飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计.doc

本科课程设计报告 题 目 飞机气动估算及飞行性能计算 学生姓名 班 级 日 期 目录 气动特性估算 1 1.1升力特性估算 1 1.1.1外露翼升力估算 1 1.1.2 机身升力的估算 3 1.1.3 尾翼的升力估算 5 1.1.4合升力线斜率的计算 8 1.1.5临界马赫数的计算 9 1.2 阻力特性的估算 11 1.2.1全机摩擦阻力的估算 11 1.2.2亚音速压差阻力的估算 17 1.2.3亚声速升致阻力特性估算 19 1.2.4超音速零升波阻估算 20 1.2.5超声速升致阻力 25 飞机基本飞行性能计算 37 2.1 平飞需用推力的计算 37 2.1.1不同高度下的推力曲线图(15) 40 2.1.2不同高度的马赫数分布 43 2.1.3飞行包线图(16) 44 2.2 定常上升性能 44 2.2.1不同高度下的Vy-Ma（最大上升率）图（17） 47 2.2.2绘制图求解不同飞行高度下的最大爬升角 47 2.2.3升限的确定（读上图可得） 48 2.3爬升时间计算 49 2.3.1 亚音速等表速爬升 49 2.3.2超音速等马赫数爬升 50 2.3.3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 1.1.1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 机翼的表面为一梯形，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 0.4 2.382939 0.0190 0.0741 0.6 2.08 0.0195 0.07605 0.8 1.56 0.021 0.0819 1 0 0.0242 0.09438 1.2 1.724645 0.0221 0.08619 1.4 2.547469 0.02108 0.082212 1.6 3.247399 0.018 0.0702 1.8 3.891324 0.0163 0.06357 2 4.503332 0.0151 0.05889 2.2 5.094939 0.0136 0.05304 1.1.2 机身升力的估算 机身升力主要由头部和尾部两部分组成，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 为机身圆柱部分长细比，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行修正: 其中 B： 机身最大截面的宽度 计算图表 Ma 或 查表 查表 0.4 0.312803802 0.0355 0.0355 0.0355 0.02955 0.6 0.273037543 0.0360 0.0360 0.0360 0.03005 0.8 0.2