气动特性分析
飞行器设计中的气动特性分析
飞行器设计中的气动特性分析引言：在飞行器设计中，气动特性分析是一个至关重要的步骤。
通过对气动特性进行详细分析，可以为设计师提供有关飞行性能、安全性和稳定性的关键信息。
本文将介绍飞行器设计中的气动特性分析，并讨论其在飞行器设计中的重要性。
一、气动力学基础：1.升力和阻力：升力是飞行器在空气中产生的垂直向上的力量，而阻力是反作用于飞行器运动方向的力量。
在飞行器设计中，升力和阻力的平衡对于保持飞行器的稳定性和控制性至关重要。
2.升力和阻力系数：升力和阻力的大小可以通过升力和阻力系数来表示。
升力系数（CL）是升力除以速度的平方和参考面积的乘积，而阻力系数（CD）是阻力除以速度的平方和参考面积的乘积。
通过研究和优化这些系数，可以最大限度地提高飞行器的性能。
3.失速和爬升：a.失速：失速是指飞行器由于迎角过大导致气流分离，从而减少了升力。
失速是飞行器设计中一个非常重要的问题，因为它可能导致飞行器失去控制。
b.爬升：爬升是指飞行器上升或下降的能力。
通过调整飞行器的外形和控制系统，可以改善飞行器的爬升性能。
二、气动特性分析方法：1.数值模拟：数值模拟是一种利用计算机模拟飞行器飞行过程的方法。
通过建立数学模型和使用数值方法，可以有效地预测飞行器在不同条件下的气动特性。
数值模拟可以帮助设计师优化飞行器的外形和流场分布。
2.实验测试：实验测试是通过在风洞中进行模型试验来研究飞行器的气动特性。
通过测量模型的升力、阻力和压力分布等参数，可以获得有关飞行器性能的实际数据。
实验测试通常用于验证数值模拟结果的准确性。
3.试飞测试：试飞测试是在空中对飞行器进行实际飞行测试的方法。
通过测量飞行器的动力学响应、飞行性能和操纵特性，可以评估飞行器的气动特性和飞行适应性。
三、气动特性分析的重要性：1.提高飞行性能：通过对气动特性进行详细分析，设计师可以优化飞行器的外形和控制系统，以提高飞行器的性能。
例如，通过调整飞行器的机翼形状和翼型，可以提高升力和降低阻力，从而增加飞行器的上升速度和航程。
气动特性分析
– 将升力系数和M数分为二个区域：抖振区和无抖振区。
导致抖振的条件
• 当升力系数接近飞机最大升力系数CLmax ，机翼上表面 的气流发生分离。
• 当飞行速度超过阻力发散马赫数MDD，此时机翼上的 激波会引起不稳定的气流，导致气流分离。
当CL增加到一定值后，有气流分离。
当速度超过MDD后，有气流分离。
零升阻力
总零升阻力＝各部件废阻之和＋次项阻力
配平阻力
• 配平阻力是由于平尾或鸭翼为产生配平力矩而的升力而 引起的阻力，包括升致诱导阻力和型阻两部分。
• 现代运输机配平阻力一般占总阻力的2％或更少。
压缩性阻力
• 飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫 数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声 速压缩性阻力，使阻力增大。
气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性 ……
分析
输入 设计方案
任务
分析评估
计算模型 • 工程估算 • CFD
输出
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
气动特性分析评估的方法
空气动力学理论
经典理论 无粘线性位流理论
无粘非线性位流理论
粘流理论 无粘有旋流理论 粘性有旋流理论
• 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：
Ffus 1 2.2 k 1.2 0.9 k 3
K 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。
－发动机短舱的压差阻力因子：
Fnac
1 0.35 /
lnac dnac
lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比。
气动系统的动态特性分析及控制策略
气动系统的动态特性分析及控制策略引言气动系统是工业领域中常见的一种控制系统，广泛应用于空压机、气动机械以及气动传动系统中。
气动系统具有响应速度快、功率密度高以及易于实现自动化等优点，因此在许多工业应用中得到了广泛的应用。
然而，由于气动系统具有较大的非线性、时变性和不确定性，对其动态特性的分析和控制策略的设计是极具挑战性的问题。
一、气动系统的动态特性分析1.1 气动系统动态响应特性气动系统的动态响应特性是指在外部激励下，系统的输出随时间的变化规律。
一般来说，气动系统的动态响应特性可以用频率响应函数、传递函数等数学模型进行描述。
一方面，需通过实验等方法获取系统的频率响应特性，以了解系统对不同频率信号的响应情况；另一方面，应通过数学模型分析系统的传递函数，从而了解系统在时间域和频域上的动态行为。
1.2 动态特性参数的估计在动态特性分析的过程中，为了准确描述气动系统的动态行为，需要估计系统的动态特性参数。
例如，对于线性时不变系统，可以通过对系统进行阶跃响应实验，从中得到系统的阶跃响应曲线，并利用数学方法对曲线进行处理，进而计算系统的参数，如阻尼比、阻尼频率等。
对于非线性系统，参数估计则变得更加复杂，往往需要借助于较为复杂的数学模型或者计算方法来求解。
1.3 动态特性分析的数学模型为了更加准确地描述气动系统的动态特性，研究者们提出了许多数学模型，如阻尼模型、电子网络模型、状态空间模型等。
这些数学模型旨在通过建立合理的数学关系，从而方便对系统的动态响应进行分析和预测。
二、气动系统的控制策略2.1 反馈控制策略反馈控制策略是目前气动系统中最常用的控制方法之一。
它基于传感器实时采集到的系统状态信息，通过计算误差信号并进行控制输入，使得系统能够自我调节，从而实现期望的动态响应。
反馈控制策略能够有效地抑制气动系统中的扰动信号和不确定性，提高系统的稳定性和鲁棒性。
2.2 前馈控制策略与反馈控制策略相对应的是前馈控制策略，它是根据系统建模的结果，提前估计出系统输出所需的控制信号。
气动力学问题中的气动特性分析与改进设计
气动力学问题中的气动特性分析与改进设计在工程领域中具有重要意义。
气动力学是研究气体流动的力学科学，主要应用在航空、汽车、风力发电等领域。
气动特性分析与改进设计可以帮助工程师更好地理解气体流动的规律，提高产品性能和效率。
首先，气动力学问题中的气动特性分析是非常重要的。
通过对气体流动过程中的速度、压力、温度等参数进行分析，可以帮助工程师了解气体流动的特点，进而优化设计方案。
例如，在飞机设计中，工程师需要考虑飞机的气动性能，包括升力、阻力、稳定性等方面，以确保飞机能够稳定飞行。
另外，在汽车设计中，工程师也需要分析车辆在高速行驶时的气动特性，以减小风阻，提高车辆的燃油经济性。
其次，气动特性的改进设计是工程实践中常见的问题。
通过对气体流动的特性进行深入研究，工程师可以提出改进设计方案，进而优化产品的性能。
例如，在风力发电机设计中，工程师可以通过改变叶片的形状和角度，来提高风力的利用率，增加发电效率。
在汽车设计中，工程师也可以通过改变汽车的外形设计，减小风阻系数，提高车辆的燃油经济性。
另外，气动力学问题中的气动特性分析和改进设计还可以帮助减小环境污染。
随着工业的发展，大量的废气排放已经严重影响到环境和人类健康。
通过对气体流动特性的分析和改进设计，工程师可以优化工厂的废气处理系统，减少有害气体的排放，降低对环境的污染。
在实际工程实践中，气动力学问题中的气动特性分析与改进设计是一项复杂的工作。
工程师需要掌握流体力学、热力学等多学科知识，才能够准确地分析气体流动的特性，并提出有效的改进设计方案。
此外，工程师还需要借助计算机辅助设计软件，对气体流动进行数值模拟，以提高工作效率和准确度。
梳理一下本文的重点，我们可以发现，气动力学问题中的气动特性分析与改进设计在工程领域中具有重要意义。
通过对气体流动特性的研究和分析，工程师可以优化产品设计，提高产品性能和效率，减小环境污染，推动工程技术的发展。
希望未来工程师们能够不断深入研究气动力学问题，为推动工程技术的发展做出更大贡献。
飞行器的气动特性分析与优化设计
飞行器的气动特性分析与优化设计近年来，飞行器的气动特性分析和优化设计越来越受到重视。
气动特性是指飞行器在运动状态下所受到的气动力和气动力矩的大小和方向，包括升力、阻力、侧向力和滚转力矩等。
气动特性的研究对于飞行器的性能和安全至关重要，因此，在飞行器的设计和制造过程中，对其气动特性进行分析和优化显得尤为重要。
一、飞行器的气动特性分析飞行器的气动特性分析是指对飞行器在空气中运动时所受到的气动力和气动性能进行分析和计算。
在气动特性分析中，最基本的是对飞行器的气动力进行分析，其中包括升力、阻力、侧向力和滚转力矩等。
升力是飞行器竖直向上的力，是使飞行器脱离地面向上飞行的力。
阻力是飞行器运动时所受到的空气阻力，阻碍飞行器前进的力。
侧向力是飞行器运动时在侧向方向受到的力，可以使飞行器发生侧倾的力。
滚转力矩是飞行器绕自身横轴旋转时所产生的力矩，可以使飞行器绕纵轴旋转。
除了气动力之外，气动特性还包括飞行器的稳定性和控制性能等方面。
稳定性是指飞行器在运动时所具有的保持平衡状态的能力，包括静态稳定性和动态稳定性。
控制性能是指飞行器在飞行过程中进行转向、倾斜等动作时的响应能力。
二、飞行器气动特性的优化设计飞行器的气动特性的优化设计是指通过对飞行器的形状和尺寸等进行优化，来达到最佳的气动特性。
气动特性的优化设计是一个系统工程，需要囊括多学科知识和技术，如流体力学、结构力学、材料科学等。
气动特性优化设计的第一步是确定飞行器的气动特性指标。
对于不同类型的飞行器，其气动特性指标也有所不同。
例如，对于一架客机来说，其气动特性指标包括气动阻力、最大升力系数、迎角范围等。
而对于一架战斗机来说，其气动特性指标则包括最大迎角、滚转速率等。
在确定气动特性指标之后，便需要对飞行器的外形进行设计。
外形设计是飞行器气动特性优化设计的核心，其合理性和优化程度直接影响着飞行器的气动特性表现。
在外形设计中，需要考虑诸如气动外形、机翼形状、机身细节设计等因素，以优化飞行器的气动阻力、机动性、稳定性等方面的气动特性。
机械结构的气动特性分析与改进
机械结构的气动特性分析与改进一、引言机械结构的气动特性是指在空气流动条件下，机械结构所表现出的动力学特性和流体力学特性。
它在机械工程领域中具有重要的意义，特别是在飞行器、汽车、风力发电等应用中。
本文将对机械结构的气动特性进行分析，并提出改进的方法。
二、气动特性分析1. 阻力分析机械结构在空气流动中会受到阻力的作用，阻力的大小直接影响机械结构的性能。
阻力主要由摩擦阻力和压力阻力两部分组成。
摩擦阻力是指空气流过机械结构表面产生的摩擦所造成的阻力，而压力阻力是指空气压力对机械结构所造成的阻力。
2. 升力分析机械结构在某些情况下需要产生升力，以支持其运动或保持平衡。
升力是指垂直于气流方向的力，它的大小与机械结构的形状、倾斜角度以及气流速度等有关。
在飞行器设计中，升力是保证飞机能够飞行的重要因素。
3. 气动失稳分析机械结构在空气流动中可能会出现气动失稳现象，这会对机械结构的性能和安全性产生严重影响。
气动失稳的原因主要有气动力矩的不平衡、气动力的突变、气动力的非线性特性等。
通过对气动失稳的分析，可以找出引起失稳的原因，并采取相应的改进方法。
三、改进方法1. 优化结构设计在机械结构的设计过程中，应考虑气动特性的影响，以便在设计阶段就能够减小阻力、增加升力，并提高结构的稳定性。
在设计中，可以采用气动外形优化方法，通过改变机械结构的形状和尺寸来改变其气动特性。
2. 使用流动分析软件在机械结构的优化过程中，可以使用流动分析软件对其气动特性进行模拟和分析。
流动分析软件可以帮助工程师更好地理解气动特性，并根据分析结果进行优化设计。
3. 增加附加装置为了改善机械结构的气动特性，可以考虑增加一些附加装置。
例如，在飞行器设计中，可以增加襟翼、前缘襟翼、尾翼等装置，来改变机械结构在空气流动中的气动特性。
四、案例分析以风力发电机组为例，通过对其机械结构的气动特性进行分析和改进，可以提高风力发电的效率和可靠性。
在风力发电机组的设计中，可以采用优化的叶片形状、增加控制装置等方法，来减小阻力、增加升力，并改善机械结构在风中的稳定性。
基于CFD模拟的风电机组叶片气动特性分析
基于CFD模拟的风电机组叶片气动特性分析随着气候变化和环境保护的迫切需求，风能逐渐成为一种重要的替代能源。
而风电机组则是将风能转化为电能的关键设备之一。
在风电机组中，叶片是接收风能并将其转化为动能的组成部分。
因此，了解叶片的气动特性对于提高风电机组的效率和可靠性至关重要。
本文将基于CFD模拟，对风电机组叶片的气动特性进行详细分析。
1. 叶片的结构和工作原理风电机组叶片一般由复合材料制成，具有轻量化、高强度和耐腐蚀性等特点。
叶片通过受力产生弯曲，从而使其产生扭转和振动。
这种振动会导致能量损失和叶片的疲劳破坏，因此了解叶片的气动特性对于设计高效、可靠的叶片至关重要。
风电机组叶片的工作原理是利用风的动能将叶片上的受力转化为旋转动能。
当风吹过叶片时，叶片上的气动力会导致其产生扭矩，将风能转化为机械能。
同时，叶片上的轮廓设计也会影响气动力的分布和叶片的动态响应。
2. CFD模拟在叶片气动特性分析中的应用CFD（Computational Fluid Dynamics）模拟是一种基于数值方法的流体力学分析技术。
它可以通过在计算区域中的离散网格上求解流体运动方程组，得到流体的流动状态和相关参数。
在风电机组叶片气动特性分析中，CFD模拟可以提供关键的流场信息，帮助优化叶片设计和改善叶片的性能。
在进行CFD模拟之前，需要建立包括叶片、风场和相关边界条件在内的几何模型。
叶片的轮廓和表面特征会对气动力的分布和叶片的响应产生重要影响。
因此，在建立几何模型时需要准确考虑叶片的实际结构和细节特征。
3. 叶片气动特性分析的关键参数叶片气动特性分析中的关键参数包括叶片表面压力分布、叶片气动力系数、叶片扭矩和振动等。
叶片表面压力分布可以用来评估叶片的气动性能和气动失效的风险。
叶片气动力系数是描述叶片的气动性能的指标，可以用来评估叶片的耐风性能。
叶片的扭矩和振动主要影响叶片的动态响应和结构寿命。
CFD模拟可以得到叶片表面的压力分布，进而计算出叶片的气动力系数。
气动特性分析
飞行器总体设计课程设计150座客机气动特性分析计算全机升力线斜率CL:CL:上CLa_W为机翼升力线斜率：CL・_人" 曲21 dh ' 也2牡：._W s grossb)Ogpss该公式适用于dh/b < 0.2的机型Z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。
由于展弦比A R =90算出CLa_w=5l4 (1/rad )又因为Z为校正常数，通常取值为3.2； dh为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ; b为机翼的展长，等于34・86m;Snet为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；Sgross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；算出E为因子等于1.244・所以可以算出全机升力线斜率缶等于6.349二•计算最大升力系数CLmaxP _14 1»0 064 p| 9ULmax"" " regs U L. ■①regs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。
由于设计的客机接近于A320,所以取①regs等于1所以代入上面公式得到CLmaxW 1-662三.计算增升装置对升力的影响前面选择了前缘开缝襟翼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尖系。
三缝 1 9強々 70 20 30 40 SO 6070 &0 100 Wing ¥Ngwl span所以先计算机翼外露段的相对展长等于（1 ■机身宽/展长）% 机身宽为3.95m ，展长为34.86m,代入公 式，算出机翼外露段的相对展长等于 88.67%，对应到上图，纵坐标C LE lc 等于 1.088。
絲翌娄型 克鲁格標資0.3 0.4 前缘 前缘缝翼中缝 1.3 后缘<无面积延伸〉 L6二缝 1.9单繼 1.3 /e 后缘（何而积絃仲）蚁缝 1,6 c由上表格，可知最大升力增量等于! !0.4*C E/C,代入C E/C等于1・0可得△ Cimax 等于0.4352.襟翼实际使用时，升力增量的估算值与襟翼偏转角有尖，可近似表示为下般起飞状态B =7 09=0.07616由于襟翼最大偏转角“等于40四•计算升致阻力巡航构型的升致阻力因子:1.052 0.007dC2wan 叭襟翼打开时的升致阻力因子:『dG、1.050.271c cc"K cclea n 2Ki 2dC 伽（其中A R为展弦比，爲为襟翼偏转角）已知A R=9.0，起飞状态flap =7 °着陆状态flap =35 °代入公式可以算出：五、计算各部件湿润面积对于机翼和尾翼:如果(t/c) < 0-05; Swet = 2.0003 S 外露如果(t/c) 0.05; Swet = S 外露[1.977+ 0.52 (t/c)]对于机身、短舱和外挂:Swet= K ( A 俯+ A 侧)/2其中：K = n （对于椭圆截面）；K = 4（对于方形截面）A俯一俯视图面积A侧一侧视图面积所件：机翼S 外露=1（E1.65 m （t/c）=0J8 Swet=247.75 口2六、巡航状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数Ab log N R 1 cM038;NR 是当前流动状态的雷诺数弘二（刃「氓；M 为飞行马赫数.空气动力学p269查到 Cf 」urb h c ”为常数，取值分别为宜二 0.455, 6-2.58, u 二 0」 44, d二当H=11km时T=216 • 7Ka=295 • 1m/sP 2 P=0 • 227pa =0 • 3648kg/m因为M=0・8所以v=M*a=236.1m/s/2=4.045m 机翼：山=MAC=4 •平尾：=MAC=3 •024m垂尾：1* =MAC=3 •空气动力学p8萨瑟兰公式求出T.422*10 5N*S/m2飞机各部分的当量直径:86m机身：*代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数f」urb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:XTCf = 1 mf一c f -turbV lb町亿为层流比例，通常取值在OJO-O.4O之间；人是部件的特征长度.无吋为混合流动比例常数，通常取值为0.74＞适用于层流比例小于（UO的情况取严=0.3I所以:所以，摩擦阻力系数:wet4是第r部件的摩擦系数；S鳥是第/部件的湿润面积。
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抖振边界
• 抖振现象
– 对于高亚声速（跨声速）飞机，当升力系数和飞行马赫数达到一 定值时，会发生明显的气流分离现象，导致机体和操纵面抖振。
• 抖振边界
– 将升力系数和M数分为二个区域：抖振区和无抖振区。
导致抖振的条件
• 当升力系数接近飞机最大升力系数CLmax ，机翼上表面 的气流发生分离。
• 当飞行速度超过阻力发散马赫数MDD，此时机翼上的 激波会引起不稳定的气流，导致气流分离。
0.01916
CL= 0.625 CDTOT= 0.03436
升致阻力
• 定义 – 伴随升力产生而引起的阻力。
• 巡航构型的升致阻力因子
Kclean
ddC CD L2clean
1.050.007
AR
• 襟翼打开时的升致阻力因子
K d d C C D L 2 1 .0 5 A 0 R .2 7 10 .0 0 0 4 8 7fla p0 .0 0 7
低速构形的附加形阻
• 增升装置的阻力取决于增升装置的类型。 • 影响襟翼阻力增量的参数还有襟翼偏角、机翼面积延伸比例和后掠角等。 • 机翼面积的延伸比例为襟翼打开时机翼总面积（含前、后缘襟翼增加的
面积）与原机翼参考面积的比例。 • 根据襟翼打开时机翼弦长的延伸比例及襟翼的展向站位可以估算出机翼
面积延伸比例。
• 后缘襟翼产生的升力增量
C L m a x C lm a xS fla p p e d /S w c o s H L
– ΔClmax为增升装置二维剖面的最大升力增量； – Sflapped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。
欧拉方程数值方法
N-S方程数值方法
在飞机设计中的应用
概念设计
总体初步设计和气动分析， 机翼弯扭设计 中等强度激波的 跨音速流
阻力计算，附面层修正， 修正无粘计算结果
包括脱体涡的亚、跨、超 声速流场分析
包括分离流的复杂流场
内容
气动特性
• 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
K 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。
－发动机短舱的压差阻力因子：
Fnac
10.35/
lnac dnac
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）:
15°
20°
着陆状态
35°
45°
阻力
升致阻力
摩擦阻力
阻 力
零升阻力
压差阻力 干扰阻力
次项阻力
配平阻力 跨声速压缩性阻力和超声速波阻 以下气动估算公式主要适用于运输机
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18.2
= 0.00069 0.00186
0.01265
当CL增加到一定值后，有气流分离。
当速度超过MDD后，有气流分离。
预测抖振边界
• 与CLmax关联的抖振边界
– 计算各飞行马赫数下的最大升力系数CLmax 。 – 取各飞行M数下CLmax的90％作为抖振升力系数。
• 与MDD关联的抖振边界
– 一般地，飞行马赫数比MDD高0.03时，会出现抖振现象。 – MDD与升力系数CL有关，当CL越大时，MDD越小。 – 根据CL和MDD 的关系，可确定出抖振边界。
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’LE /c为后缘 缝翼打开后机 翼的弦长与原 弦长的比例
c’TE /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。
气动特性分析
概念设计流程
设计
全机布局设计
起分 落系 架统
机身外形初步设计 确定主要参数 发动机选择
机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计
总体布置 形成初步方案
设计要求、适航条例
No
优化
满足要求？ 方案最优？
Yes 初 步 方 案
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 ……
现超声速的过程，提高阻力发散马赫数MDD。
压缩性阻力
• 阻力发散马赫数MDD计算公式：
M D Dcos 1Q chd M R E F1 1 0 cos2 C LQ chd 3/2co ts/ cQ c m hd
MREF为翼形设计的技术水平因子，通常取值在0.85~0.935之间。
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）：
Cl max Clmax
部件的湿润面积的计算
• 对于机翼和尾翼：
– 如果 (t/c) < 0.05; Swet = 2.0003·S外露 – 如果 (t/c) 0.05; Swet = S外露·[1.977 + 0.52(t/c)]
• 对于机身、短舱和外挂：
– Swet = K·( A俯 + A侧)/2 其中：K = π （对于椭圆截面）； K = 4 （对于方形截面） A俯 －俯视图面积 A侧－俯视图面积
分析
输入 设计方案
任务
分析评估
计算模型 • 工程估算 • CFD
输出
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
气动特性分析评估的方法理论
粘流理论 无粘有旋流理论 粘性有旋流理论
计算方法
简化解析公式 半经验公式 升力面理论 涡格法/面元法 小扰动位流方程或 全位流方程的数值方法 附面层方程解 无粘/有粘交互计算
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：
cfturb
logNR
A b 1cM2
d
摩擦阻力
湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：
• 起飞/着陆构形
总阻力 ＝ 零升阻力 ＋ 升致阻力 ＋ 配平阻力 ＋ 起落架放下 引起的阻力增量 ＋ 襟翼放下引起的阻力增量
C D C D 0 C D i C D L G C D 0 f l a p C D ,t r i m
总阻力计算
• 第二阶段爬升构型（单发失效）
总阻力 ＝ 零升阻力 ＋ 升致阻力 ＋ 配平阻力 ＋ 襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量 ＋ 单发失效引起的阻力增量
• 不同襟翼偏转角下的升力系数增量可以表示为（三维）：
C L fla p C lm a xS fla p p e d/S wc o s H L
m a x
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 | 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
根据上述二个条件，即可画出抖振边界。
不同M时最大升力系数之比
抖振边界裕度
某典型喷气客机的抖振边界图
– 估算公式：
CD
0.3 A f SW
Af － 风扇横截面积 SW － 机翼参考面积
• 为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力。
– 近似估算：零升阻力的5％。
总阻力计算
• 巡航构形
总阻力 ＝ 零升阻力 ＋ 升致阻力 ＋ 压缩性阻力 ＋ 配平阻力
C D C D 0 C D i C D c o m p C D ,tr im
• 现代运输机配平阻力一般占总阻力的2％或更少。
压缩性阻力
• 飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫 数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声 速压缩性阻力，使阻力增大。
压缩性阻力
• 影响压缩性阻力的因素
– 飞行时的升力系数 – 马赫数 – 机翼设计的技术水平。设计水平高的机翼，会延缓机翼气流出
F w in g 1 x 0 /.c 6 m t/c 1 0 0 t/c 4 1 .3 4 M 0 .1 8c o s m 0 .2 8
(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、下单翼布局，Q=1.0； – 没有整流的机翼，Q=1.1 ~ 1.4， – 常规设计中，Q的取值范围一般在1.0 ~ 1.2之间；
• 平尾和垂尾
– Q=1.2；
• 发动机短舱
– 翼吊布局：Q可以取1.05 – 尾吊布局：干扰阻力应再取高出20%，即1.26。
各部件的零升阻力系数
• 跨声速压缩性阻力的计算公式：
CDcompCDD1M M MDDn
低速构形的附加形阻
低速状态下，起落架放下引起的阻力增量：