《方案设计阶段飞机气动数据获取方法简介》由会员分享，可在线阅读，更多相关《方案设计阶段飞机气动数据获取方法简介（4页珍藏版）》请在装配图网上搜索。
1、方案设计阶段飞机气动数据获取方法简介作者：薛蛟韩建民 杜春水 严飞来源：中国科技纵横2015年第 22期【摘 要】气动数据的计算分析是飞机设计中的重要步骤，气动数据的计算是以飞机的气 动布局、飞行条件，外形尺寸为依据，其结果直接影响到飞机的飞行性能及操稳特性。在飞机 设计中，气动数据的获取方法有很多，包括经验公式、工程估算、CFD方法、风洞试验等。 本文主要论述了方案设计阶段飞机气动数据的获取方法和流程，并介绍了不同构型下气动数据 的获取方法，以作为开展总体布局和气动分析工作的参考。【关键词】气动数据飞机性能操稳特性总体布局气动分析1 引言在飞机方案设计阶段，需要根据飞机的设计目标、设计要求、
2、适航条例等文件来计算飞机 的总体参数，然后参考类似机型的经验数据确定飞机的基本布局及各部段位置及外形尺寸，但 是验证该布局飞机是否满足基本的飞行性能和操稳特性要求则需要飞机不同构型的气动数据来 计算分析1。飞机的气动数据主要包含全机的气动力和力矩系数、静稳定性导数、动稳定性导数等数 据，在早期飞机设计中，主要通过经验公式来估算这些气动数据，由于经验公式估算误差较 大，所以后期需要大量风洞试验对飞机进行验证修形，导致整个项目花费巨大且周期较长；现 在的飞机设计中主要通过工程估算方法来获取所需的气动数据，本文主要对获取不同构型的气 动数据的方法流程以及所得数据的准确性进行分析。2 气动数据获取方法
3、2.1 概述飞机方案设计阶段计算飞机的飞行性能及操稳特性需要分别分析飞机在不同飞行条件和不 同构型的气动数据，因此需要选取几个不同的特征高度、飞行速度、攻角角度，分别估算飞机 在起飞构型（襟翼部分偏转，方向舵偏转一定角度），巡航构型（襟翼不偏转，方向舵不偏 转），着落构型（襟翼完全偏转，方向舵偏转一定角度）的气动数据2。由于分析的飞行条 件较多，且起飞和着陆构型的气动数据不能通过简单的计算直接获得，我们需要借助工程估算 软件来获取气动数据，飞机气动数据估算软件Digital Datcom可以对巡航构型在多种飞行条件 下的气动数据直接计算，且能计算襟副翼和方向舵偏转引起的气动数据增量，所以我们可
4、以借 助Digital Datcom软件，通过部件组合法和数据模块化方法3估算出飞机方案设计阶段各种构 型的气动数据。2.2气动数据获取气动数据的估算都是基于飞机已有理论外形及重心位置确定的情况下进行的，所以在估算飞机的气动数据之前，首先要由外形参数设计人员提供前期估算的外形数据，包括：（1）全机参考尺寸，如参考面积，平均气动弦长，飞机展长等。（2）飞机各部段的位置，如机翼顶点坐标位置，平尾顶点坐标位置，垂尾顶点坐标位置（3）飞机部段外形尺寸，如机身不同截面位置的截面面积和周长，机翼、平尾、垂尾的 面积，根部弦长，梢部弦长，展长，翼型等。然后重量设计人员根据飞机的起飞总重、以及部段外形参数估算
5、出飞机各部段的重量和重 心位置，进而确定全机的重量和重心前后限位置。最后由气动设计人员分别选取飞机特征高度、特征速度、攻角等作为飞行条件的输入数 据。将外形数据、重量数据以及飞行条件输入到工程算法软件Digital Datcom的输入文件中4 ,运行该程序就可以获取飞机巡航构型在不同飞行条件、不同攻角下的阻力系数CD、升力 系数CL、力矩系数CM、法向力系数CN、轴向力系数CA等气动数据，某型号飞机在特定飞 行条件,不同攻角下的气动数据计算结果。起飞构型和着陆构型的气动数据获取要比巡航构型复杂，由于起飞构型和着陆构型涉及到 襟翼和升降舵偏转对气动数据的影响，所以获取其构型气动数据需要部件组合计
6、算。首先需要 外形参数设计人员提供估算的操纵面的位置及外形尺寸，然后将wing-body（翼身融合体）构 型的外形数据和襟翼偏转角度输入到Digital Datcom的输入文件中，运行程序可以获取wingbody 构型襟副翼不偏转的气动数据和襟翼偏转不同角度时对应的气动数据增量。将两部分气 动数据相加就是该wing-body构型在襟翼偏转不同角度时对应的气动数据，再将相加后的气动 数据作为相应构型的输入，就能获取该飞机起飞构型和着陆构型在不同飞行条件和不同攻角下 的气动数据。2.3 气动数据分析数据分析的主要作用是对获取的气动数据真实性做一个概括的评估，对数据的准确度做一 个判断。我们首先统计
7、出飞机在巡航构型、起飞构型、着陆构型的气动力和力矩系数以及稳定 性导数随攻角变化的数值，然后通过数据处理软件分别画出飞机在各个构型下的气动数据变化 曲线，分析其变化规律是否符合气动数据的变化情况。下图1和图 2分别是通过上述方法计算 的某型号飞机的升力特性曲线和俯仰力矩特性曲线。由图1可知，攻角Alpha在12之前，任一构型的飞机升力系数CL随攻角Alpha近似呈线 性增长；Alpha在12。至19之间时，CL随攻角Alpha呈非线性增长，当Alpha等于19。时飞机 的升力系数CL达到最大值，当Alpha再增加时升力系数减小，符合飞机的升力特性变化；起 飞构型的襟翼偏转角度比着陆构型襟翼偏转
8、角度小，其特定攻角下飞机的升力系数增量也小， 起飞构型和着陆构型的升力特性变化曲线和巡航构型的升力特性变化曲线相似，所以数据接近 真实情况。图2是飞机的俯仰力矩系数CM随攻角Alpha变化曲线。在小角度时飞机的力矩特性近似 呈线性变化，当攻角增大到一定的程度时飞机出现气流分离，力矩系数开始随攻角呈现非线性 变化，符合飞机力矩特性变化规律。3 结语气动数据获取是飞机方案设计阶段非常重要的一个环节，气动数据直接影响到前期气动布 局的确定和后期研制周期的长短。如果数据误差太大，后期则需要很长时间来通过CFD计算 和风洞试验进行外形修改5。本文阐述了设计初期获取气动数据的准备工作、气动数据获取 的工具
9、及应用方法，为总体设计第一轮气动数据的获取提供了参考。文中涉及的气动数据估算 软件 Digital Datcom 是基于试验数据和经验公式拟合方法来估算气动数据，可信度较高，适用 于大多数的飞机构型。需要说明的是，方案阶段确定的气动数据并不能作为最终性能及操稳计 算的依据，它只是方案阶段快速进行方案确定的依据，是后续开展详细气动分析的基础。参考文献：1Jenkinson， LR， Sinpkin， p. Civil Jet Aircraft DesignM. Reston：AIAA Inc， 1999.2 陈小荣，张帅，余雄庆用于喷气客机概念设计的气动特性分析程序J.航空计算技术， 2012，
10、 42（3）： 25-27.3 何佳丽，梁国柱，邱伟飞行器气动计算方法的应用研究J.航空计算技术，2008，38 （1）： 32-38.4 Lambert， M， Surhone， Mariam， T， Tennoe. The USAF Stability And Control Datcom， M. USA：VDM Publishing House， 2010. 50-805 杨艳明，唐胜景一种基于MATLAB的气动特性估算方法J.导弹与制导学报，2008， 26（2）： 13-18.作者简介：薛蛟（1986）山西人，本科，职位：技术员，研究方向：飞机设计。图2俯仰力矩系数Cm随攻角Alpha变化曲线
方案设计阶段飞机气动数据获取方法简介
