气动特性分析

气动特性分析南京航空航天大学余雄庆概念设计流程设计要求、适航条例全机布局设计发动机选择机身外形初步设计机翼外形初步设计方案分析与评估重量特性气动特性动力特性性能评估操稳特性经济性分析噪声特性排放量可靠性维修性机场适应性……确定主要参数尾翼外形初步设计总体布置形成初步方案设计满足要求？方案最优？YesNo分系统初步方案分析起落架优化任务输入分析评估输出设计方案巡航（高速）•升阻特性起飞/着陆（低速）•最大升力系数•升阻特性抖振升力系数计算模型•工程估算•CFD气动特性分析评估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概念设计无粘线性位流理论升力面理论涡格法/面元法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、超声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内容•升力–升力线斜率–设计升力系数–最大升力系数–抖振升力系数•阻力–摩擦阻力–升致阻力–形阻–压缩性阻力（跨声速）–超声速波阻•巡航–干净构形•起飞–襟翼打开至起飞位置•第二阶段爬升–襟翼打开至起飞位置–单发停车•着陆–襟翼打开至着陆位置气动特性飞行状态（构形）升力线斜率•全机升力线斜率CLα的计算公式：_LLWCC_LWC为机翼升力线斜率:_2/2LWRRCAA(1/rad)ξ为因子：2_12hnethgrossLWgrossdSdbSCS该公式适用于dh/b0.2的机型。ζ为校正常数，通常取值为3.2；dh为飞机机身的最大宽度；b为机翼的展长；Snet为外露机翼的平面面积；Sgross为全部机翼平面面积。最大升力系数（干净构形）max1410.064LregsLCCΦregs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。Vs是过载系数小于1时的失速速度，此时升力系数出现快速减小。按Vslg取证的机型（如A300），Φregs取值0。按Vs取证的机型Φregs取值1。失速速度：通常有1-g过载失速速度（Vslg）常规失速速度（Vs）两种。增升装置对升力的影响•后缘襟翼产生的升力增量–ΔClmax为增升装置二维剖面的最大升力增量；–Sflapped为流经增升装置的流场所覆盖的机翼面积；–ΛHL为增升装置铰链线的后掠角，在没有详细数据时，对于后缘（前缘）襟翼可以近似使用后缘（前缘）后掠角。maxmax/cosLlflappedwHLCCSS增升装置对升力的影响增升装置二维剖面最大升力增量的估算c’TE/c为后缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例c’LE/c为后缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例增升装置对升力的影响•克鲁格襟翼使用时，不会引起机翼弦长的增加；•前缘缝襟翼打开时，会使机翼弦长增加。–c’LE/c为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。增升装置对升力的影响•后缘襟翼中，简单襟翼不会引起弦长的增加；•富勒式襟翼和带有补偿式铰链轴的襟翼会引起弦长的增加，其增量与襟翼打开时的偏转角度有一定对应关系。增升装置对升力的影响•襟翼实际使用时，升力增量的估算值与襟翼偏转角有关，可近似表示为下式（二维）：maxmaxllCC•不同襟翼偏转角下的升力系数增量可以表示为（三维）：maxmax/cosLflaplflappedwHLCCSS增升装置对升力的影响典型的飞行状态采用的襟翼偏角βflap飞行状态|襟翼类型单缝襟翼双缝/富勒式襟翼一般起飞状态7°10°最大重量起飞15°20°着陆状态35°45°阻力阻力以下气动估算公式主要适用于运输机升致阻力零升阻力跨声速压缩性阻力和超声速波阻摩擦阻力压差阻力干扰阻力次项阻力配平阻力典型运输机的阻力组成巡航马赫数0.78；展弦比9.76；后掠角25度；巡航升阻比18.20.019160.012650.00186=0.00069CDTOT=0.03436CL=0.625升致阻力•巡航构型的升致阻力因子21.050.007DcleanLRcleandCKdCA•定义–伴随升力产生而引起的阻力。•襟翼打开时的升致阻力因子21.050.2710.0004870.007DflapLRdCKdCAβflap－襟翼偏转角度摩擦阻力•定义–由于空气的粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦而产生的。•方法–基于附面层理论，应用等效长度法确定飞机的摩擦阻力。•摩擦阻力系数2log1fturbdbRAcNcM湍流状态的摩擦阻力系数计算公式为：摩擦阻力湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：1Tfmffturbbxccl摩擦阻力根据部件叠加的方法，飞机的摩擦阻力系数表示为：10IiifwetiDfWcSCS压差阻力•定义–由流经飞机的气流分离所引起的阻力。•方法–采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。–机身的压差阻力因子为：K为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比。－发动机短舱的压差阻力因子：10.35/nacnacnaclFdlnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比。32.19.02.21kkFfus压差阻力–翼面类部件的压差阻力因子与其平均相对厚度及最大厚度位置的弦向比例有关，还需要考虑飞行马赫数的修正.–机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:40.280.180.61/100/1.34cos/wingmmFtctcMxc(t/c)为翼型的相对厚度；(x/c)m为翼型最大厚度处的相对位置;Λm为最大厚度位置连线的后掠角;M为飞行马赫数。干扰阻力•干扰阻力是通过干扰因子Q来计入的。•机身与机翼–对于翼身融合良好的中单翼、下单翼布局，Q=1.0；–没有整流的机翼，Q=1.1~1.4，–常规设计中，Q的取值范围一般在1.0~1.2之间；•平尾和垂尾–Q=1.2；•发动机短舱–翼吊布局：Q可以取1.05–尾吊布局：干扰阻力应再取高出20%，即1.26。各部件的零升阻力系数•飞机各部件的废阻系数为：–表面摩擦系数、压差阻力因子、干扰阻力因子乘以部件湿面积与机翼参考面积之比。•第i个部件废阻系数的计算公式为：,0cwetcDfcccwSCcFQS其中：Swet,c为第i个部件湿面积；Sw为机翼参考面积。次项阻力•次项阻力是由于附着物、表面缺陷及系统附件安装引起的。•机翼次项阻力：机翼零升阻力的6%•机身和尾翼次项阻力：机身零升阻力的7%•发动机安装次项阻力：短舱零升阻力的15%•系统次项阻力：总零升阻力的3%•驾驶舱风挡：2%~3%的机身零升阻力零升阻力总零升阻力＝各部件废阻之和＋次项阻力配平阻力•配平阻力是由于平尾或鸭翼为产生配平力矩而的升力而引起的阻力，包括升致诱导阻力和型阻两部分。•现代运输机配平阻力一般占总阻力的2％或更少。压缩性阻力•飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声速压缩性阻力，使阻力增大。压缩性阻力•影响压缩性阻力的因素–飞行时的升力系数–马赫数–机翼设计的技术水平。设计水平高的机翼，会延缓机翼气流出现超声速的过程，提高阻力发散马赫数MDD。压缩性阻力3/22/11cos10coscosmLDDREFQchdQchdQchdtcCMM•阻力发散马赫数MDD计算公式：MREF为翼形设计的技术水平因子，通常取值在0.85~0.935之间。•跨声速压缩性阻力的计算公式：1nDDDcompDDMMCCM低速构形的附加形阻低速状态下，起落架放下引起的阻力增量：WL为飞机最大起飞重量，单位lb；SW为机翼参考面积，单位ft20.73lg0.00157/DLwCWS0.73lg0.00093/DLwCWS多轮小车式双轮式低速构形的附加形阻•增升装置的阻力取决于增升装置的类型。•影响襟翼阻力增量的参数还有襟翼偏角、机翼面积延伸比例和后掠角等。•机翼面积的延伸比例为襟翼打开时机翼总面积（含前、后缘襟翼增加的面积）与原机翼参考面积的比例。•根据襟翼打开时机翼弦长的延伸比例及襟翼的展向站位可以估算出机翼面积延伸比例。低速构形的附加形阻•襟翼偏角β、机翼面积延伸比SR和后掠角Λ之间有一定的统计关系。•在速度不同时，参数之间的统计关系略有不同，根据下图，可以分别用于起飞1.2VS和着陆1.3VS不同速度状态下的阻力增量估算。襟翼阻力的估算（1.2VS）襟翼阻力的估算（1.3VS）单发失效引起的额外阻力0.3fDWACS•发动机气流堵塞而增加的阻力（风车阻力）。–估算公式：Af－风扇横截面积SW－机翼参考面积•为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力。–近似估算：零升阻力的5％。总阻力计算•巡航构形0,DDDiDcompDtrimCCCCC总阻力＝零升阻力＋升致阻力＋压缩性阻力＋配平阻力•起飞/着陆构形总阻力＝零升阻力＋升致阻力＋配平阻力＋起落架放下引起的阻力增量＋襟翼放下引起的阻力增量00,DDDiDLGDflapDtrimCCCCCC总阻力计算•第二阶段爬升构型（单发失效）总阻力＝零升阻力＋升致阻力＋配平阻力＋襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量＋单发失效引起的阻力增量部件的湿润面积的计算•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（对于椭圆截面）；K=4（对于方形截面）A俯－俯视图面积A侧－俯视图面积抖振边界•抖振现象–对于高亚声速（跨声速）飞机，当升力系数和飞行马赫数达到一定值时，会发生明显的气流分离现象，导致机体和操纵面抖振。•抖振边界–将升力系数和M数分为二个区域：抖振区和无抖振区。导致抖振的条件•当升力系数接近飞机最大升力系数CLmax，机翼上表面的气流发生分离。•当飞行速度超过阻力发散马赫数MDD，此时机翼上的激波会引起不稳定的气流，导致气流分离。当CL增加到一定值后，有气流分离。当速度超过MDD后，有气流分离。预测抖振边界•与CLmax关联的抖振边界–计算各飞行马赫数下的最大升力系数CLmax。–取各飞行M数下CLmax的90％作为抖振升力系数。•与MDD关联的抖振边界–一般地，飞行马赫数比MDD高0.03时，会出现抖振现象。–MDD与升力系数CL有关，当CL越大时，MDD越小。–根据CL和MDD的关系，可确定出抖振边界。根据上述二个条件，即可画出抖振边界。不同M时最大升力系数之比抖振边界裕度某典型喷气客机的抖振边界图•飞行时的升力系数CL应小于抖振升力系数，并有余量！•初始巡航时需较高的CL，需校核此时CL不能超过抖振升力系数。气动分析的输出升力－阻力极曲线气动分析的输出干净构形升阻比特性气动分析的输出干净构形（ML/D）特性气动分析的输出最大ML/D与最大升阻比时的CL随马赫数变化规律气动分析的输出起飞/着陆构形升阻比特性气动分析的输出起飞/着陆构形的升力特性气动分析的输出抖振边界课后任务•分析你们小组所设计方案的气动特性，包括–巡航状态的极曲线–起飞/着陆状态极曲线–第二阶段爬升时单发停车时极曲线。