氣動特性分析

1、氣動特性分析南京航空航天大學南京航空航天大學概念設計流程全機布局設計全機布局設計發(fā)動機選擇發(fā)動機選擇機身外形初步設計機身外形初步設計機翼外形初步設計機翼外形初步設計 方案分析與評估方案分析與評估 重量特性重量特性 氣動特性氣動特性 動力特性動力特性 性能評估性能評估 操穩(wěn)特性操穩(wěn)特性 經(jīng)濟性分析經(jīng)濟性分析 噪聲特性噪聲特性 排放量排放量 可靠性可靠性 維修性維修性 機場適應性機場適應性 確定主要參數(shù)確定主要參數(shù)尾翼外形初步設計尾翼外形初步設計 總體布置總體布置形成初步方案形成初步方案設計設計滿足要求？滿足要求？ 方案最優(yōu)？方案最優(yōu)？YesNo分分 系系 統(tǒng)統(tǒng)分析分析起起 落落 架架任務輸入輸入

2、分析評估分析評估輸出輸出設計方案設計方案巡航（高速）巡航（高速） 升阻比升阻比起飛起飛/ /著陸（低速）著陸（低速） 最大升力系數(shù)最大升力系數(shù) 升阻比升阻比抖振升力系數(shù)抖振升力系數(shù)計算模型計算模型 工程估算工程估算 CFDCFD氣動特性分析評估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(jīng)典理論經(jīng)典理論簡化解析公式簡化解析公式半經(jīng)驗公式半經(jīng)驗公式 概念設計概念設計無粘線性位流理論無粘線性位流理論升力面理論升力面理論渦格法渦格法/面元法面元法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

3、位流方程或小擾動位流方程或全位流方程的數(shù)值方法全位流方程的數(shù)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(shù)值方法歐拉方程數(shù)值方法包括脫體渦的亞、跨、超聲包括脫體渦的亞、跨、超聲速流場分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(shù)值方法方程數(shù)值方法包括分離流的復雜流場包括分離流的復雜流場內 容升力升力 升力線斜率升力線斜率 設計升力系數(shù)設計升力系數(shù) 最大升力系數(shù)最大升力系數(shù) 抖振升力系數(shù)抖振升力

4、系數(shù)阻力阻力 摩擦阻力摩擦阻力 升致阻力升致阻力 形阻形阻 壓縮性阻力（跨聲速）壓縮性阻力（跨聲速） 超聲速波阻超聲速波阻 巡航巡航 干凈構形干凈構形起飛起飛 襟翼打開至起飛位置襟翼打開至起飛位置第二階段爬升第二階段爬升 襟翼打開至起飛位置襟翼打開至起飛位置 單發(fā)停車單發(fā)停車著陸著陸 襟翼打開至著陸位置襟翼打開至著陸位置氣動特性氣動特性飛行狀態(tài)（構形）飛行狀態(tài)（構形）升力線斜率 全機升力線斜率全機升力線斜率CL的計算公式：的計算公式：_LLWCC_LWC為機翼升力線斜率為機翼升力線斜率:_2/2LWRRCAA( 1/rad )為因子：為因子： 2_12hnethgrossLWgrossdSdb

5、SCS該公式適用于該公式適用于dh / b 0.2的機型。的機型。為校正常數(shù)，通常取值為為校正常數(shù)，通常取值為3.2；dh為飛機機身的最大寬度；為飛機機身的最大寬度； b為機翼的展長；為機翼的展長；Snet為外露機翼的平面面積；為外露機翼的平面面積； Sgross 為全部機翼平面面積。為全部機翼平面面積。設計升力系數(shù)最大升力系數(shù) （干凈構形）max14 10.064LregsLCCregs為適航修正參數(shù)，按適航取為適航修正參數(shù)，按適航取證時參考的不同失速速度取值。證時參考的不同失速速度取值。Vs是過載系數(shù)小于是過載系數(shù)小于1時的失速速度，此時升力系數(shù)出現(xiàn)快速減小。時的失速速度，此時升力系數(shù)出現(xiàn)

6、快速減小。按按Vslg取證的機型（如取證的機型（如A300和和A310），），regs取值取值0。按按Vs取證的機型（大部分采用電傳操縱的飛機），取證的機型（大部分采用電傳操縱的飛機），regs取值取值1。 失速速度：失速速度：通常有通常有1-g過載失速速度（過載失速速度（Vslg）常規(guī)失速速度（常規(guī)失速速度（Vs）兩種。）兩種。增升裝置對升力的影響 后緣襟翼產生的升力增量后緣襟翼產生的升力增量320531 cos20dslotfowlLflap TEgeoflapRflapQchdCkAb 若采用雙縫襟翼，若采用雙縫襟翼， dslot1，否則，否則dslot0。 若采用雙縫若采用雙縫 Fow

7、ler 襟翼，襟翼， fowl1，否則，否則fowl0。增升裝置對升力的影響常見飛行狀態(tài)采用的襟翼偏角常見飛行狀態(tài)采用的襟翼偏角flap 飛行狀態(tài)飛行狀態(tài) | | 襟翼類型襟翼類型單縫襟翼單縫襟翼雙縫雙縫/ /富勒式襟翼富勒式襟翼一般起飛狀態(tài)一般起飛狀態(tài)7 71010最大重量起飛最大重量起飛15152020著陸狀態(tài)著陸狀態(tài)35354545增升裝置對升力的影響 前緣襟翼產生的升力增量前緣襟翼產生的升力增量 3cosLflap LEgeoRflapQchdCkA b阻力阻阻 力力升致阻力升致阻力摩擦阻力摩擦阻力形阻形阻跨聲速壓縮性阻力和超聲速波阻跨聲速壓縮性阻力和超聲速波阻以下氣動估算公式主要適用

8、于運輸機以下氣動估算公式主要適用于運輸機升致阻力 巡航構型的升致阻力因子巡航構型的升致阻力因子2DiLCKC21.050.007DcleanLRcleandCKdCA 定義定義 伴隨升力產生而引起的阻力伴隨升力產生而引起的阻力。 襟翼打開時的升致阻力因子襟翼打開時的升致阻力因子21.050.2710.0004870.007DflapLRdCKdCAflap襟翼偏轉角度襟翼偏轉角度摩擦阻力 定義定義 由于空氣的粘性，空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦而產生的。由于空氣的粘性，空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦而產生的。 方法方法 基于附面層理論，應用等效長度法確定飛機的摩擦阻力。基于附面層理論，應用等效長度法確

9、定飛機的摩擦阻力。 摩擦阻力系數(shù)摩擦阻力系數(shù)2log1fturbdbRAcNcM湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計算公式為：湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計算公式為： 摩擦阻力湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：1Tfmffturbbxccl摩擦阻力根據(jù)部件疊加的方法，飛機的摩擦阻力系數(shù)表示為：根據(jù)部件疊加的方法，飛機的摩擦阻力系數(shù)表示為：10IiifwetiDfWc SCS形阻 定義定義 由于物體形狀引起的壓差阻力。由于物體形狀引起的壓差阻力。 計算方法計算方法 計算各部件形阻因子；計算各部件形阻因子； 將各部件形阻因子與各自部件摩擦阻力系數(shù)相乘，計將各部件形阻因子與各

10、自部件摩擦阻力系數(shù)相乘，計算出考慮了形阻的零升阻力系數(shù)。算出考慮了形阻的零升阻力系數(shù)。形阻機翼形阻因子：機翼形阻因子：40.421 24/240/wingmmt ct c平尾形阻因子：平尾形阻因子：410.1 10.89324/240/htailhtmmt ct c 垂尾形阻因子：垂尾形阻因子：40.5 24/240/vtailmmt ct c形阻機身的形阻因子：機身的形阻因子：lfuse - - 機身長度；機身長度；dv - - 機身最大高度。機身最大高度。310.002560fusevfusevfuselddl 短艙的形阻因子：短艙的形阻因子：1.17 10.35nacnacnacdlln

11、ac短艙的長度；短艙的長度；dnac 短艙的直徑。短艙的直徑。 零升阻力10IiiifwetiDWc SCS零升阻力摩擦阻力零升阻力摩擦阻力 形阻形阻是第是第i i部件的形阻因子；部件的形阻因子；i低速構形的附加形阻低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量：低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量： 512.85 100.294D LGTOWCWS襟翼放下引起的阻力增量為：襟翼放下引起的阻力增量為：422015.268 100.0053390.0416cosfADflapflapflapflapWflapccCScb b其中其中cf / /c為襟翼弦長與機翼弦長之比，一般來說，為襟翼弦長與機翼弦長之比

12、，一般來說， 對于后緣襟翼：對于后緣襟翼： cf /c 0.260.26 對于前緣襟翼：對于前緣襟翼： cf /c 0.15單發(fā)失效引起的額外阻力0.3fDWACS 發(fā)動機氣流堵塞而增加的阻力（風車阻力）。發(fā)動機氣流堵塞而增加的阻力（風車阻力）。 估算公式：估算公式：Af 風扇橫截面積風扇橫截面積SW 機翼參考面積機翼參考面積 為配平飛機的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。為配平飛機的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。 近似估算：零升阻力的近似估算：零升阻力的5。壓縮性阻力 飛機在跨聲速區(qū)飛行時，當飛機的飛行速度超過臨界馬赫飛機在跨聲速區(qū)飛行時，當飛機的飛行速度超過臨界馬赫數(shù)數(shù)Mcr時，機翼上出現(xiàn)局部超過聲速

13、的氣流，會產生跨聲時，機翼上出現(xiàn)局部超過聲速的氣流，會產生跨聲速壓縮性阻力，使阻力增大。速壓縮性阻力，使阻力增大。壓縮性阻力 影響影響壓縮性阻力的因素壓縮性阻力的因素 飛行時的升力系數(shù)飛行時的升力系數(shù) 馬赫數(shù)馬赫數(shù) 機翼設計的技術水平。設計水平高的機翼，會延緩機翼氣流出機翼設計的技術水平。設計水平高的機翼，會延緩機翼氣流出現(xiàn)超聲速的過程，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)現(xiàn)超聲速的過程，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD。壓縮性阻力3/22/11cos10 coscosmLDDREFQchdQchdQchdt cCMM 阻力發(fā)散馬赫數(shù)阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD計算公式：計算公式：MREF為翼形設計的技術水平因子，通常取值在為

14、翼形設計的技術水平因子，通常取值在0.850.935之間。之間。 跨聲速壓縮性阻力的計算公式：跨聲速壓縮性阻力的計算公式： 1nDDDcompDDMMCCM 總阻力計算 巡航構形巡航構形0DDDiDcompCCCC總阻力總阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 壓縮性阻力壓縮性阻力 起飛起飛/著陸構形著陸構形總阻力總阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 起落架放下引起的阻力增量起落架放下引起的阻力增量 襟翼放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量00DDDiD LGDflapCCCCC總阻力計算 第二階段爬升構型（單發(fā)失效）第二階段爬升構型（單發(fā)失效）總阻力總阻力 零升阻力零升阻力 升致

15、阻力升致阻力 襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量 單發(fā)失效引起的阻力增量單發(fā)失效引起的阻力增量部件的濕潤面積的計算 對于機翼和尾翼：對于機翼和尾翼： 如果如果 (t/c) 0.05; Swet = 2.0003S外露外露 如果如果 (t/c) 0.05; Swet = S外露外露1.977 + 0.52(t/c) 對于機身、短艙和外掛：對于機身、短艙和外掛： Swet = K( A俯俯 + A側側)/2 其中：其中：K = （對于橢圓截面）；（對于橢圓截面）； K = 4 （對于方形截面）（對于方形截面） A俯俯 俯視圖面積俯視圖面積 A側側俯視圖面積俯視圖面

16、積抖振邊界 抖振現(xiàn)象抖振現(xiàn)象 對于高亞聲速（跨聲速）飛機，當升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達到一對于高亞聲速（跨聲速）飛機，當升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達到一定值時，會發(fā)生明顯的氣流分離現(xiàn)象，導致機體和操縱面抖振。定值時，會發(fā)生明顯的氣流分離現(xiàn)象，導致機體和操縱面抖振。 抖振邊界抖振邊界 將升力系數(shù)和將升力系數(shù)和M數(shù)分為二個區(qū)域：抖振區(qū)和無抖振區(qū)。數(shù)分為二個區(qū)域：抖振區(qū)和無抖振區(qū)。導致抖振的條件 當升力系數(shù)接近飛機最大升力系數(shù)當升力系數(shù)接近飛機最大升力系數(shù)CLmax ，機翼上表面，機翼上表面的氣流發(fā)生分離。的氣流發(fā)生分離。 當飛行速度超過阻力發(fā)散馬赫數(shù)當飛行速度超過阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD，此時機翼上的，此時機翼

17、上的激波會引起不穩(wěn)定的氣流，導致氣流分離。激波會引起不穩(wěn)定的氣流，導致氣流分離。當當CL增加到一定值后，有氣流分離。增加到一定值后，有氣流分離。當速度超過當速度超過MDD后，有氣流分離。后，有氣流分離。預測抖振邊界 與與CLmax關聯(lián)的抖振邊界關聯(lián)的抖振邊界 計算各飛行馬赫數(shù)下的最大升力系數(shù)計算各飛行馬赫數(shù)下的最大升力系數(shù)CLmax 。 取各飛行取各飛行M數(shù)下數(shù)下CLmax的的90作為抖振升力系數(shù)。作為抖振升力系數(shù)。 與與MDD關聯(lián)的抖振邊界關聯(lián)的抖振邊界 一般地，飛行馬赫數(shù)比一般地，飛行馬赫數(shù)比MDD高高0.03時，會出現(xiàn)抖振現(xiàn)象。時，會出現(xiàn)抖振現(xiàn)象。 MDD與升力系數(shù)與升力系數(shù)CL有關，當有關，當CL越大時，越大時，MDD越小。越小。 根據(jù)根據(jù)CL和和MDD 的關系，可確定出抖振邊界。的關系，可確定出抖振邊界。根據(jù)上述二個條件，即可畫出抖振邊界。根據(jù)上述二個條件，即可畫出抖振邊界。不同M時最大升力系數(shù)之比抖振邊界裕度某典型噴氣客機的抖振邊界圖某典型噴氣客機的抖振邊界圖 飛行時的升力系數(shù)飛行時的升力系數(shù)CL應小于抖振升力系數(shù)，并有余量！應小于抖振升力系數(shù)，并有余量！ 初始巡航時需較高的初始巡航時需較高的CL，需校核此時，需校核此時CL不能超過抖振升力系數(shù)。不能超過抖振升力系數(shù)。對B737-800飛機的驗證結果 氣動分析的輸出升力阻力極曲線升力阻力極曲線氣動分