氣動特性分析

1、氣動特性分析南京航空航天大學(xué)南京航空航天大學(xué)余雄慶余雄慶概念設(shè)計流程全機(jī)布局設(shè)計全機(jī)布局設(shè)計發(fā)動機(jī)選擇發(fā)動機(jī)選擇機(jī)身外形初步設(shè)計機(jī)身外形初步設(shè)計機(jī)翼外形初步設(shè)計機(jī)翼外形初步設(shè)計 方案分析與評估方案分析與評估 重量特性重量特性 動力特性動力特性 性能評估性能評估 操穩(wěn)特性操穩(wěn)特性 經(jīng)濟(jì)性分析經(jīng)濟(jì)性分析 噪聲特性噪聲特性 排放量排放量 可靠性可靠性 維修性維修性 機(jī)場適應(yīng)性機(jī)場適應(yīng)性 確定主要參數(shù)確定主要參數(shù)尾翼外形初步設(shè)計尾翼外形初步設(shè)計 總體布置總體布置形成初步方案形成初步方案設(shè)計設(shè)計滿足要求？滿足要求？ 方案最優(yōu)？方案最優(yōu)？YesNo分分 系系 統(tǒng)統(tǒng)分析分析起起 落落 架架優(yōu)化優(yōu)化任務(wù)輸入輸

2、入分析評估分析評估輸出輸出設(shè)計方案設(shè)計方案巡航（高速）巡航（高速） 升阻特性升阻特性起飛起飛/ /著陸（低速）著陸（低速） 最大升力系數(shù)最大升力系數(shù) 升阻特性升阻特性抖振升力系數(shù)抖振升力系數(shù)計算模型計算模型 工程估算工程估算 CFDCFD氣動特性分析評估的方法空氣動力學(xué)理論空氣動力學(xué)理論計算方法計算方法在飛機(jī)設(shè)計中的應(yīng)用在飛機(jī)設(shè)計中的應(yīng)用 經(jīng)典理論經(jīng)典理論簡化解析公式簡化解析公式半經(jīng)驗(yàn)公式半經(jīng)驗(yàn)公式 概念設(shè)計概念設(shè)計無粘線性位流理論無粘線性位流理論升力面理論升力面理論渦格法渦格法/面元法面元法總體初步設(shè)計和氣動分析，總體初步設(shè)計和氣動分析，機(jī)翼彎扭設(shè)計機(jī)翼彎扭設(shè)計無粘非線性位流理論無粘非線性位

3、流理論小擾動位流方程或小擾動位流方程或全位流方程的數(shù)值方法全位流方程的數(shù)值方法中等強(qiáng)度激波的中等強(qiáng)度激波的跨音速流跨音速流 粘流理論粘流理論附面層方程解附面層方程解無粘無粘/有粘交互計算有粘交互計算阻力計算阻力計算，附面層修正，附面層修正，修正無粘計算結(jié)果修正無粘計算結(jié)果無粘有旋流理論無粘有旋流理論 歐拉方程數(shù)值方法歐拉方程數(shù)值方法包括脫體渦的亞、跨、超包括脫體渦的亞、跨、超聲速流場分析聲速流場分析粘性有旋流理論粘性有旋流理論N-S方程數(shù)值方法方程數(shù)值方法包括分離流的復(fù)雜流場包括分離流的復(fù)雜流場內(nèi) 容升力升力 升力線斜率升力線斜率 設(shè)計升力系數(shù)設(shè)計升力系數(shù) 最大升力系數(shù)最大升力系數(shù) 抖振升力系

4、數(shù)抖振升力系數(shù)阻力阻力 摩擦阻力摩擦阻力 升致阻力升致阻力 形阻形阻 壓縮性阻力（跨聲速）壓縮性阻力（跨聲速） 超聲速波阻超聲速波阻 巡航巡航 干凈構(gòu)形干凈構(gòu)形起飛起飛 襟翼打開至起飛位置襟翼打開至起飛位置第二階段爬升第二階段爬升 襟翼打開至起飛位置襟翼打開至起飛位置 單發(fā)停車單發(fā)停車著陸著陸 襟翼打開至著陸位置襟翼打開至著陸位置氣動特性氣動特性飛行狀態(tài)（構(gòu)形）飛行狀態(tài)（構(gòu)形）升力線斜率 全機(jī)升力線斜率全機(jī)升力線斜率CL的計算公式：的計算公式：_LLWCC_LWC為機(jī)翼升力線斜率為機(jī)翼升力線斜率:_2/2LWRRCAA( 1/rad )為因子：為因子： 2_12hnethgrossLWgros

5、sdSdbSCS該公式適用于該公式適用于dh / b 0.2的機(jī)型。的機(jī)型。為校正常數(shù)，通常取值為為校正常數(shù)，通常取值為3.2；dh為飛機(jī)機(jī)身的最大寬度；為飛機(jī)機(jī)身的最大寬度； b為機(jī)翼的展長；為機(jī)翼的展長；Snet為外露機(jī)翼的平面面積；為外露機(jī)翼的平面面積； Sgross 為全部機(jī)翼平面面積。為全部機(jī)翼平面面積。最大升力系數(shù) （干凈構(gòu)形）max14 10.064LregsLCCregs為適航修正參數(shù)，按適航取為適航修正參數(shù)，按適航取證時參考的不同失速速度取值。證時參考的不同失速速度取值。Vs是過載系數(shù)小于是過載系數(shù)小于1時的失速速度，此時升力系數(shù)出現(xiàn)快速減小。時的失速速度，此時升力系數(shù)出現(xiàn)快

6、速減小。按按Vslg取證的機(jī)型（如取證的機(jī)型（如A300），），regs取值取值0。按按Vs取證的機(jī)型取證的機(jī)型regs取值取值1。 失速速度：失速速度：通常有通常有1-g過載失速速度（過載失速速度（Vslg）常規(guī)失速速度（常規(guī)失速速度（Vs）兩種。）兩種。增升裝置對升力的影響 后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量后緣襟翼產(chǎn)生的升力增量 Clmax為增升裝置二維剖面的最大升力增量；為增升裝置二維剖面的最大升力增量； Sflapped為流經(jīng)增升裝置的流場所覆蓋的機(jī)翼面積；為流經(jīng)增升裝置的流場所覆蓋的機(jī)翼面積； HL為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒有詳細(xì)數(shù)據(jù)時，對于后緣為增升裝置鉸鏈線的后掠角，在沒有詳細(xì)數(shù)據(jù)時，

7、對于后緣（前緣）襟翼可以近似使用后緣（前緣）后掠角。（前緣）襟翼可以近似使用后緣（前緣）后掠角。maxmax/cosLlflappedwHLCCSS 增升裝置對升力的影響增升裝置二維剖面最大升力增量的估算增升裝置二維剖面最大升力增量的估算cTE /c為后緣為后緣縫翼打開后機(jī)縫翼打開后機(jī)翼的弦長與原翼的弦長與原弦長的比例弦長的比例cLE /c為后緣為后緣縫翼打開后機(jī)縫翼打開后機(jī)翼的弦長與原翼的弦長與原弦長的比例弦長的比例增升裝置對升力的影響 克魯格襟翼使用時，不會引起機(jī)翼弦長的增加；克魯格襟翼使用時，不會引起機(jī)翼弦長的增加； 前緣縫襟翼打開時，會使機(jī)翼弦長增加。前緣縫襟翼打開時，會使機(jī)翼弦長增加

8、。 cLE /c為前緣縫翼打開后機(jī)翼的弦長與原弦長的比例，為前緣縫翼打開后機(jī)翼的弦長與原弦長的比例，它與機(jī)翼外露段的相對展長有一定對應(yīng)關(guān)系。它與機(jī)翼外露段的相對展長有一定對應(yīng)關(guān)系。增升裝置對升力的影響 后緣襟翼中，簡單襟翼不會引起弦長的增加；后緣襟翼中，簡單襟翼不會引起弦長的增加； 富勒式襟翼和帶有補(bǔ)償式鉸鏈軸的襟翼會引起弦長的增富勒式襟翼和帶有補(bǔ)償式鉸鏈軸的襟翼會引起弦長的增加，其增量與襟翼打開時的偏轉(zhuǎn)角度有一定對應(yīng)關(guān)系。加，其增量與襟翼打開時的偏轉(zhuǎn)角度有一定對應(yīng)關(guān)系。 增升裝置對升力的影響 襟翼實(shí)際使用時，升力增量的估算值與襟翼偏轉(zhuǎn)角有襟翼實(shí)際使用時，升力增量的估算值與襟翼偏轉(zhuǎn)角有關(guān)，可近

9、似表示為下式（二維）：關(guān)，可近似表示為下式（二維）：maxmaxllCC 不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)增量可以表示為（三維）：不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)增量可以表示為（三維）：maxmax/cosLflaplflappedwHLCCSS增升裝置對升力的影響典型的飛行狀態(tài)采用的襟翼偏角典型的飛行狀態(tài)采用的襟翼偏角flap 飛行狀態(tài)飛行狀態(tài) | | 襟翼類型襟翼類型單縫襟翼單縫襟翼雙縫雙縫/ /富勒式襟翼富勒式襟翼一般起飛狀態(tài)一般起飛狀態(tài)7 71010最大重量起飛最大重量起飛15152020著陸狀態(tài)著陸狀態(tài)35354545阻力阻阻 力力以下氣動估算公式主要適用于運(yùn)輸機(jī)以下氣動估算公式主要適用于運(yùn)輸機(jī)

10、升致阻力升致阻力零升阻力零升阻力跨聲速壓縮性阻力和超聲速波阻跨聲速壓縮性阻力和超聲速波阻摩擦阻力摩擦阻力壓差阻力壓差阻力干擾阻力干擾阻力次項阻力次項阻力配平阻力配平阻力典型運(yùn)輸機(jī)的阻力組成巡航馬赫數(shù)巡航馬赫數(shù)0.78；展弦比；展弦比9.76；后掠角；后掠角25度；巡航升阻比度；巡航升阻比18.20.019160.012650.00186= 0.00069CDTOT= 0.03436CL= 0.625升致阻力 巡航構(gòu)型的升致阻力因子巡航構(gòu)型的升致阻力因子21.050.007DcleanLRcleandCKdCA 定義定義 伴隨升力產(chǎn)生而引起的阻力伴隨升力產(chǎn)生而引起的阻力。 襟翼打開時的升致阻力因

11、子襟翼打開時的升致阻力因子21.050.2710.0004870.007DflapLRdCKdCAflap襟翼偏轉(zhuǎn)角度襟翼偏轉(zhuǎn)角度摩擦阻力 定義定義 由于空氣的粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦而產(chǎn)生的。由于空氣的粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面發(fā)生摩擦而產(chǎn)生的。 方法方法 基于附面層理論，應(yīng)用等效長度法確定飛機(jī)的摩擦阻力?；诟矫鎸永碚摚瑧?yīng)用等效長度法確定飛機(jī)的摩擦阻力。 摩擦阻力系數(shù)摩擦阻力系數(shù)2log1fturbdbRAcNcM湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計算公式為：湍流狀態(tài)的摩擦阻力系數(shù)計算公式為： 摩擦阻力湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：湍流與層流混合情況下的摩擦阻力系數(shù)為：1Tfmfftur

12、bbxccl摩擦阻力根據(jù)部件疊加的方法，飛機(jī)的摩擦阻力系數(shù)表示為：根據(jù)部件疊加的方法，飛機(jī)的摩擦阻力系數(shù)表示為：10IiifwetiDfWc SCS壓差阻力 定義定義 由流經(jīng)飛機(jī)的氣流分離所引起的阻力。由流經(jīng)飛機(jī)的氣流分離所引起的阻力。 方法方法 采用部件形狀因子的方法，計入壓差阻力。采用部件形狀因子的方法，計入壓差阻力。 機(jī)身的壓差阻力因子為：機(jī)身的壓差阻力因子為：K 為機(jī)身長細(xì)比，即機(jī)身長度與機(jī)身最大直徑之比為機(jī)身長細(xì)比，即機(jī)身長度與機(jī)身最大直徑之比 。發(fā)動機(jī)短艙的壓差阻力因子：發(fā)動機(jī)短艙的壓差阻力因子： 10.35/nacnacnaclFd lnac/dnac發(fā)動機(jī)短艙的長度與直徑之比。

13、發(fā)動機(jī)短艙的長度與直徑之比。32.19.02.21kkFfus壓差阻力 翼面類部件的壓差阻力因子與其平均相對厚度及最大厚度位翼面類部件的壓差阻力因子與其平均相對厚度及最大厚度位置的弦向比例有關(guān)，還需要考慮飛行馬赫數(shù)的修正置的弦向比例有關(guān)，還需要考慮飛行馬赫數(shù)的修正. 機(jī)翼的壓差阻力因子（尾翼類似）機(jī)翼的壓差阻力因子（尾翼類似）:40.280.180.61/100/1.34cos/wingmmFt ct cMx c(t/c) 為翼型的相對厚度；為翼型的相對厚度；(x/c)m為翼型最大厚度處的相對位置為翼型最大厚度處的相對位置;m為最大厚度位置連線的后掠角為最大厚度位置連線的后掠角;M 為飛行馬赫

14、數(shù)。為飛行馬赫數(shù)。干擾阻力 干擾阻力是通過干擾因子干擾阻力是通過干擾因子Q來計入的。來計入的。 機(jī)身與機(jī)翼機(jī)身與機(jī)翼 對于翼身融合良好的中單翼、下單翼布局，對于翼身融合良好的中單翼、下單翼布局，Q=1.0； 沒有整流的機(jī)翼，沒有整流的機(jī)翼，Q=1.1 1.4， 常規(guī)設(shè)計中，常規(guī)設(shè)計中，Q的取值范圍一般在的取值范圍一般在1.0 1.2之間；之間； 平尾和垂尾平尾和垂尾 Q=1.2； 發(fā)動機(jī)短艙發(fā)動機(jī)短艙 翼吊布局：翼吊布局：Q可以取可以取1.05 尾吊布局：干擾阻力應(yīng)再取高出尾吊布局：干擾阻力應(yīng)再取高出20%，即，即1.26。各部件的零升阻力系數(shù) 飛機(jī)各部件的廢阻系數(shù)為：飛機(jī)各部件的廢阻系數(shù)為：

15、 表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以表面摩擦系數(shù)、壓差阻力因子、干擾阻力因子乘以部件濕面積與機(jī)翼參考面積之比。部件濕面積與機(jī)翼參考面積之比。 第第i個部件廢阻系數(shù)的計算公式為：個部件廢阻系數(shù)的計算公式為：,0cwet cDfcccwSCc FQS其中：其中：Swet,c為第為第i個部件濕面積；個部件濕面積； Sw為機(jī)翼參考面積。為機(jī)翼參考面積。次項阻力 次項阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件次項阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件安裝引起的。安裝引起的。 機(jī)翼次項阻力：機(jī)翼型阻的機(jī)翼次項阻力：機(jī)翼型阻的6% 機(jī)身和尾翼次項阻力：機(jī)身型阻的機(jī)身和尾翼次項阻力：機(jī)身型阻的7% 發(fā)動機(jī)安

16、裝次項阻力：短艙型阻的發(fā)動機(jī)安裝次項阻力：短艙型阻的15% 系統(tǒng)次項阻力：總型阻的系統(tǒng)次項阻力：總型阻的3% 駕駛艙風(fēng)擋：駕駛艙風(fēng)擋：2% 3%的機(jī)身阻力的機(jī)身阻力 零升阻力 總零升阻力各部件廢阻之和次項阻力總零升阻力各部件廢阻之和次項阻力 配平阻力 配平阻力是由于平尾或鴨翼為產(chǎn)生配平力矩而的升力而配平阻力是由于平尾或鴨翼為產(chǎn)生配平力矩而的升力而引起的阻力，包括升致誘導(dǎo)阻力和型阻兩部分。引起的阻力，包括升致誘導(dǎo)阻力和型阻兩部分。 現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)配平阻力一般占總阻力的現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)配平阻力一般占總阻力的2或更少?；蚋?。 壓縮性阻力 飛機(jī)在跨聲速區(qū)飛行時，當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過臨界馬赫飛機(jī)在跨聲速區(qū)飛行時

17、，當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過臨界馬赫數(shù)數(shù)Mcr時，機(jī)翼上出現(xiàn)局部超過聲速的氣流，會產(chǎn)生跨聲時，機(jī)翼上出現(xiàn)局部超過聲速的氣流，會產(chǎn)生跨聲速壓縮性阻力，使阻力增大。速壓縮性阻力，使阻力增大。壓縮性阻力 影響影響壓縮性阻力的因素壓縮性阻力的因素 飛行時的升力系數(shù)飛行時的升力系數(shù) 馬赫數(shù)馬赫數(shù) 機(jī)翼設(shè)計的技術(shù)水平。設(shè)計水平高的機(jī)翼，會延緩機(jī)翼氣流出機(jī)翼設(shè)計的技術(shù)水平。設(shè)計水平高的機(jī)翼，會延緩機(jī)翼氣流出現(xiàn)超聲速的過程，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)現(xiàn)超聲速的過程，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD。壓縮性阻力3/22/11cos10 coscosmLDDREFQchdQchdQchdt cCMM 阻力發(fā)散馬赫數(shù)阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD

18、計算公式：計算公式：MREF為翼形設(shè)計的技術(shù)水平因子，通常取值在為翼形設(shè)計的技術(shù)水平因子，通常取值在0.850.935之間。之間。 跨聲速壓縮性阻力的計算公式：跨聲速壓縮性阻力的計算公式： 1nDDDcompDDMMCCM 低速構(gòu)形的附加形阻低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量：低速狀態(tài)下，起落架放下引起的阻力增量： WL為飛機(jī)最大起飛重量，單位為飛機(jī)最大起飛重量，單位lb；SW 為機(jī)翼參考面積，單位為機(jī)翼參考面積，單位ft20.73lg0.00157/DLwCWS0.73lg0.00093/DLwCWS 多輪小車式多輪小車式 雙輪式雙輪式 低速構(gòu)形的附加形阻增升裝置的阻力取決于增升裝置的類型

19、。增升裝置的阻力取決于增升裝置的類型。影響襟翼阻力增量的參數(shù)還有襟翼偏角、機(jī)翼面積延伸比例和后掠角等。影響襟翼阻力增量的參數(shù)還有襟翼偏角、機(jī)翼面積延伸比例和后掠角等。機(jī)翼面積的延伸比例為襟翼打開時機(jī)翼總面積（含前、后緣襟翼增加的機(jī)翼面積的延伸比例為襟翼打開時機(jī)翼總面積（含前、后緣襟翼增加的面積）與原機(jī)翼參考面積的比例。面積）與原機(jī)翼參考面積的比例。根據(jù)襟翼打開時機(jī)翼弦長的延伸比例及襟翼的展向站位可以估算出機(jī)翼根據(jù)襟翼打開時機(jī)翼弦長的延伸比例及襟翼的展向站位可以估算出機(jī)翼面積延伸比例。面積延伸比例。 低速構(gòu)形的附加形阻襟翼偏角襟翼偏角、機(jī)翼面積延伸比、機(jī)翼面積延伸比SR和后掠角和后掠角之間有一定

20、的統(tǒng)計關(guān)系。之間有一定的統(tǒng)計關(guān)系。在速度不同時，參數(shù)之間的統(tǒng)計關(guān)系略有不同，根據(jù)下圖，可以分別在速度不同時，參數(shù)之間的統(tǒng)計關(guān)系略有不同，根據(jù)下圖，可以分別用于起飛用于起飛1.2VS和著陸和著陸1.3VS不同速度狀態(tài)下的阻力增量估算。不同速度狀態(tài)下的阻力增量估算。襟翼阻力的估算（襟翼阻力的估算（1.2VS） 襟翼阻力的估算（襟翼阻力的估算（1.3VS） 單發(fā)失效引起的額外阻力0.3fDWACS 發(fā)動機(jī)氣流堵塞而增加的阻力（風(fēng)車阻力）。發(fā)動機(jī)氣流堵塞而增加的阻力（風(fēng)車阻力）。 估算公式：估算公式：Af 風(fēng)扇橫截面積風(fēng)扇橫截面積SW 機(jī)翼參考面積機(jī)翼參考面積 為配平飛機(jī)的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。為

21、配平飛機(jī)的飛行狀態(tài)而增加的額外阻力。 近似估算：零升阻力的近似估算：零升阻力的5?？傋枇τ嬎?巡航構(gòu)形巡航構(gòu)形0,DDDiDcompD trimCCCCC總阻力總阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 壓縮性阻力壓縮性阻力 配平阻力配平阻力 起飛起飛/著陸構(gòu)形著陸構(gòu)形總阻力總阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 配平阻力配平阻力 起落架放下起落架放下 引起的阻力增量引起的阻力增量 襟翼放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量00,DDDiD LGDflapD trimCCCCCC總阻力計算 第二階段爬升構(gòu)型（單發(fā)失效）第二階段爬升構(gòu)型（單發(fā)失效）總阻力總阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升

22、致阻力 配平阻力配平阻力 襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量襟翼放（起飛位置）下引起的阻力增量 單發(fā)失效引起的阻力增量單發(fā)失效引起的阻力增量部件的濕潤面積的計算 對于機(jī)翼和尾翼：對于機(jī)翼和尾翼： 如果如果 (t/c) 0.05; Swet = 2.0003S外露外露 如果如果 (t/c) 0.05; Swet = S外露外露1.977 + 0.52(t/c) 對于機(jī)身、短艙和外掛：對于機(jī)身、短艙和外掛： Swet = K( A俯俯 + A側(cè)側(cè))/2 其中：其中：K = （對于橢圓截面）；（對于橢圓截面）； K = 4 （對于方形截面）（對于方形截面） A俯俯 俯視圖面積俯視圖面積 A側(cè)側(cè)俯視圖

23、面積俯視圖面積抖振邊界 抖振現(xiàn)象抖振現(xiàn)象 對于高亞聲速（跨聲速）飛機(jī)，當(dāng)升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達(dá)到一對于高亞聲速（跨聲速）飛機(jī)，當(dāng)升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達(dá)到一定值時，會發(fā)生明顯的氣流分離現(xiàn)象，導(dǎo)致機(jī)體和操縱面抖振。定值時，會發(fā)生明顯的氣流分離現(xiàn)象，導(dǎo)致機(jī)體和操縱面抖振。 抖振邊界抖振邊界 將升力系數(shù)和將升力系數(shù)和M數(shù)分為二個區(qū)域：抖振區(qū)和無抖振區(qū)。數(shù)分為二個區(qū)域：抖振區(qū)和無抖振區(qū)。導(dǎo)致抖振的條件 當(dāng)升力系數(shù)接近飛機(jī)最大升力系數(shù)當(dāng)升力系數(shù)接近飛機(jī)最大升力系數(shù)CLmax ，機(jī)翼上表面，機(jī)翼上表面的氣流發(fā)生分離。的氣流發(fā)生分離。 當(dāng)飛行速度超過阻力發(fā)散馬赫數(shù)當(dāng)飛行速度超過阻力發(fā)散馬赫數(shù)MDD，此時機(jī)翼上的，此時機(jī)翼上的激波會引起不穩(wěn)定的氣流，導(dǎo)致氣流分離。激波會引起不穩(wěn)定的氣流，導(dǎo)致氣流分離。當(dāng)當(dāng)CL增加到一定值后，有氣流分離。增加到一定值后，有氣流分離。當(dāng)速度超過當(dāng)速度超過