2009-14-气动特性分析

发动机选择 发动机选择 机翼外形初步设计 机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 总体布置 总体布置 形成初步方案 形成初步方案 重量特性 重量特性 动力特性 动力特性 操稳特性 操稳特性 噪声特性 噪声特性 气动特性 气动特性 性能评估 性能评估 经济性分析 经济性分析 排放量 排放量
• 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。
3/ 2
−
( t / c )m
cos Λ Qchd
⎤ ⎥ ⎥ ⎦
MREF为翼形设计的技术水平因子，通常取值在0.85~0.935之间。
• 跨声速压缩性阻力的计算公式：
ΔCDcomp ⎡ ⎛ M − M DD = ΔCDD ⎢1 + ⎜ ⎣ ⎝ ΔM ⎞⎤ ⎟⎥ ⎠⎦
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：
阻 力
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
K clean ⎛ dCD ⎞ 1.05 =⎜ 2 ⎟ = + 0.007 ⎝ dCL ⎠clean π AR
CDi = KCL 2
• 襟翼打开时的升致阻力因子
⎛ dC K =⎜ D 2 ⎝ dCL ⎞ 1.05 + 0.271 − 0.000487 β flap + 0.007 ⎟= π AR ⎠
• 对于机身、短舱和外挂：
– Swet = K·( A俯 + A侧)/2
其中：K = π （对于椭圆截面）； K = 4 （对于方形截面） A俯 －俯视图面积 A侧－俯视图面积
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。
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
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。
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； • 富勒式襟翼及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。
• 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。
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。
气动特性分析
南京航空航天大学 余雄庆
概念设计流程
设计
全机布局设计 全机布局设计 No 机身外形初步设计 机身外形初步设计 确定主要参数 确定主要参数 起起 落落 架架 分分 系系 统统 满足要求？ 满足要求？ 方案最优？ 方条
Yes
初初 步步 方方 案案
方案分析与评估 方案分析与评估
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。 • 配平阻力一般占总阻力的1％或更少。
压缩性阻力
• 飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫 数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声 速压缩性阻力，使阻力增大。
在飞机设计中的应用
概念设计
无粘线性位流理论
总体初步设计和气动分析， 机翼弯扭设计 中等强度激波的 跨音速流 阻力计算，附面层修正，修 正无粘计算结果 包括脱体涡的亚、跨、超声 速流场分析 包括分离流的复杂流场
无粘非线性位流理论
粘流理论 无粘有旋流理论 粘性有旋流理论
内 容
气动特性
• 升力
– 升力线斜率 – 设计升力系数 – 最大升力系数 – 抖振升力系数
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）：
β ΔCl = ΔCl max β max
• 不同襟翼偏转角下的升力系数增量可以表为（三维）：
ΔCL − flap =
β ΔCl max ( S flapped / S w ) cos Λ HL β max
压缩性阻力
• 影响压缩性阻力的因素
– 飞行时的升力系数 – 马赫数 – 机翼设计的技术水平。设计水平高的机翼，会延缓机翼气流出 现超声速的过程，提高阻力发散马赫数MDD。
压缩性阻力
• 阻力发散马赫数MDD计算公式：
M DD 1 = cos Λ Qchd ⎡ ⎛ CL ⎢ M REF − 1 ⎜ ⎜ 10 ⎝ cos 2 Λ Qchd ⎢ ⎣ ⎞ ⎟ ⎟ ⎠
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 Fc Qc 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 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
⎛ xT ⎞ c f = ⎜1 − χ mf ⎟ c f −turb lb ⎠ ⎝
摩擦阻力
根据部件叠加的方法，飞机的摩擦阻力系数表示为：
i cif S wet ∑ i =1 I
CD 0 − f =
SW
压差阻力
• 定义
– 由流经飞机的气流分离所引起的阻力。
• 方法
– 采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。 – 机身的压差阻力因子为：
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：
飞行状态（构形）
巡航
– 干净构形
• • •
起飞
– 襟翼打开至起飞位置
•
阻力
– 摩擦阻力 – 升致阻力 – 形阻 – 压缩性阻力（跨声速） – 超声速波阻
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：
CLα = ξ CLα _ W
增升装置对升力的影响
• 后缘襟翼产生的升力增量
ΔCL max = ΔCl max ( S flapped / S w ) cos Λ 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。
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
部件的湿润面积的计算
• 对于机翼和尾翼：
– 如果 (t/c) < 0.05; Swet = 2.0003·S外露 – 如果 (t/c) > 0.05; Swet = S外露·[1.977 + 0.52(t/c)]
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 + 0.064Φ regs ) CLα
Φregs为适航修正参数，按适航
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和A310），Φregs取值0。 按Vs取证的机型（大部分采用电传操纵的飞机），Φregs取值1。
Ffuse = 1 + 2.2κ 1.5 − 0.9κ 3.0
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）:
增升装置对升力的影响
常见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 最大重量起飞 着陆状态 单缝襟翼 7° 15° 35° 双缝/富勒式襟翼 10° 20° 45°
阻力
升致阻力 摩擦阻力 压差阻力 零升阻力 干扰阻力 次项阻力 配平阻力 跨声速压缩性阻力和超声速波阻 以下气动估算公式主要适用于运输机