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
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 2 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 2 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 2 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 2 航空宇航学院 飞机总体设计框架 设计 要求 设计 要求 布局型式选择 布局型式选择 主要参数计算 主要参数计算 发动机选择 发动机选择 部件外形设计 机身 机翼 尾翼 起落架 进气道 部件外形设计 机身 机翼 尾翼 起落架 进气道 总体布局 三面图 部位安排图 结构布置图 总体布局 三面图 部位安排图 结构布置图 分析计算 重量计算 气动计算 性能计算 结构分析 分析计算 重量计算 气动计算 性能计算 结构分析 是否满足 设计要求？ 最优 ？ 是否满足 设计要求？ 最优 ？
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