氣動(dòng)特性分析

飛行器總體設(shè)計(jì)課程設(shè)計(jì)150座客機(jī)氣動(dòng)特性分析計(jì)算全機(jī)升力線斜率CL:CL: 上5為機(jī)翼升力線斜率：CL.—人〃 曲2也1dh'2牡：?_Wsgrossb)Ogpss該公式適用于dh/b<0.2的機(jī)型Z為校正常數(shù)，通常取值為3.2;dh為飛機(jī)機(jī)身的最大寬度；b為機(jī)翼的展長；Snet為外露機(jī)翼的平面面積；Sgross為全部機(jī)翼平面面積。由于展弦比Ar=90算出CLa_w=5l4 (1/rad)又因?yàn)閆為校正常數(shù)，通常取值為3.2；dh為飛機(jī)機(jī)身的最大寬度，等于3.95m;b為機(jī)翼的展長，等于34*86m;Snet為外露機(jī)翼的平面面積，估算等于119?65m2；Sgross為全部機(jī)翼平面面積，等于134?9m2；算出E為因子等于1.244?所以可以算出全機(jī)升力線斜率缶等于6.349二?計(jì)算最大升力系數(shù)CLmax141?0064ULmax""vvregsUL.■141?0064ULmax""vvregsUL.■①regs為適航修正參數(shù)，按適航取證時(shí)參考的不同失速速度取值。由于設(shè)計(jì)的客機(jī)接近于A320,所以?、賠egs等于1所以代入上面公式得到CLmaxW1-662三.計(jì)算增升裝置對(duì)升力的影響前面選擇了前緣開縫襟翼cLE/c為前緣縫翼翻開后機(jī)翼的弦長與原弦長的比例，它與機(jī)翼外露段的相對(duì)展長有一定對(duì)應(yīng)尖系。

LO870203040SO6070Wing￥Ngwlspan&0100LO870203040SO6070Wing￥Ngwlspan&0100所以先計(jì)算機(jī)翼外露段的相對(duì)展長等于〔1■機(jī)身寬/展長〕%機(jī)身寬為3.95m，展長為34.86m,代入公式，算出機(jī)翼外露段的相對(duì)展長等于88.67%,對(duì)應(yīng)到上圖，縱坐標(biāo)CLE1c等于1.088。絲翌?yuàn)湫涂唆敻駱?biāo)資0.3前緣前緣縫翼0.4中縫1.3后緣<無面積延伸〉L6二縫1.9單繼1.3/e后緣〔何而積絃仲〕蟻縫1,6 c三縫19強(qiáng)々三縫由上表格，可知最大升力增量等于II??0.4CE/C,代入CE/C等于1。可得△Cimax等于0.4352.襟翼實(shí)際使用時(shí)，升力增量的估算值

與襟翼偏轉(zhuǎn)角有尖，可近似表示為下.g——6x「max由于襟翼最大偏轉(zhuǎn)角“等于40般起飛B=709=0.076狀態(tài)16最大重量起飛最大重量起飛9=0.1632=15°著陸狀態(tài)C=0.3808=350四?計(jì)算升致阻力巡航構(gòu)型的升致阻力因子：1.052 0.007dC2wan叭襟翼翻開時(shí)的升致阻力因子：『dG、1.050.271ccc"Kcclean2Ki2dC伽〔其中AR為展弦比，爲(wèi)為襟翼偏轉(zhuǎn)角〕Ar=9.°,起飛狀態(tài) flap=7°著陸狀態(tài)f知=35°代入公式可以算出：0.0440.044巡航構(gòu)型的升致阻力因子等于0.050起飛狀態(tài)的升致阻力因子等于著陸狀態(tài)的升致阻力著陸狀態(tài)的升致阻力0?°37因子等于五、計(jì)算各部件濕潤面積對(duì)于機(jī)翼和尾翼：如果(t/c)v0-05;Swet=2.0003S外露如果(t/c)0.05；swet=S外露[1.977+0.52(t/c)]對(duì)于機(jī)身、短艙和外掛：SwetK(A+A/2Swet= 俯 側(cè))其中：K=n〔對(duì)于橢圓截面〕；K=4〔對(duì)于方形截面〕A俯一俯視圖面積A側(cè)-側(cè)視圖面積所件:機(jī)翼S夕卜露=1〔E1.65m〔t/c〕=0J8 Swet=247.75口2機(jī)翼平尾S 2外露=32.45m(t/c)=0.08mOwet=65.50垂尾 外卜露=18.61m2(t/c)=0.08Swet=37.57汗機(jī)身A俯=1佃.31m側(cè)=125.05mSwet=383.69m2短艙 A俯=5.54m2 A側(cè)=5.54m2Swet=17-412m六、巡航狀態(tài)下的極曲線1、計(jì)算摩擦阻力系數(shù)ACfJurbfogN/cMhc為常數(shù)，取值分別為宜一0.455,6-2.58,u一0」 44,d一038;?NR是當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù)弘一〔刃「氓'M為飛行馬赫數(shù).空氣動(dòng)力學(xué)P269查到T=216?7Ka=295?1m/sP 2P=0?227pa=0?3648kg/m因?yàn)镸=0?8飛機(jī)各局部的當(dāng)量直徑：機(jī)翼:飛機(jī)各局部的當(dāng)量直徑：機(jī)翼:平尾:垂尾:機(jī)身:/2=4.045m所以v=M*a=236.1m/s空氣動(dòng)力學(xué)P8薩瑟蘭公式求出T.422*105N*S/m2山=MAC=4■?

=MAC=3■?024mi*=MAC=3?86m=（機(jī)身高+機(jī)身寬）代入數(shù)據(jù)，可以求出湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)f」urb湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為:XTCf=1mf—ftbCf=cf-turbV lb町億為層流比例，通常取值在OJO-O.4O之間；人是部件的特征長度.無吋為混合流動(dòng)比例常數(shù)，通常取值為0.74＞適用于層流比例小于〔UO的情況取嚴(yán)=0.3所以:機(jī)翼平尾機(jī)身短艙Cf-turb

0.002467

0.002595

0.002500

0.002482

0.002805Cf0.0019260.0020210.0019450.0019310.002182所以，摩擦阻力系數(shù):wet4r亠且挙'立RZ/-RHA土農(nóng)At^>F7口PLTJ屆S鳥是第/部件的濕潤面積?！?是機(jī)翼參考面積。代入數(shù)據(jù),C'fSwet代入數(shù)據(jù),C'fSweti=1約等于0.0129.2、計(jì)算壓差阻力機(jī)身的壓差阻力因子為:

Ffus=12?2ki20.9k3(k=37.91/3.95=9.5975) k為機(jī)身長細(xì)比，即機(jī)身長度與機(jī)身最大直徑之比。 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓差阻力因子為：F 1 0.35nac /nac.z.dnac Inac/dnac發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的長度與直徑之比(Inac/dnac=3?(Inac/dnac=3?78/1-46=2-589) 機(jī)翼的壓差阻力因子(尾翼類似)+0180.28 /(t/c)+100t/c)1.34Moi8(coSm)(x/c)m=40%，M=0.8, 對(duì)于機(jī)翼'(t/c)=0.18,Am用空氣動(dòng)力學(xué)pi66公式換算為55.62〔X/C匸。%,M=0(t/c)=0.08am用空氣動(dòng)力學(xué)p166公式換算為22.09(X/C)m=40%,M=0.(t/c)=0.0g所以，代八各公式，各部件壓左阻力因丁為:Ffus1.145FAac1.135Fwing1.508Fhtail1.146FvtailQ 1.398計(jì)算干擾阻力干擾阻力是通過干擾因子Q來計(jì)入的。機(jī)身與機(jī)翼對(duì)于翼身融合良好的中單翼、下單翼布局，0=1.0;沒有整流的機(jī)翼，0=1.1~1-4，常規(guī)設(shè)計(jì)中，Q的取值范圍一般在1.0~1?2之間；平尾和垂尾0=1.2；發(fā)動(dòng)機(jī)短艙翼吊布局：Q可以取1.05尾吊布局：干擾阻力應(yīng)再取高出20%，即1.26綜上，機(jī)身和機(jī)翼Q取1/1平尾和垂尾Q取1?2發(fā)動(dòng)機(jī)短艙Q取1-05,4、計(jì)算飛機(jī)各部件的廢阻第i個(gè)部件廢阻系數(shù)的計(jì)算公式為：SCdoJCfcFcQc-SAs〃公式中的參數(shù)已經(jīng)全部在前面算出來了，將數(shù)據(jù)代入公式，可得：機(jī)翼廢阻系數(shù) 0?0°5867平尾廢阻系數(shù) 0?。0134；垂尾廢阻系數(shù) 0-000909機(jī)身廢阻系數(shù) 0-006917發(fā)動(dòng)機(jī)短艙廢阻系數(shù) 0.000434求和得到飛機(jī)總廢阻系數(shù)為0.015475.5、求次項(xiàng)阻力機(jī)翼次項(xiàng)阻力：機(jī)翼型阻的6%機(jī)身和尾翼次項(xiàng)阻力：機(jī)身型阻的7%發(fā)動(dòng)機(jī)安裝次項(xiàng)阻力：短艙型阻的15%系統(tǒng)次項(xiàng)阻力：總型阻的3%駕駛艙風(fēng)擋：2%~3%的機(jī)身阻力所以得到：機(jī)翼次項(xiàng)阻力因子0.000352 nnnnnn/i機(jī)身和尾翼次項(xiàng)阻力因子0.000094cccctca 發(fā)動(dòng)機(jī)安裝次項(xiàng)阻力因子0.000136系統(tǒng)次項(xiàng)阻力因子0.000464CCCC4駕駛艙風(fēng)擋因子0.000173所以求和得到總次項(xiàng)阻力因子為： 0.001219所以總零升阻力二各部件廢阻之和+次項(xiàng)阻力=0.0166946、求壓縮性阻力由平飛公式算出升力系數(shù)CLW=Cl***V2*s2其中w二最大起飛重量*0.85*9.8=653588.46N其它參數(shù)前面，所以G=0.4766阻力發(fā)散馬赫數(shù)Mdd計(jì)算公式：mDDCoSaQchdAQchd1Cl2lOACOSAQchdCoSQchd其中25=0.9,(t/c)=0.18MDD代入公式=0.7318壓縮阻力系數(shù)為:C= Gd1C= Gd1為常數(shù)n取值為2點(diǎn);MMddAM通常取值為0勵(lì);M為當(dāng)前的飛行馬赫數(shù);"DD通常取值為110020.所以，ADcomf=0-01727、求巡航狀態(tài)下的極曲線函數(shù)表達(dá)式2%因?yàn)榕淦阶枇κ强傋枇Φ乃?=0-04488A+0-03423用Excel繪圖得0 0.010.020.030.040.050.060.070.080.09七、起飛狀態(tài)極曲線1、計(jì)算摩擦阻力系數(shù)f-turb(logINr)(1+cM2)耳是當(dāng)前流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù)NR+MU耐為飛行馬赫數(shù)?？諝鈩?dòng)力學(xué)P269查到當(dāng)H=0km時(shí)T=288?2Ka=340?3m/sP 2P=101330pa =0?3648kg/m2W 因?yàn)殡x地速度w珅耳其中W=78462*9-8=768927?6NP=0?3648kg/m?9m2S=134小c八c、—5IO=(0?8~0?9)Cmax取等于0?85Gmax=1?4127代入公式，＞=81J63m/s起飛速度v=1?3Uo=105?51nn/s又因?yàn)閍=340?3m/s,所以M=0-31-查出1.7894*105N*S/m2飛機(jī)各局部的當(dāng)量直徑：機(jī)翼:lU=mac=4?平尾:垂尾:機(jī)身:=MAC=3?024m=MAC=3?86m山二〔機(jī)身高+機(jī)身/2=4.045m短艙：1=d=1-84m代入數(shù)據(jù)，可以求出湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)Cf_turb湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為:XTCf=cf-turbCf='bJ石仏為層流比例，通常取值在0.10-0.40間；％是部件的特征長度.Z吋為混合流動(dòng)比例常數(shù)，通常取值為適用于層流比例小于0.40的情況取嚴(yán)=0-3I所以：機(jī)翼平尾垂尾機(jī)身短艙0.002518 0.0026370.0025420.002524Uf-turb0.00284Cf0.0019590.0020520.0019780.0019640.00221622、計(jì)算壓差阻力機(jī)身的壓差阻力因子為:Ftus=12?2ki20.9k3(k=37.91/3.95=9.5975)發(fā)動(dòng)機(jī)k為機(jī)身長細(xì)比，即機(jī)身長度與機(jī)身最大直徑之比。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓差阻力因子為：仏=1 0-35 /'-pInac/dnac發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的長度與直徑之比(Inac/dnac=3.78/1.46=2.589)機(jī)翼的壓差阻力因子(尾翼類似)，0.60180.28丿馬廠1+---(t/c)+100t/c)1,34M°8(co3m)1(x/c)m對(duì)于機(jī)翼5(t/c)=O.18,m=40%5M=0-315a〃用空氣動(dòng)力學(xué)E66公式換算為55.62(X/C)m=40%,M=0.31,對(duì)于平尾，、t/c)=0.08,對(duì)于平尾，am用空氣動(dòng)力學(xué)Pi66公式換算為22.09對(duì)于垂尾，（t/c）=0.08,(X/C)5,M林,所以，代入各公式，各部件壓差阻力因子為:Ffus1.145Fnac1.135Fwing1.272Fhtail1.194垂尾廢阻系數(shù) 垂尾廢阻系數(shù) 0.000779機(jī)翼廢阻系數(shù) 0.005034垂尾廢阻系數(shù) 機(jī)翼廢阻系數(shù) 0.005034垂尾廢阻系數(shù) 0.000779Fvtail1.1783 計(jì)算干擾阻力機(jī)身和機(jī)翼Q取1/1平尾和垂尾Q取1.2發(fā)動(dòng)機(jī)短艙Q取1?°5,4、計(jì)算飛機(jī)各部件的廢阻第i個(gè)部件廢阻系數(shù)的計(jì)算公式為：SCD°JCfcFcQc八sW公式中的參數(shù)已經(jīng)全部在前面算出來了，將數(shù)據(jù)代入公式，可得：

平尾廢阻系數(shù)0.001428平尾廢阻系數(shù)機(jī)身廢阻系數(shù)0.007036發(fā)動(dòng)機(jī)短艙廢阻系數(shù)0.000341求和得到飛機(jī)總廢阻系數(shù)為0.014618.5、求次項(xiàng)阻力機(jī)翼次項(xiàng)阻力：機(jī)翼型阻的6%機(jī)身和尾翼次項(xiàng)阻力：機(jī)身型阻的7%發(fā)動(dòng)機(jī)安裝次項(xiàng)阻力：短艙型阻的15%系統(tǒng)次項(xiàng)阻力：總型阻的3%駕駛艙風(fēng)擋：2%~3%的機(jī)身阻力所以得到：機(jī)翼次項(xiàng)阻力因子0.000302機(jī)身和尾翼次項(xiàng)阻力因子0.000493發(fā)動(dòng)機(jī)安裝次項(xiàng)阻力因子0.000051系統(tǒng)次項(xiàng)阻力因子0.000439駕駛艙風(fēng)擋因子0.000176所以求和得到總次項(xiàng)阻力因子為:0.001461所以總零升阻力一各部件廢阻之和十次項(xiàng)阻力=0.0160796、 起落架放下引起的阻力增量雙輪式:心」昇0.000喊其中：WL為飛機(jī)最大起飛重量，單位lb;SW為機(jī)翼參考面積，單位ft2Wl_=78462kg=172976.2lbSw=134.9m2=1452-1ft$代入數(shù)據(jù)G」g=°.oo°喊7沁=0.0042687、 襟翼放下引起的阻力增量估算出機(jī)翼面積延1/12伸比等于E=結(jié)合PPt上的圖，估算出喲等于0?086068、求起飛狀態(tài)下的極曲線函數(shù)表達(dá)式2%因?yàn)榕淦阶枇κ强傋枇Φ?所以:12%)*GoaCDIgGo_flap=0.051C2+0J067用Excel繪圖得:八、著陸狀態(tài)下的極曲戊項(xiàng)1、計(jì)算摩擦阻力系數(shù)Af?turb b 2d(logNr)(1+cM2)弘是當(dāng)刖流動(dòng)狀態(tài)的雷諾數(shù)弘一〔P〃丿応；耐為飛仃馬赫數(shù)?？諝鈩?dòng)力學(xué)P269查到當(dāng)H=Okm時(shí)T=288?2Ka=340,3m/sP=101330pa p=0.3648kg/m2I1.7894*105N* S/m20.88M匕由八于vstall1S2JLmax其中ML=0.8*78462*9?8=615142-08N=0?3648kg/mS=134.9m2Cl=1-6621-max代入公式得到Vstaii" ‘55偵0進(jìn)場(chǎng)速度v=1.3vstah=81 62m/s又因?yàn)閍=340.3m/s所以馬赫數(shù)M=0.24飛機(jī)各局部的當(dāng)量直徑機(jī)翼山=MAC=4?平尾：=MAC=3?1024m垂尾：*=MAC=3?

86m機(jī)身*山二〔機(jī)身高+機(jī)身短艙:— ■■i=d=1?84m代入數(shù)據(jù)，可以求出湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)f」urb湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為:町億為層流比例，通常取值在0*10-0.40町億為層流比例，通常取值在0*10-0.40之間；人是部件的特征長度.)CrmfCf汕巾lb無吋為混合流動(dòng)比例常數(shù)，無吋為混合流動(dòng)比例常數(shù)，通常取值為0.74〉適用于層流比例小于（UO的情況取嚴(yán)=0.31所以:機(jī)翼平尾機(jī)身短艙Cf-turb0.0026160.002742Cf0.0020350.0021190.0026410.0026230.0029650.0020550.0020410.0023072、計(jì)算壓差阻力機(jī)身的壓差阻力因子為:FfusT2.2ka0.9k3(k=37.91/3.95=9.5975)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓差阻力因子為:匚Inac二發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓差阻力因子為:匚Inac二1 0.35 /inacp|

nacInac/dnac發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的長度與直徑之比(Inac/dnac=3.78/1.46=2.589)機(jī)翼的壓差阻力因子（尾翼類似）（X/C）對(duì)于機(jī)翼，（（X/C）對(duì)于機(jī)翼，（t/c）=aJ8/m=4°%5M=0?2,Am用空氣動(dòng)力學(xué)P166公式換算為55?62「■-對(duì)于平尾「■-對(duì)于平尾，（t/c）=0.08,(X/C)m=4…4,Am用空氣動(dòng)力學(xué)p166公式換算為22?09「■-對(duì)于垂尾'（t/c）=°-°8,(X/C)m=40%,M=0.24,所以，代入各公式，各部件壓差阻力因子為:4、計(jì)算干擾阻力機(jī)身和機(jī)翼Q取平尾和垂尾Q取1.2發(fā)動(dòng)機(jī)短艙Q取1-°5.4、計(jì)算飛機(jī)各部件的廢阻第i個(gè)部件廢阻系數(shù)的計(jì)算公式為:CDO廠CfcFcQc-SAsw公式中的參數(shù)已經(jīng)全部在前面算出來了，將數(shù)據(jù)代入公式，可得：機(jī)翼廢阻系數(shù)0.004991平尾廢阻系數(shù)0.001407垂尾廢阻系數(shù)0.000773機(jī)身廢阻系數(shù)0.007312發(fā)動(dòng)機(jī)短艙廢阻系數(shù)0.000355求和得到飛機(jī)總廢阻系數(shù)為0.014838.5、求次項(xiàng)阻力機(jī)翼次項(xiàng)阻力：機(jī)翼型阻的6%機(jī)身和尾翼次項(xiàng)阻力：機(jī)身型阻的7%發(fā)動(dòng)機(jī)安裝次項(xiàng)阻力：短艙型阻的15%系統(tǒng)次項(xiàng)阻力：總型阻的3%駕駛艙風(fēng)擋：2%~3%的機(jī)身阻力所以得到:機(jī)翼次項(xiàng)阻力因子機(jī)身和尾翼次項(xiàng)阻力因子0.0002990^000512發(fā)動(dòng)機(jī)安裝次項(xiàng)阻力因于0.000053系統(tǒng)次項(xiàng)阻