西北工业大学 流体力学课程设计指导资料
lt、lw、lzh
头部、尾部、柱段长度
§3.2.1.2 亚音速压差阻力估算
在计算压差阻力时，由于机翼及尾翼的压差阻力非常小，所以只考虑机身的压差阻力。飞机在超音速飞行时，压差阻力实际上就是波阻，所以不单独计算压差阻力。压差阻力可以按照下式分为头部阻力、尾部阻力、底部阻力、附加阻力四部分。
SCD0y?(CD,t?CD,w?CD,d??CD)sh
S其中
CD,t
头部阻力系数，取决于头部长细比?t、马赫数，见图8。
图8 抛物线母线头部的阻力系数与马赫数的关系
CD,w
尾部阻力系数，可以通过图9由尾部长细比?w、收缩比?w、马
赫数确定。(由于纵坐标没有刻度，故此项可暂时忽略)
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图9 直线（上图）和抛物线（下图）母线尾部阻力系数计算曲线
CD,d
底部阻力系数，通常超音速战斗机发动机安装在尾部，所以此项
为0。
?CD
附加阻力系数，通常取0.007～0.01。
§3.2.2 超音速零升波阻估算
飞机某一部件在局部马赫数超过1.0时，就会有波阻的存在，这个飞行状态的马赫数称之为临界马赫数，计算飞机的波阻时，必须首先确定临界马赫数。 §3.2.2.1 临界马赫数的确定
机翼临界马赫数主要取决于机翼剖面形状、展弦比、后掠角等因素：
Makp?Makp,p??Makp,???Makp,?
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其中
Makp Makp,p
临界马赫数
翼型剖面的临界马赫数，通过图10，由机翼升力系数CL、相对
厚度c和翼型最大厚度线的弦向位置xc所决定。
?Makp,? ?Makp,?
展弦比对临界马赫数的影响，由图11根据零升临界迎角查得。 后掠角对临界马赫数的影响，由图11根据零升临界迎角查得。
图10 剖面临界马赫数与升力系数的关系
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图11 展弦比与后掠角对临界马赫数影响曲线
图10只给出了对称亚音速翼型剖面族的理论关系，对超音速扁豆翼型的临界马赫数要低3～5%，菱形翼剖面则低10～12%。
确定了临界马赫数之后，就可以将飞行状态按马赫数分为三个阶段：
Ma?Makp、Makp?Ma?1、Ma?1，其中前者可以按亚音速方法处理，后者则
完全按超音速方法处理，对于Makp?Ma?1的情况，通常难以进行估算，为获得其数据可以利用图解法，由另外两种情况计算结果曲线进行光滑过渡而得出。 §3.2.2.2 M>1时零升阻力系数
实践证明，超音速摩擦阻力的计算可以使用前面§3.2.1.1中介绍的亚音速摩擦阻力计算方法。在超音速情况下，摩擦阻力几乎与剖面形状无关，不需要进行剖面形状修正，因此在厚度修正系数?c表达式中可以认为相对厚度值为零。 超音速零升阻力的另一部分是零升波阻，零升波阻可以表示为各部件波阻之和：
CD,B?CD,ByiSwlyS?CD,BshSSshS?CD,Bpwkwpw?CD,Blwkwlw SSS其中
CD,B
零升波阻
CD,Byi、CD,Bsh、CD,Bpw、CD,Blw分别为机翼、机身、平尾、垂尾的波阻系数
单独机翼的波阻与飞行马赫数、机翼剖面形状和平面形状有关。图12以组
合参数形式给出了计算机翼波阻的工作曲线。每一张曲线对应菱形剖面和给定的尖削比。图中点划线是利用线性理论计算的结果，而实线是根据实验数据整理的
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结果。平尾与垂尾的波阻系数也可以按照此理论进行计算。
对于非菱形机翼，其波阻计算式为
CD,B?(CD,B)0[1??(K?1)]
其中
(CD,B)0
菱形剖面机翼的波阻系数，由图12查得 非菱形剖面的修正因子，由表7确定
由机翼最大厚度线的后掠角所确定的修正因子，由图13确定
K
?
飞机机身的波阻系数分别由头部波阻、尾部波阻和头部对尾部的干扰阻力所组成：
CD,Bsh?CD,Bt?CD,Bw?CD,w(t)
其中
CD,Bt
头部波阻，可以查图14得出 尾部波阻，可以查图15得出
头部对尾部的干扰阻力，当柱段长度大于2倍直径时，认为头部
CD,Bw
CD,w(t)
对尾部的干扰很小，其阻力可以忽略不计。
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飞机气动性能计算概要
