第10章气动特性数据体系

参考文献 ”绍什么“空气动力学研究飞机怎么飞得快飞得高飞得远，”“动力数据”在流程图（见图1-04）中的位置。 基本机翼增升装置

尾翼舵面机身短舱

进、排 布

机翼尾构设 起落装

结构强度计动力动力影响物特地面性增率量性

疲劳颤 动力燃 环控救 电器仪载设 火

基 起性 性

巡 机荷

“的套气动特性数据集。——数据库、数据集以及编制这一套数据集的原则、思路、方法和（软件）就叫做“气动特性数据体系。数据 数据 N- ++ –图10- 数据体系结构示这些观点和说法，并非完全是本人的发明创造。1988年，我在西MBBMPC-75气动设制任务，1990年底回国，带回三大本这样的数据集。19986

、、、、但是，这些思想的表达受到一些航空界业内老的质议。“（见图1-04）中的位置。基本机翼增升装置

尾翼舵面机身短舱

进、排 布

机翼尾构设 起落装气动构型、外形数

结构强度计纵向横航

动导动力

大 全 部 常 特

疲劳颤 动力燃升阻向静力矩稳定特性导数

面气数和动效铰链 力

影响物特地面性增动特效应量

布 设部 优选 验

高 项低 风试 试

环控救 电器仪载设 火

基 起性 性

巡 机性 性

特 飞 特 尾

机 突载 载

动 疲 载 下面介绍数据体系的三类来源：工程估算数据、数值计算数据和来就有了英国的《DataSheets。现在更有成资料，例如： 英国的《ESDU》EngineeringSciencesDataUnit 2002新的《飞机设计手册》第6册《气动设计》第2篇 还有一些经典的专题文献：AD-780100,NASATN-D6800。其中：③《航空气动力手册》的主要参考资料是《 ④《气动设计》手册主要参考资料是Kansas大学RoskanJan教授主编的《Air neDesign》PartⅥ“PreliminaryCalculationofAerodynamic,ThrustandPowerCharacteristics。这本书内 是1975或1978的版本。 欧洲Airbus的几个国家都相信、使用《ESDU，可是还是相信、 的人的本事?——对其中概念和的理解和掌握。例如俄罗斯的ИЛ-76飞机的B737-800飞机和欧洲的A320-200飞机，都可以作为大型类飞机的设计参考。但是，需要整理出在“2.1 纵向升、阻、力矩特性。包括：升力曲线（CL～升阻曲线（CL～CD ln包括：横向力曲线（Cy～滚转力矩曲线（C～偏航力矩曲线（C～ln升降舵效率Cme方向舵效率CnR Cla 包括：3个阻尼导数

cmq、clp

cnr个时差导数个交叉导

cnp、clr2

c

和cL 方案冻结之后直至新飞机首飞上天为型号研制的详细设计①简单方便快速

②影响因素清晰计算简单又明确地反映了基本的气动概念。从计③结果比较粗糙④大量级是可靠的轻人问我“怎么办？我们“坚信气动概念寻找风洞试验中 ③数值计算和风洞试验的参考算和风洞试验的结果偶然因素较多，可以参考工程估算的结果进行典 比较简便、快速——计算一个状态只需要大约100秒。计算一条曲线，只需20分钟。1988MBB③数据的准确性比较差——这种方法本身基于许多简化的假④比“小扰动速势方程精准一些的“方程+附面层修正 N-S 计算的时间也更长。计算一个状态需要10～20小时。而是介绍：有了风洞试验数据如何进行“从试验到飞行的相关性修正”方法，这才是我们飞机型号设计部门的工作。获得修正量级,进行数据修正。①以风洞试验数据为基础 进、排气组合（涡轮动力模拟器TPS）试验。 （④进、排气效应（TPS 对于螺旋桨动力装置的飞机，采用无动力模型风洞试验，没有模拟螺旋桨的直接力和螺旋桨滑流对气动特性的影响。应通过螺 ⑦静气动弹性影响⑧重心位置转换风洞试验按模型参心取矩,实际飞行中,飞机的力矩参⑨杂项阻力风洞试验的尺寸限制,通常使用缩比模型,无法模拟实际飞①修正内容概况为了了解修正内容的概况，这里列出报告中一节的各 “2试验数据修正内容 纵向气动特 零升阻力系数(或最小阻力系数)：CD0=CD0,tes+△CD,wal+△CD,sup+△CD,dis+△CD,int++ +△CD,add+ ——修正的零升阻力系数试验△CD,wal △ ——杂项阻力增量△CD,tra——平衡升致阻力的修正其中：△CD,wal和△CD,sup是由风洞试验单位提供。一般情况，CD0,tes中已经进行了此两项修正。△CD,int和△CD,jet对于喷气动力装置，是必须计及△CD,Re是所有修正项中最重要最的一项要根 力修正“△CD,Re。现以某型机为例，看一看它的计算步骤：对于全机，机翼平均气动弦长CA3.451m1：15型在风洞中做低速测力试验，Re1.102×106；按照某型飞机《飞行的Re数见表10-01。表10- 由《飞机设计手册》第6册 《气动设计》中图7－3全湍表10- 飞机各部件对应的摩擦系数10-表10- 飞机各部件的浸润面积 CD0,w=KWF·KLS·Cfw[1+Lxc(t/c)+100(t/c)4]Swet,w CD0,F=CD0,FBase+ CD0=CD0,W+CD0,F+CD0,n+CD0,H表10- 全机和各部件零升阻力系6 某型机零升阻力系数随Re数的变计算得到的零升阻力系数要比飞机的试验得到的最小阻力系数小C0随e数的变化量级是可以使用的。①工程设计的“增量法” 或者性能数据的反推得到。这是十分关键又比较的工作。以03K03Y08飞机为原准机改装的一型特殊用途飞机。将K03原型机与Y08飞机的同期测力试验数据作对比，列出其差量，加到《Y08K03原型机经过相关K03原型机低速风洞测压试验结果是重要的补充。一期十分认真的、成功的全机测压（1300）试验，得到了各个部件的压力K03原型机螺旋桨动力模拟试验结果是《数据集》中动力影响数 K03飞机K03飞机

K03K03 框图中：ΔR—在测力试验中，K03原型机与Y08飞机气动特性ΔP—在螺旋桨动力模拟试验中，K03原型机，有、无动力的滑流影响量。这里用不同拉力系数（Tc）与零拉力系数（Tc=0）图10- 升力曲 例如：构成升力CL～α曲线中的几个关键参数：零升迎角0力线斜率CLα

CLmax

例如：升力

～α曲线和俯仰力矩

~CL 理论上，在无侧滑飞行中气动力（力矩）是对称的。例如：横航向的Cy～、Cn～和Cl～曲线平移，=0°的所有气动系数归零，随的变化左右对称。 例如：升力

～α曲线、极曲线

~

和俯仰力CmCL曲线中的最大升力系数CLmax——对于没有这方面工作经历的气动专业人员可能没有什么印象；下面以K03飞机为例，给出修正前、后的纵向特性曲线，可以看 3210-

- - 图10- K03不同襟翼偏角的升力曲线（试验值321-

- -

α(°)图10- K03修正后的升力曲线（使用值 yy3210-

图10- K03不同襟翼偏角的极曲线（试验值3210-

CX图10- K03修正后的极曲线（使用值 0---- - - 图10- K03不同襟翼偏角的俯仰力矩曲线（试验值

0----- -

图10- K03修正后的俯仰力矩曲线（使用值

————导数的数据要求准确度不能很高。 08图10- 升力曲 ——全机升力为零的迎角 ——单位迎角的升力增量——失速迎角（αs） ——对应最大升力系数的迎角。所以，性范围内（α≤αs，全机的升力系数：α0 图10- 不同构型的升力曲图中示出了飞机不同M图10- 不同M数的升力曲但是，当飞行速度超过了临界M数之后，机翼上表面有超音速区，出 零升迎角 一般巡航构型在-1.5°～+0.5°范围升力线斜率CLα——一般巡航构型在0.8～0.9之间，对于机翼后掠角较大的飞机，一般在0.6～0.7范围。最大升力系数CLmax——一般巡航构型在1.4～1.8之2.2～2.4。着陆构型可以达到2.8～3.2。失速迎角αs——一般巡航构型在13～15超临界机翼的飞机，只有5°～6°，甚至更小。①升阻曲线图10- 升阻曲——升阻比（KCL/CD）——最大升阻比(Kmax)——过零点作与曲线相切的直线，切CD=CD0+CL2 CDiCL2/πAe——升力诱导产生的阻力，称为“升致阻力”式中：A——机翼的展弦比；CDie——（瓦尔德）展向效率因子 图10- 不同构型的阻力曲图中示出了飞机不同M图10- 不同M数的升力曲飞行速度超过了临界M数之后，机翼上表面出现激波，就有波阻，阻力继续增大。飞行速度到达阻力发散M数，波阻急速增大，阻力明显 零升阻力系数CD0— 一般巡航构型在0.020这个对于民用客机在0.016～0.0180.014；对于在0.022～0.024，最大的有0.030最大升阻比CLmax——一般巡航构型在15～20之间， 俯仰力矩曲线表示飞机的俯仰力矩与升力关系（见图

图10- 俯仰力矩曲零升俯仰力矩系数（Cm0）——全机升力为零的俯仰力 CmCL

图10- 不同构型的俯仰力矩曲CmCL减小。图中：纵向静稳定度巡航状图中示出了飞机不同M图10- 不同M数的俯仰力矩曲25%的地方，③数值量级零升俯仰力矩系数Cm0——一般飞机在0.10～Cm0可能要CmCL——亚音速流动，单独机翼的焦25%大致在平均气动弦的40～60%。工程估算、数值计算和风洞试验只是气动设计、研究的不同。工程估算的特点前面已经：①简单方便快速，②影响因素清晰，③结果比较粗糙，④大量级是可靠的。这里阐述数值计算和能在数值计算的结果中反映出来。例如阻力计算，系数误差△CD可以因为如此，世界各国的飞机设计部门都广泛采用CFD进行飞机及灵活应用这两种，就能做到事半功倍的效果。其大思路是：主要大外形变化可以利用CFD计算的差量获得。微小变化可以利用CFD计算的差量获得。同位置的较小变化可以利用CFD计算的差量获得。的微小变化可以利用CFD计算的增量获得。角可以利用CFD计算插值获得。地面效应试验——地板高度的间隔可以少做一些，中间高度可以利用CFD计算插值获得。风洞试验时间和经费，能有的精力建设、完善气动特性数据体系。备CFD专业的人才。 靠”？——测压试验有哪些的方面？ CFD分布。如果两者的压力分布一致，说明CFD的计算是正确的。表10- CFD计算与风洞试验的升力系数取CFDα2.2ºα2.0º这两个不同姿态、相同 搞CFD计算的认为CFD验仅有的测压孔数据与CFD计算的压力分布作比较，没有捕捉到的压 无粘、无旋，N-S所以，风洞试验与CFD计算的数据相对而言，前者的准确程度要但以风洞试验数据为准。即使是欧、美先进的航空设计部门，CFDCFD计算需要用风不能作为理论依据。为什么这个误差一定是△α0.2º0.2º呢？如果是+0.2ºCFDα2.2ºαCFDCFD还要进行验证？为什么还需要以风洞试验进行验证？——这是明显的正常的思路是：以风洞试验的测力数据为基准对CFD的计算数据进行验证。验证的结果，不是风洞试验可能有迎角△α0.2º误差，而是CFD计算数据（α2.0º，CL0.18）的升力不足。基于正常CFD（α2.0º）来分析CFD计算升力不足的原因，改进、完善计算方法，这才是验证 在CFD计算的领域，许多人员（据说包括、几十正是因为在CFD计算的领域许多人员、几十年来一直这样做，这是CFD计算领域的整体，理论上应该是严密的。如果认为这样做完全根据各自的实际需要和技术能力，采用各种不同的途径。例如1988-1990西德MBB飞机公司的空气动力学部。①以“小扰动速势方程+片条附面层”方法为主体，计算全机②同时采用《ESDU》的工程估算方法，对数据量级和变化趋 能被该型号使用，只能为下一个型号设计打基础。例如：西德MBB飞机公司的空气动力学部，经过A-300飞机计算、校核、验证、完善的一A-320A-320飞机计算、校核、验证、完善的一套方法和软件，给MPC-75飞机设计使用。就这样，一 在西德MBB