氣動(dòng)特性分析

1、氣動(dòng)特性分析南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)余雄慶余雄慶概念設(shè)計(jì)流程全機(jī)布局設(shè)計(jì)全機(jī)布局設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)選擇發(fā)動(dòng)機(jī)選擇機(jī)身外形初步設(shè)計(jì)機(jī)身外形初步設(shè)計(jì)機(jī)翼外形初步設(shè)計(jì)機(jī)翼外形初步設(shè)計(jì) 方案分析與評(píng)估 重量特性 氣動(dòng)特性 動(dòng)力特性 性能評(píng)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(chǎng)適應(yīng)性 確定主要參數(shù)確定主要參數(shù)尾翼外形初步設(shè)計(jì)尾翼外形初步設(shè)計(jì) 總體布置總體布置形成初步方案形成初步方案設(shè)計(jì)設(shè)計(jì)滿足要求？滿足要求？ 方案最優(yōu)？方案最優(yōu)？YesNo分分 系系 統(tǒng)統(tǒng)分析分析起起 落落 架架優(yōu)化優(yōu)化任務(wù)輸入輸入分析評(píng)估分析評(píng)估輸出輸出設(shè)計(jì)方案設(shè)計(jì)方案巡航（高速）巡航（高速） 升阻特性升阻特

2、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)抖振升力系數(shù)計(jì)算模型計(jì)算模型 工程估算工程估算 CFDCFD氣動(dòng)特性分析評(píng)估的方法空氣動(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 概念設(shè)計(jì)概念設(shè)計(jì)無(wú)粘線性位流理論無(wú)粘線性位流理論升力面理論升力面理論渦格法渦格法/面元法面元法總體初步設(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

3、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，附面層修正，修正無(wú)粘計(jì)算結(jié)果修正無(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、超包括脫體渦的亞、跨、超聲速流場(chǎng)分析聲速流場(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)內(nèi) 容升力升力 升力線斜率升力線斜率 設(shè)計(jì)升力系數(shù)設(shè)計(jì)升力系數(shù) 最大升力系數(shù)最大升力系數(shù) 抖振升力系數(shù)抖振升力系數(shù)阻力阻力 摩擦阻力摩擦阻力 升致阻力升致阻力 形阻形阻 壓縮性阻力（

4、跨聲速）壓縮性阻力（跨聲速） 超聲速波阻超聲速波阻 巡航巡航 干凈構(gòu)形干凈構(gòu)形起飛起飛 襟翼打開(kāi)至起飛位置襟翼打開(kāi)至起飛位置第二階段爬升第二階段爬升 襟翼打開(kāi)至起飛位置襟翼打開(kāi)至起飛位置 單發(fā)停車(chē)單發(fā)停車(chē)著陸著陸 襟翼打開(kāi)至著陸位置襟翼打開(kāi)至著陸位置氣動(dòng)特性氣動(dòng)特性飛行狀態(tài)（構(gòu)形）飛行狀態(tài)（構(gòu)形）升力線斜率 全機(jī)升力線斜率全機(jī)升力線斜率CL的計(jì)算公式：的計(jì)算公式：_LLWCC_LWC為機(jī)翼升力線斜率為機(jī)翼升力線斜率:_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

5、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(zhǎng)；為機(jī)翼的展長(zhǎng)；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。最大升力系數(shù) （干凈構(gòu)形）max14 10.064LregsLCCregs為適航修正參數(shù)，按適航取為適航修正參數(shù)，按適航取證時(shí)參考的不同失速速度取值。證時(shí)參考的不同失速速度取值。Vs是過(guò)載系數(shù)小于是過(guò)載系數(shù)小于1時(shí)的失速速度，此時(shí)升力系數(shù)出現(xiàn)快速減小。時(shí)的失速速度，此時(shí)升力系數(shù)出現(xiàn)快速減小。按按Vslg取證的機(jī)型（如取證的機(jī)型（如A300），），regs取值取值0

6、。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(guò)載失速速度（過(guò)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。增升裝置對(duì)升力的影響 后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量 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； Sflapped為流經(jīng)增升裝置的流場(chǎng)所覆蓋的機(jī)翼面積；為流經(jīng)增升裝置的流場(chǎng)所覆蓋的機(jī)翼面積； HL為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒(méi)有詳細(xì)數(shù)據(jù)時(shí)，對(duì)于后緣為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒(méi)有詳細(xì)數(shù)據(jù)時(shí)，對(duì)于后緣（前緣）襟翼可以近似使用后緣（前緣）后掠角。（前緣）襟翼可以近似使用后緣（

7、前緣）后掠角。maxmax/cosLlflappedwHLCCSS 增升裝置對(duì)升力的影響增升裝置二維剖面最大升力增量的估算增升裝置二維剖面最大升力增量的估算cTE /c為后緣為后緣縫翼打開(kāi)后機(jī)縫翼打開(kāi)后機(jī)翼的弦長(zhǎng)與原翼的弦長(zhǎng)與原弦長(zhǎng)的比例弦長(zhǎng)的比例cLE /c為后緣為后緣縫翼打開(kāi)后機(jī)縫翼打開(kāi)后機(jī)翼的弦長(zhǎng)與原翼的弦長(zhǎng)與原弦長(zhǎng)的比例弦長(zhǎng)的比例增升裝置對(duì)升力的影響 克魯格襟翼使用時(shí)，不會(huì)引起機(jī)翼弦長(zhǎng)的增加；克魯格襟翼使用時(shí)，不會(huì)引起機(jī)翼弦長(zhǎng)的增加； 前緣縫襟翼打開(kāi)時(shí)，會(huì)使機(jī)翼弦長(zhǎng)增加。前緣縫襟翼打開(kāi)時(shí)，會(huì)使機(jī)翼弦長(zhǎng)增加。 cLE /c為前緣縫翼打開(kāi)后機(jī)翼的弦長(zhǎng)與原弦長(zhǎng)的比例，為前緣縫翼打開(kāi)后機(jī)翼的弦

8、長(zhǎng)與原弦長(zhǎng)的比例，它與機(jī)翼外露段的相對(duì)展長(zhǎng)有一定對(duì)應(yīng)關(guān)系。它與機(jī)翼外露段的相對(duì)展長(zhǎng)有一定對(duì)應(yīng)關(guān)系。增升裝置對(duì)升力的影響 后緣襟翼中，簡(jiǎn)單襟翼不會(huì)引起弦長(zhǎng)的增加；后緣襟翼中，簡(jiǎn)單襟翼不會(huì)引起弦長(zhǎng)的增加； 富勒式襟翼和帶有補(bǔ)償式鉸鏈軸的襟翼會(huì)引起弦長(zhǎng)的增富勒式襟翼和帶有補(bǔ)償式鉸鏈軸的襟翼會(huì)引起弦長(zhǎng)的增加，其增量與襟翼打開(kāi)時(shí)的偏轉(zhuǎn)角度有一定對(duì)應(yīng)關(guān)系。加，其增量與襟翼打開(kāi)時(shí)的偏轉(zhuǎn)角度有一定對(duì)應(yīng)關(guān)系。 增升裝置對(duì)升力的影響 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)角有關(guān)，可近似表示為下式（二維）：關(guān)，可近似表示為下式（二維）：maxmaxllCC 不同襟翼

9、偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)增量可以表示為（三維）：不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)增量可以表示為（三維）：maxmax/cosLflaplflappedwHLCCSS增升裝置對(duì)升力的影響典型的飛行狀態(tài)采用的襟翼偏角典型的飛行狀態(tài)采用的襟翼偏角flap 飛行狀態(tài) | 襟翼類(lèi)型單縫襟翼雙縫/富勒式襟翼一般起飛狀態(tài)710最大重量起飛1520著陸狀態(tài)3545阻力阻阻 力力以下氣動(dòng)估算公式主要適用于運(yùn)輸機(jī)以下氣動(dòng)估算公式主要適用于運(yùn)輸機(jī)升致阻力升致阻力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典型運(yùn)輸機(jī)的阻力

10、組成巡航馬赫數(shù)巡航馬赫數(shù)0.78；展弦比；展弦比9.76；后掠角；后掠角25度；巡航升阻比度；巡航升阻比18.20.019160.012650.00186= 0.00069CDTOT= 0.03436CL= 0.625升致阻力 巡航構(gòu)型的升致阻力因子巡航構(gòu)型的升致阻力因子21.050.007DcleanLRcleandCKdCA 定義定義 伴隨升力產(chǎn)生而引起的阻力伴隨升力產(chǎn)生而引起的阻力。 襟翼打開(kāi)時(shí)的升致阻力因子襟翼打開(kāi)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)角度摩擦阻力 定義定義 由于空氣的粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面

11、發(fā)生摩擦而產(chǎn)生的。由于空氣的粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦而產(chǎn)生的。 方法方法 基于附面層理論，應(yīng)用等效長(zhǎng)度法確定飛機(jī)的摩擦阻力。基于附面層理論，應(yīng)用等效長(zhǎng)度法確定飛機(jī)的摩擦阻力。 摩擦阻力系數(shù)摩擦阻力系數(shù)2log1fturbdbRAcNcM湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計(jì)算公式為：湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計(jì)算公式為： 摩擦阻力湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：1Tfmffturbbxccl摩擦阻力根據(jù)部件疊加的方法，飛機(jī)的摩擦阻力系數(shù)表示為：根據(jù)部件疊加的方法，飛機(jī)的摩擦阻力系數(shù)表示為：10IiifwetiDfWc SCS壓差阻力 定義定義 由流經(jīng)飛機(jī)的氣流

12、分離所引起的阻力。由流經(jīng)飛機(jī)的氣流分離所引起的阻力。 方法方法 采用部件形狀因子的方法，計(jì)入壓差阻力。采用部件形狀因子的方法，計(jì)入壓差阻力。 機(jī)身的壓差阻力因子為：機(jī)身的壓差阻力因子為：K 為機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比，即機(jī)身長(zhǎng)度與機(jī)身最大直徑之比為機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比，即機(jī)身長(zhǎng)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：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(zhǎng)度與直徑之比。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的長(zhǎng)度與直徑之比。32.19.02.21kkFfus壓差阻力 翼面類(lèi)部件的壓差阻力因子與其平均相對(duì)厚度及最大厚度位翼面類(lèi)部件的壓差阻力因子與其平均相對(duì)厚度及最大厚度位置的弦向

13、比例有關(guān)，還需要考慮飛行馬赫數(shù)的修正置的弦向比例有關(guān)，還需要考慮飛行馬赫數(shù)的修正. 機(jī)翼的壓差阻力因子（尾翼類(lèi)似）機(jī)翼的壓差阻力因子（尾翼類(lèi)似）:40.280.180.61/100/1.34cos/wingmmFt ct cMx c(t/c) 為翼型的相對(duì)厚度；為翼型的相對(duì)厚度；(x/c)m為翼型最大厚度處的相對(duì)位置為翼型最大厚度處的相對(duì)位置;m為最大厚度位置連線的后掠角為最大厚度位置連線的后掠角;M 為飛行馬赫數(shù)。為飛行馬赫數(shù)。干擾阻力 干擾阻力是通過(guò)干擾因子干擾阻力是通過(guò)干擾因子Q來(lái)計(jì)入的。來(lái)計(jì)入的。 機(jī)身與機(jī)翼機(jī)身與機(jī)翼 對(duì)于翼身融合良好的中單翼、下單翼布局，對(duì)于翼身融合良好的中單翼、下

14、單翼布局，Q=1.0； 沒(méi)有整流的機(jī)翼，沒(méi)有整流的機(jī)翼，Q=1.1 1.4， 常規(guī)設(shè)計(jì)中，常規(guī)設(shè)計(jì)中，Q的取值范圍一般在的取值范圍一般在1.0 1.2之間；之間； 平尾和垂尾平尾和垂尾 Q=1.2； 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙發(fā)動(dòng)機(jī)短艙 翼吊布局：翼吊布局：Q可以取可以取1.05 尾吊布局：干擾阻力應(yīng)再取高出尾吊布局：干擾阻力應(yīng)再取高出20%，即，即1.26。各部件的零升阻力系數(shù) 飛機(jī)各部件的廢阻系數(shù)為：飛機(jī)各部件的廢阻系數(shù)為： 表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以部件濕面積與機(jī)翼參考面積之比。部件濕面積與機(jī)翼參考面積之比。 第第i個(gè)部件廢阻系數(shù)的計(jì)算公式為

15、：個(gè)部件廢阻系數(shù)的計(jì)算公式為：,0cwet cDfcccwSCc F QS其中：其中：Swet,c為第為第i個(gè)部件濕面積；個(gè)部件濕面積； Sw為機(jī)翼參考面積。為機(jī)翼參考面積。次項(xiàng)阻力 次項(xiàng)阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件次項(xiàng)阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件安裝引起的。安裝引起的。 機(jī)翼次項(xiàng)阻力：機(jī)翼型阻的機(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：總型阻的系統(tǒng)次項(xiàng)阻力：總型阻的3% 駕駛艙風(fēng)擋：駕駛艙風(fēng)擋：2% 3%的機(jī)身阻力的機(jī)身阻力 零升阻力 總零升

16、阻力各部件廢阻之和次項(xiàng)阻力總零升阻力各部件廢阻之和次項(xiàng)阻力 配平阻力 配平阻力是由于平尾或鴨翼為產(chǎn)生配平力矩而的升力而配平阻力是由于平尾或鴨翼為產(chǎn)生配平力矩而的升力而引起的阻力，包括升致誘導(dǎo)阻力和型阻兩部分。引起的阻力，包括升致誘導(dǎo)阻力和型阻兩部分。 現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)配平阻力一般占總阻力的現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)配平阻力一般占總阻力的2或更少?；蚋佟?壓縮性阻力 飛機(jī)在跨聲速區(qū)飛行時(shí)，當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)臨界馬赫飛機(jī)在跨聲速區(qū)飛行時(shí)，當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)臨界馬赫數(shù)數(shù)Mcr時(shí)，機(jī)翼上出現(xiàn)局部超過(guò)聲速的氣流，會(huì)產(chǎn)生跨聲時(shí)，機(jī)翼上出現(xiàn)局部超過(guò)聲速的氣流，會(huì)產(chǎn)生跨聲速壓縮性阻力，使阻力增大。速壓縮性阻力，使阻力增大。壓

17、縮性阻力 影響影響壓縮性阻力的因素壓縮性阻力的因素 飛行時(shí)的升力系數(shù)飛行時(shí)的升力系數(shù) 馬赫數(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(guò)程，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)現(xiàn)超聲速的過(guò)程，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD。壓縮性阻力3/22/11cos10 coscosmLDDREFQchdQchdQchdt cCMM 阻力發(fā)散馬赫數(shù)阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD計(jì)算公式：計(jì)算公式：MREF為翼形設(shè)計(jì)的技術(shù)水平因子，通常取值在為翼形設(shè)計(jì)的技術(shù)水平因子，通常取值在0.850.935之間。之間。 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

18、公式： 1nDDDcompDDMMCCM 低速構(gòu)形的附加形阻低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量：低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量： 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)翼參考面積，單位為機(jī)翼參考面積，單位ft20.73lg0.00157/DLwCWS0.73lg0.00093/DLwCWS 多輪小車(chē)式多輪小車(chē)式 雙輪式雙輪式 低速構(gòu)形的附加形阻增升裝置的阻力取決于增升裝置的類(lèi)型。增升裝置的阻力取決于增升裝置的類(lèi)型。影響襟翼阻力增量的參數(shù)還有襟翼偏角、機(jī)翼面積延伸比例和后掠角等。影響襟翼阻力增量的參數(shù)還有襟翼偏角、機(jī)翼面積延伸比例和后掠角等。機(jī)翼面積的延伸比

19、例為襟翼打開(kāi)時(shí)機(jī)翼總面積（含前、后緣襟翼增加的機(jī)翼面積的延伸比例為襟翼打開(kāi)時(shí)機(jī)翼總面積（含前、后緣襟翼增加的面積）與原機(jī)翼參考面積的比例。面積）與原機(jī)翼參考面積的比例。根據(jù)襟翼打開(kāi)時(shí)機(jī)翼弦長(zhǎng)的延伸比例及襟翼的展向站位可以估算出機(jī)翼根據(jù)襟翼打開(kāi)時(shí)機(jī)翼弦長(zhǎng)的延伸比例及襟翼的展向站位可以估算出機(jī)翼面積延伸比例。面積延伸比例。 低速構(gòu)形的附加形阻襟翼偏角襟翼偏角、機(jī)翼面積延伸比、機(jī)翼面積延伸比SR和后掠角和后掠角之間有一定的統(tǒng)計(jì)關(guān)系。之間有一定的統(tǒng)計(jì)關(guān)系。在速度不同時(shí)，參數(shù)之間的統(tǒng)計(jì)關(guān)系略有不同，根據(jù)下圖，可以分別在速度不同時(shí)，參數(shù)之間的統(tǒng)計(jì)關(guān)系略有不同，根據(jù)下圖，可以分別用于起飛用于起飛1.2VS和

20、著陸和著陸1.3VS不同速度狀態(tài)下的阻力增量估算。不同速度狀態(tài)下的阻力增量估算。襟翼阻力的估算（襟翼阻力的估算（1.2VS） 襟翼阻力的估算（襟翼阻力的估算（1.3VS） 單發(fā)失效引起的額外阻力0.3fDWACS 發(fā)動(dòng)機(jī)氣流堵塞而增加的阻力（風(fēng)車(chē)阻力）。發(fā)動(dòng)機(jī)氣流堵塞而增加的阻力（風(fēng)車(chē)阻力）。 估算公式：估算公式：Af 風(fēng)扇橫截面積風(fēng)扇橫截面積SW 機(jī)翼參考面積機(jī)翼參考面積 為配平飛機(jī)的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。為配平飛機(jī)的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。 近似估算：零升阻力的近似估算：零升阻力的5。總阻力計(jì)算 巡航構(gòu)形巡航構(gòu)形0,DDDiDcompD trimCCCCC總阻力總阻力 零升阻力零升阻

21、力 升致阻力升致阻力 壓縮性阻力壓縮性阻力 配平阻力配平阻力 起飛起飛/著陸構(gòu)形著陸構(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 襟翼放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量00,DDDiD LGDflapD trimCCCCCC總阻力計(jì)算 第二階段爬升構(gòu)型（單發(fā)失效）第二階段爬升構(gòu)型（單發(fā)失效）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 襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量 單發(fā)失效引起的阻力增量單發(fā)失效引起的阻力增量部件的濕潤(rùn)面積的計(jì)算 對(duì)于機(jī)翼和尾翼：對(duì)于

22、機(jī)翼和尾翼： 如果如果 (t/c) 0.05; Swet = 2.0003S外露外露 如果如果 (t/c) 0.05; Swet = S外露外露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： Swet = K( A俯俯 + A側(cè)側(cè))/2 其中：其中：K = （對(duì)于橢圓截面）；（對(duì)于橢圓截面）； K = 4 （對(duì)于方形截面）（對(duì)于方形截面） A俯俯 俯視圖面積俯視圖面積 A側(cè)側(cè)俯視圖面積俯視圖面積抖振邊界 抖振現(xiàn)象抖振現(xiàn)象 對(duì)于高亞聲速（跨聲速）飛機(jī)，當(dāng)升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達(dá)到一對(duì)于高亞聲速（跨聲速）飛機(jī)，當(dāng)升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達(dá)到一定值時(shí)，會(huì)發(fā)生明顯的氣流分離

23、現(xiàn)象，導(dǎo)致機(jī)體和操縱面抖振。定值時(shí)，會(huì)發(fā)生明顯的氣流分離現(xiàn)象，導(dǎo)致機(jī)體和操縱面抖振。 抖振邊界抖振邊界 將升力系數(shù)和將升力系數(shù)和M數(shù)分為二個(gè)區(qū)域：抖振區(qū)和無(wú)抖振區(qū)。數(shù)分為二個(gè)區(qū)域：抖振區(qū)和無(wú)抖振區(qū)。導(dǎo)致抖振的條件 當(dāng)升力系數(shù)接近飛機(jī)最大升力系數(shù)當(dāng)升力系數(shù)接近飛機(jī)最大升力系數(shù)CLmax ，機(jī)翼上表面，機(jī)翼上表面的氣流發(fā)生分離。的氣流發(fā)生分離。 當(dāng)飛行速度超過(guò)阻力發(fā)散馬赫數(shù)當(dāng)飛行速度超過(guò)阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD，此時(shí)機(jī)翼上的，此時(shí)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。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(guò)當(dāng)速度超過(guò)MDD后，有氣流分