飛機(jī)空氣動力特性分析

1、航空宇航學(xué)院飛機(jī)空氣動力特性分析航空宇航學(xué)院飛機(jī)總體設(shè)計框架設(shè)計要求 布局型式選擇布局型式選擇 主要參數(shù)計算主要參數(shù)計算 發(fā)動機(jī)選擇發(fā)動機(jī)選擇部件外形設(shè)計部件外形設(shè)計機(jī)身機(jī)身 機(jī)翼機(jī)翼 尾翼尾翼 起落架起落架 進(jìn)氣道進(jìn)氣道 總體布局三面圖三面圖部位安排圖部位安排圖結(jié)構(gòu)布置圖結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)分析結(jié)構(gòu)分析 是否滿足是否滿足設(shè)計要求？設(shè)計要求？最優(yōu)最優(yōu)？航空宇航學(xué)院內(nèi)容提要 有關(guān)空氣動力特性的概念 空氣動力學(xué)特性估算的方法 氣動特性估算公式航空宇航學(xué)院空氣動力特性 升力升力 升力系數(shù)升力系數(shù) 升力線斜率升力線斜率 最大升力系數(shù)最大升

2、力系數(shù) 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(xué)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(shù)SvDCD25 . 0 極曲線 （Drag Polar) 無彎度： 有彎度： 20LDDKCCC2min,0)(阻力LLDDCCKCC航空宇航學(xué)院空氣動力學(xué)特性估算的方法空氣動力學(xué)理論空氣動力學(xué)理論計算方法計算方法在飛機(jī)設(shè)計中的應(yīng)用在飛機(jī)設(shè)計中的應(yīng)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)驗公式細(xì)長體理論、面

3、積律細(xì)長體理論、面積律 概念設(shè)計概念設(shè)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(shè)計和氣動分析，總體初步設(shè)計和氣動分析，機(jī)翼彎扭設(shè)計機(jī)翼彎扭設(shè)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(shù)值方法全位流方程的數(shù)值方法中等強(qiáng)度激波的中等強(qiáng)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(jié)果正無粘計算結(jié)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(shù)值方法方程數(shù)值方法包括分離流的復(fù)雜流場包括分離流的復(fù)雜流場航空宇航學(xué)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(jī)身升力影響系數(shù)：為機(jī)身升力影響系數(shù)： 2)/1 (07. 1ldF其中其中d為機(jī)身當(dāng)量直徑，為機(jī)身當(dāng)量直徑，l為機(jī)翼展長。為機(jī)翼展長。 或 0.95航空宇

5、航學(xué)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(shù)最大升力系數(shù) 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(xué)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(xué)院 廢阻系數(shù)計算 等效蒙皮摩擦系數(shù)法 SSCCwetfeD0Swet是飛機(jī)濕潤面積是飛機(jī)濕潤面積 Cfe是等效蒙皮摩擦系數(shù)是等效蒙皮摩

6、擦系數(shù)：對于對于Jet Transport: Cfe = 0.0030對于對于Jet Fighter: Cfe = 0.0035 S是機(jī)翼面積是機(jī)翼面積 航空宇航學(xué)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(shù)是部件的表面摩擦系數(shù) 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(shù)是各種縫隙和凸物引起的阻力系數(shù) CD,misc是其他原因引起的阻力系

7、數(shù)是其他原因引起的阻力系數(shù) 航空宇航學(xué)院1 ） CF,i的計算的計算 Cf,i的大小取決于雷諾數(shù)、的大小取決于雷諾數(shù)、M、表面質(zhì)量；層流還是紊流？、表面質(zhì)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(yīng)的雷諾數(shù)是各部件所對應(yīng)的雷諾數(shù) iarlafCRe/328. 1)min(58. 210)()Re(log455. 0iturbulentfC/ReiVL其中其中: 是粘性系數(shù)，是粘性系數(shù)， 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(xué)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(xiàn)。部件形狀因子用來估算壓差阻力對廢阻的貢獻(xiàn)。 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(xì)長物體，摩擦阻力是主要部分。對于細(xì)長物體，摩擦阻力是主要部分。 對于機(jī)翼和尾翼：對于機(jī)翼和尾翼： )(cos34. 1 )(100)()/(6 . 00 . 1 28. 018. 04mmiMctctcxFF對于機(jī)身和座艙蓋：對于機(jī)身和座艙蓋： 400)/()/(0 .600

9、. 1 3dldlFFi航空宇航學(xué)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(xué)院3）干擾因子）干擾因子短艙： 如果短艙、外掛直接安裝在機(jī)身上或機(jī)翼上，Q = 1.5 如果短艙、外掛安裝位置在機(jī)身直徑之內(nèi)，Q = 1.3 如果短艙、外

10、掛安裝位置在機(jī)身直徑之外，Q = 1.0機(jī)翼： 如果導(dǎo)彈安裝在機(jī)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(jī)身： Q = 1.0尾翼： Q = 1.04 1.05航空宇航學(xué)院4）各種縫隙和凸物引起的阻力系數(shù)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(shù)CD,misc 增加5-7% 6）部件的濕潤面積Swet,i的計算： 對于機(jī)翼和尾翼：對于機(jī)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(jī)身、短艙和外掛：對于機(jī)身、短艙和外掛： S Swetwet = K( A = K( A俯俯 + A+ A側(cè)側(cè))/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(xué)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(xué)院 升致阻力系數(shù)計算20LDDKCCC當(dāng)升力是理想分布（橢圓分布）時：對于實(shí)際機(jī)翼： 1kek1e: Oswald翼展效率因子（0.7 0.85）