一种获得活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能的方法与流程

本发明属于飞机的盘旋性能研究
技术领域：
，适用于活塞式螺旋桨飞机，具体涉及一种获得活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能的方法。
背景技术：
：方向机动性是指飞机在空中改变方向的能力，是战斗机重要的战术技术性能。飞行员为了充分发挥飞机的方向机动能力，应该学会如何选择速度和过载(坡度)，进而判断获得包括最小盘旋半径和最短盘旋时间在内的极限盘旋性能。最小半径盘旋可以实现飞机的小半径S急转弯，在实际飞行中，可以运用该战术动作摆脱敌机的咬尾攻击。例如，当敌机在我机后方时，起大坡度，瞬间拉杆形成角速度时，这个过程是一个减速过程，协调油门让速度降到最小半径转弯的速度，迫使敌机前冲，然后再通过小半径盘旋转完回来。这样就破坏了敌机的攻击条件。最短时间盘旋可以实现飞机瞬间急转，例如，当敌机在我机左边时，我们通过最短时间盘旋，实现飞机在最短时间内的基速转弯、摆头，瞬间对正目标机，构成攻击条件。在接敌的时候就要大致保持在最快转弯的速度，不是越大越好，也不是越小越好，目的在于时刻做好瞬间急转的准备。根据上述的小半径S急转和瞬间急转可以看出，作战时，只有飞出飞机的极限性能，才能构成有利态势。在现有的判断活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能的方法中，可以通过极限盘旋性能曲线获得。判断极限盘旋的半径、时间、坡度随盘旋速度变化的曲线，叫做极限盘旋性能曲线。如图1所示，极限盘旋性能曲线分为按抖动迎角飞行限制线和按最大推力飞行限制线。按抖动迎角飞行限制线是飞机在小速度范围内，用抖动迎角进行极限盘旋时，盘旋半径R与速度V的关系曲线。按最大推力飞行限制线是飞机在大速度范围内，用最大可用推力进行极限盘旋时，盘旋半径R与速度V的关系曲线。现有的极限盘旋性能曲线是以前的学者通过手绘获得的，并将手绘曲线草图保留沿用至今，其曲线轨迹早已模糊不清，很难准确判断活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能。技术实现要素：本发明的目的在于提供一种获得活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能的方法，以准确获得活塞式螺旋桨飞机的最小盘旋半径和最短盘旋时间。本发明的技术方案如下：一种获得活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能的方法，包括获得活塞式螺旋桨飞机的最小盘旋半径的过程和获得活塞式螺旋桨飞机的最短盘旋时间的过程；所述获得活塞式螺旋桨飞机的最小盘旋半径的过程具体如下：A1：根据预设的高度确定大气密度，并根据：0.5×ρ×V2×S计算飞机动压；其中：ρ-大气密度，V-飞机速度，S-机翼面积；A2：根据公式(1)计算飞机过载；ny＝(Cy抖×0.5×ρ×V2×S)/G(1)其中：ny-飞机过载，Cy抖-抖动升力系数，G-飞机重力；A3：根据公式(2)计算飞机坡度；γ＝cos-1(1/ny)(2)其中：γ-是飞机坡度；A4：根据公式(3)计算飞机盘旋半径；R＝V2/(g×tgγ)(3)其中：R-对应飞机速度下飞机的盘旋半径，V-飞机速度g-重力加速度；A5：根据公式(4)计算飞机盘旋时间；T＝2πR/V(4)其中：T-盘旋时间；A6：根据公式(5)计算该速度下发动机所能提供的最大拉力；P＝N/V(5)其中：P-发动机拉力，N-发动机功率，V-飞行速度；A7：根据公式(6)计算该速度下的阻力；X＝Cx抖×0.5×ρ×V2×S(6)其中：X-飞机受到的空气阻力，Cx抖-阻力系数；A8：判断该速度下，发动机所能提供的最大拉力是否大于阻力，若大于则返回进入步骤A1；若不大于，判断结束，获得的飞机盘旋半径即为最小盘旋半径；所述获得活塞式螺旋桨飞机的最短盘旋时间的过程具体如下：B1：按照预设的高度和速度，根据飞机推力数据曲线，求得发动机的最大推力值P；B2：由于盘旋要保证推力等于阻力，根据公式(7)求得阻力系数Cx；Cx＝2P/(S×ρ×V2)(7)其中：Cx-阻力系数，P-发动机推力，S-机翼面积，ρ-大气密度，V-飞机速度；B3：在飞机的极曲线图中，如图5所示，根据阻力系数，查到对应的升力系数；B4：根据升力系数，有前述公式(1)求出此时飞机的过载，即：ny=(Cy抖×0.5×ρ×V2×S)/G(1)其中：ny-飞机过载，Cy抖-抖动升力系数，G-飞机重力；B5：根据前述公式(2)计算求出飞机在此最大推力下的坡度γ，即：γ＝cos-1(1/ny)(2)其中：γ-是飞机坡度；B6：根据前述公式(3)求得盘旋半径R，即：R＝V2/(g×tgγ)(3)其中：R-对应飞机速度下飞机的盘旋半径，V-飞机速度g-重力加速度；B7：根据前述公式(4)求得盘旋时间T，即：T＝2πR/V(4)其中：T-盘旋时间；B8：判断Tn+1是否大于Tn，若不大于，返回进入步骤B1，若大于，判断结束，获得最小盘旋时间Tn。与现有技术相比，本发明的有益效果在于：本发明所述一种获得活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能的方法，克服了现有实际中只能通过查找手绘模糊不清的极限盘旋性能曲线来获得活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能的缺陷，大大提高了获得活塞式螺旋桨飞机的最小盘旋半径和最短盘旋时间等极限盘旋性能数据的准确率，为飞机在作战过程中获得有利的攻击态势作出充分准备。附图说明图1为现有技术中的极限盘旋性能曲线；图2为本发明中获得活塞式螺旋桨飞机的最小盘旋半径的流程框图；图3为本发明中获得活塞式螺旋桨飞机的最短盘旋时间的流程框图；图4为现有技术中的飞机推力数据曲线图，图中：V表示速度，P表示发动机推力，H表示高度；图5为现有技术中的阻力系数-升力系数关系曲线图，图中：Cx表示阻力系数，Cy表示升力系数；图6为根据本发明技术方案所得到的盘旋半径与速度关系的变化曲线图。具体实施方式为了进一步说明本发明的技术方案，结合说明书附图，本发明的具体实施方式如下：在本实施例中，包括获得活塞式螺旋桨飞机的最小盘旋半径和最短盘旋时间现有的活塞式螺旋桨飞机极限盘旋性能的判断方法，是通过极限盘旋性能曲线进行判断的。判断极限盘旋的半径、时间、坡度随盘旋速度变化的曲线，叫做极限盘旋性能曲线。如图1所示，极限盘旋性能曲线分为按抖动迎角飞行限制线和按最大推力飞行限制线。按抖动迎角飞行限制线是飞机在小速度范围内，用抖动迎角进行极限盘旋时，盘旋半径R与速度V的关系曲线。从曲线可以看出，随盘旋速度的增大，盘旋半径减小，其原因是，随着速度增大，盘旋半径随之增大，但是，与此同时，随着速度的增大，可以使用的坡度也随之增大，这又使盘旋半径随之减小，两者之中，后者的影响是主要的，故速度增大，盘旋半径减小。按最大推力飞行限制线是飞机在大速度范围内，用最大可用推力进行极限盘旋时，盘旋半径R与速度V的关系曲线。在此范围内，随着速度增大，极限盘旋半径将增大，其趋势是速度先缓慢增大，后迅速增大，这是因为，在中小速度范围内，增大速度，致使盘旋半径增大，与此同时坡度也随之增大，这又使盘旋半径减小，但此时前者的影响要大于后者，故盘旋半径随速度增大而增大。如图1所示，在极限盘旋性能曲线图中，按抖动迎角飞行限制线和按最大推力飞行限制线的交点所对应的速度就是最小半径盘旋所对应的速度VRmin；以坐标系的原点为出发点，做按最大推力飞行限制线的切线，切点所对应的速度就是最短盘旋时间所对应的速度VTmin。一、获得活塞式螺旋桨飞机的最小盘旋半径的设计原理如下：盘旋半径与速度和过载的关系如下：其中，R-盘旋半径，V-盘旋速度，ny-飞机过载，g-重力加速度。由上述公式可知，当速度一定的条件下，飞机以该速度对应的最大过载(坡度)盘旋，就能得到该速度下的最短半径。由前面的分析可以知道，随着速度的增大，可以使用的坡度随之增大，盘旋半径随之减小。根据阻力计算公式和活塞式螺旋桨飞机发动机拉力特性可知，随着速度增大、阻力不断增大，而拉力却不断减小，那么，当拉力不能平衡阻力时，此时的速度和坡度就是最小盘旋半径对应的速度和坡度。根据上述原理，本实施例将活塞式螺旋桨飞机的初始表速设为140公里/小时，然后逐步增加，针对每一个速度计算获得相应的最小盘旋半径。如图2所示，获得活塞式螺旋桨飞机最小盘旋半径的过程具体如下：A1：根据给定的高度确定大气密度，并根据：0.5×ρ×V2×S计算飞机动压；其中：ρ-大气密度，V-飞机速度，S-机翼面积。A2：根据公式(1)计算飞机过载；ny＝(Cy抖×0.5×ρ×V2×S)/G(1)其中：ny-飞机过载，Cy抖-抖动升力系数，G-飞机重力。A3：根据公式(2)计算飞机坡度；γ＝cos-1(1/ny)(2)其中：γ-是飞机坡度。A4：根据公式(3)计算飞机盘旋半径；R＝V2/(g×tgγ)(3)其中：R-对应飞机速度下飞机的盘旋半径，V-飞机速度g-重力加速度。A5：根据公式(4)计算飞机盘旋时间；T＝2πR/V(4)其中：T-盘旋时间。A6：根据公式(5)计算该速度下发动机所能提供的最大拉力；P＝N/V(5)其中：P-发动机拉力，N-发动机功率，V-飞行速度。A7：根据公式(6)计算该速度下的阻力；X＝Cx抖×0.5×ρ×V2×S(6)其中：X-飞机受到的空气阻力，Cx抖-阻力系数。A8：判断该速度下，发动机所能提供的最大拉力是否大于阻力，若大于则返回进入步骤一；若不大于，判断结束，获得的盘旋半径即为最小盘旋半径。在标准气压高度，根据上述方法，计算获得的活塞式螺旋桨飞机最小半径盘旋结果如下表1。表1速度最大推力阻力过载坡度半径时间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从上表可以看出，随着速度的增大，盘旋坡度不断增大，盘旋半径不断减小，盘旋的阻力不断增大，但发动机能提供的最大拉力却不断减小，当表速达到176公里/小时，发动机能提供的最大拉力刚好和阻力相等，此时飞机坡度为64.9度，盘旋半径114.2米，盘旋时间14.7秒。当速度超过176公里/小时时，发动机的最大推力就小于盘旋所需推力，因此表速176公里/小时，坡度65度就是最小盘旋半径的飞行指标。表速176公里/小时发动机的最大拉力和阻力相等，即为图1中抖动限制线和推力限制线的交点。二、获得活塞式螺旋桨飞机的最短盘旋时间的设计原理如下：活塞式螺旋桨飞机获得最短盘旋时间对应的盘旋速度要比获得最小盘旋半径的盘旋速度大。最短盘旋时间的获得思路是在不同速度下，飞机最大推力为边界条件的计算。本实施例将活塞式螺旋桨飞机的初始表速设为165公里/小时，然后逐步增加，针对每一个速度计算获得相应的最小盘旋时间。如图3所示，获得活塞式螺旋桨飞机最短盘旋时间的过程具体如下：B1：按照给定的高度和速度，根据飞机推力数据曲线，如图4所示，求得发动机的最大推力值P；B2：由于盘旋要保证推力等于阻力，根据公式(7)求得阻力系数Cx；Cx=2P/(S×ρ×V2)(7)其中：Cx-阻力系数，P-发动机推力，S-机翼面积，ρ-大气密度，V-飞机速度。B3：在飞机的极曲线图中，如图5所示，根据阻力系数，查到对应的升力系数；B4：根据升力系数，有前述公式(1)求出此时飞机的过载，即：ny＝(Cy抖×0.5×ρ×V2×S)/G(1)其中：ny-飞机过载，Cy抖-抖动升力系数，G-飞机重力。B5：根据前述公式(2)计算求出飞机在此最大推力下的坡度γ，即：γ＝cos-1(1/ny)(2)其中：γ-是飞机坡度。B6：根据前述公式(3)求得盘旋半径R，即：R=V2/(g×tgγ)(3)其中：R-对应飞机速度下飞机的盘旋半径，V-飞机速度g-重力加速度。B7：根据前述公式(4)求得盘旋时间T，即：T＝2πR/V(4)其中：T-盘旋时间。B8：判断Tn+1是否大于Tn，若不大于，返回进入步骤B1，若大于，判断结束，获得最小盘旋时间Tn。在标准气压高度，根据上述方法，计算获得的活塞式螺旋桨飞机最短时间盘旋结果如下表2。表2速度最大推力阻力系数升力系数过载坡度半径时间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初始速度设为165公里/小时的原因在于当速度小于该速度时，用最大推力盘旋，为保持推力等于阻力，计算得到的阻力系数较大，此时的飞机迎角已经超过了临界迎角。从上表可以看出，随着速度的缓慢增加，虽然半径在增加，但是盘旋时间逐步减小，此时速度增加对盘旋时间减小的影响大于半径增加对盘旋时间增大的影响。当盘旋时间达到最小值14.65秒后，随着速度进一步的增加，盘旋时间开始增大。最后，我们将标准气压高度的表格数据绘制成盘旋半径与速度的变化曲线，如图6所示，左边的是抖动限制线、右边的是推力限制线，两线相交的点所对应的速度就是最小盘旋半径速度，而最短盘旋时间速度比最小盘旋半径速度略大。这是由于螺旋桨飞机属于低速飞机，平飞速度范围不大，飞机的最大升力系数和阻力系数基本不随马赫数变化，导致其盘旋半径与速度的变化包线比较平缓，最小半径盘旋和最短时间盘旋的表速非常接近，且盘旋时间的差距也不大。本发明技术方案从抖动限制和推力限制两个方面，获得了活塞式螺旋桨飞机最小盘旋半径和最短盘旋时间，在标准气压高度，对螺旋桨飞机进行最小半径盘旋和最短时间盘旋进行了详细分析与计算，具体数据如表3所示。表3从上表3数据可以看出，活塞式螺旋桨飞机，最小半径盘旋时，盘旋半径最小，但时间不一定最短，而最短时间盘旋时，盘旋时间最短，而半径不一定最小。需要根据飞行任务需求，选择合适的飞行数据。当前第1页1 2 3