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

一. 计算全机升力线斜率L C α

_L L W

C C ααξ=

_L W C α为机翼升力线斜率:()_2/2L W R R C A A απ=+⎡⎤⎣⎦

ξ为因子：

2_12h net h gross L W gross d S d b S C S απξζ⎛

⎫=++

⎪⎝

⎭

该公式适用于d h / b < 0.2的机型 ζ为校正常数，通常取值为3.2；

d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平面面积。

由于展弦比R A =9.0，算出_L W C α=5.14( 1/rad )

又因为ζ为校正常数，通常取值为3.2；

d h 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;

S net 为外露机翼的平面面积，估算等于119.652m ； S gross 为全部机翼平面面积，等于134.92m ； 算出ξ为因子等于 1.244.

所以可以算出全机升力线斜率L C α等于6.349

二．计算最大升力系数max L C ()max 1410.064L regs L C C α=+Φ

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。

由于设计的客机接近于A320，所以取Φregs 等于1 所以代入上面公式得到max L C 等于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关系。

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 /c等于1.088。

由上表格，可知最大升力增量等于

0.4*c’LE /c ，代入c’LE /c 等于1.088， 可得ΔC lmax 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关，可近似表示为下式（二维）：

max

max

l l C C β

β∆=

∆，

由于襟翼最大偏转角max

β等于40°，

一般起飞状态

β =7° l C ∆=0.076

16

最大重量起飞

β

=15°

l

C ∆=0.16

32

着陆状态

β

=35°

l C ∆=0.38

08

四．计算升致阻力

巡航构型的升致阻力因子：

2 1.050.007

D clean L R

clean dC K dC A π⎛⎫==+ ⎪⎝⎭

襟翼打开时的升致阻力因子：

2 1.050.2710.0004870.007

D flap L R dC K dC A βπ⎛⎫+==-+ ⎪⎝⎭

（其中R A 为展弦比，flap β为襟翼偏 转角）

已知R A =9.0，起飞状态flap β=7° 着陆状态 flap β=35° 代入公式可以算出： 巡航构型的升致阻力因子等于

0.044

起飞状态的升致阻力因子等于

0.050

着陆状态的升致阻

力因子等于

0.037

五、计算各部件湿润面积

对于机翼和尾翼：

如果(t/c) < 0.05; S wet = 2.0003·S外露

如果(t/c) 0.05; S wet = S外露·[1.977 + 0.52(t/c)] 对于机身、短舱和外挂：

S wet= 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－侧视图面积

所以：

机翼S

外露=119.65

2

m(t/c)=0.18 S wet=247.752m

平尾S

外露=32.45

2

m(t/c)=0.08 S wet=65.502m

垂尾 S 外露=18.612m

(t/c)=0.08 S wet=37.572

m

机身 A 俯=119.312

m A 侧=125.052

m S wet =383.692m

短舱

A 俯=5.542

m

A 侧=5.542

m S

wet =17.412m

六、巡航状态下的极曲线

1、计算摩擦阻力系数 ()

()

2log 1f turb d

b

R A

c N cM

-=

+

空气动力学p269查到

当H=11km 时， T=216.7K a=295.1m/s P=0.227pa ρ

=0.3648kg/2

m

因为M=0.8

所以v=M*a=236.1m/s 空气动力学p8萨瑟兰公式求出

52

1.422*10*/N S m μ-=

飞机各部分的当量直径： 机翼：l ε=MAC=4.108m 平尾：l ε=MAC=3.024m 垂尾：l ε=MAC=3.86m 机身：l ε

=(机身高+机身宽）

/2=4.045m

短舱：l ε

=d=1.84m