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第六章 飞机性能分析
6.1 飞机升阻力特性估算 6.1.1升力
⑴ 升力系数
CL?L0.5??2S
翼尖NACA64A203升阻曲线
翼跟NACA64A006升阻曲线
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⑵ 升力线斜率
CL??CL?
CL??2?①亚音速情况
2?AA2(1?Ma2)tan2?maxt4?(1?)220.951?Ma2S外露翼()FS参考机身影响系数F?1.07?1?dl?，其中d为机身当量直径2m，l为机翼展长9.8米。则F的值为1.55。
已知设计Ma为0.8，展弦比2.0，翼型最大厚度后掠角约为40度，外露翼面积约为45m2，参考面积为约100m2。则升力线斜率为2.69。 ②超音速情况
CL??4Ma?12
Ma取值1.5，易算得CL?为3.58。 ⑶ 最大升力系数
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Cymax?0.9?Cymax?翼型cos?c4
由翼尖NACA64A203升阻曲线和翼跟NACA64A006升阻曲线可知，翼型最大升力系数约为（1.5+1.4）/2＝1.45；则
Cymax＝0.888。
6.1.2阻力
阻力系数
CD?D0.5??2S
⑴ 亚音速阻力系数的确定
亚音速时，阻力主要由零升阻力和诱导阻力构成，CD零升阻力系数CD0?CD0?CDi。
?CfeSwetS，超音速巡航飞机的Cfe=0.0025，外露
翼面积约为42m2，参考面积为约75m2，当相对厚度大于0.05时机翼浸湿面积
Swet
Swet?SW外露??1.977?0.52?tc??=84.21m2
则CD0=0.0028。 诱导阻力系数CDi2CL?， ?Ae0.68?cos?LE?其中效率因子e?4.611?0.45A??0.15?3.1；
计算得：效率因子e??1.912。 ⑵ 超音速阻力系数的确定
超音速时，阻力主要由零升阻力，诱导阻力和激波阻力构成，
CD?CD0?CDi?CDbz
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用部件构成法计算超音速的零升阻力： 超音速巡航的速度Ma=1.5，高度H=18000m，
CfeSwetc???124CD0?p????1.185?10S动压，
2雷诺数Re???1051.46?0.25?10?4H?1.94?10?8H2S ACf?0.455??lg?Re???2.58?1?0.144Ma?CfCfCf20.65
7Re?3.81?10对于机翼，
＝0.0029；
对于垂尾Re?1.03?10，
7＝0.0036；
7Re?2.53?10对于机身，
＝0.00312；
CD0?0.0029?45?2.003?0.0036?5.4625?2.003?0.00312?33?3.4＝0.0065100
⑶超音速的激波阻力：
超音速巡航的速度Ma=1.5，高度H=18000m，
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如图所示，本机机翼平均相对厚度0.54，Ma=1.5时激波阻力约为0.015。 超音速的诱导阻力系数（Ma=1.5）
K?A?Ma2?1?4AMa2?1?2cos?LE
机翼前缘后掠54度，计算得K=0.212。
CDi?0.25?0.142?0.0049
6.2 飞机极曲线估算
CD?CD0?KCL其中
2
K?1??e
6.2.1亚音速情况
CL??CL/?
CL??2?2?Atan?maxtA(1?Ma)4?(1?)220.951?Ma。
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222(S外露翼S参考)F
飞机总体大作业 - 四代机设计方案3
