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
飞机气动弹性问题的计算分析与控制研究
飞机气动弹性问题的计算分析与控制研究飞机气动弹性问题是飞行器研究领域中的一个重要课题，它涉及到飞机在飞行过程中所受到的气动力和结构动力的相互作用。
针对这个问题，研究人员开展了大量的计算分析与控制方法的研究，以提高飞机的飞行性能和安全性，本文将对这方面的研究进行综述。
首先，飞机气动弹性问题需要建立准确的数学模型来描述飞机在飞行过程中的气动效应和结构动力特性。
这一步骤是研究的基础，对于研究飞机气动弹性问题至关重要。
在建立数学模型的过程中，需要考虑飞机的气动外形、气动力特性和结构弹性特性等因素，并建立相应的物理学方程。
数值计算方法也可以用于模拟和分析飞机的气动弹性问题。
其次，针对飞机气动弹性问题的计算分析方法，有很多研究成果可供借鉴。
比如，有限元方法可以用于分析结构弹性特性，在建立飞机结构模型后，可以通过求解结构的模态分析和振动响应来计算飞机的结构动力特性。
流固耦合方法是研究飞机气动弹性问题另一个重要的计算分析方法，可以通过求解飞机的气动力和结构响应的耦合方程来分析飞机的气动弹性特性。
研究人员也提出了一些控制方法来解决飞机气动弹性问题。
其中一种方法是利用主动控制技术，通过激励和反馈控制来减小飞机的结构振动和气动不稳定性。
主动控制可以通过应用传感器和执行器来监测结构的动态响应，并根据反馈信号对结构进行控制。
另一种方法是通过设计优化来改善飞机的气动弹性特性，可以通过调整飞机的气动外形和材料来优化飞机的结构刚度和耐力。
此外，飞机气动弹性问题的研究也涉及到飞行控制系统的设计。
为了实现飞机在飞行过程中的稳定性和控制性能，需要设计合适的控制算法和控制器来控制飞机的姿态、航向和高度等参数。
这些控制算法可以基于飞机的数学模型和控制需求来设计和优化。
综上所述，飞机气动弹性问题的计算分析与控制研究是一个综合性的课题，涉及到数学建模、计算分析方法和控制技术等多个方面。
通过对飞机气动弹性问题的深入研究，可以提高飞机的飞行性能和安全性，为飞机的设计和飞行控制提供科学依据。
fluent 超音速 总压 静压公式
超音速飞行是指飞行速度超过音速的飞行状态。
在超音速飞行中，飞行器面临着诸多挑战，其中之一便是气动力学问题。
而研究超音速飞行的气动力学问题，则需要涉及到总压和静压的概念及其计算公式。
总压和静压是描述流体流动状态的重要物理量，它们在超音速飞行中起着至关重要的作用。
在气动力学领域中，我们通常会涉及到流体的总压和静压，它们分别对应着飞机在飞行过程中遇到的不同情况。
下面我们将详细介绍总压和静压的概念及其计算公式。
一、总压总压是指流体在流动过程中的一种压力状态，它包括了动压和静压两部分。
动压是由于流体流动而产生的压力，而静压则是流体静止时的压力。
总压可以被理解为流体在流动过程中所具有的总压力。
总压的计算公式为：P0 = P + 0.5ρv^2其中，P0代表总压，P代表静压，ρ代表流体的密度，v代表流体的流速。
在超音速飞行中，总压对于飞机的设计和性能具有重要影响。
在超音速飞行时，流体的速度较大，因此动压部分所占比重较大，总压也相应增加。
了解总压的计算公式及其影响因素对于超音速飞行器的设计和性能分析至关重要。
二、静压静压是指流体在静止状态下所具有的压力。
在超音速飞行中，飞机表面会受到来自气流的冲击，这会导致飞机表面附近的气流速度增加，从而使得静压降低。
静压在超音速飞行中也具有重要作用。
静压的计算公式为：P = P0 - 0.5ρv^2其中，P代表静压，P0代表总压，ρ代表流体的密度，v代表流体的流速。
在超音速飞行中，静压的变化会直接影响到飞机的气动性能和结构设计。
准确计算和分析静压的变化对于超音速飞行器的设计和性能研究至关重要。
总压和静压是超音速飞行中重要的气动力学参数，它们的计算公式和影响因素直接关系到超音速飞行器的设计和性能。
深入研究总压和静压的变化规律对于超音速飞行器的研发具有重要意义，也是目前航空工程领域中的研究热点之一。
希望通过本文的介绍，读者能够对总压和静压有更加深入的了解，并且能够在超音速飞行器的设计和研究中加以应用。
飞机气动及飞行性能计算
飞机气动及飞行性能计算------ 课程设计报告专业：飞行器设计与工程班号：01011203精品学号：2012300048 姓名：李少逸2016.3目录第一章预备知识 (1)1.1 翼型的几何特性 (1)1.2 机翼的几何特性 (2)1.3 机身的几何特性 (4)第二章飞机的基本情况和本文计算方案 (5)2.1 飞机基本情况简介 (5)2.2 本文计算方案 (11)第三章飞机气动特性估算 (12)3.1 升力特性估算 (12)3.1.1 单独机翼升力估算 (13)3.1.2 机身升力估算 (16)3.1.3 翼身组合体的升力估算 (18)3.1.4 尾翼升力估算 (20)3.1.5 合升力线斜率计算 (24)3.2 升阻极曲线的估算 (26)3.2.1 亚音速零升阻力估算 (27)3.2.1.1 全机摩擦阻力估算 (27)3.2.1.2 亚音速压差阻力估算 (31)3.2.2 超音速零升波阻估算 (33)3.2.2.1 临界马赫数的确定 (33)3.2.2.2 M>1时零升阻力系数 (36)3.2.3 亚音速升致阻力估算 (42)3.2.4 超音速升致阻力估算 (44)3.2.5 不同马赫数下的升阻极曲线 (46)3.3 结果汇总 (50)第四章飞机基本飞行性能计算 (52)4.1 速度-高度范围 (52)4.2 定常上升性能 (59)4.3 爬升方式 (65)4.3.1 亚音速等表速爬升 (66)4.3.2 超音速等马赫数爬升 (69)4.3.3 平飞加速段的求解方法 (70)4.3.4 总用时 (72)第五章自主编写的Matlab代码 (73)5.1 RBF径向基函数插值方法实现 (73)5.2 气动计算及性能计算 (76)第六章心得体会 (77)第一章 预备知识1.1 翼型的几何特性参见上图：中弧线 翼型内切圆中心的轨迹，在最前部内切圆（即决定前缘半径的圆）中 心之前，则是由该内切圆中心至切点的半径线段前缘 翼型中弧线的最前点后缘 翼型中弧线的最后点弦线 连接前缘与后缘的直线弦长b(m) 前缘与后缘之间的直线线段长度厚度c(m) 翼型最大内切圆的直径 相对厚度c b c c /=最大厚度位置c x (m) 翼型最大内切圆的中心在翼型弦线上的投影至翼型前缘 的距离 最大厚度相对位置c x b x x c c /=弯度f(m) 中弧线与弦线之间垂直于弦线的最大线段长度 相对弯度f b f f /=最大弯度位置f x (m) 中弧线与弦线之间垂直于弦线的最大线段至翼型前缘的距离 最大弯度相对位置f x b x x f f /=前缘半径0r (m) 翼型最前部内切圆的半径上弧线 从前缘到后缘，翼型的上部轮廓曲线，以y 1=f 1(x)表示下弧线 从前缘到后缘，翼型的下部轮廓曲线，以y 2=f 2(x)表示后缘角)(rad τ 在后缘处上弧线和下弧线的二切线之间的角度1.2 机翼的几何特性参见上图：飞机基准纵轴 可以取机身纵轴机翼基准平面 包含机翼中央弦线或外露翼根弦线与飞机对称平面垂直的平面 外露机翼 不包括穿越机身部分的机翼毛机翼 包括穿越机身部分的机翼（穿越机身部分通常由左右机翼的前后 缘的延长线所构成，如图所示）机翼面积S(m 2) 毛机翼在机翼基准平面上的投影面积机翼展长(翼展)l (m) 左右翼梢之间的距离外露机翼面积wl S (m 2) 外漏机翼在机翼基准平面上的投影面积毛机翼根弦长b 0(m) 毛机翼的根部弦长翼梢弦长b 1(m) 机翼的梢部弦长机翼局部弦长b(z) 机翼展向翼剖面的弦长，是展向位置z 的函数机翼平均几何弦长)(m b pj l S b pj /=机翼平均气动弦长)(m b A dz z b S b l A ⎰=02)(2 机翼展弦比λ S l /2=λ机翼根梢比η 10/b b =η机翼后掠角)(rad χ 至前缘的距离为弦长一定百分比的点的连线与垂直于中央 弦线的平面之间的夹角。
飞行动力学-飞机飞行性能计算
临界迎角 失速迎角
10
20
30
40
add ayx asx
alj
常见飞机的Cymax Mig-21/J-7 1.16
(Cydd=0.65) Mig-29 1.35
a
Su-27
1.85
50 F-16
1.4
展弦比对升力系数的影响
阻力的产生
• 阻力按照产生的原因分类
– 摩擦阻力 – 压差阻力 – 诱导阻力 – 干扰阻力 – 零升波阻 – 升致波阻
10
5
0
40
50
60
70
80
90 100
n/%
推力—速度
某飞机在11km高空的全加力推力随M数变化曲线
P / kN
12
10
8
6
4
2
0
0.0
0.5
1.0
1.5
2.0
2.5
M
推力—高度
18
16
不同高度下，大气温度、
14
密度不同，因而推力不同。
H / km
12
H>11km时，温度不变，推
10
力与密度有如下关系：
8
Pr
6
P11 r11
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
飞行器气动性能的数值模拟与实验分析
飞行器气动性能的数值模拟与实验分析在航空航天领域，飞行器的气动性能是决定其飞行性能、安全性和经济性的关键因素之一。
对飞行器气动性能的深入研究和准确评估对于飞行器的设计、优化和改进具有重要意义。
数值模拟和实验分析是研究飞行器气动性能的两种重要手段，它们各有优势和局限性，相互结合可以为飞行器的研发提供更全面、准确的信息。
数值模拟是通过建立数学模型和利用计算机进行数值计算来预测飞行器周围的流场和气动特性。
其基本原理是基于流体力学的基本方程，如纳维斯托克斯方程（NavierStokes equations），通过离散化和数值求解这些方程，得到飞行器表面的压力分布、速度场、温度场等参数。
数值模拟的优点在于可以快速地对不同的设计方案进行评估和比较，成本相对较低，而且可以获得详细的流场信息。
然而，数值模拟也存在一些不足之处。
首先，数学模型和数值方法的准确性和可靠性需要不断验证和改进。
其次，对于复杂的流动现象，如湍流、分离流等，数值模拟的精度可能受到限制。
此外，数值模拟还需要对计算网格进行合理的划分和优化，这需要一定的经验和技巧。
实验分析则是通过在风洞或飞行试验中对真实的飞行器模型进行测试，直接测量其气动性能参数。
风洞实验是一种常见的实验方法，它可以在受控的环境下模拟飞行器在不同飞行条件下的气流情况。
通过在模型表面布置压力传感器、热线风速仪等测量设备，可以获取飞行器表面的压力分布、速度分布等数据。
飞行试验则是在真实的飞行环境中对飞行器进行测试，能够获得最真实的气动性能数据，但成本高昂且风险较大。
实验分析的优点是结果直观、可靠，可以捕捉到真实的流动现象和复杂的气动效应。
但实验分析也存在一些局限性，如实验设备昂贵、实验周期长、模型制作难度大等。
在实际的研究工作中，通常将数值模拟和实验分析相结合，以充分发挥两者的优势。
例如，在飞行器的初步设计阶段，可以利用数值模拟对多个设计方案进行快速筛选和优化，然后通过实验分析对优选方案进行验证和进一步的改进。
飞机气动特性的计算与仿真
飞机气动特性的计算与仿真飞机气动特性是指飞机在空气中运动时，受到空气力的影响而产生的各种特性。
它是飞机设计、飞行控制和飞行安全的重要指标之一。
为了确保飞机可以安全、稳定地飞行，飞行器设计师需要对飞机的气动特性进行准确的计算与仿真。
本文将讨论飞机气动特性的计算与仿真方法，并探讨其在飞机设计与飞行控制中的应用。
首先，飞机气动特性的计算是指通过数学模型和计算方法，对飞机在不同气动条件下的力、力矩和运动特性进行预测和分析的过程。
在计算飞机气动特性时，必须考虑飞机的几何形状、气动参数以及空气流动的各种影响因素。
为此，飞行器设计师通常使用计算流体动力学（CFD）方法来模拟和分析飞机的气动特性。
CFD方法基于数值方法和计算机模拟技术，可以对流体流动进行详细的数值计算，从而获得飞机在不同飞行状态下的力学特性。
飞机气动特性的计算可以分为稳定状态和非稳定状态两种情况。
稳定状态下，飞机的运动状态保持稳定，飞机受到的力和力矩保持平衡。
在稳定状态下，可以使用静定气动力学方法来计算飞机的气动特性。
静定气动力学方法基于飞机的几何形状和气动参数，通过求解气动力学方程组，计算飞机受到的力和力矩。
然后，可以根据这些计算结果，预测飞机的运动特性和稳定性。
非稳定状态下，飞机的运动状态不断变化，飞机受到的力和力矩也在不断变化。
在非稳定状态下，可以使用动态气动力学方法来计算飞机的气动特性。
动态气动力学方法基于飞机的几何形状和气动参数，通过数值模拟和时间步进方法，计算飞机在不同时间步的力和力矩。
然后，可以根据这些计算结果，预测飞机的运动轨迹和动态特性。
除了计算飞机的气动特性外，还可以使用仿真技术来模拟飞机的气动特性。
飞机气动特性的仿真是指通过计算机模型和仿真软件，对飞机在不同气动条件下的力、力矩和运动特性进行模拟和分析的过程。
与计算不同，仿真更加注重对飞机气动特性的虚拟实验和可视化分析。
通过仿真，设计师可以直观地观察飞机在不同飞行状态下的气动特性，以及其对飞机的运动和控制的影响。
飞机气动载荷计算
飞机气动载荷计算一、引言飞机气动载荷计算是飞机设计和飞行过程中的重要环节之一。
通过计算飞机在飞行过程中受到的气动力和气动力矩，可以评估飞机结构的强度和稳定性。
本文将介绍飞机气动载荷计算的基本原理和方法。
二、飞机气动力飞机在飞行过程中受到的主要气动力有升力、阻力、侧向力和推力。
升力是垂直于飞机运动方向的力，用来克服重力。
阻力是平行于飞机运动方向的力，阻碍飞机前进。
侧向力是垂直于飞机运动方向和升力方向的力，主要用来控制飞机的侧向运动。
推力是由飞机引擎提供的向前的力，推动飞机前进。
三、飞机气动力矩除了气动力，飞机还受到气动力矩的作用。
气动力矩是由于飞机气动力的分布不均匀而产生的力矩。
飞机主要受到的气动力矩有俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩。
俯仰力矩是绕飞机纵轴旋转的力矩，主要由升力和阻力产生。
滚转力矩是绕飞机横轴旋转的力矩，主要由升力和侧向力产生。
偏航力矩是绕飞机垂直轴旋转的力矩，主要由侧向力和推力产生。
四、飞机气动载荷计算方法飞机气动载荷计算方法主要有实验方法和数值模拟方法。
实验方法是通过风洞试验或实际飞行中的测量来获取飞机气动载荷数据。
数值模拟方法是通过计算流体力学（CFD）模拟飞机在气流中的运动来估计飞机气动载荷。
两种方法都有其优缺点，实际应用中一般采用实验数据和数值模拟结果相结合的方法。
五、飞机气动载荷计算的应用飞机气动载荷计算在飞机设计、飞行试验和飞机运行过程中都有重要的应用价值。
在飞机设计中，通过计算飞机在各个飞行阶段的气动载荷，可以确定飞机结构的强度和稳定性要求，从而指导设计和优化飞机结构。
在飞行试验中，通过测量飞机在不同飞行状态下的气动载荷，可以验证设计计算结果的准确性，并评估飞机的飞行性能。
在飞机运行过程中，通过飞行数据的实时监测和分析，可以了解飞机受到的气动载荷情况，及时发现异常情况并采取相应措施。
六、结论飞机气动载荷计算是飞机设计和运行中必不可少的一项工作。
通过计算飞机受到的气动力和气动力矩，可以评估飞机结构的强度和稳定性，指导飞机设计和优化，验证设计计算结果的准确性，评估飞机的飞行性能，并在飞机运行过程中监测和分析飞机的气动载荷情况。
飞机基本参数数据
飞机基本参数数据引言概述：飞机是一种重要的交通工具，其性能参数对于飞行安全和效率至关重要。
飞机的基本参数数据是指描述飞机性能和特性的数据，包括飞机的尺寸、分量、动力系统、机载设备等信息。
这些数据对于飞机的设计、生产、运行和维护都具有重要意义。
本文将详细介绍飞机基本参数数据的相关内容。
一、飞机尺寸参数1.1 机身长度：机身长度是指飞机从头部到尾部的长度，直接影响飞机的外形设计温和动性能。
1.2 翼展：翼展是指飞机两个翼端之间的距离，决定了飞机的机翼面积和升力性能。
1.3 机翼面积：机翼面积是指飞机机翼的有效面积，是飞机气动性能的重要参数。
二、飞机分量参数2.1 最大起飞分量：最大起飞分量是指飞机在起飞时的最大允许分量，包括飞机本身分量和载荷分量。
2.2 空机分量：空机分量是指飞机本身的分量，不包括燃油、乘客和货物等载荷。
2.3 最大载荷量：最大载荷量是指飞机可以携带的最大货物和乘客的分量，是飞机运输能力的重要指标。
三、飞机动力系统参数3.1 发动机型号：发动机型号是指飞机所搭载的发动机的具体型号和性能参数。
3.2 推力：推力是指飞机发动机产生的推力大小，直接影响飞机的加速性能和爬升性能。
3.3 燃油容量：燃油容量是指飞机可以携带的燃油量，是飞机续航能力的重要参数。
四、飞机机载设备参数4.1 通信设备：通信设备是指飞机上用于与地面和其他飞机进行通信的设备，包括雷达、通讯设备等。
4.2 导航设备：导航设备是指飞机上用于确定位置和航向的设备，包括GPS、惯性导航系统等。
4.3 飞行控制系统：飞行控制系统是指飞机上用于控制飞行姿态和飞行轨迹的系统，包括自动驾驶仪、控制杆等。
五、飞机性能参数5.1 最大巡航速度：最大巡航速度是指飞机在巡航飞行时的最大速度，是飞机的巡航效率和速度性能的重要参数。
5.2 升限：升限是指飞机可以达到的最大飞行高度，直接影响飞机的高空飞行性能。
5.3 起降距离：起降距离是指飞机在起飞和降落时所需的跑道长度，是飞机在不同场景下的适合性指标。
飞机气动性能计算讲解
飞机气动性能计算讲解飞机的气动性能是指飞机在空气中运动时所受到的气动力和气动力矩的性能表现。
飞机的气动性能决定了其飞行性能和操纵性能，对于飞机的设计、飞行稳定性和操纵性能的优化起着重要的作用。
飞机的气动性能主要包括气动力和气动力矩的计算。
气动力是指飞机在运动过程中由于相对于空气产生的压力差而产生的作用力，分为阻力和升力两个方向。
气动力矩则是指飞机在运动过程中由于相对于空气产生的力矩，分为俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩三个方向。
飞机的气动力和气动力矩的计算是基于空气动力学的理论和实验数据进行的。
其中，基本原理是根据牛顿第二定律和伯努利定理，结合飞机的几何结构和飞行状态参数，以及空气动力系数为桥梁进行计算。
空气动力系数是飞机气动特性的无量纲表示，可以表征飞机的几何形状和飞行状态对空气动力的影响。
那么，具体的飞机气动性能计算过程如下：1.建立飞机的气动力学模型，包括飞机的几何形状和飞行状态参数。
几何形状包括飞机的机翼、机身、尾翼等结构的几何形状参数，如翼展、展弦比等。
飞行状态参数包括飞机的速度、迎角、侧滑角等。
2.根据气动力学的基本原理，分析飞机在不同飞行状态下所受到的气动力和气动力矩的产生机理。
例如，飞机产生升力的机理是通过机翼产生气流的上下表面的压力差，而产生阻力的机理是由于飞机的阻力系数与气动状态参数之间的关系。
3.利用实验和数值模拟方法，获取飞机的气动特性数据，包括升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数等。
这些数据是通过风洞试验、飞行试验和计算流体动力学（CFD）模拟等手段获得的。
4.根据飞机的几何形状、飞行状态参数和空气动力系数，进行气动力和气动力矩的计算。
例如，升力的计算可以通过升力系数与动压和机翼面积的乘积来计算，阻力的计算可以通过阻力系数与动压和机翼面积的乘积来计算。
5.根据计算得到的气动力和气动力矩，进一步分析飞机的飞行性能和操纵性能。
飞行性能包括飞机的爬升率、巡航速度、最大速度等，而操纵性能包括飞机的操纵力度、敏捷性和稳定性等。
气动下降速度计算公式
气动下降速度计算公式在航空航天领域，气动下降速度是飞行器在下降过程中受到空气阻力的影响而产生的速度。
对于飞行器的设计和飞行控制来说，准确计算气动下降速度是非常重要的。
本文将介绍气动下降速度的计算公式及其相关知识。
首先，我们需要了解气动下降速度的定义。
气动下降速度是指飞行器在下降过程中由于空气阻力产生的速度。
在下降过程中，飞行器受到空气阻力的作用，从而减速下降。
气动下降速度的大小取决于飞行器的重量、空气密度、机翼面积、机翼形状等因素。
气动下降速度的计算公式如下：\[ V = \sqrt{\frac{2W}{\rho S C_L}} \]其中，V表示气动下降速度，W表示飞行器的重量，ρ表示空气密度，S表示机翼面积，CL表示升力系数。
从上述公式可以看出，气动下降速度与飞行器的重量成正比，与空气密度和机翼面积成反比，与升力系数的平方根成反比。
这也说明了在设计飞行器时，要尽量减小气动下降速度，可以通过减小飞行器的重量、增大机翼面积、提高升力系数等方法来实现。
在实际应用中，气动下降速度的计算需要考虑飞行器的实际情况和飞行环境。
例如，空气密度随着海拔高度的增加而减小，飞行器在高海拔地区下降时，气动下降速度会相应增加；飞行器的机翼形状、机身形状等也会对气动下降速度产生影响。
除了气动下降速度的计算公式，还有一些其他与气动下降速度相关的知识需要了解。
例如，气动下降速度与飞行器的失速速度有一定的关系，失速速度是指飞行器在下降过程中由于升力不足而失去升力支撑而发生失速的速度。
在设计飞行器时，需要考虑气动下降速度和失速速度的关系，以确保飞行器在下降过程中能够保持稳定的飞行状态。
总之，气动下降速度是飞行器在下降过程中受到空气阻力的影响而产生的速度，对于飞行器的设计和飞行控制来说非常重要。
通过气动下降速度的计算公式，可以更好地理解气动下降速度的影响因素，并在设计飞行器时进行优化。
希望本文能够对读者有所帮助，谢谢阅读。
固定翼动力计算公式
固定翼动力计算公式固定翼飞机是一种利用动力装置产生的推力来进行飞行的飞行器。
在设计和制造固定翼飞机时，需要对其动力进行精确的计算和分析，以确保飞机能够正常起飞、飞行和着陆。
固定翼动力计算公式是对飞机动力进行精确计算的数学表达式，它包括了飞机的速度、推力、空气动力学参数等多个因素，通过这些公式可以计算出飞机在不同飞行状态下的动力需求，为飞机设计和运行提供重要的参考依据。
在固定翼飞机的动力计算中，最基本的公式就是牛顿第二定律，即F=ma，其中F表示合外力，m表示物体的质量，a表示物体的加速度。
在飞机的动力计算中，合外力即为推力，而加速度则与飞机的速度和加速度有关。
因此，飞机的动力计算公式可以简化为推力和速度的关系。
推力是飞机飞行所需的动力来源，它可以通过飞机的发动机产生。
在计算飞机的推力时，需要考虑到飞机的速度、气压、空气密度等多个因素。
根据空气动力学理论，飞机的推力与速度呈线性关系，即推力随着速度的增加而增加。
这一关系可以用以下公式来表示：T = D + (W sin(γ))。
其中，T表示飞机的推力，D表示飞机的阻力，W表示飞机的重量，γ表示飞机的飞行角度。
在这个公式中，飞机的阻力是一个与速度和空气动力学参数有关的复杂函数，一般可以通过实验或计算得到。
飞机的重量是一个固定值，而飞机的飞行角度则是飞机的飞行状态决定的。
因此，通过这个公式可以计算出飞机在不同速度和飞行角度下所需的推力。
除了推力和速度的关系外，飞机的动力计算还需要考虑到飞机的爬升率。
爬升率是飞机在垂直方向上的速度变化率，它可以用以下公式来表示：Vz = (T D) / W。
其中，Vz表示飞机的爬升率，T表示飞机的推力，D表示飞机的阻力，W表示飞机的重量。
通过这个公式可以计算出飞机在不同推力和阻力下的爬升率，从而为飞机的爬升性能提供重要的参考数据。
除了上述的基本公式外，固定翼飞机的动力计算还涉及到许多其他因素，如飞机的气动特性、发动机的性能、飞机的机动性能等。
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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。