气动特性分析课件.ppt

气动特性分析南京航空航天大学南京航空航天大学余雄余雄庆概念设计流程设计设计要求、适航条例要求、适航条例全机布局设计发动机选择机身外形初步设计机翼外形初步设计 方案分析与评估 重量特性 气动特性 动力特性 性能评估 操稳特性 经济性分析 噪声特性 排放量 可靠性 维修性 机场适应性 确定主要参数尾翼外形初步设计总体布置形成初步方案设计满足要求？方案最优？YesNo分系统初初步步方方案案分析分析起落架优化化任务输入输入分析评估分析评估输出输出设计方案巡航（高速）巡航（高速）升阻特性升阻特性起起飞/着着陆（低速）（低速）最大升力系数最大升力系数 升阻特性升阻特性抖振升力系数抖振升力系数计算模型工程估算CFD气动特性分析评估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概念设计无粘线性位流理论升力面理论涡格法/面元法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、超声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内 容升力升力线斜率设计升力系数最大升力系数抖振升力系数阻力摩擦阻力升致阻力形阻压缩性阻力（跨声速）超声速波阻 巡航干净构形起飞襟翼打开至起飞位置第二阶段爬升襟翼打开至起飞位置单发停车着陆襟翼打开至着陆位置气气动特性特性飞行状行状态（构形）（构形）升力线斜率全机升力线斜率CL的计算公式：为机翼升力线斜率为机翼升力线斜率:(1/rad)为因子：为因子：该公式适用于该公式适用于dh/b 0.2的机型。的机型。为校正常数，通常取值为为校正常数，通常取值为3.2；dh为飞机机身的最大宽度；为飞机机身的最大宽度；b为机翼的展长；为机翼的展长；Snet为外露机翼的平面面积；为外露机翼的平面面积；Sgross 为全部机翼平面面积。为全部机翼平面面积。最大升力系数（干净构形）regs为适航修正参数，按适航取适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取参考的不同失速速度取值。Vs是是过载系数小于系数小于1时的失速速度，此的失速速度，此时升力系数出升力系数出现快速减小。快速减小。按按Vslg取取证的机型（如的机型（如A300），），regs取取值0。按按Vs取取证的机型的机型regs取取值1。失速速度：失速速度：通常有通常有1-g过载失速速度（失速速度（Vslg）常常规失速速度（失速速度（Vs）两种。）两种。增升装置对升力的影响 后缘襟翼产生的升力增量 Clmax为增升装置二维剖面的最大升力增量；为增升装置二维剖面的最大升力增量；Sflapped为流经增升装置的流场所覆盖的机翼面积；为流经增升装置的流场所覆盖的机翼面积；HL为增升装置铰链线的后掠角，在没有详细数据时，对于后缘为增升装置铰链线的后掠角，在没有详细数据时，对于后缘（前缘）襟翼可以近似使用后缘（前缘）后掠角。（前缘）襟翼可以近似使用后缘（前缘）后掠角。增升装置对升力的影响增升装置二维剖面最大升力增量的估算增升装置二维剖面最大升力增量的估算cTE/c为后缘为后缘缝翼打开后机缝翼打开后机翼的弦长与原翼的弦长与原弦长的比例弦长的比例cLE/c为后缘为后缘缝翼打开后机缝翼打开后机翼的弦长与原翼的弦长与原弦长的比例弦长的比例增升装置对升力的影响克鲁格襟翼使用时，不会引起机翼弦长的增加；前缘缝襟翼打开时，会使机翼弦长增加。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关系。增升装置对升力的影响后缘襟翼中，简单襟翼不会引起弦长的增加；富勒式襟翼和带有补偿式铰链轴的襟翼会引起弦长的增加，其增量与襟翼打开时的偏转角度有一定对应关系。增升装置对升力的影响襟翼实际使用时，升力增量的估算值与襟翼偏转角有关，可近似表示为下式（二维）：不同襟翼偏转角下的升力系数增量可以表示为（三维）：增升装置对升力的影响典型的飞行状态采用的襟翼偏角flap 飞行状行状态|襟翼襟翼类型型单缝襟翼襟翼双双缝/富勒式襟翼富勒式襟翼一般起一般起飞状状态7 71010最大重量起最大重量起飞15152020着着陆状状态35354545阻力阻阻力力以下气动估算公式主要适用于运输机升致阻力升致阻力零升阻力零升阻力跨声速跨声速压缩性阻力和超声速波阻性阻力和超声速波阻摩擦阻力摩擦阻力压差阻力差阻力干干扰阻力阻力次次项阻力阻力配平阻力配平阻力典型运输机的阻力组成巡航马赫数巡航马赫数0.78；展弦比；展弦比9.76；后掠角；后掠角25度；巡航升阻比度；巡航升阻比18.20.019160.012650.00186=0.00069CDTOT=0.03436CL=0.625升致阻力巡航构型的升致阻力因子定义伴随升力产生而引起的阻力。襟翼打开时的升致阻力因子flap襟翼偏襟翼偏转转角度角度摩擦阻力 定义由于空气的粘性，空气微团与飞机表面发生摩擦而产生的。方法基于附面层理论，应用等效长度法确定飞机的摩擦阻力。摩擦阻力系数湍流状湍流状态的摩擦阻力系数的摩擦阻力系数计算公式算公式为：摩擦阻力湍流与湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数流混合情况下的摩擦阻力系数为：摩擦阻力根据部件叠加的方法，根据部件叠加的方法，飞机的摩擦阻力系数表示机的摩擦阻力系数表示为：压差阻力定义由流经飞机的气流分离所引起的阻力。方法采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。机身的压差阻力因子为：K 为机身机身长细比，即机身比，即机身长度与机身最大直径之比度与机身最大直径之比。发动机短机短舱的的压差阻力因子：差阻力因子：lnac/dnac发动机短机短舱的的长度与直径之比。度与直径之比。压差阻力翼面类部件的压差阻力因子与其平均相对厚度及最大厚度位置的弦向比例有关，还需要考虑飞行马赫数的修正.机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:(t/c)为翼型的相翼型的相对厚度；厚度；(x/c)m为翼型最大厚度翼型最大厚度处的相的相对位置位置;m为最大厚度位置最大厚度位置连线的后掠角的后掠角;M 为飞行行马赫数。赫数。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，Q=1.0；没有整流的机翼，Q=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Q=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。各部件的零升阻力系数飞机各部件的废阻系数为：表面摩擦系数、压差阻力因子、干扰阻力因子乘以部件湿面积与机翼参考面积之比。第i个部件废阻系数的计算公式为：其中：其中：Swet,c为第第i个部件湿面个部件湿面积；Sw为机翼参考面机翼参考面积。次项阻力次项阻力是由于附着物、表面缺陷及系统附件安装引起的。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 零升阻力 总零升阻力各部件废阻之和次项阻力 配平阻力配平阻力是由于平尾或鸭翼为产生配平力矩而的升力而引起的阻力，包括升致诱导阻力和型阻两部分。现代运输机配平阻力一般占总阻力的2或更少。压缩性阻力飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声速压缩性阻力，使阻力增大。压缩性阻力影响压缩性阻力的因素飞行时的升力系数马赫数机翼设计的技术水平。设计水平高的机翼，会延缓机翼气流出现超声速的过程，提高阻力发散马赫数MDD。压缩性阻力 阻力阻力发散散马赫数赫数MDD计算公式：算公式：MREF为翼形翼形设计的技的技术水平因子，通常取水平因子，通常取值在在0.850.935之之间。跨声速跨声速压缩性阻力的性阻力的计算公式：算公式：低速构形的附加形阻低速状低速状态下，起落架放下引起的阻力增量：下，起落架放下引起的阻力增量：WL为飞机最大起机最大起飞重量，重量，单位位lb；SW 为机翼参考面机翼参考面积，单位位ft2多轮小车式双轮式低速构形的附加形阻增升装置的阻力取决于增升装置的类型。影响襟翼阻力增量的参数还有襟翼偏角、机翼面积延伸比例和后掠角等。机翼面积的延伸比例为襟翼打开时机翼总面积（含前、后缘襟翼增加的面积）与原机翼参考面积的比例。根据襟翼打开时机翼弦长的延伸比例及襟翼的展向站位可以估算出机翼面积延伸比例。低速构形的附加形阻襟翼偏角、机翼面积延伸比SR和后掠角之间有一定的统计关系。在速度不同时，参数之间的统计关系略有不同，根据下图，可以分别用于起飞1.2VS和着陆1.3VS不同速度状态下的阻力增量估算。襟翼阻力的估算（襟翼阻力的估算（1.2VS）襟翼阻力的估算（襟翼阻力的估算（1.3VS）单发失效引起的额外阻力发动机气流堵塞而增加的阻力（风车阻力）。估算公式：Af 风扇横截面积风扇横截面积SW 机翼参考面积机翼参考面积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。总阻力计算巡航构形总阻力阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 压缩性阻力性阻力 配平阻力配平阻力 起飞/着陆构形总阻力阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 配平阻力配平阻力 起落架放下起落架放下 引起的阻力增量引起的阻力增量 襟翼放下引起的阻力增量襟翼放下引起的阻力增量总阻力计算第二阶段爬升构型（单发失效）总阻力阻力 零升阻力零升阻力 升致阻力升致阻力 配平阻力配平阻力 襟翼放（起襟翼放（起飞位置）下引起的阻力增量位置）下引起的阻力增量 单发失效引起的阻力增量失效引起的阻力增量部件的湿润面积的计算对于机翼和尾翼：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=（对于椭圆截面）；K=4 （对于方形截面）A俯 俯视图面积 A侧俯视图面积抖振边界抖振现象对于高亚声速（跨声速）飞机，当升力系数和飞行马赫数达到一定值时，会发生明显的气流分离现象，导致机体和操纵面抖振。抖振边界将升力系数和M数分为二个区域：抖振区和无抖振区。导致抖振的条件当升力系数接近飞机最大升力系数CLmax，机翼上表面的气流发生分离。当飞行速度超过阻力发散马赫数MDD，此时机翼上的激波会引起不稳定的气流，导致气流分离。当当CL增加到一定值后，有气流分离。增加到一定值后，有气流分离。当速度超过当速度超过MDD后，有气流分离。后，有气流分离。预测抖振边界与CLmax关联的抖振边界计算各飞行马赫数下的最大升力系数CLmax。取各飞行M数下CLmax的90作为抖振升力系数。与MDD关联的抖振边界一般地，飞行马赫数比MDD高0.03时，会出现抖振现象。MDD与升力系数CL有关，当CL越大时，MDD越小。根据CL和MDD 的关系，可确定出抖振边界。根据上述二个条件，即可画出抖振边界。不同M时最大升力系数之比抖振边界裕度某典型喷气客机的抖振边界图飞行时的升力系数CL应小于抖振升力系数，并有余量！初始巡航时需较高的CL，需校核此时CL不能超过抖振升力系数。气动分析的输出升力阻力极曲线气动分析的输出干净构形升阻比特性气动分析的输出干净构形（ML/D）特性气动分析的输出最大最大ML/D与最大升阻比与最大升阻比时的的CL随随马赫数赫数变化化规律律气动分析的输出起飞/着陆构形升阻比特性气动分析的输出起起飞/着着陆构形的升力特性构形的升力特性气动分析的输出抖振边界课后任务分析你们小组所设计方案的气动特性，包括巡航状态的极曲线起飞/着陆状态极曲线第二阶段爬升时单发停车时极曲线。