小展弦比机翼的低速气动特性

小展弦比机翼的低速气动特性

通常把的机翼称为小展弦比机翼。由于超声速飞行时小展弦比机翼具有低波阻的特性，所以这种机翼常用于战术导弹和超声速歼击机。其基本形状有：矩形、三角形、切角三角形、双三角形等。通常用锐缘无弯扭对称薄翼。

1、小展弦比机翼的绕流特点对圆角的薄翼，在小迎角下绕流为附着流，在前缘存在前

缘吸力。对于小展弦比机翼，只有在3-40下，才出现附着绕流而在更大迎角下，下翼

面高压气流绕过侧缘流向上表面，必定会在侧缘产生分离，在上翼面形成脱体涡。如下

图所示。这些脱体涡的出现将对上翼面产生更大的负压，从而造成更大的升力。这个升

力常称为涡升力。

造成小展弦比机翼的升力特性曲线为非线性的。如图所示。

2、前缘吸力比拟法（Polhamus，1966）

小展弦比锐缘三角翼，在较大迎角工作时，由于翼面上存在拖向后方的脱体涡，使升力特性曲线出现明显的非线性特征。大展弦比附着流的方法不适应，“前缘吸力比法”是专为这种小展弦比机翼提出的。

该方法的基本思路是：将存在拖体涡的翼面中总升力人为分解为：位流升力和涡流升力两部分之和。对于升力系数而言，有

其中，CLp为势流升力系数，CLv为涡流升力系数。

与小迎角下线化小扰动势流升力是不同的。

小展弦比锐缘三角翼在较大迎角下的势流升力L

p

前者气流绕过机翼时未发生分离，存在前缘吸力，其势流升力包括法向力和前缘吸力的贡献；后者气流绕过机翼时出现分离，前缘吸力丧失，但分离流在上表面再附，其势流升力仅有是法向力在垂直于来流方向的投影。

根据适当的理论推导，得到

为系数，对于小迎角的情况

其中K

p

说明，K

为势流升力线斜率。

p

对于脱体涡产生的涡升力，与涡的位置、形状、强度等有关，理论计算较为困难。吸力比拟法假定：旋涡在翼面上产生的法向力与绕过圆前缘所产生的吸力大小相等，方向转900向上。（相当于用前缘吸力比拟了涡升力）

从物理上讲，这种比拟实际上是设想当气流在前缘分离并再附于机翼上表面时，为了保持绕分离涡的流动平衡所需要的力与势流中前缘保持附体绕流所产生的吸力相等。

根据前缘吸力比拟，因前缘分离涡造成的法向力增量与前缘吸力相等。而涡升力等于该法向力增量在垂直于来流方向的投影。

由此导出

其中，Kv为前缘涡升力因子。由此得到

因为锐缘三角翼在大迎角下形成脱体涡，前缘吸力丧失，故机翼的升致阻力系数为

Kp、Kv可根据小展弦比机翼的平面形状由势流的升力面理论求得。

3、前缘吸力比拟的理论推导

（1）势流升力系数C

lp

对于小展弦比三角翼，可近似认为，在任意垂直于x轴的平面内的流动为二维流动，其来流速度为

在x微段内，设气流通过质量流量为 Q，绕过机翼后的速度为V

y

，机翼对气流的作用力为

由动量定理，得到

假设，V

y <

￥

，由此可得

气流对机翼的作用法向力与上面求出的力大小相等，方向相反。

假设，

相应的升力增量为

因此，这一部分的升力系数为

（2）涡升力系数C

lv

旋涡升力增量，用前缘吸力比拟，也就是假设主涡对翼面所产生的法向力增量等于附着流时的前缘吸力。前缘吸力为

该方法适应于展弦比0.5—2.0。

对于锐缘三角形机翼，Kp和Kv值有

《飞行性能与计划》习题汇总

《飞行性能与计划》 题型：1、名词解释2、单选题3、多选题4、判断题5、简答题6、查图计算题 第一章 一、名词解释 气动效率-飞行马赫数与飞机升阻比的乘积，高速飞行时，常常使用气动效率来衡量飞机气动性能的好坏。低速时常用升阻比。 二、掌握以下结论 2、国际标准大气海平面标准温度和平流层的标准温度分别为多少？ 国际标准大气海平面标准温度为15℃，气压高度37000英尺处的标准温度为-56.5℃。 3、非标准大气如何表示成ISA偏差的形式？ 场气压高度1500ft，气温30℃，则温度可以表示为ISA+18℃。气压高度3000英尺处的气温为20℃，则该大气温度可表示为ISA+ ? 11℃。 第二章 一、名词解释 1、中断起飞距离（教材P29）：是指飞机从0开始加速滑跑到一台发动机停车，飞行员判断并采用相应的制动程序使飞机完全停下来所需的距离 2、空中最小操纵速度（教材P18）：指在飞行中在该速度关键发动机突然停车和继续保持停车的情况下，使用正常的操纵技能，能保持向可工作发动机一侧的坡度不大于5度的直线飞行，为保持操纵的方向舵蹬力不超过150磅，也不得用减小工作发动机推力的方法来维持方向控制。 3、起飞平衡速度（教材P36）：在同一起飞重量下的中断起飞所需距离与继续起飞所需距离的两条曲线的交点所对应的速度，在此速度下，中断起飞距离与继续起飞距离相等。 4、继续起飞最小速度（教材P35）：是指如果发动机在此速度上停车，飞行员采用继续起飞标准程序，可以使飞机在净空道外侧完成起飞场道阶段的最小速度。 5、起飞决断速度（教材P19）：指飞机在此速度上被判定关键发动机停车等故障时，飞行员可以安全地继续起飞或中断起飞，中断起飞的距离和继续起飞的距离都不会超过可用的起飞距离。 6、净空道（教材P22）：是指在跑道头的一段宽度不小于500尺，其中心线是跑道中心延长线，并受机场相关管制的区域。 7、污染道面（教材P65）：湿滑道面或跑道上有积水积冰积雪以及其他沉积物的跑道统称污染道面 二、掌握以下结论 11）中断起飞中，开始执行中断程序的最迟速度为V1。 2）使用假设温度法减推力起飞，假设温度与当前实际温度的关系是前者比后者高

航空空气动力高性能计算解决方案

航空航天空气动力学高性能计算解决方案 摘要： CFD高性能计算技术正在成为航空航天飞行器空气动力学设计过程中除风洞试验以外最重要的方法，曙光公司在高性能计算领域的深厚积累能够为用户提供多种规模的集群系统解决方案。最新推出的TC2600刀片集群系统具有高性能、高可靠性、低能耗和低占地面积的优势、是符合“高效能计算”思想的最佳解决方案。

1．概述 传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果，风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点，尤其是精确预测流动分离点和转捩过程以及湍流流动。 1.1.国外发展概况 美国 美国在空气动力学研究与发展领域一直处于世界领先地位，在探索新概念飞行器、航空新技术、新研究和试验方法上也具有明显优势。美国对空气动力学技术的投资堪称世界第一，为促进气动技术的发展，先后建造了一大批用于各类飞行器研制的气动力地面试验设施，现有高、低速搭配、尺寸配套的科研生产型风洞70多座。 长期以来，美国充分利用其处于世界先进水平的计算机软硬件技术优势，大力开展计算流体力学（CFD）技术研究，投资建立数值模拟中心，推广CFD技术的工程应用。特别是航空、航天飞行器的气动设计中，采用先进的CFD技术使设计周期和成本大幅度降低，设计质量迅速提高，飞机气动性能不断改进。 欧洲 总体上讲，欧洲，主要是德国、法国和英国在空气动力学发展研究方面稍逊于美国。由于经济原因，在高超声速飞行器研究上，欧洲明显落后于美国，但欧洲的气动试验设施在某些方面比美国先进，比如欧洲的跨声速风洞，其试验能力和试验效率明显高于美国现有的风洞。 英国航空航天界人士认为，目前空气动力学已达到非常先进的阶段，但还不成熟，业界未来的目标应该在于开发未来先进的、快速的和适用的方法，用于设计可显著改善气动效率和降低成本的机翼，为应用行业带来显著的效益。CFD方法的研究进展在其中应保持优先性，

翼型气动特性实验指导书2017版

《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模

型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。 图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图

超声速翼型和亚声速翼型的气动特性

超声速翼型和亚声速翼型的气 动特性 总负责：祝恺辰（071450704） 组员：辛宏宇(071450703)

超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。 激波 超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。 经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实

际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。 一、超音速薄翼型 翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同 根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界 原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波 超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后 半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波

动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。 超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。 因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。

飞行力学综合作业(一) 飞机飞行性能计算

飞行力学综合作业（一）飞机飞行性能计算 学生姓名：姜南 学号：11051136 专业方向：飞行器设计与工程 指导教师：王衍洋 （2014年5月4日）

摘要 在给出飞机基本飞行参数的情况下，研究飞机的基本飞行性能对于了解并且掌握该飞机的相关信息是相当必要的。飞机的飞行性能主要包含了平飞性能、上升性能、续航性能、起落性能和其它的机动性能。在该报告中主要研究平飞性能和上升性能。 用简单推力法计算飞机的基本飞行性能，包括各高度上的航迹倾角γ和上升率V V，最大航迹倾角γmax和最快上升率V V.max，最大、最小平飞速度，以及最短上升时间。用C语言编写相关的计算程序，利用所给的有关数据完成计算并结合所学习的飞行动力学对所得的计算结果作出分析，将合理的结果写到报告中。再对影响飞行性能的主要参数——飞机的起飞质量作原质量的0.90-1.10倍的步长为0.01的改变，并与原来的计算结果作比较，定量直观的认识相关参数对飞行性能的影响程度，为以后的设计工作提供一定的参考。

目录 一、计算目的与内容 (1) 1、计算目的 (1) 2、计算内容 (1) 二、计算原理与方法 (2) 1、飞机质量m (2) 2、发动机可用推力T a (2) 3、平飞需用推力T R (2) 4、剩余推力?T (2) 5、最小平飞速度V min和最大平飞速度V max (2) 6、航迹倾角γ和上升率V V (4) 7、理论静升限H max.a和实用静升限H max.s (4) 8、最短上升时间t c.min (4) 三、编程原理与方法 (5) 1、程序框架 (5) 2、函数调用 (5) 3、程序结构 (5) （1）航迹倾角γ和上升率V V (5) （2）最大航迹倾角γmax及对应速度Vγ和最快上升率V V.max及对应速度 V qc (6) （3）最短上升时间t c.min (6) （4）最小平飞速度V min和最大平飞速度V max (7) 四、计算过程与结果分析 (8) 1、原始数据 (8) 2、基本性能计算 (8) （1）飞机质量m (8) （2）可用推力T a (8)

飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计

本科课程设计报告 题目飞机气动估算及飞行性能计算 学生姓名 班级 日期 目录 气动特性估算错误!未定义书签。

升力特性估算错误!未定义书签。 外露翼升力估算错误!未定义书签。 机身升力的估算错误!未定义书签。 尾翼的升力估算错误!未定义书签。 合升力线斜率的计算错误!未定义书签。 临界马赫数的计算错误!未定义书签。 阻力特性的估算错误!未定义书签。 全机摩擦阻力的估算错误!未定义书签。 亚音速压差阻力的估算错误!未定义书签。 亚声速升致阻力特性估算错误!未定义书签。 超音速零升波阻估算错误!未定义书签。 超声速升致阻力错误!未定义书签。 飞机基本飞行性能计算错误!未定义书签。 平飞需用推力的计算错误!未定义书签。 不同高度下的推力曲线图(15) 错误!未定义书签。 不同高度的马赫数分布错误!未定义书签。 飞行包线图(16) 错误!未定义书签。 定常上升性能错误!未定义书签。 不同高度下的Vy-Ma（最大上升率）图（17）错误!未定义书签。绘制图求解不同飞行高度下的最大爬升角错误!未定义书签。 升限的确定（读上图可得）错误!未定义书签。 爬升时间计算错误!未定义书签。 亚音速等表速爬升错误!未定义书签。 超音速等马赫数爬升错误!未定义书签。 平飞加速段的求解方法错误!未定义书签。 气动特性估算 升力特性估算 飞机上的升力可表示为： 其中：升力系数有： S 机翼参考面积

q 动压 外露翼升力估算 322,1/2(tan ,11,,)L wly C f Ma or Ma c αλχλλλξ=-- （1） 其中 机翼的展弦比 λ= 翼展 l= 机翼的根梢比 η=，即01/ 5.48b b = 机翼面积 S= 机翼的表面为一梯形，由梯形面积计算公式有：S= 可求得： 机身最大当量直径d=,外露机翼面积 =,由几何关系有： 00()/2wl wly b b d S S +?=- 解之得 = 所以，外露翼参数为：=== 展弦比 公式322,1/2(tan ,11,,)L wly C f Ma or Ma c αλχλλλξ=-- 的函数关系可由下面图1确 定： 图1:机翼升力线斜率计算图 其中： 外露翼根梢比 ===

大型飞机气动设计中的CFD技术

70 航空制造技术·2010 年第 14 期 由于CFD 在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。 近30多年来计算机和CFD 计算方法的迅速发展，CFD 取得了很大的成就。今天，以数值求解Euler 方程和RANS 方程为代表的CFD 技术已经广泛应用到航空、航天、船舶、武器装备等领域，取得了令人瞩目的成就，日益展现出它蓬勃的活力和发展的潜力 [1]。在航空航天等领域，CFD 革命性地改变了传统的空气动力学研究和设计方法，推动了这些领域的技术进步。由于CFD 在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动多数型号单位成为主要的气动设计 手段，风洞试验成为后期的确认性工作；（2）一般情况下，CFD 精度可以满足工程要求，型号部门大都购买了商业CFD 软件，但使用者的水平需要进一步提高;（3）商业CFD 软件具有功能全面、使用方便、技术服务好等优点，但这些商业软件的性能低，如计算精度、计算效率、可靠性均较差。西方大国的先进CFD 软件是禁止向我国出口的，如CFL3D、USM3D 等NASA 发展的著名CFD 软件； （4）计算周期大大缩短，常规CFD 任务可以在一周至数周内完成，复杂任务可以在数周至数月内完成。 基于CFD 在我国航空航天领域应用的现状，本文主要论述大型飞机气动设计中的CFD 技术。 大型飞机是指起飞总重超过 阎 超 液体力学教授，博士生导师，主要从事CFD 领域的研究工作。 大型飞机气动设计中的 CFD技术 北京航空航天大学国家计算流体力学实验室 阎 超 甘文彪 CFD Technology for Aerodynamic Design of Large Commercial Aircraft 化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”（CFD）数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。美国NASA 在20世纪90年代的20项关键技术中CFD 技术被列为第8项, 属最优先发展的技术领域。 今天的CFD 已经成为飞机、导弹、飞船等航空航天飞行器研制中一种主要的气动分析和设计工具。CFD 以其快速、经济、高效、适用面广、约束少、数据详尽、容易实现数字化和自动化设计等特有的优势改变了传统的气动设计方法，成为航空航天飞行器研制中无可替代的有力工具。在我国，CFD 研究及其应用也得到了迅速的发展。目前，CFD 在我国航空航天领域的现状是： （1）CFD 已经得到普遍的认可，成为型号设计部门的常规手段，在大

飞机气动及飞行性能计算

飞机气动及飞行性能计算 ------ 课程设计报告 专业：飞行器设计与工程 班号：01011203

精品 学号：2012300048 姓名：李少逸 2016.3

目录 第一章预备知识 (1) 1.1 翼型的几何特性 (1) 1.2 机翼的几何特性 (2) 1.3 机身的几何特性 (4) 第二章飞机的基本情况和本文计算方案 (5) 2.1 飞机基本情况简介 (5) 2.2 本文计算方案 (11) 第三章飞机气动特性估算 (12) 3.1 升力特性估算 (12) 3.1.1 单独机翼升力估算 (13) 3.1.2 机身升力估算 (16) 3.1.3 翼身组合体的升力估算 (18) 3.1.4 尾翼升力估算 (20) 3.1.5 合升力线斜率计算 (24) 3.2 升阻极曲线的估算 (26) 3.2.1 亚音速零升阻力估算 (27) 3.2.1.1 全机摩擦阻力估算 (27) 3.2.1.2 亚音速压差阻力估算 (31) 3.2.2 超音速零升波阻估算 (33) 3.2.2.1 临界马赫数的确定 (33) 3.2.2.2 M>1时零升阻力系数 (36)

3.2.3 亚音速升致阻力估算 (42) 3.2.4 超音速升致阻力估算 (44) 3.2.5 不同马赫数下的升阻极曲线 (46) 3.3 结果汇总 (50) 第四章飞机基本飞行性能计算 (52) 4.1 速度-高度范围 (52) 4.2 定常上升性能 (59) 4.3 爬升方式 (65) 4.3.1 亚音速等表速爬升 (66) 4.3.2 超音速等马赫数爬升 (69) 4.3.3 平飞加速段的求解方法 (70) 4.3.4 总用时 (72) 第五章自主编写的Matlab代码 (73) 5.1 RBF径向基函数插值方法实现 (73) 5.2 气动计算及性能计算 (76) 第六章心得体会 (77)

飞机标准爬升剖面性能计算原理

飞机标准爬升剖面性能计算原理1标准爬升方式 以等表速/等马赫数爬升 通常使用恒定的指示空速（IAS）和马赫数进行爬升。标准爬升剖面例如为： 250kt/280kt/M0.78 因此，爬升可以被划分为3个阶段： 1）低于10，000英尺：以恒定的IAS=250海里/小时爬升。速度受空中交通管制规定的限制。 2）高于10，000英尺：以恒定的IAS=280海里/小时爬升。（限制到M0.78）。在10，000英尺，飞机加速到更优的爬升速度（280海里/小时），只要马赫数小于0.78就保持这个速度。 3）高于转换高度：以恒定的马赫数=M0.78爬升。转换高度是280海里/小时的IAS 等于M0.78的高度。 2爬升受力分析 图1爬升阶段受力分析 图1给出了爬升阶段作用在飞机上的不同的力受力分析情况，把飞机简化为一个质点，爬升阶段作用在飞机上的四个力如图：沿着飞行航迹方向的推力T以及方向相反的气动阻力D，沿着竖轴方向垂直于水平轴线的重力W，垂直于飞行航迹方向的升力L。对于稳定匀速爬升，沿飞行航迹方向的力平衡可表达为方程（1）： 3爬升性能的计算 爬升性能计算方法如下：选取以标准爬升剖面，以高度间隔为爬升过程剖面的数据状态点作为数据处理的数据点，取高度间隔为？驻h，给出在爬升阶段的爬升速度、爬升时间、爬升水平距离以及爬升所需燃油这些参数随高度的变化。按照下列公式计算爬升性能参数：爬升过程中根据上一节爬升受力分析平衡等式。 4影响爬升性能的因素分析

影响爬升性能因素分析，爬升性能的计算分析是在一定计算条件下得到的，改变这些计算条件，我们分别讨论如气压高度，大气温度，飞行重量，风等参数对爬升性能的影响，讨论如下： 1）气压高度 由于空气密度随气压高度的上升而降低，爬升推力和阻力减小。但是，因为阻力减小的速度比可用推力的减小的速度慢，推力和阻力间的差值减小。因此，由于剩余推力小，爬升梯度和爬升率随气压高度的上升而减小。 2）大气温度 随着温度的升高，空气密度随着温度增高而降低，所以温度增高的影响与高度增大的影响类似，导致爬升梯度和爬升率都减小。由于空气密度变低，推力减小。结果，将产生高度相同的影响。 3）飞行重量 爬升梯度和爬升率与飞机重量成反比，因此对于给定的发动机额定推力、高度和爬升速度，重量的任何增加都会导致爬升梯度和爬升率的减小。 4）风 爬升到巡航高度的过程中，遇到水平逆风或者顺风，只改变爬升的地面距离，不影响爬升到巡航高度的时间和燃油消耗量。

基于遗传算法的飞机气动优化设计_王晓鹏

收稿日期:2000205228;修改稿收到日期:20012112081 作者简介:王晓鹏(19742),男,博士,现为西北工业大学与 上海航天技术研究院博士后1 第19卷第2期 2002年5月　计算力学学报　 Ch i nese Journa l of Com puta tiona l M echan ics V o l .19,N o .2 M ay 2002 文章编号:100724708(2002)022******* 基于遗传算法的飞机气动优化设计 王晓鹏 (1.西北工业大学飞机系,西安710072;2.上海航天技术研究院,上海200233) 摘　要:建立了一种以实数编码技术为基础的遗传算法模型,并把它与通过工程估算的气动分析方法相结合,进行飞机气动外形的单点和多点优化设计。优化设计中,设计变量取为机翼、机身和尾翼的外形及三者之间的相对位置,优化目标是使飞机在跨音速和超音速飞行状态下获得配平状态下最大的升阻比。设计结果表明该优化设计方法是十分有效的,可以用来对具有正常布局形式的飞机进行气动外形的优化设计。关键词:遗传算法;气动外形;优化设计中图分类号:V 21113 文献标识码:A 1　引　言 气动外形设计的目的是设计最合理的气动外形,使飞机在给定的约束条件下获得最优良的气动性能。提高气动性能的基本要求是减小阻力、增加升力和提高升阻比。对于战斗机来说,气动外形设计的成功与否,直接关系到飞机性能的优劣和任务完成的质量。 在借助数值优化方法进行气动外形优化设计时,所选用的优化方法和气动分析方法是否适当,会严重影响到气动优化设计的结果。就数值优化方法而言,梯度法、约束变尺度法、序列二次规划法等传统算法的优化效率较高,但优化的最终结果往往是局部最优的,不能保证达到全局最优解;遗传算法、模拟退火算法、M on te 2Carlo 法等随机性方法的全局性较好,但计算量要比传统算法大得多。迄今为止,已经有人以求解速势方程或Eu ler 方程作为气动分析方法,以遗传算法作为数值优化方法进行翼型和机翼的气动优化设计 [123] ,但是还没有出 现把Eu ler 或N avier 2Stokes 方程求解与遗传算法相结合进行翼身组合体和整机的气动外形优化设计的文献。这其中最主要的原因还在于计算量过大。为了既保证优化结果具有较好的全局性,又尽可能减小优化过程的计算量,有人提出了混合演化策略的概念。所谓的混合演化策略,就是把遗传算法等全局性优化方法与梯度法等局部性优化方法 结合起来,实现优化质量和优化效率的良好折衷。目前,对于混合演化策略的研究尚处于初期,设计理论和方法还不完善。鉴于这种情况,把数值优化方法与气动分析相结合进行飞机气动外形优化设计主要有两种比较现实的思路:要么数值优化方法采用梯度法等传统算法,气动分析采用较精确的Eu ler 或N avier 2Stokes 方程解法;要么数值优化 方法采用遗传算法或模拟退火算法等随机性方法,气动分析则采用计算量较小的工程估算方法或速势方程解法。 由于本文的设计意图是以某型战斗机作为基准,在满足给定约束的情况下进行轻型战斗机的气动优化设计,希望在给定的设计空间中搜索出最优的飞机气动外形,所以选择遗传算法做为优化方法,以保证设计具有全局性最优的特点。在选择气动分析方法时,由于采用较精确的Eu ler 或N avier 2Stokes 方程解法进行气动分析时计算量过 大,对整机的设计显然是不现实的,所以文中以Am es 研究中心A xelson J A 发展的气动估算方 法[426]来进行飞机的气动分析。 2　方法简介 211　遗传算法 基于遗传算法的数值优化方法是由模拟生物的进化过程演变而来的。遗传算法的优化原理是:从随机生成的初始群体出发,采用基于优胜劣汰的选择策略选择优良个体作为父代;通过父代个体的复制(R ep roducti on )、杂交(C ro ssover )和变异(M u tati on )来繁衍进化的子代种群。经过多代的进

小展弦比机翼的低速气动特性

小展弦比机翼的低速气动特性 通常把的机翼称为小展弦比机翼。由于超声速飞行时小展弦比机翼具有低波阻的特性，所以这种机翼常用于战术导弹和超声速歼击机。其基本形状有：矩形、三角形、切角三角形、双三角形等。通常用锐缘无弯扭对称薄翼。 1、小展弦比机翼的绕流特点对圆角的薄翼，在小迎角下绕流为附着流，在前缘存在前 缘吸力。对于小展弦比机翼，只有在3-40下，才出现附着绕流而在更大迎角下，下翼 面高压气流绕过侧缘流向上表面，必定会在侧缘产生分离，在上翼面形成脱体涡。如下 图所示。这些脱体涡的出现将对上翼面产生更大的负压，从而造成更大的升力。这个升 力常称为涡升力。 造成小展弦比机翼的升力特性曲线为非线性的。如图所示。 2、前缘吸力比拟法（Polhamus，1966） 小展弦比锐缘三角翼，在较大迎角工作时，由于翼面上存在拖向后方的脱体涡，使升力特性曲线出现明显的非线性特征。大展弦比附着流的方法不适应，“前缘吸力比法”是专为这种小展弦比机翼提出的。 该方法的基本思路是：将存在拖体涡的翼面中总升力人为分解为：位流升力和涡流升力两部分之和。对于升力系数而言，有

其中，CLp为势流升力系数，CLv为涡流升力系数。 与小迎角下线化小扰动势流升力是不同的。 小展弦比锐缘三角翼在较大迎角下的势流升力L p 前者气流绕过机翼时未发生分离，存在前缘吸力，其势流升力包括法向力和前缘吸力的贡献；后者气流绕过机翼时出现分离，前缘吸力丧失，但分离流在上表面再附，其势流升力仅有是法向力在垂直于来流方向的投影。 根据适当的理论推导，得到 为系数，对于小迎角的情况 其中K p 说明，K 为势流升力线斜率。 p 对于脱体涡产生的涡升力，与涡的位置、形状、强度等有关，理论计算较为困难。吸力比拟法假定：旋涡在翼面上产生的法向力与绕过圆前缘所产生的吸力大小相等，方向转900向上。（相当于用前缘吸力比拟了涡升力） 从物理上讲，这种比拟实际上是设想当气流在前缘分离并再附于机翼上表面时，为了保持绕分离涡的流动平衡所需要的力与势流中前缘保持附体绕流所产生的吸力相等。 根据前缘吸力比拟，因前缘分离涡造成的法向力增量与前缘吸力相等。而涡升力等于该法向力增量在垂直于来流方向的投影。 由此导出

大型飞机气动设计中的CFD技术

大型飞机气动设计中的CFD技术 newmaker 来源：航空制造技术 近30多年来计算机和CFD计算方法的迅速发展，CFD取得了很大的成就。今天，以数值求解Euler方程和RANS方程为代表的CFD技术已经广泛应用到航空、航天、船舶、武器装备等领域，取得了令人瞩目的成就，日益展现出它蓬勃的活力和发展的潜力。在航空航天等领域，CFD革命性地改变了传统的空气动力学研究和设计方法，推动了这些领域的技术进步。 由于CFD在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”（CFD）数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。美国NASA在20世纪90年代的20项关键技术中CFD技术被列为第8项,属最优先发展的技术领域。今天的CFD 已经成为飞机、导弹、飞船等航空航天飞行器研制中一种主要的气动分析和设计工具。CFD 以其快速、经济、高效、适用面广、约束少、数据详尽、容易实现数字化和自动化设计等特有的优势改变了传统的气动设计方法，成为航空航天飞行器研制中无可替代的有力工具。 在我国，CFD研究及其应用也得到了迅速的发展。目前，CFD在我国航空航天领域的现状是： （1）CFD已经得到普遍的认可，成为型号设计部门的常规手段，在大多数型号单位成为主要的气动设计手段，风洞试验成为后期的确认性工作； （2）一般情况下，CFD精度可以满足工程要求，型号部门大都购买了商业CFD软件，但使用者的水平需要进一步提高; （3）商业CFD软件具有功能全面、使用方便、技术服务好等优点，但这些商业软件的性能低，如计算精度、计算效率、可靠性均较差。西方大国的先进CFD软件是禁止向我国出口的，如CFL3D、USM3D等NASA发展的著名CFD软件； （4）计算周期大大缩短，常规CFD任务可以在一周至数周内完成，复杂任务可以在数周至数月内完成。