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5为机翼升力线斜率：CL.—人〃 曲2也1dh'2牡：・_Wsgrossb)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Ar=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・9m2；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CLmax141»0064ULmax""vvregsUL.■141»0064ULmax""vvregsUL.■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CLmaxW1-662三.计算增升装置对升力的影响前面选择了前缘开缝襟翼cLE/c为前缘缝翼翻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。

LO870203040SO6070Wing¥Ngwlspan&0100LO870203040SO6070Wing¥Ngwlspan&0100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CLE1c等于1.088。絲翌娄型克鲁格標資0.3前缘前缘缝翼0.4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三缝19强々三缝由上表格，可知最大升力增量等于II••0.4CE/C,代入CE/C等于1。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.g——6x「max由于襟翼最大偏转角“等于40般起飞B=709=0.076状态16最大重量起飞最大重量起飞9=0.1632=15°着陆状态C=0.3808=350四•计算升致阻力巡航构型的升致阻力因子：1.052 0.007dC2wan叭襟翼翻开时的升致阻力因子：『dG、1.050.271ccc"Kcclean2Ki2dC伽〔其中AR为展弦比，爲为襟翼偏转角〕Ar=9.°,起飞状态 flap=7°着陆状态f知=35°代入公式可以算出：0.0440.044巡航构型的升致阻力因子等于0.050起飞状态的升致阻力因子等于着陆状态的升致阻力着陆状态的升致阻力0・°37因子等于五、计算各部件湿润面积对于机翼和尾翼：如果(t/c)v0-05;Swet=2.0003S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：SwetK(A+A/2Swet= 俯 侧)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-侧视图面积所件:机翼S夕卜露=1〔E1.65m〔t/c〕=0J8 Swet=247.75口2机翼平尾S 2外露=32.45m(t/c)=0.08mOwet=65.50垂尾 外卜露=18.61m2(t/c)=0.08Swet=37.57汗机身A俯=1佃.31m侧=125.05mSwet=383.69m2短舱 A俯=5.54m2 A侧=5.54m2Swet=17-412m六、巡航状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数ACfJurbfogN/cMhc为常数，取值分别为宜一0.455,6-2.58,u一0」 44,d一038;•NR是当前流动状态的雷诺数弘一〔刃「氓'M为飞行马赫数.空气动力学P269查到T=216•7Ka=295•1m/sP 2P=0•227pa=0•3648kg/m因为M=0・8飞机各局部的当量直径：机翼:飞机各局部的当量直径：机翼:平尾:垂尾:机身:/2=4.045m所以v=M*a=236.1m/s空气动力学P8萨瑟兰公式求出T.422*105N*S/m2山=MAC=4■•

=MAC=3■•024mi*=MAC=3•86m=（机身高+机身宽）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=1mf—ftbCf=cf-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=0.3所以:机翼平尾机身短舱Cf-turb

0.002467

0.002595

0.002500

0.002482

0.002805Cf0.0019260.0020210.0019450.0019310.002182所以，摩擦阻力系数:wet4r亠且挙'立RZ/-RHA土农At^>F7口PLTJ届S鳥是第/部件的湿润面积。■%是机翼参考面积。代入数据,C'fSwet代入数据,C'fSweti=1约等于0.0129.2、计算压差阻力机身的压差阻力因子为:

Ffus=12・2ki20.9k3(k=37.91/3.95=9.5975) 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为：F 1 0.35nac /nac.z.dnac Inac/dnac发动机短舱的长度与直径之比(Inac/dnac=3・(Inac/dnac=3・78/1-46=2-589) 机翼的压差阻力因子(尾翼类似)+0180.28 /(t/c)+100t/c)1.34Moi8(coSm)(x/c)m=40%，M=0.8, 对于机翼'(t/c)=0.18,Am用空气动力学pi66公式换算为55.62〔X/C匸。%,M=0(t/c)=0.08am用空气动力学p166公式换算为22.09(X/C)m=40%,M=0.(t/c)=0.0g所以，代八各公式，各部件压左阻力因丁为:Ffus1.145FAac1.135Fwing1.508Fhtail1.146FvtailQ 1.398计算干扰阻力干扰阻力是通过干扰因子Q来计入的。机身与机翼对于翼身融合良好的中单翼、下单翼布局，0=1.0;没有整流的机翼，0=1.1~1-4，常规设计中，Q的取值范围一般在1.0~1・2之间；平尾和垂尾0=1.2；发动机短舱翼吊布局：Q可以取1.05尾吊布局：干扰阻力应再取高出20%，即1.26综上，机身和机翼Q取1/1平尾和垂尾Q取1・2发动机短舱Q取1-05,4、计算飞机各部件的废阻第i个部件废阻系数的计算公式为：SCdoJCfcFcQc-SAs〃公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公式，可得：机翼废阻系数 0・0°5867平尾废阻系数 0・。0134；垂尾废阻系数 0-000909机身废阻系数 0-006917发动机短舱废阻系数 0.000434求和得到飞机总废阻系数为0.015475.5、求次项阻力机翼次项阻力：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%的机身阻力所以得到：机翼次项阻力因子0.000352 nnnnnn/i机身和尾翼次项阻力因子0.000094cccctca 发动机安装次项阻力因子0.000136系统次项阻力因子0.000464CCCC4驾驶舱风挡因子0.000173所以求和得到总次项阻力因子为： 0.001219所以总零升阻力二各部件废阻之和+次项阻力=0.0166946、求压缩性阻力由平飞公式算出升力系数CLW=Cl***V2*s2其中w二最大起飞重量*0.85*9.8=653588.46N其它参数前面，所以G=0.4766阻力发散马赫数Mdd计算公式：mDDCoSaQchdAQchd1Cl2lOACOSAQchdCoSQchd其中25=0.9,(t/c)=0.18MDD代入公式=0.7318压缩阻力系数为:C= Gd1C= Gd1为常数n取值为2点;MMddAM通常取值为0励;M为当前的飞行马赫数;"DD通常取值为110020.所以，ADcomf=0-01727、求巡航状态下的极曲线函数表达式2%因为配平阻力是总阻力的所以:=0-04488A+0-03423用Excel绘图得0 0.010.020.030.040.050.060.070.080.09七、起飞状态极曲线1、计算摩擦阻力系数f-turb(logINr)(1+cM2)耳是当前流动状态的雷诺数NR+MU耐为飞行马赫数。空气动力学P269查到当H=0km时T=288•2Ka=340•3m/sP 2P=101330pa =0•3648kg/m2W 因为离地速度w珅耳其中W=78462*9-8=768927•6NP=0•3648kg/m•9m2S=134小c八c、—5IO=(0•8~0•9)Cmax取等于0•85Gmax=1•4127代入公式，＞=81J63m/s起飞速度v=1•3Uo=105•51nn/s又因为a=340•3m/s,所以M=0-31-查出1.7894*105N*S/m2飞机各局部的当量直径：机翼:lU=mac=4•平尾:垂尾:机身:=MAC=3•024m=MAC=3•86m山二〔机身高+机身/2=4.045m短舱：1=d=1-84m代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数Cf_turb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:XTCf=cf-turbCf='bJ石仏为层流比例，通常取值在0.10-0.40间；％是部件的特征长度.Z吋为混合流动比例常数，通常取值为适用于层流比例小于0.40的情况取严=0-3I所以：机翼平尾垂尾机身短舱0.002518 0.0026370.0025420.002524Uf-turb0.00284Cf0.0019590.0020520.0019780.0019640.00221622、计算压差阻力机身的压差阻力因子为:Ftus=12・2ki20.9k3(k=37.91/3.95=9.5975)发动机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为：仏=1 0-35 /'-pInac/dnac发动机短舱的长度与直径之比(Inac/dnac=3.78/1.46=2.589)机翼的压差阻力因子(尾翼类似)，0.60180.28丿馬厂1+---(t/c)+100t/c)1,34M°8(co3m)1(x/c)m对于机翼5(t/c)=O.18,m=40%5M=0-315a〃用空气动力学E66公式换算为55.62(X/C)m=40%,M=0.31,对于平尾，、t/c)=0.08,对于平尾，am用空气动力学Pi66公式换算为22.09对于垂尾，（t/c）=0.08,(X/C)5,M林,所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为:Ffus1.145Fnac1.135Fwing1.272Fhtail1.194垂尾废阻系数 垂尾废阻系数 0.000779机翼废阻系数 0.005034垂尾废阻系数 机翼废阻系数 0.005034垂尾废阻系数 0.000779Fvtail1.1783 计算干扰阻力机身和机翼Q取1/1平尾和垂尾Q取1.2发动机短舱Q取1・°5,4、计算飞机各部件的废阻第i个部件废阻系数的计算公式为：SCD°JCfcFcQc八sW公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公式，可得：

平尾废阻系数0.001428平尾废阻系数机身废阻系数0.007036发动机短舱废阻系数0.000341求和得到飞机总废阻系数为0.014618.5、求次项阻力机翼次项阻力：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%的机身阻力所以得到：机翼次项阻力因子0.000302机身和尾翼次项阻力因子0.000493发动机安装次项阻力因子0.000051系统次项阻力因子0.000439驾驶舱风挡因子0.000176所以求和得到总次项阻力因子为:0.001461所以总零升阻力一各部件废阻之和十次项阻力=0.0160796、 起落架放下引起的阻力增量双轮式:心」昇0.000喊其中：WL为飞机最大起飞重量，单位lb;SW为机翼参考面积，单位ft2Wl_=78462kg=172976.2lbSw=134.9m2=1452-1ft$代入数据G」g=°.oo°喊7沁=0.0042687、 襟翼放下引起的阻力增量估算出机翼面积延1/12伸比等于E=结合PPt上的图，估算出哟等于0・086068、求起飞状态下的极曲线函数表达式2%因为配平阻力是总阻力的 所以:12%)*GoaCDIgGo_flap=0.051C2+0J067用Excel绘图得:八、着陆状态下的极曲戊项1、计算摩擦阻力系数Af•turb b 2d(logNr)(1+cM2)弘是当刖流动状态的雷诺数弘一〔P〃丿応；耐为飞仃马赫数。空气动力学P269查到当H=Okm时T=288・2Ka=340,3m/sP=101330pa p=0.3648kg/m2I1.7894*105N* S/m20.88M匕由八于vstall1S2JLmax其中ML=0.8*78462*9・8=615142-08N=0・3648kg/mS=134.9m2Cl=1-6621-max代入公式得到Vstaii" ‘55侦0进场速度v=1.3vstah=81 62m/s又因为a=340.3m/s所以马赫数M=0.24飞机各局部的当量直径机翼山=MAC=4•平尾：=MAC=3•1024m垂尾：*=MAC=3•

86m机身*山二〔机身高+机身短舱:— ■■i=d=1・84m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:町亿为层流比例，通常取值在0*10-0.40町亿为层流比例，通常取值在0*10-0.40之间；人是部件的特征长度.)CrmfCf汕巾lb无吋为混合流动比例常数，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=0.31所以:机翼平尾机身短舱Cf-turb0.0026160.002742Cf0.0020350.0021190.0026410.0026230.0029650.0020550.0020410.0023072、计算压差阻力机身的压差阻力因子为:FfusT2.2ka0.9k3(k=37.91/3.95=9.5975)发动机短舱的压差阻力因子为:匚Inac二发动机短舱的压差阻力因子为:匚Inac二1 0.35 /inacp|

nacInac/dnac发动机短舱的长度与直径之比(Inac/dnac=3.78/1.46=2.589)机翼的压差阻力因子（尾翼类似）（X/C）对于机翼，（（X/C）对于机翼，（t/c）=aJ8/m=4°%5M=0・2,Am用空气动力学P166公式换算为55・62「■-对于平尾「■-对于平尾，（t/c）=0.08,(X/C)m=4…4,Am用空气动力学p166公式换算为22・09「■-对于垂尾'（t/c）=°-°8,(X/C)m=40%,M=0.24,所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为:4、计算干扰阻力机身和机翼Q取平尾和垂尾Q取1.2发动机短舱Q取1-°5.4、计算飞机各部件的废阻第i个部件废阻系数的计算公式为:CDO厂CfcFcQc-SAsw公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公式，可得：机翼废阻系数0.004991平尾废阻系数0.001407垂尾废阻系数0.000773机身废阻系数0.007312发动机短舱废阻系数0.000355求和得到飞机总废阻系数为0.014838.5、求次项阻力机翼次项阻力：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%的机身阻力所以得到:机翼次项阻力因子机身和尾翼次项阻力因子0.0002990^000512发动机安装次项阻力因于0.000053系统次项阻