飛機(jī)空氣動(dòng)力特性分析

1、航空宇航學(xué)院飛機(jī)空氣動(dòng)力特性分析航空宇航學(xué)院飛機(jī)總體設(shè)計(jì)框架設(shè)計(jì)要求 布局型式選擇布局型式選擇 主要參數(shù)計(jì)算主要參數(shù)計(jì)算 發(fā)動(dòng)機(jī)選擇發(fā)動(dòng)機(jī)選擇部件外形設(shè)計(jì)部件外形設(shè)計(jì)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(jì)算分析計(jì)算重量計(jì)算重量計(jì)算 氣動(dòng)計(jì)算氣動(dòng)計(jì)算性能計(jì)算性能計(jì)算 結(jié)構(gòu)分析結(jié)構(gòu)分析 是否滿足是否滿足設(shè)計(jì)要求？設(shè)計(jì)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(dòng)力特性的概念 空氣動(dòng)力學(xué)特性估算的方法 氣動(dòng)特性估算公式航空宇航學(xué)院空氣動(dòng)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(kāi)襟翼未打開(kāi) ：CL,max,clean 襟翼打開(kāi)襟翼打開(kāi) ：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(wú)彎度： 有彎度： 20LDDKCCC2min,0)(阻力LLDDCCKCC航空宇航學(xué)院空氣動(dòng)力學(xué)特性估算的方法空氣動(dòng)力學(xué)理論空氣動(dòng)力學(xué)理論計(jì)算方法計(jì)算方法在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用 經(jīng)典理論經(jīng)典理論簡(jiǎn)化解析公式簡(jiǎn)化解析公式半經(jīng)驗(yàn)公式半經(jīng)驗(yàn)公式細(xì)長(zhǎng)體理論、面

3、積律細(xì)長(zhǎng)體理論、面積律 概念設(shè)計(jì)概念設(shè)計(jì)無(wú)粘線性位流無(wú)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(jì)和氣動(dòng)分析，總體初步設(shè)計(jì)和氣動(dòng)分析，機(jī)翼彎扭設(shè)計(jì)機(jī)翼彎扭設(shè)計(jì)無(wú)粘非線性位流理論無(wú)粘非線性位流理論小擾動(dòng)位流方程或小擾動(dòng)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(wú)粘無(wú)粘/有粘交互計(jì)算有粘交互計(jì)算阻力計(jì)算阻力計(jì)算，附面層修正，修，附面層修正，修正無(wú)粘計(jì)算結(jié)果正無(wú)粘計(jì)算結(jié)果 無(wú)粘有旋流理論無(wú)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(chǎng)分

4、析速流場(chǎng)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(chǎng)包括分離流的復(fù)雜流場(chǎng)航空宇航學(xué)院氣動(dòng)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(zhǎng)。為機(jī)翼展長(zhǎng)。 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(kāi) 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(kāi)襟翼打開(kāi) 襟翼類型與增升效果襟翼類型與增升效果 計(jì)算公式計(jì)算公式 前緣cos)(max,maxSSCCflappedlL航空宇航學(xué)院 廢阻系數(shù)計(jì)算 等效蒙皮摩擦系數(shù)法 SSCCwetfeD0Swet是飛機(jī)濕潤(rùn)面積是飛機(jī)濕潤(rùn)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(duì)于對(duì)于Jet Transport: Cfe = 0.0030對(duì)于對(duì)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(rùn)面積是部件的濕潤(rùn)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(jì)算的計(jì)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(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)是各部件所對(duì)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(zhǎng)度是所部件在氣流方向上的平均長(zhǎng)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(lái)估算壓差阻力對(duì)廢阻的貢獻(xiàn)。部件形狀因子用來(lái)估算壓差阻力對(duì)廢阻的貢獻(xiàn)。 對(duì)于短粗物體，壓差阻力在廢阻中是主要部分。對(duì)于短粗物體，壓差阻力在廢阻中是主要部分。 對(duì)于細(xì)長(zhǎng)物體，摩擦阻力是主要部分。對(duì)于細(xì)長(zhǎng)物體，摩擦阻力是主要部分。 對(duì)于機(jī)翼和尾翼：對(duì)于機(jī)翼和尾翼： )(cos34. 1 )(100)()/(6 . 00 . 1 28. 018. 04mmiMctctcxFF對(duì)于機(jī)身和座艙蓋：對(duì)于機(jī)身和座艙蓋： 400)/()/(0 .600

9、. 1 3dldlFFi航空宇航學(xué)院對(duì)于短艙和其它平滑的外掛：對(duì)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(duì)厚度，是是翼形相對(duì)厚度， （l/d）是部件等效長(zhǎng)徑比，由下式確定：）是部件等效長(zhǎng)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(duì)于上單翼、中單翼或者帶整流的下單翼： Q = 1.0 對(duì)于沒(méi)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(duì)于Jet Transport: 增加2-5% 對(duì)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(rùn)面積Swet,i的計(jì)算： 對(duì)于機(jī)翼和尾翼：對(duì)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(duì)于機(jī)身、短艙和外掛：對(duì)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(shí)： 波漏，凸,1,0)(DDmiscDniiwetifDCCCSSCC Cf,i , CD漏，凸漏，凸 ,CD,misc的計(jì)算同亞聲速的計(jì)算同亞聲速 CD波波的計(jì)算的計(jì)算 航空宇航學(xué)院 升致阻力系數(shù)計(jì)算20LDDKCCC當(dāng)升力是理想分布（橢圓分布）時(shí)：對(duì)于實(shí)際機(jī)翼： 1kek1e: Oswald翼展效率因子（0.7 0.85）