本科课程设计报告题 目飞机气动估算及飞行性能计算学生班级日期目录气动特性估算11.1升力特性估算1外露翼升力估算11.1.2 机身升力的估算31.1.3 尾翼的升力估算5合升力线斜率的计算8临界马赫数的计算91.2 阻力特性的估算11全机摩擦阻力的估算11亚音速压差阻力的估算17亚声速升致阻力特性估算19超音速零升波阻估算20超声速升致阻力25飞机根本飞行性能计算372.1 平飞需用推力的计算37不同高度下的推力曲线图(15)40不同高度的马赫数分布43飞行包线图(16)442.2 定常上升性能44不同高度下的Vy-Ma〔最大上升率〕图〔17〕47绘制图求解不同飞行高度下的最大爬升角47升限确实定〔读上图可得〕482.3爬升时间计算492.3.1 亚音速等表速爬升49超音速等马赫数爬升50平飞加速段的求解方法50气动特性估算1.1升力特性估算飞机上的升力可表示为：其中： 升力系数 有： S 机翼参考面积 q 动压 外露翼升力估算 〔1〕其中机翼的展弦比 λ=2.79m 翼展 l=11.7m 机翼的根梢比 η=5.48，即机翼面积 S=49.24机翼的外表为一梯形，由梯形面积计算公式有：S=可求得：机身最大当量直径d=2.13m,外露机翼面积 =35.21,由几何关系有：解之得=6.05所以，外露翼参数为：===4.65展弦比公式 的函数关系可由下面图1确定： 图1:机翼升力线斜率计算图其中：外露翼根梢比 ===4.65机翼相对厚度 c=5.1%尖梢比 ξ==0.214由机翼的几何参数可知其前缘后掠角，弦线的后掠角可由下式得出：则 由 读第三幅图。
查表时，近似取为1，在ξ影响不大的区域，取线；在影响不大的区域，取与线性插值的结果；在两者交加区域取读取值的平均值外露翼升力系数在考虑机身的影响后，可以写为：其中 修正系数 f=1.07 机身直径 d=2.13m 翼展l=11.7m 计算图表Ma或0.42.3829390.01900.07410.62.080.01950.076050.81.560.0210.0819100.02420.094381.21.7246450.02210.086191.42.5474690.021080.0822121.63.2473990.0180.07021.83.8913240.01630.0635724.5033320.01510.058892.25.0949390.01360.053041.1.2 机身升力的估算机身升力主要由头部和尾部两局部组成，对于圆柱形状的机身，有： 〔*〕其中 机身的升力线斜率 头部产生的升力线斜率 尾部收缩比 == 底部面积，尾部形状为锥形，则底部面积为零，从而=0 机身面积，即尾部的最大面积修正系数，取决于雷诺数、马赫数、尾部形状、尾翼布局等参数，其值可取0.15—0.20。
此处，我们取=0.17 可按照下式查图2曲线得出：图2： 具有锥形头部旋成体的头部升力计算曲线其中 为头部长细比，值为2.93为机身圆柱局部长细比，值为3.94从而计算可得 =1.3447 进一步可得，再将其带入〔*〕式即可得机身的升力线斜率 另外，如果机身截面形状为椭圆形，则其升力线斜率按照圆柱形进展修正:其中 B： 机身最大截面的宽度 计算图表Ma或查表查表0.40.3128038020.03550.03550.03550.029550.60.2730375430.03600.03600.03600.030050.80.2047781570.03700.03700.03700.03105100.04050.04050.04050.034551.20.2263907710.04600.04600.04600.040051.40.334401330.04800.04800.04800.042051.60.4262797270.04960.05040.0498760.0439261.80.5108064690.05040.05170.05084850.044898520.591143620.05170.05290.0521140.0461642.20.668802660.05180.05380.052490.046541.1.3 尾翼的升力估算尾翼分为水平尾翼和垂直尾翼，只有水平尾翼产生升力。
尾翼升力线斜率首先按单独机翼的升力线斜率估算方法,计算出单独尾翼的升力线斜率,再进展修正，因此，首先我们计算单独尾翼的的升力线斜率，过程如下：尾翼升力线斜率可以表示为以下参数的函数：其函数关系由之前图1可以查得其中平尾参数为: 外露翼梯形比 相对厚度 C=3.62%尖梢比 ζ=0.224 前缘后掠角 则 弦线的后掠角可由下式求出： 从而有查上图1(b) 图1(c) 对两者进展线性插值即可得查表时近似取为1，在影响不大的区域，取线；在 影响不大的区域，取与线性插值的结果；在两者交加区域取读取值的平均值Ma或b图c图插值结果0.42.6853890.0190.01780.01850.62.3440.02150.0190.0204580.81.7580.02250.02000.0212100.02650.02500.02581.21.9435420.02300.02250.0227921.42.8708020.02050.01900.0198751.63.6595690.01800.01800.0181.84.3852220.01530.01600.015725.0749090.01350.01370.01362.25.7416040.01150.01200.011709尾翼的升力线斜率修正，主要修正下洗和阻滞。
修正公式为：其中 按单独尾翼计算的升力线斜率 尾翼处的气流下洗角，近似认为等于机翼处的气流下洗角 气流阻滞系数，可根据尾翼布局按下表确定飞行器外形飞行器外形尾翼平面相对于机翼的位置Kw正常式〔尾翼位于机翼后〕尾翼安装在机身上，而且尾翼与机0.85翼平面重合0.85尾翼安装在机身上，但尾翼平面与机翼平面成45度或90度角0.9尾翼位于机身上面或下面，并离机身的距离为机身直径的一倍或以上1.0鸭式布局(前翼位于机翼之前)鸭式布局(前翼位于机翼之前)任意的1.0对于三角形机翼后气流下洗角的计算可以通过图3由和计算，对于根梢比为无穷大的、后缘具有不大后掠角的机翼，可以采用同样方法确定对于梯形机翼〔1<η<∞〕产生的下洗角可以对三角形机翼的下洗进展修正： 不考虑机翼根梢比的下洗系数 A 尖梢比对下洗的影响系数，可通过图4确定 由单独机翼计算的参数图3：确定三角形机翼后面气流下洗角的曲线〔F4战斗机*可取为0.5〕图4：确定参数A所用的曲线各参数随马赫数变化计算结果MaA0.436.50.870.950.6414880.0169070.636.50.870.950.7093810.0151560.836.50.870.950.735110.014315136.50.870.90.847530.0100271.236.50.870.80.6655260.0194331.436.50.870.790.5730960.0216281.636.50.870.770.505890.0226721.836.50.870.760.4355180.022591236.50.870.740.3673360.0219332.236.50.870.720.3077130.0206631.1.4合升力线斜率的计算以上计算的各个部件的升力系数其参考面积均为各自的参考面积，例如机翼的参考面积为外露翼局部面积，机身的参考面积一般采用机身截面的面积，尾翼的参考面积为尾翼外露面积，这样为求得合力系数，必须对其参考面积进展转化后叠加，其计算公式如下：〔2〕其中 外露翼面积 机身截面积 平尾外露面积 全翼面积 S代入公式〔2〕中计算得MaS0.40.029550.07410.01690735.213.576.649.240.0573950.60.030050.076050.01515635.213.576.649.240.0585910.80.031050.08190.01431535.213.576.649.240.06273410.034550.094380.01002735.213.576.649.240.0713371.20.040050.086190.01943335.213.576.649.240.067141.40.042050.0822120.02162835.213.576.649.240.0647351.60.0439260.07020.02267235.213.576.649.240.0564211.80.04489850.063570.02259135.213.576.649.240.0517420.0461640.058890.02193335.213.576.649.240.0483972.20.046540.053040.02066335.213.576.649.240.0440711.1.5临界马赫数的计算飞机*一部件在局部马赫数超过1.0时，就会有波阻的存在，这个飞行状态的马赫数称之为临界马赫数，计算飞机的波阻时，必须首先确定临界马赫数。
确定临界马赫数后可以把流场分为亚声速、跨声速、超声速三个阶。