本發(fā)明屬于飛機(jī)的盤旋性能研究
技術(shù)領(lǐng)域：
，適用于活塞式螺旋槳飛機(jī)，具體涉及一種獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)極限盤旋性能的方法。
背景技術(shù)：
：方向機(jī)動(dòng)性是指飛機(jī)在空中改變方向的能力，是戰(zhàn)斗機(jī)重要的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能。飛行員為了充分發(fā)揮飛機(jī)的方向機(jī)動(dòng)能力，應(yīng)該學(xué)會(huì)如何選擇速度和過載(坡度)，進(jìn)而判斷獲得包括最小盤旋半徑和最短盤旋時(shí)間在內(nèi)的極限盤旋性能。最小半徑盤旋可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的小半徑S急轉(zhuǎn)彎，在實(shí)際飛行中，可以運(yùn)用該戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作擺脫敵機(jī)的咬尾攻擊。例如，當(dāng)敵機(jī)在我機(jī)后方時(shí)，起大坡度，瞬間拉桿形成角速度時(shí)，這個(gè)過程是一個(gè)減速過程，協(xié)調(diào)油門讓速度降到最小半徑轉(zhuǎn)彎的速度，迫使敵機(jī)前沖，然后再通過小半徑盤旋轉(zhuǎn)完回來。這樣就破壞了敵機(jī)的攻擊條件。最短時(shí)間盤旋可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)瞬間急轉(zhuǎn)，例如，當(dāng)敵機(jī)在我機(jī)左邊時(shí)，我們通過最短時(shí)間盤旋，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)在最短時(shí)間內(nèi)的基速轉(zhuǎn)彎、擺頭，瞬間對(duì)正目標(biāo)機(jī)，構(gòu)成攻擊條件。在接敵的時(shí)候就要大致保持在最快轉(zhuǎn)彎的速度，不是越大越好，也不是越小越好，目的在于時(shí)刻做好瞬間急轉(zhuǎn)的準(zhǔn)備。根據(jù)上述的小半徑S急轉(zhuǎn)和瞬間急轉(zhuǎn)可以看出，作戰(zhàn)時(shí)，只有飛出飛機(jī)的極限性能，才能構(gòu)成有利態(tài)勢(shì)。在現(xiàn)有的判斷活塞式螺旋槳飛機(jī)極限盤旋性能的方法中，可以通過極限盤旋性能曲線獲得。判斷極限盤旋的半徑、時(shí)間、坡度隨盤旋速度變化的曲線，叫做極限盤旋性能曲線。如圖1所示，極限盤旋性能曲線分為按抖動(dòng)迎角飛行限制線和按最大推力飛行限制線。按抖動(dòng)迎角飛行限制線是飛機(jī)在小速度范圍內(nèi)，用抖動(dòng)迎角進(jìn)行極限盤旋時(shí)，盤旋半徑R與速度V的關(guān)系曲線。按最大推力飛行限制線是飛機(jī)在大速度范圍內(nèi)，用最大可用推力進(jìn)行極限盤旋時(shí)，盤旋半徑R與速度V的關(guān)系曲線?，F(xiàn)有的極限盤旋性能曲線是以前的學(xué)者通過手繪獲得的，并將手繪曲線草圖保留沿用至今，其曲線軌跡早已模糊不清，很難準(zhǔn)確判斷活塞式螺旋槳飛機(jī)極限盤旋性能。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明的目的在于提供一種獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)極限盤旋性能的方法，以準(zhǔn)確獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最小盤旋半徑和最短盤旋時(shí)間。本發(fā)明的技術(shù)方案如下：一種獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)極限盤旋性能的方法，包括獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最小盤旋半徑的過程和獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最短盤旋時(shí)間的過程；所述獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最小盤旋半徑的過程具體如下：A1：根據(jù)預(yù)設(shè)的高度確定大氣密度，并根據(jù)：0.5×ρ×V2×S計(jì)算飛機(jī)動(dòng)壓；其中：ρ-大氣密度，V-飛機(jī)速度，S-機(jī)翼面積；A2：根據(jù)公式(1)計(jì)算飛機(jī)過載；ny＝(Cy抖×0.5×ρ×V2×S)/G(1)其中：ny-飛機(jī)過載，Cy抖-抖動(dòng)升力系數(shù)，G-飛機(jī)重力；A3：根據(jù)公式(2)計(jì)算飛機(jī)坡度；γ＝cos-1(1/ny)(2)其中：γ-是飛機(jī)坡度；A4：根據(jù)公式(3)計(jì)算飛機(jī)盤旋半徑；R＝V2/(g×tgγ)(3)其中：R-對(duì)應(yīng)飛機(jī)速度下飛機(jī)的盤旋半徑，V-飛機(jī)速度g-重力加速度；A5：根據(jù)公式(4)計(jì)算飛機(jī)盤旋時(shí)間；T＝2πR/V(4)其中：T-盤旋時(shí)間；A6：根據(jù)公式(5)計(jì)算該速度下發(fā)動(dòng)機(jī)所能提供的最大拉力；P＝N/V(5)其中：P-發(fā)動(dòng)機(jī)拉力，N-發(fā)動(dòng)機(jī)功率，V-飛行速度；A7：根據(jù)公式(6)計(jì)算該速度下的阻力；X＝Cx抖×0.5×ρ×V2×S(6)其中：X-飛機(jī)受到的空氣阻力，Cx抖-阻力系數(shù)；A8：判斷該速度下，發(fā)動(dòng)機(jī)所能提供的最大拉力是否大于阻力，若大于則返回進(jìn)入步驟A1；若不大于，判斷結(jié)束，獲得的飛機(jī)盤旋半徑即為最小盤旋半徑；所述獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最短盤旋時(shí)間的過程具體如下：B1：按照預(yù)設(shè)的高度和速度，根據(jù)飛機(jī)推力數(shù)據(jù)曲線，求得發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力值P；B2：由于盤旋要保證推力等于阻力，根據(jù)公式(7)求得阻力系數(shù)Cx；Cx＝2P/(S×ρ×V2)(7)其中：Cx-阻力系數(shù)，P-發(fā)動(dòng)機(jī)推力，S-機(jī)翼面積，ρ-大氣密度，V-飛機(jī)速度；B3：在飛機(jī)的極曲線圖中，如圖5所示，根據(jù)阻力系數(shù)，查到對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)；B4：根據(jù)升力系數(shù)，有前述公式(1)求出此時(shí)飛機(jī)的過載，即：ny=(Cy抖×0.5×ρ×V2×S)/G(1)其中：ny-飛機(jī)過載，Cy抖-抖動(dòng)升力系數(shù)，G-飛機(jī)重力；B5：根據(jù)前述公式(2)計(jì)算求出飛機(jī)在此最大推力下的坡度γ，即：γ＝cos-1(1/ny)(2)其中：γ-是飛機(jī)坡度；B6：根據(jù)前述公式(3)求得盤旋半徑R，即：R＝V2/(g×tgγ)(3)其中：R-對(duì)應(yīng)飛機(jī)速度下飛機(jī)的盤旋半徑，V-飛機(jī)速度g-重力加速度；B7：根據(jù)前述公式(4)求得盤旋時(shí)間T，即：T＝2πR/V(4)其中：T-盤旋時(shí)間；B8：判斷Tn+1是否大于Tn，若不大于，返回進(jìn)入步驟B1，若大于，判斷結(jié)束，獲得最小盤旋時(shí)間Tn。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果在于：本發(fā)明所述一種獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)極限盤旋性能的方法，克服了現(xiàn)有實(shí)際中只能通過查找手繪模糊不清的極限盤旋性能曲線來獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)極限盤旋性能的缺陷，大大提高了獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最小盤旋半徑和最短盤旋時(shí)間等極限盤旋性能數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確率，為飛機(jī)在作戰(zhàn)過程中獲得有利的攻擊態(tài)勢(shì)作出充分準(zhǔn)備。附圖說明圖1為現(xiàn)有技術(shù)中的極限盤旋性能曲線；圖2為本發(fā)明中獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最小盤旋半徑的流程框圖；圖3為本發(fā)明中獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最短盤旋時(shí)間的流程框圖；圖4為現(xiàn)有技術(shù)中的飛機(jī)推力數(shù)據(jù)曲線圖，圖中：V表示速度，P表示發(fā)動(dòng)機(jī)推力，H表示高度；圖5為現(xiàn)有技術(shù)中的阻力系數(shù)-升力系數(shù)關(guān)系曲線圖，圖中：Cx表示阻力系數(shù)，Cy表示升力系數(shù)；圖6為根據(jù)本發(fā)明技術(shù)方案所得到的盤旋半徑與速度關(guān)系的變化曲線圖。具體實(shí)施方式為了進(jìn)一步說明本發(fā)明的技術(shù)方案，結(jié)合說明書附圖，本發(fā)明的具體實(shí)施方式如下：在本實(shí)施例中，包括獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最小盤旋半徑和最短盤旋時(shí)間現(xiàn)有的活塞式螺旋槳飛機(jī)極限盤旋性能的判斷方法，是通過極限盤旋性能曲線進(jìn)行判斷的。判斷極限盤旋的半徑、時(shí)間、坡度隨盤旋速度變化的曲線，叫做極限盤旋性能曲線。如圖1所示，極限盤旋性能曲線分為按抖動(dòng)迎角飛行限制線和按最大推力飛行限制線。按抖動(dòng)迎角飛行限制線是飛機(jī)在小速度范圍內(nèi)，用抖動(dòng)迎角進(jìn)行極限盤旋時(shí)，盤旋半徑R與速度V的關(guān)系曲線。從曲線可以看出，隨盤旋速度的增大，盤旋半徑減小，其原因是，隨著速度增大，盤旋半徑隨之增大，但是，與此同時(shí)，隨著速度的增大，可以使用的坡度也隨之增大，這又使盤旋半徑隨之減小，兩者之中，后者的影響是主要的，故速度增大，盤旋半徑減小。按最大推力飛行限制線是飛機(jī)在大速度范圍內(nèi)，用最大可用推力進(jìn)行極限盤旋時(shí)，盤旋半徑R與速度V的關(guān)系曲線。在此范圍內(nèi)，隨著速度增大，極限盤旋半徑將增大，其趨勢(shì)是速度先緩慢增大，后迅速增大，這是因?yàn)?，在中小速度范圍?nèi)，增大速度，致使盤旋半徑增大，與此同時(shí)坡度也隨之增大，這又使盤旋半徑減小，但此時(shí)前者的影響要大于后者，故盤旋半徑隨速度增大而增大。如圖1所示，在極限盤旋性能曲線圖中，按抖動(dòng)迎角飛行限制線和按最大推力飛行限制線的交點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度就是最小半徑盤旋所對(duì)應(yīng)的速度VRmin；以坐標(biāo)系的原點(diǎn)為出發(fā)點(diǎn)，做按最大推力飛行限制線的切線，切點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度就是最短盤旋時(shí)間所對(duì)應(yīng)的速度VTmin。一、獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最小盤旋半徑的設(shè)計(jì)原理如下：盤旋半徑與速度和過載的關(guān)系如下：其中，R-盤旋半徑，V-盤旋速度，ny-飛機(jī)過載，g-重力加速度。由上述公式可知，當(dāng)速度一定的條件下，飛機(jī)以該速度對(duì)應(yīng)的最大過載(坡度)盤旋，就能得到該速度下的最短半徑。由前面的分析可以知道，隨著速度的增大，可以使用的坡度隨之增大，盤旋半徑隨之減小。根據(jù)阻力計(jì)算公式和活塞式螺旋槳飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)拉力特性可知，隨著速度增大、阻力不斷增大，而拉力卻不斷減小，那么，當(dāng)拉力不能平衡阻力時(shí)，此時(shí)的速度和坡度就是最小盤旋半徑對(duì)應(yīng)的速度和坡度。根據(jù)上述原理，本實(shí)施例將活塞式螺旋槳飛機(jī)的初始表速設(shè)為140公里/小時(shí)，然后逐步增加，針對(duì)每一個(gè)速度計(jì)算獲得相應(yīng)的最小盤旋半徑。如圖2所示，獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)最小盤旋半徑的過程具體如下：A1：根據(jù)給定的高度確定大氣密度，并根據(jù)：0.5×ρ×V2×S計(jì)算飛機(jī)動(dòng)壓；其中：ρ-大氣密度，V-飛機(jī)速度，S-機(jī)翼面積。A2：根據(jù)公式(1)計(jì)算飛機(jī)過載；ny＝(Cy抖×0.5×ρ×V2×S)/G(1)其中：ny-飛機(jī)過載，Cy抖-抖動(dòng)升力系數(shù)，G-飛機(jī)重力。A3：根據(jù)公式(2)計(jì)算飛機(jī)坡度；γ＝cos-1(1/ny)(2)其中：γ-是飛機(jī)坡度。A4：根據(jù)公式(3)計(jì)算飛機(jī)盤旋半徑；R＝V2/(g×tgγ)(3)其中：R-對(duì)應(yīng)飛機(jī)速度下飛機(jī)的盤旋半徑，V-飛機(jī)速度g-重力加速度。A5：根據(jù)公式(4)計(jì)算飛機(jī)盤旋時(shí)間；T＝2πR/V(4)其中：T-盤旋時(shí)間。A6：根據(jù)公式(5)計(jì)算該速度下發(fā)動(dòng)機(jī)所能提供的最大拉力；P＝N/V(5)其中：P-發(fā)動(dòng)機(jī)拉力，N-發(fā)動(dòng)機(jī)功率，V-飛行速度。A7：根據(jù)公式(6)計(jì)算該速度下的阻力；X＝Cx抖×0.5×ρ×V2×S(6)其中：X-飛機(jī)受到的空氣阻力，Cx抖-阻力系數(shù)。A8：判斷該速度下，發(fā)動(dòng)機(jī)所能提供的最大拉力是否大于阻力，若大于則返回進(jìn)入步驟一；若不大于，判斷結(jié)束，獲得的盤旋半徑即為最小盤旋半徑。在標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度，根據(jù)上述方法，計(jì)算獲得的活塞式螺旋槳飛機(jī)最小半徑盤旋結(jié)果如下表1。表1速度最大推力阻力過載坡度半徑時(shí)間160388.13290.371.9559.13120.5017.04161385.71294.011.9759.56119.9716.86162383.33297.682.0059.97119.4716.68163380.98301.362.0260.37118.9916.51164378.66305.072.0560.77118.5216.35165376.36308.802.0761.16118.0816.19166374.10312.562.1061.53117.6516.03167371.86316.332.1261.90117.2515.88168369.64320.132.1562.27116.8515.73169367.46323.962.1762.62116.4815.59170365.29327.802.2062.97116.1115.45171363.16331.672.2363.31115.7615.31172361.05335.562.2563.64115.4315.18173358.96339.472.2863.97115.1115.05174356.90343.412.3064.29114.7914.92175354.86347.372.3364.61114.4914.80176352.84351.352.3664.91114.2014.68177350.85355.352.3865.22113.9214.56從上表可以看出，隨著速度的增大，盤旋坡度不斷增大，盤旋半徑不斷減小，盤旋的阻力不斷增大，但發(fā)動(dòng)機(jī)能提供的最大拉力卻不斷減小，當(dāng)表速達(dá)到176公里/小時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)能提供的最大拉力剛好和阻力相等，此時(shí)飛機(jī)坡度為64.9度，盤旋半徑114.2米，盤旋時(shí)間14.7秒。當(dāng)速度超過176公里/小時(shí)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力就小于盤旋所需推力，因此表速176公里/小時(shí)，坡度65度就是最小盤旋半徑的飛行指標(biāo)。表速176公里/小時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的最大拉力和阻力相等，即為圖1中抖動(dòng)限制線和推力限制線的交點(diǎn)。二、獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)的最短盤旋時(shí)間的設(shè)計(jì)原理如下：活塞式螺旋槳飛機(jī)獲得最短盤旋時(shí)間對(duì)應(yīng)的盤旋速度要比獲得最小盤旋半徑的盤旋速度大。最短盤旋時(shí)間的獲得思路是在不同速度下，飛機(jī)最大推力為邊界條件的計(jì)算。本實(shí)施例將活塞式螺旋槳飛機(jī)的初始表速設(shè)為165公里/小時(shí)，然后逐步增加，針對(duì)每一個(gè)速度計(jì)算獲得相應(yīng)的最小盤旋時(shí)間。如圖3所示，獲得活塞式螺旋槳飛機(jī)最短盤旋時(shí)間的過程具體如下：B1：按照給定的高度和速度，根據(jù)飛機(jī)推力數(shù)據(jù)曲線，如圖4所示，求得發(fā)動(dòng)機(jī)的最大推力值P；B2：由于盤旋要保證推力等于阻力，根據(jù)公式(7)求得阻力系數(shù)Cx；Cx=2P/(S×ρ×V2)(7)其中：Cx-阻力系數(shù)，P-發(fā)動(dòng)機(jī)推力，S-機(jī)翼面積，ρ-大氣密度，V-飛機(jī)速度。B3：在飛機(jī)的極曲線圖中，如圖5所示，根據(jù)阻力系數(shù)，查到對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)；B4：根據(jù)升力系數(shù)，有前述公式(1)求出此時(shí)飛機(jī)的過載，即：ny＝(Cy抖×0.5×ρ×V2×S)/G(1)其中：ny-飛機(jī)過載，Cy抖-抖動(dòng)升力系數(shù)，G-飛機(jī)重力。B5：根據(jù)前述公式(2)計(jì)算求出飛機(jī)在此最大推力下的坡度γ，即：γ＝cos-1(1/ny)(2)其中：γ-是飛機(jī)坡度。B6：根據(jù)前述公式(3)求得盤旋半徑R，即：R=V2/(g×tgγ)(3)其中：R-對(duì)應(yīng)飛機(jī)速度下飛機(jī)的盤旋半徑，V-飛機(jī)速度g-重力加速度。B7：根據(jù)前述公式(4)求得盤旋時(shí)間T，即：T＝2πR/V(4)其中：T-盤旋時(shí)間。B8：判斷Tn+1是否大于Tn，若不大于，返回進(jìn)入步驟B1，若大于，判斷結(jié)束，獲得最小盤旋時(shí)間Tn。在標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度，根據(jù)上述方法，計(jì)算獲得的活塞式螺旋槳飛機(jī)最短時(shí)間盤旋結(jié)果如下表2。表2速度最大推力阻力系數(shù)升力系數(shù)過載坡度半徑時(shí)間165.00376.360.321.492.3765.06108.8914.85166.00374.100.321.482.3965.23109.3214.82167.00371.860.311.472.4065.40109.7714.80168.00369.640.311.462.4265.56110.2214.78169.00367.460.311.452.4365.71110.6914.76170.00365.290.311.452.4565.87111.1614.75171.00363.160.301.442.4666.02111.6514.73172.00361.050.301.432.4766.16112.1414.72173.00358.960.301.422.4966.30112.6414.71174.00356.900.291.412.5066.44113.1614.69175.00354.860.291.402.5266.58113.6814.68176.00352.840.291.392.5366.71114.2114.68177.00350.850.281.392.5466.84114.7614.61178.00348.880.281.382.5566.96115.3114.45179.00346.930.281.372.5767.08115.8714.31180.00345.000.281.362.5867.20116.4414.21181.00343.090.271.352.5967.32117.0314.09182.00341.210.271.342.6167.43117.6213.89183.00339.340.271.332.6267.54118.2314.11184.00337.500.261.332.6367.65118.8414.31185.00335.680.261.322.6467.75119.4714.42186.00333.870.261.312.6567.85120.1014.55187.00332.090.251.302.6667.95120.7514.67188.00330.320.251.292.6768.04121.4114.68189.00328.570.251.282.6868.14122.0814.69190.00326.840.251.282.7068.23122.7614.70初始速度設(shè)為165公里/小時(shí)的原因在于當(dāng)速度小于該速度時(shí)，用最大推力盤旋，為保持推力等于阻力，計(jì)算得到的阻力系數(shù)較大，此時(shí)的飛機(jī)迎角已經(jīng)超過了臨界迎角。從上表可以看出，隨著速度的緩慢增加，雖然半徑在增加，但是盤旋時(shí)間逐步減小，此時(shí)速度增加對(duì)盤旋時(shí)間減小的影響大于半徑增加對(duì)盤旋時(shí)間增大的影響。當(dāng)盤旋時(shí)間達(dá)到最小值14.65秒后，隨著速度進(jìn)一步的增加，盤旋時(shí)間開始增大。最后，我們將標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度的表格數(shù)據(jù)繪制成盤旋半徑與速度的變化曲線，如圖6所示，左邊的是抖動(dòng)限制線、右邊的是推力限制線，兩線相交的點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的速度就是最小盤旋半徑速度，而最短盤旋時(shí)間速度比最小盤旋半徑速度略大。這是由于螺旋槳飛機(jī)屬于低速飛機(jī)，平飛速度范圍不大，飛機(jī)的最大升力系數(shù)和阻力系數(shù)基本不隨馬赫數(shù)變化，導(dǎo)致其盤旋半徑與速度的變化包線比較平緩，最小半徑盤旋和最短時(shí)間盤旋的表速非常接近，且盤旋時(shí)間的差距也不大。本發(fā)明技術(shù)方案從抖動(dòng)限制和推力限制兩個(gè)方面，獲得了活塞式螺旋槳飛機(jī)最小盤旋半徑和最短盤旋時(shí)間，在標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度，對(duì)螺旋槳飛機(jī)進(jìn)行最小半徑盤旋和最短時(shí)間盤旋進(jìn)行了詳細(xì)分析與計(jì)算，具體數(shù)據(jù)如表3所示。表3從上表3數(shù)據(jù)可以看出，活塞式螺旋槳飛機(jī)，最小半徑盤旋時(shí)，盤旋半徑最小，但時(shí)間不一定最短，而最短時(shí)間盤旋時(shí)，盤旋時(shí)間最短，而半徑不一定最小。需要根據(jù)飛行任務(wù)需求，選擇合適的飛行數(shù)據(jù)。當(dāng)前第1頁1 2 3