飞机性能综合分析与评估课件

1、飞机性能的综合分析和评估，第11讲飞机总体设计，第11讲飞机性能，第11讲飞机性能，第11.1讲空气动力学性能估算，等效机翼参数的计算，纵向空气动力学特性的计算，全机横向静导数的计算，第11讲飞机性能，第11.2讲稳定性和操纵性分析纵向动态稳定性全机纵向操纵性横向静导数的计算11.3动态特性估算11.4飞行性能估算， 飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，11.1空气动力特性估算，全机长度和翼展的一般参数。 F-22a:18.28米，13.1米，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，飞机外露机翼的总体参数F-22A等效机翼面积(m2) Se 36.758S跨度(m)

2、13.1l展弦比平均空气动力弦长(m) ba.c .根弦长(m)b0叶尖弦长(m)b1叶根梢比前缘后掠角(m)041.50后缘后掠角(1-17.51)，飞机机翼在下列情况下具有反向角和扭转角飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，机身F-22的最大横截面积，(m2)4.53最大头顶投影面积，(m2)最大侧面投影面积，(m2)机头(m2)机头长度，机身长度，(m)16.33机身宽度，(m)4.288停止角，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，面积，m2跨度，m弦长，m翼尖弦长，m平均空气动力弦长，m展弦比均高于综合前11.1空气动力特性估算，等效机翼参数计算，飞机性能

3、综合分析与评估，11.1空气动力特性估算，等效翼尖弦长(m)根据等效机翼的暴露翼面积等于真实机翼的暴露翼面积的条件，等效机翼暴露部分的根弦长br (m):F-22A 1.607飞机性能综合分析与评估，11.1空气动力特性估算， F-22A机翼外露部分面积36.758m2翼展13.1米机身宽度4.288米等效翼尖弦长1.607米，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，等效翼根弦长(b0):等效翼根弦长距鼻根弦长比等效机翼平均几何弦长，F-22A 9.23M 6.310M 5.744 0.1741 5.418，飞机的综合分析和评估平均空气动力弦长的展向位置，平均空气动力弦长前缘到机头

4、的距离，等效机翼的面积，等效机翼的展弦比，F-22 a 6.312m 2.507m 8.528m 82.69m 2.075，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性评估，等效机翼的其他后掠角，F-22a: 30.70，16.84，-15.60，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性评估，纵向因此，如果我们知道低速(不可压缩流)的气动特性，就可以通过一定的关系得到它们的亚音速(可压缩流)气动特性。假设不可压缩流翼型的几何参数为，和迎角，亚音速流翼型的几何参数为，对于薄翼型，这种关系是：飞机性能的综合分析和评估，11.1气动特性估算，相对厚度相对弯度迎角，上述公式表明，不可压缩流翼型

5、的厚度、弯度和迎角比可压缩流翼型快。换句话说，由于压缩性的影响，实际翼型的厚度、弯度和迎角变得更大。机翼的平面几何参数之间的关系为33，360，飞机性能的综合分析和评估，11.1气动特性的估算，根尖比的后掠角，或上述f11.1气动特性估算，升力系数计算1)翼型naca64a206:=-1.5，=0.079，=0.0061 (re=1.6106)，飞机性能的综合分析和评估，11.1气动特性估算，=228.3米/秒=飞行速度可以是战术和技术指标要求的巡航速度，或者可以根据翼型的设计升力系数和飞机的半燃料重量计算典型的飞行速度： 飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，(1)焦点计算机翼

6、的焦点可通过以下公式近似计算(Eger的飞机设计P425441):F-22a:=0.2482，=0.2482 0.0309=0.2791，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算， 式中，-翼焦点与平均气动弦长前缘的相对距离，-中等厚度翼型焦点与平均气动弦长前缘的相对距离，-翼的平均相对厚度，-内翼的相对厚度，- 11.1气动特性估算，翼焦点到机头的距离：f-22a:8.528m 0.2791 * 6.312m=10.29m，(2)计算翼型升力线斜率(空气动力学陈再新，刘福昌，鲍国华，p125)，(3)计算翼型升力线斜率飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估计，机翼升力曲线

7、斜率，因此，当机翼安装角在零升力迎角下为1时，=0.02088(1/)，=0.6334，=0.7204。2)机身，图2:F-22机身和平板飞机的气动参数估算图，飞机性能的综合分析和评估，11.1气动特性估算，(1)焦点计算机身仅考虑机头部分(机翼的前机身)的影响。根据细长的身体计算，从焦点位置到鼻子的距离是鼻子长度的2/3。因此，假设机身头部的长度为，机身焦点与机头之间的距离为、=8.207米、=5.471米。飞机性能综合分析与评估，11.1气动特性估算，(2)计算机身升力时，将其视为细长体的等效回转体，其升力斜率为，=2(1/弧度)=0.035(1/度)(参考面积为机身最大截面积)，飞机性能

8、综合分析与评估，11.1气动特性3)水平尾翼处的F-22A，=0.103，=0.0052，=0.25，=9 (Re (1)焦点计算的计算方法与机翼类似。 根据气动弦线前缘到机头的平均距离，可以计算出焦点到机头的距离。飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，11.1空气动力特性估算，14.146米=1.660米=14.199米=34.88米=2.029，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算作为初步估计，可以考虑飞机在典型飞行高度的空气动力性能，例如，巡航高度为11公里。1)机翼阻力系数的一般表达式(飞机设计的基本原则，P195)，飞机性能的综合分析和评估，11.1气动特

9、性估算，其中：最小阻力系数主要是摩擦的贡献；无粘流中升力引起的阻力系数：粘性流中升力引起的阻力系数(后两者统称为诱导阻力)；处的升力系数。此外，诱导阻力只考虑机翼的贡献。11.1、飞机性能综合分析与评估、气动特性估算、机翼零升力阻力计算(Datacom 4.1.5.1)，以及平板摩擦系数与雷诺数有关。根据空气动力学(陈再新，刘福昌，鲍国华，P127)，采取过渡点，或采取前沿过渡，平滑表面，并获得Cf。所以我们可以工作。其中：平摩擦系数：等效平均机翼厚度，飞机性能综合分析与评估，11.1气动特性估算，飞机性能综合分析与评估，11.1气动特性估算，根据翼型数据，数值为：机翼：0.0061(Re=1

10、.6106)，平尾：0.0052 (Re=1.6106)，机翼：0.0037(Re=3.7107)，平尾：0.004485(Re=3107)机翼：A=0.1553，平尾：A=0.1580。11.1、飞机性能的综合分析和评估，空气动力特性的估算，(2)图表法，这可以通过看下面的图由升力面理论计算得到。它与根尖比、展弦比和后掠角有关，随展弦比和后掠角的增大而增大，随根尖比的增大而波动。机翼：A=0.1534，平尾：A=0.1569。11.1气动特性估算，根据图表法计算总升力诱导阻力，粘性阻力系数与机翼上表面的边界层密切相关，理论上一般难以计算。进行初步评估是明智的。那么总粘性诱导阻力和上述参数的参

11、考面积就是等效的机翼面积。飞机性能的综合分析和评估，11.1气动特性估算，2)机身(datacom 4.2.3.1)，图3，f-22机身的气动参数估算图，飞机性能的综合分析和评估，11.1气动特性估算，零升力阻力计算。首先，计算典型高度下的雷诺数：Re=9.55107是机身长度和机身最大横截面积，那么机身的等效直径d=2.4m.计算机身的长细比，即机身浸湿面积与最大横截面积的比值。=6.8=22.53，飞机性能综合分析与评估，11.1气动特性估算，根据2CFRE图，机身板摩擦系数2CF=0.0043。因此，机身零升力阻力系数计算为Cdmin=0.0547。这里，参考面积是机身的最大横截面积，机

12、身的诱导阻力被忽略。11.1飞机性能综合分析与评估，11.1气动特性估算，全机气动特性升力特性计算，11.1气动特性估算，阻力特性，其中系数2.5考虑了垂尾零升力阻力。飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，极坐标曲线，其中系数1.1考虑了机翼和机身之间的干扰阻力。11.1飞机性能的综合分析与评估，11.1飞机气动特性的综合分析与评估，11.1飞机气动特性的评估，计算全机重心和重心的后方极限位置，其中水平尾翼处的气流阻滞系数一般；水平尾翼下洗角对迎角的导数。=10.732米，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算，焦点相对于平均空气动力弦长的位置为：=0.349，如果取

13、，重心的后限有时位于，即重心的后限为=10.10米，飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力侧力导数机身：垂直尾翼：整架飞机：飞机性能的综合分析和评估，11.1空气动力特性估算， 机身轴系，飞机性能综合分析与评估，11.1空气动力特性估算，风轴系，飞机性能综合分析与评估，11.1空气动力特性估算，滚转力矩，侧滑角为零时的侧向力导数，近似计算取零； -那个飞机性能的综合分析和评估，11.1气动特性估算，偏航力矩只考虑机身和垂尾的影响。机身侧力系数：垂直尾翼侧力系数：当重心远离机头时，偏航力矩系数：当负时，飞机偏航稳定。飞机性能的综合分析和评估，11.2稳定性和机动性分析，飞机的静态稳定性是指飞

14、机在受到干扰后，有在没有飞行员干预的情况下恢复的趋势。飞机的动态稳定性是指飞机在受到干扰后恢复到初始状态时的运动收敛过程。飞机机动性是指根据飞行员的意愿、操纵面、控制转向柱所需的力和位移以及操纵运动的动态特性，使飞机达到某一飞行状态的能力。飞机稳定性和机动性的定量要求由飞机飞行质量规范决定，即中国军用飞机的GJB185-86和民用飞机的F.I.R-25。11.2稳定性和操纵性分析，飞机气动数据的计算也可参考气动手册，飞机飞行品质的计算可参考飞机飞行品质计算手册。11.2稳定性和操纵性分析，综合分析和评估飞机性能，飞机的纵向静态稳定性取决于飞机重心的相对位置和整个飞机的空气动力焦点，而计算公式是，对于常规飞机来说，这个参数必须是负的，这样才能保证飞机在受到干扰后能回到它原来的飞行状态。不同类型的飞机对静态稳定裕度有不同的要求。一般来说，对于高度机动的战斗机和地面攻