飞机气动性能计算概要

1、西北工业大学 流体力学课程设计指导资料飞机气动估算及飞行性能计算- 课程设计指导资料西北工业大学航空学院2005.31 前言1965年4月9日美国四架F-4B飞机入侵我海南岛，我人民解放军空军英勇迎击。敌机惊慌失措，仓皇发射导弹，结果击落自己飞机，坠落于海南岛地区。敌机残骸打捞后，根据上级指示，西北工业大学师生对F-4B的残骸进行了分析研究工作。本课程设计所列F-4B各项数据均来自该机残骸测绘结果，发动机数据为原航空工业部六院计算结果。2 飞机的基本情况和数据F-4为美国麦克唐纳公司为美国海军研制的双座舰载战斗轰炸机，后来美国空军也大量采购，成为美国空海军6070年代的通用主力战斗机。1956年开始设计，1958年5月原型机试飞，1961年10月开始交付海军使用，1963年11月进入空军服役。F-4不但空战能力好，对地攻击能力也很强，是60年代以来美国生产数量最多的战斗机。至1981年停产为止，美国共生产了5195架各种型号的F-4飞机。F-4B为舰载全天候型，是生产较多的型号。F-4的英文名字为Phantom（鬼怪） II。F-4B飞机采用大后掠角小展弦比的机翼、其外侧可折叠部分有1

2、2度上反角，全动水平尾翼下反角为23度。F-4B装有两台J79-GE-8型涡喷发动机。飞机上没有机炮，机腹部悬挂有4枚半埋式的麻雀IIIA型中距空空导弹，需要时，可在机翼上增挂2到4枚响尾蛇导弹。此外，他还有多种外挂方案以执行不同的任务。F-4B飞机装有AN/APQ-72雷达火控系统，其搜索距离为3696公里，跟踪距离为1040公里。-+以下是F-4B飞机的部分原始数据：表1 飞机的重量数据方 案载荷情况重量（公斤）空 重12670全 机19040正常载荷4枚麻雀III19740超 载4枚麻雀III2枚响尾蛇19890表2 飞机的载油数据油箱最大储油量（公斤）可用燃油量（公斤）机身油箱42604183机翼油箱19681943飞机基本油量62286126机翼下副油箱2114821141机身下副油箱18571851全机最大总油量1037910259表3 飞机的几何数据全机参数机长17.75米翼展11.7米机高4.95米机翼参数全翼面积49.24米2外露翼面积 35.21米2翼展 11.7米前缘后掠角 521/4弦线处后掠角45上反角（外翼部分）12上反角（内翼部分）0安装角0展弦比 2.7

3、9梯形比（根削比） 5.48平均相对厚度 5.1%平均气动弦长5.02米副翼面积21.32米2副翼偏度向上0向下30最大厚度线处后掠角4129水平尾翼全面积8.31米2外露面积6.60米2翼展5.00米前缘后掠角42.5下反角23最大厚度线处后掠角3355安装角0展弦比2.93外露翼梯形比4.46相对厚度3.62%平均气动弦长1.711米平尾偏角范围向上14.5向下20尾臂（1/2bA处至飞机重心）7.197.63米尾容量0.192垂直尾翼面积5.52米2翼展1.75米前缘后掠角65.5展弦比1.11梯形比4.1平均气动弦长3.44相对厚度3.61%尾臂（1/2bA处至飞机重心）6.747.18米尾容量0.151方向舵面积1.28米2方向舵偏角范围左右28最大厚度线处后掠角5247机身全长17.75米最大当量直径2.13米最大截面积3.57米2进气口面积20.405米2头部长4.9米头部长细比2.93柱段长8.50米柱段长细比3.94尾段长4.35米尾段长细比2.04长细比8.34减速板面积21.04米2尾段收缩比0表4 J-79-GE-8最大状态可用推力表（单台）MPH0.20.40

4、.60.81.01.21.40km3700359036003680382039805km23102310241025602700291031608km16401760190021002300252010km152017001890208011km1360155017101900表5 J-79-GE-8全加力状态可用推力表（单台）MPH0.40.60.81.01.21.41.61.82.02.22.40km65007000770086509800107505km41504500520059506750755082008km2900330037504450525061006800720010km300036004250505059506550700011km265032003800455055006250675069006950注：11km以上的推力数据可按公式进行计算。3 飞机气动特性估算飞机升阻特性是飞机最为重要的原始数据之一，在性能计算、飞行仿真等方面必不可少。在飞机设计过程中，特别是方案论证或方案设计初期，气动布局等总体参数通常是变化的，翼型等参数尚未完全确定，因此计算精确的气动数

5、据较为困难。通常采用工程方法进行气动估算，以获得进一步计算分析的原始参数。另外对于国外设计的飞机，由于无法得到精确的翼型等外形参数，也只能够对其进行气动估算以获得其气动参数。3.1 升力特性的估算作用在飞机上的升力可以表示为：其中升力系数机翼参考面积动压对于没有增升装置的对称翼型，升力系数可以表示为：升力线斜率迎角对于非对称翼型，升力系数可以表示为：零升迎角，取决于机翼的弯度等特性从上式可以看出，描述飞机升力特性的参数主要是和。 图1 机翼升力特性 图2 升力线斜率与马赫数的关系下面，我们将介绍飞机升力线斜率的工程估算方法。由于机翼是飞机产生升力的主要部件，则主要取决于机翼的特性（剖面、形状等），对产生影响的还有平尾和机身。通常估算就是分别按照这三部分分别计算再进行叠加而成，估算其他参数的方法通常类似。3.1.1 单独机翼升力的估算对于单独的机翼，其升力线斜率可以表示为以下参数的函数：其中展弦比1/2弦线的后掠角机翼相对厚度尖削比，根梢比或称梯形比其函数关系较为复杂，可以由图3曲线查出。有时机翼的几何参数数据给出机翼的前缘后掠角，则1/2弦线的后掠角可以由下式求出：其中前缘的后掠角对于

6、大展弦比的后掠翼来说，其升力线斜率可以表示为：其中翼型效率，可取0.953.1.2 机身升力的估算机身升力主要由头部及尾部两部分构成，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6图3 机翼升力线斜率计算图7底部面积，若尾部形状为锥形，则底部面积为零机身面积，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、尾翼布局等参数可取0.150.20。例如可取0.17或0.18可按照下式查图4曲线得出：其中头部长细比机身圆柱部分长细比图4 具有锥形头部旋成体的头部升力计算曲线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：其中机身最大截面的宽度3.1.3 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。但是现代超音速战斗机的直径对翼展的比值可以达到0.30.5，在这种情况下用单独的机翼代替翼身组合体就会带来很大误差。通常计算翼身组合体的升力如下：其中机翼外露部分（外露翼）的升力，再考虑机身

7、对机翼升力影响的修正单独机身的升力这里，我们忽略了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：其中外露翼部分升力线斜率，按单独机翼的方法（见第一节）进行计算，所有参数均按照外露翼取值机翼升力系数，考虑了机身的影响，参考面积按照外露翼面积f修正系数d机身直径l翼展3.1.4 尾翼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。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，可根据尾翼布局按照表6确定表6 尾翼附近气流阻滞系数的近似值飞行器外形尾翼平面相对于机翼的位置正常式（尾翼位于机翼后）尾翼安装在机身上，而且尾翼与机翼平面重合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）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5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（）产生的下洗角可以对三角形机翼的下洗进行修正：不考虑机翼根梢比的下洗系数A尖削比对下洗的影响系数，通过图6确定由单独机翼计算的参数图5 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6 确定参数A所用的曲线3.1.5 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，例如机身的参考面积一般采用机身截面的面积，机翼的参考面积为外露翼部分面积，尾翼的参考面积为尾翼外露面积，这样为求得合升力系数，必须对其参考面积进行转化后再叠加，其计算公式如下：其中外露翼面积机身截面积平尾面积3.2 升阻极曲线的估算作用在飞机上的气动阻力可以表示为其中阻力系数可以表示为或其中零升阻力系数A诱导阻力因子阻力系数与升力系

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