233典型的飞机极曲线 亚音速时,设极曲线为抛物线,则飞机的阻力系数为: C=Co+CL/ Ae 2.3.5) 或者:CD=CD0+KCL (23.6) 其中:K= 诱导阻力因子; 丌Ae 机翼展弦比 e一奥斯瓦尔德系数 典型的奥斯瓦尔德系数(e)在07与0.85之间,可以用下面的公式估算e值: 直机翼飞机e=1.78(1-0.045A068)-046 (237) 后掠翼飞机e=461(1-0045A068)(cosg)03-3.1 (2.3.8) 其中:AL一机翼前缘后掠角 升阻比LD是所设计方案总气动效率的量度,在亚音速状态下,升阻比LD直接取决于两个 设计因素:机翼翼展和浸湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式,可以用于升阻比L/D的 估算。 (L/D)max =0.5( I Ae/CDo) 2 2.3.9) 以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表,这些数据可以用于方案论证。所 提供的亚音速飞机的极曲线公式如下(襟翼及起落架收上): c=c +(CL-CLo (2.3.10) ae 其中:C40-对应于CDmn的升力系数。如CLo=0,则CDmn=CDo 对第一次近似, CDm=(09+015M3C(1+3/c)os5A4+000×/s +(0.008k-05/k2)SM/S+CDES/S+0.002 式中:Cr 0.045 机翼在紊流中的摩擦系 1.328 机翼在层流中的摩擦系数 146+025×10-H+194×103HVA V一巡航速度- - 12 2.3.3 典型的飞机极曲线 亚音速时，设极曲线为抛物线，则飞机的阻力系数为： CD =CD0 +CL 2 /πAe (2.3.5) 或者： CD =CD0 +KCL 2 (2.3.6) 其中：K＝ 1 π Ae －诱导阻力因子； A－机翼展弦比； e－奥斯瓦尔德系数。 典型的奥斯瓦尔德系数（e）在 0.7 与 0.85 之间，可以用下面的公式估算 e 值： 直机翼飞机 e＝1.78（1－0.045A0.68）－0.46 （2.3.7） 后掠翼飞机 e＝4.61（1－0.045 A0.68）(cosΛ LE ) 0.15 －3.1 （2.3.8） 其中：Λ LE －机翼前缘后掠角。 升阻比 L/D 是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，升阻比 L/D 直接取决于两个 设计因素：机翼翼展和浸湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式，可以用于升阻比 L/D 的 估算。 (L/D)max = 0.5 (πAe /CD0) 1/2 （2.3.9） 以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可以用于方案论证。所 提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及起落架收上）： 2 0 min ( ) L L D D C C C C π Ae − = + （2.3.10） 其中：CL0 －对应于CDmin 的升力系数。如CL0 ＝0，则C C Dmin 0 = D 。 对第一次近似， min 1/ 4 (0.9 0.15 ) 3 (1 3.3( / ))cos 0.009 / C M C tc S S Df T = + + Λ+ ×   + 2 (0.008 0.5/ ) / / 0.0002 f f M f DE E k kS SCS S ⋅ − ++   式中： 2.58 0.045 (lg Re) Cf = －机翼在紊流中的摩擦系数； 1.328 Re Cf = －机翼在层流中的摩擦系数； Re＝ 5 4 82 10 1.46 0.25 10 1.94 10 Vc S H HA − − × +× +× ； Vc －巡航速度；