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。
气动流体特性实验报告
一、实验目的1. 理解并掌握气动流体的基本特性。
2. 通过实验验证伯努利方程、连续性方程等流体力学基本理论。
3. 掌握风洞实验的基本方法，提高实验操作技能。
二、实验原理气动流体特性实验主要研究气体在流动过程中的速度、压力、密度等参数的变化规律。
根据流体力学基本理论，实验主要涉及以下方程：1. 伯努利方程：描述了在不可压缩、无粘性流体流动过程中，压力、速度和高度之间的关系。
\[ p + \frac{1}{2} \rho v^2 + \rho gh = \text{常数} \]其中，\( p \) 为压力，\( \rho \) 为流体密度，\( v \) 为流速，\( g \) 为重力加速度，\( h \) 为高度。
2. 连续性方程：描述了在封闭系统中，流体质量守恒的规律。
\[ \rho_1 v_1 A_1 = \rho_2 v_2 A_2 \]其中，\( \rho_1 \) 和 \( \rho_2 \) 分别为流体在截面 1 和截面 2 的密度，\( v_1 \) 和 \( v_2 \) 分别为流体在截面 1 和截面 2 的流速，\( A_1 \) 和\( A_2 \) 分别为流体在截面 1 和截面 2 的截面积。
三、实验装置与仪器1. 风洞：实验中使用的风洞为封闭式低速风洞，其尺寸为2.5m×2.0m×1.5m，具有稳定的气流环境。
2. 测量仪器：实验中使用的测量仪器包括压力传感器、风速传感器、温度传感器、流量计等。
3. 实验装置：实验装置包括实验模型、支架、连接管道等。
四、实验步骤1. 安装实验模型：将实验模型放置在风洞中，调整其位置，确保实验模型稳定。
2. 调节风洞风速：通过调节风洞入口处的调节阀，使风洞风速达到实验要求。
3. 测量参数：使用测量仪器，分别在实验模型的入口和出口处测量压力、风速、温度等参数。
4. 数据采集：将测量得到的参数记录在实验记录表上。
5. 分析数据：根据实验数据，分析气动流体的特性，验证流体力学基本理论。
飞机翼型设计及其气动特性分析
飞机翼型设计及其气动特性分析飞机翼型是飞机气动外形的重要组成部分，其形状和参数对于飞机的性能、燃油经济性、舒适性和安全性等方面都有着重要的影响。
如何设计出优秀的飞机翼型，使其具有良好的气动特性，是飞机设计的重要课题之一。
翼型的选择在飞机设计的初步阶段，需要根据任务需求和技术条件，选择合适的翼型。
现代飞机翼型大致可分为四类：直翼、后掠翼、前缘后掠翼和双曲线翼。
直翼结构简单，制造成本低，但飞行性能一般；后掠翼具有良好的高速性能，但低速性能差；前缘后掠翼的优点是高速和低速性能均较好，但是制造难度较大；双曲线翼兼顾高速和低速性能，但制造复杂。
较新型的翼型是蝶形翼、斜三角翼、翼身一体等，总体来说，选择合适的翼型是需要考虑多方面因素的综合考虑。
翼型气动特性分析飞机翼型的气动特性包括升阻特性、稳定性和操纵性。
其中升阻特性是最重要的，它决定了飞行速度、起飞和着陆距离以及载荷能力等方面的性能。
升力系数是描述翼型升力的重要参数。
在翼型设计中，需要尽可能地提高翼型的最大升力系数，以提高飞机起飞和着陆性能。
同时，升力系数的变化规律对哪些因素敏感，比如攻角、马赫数、气压高度等因素需要深入研究，以更好的处理飞机的飞行特性。
阻力系数是衡量升阻性能的重要参数。
较小的阻力系数有利于提高飞机的速度和燃油经济性，降低噪声和污染等方面。
一般不同攻角情况下的阻力系数变化，另外还需要研究横滚阻力以及迎风面阻力等方面的性能变化情况。
气动稳定性是飞机翼型设计中的关键性问题，翼型的气动稳定性主要表现在其稳定裕度和稳定性边界上。
稳定裕度的大小反映了翼型受扰动时保持稳定的能力，而稳定性边界则是指翼型失去稳定性的临界状态。
操纵性是指飞机在飞行中对操纵输入的响应能力，包括响应速度、控制精度、横向和纵向操纵性等各方面内部和外部的因素。
在设计翼型时，需要确定操纵面的尺寸和位置等参数，以将操纵性最大化并保持良好的稳定性和控制。
总体来说，翼型设计时需要考虑多种因素的综合影响，从而得到最优的气动特性。
气动特性分析
飞行器总体设计课程设计150座客机气动特性分析计算全机升力线斜率CL:CL:上CLa_W为机翼升力线斜率：CL・_人" 曲21 dh ' 也2牡：._W s grossb)Ogpss该公式适用于dh/b < 0.2的机型Z为校正常数，通常取值为3.2;dh为飞机机身的最大宽度；b为机翼的展长；Snet 为外露机翼的平面面积；Sgross为全部机翼平面面积。
由于展弦比A R =90算出CLa_w=5l4 (1/rad )又因为Z为校正常数，通常取值为3.2； dh为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ; b为机翼的展长，等于34・86m;Snet为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；Sgross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；算出E为因子等于1.244・所以可以算出全机升力线斜率缶等于6.349二•计算最大升力系数CLmaxP _14 1»0 064 p| 9ULmax"" " regs U L. ■①regs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。
由于设计的客机接近于A320,所以取①regs等于1所以代入上面公式得到CLmaxW 1-662三.计算增升装置对升力的影响前面选择了前缘开缝襟翼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尖系。
三缝 1 9強々 70 20 30 40 SO 6070 &0 100 Wing ¥Ngwl span所以先计算机翼外露段的相对展长等于（1 ■机身宽/展长）% 机身宽为3.95m ，展长为34.86m,代入公 式，算出机翼外露段的相对展长等于 88.67%，对应到上图，纵坐标C LE lc 等于 1.088。
絲翌娄型 克鲁格標資0.3 0.4 前缘 前缘缝翼中缝 1.3 后缘<无面积延伸〉 L6二缝 1.9单繼 1.3 /e 后缘（何而积絃仲）蚁缝 1,6 c由上表格，可知最大升力增量等于! !0.4*C E/C,代入C E/C等于1・0可得△ Cimax 等于0.4352.襟翼实际使用时，升力增量的估算值与襟翼偏转角有尖，可近似表示为下般起飞状态B =7 09=0.07616由于襟翼最大偏转角“等于40四•计算升致阻力巡航构型的升致阻力因子:1.052 0.007dC2wan 叭襟翼打开时的升致阻力因子:『dG、1.050.271c cc"K cclea n 2Ki 2dC 伽（其中A R为展弦比，爲为襟翼偏转角）已知A R=9.0，起飞状态flap =7 °着陆状态flap =35 °代入公式可以算出：五、计算各部件湿润面积对于机翼和尾翼: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)]对于机身、短舱和外挂:Swet= K ( A 俯+ A 侧)/2其中：K = n （对于椭圆截面）；K = 4（对于方形截面）A俯一俯视图面积A侧一侧视图面积所件：机翼S 外露=1（E1.65 m （t/c）=0J8 Swet=247.75 口2六、巡航状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数Ab log N R 1 cM038;NR 是当前流动状态的雷诺数弘二（刃「氓；M 为飞行马赫数.空气动力学p269查到 Cf 」urb h c ”为常数，取值分别为宜二 0.455, 6-2.58, u 二 0」 44, d二当H=11km时T=216 • 7Ka=295 • 1m/sP 2 P=0 • 227pa =0 • 3648kg/m因为M=0・8所以v=M*a=236.1m/s/2=4.045m 机翼：山=MAC=4 •平尾：=MAC=3 •024m垂尾：1* =MAC=3 •空气动力学p8萨瑟兰公式求出T.422*10 5N*S/m2飞机各部分的当量直径:86m机身：*代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数f」urb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:XTCf = 1 mf一c f -turbV lb町亿为层流比例，通常取值在OJO-O.4O之间；人是部件的特征长度.无吋为混合流动比例常数，通常取值为0.74＞适用于层流比例小于（UO的情况取严=0.3I所以:所以，摩擦阻力系数:wet4是第r部件的摩擦系数；S鳥是第/部件的湿润面积。
飞行器气动弹性特性分析与设计
飞行器气动弹性特性分析与设计一、引言在现代航空工程领域中，研究飞行器的气动弹性特性对于设计和改进飞行器性能至关重要。
本文将就飞行器的气动弹性特性进行分析与设计，并探讨其在航空领域中的应用。
二、理论基础1. 飞行器气动力学飞行器的气动弹性特性具有复杂性，需要深入了解飞行器在空气中的运动规律和受力机制。
通过对气动力学理论的学习和掌握，可以在设计过程中准确预测飞行器的气动效应和弹性响应。
2. 弹性力学飞行器的结构在飞行过程中会受到各种载荷和振动的影响，因此对飞行器的弹性响应进行分析是必要的。
弹性力学理论可以帮助我们了解飞行器结构在受力下的变形和应力分布情况，从而优化设计方案。
三、飞行器气动弹性特性分析1. 气动特性分析通过数值模拟或实验方法，可以对飞行器在不同飞行状态下的气动特性进行分析。
这些特性包括升力、阻力、气动力矩等，对于设计出具有优良气动性能的飞行器至关重要。
2. 结构特性分析在飞行器设计中，弹性响应分析是必不可少的环节。
通过有限元分析等方法，可以模拟飞行器结构在受到外部载荷时的变形情况，并进一步推导出应力和振动模态等信息，为优化设计提供依据。
四、飞行器气动弹性特性设计1. 飞行器结构设计优化针对飞行器的强度和刚度要求，可以通过结构设计的优化来改善飞行器的气动弹性特性。
例如，采用合适的材料、减轻结构重量、增加刚度等措施，可以提高飞行器的气动稳定性和抗风险性。
2. 控制系统设计通过合理设计飞行器的控制系统，可以在飞行过程中对飞行器的气动弹性特性进行主动控制。
例如，采用自适应控制策略，可以实现对飞行器的振动模态的主动抑制，提高飞行器的飞行品质和安全性。
五、应用与展望飞行器气动弹性特性的分析与设计在航空领域中有着广泛的应用和推广前景。
通过研究和改进飞行器的气动弹性特性，可以提高飞行器的性能、安全性和舒适度，为航空事业的发展做出贡献。
六、结论本文对飞行器的气动弹性特性进行了分析与设计，并探讨了其在航空领域中的应用。
《气动特性分析》课件
伯努利方程是理想流体动力学中的重要方程，它描述了理想流体在 稳定流动中的压力、速度和密度之间的关系。
动量定理
动量定理是流体动力学中描述流体动量变化的定理，它涉及到流体的 质量流量、速度和力的关系。
流体动力学的无量纲参数
雷诺数
雷诺数是描述流体流动状态的无量纲参数，它由流体的速度、粘性和管径决定。雷诺数用于区分层流和湍流两种流动 状态。
气动特性的重要性
气动特性对于飞行器、车辆、船舶等 运动物体的性能和稳定性具有重要影 响，是设计和优化这些运动物体的关 键因素之一。
气动特性分析的方法与步骤
理论分析
基于流体力学理论和数值计算方法，对气动特性 进行理论分析和计算。
数值模拟
利用计算流体动力学（CFD）等数值模拟方法， 对气动特性进行模拟和分析。
01
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然而，实际飞行数据采集也存在一些局限性，例如需 要特殊设备和专业的数据处理技术，并且需要考虑到
各种干扰因素对测量结果的影响。
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实际飞行数据采集的优点是直接获取真实飞行环境下 的数据，具有较高的可信度。
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气动特性分析的数值模拟 方法
直接数值模拟
定义
直接数值模拟是指对流体运动方程进行直接求解，无需对湍流模 型进行假设。
飞行模拟实验
飞行模拟实验是一种利用计算 机模拟飞行器在各种飞行条件 下的表现，并进行气动特性分
析的实验方法。
通过飞行模拟实验，可以模拟 飞行器的飞行姿态、速度和攻 角等参数，并计算出相应的气
动力参数。
飞行模拟实验的优点是可以在 计算机上快速进行大量模拟实 验，并且可以模拟各种极端条 件下的飞行情况。
风力发电机叶片的气动设计和 优化。
飞行器气动特性分析方法研究
飞行器气动特性分析方法研究飞行器是一种能够在大气中飞行的人造物体，其性能优良是人类在飞行领域卓越成果之一。
其中，飞行器的气动特性是制约其性能的关键因素之一。
因此，研究飞行器气动特性分析方法，对于提高飞行器的飞行品质以及扩大使用范围都具有重要意义。
一、气动力分析方法飞行器处于大气环境中飞行，其运动状态会受到空气力的影响。
气动力分析方法可以帮助我们理解飞行器受到的空气力大小和方向，为设计飞行器提供依据。
根据机翼、尾翼等气动力构件的形状、偏转角等参数，可以通过数值分析、实验研究等方法来得到飞行器在不同情况下的气动力。
其中，数值模拟是气动力分析方法中最常用的方法之一。
数值模拟通过计算机仿真，将飞行器及其周围环境建模，然后运行数学模型，以得到飞行器的气动力。
数值模拟可以提供快速而准确的预测结果，同时避免实验过程中的风险和成本。
但是，数值模拟的结果受精度、边界条件等因素影响较大。
因此，实验研究也是气动力分析方法中常用的方法之一。
实验研究通过仪器设备对真实物理现象进行观测和测量，以获得准确的数据。
实验研究对于飞行器设计具有重要意义，它可以作为数值模拟的验证依据，同时可以挖掘未知空气动力现象。
二、数值模拟方法数值模拟方法可以分为有限体积法、有限元法、边界元法、拉格朗日法等。
有限体积法是通过将空间划分为离散区域，将其看作一个个小区域，并运用数值方法求解该区域的平均物理量。
有限体积法适用于求解流体动力学问题。
有限元法也是一种常见的数值模拟方法。
它是通过离散化物理问题的连续性模型，将大型连续问题分解成一系列小的、独立的元素，并对每个单元进行求解。
有限元法一般适用于求解结构力学问题。
对于飞行器的气动力分析，拉格朗日法更为常用。
该方法可以将问题看作物体运动过程中质点的变化，以质点为代表点，将流体看作连续流动的质点，同时运用数学方法，描述质点运动的轨迹与速度的对应关系，以获得计算结果。
拉格朗日法在分析飞行器气动力时，可以考虑飞行器运动中的受力情况、飞行速度、气流速度等情况，较为全面地考虑了气动特性。
《气动特性分析》课件
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气动特性分析的定义和背景
1 定义明确
气动特性分析是指对物 体在空气中的运动和相 互作用进行研究和分析 的过程。
2 背景概述
气动特性分析起源于航 空工程领域，如今已广 泛应用于汽车、船舶、 建筑等领域。
3 重要意义
准确分析气动特性可以 优化设计，提升性能， 降低能耗和风险。
《气动特性分析》PPT课 件
在这个《气动特性分析》PPT课件中，我们将探讨气动特性分析的定义和背 景以及其在不同应用领域的重要性。我们还将介绍气动特性分析的基本原理、 工具和技术，并展望其未来的发展趋势。
用户需求理解
1 深入了解用户
通过研究用户需求和行为，寻找改进和创新的机会。
2 用户痛点分析
识别和解决用户在使用产品或服务过程中的痛点和障碍。
分析流体流动过程中的速度剖面和摩擦阻力。
3 升力和阻力
研究在不同速度和角度下物体产生的升力和阻力。
气动特性分析的工具和技术
风洞实验
通过实验室模拟真实环境，研 究物体在风中的气动性能。
计算流体力学
使用计算机模拟流体流动，准 确预测气动特性。
气动仿真软件
通过虚拟模型分析和优化物体 在流体中的运动。
Hale Waihona Puke 气动特性分析的发展趋势和展望
气动特性分析的应用领域
航空航天
优化飞机结构以提高空气 动力性能和燃油效率。
汽车工程
改进汽车外形设计以提升 空气动力学性能和燃油经 济性。
建筑工程
设计高层建筑以降低风阻 力，并优化空气流通和舒 适度。
气动特性分析的基本原理
1 流体力学
通过数学模型和实验方法研究流体在物体表面和周围的流动行为。
飞行器的气动热力特性分析与应用
飞行器的气动热力特性分析与应用飞行器是人类创造出的一种飞行工具，其设计和开发的复杂性不亚于船舶和火箭。
在设计飞行器时，需要考虑气动特性、热力特性和结构特性等多个方面的问题。
本文将围绕飞行器的气动热力特性展开深入探讨。
一、气动特性气动特性是指飞行器在空气中运动时受到的气流力。
飞行器的气动特性对其飞行性能和控制响应速度等方面的影响十分重要。
在设计飞行器时，需要充分考虑气动特性，以确保其稳定性和安全性。
飞行器的气动特性包括升力、阻力、侧向力和俯仰力等方面。
其中，升力是指飞行器向上升起所需的气流力；阻力是指飞行器在空气中前进时所遇到的阻力；侧向力是指飞行器在横向飞行时所受到的侧向力；俯仰力是指飞行器在爬升或下降时所遇到的气流力。
在飞行器的气动设计中，需要考虑多个因素，如机翼面积、前缘后掠角、翼展、空气动力学的参数等。
在飞行器的设计中，需要利用计算机仿真技术对气动特性进行模拟，以验证设计方案的可行性。
二、热力特性热力特性是指飞行器在高速飞行过程中受到的热量和温度变化。
在高速飞行中，飞行器所受到的空气冲击波会使其表面温度急剧升高。
热力特性对飞行器的外形设计和材料选择等方面都有着巨大的影响。
热力特性涉及到飞行器的热传导、热阻和热辐射等方面。
在飞行器的设计中，需要选择合适的材料，以便在高速飞行时能够有效地将表面温度降低。
此外，还需要采用特殊的涂层和材料，以防止飞行器受到过度热量的影响而损坏。
三、飞行器的应用飞行器的应用范围相当广泛。
除了传统的民用和军用飞机以外，飞行器还被用于各种科研和工业应用中。
例如，飞行器可以用于地震预测、环境监测、农业和林业资源管理以及地球物理勘探等方面。
最近几年，随着科技的发展和制造技术的进步，无人机的应用范围越来越广泛。
无人机不仅可以通过航拍技术帮助我们更好地了解地球，还可以在军事侦查、反恐等方面发挥重要作用。
除了传统的飞行器以外，人类还在研究开发其他类型的飞行器，如宇宙飞行器、水下机器人和空气动力学飞行器等。
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随着科技的不断发展，我们人类的生活也发生了翻天覆地的变化。
其中，飞行器的发展和改进促进了人们在人类历史上的各个方面的进步。
而在飞行器设计中，气动特性分析便成为了相当重要的一环。
一、气动特性分析概述气动特性分析是指对于飞行器所受到的气动力、转弯受力、空气动力以及翼面后掠角等一系列因素进行详尽的分析和探究。
在气动特性分析的过程中，需要考虑的因素很多，其中包括飞行器的形状、尺寸、质量、等离散元件等等。
二、影响气动特性的因素1.飞行器的外形飞行器的外形是影响气动特性的重要因素之一。
航空领域常用的飞机外形包括圆筒形、三角形、矩形以及倒角外形等等。
针对不同的外形，飞行器所受到的气动特性会有所不同，这也会影响到整个飞行过程中的安全性和稳定性。
2.翼面后掠角在飞行器设计中，翼面后掠角是一个比较重要的参数。
一般来说，后掠角愈大，气动特性就会愈好。
后掠角可以帮助翼面减少空气动力阻力，使得飞行器的飞行速度得到有效的提升。
此外，通过调整翼面后掠角还可以调整气动力分布的位置，从而改善飞行器的稳定性。
3.翼展翼展指的是飞行器翼面两侧之间的距离。
而翼展对于飞行器的稳定性和飞行性能等因素都有较大影响。
一般来说，翼展愈大，飞行器稳定性就会愈好，而翼展愈小，飞行器速度则会也会愈快。
三、常用的分析方法1.风洞试验风洞试验是气动特性分析中最常用的方法之一。
风洞试验可以模拟飞行器在不同速度下所受到的气动力，并对其进行实时记录和分析。
同时，在风洞试验的过程中，也可以进行各种气动特性相关的参数调整，以达到最佳的气动特性分析结果。
2.数值模拟分析在飞行器设计中，数值模拟分析也是一个比较重要的工具。
数值模拟分析利用计算机软件对飞行器进行虚拟仿真，模拟飞行器在不同的环境下所受到的气动力、空气动力、转弯受力等情况。
通过数值模拟分析可以大大节省系统开发成本，同时还可以提高设计精度和获得更加准确的分析数据。
四、总结气动特性分析对于飞行器设计和改进具有重大意义。
气动力学非线性特性分析及应用研究
气动力学非线性特性分析及应用研究气动力学是研究空气在各种流动情况下产生的力的学科。
气体是非线性材料，气动力学非线性特性指的是空气在流动过程中所表现出的各种非线性现象。
在研究气动力学的过程中，非线性特性分析是非常重要的一步。
一、气动力学非线性特性分析的意义在流体力学中，线性问题往往是指描述流体运动时假定流体是可压缩、不可旋、粘性流体的一类问题。
而非线性问题则指在考虑了某些特定情形时，流动状态不能再做线性化假设下分析的问题。
气动力学中的非线性特性分析就是要把那些跨越线性和非线性边界的问题分析开来，这是非常有意义的。
非线性特性往往能够为模型建立和精确分析物理问题提供更真实、更详细的描述方式。
二、气动力学非线性特性的表现空气在流动过程中表现出来的非线性特性多种多样，其中最常见的如下：1.非线性流动：非定常性、非平衡性等，通常发生在高速、低密度、强湍流下。
如飞行器高速局部超音速、跨声速近地飞行、街巷等非平衡稳定状态的气流。
2.分离流：当气流受到翼型等物体的影响，其压力会发生变化，产生分离现象。
此时，气流的速度会变缓，甚至停止，流场受到破坏，翼面表面就会出现流线脱离，产生涡旋和湍流。
3.空气动力学失稳：气流受到外界干扰，容易产生失稳现象，如翼面振动、结构振荡、双机干扰等。
这种失稳往往不能通过线性分析法描述。
4.气体非线性：在高温、高压、高速下气体会发生物态变化，如气体呈现饱和状态，此时压缩气体体积会非线性变化。
另外，气流中的高端效应和非气体元件（如火箭发动机）的复杂特性也会表现出非线性特性。
三、应用研究气动力学的非线性分析在工业、医学、环境等各个方面都有应用。
具体如下：1.航空航天：气动力学对于机体气动特性的研究非常重要。
例如，对飞行器进行非线性特性分析，能够预测空气动力学的失稳、升力降低等现象，从而提高飞行器的安全性和性能。
2.气球设计：在气球设计中常常需要考虑大气非线性因素对气球的影响。
例如在高风区气球抵御风压的能力，就需要对气球进行气动力学非线性分析，得到最优的气球形态。
飞行器的气动特性分析
飞行器的气动特性分析随着科技的不断发展和进步，人们对飞行器的需求也越来越高。
一个好的飞行器需要具备很多的特性，其中最为重要的就是气动特性。
气动特性是指飞行器在空气中运动时所表现出来的气动学性能，包括飞行器的起飞、飞行、着陆、机动等方面。
因此，对于飞行器的气动特性进行分析和研究，对于提高飞行器性能具有至关重要的作用。
一、气动特性的基本概念1.升力和阻力升力是指飞行器所受到的向上的支撑力，其大小与飞行器速度、翼面形状、横截面积、气动表面的粗糙度和攻角等因素有关。
阻力是指飞行器在飞行过程中所受到的阻碍其前进的力，其大小与飞行器速度、横截面积、气动表面的粗糙度、来流速度、攻角等因素有关。
2.滚转、俯仰、偏航滚转、俯仰和偏航是飞行器的三个主要姿态。
滚转是指飞行器绕其纵轴旋转；俯仰是指飞行器绕其横轴旋转；偏航是指飞行器绕其垂直于翼面的轴旋转。
3.稳定性和控制性稳定性是指飞行器在保持飞行方向时所表现出来的稳定性能力。
控制性是指飞行员通过操作操纵杆和脚踏板对飞行器进行控制的能力。
二、影响气动特性的因素1.气动表面的粗糙度气动表面的粗糙度会对飞行器的阻力产生影响。
粗糙表面会带来更多的湍流，从而增加阻力，降低飞行器的速度和升力。
2.来流速度来流速度越大，产生的升力和阻力也越大。
同时，来流速度还会对飞行器的稳定性和控制性产生影响。
3.攻角攻角是指飞行器的机翼与来流方向之间的夹角。
攻角越大，产生的升力和阻力也越大。
同时，攻角还会对飞行器的气动稳定性产生影响。
4.翼面形状翼面形状是指机翼的形状和尺寸。
不同的翼面形状会对飞行器的升力、阻力和稳定性产生影响。
5.横截面积横截面积是指飞行器横截面上的面积。
横截面积越大，飞行器所受到的阻力也越大。
6.气流湍流度湍流程度越高，对飞行器气动特性影响就越大。
湍流可能会降低飞行器的稳定性，影响飞行器的控制性。
三、气动特性分析的技术手段1.实验方法实验方法是通过实验手段对飞行器的气动特性进行测试和分析。
气动分析报告
气动分析报告1. 引言气动分析是一种用于研究空气流动行为的分析方法。
本报告旨在通过对气动分析的理解和应用，对某个特定问题进行分析和说明。
2. 问题描述为了更好地说明气动分析的应用，本文将以飞机机翼设计为例来进行分析。
飞机机翼是飞机的重要组成部分，它对飞行性能和安全性起着关键作用。
因此，在设计机翼时需要进行气动分析，以确保设计的机翼能够满足飞机的要求。
3. 气动分析方法气动分析通常包括以下几个方面的内容：3.1 气动性能参数在气动设计中，需要对机翼的气动性能进行评估。
常用的气动性能参数包括升力系数、阻力系数和升阻比等。
通过计算这些参数，可以评估机翼的气动性能，并与设计要求进行比较。
3.2 气动力分析气动力分析是通过分析气流对机翼的作用力和力矩，来评估机翼的稳定性和控制性能。
常用的气动力分析方法包括静气动力分析和动气动力分析。
静气动力分析主要关注机翼在静态条件下的气动力，而动气动力分析则考虑机翼在动态条件下的气动力。
3.3 流动分析流动分析是对气流在机翼周围的流动行为进行分析的方法。
通过分析气流的速度、压力和流向等参数，可以获取机翼表面上的气动特性。
流动分析通常通过计算流体力学方法（如有限元法或计算流体力学方法）进行。
4. 气动分析工具进行气动分析通常需要借助计算机软件工具。
常用的气动分析软件包括ANSYS Fluent、SolidWorks Flow Simulation和OpenFOAM等。
这些软件提供了丰富的气动分析功能，能够帮助工程师进行气动分析和设计。
5. 实例分析为了更好地理解气动分析的应用，下面将以某型号飞机机翼为例进行实例分析。
5.1 气动性能评估首先，通过计算得到该机翼在不同工况下的升力系数、阻力系数和升阻比等气动性能参数。
然后，将这些参数与设计要求进行比较，评估机翼的气动性能是否满足要求。
5.2 气动力分析在这一步骤中，通过计算机模拟的方式，分析机翼在不同工况下的静气动力和动气动力。
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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