飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析

一. 计算全机升力线斜率LC

_LLWCC

_LWC为机翼升力线斜率:_2/2LWRRCAA

ξ为因子： 2_12hnethgrossLWgrossdSdbSCS

该公式适用于dh / b < 0.2的机型

ζ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RA=9.0，算出_LWC=5.14( 1/rad )

又因为ζ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119.652m；

Sgross 为全部机翼平面面积，等于134.92m；

算出ξ为因子等于 1.244.

所以可以算出全机升力线斜率LC等于6.349

二．计算最大升力系数maxLC

max1410.064LregsLCC

Φregs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Φregs等于1

所以代入上面公式得到maxLC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。

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 /c 等于1.088。

由上表格，可知最大升力增量等于

0.4*c’LE /c，代入c’LE /c等于1.088，

可得ΔClmax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）：maxmaxllCC，

由于襟翼最大偏转角max等于40°，

一般起飞状态 β =7° lC=0.07616

最大重量起飞 β

=15° lC=0.1632 着陆状态 β

=35° lC=0.3808

四．计算升致阻力

巡航构型的升致阻力因子：

21.050.007DcleanLRcleandCKdCA

襟翼打开时的升致阻力因子：

21.050.2710.0004870.007DflapLRdCKdCA

（其中RA为展弦比，flap为襟翼偏

转角）

已知RA=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 = 2.0003·S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 = π （对于椭圆截面）； K = 4

（对于方形截面）

A俯 －俯视图面积

A侧－侧视图面积

所以：

机翼 S外露=119.652m

(t/c)=0.18 Swet=247.752m

平尾 S外露=32.452m

(t/c)=0.08 Swet=65.502m 垂尾 S外露=18.612m

(t/c)=0.08 Swet=37.572m

机身 A俯=119.312m A侧=125.052m Swet =383.692m

短舱 A俯=5.542m A侧=5.542m Swet =17.412m

六、巡航状态下的极曲线

1、计算摩擦阻力系数

2log1fturbdbRAcNcM

空气动力学p269查到

当H=11km时，

T=216.7K a=295.1m/s

P=0.227pa =0.3648kg/2m

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

521.422*10*/NSm

飞机各部分的当量直径：

机翼：l=MAC=4.108m

平尾：l=MAC=3.024m

垂尾：l=MAC=3.86m

机身：l=(机身高+机身宽）

/2=4.045m

短舱：l=d=1.84m 代入数据，可以求出湍流状态的摩擦阻力系数fturbC

湍流与层流混合情况下的摩擦阻力系数为：

1Tfmffturbbxccl

取Tbxl=0.3

所以：

机翼 平尾 垂尾 机身 短舱

fturbC 0.002467 0.002595 0.002500 0.002482 0.002805

fC 0.001926 0.002019 0.001945 0.001931 0.002182

所以，摩擦阻力系数：

10IiifwetiDfWcSCS

代入数据，10IiifwetiDfWcSCS

约等于0.0129.

2、计算压差阻力

机身的压差阻力因子为：

1.2312.20.9fusFkk

(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：

10.35/nacnacnaclFd

lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比

(lnac/dnac=3.78/1.46=2.589)

机翼的压差阻力因子（尾翼类似）:

40.280.180.61/100/1.34cos/wingmmFtctcMxc

对于机翼，(t/c)=0.18,(x/c)m=40%,M=0.8, Λm用空气动力学p166公式换算为55.62°

对于平尾，(t/c)=0.08，(x/c)m=40%，M=0.8，

Λm用空气动力学p166公式换算为22.09°

对于垂尾，(t/c)=0.08，(x/c)m=40%，M=0.8，

所以，代入各公式，各部件压差阻力因子为：

fusF 1.145

nacF 1.135

wingF 1.508

htailF 1.146

vtailF 1.398

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： ,0cwetcDfcccwSCcFQS

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LC

21****2LWCVS

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LC=0.4766

阻力发散马赫数MDD计算公式：