课程设计报告飞机气动估算及飞行性能计算学校：西北工业大学学院：航空学院班级： 0101070X姓名： 学号： XXX摘要本课程设计主要是利用 F-4B 各项数据进行飞机气动性能的估算以及性能计 算包括以下部分：飞机气动特性估算，具体以 F-4B 战斗机数据为基本数据， 详细地计算出了升力线斜率、阻力系数等重要数据，并给出了相应的曲线图；飞 机性能计算，在前一章的基础上 更进一步地研究飞机的各种飞行数据，平飞需 用推力、爬升角、静升限、爬升时间等，并给出了此战斗机的飞行包线图，并对 一种爬升曲线的爬升时间进行实例计算关键词】飞机气动特性、升力系数、阻力系数、飞行包线、爬升时间目录摘要 1目录 3第一章 飞机气动特性估算 41.1 升力特性的估算 41.1.1 单独机翼升力的估算 41.1.2 机身升力的估算 51.1.3 翼身组合体的升力估算 51.1.4 尾翼升力估计 61.1.5 合升力线斜率计算 61.1.6 升力特性曲线的绘制 71.2 临界马赫数的确定 81.3 升阻极曲线的估算 91.3.1 亚音速零升阻力估算 91.3.2 超音速零升阻力估算 111.3.3 亚音速升致阻力估算 111.3.4 超音速升致阻力估算 121.3.5 跨音速阻力估算 121.3.6 阻力计算结果及处理 12第二章 飞机基本飞行性能计算 182.1 速度-高度范围 182.2 定常上升性能 252.3 爬升方式 302.3.1 亚音速等表速爬升 302.3.2 平飞加速段的求解方法 312.3.3 超音速等马赫数爬升 33参考文献 34总结 35第一章 飞机气动特性估算1.1 升力特性的估算作用在飞机上的升力 L = CLqS 其中 q = *y22升力系数 CL = cLa'a1.1.1单独机翼升力的估算对于单独机翼，升力线斜率为以下函数字=f（X tan/1，入 Ji - Ma2 或入』Ma2 一 12 •前,§） 其中 2展弦比入=2.791/2弦线的后掠角X1/2 =45.9相对厚度C = 5.1%尖削比§ = 1 = °・182查升力线斜率函数的曲线表 1 机翼升力线斜率MaCLaALaCr i 厶 a,yi入J1 一 Ma20.40002.79000.01900.05300.07920.60002.23200.01950.05440.08130.80001.67400.02300.06420.09591.00000.00000.02600.07250.10841.20001.85070.02250.06280.09381.40002.73360.01910.05330.07971.60003.48470.01700.04740.07091.80004.17570.01600.04460.06672.00004.83240.01450.04050.06052.20005.46730.01300.03630.05421.1.2 机身升力的估算机身升力主要有头部及尾部两部分构成，F-4机身为圆柱形，有C _=C — 0.035(1 —^ 疋La,sh La,t w k其中Cgh机身升力线斜率CLa>t 头部产生的升力线斜率计算得表2 机身升力线斜率Ma^Ma2 — 1A2 hzh^zhA tCL a,t°La,sh0.40.31283.94001.34470.04800.04170.60.27303.94001.34470.04700.04070.80.20483.94001.34470.04550.03921.00.00003.94001.34470.04050.03421.20.22643.94001.34470.04600.03971.40.33443.94001.34470.04850.04221.60.42633.94001.34470.05050.04421.80.51083.94001.34470.05150.04522.00.59113.94001.34470.05300.04672.20.66883.94001.34470.05400.04771.1.3 翼身组合体的升力估算对于亚音速飞机，通常可以认为，翼身组合体的升力等于一对假想的单 独机翼的升力，这一对机翼是将两个悬臂段延长到对称平面而形成的，当机 身直径对翼展的比值不大时，在小马赫数下，这种近似比较精确。
但是 F-4 战斗机的直径对翼展的比值约为0.18，在这种情况下用单独的机翼代替翼身 组合体就会带来较大误差计算翼身组合体的升力如下：Lyish = Lyi + LShLyi为外露翼的升力这里，忽略机翼对机身升力的影响外露翼升力系数在考虑机身的影响后，可以写为：=CLa,wly•ff 为修正系数f = 1.07(1 +学2=1.495此系数已包含在表 1 机翼升力线斜率中1.1.4 尾翼升力估计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 率首先按照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 再进行修正，主要修正下洗和阻滞计算公式C = (―^) A • (1 — £a) • k厶a,w '久w ' wy w益尾翼处的气流下洗角，近似为机翼处的气流下洗角kw气流阻滞系数，近似取kw = 09查图计算得表 3 尾翼升力线斜率MaCT 〃(缶)* XAc』£aCTLa,w0.40.01920.05630.86500.019029.50000.48480.02610.60.01970.05770.87500.019532.01000.54620.02360.80.02320.06800.88020.023033.50230.67820.01971.00.02620.07680.93000.026035.00000.84630.01061.20.02270.06650.87880.022532.90000.65050.02091.40.01930.05650.85900.019128.50000.46760.02711.60.01720.05040.84900.017026.35400.38040.02811.80.01620.04750.83800.016025.05000.33590.02842.00.01470.04310.83700.014519.46000.23620.02962.20.01320.03870.83500.013020.03500.21750.02721.1.5 合升力线斜率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，为求 得合升力系数，必须对其参考面积进行转化后再叠加，其计算公式如下：S 1 S h SC = C ・_^ + C ・』+ c •皿La 厶 a,yi S 厶 a,sh S 厶 a,pw S通过计算得表 4 合升力线斜率MaC1 .厶 a,yi°La,shC1厶 a,pwC1La0.40.07920.04170.02610.06860.60.08130.04070.02360.06970.80.09590.03920.01970.08041.00.10840.03420.01060.08841.20.09380.03970.02090.07901.40.07970.04220.02710.06911.60.07090.04420.02810.06261.80.06670.04520.02840.05952.00.06050.04670.02960.05492.20.05420.04770.02720.04981.1.6 升力特性曲线的绘制不同马赫数的升力线斜率，根据表 4 合升力线斜率数据绘图图 1 升力线斜率与马赫数关系升力线斜率与马赫数关系升力特性曲线图 2 升力特性曲线升力特性曲线迎角a升力系数1.2 临界马赫数的确定机翼临界马赫数主要取决于机翼剖面形状、展弦比、后掠角等因素Ma = Ma + LMa “ + ^Majkp kp,p kpfA kp，x其中M% 临界马赫数Makp>p机翼剖面临界马赫数△M®展弦比对临界马赫数的影响AMa 后掠角对临界马赫数的影响查图计算得表 5 临界马赫数的计算Ma1kpM%,pAM"AMa. kp，xM%0.10.800.00820.07250.88070.20.650.00820.07250.73070.30.540.00820.07250.62070.40.470.00820.07250.55070.50.420.00820.07250.50070.60.380.00820.07250.46071.3 升阻极曲线的估算作用在飞机上的气动阻力可以表示为D = CDqS其中阻力系数q可以表示为CD = CD0+ACi2其中cD0 零升阻力因子A 诱导阻力因子1.3.1 亚音速零升阻力估算亚音速范围内，飞机的零升阻力主要由表面摩擦阻力和气流分离引起的压差 阻力组成。
C = 1.1(C , + C )D0 D0f D0yJ其中cD0f 摩擦阻力系数C^oy 压差阻力系数1.3.1.1全机摩擦阻力估算计算公式如下C = (2C 刀+ C n “S i, + 2C 耳 S + 2C S )/SD0f ' f,yi c,yi wly f,sh c,sh sh f,pw 'c,pw pw f,lw c,lw lw其中"c,W叽肌叽种S分别为机翼、机身、平尾、垂尾的厚度修正系数厚度修正系数"c，w〃” c/pw，" c,lw的计算公式如下0.6耳=[1 + + 100(C)4][1.34Mal.8(COS 光 )0.28]C其中Xc 翼型最大厚度线的弦向位置Xmax 最大厚度线的后掠角对于机身，S的计算公式如下60s = [1 + o^+ 0.0025J/d)]其中'sh 机身长度d 机身直径。