飛機空氣動力特性分析

1、航空宇航學院飛機空氣動力特性分析航空宇航學院飛機總體設計框架設計要求 布局型式選擇布局型式選擇 主要參數計算主要參數計算 發(fā)動機選擇發(fā)動機選擇部件外形設計部件外形設計機身機身 機翼機翼 尾翼尾翼 起落架起落架 進氣道進氣道 總體布局三面圖三面圖部位安排圖部位安排圖結構布置圖結構布置圖 分析計算分析計算重量計算重量計算 氣動計算氣動計算性能計算性能計算 結構分析結構分析 是否滿足是否滿足設計要求？設計要求？最優(yōu)最優(yōu)？航空宇航學院內容提要 有關空氣動力特性的概念 空氣動力學特性估算的方法 氣動特性估算公式航空宇航學院空氣動力特性 升力升力 升力系數升力系數 升力線斜率升力線斜率 最大升力系數最大升

2、力系數 襟翼未打開襟翼未打開 ：CL,max,clean 襟翼打開襟翼打開 ：CL,max,flap SvLCL25 . 0LLCC航空宇航學院 阻力阻力 阻力組成 廢阻：摩擦阻力；壓差阻力；波阻；干擾阻力廢阻：摩擦阻力；壓差阻力；波阻；干擾阻力 升致阻力升致阻力 阻力系數SvDCD25 . 0 極曲線 （Drag Polar) 無彎度： 有彎度： 20LDDKCCC2min,0)(阻力LLDDCCKCC航空宇航學院空氣動力學特性估算的方法空氣動力學理論空氣動力學理論計算方法計算方法在飛機設計中的應用在飛機設計中的應用 經典理論經典理論簡化解析公式簡化解析公式半經驗公式半經驗公式細長體理論、面

3、積律細長體理論、面積律 概念設計概念設計無粘線性位流無粘線性位流理論理論面元法面元法升力面理論升力面理論總體初步設計和氣動分析，總體初步設計和氣動分析，機翼彎扭設計機翼彎扭設計無粘非線性位流理論無粘非線性位流理論小擾動位流方程或小擾動位流方程或全位流方程的數值方法全位流方程的數值方法中等強度激波的中等強度激波的跨音速流跨音速流 粘流理論粘流理論附面層方程解附面層方程解無粘無粘/有粘交互計算有粘交互計算阻力計算阻力計算，附面層修正，修，附面層修正，修正無粘計算結果正無粘計算結果 無粘有旋流理論無粘有旋流理論 歐拉方程數值方法歐拉方程數值方法包括脫體渦的亞、跨、超音包括脫體渦的亞、跨、超音速流場分

4、析速流場分析粘性有旋流理論粘性有旋流理論N-S方程數值方法方程數值方法包括分離流的復雜流場包括分離流的復雜流場航空宇航學院氣動特性估算公式 升力線斜率升力線斜率 亞聲速亞聲速FSSCtL）參考外露翼()tan1 (4222max2222其中：其中： 221 M max,t 為翼型最大厚度線的后掠角，為翼型最大厚度線的后掠角， 為展弦比，若有翼尖小翼，則：為展弦比，若有翼尖小翼，則： 2 . 1有效2lC翼型升力線斜率翼型升力線斜率lC F為機身升力影響系數：為機身升力影響系數： 2)/1 (07. 1ldF其中其中d為機身當量直徑，為機身當量直徑，l為機翼展長。為機翼展長。 或 0.95航空宇

5、航學院 超聲速超聲速 142MCL)2 . 1(M（超音速前緣）（超音速前緣） 最大升力系數最大升力系數 襟翼未打開 大展弦比大展弦比、中等中等后掠角和翼型前緣半徑較大后掠角和翼型前緣半徑較大 )cos(9 . 04/1max,max,lLCC 小展弦比小展弦比 max,.max,max,)(LbaseLLCCC航空宇航學院 襟翼打開襟翼打開 襟翼類型與增升效果襟翼類型與增升效果 計算公式計算公式 前緣cos)(max,maxSSCCflappedlL航空宇航學院 廢阻系數計算 等效蒙皮摩擦系數法 SSCCwetfeD0Swet是飛機濕潤面積是飛機濕潤面積 Cfe是等效蒙皮摩擦系數是等效蒙皮摩

6、擦系數：對于對于Jet Transport: Cfe = 0.0030對于對于Jet Fighter: Cfe = 0.0035 S是機翼面積是機翼面積 航空宇航學院 部件疊加法部件疊加法(component build up method)漏，凸,1,0)(DmiscDniiwetiiifDCCSSQFFCC其中：其中：Cf,i是部件的表面摩擦系數是部件的表面摩擦系數 FFi是部件形狀的因子是部件形狀的因子 Swet,i是部件的濕潤面積是部件的濕潤面積 Qi是干擾因子是干擾因子 CD漏，凸漏，凸是各種縫隙和凸物引起的阻力系數是各種縫隙和凸物引起的阻力系數 CD,misc是其他原因引起的阻力系

7、數是其他原因引起的阻力系數 航空宇航學院1 ） CF,i的計算的計算 Cf,i的大小取決于雷諾數、的大小取決于雷諾數、M、表面質量；層流還是紊流？、表面質量；層流還是紊流？ 層流(laminar) 紊流(turbulent) 其中其中: Rei是各部件所對應的雷諾數是各部件所對應的雷諾數 iarlafCRe/328. 1)min(58. 210)()Re(log455. 0iturbulentfC/ReiVL其中其中: 是粘性系數，是粘性系數， V是氣流速度是氣流速度 Li是所部件在氣流方向上的平均長度是所部件在氣流方向上的平均長度 )%100(%)()min(,xCxCCturbulentf

8、arlafif通常，典型翼面：通常，典型翼面：X = 10-20% 層流層層流層;航空宇航學院2）部件形狀因子）部件形狀因子FFi的確定的確定 部件形狀因子用來估算壓差阻力對廢阻的貢獻。部件形狀因子用來估算壓差阻力對廢阻的貢獻。 對于短粗物體，壓差阻力在廢阻中是主要部分。對于短粗物體，壓差阻力在廢阻中是主要部分。 對于細長物體，摩擦阻力是主要部分。對于細長物體，摩擦阻力是主要部分。 對于機翼和尾翼：對于機翼和尾翼： )(cos34. 1 )(100)()/(6 . 00 . 1 28. 018. 04mmiMctctcxFF對于機身和座艙蓋：對于機身和座艙蓋： 400)/()/(0 .600

9、. 1 3dldlFFi航空宇航學院對于短艙和其它平滑的外掛：對于短艙和其它平滑的外掛： )/(35. 00 . 1dlFFi 其中其中:（x/c）m是翼形最大厚度的位置，是翼形最大厚度的位置， m是最大厚度線處的后掠角，是最大厚度線處的后掠角， (t/c)是是翼形相對厚度，是是翼形相對厚度， （l/d）是部件等效長徑比，由下式確定：）是部件等效長徑比，由下式確定：max)4()/(AldlAmax是部件最大截面積是部件最大截面積 航空宇航學院3）干擾因子）干擾因子短艙： 如果短艙、外掛直接安裝在機身上或機翼上，Q = 1.5 如果短艙、外掛安裝位置在機身直徑之內，Q = 1.3 如果短艙、外

10、掛安裝位置在機身直徑之外，Q = 1.0機翼： 如果導彈安裝在機翼翼尖上，Q = 1.25 對于上單翼、中單翼或者帶整流的下單翼： Q = 1.0 對于沒有整流蒙皮的下單翼： Q = 1.11.4機身： Q = 1.0尾翼： Q = 1.04 1.05航空宇航學院4）各種縫隙和凸物引起的阻力系數CD漏，凸 對于Jet Transport: 增加2-5% 對于Jet Fighter: 增加2-5% 5）其他原因引起的阻力系數CD,misc 增加5-7% 6）部件的濕潤面積Swet,i的計算： 對于機翼和尾翼：對于機翼和尾翼： 如果如果 (t/c) 0.05; S(t/c) 0.05; Swetw

11、et = 2.0003S = 2.0003S外露外露 如果如果 (t/c) (t/c) 0.05; S 0.05; Swetwet = S = S外露外露1.977 + 0.52(t/c)1.977 + 0.52(t/c) 對于機身、短艙和外掛：對于機身、短艙和外掛： S Swetwet = K( A = K( A俯俯 + A+ A側側)/2)/2 其中：其中：K = K = （ 橢圓截面）橢圓截面） K = 4 K = 4 （ 方形截面）方形截面） 航空宇航學院超聲速飛行時： 波漏，凸,1,0)(DDmiscDniiwetifDCCCSSCC Cf,i , CD漏，凸漏，凸 ,CD,misc的計算同亞聲速的計算同亞聲速 CD波波的計算的計算 航空宇航學院 升致阻力系數計算20LDDKCCC當升力是理想分布（橢圓分布）時：對于實際機翼： 1kek1e: Oswald翼展效率因子（0.7 0.85）