飞行器空气动力学课程设计网络版
飞行器设计与空气动力学
飞行器设计与空气动力学一、引言飞行器设计与空气动力学是航空航天工程中的重要领域，它涉及到飞行器的构造、性能和飞行原理等方面。
本文将探讨飞行器设计与空气动力学的关系以及相关的基本原理。
二、飞行器的设计要素飞行器的设计涉及到多个要素，包括外形设计、材料选择、动力系统和控制系统等。
其中空气动力学对外形设计和性能影响最为显著。
1. 外形设计外形设计是飞行器设计的基础，它直接影响飞行器的空气动力性能。
在外形设计中，需要考虑飞行器的气动特性，如阻力、升力和稳定性等。
根据不同的任务需求和飞行环境，可以采用不同的外形设计方案，如翼型、机身形状和尾翼设计等。
2. 材料选择材料选择在飞行器设计中起着至关重要的作用。
轻质材料如复合材料和铝合金可以减轻飞行器的重量，提高其性能。
同时，材料的强度和刚度也会直接影响飞行器的结构稳定性和抗风载能力，因此需要在设计中充分考虑这些因素。
3. 动力系统动力系统是飞行器的核心组成部分，它提供了飞行器的驱动力。
在设计动力系统时，需要考虑飞行器的飞行速度、载荷和续航能力等因素。
空气动力学原理可以帮助优化动力系统的结构，提高其效率和可靠性。
4. 控制系统控制系统对飞行器的操控和稳定性起到重要作用。
在设计控制系统时，需要考虑飞行器的稳定性、机动性和可操纵性。
通过空气动力学原理的研究，可以优化控制系统的设计，提高飞行器的操控性能。
三、空气动力学基本原理空气动力学是研究物体在空气中运动的力学学科。
它基于流体力学和热力学等原理，通过数学模型和实验方法研究飞行器的气动特性。
1. 阻力与升力阻力和升力是飞行器空气动力学中的关键概念。
阻力是飞行器在空气中运动时所受到的阻碍力，它影响着飞行器的速度和耗能。
升力是飞行器受到的一个垂直向上的力，它支撑着飞行器在空中飞行。
2. 稳定性与控制性稳定性和控制性是飞行器设计中需要考虑的重要因素。
稳定性指的是飞行器在空气动力学力的作用下能够保持平衡的能力。
控制性指的是飞行器在操纵系统的控制下能够实现所需的飞行动作。
北京航空航天大学飞行器空气动力学经典课件——绪论
第0章 绪 论
0.1 先驱飞行器的贡献 0.2 战斗机和攻击机的发展 0.3 轰炸机的发展 0.4 运输机的发展 0.5 直升机的发展 0.6 特种飞行器的发展 0.7 空气动力学的分类与研究方法
0.1 先驱飞行器的贡献
最初人类向往飞行是从模仿鸟类飞行开始的。但是由于 鸟类飞行机理的复杂性，至今未能对扑翼机模仿成功。
要提高飞机的速度，需提高动力（发动机）、 减少阻力（飞机气动布局），解决拉力和阻力的矛 盾，除增大发动机的马力外，还需改善飞机的气动 布局以减少阻力。由于双翼机阻力大（立柱），对 提高速度不利。于是从上世纪二十年代后期，双翼 机逐渐被单翼机取代。
活塞发动机：双翼机最大飞行速度接近300km/h ；单翼机飞行速度范围300－750km/h（最大记录 755.1km/h）。
主要讲授翼型、机翼在低、亚声速、跨声速和 超声速绕流时的空气动力特性的分析和计算方 法以及所需的基本理论。
介绍飞行器空气动力学中的最主要的理论，阐述 飞行器中各主要气动部件相关参数对飞行器气 动特性的影响，并对目前广泛使用的一些空气 动力数值解法作简单的介绍。
基本要求
1、必须按时听课，上课认真听讲 2、坚持考勤制度，有事必须请假 3、按时独立完成作业 4、必须按时参加实验课、完成实验报告
重于空气的航空器
旋翼航空器 直升机 旋翼机
扑翼机
航天器
人造地球卫星（运载火箭发射） 无人航天器 空间探测器
载人飞船 载人航天器 航天站
航天飞机
0.2 战斗机和攻击机的发展
战斗机和攻击机是最重要的军用飞机之一。其主要 任务是歼灭空中和地面的敌机，夺取制空权，也称为歼 击机。其特点是，飞行速度快，机动性好。
0.1 先驱飞行器的贡献
空气动力学基础第二版课程设计
空气动力学基础第二版课程设计介绍该课程设计是基于《空气动力学基础》第二版的学习内容设计的，目的是让学生深入了解空气动力学基础的知识，并能够应用所学知识解决实际问题。
课程目标通过学习本课程，学生应该具备以下能力：1.掌握基本的空气动力学原理和理论知识；2.熟练运用空气动力学的数学模型进行计算；3.能够应用所学知识解决实际的工程问题；4.具备独立思考和解决问题的能力。
课程内容本课程设计主要包含以下几个部分：第一部分：空气动力学基础本部分主要介绍空气动力学的基本原理，包括流体静力学和流体动力学的基本概念，探讨空气动力学方程以及流动的基本特性。
第二部分：空气动力学数学模型本部分主要介绍空气动力学的数学模型，包括欧拉方程、纳维-斯托克斯方程和边界层方程等，同时介绍经典的空气动力学问题的数学模型，如理想气体状态方程等。
第三部分：空气动力学实际应用本部分主要介绍空气动力学在实际工程中的应用，包括空气动力学设计、飞行器设计、风电场等。
课程设计任务本课程设计的任务如下：任务一：流体静力学和流体动力学的基本概念1.研究流体静力学和流体动力学的基本概念；2.掌握流体静力学和流体动力学的数学模型和理论；3.熟悉流体静力学和流体动力学的应用。
任务二：欧拉方程、纳维-斯托克斯方程和边界层方程1.研究欧拉方程、纳维-斯托克斯方程和边界层方程等数学模型；2.掌握欧拉方程、纳维-斯托克斯方程和边界层方程等的理论和应用；3.熟悉欧拉方程、纳维-斯托克斯方程和边界层方程等的应用案例。
任务三：空气动力学的实际应用1.研究空气动力学在实际工程中的应用；2.掌握空气动力学在飞行器设计、风电场等方面的应用；3.熟悉空气动力学在流体机械和环境保护等领域的应用案例。
评分标准学生作业的评分标准如下：1.任务一、任务二、任务三的完成情况每项占1/3分数；2.对于每个任务的完成情况，将分别考虑其实现的难度和实现的效果；3.作业提交时，应包含文本说明，代码实现，结果分析和评估等。
空气动力学和飞行器设计
空气动力学和飞行器设计飞行器是人类追求飞行梦想的产物，是科学技术和海洋文化交融的结晶。
随着科技的不断发展，飞行器设计越来越复杂，空气动力学理论也更加深入。
本文将从空气动力学入手，探讨现代飞行器设计的几个方面。
一、空气动力学空气动力学是研究空气流动的科学，对于飞行器设计来说，空气动力学理论的基本研究是科学家们探索现代飞行器的关键。
空气动力学研究内容包括流体力学基本理论、空气动力学基础理论、风洞实验以及模拟计算等。
这些理论奠定了飞行器设计的基础，是飞行器设计必不可少的科学基础。
在空气动力学的研究中，流体力学基本理论是最基础的，包括速度、压力、密度、粘度、黏滞力等概念。
在这些基础理论的基础上，空气动力学就可以研究空气流动的各种特性，如湍流、分离流、气动力等等。
空气动力学理论的发展一直是比较缓慢的，但是近年来随着计算机技术的快速发展，空气动力学理论计算也得到了全面的发展。
现在的空气动力学理论计算包括计算机数值模拟、机械模拟、数字计算等多种方法，可以更加准确地分析气动力、气动性能和飞行控制等方面的问题。
二、飞行器设计飞行器设计是以空气动力学理论为基础的，只有在空气动力学理论的指导下，飞行器的设计才能更加准确地进行。
现代飞行器设计的重点是提高机动性能和寿命，并且要满足低噪音、免维护、低排放等要求。
在现代飞行器设计中，多采用复合材料、先进材料、柔性材料等材料制造机身和机翼等部件，提高飞行器的强度和韧性。
同时，采用cfd计算（计算流体力学）对飞行器进行模拟，从下重到飞行过程，了解飞行器的气动性能，进而改善机身设计和空气动力学造型。
三、航空发动机设计航空发动机对于飞行器来说是其核心部件，保证其高效率、稳定性和安全性，也是飞行器设计的最重要方面之一。
现代航空发动机的设计包括空气动力学设计、结构设计、热力学设计、涡轮设计等，需要整合多方面的先进技术和理论。
同时，航空发动机的研制一方面要追求高效率和节能减排，另一方面要追求寿命长、可靠性高。
飞行器空气动力学分析与设计
飞行器空气动力学分析与设计在现代科技飞速发展的时代，飞机已经成为了人类的日常生活中不可或缺的一部分。
飞机的设计、制造、试飞以及飞行都需要涉及到空气动力学的知识。
本文将探讨飞机空气动力学的基本原理、分析方法以及设计策略等方面的知识。
一、空气动力学基本原理空气动力学是研究空气与物体相互作用的科学。
在飞机空气动力学中，主要涉及的是静止空气与飞机、飞机与动态空气之间的相互作用。
1.空气动力学中的流体力学基本原理稳定流体中的运动可以通过三个方程来描述：质量守恒、动量守恒和能量守恒。
这些方程可以用来描述流体中的所有流动。
在空气动力学中，主要关注的是气体流动，气体流动的基本特点是压缩性和可压性。
压缩性是指在气体流动过程中气体密度发生变化，可压性是指气体流动的速度高达音速以上，产生冲击波，导致气体密度和温度的突然变化。
2.飞行器受力分析当飞机在静止空气中飞行时，外部气体对飞机的作用力分为三种：升力、阻力、重力。
升力与飞机的机翼形状、机翼的攻角、机翼尺寸、机翼表面的粗糙度等因素有关。
阻力与飞机的形状、速度、密度、粘性、速度分布等因素有关。
重力则是与飞机的质量和引力有关。
飞机的稳定性可以通过重心与气动中心的相对位置来评估。
当飞机的重心位于气动中心之前时，飞机具有稳定性；当飞机的重心位于气动中心之后时，飞机具有不稳定性。
二、飞行器空气动力学分析方法1.实验方法实验方法是飞机气动性能测试的重要手段。
通过做实验可以得到飞机的气动力学参数，如阻力系数、升力系数、气动干扰系数等。
同时，实验还可以验证理论计算的准确性。
2.数值模拟方法数值模拟方法是一种适用于计算机模拟的方法。
通过计算机程序模拟出飞机在静止空气和动态空气中的流动情况，可以得到飞机的气动力学性能参数。
数值模拟方法已经成为现代飞机设计和验证的主要手段之一。
三、飞行器空气动力学设计策略1.设计最优机翼机翼是飞机气动性能的关键部件。
设计时应该考虑机翼的形状、攻角以及空气动力学参数等因素。
空气动力学与飞行器的设计
空气动力学与飞行器的设计空气动力学是研究飞行器在空气中运动的力学学科，它主要研究飞行器的飞行状态、飞行稳定性、控制性能和空气动力性能等问题。
而飞行器的设计则是将以上研究成果转化为实际飞行器的设计、生产和测试。
在本文中，我们将主要探讨空气动力学与飞行器设计的相关知识和技术。
一、空气动力学基础空气动力学是一门跨学科的学科，包括流体力学、热力学、数学和控制工程等学科。
在飞行器设计中，空气动力学研究主要围绕飞行器气动力分布、阻力、升力、失速、气动力特性等问题展开。
1.1 气动力系数气动力系数是描述飞行器在空气中受到的气动力大小和方向的参数。
它通常用在飞行器设计中，帮助工程师计算飞行器的气动力性能。
常见的气动力系数有：升力系数、阻力系数、侧向力系数、俯仰力系数、滚转力系数等。
升力系数代表飞行器受到的向上的力的大小；阻力系数代表飞行器所受到的阻力大小；侧向力系数代表飞行器所受到的侧向力大小；俯仰力系数代表飞行器所受到的俯仰力大小；滚转力系数代表飞行器所受到的滚转力大小。
1.2 翼型及其气动性能翼型是飞行器的一个重要部件。
不同的翼型形状会对气流产生不同的影响，如何选择合适的翼型成为了飞行器设计的一项重要工作。
翼型的气动性能主要包括升阻比、抗失速性能、稳定性和可控性等。
升阻比是评价翼型性能的一个重要指标。
它是升力系数与阻力系数的比值，直接反映了翼型在飞行中的升力和阻力大小。
一个高升阻比意味着在同样的推力下，飞行器可以获得更大的升力，从而可以更加经济地飞行。
抗失速性能是指翼型的稳定性能。
在飞行中，若气流过于湍流或速度过低，会引起翼型失速，翼面的气动特性发生剧烈变化，使飞行器产生不稳定的运动。
因此，强抗失速性能的翼型对飞行器的设计极为重要。
稳定性和可控性是飞行器设计中需要考虑的两个重要问题。
稳定性是指在保证飞行安全的前提下，飞行器的各项运动基本保持平稳，不受外界干扰的影响。
可控性是指飞行器在运动中可以被实时控制、调整方向、飞行高度等。
探索飞行的奥秘空气与飞行的课程设计
探索飞行的奥秘空气与飞行的课程设计在人类历史的进程中，飞行被视为一项壮举，体现了人类的勇气和无限的想象力。
飞行的奥秘源于空气力学的原理，通过对空气的认识和利用，人类才能够实现飞行的梦想。
本文将探索飞行的奥秘，并提供一份课程设计，旨在帮助学生更好地理解空气与飞行的原理。
第一部分：空气的重要性空气作为地球大气层的组成部分，对于飞行至关重要。
我们在这一部分将从以下几个方面来探索空气的重要性。
一、空气的组成空气主要由氧气、氮气和少量的其他气体组成。
氧气对于人的呼吸至关重要，而氮气则起到稀释和稳定作用。
空气的组成决定了飞行中的氧气供应和航行状态的稳定性。
二、空气的密度和压力空气的密度和压力随海拔高度的增加而减小。
飞行中需要根据不同高度的空气密度和压力来调整飞行器的性能，以保持平衡和稳定。
第二部分：飞行器的设计原理想要实现飞行，首先需要了解和利用空气力学原理。
这一部分将详细讨论飞行器的设计原理。
一、升力的产生升力是使飞行器能够在空中飞行的重要力量。
通过翅膀的形状和扬力的产生，飞行器能够克服重力并在空中保持平衡。
在课堂中，可以通过模型制作和实验演示来让学生更好地理解升力的产生过程。
二、阻力和推力阻力和推力是影响飞行器飞行速度和效果的关键因素。
阻力产生于空气对飞行器运动的阻碍，推力则是飞行器通过发动机产生的动力。
学生可以通过设计模拟推力和阻力的实验来深入了解这两个概念之间的关系。
三、稳定性与操纵性飞行器的稳定性和操纵性是设计过程中需要考虑的重要因素。
稳定性指飞行器在飞行中保持平衡和姿态的能力，操纵性则是飞行器对飞行员指令的响应和执行能力。
学生可以通过设计飞行器模型来探索稳定性和操纵性之间的关系，并提出改进和优化的建议。
第三部分：飞行的课程设计为了帮助学生更好地理解空气与飞行的原理，我们提供一份飞行的课程设计，以激发学生的学习兴趣和动手实践能力。
一、导入环节通过展示一些飞行器的原理和实例，引导学生对飞行的兴趣和好奇心。
飞行器的空气动力学设计与优化
飞行器的空气动力学设计与优化随着航空工业的不断发展，飞行器的造型和性能也在不断地创新和优化。
其中，空气动力学是影响飞行器性能的重要因素之一。
空气动力学设计的好坏，直接影响着飞机的飞行稳定性和效率。
因此，飞行器的空气动力学设计与优化成为了当今航空工业中的重要研究方向之一。
一、空气动力学原理空气动力学是关于空气对物体运动的影响的科学，它是飞行器设计的重要基础。
空气动力学原理主要包括气流和空气阻力、升力和重力、环流和卡门涡等。
气流是指空气在运动时所形成的气流。
在飞行器的设计中，气流对机翼、机身等的外形设计有着重要的影响。
气流流线的流畅和趋势，以及流场的分布，直接可以影响到机翼的升力、阻力等性能指标。
空气阻力是指空气对物体运动的阻碍力。
在大气中飞行时，飞行器所受到的空气阻力非常大，它会直接影响到飞机的速度和燃料消耗等性能指标。
因此，在飞行器设计中，要对空气阻力进行精确计算和优化设计。
升力和重力是飞行器在空气中飞行时，机翼所受到的上升力和飞机的重量之间的关系。
在飞行器的设计中，要合理地利用机翼的升力产生，以提高飞机的升力，降低飞行器的重量。
这可以通过机翼的形状、角度、曲率等因素来实现。
环流和卡门涡是指空气动力学中所形成的环流和涡旋。
在飞行器的设计中，环流和卡门涡的产生直接影响到机翼和尾翼的空气动力性能，因此需要进行优化设计。
二、飞行器空气动力学设计与优化的主要方法1.模拟分析法模拟分析法是一种常用的飞行器空气动力学设计和优化方法。
通过数值计算方法，建立数学模型，对空气动力学性能进行分析和预测，从而优化飞行器的设计方案。
模拟分析法可以预测飞行器的各项性能指标，如空气动力、静力、动力等，因此被广泛应用于飞行器的设计和研发中。
2.实验研究法实验研究法是飞行器空气动力学研究的另一种重要方法。
通过风洞试验等实验手段，对飞行器的空气动力学特性进行测试和测量，从而得到精确的空气动力学数据，帮助设计人员进行优化设计。
实验研究法具有直观、可靠性高等优点，但是成本较高，周期也较长，因此一般用于飞行器的重要部件和关键技术的研究。
《空气动力学与飞行原理》空气动力学 ppt课件
f
g对称翼型，常用于尾翼 h i超音速菱形翼型
j超音速双弧形翼型
ppt课件
17
2.机翼平面形状和参数
机翼平面形状
机翼平面形状是飞机处于 水平状态时，机翼在水平 面上的投影形状
（a）矩形；（b）梯形； （c）椭圆形；
（d）后掠翼； （e）（f）和（g）为三角
形和双三角形。
ppt课件
加大安装角叫“内洗” (Wash in) ，通过调整外撑轩的长 度减小安装角叫“ 外洗” (Wash out) 上反角ψ、下反角-ψ 机翼底面与垂直机体立轴平面之间的夹角
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21
纵向上反角 机翼安装角与水平尾翼安装角缘下偏。
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22
称为流管。流线间隔缩小，表明流管收缩；反之，表明流管 扩张。
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7
体积流量
Q Av
质量流量
qm Av
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8
2.2 流体流动的基本规律
2.2.1 连续方程
连续方程是质量守恒定律在流体定常流动中的应用。 连续方程：
1 A1v1 2 A2v2 3 A3v3 ...
当气流流过机翼表面时，由于气流的方向和机翼所采用的翼 型，在机翼表面形成的流管就像图2 - 5 中所示的那样变细或 变粗，流体中的压力能和功能之间发生转变，在机翼表面形 成不同的压力分布，从而产生升力。
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2.3 机体几何外形和参数
2. 3.1 机翼的几何外形和参数
机翼翼型 机翼平面形状 机翼相对机身的安装位置
定常流
如果流体微团流过时的流动参数——速度、压力、温度、密 度等不随时间变化，这种流动就称为定常流，这种流场被称 为定常流场。
空气动力学与飞行原理课件：机翼空气动力学
2mg v
S CL
它表明在相同翼型下，翼载荷越大，则定直平飞速度越快。从另一个方面来看
vmin
2mg
S CL max
即，最小平飞速度为机翼接近失速迎角飞行。在翼型失速迎角一定的情况下，翼载荷越 大，最小平飞速度也越大。
5
壹 翼面负载
下面是典型的无人机的翼面负载。
无人机机型 全球鹰 长空-1 捕食者 徘徊者
贰 目录
一、
翼面负载
二、
展弦比
三、
后掠角
四、
根梢比
7
贰 展弦比 展弦比λ定义为翼展L除以平均翼弦b(λ=L/b)。 展弦比对机翼升力的影响为：当机翼产生升力时，下表面压强向上，上表面压强向下，且下表面压强值 大于上表面。则在翼尖处，下表面的高压气流流向上表面，减小了翼尖附近的升力。同时，如上节所述，有 限展长机翼也是诱导阻力产生的重要来源。 因此，展弦比越大，则翼尖效应对机翼升力的影响越小。理想情况是和翼型升阻特性一样。对于低速和 亚声速无人机，机翼展弦比越大，则升力线斜率和升阻比都较大。 展弦比的另外一个特性是翼尖涡减小了翼尖处的有效迎角，增大了翼尖处的失速迎角。因此，在机翼展 向各翼型扭转角相同的情况下，翼根比翼尖较易失速，这也是要设计机翼扭转的作用。一般翼尖剖面翼型与 翼根剖面翼型的扭转角在±3度左右。另外，相同情况下，展弦比越大则机翼滚转方向转动惯量越大，滚转机 动性越差。
这对无人机结构设计产生一定影响。即后掠 翼无人机翼梢处气动力增大，需要适当加强梢部 结构强度。
后掠机翼升力分布
15
肆 目录
第一章
翼面负载
第二章
展弦比
第三章
后掠角
第四章
根梢比
16
肆 根梢比
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飞行器空气动力学课程设计 0107109班 - 1 - 空气动力学课程设计
A型机纵向气动特性的估算与分析
南京航空航天大学 航空宇航学院 飞行器空气动力学课程设计 0107109班
- 2 - 任务书 题目：A型机纵向气动特性的估算与分析 给定飞机（详见附图），无动力装置，全动水平尾翼。
飞机高度：米
飞行数：0.3，0.6，0.8，0.94，1.0，1.10，1.40。 飞行迎角：，，，。 舵面不偏转： 试估算全机的升力特性，阻力特性和纵向力矩特性。
1.单独外露机翼升力系数，升力线斜率随数变化曲线（以迎角为参数）； 2.单独全机翼升力线斜率随数变化曲线；
3.全机升力线斜率随数变化曲线； 4.全机零升阻力系数随数变化曲线； 5.全机诱导阻力系数随数变化曲线； 6.全机阻力系数随数变化曲线； 7.全机极曲线； 8.全机焦点随数变化曲线；
9.全机对重心的纵向力矩系数随数的变化曲线； 机身（截尾）外形曲线 飞行器空气动力学课程设计 0107109班
- 3 - 式中, 。
原始几何数据： 一.飞机重心 距机头顶点7.96（位于机身轴线上），长度以米为单位（面积为米2）。 二.外形尺寸 剖面 机翼双弧形 平尾圆弧形 立尾NACA0006 0.06 0.06 0.06
厚度位置 0.5 0.5 0.3 展弦比（全翼） 3.09 3.99 稍根比 0.39 0.33 全翼面积 38.81 7.74
全翼平均气动 3.77 1.51 飞行器空气动力学课程设计 0107109班
- 4 - 飞行器空气动力学课程设计 0107109班
- 5 - 第一部分 全机升力特性 一.单独外露机翼升力系数 及升力线斜率 随数变化曲线 由图a可得外露机翼相应几何参数为： 机翼与机身连接部分的机身平均半径
外露机翼根弦长，稍弦长 ，跟梢比； 外露机翼面积； 外露机翼展弦比； 其中相似参数：，； 查阅讲义图1.1a，得到下表
0.3 0.6 0.8 0.94 1 1.1 1.4 2.876 2.412 1.809 1.028 0 1.381 2.954 0.02 0.021 0.023 0.026 0.027 0.024 0.018 0.057 0.062 0.068 0.078 0.079 0.07 0.054 表1 升力线斜率随M数变化曲线如图1所示。 飞行器空气动力学课程设计 0107109班 - 6 - 因为 ，得到下表
0.3 0.6 0.8 0.94 1 1.1 1.4 0 0 0 0 0 0 0
0.1149 0.1237 0.137 0.1551 0.1585 0.1402 0.1085 0.1723 0.1855 0.2055 0.2327 0.2378 0.2103 0.1628 0.2872 0.3092 0.3424 0.3878 0.3963 0.3505 0.2713 表2
单独外露机翼升力系数随𝑴数变化曲线如图2所示。 飞行器空气动力学课程设计 0107109班
- 7 - 二. 单独全机翼升力线斜率随数变化曲线 全机翼相关几何参数为： 展弦比：；
弦处后掠角：，； 根稍比：； 相对厚度：,。 由图1-1经相应的插值计算，具体数据如下表所示 ：
0.3 0.6 0.8 0.94 1 1.1 1.4 2.948 2.472 1.854 1.054 0 1.416 3.028 0.019 0.021 0.023 0.026 0.026 0.023 0.018 0.06 0.065 0.072 0.081 0.082 0.072 0.056 表3
单独全机翼升力线斜率 随M数变化曲线如图3所示。 飞行器空气动力学课程设计 0107109班
- 8 - 三.全机升力线斜率随数变化曲线 根据全机升力线斜率 ，需要分别计算翼身升力线斜率、单独机身升力线斜率和尾翼升力线斜率。 1翼身升力线斜率 由公式 ，式中,
和
解得相关几何参数如下： 。
由此，，将代入，即可求得随的变化关系，见表4。 0.3 0.6 0.8 0.94 1 1.1 1.4 0.0574 0.0618 0.0685 0.0776 0.0793 0.0701 0.0543 0.0684 0.0736 0.0815 0.0923 0.0943 0.0834 0.0646 表4
2单独机身升力线斜率 飞行器空气动力学课程设计 0107109班 - 9 - 由细长旋成体理论得：
由于,查阅讲义图2-1得，机身临界马赫数。 2.1 当时零升阻力包含有摩阻，型阻和底阻三部分。对于流线型机身，型阻很小，一般把它包括在摩阻一项中而不单独进行计算，因此机身亚音速零升阻力系数可以写成：
1）机身的摩阻系数 摩阻系数包括粘性引起的压差阻力，它与机身表面附面层状态，雷诺数，马赫数，机身细长比，以及表面粗糙度等因素有关。亚音速时可以忽略数的影响。 头部封闭的机身的浸渍面积：
其中：，，； 由于机身不是圆柱段，故：，； 因此：，。 在飞行高度上雷诺数与马赫数的关系：，，，，，， 由萨特兰公式可求得当地空气的粘性系数： 飞行器空气动力学课程设计 0107109班 - 10 - 因此： 查阅讲义图2-2即可得到，见表5。 2）机身的底阻系数 机身的底部阻力是由于在机身底部出现低压所引起的，其物理本质与射流引射相类似。在此情况下外部气流起着射流的作用，对底部附近的空气产生引射。当底部空气被引射向后流动时，周围空气来不及向底部补充因而在底部后面就形成低压，产生底部阻力。底部阻力取决于许多因素：如附面层状况，机身尾部收缩形状等。实际计算中可采用下列经验公式：
计算结果见表5。 表5
2.2 0.3 0.6 0.8 0.94
39.84 79.68 106.24 124.83
0.00246 0.00215 0.002 0.00192 0.0775 0.0681 0.0633 0.0612 0.0423 0.0434 0.0444 0.0455 0.12 0.111 0.108 0.106 飞行器空气动力学课程设计 0107109班
- 11 - 此时在机身上已产生激波，且波阻在零升阻力中所占部分随马赫数再大而增大，故：
1）机身的摩擦阻力系数 通常以最大截面积作为参考的机身摩阻系数按下式进行估算：
按光滑平板的情况来查取，查阅讲义图2-5，计算结果见表6 2）机身的底部阻力系数 当尾段的收缩比为时，旋成体的相对于最大截面积的底阻系数可以按如下公式估算：
其中相关几何参数及组合参数如下： 尾翼的相对厚度：；
尾段的收缩比：；
同时考虑尾段母线斜率和尾段收缩比的参数。 由以上参数查阅讲义图2-9及图2-10，可得与的关系计算结果见表6。 3）机身波阻的计算 机身波阻由头部零件波阻，尾部零升波阻，及机身头部对尾部的干扰波阻构成，即：
①头部零件零升波阻 当时气流流过旋成体时，在物体头部产生激波，从而使机身表面形成升高的压力，
于是产生头部零升波阻。 飞行器空气动力学课程设计 0107109班 - 12 - 机身头部细长比，，查阅讲义图2-12可得与的关系，计算结果见表6。 ②尾部零升波阻计算 尾部相关几何参数：
收缩比：；
长细比：3.60； 查阅讲义图2-15（b），按抛物线母线的旋成体尾部选取数据，可得与的关系，见表6。 ③机身头部对尾部的干扰波阻 由于该部分在机翼总波阻中所占比例较少，故不予以考虑
1 1.1 1.4
1.332 1.465 1.863
0.0017 0.0017 0.0016 0.0537 0.0516 0.0487 0.226 0.247 0.236 0.72 0.732 0.768 0.0883 0.0981 0.0984 0.015 0.0293 0.0347 0.0148 0.0118 0.0098 飞行器空气动力学课程设计 0107109班
- 13 - 0.0298 0.0411 0.0445
0.1719 0.1908 0.1916 表6 综上所述，得出机身升力线斜率与马赫数的关系：
其中相关参数为： ，，，，
由以上参数查阅讲义图1-2可得，由此即可得随的变化关系，见表7： 0.30 0.60 0.80 0.94 1.00 1.10 1.40 0.1527 0.1281 0.0960 0.0546 0.0000 0.0734 0.1568 0.0350 0.0342 0.0338 0.0335 0.0332 0.0328 0.0321 0.1200 0.1110 0.1080 0.1060 0.1719 0.1908 0.1916 0.0300 0.0294 0.0290 0.0288 0.0273 0.0266 0.0259 表7
3.翼身干扰下尾翼升力线斜率的计算 单独机翼涡系在机翼后方流场中任一点所诱导的下洗速度，可看成为机翼绕流时的下洗场。超音速流场的下洗特性与亚音速情况有很大的不同，与机翼的前后缘由很大的关系。 因为机翼无安装角，且不考虑舵偏的影响，则平尾升力线斜率为。