薛蛟 韓建民 杜春水 嚴飛

（中航沈飛民用飛機有限責任公司，遼寧沈陽 110121）

方案設(shè)計階段飛機氣動數(shù)據(jù)獲取方法簡介

薛蛟 韓建民 杜春水 嚴飛

（中航沈飛民用飛機有限責任公司，遼寧沈陽 110121）

氣動數(shù)據(jù)的計算分析是飛機設(shè)計中的重要步驟，氣動數(shù)據(jù)的計算是以飛機的氣動布局、飛行條件，外形尺寸為依據(jù)，其結(jié)果直接影響到飛機的飛行性能及操穩(wěn)特性。在飛機設(shè)計中，氣動數(shù)據(jù)的獲取方法有很多，包括經(jīng)驗公式、工程估算、CFD方法、風洞試驗等。本文主要論述了方案設(shè)計階段飛機氣動數(shù)據(jù)的獲取方法和流程，并介紹了不同構(gòu)型下氣動數(shù)據(jù)的獲取方法，以作為開展總體布局和氣動分析工作的參考。

氣動數(shù)據(jù) 飛機性能 操穩(wěn)特性 總體布局 氣動分析

1　引言

在飛機方案設(shè)計階段，需要根據(jù)飛機的設(shè)計目標、設(shè)計要求、適航條例等文件來計算飛機的總體參數(shù)，然后參考類似機型的經(jīng)驗數(shù)據(jù)確定飛機的基本布局及各部段位置及外形尺寸，但是驗證該布局飛機是否滿足基本的飛行性能和操穩(wěn)特性要求則需要飛機不同構(gòu)型的氣動數(shù)據(jù)來計算分析［1］。

飛機的氣動數(shù)據(jù)主要包含全機的氣動力和力矩系數(shù)、靜穩(wěn)定性導數(shù)、動穩(wěn)定性導數(shù)等數(shù)據(jù)，在早期飛機設(shè)計中，主要通過經(jīng)驗公式來估算這些氣動數(shù)據(jù)，由于經(jīng)驗公式估算誤差較大，所以后期需要大量風洞試驗對飛機進行驗證修形，導致整個項目花費巨大且周期較長；現(xiàn)在的飛機設(shè)計中主要通過工程估算方法來獲取所需的氣動數(shù)據(jù)，本文主要對獲取不同構(gòu)型的氣動數(shù)據(jù)的方法流程以及所得數(shù)據(jù)的準確性進行分析。

2　氣動數(shù)據(jù)獲取方法

2.1概述

飛機方案設(shè)計階段計算飛機的飛行性能及操穩(wěn)特性需要分別分析飛機在不同飛行條件和不同構(gòu)型的氣動數(shù)據(jù)，因此需要選取幾個不同的特征高度、飛行速度、攻角角度，分別估算飛機在起飛構(gòu)型（襟翼部分偏轉(zhuǎn)，方向舵偏轉(zhuǎn)一定角度），巡航構(gòu)型（襟翼不偏轉(zhuǎn)，方向舵不偏轉(zhuǎn)），著落構(gòu)型（襟翼完全偏轉(zhuǎn)，方向舵偏轉(zhuǎn)一定角度）的氣動數(shù)據(jù)［2］。由于分析的飛行條件較多，且起飛和著陸構(gòu)型的氣動數(shù)據(jù)不能通過簡單的計算直接獲得，我們需要借助工程估算軟件來獲取氣動數(shù)據(jù)，飛機氣動數(shù)據(jù)估算軟件Digital Datcom可以對巡航構(gòu)型在多種飛行條件下的氣動數(shù)據(jù)直接計算，且能計算襟副翼和方向舵偏轉(zhuǎn)引起的氣動數(shù)據(jù)增量，所以我們可以借助Digital Datcom軟件，通過部件組合法和數(shù)據(jù)模塊化方法［3］估算出飛機方案設(shè)計階段各種構(gòu)型的氣動數(shù)據(jù)。

2.2氣動數(shù)據(jù)獲取

圖1　不同構(gòu)型下升力系數(shù)CL隨攻角Alpha變化曲線

圖2　俯仰力矩系數(shù)Cm隨攻角Alpha變化曲線

氣動數(shù)據(jù)的估算都是基于飛機已有理論外形及重心位置確定的情況下進行的，所以在估算飛機的氣動數(shù)據(jù)之前，首先要由外形參數(shù)設(shè)計人員提供前期估算的外形數(shù)據(jù)，包括：

（1）全機參考尺寸，如參考面積，平均氣動弦長，飛機展長等。

（2）飛機各部段的位置，如機翼頂點坐標位置，平尾頂點坐標位置，垂尾頂點坐標位置等。

（3）飛機部段外形尺寸，如機身不同截面位置的截面面積和周長，機翼、平尾、垂尾的面積，根部弦長，梢部弦長，展長，翼型等。

然后重量設(shè)計人員根據(jù)飛機的起飛總重、以及部段外形參數(shù)估算出飛機各部段的重量和重心位置，進而確定全機的重量和重心前后限位置。

最后由氣動設(shè)計人員分別選取飛機特征高度、特征速度、攻角等作為飛行條件的輸入數(shù)據(jù)。

將外形數(shù)據(jù)、重量數(shù)據(jù)以及飛行條件輸入到工程算法軟件Digital Datcom的輸入文件中［4］，運行該程序就可以獲取飛機巡航構(gòu)型在不同飛行條件、不同攻角下的阻力系數(shù)CD、升力系數(shù)CL、力矩系數(shù)CM、法向力系數(shù)CN、軸向力系數(shù)CA等氣動數(shù)據(jù)，某型號飛機在特定飛行條件，不同攻角下的氣動數(shù)據(jù)計算結(jié)果。

起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型的氣動數(shù)據(jù)獲取要比巡航構(gòu)型復雜，由于起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型涉及到襟翼和升降舵偏轉(zhuǎn)對氣動數(shù)據(jù)的影響，所以獲取其構(gòu)型氣動數(shù)據(jù)需要部件組合計算。首先需要外形參數(shù)設(shè)計人員提供估算的操縱面的位置及外形尺寸，然后將wing-body（翼身融合體）構(gòu)型的外形數(shù)據(jù)和襟翼偏轉(zhuǎn)角度輸入到Digital Datcom的輸入文件中，運行程序可以獲取wing-body構(gòu)型襟副翼不偏轉(zhuǎn)的氣動數(shù)據(jù)和襟翼偏轉(zhuǎn)不同角度時對應(yīng)的氣動數(shù)據(jù)增量。將兩部分氣動數(shù)據(jù)相加就是該wing-body構(gòu)型在襟翼偏轉(zhuǎn)不同角度時對應(yīng)的氣動數(shù)據(jù)，再將相加后的氣動數(shù)據(jù)作為相應(yīng)構(gòu)型的輸入，就能獲取該飛機起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型在不同飛行條件和不同攻角下的氣動數(shù)據(jù)。

2.3氣動數(shù)據(jù)分析

數(shù)據(jù)分析的主要作用是對獲取的氣動數(shù)據(jù)真實性做一個概括的評估，對數(shù)據(jù)的準確度做一個判斷。我們首先統(tǒng)計出飛機在巡航構(gòu)型、起飛構(gòu)型、著陸構(gòu)型的氣動力和力矩系數(shù)以及穩(wěn)定性導數(shù)隨攻角變化的數(shù)值，然后通過數(shù)據(jù)處理軟件分別畫出飛機在各個構(gòu)型下的氣動數(shù)據(jù)變化曲線，分析其變化規(guī)律是否符合氣動數(shù)據(jù)的變化情況。下圖1和圖2分別是通過上述方法計算的某型號飛機的升力特性曲線和俯仰力矩特性曲線。

由圖1可知，攻角Alpha在12°之前，任一構(gòu)型的飛機升力系數(shù)CL隨攻角Alpha近似呈線性增長；Alpha在12°至19°之間時，CL隨攻角Alpha呈非線性增長，當Alpha等于19°時飛機的升力系數(shù)CL達到最大值，當Alpha再增加時升力系數(shù)減小，符合飛機的升力特性變化；起飛構(gòu)型的襟翼偏轉(zhuǎn)角度比著陸構(gòu)型襟翼偏轉(zhuǎn)角度小，其特定攻角下飛機的升力系數(shù)增量也小，起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型的升力特性變化曲線和巡航構(gòu)型的升力特性變化曲線相似，所以數(shù)據(jù)接近真實情況。

圖2是飛機的俯仰力矩系數(shù)CM隨攻角Alpha變化曲線。在小角度時飛機的力矩特性近似呈線性變化，當攻角增大到一定的程度時飛機出現(xiàn)氣流分離，力矩系數(shù)開始隨攻角呈現(xiàn)非線性變化，符合飛機力矩特性變化規(guī)律。

3　結(jié)語

氣動數(shù)據(jù)獲取是飛機方案設(shè)計階段非常重要的一個環(huán)節(jié)，氣動數(shù)據(jù)直接影響到前期氣動布局的確定和后期研制周期的長短。如果數(shù)據(jù)誤差太大，后期則需要很長時間來通過CFD計算和風洞試驗進行外形修改［5］。本文闡述了設(shè)計初期獲取氣動數(shù)據(jù)的準備工作、氣動數(shù)據(jù)獲取的工具及應(yīng)用方法，為總體設(shè)計第一輪氣動數(shù)據(jù)的獲取提供了參考。文中涉及的氣動數(shù)據(jù)估算軟件Digital Datcom是基于試驗數(shù)據(jù)和經(jīng)驗公式擬合方法來估算氣動數(shù)據(jù)，可信度較高，適用于大多數(shù)的飛機構(gòu)型。需要說明的是，方案階段確定的氣動數(shù)據(jù)并不能作為最終性能及操穩(wěn)計算的依據(jù)，它只是方案階段快速進行方案確定的依據(jù)，是后續(xù)開展詳細氣動分析的基礎(chǔ)。

［1］Jenkinson， LR， Sinpkin， p. Civil Jet Aircraft Design［M］. Reston：AIAA Inc，1999.

［2］陳小榮，張帥，余雄慶.用于噴氣客機概念設(shè)計的氣動特性分析程序［J］.航空計算技術(shù)，2012，42（3）：25-27.

［3］何佳麗，梁國柱，邱偉.飛行器氣動計算方法的應(yīng)用研究［J］.航空計算技術(shù)，2008，38（1）：32-38.

［4］ Lambert， M， Surhone， Mariam， T， Tennoe. The USAF Stability And Control Datcom，［M］. USA：VDM Publishing House， 2010.50-80

［5］楊艷明，唐勝景.一種基于MATLAB的氣動特性估算方法［J］.導彈與制導學報，2008，26（2）：13-18.

薛蛟（1986—），山西人，本科，職位：技術(shù)員，研究方向：飛機設(shè)計。