应用计算空气动力学大作业
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1、气动力的计算
2、重心位置计算
先将参考点设为（0,0,0），根据对焦点取力矩，力矩始终不变的原理来计算。设焦点距离参
考点d，迎角a1的压心位于距离参考点X1的地方（具体是什么位置不用管）升力为C L1，迎角a2的压心位于X2，升力为C L2，则L1*X1=M1，L2*X2=M2，L1（X1-d）=L2（X2-d），可以解出d的表达式，d=c*（C M2-C M1）/（C L2-C L1）
1、a=2°C L=0.37526体轴系
2、a=4°C L=0.50923体轴系
可得d=0.35745即X cg=0.35745
要使静稳定裕度等于10%，平均气动弦长c=0.4m
则Xac-Xcg=0.1*c=0.04，所以重心距离前缘位置应该为0.35745-0.04=0.31745m
在参数设定中将参考点从（0,0,0）变为重心（0.31745,0,0）
3
根据极曲线，设计升力系数取迎角为12°时，C L设计=1.02493
4、配平计算
由题目3得出的结论，巡航迎角为12°。所以在迎角为12°前提下改变升降舵的角度，直至俯仰力矩系数C M=0为止，通过计算，最终升降舵配平角度为-14.6°即向上偏转14.6°此时CLtot = 0.51514，CDtot = 0.03309，CYtot = 0.00000 ，Cmtot = 0.00021
附录：
feiyi-DaiXinxi
0.00 !Mach
0.0 0.0 0.0 !iYsym iZsym Zsym
0.800 0.40 2.00 !Sref Cref Bref
0.31745 0.0 0.00 !Xref Yref Zref
0.017 !CDo
#
#=============================================
SURFACE
WING
5.0 1.0 31.0 0.0
YDUPLICATE
0.0
ANGLE
0.0000
SCALE
1.0 1.0 1.0
TRANSLATE
0.0 0.00 0.0
#----------------------------------
# Xle Yle Zle chord angle Nspan Sspace SECTION
0.0 0.0 0.0 0.50 0.0 30.0 0.0
AFIL
clarky.dat
CONTROL
aileron 1.0 0.7 0. 0. 0. -1.0
CONTROL
elevator 1.0 0.7 0. 0. 0. 1.0
#---------------------------
SECTION
0.5774 1.000 0.0 0.30 0.0 1.0 0.0
AFIL
clarky.dat
CONTROL
aileron 1.0 0.7 0. 0. 0. -1.0
CONTROL
elevator 1.0 0.7 0. 0. 0. 1.0
#=============================================
计算原始数据见-2.dat-12.dat以及peiping.dat
SX1301177
戴新喜