气动特性分析.docx
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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:
CLa_W
为机翼升力线斜率:
cl-_^=2AR2
1dh
b丿Sgpss
dh
2CL:
._WSgross
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=514(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
2.计算最大升力系数CLmax
CLmax=141'0-064regsCL?
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CLmax等于1.662
3.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关系。
1.0&
70203040SO6070&0100
Wing¥Ngwlspan
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c'lelc等于1.088。
絲翌娄型
克鲁格標資
0.3
前缘
前缘缝翼
0.4c
中缝
1.3
后缘<无面积延伸〉
L6
二缝
1.9
单繼
1.3/e
后缘(何而积絃仲)
蚁缝
1,6c
三缝
19強々
由上表格,可知最大升力增量等于
0.4*c'e/c,代入c'e/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
与襟翼偏转角有关,可近似表示为下
式(二维):
g——6x
“等于40°
rmax
般起飞
状态
B=7°
9=0.076
16
最大重量起飞
=15°
9=0.16
32
由于襟翼最大偏转角
着陆状态
=35°
C=0.38
08
4.计算升致阻力
1.05
20.007
dC2wan叭
襟翼打开时的升致阻力因子:
_『dG、1.050.271ccc"
D0.0004870.007
巡航构型的升致阻力因子:
Kc
Ki2dC7Ar
clean2
(其中Ar为展弦比,爲为襟翼偏转角)
flap=7°
已知Ar=9.0,起飞状态
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因子等于
0.037
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侧一侧视图面积
所以:
机翼
S外露=1佃.65m
(t/c)=0.18
Swet=247.75口2
平尾
2
S外露=32.45m
(t/c)=0.08
Swet=65.50m
垂尾
S外露=18.61m2
(t/c)=0.08
Swet=37.57汗
机身
A俯=1佃.31m
A2
A侧=125.05m
2
Swet=383.69m
短舱
A俯=5.54m2
A侧=5.54m2
2
Swet=17.41m
六、巡航状态下的极曲线
1、计算摩擦阻力系数
A
Cf_turb_b2d
logNR1cM
A.b.c"为常数,取值分别为宜二0.455,6-2.58,u二0」44,d二038;
Nr是当前流动状态的雷诺数弘=(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/s
P2
P=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・108m
平尾:
=MAC=3・024m
垂尾:
1*=MAC=3・86m
机身:
*=(机身高+机身宽)
/2=4.045m
代入数据,可以求出湍流状态的摩擦
阻力系数Cf」urb
湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:
Xt
Cf-turb
Cf=1mf—
Vlb
町亿为层流比例,通常取值在OJO-0.4O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(UO的情况
取严=0.3
lb
所以:
机翼
平尾
垂尾
机身
短舱
Cf-turb
0.002467
0.002595
0.002500
0.002482
0.002805
Cf
0.001926
0.002019
0.001945
0.001931
0.002182
所以,摩擦阻力系数:
i
Cf
i
wet
I
Z
i=1
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。
cifS
i
wet
i=1
代入数据,
约等于0.0129.
2、计算压差阻力
机身的压差阻力因子为:
Ffus=12.2k1.20.9k3
(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:
Fnac二
10.35/nac
dnac
lnac/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)十100t/c)I1.34M0.18(coSm)
I
对于机翼,(t/c)=0.18,
(x/c)m=40%,M=0.8,
Am用空气动力学pi66公式换算为55.62
r十「(X/C)m=40%,M=0・8,
对于平尾,(t/c)=0.08,
Am用空气动力学p166公式换算为22.09
(X/C)m=40%,M=0.8,
对于垂尾,(t/c)=0.08,
3、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,
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
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为:
S
CdoJCfcFcQc-S^
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
0.005867
平尾废阻系数
0.001348
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%
驾驶舱风挡:
2%~3%的机身阻力
所以得到:
机翼次项阻力因子
0.000352
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
所以求和得到总次项阻力因子为:
0.001219
所以总零升阻力=各部件废阻之和+次项阻力
=0.016694
6、求压缩性阻力
由平飞公式算出升力系数CL
12
W=CL***V2*S
2
其中W=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:
Mdd
C°S“Qchd
/3
1CL
2
lO^COSAQchd丿
t/Cm
C°SQchd
AQchd=0.9,
其中二25(t/c)=0.18
Mdd
代入公式=0.7318
压缩阻力系数为:
C=
Dcomp
Gd1MMdd
11
丿」
"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,CDcomf=0.0172
7、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:
=0.04488C2+0.03423
用Excel绘图得:
七、起飞状态极曲线
1、计算摩擦阻力系数
=A
Cf-turbb2d
(logNr)(1+cM2)
A.b.c.帀为常数,取值分别为/二0.455,6-2.58,c-O.l44,J-0.58;
耳是当前流动状态的雷诺数Nr+MU耐为飞行马赫数。
空气动力学p269查到
当H=0km时,
T=288・2Ka=340・3m/s
P2
P=101330pa=0・3648kg/m
其中W=78462*9.8=768927・6N
P2
=0.3648kg/m
S=134・9m2
Clio=(0・8~0・9)Cmax
取等于0・85Gmax=1・4127
代入公式,Mo=81.163m/s
起飞速度v=1・3Uo=105・51m/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・108m
平尾:
=MAC=3・024m
垂尾:
*=MAC=3・86m
机身:
山=(机身高+机身宽)
/2=4.045m
短舱:
|
=d=1.84m
代入数据,可以求出湍流状态的摩擦阻力系数
Cf_turb
Xt
Cf=1一mf
湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:
.ICf-turb
lb丿
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=0.3
lb
所以:
机翼
平尾
垂尾
机身
短舱
Cf-turb
0.002518
0.002637
0.002542
0.002524
0.002848
Cf
0.001959
0.002052
0.001978
0.001964
0.002216
2、计算压差阻力
机身的压差阻力因子为:
Ffus=12.2k1.20.9k3
(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:
Fnac
=10.35/lnac
pl
nac
lnac/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)I1.34M0.18(co3m)
1(x/c)m广m
对于机翼,(t/c)=0.18,
(X/C)m=40%,M=0.31,
Am用空气动力学pl66公式换算为55.62
对于平尾,
(t/c)=0.08,
(X/C)m=40%,M=0.31,
Am用空气动力学pi66公式换算为22.09
对于垂尾,
(t/c)=0.08,
(X/C)m=40%,M=0.31,
所以,代入各公式,各部件压差阻力因子为:
Ffus
1.145
Fnac
1.135
Fwing
1.272
Fhtail
1.194
Fvtail
1.178
3、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:
S
Cd°JCfcFcQc-^
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
0.001428
垂尾废阻系数
0.000779
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=各部件废阻之和+次项阻力
=0.016079
6、起落架放下引起的阻力增量
双轮式:
心」昇0.000喊.73/5
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ft2
Wl_=78462kg=172976.2lb
Sw=134.9m2=1452.1ft2
代入数据G-|g=0.000喊7沁=0.004268
7、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0.08606
8、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
G-(12%)*GoCDi)CDlgGo—flap
=0.051C2+0.1067
用Excel绘图得:
八、着陆状态下的极曲线
1、计算摩擦阻力系数
A
f-turb
b2d
(logNr)(1+cM2)
弘是当前流动状态的雷诺数弘=(p〃)応;耐为飞行马赫数。
空气动力学p269查到
当H=0km
时,
T=288.2K
a=340.3m/s
P=101330pa
」1.7894*105N*
P2
=0.3648kg/m
S/m2
由^于Vstall
0.88ML
1SC
2Lmax
其中Ml=0.8*78462*9.8=615142.08N
P2
=0.3648kg/m
S=134.9m2
CLmax=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・108m
平尾:
=MAC=3・024m
垂尾:
*=MAC=3・86m
机身:
山=(机身高+机身宽)
/2=4.045m
短舱:
|
=d=1.84m
代入数据,可以求出湍流状态的摩擦
阻力系数Cf」urb
湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:
mf
Xt
lb
Cf-turb
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(UO的情况
取严=0.3
1b
所以:
机翼
平尾
垂尾
机身
短舱
Cf-turb
0.002616
0.002742
0.002641
0.002623
0.002965
Cf
0.002035
0.002119
0.002055
0.002041
0.002307
2、计算压差阻力
机身的压差阻力因子为:
FfusT2.2k1^0.9k3
(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:
Fnac二
10.35/1nac
pl
nac
lnac/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)
Fwing=1+-0^(t/C)+1Oat/C)4】[l.34M0.18(COSLmr8]_X/Cm-
(X/C)m=40%,M=0.24,
对于机翼,(t/c)=a.i8/7,,
am用空气动力学p166公式换算为55.62
r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
r十—(X/C)m=40%,M=0.24,
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:
Ffus
1.145
Fnac
1.135
Fwing
1.214
Fhtail
1.140
Fvtail
1.125
4、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:
S
Cdo厂CfcFcQc-S^
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
0.004991
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
0.000355
求和得到飞机总废阻系数为0.014838.
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
0.000299
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=各部件废阻之和+次项阻力
=0.016330
7、起落架放下引起的阻力增量
双轮式:
CojguO.OOO^.73/%
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ft2
Wl_=0.8*78462kg=138380lb
Sw=134.9m2=1452.1ft2
代入数据5=0.00093严/&=0.003626
8、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0.08606
9、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%)*GoG)缶£ap
=0.03774C2+0.1063626
用Excel绘图得:
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=2.01O6m2,Sw=134.9m,代
入公式
=0.00447
2、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0.08606
3、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0.0008165
4、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%)*C0'CDi)rC'C0-fldC额外
==0.051C2+0.1080236
用Excel绘图得:
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