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1、飞机性能 综合分析与评估,飞机设计教研室,飞机总体设计第十一讲,1,第十一讲 飞机性能综合分析与评估,11.1 气动特性估算 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,2,第十一讲 飞机性能综合分析与评估,11.2 稳定性与操纵性分析 纵向动稳定性 纵向操纵性 全机横侧静导数计算 11.3 动力特性估算 11.4 飞行性能估算,3,11.1 气动特性估算,11.1 气动特性估算 飞机的总体参数 全机尺寸 机长，翼展。 F-22A：18.28m，13.1m,4,11.1 气动特性估算,飞机的总体参数 外露机翼 F-22A 当量机翼 面积（m2） Se 36.758
2、S 展长（m） 13.1 l 展弦比 平均气动弦（m） ba.c. 根弦长（m） b0 尖弦长（m） b1 根梢比 前缘后掠角（） 0 41.5 0 后缘后掠角（） 1 -17.5 1,5,11.1 气动特性估算,安装角（相对水平基准线） 上反角 扭转角 翼型： GA(W)-1，GA(W)-2,6,11.1 气动特性估算,机身 F-22 最大横切面积，（m2） 4.53 最大俯视投影面积，（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（）,7,11.1 气动特性估算,面积，m
3、2 展长，m 根弦长，m 尖弦长，m 平均气动弦长，m 展弦比 根梢比 前、后缘后掠角() 翼型 安装角（倾斜角）,(),水平尾翼 垂直尾翼,8,11.1 气动特性估算,当量机翼参数计算,9,11.1 气动特性估算,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br （m）：,F-22A 1.607 6.735,10,11.1 气动特性估算,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,11,11.1 气动特性估算,当量机翼根弦长（b0）: 当量机翼毛机翼根弦距离机
4、头 根梢比 梢根比 当量机翼平均几何弦长,F-22A 9.23m6.310m5.7440.17415.418,12,11.1 气动特性估算,当量机翼的平均气动弦长 平均气动弦ba.c.的展向位置 平均气动弦前缘至机头距离 当量机翼的面积 当量机翼的展弦比,F-22A 6.312m2.507m8.528m82.69m2 2.075,13,11.1 气动特性估算,当量机翼的其它后掠角,F-22A：30.70,16.84,-15.60,14,11.1 气动特性估算,纵向气动特性计算 将薄翼型的亚声速的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，
5、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：,15,11.1 气动特性估算,相对厚度 相对弯度 迎角,上式表明，不可压流翼型的厚度、弯度和迎角比亚声速（可压流）翼型都小。换句话说，由于压缩性的影响，实际翼型的厚度、弯度和迎角都变大了。对于机翼的平面几何参数间的关系为:,16,11.1 气动特性估算,根梢比 展弦比 后掠角 或者,上式表明，亚声速（可压流）翼型与不可压流翼型相比，后掠角增大，展弦比减小，而根梢比不变。,17,11.1 气动特性
6、估算,升力系数计算 1)机翼 选用翼型NACA64A206：,=-1.5,=0.079,=0.0061（Re=1.6106）,18,11.1 气动特性估算,=228.3m/s=Ma0.774,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。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：,19,11.1 气动特性估算,(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p425441）：,F-22A：,=0.2482,=0.2482+0.0309=0.2791,20,11.1 气动特性估算,
7、式中，,-机翼的焦点到平均气动弦前缘的相对距离,-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,21,11.1 气动特性估算,机翼焦点到机头的距离：,F-22A：8.528m+0.2791*6.312m=10.29m,(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）=0.1034，数据0.079,22,11.1 气动特性估算,机翼升力线斜率 其中因此,=0.02088(1/),=0.6334,=0.7204,23,11.1 气动特性估
8、算,机翼零升迎角 取机翼安装角=1，则机翼升力系数,=-1.5,24,11.1 气动特性估算,2）机身,图2 F-22机身与平尾气动参数估算图,25,11.1 气动特性估算,(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，,=5.471m,26,11.1 气动特性估算,(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）,27,11.1 气动特性估算,3）平
9、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)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,28,11.1 气动特性估算,=1.347m =10.778 m2 =3.696m =5.971m =4.433 =0.2256,29,11.1 气动特性估算,=4.146 m =1.660 m =14.199m =34.88m2 =2.029,30,11.1 气动特性估算,=31.38 =18.53 =12.11,31,11.1
10、 气动特性估算,(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,=0.9392,32,11.1 气动特性估算,=0.01518（1/）,=14.199m+0.25*4.416m=15.236m,（以当量平尾面积为参考面积）,F-22A平尾焦点到机头的距离：,33,11.1 气动特性估算,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。 1）机翼 阻力系数一般表达式（飞机设计基本原理，P195）,34,11.1 气动特性估算,其中： 最小阻力系数主要是摩阻的贡献； 无粘流中因升力而
11、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的贡献。,35,11.1 气动特性估算,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Cf。从而算出 。,其中， ：平板摩阻系数 ：当量机翼平均厚度,36,11.1 气动特性估算,37,11.1 气动特性估算,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：0.003
12、7（Re=3.7107），平尾：0.004485（Re=3107）,38,11.1 气动特性估算,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：,39,11.1 气动特性估算,计算结果如图所示。 机翼：A=0.1553，平尾：A=0.1580。,40,11.1 气动特性估算,（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：A=0.1534，平尾：A=0.1569。,41,11.1 气动特性估算,按图表方法计算总升致诱导阻力,粘性阻力系数与机翼上表面
13、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,以上各参数的参考面积均为当量机翼面积。,42,11.1 气动特性估算,2）机身（datacom 4.2.3.1）,图3 F-22机身气动参数估算图,43,11.1 气动特性估算,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， 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 =22.53,44,11.1 气动特性估算,根据2CFRE图可查出机身平板的摩擦系数2CF=0.0043。从而计算得到机身的零升阻力系数： Cdmin=0.0547
14、。这里，参考面积为机身最大截面积，机身诱导阻力忽略不计。,45,11.1 气动特性估算,全机的气动特性计算 升力特性,46,11.1 气动特性估算,阻力特性,式中，系数2.5考虑了垂直尾翼的零升阻力。,47,11.1 气动特性估算,极曲线,式中，系数1.1考虑了机翼与机身之间的干扰阻力。,48,11.1 气动特性估算,49,11.1 气动特性估算,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。,=10.732m,50,11.1 气动特性估算,焦点相对于平均气动弦的位置为：,=0.349,取 ，则重心后限位于 倍的 处，即重心后限距机头：,=1
15、0.10m,51,11.1 气动特性估算,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：,52,11.1 气动特性估算,体轴系,53,11.1 气动特性估算,风轴系,54,11.1 气动特性估算,滚转力矩,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； -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。,55,11.1 气动特性估算,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 为正，则导数 正，则飞机为横滚稳定。,
