航空宇航学院 A 飞机空气动力特性分析 F-16飞机H=9~12km M=09 0.6 0.4 0.2 2.5 0 0.020.030040050060.070080.09CD
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航空宇航学院 A 飞机总体设计框架 设计 主要参数计算 部件外形设计 要求 发动机选择 机身机翼尾翼 布局型式选择 起落架进气道 分析计算 总体布局 是否满足 重量计算 设计要求? 气动计算 三面图 最优? 性能计算 部位安排图 结构分析 结构布置图
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航空宇航学院 内容提要 有关空气动力特性的概念 空气动力学特性估算的方法 气动特性估算公式
单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 3 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 3 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 3 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 3 航空宇航学院 内容提要 • 有关空气动力特性的概念 • 空气动力学特性估算的方法 • 气动特性估算公式
航空宇航学院 空气动力特性 升力 L 升力系数 0.5p2S 升力线斜率 最大升力系数 襟翼未打开:C1 襟翼打开:CL, max, flap
单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 4 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 4 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 4 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 4 航空宇航学院 空气动力特性 • 升力 升力系数 升力线斜率 最大升力系数 襟翼未打开 ：CL,max,clean 襟翼打开 ：CL,max,flap v S L C L 2 0.5 ρ = C L = C L α ⋅α
航空宇航学院 阻力 阻力组成 废阻:摩擦阻力;压差阻力;波阻;干扰阻力 升致阻力 阻力系数 D 0.5m2S 极曲线( Drag Polar) 无弯度:CD=C0+KC 有弯度:C2=Cm+K(C4-CLm阻)
单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 5 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 5 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 5 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 5 航空宇航学院 • 阻力 阻力组成 废阻：摩擦阻力；压差阻力；波阻；干扰阻力 升致阻力 阻力系数 v S D CD 2 0.5 ρ = 极曲线 （Drag Polar) 无弯度： 有弯度： 2 C D = C D 0 + KC L 2 0 ,min, ( ) CD = CD + K CL − CL 阻力
航空宇航学院 空气动力学特性估算的方法 空气动力学理论 计算方法 在飞机设计中的应用 简化解析公式 经典理论 半经验公式 概念设计 细长体理论、面积律 无粘线性位流 面元法 总体初步设计和气动分析, 理论 升力面理论 机翼弯扭设计 小扰动位流方程或 中等强度激波的 无粘非线性位流理论全位流方程的数值方法 跨音速流 附面层方程解 阻力计算,附面层修正,修 粘流理论 无粘/有粘交互计算 正无粘计算结果 包括脱体涡的亚、跨、超音 无粘有旋流理论 欧拉方程数值方法 速流场分析 粘性有旋流理论 NS方程数值方法 包括分离流的复杂流场
单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 6 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 6 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 6 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 6 航空宇航学院 空气动力学特性估算的方法 空气动力学理论 计算方法 在飞机设计中的应用 经典理论 简化解析公式 半经验公式 细长体理论、面积律 概念设计 无粘线性位流 理论 面元法 升力面理论 总体初步设计和气动分析， 机翼弯扭设计 无粘非线性位流理论 小扰动位流方程或 全位流方程的数值方法 中等强度激波的 跨音速流 粘流理论 附面层方程解 无粘/有粘交互计算 阻力计算，附面层修正，修 正无粘计算结果 无粘有旋流理论 欧拉方程数值方法 包括脱体涡的亚、跨、超音 速流场分析 粘性有旋流理论 N-S方程数值方法 包括分离流的复杂流场
航空宇航学院 气动特性佔算公式 A 升力线斜率 亚声速 2IA )F AB tan x 参考 2+14+-2( 其中:β Xmx.翼型最大厚度线的后掠角, A为展弦比,若有翼尖小翼,则:A有效=1.2元 n=/h或0C一翼型升力线斜率 F为机身升力影响系数:F=107(1+d/)2 其中d为机身当量直径,1为机翼展长
单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 7 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 7 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 7 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 7 航空宇航学院 气动特性估算公式 • 升力线斜率 亚声速 F S S C t L ） 参考 外露翼 ( ) tan 2 4 ( 1 2 2 max 2 2 2 2 β χ η λ β πλ α + + + = 其中： 2 2 β = 1 − M χmax,t 为翼型最大厚度线的后掠角， λ为展弦比，若有翼尖小翼，则： λ 有效 = 1.2 λ π β η lα 2 C = Clα —翼型升力线斜率 F为机身升力影响系数： 2 F = 1.07 ( 1 + d / l ) 或 0.95 其中 d为机身当量直径， l为机翼展长
航空宇航学院 A 超声速(M>12) La √M2-1(超音速前缘) 最大升力系数 襟翼未打开 大展弦比、中等后掠角和翼型前缘半径较大 C,=0.9C, max L max cos(x 小展弦比 +△ Lmax L,max.丿base Lmax
单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 8 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 8 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 8 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 8 航空宇航学院 超声速 1 4 2 − = M CL α ( M > 1.2 ) （超音速前缘） • 最大升力系数 襟翼未打开 大展弦比 、中等后掠角和翼型前缘半径较大 0.9 cos( ) ,max ,max χ1/ 4 = ⋅ C L Cl 小展弦比 ,max ,max . ,max ( ) C L = C L base + ∆ C L
航空宇航学院 ■襟翼打开 A 襟翼类型与增升效果 计算公式 SLOTTED FLAP LEAN CLEAN Lmax AClm(一)·COS前学 NONEXTENDING FLAPS EADING EDGE SLOT Cr SLAT L.E. FLAP CLEAN EXTENDING FLAPS CLEAN
单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 9 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 9 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 9 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 9 航空宇航学院 襟翼打开 襟翼类型与增升效果 计算公式 χ 前缘 ( ) cos max ,max ∆ = ∆ ⋅ S S C C flapped L l
航空宇航学院 A 废阻系数计算 等效蒙皮摩擦系数法 wet DO S是飞机湿润面积 Cn是等效蒙皮摩擦系数: 对于 Jet Transpor:Cfe=0.0030 对于 Jet Fighter:Cn=0.0035 S是机翼面积
单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 10 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 10 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 10 单击此处编辑母版标题样式 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 • 第三级 – 第四级 » 第五级 10 航空宇航学院 • 废阻系数计算 等效蒙皮摩擦系数法 S S C C wet D 0 = fe Swet是飞机湿润面积 Cfe是等效蒙皮摩擦系数： 对于Jet Transport: Cfe = 0.0030 对于Jet Fighter: Cfe = 0.0035 S是机翼面积
