薛蛟 韓建民 杜春水 嚴(yán)飛

【摘 要】氣動(dòng)數(shù)據(jù)的計(jì)算分析是飛機(jī)設(shè)計(jì)中的重要步驟，氣動(dòng)數(shù)據(jù)的計(jì)算是以飛機(jī)的氣動(dòng)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(jī)的飛行性能及操穩(wěn)特性。在飛機(jī)設(shè)計(jì)中，氣動(dòng)數(shù)據(jù)的獲取方法有很多，包括經(jīng)驗(yàn)公式、工程估算、CFD方法、風(fēng)洞試驗(yàn)等。本文主要論述了方案設(shè)計(jì)階段飛機(jī)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的獲取方法和流程，并介紹了不同構(gòu)型下氣動(dòng)數(shù)據(jù)的獲取方法，以作為開展總體布局和氣動(dòng)分析工作的參考。

【關(guān)鍵詞】氣動(dòng)數(shù)據(jù) 飛機(jī)性能 操穩(wěn)特性 總體布局 氣動(dòng)分析

1 引言

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

飛機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)主要包含全機(jī)的氣動(dòng)力和力矩系數(shù)、靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)、動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)等數(shù)據(jù)，在早期飛機(jī)設(shè)計(jì)中，主要通過經(jīng)驗(yàn)公式來估算這些氣動(dòng)數(shù)據(jù)，由于經(jīng)驗(yàn)公式估算誤差較大，所以后期需要大量風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行驗(yàn)證修形，導(dǎo)致整個(gè)項(xiàng)目花費(fèi)巨大且周期較長(zhǎng)；現(xiàn)在的飛機(jī)設(shè)計(jì)中主要通過工程估算方法來獲取所需的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，本文主要對(duì)獲取不同構(gòu)型的氣動(dòng)數(shù)據(jù)的方法流程以及所得數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性進(jìn)行分析。

2 氣動(dòng)數(shù)據(jù)獲取方法

2.1概述

飛機(jī)方案設(shè)計(jì)階段計(jì)算飛機(jī)的飛行性能及操穩(wěn)特性需要分別分析飛機(jī)在不同飛行條件和不同構(gòu)型的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，因此需要選取幾個(gè)不同的特征高度、飛行速度、攻角角度，分別估算飛機(jī)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(dòng)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(dòng)數(shù)據(jù)不能通過簡(jiǎn)單的計(jì)算直接獲得，我們需要借助工程估算軟件來獲取氣動(dòng)數(shù)據(jù)，飛機(jī)氣動(dòng)數(shù)據(jù)估算軟件Digital Datcom可以對(duì)巡航構(gòu)型在多種飛行條件下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)直接計(jì)算，且能計(jì)算襟副翼和方向舵偏轉(zhuǎn)引起的氣動(dòng)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(jī)方案設(shè)計(jì)階段各種構(gòu)型的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。

2.2 氣動(dòng)數(shù)據(jù)獲取

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

（1）全機(jī)參考尺寸，如參考面積，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，飛機(jī)展長(zhǎng)等。

（2）飛機(jī)各部段的位置，如機(jī)翼頂點(diǎn)坐標(biāo)位置，平尾頂點(diǎn)坐標(biāo)位置，垂尾頂點(diǎn)坐標(biāo)位置等。

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

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

最后由氣動(dòng)設(shè)計(jì)人員分別選取飛機(jī)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(yùn)行該程序就可以獲取飛機(jī)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(dòng)數(shù)據(jù)，某型號(hào)飛機(jī)在特定飛行條件，不同攻角下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)計(jì)算結(jié)果。

起飛構(gòu)型和著陸構(gòu)型的氣動(dòng)數(shù)據(jù)獲取要比巡航構(gòu)型復(fù)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(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的影響，所以獲取其構(gòu)型氣動(dòng)數(shù)據(jù)需要部件組合計(jì)算。首先需要外形參數(shù)設(shè)計(jì)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(yùn)行程序可以獲取wing-body構(gòu)型襟副翼不偏轉(zhuǎn)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)和襟翼偏轉(zhuǎn)不同角度時(shí)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)增量。將兩部分氣動(dòng)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(shí)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，再將相加后的氣動(dòng)數(shù)據(jù)作為相應(yīng)構(gòu)型的輸入，就能獲取該飛機(jī)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(dòng)數(shù)據(jù)。

2.3 氣動(dòng)數(shù)據(jù)分析

數(shù)據(jù)分析的主要作用是對(duì)獲取的氣動(dòng)數(shù)據(jù)真實(shí)性做一個(gè)概括的評(píng)估，對(duì)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確度做一個(gè)判斷。我們首先統(tǒng)計(jì)出飛機(jī)在巡航構(gòu)型、起飛構(gòu)型、著陸構(gòu)型的氣動(dòng)力和力矩系數(shù)以及穩(wěn)定性導(dǎo)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(jī)在各個(gè)構(gòu)型下的氣動(dòng)數(shù)據(jù)變化曲線，分析其變化規(guī)律是否符合氣動(dòng)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(jì)算的某型號(hào)飛機(jī)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(jī)升力系數(shù)CL隨攻角Alpha近似呈線性增長(zhǎng)；Alpha在12°至19°之間時(shí)，CL隨攻角Alpha呈非線性增長(zhǎng)，當(dāng)Alpha等于19°時(shí)飛機(jī)的升力系數(shù)CL達(dá)到最大值，當(dāng)Alpha再增加時(shí)升力系數(shù)減小，符合飛機(jī)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(jī)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(shí)情況。

圖2是飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)CM隨攻角Alpha變化曲線。在小角度時(shí)飛機(jī)的力矩特性近似呈線性變化，當(dāng)攻角增大到一定的程度時(shí)飛機(jī)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(jī)力矩特性變化規(guī)律。

3 結(jié)語

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

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作者簡(jiǎn)介：薛蛟（1986—）山西人，本科，職位：技術(shù)員，研究方向：飛機(jī)設(shè)計(jì)。