第10章氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)體系

參考文獻(xiàn) ”紹什么“空氣動(dòng)力學(xué)研究飛機(jī)怎么飛得快飛得高飛得遠(yuǎn)，”“動(dòng)力數(shù)據(jù)”在流程圖（見(jiàn)圖1-04）中的位置。 基本機(jī)翼增升裝置

尾翼舵面機(jī)身短艙

進(jìn)、排 布

機(jī)翼尾構(gòu)設(shè) 起落裝

結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)動(dòng)力動(dòng)力影響物特地面性增率量性

疲勞顫 動(dòng)力燃 環(huán)控救 電器儀載設(shè) 火

基 起性 性

巡 機(jī)荷

“的套氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)集?！獢?shù)據(jù)庫(kù)、數(shù)據(jù)集以及編制這一套數(shù)據(jù)集的原則、思路、方法和（軟件）就叫做“氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)體系。數(shù)據(jù) 數(shù)據(jù) N- ++ –圖10- 數(shù)據(jù)體系結(jié)構(gòu)示這些觀點(diǎn)和說(shuō)法，并非完全是本人的發(fā)明創(chuàng)造。1988年，我在西MBBMPC-75氣動(dòng)設(shè)制任務(wù)，1990年底回國(guó)，帶回三大本這樣的數(shù)據(jù)集。19986

、、、、但是，這些思想的表達(dá)受到一些航空界業(yè)內(nèi)老的質(zhì)議?！埃ㄒ?jiàn)圖1-04）中的位置?；緳C(jī)翼增升裝置

尾翼舵面機(jī)身短艙

進(jìn)、排 布

機(jī)翼尾構(gòu)設(shè) 起落裝氣動(dòng)構(gòu)型、外形數(shù)

結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)縱向橫航

動(dòng)導(dǎo)動(dòng)力

大 全 部 常 特

疲勞顫 動(dòng)力燃升阻向靜力矩穩(wěn)定特性導(dǎo)數(shù)

面氣數(shù)和動(dòng)效鉸鏈 力

影響物特地面性增動(dòng)特效應(yīng)量

布 設(shè)部 優(yōu)選 驗(yàn)

高 項(xiàng)低 風(fēng)試 試

環(huán)控救 電器儀載設(shè) 火

基 起性 性

巡 機(jī)性 性

特 飛 特 尾

機(jī) 突載 載

動(dòng) 疲 載 下面介紹數(shù)據(jù)體系的三類(lèi)來(lái)源：工程估算數(shù)據(jù)、數(shù)值計(jì)算數(shù)據(jù)和來(lái)就有了英國(guó)的《DataSheets?，F(xiàn)在更有成資料，例如： 英國(guó)的《ESDU》EngineeringSciencesDataUnit 2002新的《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第6冊(cè)《氣動(dòng)設(shè)計(jì)》第2篇 還有一些經(jīng)典的專(zhuān)題文獻(xiàn)：AD-780100,NASATN-D6800。其中：③《航空氣動(dòng)力手冊(cè)》的主要參考資料是《 ④《氣動(dòng)設(shè)計(jì)》手冊(cè)主要參考資料是Kansas大學(xué)RoskanJan教授主編的《Air neDesign》PartⅥ“PreliminaryCalculationofAerodynamic,ThrustandPowerCharacteristics。這本書(shū)內(nèi) 是1975或1978的版本。 歐洲Airbus的幾個(gè)國(guó)家都相信、使用《ESDU，可是還是相信、 的人的本事?——對(duì)其中概念和的理解和掌握。例如俄羅斯的ИЛ-76飛機(jī)的B737-800飛機(jī)和歐洲的A320-200飛機(jī)，都可以作為大型類(lèi)飛機(jī)的設(shè)計(jì)參考。但是，需要整理出在“2.1 縱向升、阻、力矩特性。包括：升力曲線（CL～升阻曲線（CL～CD ln包括：橫向力曲線（Cy～滾轉(zhuǎn)力矩曲線（C～偏航力矩曲線（C～ln升降舵效率Cme方向舵效率CnR Cla 包括：3個(gè)阻尼導(dǎo)數(shù)

cmq、clp

cnr個(gè)時(shí)差導(dǎo)數(shù)個(gè)交叉導(dǎo)

cnp、clr2

c

和cL 方案凍結(jié)之后直至新飛機(jī)首飛上天為型號(hào)研制的詳細(xì)設(shè)計(jì)①簡(jiǎn)單方便快速

②影響因素清晰計(jì)算簡(jiǎn)單又明確地反映了基本的氣動(dòng)概念。從計(jì)③結(jié)果比較粗糙④大量級(jí)是可靠的輕人問(wèn)我“怎么辦？我們“堅(jiān)信氣動(dòng)概念尋找風(fēng)洞試驗(yàn)中 ③數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)的參考算和風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果偶然因素較多，可以參考工程估算的結(jié)果進(jìn)行典 比較簡(jiǎn)便、快速——計(jì)算一個(gè)狀態(tài)只需要大約100秒。計(jì)算一條曲線，只需20分鐘。1988MBB③數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性比較差——這種方法本身基于許多簡(jiǎn)化的假④比“小擾動(dòng)速勢(shì)方程精準(zhǔn)一些的“方程+附面層修正 N-S 計(jì)算的時(shí)間也更長(zhǎng)。計(jì)算一個(gè)狀態(tài)需要10～20小時(shí)。而是介紹：有了風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)如何進(jìn)行“從試驗(yàn)到飛行的相關(guān)性修正”方法，這才是我們飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)部門(mén)的工作。獲得修正量級(jí),進(jìn)行數(shù)據(jù)修正。①以風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ) 進(jìn)、排氣組合（渦輪動(dòng)力模擬器TPS）試驗(yàn)。 （④進(jìn)、排氣效應(yīng)（TPS 對(duì)于螺旋槳?jiǎng)恿ρb置的飛機(jī)，采用無(wú)動(dòng)力模型風(fēng)洞試驗(yàn)，沒(méi)有模擬螺旋槳的直接力和螺旋槳滑流對(duì)氣動(dòng)特性的影響。應(yīng)通過(guò)螺 ⑦靜氣動(dòng)彈性影響⑧重心位置轉(zhuǎn)換風(fēng)洞試驗(yàn)按模型參心取矩,實(shí)際飛行中,飛機(jī)的力矩參⑨雜項(xiàng)阻力風(fēng)洞試驗(yàn)的尺寸限制,通常使用縮比模型,無(wú)法模擬實(shí)際飛①修正內(nèi)容概況為了了解修正內(nèi)容的概況，這里列出報(bào)告中一節(jié)的各 “2試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正內(nèi)容 縱向氣動(dòng)特 零升阻力系數(shù)(或最小阻力系數(shù))：CD0=CD0,tes+△CD,wal+△CD,sup+△CD,dis+△CD,int++ +△CD,add+ ——修正的零升阻力系數(shù)試驗(yàn)△CD,wal △ ——雜項(xiàng)阻力增量△CD,tra——平衡升致阻力的修正其中：△CD,wal和△CD,sup是由風(fēng)洞試驗(yàn)單位提供。一般情況，CD0,tes中已經(jīng)進(jìn)行了此兩項(xiàng)修正。△CD,int和△CD,jet對(duì)于噴氣動(dòng)力裝置，是必須計(jì)及△CD,Re是所有修正項(xiàng)中最重要最的一項(xiàng)要根 力修正“△CD,Re。現(xiàn)以某型機(jī)為例，看一看它的計(jì)算步驟：對(duì)于全機(jī)，機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)CA3.451m1：15型在風(fēng)洞中做低速測(cè)力試驗(yàn)，Re1.102×106；按照某型飛機(jī)《飛行的Re數(shù)見(jiàn)表10-01。表10- 由《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》第6冊(cè) 《氣動(dòng)設(shè)計(jì)》中圖7－3全湍表10- 飛機(jī)各部件對(duì)應(yīng)的摩擦系數(shù)10-表10- 飛機(jī)各部件的浸潤(rùn)面積 CD0,w=KWF·KLS·Cfw[1+Lxc(t/c)+100(t/c)4]Swet,w CD0,F=CD0,FBase+ CD0=CD0,W+CD0,F+CD0,n+CD0,H表10- 全機(jī)和各部件零升阻力系6 某型機(jī)零升阻力系數(shù)隨Re數(shù)的變計(jì)算得到的零升阻力系數(shù)要比飛機(jī)的試驗(yàn)得到的最小阻力系數(shù)小C0隨e數(shù)的變化量級(jí)是可以使用的。①工程設(shè)計(jì)的“增量法” 或者性能數(shù)據(jù)的反推得到。這是十分關(guān)鍵又比較的工作。以03K03Y08飛機(jī)為原準(zhǔn)機(jī)改裝的一型特殊用途飛機(jī)。將K03原型機(jī)與Y08飛機(jī)的同期測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)作對(duì)比，列出其差量，加到《Y08K03原型機(jī)經(jīng)過(guò)相關(guān)K03原型機(jī)低速風(fēng)洞測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果是重要的補(bǔ)充。一期十分認(rèn)真的、成功的全機(jī)測(cè)壓（1300）試驗(yàn)，得到了各個(gè)部件的壓力K03原型機(jī)螺旋槳?jiǎng)恿δM試驗(yàn)結(jié)果是《數(shù)據(jù)集》中動(dòng)力影響數(shù) K03飛機(jī)K03飛機(jī)

K03K03 框圖中：ΔR—在測(cè)力試驗(yàn)中，K03原型機(jī)與Y08飛機(jī)氣動(dòng)特性ΔP—在螺旋槳?jiǎng)恿δM試驗(yàn)中，K03原型機(jī)，有、無(wú)動(dòng)力的滑流影響量。這里用不同拉力系數(shù)（Tc）與零拉力系數(shù)（Tc=0）圖10- 升力曲 例如：構(gòu)成升力CL～α曲線中的幾個(gè)關(guān)鍵參數(shù)：零升迎角0力線斜率CLα

CLmax

例如：升力

～α曲線和俯仰力矩

~CL 理論上，在無(wú)側(cè)滑飛行中氣動(dòng)力（力矩）是對(duì)稱(chēng)的。例如：橫航向的Cy～、Cn～和Cl～曲線平移，=0°的所有氣動(dòng)系數(shù)歸零，隨的變化左右對(duì)稱(chēng)。 例如：升力

～α曲線、極曲線

~

和俯仰力CmCL曲線中的最大升力系數(shù)CLmax——對(duì)于沒(méi)有這方面工作經(jīng)歷的氣動(dòng)專(zhuān)業(yè)人員可能沒(méi)有什么印象；下面以K03飛機(jī)為例，給出修正前、后的縱向特性曲線，可以看 3210-

- - 圖10- K03不同襟翼偏角的升力曲線（試驗(yàn)值321-

- -

α(°)圖10- K03修正后的升力曲線（使用值 yy3210-

圖10- K03不同襟翼偏角的極曲線（試驗(yàn)值3210-

CX圖10- K03修正后的極曲線（使用值 0---- - - 圖10- K03不同襟翼偏角的俯仰力矩曲線（試驗(yàn)值

0----- -

圖10- K03修正后的俯仰力矩曲線（使用值

————導(dǎo)數(shù)的數(shù)據(jù)要求準(zhǔn)確度不能很高。 08圖10- 升力曲 ——全機(jī)升力為零的迎角 ——單位迎角的升力增量——失速迎角（αs） ——對(duì)應(yīng)最大升力系數(shù)的迎角。所以，性范圍內(nèi)（α≤αs，全機(jī)的升力系數(shù)：α0 圖10- 不同構(gòu)型的升力曲圖中示出了飛機(jī)不同M圖10- 不同M數(shù)的升力曲但是，當(dāng)飛行速度超過(guò)了臨界M數(shù)之后，機(jī)翼上表面有超音速區(qū)，出 零升迎角 一般巡航構(gòu)型在-1.5°～+0.5°范圍升力線斜率CLα——一般巡航構(gòu)型在0.8～0.9之間，對(duì)于機(jī)翼后掠角較大的飛機(jī)，一般在0.6～0.7范圍。最大升力系數(shù)CLmax——一般巡航構(gòu)型在1.4～1.8之2.2～2.4。著陸構(gòu)型可以達(dá)到2.8～3.2。失速迎角αs——一般巡航構(gòu)型在13～15超臨界機(jī)翼的飛機(jī)，只有5°～6°，甚至更小。①升阻曲線圖10- 升阻曲——升阻比（KCL/CD）——最大升阻比(Kmax)——過(guò)零點(diǎn)作與曲線相切的直線，切CD=CD0+CL2 CDiCL2/πAe——升力誘導(dǎo)產(chǎn)生的阻力，稱(chēng)為“升致阻力”式中：A——機(jī)翼的展弦比；CDie——（瓦爾德）展向效率因子 圖10- 不同構(gòu)型的阻力曲圖中示出了飛機(jī)不同M圖10- 不同M數(shù)的升力曲飛行速度超過(guò)了臨界M數(shù)之后，機(jī)翼上表面出現(xiàn)激波，就有波阻，阻力繼續(xù)增大。飛行速度到達(dá)阻力發(fā)散M數(shù)，波阻急速增大，阻力明顯 零升阻力系數(shù)CD0— 一般巡航構(gòu)型在0.020這個(gè)對(duì)于民用客機(jī)在0.016～0.0180.014；對(duì)于在0.022～0.024，最大的有0.030最大升阻比CLmax——一般巡航構(gòu)型在15～20之間， 俯仰力矩曲線表示飛機(jī)的俯仰力矩與升力關(guān)系（見(jiàn)圖

圖10- 俯仰力矩曲零升俯仰力矩系數(shù)（Cm0）——全機(jī)升力為零的俯仰力 CmCL

圖10- 不同構(gòu)型的俯仰力矩曲CmCL減小。圖中：縱向靜穩(wěn)定度巡航狀圖中示出了飛機(jī)不同M圖10- 不同M數(shù)的俯仰力矩曲25%的地方，③數(shù)值量級(jí)零升俯仰力矩系數(shù)Cm0——一般飛機(jī)在0.10～Cm0可能要CmCL——亞音速流動(dòng)，單獨(dú)機(jī)翼的焦25%大致在平均氣動(dòng)弦的40～60%。工程估算、數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)只是氣動(dòng)設(shè)計(jì)、研究的不同。工程估算的特點(diǎn)前面已經(jīng)：①簡(jiǎn)單方便快速，②影響因素清晰，③結(jié)果比較粗糙，④大量級(jí)是可靠的。這里闡述數(shù)值計(jì)算和能在數(shù)值計(jì)算的結(jié)果中反映出來(lái)。例如阻力計(jì)算，系數(shù)誤差△CD可以因?yàn)槿绱耍澜绺鲊?guó)的飛機(jī)設(shè)計(jì)部門(mén)都廣泛采用CFD進(jìn)行飛機(jī)及靈活應(yīng)用這兩種，就能做到事半功倍的效果。其大思路是：主要大外形變化可以利用CFD計(jì)算的差量獲得。微小變化可以利用CFD計(jì)算的差量獲得。同位置的較小變化可以利用CFD計(jì)算的差量獲得。的微小變化可以利用CFD計(jì)算的增量獲得。角可以利用CFD計(jì)算插值獲得。地面效應(yīng)試驗(yàn)——地板高度的間隔可以少做一些，中間高度可以利用CFD計(jì)算插值獲得。風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間和經(jīng)費(fèi)，能有的精力建設(shè)、完善氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)體系。備CFD專(zhuān)業(yè)的人才。 靠”？——測(cè)壓試驗(yàn)有哪些的方面？ CFD分布。如果兩者的壓力分布一致，說(shuō)明CFD的計(jì)算是正確的。表10- CFD計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)的升力系數(shù)取CFDα2.2oα2.0o這兩個(gè)不同姿態(tài)、相同 搞CFD計(jì)算的認(rèn)為CFD驗(yàn)僅有的測(cè)壓孔數(shù)據(jù)與CFD計(jì)算的壓力分布作比較，沒(méi)有捕捉到的壓 無(wú)粘、無(wú)旋，N-S所以，風(fēng)洞試驗(yàn)與CFD計(jì)算的數(shù)據(jù)相對(duì)而言，前者的準(zhǔn)確程度要但以風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為準(zhǔn)。即使是歐、美先進(jìn)的航空設(shè)計(jì)部門(mén)，CFDCFD計(jì)算需要用風(fēng)不能作為理論依據(jù)。為什么這個(gè)誤差一定是△α0.2o0.2o呢？如果是+0.2oCFDα2.2oαCFDCFD還要進(jìn)行驗(yàn)證？為什么還需要以風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證？——這是明顯的正常的思路是：以風(fēng)洞試驗(yàn)的測(cè)力數(shù)據(jù)為基準(zhǔn)對(duì)CFD的計(jì)算數(shù)據(jù)進(jìn)行驗(yàn)證。驗(yàn)證的結(jié)果，不是風(fēng)洞試驗(yàn)可能有迎角△α0.2o誤差，而是CFD計(jì)算數(shù)據(jù)（α2.0o，CL0.18）的升力不足?；谡FD（α2.0o）來(lái)分析CFD計(jì)算升力不足的原因，改進(jìn)、完善計(jì)算方法，這才是驗(yàn)證 在CFD計(jì)算的領(lǐng)域，許多人員（據(jù)說(shuō)包括、幾十正是因?yàn)樵贑FD計(jì)算的領(lǐng)域許多人員、幾十年來(lái)一直這樣做，這是CFD計(jì)算領(lǐng)域的整體，理論上應(yīng)該是嚴(yán)密的。如果認(rèn)為這樣做完全根據(jù)各自的實(shí)際需要和技術(shù)能力，采用各種不同的途徑。例如1988-1990西德MBB飛機(jī)公司的空氣動(dòng)力學(xué)部。①以“小擾動(dòng)速勢(shì)方程+片條附面層”方法為主體，計(jì)算全機(jī)②同時(shí)采用《ESDU》的工程估算方法，對(duì)數(shù)據(jù)量級(jí)和變化趨 能被該型號(hào)使用，只能為下一個(gè)型號(hào)設(shè)計(jì)打基礎(chǔ)。例如：西德MBB飛機(jī)公司的空氣動(dòng)力學(xué)部，經(jīng)過(guò)A-300飛機(jī)計(jì)算、校核、驗(yàn)證、完善的一A-320A-320飛機(jī)計(jì)算、校核、驗(yàn)證、完善的一套方法和軟件，給MPC-75飛機(jī)設(shè)計(jì)使用。就這樣，一 在西德MBB