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(shù)計算主要參數(shù)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(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 設計要求？設計要求？ 最優(yōu)最優(yōu)？ 航空宇航學院 內(nèi)容提要 有關(guān)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(shù)升力系數(shù) 升力

2、線斜率升力線斜率 最大升力系數(shù)最大升力系數(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 Sv L C L 2 5 . 0 LL CC 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(shù) Sv D CD 2 5 . 0 極曲線 （Drag Polar) 無彎度： 有彎度： 2 0LDD KCCC 2 min,0 )( 阻力LLDD CCKCC 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

3、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 細長體理論、面積律細長體理論、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(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(jié)果正無粘計算結(jié)果

4、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 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 F S S C t L ） 參考 外露翼 ( ) tan 1 (42 2 2 max 2 2 22 其中：其中： 22 1 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 2 l C 翼型升力線斜率

5、翼型升力線斜率 l C F為機身升力影響系數(shù)：為機身升力影響系數(shù)： 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 航空宇航學院 超聲速超聲速 1 4 2 M CL )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 . 0 4/1max,max, lL CC 小展弦比小展弦比 max,.max,max, )( LbaseLL CCC 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

6、計算公式計算公式 前緣 cos)( max,max S S CC flapped lL 航空宇航學院 廢阻系數(shù)計算 等效蒙皮摩擦系數(shù)法 S S CC wet feD 0 Swet是飛機濕潤面積是飛機濕潤面積 Cfe是等效蒙皮摩擦系數(shù)是等效蒙皮摩擦系數(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 )( DmiscD n i iwetiiif D CC S SQFFC C 其中：其中

7、：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數(shù)是其他原因引起的阻力系數(shù) 航空宇航學院 1 ） C F,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是各部件所對應的雷諾數(shù)是各部件所對應的雷諾數(shù) iarlaf CRe/

8、328. 1 )min( 58. 2 10)( )Re(log455. 0 iturbulentf C /Re i VL 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(, xCxCC turbulentfarlafif 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

9、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 . 0 0 . 1 28. 018. 04 m m i M c t c t cx FF 對于機身和座艙蓋：對于機身和座艙蓋： 400 )/( )/( 0 .60 0 . 1 3 dl dl FFi 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 . 0 0 . 1 dl FFi 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，

10、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()/(Aldl Amax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(nèi)，Q = 1.3 如果短艙、外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

11、= 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(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： 對于機翼和尾翼：對于機翼和尾翼： 如果如果 ( (t/c) 0.05; St/c) 0.05; Swet wet = 2.0003 = 2.0003S S外露 外露 如果如果 ( (t/c) t/c) 0.05; S 0.05; Swet wet = S = S外露 外露1.977 + 0.52( 1.9

12、77 + 0.52(t/c)t/c) 對于機身、短艙和外掛：對于機身、短艙和外掛： S Swet wet = K = K( A( 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） 航空宇航學院 超聲速飛行時： 波漏，凸, 1 , 0 )( DDmiscD n i iwetif D CCC S SC C 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(shù)計算 2 0LDD KCCC 當升力是理想分布（橢圓分布）時： 對于實際機翼： 1 k e k 1 e: Oswald翼展效率因子（0.7 0.85） 亞聲速： 直機翼