飞机气动性能计算概要
飞机气动力学设计与性能分析
飞机气动力学设计与性能分析飞机气动力学是空气动力学的一个分支，主要研究有关飞机在空气中运动时的力学性质和力学流场的规律。
在现代航空工程中，飞机气动力学设计和性能分析是非常重要的一环。
本文将探讨飞机气动力学设计和性能分析的相关内容。
一、飞机气动力学的基本概念1. 空气动力学空气动力学是研究在不同速度下空气对物体的运动所产生的影响的科学。
在航空领域中，空气动力学主要研究飞机在飞行中的受力和控制等问题。
2. 气动力学气动力学是研究气体（包括空气）相互作用时所产生的宏观力和热量变化（包括内能和热能的转换）的学问。
在飞机气动力学中，气动力学主要研究空气对飞机的气动力作用。
3. 流场流场是指液体或气体在一定空间内运动时的状态。
在飞机气动力学中，流场是指飞机周围的空气运动状态。
4. 升力和阻力升力是垂直于飞机翼面的力，是使得飞机在空中飞行的力。
阻力是与飞行方向相反的力，是阻碍飞机飞行速度增加或维持飞行速度的力。
5. 前缘和后缘前缘是指翼型横截面最靠前的部分，是气流相对速度最大的地方。
后缘是指翼型横截面最靠后的部分，是气流相对速度最小的地方。
二、飞机气动力学设计1. 翼型的设计翼型是指用来构成飞机机翼的外形。
在翼型的设计中，要考虑到翼型在不同速度下产生的气动力和阻力等因素。
目前翼型设计主要采用计算机辅助设计（CAD）技术。
2. 机翼的设计机翼是飞机主要承载结构之一，它的形状和大小、机翼与机身间的连接形式、机翼的强度和刚度等因素对于飞机的飞行性能和气动力学性能都起着非常重要的影响。
3. 操纵系统的设计操纵系统是飞机的控制系统，它包括舵面、传动机构、操作杆等。
在操纵系统的设计中要考虑到舵面改变时对飞机飞行和气动性能的影响。
三、飞机气动力学性能分析1. 气动力学性能分析气动力学性能分析是指对飞机在空气中运动产生的气动力和气动力矩进行分析和计算。
主要包括升力、阻力、气动力矩等方面的计算和分析。
2. 飞行性能分析飞行性能分析是指对飞机在不同飞行状态下的性能进行分析和计算。
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。
飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计
本科课程设计报告题目飞机气动估算及飞行性能计算学生姓名班级日期目录气动特性估算................................................. 错误!未定义书签。
升力特性估算............................................. 错误!未定义书签。
外露翼升力估算....................................... 错误!未定义书签。
机身升力的估算...................................... 错误!未定义书签。
尾翼的升力估算...................................... 错误!未定义书签。
合升力线斜率的计算................................... 错误!未定义书签。
临界马赫数的计算..................................... 错误!未定义书签。
阻力特性的估算.......................................... 错误!未定义书签。
全机摩擦阻力的估算................................... 错误!未定义书签。
亚音速压差阻力的估算................................. 错误!未定义书签。
亚声速升致阻力特性估算............................... 错误!未定义书签。
超音速零升波阻估算................................... 错误!未定义书签。
超声速升致阻力....................................... 错误!未定义书签。
飞机基本飞行性能计算......................................... 错误!未定义书签。
飞行器设计中的气动性能分析
飞行器设计中的气动性能分析第一章：引言飞行器设计中的气动性能分析是航空航天工程中的重要环节。
在飞行器设计过程中，了解和评估气动性能是确保飞行器运行安全性和性能优化的关键。
本文将从流体力学的角度分析飞行器的气动性能，并介绍一些常用的分析方法和工具。
第二章：气动性能分析的基本概念2.1 飞行器的气动性能2.2 气动力学相关理论2.3 气动性能参数第三章：气动性能的分析方法3.1 理论分析方法3.1.1 基于定常流的理论分析3.1.2 基于非定常流的理论分析3.2 数值模拟方法3.2.1 CFD方法3.2.2 VLM方法3.3 实验方法3.3.1 风洞试验3.3.2 飞行试验3.4 气动性能建模与验证第四章：气动性能分析的应用4.1 飞行器的稳定性和操纵性评估4.2 飞行器的阻力和升力分布分析4.3 飞行器的气动外形优化4.4 飞行器的空气动力学特性分析第五章：气动性能分析工具与软件5.1 MATLAB工具箱5.2 ANSYS Fluent5.3 XFOIL5.4 SolidWorks Flow Simulation5.5 OpenVSP第六章：气动性能分析的挑战与趋势6.1 多学科耦合分析6.2 大规模数据处理与可视化6.3 智能化设计和优化6.4 气动性能分析的快速建模和验证第七章：结论通过对飞行器设计中的气动性能分析的研究，我们可以更好地了解和评估飞行器的性能，提高其运行安全性和效率。
随着技术和工具的不断发展，气动性能分析在飞行器设计中的应用也将变得更加广泛和深入。
我们期待未来能有更多的创新和突破，为飞行器设计带来更大的进步和发展。
飞行器气动性能的计算方法研究
飞行器气动性能的计算方法研究随着航空技术的快速发展，飞行器的气动性能计算方法也越来越成熟。
气动性能是指飞行器在空气中飞行时受到的气动力和气动力矩的大小和方向，它是整个飞行器设计和性能验证的关键。
本文将基于国内外的研究成果，综述目前常见的飞行器气动性能计算方法。
一、飞行器气动性能计算方法为了研究飞行器的气动性能，研究者们发展出了一系列计算方法，主要包括解析解法、数值解法和实验方法。
1. 解析解法解析解法是指通过数学公式推导出飞行器的气动性能，在计算过程中可以快速得到结果。
这种方法能够描述飞行器的气动力和气动力矩分布情况，对于设计初期的初步估算和量化分析非常有用。
但是，它只适用于形状简单的几何体和气动流场简单的情况。
2. 数值解法数值解法是利用数值计算技术，通过离散化求解飞行器与周围气流相互作用的流场方程，从而得到飞行器的气动力和气动力矩。
数值解法具有高精度、适用范围广等优点，但是计算量较大，需要高性能计算机进行运算。
3. 实验方法实验方法是指通过实验手段测量得到飞行器的气动性能。
这种方法可以得到准确可靠的实验数据，对于验证气动性能计算方法和分析特殊情况非常有用。
但是，实验方法受环境条件和实验设备的影响较大，成本较高。
二、气动性能计算方法应用气动性能计算方法在飞行器设计中具有十分重要的应用，主要体现在以下几个方面：1. 飞行器飞行性能预测在飞行器设计初期，通过数值解法或解析解法对飞行器气动力学进行计算，可以快速预测飞行器飞行性能，并且为设计提供参考。
2. 飞行器气动布局优化通过数值解法或实验方法，可以对飞行器进行详细的气动布局优化，从而避免在飞行器试飞阶段出现意外情况，减少试飞时间，提高设计效率和成功率。
3. 飞行器安全验证在飞行器设计完成后，通过数值解法和实验方法对其气动性能进行测试和验证，可以保证飞行器设计的合理性和安全性。
三、结论本文综述了目前常见的飞行器气动性能计算方法，包括解析解法、数值解法和实验方法。
飞机气动性能计算讲解
展弦比
2.93
外露翼梯形比
4.46
相对厚度
3.62
平均气动弦长
1.711米
平尾偏角范围
向上14.5
向下20
尾臂（1/2bA处至飞机重心）
7.19～7.63米
尾容量
0.192
垂直尾翼
面积
5.52米2
翼展
1.75米
前缘后掠角
65.5
展弦比
1.11
梯形比
4.1
平均气动弦长
3.44
相对厚度
3.61
尾臂（1/2bA处至飞机重心）
厚度修正系数 、 、 的计算公式如下，其中考虑了马赫数对摩擦影响的修正
其中
翼型最大厚度线的弦向位置，无量纲
最大厚度线的后掠角
对于机身， 的计算公式如下
其中
机身长度
机身直径
机身的浸润面积 计算公式如下
其中
、 、 头部、尾部、柱段长度
§3.2.1.2 亚音速压差阻力估算
在计算压差阻力时，由于机翼及尾翼的压差阻力非常小，所以只考虑机身的压差阻力。飞机在超音速飞行时，压差阻力实际上就是波阻，所以不单独计算压差阻力。压差阻力可以按照下式分为头部阻力、尾部阻力、底部阻力、附加阻力四部分。
§3.2
作用在飞机上的气动阻力可以表示为
其中阻力系数 可以表示为
或
其中
零升阻力系数
A诱导阻力因子
阻力系数与升力系数的关系可以用极曲线表示，图7给出了极曲线的两种形式。
图7极曲线的两种形式，左图为无弯度机翼，右图为有弯度机翼
§3.2.1
亚音速范围内，飞机的零升阻力主要由表面摩擦阻力和气流分离引起的压差阻力组成，通常称之为型阻。
飞机六分量气动力学计算
飞机六分量气动力学计算一、引言飞机六分量气动力学计算是航空领域中一项重要的工作，它关乎到飞机的性能、稳定性和安全性。
气动力学计算是为了获取飞机在各种飞行状态下的气动力特性，为飞机设计、飞行控制系统以及飞行安全性评估提供理论依据。
本文将介绍飞机六分量气动力学的基本概念、计算方法以及在飞机设计中的应用，并探讨气动力学计算的发展趋势与展望。
二、飞机六分量气动力学基本概念1.气动力气动力是指飞机在飞行过程中，由于空气阻力和压力分布所产生的力。
气动力包括升力、阻力、侧力和力矩等四个基本分量。
2.六分量气动力学参数六分量气动力学参数是指描述飞机气动力特性的六个基本参数，分别为升力系数、阻力系数、侧力系数、力矩系数、俯仰稳定性和偏航稳定性。
3.气动力的计算方法气动力的计算方法主要有理论分析、数值模拟和实验验证等。
理论分析是基于空气动力学原理，建立数学模型进行计算；数值模拟是利用计算机技术，对流场进行数值求解；实验验证是在风洞等实验环境中进行实际测试。
三、飞机六分量气动力学计算步骤1.确定计算模型根据飞机的气动外形、飞行状态等条件，选择合适的计算模型，如lifting-surface 模型、body-in-ground 模型等。
2.获取气动参数通过理论分析、数值模拟或实验验证等方法，获取飞机的气动参数。
3.计算气动力根据所选模型和获取的气动参数，进行气动力计算。
4.分析气动力特性对计算结果进行分析，评价飞机的气动性能。
四、影响气动力计算的因素1.飞行状态飞行状态包括飞行速度、高度、攻角等，这些因素都会影响气动力的计算。
2.气动参数的准确性气动参数的准确性直接关系到气动力计算的结果，因此需要不断提高气动参数的获取方法和技术。
3.计算模型的准确性计算模型的准确性对气动力计算结果有很大影响，需要不断优化和验证计算模型。
五、气动力学计算在飞机设计中的应用1.飞机性能预测通过气动力学计算，可以预测飞机的飞行性能，如最大升力、最小阻力等。
分析航空领域的气动性能设计
分析航空领域的气动性能设计一、引言航空领域是一个高度技术化、复杂的行业，涉及到多个学科领域，如气动力学、结构力学、材料科学、电子技术等。
其中气动力学是航空领域中的重要学科，它关注的是空气与航空器的相互作用，涉及到航空器的气动性能设计、飞行稳定性和控制等问题。
本文将主要讨论航空领域的气动性能设计相关问题。
二、气动力学基础气动力学是研究空气与物体相互作用的科学，是应用流体力学的基础。
在航空领域中，气动力学主要涉及到以下三个方面：1. 空气动力学。
空气动力学主要研究航空器飞行时受到的空气阻力、升力和侧向力等问题。
空气与航空器的相互作用导致空气产生力，而这些力对航空器的飞行有着重要的影响。
2. 飞行力学。
飞行力学主要研究航空器在飞行过程中的力学问题，如飞行姿态、飞行稳定性和控制等。
其中，飞行稳定性是一项十分重要的研究内容，其涉及到航空器飞行时的平稳性和稳定性等问题。
3. 弹道学。
弹道学主要研究物体在空气中自由飞行的运动规律，其涉及到物体飞行的轨迹和时间等问题。
在航空领域中，弹道学主要应用于导弹和太空飞行器的设计和运行等方面。
三、气动性能设计的内容和要求气动性能设计是航空领域中重要的设计内容之一。
气动性能设计主要涉及到飞行器在飞行时所受到的空气阻力、升力、侧向力等问题，其目的是为了使设计的飞行器能够在飞行过程中稳定、平稳地飞行，并获得较好的经济性能、安全性和操纵性等。
气动性能设计的内容主要包括以下几个方面：1. 气动外形设计。
气动外形设计是针对所要设计的飞行器的外形大小、形状等进行的设计。
气动外形设计的好坏直接影响到飞行器在飞行过程中所受到的空气力和飞行稳定性等。
2. 气动布局设计。
气动布局设计是针对飞行器的机翼、机身、尾翼等部件在一定的布局形式下的结构设计。
气动布局设计的好坏直接影响到飞行器的气动力学性能和散热性能等。
3. 气动特性计算和模拟。
气动特性计算和模拟是指利用气动力学理论和计算机模拟技术等工具，对设计的飞行器的气动特性进行计算和模拟，以评估飞行器的飞行性能和稳定性。
飞行器气动性能计算方法研究
飞行器气动性能计算方法研究随着飞行器的广泛使用，对其气动性能的研究和计算变得越来越重要。
气动性能计算是指了解飞行器周围空气的流动情况，以及飞行器在此流动情况下的受力情况。
准确地计算气动性能可以帮助设计者优化飞行器的外形和性能，从而实现更好的飞行效果和更高的飞行效率。
本文将探讨飞行器气动性能计算的相关方法和技术。
1. 气动性能计算的基础理论气动性能计算的基础理论包括流体力学、热力学和空气动力学等学科的知识。
其中，空气动力学是飞行器气动性能计算所涉及最广泛的学科。
空气动力学主要研究飞行器与周围空气的相互作用，包括空气的速度、压力、密度等因素对飞行器的气动力学行为的影响。
了解这些因素可以帮助我们更准确地计算飞行器的气动性能。
2. 飞行器气动性能计算的方法2.1 数值模拟方法数值模拟是一种基于计算机的计算方法，可以通过数值方法模拟飞行器空气动力学行为。
这种方法可以准确地模拟飞行器与周围空气的交互作用，并计算出飞行器的气动力学参数。
数值模拟方法可以使用有限元法、有限体积法等数值方法，以及计算流体力学等软件来进行计算。
2.2 实验方法实验方法是通过实验手段来测量和研究飞行器与周围空气的交互作用。
实验方法可以使用风洞实验、气动力学试验等方式来进行研究。
通过实验方法可以获得比数值模拟更直接和准确的气动力学参数，但是实验费用较高，需要一定的技术和设备支持。
2.3 计算机辅助设计方法计算机辅助设计方法是将数学模型和计算机技术应用于飞行器的设计过程中。
通过建立气动力学模型，应用计算机技术来进行计算和分析，得出飞行器的气动参数。
这种方法可以有效提高设计效率和设计质量，同时也能够快速计算出飞行器的气动参数。
3. 应用实例飞行器气动性能计算方法在实践中广泛应用。
例如，在飞机设计中，气动性能计算是非常重要的一环。
设计师往往需要通过气动性能计算来评估不同设计方案的效果，并优化设计。
此外，气动性能计算还可以应用于导弹、卫星等航空航天器的设计中，以评估其气动性能并优化设计。
飞机气动性能分析与优化
飞机气动性能分析与优化一、引言随着现代工程技术不断发展，飞机气动性能分析与优化已经成为飞机设计过程中最为重要的环节之一。
飞机气动性能的好坏将直接影响到飞机的飞行速度、航程、燃油消耗等指标，因此，对飞机气动性能进行分析和优化具有非常重要的意义。
本文将从飞机气动性能的基本原理入手，分析飞机气动性能的影响因素、分析及优化方法，并结合实际案例，讨论如何优化飞机气动性能。
二、飞机气动力学基本原理在分析飞机气动性能之前，首先需要了解飞机气动力学的基本原理。
飞机气动性能与气动力学密切相关，因此在分析飞机气动性能时，需要掌握以下概念：1、气动力学基本方程气体的流动可以用连续性方程、动量方程和能量方程来描述。
在不可压缩流体的情况下，连续性方程、动量方程和能量方程可以分别表示为：连续性方程：div（ρv）= 0动量方程：ρ（dv / dt + v∇v）= -∇p + ∇•τ + ρg能量方程：div（ρhv）= ∂q / ∂t + div（k∇T）其中，ρ是气体密度，v是流体速度，p是流体压力，τ是流体的应力张量，g是重力加速度，h是比热容，q是热传导率，k是热导率，T是温度。
2、气动力学基本定律气动力学基本定律包括质量守恒定律、动量守恒定律和能量守恒定律。
其中，质量守恒定律表明在封闭系统中物质的质量是不变的，动量守恒定律表明在封闭系统中总动量守恒，能量守恒定律表明在封闭系统中总能量守恒。
三、影响飞机气动性能的因素1、气动布局飞机的气动布局是影响飞机气动性能的重要因素，主要包括机翼、发动机、机身、尾翼等气动构件的形状、大小、位置等因素。
2、飞行速度飞机的飞行速度也是影响飞机气动性能的重要因素。
不同的飞行速度下，气体流动的状态也不同，从而导致飞机气动性能的变化。
3、气象条件气象条件是影响飞机气动性能的另一个重要因素，主要包括气压、温度、湿度、风速、风向等因素。
4、航线航线的长度、高度、方向等因素也会影响飞机气动性能。
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飞机气动估算及飞行性能计算------ 课程设计指导资料西北工业大学航空学院2005.3§1 前言1965年4月9日美国四架F-4B飞机入侵我海南岛，我人民解放军空军英勇迎击。
敌机惊慌失措，仓皇发射导弹，结果击落自己飞机，坠落于海南岛地区。
敌机残骸打捞后，根据上级指示，西北工业大学师生对F-4B的残骸进行了分析研究工作。
本课程设计所列F-4B各项数据均来自该机残骸测绘结果，发动机数据为原航空工业部六院计算结果。
§2 飞机的基本情况和数据F-4为美国麦克唐纳公司为美国海军研制的双座舰载战斗轰炸机，后来美国空军也大量采购，成为美国空海军60～70年代的通用主力战斗机。
1956年开始设计，1958年5月原型机试飞，1961年10月开始交付海军使用，1963年11月进入空军服役。
F-4不但空战能力好，对地攻击能力也很强，是60年代以来美国生产数量最多的战斗机。
至1981年停产为止，美国共生产了5195架各种型号的F-4飞机。
F-4B为舰载全天候型，是生产较多的型号。
F-4的英文名字为Phantom （鬼怪）II。
F-4B飞机采用大后掠角小展弦比的机翼、其外侧可折叠部分有12度上反角，全动水平尾翼下反角为23度。
F-4B装有两台J79-GE-8型涡喷发动机。
飞机上没有机炮，机腹部悬挂有4枚半埋式的麻雀IIIA型中距空空导弹，需要时，可在机翼上增挂2到4枚响尾蛇导弹。
此外，他还有多种外挂方案以执行不同的任务。
F-4B飞机装有AN/APQ-72雷达火控系统，其搜索距离为36～96公里，跟踪距离为10～40公里。
-+以下是F-4B飞机的部分原始数据：表1 飞机的重量数据表2 飞机的载油数据表3 飞机的几何数据表4 J-79-GE-8最大状态可用推力表（单台）表5 J-79-GE-8全加力状态可用推力表（单台）注：11km 以上的推力数据可按公式1111ρρP P H H ⋅=进行计算。
§3 飞机气动特性估算飞机升阻特性是飞机最为重要的原始数据之一，在性能计算、飞行仿真等方面必不可少。
在飞机设计过程中，特别是方案论证或方案设计初期，气动布局等总体参数通常是变化的，翼型等参数尚未完全确定，因此计算精确的气动数据较为困难。
通常采用工程方法进行气动估算，以获得进一步计算分析的原始参数。
另外对于国外设计的飞机，由于无法得到精确的翼型等外形参数，也只能够对其进行气动估算以获得其气动参数。
§3.1 升力特性的估算作用在飞机上的升力可以表示为：qS C L L =其中L C升力系数 S机翼参考面积q动压 221V q ρ=对于没有增升装置的对称翼型，升力系数可以表示为： αα⋅=L L C CαL C 升力线斜率α 迎角对于非对称翼型，升力系数可以表示为：)(0ααα-⋅=L L C C0α 零升迎角，取决于机翼的弯度等特性 从上式可以看出，描述飞机升力特性的参数主要是αL C 和0α。
图1 机翼升力特性 图2 升力线斜率与马赫数的关系 下面，我们将介绍飞机升力线斜率αL C 的工程估算方法。
由于机翼是飞机产生升力的主要部件，则αL C 主要取决于机翼的特性（剖面、形状等），对αL C 产生影响的还有平尾和机身。
通常估算αL C 就是分别按照这三部分分别计算再进行叠加而成，估算其他参数的方法通常类似。
§3.1.1 单独机翼升力的估算对于单独的机翼，其升力线斜率可以表示为以下参数的函数： ),,11,tan (3222/1ξλλλχλλαc Ma Ma f C L ⋅--=或其中λ展弦比 2/1χ1/2弦线的后掠角 c机翼相对厚度 ξ 尖削比，ηξ1= η 根梢比或称梯形比其函数关系较为复杂，可以由图3曲线查出。
有时机翼的几何参数数据给出机翼的前缘后掠角，则1/2弦线的后掠角可以由下式求出：112tan tan 2/1+-⋅-=ηηλχχ 其中χ 前缘的后掠角对于大展弦比的后掠翼来说，其升力线斜率可以表示为： )tan 1(42222/1222βχηβλπλα+++=e L C其中e η 翼型效率，可取0.9521Ma -=β§3.1.2 机身升力的估算机身升力主要由头部及尾部两部分构成，对于圆柱形状的机身，有：k w t L sh L C C ξηαα)1(035.0,,--=其中sh L C ,α机身的升力线斜率 t L C ,α 头部产生的升力线斜率w η尾部收缩比飞机气动性能计算概要图3 机翼升力线斜率计算图飞机气动性能计算概要 sh d w S S =η d S底部面积，若尾部形状为锥形，则底部面积为零 sh S机身面积，即尾部的最大面积 k ξ修正系数，取决于雷诺数、马赫数、尾部形状、尾翼布局等参数 k ξ可取0.15～0.20。
例如可取0.17或0.18t L C ,α可按照下式查图4曲线得出：),1(2,tzh t tL Ma f C λλλα-= 其中 t λ头部长细比 zh λ机身圆柱部分长细比图4 具有锥形头部旋成体的头部升力计算曲线如果机身截面形状为椭圆形，则其升力线斜率按照圆柱形进行修正：sh sh L sh L S B C C 4)()(2,,παα圆柱椭圆= 其中B 机身最大截面的宽度§3.1.3 翼身组合体的升力估算对于亚音速飞机，通常可以认为，翼身组合体的升力等于一对假想的单独机翼的升力，这一对机翼是将两个悬臂段延长到对称平面而形成的，当机身直径对翼展的比值不大时，在小马赫数下，这种近似比较精确。
但是现代超音速战斗机的直径对翼展的比值可以达到0.3～0.5，在这种情况下用单独的机翼代替翼身组合体就会带来很大误差。
通常计算翼身组合体的升力如下：sh yi yish L L L +=其中yi L机翼外露部分（外露翼）的升力，再考虑机身对机翼升力影响的修正sh L单独机身的升力这里，我们忽略了机翼对机身升力的影响。
外露翼升力系数在考虑机身的影响后，可以写为：f C C wly L yi L ⋅=,,αα其中wly L C ,α外露翼部分升力线斜率，按单独机翼的方法（见第一节）进行计算，所有参数均按照外露翼取值yi L C ,α机翼升力系数，考虑了机身的影响，参考面积按照外露翼面积 f 修正系数2)1(07.1ldf +=d 机身直径 l翼展§3.1.4 尾翼升力估算尾翼分为水平尾翼和垂直尾翼，只有水平尾翼产生升力。
尾翼升力线斜率首先按照单独机翼的升力线斜率估算方法，计算出单独尾翼的升力线斜率，再进行修正，主要修正下洗和阻滞。
w w w w L w L k C C ⋅-⋅⋅=)1()(,αααελλ其中w w L C λλα⋅)(按单独尾翼计算的升力线斜率αεw尾翼处的气流下洗角，近似认为等于机翼处的气流下洗角αεw k气流阻滞系数，可根据尾翼布局按照表6确定 飞行器外形尾翼平面相对于机翼的位置w k正常式（尾翼位于机翼后）尾翼安装在机身上，而且尾翼与机翼平面重合0.85 尾翼安装在机身上，但尾翼平面与机翼平面成45度或90度角0.9 尾翼位于机身上面或下面，并离机身的距离为机身直径的一倍或以上1.0 鸭式布局（前翼位于机翼之前） 任意的1.0对于三角形机翼后气流下洗角αε的计算可以通过图5由12-Ma λ和x 计算，对于根梢比为无穷大的、后缘具有不大后掠角的机翼，可以采用同样方法确定。
对于梯形机翼（∞<<η1）产生的下洗角可以对三角形机翼的下洗进行修正：yi L C A k )()(λεαηεα⋅⋅=∞=∞=ηε)(k不考虑机翼根梢比的下洗系数A尖削比对下洗的影响系数，通过图6确定 yi L C)(λα由单独机翼计算的参数图5 确定三角形机翼后面气流下洗角的曲线（F4战斗机x 可取为0.5）图6 确定参数A 所用的曲线§3.1.5 合升力线斜率计算以上计算的各个部件的升力系数其参考面积均为各自的参考面积，例如机身的参考面积一般采用机身截面的面积，机翼的参考面积为外露翼部分面积，尾翼的参考面积为尾翼外露面积，这样为求得合升力系数，必须对其参考面积进行转化后再叠加，其计算公式如下：SS C S S C S S C C pw pw L shshL wly yiL L ,,,αααα++= 其中wly S外露翼面积 sh S 机身截面积 pw S平尾面积§3.2 升阻极曲线的估算作用在飞机上的气动阻力可以表示为qS C D D =其中阻力系数D C 可以表示为20L D D AC C C +=或200)(L L D D C C A C C -+=其中0D C零升阻力系数A 诱导阻力因子阻力系数与升力系数的关系可以用极曲线表示，图7给出了极曲线的两种形式。
图7 极曲线的两种形式，左图为无弯度机翼，右图为有弯度机翼§3.2.1 亚音速零升阻力估算亚音速范围内，飞机的零升阻力主要由表面摩擦阻力和气流分离引起的压差阻力组成，通常称之为型阻。
)(1.1000y D f D D C C C +=其中f D C 0 摩擦阻力系数 y D C 0压差阻力系数§3.2.1.1 全机摩擦阻力估算S S C S C S C S C C lw lw c lw f pw pw c pw f sh cy sh c sh f wly yi c yi f f D /)222(,,,,,,,,,0ηηηη+++=其中yi c ,η、sh c ,η、pw c ,η、lw c ,η分别为机翼、机身、平尾、 垂尾（立尾）的厚度修正系数sh cy S ,机身浸润面积 lw S垂尾（立尾）面积yi f C ,、sh f C ,、pw f C ,、lw f C ,分别为机翼、机身、平尾、 垂尾（立尾）的摩擦系数，它们与表面附面层状态、沿表面压力分布梯度及表面粗糙情况有关，同时也与基于各部件特征长度的雷诺数有关。
当飞机在大气中飞行时，基于各部件特征长度的飞行雷诺数通常是相当大的，加上由于工艺水平等原因，飞机表面不可能做到理想的光滑，因此可以把飞机附面层看成是全湍流附面层。
对于光滑平板，具有全湍流附面层的表面摩擦系数可以用下面的半经验公式表示：58.2Re)(log 455.0=f C其中Re 基于各部件特征长度计算的雷诺数受工艺水平所限，飞机不可能做到理想的光滑，诸如铆钉头、螺钉头、缝隙、蒙皮台阶以及表面喷漆、划伤等因素，使得飞机相当粗糙。
另外，飞机上还常有如天线、空速管、通风口鼓包等附加物。
对此，在方案设计阶段通常用一个系数来考虑这些由表面粗糙和附加物产生的对阻力的影响，这就是§3.2.1的公式中1.1的来历。
对于轻型战斗机，也可以用1.15。
厚度修正系数yi c ,η、pw c ,η、lw c ,η的计算公式如下，其中考虑了马赫数对摩擦影响的修正])(cos 34.1][)(1006.01[28.0max 8.14χηMa c c x cc ++= 其中c x翼型最大厚度线的弦向位置，无量纲 m ax χ最大厚度线的后掠角对于机身，sh c ,η的计算公式如下)]/(0025.0)/(601[3,d l d l sh sh sh c ++=η 其中sh l机身长度 d机身直径机身的浸润面积sh cy S ,计算公式如下sh zh w w t sh cy S l l l S 4]4)1(5.28.2[,πη⋅+++=其中t l 、w l 、zh l头部、尾部、柱段长度§3.2.1.2 亚音速压差阻力估算在计算压差阻力时，由于机翼及尾翼的压差阻力非常小，所以只考虑机身的压差阻力。