气动特性分析.ppt

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1、气动特性分析南京航空航天大学余雄庆概念设计流程设计要求、适航条例全机布局设计发动机选择机身外形初步设计机翼外形初步设计方案分析与评估重量特性气动特性动力特性性能评估操稳特性经济性分析噪声特性排放量可靠性维修性机场适应性……确定主要参数尾翼外形初步设计总体布置形成初步方案设计满足要求？方案最优？YesNo分系统初步方案分析起落架优化任务输入分析评估输出设计方案巡航（高速）升阻特性起飞/着陆（低速）最大升力系数升阻特性抖振升力系数计算模型工程估算CFD气动特性分析评估的方法空气动力学理论计算方法在飞机设计中的应用经典理论简化解析公式半经验公式概念设计无粘线性位流理论升力面理论涡格法/面元法总

2、体初步设计和气动分析，机翼弯扭设计无粘非线性位流理论小扰动位流方程或全位流方程的数值方法中等强度激波的跨音速流粘流理论附面层方程解无粘/有粘交互计算阻力计算，附面层修正，修正无粘计算结果无粘有旋流理论欧拉方程数值方法包括脱体涡的亚、跨、超声速流场分析粘性有旋流理论N-S方程数值方法包括分离流的复杂流场内容升力升力线斜率设计升力系数最大升力系数抖振升力系数阻力摩擦阻力升致阻力形阻压缩性阻力（跨声速）超声速波阻巡航干净构形起飞襟翼打开至起飞位置第二阶段爬升襟翼打开至起飞位置单发停车着陆襟翼打开至着陆位置气动特性飞行状态（构形）升力线斜率全机升力线斜率CLα的计算公式：为机翼升力线斜率:(1/

3、rad)ξ为因子：该公式适用于dh/b<0.2的机型。ζ为校正常数，通常取值为3.2；dh为飞机机身的最大宽度；b为机翼的展长；Snet为外露机翼的平面面积；Sgross为全部机翼平面面积。最大升力系数（干净构形）Φregs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。Vs是过载系数小于1时的失速速度，此时升力系数出现快速减小。按Vslg取证的机型（如A300），Φregs取值0。按Vs取证的机型Φregs取值1。失速速度：通常有1-g过载失速速度（Vslg）常规失速速度（Vs）两种。增升装置对升力的影响后缘襟翼产生的升力增量ΔClmax为增升装置二维剖面的最大升力增量；Sflap

4、ped为流经增升装置的流场所覆盖的机翼面积；ΛHL为增升装置铰链线的后掠角，在没有详细数据时，对于后缘（前缘）襟翼可以近似使用后缘（前缘）后掠角。增升装置对升力的影响增升装置二维剖面最大升力增量的估算c’TE/c为后缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例c’LE/c为后缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例增升装置对升力的影响克鲁格襟翼使用时，不会引起机翼弦长的增加；前缘缝襟翼打开时，会使机翼弦长增加。c’LE/c为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。增升装置对升力的影响后缘襟翼中，简单襟翼不会引起弦长的增加；富勒式襟翼和带有补偿式铰链轴的襟翼会引

5、起弦长的增加，其增量与襟翼打开时的偏转角度有一定对应关系。增升装置对升力的影响襟翼实际使用时，升力增量的估算值与襟翼偏转角有关，可近似表示为下式（二维）：不同襟翼偏转角下的升力系数增量可以表示为（三维）：增升装置对升力的影响典型的飞行状态采用的襟翼偏角βflap飞行状态

6、襟翼类型单缝襟翼双缝/富勒式襟翼一般起飞状态7°10°最大重量起飞15°20°着陆状态35°45°阻力阻力以下气动估算公式主要适用于运输机升致阻力零升阻力跨声速压缩性阻力和超声速波阻摩擦阻力压差阻力干扰阻力次项阻力配平阻力典型运输机的阻力组成巡航马赫数0.78；展弦比9.76；后掠角25度；巡航升阻比18.20.0191

7、60.012650.00186=0.00069CDTOT=0.03436CL=0.625升致阻力巡航构型的升致阻力因子定义伴随升力产生而引起的阻力。襟翼打开时的升致阻力因子βflap－襟翼偏转角度摩擦阻力定义由于空气的粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦而产生的。方法基于附面层理论，应用等效长度法确定飞机的摩擦阻力。摩擦阻力系数湍流状态的摩擦阻力系数计算公式为：摩擦阻力湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：摩擦阻力根据部件叠加的方法，飞机的摩擦阻力系数表示为：压差阻力定义由流经飞机的气流分离所引起的阻力。方法采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。机身的压差阻力因子为：K为机身长细比，即机身长

8、度与机身最大直径之比。－发动机短舱的压差阻力因子：lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比。压差阻力翼面类部件的压差阻力因子与其平均相对厚度及最大厚度位置的弦向比例有关，还需要考虑飞行马赫数的修正.机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:(t/c)为翼型的相对厚度；(x/c)m为翼型最大厚度处的相对位置;Λm为最大厚度位置连线的后掠角;M为飞行马赫数。干扰阻力干扰阻力是通过干扰因子Q来计入的。机身与机翼对于翼身融合良好的中单翼、下单翼布