噴氣機(jī)概論策劃的過程透析范文
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升力特性
1)設(shè)計(jì)升力系數(shù)
根據(jù)大量飛機(jī)試飛和試驗(yàn)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，設(shè)計(jì)升力系數(shù)的大小表現(xiàn)為與機(jī)翼展弦比和后掠角的一種統(tǒng)計(jì)關(guān)系，該統(tǒng)計(jì)關(guān)系同時(shí)考慮了機(jī)翼相對(duì)彎度的影響。
2)升力線斜率
機(jī)翼升力線斜率的估算方法是根據(jù)機(jī)翼翼型的升力線斜率在考慮三維流動(dòng)影響(主要是展弦比和后掠角的影響)及馬赫數(shù)壓縮性修正的情況下推導(dǎo)出來的。全機(jī)升力線斜率由機(jī)翼升力線斜率修正得到，修正因子與機(jī)身寬度與翼展之比以及機(jī)翼的外露面積與參考面積之比有關(guān)。
3)零升力攻角
飛機(jī)零升力攻角的估算是在已知翼型零升力攻角的情況下，根據(jù)機(jī)翼平面形狀參數(shù)(展弦比、梢根比和后掠角)和扭轉(zhuǎn)角來估算機(jī)翼的零升力攻角，再考慮機(jī)翼安裝角來確定全機(jī)的零升力攻角。有了零升力攻角和升力線斜率就可以得零攻角升力。本文所選用的估算方法適用于采用線性扭轉(zhuǎn)的機(jī)翼的飛機(jī)。
4)最大升力系數(shù)(干凈構(gòu)型)
飛機(jī)干凈構(gòu)型(無襟翼和操縱面偏轉(zhuǎn))的最大升力系數(shù)是用飛機(jī)開始失速時(shí)的攻角與飛機(jī)零升力攻角之差乘以飛機(jī)升力線斜率再乘以適航修正因子(按適航取證時(shí)參考的不同失速速度取值)獲得。
5)抖振升力系數(shù)
飛機(jī)在巡航開始階段，由于需要較大的使用升力系數(shù)，可能會(huì)產(chǎn)生抖振，因而需要對(duì)飛機(jī)產(chǎn)生抖振時(shí)的升力系數(shù)進(jìn)行估算。抖振升力系數(shù)與飛機(jī)的最大設(shè)計(jì)馬赫數(shù)、設(shè)計(jì)升力系數(shù)及機(jī)翼的展弦比、后掠角、相對(duì)厚度和彎度等有一定的統(tǒng)計(jì)關(guān)系。
6)起降構(gòu)型升力系數(shù)增量
起降構(gòu)型增升裝置偏轉(zhuǎn)增加的升力系數(shù)可根據(jù)增升裝置二維剖面的最大升力系數(shù)增量(文獻(xiàn)給出了不同襟翼類型所對(duì)應(yīng)的值)、增升裝置的偏轉(zhuǎn)角、最大偏轉(zhuǎn)角、流經(jīng)增升裝置的流場(chǎng)所覆蓋的機(jī)翼面積與機(jī)翼參考面積之比以及增升裝置鉸鏈線的后掠角計(jì)算得到。
阻力特性
1)零升阻力系數(shù)
零升阻力為飛機(jī)表面摩擦阻力、形狀壓差阻力、部件之間的干擾阻力和附加阻力之和。表面摩擦阻力主要與飛機(jī)的濕潤(rùn)面積和雷諾數(shù)有關(guān)，湍流狀態(tài)下也與飛行馬赫數(shù)有關(guān)。壓差阻力因子可以根據(jù)部件的長(zhǎng)細(xì)比(機(jī)身、短艙類)和相對(duì)厚度(翼面類)等估算。翼面類部件的壓差阻力因子除與其平均相對(duì)厚度及最大厚度相對(duì)位置有關(guān)外，還需考慮飛行馬赫數(shù)的修正。干擾阻力因子在估算時(shí)可以選取一個(gè)固定的經(jīng)驗(yàn)值，文獻(xiàn)給出了不同部件的干擾阻力因子經(jīng)驗(yàn)值。附加阻力是由于附著物、表面缺陷及系統(tǒng)附件安裝引起的。初步設(shè)計(jì)中，各部件附加阻力可以用各部件型阻(部件表面摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力之和)乘以統(tǒng)計(jì)所得的比例因子而得到;系統(tǒng)附件安裝引起的附加阻力用所有部件的總型阻乘以比例因子獲得。
2)誘導(dǎo)阻力系數(shù)
誘導(dǎo)阻力主要來自以下3個(gè)方面的效應(yīng):與機(jī)翼平面形狀有關(guān)的一個(gè)分量;非最佳機(jī)翼扭轉(zhuǎn)的影響;與粘性流動(dòng)阻力有關(guān)的一個(gè)分量。這些效應(yīng)都與機(jī)翼展向升力分布有關(guān)。機(jī)翼誘導(dǎo)阻力可以對(duì)這3種效應(yīng)分別進(jìn)行估算并疊加。第一個(gè)效應(yīng)是最主要的，可以根據(jù)經(jīng)典的升力線理論推導(dǎo)，也可以由經(jīng)驗(yàn)參數(shù)修正;第二個(gè)效應(yīng)需要知道沿翼展的翼型扭轉(zhuǎn)分布以及翼型升力線形狀的變化。在得不到確定的機(jī)翼幾何外形的情況下，該效應(yīng)可以由估計(jì)值確定，通常取0．0003～0．0005。第三個(gè)效應(yīng)主要表現(xiàn)為由機(jī)翼迎角變化而產(chǎn)生的邊界層增厚。該變化要通過流體動(dòng)力學(xué)方法來預(yù)測(cè)。按照常規(guī)民用飛機(jī)及其營(yíng)運(yùn)狀態(tài)的經(jīng)驗(yàn)，粘性對(duì)誘導(dǎo)阻力因子的增長(zhǎng)與飛機(jī)的型阻成正比。本程序考慮了機(jī)翼設(shè)計(jì)水平對(duì)誘導(dǎo)阻力系數(shù)影響的修正，對(duì)于采用老技術(shù)和新技術(shù)(CFD)設(shè)計(jì)的機(jī)翼，使用了不同的函數(shù)曲線擬合。
3)配平阻力
配平阻力是由于平尾或鴨翼(本程序未考慮鴨翼)為產(chǎn)生配平力矩而引起的。配平阻力與平尾的升力線斜率、展弦比、平尾參考面積與機(jī)翼參考面積之比、流經(jīng)平尾的氣流的動(dòng)壓與流經(jīng)機(jī)翼的氣流的動(dòng)壓之比、平尾安裝位置以及配平偏轉(zhuǎn)角有關(guān)，其計(jì)算式為:Cm=Cm0+△Cm0+dCm/dCL•CL根據(jù)上式可以繪制出不同平尾迎角下，全機(jī)俯仰力矩系數(shù)隨全機(jī)升力系數(shù)變化的曲線簇。等號(hào)右邊第一項(xiàng)為全機(jī)零升俯仰力矩系數(shù)，為各部件零升俯仰力矩系數(shù)之和。顯然，當(dāng)其余部件布局和外形不變時(shí)，全機(jī)俯仰力矩系數(shù)隨平尾偏轉(zhuǎn)角的不同而改變;第二項(xiàng)與增升裝置偏轉(zhuǎn)有關(guān)，巡航時(shí)為0;第三項(xiàng)等于負(fù)的靜穩(wěn)定裕度乘以配平飛行時(shí)的升力系數(shù)(巡航時(shí)為設(shè)計(jì)升力系數(shù))。給定靜穩(wěn)定裕度(或者根據(jù)給定的重心位置和各部件對(duì)機(jī)翼焦點(diǎn)位置修正獲得)和配平飛行時(shí)的升力系數(shù)可以倒推出配平時(shí)的全機(jī)零升俯仰力矩系數(shù)，然后倒推得到相應(yīng)的配平偏角，進(jìn)而得到配平阻力。
4)壓縮性阻力(波阻)
飛機(jī)飛行速度超過臨界馬赫數(shù)時(shí)，機(jī)翼局部出現(xiàn)超音速氣流，會(huì)產(chǎn)生跨聲速壓縮性阻力，其大小與機(jī)翼設(shè)計(jì)的技術(shù)水平有關(guān)。設(shè)計(jì)水平高的機(jī)翼，會(huì)延緩激波的出現(xiàn)，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。波阻與阻力發(fā)散馬赫數(shù)和臨界馬赫數(shù)有關(guān)。
5)小翼減阻
翼梢小翼產(chǎn)生的沿氣流方向的合力可以看作翼梢小翼產(chǎn)生的阻力，一般該阻力與常規(guī)阻力的作用方向相反，可以起到減阻的作用。翼梢小翼產(chǎn)生的零升阻力、誘導(dǎo)阻力和升力的縱向分量是翼梢小翼產(chǎn)生阻力的主體。小翼阻力還包括加裝翼梢小翼而引起的附加誘導(dǎo)阻力和超過臨界馬赫數(shù)時(shí)產(chǎn)生的波阻。
6)起降構(gòu)型阻力系數(shù)增量
襟翼偏轉(zhuǎn)增加的阻力取決于襟翼的類型。影響襟翼阻力增量的參數(shù)還有襟翼偏角、機(jī)翼面積延伸比例(前后緣襟翼打開時(shí)機(jī)翼總面積與原機(jī)翼參考面積的比例)和后掠角等。起落架放下引起的阻力增量可以根據(jù)起落架的重量和類型進(jìn)行估算。在沒有起落架重量的情況下，也可直接取經(jīng)驗(yàn)值0．02。在適航審定中最苛刻的單發(fā)失效起飛爬升階段應(yīng)具有盡可能小的阻力。單發(fā)失效阻力由風(fēng)車阻力和不對(duì)稱飛行阻力兩部分組成。其中，風(fēng)車阻力與發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇面積有關(guān)。不對(duì)稱飛行引起的阻力增量可近似取飛機(jī)總型阻的百分比，對(duì)常規(guī)構(gòu)型的飛機(jī)取5%比較合理。
程序功能
我們選用了MATLAB作為程序開發(fā)工具。這是因?yàn)闅鈩?dòng)特性分析程序需輸出許多曲線圖，而MAT-LAB的顯著特點(diǎn)之一是繪圖功能十分強(qiáng)大，高層繪圖命令簡(jiǎn)單明了，可大大減輕曲線圖繪制的編程工作量。另外，為了方便用戶使用該程序，還應(yīng)用MATLAB的圖形化用戶界面(GUI)功能編制了用戶界面。圖形化用戶界面(GUI)是一種圖形化的交互界面，通過此界面可以很方便地進(jìn)行一些特定的控制操作。這些界面由按鈕、窗口、工具欄、鍵盤操作等對(duì)象構(gòu)成，借助它們可以方便地調(diào)用計(jì)算模塊來進(jìn)行運(yùn)算處理。氣動(dòng)特性工程估算程序的用戶主界面如圖1所示。在界面的右側(cè)上半部有三個(gè)用戶輸入?yún)^(qū)，分別用于設(shè)置三類參數(shù):
1)在最上面的輸入?yún)^(qū)，需定義各部件的外形尺寸和總體布局參數(shù)，包括機(jī)身外形參數(shù)、機(jī)翼外形參數(shù)、尾翼外形參數(shù)、翼身鼓包外形參數(shù)、短艙外形參數(shù)、翼梢小翼外形參數(shù)、增升裝置外形參數(shù)以及重心位置和機(jī)翼設(shè)計(jì)水平因子。若以前已定義好這些數(shù)據(jù)，只需點(diǎn)擊導(dǎo)入數(shù)據(jù)按鈕，即可打開該文件。若需建立新的外形數(shù)據(jù)文件，則需點(diǎn)擊輸入數(shù)據(jù)按鈕，通過彈出的窗口(圖2)定義外形數(shù)據(jù)。2)在中間的輸入?yún)^(qū)，需定義飛行條件，包括機(jī)場(chǎng)高度、巡航高度、起降馬赫數(shù)、巡航馬赫數(shù)、重心位置。另外為了對(duì)比翼尖小翼的效果，還專門設(shè)置了有無小翼的選項(xiàng)。
3)第三個(gè)輸入?yún)^(qū)的功能是選擇所需查看的輸出曲線，包括干凈構(gòu)型和起降構(gòu)型兩種情況。每種構(gòu)型可選不同馬赫數(shù)情況下極曲線、升阻比曲線、巡航效率曲線和抖振邊界曲線。點(diǎn)擊“繪圖”按鈕即可繪制所選的曲線;點(diǎn)擊“輸出文件”，即可將計(jì)算結(jié)果按Excel表格輸出。界面左側(cè)是各種曲線的繪圖區(qū)。可繪制出用戶所選的氣動(dòng)特性曲線。例如，圖3為估算出的某客機(jī)干凈構(gòu)型巡航效率曲線;圖4為估算出的某客機(jī)起降構(gòu)型升阻比曲線;圖5為估算出的某客機(jī)抖振邊界曲線。界面的右側(cè)下半部是數(shù)據(jù)顯示區(qū)，用于顯示典型飛行條件下的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。
算例驗(yàn)證
以B737－800飛機(jī)為例，驗(yàn)證氣動(dòng)分析模型的精度及其計(jì)算程序的正確性。B737－800的三面圖取自文獻(xiàn)［5］。圖6是B737－800在設(shè)計(jì)巡航高度(12．5km)下，巡航馬赫數(shù)為0．785，重心位置為35%機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)處時(shí)的極曲線(無小翼)，圖中4個(gè)離散點(diǎn)為實(shí)際數(shù)據(jù)，這些實(shí)際數(shù)據(jù)取自文獻(xiàn)。計(jì)算結(jié)果表明，計(jì)算值與實(shí)際值的相對(duì)誤差小于5%。
總結(jié)
本文在分析總結(jié)了升力和阻力特性的估算方法基礎(chǔ)上，應(yīng)用MATLAB語言開發(fā)了噴氣客機(jī)升力和阻力特性估算程序。該程序具有良好的用戶界面，設(shè)計(jì)人員只需給出飛機(jī)外形參數(shù)和飛行條件，就可快速獲得噴氣客機(jī)初步方案的巡航構(gòu)型的極曲線、升阻比曲線、巡航效率曲線、抖振邊界曲線、起降構(gòu)型的升力線和升阻比曲線。以B737－800飛機(jī)為例，驗(yàn)證了該氣動(dòng)分析模型的精度和計(jì)算程序的正確性。計(jì)算結(jié)果表明，由該氣動(dòng)特性分析程序計(jì)算出的巡航升阻特性具有較高的精度，可用于飛機(jī)總體初步設(shè)計(jì)階段的氣動(dòng)特性分析。需要指出的是，由于本程序的計(jì)算方法是采用工程估算方法，因此它只能應(yīng)用于常規(guī)布局客機(jī)，不能用于非常規(guī)布局客機(jī)。另外起降構(gòu)型狀態(tài)下的氣動(dòng)特性的計(jì)算精度還需進(jìn)一步驗(yàn)證。
作者：陳小榮張帥余雄慶單位：南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室