常见飞行器气动参数或气动模型
(整理)飞行器空气动力计算
第一章 飞行器基本知识1.1飞行器几何参数飞行器通常由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成。
对于气动正问题及气动分析而言，已知飞行器几何外形，求其气动参数。
要解决这一问题首先要计算出飞行器各部件及组合体的几何参数。
当机翼和机身组合成一体时，机翼中间一部分面积为机身所遮蔽。
它外露在气流中的部分两边合起来，所构成的机翼为外露翼，由下标“wl ”表示 在组合体中把外露翼根部的前后缘向机身内延长并交于机身纵对称面，这样的机翼成为毛机翼。
第二章 机翼的气动特性分析2.1机翼几何参数2.1.1 翼型的几何参数翼型的前缘点与后缘点的连线称为弦线。
他们之间的距离称为弦长，用符号b 表示，是翼型的特征长度。
可以想象翼型是由厚度分布)(x y c 和中弧线分布)(x y f 叠加而成的，对于中等厚度和弯度的翼型，上下翼面方程可以写成 )()()(,x y x y x y c f L U += （2—1） 式中的正号用于翼型上表面，负号用于下表面。
b x x /=，b y y /=分别为纵、横向无量纲坐标。
相对厚度和相对弯度b c c /=，b f f /=。
最大厚度位置和最大弯度位置分别用c x 和f x 或用无量纲量b x c /和b x f /表示。
翼型前缘的内切圆半径叫做前缘半径，用L r 表示，后缘角τ是翼型上表面和下表面在后缘处的夹角。
2.1.2 机翼的几何参数1.机翼平面形状：根梢比、展弦比和后掠角机翼面积S 是指机翼在xOz 平面上的投影面积，即22()l l S b z dz-=ò（2—2）式中，b （z ）为当地弦长。
几何平均弦长pj b 和平均气动弦长A b 分别定义为/pj b S l = （2—3）2202()l A b b z dz S =ò （2—4）显然，pj b 是面积和展长都与原机翼相等的当量矩形翼的弦长；而A b 是半翼面心所在的展向位置的弦长，通常取A b 作为纵向力矩的参考长度。
航空工程中的飞行器气动力学资料
航空工程中的飞行器气动力学资料航空工程是指研究和开发飞行器以及与之相关的各种技术的学科。
飞行器气动力学是航空工程中的一个重要分支，它研究飞行器在空气中运动时所受到的气动力学效应。
本文将介绍航空工程中涉及的飞行器气动力学资料，包括飞行器的气动特性、气动力学参数和相关工具。
一、飞行器的气动特性飞行器的气动特性是指飞行器在空气中运动时所表现出的气动效应。
这些特性包括升力、阻力、侧力、滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩等，它们直接影响着飞行器的飞行性能和稳定性。
在航空工程中，需要对飞行器的气动特性进行精确的测量和分析，以便优化设计和改进飞行性能。
二、气动力学参数气动力学参数是用来描述飞行器在空气中运动时所受到的气动力学效应的量化指标。
常见的气动力学参数包括升力系数、阻力系数、侧力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数等。
这些参数的测量和计算可以帮助航空工程师了解飞行器的气动性能，并做出相应的改进和调整。
三、气动力学模拟与计算工具在航空工程中，气动力学模拟与计算工具是不可或缺的。
它们通过建立数学模型和使用计算方法来模拟和计算飞行器在不同条件下的气动力学效应。
其中，计算流体力学（CFD）是一种广泛应用的方法，它可以通过数值计算来模拟和分析复杂的气动力学问题。
此外，还有一些专业的软件工具如风洞数据处理软件、飞行器风洞试验分析软件等，用于获取和分析飞行器的气动数据。
四、飞行器气动力学资料的应用飞行器气动力学资料在航空工程中具有广泛的应用。
它们可以用于优化飞行器的设计、改进飞行性能、提高飞行安全性以及进行飞行器的控制和导航等。
航空工程师可以根据气动力学资料，针对不同飞行任务和工况进行飞行器的设计和改进，以满足飞行器的性能要求。
综上所述，航空工程中的飞行器气动力学资料对于飞行器的设计和改进具有重要的意义。
通过研究飞行器的气动特性、计算和分析气动力学参数，以及利用气动力学模拟与计算工具，航空工程师可以更好地理解和掌握飞行器在空气中的行为，进而优化飞行器的设计和改进飞行性能。
航天器气动参数
航天器气动参数
航天器气动参数是指在飞行过程中对航天器产生影响的空气动力学参数。
这些参数包
括了气动力、气动力矩、风阻力、升力、失速速度等等。
航天器的气动力是由空气流体作用在航天器表面而产生的阻力和升力。
在气动力学中，气动力和升力是密切相关的，并且它们的数值大小取决于航天器表面的几何形状。
气动力
可以分为两种类型：阻力和升力。
阻力主要是航天器与空气流体的剪切力和搅拌力产生的
摩擦力，对航天器运动的速度和方向起到制约作用；而升力主要是由于作用在航天器表面
的流体力对其操纵面产生的力矩而产生的竖直向上的力，可以帮助航天器获得飞行高度。
另外，航天器在飞行中还会产生气动力矩，这种力矩主要是由于作用在航天器上不同
部位的流体力矩产生的。
这些力矩会对航天器的稳定性和控制性产生影响，使其在飞行中
受到更强大的制约。
航天器在飞行过程中还面临着风阻力的影响，风阻力是风流动与物体表面产生的摩擦力，对于大气层内的航天器来说，风阻力是非常重要的，因为它会导致航天器瞬间速度的
下降。
为了保证航天器能顺利进行任务以及返航，需要对其抗风能力进行充分的考虑。
航天器的失速速度是指在飞行过程中航天器所能承受的最大风阻力，当风阻力超过航
天器所能承受的极限时，航天器就会失去稳定性而出现失速现象。
这样，航天器就很容易
出现翻滚、失控等情况，非常危险。
以上就是航天器在飞行过程中面临的气动参数，了解它们有助于更好的理解和掌握航
天器的设计原理。
飞行器气动性能的实验与仿真方法研究
飞行器气动性能的实验与仿真方法研究在航空航天领域，飞行器的气动性能是决定其飞行性能、安全性和经济性的关键因素之一。
因此，对飞行器气动性能的研究一直是该领域的重要课题。
本文将探讨飞行器气动性能的实验与仿真方法，以期为相关研究和工程实践提供有益的参考。
一、飞行器气动性能的重要性飞行器在飞行过程中，会与周围的气流相互作用，产生升力、阻力、力矩等气动力和气动力矩。
这些力和力矩的大小和分布直接影响着飞行器的飞行姿态、速度、航程、燃油消耗等性能指标。
例如，良好的气动性能可以使飞行器在相同的动力条件下获得更高的速度和更远的航程，同时降低燃油消耗和运营成本。
此外，气动性能还与飞行器的稳定性和操纵性密切相关，对于保证飞行安全具有重要意义。
二、飞行器气动性能的实验方法1、风洞试验风洞试验是研究飞行器气动性能最常用的实验方法之一。
风洞是一种能够产生可控气流的设备，通过将飞行器模型放置在风洞中，并测量模型在不同气流条件下所受到的力和力矩，可以获得飞行器的气动特性。
风洞试验的优点是能够模拟真实的飞行环境，测量结果较为准确。
然而，风洞试验也存在一些局限性，如模型尺寸和雷诺数的限制、试验成本较高、试验周期较长等。
2、飞行试验飞行试验是在真实的飞行条件下对飞行器的气动性能进行测试。
通过在飞行器上安装各种传感器和测量设备，可以获取飞行器在飞行过程中的气动力、飞行姿态、速度等数据。
飞行试验能够直接反映飞行器在实际飞行中的气动性能，但由于飞行试验的风险较大、成本高昂，通常只在飞行器的研制后期或对一些关键性能进行验证时采用。
3、水洞试验对于一些在水下运行的飞行器，如水下滑翔机、潜水器等，可以采用水洞试验来研究其气动性能。
水洞试验的原理与风洞试验类似，只是将工作介质由空气换成了水。
水洞试验可以用于研究飞行器在水下的阻力、升力、流场等特性。
三、飞行器气动性能的仿真方法1、计算流体力学（CFD）方法计算流体力学是通过数值求解流体流动的控制方程来模拟飞行器周围的流场，从而计算飞行器的气动性能。
简析微型飞行器的气动力建模
简析微型飞行器的气动力建模微型飞行器（Micro Air Vehicle，MAV）是体积微小的一类飞行器的总称。
微型飞行器由于其较小的体积，在执行任务时，隐蔽性、灵活性强，具有较高的军事和民用价值。
不同于常规飞行器，微型飞行器的工作环境往往是在低速、低雷诺数下。
微型飞行器主要可以分为固定翼、扑翼、旋翼等几类，在国内外一些高校都有相关实践及成果，具体可参考文献[1]和参考文献[2]。
由于体积较小，微型飞行器涉及的力学问题也不同于传统情况。
微型飞行器的小尺度非定常流体力学问题、扑翼飞机的柔性机翼问题以及旋翼机型广泛存在的悬停状态下升力问题，无不对目前航空学科的发展带来了新的挑战。
目前微型飞行器发展的关键问题，涵盖了气动布局、结构设计、飞行控制等多学科内容。
其中低雷诺数空气动力学，是其中较为突出的问题。
目前的低雷诺数空气动力学研究中，高攻角、小尺寸机翼的非定常气动力问题是发展高性能微型飞行器的重点，而该问题的核心内容则是研究低雷诺数下，非定常流动中翼型俯仰及沉浮运动的潜在物理机理，并且发展一系列能够代替高性能求解器的更高效的气动力模型。
1 微型飞行器的低速空气动力学及降阶模型非定常流场的求解，依赖于计算流体力学（Computational Fluid Dynamic，CFD）技术的发展。
然而在工程实践中明显可以看到，CFD技术虽然计算精度高，但其最大的缺陷在于计算时间长、效率低，难以系统分析微型飞行器在不同飞行状态下的气动力情况。
近年来国内外发展了一种基于CFD的降阶模型（Reduced Order Model，ROM）技术，通过建立较低阶数的气动力模型，在缩小耗时的前提下，实现了较高精度的气动力系数计算，因此成为目前的研究热点。
当前的ROM技术主要可分为基于经典理论的气动力降阶模型，基于系统辨识方法的ROM和基于流场特征的ROM。
这三类模型在具体应用中有所差异，而且具体的实现方法也各不相同。
基于经典理论的气动力降阶模型，以Wagner、Theodorsen等人在20世纪二三十年代提出的经典模型为代表，逐渐发展了一系列如ONERA，状态空间模型在内的针对不同情况的代数模型；基于系统辨识方法的气动力降阶模型，则是通过系统的输入输出结果，构造系统的输入输出关系，从而对新的输入下的输出结果进行辨识，代表性方法有Volterra级数，ARMA模型及神经网络等；基于流场特征的ROM，则是对表达流场特征的量进行处理、降阶，建立低阶模型，其中本征正交分解和谐波平衡方法使用较多。
空天飞行器气动外形构想
b) 可以综合考虑攻角和前体形状 , 从而得到 最佳的气流转折 , 使得前体的预压缩效率高 ;
c) 机身和燃料箱的横截面可以选用结构上最 有效的形状 , 因此有较高的结构效率 ;
d) 最大的气动加热发生在机身下表面 , 同时 由于有一个特定的设计 M a , 所以可以通过仔细设 计下表面形状以避免或减小激波撞击 , 缓和对防热 的要求 。
图 1 X237
1 再入飞行器外形分类 再入飞行器按再入典型特征可分为两大类 : 弹
道式再入飞行器和升力式再入飞行器 。只有升力式 再入飞行器才能实现重复使用 。升力式再入飞行器 按再入升力的大小又分三类 , 即高 、中 、低升阻比 飞行器 。
本文 2005201231收到 , 作者系中国航天科工集团第三研究院研发中心高级工程师
在轨道飞行段 , 由于空气很稀薄或没有空气 , 所以此阶段也可基本不考虑空天飞行器的气动力问 题。
再入返回段对空天飞行器外形要求最高 , 因为 在此阶段 , 空天飞行器需要穿越稠密的大气层 , 还 要进行远距离的纵向和横向机动 , 气动现象十分复 杂 : 其马赫数将达到十几 、甚至二十几 , 温度将达 到 3 000℃～4 000℃。气动外形设计时需要综合考 虑升阻比 、推阻 、静稳定度 、配平攻角 、气动控制 性能等多种气动参数 。
3 W hitehead A J r. NASP Aerodynam ics. A IAA 28925013, 1989 4 Anderson G Y. An Outlook on Hypersonic Flight. A IAA 2872
2074, 1987
·33·
1) 加速型 如单级入轨并能在普通机场降 落的空天飞行器 ;
2) 巡航型 如高速洲际运输 ; 3) 机动巡航型 主要用于高超声速拦截和 实施环球投送 , 它要求较高的机动能力 。 对于加速型的任务使命 , 宜采用传统的锥型外 形 。这种空天飞行器的 M a沿轨道变化很大 , 实际 上没有设计 M a可言 。它要求有很高的燃料质量 /起 飞质量之比 (0. 5～0. 7) 、低的结构质量 , 对再入能 力要求也不高 。 对于巡航型的任务使命 , 宜采用翼身组合体或 融合体外形 。对于这种空天飞行器 , 要求高的巡航 效率 ; 要求空重最小 , 为此必须限制结构承受的载 荷 , 这也就限制了在高 M a和高动压下的机动能力 。 设计这种空天飞行器时 , 主要根据巡航 M a来选择 主要参数 。 飞航导弹 2005年第 6期
常见飞行器气动参数或气动模型
常见飞行器气动参数或气动模型一、气动参数的概念气动参数是指影响飞行器运动和性能的一系列气动特性和参数。
它们是飞行器设计和性能评估的基础，对于飞行器的飞行稳定性、操纵性、推进性能等方面起着至关重要的作用。
二、常见气动参数1. 升力系数（Cl）：升力系数是指飞行器升力与动压和参考面积之比。
它是衡量飞行器升力产生能力的重要参数，能够反映飞行器的升力性能和操纵性能。
2. 阻力系数（Cd）：阻力系数是指飞行器阻力与动压和参考面积之比。
它是衡量飞行器阻力产生能力的重要参数，能够反映飞行器的阻力性能和耗能情况。
3. 抗力系数（Cm）：抗力系数是指飞行器的阻力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器阻力矩产生能力的重要参数，能够反映飞行器的稳定性和操纵性。
4. 滚转力矩系数（Clp）：滚转力矩系数是指飞行器滚转力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器滚转稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和操纵稳定性。
5. 俯仰力矩系数（Cmq）：俯仰力矩系数是指飞行器俯仰力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器俯仰稳定性的重要参数，能够反映飞行器的姿态控制性能和操纵性。
6. 偏航力矩系数（Cnr）：偏航力矩系数是指飞行器偏航力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器偏航稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和耗能情况。
7. 侧滑力矩系数（Clr）：侧滑力矩系数是指飞行器侧滑力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器侧滑稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和姿态控制性能。
8. 马赫数（M）：马赫数是指飞行器速度与声速之比。
它是衡量飞行器飞行速度的重要参数，能够反映飞行器的超音速飞行能力和空气动力学性能。
9. 攻角（α）：攻角是指飞行器速度矢量与飞行器参考面法线之间的夹角。
它是衡量飞行器相对于气流流向的角度，能够反映飞行器的升力和阻力产生情况。
10. 侧滑角（β）：侧滑角是指飞行器速度矢量与飞行器参考面侧向之间的夹角。
飞机气动布局设计简介
机翼的增升装置
增升装置：如果把机翼的前、后缘做成可活动的舵面，则其可 改变机翼剖面弯度和机翼面积，增加飞机升力，改善飞机飞行 性能。这种可增加飞机升力的活动舵面称为增升装置或襟翼。
襟翼一般分为 •前缘襟翼 •后缘襟翼
机翼的增升装置 增升装置
最主要的缺点: •飞机的纵向操纵和配平仅仅靠机翼后缘的升降舵来实现， 则由于力臂较短，操纵效率不高。 •在起飞着陆时，增加升力需升降舵下偏较大角度，由此带 来下俯力矩，为配平又需升降舵上偏，因而限制了飞机的
起飞着陆性能
三翼面布局
机翼前面有水平前翼 （鸭翼），机翼后面 有水平尾翼
Su-33
S-37
三翼面布局的优缺点
三翼面布局飞机 ny=7 5.2 常规布局飞机 ny=7 6.9
0.9 0.9 0.1
最主要的优点: •气动载荷分配上也更加合 理 •综合常规布局和鸭式布局 的优点
最主要的缺点: •漩涡破裂，产生非线性的 气动力 •小迎角时的阻力比两翼面 的要大
飞翼布局
飞机只有机翼的气动布局形式。
B-2
飞翼布局的优缺点
翼型
翼型：平行于飞机对称面的翼剖面
Y 平凸形
双凸形
对称形
圆弧形 X 菱形
弦长
后缘
前缘
翼弦
弦长
图1-3 翼型的中弧线和翼弦
相对弯度、相对厚度、前缘半径、后缘角
cmax
f max
Xc
Xf
翼型参数的定义
• 弦长：弦线被前、后缘所截线段的长度 • 相对弯度 ：翼型中弧线与翼弦之间的距离叫弯度。最大弯 度与弦长的比值，叫相对弯度。相对弯度的大小表示翼型的不 对称程度。
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常见飞行器气动参数或气动模型
一、气动参数
1. 参考面积（Reference Area）：指飞行器所受气动力和气动力矩计算所采用的参考面积，通常以机翼参考面积为主。
2. 升力系数（Lift Coefficient）：是描述飞行器升力大小的无量纲参数，用CL表示。
它是升力与动压和参考面积的比值，即CL = Lift / (0.5 * ρ * V^2 * S)，其中ρ为空气密度，V为飞行速度，S为参考面积。
3. 阻力系数（Drag Coefficient）：是描述飞行器阻力大小的无量纲参数，用CD表示。
它是阻力与动压和参考面积的比值，即CD = Drag / (0.5 * ρ * V^2 * S)。
4. 升阻比（L/D Ratio）：指飞行器产生升力与阻力的比值，即L/D = Lift / Drag。
升阻比越大，飞行器的滑行距离越短，燃油消耗也越低。
5. 抗阻形状系数（Form Drag Coefficient）：描述飞行器由于外形造成的阻力大小，包括与速度平方成正比的压力阻力和与速度的一次方成正比的摩擦阻力。
6. 诱导阻力系数（Induced Drag Coefficient）：描述飞行器由于产生升力而产生的阻力大小，主要与升力系数和升力分布相关。
诱
导阻力主要由翼尖涡引起。
7. 压力阻力系数（Pressure Drag Coefficient）：描述飞行器由于气流压力变化而产生的阻力大小，主要与形状相关。
8. 摩擦阻力系数（Skin Friction Drag Coefficient）：描述飞行器由于气流与飞行器表面摩擦而产生的阻力大小，主要与表面粗糙度相关。
9. 升力线性度（Linearity of Lift）：指飞行器升力系数与迎角之间的线性关系程度。
线性度越好，飞行器的稳定性和控制性能越好。
10. 迎角（Angle of Attack）：指飞行器机身或机翼与飞行方向之间的夹角。
适当的迎角可以增加升力和阻力，但超过一定范围会导致失速。
二、气动模型
1. 平面模型：将飞行器简化为平面形状，常用于低速飞行器的气动设计和性能分析。
2. 非定常模型：考虑飞行器在非定常运动过程中的气动特性，通常用于飞行器的动态响应分析和飞行品质评估。
3. 非线性模型：考虑飞行器气动特性与迎角、速度等参数之间的非线性关系，常用于高速飞行器的气动设计和控制系统设计。
4. 多元模型：将不同部件分别建模，并考虑其相互作用，通常用于复杂飞行器的气动设计和全飞行域性能分析。
5. 多尺度模型：将飞行器分为不同尺度的子模型，通过多尺度模拟和耦合分析，得到整体飞行器的气动特性，常用于大型飞行器的气动设计和优化。
6. 数值模型：基于计算流体力学（CFD）方法，通过离散化求解Navier-Stokes方程组，得到飞行器在不同工况下的气动特性，常用于飞行器的气动优化和性能预测。
7. 实验模型：通过风洞试验或飞行试验，测量飞行器在不同工况下的气动力和气动力矩，用于验证和修正气动模型。
常见飞行器的气动参数和气动模型对于飞行器的设计和性能分析具有重要意义。
通过对这些参数和模型的研究，可以优化飞行器的气动外形、提高飞行性能和控制稳定性，为飞行器的安全和效率提供有力支持。