民机起飞和着陆性能的计算与分析及其对飞行安全的影响.docx

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1、 北京航空航天大学毕业设计（论文） 第 50 页民机起飞和着陆性能的计算与分析及其对飞行安全的影响目 录1 绪论11.1 课题背景及目的11.2飞机起飞和着陆性能的现状21.3论文构成以及研究方法22 起飞性能32.1 地面滑跑距离的计算62.2 飞机升空后爬升段的距离计算173 着陆性能243.1 计算进近距离263.2 拉平距离的计算273.3 地面滑跑距离的计算283.4 重量对着陆性能的影响364 各种影响飞机起飞和着陆性能的分析364.1 重心位置的影响364.2 风的影响394.3 跑道的影响405 中断起飞406 鸟击威胁飞行安全427 人为因素43结论46致 谢48参考文献49

2、1 绪论1.1 课题背景及目的飞机的起飞分为：中断起飞和继续起飞；飞机的着陆也分为继续着陆和复飞。飞机的起飞跟着陆是飞行事故中发生率最高的两个环节，特别是着陆。据统计，民航机的失事多半发生在着陆过程中，所以当气象条件不好如有雾或云层很低时，就不准着陆，以保安全。还有，中断起飞的事故也时有发生，喷气飞机投入航线使用已有32年，这期间因中断起飞造成的事故，事故征候有74起，死亡人数达400多人。从发生件数看，虽说死亡人数不太多，但中断起飞依然是为确保飞机安全运行需要研究的重要课题。单从计算来看，在短距离航线频繁起飞的飞行员3年内要经历一次中断起飞。在远距离航线起飞的飞行员由于起飞次数少，故经历中断

3、起飞的次数较少，但只要你长期从事飞行工作，总会碰上一两次的。如果继续起飞的话，由中断起飞造成的事故大约有80%可能就不会发生。中断起飞发生的事故数的58%都是在大于V1速度的情况下出现的。还有，尽管决断速度V1是以发动机故障为前提计算的，但实际上因发动机故障而中断起飞的仅占全部中断起飞的25%左右。而着陆或者复飞是飞行员应该当机立断的决定，因为这个决定对飞行安全起着非常重要的作用。根据ICAO（国际民航组织）的通报中记述，飞机的离地高度在1000英尺以下，控制飞机航迹感到困难时，任何时候都应该进行复飞操作。还有，风切变对飞机着陆的影响性很大。 所以，飞行员要对风切变有一定的认识。的确，飞机的着

4、陆也是飞行训练中最难的一部分。为了改善飞机着陆的安全性，飞机上起先采用了“仪表着陆”设备。飞行员可通过机场导航台指挥，利用“仪表着陆”设备进行着陆。现在最精密的“仪表着陆”设备是ILS（仪表着陆系统），其次的还有VOR（甚高频全方位仪）跟NDB（无方向无线电信表）。正因为起飞着陆如此重要并且影响其因素众多，我们非常有必要对其进行研究探讨。1.2飞机起飞和着陆性能的现状现在，飞机的起飞和着陆性能的装置都有了改进，起飞的其中包括起飞加速器，弹射器（暂时只用于军机）等。它们的作用是，提高飞机起飞时的加速度，使它尽快地高速而起飞，以便缩短滑跑距离。着陆的其中包括增升装置，机轮刹车，反推力装置，减速伞，

5、减速板和减速装置。这些装置的性能是通过不断减少飞机的着陆速度，以缩短着陆滑跑距离。这些装置都对飞机的起飞和着陆起了非常大的帮助作用。1.3论文构成以及研究方法飞机的起飞和着陆的特性都涉及到飞机在地面上的滑跑，还有飞机的速度，推力，阻力等等一些影响飞机起飞和着陆性能的因素。这些因素的计算就涉及到飞机的起飞和着陆的安全性，而且飞机的起飞和着陆都可以用公式来计算，所以飞行员要对飞机的起飞和着陆性能的计算有一定程度的了解，所以，我会利用这篇论文对飞机的起飞和着陆的计算进行详细的分析。还有，人为因素也是影响飞机起飞和着陆安全性的重要因素。接地及着陆滑跑操作，业务分担交错，再加上严峻的气象状况，在极短的时

6、间内业务量就会猛增。还有，即便是由于经验和判断的不同引起的意见分歧表面化，也应要求立即做出决断及进行操作。驾驶的判断及操作在日常业务中也可以说是特别难的课目，所以，我也会对人为因素对飞行安全的影响作出一定的阐述。2 起飞性能飞机的起飞性能的计算包括飞机的地面滑跑距离的计算和飞机升空后爬升的距离计算。我国规定的民用飞机的安全高度为10.7米。实际起飞距离与飞机的起飞重量、发动机的推力、增升装置的位置、大气条件、跑道状况（坡度、干湿或污染情况）及机场的海拔高度、驾驶员操纵等众多因素有关。然而这些因素都影响着飞机的起飞性能。例如，波音747的起飞距离通常为3322米，而737则为2027米，赛斯纳的

7、“大蓬车”为507米。确实，在每一次飞行之前，无论是在小型螺桨飞机还是大型喷气飞机，我们都得计划，计划都包括计算飞机最大的起飞重量和最大的着陆重量，还有起飞滑跑距离和着陆滑跑距离。首先，要了解当天的天气情况，并根据当天的天气情况做计划。并把飞机的起飞和着陆重量都标在图表上（特定的），这样就可以知道飞机有没有超过限制的重量。如果要计算飞机的起飞和着陆的滑跑距离，也是通过图表法，把飞机的重量，头风或尾风的大小，当天天气预报的气压和气温标上去就可以算出飞机的起飞或着陆滑跑距离。这时，要考虑在外场着陆时机场跑道的选择，因为你要根据飞机的起飞或着陆滑跑距离，选择一条比较长的跑道进行起飞或着陆。这样做的原

8、因正是因为起飞和着陆性能对飞机能否可以安全地起飞和着陆有着至关紧要的影响。虽然由很多因素影响飞机的起飞和着陆的特性，在这里我们就假设飞机在标准条件下研究他的起飞着陆性能，之后我们再进一步讨论各条件又是如何影响飞机性能的。飞机起飞和着陆的特性，很多东西都涉及到飞机在地面上的滑跑。研究起飞性能实质就是解决其加速性能的问题。假设一架飞机静止地停在跑道的尽头。也就是在图2.1中0的位置。飞行员松开刹车和把油门杆推到起飞功率，飞机会在跑道上慢慢地加速。在离开始点某段距离，飞机会升空。飞机在升空之前需要多长的跑道距离呢？这是分析起飞性能的中心问题。这叫地面滑跑，在图2.1中用表示，这是这章的重点。然而这也

9、不是考虑的全部。起飞的总距离也包括了飞机升空后到避开障碍物之前的特定高度的距离。在图2.1中用表示。障碍物的特定高度，军用飞机一般是50尺，商用飞机是35尺。和的总和是飞机起飞的总距离。图2.1 地面滑跑距离，升空距离，和起飞总距离将地面滑跑再分成几部分，在图2.2中显示。这些部分都用不同的速度来定义，如下：1 当一架飞机从0速度开始加速，在某一点达到它的失速速度，在图2.2中用表示。图2.2 地面滑跑的分段2 飞机继续加速直到它达到地面的最小控制速度，在图2.2中用Vmcg表示。这个最小速度是飞机继续在地面上滑跑，飞机的垂直鳍和方向舵产生足够的空气动力产生一个偏转力矩足够用来抵消多发飞机由于

10、一个发动机失效产生的力矩的速度。3 如果一架飞机在空中（没有起落架和地面接触），在发动机失效时用于偏航控制的最小速度要稍稍地比Vmcg大。这个速度叫做空中的最小控制速度，在图2.2中用Vmca表示。在图2.2的地面滑跑显示图中可知，Vmca本质上是一个参考速度当达到这速度的时候，飞机仍然在地面上。4 飞机继续加速直到它达到决断速度，在图2.2中用表示。这是一个在某一点即使发动机失效（多发飞机），但飞行员还是可以成功继续起飞的速度。这个速度必须等于或大于Vmcg，这是为了可以保持控制飞机。的另一个名称是临界发动机失效速度。如果发动机失效发生在前，起飞必须停止。如果发生在V1后，起飞仍然可以继续。

11、5 飞机继续加速直到达到起飞的转动速度，在图2.2用表示。在这个速度上，飞行员偏转飞机的升降舵是为了增加迎角，因此增加了。很明显，在旋转中达到最大的迎角不应该超过失速迎角。实际上，在给定速度上，大的迎角可以产生大于飞机重量的升力，所以飞机可以离开地面。然而，因为尾部可能拖拉地面，这个迎角可能达不到。(在转动之后，飞机尾部的离地距离是飞机设计的重要特性，必须考虑到飞机的起飞问题上。)6 如果飞机的转动速度受到飞机尾部离地距离的限制，飞机必须沿着地面继续加速，当转动速度达到之后，直到产生一个更高的速度能够让升力大于重力。这个速度叫做最小拉升速度，在图2.2中用Vmu表示。在为Vmu下定义时，我们假

12、设在转动过程中在尾部离地间距允许情况下，获得最大的迎角。7 然而，为了增加安全，在离地之后，飞机的迎角会轻轻地比尾部离地间距允许情况下，获得最大的迎角的值要小，飞机会继续加速到一个更高的速度，叫做起飞速度，在图2.2中用表示。这才是飞机真正离地的地方。总的距离覆盖了从地面到这一点的总距离，叫做地面滑跑距离。以上讨论了不同速度的相关值，显示在图2.2上，这些都夹在和之间，通常1.1。在图2.2中对不同速度有一个很好的讨论，在Ref.41中，有更详细的细节讨论。以上的讨论就是对平衡地面距离的概括，定义如下，决断速度是飞机发动机在某一点失效时还可以继续成功起飞的最小速度。在这件事中飞行员可以继续成功

13、起飞是什么意思呢？答案就是当飞机达到时，如果飞机在某一点引擎失效，那个要求飞机起飞避开障碍物的附加距离和那个让飞机停止在地面上的距离是一样的。飞机从起始点到飞机达到速度的距离，我们用A来表示，飞机引擎失效要避开障碍物或者令飞机停止在地面上的附加距离，我们用B来表示，因此，平衡地面距离的定义就是总距离A+B。2.1 地面滑跑距离的计算在飞机起飞过程中作用在飞机上的力在图2.3中显示出来。除常见的推力，重力，升力和阻力之外，这里还有一个滑跑摩擦力R，它是由于轮胎跟地面之间的摩擦产生的。这个摩擦阻力定为 R=（W-L） 1.20是滑跑摩擦力系数，W-L是轮胎和地面摩擦的净余力。总的力是平衡于地面的，

14、应用牛顿第二定律，我们在图2.3可得 或者 1.21公式1.21是飞机起飞过程的动量公式。图2.3 起飞和着陆期间作用在飞机上的力让我们检验一下公式的右边。在地面滑跑间，发动机的推力一般因速度而变化。对于做往复运动的螺旋浆发动机，可用功率和V是一个常数 1.22 对于涡轮喷气发动机，T和V在地面滑跑是一个常数 涡轮喷气飞机 T=const（常数） 1.23对于涡扇发动机，在地面滑跑T和V轻轻地减少了。在Rolls-Royce RB211-535E4涡扇的例子可得公式。按照这些例子，我们可写出涡扇在地面滑跑的公式是涡扇 1.24在一个给定的发动机性能特征中，都是常数。 阻力D随着速度而变化 1.

15、25 然而，在滑跑过程中，公式1. 25中的值与在大气飞行过程中的阻力系数常规值是不同的；常规阻力系数在公式1.26中给出， 1.26这是由于两个基本的原因：（1）起落架全部打开时的要比起落架收起时的要大；（2）由于机翼靠近地面，因此诱导阻力减小这叫“地面效应”。由于放下了起落架，近似式是为了增加，在Ref.41中给出 1.27 W/S是机翼的载荷，m是飞机的最大质量，因子决定于襟翼偏转的多少。襟翼偏转时，平均气流经过机翼底部的速度要比没有襟翼偏转时要低；因为偏转襟翼部分地扰乱了底部表面的气流。因此，有襟翼偏转的起落架阻力要比没有襟翼偏转的要小。在公式1.27中,当W/S的单位是每平方米一牛顿

16、和m的单位是千克，=5.81零襟翼的偏转，3.16是最大的襟翼偏转。这些数值和民用运输的数据有着相关性，而且是唯一的近似值。关于地面滑跑的诱导阻力，下洗在某些地方受到附近地面的限制，因此诱导阻力的作用比在公式1.26中的要小；所以，在地面滑跑时，在公式1.26中的K必须减到低于飞机飞行时。诱导阻力系数的减小并给出数据有些相关的近似值 1.28h是机翼离地面的高度，b是翼展。我们知道阻力系数由于地面效应减小了。而且，波阻在低速度起飞时出现。结合以上的上述，常规阻力系数应该在地面滑跑时遇到影响而校正。我们把在地面滑跑阻力系数近似当作 1.29和在公式1.29中是常规飞行阻力系数给出的一样的值是公式

17、1.27和1.28中给出的。在公式1.21中滑跑阻力系数值决定于飞机滑行于地面表面的类型。也决定于机轮刹车是否用上了。很明显，起飞的过程中，刹车是松开的，降落的过程中是用上刹车的。一些有代表性的值在图表2.1展示出来。r（典型值）表面放开刹车使用刹车干水泥/沥青湿水泥/沥青冰覆盖水泥/沥青硬草地硬泥地软草地湿草地0.03-0.050.050.020.050.040.070.080.3-0.50.15-0.30.06-0.100.40.40.20.1表1.2 各类跑道道面摩擦系数 回到右手边的公式1.21，重力W通常认为是常数，虽然在起飞过程中由于燃油的消耗重量会轻轻地减小。升力L是由以下公式给

18、出 1.30在公式1.30中，升力系数是飞机在地面滑跑时迎角的系数。在转弯时，在滑跑时的迎角实质是飞机的设计特性，这决定于翼弦与机身的固定安装角，和飞机的固定的方位中心线和由于主轮不同的高度相对的前轮（或后轮）跟地面的关系。在公式1.30中的值是由飞机在起飞过程中使用机翼增升装置的程度来决定的。在地面滑跑时典型地小于0.1。当然，在滑跑过程中接近地面滑跑的尾声时，的值会增加，它通常受到尾部离地的限制。因此，在公式1.30中 主要由飞机在地面滑跑的几何设计构造决定（和限制的）。 地面滑跑的细节计算可由数字计算公式1.21是，公式中的T，D，和L都会在地面滑跑时在变化成一个适当的瞬时值。在公式1.

19、21数字计算中，T可被作为作往复运动的螺旋桨发动机在公式1.22表示，公式1.23是涡喷的，公式1.24是涡扇的。阻力用公式1.25表示，在公式1.29中给出。升力在公式1.30中给出。从数字计算公式1.21中，我们可得的表格和相对的t，开始时=0，t=0和结束时。的值用提高来描述；它常常设定等于1.1，是前面描述过的离地速度。因为很多飞机的尾部离地有限制，最小的离地速度符合()max的数值,因此。结果，的特定值很接近1.1 。当达到时用表示，此时是存在的，是离地时间。地面滑跑距离，可从以下公式获得 或者 1.31在公式1.31中的积分是用数字求值的，用公式1.21中的数字求解法中得到列表中值

20、和相对值t。地面滑跑的近似分析 上面描述的控制方程的数学解法不能容易地确定决定起飞性能的控制设计参数。让我们从以下的地面滑跑的近似分析中摘录这些参数。 回想s是沿着地面的距离，我们可以写成 或者 1.32现在让我们把代入公式1.32创建一条近似表达式。回到公式1.21中，我们可得 1.33将公式1.25和1.30代入公式1.33中，还有标明m=W/g，我们可得 或者 1.34在公式1.34中，在公式1.29中给出。因此，回想，我们可得 1.35这就是把代入公式1.32所得的表达式。为了简化以下的公式，我们把符号和定义为 1.36 1.37公式1.35可以写成 1.38把公式1.38代入公式1.

21、32，我们可得 1.39结合公式1.39 s=0，=0和s=，我们可得 1.40由于这一点，没有简化需要做。和的值在地面滑跑时随着而改变；如果这些变化可以适当地考虑，公式1.40的整体数值评估可以得到的精确值。 公式1.40的积分可以假设在地面滑跑时和是常数作解析。检验在公式1.36和1.37中给出和定义，我们可以看以下这些提示1. T/W是常数。这是涡喷的一个好的近似值，但对于作往返运动的螺旋桨发动机飞机或者高涵道比的涡扇不好。在后面的两种情况中T会随着速度而改变，在公式1.36中常常作一些假设来考虑T是一个常数等于的值。2. 是一个常数。这是一个在地面滑跑到拉升点的合理的假设，因为迎角被起

22、落架的特性和翼弦相对机身的安装角设计固定了。在拉升中，增加到一个值，等于或小于，决定于尾部离地的程度。然而，包括拉升阶段的地面距离比总的地面滑跑距离相对要小。Raymer提出从开始拉升到实际离地的时间对于大型飞机是3秒，对于小型飞机大约是1秒，还有，在这个阶段中，飞机的速度会有轻微的变化。因此地面距离包括拉升时期可以近似为大型飞机的3和小型飞机的。从而，假设在公式1.40的和是常数，通过综合，在拉升阶段中允许距离等于N（大型飞机N=3，小型飞机N=1），地面滑跑可以近似为 1.41结合公式1.41，一个快的解题方案可以得到。 的解题格式比把公式1.33代入公式1.32中可得的控制起飞性能设计参

23、数的图解要清晰多了，可得 1.42结合公式1.42,从0点到离地，显示m=W/g，我们可得 1.43在公式1.43中，是飞机在起飞过程中水平方向的净力。在Fig.6.15中，它的表达性是在飞机起飞期间作用在飞机上的力的变化，它的作用是表达地面距离。图2.4起飞期间作用在飞机上力的变化提示这个净力，在Fig.6.15中很特别地识别出来，不是变化得很大。这给了一些理由来假设的表达式在拉升这个点上是一个常数。如果我们用这个净力作为一个常数值等于的值，然而公式1.43就很容易积分，给出 1.44 已经被加到在地面滑跑的拉升过程这个部分了，之前已经提示过了。 离地速度不应该小于1.1，从公式5.67可得

24、 5.67在公式5.67中，起飞时襟翼放下的值；还有紧记如果迎角受到尾部离地的限制，值可能会变小了。设定，将公式5.67代入公式1.44，我们可得 1.45从公式1.45中可以看出这个设计参数对飞机在地面滑跑的起飞有着很重要的影响。明确的，决定于机翼载荷，推重比，还有最大升力系数。从公式1.45，我们可知1. 当W/S增加增加。2. 当增加减少3. 当T/W增加减少。公式1.45可以被简化，假设T比大，从Fig.6.15可以看出，这是一个合理的假设。还有，由于拉升那一段，忽略对的贡献。由于这样，公式1.45可以近似为 1.46公式1.46清楚地举例说明了一些重要的物理趋向：1. 通过W/S和T

25、/W知道，地面滑跑距离对飞机的重量很敏感。例如，如果重量加倍，其他参数都一样，就是W/S加倍和T/W减半，导致增加四倍。实际上，随着而改变。2. 地面滑跑距离决定于外界密度，通过在公式1.46中的和在T上的影响。如果我们假设，公式1.46变为 这就是为什么，在热或者夏天的空气密度比在冷天的要小，飞机要求的地面滑跑离地距离越长。还有，长的地面滑跑距离也要求在高纬度的机场（例如丹佛，美国科罗拉多州，比标准海平面高一英里）。3. 地面滑跑距离可能减小，当增加机翼面积（减小W/S），增加推力（增加T/W），还有增加，全部这些更易懂。2.2 飞机升空后爬升段的距离计算回到图2.1和回想总的起飞距离等于地

26、面滑跑距离和飞机升空后避开障碍物的距离的总和。在这一节里，我们考虑的计算。图2.5 飞机离地后的飞行行径飞机离地后的飞行行径在图2.5中拟定出。这个实际就是拉升机动。在图2.5中，R是公式6.41中给出的转弯半径，可得 6.41 在升空过程中，联邦航空规则要求当它避开障碍物到高度，从1.1增加到离地后1.2。因此，我们假设在公式6.41中的平均值等于1.15。载荷因子n在公式6.41中是依下列各项得到的。这个平均升力系数在升空阶段中是保持小于临界安全的；我们假设,因此， 1.47重力在公式1.47可用和来表达 1.48把公式1.48代入公式1.47，我们可得或者 n=1.19回到公式6.41，

27、=1.15stall和n=1.19，我们可得 或者 1.49 在Fig.6.16中，是在起飞点和飞行行经之间包括的角度，还有它已经在避开障碍物的高度。从这一点，我们可以看出 或者 1.50还有从Fig.6.16的几何学中，我们可得 1.51总结，计算包括升空阶段的地面距离：1. 从公式 1.49中计算R2. 用给出的障碍物的高度，从公式1.50中计算3. 从公式1.51中计算。例子6.6 计算我们在标准海平面上旋流型飞机的总的起飞距离，假设起飞重量是73，000lb。飞机的设计特性和例子5.1中给出的是一样的，附加信息翼展是75ft。假设在起飞过程中发动机的推力随着速度而改变的是在公式1.24

28、中给出的，=27,700 lb, =21.28 lb.s/ft, =1.11710lb.(s/ft).在地面滑跑时机翼离地面的高度是5.6英尺。假设跑道是干的混凝土，=0.04。解题总的起飞距离，在图2.1中显示出，是和的总和。让我们首先来计算地面滑跑距离，用公式1.41。在公式1.41中所需的信息从以下各项所得。 离地速度选择等于1.1。我们的旋流型飞机装备有单一的开缝福勒襟翼；数据源于表格5.3中的襟翼起飞的偏转位置，/cos=2.1。就好象在例子5.12中提及过，机翼的后掠角=2740。因此，=2.1cos2740=1.86。来自公式（5.7），因此， 从公式1.36，计算时， 计算T时

29、以0.7，用公式1.24按以下步骤得 因为=0.7(205.1)=143.6ft/s, T=27,700-21.28(143.6)+1.11710(143.6)=27,700-3,055.8+230.3=24,875 lb因此， 从公式1.37给出的用来评估的值，以下信息是所需的。从例子5.1可知，=0.015。在公式1.27中得到由于放下起落架0升阻比系数的增加，我们可以假设近似于4.5105当襟翼中度偏转的情况下，公式1.27可以写成： W/S的单位是每平方米一牛顿，的单位是千克。1 lb=4.448N,1ft=0.3048m, 1 =0.4536kg,我们可得 因此这很有趣地提示在放下起

30、落架时0升阻比系数比两倍还要大。在公式1.37的值就是例子5.1中给出的；=0.02。还有例子5.1还给出e=0.9。在公式1.37中，G是从公式1.28中获得的。最后，就好像在6.7.1这节中讨论的，我们假设在地面滑跑时=0.1。因此，从公式1.37可得出， 从以上这些计算的公式，我们可知0升阻比系数的贡献是 +=0.0327由于升力比这阻力更大 从公式1.41得，让N=3，我们可得 =2,242+615=2,857ft为了计算总起飞距离升空阶段的，那就是，这距离就是飞机升空后必须高出障碍物35英尺的地面覆盖距离，我们用公式1.49到1.51。从公式1.49可知 从公式1.50可知 从公式1

31、.51可知 因此 总的起飞距离=+=2,857+724=3,581ft这与从公式1.46中计算的比较有很多近似的方面。 评估T/W在，在早之前的例子中，我们可得T/W=24,875/73,000=0.341.因此，公式1.46变为 (1.21)(76.84)/(32.2)(0.002377)(1.86)(0.341)=1,915ft如果我们加入在拉升阶段的615英尺，忽略公式1.46，我们可得 =1,915+615=2,530ft这与之前获得的g =2,857ft的数值比较。因此，这个由公式1.46给出更为简化的表达式求出的数值要比我们用更精确的解题方案获得的数值要小11%。2.3 重量对起飞

32、性能的影响如果起飞重量大于最大起飞重量，飞机是不允许起飞的。我们每一次起飞时，都必须很明确地说出起飞简述，例如，如果飞机引擎失效是在V1之前，我们必须停止起飞；如果是在V1之后，我们可以继续起飞。但不同的重量对应的V1也不相同。由于飞机重量的增加会使飞机更加难于中断起飞使其完全停下，必然会对应一个相对大的V1。飞机的重量跟飞机的地面滑跑距离是成正比例关系的，飞机的重量越重，需要的地面滑跑距离越长。我能很明显地体现这一点，我用GROB这种单发螺旋桨飞机在分校的跑道上起飞时，一半的跑道距离就可以了；但当我用CRITATION这种喷气飞机在分校的跑道起飞时，距离明显增大。因为CRITATION的重量

33、要比GROB的重量大10倍左右，所以重量越大的飞机，起飞需要的地面滑跑距离就会越长。3 着陆性能分析飞机的着陆性能，有些地方是类似于起飞性能的，仅仅是相反而已。考虑一架飞机在着陆进近中。着陆距离，如在图3.1中所示，一开始是飞机避开障碍物，那需要50英尺的高度。在那种情况下，飞机是按照角度是的直接进近的航线飞行，就如图3.1所示。飞机在那种情形下避开障碍物的速度，用表示，要求等于民用飞机的1.3 和军用飞机的1.2 。在离地面一定的高度，飞机开始拉平，这是从直接进近航线到地面滑跑的过渡点。拉平的飞行航迹可以认为是半径R的圆弧，如图3.1所示。从障碍物到开始拉平这个点的测量距离叫做进近距离。接地

34、点的产生是机轮接触到地面。在拉平期间的距离叫做拉平距离。在接地点的速度是民用飞机的1.15和军用飞机的1.1。在接地之后，飞机可以自由地滑行几秒直到飞行员刹车或者用反推。假设在短距离的自由滑行中速度是一个恒定值，等于。飞机从接地点滑行到速度为0的距离叫做地面滑跑距离。图3.1 着陆路径和距离3.1 计算进近距离在图3.1中，我们可以看到进近距离决定于进近角和拉平高度。在转弯中，决定于T/W和L/D。这在图3.2中可以看出，飞机在进近航迹上的受力图表。假设是平稳的飞行条件，从图3.2中可得 L=Wcos 3.101 D=T+Wsin 3.102 从公式3.102可得， 3.103在很多情形下，进

35、近角通常都很小的。例如，Raymer(Ref.25)描述了运输飞机的3。因此cos1，从公式3.101可得LW。在这种情形下，公式3.103可以写成 3.104拉平高度，如图3.1中所示，可以从图3.3中的说明作出计算，如下 3.105 然而，因为拉平航迹的圆弧是切于进近航线和地面，如在图3.3中所示，因此，公式3.105可以变成 3.106图3.2 飞机在着陆进近过程中的受力示意图在公式3.106中，R是从公式6.41中获得并假设的变化是从等于民用飞机的1.3和军用飞机的1.2 ， 等于民用飞机的1.15和军用飞机的1.1，得到民用飞机的平均拉平速度是 1.23，军用飞机是1.15。载荷因子

36、n被设定n=1.2，公式6.41）变为 3.107最后，结合公式3.107给出的R和公式3.104给出的a，可以在公式3.106中计算出来。在转弯时，可以从图3.1中获得， 3.1083.2 拉平距离的计算拉平距离，在图3.1和图3.3给出是 因为，可以变为 3.109 图3.3着陆拉平示意图3.3 地面滑跑距离的计算飞机在着陆地面滑跑时的受力图表和在图2.3中的是一样的。因此，动量的公式和公式1.21是一样的。然而，一般的着陆练习都假设在接地点，发动机的推力都减到空挡（实际就是0）。在这种情况下，T=0，公式1.21可变成 3.110很多喷气飞机都装有反推，它通常产生负推力是最大正推力的40

37、%或者50%。一些作活塞式的螺旋桨发动机飞机装有可逆的螺旋桨，它是用来产生一个等于正推力40%的负推力。对于涡轮螺旋桨，它会增加到60%。在这种情况下，如果表示为反推的绝对数量，然后公式1.21变成 3.111还有，D值在公式3.110和公式3.111中会增加，当使用扰流板，减速板或者浮标斜道时。在公式3.110和公式3.111中都有表示，会是一个负的质量值；在着陆滑跑过程中，飞机会减速。 的表达式可以像在前面获得的方式是一样的。从公式3.111可得 3.112符号的定义是 3.113 3.114我们将公式3.112写成 3.115把公式3.115代入公式1.32，我们可得 3.116让我们运

38、用公式3.116开始计算在图3.1中显示的自由滑行的最后阶段。结合公式3.116，滑行的最后尽头，和，到完全停止下来，和=0，我们可得 或者 3.117用于着陆公式3.117与用于起飞的公式1.40相似。提示，在公式3.117中没有得到简化；和的值在地面滑跑时随着而改变。然而，我们假设和在公式3.117中是假设常数，公式3.117可变成 3.118根据Raymer(Ref.25)，自由滑行部分决定于飞行员的技术，通常持续1到3秒。假设N是自由滑行的时间增量，我们可得。公式3.118用于总的地面滑跑距离为 3.119用于着陆地面滑跑的公式3.119与用于起飞地面滑跑的公式1.41相似。运用公式3

39、.119，着陆地面滑跑的解题方案很快就作出来。 的解题方式可以几乎解析了控制飞机着陆性能的设计参数，把公式3.111直接代入公式1.32，可得 3.120结合公式3.120，从到，提示m=W/g，我们可得 或者 3.121在公式3.121中，是飞机在着陆地面滑跑时作用于飞机水平方向的净力。在图3.4中，一个图表就显示出飞机在着陆地面滑跑时受到不同力的作用，除了。反推的运用就涉及到飞行员技术的问题，它只能运用于地面滑跑的正确阶段，有和没有。在很多事件中，力在图3.4中是一个合理常数s。如果我们假设也是一个常数，然而也很合理地假设的表达式是一个常数，评估它的值等于。然后结合公式3.121，可得 3.122图3.4着陆期间作用在飞机上力的变化接地速度不应该小于，民用飞机=1.15和军用飞机=1.1。从公式5.67可知 5.67然而公式3.112可以写成 3.123公式3.113用于着陆地面滑跑的类似于用于起飞地面滑跑的公式1.45。从公式3.11