飞机总体设计课件：10_ 第十讲 -飞机性能综合分析与评估

1、,飞机系 航空科学与工程学院,现代飞机总体设计 第十讲,飞机性能综合分析与评估,第十讲 飞机性能综合分析与评估,10.0飞机性能综合分析与评估的重要性 10.1 气动特性估算（A320案例） 飞机的总体参数 当量机翼参数计算 纵向气动特性计算 全机横侧静导数计算 10.2 气动特性估算（F22案例） 飞机的总体参数 当量机翼参数计算 纵向气动特性计算 全机横侧静导数计算,第十讲 飞机性能综合分析与评估,10.3 稳定性与操纵性分析 纵向静稳定性 纵向操纵性 10.4 飞机参数的权衡 10.5 动力特性估算 10.6 飞行性能估算,第十讲 飞机性能综合分析与评估,10.0飞机性能综合分析与评估的

2、重要性 概念设计 飞机的布局与构型、主要参数选择 发动机、装载的布置 三面图 初步估算性能 方案评估、方案优化,第十讲 飞机性能综合分析与评估,第十讲 飞机性能综合分析与评估,初步设计 完整的几何外形设计、三面图和理论外形（三维模型） 飞机总体布置图 重量重心、气动特性 、飞行性能和操稳特性等的较精确计算 模型吹风试验,10.1 气动特性估算（A320例）,10.1 气动特性估算 飞机的总体参数 全机尺寸：机长，翼展，机高。,A320：37.569m，33.8m，12.074,10.1 气动特性估算（A320例）,A320飞机的总体参数 外露机翼 当量毛机翼 面积（m2） Se 36.758S

3、 展长（m）33.8b 展弦比A 平均气动弦（m）cA 根弦长（m）c0 尖弦长（m）2.306c1 尖削比（梢根比） 前缘后掠角（） 0280 后缘后掠角（） 101,10.1 气动特性估算（A320例）,当量机翼参数计算 利用俯视图 原始机翼（黑色） 当量机翼（红色） 当量机翼的毛机翼（红色+玫瑰红）,10.1 气动特性估算（A320例）,当量机翼尖弦长（m） 根据当量机翼外露翼面积等于真实机翼外露翼面积的条件 ,当量机翼外露部分的根弦长度cr （m）：,2.306 m 5.731 m,10.1 气动特性估算（A320例）,当量毛机翼平均气动弦计算 图中只画出了一侧的当量毛机翼 标尺寸的红

4、色弦长为平均气动弦 标尺寸的玫瑰色弦长为平均几何弦,当量毛机翼平均气动弦,10.1 气动特性估算（A320例）,当量机翼毛机翼根弦长（c0） 当量机翼毛机翼根弦距离机头 尖削比（梢根比 ） 当量机翼平均几何弦长,6.184m 11.691m 0.3729 4.245m,10.1 气动特性估算（A320例）,当量机翼的平均气动弦长 平均气动弦的展向位置 平均气动弦前缘至机头距离 当量机翼几何面积(参考面积) 机翼的展弦比,4.540m 7.163m 15.500m 143.48m2 7.962,10.1 气动特性估算（A320例）,当量机翼的其它后掠角,25.38 22.64 16.82,25

5、,10.1 气动特性估算（A320例）,纵向气动特性计算 将薄翼型的亚声速扰流图画与不可压流的扰流图画相比可见，它们在流动性质上没有本质的不同，只在数量上有一定的差别。因此，如果知道了低速（不可压流）气动特性，就可以通过一定关系，求得它们的亚声速（可压流）气动特性。,设对于不可压流翼型的几何参数为 、 和迎角 ，亚声速翼型的几何参数为 、 和迎角 ，则这种关系对于薄翼型是： 可压流 不可压流,10.1 气动特性估算（A320例）,相对厚度 相对弯度 迎角,上式表明，由于压缩性的影响，实际翼型（可压流）的厚度、弯度和迎角都比不可压流翼型变大了。,10.1 气动特性估算（A320例）,后掠角 或者

6、 展弦比 尖削比,上式表明，亚声速（可压流）机翼与不可压流机翼相比，后掠角减小，展弦比增大，而尖削比不变。,对于机翼的平面几何参数间的关系为: 可压流 不可压流,10.1 气动特性估算（A320例）,升力系数计算 1)机翼 选用翼型NASA SC(2)-0612：,=-3.8,=0.12,=0.0052（Re=1107）,飞行雷诺数计算： 初步取巡航飞行高度H=11km，查表得到该高度上的大气密度、粘性系数。,10.1 气动特性估算（A320例）,假设A320的飞行速度为Ma0.85，则,10.1 气动特性估算（A320例）,(1)焦点计算 机翼的焦点可由下式近似计算（叶格尔著飞机设计p425

7、441）：,A320：,=0.2428,中等厚度机翼翼型的焦点到平均气动弦前缘的相对距离：,式中，,-机翼的平均相对厚度,-内翼相对厚度,-外翼相对厚度,10.1 气动特性估算（A320例）,机翼的焦点到平均气动弦前缘的相对距离：,机翼焦点到机头的距离：,=15.5+0.28844.54=16.809,10.1 气动特性估算（A320例）,(2)升力线斜率计算 翼型升力线斜率（空气动力学 陈再新 刘福长 鲍国华著，P125）,（1/rad）,A320 ：计算6.20（1/rad）=0.108 （1/） 翼型原始数据：0.12,10.1 气动特性估算（A320例）,机翼升力线斜率 其中 因此,1

8、0.1 气动特性估算（A320例）,机翼零升迎角,-2.5,取机翼安装角 =2，则机翼升力系数,假设机翼扭转角 ，则,10.1 气动特性估算（A320例）,2）机身,机身气动参数估算图,10.1 气动特性估算（A320例）,(1)焦点计算 机身只考虑机头部分的影响（机翼以前的部分机身），按细长旋成体计算，其焦点位置到机头距离是机头长度的2/3。因此，假设机身头部长度为 ，则机身焦点到机头的距离是,=11.69m，,=7.793m,(2)升力线斜率计算 计算机身的升力时将其看成是细长体当量旋成体，其升力线斜率为,=2（1/弧度 ）=0.035(1/度) （参考面积为机身最大截面积）,10.1 气

9、动特性估算（A320例）,3）平尾 设A320选NACA0010翼型， =0.1121（1/ ）， =0.0049， =0.25 (Re=1107)。,外露部分 面积，m2 外露部分展长，m 尖弦长，m 根弦长，m 根弦距离机身轴线，m 前缘后掠角() 翼型 最大相对厚度 最大相对厚度位置,25.707 5.225 1.405 3.515 1.000 32.72 10% 30%,（1）当量水平尾翼计算,10.1 气动特性估算（A320例）,原始水平尾翼 当量水平尾翼的毛水平尾翼 当量水平尾翼,10.1 气动特性估算（A320例）,=1.405m =25.707 m2 =12.45m =2.00

10、0m =3.515m =3.919m =31.430m =0.3585,两侧尾翼外露面积 平尾展长 平尾处机身宽度 当量平尾根弦 毛平尾根弦 毛平尾根弦距离机头 毛平尾尖削比,10.1 气动特性估算（A320例）,水平尾翼的平均气动弦计算 图中只画出了一侧的当量毛机翼 标尺寸的红色弦长为平均气动弦 标尺寸的玫瑰色弦长为平均几何弦,10.1 气动特性估算（A320例）,= 2.662 m =2.860 m =2.621 m =33.11m =33.14m2 （两侧毛平翼） =4.677,10.1 气动特性估算（A320例）,=32.72 =28.48 =23.82 =13.47,10.1 气动特

11、性估算（A320例）,(2) 升力线斜率计算 平尾的零升迎角 ，平尾安装角 =-3。,=1.022,（以毛平尾面积为参考面积）,10.1 气动特性估算（A320例）,(3)焦点计算 计算方法与机翼类似。先计算当量毛平尾的焦点与平均气动弦前缘的相对距离：,=33.11m+0.28272.86m=33.92m,则毛平尾焦点到机头的距离：,10.1 气动特性估算（A320例）,外露部分 面积，m2 尖弦长，m 根弦距离机身轴线，m 前缘后掠角() 翼型 最大相对厚度 最大相对厚度位置,（1）当量垂直尾翼计算,23.51 1.971 1.810 39.5 12% 36%,4）垂尾 设A320的垂直尾翼

12、选NACA0012翼型， =0.1129， =0.005， =0.25(Re=1107)。,原始垂直尾翼 当量垂直尾翼 当量毛垂直尾翼,10.1 气动特性估算（A320例）,10.1 气动特性估算（A320例）,当量毛垂直尾翼平均气动弦计算,10.1 气动特性估算（A320例）,=1.971m =23.51 m2 =8.026m =5.596m =6.651m =28.211m =0.296 =8.026m,外露垂尾尖弦 外露垂尾面积（单侧） 垂尾尖弦距离机身轴线 当量垂尾根弦 毛垂尾根弦 毛垂尾根弦与机头距离 毛垂尾尖削比 毛垂尾展长,10.1 气动特性估算（A320例）,= 4.310 m

13、 =4.734 m =3.286 m =30.92m =34.59m2 =3.725 （考虑机身的镜面效应）,10.1 气动特性估算（A320例）,=39.5 =34.16 =28.04 =13.55,10.1 气动特性估算（A320例）,(2) 升力线斜率计算 垂尾的零升迎角 ，安装角 =0。,=1.030,（以毛垂尾面积为参考面积）,10.1 气动特性估算（A320例）,(3)焦点计算 计算方法与机翼类似。先计算毛垂尾焦点与平均气动弦前缘的距离：,=30.917+0.29144.734m=32.30m,则毛垂尾焦点到机头的距离：,10.1 气动特性估算（A320例）,阻力系数计算 阻力系数

14、一般与雷诺数有关。作为初步估算，可以考虑飞机在典型飞行高度上的气动性能，例如选取巡航高度11km。前面得到机翼的雷诺数为2.906107。 对于平尾： 对于垂尾：,10.1 气动特性估算（A320例）,其中： 最小阻力系数主要是摩阻的贡献； 无粘流中因升力而产生的阻力系数； 有粘流中因升力而产生的阻力系数（后两项统称诱导阻力）；,时的升力系数；,另外：诱导阻力仅考虑机翼和平尾的贡献。,1）机翼、平尾和垂尾 阻力系数一般表达式（飞机设计基本原理，P195）,10.1 气动特性估算（A320例）,机翼零升阻力计算(Datacom 4.1.5.1),平板摩阻系数与雷诺数有关。按照空气动力学 （陈再新

15、 刘福长 鲍国华著，P127），取转捩点 ，或者取前缘转捩 ，光滑表面，得到2CF。从而算出 。,其中， ：平板摩阻系数 ：当量机翼平均厚度,10.1 气动特性估算（A320例）,各种转捩点下平板摩擦阻力系数随雷诺数的变化,翼型 雷诺数Re 最大厚度位置 平板摩阻系数 当量机翼平均厚度 最低阻力系数 翼型数据 （Re=1107）,10.1 气动特性估算（A320例）,机翼平尾,以上最小阻力系数的参考面积为各自翼面面积。,NASA SC(2)-0612NACA0010 2.9107 1.83107 0.370.30 0.00350.004 12%10% 0.00441 0.00484 0.005

16、2 0.0049,10.1 气动特性估算（A320例）,翼面部件最低阻力系数计算与对比,10.1 气动特性估算（A320例）,诱导阻力有两种计算方法： （1）公式方法 升致阻力因子,对于平直机翼： 对于后掠机翼：,10.1 气动特性估算（A320例）,翼面部件诱导阻力公式计算结果,10.1 气动特性估算（A320例）,（2）图表方法 其中， 可以查由升力面理论计算出的下图得到。 与根梢比、展弦比、后掠角等因素有关，随展弦比以及后掠角的增加而增加，随根梢比的增大而波动。,翼面部件诱导阻力图表插值结果及与公式法结果对比,10.1 气动特性估算（A320例）,2）机身阻力计算（datacom 4.2

17、.3.1） 长度：37.57m，最大高度：4.14m，最大宽度：3.95m 等效直径：4.046m,A320机身气动参数估算图,10.1 气动特性估算（A320例）,零升阻力计算 先计算典型高度上的雷诺数： Re=2.4108 。 A320的数据为：,37.57m 4.046m 12.86m2 12.71m 477.5m2 9.3 37.1,机身长度 机身当量直径 最大截面积 机身最大截面周长 机身浸润面积,机身长细比 机身浸润面积与 最大截面积比,由上式计算得到机身的零升阻力系数：Cdmin,js=0.0743。 这里参考面积为机身最大截面积，机身诱导阻力忽略不计。,10.1 气动特性估算（

18、A320例）,根据2CFRE图可查出机身平板的摩擦系数2CF=0.0037（假设前缘转捩）。,3）总阻力计算,10.1 气动特性估算（A320例）,a）总升致诱导阻力（机翼+平尾+垂尾）计算,粘性阻力系数与机翼上表面附面层密切相关，一般难以从理论上计算。 初估时可取 ，则总粘性诱导阻力（机翼+平尾）,（机翼+平尾）诱导阻力系数的参考面积为毛机翼面积。,10.1 气动特性估算（A320例）,b）总摩擦阻力计算 以毛机翼面积为参考面积，统一机翼、平尾、垂尾和机身的摩擦阻力系数,10.1 气动特性估算（A320例）,全机的气动特性计算 升力特性,10.1 气动特性估算（A320例）,极曲线,式中，系

19、数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。,10.1 气动特性估算（A320例）,飞机干净构型的最大升阻比约为15.6，对应于0.5仰角，0.46的升力系数。,10.1 气动特性估算（A320例）,全机的焦点和重心后限位置计算,式中， 平尾处的气流阻滞系数，一般 ； 平尾处气流下洗角对迎角的导数，一般可取0.05。,=18.43m,10.1 气动特性估算（A320例）,根据 焦点相对于平均气动弦的位置为：,=0.645,取 ，则重心后限位于 处，即重心后限距机头：,=15.5m =4.54m,10.1 气动特性估算（A320例）,全机横侧静导数计算 几何参数 如前所述。 侧力导数 机身： 垂直尾

20、翼： 全机：,=0.00314 （1/） =0.01246 （1/） =0.0156（1/）,10.1 气动特性估算（A320例）,体轴系,x,z,y,10.1 气动特性估算（A320例）,风轴系,10.1 气动特性估算（A320例）,滚转力矩导数,式中 侧滑角为零时的侧力导数，近似计算中取零； 半个机翼面积的重心至飞机对称面的距离与半展长之比（叶格尔著飞机设计，P228） 机翼上反角，上反时为正，下反时为负，量纲为度； 垂尾的侧力导数，量纲为（1/）； 垂尾处速度阻滞系数取0.9； 垂尾的半展长位置到机身轴线的距离（上垂尾0）。,上反角影响后掠角影响垂尾影响,10.1 气动特性估算（A320

21、例）,左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来），侧滑角 为正；此时如果飞机向右滚转， 为正，则导数 为正，则飞机为横滚稳定。,由 因此,上反角 后掠角 垂尾,重心距机头 ，则偏航力矩系数：,当 为负时，飞机为偏航稳定。,10.1 气动特性估算（A320例）,偏航力矩导数 只考虑机身和垂尾影响。 机身侧力系数 ： 垂直尾翼侧力系数：,=0.00314 （1/） =0.01246 （1/）,10.1 气动特性估算（A320例）,假设重心位置为 根据,=11.69m =32.3m,10.1 气动特性估算（A320例）,气动焦点、重心后限位置及静稳定性分析,10.2 气动特性估算（F22案例）,10.1

22、气动特性估算 飞机的总体参数 全机尺寸：机长，翼展，机高。 F-22A：18.28m，13.1m,10.2 气动特性估算（F22案例）,飞机的总体参数 外露机翼F-22A 当量毛机翼 面积（m2） Se 36.758S 展长（m）13.1b 展弦比A 平均气动弦（m）cA 根弦长（m）c0 尖弦长（m）c1 尖削比（梢根比） 前缘后掠角（） 041.50 后缘后掠角（） 1-17.51,10.2 气动特性估算（F22案例）,安装角（相对水平基准线） 上反角 扭转角 翼型： NACA64A206,10.2 气动特性估算（F22案例）,机身F-22 最大横切面积，（m2）4.53 最大俯视投影面积

23、，（m2） 最大侧视投影面积，（m2） 机头俯视投影面积，（m2） 机头侧视投影面积，（m2） 机头长度，机身长，（m）16.33 机身宽，（m）4.288 停机角（）,10.2 气动特性估算（F22案例）,面积，m2 展长，m 根弦长，m 尖弦长，m 平均气动弦长，m 展弦比Aspect ratio 尖削比 前、后缘后掠角() 翼型 安装角（倾斜角）,(),水平尾翼 垂直尾翼,10.2 气动特性估算（F22案例）,面积，m2 外露部分展长，m 尖弦长，m 毛垂尾根弦长，m 毛垂尾展长，m 毛垂尾根弦距离机头 毛垂尾根弦距离对称轴 前缘后掠角() 翼型 倾斜角(),垂直尾翼,2.877 1.3

24、44 4.0875 3.3 13.077 1.352 22.56 28,10.2 气动特性估算（F22案例）,当量机翼参数计算 利用俯视图,10.2 气动特性估算（F22案例）,计算并画出当量机翼,10.2 气动特性估算（F22案例）,F-22A 机翼外露部分面积 36.758m2 翼展 13.1m 机身宽度 4.288m 当量机翼尖梢弦长1.607m,10.2 气动特性估算（F22案例）,当量机翼尖弦长（m） 根据当量机翼外露翼面积等于真实机翼外露翼面积的条件 ,当量机翼外露部分的根弦长度cr （m）：,F-22A 1.607 m 6.735 m,10.2 气动特性估算（F22案例）,计算并

25、画出当量的毛机翼,10.2 气动特性估算（F22案例）,当量机翼毛机翼根弦长（c0） 当量机翼毛机翼根弦距离机头 尖削比（梢根比 ） 当量机翼平均几何弦长,F-22A 9.23m 6.310m 0.1741 5.418m,10.2 气动特性估算（F22案例）,当量机翼的平均气动弦长 平均气动弦的展向位置 平均气动弦前缘至机头距离 当量机翼几何面积(参考面积) 机翼的展弦比,F-22A 6.312m 2.507m 8.528m 70.98m2 2.418,10.2 气动特性估算（F22案例）,当量机翼的其它后掠角,=41.5 =30.7 =16.9 =-15.6,10.2 气动特性估算（F22案

26、例）,纵向气动特性计算 将薄翼型的亚声速扰流图画与不可压流的扰流图画相比可见，它们在流动性质上没有本质的不同，只在数量上有一定的差别。因此，如果知道了低速（不可压流）气动特性，就可以通过一定关系，求得它们的亚声速（可压流）气动特性。,设对于不可压流翼型的几何参数为 、 和迎角 ，亚声速翼型的几何参数为 、 和迎角 ，则这种关系对于薄翼型是：可压流 不可压流,10.2 气动特性估算（F22案例）,相对厚度 相对弯度 迎角,上式表明，由于压缩性的影响，实际翼型（可压流）的厚度、弯度和迎角都比不可压流翼型变大了。,10.2 气动特性估算（F22案例）,后掠角 或者 展弦比 尖削比,上式表明，亚声速（

27、可压流）机翼与不可压流机翼相比，后掠角减小，展弦比增大，而尖削比不变。,对于机翼的平面几何参数间的关系为: 可压流 不可压流,10.2 气动特性估算（F22案例）,升力系数计算 1)机翼 选用翼型NACA64A206：,=-1.5,=0.079,=0.0061（Re=1.6106）,飞行雷诺数计算： 初步取巡航飞行高度H=11km，查表得到该高度上的大气密度、粘性系数。,10.2 气动特性估算（F22案例）,飞行速度可取战技指标要求的巡航速度，也可以根据翼型的设计升力系数，以及飞机半油重量计算得到典型飞行速度：,10.2 气动特性估算（F22案例）,(1)焦点计算 机翼的焦点可由下式近似计算（

28、叶格尔著飞机设计p425441）：,F-22A：,=0.2482,中等厚度机翼翼型的焦点到平均气动弦前缘的相对距离：,式中，,-机翼的平均相对厚度,-内翼相对厚度,-外翼相对厚度,10.2 气动特性估算（F22案例）,机翼的焦点到平均气动弦前缘的相对距离：,=0.2482+0.0309=0.2791,F-22A：,机翼焦点到机头的距离：,F-22A：8.528m+0.27916.312m=10.29m,10.2 气动特性估算（F22案例）,(2)升力线斜率计算 翼型升力线斜率（空气动力学 陈再新 刘福长 鲍国华著，P125）,（1/rad）,F-22A：计算5.926（1/rad）=0.103

29、4 （1/） 翼型数据0.079,10.2 气动特性估算（F22案例）,机翼升力线斜率 其中 因此,=1.7212(1/rad)=0.03004(1/),=0.6334,=0.7204,10.2 气动特性估算（F22案例）,机翼零升迎角,=-1.5,取机翼安装角=1，则机翼升力系数,10.2 气动特性估算（F22案例）,2）机身,图2 F-22机身与平尾气动参数估算图,10.2 气动特性估算（F22案例）,(1)焦点计算 机身只考虑机头部分的影响（机翼以前的部分机身），按细长旋成体计算，其焦点位置到机头距离是机头长度的2/3。因此，假设机身头部长度为 ，则机身焦点到机头的距离是,=8.207m

30、，,=5.471m,10.2 气动特性估算（F22案例）,(2)升力线斜率计算 计算机身的升力时将其看成是细长体当量旋成体，其升力线斜率为,=2（1/弧度 ）=0.035(1/度) （参考面积为机身最大截面积）,10.2 气动特性估算（F22案例）,3）平尾 设F-22A选NACA0006翼型， =0.103， =0.0052， =0.25， =9(Re=9106) 平尾参数： =8.413m， =41.5， =4.139m。 (1)基本参数计算 计算方法与机翼类似。,10.2 气动特性估算（F22案例）,=1.347m =10.778 m2 =3.696m =5.971m =12.730m

31、=0.2256,10.2 气动特性估算（F22案例）,= 3.659 m =4.146 m =1.660 m =14.199m =30.78m2 =2.300,10.2 气动特性估算（F22案例）,=41.5 =31.4 =18.5 =-12.1,=41.5 =32.71 =21.79 =-4.86,10.2 气动特性估算（F22案例）,(2) 升力线斜率计算 平尾的零升迎角 ，平尾安装角 =-3，平尾升力系数,=0.6334,=0.9392,10.2 气动特性估算（F22案例）,=1.086(1/rad) =0.0190(1/),（以平尾面积为参考面积）,10.2 气动特性估算（F22案例）

32、,(3)焦点计算 计算方法与机翼类似。根据平尾平均气动弦前缘至机头距离，可求出平尾焦点到机头的距离 。,=14.199m+0.254. 146m=15.236m,F-22A平尾焦点到机头的距离：,10.2 气动特性估算（F22案例）,阻力系数计算 阻力系数一般与雷诺数有关。作为初步估算，可以考虑飞机在典型飞行高度上的气动性能，例如选取巡航高度11km。对于平尾： 1）机翼和平尾 阻力系数一般表达式（飞机设计基本原理，P195）,10.2 气动特性估算（F22案例）,其中： 最小阻力系数主要是摩阻的贡献； 无粘流中因升力而产生的阻力系数； 有粘流中因升力而产生的阻力系数（后两项统称诱导阻力）；,

33、时的升力系数；,另外：诱导阻力仅考虑机翼和平尾的贡献。,10.2 气动特性估算（F22案例）,机翼零升阻力计算(Datacom 4.1.5.1),平板摩阻系数与雷诺数有关。按照空气动力学 （陈再新 刘福长 鲍国华著，P127），取转捩点 ，或者取前缘转捩 ，光滑表面，得到2CF。从而算出 。,其中， ：平板摩阻系数 ：当量机翼平均厚度,10.2 气动特性估算（F22案例）,10.2 气动特性估算（F22案例）,根据翼型数据， 的值为：,机翼：0.0061（Re=1.6106） 平尾：0.0052（Re=9106）,根据计算， 的值为：,机翼：0.0037（Re=3.7107） 平尾：0.004

34、485（Re=2.4107）,以上最小阻力系数的参考面积为各自翼面面积。,10.2 气动特性估算（F22案例）,诱导阻力有两种计算方法： （1）公式方法 升致阻力因子,对于平直机翼： 对于后掠机翼：,10.2 气动特性估算（F22案例）,计算结果如图所示。 机翼：k=0.1382 平尾：k=0.1435。,10.2 气动特性估算（F22案例）,（2）图表方法 其中， 可以查由升力面理论计算出的下图得到。 与根梢比、展弦比、后掠角等因素有关，随展弦比以及后掠角的增加而增加，随根梢比的增大而波动。 机翼：k=0.1316 平尾：k=0.1384,10.2 气动特性估算（F22案例）,按公式方法计算

35、总升致诱导阻力（机翼+平尾）,粘性阻力系数与机翼上表面附面层密切相关，一般难以从理论上计算。初估时可取 。则总粘性诱导阻力（机翼+平尾）,（机翼+平尾）诱导阻力系数的参考面积为当量机翼面积。,10.2 气动特性估算（F22案例）,2）机身（datacom 4.2.3.1）,图3 F-22机身气动参数估算图,10.2 气动特性估算（F22案例）,零升阻力计算 先计算典型高度上的雷诺数： Re=9.55107 为机身长度， =4.53m2为机身最大截面积，则机身当量直径：d=2.4m。 计算机身长细比 、机身浸润面积与最大截面积比值 。,=6.8 =22.53,由上式计算得到机身的零升阻力系数：C

36、dmin,js=0.0547。 这里，参考面积为机身最大截面积，机身诱导阻力忽略不计。,10.2 气动特性估算（F22案例）,根据2CFRE图可查出机身平板的摩擦系数2CF=0.0043。,10.2 气动特性估算（F22案例）,全机的气动特性计算 升力特性,10.2 气动特性估算（F22案例）,阻力特性,10.2 气动特性估算（F22案例）,极曲线,式中，系数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。,10.2 气动特性估算（F22案例）,飞机干净构型的最大升阻比约为9.3，对应于5仰角，0.25的升力系数。,10.2 气动特性估算（F22案例）,全机的焦点和重心后限位置计算,式中， 平尾处的气流

37、阻滞系数，一般 ； 平尾处气流下洗角对迎角的导数，一般可取0.05。,=10.72m,10.2 气动特性估算（F22案例）,10.2 气动特性估算（F22案例）,焦点相对于平均气动弦的位置为：,=0.3473,取 ，则重心后限位于 处，即重心后限距机头：,=10.09m,10.2 气动特性估算（F22案例）,全机横侧静导数计算 几何参数 如前所述。 侧力导数 机身： 垂直尾翼： 全机：,10.2 气动特性估算（F22案例）,体轴系,x,z,y,10.2 气动特性估算（F22案例）,风轴系,10.2 气动特性估算（F22案例）,滚转力矩导数,式中 侧滑角为零时的侧力导数，近似计算中取零； 半个机

38、翼面积的重心至飞机对称面的距离与半展长之比（叶格尔著飞机设计，P228） 机翼上反角，上反时为正，下反时为负； 垂尾的侧力导数； 垂尾处速度阻滞系数取0.9； 垂尾的半展长位置到机身轴线的距离。,10.2 气动特性估算（F22案例）,左侧滑时（即气流从驾驶员左前方吹来），侧滑角 为正；此时如果 为负，则导数 负，则飞机为横滚稳定。,当 为负时，飞机为偏航稳定。,10.2 气动特性估算（F22案例）,偏航力矩导数 只考虑机身和垂尾影响。 机身侧力系数 ： 垂直尾翼侧力系数：,重心距机头 ，则偏航力矩系数：,10.3 稳定性与操纵性分析,飞机的静稳定性是指飞机受到扰动后，不需要飞行员干预，具有复原

39、的趋势。 飞机的动稳定性是指飞机受到扰动后恢复到原来状态的运动收敛过程。 飞机的操纵性是指根据飞行员的意愿，要使飞机达到一定的飞行状态，其操纵面的能力，操纵驾驶杆所需要的力、位移以及操纵运动的动态特性等。 对飞机稳定性和操纵性的定量要求由飞机飞行品质规范确定，我国军用飞机的规范为国军标GJB185-86，民用飞机由民用航空适航条例F.I.R-25确定。,10.3 稳定性与操纵性分析,纵向静稳定性 飞机的纵向静稳定性取决于飞机重心与全机气动焦点的相对位置，计算式是 对于常规飞机，该参数必须为负值，这样才能保证飞机受干扰后能恢复原来的飞行状态。 不同类型飞机对静稳定度余量（静稳定度裕量）的要求也不

40、相同，一般对高机动的战斗机、对地攻击机等应该取-0.02，对于重型飞机取-0.15，对民用飞机取-0.25。更确切的要求应按规范来定。,10.3 稳定性与操纵性分析,以上给出的静稳定度余量的参考值是最低值，它决定了飞机重心的后限位置。 重心的前限位置则取决于飞机的起飞降落操纵性和机动飞行操纵性的要求。如飞机重心位置过于靠前，则必须增大飞机操纵面的面积和力臂长度，这将导致飞机重量和阻力增加的恶性循环。 必须控制飞机使用过程中的重心移动范围。一般对高机动的战斗机、对地攻击机重心移动 0.05，对重型非机动性飞机重心移动 0.1。,10.3 稳定性与操纵性分析,对于高速飞机，随飞行速度变化其气动焦点

41、也会变化，特别在速度从亚声速变化到超声速时，如图所示。一般大后掠、小展弦比的机翼在速度从亚声速变化到超声速时，焦点后移量可达0.150.2；而小后掠、大展弦比的机翼的气动焦点移动量更大。,实线平直机翼 虚线45后掠机翼 点划线前缘后掠63.5三角机翼,10.3 稳定性与操纵性分析,气动焦点的后移将使得在大Ma时飞机的静稳定度余量提高，机动能力下降，配平阻力增加。因此，在考虑飞机机翼的气动布局时，要尽量选择气动焦点变化小的机翼布局。,10.3 稳定性与操纵性分析,纵向操纵性 飞机的纵向操纵性主要要满足以下方面的要求： （1）起飞抬前轮； （2）着陆时保持姿态； （3）高空作机动的能力； （4）对

42、放宽静稳定性飞机的大迎角改出能力。,10.3 稳定性与操纵性分析,纵向操纵面的操纵能力来自升降舵、全动平尾、升降副翼、鸭翼或其组合。对于全动平尾，其产生的纵向操纵力矩为,式中， 平尾力矩导数； 平尾偏度变化量。,平尾的尾容量。,10.3 稳定性与操纵性分析,飞机的操纵性要求主要取决于飞行员的感觉，主要有两个指标：产生一个过载所需要的杆力和杆位移，称为杆位移梯度：,对于杆力梯度，对人力操纵的飞机：,对于用不可逆助力操纵的飞机：,10.3 稳定性与操纵性分析,对于人力操纵的飞机，要用操纵面气动补偿设计来控制铰链力矩的数值；对于用不可逆助力操纵， 需要调节 及 ，或做成随飞行高度、速度 自动调节的系

43、统，以得到在所有飞行范围内都合适的杆力、杆位移梯度。,10.3 稳定性与操纵性分析,对于起飞抬前轮的要求，一般要求在飞机速度大于0.9（离地速度）时能将前三点式飞机的前轮抬到离地迎角。 一般升降操纵面的抬头力矩需要克服机翼产生的气动力矩、重力以及摩擦力的低头力矩。其对飞机重心的力矩平衡方程为 升降舵操纵力矩 静稳定力矩 重力低头力矩 摩擦力低头力矩 其他力矩都很小，升降操纵面主要要克服重力的低头力矩。,10.3 稳定性与操纵性分析,着陆时飞机的重心不能太靠前，否则会使操纵困难； 着陆时的力矩平衡方程中，升降操纵面的偏度不能用到最大，因为需要考虑到可能产生的意外（例如拉起复飞等），而且要考虑到地

44、面效应使得飞机低头力矩增大的情况。 一般情况，设计时升降操纵面的使用最大偏度不超过可用偏度的7080%。 当飞行速度增大，或者飞行高度较低时，操纵面会发生弹性变形，使其操纵效率下降。因此，必须保证即使在发生弹性变形的情况下，操纵面仍有足够的效率。 飞机气动力数据的计算还可参考空气动力手册，飞机飞行品质的计算可参考飞机飞行品质计算手册。,10.4 飞机参数的权衡,为满足飞机的战术技术要求和使用技术要求，应选用最佳的气动布局和结构方案。 表征飞机气动布局和结构方案的特征参数，称为气动参数和构造参数，主要有翼载荷、推重比、升阻比等。在初步设计阶段，需要对这些参数进行反复调整，以权衡飞机的总体性能使其

45、达到最佳。 上述参数对飞行性能的影响很难用解析式表达，但其变化归根结底将对飞机的平飞需用推力产生影响，因此可以通过推力曲线图的变化来把握上述参数对飞机主要飞行性能的影响。,10.4 飞机参数的权衡,升阻比的影响 影响飞机飞行性能的最重要气动参数是升阻比K，根据 提高升阻比，可以降低飞机的需用推力，提高飞行性能。 对低亚声速情况，小后掠角（ =020 ），大展弦比（A=810）和较大的翼型厚度（ =0.120.16）的机翼的最大升阻比的Kmax较高。 在跨声速和低超声速情况，要想有较高的最大升阻比Kmax，则需要大后掠角（ =50 60 ），小展弦比（A=23）和较小的翼型厚度（ =0.040.

46、06）。,10.4 飞机参数的权衡,重量的影响 由平飞需用推力表达式 可见，重量变化仅影响诱导阻力。而速度越小、高度越高，重量变化对平飞需用推力的影响越大。 重量变化主要影响最小平飞速度、爬升率、升限等，对最大平飞速度影响不大。,10.4 飞机参数的权衡,重量对最小平飞速度的影响是直接的，由最大许用升力系数 决定的最小平飞速度为 对上式微分得 因此重量变化10%时，最小平飞速度变化5%。 由爬升率的计算式 对于爬升率，重量一方面直接影响，另一方面通过阻力影响。,10.4 飞机参数的权衡,机翼面积的影响 机翼面积对零升阻力和诱导阻力的影响完全相反。 机翼面积减小使浸润面积减小、升力系数增大，因而

47、使零升阻力减小而使诱导阻力增大。 高速飞机需要较大的最大平飞速度，因而采用较小的机翼面积。但同时带来起飞、着陆时的速度较大的问题。,10.5 动力特性估算,动力装置分类 活塞螺旋桨 涡轮喷气 涡轮风扇 涡轮螺旋桨、涡轮桨扇 冲压喷气、液体火箭,10.4 动力特性估算,现代飞机主要采用涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机 现代动力装置主要包括三个部件：进气装置、发动机和排气装置 评定动力装置的主要指标是：推力、耗油率和推重比。 发动机动力特性主要是推力和耗油率随飞行速度、高度和发动机工作状态（即油门位置）的变化规律，分为速度特性、高度特性和节流特性。,FJ-44小型涡扇发动机,10.4 动力特性估算,

48、动力装置的主要评定指标 推力 推力等于单位时间流过动力装置的气体动量的增量，即 发动机进口处空气流量，kg/s 尾喷口排气速度，m/s 飞行速度，m/s 单位重量空气流过发动机后获得的推力称为单位推力 因此有,10.4 动力特性估算,耗油率 发动的推力扣除压差阻力、摩擦阻力（包括激波阻力）等外部阻力后，得到动力装置的有效推力为 耗油率是评定动力装置经济性的重要指标，用小时耗油率与有效推力的比值表示为 提高压气机的增压比能有效降低耗油率。 动力装置的推重比是有效推力与重量的比值，也是重要评定指标。,10.4 动力特性估算,发动机的主要工作状态及其调节 发动机的工作状态由油门位置确定。主要有：地面

49、慢车、飞行慢车、巡航状态、额定状态和最大状态。 发动机工作状态对应于飞行状态： 一般最大状态的持续使用时间不超过2030min 地面慢车时间不超过10min 涡轮发动机的推力及耗油率由两个热力参数决定：压气机增压比和涡轮前温度。压气机增压比一般由发动机转子转速确定。 发动机的基本调节参数,10.4 动力特性估算,涡轮发动机特性 （1）速度特性 推力和耗油率随飞行马赫数的变化关系。 高度11km、调节规律为最大状态（实线）和全加力状态（虚线）的典型速度特性。,10.4 动力特性估算,在低于11km高度 外界大气温度随高度而降低，因而增压比和加温比增加，使单位推力增加 随高度增加，燃油流量近似不变

50、，而单位推力增加，因而耗油率下降。 在高于11km高度 随高度增加，温度不变，耗油率不变，单位推力不变,（2）高度特性 发动机在“最大状态”下，推力和耗油率随高度变化特性。图中纵坐标为各参数与其在海平面的对应值的比值。,10.4 动力特性估算,由于高度增加使空气密度下降，故空气流量下降： 1）在低于11km高度，,随高度增加，大气密度急剧降低； 但由于压气机增压比增加，空气流量降低比大气密度下降要慢； 虽然单位推力增加，推力仍随高度增加而下降，但降低得较慢。,10.4 动力特性估算,随高度增加，大气温度不变，增压比近似不变； 空气流量随大气密度成正比下降； 而单位推力不变，因而推力与大气密度成

51、正比下降。,）在高于11km高度，,10.5 动力特性估算,发动机在其他工作状态下的高度特性与此相似（右图为加力状态）。,10.4 动力特性估算,（3）节流特性 发动机的节流特性：当高度、速度不变，调节规律一定时，推力和耗油率随发动机工作状态（油门位置）的变化规律。,节流特性可以表示成随转速的变化形式，也可表示成耗油率随推力的变化形式。 图中转速用最大转速的百分比表示。,10.5 动力特性估算,涡轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的推力可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：,式中 0高度、0速度下的推力（台架推力）,10.5 动力特性估算,10.5 动力特性估算,10.5 动力特性估算,涡

52、轮喷气发动机各种高度和飞行马赫数下的耗油率可用以下经验公式来计算，具有量级上的精度：,式中， 0高度、0速度下的耗油率（台架耗油率）,10.5 动力特性估算,10.5 动力特性估算,10.6 飞行性能估算,飞机性能及飞行包线计算 在方案论证阶段，要进行飞行性能的估算，以确定其是否满足战术技术指标和任务特性的要求。这些性能指标包括：飞行包线，机动性能，续航性能，起飞、着陆性能和任务剖面等。 飞行包线 飞行包线是指飞机能自由飞行的高度和速度范围，通常是由飞机的任务特性决定的。 飞行包线通常由左边界的最小速度、右边界的最大速度和最大动压，以及上边界的最大飞行高度组成。一般与飞机气动特性、动力装置推力

53、及其使用特性、飞机结构设计和热载荷设计等因素有关。,10.6 飞机性能估算,10.6 飞机性能估算,1.右边界最大速度限制 最大速度限制通常取下列速度的最小值： （1）发动机推力最大时可达到的最大平飞速度； （2）结构强度所能承受的最大动压载荷所对应的速度； （3）由抖振或颤振特性限制的最大速度； （4）由飞机安定性、操纵性下降所限制的最大速度； （5）由气动加热限制的最大速度。,10.6 飞机性能估算,2.左边界最小速度限制 最小速度限制通常取下列速度中的最大值： （1）在给定构型、重量和重心条件下，由最大配平使用升力系数决定的速度平飞失速速度； （2）发生非指令性俯仰或偏航时的速度； （3

54、）出现难以忍受的抖振或结构振动时的速度； （4）由发动机推力（功率）限制的最小速度； （5）由发动机使用特性限制的最小速度。,10.6 飞机性能估算,3.最小机动速度 在飞行高度、速度范围内，完成规定的作战或训练机动任务的最小使用速度。,最大配平升力系数； 失速速度； 飞机重量。,4.上边界高度限制 飞机的高度限制通常指升限，分为理论升限和实用升限，取决于动力装置推力特性、使用状态、飞机气动和重量特性。,10.6 飞机性能估算,平飞需用推力（功率）和最大平飞速度 1.平飞需用推力 （1）计算公式 飞机平飞需用推力可用飞机阻力来计算： （2）计算方法 由于飞行高度、速度变化时，飞机各部件的飞行雷

55、诺数在变化，因此气动数据也会变化。可以编制程序，计算出给定飞行高度下，飞机需用推力随速度变化的关系曲线。,10.6 飞机性能估算,速压，Pa; 机翼参考面积，m2； 零升阻力系数； 升致阻力因子； 巡航高度的声速，m/s； 巡航高度马赫数,10.6 飞机性能估算,10.6 飞机性能估算,随高度增加，平飞需用推力曲线总的变化趋势是向右移动，且随马赫数增加而增加的趋势越来越缓。 在低亚声速范围，最大升阻比基本为常数，因此最小平飞需用推力基本不随高度变化，但有利速度随高度增加而增大。,10.6 飞机性能估算,在低亚声速范围，诱导阻力占主要地位，且随高度增加而增加，使得总阻力随高度增大 在超声速范围，

56、零升阻力急剧增大，诱导阻力急剧减小，零升阻力占主要地位。,10.6 飞机性能估算,2.最大平飞速度 以飞行高度为参变量，绘制动力装置平飞需用推力和可用推力随速度（或Ma数）的关系曲线，其右侧的交点一般为飞机最大平飞速度，其左侧的交点一般为飞机最小平飞速度。 如前所述，飞机的最大平飞速度和最小平飞速度还要受到其他因素的限制。,10.6 飞机性能估算,升限计算 1.定义 （1）理论升限 在给定飞机重量和发动机状态下，飞机能保持等速直线飞行的最大速度，即飞机爬升率等于零时的飞行高度。 （2）实用升限 在给定飞机重量和发动机状态下，对于军用飞机，亚声速飞机爬升率为0.5m/s的飞行高度，超声速飞行爬升

57、率等于5m/s时的飞行高度。,10.6 飞机性能估算,2.升限的工程计算 （1）计算公式,计算升限高度上的大气压力 。根据由此式计算得到的值查国际标准大气表得到计算升限。,10.6 飞机性能估算,可由飞机爬升角为的条件计算升力系数 。,10.6 飞机性能估算,（2）计算方法一 1）给定升限计算的重量（按适航规范的规定，如无可取剩油30%），给定发动机状态，按升限的定义确定Vz,max，给定一系列计算速度，并计算出对应的 。 2）假定一个升限，计算或查表得到CD,0， ，CT。代入前述公式可求得 值。 3）代入气压计算式可得PH，查国际标准大气表可得升限高度值。 4）重复前述2）3）的过程，直到

58、两次计算得到的升限高度值接近。 5）将各种速度下的升限画在飞行包线图上，就可得到飞行包线的上边界。,10.6 飞机性能估算,（3）计算方法二 1）设定一个飞行高度； 2）在给定高度下，设定一系列飞行速度，计算飞机的发动机推力以及阻力值； 3）计算飞机爬升率，将其绘制在爬升率-马赫数关系图上； 4）找出其中的最大爬升率，如果其大于0.5m/s，则设定一个更高的高度，返回2）；如果最大爬升率小于0.5m/s，则设定一个更低的高度，返回2）； 5）找到升限。,10.6 飞机性能估算,机动性能计算 飞机的机动性能是指飞机在一定时间内改变其高度、速度和飞行方向的能力，是反映飞机作战能力的重要性能。 飞机的机动性能包括：爬升性能、水平加（减）速、盘旋和特技性能等。 为了便于对比，常把50%机内燃油的飞机重量作为计算重量。,10.6 飞机性能估算,水平加（减）速性能计算 反映飞机在水平面内改变其直线飞行速度的能力。从一个速度加（减）速到另一个速度所需时间称为加（减）速时间，所经过的水平距离称为加（减）速前进距离。 （1）计算公式 在