飞机总体设计

Su-27

最近看到坛子里很多人问 飞机气动方面 一些比较有深度的问题 看到很多热心模友的回帖不是很正确 但每次回帖要讲清楚 都要大很多字 懒得回 但又觉得大家不明白 心里不安 所以今天特意找来我们的 航空方面课本的电子版 放上来 给大家交流一下 书有很多像
机的操纵性与稳定性 飞机性能计算 飞行器总体设计 飞行器结构设计 飞机飞行控制 空气动力学 静气弹 动气弹 发动机.....
那就每天来一些 今天先来总体 （应为我最喜欢总体:em15: ）

这里说明一下 这些书是针对真飞机写的 所以有些实际距离模型里用不着 但是理论都是一样来的
来了

还有希望斑竹如果觉得可以的话 把帖子顶置 方便大家学习  能射精就更好了:em15:

第一章 绪言

飞机设计是一项复杂和周期很长的工作，在工业部门通常分成几个阶段进行。

首先拟定设计要求，它是由使用方（军方或民航）负责。现代军用飞机根据国家的方针和将来面临的作战环境，经过分析提出作战技术要求。现代军用飞机从设计要求的制定到开始服役使用一般都需要10 年以上的时间，要准确预计10 年后的ZZ、经济、技术环境是相当困难的。一架军用机的全寿命费用达数百亿元的量级，因而军用飞机设计要求的研究和制定是一项非常重要和影响巨大的工作。军用飞机设计要求的研究和制定一般都由专门的机构和人员来进行。民用飞机主要强调安全性、经济性和舒适性，其设计要求一般由飞机司提出初步设想，经过与可能用户的商讨，并经过市场调查和分析讨论后制定的。

第二阶段是概念设计，它与设计要求阶段有重叠，因为有时要通过概念设计来使设计要求制定得更为合理和具体化。概念设计的目的是对飞机的气动布局、性能、重量水平、航空电子、武器、所需新技术、费用和市场前景等方面进行初步和方向性的探讨。概念设计                                                   

中还有对设计要求中各项目的指标进行分析，适当降低那些对性能影响不大，但可能降低技术风险和发展费用的设计要求，有可能提出一套合理组合的设计要求。概念设计中设计师的经验和判断力起重要作用，往往采用经验或半经验的分析方法。

第三阶段是初步设计，它包括两部分内容：方案设计和打样设计。方案设计，首先根据

设计要求在概念设计的基础上，进行多种气动布局方案的对比和研究，以及机翼、机身、尾

翼的形状、设计参数的确定。飞机的内部布置要同时进行。这时，各个专业都要介入，如结

构的传力路线设计、新材料新工艺的选用、各系统的原理设计、全机重量重心估计、飞机性

能计算和飞行品质分析，检查设计方案能否满足设计要求。飞机方案设计中充满着矛盾，要

通过各种方案的研究来评价、折衷和综合，不断进行改进，直到获得一个满足要求的综合最

佳方案。打样设计，在方案设计阶段主要是确定飞机总体布局，对结构和系统的考虑比较粗

略，在详细设计之前，结构和系统还需要一个初步设计的过程，这个过程为打样设计。在打

样设计阶段要进行下列工作：

（1）气动分析和风洞试验，进行全机载荷计算，性能和飞行剖面计算，操纵性和稳定性分析和气动弹性分析等。制造不同的模型，进行高低速风洞试验，提供原始气动力数据。

（2）结构打样设计。对主要受力部件进行初步设计和分析，选择合理的结构形式、新材料、新工艺和重量估算。

（3）系统打样设计。对所有系统进行原理设计，确定主要附件和系统的功能和功率。对管道、电缆进行初步设计和通路协调。

（4）全机布置协调。一般是在全尺寸图纸上进行，画出全套协调图。随着计算机技术的发展，全机布置协调，运动机构及间隙检查，可在计算机屏幕上进行。

（5）样机审查。在打样设计后期要制造全尺寸样机，用户在全尺寸飞机和真实座舱环境中检查是否符合使用要求。在样机审查批准以后，冻结设计状态，详细设计才能开始。

第四阶段是详细设计，其主要任务是：进行结构和系统的详细设计和分析，包括所有零部件设计，提供零件图、装配图、总图。进行详细的重量估算和强度校核和最后的飞机性能计算。进行工艺设计，制定飞机制造工艺方案，向制造部门提供生产图纸。进行结构的静强度、动强度和寿命试验。对系统进行地面台架模拟试验，进行飞机维修性、生存力分析和研制费用、经济性评估。

第五阶段为原型机试制。为加快研制速度，现代飞机都制造多架原型机进行试飞。

第六阶段为试飞。在试飞结束获得设计定型或型号合格证后才能进入第七阶段。

第七阶段为成批生产。

第八阶段为使用和改进改型。对已投入使用的飞机进行改进改型，扩大它的功能和延长

使用寿命，世界各国都很重视这一途径。

为了使航空高等院校学生掌握飞机设计的基本概念、原理和方法，从飞机总体设计和飞

机结构设计两个方面，分别以两本教材加以介绍。飞机总体设计是在使用方提出特定设计要

求的条件下，选择并确定飞机布局形式和总体设计参数，经过计算、分析、修正，使所设计

出来的飞机以优良的性能，最大限度的满足使用方的要求。飞机总体设计是反复迭代逐渐逼

近的过程，满足设计要求，可以有多种可行的方案，确定总体设计参数和进行分析，也有不

同的工作量和精度的方法。飞机总体设计涉及到多种学科领域，如空气动力学、结构强度、

航空发动机、自动控制、电子技术、材料及工艺等，特别需要各方面的综合协调。本书作为

航空高等院校本科生教材，强调培养学生的综合和决策问题的能力，内容安排上也是由简到

繁，通过几个循环完成飞机的总体设计。

本书将飞机总体设计分为三个方面：方案设计、总体参数设计、决策与优化。将飞机升阻特性和飞行性能计算与分析的内容有机的融入到方案设计和总体参数设计的章节中。第二章讨论飞机方案设计，提出飞机总体设计的第一轮迭代设计流程，其中包括总体布局及初步分析，起飞重量、翼载和推重比的计算，升阻特性初步计算，以及各种矛盾因素权衡处理方法。第三章讨论飞机总体参数设计，介绍机翼、机身和尾翼几何参数选择，内部布置，推进装置与机体一体化设计，起落架设计等。通过总体参数设计，进一步研究总体方案的可行性，进行方案决策。结合实例，给出了飞机初步设计三面图。第四章讨论飞机操纵系统的特点和基本组成，给出设计要求，分析现代高速飞机的稳定性和操纵性，增稳和主动控制技术。介绍电传操纵和综合飞行控制的基本概念。

我们还介绍了下列内容：第五章，飞机费用和效能分析。这是不同于飞机性能准则的另一个决定设计方案取舍的重要方面。它包括了飞机寿命周期费用的组成和分析方法，研究、

发展、试验、鉴定、生产费用和使用保障费用分析模型，民用航空运营问题。军用飞机完成

预定作战任务能力的大小，可通过作战效能进行综合评估。本章还介绍了飞机作战效能分析

的概念和评估方法，综合效能和费用的效费比分析方法。现代飞机设计是一个复杂的系统工

程，涉及到多个学科领域，各学科构成的子系统相互交叉影响。飞机设计必须建立综合设计

的思想，提高综合设计的手段。第六章，飞机总体参数优化，详细介绍了飞机多学科设计优

化方法的基本原理，常用算法及分析比较，近似技术、计算流程，这里有我们的研究成果和

对某通用航空飞机总体参数优化的详细分析计算过程。另外，针对飞机总体设计的特点还介

绍了面向系统设计的方法评价准则，建立了多准则决策的层次结构和综合评价框架。

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第二章 飞机初始总体参数与方案设计2.1 方案设计的任务和过程本章的目的是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。“初始总体参数的确定”和“方案设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。初始设计阶段之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成本。如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则可以进行飞机的详细设计，如果初始设计的结果中发现了某些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等），那么就要进一步的改进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺寸发展研制。如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些问题，该设计项目将被取消。
方案设计的任务主要是确定如下飞机总体参数：

(1)起飞总重WTO；
(2)最大升力系数 Clmax；
(3)零升阻力系数 CD0 ；
(4)推重比 T/W；
(5)翼载 W/S。
本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：
(1)装载和装载类型；
(2)航程或待机要求；
(3)起飞着陆场长；
(4)爬升要求；
(5)机动要求；
(6)鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准）。

2.2 重量估算飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。对一定的任务要求，本节提供了一种快速估计起飞总
重WTO、空重WE、任务油重WF的方法。
该方法适用于如下 12种飞机：
(1)自制螺旋桨飞机；
(2)单发螺旋桨飞机；
(3)双发螺旋桨飞机；
(4)农业飞机；
(5)公务机；
(6)涡轮螺旋桨支线飞机；
(7)喷气运输机；
(8)军用教练机；
(9)战斗机；
(10)军用巡逻机，轰炸机和运输机；
(11)水陆两用飞机；
(12)超音速巡航飞机。

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2.2.1
方法的概述可以将飞机起飞总重表示为如下几项：
WTO=WOE+WF+WPL
（2.2.1）
其中：
WOE——飞机使用空重
WF——飞机任务油重
WPL——飞机有效装载重量
而 WOE通常记为：
WOE =WE+Wtfo+Wcrew
（2.2.2）
其中：
WE——空重；
Wtfo——死油重；
Wcrew ——乘员重。
空重有时又可写成如下形式：
WE = WS + WFEQ + WEN

（2.2.3）
其中：
WS——为飞机结构重量；
WFEQ——为固定设备重量；
WEN——动力装置重量。
设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。除特殊说明外，起飞总重或WTO假定为设计重量。
固定设备重量可以包括航电设备、空调设备、特殊雷达设备、辅助动力装置（ APU）、内部装置和内部装饰和其他用于完成该任务而带的设备的重量。
设计起飞重量包括空机重量和全部载重（如图 2.2.1所示）。

图 2.2.1
飞机起飞重量分类

对于一般飞机，起飞总重可以表示为如下形式：
WTO=Wcrew+WF+WPL+WE
（2.2.4）
也可以写为：


（2.2.5）
式中：
=me——空机重量系数；
=mf——燃油重量系数。

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表 2.2.1给出了常规起落飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量。

表 2.2.1
常规飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量

飞机种类		WS/WTO	WEN/WTO	WFEQ/WTO	WF/WTO
亚音速干线客机	轻型	0.30~0.32	0.12~0.14	0.12~0.14	0.18~0.22
	中型	0.28~0.30	0.10~0.12	0.10~0.12	0.26~0.30
	重型	0.25~0.27	0.08~0.10	0.09~0.11	0.35~0.40
超音速飞机		0.20~0.24	0.08~0.10	0.07~0.09	0.45~0.52
地方航线的多用途飞机		0.29~0.31	0.14~0.16	0.12~0.14	0.12~0.18
运动飞机及特技飞行飞机		0.32~0.34	0.26~0.30	0.06~0.07	0.10~0.15
农业飞机及专业飞机		0.24~0.30	0.12~0.15	0.12~0.15	0.08~0.12
轻型水上飞机		0.34~0.38	0.12~0.15	0.12~0.15	0.10~0.20
动力滑翔飞机		0.48~0.52	0.08~0.10	0.06~0.08	0.08~0.12
歼击机		0.28~0.32	0.18~0.22	0.12~0.14	0.25~0.30
轰炸机	轻型	0.26~0.28	0.10~0.12	0.10~0.12	0.35~0.40
	中型	0.22~0.24	0.08~0.10	0.07~0.10	0.45~0.50
	重型	0.18~0.20	0.06~0.08	0.06~0.08	0.55~0.60
军用运输机及货机	轻型	0.30~0.32	0.12~0.14	0.16~0.18	0.20~0.25
	中型	0.26~0.28	0.10~0.12	0.12~0.14	0.25~0.30
	重型	0.28~0.32	0.08~0.10	0.06~0.08	0.30~0.35

此时有两点值得注意：
（1）. 从最底层考虑，估算需要的燃油重量 WF是不难的；
（2）. 统计数据表明，对先前提及的 12种飞机， log10WTO和 log10WE之间存在线性关系。
基于这两点，求 WTO、WE和 WF将包含以下 7个步骤：
第一步：确定任务装载重量 WPL
第二步：猜测一个起飞重量值 WTO guess
第三步：确定任务油重 WF

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第四步：确定 WOE的试探值：
WOE tent=WTo guess-WF–WPL
（2.2.6）
第五步：求 WE的试探值：
WE tent=WOE tent-Wtfo–Wcrew
（2.2.7）
Wtfo大约为 WTO 的 0.5%或更多，通常可以忽略不计。Wcrew数值根据设计要求或使用要求决定。
第六步：按 2.2.5节中的方法求 WE的许可值。
第七步：比较 WE tent和第五、第六步得来的的值，然后改变 WTO guess的值，重复 3～6步，一直迭代下去，直到 WE tent和 WE的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。

2.2.2
确定飞机装载重量 WPL，和人员重量 Wcrew飞机装载重量 WPL通常已在任务要求中给出。 WPL包括以下各项的一部分：
（1）乘员和行李
（2）货物
（3）军用装载，如：弹药、**、导弹和各种外挂物。对于作短程飞行的旅客机，每个旅客重 35kg，带行李 10kg，对远程飞行每个旅客带行李 15kg。机组人员重量 Wcrew是由如下方式确定的：
旅客机：机组人员包括驾驶舱内的乘员和飞机乘务人员，人员数目还取决于旅客总数。对机组成员，一般重量为 80kg，所带行李 10kg。
军用飞机：对军机飞行员，重量取为 100kg，因为他们带有附加设备。

2.2.3
对起飞总重量 WTO的估计
WTO guess的初始值通常是按具有类似任务和类型的飞机重量类比而来，如果无法类比，则任意给一个猜测值。

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2.2.4
任务油重的确定在 2.2.1节中，第一步曾表明确定 WF是不难的，本节将提供求 WF的方法：任务油重 WF可被写为：

WF=WF used+WF res
(2.2.8)
其中：
WF used——任务期间耗去的燃油重量
WF res——执行任务所必须的余油
任务余油量通常按下列方式规定：
(1)作为消耗燃油的一部分
(2)使飞机可以抵达另外机场的附加航程需要
(3)满足待机时间要求的油量
为了确定执行飞行任务时耗去的油量，通常采用燃油系数法，即飞行任务被分成若干段（见图 2.2.2）。每一段的油耗按简单计算公式或由经验确定。给定某一飞机的任务剖面，把任务剖面分成许多任务段，每一段给予编号并给出起始重量和结束重量。每个任务段燃油系数是段末重量与本段开始时的重量之比。下一步是为每一任务段的燃油系数分配一个数，这可以按如下方法进行：

图 2.2.2 典型飞机任务剖面

第一步：发动机启动和暖机
起始重量为 WTO，终止重量为 W1，本段燃油系数为 W1/ WTO。该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
第二段：滑跑
开始重量为 W1，终止重量为 W2，燃油系数为 W2/W1。该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
第三段：起飞
开始重量为 W2，终止重量为 W3，本段燃油系数为 W3/W2。该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度
开始重量为 W3，终止重量为 W4，本段燃油系数 W4/W3的参考数据约为 0.98～0.995。
第五段：巡航
起始重量为 W4，终止重量为 W5，本段燃油系数 W5/W4的参考数据约为 0.863～0.99。
第六段：待机
起始重量 W5，终止重量为 W6，本段燃油系数 W6/W5的各种飞机参考数据约为 0.99～0.995。
第七段：下降
开始重量为 W6，终止重量为 W7。该系数的参考数据约为 0.985～0.995。
第八段：着陆、滑行和关机
起始重量为 W7，终止重量 W8，该系数的参考数据约为 0.99～0.998。
这样即可求出任务燃油系数 Mff：

Mff =（W1/WTO）Πi=1,7（Wi+1/Wi）
(2.2.9)
式中

WTO——起飞总重

Wi——发动机启动和暖机阶段末的飞机重量

Wi、Wi+1——飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量
任务中使用的燃油， WFused为：

WFused =（1- Mff）WTO
(2.2.10)
任务燃油重量， WF最终为：
WF =（1- Mff）WTO +WFres
（2.2.11）

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2.2.6
空机重量的估算空机重量系数 me可以根据图 2.2.3所示的经验曲线，按统计规律估算。空机重量系数大约在0.3～0.7之间变化，并随飞机总重增加而递减。

图 2.2.3空机重量系数与飞机起飞总重的关系

由图可见，飞机类型的影响也很大。飞船的空机重量系数最大，远程军用飞机的空机重量系数最小。飞船之所以重，是因为它需要携带相当于整个船体重量的附加重量。还应注意到，不同类型的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变化的曲线斜率也不同。
空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的，但对有些电子设备重量是不变的。也可以把这些设备的重量统计到空机重量中去，这只适用于 20世纪 80年代以前的飞机。对于新一代飞机，在使用这些统计数据时要考虑增加WPL 而减小WE。总的趋势是飞机总重越小，装载的能力就越小。
2.2.7
确定起飞重量将空机重量系数和燃油重量系数代入式（ 2.2.5）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该式进行迭代，就可求得起飞重量。也就是先假定一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起飞总重，如果结果与假定值不一致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算，直到 WE tent和 WE的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取 0.5%。

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2.3 飞机升阻特性估算2.3.1
确定最大升力系数最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形状，Re数、表面光洁度以及来自飞机其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。平尾提供的配平力将增加或减小最大升力，这取决于配平力的方向。如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击到机翼或襟翼上，那么在发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。
大多数飞机在起飞和着陆时，使用不同的襟翼状态。在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以提供最大的升力和阻力。不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻力还要大。因此，这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比起飞时的大。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的 80％。表 2.3.1列出了不同飞机的典型 CLmax值。

表
2.3.1
最大升力系数典型值

序号	飞机类型	CLmax	CLmaxTO	CLmaxL
1	自制螺旋桨飞机	1.2-1.8	1.2-1.8	1.2-2.0
2	单发螺旋桨飞机	1.3-1.9	1.3-1.9	1.6-2.3
3	双发螺旋桨飞机	1.2-1.8	1.4-2.0	1.6-2.5
4	农业飞机	1.3-1.9	1.3-1.9	1.3-1.9
5	公务机	1.4-1.8	1.6-2.2	1.6-2.6
6	涡轮螺旋桨支线飞机	1.5-1.9	1.7-2.1	1.9-3.3
7	喷气运输机	1.2-1.8	1.6-2.2	1.8-2.8
8	军用教练机	1.2-1.8	1.4-2.0	1.6-2.2
9	战斗机	1.2-1.8	1.4-2.0	1.6-2.6
10	军用巡逻机，轰炸机和运输机	1.2-1.8	1.6-2.2	1.8-3.0
11	水陆两用飞机	1.2-1.8	1.6-2.2	1.8-3.4
12	超音速巡航飞机	1.2-1.8	1.6-2.0	1.8-2.2

CLmax的详细求解方法可以查阅相关资料，在初始设计阶段，表 2.3.1所列值已经足以“选择”满足任务要求和与襟翼参数相对应的 CLmax。为了获得较好的最大升力系数的初始估算值，需要求助于实验结果和经验数据。图 2.3.1给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线，要记住的是，用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数，大约是着陆最大升力系数的 80％。

图
2.3.1
最大升力系数随后掠角的变化曲线

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2.3.2
确定零升阻力系数机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻力，对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引出“当量蒙皮摩擦阻力系数（Cfe）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。
式（2.3.1）给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式，公式中的当量蒙皮摩擦阻力系数 Cfe可从表（2.3.2）中查取。

式中：
S浸湿——飞机浸湿面积；
S参考 ——飞机参考面积。

表 2.3.1当量蒙皮摩擦阻力系数

这里引入了浸湿面积的概念，所谓浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因为它对摩擦阻力影响最大。机身的浸湿面积可以用飞机的俯视图和侧视图来估算。对于一般飞机方程式（ 2.3.2）给出了合理的近似。
S浸湿 ≈3.4[(S侧+S俯)/2]
（2.3.2）
其中：
S侧－侧视图中飞机的平面面积；

S俯－俯视图中飞机的平面面积。
机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图 2.3.2所示，浸湿面积由实际视图外露平面形状面积（S外露）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。

图 2.3.2机翼/尾翼浸湿面积估算图

2.3.2中阴影部分为外露平面形状面积，虚线所示为机翼 /尾翼真实平面形状面积。如果机翼或尾翼象一张纸那样薄，则浸湿面积将精确地等于实际平面形状面积的二倍（即上和下）。有限厚度的影响将增大浸湿面积，可近似的由式（ 2.3.3）或（ 2.3.4）估算。要注意，实际外露平面形状面积是投影（俯视）面积除以上反角的余弦值。
如果 t/c<0.05

S浸湿＝2.003 S外露
（2.3.3）
如果 t/c>0.05

S浸湿＝S外露 [1.977+0.52(t/c)]
（2.3.4）
对于起飞与着陆，襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大，应予以考虑。襟翼与起落架产生附加零升阻力的值主要同它们的尺寸、类型有关，其典型值可参照表 2.3.3选取。

表 2.3.3
ΔCDO的典型值

襟翼、起落架形式	ΔCDO	e
干净	0	0.80-0.85
起飞放下襟翼	0.010-0.020	0.75-0.80
着陆放下襟翼	0.055-0.075	0.70-0.75
放下起落架	0.015-0.025

采用哪个值取决于飞机的襟翼、起落架型式。开裂式襟翼阻力比富勒襟翼大；全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼；装在机翼上的起落架阻力大；上单翼飞机大于下单翼。

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2.3.3
典型的飞机极曲线亚音速时，设极曲线为抛物线，则飞机的阻力系数为：


(2.3.5)
或者：
(2.3.6)
其中： ——诱导阻力因子；
A－机翼展弦比；
e－奥斯瓦尔德系数。
典型的奥斯瓦尔德系数（e）在
0.7与
0.85之间，可以用下面的公式估算
e值：
直机翼飞机
e＝1.78（1－0.045A0.68）－0.46
（2.3.7）
后掠翼飞机
e＝4.61（1－0.045 A0.68）(cosΛLE )0.15－3.1

（2.3.8）
其中：ΛLE——机翼前缘后掠角。
升阻比
L/D是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，升阻比
L/D直接取决于两个设计因素：机翼翼展和浸湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式，可以用于升阻比
L/D的估算。
(L/D)max = 0.5(πAe/CD0)1/2
（2.3.9）
以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可以用于方案论证。所提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及起落架收上）：

（2.3.10）
其中：
CL0 －对应于
CD min 的升力系数。如
CL0 ＝0，则
CDmin = CD0 。
对第一次近似，


式中： ——机翼在紊流中的摩擦系数；


——机翼在层流中的摩擦系数；





VC——巡航速度；

SE——所有发动机短舱的横截面面积；


ST－尾翼面积；


CDE－发动机短舱的阻力系数；

kf－机身的长细比。
发动机短舱的阻力系数决定于涡轮风扇发动机的涵道比（确切地说是决定于短舱形状），如表 2.3.4所示：

表
2.3.4
CDE与涵道比的关系

涵道比	0	2	4	6
C DE	0.1	0.1	0.085	0.065

图 2.3.3装两台涡轮风扇发动机的亚音速飞机的极曲线

S=32㎡；A＝9；Λ1/ 4＝20°；＝0.14；＝0.10；df ＝2m；机翼增升装置：前缘缝翼及双缝富勒襟翼； 1——无增升装置的 CLα；2——起飞时（前缘缝翼不打开，襟翼偏转 20°）的 CLα；3——着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转 40°）的 Cα；4——无增升装置 (起落架收起 )时的 ；5——起飞时（起落架放下）的
；6——着陆时（起落架放下）的 ；7——离地时的升力系数；8——着陆时的升力系数。

图 2.3.5超音速飞机的 CD0 随飞行 M数变化的曲线

舜少

注册第一个回复就沙发了～:em15:
很有用的帖子～LZ还有什么航模的书可以介绍吗？
我想多了解一下～

Su-27

用粘贴的 图都沾不上 改用贴图吧





[ 本帖最后由 Su-27 于 2010-1-8 12:32 编辑 ]

Su-27

[ 本帖最后由 Su-27 于 2010-1-8 12:35 编辑 ]

Su-27

Su-27

Su-27

Edward

最后Su-27兄也懒得打字了。
我看如果要发这门课，首先把空气动力学、结构力学、材料力学和制造工艺学几门基础学科先发上来吧，要不都是白搭。

ygyangguo

同意，哈哈，学导弹的飘过........看到有些人不懂装懂还挺自信相当无语........

Su-27

原帖由 Edward 于 2010-1-8 18:47 发表
最后Su-27兄也懒得打字了。
我看如果要发这门课，首先把空气动力学、结构力学、材料力学和制造工艺学几门基础学科先发上来吧，要不都是白搭。

过几天考完试 些接下来都会 发的
其实总体和这几门 一样也是基础学科
对于航模来说 结构还有点用 材料 制造就进本不沾边了 真飞机的材料 、制造  对于航模进本没什么意义
客观来说   空动 太理论了  对于航模气动计算 总体上的这些方法 更实用些  倒是操纵性与稳定性 有必要发一下

ygyangguo

其实真把空动贴上来没几个看的懂.........那玩意学着都费劲，呵呵，倒是这种概论性的大家可以看看