飛機(jī)氣動(dòng)性能計(jì)算講解

1、飛機(jī)氣動(dòng)估算及飛行性能計(jì)算-一課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院2005.3西北工lit大學(xué)流休力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料 1 前言1965年4月9日美國(guó)四架F-4B飛機(jī)入侵我海南島，我人民解放軍空軍英勇 迎擊。敵機(jī)驚慌失措，倉(cāng)皇發(fā)射導(dǎo)彈，結(jié)果擊落自己飛機(jī)，墜落于海南島地區(qū)。 敵機(jī)殘骸打撈后，根據(jù)上級(jí)指示，西北工業(yè)大學(xué)師生對(duì)F-4B的殘骸進(jìn)行了分析 研究工作。本課程設(shè)計(jì)所列F-4B各項(xiàng)數(shù)據(jù)均來(lái)自該機(jī)殘骸測(cè)繪結(jié)果，發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù) 據(jù)為原航空工業(yè)部六院計(jì)算結(jié)果。2飛機(jī)的基本情況和數(shù)據(jù)F-4為美國(guó)麥克唐納公司為美國(guó)海軍研制的雙座艦載戰(zhàn)斗轟炸機(jī)，后來(lái)美國(guó) 空軍也大量采購(gòu)，成為美國(guó)空海軍6070年代的通用主力戰(zhàn)斗

2、機(jī)。1956年開(kāi)始 設(shè)計(jì)，1958年5月原型機(jī)試飛，1961年10月開(kāi)始交付海軍使用，1963年11月 進(jìn)入空軍服役。F-4不但空戰(zhàn)能力好，對(duì)地攻擊能力也很強(qiáng)，是60年代以來(lái)美 國(guó)生產(chǎn)數(shù)量最多的戰(zhàn)斗機(jī)。至1981年停產(chǎn)為止，美國(guó)共生產(chǎn)了 5195架各種型號(hào) 的F-4飛機(jī)oF-4B為艦載全天候型,是生產(chǎn)較多的型號(hào)。F-4的英文名字為Phantom （鬼怪）II。F-4B飛機(jī)采用大后掠角小展弦比的機(jī)翼、其外側(cè)可折疊部分有12度上反角， 全動(dòng)水平尾翼下反角為23度。F-4B裝有兩臺(tái)J79-GE-8型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。飛機(jī)上 沒(méi)有機(jī)炮，機(jī)腹部懸掛有4枚半埋式的麻雀IIIA型中距空空導(dǎo)彈，需要時(shí)，可 在機(jī)翼上

3、增掛2到4枚響尾蛇導(dǎo)彈。此外，他還有多種外掛方案以執(zhí)行不同的任 務(wù)。F-4B飛機(jī)裝有AN/APQ-72雷達(dá)火控系統(tǒng)，其搜索距離為3696公里，跟 蹤距離為1040公里。以下是F-4B飛機(jī)的部分原始數(shù)據(jù):表1飛機(jī)的重量數(shù)據(jù)方案載荷情況重量（公斤）空重12670全機(jī)19040正常載荷4枚麻雀ni19740超載4枚麻雀III+2枚響尾蛇19890表2飛機(jī)的載油數(shù)據(jù)油箱最大儲(chǔ)油量（公斤）可用燃油量（公斤）機(jī)身油箱42604183機(jī)翼油箱19681943飛機(jī)基本油量62286126機(jī)翼下副油箱2x11482x1141機(jī)身下副油箱18571851全機(jī)最大總油量1037910259表3飛機(jī)的幾何數(shù)據(jù)全機(jī)參數(shù)

4、機(jī)長(zhǎng)17.75 米翼展11.7 米機(jī)高4.95 米機(jī)翼參數(shù)全翼面積49.24 米 2夕卜露翼面積Swly35.21 米 2翼展111.7 米前緣后掠角X521/4弦線處后掠角45上反角（外翼部分）12上反角（內(nèi)翼部分）0安裝角0展弦比22.79梯形比（根削比）5.48平均相對(duì)厚度c5.1%平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)5.02 米副翼面積2x1.32 米 2副翼偏度向上0。向下30#西北工11學(xué)流休力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料最大厚度線處后掠角41。29水平尾翼全面積8.31 米 2外露面積6.60 米 2翼展5.00 米前緣后掠角42.5下反角23最大厚度線處后掠角33。55安裝角0展弦比2.93外露翼梯形比4.46

5、相對(duì)厚度3.62%平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)1.711 米平尾偏角范圍向上14.5向下20尾臂（l/2bA處至飛機(jī)重心）7.197.63 米尾容量0.192垂直尾翼面積5.52 米 2翼展1.75 米前緣后掠角65.5展弦比1.11梯形比4.1平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)3.44相對(duì)厚度3.61%尾臂（l/2bA處至飛機(jī)重心）6.747.18 米尾容量0.151方向舵面積1.28 米 2方向舵偏角范圍左右28。最大厚度線處后掠角52。47機(jī)身全長(zhǎng)17.75 米最大當(dāng)量直徑2.13 米最大截面積3.57 米 2進(jìn)氣口面積2x0.405 米 2頭部長(zhǎng)4.9米頭部長(zhǎng)細(xì)比2.93柱段長(zhǎng)8.50 米柱段長(zhǎng)細(xì)比3.94尾段長(zhǎng)4.35

6、米尾段長(zhǎng)細(xì)比2.04長(zhǎng)細(xì)比8.34減速板面積2x1.04 米 2尾段收縮比03西北工業(yè)大學(xué)流休力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料表4 J-79-GE-8最大狀態(tài)可用推力表（單臺(tái)）vX0.20.40.60.81.01.21.4Okin3700359036003680382039805kin2310231024102560270029103160Skin164017601900210023002520lOkin1520170018902080llkin1360155017101900表5 J-79-GE-8全加力狀態(tài)可用推力表（單臺(tái)）占0.40.60.81.01.21.41.61.82.02.22.4Okin6

7、5007000770086509800107505kin41504500520059506750755082008kin29003300375044505250610068007200lOkin3000360042505050595065507000llkin265032003800455055006250675069006950注：11km以上的推力數(shù)據(jù)可按公式Ph=1L進(jìn)行計(jì)算。 Ai3飛機(jī)氣動(dòng)特性估算飛機(jī)升阻特性是飛機(jī)最為重要的原始數(shù)據(jù)之一，在性能計(jì)算、飛行仿真等方 面必不可少。在飛機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中，特別是方案論證或方案設(shè)計(jì)初期，氣動(dòng)布局等總體參數(shù) 通常是變化的，翼型等參數(shù)尚未完全確定，因此

8、計(jì)算精確的氣動(dòng)數(shù)據(jù)較為困難。 通常采用工程方法進(jìn)行氣動(dòng)估算，以獲得進(jìn)一步計(jì)算分析的原始參數(shù)。另外對(duì)于 國(guó)外設(shè)計(jì)的飛機(jī)，由于無(wú)法得到精確的翼型等外形參數(shù)，也只能夠?qū)ζ溥M(jìn)行氣動(dòng) 估算以獲得其氣動(dòng)參數(shù)。 3.1升力特性的估算作用在飛機(jī)上的升力可以表示為：L = CLqS其中Q升力系數(shù)S機(jī)翼參考面積西北工業(yè)大字流體力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料q動(dòng)壓1q=2P對(duì)于沒(méi)有增升裝置的對(duì)稱(chēng)翼型，升力系數(shù)可以表示為：CL=CLa acLa升力線斜率a迎角對(duì)于非對(duì)稱(chēng)翼型，升力系數(shù)可以表示為：G. = Cs（a-心）檢零升迎角，取決于機(jī)翼的彎度等特性/00.51.01.52.0 Ma圖1機(jī)翼升力特性從上式可以看出，描述飛機(jī)升

9、力特性的參數(shù)主要是和條。圖2升力卿率與馬赫數(shù)的關(guān)系下面，我們將介紹飛機(jī)升力線斜率C“的工程估算方法。由于機(jī)翼是飛機(jī)產(chǎn) 生升力的主要部件，則Cg主要取決于機(jī)翼的特性（剖面、形狀等），對(duì)C“產(chǎn)生 影響的還有平尾和機(jī)身。通常估算Cg就是分別按照這三部分分別計(jì)算再進(jìn)行疊 加而成，估算其他參數(shù)的方法通常類(lèi)似。3.1.1單獨(dú)機(jī)翼升力的估算對(duì)于單獨(dú)的機(jī)翼，其升力線斜率可以表示為以下參數(shù)的函數(shù):=/（2或加“/ 一 1,2 體，才）其中Z1/2C展弦比1/2弦線的后掠角機(jī)翼相對(duì)厚度尖削比， =丄根梢比或稱(chēng)梯形比其函數(shù)關(guān)系較為復(fù)雜，可以由圖3曲線查出。tanz1/2 = tanz-|-77-177 + 1有時(shí)機(jī)

10、翼的兒何參數(shù)數(shù)據(jù)給出機(jī)翼的前緣后掠角，則1/2弦線的后掠角可以 由下式求出：其中Z前緣的后掠角對(duì)于大展弦比的后掠翼來(lái)說(shuō)，其升力線斜率可以表示為:C =匹“ 2 +卜叫+ ；VJleP-其中Z翼型效率，可取0.95P Jl Ma3.1.2機(jī)身升力的估算機(jī)身升力主要由頭部及尾部?jī)刹糠謽?gòu)成，對(duì)于圓柱形狀的機(jī)身，有:Cash = Clj - 0.035 (1- 燈其中C 3小機(jī)身的升力線斜率La j頭部產(chǎn)生的升力線斜率尾部收縮比752:館爐st專(zhuān)只翌戻1$K自親Is西北工21嘆學(xué)流體力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料sCluj圖4具有錐形頭部旋成體的頭部升力計(jì)算曲線底部面積，若尾部形狀為錐形，則底部面積為零機(jī)身面積

11、，即尾部的最大面積 修正系數(shù)，取決于雷諾數(shù)、馬赫數(shù)、尾部形狀、尾翼布局等參數(shù) $可取0.150.20。例如可取0.17或0.18可按照下式查圖4曲線得出:C”呼今）其中人頭部長(zhǎng)細(xì)比人力機(jī)身圓柱部分長(zhǎng)細(xì)比#如果機(jī)身截面形狀為橢圓形，則其升力線斜率按照?qǐng)A柱形進(jìn)行修正:其中B機(jī)身最大截面的寬度西北工lit大學(xué)流休力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料3.1.3翼身組合體的升力估算對(duì)于亞音速飛機(jī)，通?？梢哉J(rèn)為，翼身組合體的升力等于一對(duì)假想的單獨(dú)機(jī) 翼的升力，這一對(duì)機(jī)翼是將兩個(gè)懸臂段延長(zhǎng)到對(duì)稱(chēng)平面而形成的，當(dāng)機(jī)身直徑對(duì) 翼展的比值不大時(shí)，在小馬赫數(shù)下，這種近似比較精確。但是現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機(jī) 的直徑對(duì)翼展的比值可以達(dá)到0.

12、30.5,在這種情況下用單獨(dú)的機(jī)翼代替翼身組 合體就會(huì)帶來(lái)很大誤差。通常計(jì)算翼身組合體的升力如下：Lyish = Lyi + Lsh其中機(jī)翼外露部分（外露翼）的升力，再考慮機(jī)身對(duì)機(jī)翼升力影響的修正5單獨(dú)機(jī)身的升力這里，我們忽略了機(jī)翼對(duì)機(jī)身升力的影響。外露翼升力系數(shù)在考慮機(jī)身的影響后，可以寫(xiě)為:La,yi La,wly f其中La,udy外露翼部分升力線斜率，按單獨(dú)機(jī)翼的方法（見(jiàn)第一節(jié)）進(jìn)行計(jì)算，所有參數(shù)均按照外露翼取值La,yi機(jī)翼升力系數(shù)，考慮了機(jī)身的影響，參考面積按照外露翼面積fdI修正系數(shù)/ = 1.07（1+ y）2機(jī)身直徑翼展3.1.4尾翼升力估算尾翼分為水平尾翼和垂直尾翼，只有水平

13、尾翼產(chǎn)生升力。尾翼升力線斜率首 先按照單獨(dú)機(jī)翼的升力線斜率估算方法，計(jì)算出單獨(dú)尾翼的升力線斜率，再進(jìn)行 修正，主要修正下洗和阻滯。cCg（專(zhuān)）/九（：）也其中c（卑）J九按單獨(dú)尾翼計(jì)算的升力線斜率A尾翼處的氣流下洗角，近似認(rèn)為等于機(jī)翼處的氣流下洗角h氣流阻滯系數(shù)，可根據(jù)尾翼布局按照表6確定表6尾翼附近氣流阻滯系數(shù)的近似值飛行器外形尾翼平面相對(duì)于機(jī)翼的位置5正常式（尾翼位于機(jī)翼后）尾翼安裝在機(jī)身上，而且尾翼與機(jī)翼 平面重合0.85尾翼安裝在機(jī)身上，但尾翼平面與機(jī) 翼平面成45度或90度角0.9尾翼位于機(jī)身上面或下面，并離機(jī)身 的距離為機(jī)身直徑的一倍或以上1.0鴨式布局（前翼位于機(jī)翼之前）任意的1

14、.0對(duì)于三角形機(jī)翼后氣流下洗角h的計(jì)算可以通過(guò)圖5由幾VA喬二I和無(wú)計(jì)算，對(duì)于根梢比為無(wú)窮大的、后緣具有不大后掠角的機(jī)翼，可以采用同樣方法確定。對(duì)于梯形機(jī)翼（1vs ）產(chǎn)生的下洗角可以對(duì)三角形機(jī)翼的下洗進(jìn)行修正:（&）“.不考慮機(jī)翼根梢比的下洗系數(shù)A尖削比對(duì)下洗的影響系數(shù)，通過(guò)圖6確定由單獨(dú)機(jī)翼計(jì)算的參數(shù)3.1.5合升力線斜率計(jì)算以上計(jì)算的各個(gè)部件的升力系數(shù)其參考面積均為各自的參考面積，例如機(jī)身 的參考面積一般釆用機(jī)身截面的面積，機(jī)翼的參考面積為外露翼部分面積，尾翼 的參考面積為尾翼外露面積，這樣為求得合升力系數(shù)，必須對(duì)其參考面積進(jìn)行轉(zhuǎn) 化后再疊加，其計(jì)算公式如下：SSCg = La,yi+

15、Cgh 寸 + Cg p“.其中Swly外露翼面積S,h機(jī)身截面積S嚴(yán)平尾面積 3. 2升阻極曲線的估算作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)阻力可以表示為D = C “qS其中阻力系數(shù)C可以表示為Cd=Cdo + AC115西北工:1k大學(xué)流體力學(xué)課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料Cd = CDQ + A(Q CLQ)其中CDO零升阻力系數(shù)A誘導(dǎo)阻力因子阻力系數(shù)與升力系數(shù)的關(guān)系可以用極曲線表示，圖7給出了極曲線的兩種形圖7極曲線的兩種形式，左圖為無(wú)彎度機(jī)翼，右圖為有彎度機(jī)翼 3. 2.1亞音速零升阻力估算亞音速范圍內(nèi)，飛機(jī)的零升阻力主要由表面摩擦阻力和氣流分離引起的壓差 阻力組成，通常稱(chēng)之為型阻。Cqo = 1.1(Cqo/ +

16、 Cqo.)其中CDO/摩擦阻力系數(shù)CDOV壓差阻力系數(shù) 3. 2.1.1全機(jī)摩擦阻力估算COf = QCf ,yifJc,yjSwly + Cf jhHcjhScy,sh +f ,pwHc,pwpw + 2Cy,肛久加3”.)/ S 其中佐刃、5、5、皿分別為機(jī)翼、機(jī)身、平尾、垂尾(立尾)的厚度修 正系數(shù)S“h機(jī)身浸潤(rùn)面積垂尾(立尾)面積%、Cm、%、C“分別為機(jī)翼、機(jī)身、平尾、 垂尾（立尾）的摩 擦系數(shù)，它們與表面附面層狀態(tài)、沿表面壓力分布梯度及表面粗糙情況有關(guān)，同 時(shí)也與基于各部件特征長(zhǎng)度的雷諾數(shù)有關(guān)。當(dāng)飛機(jī)在大氣中飛行時(shí)，基于各部件 特征長(zhǎng)度的飛行雷諾數(shù)通常是相當(dāng)大的，加上由于工藝水平

17、等原因，飛機(jī)表面不 可能做到理想的光滑，因此可以把飛機(jī)附面層看成是全湍流附面層。對(duì)于光滑平板，具有全湍流附面層的表面摩擦系數(shù)可以用下面的半經(jīng)驗(yàn)公式 表示：cf =0.455(log Re)2 58其中Re基于各部件特征長(zhǎng)度計(jì)算的雷諾數(shù)受工藝水平所限，飛機(jī)不可能做到理想的光滑，諸如釧釘頭、螺釘頭、縫隙、 蒙皮臺(tái)階以及表面噴漆、劃傷等因素，使得飛機(jī)相當(dāng)粗糙。另外，飛機(jī)上還常有 如天線、空速管、通風(fēng)口鼓包等附加物。對(duì)此，在方案設(shè)計(jì)階段通常用一個(gè)系數(shù) 來(lái)考慮這些由表面粗糙和附加物產(chǎn)生的對(duì)阻力的影響，這就是3.2.1的公式中 1.1的來(lái)歷。對(duì)于輕型戰(zhàn)斗機(jī)，也可以用1.15。厚度修正系數(shù)“小的計(jì)算公式如下

18、，其中考慮了馬赫數(shù)對(duì)摩擦 影響的修正乙=1 +耍芒 + 100“1.34 加 TcosgQ。28Xc其中耳翼型最大厚度線的弦向位置，無(wú)量綱Zmax最大厚度線的后掠角對(duì)于機(jī)身，的計(jì)算公式如下其中l(wèi)sh機(jī)身長(zhǎng)度d機(jī)身直徑機(jī)身的浸潤(rùn)面積亠討計(jì)算公式如下Sg = 2.8/, + 2.5/J1 + 仏)+ 4心耳二其中#西北工業(yè)大學(xué)流體力學(xué)課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料頭部、尾部、柱段長(zhǎng)度3. 2.1.2亞音速壓差阻力估算在計(jì)算壓差阻力時(shí)，由于機(jī)翼及尾翼的壓差阻力非常小，所以只考慮機(jī)身的 壓差阻力。飛機(jī)在超音速飛行時(shí)，壓差阻力實(shí)際上就是波阻，所以不單獨(dú)計(jì)算壓 差阻力。壓差阻力可以按照下式分為頭部阻力、尾部阻力、底部阻

19、力、附加阻力 四部分。Cl）Qy =（5丿 + C + C” + AC。）捂其中C頭部阻力系數(shù)，取決于頭部長(zhǎng)細(xì)比&、馬赫數(shù)，見(jiàn)圖8。Cut*5 Ma0.0“圖8拋物線母線頭部的阻力系數(shù)與馬赫數(shù)的關(guān)系c“.尾部阻力系數(shù)，可以通過(guò)圖9由尾部長(zhǎng)細(xì)比九、收縮比久.、馬赫數(shù)確定。（由于縱坐標(biāo)沒(méi)有刻度，故此項(xiàng)可暫時(shí)忽略）0812，62.02“2.8 Mr|w咖T|w ns圖9直線（上圖）和拋物線（下圖）母線尾部阻力系數(shù)計(jì)算曲線Cg底部阻力系數(shù)，通常超音速戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在尾部，所以此項(xiàng)為OoCq 附加阻力系數(shù)，通常取0.0070.01。 3. 2. 2超音速零升波阻估算飛機(jī)某一部件在局部馬赫數(shù)超過(guò)1.0時(shí)

20、，就會(huì)有波阻的存在，這個(gè)飛行狀態(tài) 的馬赫數(shù)稱(chēng)之為臨界馬赫數(shù)，計(jì)算飛機(jī)的波阻時(shí)，必須首先確定臨界馬赫數(shù)。3. 2. 2.1臨界馬赫數(shù)的確定機(jī)翼臨界馬赫數(shù)主要取決于機(jī)翼剖面形狀、展弦比、后掠角等因素：備=Md 如 + MakpA + Mdg#西北工4k大學(xué)流休力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料其中Makp臨界馬赫數(shù)Makpp翼型剖面的臨界馬赫數(shù)，通過(guò)圖10,由機(jī)翼升力系數(shù)相對(duì)厚度c和翼型最大厚度線的弦向位置兀所決定。Ma如展弦比對(duì)臨界馬赫數(shù)的影響，由圖11根據(jù)零升臨界迎角查得。從嘰后掠角對(duì)臨界馬赫數(shù)的影響，由圖11根據(jù)零升臨界迎角查得。19圖10剖面臨界馬赫數(shù)與升力系數(shù)的關(guān)系西北工業(yè)大字流休力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料

21、210-9 Makp,p (Ci =0)01 0.80.9 Makp,p (Ci =0)0.70.8圖11展弦比與后掠角對(duì)臨界馬赫數(shù)影響曲線圖10只給出了對(duì)稱(chēng)亞音速翼型剖面族的理論關(guān)系，對(duì)超音速扁豆翼型的臨 界馬赫數(shù)要低35%,菱形翼剖面則低1012%。確定了臨界馬赫數(shù)之后，就可以將飛行狀態(tài)按馬赫數(shù)分為三個(gè)階段： Ma Makp. MakpMal,其中前者可以按亞音速方法處理，后者則 完全按超音速方法處理，對(duì)于Makp 1時(shí)零升阻力系數(shù)實(shí)踐證明，超音速摩擦阻力的計(jì)算可以使用前面 321.1中介紹的亞音速摩 擦阻力計(jì)算方法。在超音速情況下，摩擦阻力幾乎與剖面形狀無(wú)關(guān)，不需要進(jìn)行 剖面形狀修正，因

22、此在厚度修正系數(shù)，表達(dá)式中可以認(rèn)為相對(duì)厚度值為零。超音速零升阻力的另一部分是零升波阻，零升波阻可以表示為各部件波阻之 和：c = c s訪.廠2f 剛 sD.BshSs$其中零升波阻CD Byi. Cgh、Cd.bz Cdm分別為機(jī)翼、機(jī)身、平尾、垂尾的波阻系數(shù)單獨(dú)機(jī)翼的波阻與飛行馬赫數(shù)、機(jī)翼剖面形狀和平面形狀有關(guān)。圖12以組 合參數(shù)形式給出了計(jì)算機(jī)翼波阻的工作曲線。每一張曲線對(duì)應(yīng)菱形剖面和給定的 尖削比。圖中點(diǎn)劃線是利用線性理論計(jì)算的結(jié)果，而實(shí)線是根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)整理的結(jié)果。平尾與垂尾的波阻系數(shù)也可以按照此理論進(jìn)行計(jì)算。 對(duì)于非菱形機(jī)翼，其波阻計(jì)算式為Cd.B = (CD,B)0 1 + 隊(duì)K

23、1)其中(C”)。菱形剖面機(jī)翼的波阻系數(shù)，由圖12查得K非菱形剖面的修正因子，由表7確定(P由機(jī)翼最大厚度線的后掠角所確定的修正因子，由圖13確定飛機(jī)機(jī)身的波阻系數(shù)分別由頭部波阻、尾部波阻和頭部對(duì)尾部的干擾阻力所 組成：C D、Bsh = C D.Bt + 陽(yáng) +其中Cd頭部波阻，可以查圖14得出c尾部波阻，可以查圖15得出c頭部對(duì)尾部的干擾阻力，當(dāng)柱段長(zhǎng)度大于2倍直徑時(shí)，認(rèn)為頭部對(duì)尾部的干擾很小，其阻力可以忽略不計(jì)。西北工Ik大學(xué)流體力學(xué)課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資科23(3)S=1(b) 口0.2圏12姜形機(jī)翼的波阻計(jì)算囹西北工業(yè)大學(xué)流體力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料#西北工11學(xué)流體力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料23P入

24、不7圖14尖拱形頭部跨、超音速波阻系數(shù)圖15拱形尾部跨、超音速波阻系數(shù)西北工業(yè)大學(xué)流休力學(xué)課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料 3. 2. 3亞音速升致阻力估算飛機(jī)在正常飛行狀態(tài)下，升力主要由機(jī)翼產(chǎn)生，因此，在對(duì)飛機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)估 算時(shí)，可以近似釆用機(jī)翼的升致阻力代替全機(jī)的升致阻力。飛機(jī)升致阻力可以由升致阻力因子所描述，對(duì)于升力沿展向橢圓分布的機(jī)翼,A = o實(shí)際機(jī)翼升力沿展向分布受機(jī)翼平面形狀影響：Me其中奧斯瓦徳因子，是機(jī)翼展弦比和后掠角的函數(shù)對(duì)于直機(jī)翼e = 1.78(1-0.0452068)-0.64對(duì)于后掠翼e = 4.61(1-0.045 才 ”)(cos /)15 - 3.1通常情況，升致阻力系數(shù)可能無(wú)

25、法表示為升致阻力因子的形式，則其升致阻力系 數(shù)可以表示為：0.38C；cos/1/22-0.8Cz(2-l)2 + 43. 2.4超音速升致阻力估算超音速情況下，機(jī)翼的升致阻力系數(shù)可以表示為1ccDi = 6573CCl其中鼻前緣吸力對(duì)升致阻力的影響，按圖16k修正系數(shù)，按圖17確定c圖16計(jì)算J的曲線C；圖17修正系數(shù)k上式只適應(yīng)于小迎角范圍，后一項(xiàng)表示前緣吸力對(duì)升致阻力的影響，可以用 于有限根梢比的的機(jī)翼。經(jīng)驗(yàn)表明，吸力的實(shí)際數(shù)值比理論值要低得多，故引入 修正系數(shù)h升力線斜率C“是馬赫數(shù)的函數(shù)，所以升致阻力系數(shù)Cm不僅隨Cl變化，同時(shí)也隨馬赫數(shù)變化，計(jì)算時(shí)必須加以考慮。25西北工1嘆學(xué)流體

26、力字課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料4飛機(jī)基本飛行性能計(jì)算4.1速度一高度范29飛機(jī)速度一高度范圍包括最大飛行速度（馬赫數(shù)）、最小飛行速度（馬赫數(shù)）、 靜升限等速度、高度性能，是飛機(jī)基本飛行性能的重要組成部分，也是飛機(jī)的主 要戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)。這些性能指標(biāo)的計(jì)算通常由飛機(jī)質(zhì)點(diǎn)運(yùn)動(dòng)方程出發(fā)，采用簡(jiǎn)單 推力法進(jìn)行計(jì)算。飛機(jī)定直平飛時(shí)的運(yùn)動(dòng)方程：Pcos（a +（pp） = QPsin（a +（pr） + Y = G忽略Q、0的影響（Q+0“aO）,可簡(jiǎn)化為：首先根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程計(jì)算平飛需用推力Pm在給定飛行狀態(tài)（乩M）下，由 法向力方程厶G,可得飛機(jī)在此飛行狀態(tài)下的升力系數(shù)：Gqs由極曲線可根據(jù)求得C。，則可以計(jì)算平飛需

27、用推力：cPpx = Q = qSCD = -G根據(jù)飛機(jī)在同一高度不同速度下的平飛需用推力計(jì)算結(jié)果可以繪制出平飛 需用推力曲線在同一張圖上，同時(shí)繪制飛機(jī)在最大推力狀態(tài)下或全加 力狀態(tài)下的推力（稱(chēng)之為可用推力），則構(gòu)成推力曲線圖（圖18）,飛機(jī)在此飛 行狀態(tài)下的飛行速度范圍就可以通過(guò)平飛需用推力與可用推力曲線的交點(diǎn)確定。 在某種推力狀態(tài)下（最大或加力），需用推力曲線與可用推力曲線左側(cè)的交點(diǎn)決 定了最小飛行馬赫數(shù)，右側(cè)的交點(diǎn)決定了最大飛行馬赫數(shù)。飛機(jī)的最小平飛馬赫數(shù)還取決于失速迎角等因素的限制，以上釆用簡(jiǎn)單推力 法所確定的只是由推力所限制的最小平飛馬赫數(shù)，實(shí)際上略大于真實(shí)值。根據(jù)不同高度下的飛行馬

28、赫數(shù)范圍，繪制厲屁曲線，則構(gòu)成了飛行包線（圖 19）o注意，前面的計(jì)算只考慮了推力限制，實(shí)際上飛行包線的邊界還受到失速 迎角（氣動(dòng)邊界）、最大飛行馬赫數(shù)（氣動(dòng)加熱邊界）、最大動(dòng)壓（結(jié)構(gòu)強(qiáng)度邊界） 等因素限制。2520最最平大大飛推加需力力用推推力力Nd01I1I1I1r0.00.51.01.52.0Ma圖18推力曲線圖圖19某飛機(jī)的飛行包線 4. 2定常上升性能飛機(jī)在定常直線爬升飛行時(shí)（忽略迎角及發(fā)動(dòng)機(jī)安裝角）P-Q-Gsm0 = 0Y 一Gcos& = 0Vv = Vsui9其中西北工業(yè)大學(xué)流體力學(xué)課程設(shè)計(jì)指導(dǎo)資料Vv上升率根據(jù)以上方程可以得出飛機(jī)在不同飛行狀態(tài)（弘M）下的上升率 1Z PV

29、 （P - D）V- GG在不同高度下繪制V - Ma曲線，則得到了上升率曲線圖（圖20）。圖20兩個(gè)飛行咼度下的匕.- Ma圖飛機(jī)在同一高度下的最大上升率為v 一（ WY vmax&上式中，由于AP和V均為馬赫數(shù)的函數(shù)，所以求解比較麻煩，通常利用Vv - Ma 曲線圖直接讀出某一飛行高度下的最大上升率匕甸“匕mnx對(duì)應(yīng)的速度則為此飛 行高度下的快升速度匕八按照同樣的方法可以確定每個(gè)飛行高度下的最大爬升角：Pmax = arcsin Cj最大爬升角對(duì)應(yīng)的速度為最陡上升速度匕,。根據(jù)上面叫叫勺計(jì)算結(jié)果，可以繪制H-Vy_曲線（圖21）,圖中每條曲線 與H軸的交點(diǎn)對(duì)應(yīng)于Vymax = 0的情況，這一點(diǎn)的高度，剛好是飛機(jī)能完成定直 平的最大高度，這就是飛機(jī)靜升限，對(duì)應(yīng)于最大推力狀態(tài)和最大加力狀態(tài)下存在 兩個(gè)不同的靜升限。對(duì)