飞机气动性能计算
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。
飞机气动性能辅助计算演示系统设计
飞机气动性能辅助计算演示系统设计褚双磊;温瑞英;王玉;任强;魏志强【期刊名称】《实验技术与管理》【年(卷),期】2017(034)002【摘要】为帮助学生学好空气动力学课程,提高有关空气动力学的计算能力,达到卓越工程师教育培养计划的要求,设计了一款飞机气动性能辅助计算演示系统.该系统采用可视化编程语言,包括飞行力学基础计算、初级空气动力学计算和高级空气动力学计算等3个功能模块.可以设置不同计算参数和计算条件,实现快速输入、快速输出、实时显示计算结果,达到课上演示气动性能计算辅助教学的目的.【总页数】4页(P140-143)【作者】褚双磊;温瑞英;王玉;任强;魏志强【作者单位】中国民航大学空中交通管理学院, 天津 300300;中国民航大学天津市空管运行规划与安全技术重点实验室, 天津 300300;中国民航大学空中交通管理学院, 天津 300300;中国民航大学天津市空管运行规划与安全技术重点实验室, 天津 300300;中国民航大学空中交通管理学院, 天津 300300;中国民航大学天津市空管运行规划与安全技术重点实验室, 天津 300300;中国民航大学空中交通管理学院, 天津 300300;中国民航大学天津市空管运行规划与安全技术重点实验室, 天津300300;中国民航大学空中交通管理学院, 天津 300300;中国民航大学天津市空管运行规划与安全技术重点实验室, 天津 300300【正文语种】中文【中图分类】TP311【相关文献】1.面向卓越工程师的飞机性能辅助计算演示系统开发与应用 [J], 褚双磊;魏志强;谷润平;王玉2.计算机辅助飞机总体方案设计系统设计对象模型与设计过程模型 [J], 沈漳3.民用飞机的飞机性能辅助计算系统设计与开发 [J], 褚双磊;董奇;刘子昂;温瑞英4.民用飞机高速性能辅助计算演示系统设计与应用 [J], 褚双磊;温瑞英;刘薇;任强;魏志强5.计算机辅助飞机工艺装备协调系统设计 [J], 单世报;因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
气动力计算公式
气动力计算公式
气动力是指空气对物体的作用力，其大小与物体的形状、速度、密度等因素有关。
常见的气动力计算公式有：
1. 空气阻力公式：Fd=ρv^2CdA。
其中，Fd表示空气阻力，ρ表示空气密度，v表示物体速度，Cd表示阻力系数，A表示物体在垂直于运动方向上的投影面积。
2. 升力公式：Fp=ρv^2ClA。
其中，Fp表示升力，Cl表示升力系数，其他符号同上。
此外，对于飞行器（如飞机），通常取一个原点位于飞行器重心的气流坐标系，将空气动力分解为三个方向上的分量。
设坐标系的x轴平行于气流方向且正向与气流方向相反，y轴在飞行器对称面内与x轴垂直且正向指向飞行器上方，z轴垂直于xy平面，指向右翼。
则合力在x、y、z三个轴上的分量分别称为阻力、举力和侧向力。
若空气动力作用点与飞行器重心不重合，则飞行器还受到一个合力矩的作用，它在x、y、z三个轴上的分量分别称为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。
以上信息仅供参考，建议查阅空气动力学书籍或者咨询专业人士以获取更准确的信息。
航空器气动性能测试
航空器气动性能测试航空器气动性能测试是航空工程领域的关键环节之一，它旨在评估飞机在大气环境中运行时的飞行特性。
通过这种测试，可以揭示飞机的稳定性、操纵性以及各种飞行状态下的性能表现，对飞机设计和改进起到至关重要的作用。
本文将从测试目的、测试方法、测试数据处理等方面进行论述。
一、测试目的航空器气动性能测试的主要目的在于验证设计预期和确定潜在问题。
具体包括以下几个方面：1. 验证飞机的稳定性和操纵性，确保其在各种飞行状态下都具备合适的飞行性能。
2. 评估飞机的正常和异常飞行特性，包括起飞、爬升、巡航、下降、着陆、低速和高速飞行等。
3. 确定飞机在极端气象条件下的性能表现，例如在高海拔、高温和低温环境中。
4. 评估飞机在外界干扰（如风、涡流等）下的响应能力。
5. 收集测试数据，为飞机设计改进提供依据。
二、测试方法航空器气动性能测试通常采用地面和飞行两种测试方法。
1. 地面测试地面测试是通过在地面上对飞机进行模拟飞行测试来评估飞机的操纵性、刚度和稳定性。
这种测试可以通过使用飞行模拟器、风洞试验等手段来进行。
地面测试的主要目的是验证飞机的飞行控制系统、舵面和起落架等关键部件的功能和性能。
2. 飞行测试飞行测试是对整个飞机进行真实飞行环境下的性能测试。
它可以分为固定点和全面测试两种方式。
固定点测试主要是在特定的飞行状态下测量飞机的性能。
例如，测试飞机的耐风稳定性可以在特定风速和风向下进行测量。
而全面测试则是在飞行过程中对飞机的全面性能进行评估，包括飞机的升力、阻力、迎角、侧滑等。
三、测试数据处理航空器气动性能测试所得的原始数据需要进行处理和分析，以得出可靠和准确的结果。
数据处理的过程包括数据采集、数据清洗、数据校验、数据分析和数据可视化等。
数据采集：通过传感器、测试设备等手段采集飞机在飞行过程中的各种参数数据，如位置、速度、加速度、气动力等。
数据清洗：对采集的数据进行去除异常值、填补缺失值等处理，确保数据的完整性和准确性。
飞机主要参数的确定
机型 单发螺旋浆 双发螺旋浆 战斗机 喷气运输机 喷气公务机
CL,max 1.3 - 1.9 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.4 – 1.8
CL,max,TO 1.3 - 1.9 1.2 - 2.0 1.4 - 2.0 1.6 – 2.2 1.6 – 2.2
CL,max,L 1.6 - 2.3 1.6 - 2.5 1.6 - 2.6 1.8 – 2.8 1.6 – 2.6
注：CL,max,TO和CL,max,L与襟翼的类型有关， CL,max,TO（或CL,max,L）越大，襟翼越复杂
15
航空宇航学院
• 标准大气的参数
参数：大气压，温度，密度
H=0时： P0 = 101.325（ Kpa）, T0 = 15oC, ρ0 = 1.225 kg/m3
H < 11000 (m):
Aircraft Type
T/W
Twin
0.3
Tri-jet
0.25
4-Engine
0.2
Twin Exec. Jet
0.4
SST
0.4
22
航空宇航学院
对比分析法
1. 求出在飞行过程中的相对燃油消耗量 m油
L = 1020 KM 巡 ⋅ m油 Ce平均 1 − m油
（km）
其中：L和M巡航由设计要求给定，K和Ce平均由统计数据得出。
• 最大升限
对于喷气式发动机： H < 11000（M） 时
H max = 57.82 ⋅{1− 0.996[K maxξ (T /W )]−0.205}
（km）
H > 11000（M） 时 H max = 57.82 ⋅{1− 0.965[Kmaxξ (T /W )]−0.174}
1 北航飞行力学_飞机性能计算的原始数据和质心运动方程
xh
G d V Y Pky sin( P ) G cos g dt
北航 509
0
G
§1-3 飞机质心运动方程
几种特殊形式
•直线飞行(直线上升、下降等)
const , d / dt 0
•水平直线飞行(平飞加减速等)
G dV Pky Q G sin g dt Y G cos G dV Pky Q g dt Y G
喷气式发动机性能参数以及其高度特性、速度 特性、转速特性、特定油门状态 能画出铅垂平面内质心运动受力图，并推出各 种特殊运动状态下的质心运动方程
北航 509
2)最大状态：对应于最大许用转速(nmax)的发动机状态 。推力为非加力时的最 大值。只能连续工作5-10min，通常用于起飞、短时加速、爬升、空中机动等。 3)额定状态：对应于最大转速97% ，推力为最大状态的85-90%，可较长时间 工作(半小时～1小时)，用于平飞、爬升、远航飞行等。
4)巡航状态：n巡90% n额，Pf巡 80%Pf额，耗油率最小，不限时，用于巡航。
最大可配平升力
Ymax
Y' LT ( ) max xA
Y2max Y1max
超音速时平尾平衡能力剧降形成飞行限制
C ymax
Cy
C ymax
最大允许升力系数
C ysx C yyx
C ydd C y max
C yyx min{ C ysx , C y max }
M
北航 509
f 0, 0 f 0, 0 一 般 f 0, 0 ( 0 f 0 0 0
0
Y 0
f 0, 0 0
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。
飞行动力学-飞机飞行性能计算
12
H / km
10
8
6
4
2
0 0 2 4 6 8 10 12
P / kN
可用推力Pky
• 发动机安装在飞机上会带来推力损失
Pky=hP
• 通常最大状态或加力状态的推力对性能计算比较重要， 所以可用推力一般是指发动机（一台或多台）安装在 飞机上之后，其最大推力或全加力推力 • 不同高度下，可用推力随M数变化的曲线称为可用推 力曲线
0.8 0.6 0.4 0.2 0.0 0.00
低 速 时 极 曲 线 变 化 不 大
Cy
0.02
0.04
0.06
0.08
0.10
0.12
Cx
零升阻力系数
0.04
0.03
Cx0
0.02
0.01
0.00 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0
M
升致阻力因子
0.4
0.3
A
0.2
0.1
0.0 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 1.8 2.0
M
升阻比K
升阻比：
K
Cy Cx
Cy
最大升阻比Kmax对应的 Cy称为有利升力系数Cyyl
Cyyl
Cx
最大升阻比Kmax
1 Cx Cx 0 ACy K Cy Cy d Cx Cx 0 ( ) 2 A0 dCy C y Cy
飞机的最大最小飞行速度飞机的升限上升率加减速时间给定高度的航程?通常比较飞机的极限飞行能力计算分析本课程的主要内容?飞机性能计算的原始数据气动推力重力?飞机的基本飞行性能定常直线飞行的高度速度上升率等?飞机的续航性能最大飞行时间和距离?飞机的机动飞行性能转弯筋斗等?飞机的起飞和着陆性能起飞着陆距离时间?飞机的任务性能飞行剖面第一章飞机飞行性能计算所需的原始数据飞行过程中的受力分析及角度定义一p发动机推力y升力q阻力g重力jfd发动机安装角a迎角q航迹倾角j俯仰角v飞行速度水平线qaygqpvjfdj发动机发动机安装角3?2?机身轴线发动机轴线发动机尾喷口轴线相对于发动机轴有5夹角定直平飞的受力分析水平线aygqpvx定常直线水平飞行受力分析及角度定义二p发动机推力z侧力q阻力b侧滑角y偏航角ys航向角v飞行速度v北b?qzp?s受力分析及角度定义三ygz?y升力z侧力g重力?滚转角重力g?重力大小
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§3.2.2
飞机某一部件在局部马赫数超过1.0时，就会有波阻的存在，这个飞行状态的马赫数称之为临界马赫数，计算飞机的波阻时，必须首先确定临界马赫数。
§3.2.2.1 临界马赫数的确定
机翼临界马赫数主要取决于机翼剖面形状、展弦比、后掠角等因素：
其中
临界马赫数
翼型剖面的临界马赫数，通过图10，由机翼升力系数 、相对厚度 和翼型最大厚度线的弦向位置 所决定。
其中
翼型效率，可取0.95
§3.1.2
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：
其中
机身的升力线斜率
头部产生的升力线斜率
尾部收缩比
图3 机翼升力线斜率计算图
底部面积，若尾部形状为锥形，则底部面积为零
机身面积，即尾部的最大面积
修正系数，取决于雷诺数、马赫数、尾部形状、尾翼布局等参数
可取0.15～0.20。例如可取0.17或0.18
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。
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：
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。
8.34
减速板面积
21.04米2
尾段收缩比
0
表4 J-79-GE-8最大状态可用推力表（单台）
0.2
0.4
0.6
0.8
1.0
1.2
1.4
0km
3700
3590
3600
3680
3820
3980
5km
2310
2310
2410
2560
2700
2910
3160
8km
1640
1760
1900
2100
2300
2520
可按照下式查图4曲线得出：
其中
头部长细比
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：
其中
机身最大截面的宽度
§3.1.3
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。
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。
其中
摩擦阻力系数
压差阻力系数
§3.2.1.1 全机摩擦阻力估算
其中
、 、 、 分别为机翼、机身、平尾、垂尾（立尾）的厚度修正系数
机身浸润面积
垂尾（立尾）面积
、 、 、 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。
0
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）
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
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。
§3.1
作用在飞机上的升力可以表示为：
其中升力系数机来自参考面积动压对于没有增升装置的对称翼型，升力系数可以表示为：
升力线斜率
迎角
对于非对称翼型，升力系数可以表示为：
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 和 。
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 的工程估算方法。由于机翼是飞机产生升力的主要部件，则 主要取决于机翼的特性（剖面、形状等），对 产生影响的还有平尾和机身。通常估算 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。
7550
8200
8km
2900
3300
3750
4450
5250
6100
6800
7200
10km
3000
3600
4250
5050
5950
6550
7000
11km
2650
3200
3800
4550
5500
6250
6750
6900
6950
注：11km以上的推力数据可按公式 进行计算。
§3 飞机气动特性估算
6228
6126
机翼下副油箱
21148
21141
机身下副油箱
1857
1851
全机最大总油量
10379
10259
表3 飞机的几何数据
全机参数
机长
17.75米
翼展
11.7米
机高
4.95米
机翼参数
全翼面积
49.24米2
外露翼面积
35.21米2
翼展
11.7米
前缘后掠角
52
1/4弦线处后掠角
45
上反角（外翼部分）
通常计算翼身组合体的升力如下：
其中
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
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：
其中
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
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
1.0
对于三角形机翼后气流下洗角 的计算可以通过图5由 和 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（ ）产生的下洗角可以对三角形机翼的下洗进行修正：
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
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 可取为0.5）
-+
以下是F-4B飞机的部分原始数据：
表1 飞机的重量数据
方案
载荷情况
重量（公斤）
空重
12670
全机
19040
正常载荷
4枚麻雀III
19740
超载
4枚麻雀III＋2枚响尾蛇
19890
表2 飞机的载油数据
油箱
最大储油量（公斤）
可用燃油量（公斤）
机身油箱
4260
4183
机翼油箱
1968
1943
飞机基本油量
12
上反角（内翼部分）
0
安装角
0
展弦比
2.79
梯形比（根削比）
5.48
平均相对厚度
5.1
平均气动弦长
5.02米
副翼面积
21.32米2
副翼偏度
向上0
向下30
最大厚度线处后掠角
4129’
水平尾翼
全面积
8.31米2
外露面积
6.60米2
翼展
5.00米
前缘后掠角
42.5
下反角
23
最大厚度线处后掠角
3355’
安装角
§3.1.1
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：
其中
展弦比
1/2弦线的后掠角
机翼相对厚度
尖削比，
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。