氣動(dòng)特性分析PPT學(xué)習(xí)教案

1、會(huì)計(jì)學(xué)1氣動(dòng)氣動(dòng)(q dn)特性分析特性分析第一頁，共49頁。全機(jī)布局(bj)設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)選擇機(jī)身外形初步設(shè)計(jì)機(jī)翼外形初步設(shè)計(jì) 方案分析與評估 重量特性 動(dòng)力特性 性能評估 操穩(wěn)特性 經(jīng)濟(jì)性分析 噪聲特性 排放量 可靠性 維修性 機(jī)場適應(yīng)性 確定主要參數(shù)尾翼外形初步設(shè)計(jì) 總體布置形成初步方案設(shè)計(jì)設(shè)計(jì)滿足要求？ 方案最優(yōu)？YesNo分 系 統(tǒng)分析分析起 落 架優(yōu)化優(yōu)化第1頁/共49頁第二頁，共49頁。輸入輸入(shr)分析分析(fnx)評評估估輸出輸出設(shè)計(jì)方案巡航（高速）巡航（高速） 升阻特性升阻特性起飛起飛/ /著陸（低速）著陸（低速） 最大升力系數(shù)最大升力系數(shù) 升阻特性升阻特性抖振升力系數(shù)抖振

2、升力系數(shù)計(jì)算模型 工程估算 CFD第2頁/共49頁第三頁，共49頁?？諝鈩?dòng)力學(xué)理論計(jì)算方法在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用 經(jīng)典理論簡化解析公式半經(jīng)驗(yàn)公式 概念設(shè)計(jì)無粘線性位流理論升力面理論渦格法/面元法總體初步設(shè)計(jì)和氣動(dòng)分析，機(jī)翼彎扭設(shè)計(jì)無粘非線性位流理論小擾動(dòng)位流方程或全位流方程的數(shù)值方法中等強(qiáng)度激波的跨音速流 粘流理論附面層方程解無粘/有粘交互計(jì)算阻力計(jì)算，附面層修正，修正無粘計(jì)算結(jié)果無粘有旋流理論 歐拉方程數(shù)值方法包括脫體渦的亞、跨、超聲速流場分析粘性有旋流理論N-S方程數(shù)值方法包括分離流的復(fù)雜流場第3頁/共49頁第四頁，共49頁。氣動(dòng)氣動(dòng)(q dn)特性特性飛行狀態(tài)（構(gòu)形）飛行狀態(tài)（構(gòu)形）第4頁/

3、共49頁第五頁，共49頁。_LLWCC_LWC為機(jī)翼為機(jī)翼(j y)升力線斜率升力線斜率:_2/2LWRRCAA( 1/rad )為因子：為因子： 2_12hnethgrossLWgrossdSdbSCS該公式適用于該公式適用于dh / b 0.2的機(jī)型。的機(jī)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(jī)機(jī)身的最大寬度；為飛機(jī)機(jī)身的最大寬度； b為機(jī)翼的展長；為機(jī)翼的展長；Snet為外露機(jī)翼的平面面積；為外露機(jī)翼的平面面積； Sgross 為全部機(jī)翼平面面積。為全部機(jī)翼平面面積。第5頁/共49頁第六頁，共49頁。max14 10.064LregsLCCregs為適航修正參數(shù)

4、，按適航取證為適航修正參數(shù)，按適航取證時(shí)參考時(shí)參考(cnko)的不同失速速度取值。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(shí)的失速速度，此時(shí)升力時(shí)的失速速度，此時(shí)升力(shn l)系數(shù)出現(xiàn)快速減系數(shù)出現(xiàn)快速減小。小。按按Vslg取證的機(jī)型（如取證的機(jī)型（如A300），），regs取值取值0。按按Vs取證的機(jī)型取證的機(jī)型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。第6頁/共49頁第七頁，共49頁。 Clmax為增升裝置二維剖面的最大升力增量；為增升裝置二維剖面的最大升力增量； Sf

5、lapped為流經(jīng)增升裝置的流場所覆蓋為流經(jīng)增升裝置的流場所覆蓋(fgi)的機(jī)翼面積；的機(jī)翼面積； HL為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒有詳細(xì)數(shù)據(jù)時(shí)，對于后緣（前緣）襟翼可以為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒有詳細(xì)數(shù)據(jù)時(shí)，對于后緣（前緣）襟翼可以近似使用后緣（前緣）后掠角。近似使用后緣（前緣）后掠角。maxmax/cosLlflappedwHLCCSS 第7頁/共49頁第八頁，共49頁。增升裝置增升裝置(zhungzh)二維剖面最大升力增量的估算二維剖面最大升力增量的估算cTE /c為后為后緣縫翼打開緣縫翼打開(d ki)后機(jī)后機(jī)翼的弦長與翼的弦長與原弦長的比原弦長的比例例cLE /c為后緣縫為后緣

6、縫翼打開后機(jī)翼翼打開后機(jī)翼的弦長與原弦的弦長與原弦長的比例長的比例第8頁/共49頁第九頁，共49頁。第9頁/共49頁第十頁，共49頁。第10頁/共49頁第十一頁，共49頁。maxmaxllCC不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)增量(zn lin)可以表示為（三維）：maxmax/cosLflaplflappedwHLCCSS第11頁/共49頁第十二頁，共49頁。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第12頁/共49頁第十三頁，共49頁。阻阻

7、 力力以下氣動(dòng)估算公式(gngsh)主要適用于運(yùn)輸機(jī)升致阻力升致阻力(zl)零升阻力零升阻力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摩擦阻力摩擦阻力壓差阻力壓差阻力干擾阻力干擾阻力次項(xiàng)阻力次項(xiàng)阻力配平阻力配平阻力第13頁/共49頁第十四頁，共49頁。巡航巡航(xnhng)馬赫數(shù)馬赫數(shù)0.78；展弦比；展弦比9.76；后掠角；后掠角25度；巡航度；巡航(xnhng)升阻比升阻比18.20.019160.012650.00186= 0.00069CDTOT= 0.03436CL= 0.625第14頁/共49頁第十五頁，共49頁。21.050.007DcleanLRcleandCKd

8、CA定義伴隨升力產(chǎn)生而引起(ynq)的阻力。襟翼打開時(shí)的升致阻力因子21.050.2710.0004870.007DflapLRdCKdCAflap襟翼偏轉(zhuǎn)角度襟翼偏轉(zhuǎn)角度第15頁/共49頁第十六頁，共49頁。2log1fturbdbRAcNcM湍流狀態(tài)湍流狀態(tài)(zhungti)的摩擦阻力系數(shù)計(jì)算公式為：的摩擦阻力系數(shù)計(jì)算公式為： 第16頁/共49頁第十七頁，共49頁。湍流與層流湍流與層流(cn li)混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：1Tfmffturbbxccl第17頁/共49頁第十八頁，共49頁。根據(jù)根據(jù)(gnj)部件疊加的方法，飛機(jī)的摩擦阻力系數(shù)表示為：部件疊加的

9、方法，飛機(jī)的摩擦阻力系數(shù)表示為：10IiifwetiDfWc SCS第18頁/共49頁第十九頁，共49頁。K 為機(jī)身長細(xì)比，即機(jī)身長度為機(jī)身長細(xì)比，即機(jī)身長度(chngd)與機(jī)身最大直徑之比與機(jī)身最大直徑之比 。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓差阻力因子：發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的壓差阻力因子： 10.35/nacnacnaclFd lnac/dnac發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的長度與直徑之比。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的長度與直徑之比。32.19.02.21kkFfus第19頁/共49頁第二十頁，共49頁。40.280.180.61/100/1.34cos/wingmmFt ct cMx c(t/c) 為翼型的相對厚度；為翼型的相對厚度；(x/c)m為翼

10、型最大厚度處的相對位置為翼型最大厚度處的相對位置;m為最大厚度位置連線為最大厚度位置連線(lin xin)的后掠角的后掠角;M 為飛行馬赫數(shù)。為飛行馬赫數(shù)。第20頁/共49頁第二十一頁，共49頁。第21頁/共49頁第二十二頁，共49頁。,0cwet cDfcccwSCc FQS其中：其中：Swet,cSwet,c為第為第i i個(gè)部件濕面積；個(gè)部件濕面積； Sw Sw為機(jī)翼為機(jī)翼(j y)(j y)參考面積。參考面積。第22頁/共49頁第二十三頁，共49頁。第23頁/共49頁第二十四頁，共49頁。第24頁/共49頁第二十五頁，共49頁。第25頁/共49頁第二十六頁，共49頁。第26頁/共49頁第

11、二十七頁，共49頁。影響壓縮性阻力的因素飛行時(shí)的升力(shn l)系數(shù)馬赫數(shù)機(jī)翼設(shè)計(jì)的技術(shù)水平。設(shè)計(jì)水平高的機(jī)翼，會(huì)延緩機(jī)翼氣流出現(xiàn)超聲速的過程，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD。第27頁/共49頁第二十八頁，共49頁。3/22/11cos10 coscosmLDDREFQchdQchdQchdt cCMM 阻力阻力(zl)(zl)發(fā)散馬赫數(shù)發(fā)散馬赫數(shù)MDDMDD計(jì)算計(jì)算公式：公式：MREF為翼形設(shè)計(jì)的技術(shù)水平因子為翼形設(shè)計(jì)的技術(shù)水平因子(ynz)，通常取值在，通常取值在0.850.935之之間。間。 跨聲速壓縮性阻力的計(jì)算公式：跨聲速壓縮性阻力的計(jì)算公式： 1nDDDcompDDMMCCM 第28頁

12、/共49頁第二十九頁，共49頁。低速狀態(tài)下，起落架放下低速狀態(tài)下，起落架放下(fn(fn xi) xi)引起的阻力引起的阻力增量：增量： WL為飛機(jī)最大起飛重量，單位為飛機(jī)最大起飛重量，單位lb；SW 為機(jī)翼參考為機(jī)翼參考(cnko)面積，單位面積，單位ft20.73lg0.00157/DLwCWS0.73lg0.00093/DLwCWS 多輪小車式 雙輪式 第29頁/共49頁第三十頁，共49頁。第30頁/共49頁第三十一頁，共49頁。襟翼阻力襟翼阻力(zl)的估算（的估算（1.2VS） 襟翼阻力的估算（襟翼阻力的估算（1.3VS） 第31頁/共49頁第三十二頁，共49頁。0.3fDWACS發(fā)

13、動(dòng)機(jī)氣流堵塞(ds)而增加的阻力（風(fēng)車阻力）。估算公式：Af 風(fēng)扇橫截面積風(fēng)扇橫截面積SW 機(jī)翼參考機(jī)翼參考(cnko)面積面積為配平飛機(jī)的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。近似估算：零升阻力的5。第32頁/共49頁第三十三頁，共49頁。0,DDDiDcompD trimCCCCC總阻力總阻力(zl) (zl) 零升阻力零升阻力(zl) (zl) 升致阻力升致阻力(zl) (zl) 壓縮性阻力壓縮性阻力(zl) (zl) 配平阻力配平阻力(zl) (zl) 起飛/著陸構(gòu)形總阻力總阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 配平阻力配平阻力 起落架放下起落架放下 引起的阻力增量引起的阻力增量 襟翼放下引起

14、的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量00,DDDiD LGDflapD trimCCCCCC第33頁/共49頁第三十四頁，共49頁?？傋枇傋枇?零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 配平阻力配平阻力 襟翼放（起飛位置襟翼放（起飛位置(wi zhi)(wi zhi)）下引起的阻力增）下引起的阻力增量量 單發(fā)失效引起的阻力增量單發(fā)失效引起的阻力增量第34頁/共49頁第三十五頁，共49頁。第35頁/共49頁第三十六頁，共49頁。第36頁/共49頁第三十七頁，共49頁。當(dāng)飛行速度超過阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD，此時(shí)(c sh)機(jī)翼上的激波會(huì)引起不穩(wěn)定的氣流，導(dǎo)致氣流分離。當(dāng)當(dāng)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(dāng)速度超過當(dāng)速度超過MDD后，有氣流分離。后，有氣流分離。第37頁/共49頁第三十八頁，共49頁。根據(jù)上述二個(gè)條件(tiojin)，即可畫出抖振邊界。第38頁/共49頁第三十九頁，共49頁。第39頁/共49頁第四十頁，共49頁。 飛行時(shí)的升力系數(shù)CL應(yīng)小于抖振升力系數(shù)，并有余量！ 初始巡航時(shí)需較高的CL，需校核(xio h)此時(shí)CL不能超過抖振升力系數(shù)。第40頁/共49頁第四十一頁，共49頁。升力(shn l)阻力極曲線第41頁/共49頁第四十二頁，共49頁。干凈(gnjng)構(gòu)形升阻比特性第42頁/共49頁第四十三頁，共49頁。干凈構(gòu)形