第17讲：飞机空气动力特性分析

航空宇航学院飞机空气动力特性分析航空宇航学院飞机总体设计框架设计要求布局型式选择主要参数计算发动机选择部件外形设计机身机翼尾翼起落架进气道总体布局三面图部位安排图结构布置图分析计算重量计算气动计算性能计算结构分析是否满足设计要求？最优？航空宇航学院内容提要•有关空气动力特性的概念•空气动力学特性估算的方法•气动特性估算公式航空宇航学院空气动力特性•升力升力系数升力线斜率最大升力系数襟翼未打开：CL,max,clean襟翼打开：CL,max,flapSvLCL25.0LLCC航空宇航学院•阻力阻力组成废阻：摩擦阻力；压差阻力；波阻；干扰阻力升致阻力阻力系数SvDCD25.0极曲线（DragPolar)无弯度：有弯度：20LDDKCCC2min,,0)(阻力LLDDCCKCC航空宇航学院空气动力学特性估算的方法空气动力学理论计算方法在飞机设计中的应用经典理论简化解析公式半经验公式细长体理论、面积律概念设计无粘线性位流理论面元法升力面理论总体初步设计和气动分析，机翼弯扭设计无粘非线性位流理论小扰动位流方程或全位流方程的数值方法中等强度激波的跨音速流粘流理论附面层方程解无粘/有粘交互计算阻力计算，附面层修正，修正无粘计算结果无粘有旋流理论欧拉方程数值方法包括脱体涡的亚、跨、超音速流场分析粘性有旋流理论N-S方程数值方法包括分离流的复杂流场航空宇航学院气动特性估算公式•升力线斜率亚声速FSSCtL）参考外露翼()tan1(4222max2222其中：221Mmax,t为翼型最大厚度线的后掠角，λ为展弦比，若有翼尖小翼，则：2.1有效2lC—翼型升力线斜率lCF为机身升力影响系数：2)/1(07.1ldF其中d为机身当量直径，l为机翼展长。或0.95航空宇航学院超声速142MCL)2.1(M（超音速前缘）•最大升力系数襟翼未打开大展弦比、中等后掠角和翼型前缘半径较大)cos(9.04/1max,max,lLCC小展弦比max,.max,max,)(LbaseLLCCC航空宇航学院襟翼打开襟翼类型与增升效果计算公式前缘cos)(max,maxSSCCflappedlL航空宇航学院•废阻系数计算等效蒙皮摩擦系数法SSCCwetfeD0Swet是飞机湿润面积Cfe是等效蒙皮摩擦系数：对于JetTransport:Cfe=0.0030对于JetFighter:Cfe=0.0035S是机翼面积航空宇航学院部件叠加法(componentbuildupmethod)漏，凸,,1,,0)(DmiscDniiwetiiifDCCSSQFFCC其中：Cf,i是部件的表面摩擦系数FFi是部件形状的因子Swet,i是部件的湿润面积Qi是干扰因子CD漏，凸是各种缝隙和凸物引起的阻力系数CD,misc是其他原因引起的阻力系数航空宇航学院1）CF,i的计算Cf,i的大小取决于雷诺数、M、表面质量；层流还是紊流？层流(laminar)紊流(turbulent)其中:Rei是各部件所对应的雷诺数iarlafCRe/328.1)min(58.210)()Re(log455.0iturbulentfC/ReiVL其中:μ是粘性系数，V是气流速度Li是所部件在气流方向上的平均长度)%100(%)()min(,xCxCCturbulentfarlafif通常，典型翼面：X=10-20%层流层;航空宇航学院2）部件形状因子FFi的确定部件形状因子用来估算压差阻力对废阻的贡献。对于短粗物体，压差阻力在废阻中是主要部分。对于细长物体，摩擦阻力是主要部分。对于机翼和尾翼：])(cos34.1[])(100)()/(6.00.1[28.018.04mmiMctctcxFF对于机身和座舱盖：]400)/()/(0.600.1[3dldlFFi航空宇航学院对于短舱和其它平滑的外挂：)/(35.00.1dlFFi其中:（x/c）m是翼形最大厚度的位置，m是最大厚度线处的后掠角，(t/c)是是翼形相对厚度，（l/d）是部件等效长径比，由下式确定：max)4()/(AldlAmax是部件最大截面积航空宇航学院3）干扰因子短舱：如果短舱、外挂直接安装在机身上或机翼上，Q=1.5如果短舱、外挂安装位置在机身直径之内，Q=1.3如果短舱、外挂安装位置在机身直径之外，Q=1.0机翼：如果导弹安装在机翼翼尖上，Q=1.25对于上单翼、中单翼或者带整流的下单翼：Q=1.0对于没有整流蒙皮的下单翼：Q=1.11.4机身：Q=1.0尾翼：Q=1.041.05航空宇航学院4）各种缝隙和凸物引起的阻力系数CD漏，凸对于JetTransport:增加2-5%对于JetFighter:增加2-5%5）其他原因引起的阻力系数CD,misc增加5-7%6）部件的湿润面积Swet,i的计算：对于机翼和尾翼：如果(t/c)0.05;Swet=2.0003·S外露如果(t/c)0.05;Swet=S外露·[1.977+0.52(t/c)]对于机身、短舱和外挂：Swet=K·(A俯+A侧)/2其中：K=π（椭圆截面）K=4（方形截面）航空宇航学院超声速飞行时：波漏，凸,,,1,,0)(DDmiscDniiwetifDCCCSSCCCf,i,CD漏，凸,CD,misc的计算同亚声速CD波的计算航空宇航学院•升致阻力系数计算20LDDKCCC当升力是理想分布（椭圆分布）时：对于实际机翼：1kek1e:Oswald翼展效率因子（0.7~0.85）亚声速：直机翼：后掠翼：64.0)045.01(78.168.0e1.3)(cos)045.01(61.415.068.0前缘e超声速：前缘cos214)1(22MMk航空宇航学院•极曲线（DragPolar)20LDDKCCC米格-19飞机的极曲线航空宇航学院F-16飞机的极曲线