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。
滑翔机设计中的气动特性分析与优化
滑翔机设计中的气动特性分析与优化在滑翔机的设计过程中，了解和分析气动特性是至关重要的。
通过对滑翔机的气动特性进行详细的研究和优化，可以提升其飞行性能和效率。
本文将对滑翔机设计中的气动特性进行分析，并探讨优化的方法。
一、滑翔机的气动力学基础在理解滑翔机的气动特性之前，有必要先了解滑翔机的气动力学基础。
滑翔机的飞行原理是借助来自气流的升力来支持其飞行，同时通过阻力来抵消它的重量。
这种飞行方式需要滑翔机在空气中保持稳定的姿态和飞行轨迹。
二、滑翔机的气动特性分析1. 升力和阻力分析在滑翔机的设计过程中，准确地预测和分析升力和阻力是非常重要的。
升力是滑翔机支持其飞行的关键力量，而阻力则会减缓滑翔机的速度。
因此，滑翔机的设计应该在最大化升力的同时，尽量减小阻力。
2. 滑翔比和滑翔范围滑翔比和滑翔范围是评估滑翔机性能的重要指标。
滑翔比是指滑翔机在垂直高度单位下所能飞行的水平距离。
滑翔比越高，滑翔机的性能越好。
而滑翔范围是指滑翔机在给定高度上所能飞行的最远距离。
3. 操纵性和稳定性除了升力和阻力之外，滑翔机的操纵性和稳定性也是非常重要的气动特性。
操纵性是指滑翔机在飞行过程中的灵活性和可控性。
稳定性则是指滑翔机在各种外界扰动下保持平衡和稳定的能力。
三、滑翔机气动特性的优化方法1. 翼型优化翼型是影响滑翔机气动特性的关键因素之一。
通过优化翼型的设计，可以提高滑翔机的气动性能。
常用的优化方法包括改变翼型的几何形状、改进气动外形线、增加翼型的升力和减小阻力。
2. 翼展和翼面积优化翼展和翼面积也是滑翔机气动特性的重要参数。
通过调整翼展和翼面积的大小，可以优化滑翔机的升力和阻力性能。
较大的翼展可以增加升力，而较小的翼面积可以减小阻力。
3. 翼展和机身的配比优化在滑翔机设计中，翼展和机身的配比也需要进行优化。
通过调整翼展和机身长度的比例，可以提高滑翔机的气动效率。
较大的翼展和较小的机身长度可以减小阻力，并提高滑翔机的操纵性和稳定性。
航空器的气动特性与设计分析
航空器的气动特性与设计分析当我们仰望蓝天，看到飞机划过天际留下的白色尾迹，或许很少有人会深入思考航空器能够翱翔天空背后的奥秘。
实际上，航空器的飞行依赖于其独特的气动特性和精心的设计。
首先，让我们来了解一下什么是航空器的气动特性。
简单来说，气动特性指的是航空器在空气中运动时，与空气相互作用所表现出的各种性质和规律。
这其中包括升力、阻力、稳定性、操纵性等等。
升力是航空器能够升空飞行的关键因素。
当航空器在空气中运动时，机翼的特殊形状使得流经上下表面的空气流速不同，从而产生压力差，这个压力差就形成了升力。
机翼的形状、面积、迎角等都会对升力的大小产生影响。
比如，大展弦比的机翼通常能够产生较大的升力，但也会带来较大的阻力；而较小的迎角在一定范围内会随着角度的增加升力增大，但超过某个角度后升力会急剧下降，甚至出现失速现象。
阻力则是阻碍航空器前进的力量。
它主要包括摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力等。
航空器的外形设计对于减小阻力至关重要。
流线型的机身可以减少摩擦阻力；合理的机翼布局和形状能够降低诱导阻力和压差阻力。
此外，速度也是影响阻力的重要因素，随着速度的增加，阻力会呈非线性增长。
稳定性是航空器保持平衡和正常飞行状态的能力。
纵向稳定性、横向稳定性和方向稳定性共同保证了航空器在飞行中的稳定。
例如，重心位置的合理安排对于纵向稳定性有着重要影响；而机翼上反角的设计有助于增强横向稳定性。
操纵性则关系到飞行员对航空器的控制。
通过操纵舵面，如副翼、升降舵和方向舵，飞行员可以改变航空器的姿态和飞行轨迹。
在设计航空器时，需要综合考虑这些气动特性。
设计师们首先要根据航空器的用途和任务需求确定基本的设计参数，比如飞行速度、航程、载客量等。
然后，通过风洞试验和数值模拟等手段，对不同的设计方案进行评估和优化。
风洞试验是一种非常重要的研究方法。
在风洞中，模拟不同的风速和气流条件，测量航空器模型所受到的力和力矩，从而获取关于气动特性的详细数据。
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。
航空器气动特性分析与优化设计
航空器气动特性分析与优化设计航空器的气动特性对于飞行性能和空气动力学稳定性至关重要。
在设计航空器时，必须对其气动特性进行全面的分析和优化，以确保飞行性能、效率和安全性。
本文将探讨航空器气动特性的分析方法和优化设计的一些关键考虑因素。
第一部分：气动特性分析在进行航空器气动特性分析时，需要考虑以下几个关键因素：1. 翼型设计：翼型是航空器气动特性的关键因素之一。
合适的翼型设计可以最大程度地降低气动阻力、提高升力系数和空气动力学稳定性。
分析翼型的气动性能，并根据设计要求进行优化。
2. 迎角效应：迎角是航空器相对于气流方向的角度。
迎角会对升力和阻力系数产生显著影响。
通过分析不同迎角下的气动特性，可以确定最佳的迎角范围和设计要求。
3. 叶片布局：叶片布局对于旋翼飞行器的气动特性具有重要影响。
通过分析不同布局下的气动特性，可以确定最佳的叶片布局方案。
4. 气动力系数：气动力系数是用于描述航空器气动特性的数值参数。
通过实验和计算方法，可以得出升力系数、阻力系数和侧向力系数等重要参数，从而进一步优化设计。
5. 气动布局：航空器的气动布局对于整体气动特性也起着重要作用。
通过优化布局，可以减小湍流和阻力，提高航空器的飞行性能。
第二部分：优化设计在分析了航空器的气动特性之后，可以进行优化设计以改进气动性能。
以下是一些关键考虑因素：1. 最小阻力设计：通过调整翼型、迎角和布局等因素，减小航空器的阻力是优化设计的一个重要目标。
通过优化设计，可以降低能耗、提高速度和飞行效率。
2. 提高升力系数：通过改变翼型和迎角等因素，可以增加航空器的升力系数。
提高升力系数可以帮助航空器在起飞、爬升和滑行等阶段提供更大的升力，提高安全性和飞行性能。
3. 稳定性改进：优化设计还可以通过改善航空器的空气动力学稳定性。
通过调整翼面积、重心位置和机翼末端形状等因素，可以改善航空器的操纵性和稳定性。
4. 减小风阻：在航空器设计中，减小风阻是非常重要的优化目标。
螺旋桨飞机的气动特性分析与优化设计
螺旋桨飞机的气动特性分析与优化设计一、引言航空工业一直以来都是高科技产业的代表之一，在现代航空工业的发展过程中，螺旋桨飞机一直都占据着重要的地位。
与常规喷气式飞机相比，螺旋桨飞机在短距离起降能力、飞行航线灵活性、短途航班航速等方面具有独特的优势。
本文将对螺旋桨飞机的气动特性进行分析，并提出相应的优化设计建议。
二、螺旋桨飞机气动特性概述1. 螺旋桨飞机的气动装置螺旋桨飞机通过转动的螺旋桨产生推力，从而实现飞行。
因此，螺旋桨的设计和性能对螺旋桨飞机的飞行性能具有重要影响。
螺旋桨主要由叶片、中心轴、变距机构、附属装置等组成，其中叶片是螺旋桨的核心部件，其翼型、叶尖速度、叶片尺寸等参数直接影响着螺旋桨的推力性能。
2. 螺旋桨飞机的气动特性螺旋桨飞机的气动特性主要表现为下列方面：（1）升阻比高：螺旋桨飞机具有升阻比高的特点，这使得螺旋桨飞机在短距离起降、高海拔场地等条件下的飞行表现非常优秀。
（2）飞行航线灵活：螺旋桨飞机具有较小的转弯半径和较短的起降距离，能够在复杂的地形条件下进行飞行，这种能力在特殊的机场起降时非常有用。
（3）噪声低：与常规的喷气式飞机相比，螺旋桨飞机的噪声非常低，这使得其在城市或者住宅区附近的机场安全可靠地运营。
三、螺旋桨飞机气动特性优化方案1. 叶片设计与制造的优化叶片是螺旋桨的核心部件，其设计和制造对螺旋桨的推力和噪声性能具有重要影响。
在叶片的设计中，应考虑以下几个方面：（1）叶片优化翼型：合适的翼型可以使叶片的升力系数更高，在同样的引擎功率下，可以产生更大的推力。
（2）优化叶尖速度：在螺旋桨的设计中，颇有争议的一个观点就是，叶尖越快，螺旋桨的性能就越好。
但在实际操作中，叶尖速度过快会增加螺旋桨噪声，并且会导致叶片的损坏。
因此，需要找到一个合适的叶尖速度。
（3）优化叶片尺寸：叶片的尺寸不仅对螺旋桨的推力和噪声性能具有影响，还会对螺旋桨的重量和制造成本产生影响。
因此，在叶片的设计中需要权衡各种因素，寻找一个最优的方案。
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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C L ：为机翼升力线斜率：CL -_^ = 2AR 2d h2C L：._W S gross该公式适用于d h /b < 0.2的机型Z 为校正常数，通常取值为3.2;d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平 面面积。
由于展弦比A R =90 算出C La_w =514（ 1/rad ） 又因为Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 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;CL:C La_W1dhb 丿S gpssS net为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；S gross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C LmaxC Lmax =14 1'0-064regs C 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C Lmax等于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关系。
70 20 3040 SO 6070 &0 100Wing ¥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 前缘前缘缝翼 0.4 c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1,6c三缝 1 9強々1.0&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△ C imax 等于 0.4352.襟翼实际使用时，升力增量的估算值 与襟翼偏转角有关，可近似表示为下 式（二维）:g ——6xr max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:K cclea n2（其中A R 为展弦比， 爲为襟翼偏 转角）已知A R =9.0，起飞状态着陆状态flap=35 °代入公式可以算出:1.0520.007dC 2 wan 叭襟翼打开时的升致阻力因子:_『dG 、1.050.271ccc"0.000487 0.007K i 2dC7A Rflap=7 °五、计算各部件湿润面积对于机翼和尾翼：如果（t/c） < 0.05; S wet = 2.0003 S外露如果（t/c） 0.05; S wet = S外露［1.977 + 0.52（t/c）］对于机身、短舱和外挂：S wet= 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侧一侧视图面积所以:六、巡航状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数AC f _turb _ b 2 dlog N R1 cMA. b. c "为常数，取值分别为宜二0.455, 6-2.58, u 二0」44, d 二038;N R是当前流动状态的雷诺数弘=(刃“)氓；M为飞行马赫数.空气动力学p269查到当H=11km 时，T=216 ・7K a=295・1m/sP 2 P=0・227pa =0・3648kg/m 因为M=0・8所以v=M*a=236.1m/s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：机翼：山=MAC=4 ・108m=MAC=3 ・平尾：024m1* =MAC=3 ・垂尾：86m机身：* =（机身高+机身宽）/2=4.045m代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数Cf」urb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:X TC f = 1 mf —V l b町亿为层流比例，通常取值在OJO-0.4O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=0.3lb所以:C f -turb所以，摩擦阻力系数:IZi =1S 鳥是第/部件的湿润面积。
■%是机翼参考面积。
代入数据，约等于0.0129.2、计算压差阻力机身的压差阻力因子为:是第r 部件的摩擦系数;c if Siweti Cfi weti =1F fus = 1 2.2k1.2 0.9 k3(k=37.91/3.95=9.5975)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为:F nac 二 1 0.35 / nacd nacl nac/d nac发动机短舱的长度与直径之比(I nac/d nac=3.78/1.46=2.589)机翼的压差阻力因子(尾翼类似)+ 0180.28(t/c)十100t/c) I 1.34M0.18(coS m)I(x/c)m=40%,M=0.8,对于机翼，(t/c)=0.18,Api66公式换算为55.62 m用空气动力学（X/C）m=40% , M=0・8 , r十「对于平尾，（t/c）=0.08 ,p166公式换算为22.09Am用空气动力学（X/C）m=40% , M=0.8 ,对于垂尾，（t/c）=0.08 ,3、计算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综上，机身和机翼Q取1.1 平尾和垂尾Q取1.2发动机短舱Q取1.05.4、计算飞机各部件的废阻第i个部件废阻系数的计算公式为：SC DO J C fc F c Q c-S^S w公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公式，可得：求和得到飞机总废阻系数为0.015475.5、求次项阻力机翼次项阻力：机翼型阻的6%机身和尾翼次项阻力：机身型阻的7%发动机安装次项阻力：短舱型阻的15% 系统次项阻力：总型阻的3%驾驶舱风挡：2% ~ 3%的机身阻力所以得到:所以求和得到总次项阻力因子为：0.001219所以总零升阻力=各部件废阻之和+次项阻力=0.0166946、求压缩性阻力由平飞公式算出升力系数C L1 2W = C L* * *V2* S2其中W=最大起飞重量*0.85*9.8=653588.46N 其它参数前面已知，所以G=0.4766阻力发散马赫数M DD计算公式：AQchd=0.9,其中 二25(t/c)=0.18MDD代入公式=0.7318压缩阻力系数为："为常数，取值为2点；AM 通常取值为0励;M 为当前的飞行马赫数;"DD 通常取值为110020.所以，CDcomf=0.01727、求巡航状态下的极曲线函数表达式因为配平阻力是总阻力的 2%，所以:MDDC°S“ Qchd/ 31C L2lO^COSA Qchd 丿t/C mC °SQchdC =DcompG D 1 MM DD11丿=0.04488C2+0.03423 用Excel绘图得:七、起飞状态极曲线1、计算摩擦阻力系数= _______ ACf -turb b 2 d(log N R) (1 + cM 2)A. b. c.帀为常数，取值分别为 /二0.455, 6-2.58, c-O.l44, J-0.58;耳是当前流动状态的雷诺数N R+MU耐为飞行马赫数。
空气动力学p269查到当H=0km时，T=288・2K a=340・3m/sP 2P=101330pa =0・3648kg/m其中W=78462*9.8=768927・6NP 2=0.3648kg/mS=134 ・9 m2C LIO = (0・8~0・9) C max取等于0・85G max =1・4127代入公式，Mo =81.163m/s起飞速度v=1・3U o=105・51m/s又因为a=340・3m/s，所以M=0.31.查出1.7894*10 5N *S/m2飞机各部分的当量直径：机翼：山=MAC=4 ・108m=MAC=3 ・平尾：024m* =MAC=3 ・垂尾：86m机身：山=（机身高+机身宽）/2=4.045m短舱：|=d=1.84m代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数C f _turb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:.I Cf -turb lb 丿石仏为层流比例，通常取值在0.10-0.40 间；％是部件的特征长度.Z 吋为混合流动比例常数，通常取值为适用于层流比例小于0.40的情况取严=0.3lb所以:X T Cf =1一 mf2、计算压差阻力机身的压差阻力因子为:F fus = 1 2.2k1.2 0.9 k3(k=37.91/3.95=9.5975)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为:F nac =1 0.35 / l nacplnacl nac/d nac发动机短舱的长度与直径之比(I nac/d nac=3.78/1.46=2.589)机翼的压差阻力因子(尾翼类似), 0.6 0180.28馬厂1+ ------- (t/c)+100t/c) I 1.34M0.18(co3m)1 (x/c)m广mA m用空气动力学pl66公式换算为55.62Am 用空气动力学pi66公式换算为22.09所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为:对于机翼，(t/c)=0.18,(X/C )m=40%,M=0.31,对于平尾， (t/c)=0.08 ,(X/C )m=40% , M=0.31 ,对于垂尾， (t/c)=0.08 ,(X/C )m=40% , M=0.31 ,3、计算干扰阻力机身和机翼Q取1.1平尾和垂尾Q取1.2发动机短舱Q取1.05.4、计算飞机各部件的废阻第i个部件废阻系数的计算公式为：SC D°J C fc F c Q c-^S w公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公式，可得：求和得到飞机总废阻系数为0.014618.5、求次项阻力机翼次项阻力：机翼型阻的6%机身和尾翼次项阻力：机身型阻的7% 发动机安装次项阻力：短舱型阻的15% 系统次项阻力：总型阻的3%驾驶舱风挡：2% ~ 3%的机身阻力所以得到:所以求和得到总次项阻力因子为：0.001461所以总零升阻力=各部件废阻之和+次项阻力=0.0160796、起落架放下引起的阻力增量双轮式：心」昇0.000喊.73/5其中：W L为飞机最大起飞重量，单位lb;S W为机翼参考面积，单位ft2W l_=78462kg=172976.2lbS W=134.9 m2=1452.1ft 2代入数据G-|g= 0.000喊7沁=0.0042687、襟翼放下引起的阻力增量估算出机翼面积延伸比等于1.12结合ppt上的图，估算出哟等于0.086068、求起飞状态下的极曲线函数表达式因为配平阻力是总阻力的2%，所以:G -(1 2%)*G o C Di)C Dlg Go—flap=0.051 C2+0.1067 用Excel绘图得:八、着陆状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数Af -turb b2 d(log N R) (1 + cM 2)总阻力弘是当前流动状态的雷诺数弘=（p 〃）応；耐为飞行马赫数。