飞机气动估算及飞行性能计算

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1、本科课程设计报告题目飞机气动估算及飞行性能计算学生姓名目录气动特性估算 错误！未定义书签。升力特性估算错误 ! 未定义书签。外露翼升力估算错误!未定义书签。机身升力的估算错误!未定义书签。尾翼的升力估算错误!未定义书签。合升力线斜率的计算错误 !未定义书签。临界马赫数的计算错误!未定义书签。阻力特性的估算错误!未定义书签。全机摩擦阻力的估算错误!未定义书签。亚音速压差阻力的估算错误!未定义书签。亚声速升致阻力特性估算错误 ! 未定义书签。超音速零升波阻估算错误!未定义书签。超声速升致阻力 错误 ! 未定义书签。飞机基本飞行性能计算错误!未定义书签。平飞需用推力的计算错误!未定义书签。不同高度下

2、的推力曲线图 （15） 错误 !未定义书签。不同高度的马赫数分布错误!未定义书签。飞行包线图 （16） 错误 !未定义书签。定常上升性能错误 ! 未定义书签。不同高度下的 Vy-Ma （最大上升率）图（ 17） 错误 !未定义书签。绘制图求解不同飞行高度下的最大爬升角 错误 ! 未定义书签。升限的确定（读上图可得） 错误 ! 未定义书签。亚音速等表速爬升 超音速等马赫数爬升 平飞加速段的求解方法爬升时间计算错误 ! 未定义书签。错误!未定义书签。错误!未定义书签。错误!未定义书签。气动特性估算升力特性估算飞机上的升力可表示为：其中： 升力系数 有：S 机翼参考面积q动压外露翼升力估算Cl,wi

3、y f( tan 1/2,1Ma2or,1Ma2,Vc,)(1)其中机翼的展弦比仁翼展l=机翼的根梢比 于，即bo/bi 5.48机翼面积S=机翼的表面为一梯形，由梯形面积计算公式有：S=可求得： 机身最大当量直径d=,外露机翼面积=，由几何关系有:(b0 b0wl) d/2 S Sw,解之得所以，外露翼参数为: 展弦比公式Cl ,wly f ( tan 1/2, *WW4vBm品7_ f Jl*faiWryr-40,6lUlkbw,”-q一 .f II L i1n0123kS x/m)图4:确定参数A所用的曲线各参数随马赫数变化计算结果MakkwACla,w1合升力线斜率的计算以上计算的各个

4、部件的升力系数其参考面积均为各自的参考面积，例如机翼的参考面积为外露翼部分面积，机身的参考面积一般采用机身截面的面积，尾翼的参考面积为尾翼外露面积，这样为求得合力系数，必须对其参考面积进行转化后叠加，其计算公式如下：GaSwlySsh p SPw ,、Cla ,yi Cla ,sh Cla, pw -（ 2）SSS其中 外露翼面积Swly 35.21m2机身截面积Ssh3,57m2平尾外露面积Spw 6,6m2pw全翼面积S 49.24 m2 S代入公式（2）中计算得MaC la,shC la,yiC la,wSwlySshS 2pwSCl12临界马赫数的计算飞机某一部件在局部马赫数超过时，就

5、会有波阻的存在，这个飞行状态的马赫数称之为临界马赫数，计算飞机的波阻时，必须首先确定临界马赫数。确定临界马赫数后可以把流场分为亚声速、跨声速、超声速三个阶段，通常对于跨声速阶段的阻力难以进行估算，为了获得数据可以用图解法把亚声速和超声速进行光滑过渡而得到。机翼临界马赫数主要取决于机翼剖面形状、展弦比、后掠角等因素：其中临界马赫数机翼刨面的临界马赫数，通过图5,由机翼升力系数、相对厚度c和翼型最大厚度线的弦向位置X所定展弦比对临界马赫数的影响，由图6根据零升临界迎角查得后掠角对临界马赫数的影响，由图6根据零升临界迎角查得。L7 0* QI图5刨面临界马赫数与升力系数的关系机翼剖面的临界马赫数由机

6、翼升力系数、相对厚度和翼型最大厚度线的弦向位置所决定，以上参数已知即可确定临界马赫数。图6展弦比与后掠角对临界马赫数影响曲线如果已知零升力时的临界马赫数、展弦比和后掠角便可通过曲线查出展弦比和后掠角对临界马赫数的影响。不同升力系数的临界马赫数ClMa kp, pMakp,Makp,Makp000000阻力特性的估算阻力系数可以表示为零升阻力(摩擦阻力、压差阻力)和诱导阻力(升致阻力)两部分，其形式为2无号度机翼：Cd Cd 0 AC l2有弯度机翼：Cd Cdo A(Cl Clo)其中零升阻力系数A诱导阻力因子亚音速范围内，飞机的零升阻力主要由表面摩擦阻力和气流分离引起的压差阻力组成。 =(+

7、)其中摩擦阻力系数压差阻力系数全机摩擦阻力的估算下面分别以亚音速和超音速情形进行讨论。全机摩擦阻力估算公式为：CD0f （2Cf,yi c,yiSwlyCf , sh c,shScy,sh2Cf , pw c, pw Spw2Cf , W c ,lwSw ） /Sc,yi c,sh c,pw c,lw分别为机翼、机身、平尾、垂尾（立尾）的厚度修正系数Scy,sh Spw Slw分别为机身浸润面积和垂尾（立尾）面积Cf,yi Cf,sh Cf,pw Cf,lw分别为机翼、机身、平尾、垂尾（立尾）的摩擦系数，他们与表面附面层状态、沿表面压力分布梯度及表面粗糙情况有关，同时也与基于各部件特征长度的雷

8、诺数有关。当飞机在大气中飞行时，基于各部件特征长度的飞行雷诺数通常是相当大的，加上由于工艺水平等原因，飞机表面不可能做到理想的光滑，因此可以把飞机附面层近似看成是全湍流附面层。对于光滑平板，具有全湍流附面层的表面摩擦系数可以用下面的半经验公式表示：Cf0.445258(lg Re)其中,Re是基于各部件特征长度计算的雷诺数。Re -V-c对于机翼、机身、平尾、垂尾（立尾）的特征长度分别为气动弦长和当量直径,取不同高度的标准大气参数值，计算。HMaap机翼cRe机翼平尾cRe平尾垂尾cRe垂尾机身cRe机身0340340340340+08340+08340+08+08340+08+08340+0

9、8+08340+08+08340+08+08+0853209969666320320320320320+08320+08320+08320+081E+08320+08+08830873090499098933308308308308308308308308+08308+081129551827136451887295777407096778312952952952952952952952951329538016067643205473256629557024087098848295760321194651312959504014295295295295295295152958104220276

10、221555534893438643295414332383302345157965295552443068772862956905538859660829582866462959667753295295295295172955054694172282534637742144721295758204125842375195661321708129534456506927549428944129543070628659436536180229551684756434162295602988775065232956891300857888329577527129651243295861412529

11、594755372029512529642519109155979715597972952339695295+083119594295+08+08+083899492295+08+08+084679391295+08+08+085459289295+08+08+086239188295+08+08+087019086295+08+09+087798984295+08+09+088578883厚度修正系数的计算公式如下，其中考虑了马赫数对摩擦影响的修正0.641.80.281 =c 100 c 1.34Ma (cos max)Xc其中Xc翼型最大厚度线的弦向位置，无量纲max翼型最大厚度线的后掠

12、角机身的厚度修正系数计算公式为：60c,sh 163 0.0025Qsh/d)(lsh/d)其中，机身长度lsh 17.75m,机身直径d 2.13m,解之得 诋1.1245机身的浸润面积计算公式如下：Scy,sh2.8lt 2.5lw(1其中 分别为头部、尾部、柱段长度计算得 Scvsh 112.364m2cy,sl 1MaXccX maxY c机翼0.101.0000200平尾100000200垂尾1001.000200摩擦阻力系数的计算：HMaC f,yiCf,pwCf,lwCf,shCd,0 f025281112131215121722012亚音速压差阻力的估算在计算压差阻力时，由于机

13、翼及尾翼的压差阻力非常小，所以只考虑机身的压差阻力。飞机在超音速飞行时，压差阻力实际上就是波阻，所以不单独计算压差阻力。压差阻力可按照下式分为头部阻力、尾部阻力、底部阻力、附加阻力四部分。其中:头部阻力系数，取决于头部长细比、马赫数，见下图7图7抛物线母线头部的阻力系数与马赫数的关系尾部阻力系数，可通过下图8由尾部长细比、收缩比、马赫数确定。故此项可暂时忽略）（由于纵坐标没有刻度,QS 1,2 M 2.028 M图8直线（上图）和抛物线（下图）母线尾部阻力系数计算曲线底部阻力系数，通常超音速战斗机发动机安装在尾部，所以此项为0.附加阻力系数，通常取一，这里我们取计算图表MaCD tCDDCDS

14、shSCD 0y000100000200亚声速升致阻力特性估算飞机在正常飞行状态下，升力主要由机翼产生，因此，在对飞机进行气动估算时，可以近似采用机翼的升致阻力代替全机的升致阻力。飞机升致阻力可以由升致阻力因子所描述，对于升力沿展向椭圆分布的机翼，。实际机翼升力沿展向分布受机翼平面形状影响：其中e奥斯瓦德因子，是机翼展弦比和后掠角的函数对于直机翼 对于后掠翼 通常情况，升致阻力系数可能无法表示为升致阻力因子的形式，则其升致阻力系数可以表示为:20.38cLcos 1/2CDi-0.8Cl(1)41/2 38.1o亚音速升致阻力wlyClCDi超音速零升波阻估算实践证明，超声速摩擦阻力的计算可以

15、使用前面所介绍的亚音速摩擦阻力计算方法。在超声速情况下，摩擦阻力几乎与剖面形状无关，不需要进行剖面形状修正，因此在厚度修正系数表达式中可以认为相对厚度值为零。超音速零升阻力的另一部分是零升波阻，零升波阻可以表示为各部件波阻之和：其中零升波阻分别为机翼、机身、平尾、垂尾的波阻系数单独机翼的波阻与飞行马赫数、 机翼剖面形状和平面形状有关。 图9以组合参数形式给出了计算 机翼波阻的工作曲线。 每一张曲线对应菱形剖面和给的尖梢比。 图中点划线是利用超音速线性理论计算的结果，而实线是根据实验数据整理的结果。由图可见，当弋1和弋0时两组曲线有较大差别，参数对波阻系数有显著影响。在做机翼波阻时，宜取实线值。

16、平尾与垂尾的波阻系数也可 以按照此理论进行计算。图9菱形机翼的波阻计算图机翼波阻系数的计算所有参数均取外露翼，机翼尖削比 0.214近似取 0.2的b图数据，机翼2.60c 41.5o tan c2.30 Vc 0.964,所以取Vc 1的实线。对于非菱形机翼，其波阻计算式为 其中菱形剖面机翼的波阻系数，由上图9查出K非菱形剖面的修正因子，由表 1确定由机翼最大厚度线的后掠角所确定的修正因子，由图10确定表1非菱形剖面修正因子图10机翼最大厚度线后掠角修正因子Ma,Ma2 1(Cd,B)02 c(C D ,b)0KCd ,b10002平尾波阻系数的估算所有参数均取外露翼， 梯形比，尖梢比， 近

17、似取 的情况2.93 c 33.9167o tan c 1.97 寻c 0.993,所以取 Vc 1 的实线。对于非菱形机翼，其波阻计算式为:其中K菱形剖面机翼的波阻系数，由上图9查出非菱形剖面的修正因子，由表1确定由机翼最大厚度线的后掠角所确定的修正因子，由上图10确定Ma，Ma2 1(Cd,B)02 c(Cd,b )010垂尾波阻系数的估算取外露翼参数，垂尾尖梢比(=1/刀=1/=心,近似取前面图 9 (b)的数据，展弦比人=,相对厚度c=%,前缘后掠角，从而，进一步查图时取=曲线。对于非菱形机翼，其波阻计算式仍为：其中菱形剖面机翼的波阻系数，由前面图9查得非菱形剖面的修正因子，由表7确定

18、由机翼最大厚度线的后掠角所确定的修正因子，由前面图10确定MajMa2 1(Cd,B)02 c(CD ,B )0KCd,b10003002机身波阻估算飞机机身的波阻系数分别由头部波阻、尾部波阻和头部队尾部的干扰阻力所组成：其中尾部波阻，可由下图 11查得头部波阻，可由下图 12查得头部对尾部的干扰阻力，当柱段长度大于2倍直径时，认为头部对尾部的干扰很小，其阻力可以忽略不计。图11拱形尾部跨、超音速波阻系数Ma查图11100Ma图121002图12尖拱形头部跨、超音速波阻系数（其中，所以查图12中对应曲线值）超声速升致阻力超音速情况下，机翼的升致阻力系数可以表示为CDi57.3Clk(C2) C

19、LCl前缘吸力对升致阻力的影响，按图13确定修正系数，按图14确定图13计算的曲线Ma前缘后掠角0Jm2 1 tan otan 0 3tan 0 4插值结果15205252525225252K超音速不同马赫数、不同升力系数下的升致阻力系数MaK121212121212不同马赫数，不同升力线斜率下的超音速阻力系数H=0H=5H=8H=11MaMaMaMa111 I1 I222 2 :H=13H=15H=17H=20MaMaMaMa11112222超音速升阻极曲线不同马赫数、不同升力线斜率下的亚音速（跨音速）阻力系数H=0H=5H=8H=11MaMaMaMaH=13H=15H=17H=20MaMa

20、MaMa亚音速升阻极曲线飞机基本飞行性能计算平飞需用推力的计算飞机定直平飞时的运动方程：忽略、的影响（，可简化为：P=QY=G首先根据运动方程计算平飞需用推力,在给定飞行状态（ H,M） 下， 由法向力方程Y=G可得飞机在此飞行状态下的升力系数：由极曲线可根据求得，则可以计算平飞需用推力：根据飞行在同一高度不同速度下的平飞需用推力计算结果可以绘制出平飞需用推力曲线.在同一张图上，同时绘制飞机在最大推力状态下或全加力状态下的推力（称之为可用推力），则构成推力曲线图（下图15）,飞机在此飞行状态下的飞行速度范围就可以通过平飞需用推力和可用推力曲线的交点确定。在某种推力状态下（最大或加力），需用推力

21、曲线与可用推力曲线左侧的交点决定了最小 飞行马赫数，右侧的交点决定了最大飞行马赫数。飞机的最小平飞马赫数还取决于失速迎角等因素的限制，以上采用简单推力法所确定的只是由推力所限制的最小平飞马赫数，实际上略大于真实值。根据不同高度下的飞行马赫数范围，绘制H-Ma曲线，则构成了飞行包线（下 图16）。注意到，前面的计算只考虑了推力限制，实际上飞行包线的边界还受 到失速迎角（气动边界）、最大飞行马赫数（气动加热边界）、最大动压（结构 强度边界）等因素限制。HMaPam/ sG/kgSClCdPx/kgPky /nPjl /n03401904 07180130003401904 072001400034

22、01904 073601540013401904 07640173003401904 07960196003401904 0215003401904 03401904 023401904 03401904 053201904 0462083003201904 0482090003201904 051201040013201904 05400119003201904 05820135003201904 06320151003201904 0164003201904 023201904 03201904 083081904 0328058003081904 0352066003081904 038

23、00750013081904 0420089003081904 04600105003081904 05040122003081904 0136003081904 01440023081904 03081904 0112951904 02951904 02951904 02720530012951904 0310064002951904 0342076002951904 0380091002951904 0110002951904 01250022951904 0135002951904 013800132951904 022951904 02951904 012951904 02951904 02951904 069752951904 02951904 022951904 02951904 0152951904 02951904 012951904 012951904 02951904 02951904 048502951904 02951904 022951904 02951904 0172951904 02951904 02951904 012951904 02951904 02951904 030252951904 02951904 022951904 02951904 0202951904 02951904 02951904 012951904