空气动力学-气动力性能估算

1、飞行器空气动力学课程设计技术报告姓 名： 学 号：南京航空航天大学2013.1.18目 录任务书 3第一章 全机升力特性的估算 51.1 单独外露机翼升力特性1.2 单独全机翼升力特性1.3 全机升力特性第二章 全机阻力系数的估算162.1 全机零升阻力系数随M数的变化情况2.2 全机诱导阻力系数随M数的变化情况2.3 全机阻力系数随M数的变化情况2.4 全机极曲线第三章 全机焦点及中心的纵向力矩系数的估算32 3.1 全机焦点随M数的变化情况3.2 全机对重心的纵向力矩系数随M数的变化情况第四章 参考资料35 附图 36任务书题目：A型机纵向气动特性的估算与分析给定飞机（详见附图），无动力装

2、置，全动水平尾翼。飞机高度：H=10000米飞行M数：0.3，0.6，0.8，0.94，1.0，1.02，1.10，1.40，1.60。飞行迎角：0，2，3，5，7。舵面不偏转：=A=B=0试估算全机的升力特性，阻力特性和纵向力矩特性。1.单独外露机翼升力系数Cy翼（外），升力线斜率Cy翼（外）随M数变化曲线（以迎角为参数）；2.单独全机翼升力线斜率Cy全翼随M数变化曲线；3.全机升力线斜率随M数变化曲线；4.全机零升阻力系数Cx0随M数变化曲线；5.全机诱导阻力系数随M数变化曲线；6.全机阻力系数随M数变化曲线；7.全机极曲线；8.全机焦点随M数变化曲线；9.全机对重心的纵向力矩系数随M数的

3、变化曲线；机身（截尾）外形曲线r身r0=1-1-2xl234式中r0=rmax=0.794, l身=19.84。原始几何数据：一 飞机重心距机头顶点7.96（位于机身轴线上），长度以米为单位（面积为米2）。二 外形尺寸剖面机翼双弧形平尾圆弧形立尾NACA0006c0.060.060.06厚度位置xc0.50.50.3展弦比（全翼）3.093.99稍根比0.390.33全翼面积38.817.74全翼平均气动bA3.771.51第一章 全机升力特性的估算1.1 单独外露机翼升力特性1.1.1 单独外露机翼几何参数 由机身几何尺寸图可得如下参数：机翼与机身连接部分机身平均半径R=0.78m；外露机翼

4、根弦长b根=4.665m，稍弦长 b稍=1.985m，根梢比=2.45；外露机翼面积S外=31.222m；外露机翼展弦比外=2.824；其中相似参数：外tan0.5=0.17，3c=1.11；1.1.2 Cy翼（外）的计算 查讲义中图1-1，得Cy翼（外）如表1.1所示。表1.1M0.30.60.80.9411.021.11.41.6外M2-12.6942.2591.6940.96400.5681.2942.7673.527Cy翼（外）外0.0200.0210.0230.0260.0280.0270.0250.0190.017Cy翼（外）0.0560.0590.0650.0730.0790.0

5、760.0710.0540.048升力线斜率Cy翼（外）随M数变化曲线如图1所示。1.1.3 Cy翼（外）的计算 根据1.1.2算出的升力线斜率，在不同迎角下升力系数如表1.2所示。表1.2M0.30.60.80.9411.021.11.41.6000000000020.1120.1180.130.1460.1580.1520.1420.1080.09630.1680.1770.1950.2190.2370.2280.2130.1620.14450.280.2950.3250.3650.3950.380.3550.270.2470.3920.4130.4550.5110.5530.5320.4

6、970.3780.336单独外露机翼升力系数Cy翼（外）随数变化曲线如图2所示。1.2 单独全机翼机翼升力特性1.2.1 全机翼几何参数展弦比：=3.09；tan0.5=0.1854；根稍比：=2.56；相对厚度：c=0.06, 3c=1.21。1.2.2 Cy全翼 的计算表1.3M0.30.60.80.9411.021.11.41.6M2-12.9482.4721.8541.05400.6211.4163.0283.859Cy全翼0.0190.0210.0230.0250.0270.0260.0230.0180.015Cy全翼0.0590.0650.0710.0770.0830.0800.0

7、710.0560.046单独全机翼升力线斜率 Cy全翼 随M数变化曲线如图3所示。1.3 全机升力特性根据全机升力线斜率 Cy=Cy身S身S +Cy翼身+Cy尾身k尾（平）S尾S，需要分别计算翼身升力线斜率、单独机身升力线斜率和尾翼升力线斜率。1.3.1机身几何参数 r身r0=1-1-2xl234 令x=15.64，l=19.84，ro=0.794，得r底=0.586m L头=9.92m L柱=0m L尾=5.72m 机身尾段收缩比尾=0.738m 长细比：头=6.25 柱=0 尾=3.601.3.2单独机身升力线斜率 Cy身的计算1.头部 Cy头的计算 由柱头=0，查图1-2，查得Cy头随M

8、的变化关系，见表1.4。表1.4M0.300.600.800.941.001.021.101.401.60M2-1头0.1530.1280.0960.05500.0320.0730.1570.200Cy头0.0350.0350.0350.0350.0350.0350.0350.0350.0352.机身零升阻力Cx0身的计算 由Dmax/x=0.16，查图2-1得机身临界马赫数MKP=0.95。在飞行高度上雷诺数与马赫数的关系：H=10000m，aH=299.5ms，H=0.4153kgm2，TH=223.3K，0=1.789410-5Nsm2，C=110.4K，由萨瑟兰公式可求得当地空气的粘性

9、系数：=0TH288.151.5288.15+CTH+C=1.457910-5Nsm2因此：Re=HaHML身=1.32856108M（1） MMKP的情况 当MMKP时零升阻力包含有摩阻，型阻和底阻三部分。对于流线型机身，型阻很小，一般把它包括在摩阻一项中而不单独进行计算，因此机身亚音速零升阻力系数可以写成：Cx0身=Cx摩身+Cx底机身底部阻力的经验公式为：Cx底=0.029Cx摩身D底D身3头部封闭的机身的浸渍面积：S浸=2.5L头+2.5L船尾1+S底S身+4L身-L头-L船尾4S身其中：S身=1.981m2， S底=1.079m2；机身不是圆柱段，故：L头=9.92m，L船尾=5.7

10、2m；因此：S浸=62.738m2，D身L身=0.1。查讲义图2-2，得结果如表1.5。M0.30.60.80.94Re(/106)39.8479.71106.28124.88Cx摩身S身S浸0.002460.00210.0020.0019Cx摩身0.07790.06650.06340.060Cx底0.04180.04520.04630.0476Cx0身0.11970.11170.10970.1076表1.5（2） M1的情况此时除了考虑摩擦阻力和机身底部阻力外，波阻所占部分随马赫数增大而增大，不可忽略，故有：Cx0=Cx摩身+Cx底+Cx波a. 机身摩擦阻力系数对于大长细比的跨音速飞机的机身

11、，可以忽略机身长细比对摩阻的影响，而用表面积相等的相当平板摩阻作为机身摩阻的近似。通常以最大截面积S身作为参考的机身摩阻系数按下式进行估算：Cx摩身=Cx摩S浸S身按光滑平板的情况来查取Cx摩，查阅讲义图2-5，计算结果见表1.6。表1.6M11.021.11.41.6Re(108)1.331.361.461.862.13Cx摩（平板）0.001850.001820.001770.00160.00155Cx摩身0.05860.05770.05610.05150.0491b. 机身底部阻力系数 当尾段的收缩比为尾时，旋成体的相对于最大截面积的底阻系数可以按如下公式估算：Cx底=-P底=1KS底S

12、身又S底S身=0.5447，且由上述参数可得1-尾段2尾段尾段2=0.06681，查图2-9可得-P底=1，再查图2-10可得K。参数汇总见表1.7。表1.7M11.021.11.41.6-P底=10.2260.2400.2480.2360.228K0.740.750.760.780.80Cx底0.0911009800.10270.10030.0994c. 机身波阻系数机身波阻由头部零件波阻，尾部零升波阻，及机身头部对尾部的干扰波阻构成，即：Cx波=Cx头波+Cx尾波+Cx头尾波其中Cx头尾波所占的比例很小，可略去。查阅讲义图2-11，2-15可得计算结果如表1.8所示。表1.8M11.021

13、.11.41.6Cx头波0.0150.0150.0170.0190.018Cx尾波0.01480.0140.01180.00980.010Cx波0.02980.02900.02880.02880.0280综合表1.6，表1.7和表1.8可得M1的情况下的Cx0身，如表1.9所示。表1.9M11.021.11.41.6Cx摩身0.05860.05770.05610.05150.0491Cx底0.09110.09800.10270.10030.0994Cx波0.02980.02900.02880.02880.0280Cx0身0.17950.18470.18760.18060.17653. Cy身的

14、计算Cy身=Cy头-0.0351-尾段2-0.0175Cx0身1度其中相关参数为：M=0.21.2，=-0.2，M1.2，0.2，尾段=0.738 表1.10MCy头Cx0身Cy身0.300.0350.11970.033220.600.0350.11770.033260.800.0350.10970.033401.940.0350.10760.033441.000.0350.17950.032181.020.0350.18470.032091.100.0350.18760.032041.400.0350.18060.031521.600.0350.17650.031591.3.3计及机翼-机身

15、干扰后升力线斜率 Cy翼身安装角很小，可以看成是0，计算时考虑“，”情况。Cy翼身=Cy翼（外）KS外S ，其中：K=1+Dl1.2-0.2外2相关几何参数：D=1.56m，外=2.35，l=10.950m，S外=31.222m2，S=38.81m2。由此，K=1.343，即可求得Cy翼（外）随M的变化关系，见表1.11。表1.11MCy翼（外）Cy翼身0.30.0560.06050.60.0590.06370.80.0650.07020.940.0730.07891.00.0790.08451.020.0760.08211.10.0710.07671.40.0540.05831.60.048

16、0.05191.3.4翼身干扰下尾翼升力线斜率Cy尾身的计算单独机翼涡系在机翼后方流场中任一点所诱导的下洗速度，可看成为机翼绕流时的下洗场。超音速流场的下洗特性与亚音速情况有很大的不同，与机翼的前后缘由很大的关系。机翼无安装角，且不考虑舵偏的影响，则平尾升力线斜率为：Cy尾身=Cy平尾（外）K平尾1-组其中K尾=k尾+K-k尾S1S1+S21.外露平尾升力线斜率Cy平尾（外）的计算（1）外露平尾的几何参数：D尾身=1.296m，b根平（外）=1.758m，平尾（外）=3.476，c平尾=0.06，平尾（外）3c平尾=1.36，tan0.5平尾=0.0987，尾（外）=2.52。（2）Cy平尾外

17、 考虑机翼的下洗，平尾处的马赫数为M平尾=MK尾平，K尾平=0.85。与机翼升力线斜率的算法类似，所得数据见表1.12。表1.12MM平尾平尾（外）M平尾2-1Cy平尾（外）平尾（外）Cy平尾（外）0.30.27663.34040.0180.06260.60.55322.89570.01880.06530.80.73762.34730.0200.06950.940.86661.73430.0210.07301.00.92201.34620.0220.07651.020.94041.18210.0230.07991.11.01410.58680.0250.08691.41.29072.83670

18、.0190.06601.61.47513.76950.0160.05562. K尾的计算由讲义中的图1-13得当M尾1时，S2=0，即K尾=K尾当M尾1时对于该机M尾MAX=1.48，S2相对于S1仍然很小，故可近似取K尾=K尾 所以K尾=K尾=1+Dl1.2-0.2外2=1.563.翼身组合体作用下的下洗角对来流迎角的导数组的值由讲义公式： 组y=0=全翼y=0Cy组Cy全翼组=组y=01-Byy=y0-x057.3+bA2翼57.3y=2yl（1）全翼y=0全翼y=0=KCy全翼=K=ACy全翼式中：=3.09，Cy全翼已经算出，查讲义上图1-8,1-10可查得K=和A。计算结果如表1.1

19、3所示。表1.13MCy全翼K=A全翼y=00.30.059360.950.65300.60.065360.940.71180.80.071360.920.76100.940.07735.50.880.77851.00.083350.820.77091.020.080340.780.68661.10.071320.730.53681.40.056250.610.27641.60.046230.580.1986（2）Cy组的计算由于“,0”情况机身迎角为零，因此单独机身升力Y身=0。故“,0”情况的Y翼身即为该情况下翼身组合体的升力。Cy组=Cy翼（外）K0S外S其中S外=31.222m2，S=

20、38.81m2。K0=0.21+Dl1.2-0.2外2+1=1.132计算结果如表1.14所示。表1.14MCy翼（外）Cy组0.30.0560.05100.60.0590.05370.80.0650.05920.940.0730.06651.00.0790.07191.020.0760.06921.10.0710.06471.40.0540.04921.60.0480.0437(3)组的计算组=组y=01-By=全翼y=0Cy组Cy全翼1-Byy=y0-x057.3+bA2翼57.3y=2yl 其中y0=0，x0=3.54m，bA=3.77m，翼=0，l=10.95m。B由图1-9得到。 y

21、随迎角的变化，如表1.15所示。表1.15/02357y00.02260.03390.05640.0790 表1.16为组的计算值。表1.16M0.30.60.80.9411.021.11.41.6全翼y=00.65300.71180.76100.77850.77090.68660.53680.27640.1986Cy组0.05100.05370.05920.06650.07190.06920.06470.04920.0437Cy全翼0.0590.0650.0710.0770.0830.080.0710.0560.046B0.460.460.460.480.560.630.741.141.20

22、y0组0.56450.58810.63450.67230.66780.59390.48920.24280.18872y0.0226组0.55860.58190.62790.66500.65940.58550.48100.23660.18363y0.0339组0.55570.57890.62460.66140.65510.58120.47690.23350.18105y0.0564组0.54980.57280.61810.65410.64670.57280.46880.22720.17597y0.0790组0.54390.56670.61150.64680.63830.56440.46060.2

23、2100.17084. Cy尾身的计算机翼、平尾安装角均为0，则有Cy尾身=Cy平尾（外）K平尾1-组 计算结果见表1.17。表1.17M0.30.60.80.9411.021.11.41.6Cy尾身00.0425 0.0420 0.0396 0.0373 0.0396 0.0506 0.0693 0.0780 0.0704 20.0431 0.0426 0.0403 0.0381 0.0407 0.0517 0.0704 0.0786 0.0708 30.0434 0.0429 0.0407 0.0386 0.0412 0.0522 0.0709 0.0789 0.0710 50.0440

24、0.0435 0.0414 0.0394 0.0422 0.0532 0.0720 0.0796 0.0715 70.0445 0.0441 0.0421 0.0402 0.0432 0.0543 0.0731 0.0802 0.0719 1.3.5 全机升力线斜率Cy计算 全机升力线斜率的公式为：Cy=Cy身S身S+Cy翼身+Cy尾身K尾S尾S相关参数：S身=1.98m2， S=38.81m2，K尾=0.85，S尾=5.23m2。计算结果如表1.18所示。表1.18M0.30.60.80.9411.021.11.41.600.067060.070210.076440.084880.09158

25、0.089530.086270.068840.0615820.067130.070280.076520.084970.091700.089660.086400.068910.0616230.067170.070310.076570.085030.091760.089720.086460.068950.0616550.067230.070380.076650.085120.091880.089830.086580.069030.0617070.067290.070450.076730.085210.091990.089960.086710.069100.06175Cy0.0670.0700.07

26、70.0850.0920.0900.0860.0690.062由上表可见，Cy与迎角的关系并不大，因而得到表中第七行保留两位有效数字的平均值，并作Cy-M图，见附图4。第二章 全机阻力系数的估算2.1 全机零升阻力系数随M数的变化2.1.1 机身零升阻力系数的计算 机身零升阻力系数Cx0身已经计算过，计算结果见表1.5和表1.9。2.1.2 机翼零升阻力的计算（1）机翼临界马赫数MKP由于翼型未知，取Cy=2/rad，xc=0.5，c=0.06由讲义中2-17可查得MKP剖如表2.1所示。表2.1CyMKP剖000.8520.220.6430.330.5050.550.3770.770.26外

27、=2.824，tan0.5=0.06，查图2-18,2-19得M=0，M=0所以MKP= MKP剖+M+M= MKP剖（2）MMKP的情况 此时机翼零升阻力即为型阻Cx0翼=Cxp=2Cfc由飞行器部件空气动力学P272可知，对机翼来说，一般可以翼型的最大厚度点位置作为机翼转捩点位置，即xt=xc=0.5，查图2-20可知，c=1.075。此时雷诺数的特征长度取为机翼平均几何弦长bA（外）=3.325m。查图2-5至2-8，得到型阻如表2.2所示。表2.2MRe(/106)CfCxp0.38.470.00310.006660.616.950.002750.005910.822.600.0026

28、0.005590.9426.550.00250.005381.028.240.002450.005271.0228.810.00240.005161.131.070.002350.005051.439.540.00220.004731.645.190.00200.00430.267.340.00320.006880.3710.450.00300.006450.5014.120.00280.006020.6418.080.00270.005810.8524.010.002550.00548(3) M1的情况机翼的零升阻力是型阻和零升波阻之和：Cx0翼=Cxp+Cx0波超音速机翼的型阻系数Cxp的

29、计算方法与亚音速机翼一样，上表已经算出。而机翼的零件零升波阻力系数由超音速机翼的铃声波阻系数的相似律计算：Cx0波c2=x0B，tan，剖面形状计算任意对称剖面机翼的波阻可采用如下公式：Cx0波=Cx0波菱1+K-1K按表2确定，取K=43；按讲义图2-22根据差值M2-1-tanc确定。计算结果如表2.3所示。表2.3M11.021.11.41.6外M2-100.571.292.773.53Cx0波菱外c22.442.221.961.241.08Cx0波菱0.02480.02260.01990.01260.0110外-外tanc-0.170.401.122.603.3600.030.140.

30、450.62Cx0波（外）0.02480.02280.02080.01450.0132Cx0翼（外）0.030070.027990.025880.019220.01757（4）MKPM1的情况这个范围的马赫数下的Cx的求解，可以通过MKP及1.0两点的三次方程过渡曲线来确定其值。令：Cx=AM-MKP3+BM-MKP3+CxKP 代入数据有：CxM=1=A1-MKP3+B1-MKP3+CxKP aCxMM=1=3A1-MKP2+3B1-MKP2 bCxMM=1=CxM=1.02-CxM=1.01.02-1.0=-0.104 由a、b两个式子联立可算得A、B系数。1）=0 此时MKP=0.85

31、需计算M=0.94时的Cx0翼（外） 解得A=-19.1941，B=3.972 M=0.94 Cx0翼（外）=-19.19410.94-0.853+3.9720.94-0.853+0.00548=0.023662）=2 此时MKP=0.64 需计算M=0.94、0.8时的Cx0翼（外） 解得A=-1.8424，B=0.8505 M=0.94 Cx0翼（外）=0.03261 M=0.8 Cx0翼（外）=0.020043）=3 此时MKP=0.5 需计算M=0.94、0.8、0.6时的Cx0翼（外） 解得A=-0.8008，B=0.4966 M=0.94 Cx0翼（外）=0.03395 M=0.8

32、 Cx0翼（外）=0.02909M=0.6 Cx0翼（外）=0.010194）=5 此时MKP=0.37 需计算M=0.94、0.8、0.6时的Cx0翼（外） 解得A=-0.4510，B=0.3436 M=0.94 Cx0翼（外）=0.03456 M=0.8 Cx0翼（外）=0.03412M=0.6 Cx0翼（外）=0.019145）=7 此时MKP=0.26 需计算M=0.94、0.8、0.6、0.3时的Cx0翼（外） 解得A=-0.3044，B=0.2676 M=0.94 Cx0翼（外）=0.03491 M=0.8 Cx0翼（外）=0.03698M=0.6 Cx0翼（外）=0.02585

33、M=0.3 Cx0翼（外）=0.007289（5）综合上述结果，汇总Cx0翼（外）如表2.4所示：表2.4M0.30.60.80.9411.021.11.41.600.00666 0.00591 0.00559 0.02366 0.03007 0.02799 0.02588 0.01922 0.01757 20.00666 0.00591 0.02004 0.03261 0.03007 0.02799 0.02588 0.01922 0.01757 30.00666 0.01019 0.02909 0.03395 0.03007 0.02799 0.02588 0.01922 0.01757

34、50.00666 0.01914 0.03412 0.03456 0.03007 0.02799 0.02588 0.01922 0.01757 70.00730 0.02585 0.03698 0.03491 0.03007 0.02799 0.02588 0.01922 0.01757 2.1.3 平尾零升阻力系数的计算平尾处的马赫数为M平尾=MK尾平，K尾平=0.85，其余算法均与机翼相同。（1）平尾临界马赫数由于翼型未知，取Cy=2/rad，xc=0.5，c=0.06由讲义中2-17可查得MKP剖如表2.5所示。表2.5CyMKP剖000.8520.220.6430.330.5050.

35、550.3770.770.26外=3.476，tan0.5=0.0987，查图2-18,2-19得M=0，M=0所以MKP= MKP剖+M+M= MKP剖，即平尾的临界马赫数与机翼同。（2）MMKP的情况 零升阻力即为型阻Cx0平=Cxp=2Cfcxt=xc=0.5，查图2-20可知，c=1.075。雷诺数的特征长度取为平尾平均几何弦长bA平（外）=1.227m。查图2-5至2-8，得到型阻如表2.6所示。表2.6MM平尾Re(/106)CfCxp0.30.282.920.003750.008060.60.555.730.003250.006990.80.747.710.003050.0065

36、60.940.879.070.00280.006021.00.929.590.002750.005911.020.949.800.00270.005811.11.0110.530.002650.005701.41.2913.450.00250.005381.61.4815.430.00240.00516MRe(/106)CfCxp0.262.710.00380.008170.373.860.003550.007630.505.210.00330.007100.646.670.00310.006670.808.860.002850.006131.0010.420.002680.00576(3)

37、M1的情况零升阻力是型阻和零升波阻之和：Cx0平=Cxp+Cx0波超音速机翼的型阻系数Cxp的计算方法与亚音速机翼一样，上表已经算出。Cx0波=Cx0波菱1+K-1K按表2确定，取K=43；按讲义图2-22根据差值M2-1-tanc确定。计算结果如表2.7所示。表2.7M11.011.291.48外M2-100.492.833.79Cx0波菱外c22.382.301.221.02Cx0波菱0.02980.02880.01530.0128外-外tanc-0.340.152.493.45000.430.64Cx0波（外）0.02980.02880.01750.0155Cx0平（外）0.035560

38、.034500.022880.02066（4）MKPM1的情况这个范围的马赫数下的Cx的求解，可以通过MKP及1.0两点的三次方程过渡曲线来确定其值。令：Cx=AM-MKP3+BM-MKP3+CxKP 代入数据有：CxM=1=A1-MKP3+B1-MKP3+CxKP aCxMM=1=3A1-MKP2+3B1-MKP2 bCxMM=1=CxM=1.01-CxM=1.01.01-1.0=-0.106 由a、b两个式子联立可算得A、B系数。1）=0 此时MKP=0.85 需计算M=0.94、0.92、0.87时的Cx0平（外） 解得A=-22.1511，B=4.6307 M=0.94 Cx0平（外）

39、=0.02749 M=0.92 Cx0平（外）=0.02122 M=0.87 Cx0平（外）=0.0078052）=2 此时MKP=0.64 需计算M=0.94、0.92、0.87、0.74时的Cx0平（外） 解得A=-2.0563，B=0.9632 M=0.94 Cx0平（外）=0.03784 M=0.92 Cx0平（外）=0.03704 M=0.87 Cx0平（外）=0.03260 M=0.74 Cx0平（外）=0.014253）=3 此时MKP=0.50 需计算M=0.94、0.92、0.87、0.74、0.55时的Cx0平（外） 解得A=-0.8794，B=0.5535 M=0.94

40、Cx0平（外）=0.03935 M=0.92 Cx0平（外）=0.03958 M=0.87 Cx0平（外）=0.03833 M=0.74 Cx0平（外）=0.02682 M=0.55 Cx0平（外）=0.0083744）=5 此时MKP=0.37 需计算M=0.94、0.92、0.87、0.74、0.55时的Cx0平（外） 解得A=-0.4905，B=0.3794 M=0.94 Cx0平（外）=0.04006 M=0.92 Cx0平（外）=0.04079 M=0.87 Cx0平（外）=0.04117 M=0.74 Cx0平（外）=0.03472 M=0.55 Cx0平（外）=0.017065）

41、=7 此时MKP=0.26 需计算M=0.94、0.92、0.87、0.74、0.55、0.28时的Cx0平（外） 解得A=-0.3288，B=0.2933 M=0.94 Cx0平（外）=0.04041 M=0.92 Cx0平（外）=0.04140 M=0.87 Cx0平（外）=0.04268 M=0.74 Cx0平（外）=0.03938 M=0.55 Cx0平（外）=0.02482 M=0.28 Cx0平（外）=0.008285（5）综合上述结果，汇总Cx0平（外）如表2.8所示：表2.8M0.30.60.80.9411.021.11.41.60.280.550.740.870.920.94

42、1.011.291.4800.00806 0.00699 0.00656 0.00781 0.02122 0.02749 0.03450 0.02288 0.02066 20.00806 0.00699 0.01425 0.03260 0.03704 0.03784 0.03450 0.02288 0.02066 30.00806 0.00837 0.02682 0.03833 0.03958 0.03935 0.03450 0.02288 0.02066 50.00806 0.01706 0.03472 0.04117 0.04079 0.04006 0.03450 0.02288 0.02

43、066 70.00829 0.02482 0.03938 0.04268 0.04140 0.04041 0.03450 0.02288 0.02066 2.1.4 垂尾零升阻力系数的计算垂尾处的零升阻力计算方法和平尾相同，将其看做一个假想的机翼，外露垂尾实际面积为假想尾翼的一半。垂尾处的马赫数为M平尾=MK尾平，K尾平=0.9。相关外露立尾的几何参数和组合参数如下：b梢立=1.047m，b根立（外）=3.22m，立（外）=2.43，立（外）=3.08， xc=0.3，c=0.06 ，立（外）tanc=1.93。（1）垂尾临界马赫数xc=0.3，c=0.06由讲义中2-17可查得MKP剖如表2

44、.5所示。外=2.43，tan0.3=0.793，查图2-18,2-19得M，MMKP= MKP剖+M+M 则平尾的临界马赫数为表2.9所示。表2.9MKP00.9020.7130.5750.4470.33（2）MMKP的情况 零升阻力即为型阻Cx0平=Cxp=2Cfcxt=xc=0.3，查图2-20可知，c=1.1。雷诺数的特征长度取为垂尾平均几何弦长bA垂（外）=2.132m。查图2-5至2-8，得到型阻如表2.10所示。表2.10MM垂尾Re(/106)CfCxp0.30.285.070.00330.007260.60.579.960.00290.006380.80.7613.400.0

45、02750.006050.940.8915.760.00260.005721.00.9516.660.00250.00551.020.9717.020.002450.005391.11.0418.290.00240.005281.41.3323.360.00220.004841.61.5226.800.00210.00462MRe(/106)CfCxp0.335.980.00320.007040.447.970.00300.00660.5710.320.002850.006270.7112.860.00280.006160.9016.300.002550.005611.0018.110.002

46、420.00532(3) M1的情况零升阻力是型阻和零升波阻之和：Cx0垂=Cxp+Cx0波超音速机翼的型阻系数Cxp的计算方法与亚音速机翼一样，上表已经算出。Cx0波=Cx0波菱1+K-1K按表2确定，取K=3；按讲义图2-22根据差值M2-1-tanc确定。计算结果如表2.11所示。表2.11M11.041.331.52外M2-100.341.982.65Cx0波菱外c22.582.451.581.30Cx0波菱0.02260.02140.01380.0114外-外tanc-2.36-1.580.05330.7240000.1Cx0波（外）0.02260.02140.01380.01368Cx0垂（外）0.027920.026680.018640.0183（4）MKPM1的情况这个范围的马赫数下的Cx的求解，可以通过MKP及1