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CLa_W为机翼升力线斜率：CL?_人"曲21dh'也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CLmaxP_141?0064p|9ULmax"""regsUL.■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为前缘缝翼打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。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CLElc等于1.088前缘后缘<无面积延伸〉后缘（何而积絃仲）克鲁格標資前缘缝翼中缝二缝单繼蚁缝0.30.41.3L61.91.3/e1,6c19強々由上表格，可知最大升力增量等于!!0.4*CE/C,代入CE/C等于1?0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max“等于40由于襟翼最大偏转角状态般起飞B=79=0.07616最大重量起飞=15°9=0.1632着陆状态=350C=0.3808四？计算升致阻力巡航构型的升致阻力因子：1.0520.007dC2wan叭襟翼打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）已知AR=9.0,起飞状态flap=7°着陆状态flap=35°代入公式可以算出：巡航构型的升致阻力因子等于0.044起飞状态的升致阻力因子等于0.050着陆状态的升致阻力0.037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）<0-05;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：Swet=K（A俯+A侧）/2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外露=1（E1.65m（t/c）=0J8Swet=247.75口2平尾2S夕卜露=32.45m(t/c)=0.08cmOwet=65.50垂尾S夕卜露=18.61m2(t/c)=0.08Swet=37.57汗机身A俯=1佃.31mA2A侧=125.05m2Swet=383.69m短舱A俯=5.54m2A侧=5.54m22Swet=17-41m六、巡航状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数ACf」urbblogNr1cMhc”为常数,取值分别为宜二0.455,6-2.58,u二0」44,d038;NR是当前流动状态的雷诺数弘二（刃「氓；M为飞行马赫数・空气动力学p269查到当H=11km时T=216?7Ka=295?1m/sP2P=0?227pa=0?3648kg/m因为M=0?8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飞机各部分的当量直径机翼：山=MAC=4?平尾：=MAC=3?024m垂尾：1*=MAC=3?86m机身：=（机身咼+机身］/2=4.045m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~一cf-turbVlb(UO的情况町亿为层流比例，通常取值在0J0-0.40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取严=0.3I所以:机翼平尾垂尾机身短舱Cf-turb0.0024670.0025950.0025000.0024820.002805Cf0.0019260.0020190.0019450.0019310.002182所以，摩擦阻力系数wet4是第r部件的摩擦系数；S鳥是第/部件的湿润面积。■%是机翼参考面积。wet代入数据,约等于0.0129.i=12、计算压差阻力机身的压差阻力因子为Ffus=12.2k120.9k3(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：Fnac10.35/nacdnacInac/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)+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55.62M=0?8(X/C)=40%,(t/c)=0.08m用空气动力学p166公式换算为22.09(X/C)m=40%,M=0.8(t/c)=0.08所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为Ffus1.145FAac1.135Fwing1.508Fhtail1.146Fvtail1.3983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 六西格玛计算公式下载结构力学静力计算公式下载重复性计算公式下载六西格玛计算公式下载年假计算公式 为:SCDOJCfcFcQc-SA代入s”公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据公式，可得：机翼废阻系数0.005867平尾废阻系数0.00134；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%所以求和得到总次项阻力因子为:驾驶舱风挡：2%~3%的机身阻力机翼次项阻力因子0.000352机身和尾翼次项阻力因子0.000094发动机安装次项阻力因子0.000136系统次项阻力因子0.000464驾驶舱风挡因子0.000173所以得到: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CL12W=CL***V2*S2其中w二最大起飞重量*0.85*9.8=653588.46N其它参数前面已知，所以G=0.4766阻力发散马赫数MDD计算公式：CoSaQchd2IOACOSAQchdCoSQchdaQchd其中一25=0.9,(t/c)=0.18MDD代入公式=0.7318MMDD压缩阻力系数为：C=GD1Dnomn为常数'取值为2点;AM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因为配平阻力是总阻力的2%，所以:=0-04488八+0-03423X；IExcel绘图得:10.8系列100-010.020.030.040.050.060-070.080.090.60.40.20七、起飞状态极曲线1、计算摩擦阻力系数A.b.c.帀为常数，取值分别为/二0.455,6-2.58,c-0.144,J-0.58;(logNr)(1+cM2)耳是当前流动状态的雷诺数NR+M耐为飞行马赫数。空气动力学p269查到当H=0km时T=288?2Ka=340-?3m/sP2P=101330pa=0?3648kg/mI2W因为离地速度曲申耳其中W=78462*9-8=768927?6NP2=0?3648kg/mS=134?9im2Clio=(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飞机各部分的当量直径：机翼:山=MAC=4?平尾:=MAC=3?024m垂尾:*=MAC=3?86mA.b.c.帀为常数，取值分别为/二0.455,6-2.58,c-0.144,J-0.58;/2=4.045m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Cf_turb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为XTCf=1—mf」cf-turb'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0.0025180.0026370.0025420.0025240.00284Uf-turbCf0.0019590.0020520.0019780.0019640.0022162、计算压差阻力机身的压差阻力因子为：Ftus=12.2k120.9k3(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短舱的压差阻力因子为：仏=10-35p/'-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)，0.60180.28馬厂1+---(t/c)+100t/c)1,34Mi8(co°3m)1(x/c)m对于机翼’（t/c）=0.18.(X/C)m=40%5M=0.315a”用空气动力学pl66公式换算为55.62(X/C)Im=40%,M=0.31,对于平尾，(t/c)=0.08,am用空气动力学pi66公式换算为22.09(X/C)m=40%,M=0.31,对于垂尾'(t/c)=0.08,所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为Ffus1.145Fnac1,135Fwing1.272fhtail1.194Fvtail1.1783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1.05,4、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：SCD°CfcFcQc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：机翼废阻系数0.005034平尾废阻系数垂尾废阻系数0.0014280.000779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所以总零升阻力二各部件废阻之和+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F/5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$代入数据G」g=°.°°喊7沁=0.0042687、襟翼放下引起的阻力增量估算出机翼面积延伸比等于1/12结合ppt上的图，估算出哟等于0.086068、求起飞状态下的极曲线函数表达式因为配平阻力是总阻力的2%，所以：Go—flap12%)*GOCD)CDIg=0.051C2+0J067用Excel绘图得:八、着陆状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数Af?turbb2d(logNr)(1+cM2)弘是当前流动状态的雷诺数弘二（p〃）応；耐为飞行马赫数空气动力学p269查到当H=Okm时T=288?2Ka=340,3m/sP2P=101330pa=0.3648kg/m」1.7894*105N*S/m20.88Ml由八于Vstall1SC2Lmax其中Ml=0.8*78462*9.8=615142-08NP2=0?3648kg/mS=134.9m2Clmax=1.662代入公式得到Vstaii=62?7848m/s进场速度v=1.3Vstaii=81?62m/s又因为a=340.3m/s所以马赫数M=0.24飞机各部分的当量直径机翼山=MAC=4?平尾：=MAC=3?024m垂尾：*=MAC=3?86m机身*山=（机身高+机身/2=4.045m短舱：i=d=1?84m代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数f」urb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:)CrmfCf汕巾lb町亿为层流比例，通常取值在0*10-0.40之间；人是部件的特征长度.无吋为混合流动比例常数，通常取值为0.74＞适用于层流比例小于(U0的情况取严=0.31所以:机翼平尾垂尾机身短舱Cf-turb0.0026160.0027420.0026410.0026230.002965Cf0.0020350.0021190.0020550.0020410.0023072、计算压差阻力机身的压差阻力因子为FfusT2.2kA0.9k3(k=37.91/3.95=9.5975)k为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比发动机短舱的压差阻力因子为：匚10.35/inacInac二p|nacInac/dnac发动机短舱的长度与直径之比(Inac/dnac=3・78/1・46=2・589)机翼的压差阻力因子（尾翼类似）(X/C)m=40%5M=0.245对于机翼，(t/c)=aJ8/Am用空气动力学p166公式换算为55.62「十-(X/C)m=40%，M=0.24，对于平尾，(t/c)=0.08,Am用空气动力学p166公式换算为22.09「十-对于垂尾'(t/c)=0.08,(X/C)m=40%，M=0.24，所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为4、计算干扰阻力机身和机翼Q取平尾和垂尾Q取1?2发动机短舱Q取1-05.4、计算飞机各部件的废阻第i个部件废阻系数的计算公式为:公式中的参数已经全部在前面算出来了，将数据代入公机翼废阻系数0.004991平尾废阻系数0.001407垂尾废阻系数0.000773机身废阻系数0.007312发动机短舱废阻系数0.0003555、求次项阻力7%15%系统次项阻力：总型阻机翼次项阻力：机翼型阻的6%机身和尾翼次项阻力：机身型阻的发动机安装次项阻力：短舱型阻的的3%驾驶舱风挡：2%~3%的机身阻力所以得到:机翼次项阻力因子0.000299机身和尾翼次项阻力因子0.000512发动机安装次项阻力因子0.000053系统次项阻力因子0.000445驾驶舱风挡因子0.000183所以求和得到总次项阻力因子为：0.001492所以总零升阻力二各部件废阻之和+次项阻力7、起落架放下引起的阻力增量其中：WL为飞机最大起飞重量，单位lb;Sw为机翼参考面积，单位ft2Wl_=0.8*78462kg=138380lbSw=134.9m2=1452?1ft$代入数据5=0.00093严/&=0?0036268、襟翼放下引起的阻力增量估算岀机翼面积延伸比等于1.12结合ppt上的图，估算出sap哟等于0.086069、求起飞状态下的极曲线函数表达式因为配平阻力是总阻力的2%，所以：总阻力£(12%)9°)缶如=0,03774八+0.1063626用Excel绘图得:0.8.-Jr0.6系列］0.40.20-02a040,08九、第二阶段爬升时单发停车时极曲线1、发动机气流堵塞而增加的阻力（风车阻力）其中Af?风扇横截面积Sw■机翼参考面积因为发动机采用CFM型号，直径d等于1,6m,所以Af=2.01O6rn2,Sw=134.9m'代入公式=0.004472、襟翼放下引起的阻力增量估算岀机翼面积延伸比等于1.12结合ppt上的图，估算出5间哟等于0.086063、为配平飞机的飞行状态而增加的额外阻力。近似估算：零升阻力的5%C额外等于0.00081654、求单发停车状态下的极曲线函数表达式因为配平阻力是总阻力的2%，所以：总阻力G=(T2%)*Co■CDi)rC'Co-tidC额外==0.051cA+0J080236用Excel绘图得: