轉(zhuǎn)化為拉力，在確定動力裝置組合特性時(shí)要考慮安裝損失，引氣損失和提取功率損失，大速度時(shí)還需要考慮壓縮性損失。螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)滑流對于機(jī)翼的滑流吹洗所產(chǎn)生的有益效應(yīng)是裝有渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)飛機(jī)的優(yōu)越點(diǎn)。機(jī)翼受滑流吹洗部分氣流流動速度與來流速度不同，氣動力系數(shù)是以來流速度計(jì)算速壓的，因此動力裝置工作時(shí)在機(jī)翼攻角不變的情況下機(jī)翼的升力和阻力比無滑流的機(jī)翼要大。對渦槳類飛機(jī)來說，滑流對飛機(jī)升阻特性方面的影響較大，在性能計(jì)算中，需要計(jì)及不同襟翼角度、不同迎角下，不同滑流強(qiáng)度對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響量。通過風(fēng)洞試驗(yàn)得到全機(jī)升阻特性隨襟翼、迎角和滑流強(qiáng)度變化的規(guī)律。

2 續(xù)航性能計(jì)算方法

2.1 確定飛機(jī)動力裝置組合特性

通過發(fā)動機(jī)的高度-速度特性確定不同高度、速度及溫度組合條件下的發(fā)動機(jī)拉力和耗油率特性數(shù)據(jù)，考慮螺旋槳效率和發(fā)動機(jī)安裝修正系數(shù)，確定發(fā)動機(jī)的可用拉力譜P可用=nP（h，v，T，A）η和對應(yīng)耗油率譜qNh=nq（h，v，T）。

2.2 確定螺旋槳滑流對飛機(jī)氣動特性的影響

螺旋槳滑流是渦槳類飛機(jī)不同于其它飛機(jī)的特點(diǎn)，滑流對全機(jī)升阻特定影響較大。通過風(fēng)洞試驗(yàn)確定出不同襟翼角度、不同迎角，不同滑流強(qiáng)度對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響量ΔCL=f（B，α，δf）、ΔCD= f（B，α，δf）。下圖1為某型機(jī)某一襟翼角度下滑流對阻力系數(shù)的影響。

2.3 確定各階段的重量參數(shù)

續(xù)航性能和飛行重量、可用油量有著直接的關(guān)系。可用油量多、飛行重量小，則續(xù)航性能好；可用油量小，飛行重量大，則續(xù)航性能差。不同的任務(wù)要求，飛機(jī)將采取不同的任務(wù)剖面飛行，任務(wù)剖面每個(gè)階段飛行重量和消耗的燃油量不盡相同，m巡航可用=m巡航開始-m巡航結(jié)束。對遠(yuǎn)距離偵察、巡邏任務(wù)等，巡航開始階段重量需要考慮起飛滑跑用油、爬升段用油、出航段用油，巡航結(jié)束段需要考慮回航段用油、下降段用油等、建立起落航線用油、備份油等。對運(yùn)輸任務(wù)，巡航開始重量需要考慮起飛滑跑用油、爬升段用油、巡航結(jié)束重量需要考慮載貨量、下降段用油、建立起落航線用油、備份油等。每一種作戰(zhàn)任務(wù)，都需要根據(jù)具體的作戰(zhàn)剖面確定出空中巡航段的飛行重量和可用油量。

2.4 確定巡航飛行時(shí)的需用拉力

巡航飛行中，雖然速度、高度等參數(shù)不變，但是長時(shí)間巡航飛行時(shí)，隨著燃油消耗，飛行重量不斷減小，保持平飛所需的升力也不斷減小，阻力也相應(yīng)減小。根據(jù)飛行高度、速度、重量、氣動特性參數(shù)，可以得到指定巡航高度、速度下的升力L=f（h，V，CL，G），阻力D=f（h，V，CD，G），飛機(jī)穩(wěn)定平飛時(shí)平飛時(shí)需用拉力P需要=D=f（h，V，CD，G）。

2.5 確定巡航飛行動力裝置組合特性和航程、航時(shí)

飛機(jī)在巡航飛行時(shí)，為保持穩(wěn)定平飛，P需用=P可用，根據(jù)需用拉力，利用插值法在可用拉力譜中選擇合適的拉力P=nP（h，v，T，G），耗油率q=nq（h，v，T，G），根據(jù)可用油量和耗油率可以得出航程、航時(shí)，航程最大的速度對應(yīng)遠(yuǎn)航速度，航程最大的速度對應(yīng)久航速度。

3 結(jié)語

通過對續(xù)航性能計(jì)算模型進(jìn)行分析，采用數(shù)值分析的方法，利用計(jì)算程序得到了續(xù)航性能結(jié)果，通過試飛驗(yàn)證，通過此方法得出的續(xù)航性能較為準(zhǔn)確。

參考文獻(xiàn)

[1] 常振亞.飛機(jī)飛行性能計(jì)算手冊[M].飛行力學(xué)雜志社，1987.

[2] 金長江，范立欽.飛行動力學(xué)-飛機(jī)飛行性能計(jì)算[M].國防工業(yè)出版社，1990.

[3] 飛機(jī)飛行動力學(xué)[M].北京航空航天大學(xué)大學(xué)出版社，2008.

[4] 李慶揚(yáng).數(shù)值分析[M].清華大學(xué)出版社，2008.

[5] John D.Anderson，Jr.Aircraft.Performance And Design[M].United States of America：McGraw-Hill Companies，1999.endprint