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C L ：为机翼升力线斜率：CL -_^ = 2AR 2d h2C L：._W S gross该公式适用于d h /b < 0.2的机型Z 为校正常数，通常取值为3.2;d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平 面面积。
由于展弦比A R =90 算出C La_w =514（ 1/rad ） 又因为Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 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;CL:C La_W1dhb 丿S gpssS net为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；S gross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；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C LmaxC Lmax =14 1'0-064regs C L?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C Lmax等于1.662三.计算增升装置对升力的影响前面选择了前缘开缝襟翼c LE /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。
70 20 3040 SO 6070 &0 100Wing ¥Ngwl span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 'LE lc 等于 1.088 。
絲翌娄型克鲁格標資0.3 前缘前缘缝翼 0.4 c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 1 9強々1.0&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△ C imax 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 ——6xr max由于襟翼最大偏转角“等于40°四. 计算升致阻力巡航构型的升致阻力因子:K cclea n2（其中A R 为展弦比， 爲为襟翼偏 转角）已知A R =9.0，起飞状态着陆状态flap=35 °代入公式可以算出:1.0520.007dC 2 wan 叭襟翼打开时的升致阻力因子:_『dG 、1.050.271ccc"0.000487 0.007K i 2dC7A Rflap=7 °五、计算各部件湿润面积对于机翼和尾翼：如果（t/c） < 0.05; S wet = 2.0003 S外露如果（t/c） 0.05; S wet = S外露［1.977 + 0.52（t/c）］对于机身、短舱和外挂：S wet= 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:六、巡航状态下的极曲线1、计算摩擦阻力系数AC f _turb _ b 2 dlog N R1 cMA. b. c "为常数，取值分别为宜二0.455, 6-2.58, u 二0」44, d 二038;N R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 ・7K a=295・1m/sP 2 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*10 5N*S/m2飞机各部分的当量直径：机翼：山=MAC=4 ・108m=MAC=3 ・平尾：024m1* =MAC=3 ・垂尾：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:X TC f = 1 mf —V l b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=0.3lb所以:C f -turb所以，摩擦阻力系数:IZi =1S 鳥是第/部件的湿润面积。
■%是机翼参考面积。
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:是第r 部件的摩擦系数;c if Siweti Cfi weti =1F fus = 1 2.2k1.2 0.9 k3(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:F nac 二 1 0.35 / nacd nacl nac/d nac发动机短舱的长度与直径之比(I nac/d nac=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) I 1.34M0.18(coS m)I(x/c)m=40%,M=0.8,对于机翼，(t/c)=0.18,Api66公式换算为55.62 m用空气动力学（X/C）m=40% , M=0・8 , r十「对于平尾，（t/c）=0.08 ,p166公式换算为22.09Am用空气动力学（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：SC DO J C fc F c Q c-S^S w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：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: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=0.0166946、求压缩性阻力由平飞公式算出升力系数C L1 2W = C L* * *V2* S2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M DD计算公式：AQchd=0.9,其中 二25(t/c)=0.18MDD代入公式=0.7318压缩阻力系数为："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=0.01727、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:MDDC°S“ Qchd/ 31C L2lO^COSA Qchd 丿t/C mC °SQchdC =DcompG D 1 MM DD11丿=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= _______ ACf -turb b 2 d(log N R) (1 + cM 2)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N R+MU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/sP 2P=101330pa =0・3648kg/m其中W=78462*9.8=768927・6NP 2=0.3648kg/mS=134 ・9 m2C LIO = (0・8~0・9) C max取等于0・85G max =1・4127代入公式，Mo =81.163m/s起飞速度v=1・3U o=105・51m/s又因为a=340・3m/s，所以M=0.31.查出1.7894*10 5N *S/m2飞机各部分的当量直径：机翼：山=MAC=4 ・108m=MAC=3 ・平尾：024m* =MAC=3 ・垂尾：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C f _turb湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为:.I Cf -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=0.3lb所以:X T Cf =1一 mf2、计算压差阻力机身的压差阻力因子为:F fus = 1 2.2k1.2 0.9 k3(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:F nac =1 0.35 / l nacplnacl nac/d nac发动机短舱的长度与直径之比(I nac/d nac=3.78/1.46=2.589)机翼的压差阻力因子(尾翼类似), 0.6 0180.28馬厂1+ ------- (t/c)+100t/c) I 1.34M0.18(co3m)1 (x/c)m广mA m用空气动力学pl66公式换算为55.62Am 用空气动力学pi66公式换算为22.09所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为:对于机翼，(t/c)=0.18,(X/C )m=40%,M=0.31,对于平尾， (t/c)=0.08 ,(X/C )m=40% , M=0.31 ,对于垂尾， (t/c)=0.08 ,(X/C )m=40% , M=0.31 ,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：SC D°J C fc F c Q c-^S w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：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: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=0.0160796、起落架放下引起的阻力增量双轮式：心」昇0.000喊.73/5其中：W L为飞机最大起飞重量，单位lb;S W为机翼参考面积，单位ft2W l_=78462kg=172976.2lbS W=134.9 m2=1452.1ft 2代入数据G-|g= 0.000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:G -(1 2%)*G o C Di)C Dlg Go—flap=0.051 C2+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Af -turb b2 d(log N R) (1 + cM 2)总阻力弘是当前流动状态的雷诺数弘=（p 〃）応；耐为飞行马赫数。