高亦非（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040）

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大型水陸兩棲飛機壓縮性影響工程估算

高亦非
（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040）

摘 要：飛機飛行過程中馬赫數(shù)變化會對飛機氣動產(chǎn)生很大影響，本文利用某大型水陸兩棲飛機外形參數(shù)以及部分風洞試驗值。通過飛機設計手冊氣動分冊的方法計算變馬赫數(shù)下的的升力特性，并對結果進行修正，使其更接近真實值。

關鍵詞：飛機；升力特性；馬赫數(shù)

1　概述

飛機在飛行速度大于0.3馬赫數(shù)以后，會產(chǎn)生壓縮性效應。在超過臨界馬赫數(shù)以后，局部出現(xiàn)音速，出現(xiàn)激波，壓縮性影響會更大。一般來講，在出現(xiàn)壓縮性效應以后，會使飛機升力線斜率增大，最大升力系數(shù)減小。本文主要根據(jù)飛行手冊第六冊的內(nèi)容進行馬赫數(shù)對某大型水陸兩棲飛機升力系數(shù)影響計算。

2　升力影響估算

2.1機翼升力影響估算

根據(jù)飛機設計手冊的氣動手冊里的公式進行計算：

因此根據(jù)公式1計算各馬赫數(shù)下的機翼升力線斜率。A取等效的展弦比，為8.40，所求列于表1。

馬赫數(shù)對于最大升力系數(shù)可以用示意圖2（數(shù)據(jù)來源NACA報告）表示，它的影響分為：在0.2到0.3馬赫數(shù)下，速度增加帶來的雷諾數(shù)影響，最大升力系數(shù)是隨著馬赫數(shù)是不斷增大的。在0.3馬赫數(shù)以后，速度的增加，導致大的壓力梯度，誘使在更小的升力系數(shù)下就產(chǎn)生分離。因此，最大升力系數(shù)隨著馬赫數(shù)增加而減小。一般在超過臨界馬赫數(shù)后，最大升力系數(shù)有一個較快的降低，是由于激波誘導分離產(chǎn)生的。

該飛機根部采用的是厚翼型，根據(jù)風洞試驗的絲線結果，機翼在外短艙附近的地方先失速，這部分位置的翼型厚度大概在16%左右。根據(jù)datcom上對于該類厚翼型的描述，雷諾數(shù)在大于15×106以后，最大升力系數(shù)可以認為基本不變。根據(jù)計算，0.2馬赫時，雷諾數(shù)為21×106，可以認為在這個范圍以上的最大升力系數(shù)不變?？紤]低速測力試驗經(jīng)雷諾數(shù)修正后的機翼最大升力系數(shù)為1.56。查第六冊圖6-25得表1。

表1　機翼升力線斜率及最大升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化

根據(jù)《THEORY OF WING SECTIONS》中關于在高馬赫數(shù)下的零升迎角平移現(xiàn)象的描述。在此次計算范圍內(nèi)，不會出現(xiàn)零升迎角的平移。因此，可以認為零升迎角是不隨馬赫數(shù)變化的。取風洞試驗的值-1.2度。

2.2全機升力影響估算

下面計算平尾處的下洗：

利用公式（1）對平尾的升力線斜率進行計算。將計算所得列于表2。

通過與試驗對比，由于在機身段上的機翼可以近似認為不產(chǎn)生升力，但是在工程估算時，這部分的升力包括了進去，因此導致計算出來的升力線斜率較大。因此對于翼身組合體來講，通過面積比（不帶機身部分的機翼面積除上參考機翼面積）對其進行修正。同時修正平尾，并將修正以后的計算結果列于表2中。

表2　下洗與平尾升力線斜率

利用下式計算零升迎角：

計算出的零升迎角，由于馬赫數(shù)影響不大，故為-5.28度。

下面計算全機最大升力系數(shù)：

表3　失速迎角及最大升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化

3　結論

（1）本文通過飛機設計手冊中的公式計算，得出了大型水陸兩棲飛機升力特性隨馬赫數(shù)的變化情況。

（2）文中采用了一種改進的修正手段對翼面的升力線斜率進行計算，使其更接近真實值。

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2016.13.103

作者簡介：高亦非，男，黑龍江哈爾濱人，本科，助理工程師，研究方向：飛機氣動設計。