气动特性分析资料
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。
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。
机械系统的气动特性分析与优化设计
机械系统的气动特性分析与优化设计导言：机械系统的气动特性是指在气体流动过程中所表现出的特性以及对系统性能的影响。
气动特性的分析与优化设计是机械工程领域中的一项重要课题，涉及到众多工程实践领域，如飞机、汽车、风力发电等。
本文将从气动特性的分析方法、优化设计技术以及一些实际应用案例等方面展开阐述。
一、气动特性的分析方法1. 流动的基本理论气动特性的分析离不开流体力学的基本理论，如质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程等。
这些方程可以通过数值模拟方法，如计算流体力学（CFD）模拟，来研究气体在机械系统中的流动情况。
2. 风洞试验风洞试验是一种常用的气动特性分析方法。
通过在实验室中模拟外界的气流条件，可以对机械系统在不同气流速度下的气动特性进行测试。
风洞试验能够提供直观的实验数据，对系统的气动性能分析具有重要意义。
3. 气动力矩测量气动力矩是机械系统中的重要参数，用于描述气流对系统的力矩作用。
通过使用测力传感器和测量设备，可以测量气动力矩，并进一步分析系统的稳定性和控制性能。
二、优化设计技术1. 多目标优化机械系统的气动特性分析和优化设计中常涉及多个目标函数的优化问题，如降低气动阻力、提高升力等。
通过使用多目标优化方法，如遗传算法、模拟退火算法等，可以在多个目标之间寻求最佳平衡点。
2. 参数优化在气动特性优化设计中，系统的参数选择和调整是至关重要的。
通过改变系统的几何形状、尺寸、材料等参数，可以在保持系统功能的前提下，优化其气动性能。
参数优化可以通过实验和数值模拟相结合的方式进行。
三、实际应用案例1. 飞机设计中的气动特性分析与优化设计飞机的气动特性对其飞行性能和燃油消耗等有着重要影响。
通过对机翼、机身等部件的气动特性进行分析和优化设计，可以提高飞机的升力、降低阻力，从而提高其效率和性能。
2. 汽车设计中的气动特性分析与优化设计汽车的气动特性直接影响其行驶的稳定性和燃油消耗等。
通过改进汽车外形、减小阻力系数，可以提高汽车的运动性能和燃油经济性。
飞机气动特性仿真分析研究
飞机气动特性仿真分析研究一、引言近年来，随着飞机设计理论的不断发展，飞机气动特性仿真分析技术已经成为了设计和研发领域不可或缺的手段。
该技术可以通过模拟飞机运动时所受到的气动力、气动热、气动力矩等的作用来预测和评估飞机的飞行性能和飞行安全性，为飞机的设计和改进提供科学依据。
二、飞机气动特性的基本概念1.1 飞机气动特性的含义飞机气动特性是指在大气中飞行的飞机所受到的气动力、气动热、气动力矩等气动作用，以及这些作用对飞机运动状态的影响。
飞机气动特性的好坏直接影响飞机的飞行性能和安全性。
1.2 飞机气动的分类飞机气动可分为外流场气动和内部流场气动两种。
外流场气动是指飞机在大气中运动时，所受到的气动力、气动热、气动力矩等作用。
内部流场气动是指飞机内部气流的流动状态对飞机运动状态的影响，如飞机尾流的影响等。
三、飞机气动特性仿真分析2.1 飞机气动仿真的意义飞机气动特性仿真分析技术是一种通过计算机模拟飞机在大气中的运动状态，来预测和评估飞机飞行性能的工具。
它可以有效的探究飞机的气动特性和影响因素，为飞机的优化设计和改进提供科学依据。
同时，通过仿真分析，能够对飞机的飞行性能、安全性、经济性等方面进行评估，为飞机的研发和改进提供支持。
2.2 飞机气动仿真的研究内容飞机气动特性仿真分析的主要内容包括飞机气动参数的计算和分析，飞机气动特性的模拟和仿真，气动特性测试数据的处理和分析等。
具体来说，可从以下方面进行研究：（1）飞机外流场的流动特性和气动力参数的计算和分析；（2）飞机在大气中的气动热和气动力矩的计算和分析；（3）飞机内部气流的流动分析，包括飞机的气动噪声分析；（4）飞机飞行状态和控制系统的仿真分析；（5）飞机在不同飞行状态下的气动稳定性和控制可靠性分析。
四、飞机气动仿真技术的发展现状3.1 飞机气动仿真技术的发展历程飞机气动特性仿真技术的发展可分为以下三个阶段：（1）实验阶段：该阶段主要是通过实验手段来研究和评价飞机的气动特性，如风洞试验和空气动力学试验等。
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– 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
lnac 1 0.35 / d nac
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）:
– 估算公式：
CD 0.3 Af 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
CD CD0 CDi CDcomp CD,trim
Fwing 0.6 4 0.28 1 1.34M 0.18 cos m t / c 100 t / c x / c m
(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。
• 后缘襟翼产生的升力增量
CL max Cl max S flapped / S w cos HL
– 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。
• 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
CD CD0 CDi CDLG C D0 flap CD,trim
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
低速构形的附加形阻
• 襟翼偏角β、机翼面积延伸比SR和后掠角Λ之间有一定的统计关系。 • 在速度不同时，参数之间的统计关系略有不同，根据下图，可以分别 用于起飞1.2VS和着陆1.3VS不同速度状态下的阻力增量估算。
襟翼阻力的估算（1.2VS）
襟翼阻力的估算（1.3VS）
单发失效引起的额外阻力
• 发动机气流堵塞而增加的阻力（风车阻力）。
尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案
机场适应性 ……
分析
任务
输入 设计方案
分析评估
输出
计算模型 • 工程估算 • CFD
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
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
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。
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 Cl max max
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
无粘线性位流理论
无粘非线性位流理论
小扰动位流方程或 全位流方程的数值方法
附面层方程解
中等强度激波的
跨音速流 阻力计算，附面层修正，
粘流理论
无粘有旋流理论 粘性有旋流理论
无粘/有粘交互计算
欧拉方程数值方法 N-S方程数值方法
修正无粘计算结果
• 不同襟翼偏转角下的升力系数增量可以表示为（三维）：
CL flap
Cl max S flapped / Sw cos HL max
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 一般起飞状态 单缝襟翼 7° 双缝/富勒式襟翼 10°
最大重量起飞
各部件的零升阻力系数
• 飞机各部件的废阻系数为：
– 表面摩擦系数、压差阻力因子、干扰阻力因子乘以 部件湿面积与机翼参考面积之比。
• 第i个部件废阻系数的计算公式为：
CD 0c c fc FcQc S wet ,c Sw
其中：Swet,c为第i个部件湿面积； Sw为机翼参考面积。
次项阻力
• 次项阻力是由于附着物、表面缺陷及系统附件
Φregs为适航修正参数，按适航取 证时参考的不同失速速度取值。
失速速度：
通常有1-g过载失速速度（Vslg） 常规失速速度（Vs）两种。 Vs是过载系数小于1时的失速速度，此时升力系数出现快速减小。 按Vslg取证的机型（如A300），Φregs取值0。
按Vs取证的机型Φregs取值1。
增升装置对升力的影响
• 跨声速压缩性阻力的计算公式：
M M DD CDcomp CDD 1 M
n
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： 多轮小车式 双轮式
CDlg 0.00157WL0.73 / Sw
CDlg 0.00093WL0.73 / Sw
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。
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。
压缩性阻力
• 阻力发散马赫数MDD计算公式：
M DD 1 cos Qchd CL M REF 1 2 10 cos Qchd
3/ 2
cos Qchd
t / c m
MREF为翼形设计的技术水平因子，通常取值在0.85~0.935之间。
安装引起的。
• 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
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。
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：
c f turb
A
log N R
b
1 cM
2 d
摩擦阻力
湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：
WL为飞机最大起飞重量，单位lb； SW 为机翼参考面积，单位ft2
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。
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 dCD 1.05 2 0.007 dCL clean AR
• 襟翼打开时的升致阻力因子
dC K D 2 dC L 1.05 0.271 0.000487 flap 0.007 AR
( 1/rad )
该公式适用于dh / b < 0.2的机型。
ζ 为校正常数，通常取值为3.2； dh为飞机机身的最大宽度； Snet为外露机翼的平面面积； b为机翼的展长； Sgross 为全部机翼平面面积。
最大升力系数 （干净构形）
CL max 14 1 0.064regs CL
• 第二阶段爬升
– 襟翼打开至起飞位置 – 单发停车
• 着陆
– 襟翼打开至着陆位置
升力线斜率
• 全机升力线斜率CLα的计算公式：
CL CL _ W
CL _ W 为机翼升力线斜率: CL _W 2 AR / AR 2
2 d h Snet dh ξ 为因子： 1 b S gross 2CL _ W S gross
xT c f 1 mf c f turb lb