梦想一号公务机气动特性分析北京航空航天大学毕业设计论文(编辑修改稿)

梦想一号公务机气动特性分析北京航空航天大学毕业设计论文(编辑修改稿)内容摘要：

() ∆（dCmdCy）χ为后掠影响的修正值，其计算如下：∆（dCmdCy）χ= 0≤z≤ z ≤z≤KM是考虑压缩性的影响系数，： 影响系数KM汇总[5]KMMyx≤≤Myx≤Myx≥z≤zMyx是有效马赫数，其计算如下：Myx=M 0≤z≤ z 本机机翼压力中心线的确定，将机翼分成四段，取出包括翼尖和翼根的5个翼型剖面，分别计算压心。 从内往外分别标为1，2，3，4，5号翼型。 ：（） 机翼各段数据汇总12345z01MyxKM∆（dCmdCy）χ0dCmdCyχ，yaXyaxb： 压力中心线相对位置沿展向分布图由此可以看出：本机的机翼在翼展方向上，靠近翼根部位的压力中心靠后，翼尖部分的压力中心靠前，这主要是由于机翼后掠和空气的压缩性造成的。 机翼后掠会造成翼根效应和翼尖效应，使得靠近翼根部分升力系数小而靠近翼尖部分升力系数大，而理论上Xyaxb=X焦点Cm0Cy，由此引起压力中心的相应的变化。 空气压缩性的影响反映在有效马赫数Myx上，考虑压缩性影响后，根据普朗特葛劳渥法则，升力系数会变大。 弦向载荷分布任然选取右半机翼的四个翼型切面（除去翼尖的切面）进行分析，根据上述分析，在巡航状态带入迎角，动压进行分析，：a）分图a 一号切面z=0b）分图b 二号切面结果z=c）分图c 三号切面z=d）分图d 四号切面z= 右半机翼四个切面翼型弦向载荷矢量图 飞行包线的确定 过载系数n n越大，飞机的机动性就越好，但过载系数n的增加，空气动力载荷增加，结构重力随之增加，从而导致机动性降低。 n受诸多因素影响，如最大升力系数CLmax,飞行速度，高度等。 人员的生理因素也是nymax最主要的影响因素之一。 本次设计的公务机属于第三类飞机，是不能做特技飞行的飞机，其最大使用过载nmaxsy=~4。 nminsy=1~3。 [6] 飞机受载包线的确定飞机载荷计算所使用的受载包线，包括过载速度包线和速度高度包线。 飞行速度对载荷计算结果的影响是最大的，要确定飞行包线。 首先必须确定几个特定的空速。 选定的设计空速均为当量空速。 其换算式为：Vdl=VHρHρ0=VH∆H其中：ρH是高度H处的空气密度ρ0是海平面空气密度∆H则为相对密度VH为H高度上的飞行速度 飞行设计空速的确定（a）设计巡航速度VC[7]根据23部要求，采用下列规定：（Ⅰ）对于正常类、实用类和通勤类飞机， ， ，33WS。 （Ⅱ）在WgS值大于958牛/米2时，上述的系数可以随WgS线性下降到WgS等于4790牛/（ ）本次公务机按通勤类飞机进行核算，WS=,则系数为+=VC≥=本公务机的性能指标要求是巡航M=，H=15000m，进行当量空速的换算就是VC=593m/s≥（b）设计俯冲速度VD采用以下规定：（Ⅰ）VD/（Ⅱ）对于要求的最小设计巡航速度VCmin，VD不得小于下列数值：1 （对正常类和通勤类飞机）2 （对实用类飞机）3 （对特技类飞机）（Ⅲ）在WgS值大于958牛/米2时，上述的系数可以随WgS线性下降到WgS等于4790牛/。 VCmin=，所以VD≥=（c）设计机动速度VA采用一下规定：（Ⅰ）VA不得小于Vsn1 Vs是飞机失速速度，对于民用飞机，适航条例把失速速度定义为无动力、前重心条件下的最小稳态飞行速度，通常是在过载小于1的机动中获得这一速度的。 所以，在初步设计中，可用下式来确定民用飞机的失速速度：VS=2GnzρSCLmax（式中nz为法向过载，根据统计数据，可取nz=）可得VS=2 n是用于设计的限制机动载荷系数（Ⅱ）VS值不必超过用于设计的VC值所以根据以上要求有VA≥Vsn=≤VC= 限制机动载荷系数（a）正限制机动载荷系数n不得小于下列数值：1 对于正常类和通勤类飞机+10886W（kg）+4536 （+2400W（磅）+10000）2 对于实用类飞机，3 对于特技类飞机，所以对于本次设计的公务机有：n≥+10886Wkg+4536=所以定n+=（b）负限制机动载荷系数不得小于下列数值：1 对于正常类；2 ；3 如果飞机具有的设计特征使其在飞行中不可能超过本条规定的机动载荷系数，则可采用小于本条规定的值+=，所以要取n=1。 飞行包线的绘制： 典型飞行包线图： 飞行包线上个点对应的各机动飞行状态nyVdlnyqnysyQ（或v）Cy对应机动状态AAny maxnymaxG/SCL maxCL max小速度，大迎角的曲线飞行，载荷系数最大BA＇ny maxqjxnymaxG/Sqjx飞机以最大允许空速飞行时改出俯冲或下滑，载荷系数最大B maxqjx在最大允许空速飞行时，副翼偏转作特技和滚转机动，载荷系数为最大值的一半GC0qjx0垂直俯冲，在最大允许空速是偏转副翼DD＇ny minqmaxnymaxG/Sqmax在最大允许空速时，以最小负载荷系数作机动EDny minnymaxG/SCL minCL min小速度、负迎角进入俯冲，载荷系数最小1 OA段有ny=Kρ0Vdl22G/SCL max绘出OA段曲线CL max=其中 K= 若Ma≤ Ma≤ 若Ma≥根据前述载荷系数要求，取nmax=n+=。 即可求得A点速度。 由于k也是速度的非连续函数，所以OA段我用差值计算，选取四个速度点进行计算，再将这点计算点进行拟合近似曲线。 可分别选择当量速度为Vdl1=20 m/s , Vdl2=40m/s, Vdl3=60m/s, Vdl4=100m/s,分别带入上式计算，然后拟合，画出n=，： 机翼各切面OA段相关数据汇总1234Vdl204060100K1ny2 AB段VC的取值根据前述要求设计。 ，低空时根据发动机性能选取。 根据要求带入VD值，即可绘出AB段和BC段。 3 OE段有ny＇=ρ0Vdl22G/SCL min绘制出OE段。 具体做法可参照OA段画法。 CL min=，一样取四个点，： 机翼各切面OE段相关数据1234Vdl204060100Kny根据前面确定的VC，可绘出ED段和FC段。 ： 本次公务机的设计飞行载荷包线图由上图可得设计机动速度VA=,符合上述对设计机动速度的要求。 危险工况分析位于机动包线图边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均必须满足强度要求，而飞行包线的某些角点，即为所受载荷最为严重的情况，也就是强度要求最要满足的地方，这些地方满足要求，其他情况也就满足了强度要求。 如上图中A、B、D、： 飞行包线中A、B、D、E各点情况包线上的特定点使用过载nysy动压qCL飞行状态Any maxny maxGSCL maxCL max小速度，大迎角的曲线飞行，急上升退出俯冲Bny maxqjxny maxGSqjx飞机以最大允许空速飞行时改出俯冲或下滑，载荷系数最大Dny minqmaxny maxGSqmax以最小负载荷系数做机动Eny minny maxGSCL minCLmin小速度负迎角进入俯冲，载荷系数最小 “A情况”的计算分析“A情况”发生在实施急跃升退出俯冲状态，此时是一种小速度、大迎角和大过载的飞行情况。 由飞行包线可得VA=，此为地面的当量速度，换算到巡航高度15000m的速度为V=VAρ0ρH=此时过载为ny max=，机翼升力L=ny max•G=213003N则半边机翼受力为L左=L右=12ρv2CL maxS=ny max•WTO•g，则CLmax= 弧度1由V算出相应的雷诺数，再作出迎角—升力系数曲线得到A状态机翼迎角为α==认为机翼是单梁式翼面结构，则弯矩认为全部有梁承受，在机身连接处平衡。 利用环量分布函数微分积分方程进行求解计算仍然用上述计算巡航状态时求解机翼展向升力系数的方法求解在A情况时机翼展向升力分布，最后通过积分求出在机翼根部的剪力大小和弯矩。 同样根据翼型的迎角—升力系数曲线，得到CL∞α=。 α0==。 Cm0=。 为了更加精确的表示载荷的展向分布，在70%和90%弦长之间再取1个点，在θ=0~π2之间取6个θ值，分别取θ1=，θ2=350，θ3=450，θ4=，θ5=900，： 机翼各切面相关数据12345θ350450900Z0bμ带入下列方程：μαaθsinθ=n=14Ansin⁡(nθ)(μn+sinθ)得到A1，A3，A5，A7，A9的矩阵方程：=A1=，A3=，A5=，A7=，A9=带入Γθ=2lV∞n=16Ansin⁡(nθ)得：Γθ=（++Γ00=0，=，Γ350=，Γ450=，=, Γ900=再将所得到的环量分布带入下式可得到升力系数的展向分布：CL＇z=2V∞Γ（z）b（z）： 各切面计算结果汇总Θ（弧度）μΓbCL0000由上表可会出“A”情况下的升力系数沿展向分布曲线，： “A”情况下本次设计公务机的升力系数沿展向分布图 计算绘制机翼剖面升力沿展向分布为简化计算，现将上图每段按照线性处理，： 线化处理后的压力系数分布图每段用数学线性函数表示如下：“12”段：CLx= +“23”段：CLx= +“34”段：CLx= +“45”段：CLx= +“56”段：CLx= +： 对机翼的二维简化图则可得机翼弦长的数学函数如式()（与前面所述CLx函数为同一坐标系）： bx= ()可得分段截面受载为：( 12ρV2= )“12”段：Lqm=12ρV2[+]（≤x≤）“23” 段：Lqm=12ρV2[+]（≤x≤）“34” 段：Lqm=12ρV2[+]（≤x≤）“45”段：Lqm=12ρV2[+]（≤x≤）“56”段：Lqm=12ρV2[+]（0≤x≤）： 右半机翼弦向切面升力大小展向位置分布图由此可得以下结论：本机翼在翼根处所受载荷最大，翼尖载荷最小为0。 在翼尖附近，载荷变化较为剧烈，载荷较小，对升力贡献较大者为机翼根部以及中部部分。 “A工况”的机翼压力中心沿展向分布。 得：Xyaxb=dCmdCyχ，yaCm0，yaCy,qmcosχ下面是“A工况”的相关汇总，： 以及各切面在“A”工况下各数据汇总123456bz10MyxKM∆（dCmdCy）χ0dCmdCyχ，yaCy，qm0XyaxbX： “A”工况下公务机机翼压力中心线相对位置沿展向分布图由图可以看出：在翼根附近，压力中心比较靠后，在中部和翼尖部分压力中心位置变化不大，在翼尖部分，由于翼尖升力系数为零，所以没有压力中心，认为压力中心无限接近翼尖翼型的后缘。 ： 计算分析翼根弯矩得到如上图所示的剖面图，求出单位展长升力大小，截面升力对翼根求距，再在整个半翼展上进行积分，就可以求出在A情况下机翼根部所受弯矩大小。 翼根弯矩计算如下：“12”段：M1=[+]xdx（≤x≤）“23”段：M2=[+]xdx（≤x≤）“34” 段：M3=+（≤x≤）“45”段：M4=[+]xdx（≤x≤）“56”段：M5=[+]xdx（0≤x≤）所以机翼在“A工况”下机翼所受的载荷对于翼根的弯矩为：M =M1+M2+M3+M4+M5=++++= KN•m3 发散速度的计算发散问题属于静气动弹性问题。 静气动弹性的主要研究是弹性变形对升力面分布的影响。 当飞行速度比较低时，弹性变形的影响很小。 随着飞行速度的增加，弹性变形的影响也越来越严重，以至于是机翼变得不稳定，或者使操纵面失效或者反效。 飞机静气动弹性问题关注由定常流诱导的空气动力载荷与飞行器结构弹性变形之间的相互作用问题，或者更具体地说，关注飞行器弹性变形对定常气动载荷分布的影响以及。