飞机气动特性分析

( 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）
( ) CLmax = 14o 1 + 0.064Φregs CLα
A 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：
cf
⎛
= ⎜1 − χmf
⎝
xT lb
⎞ ⎟ c f −turb ⎠
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
Si wet
CD0− f
=
i =1
SW
压差阻力
• 定义
– 由流经飞机的气流分离所引起的阻力。
• 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
CLα _W 为机翼升力线斜率: CLα _W = 2π ⎡⎣ AR / ( AR + 2)⎤⎦
ξ为因子：
ξ = ⎛⎜⎝1 + ζ
dh b
⎞ ⎟⎠
Snet S gross
+π
2CLα _W
dh2 S gross
包括分离流的复杂流场
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
• 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
飞行状态（构形）
• 巡航
– 干净构形
• 起飞
– 襟翼打开至起飞位置
• 第二阶段爬升
– 襟翼打开至起飞位置 – 单发停车
着陆状态
35°
45°
阻力
升致阻力
摩擦阻力
压差阻力
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
典型运输机的阻力组成
巡航马赫数0.78；展弦比9.76；后掠角25度；巡航升阻比18.2
0.00186
= 0.00069
0.01265
0.01916
• 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：
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
= 1+ 0.35 /
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
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）：
ΔCl
=
来自百度文库β β max
ΔCl max
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 dCL2
⎞ ⎟ ⎠clean
=
1.05
π AR
+
0.007
• 襟翼打开时的升致阻力因子
K
=
⎛ ⎜ ⎝
dCD dCL2
⎞ ⎟ ⎠
=
1.05 + 0.271
π AR
−
0.000487β flap
+
0.007
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 =
log NR
• 后缘襟翼产生的升力增量
( ) ΔCLmax = ΔCl max S flapped / Sw cos ΛHL
– 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。
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 小扰动位流方程或 全位流方程的数值方法
附面层方程解 无粘/有粘交互计算
欧拉方程数值方法
N-S方程数值方法
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
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
• 不同襟翼偏转角下的升力系数增量可以表示为（三维）：
( ) ΔCL− flap
=
β βmax
ΔCl max
S flapped / Sw
cos ΛHL
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 单缝襟翼
双缝/富勒式襟翼
一般起飞状态
7°
10°
最大重量起飞
15°
20°
气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性 ……
分析
输入 设计方案
任务
分析评估
计算模型 • 工程估算 • CFD
输出
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 无粘线性位流理论
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
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。
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
机身外形初步设计
起
分
落
系
架
统
确定主要参数 发动机选择 机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案
设计要求、适航条例
No
优化
满足要求？ 方案最优？
初
Yes
步
方
案
方案分析与评估
重量特性 动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性 机场适应性