方案設計階段飛機氣動數據獲取方法簡介

薛蛟 韓建民 杜春水 嚴飛

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

【關鍵詞】氣動數據 飛機性能 操穩特性 總體布局 氣動分析

1 引言

在飛機方案設計階段，需要根據飛機的設計目標、設計要求、適航條例等文件來計算飛機的總體參數，然后參考類似機型的經驗數據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特性要求則需要飛機不同構型的氣動數據來計算分析[1]。

飛機的氣動數據主要包含全機的氣動力和力矩系數、靜穩定性導數、動穩定性導數等數據，在早期飛機設計中，主要通過經驗公式來估算這些氣動數據，由于經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；現在的飛機設計中主要通過工程估算方法來獲取所需的氣動數據，本文主要對獲取不同構型的氣動數據的方法流程以及所得數據的準確性進行分析。

2 氣動數據獲取方法

2.1概述

飛機方案設計階段計算飛機的飛行性能及操穩特性需要分別分析飛機在不同飛行條件和不同構型的氣動數據，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型（襟翼部分偏轉，方向舵偏轉一定角度），巡航構型（襟翼不偏轉，方向舵不偏轉），著落構型（襟翼完全偏轉，方向舵偏轉一定角度）的氣動數據[2]。由于分析的飛行條件較多，且起飛和著陸構型的氣動數據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據，飛機氣動數據估算軟件Digital Datcom可以對巡航構型在多種飛行條件下的氣動數據直接計算，且能計算襟副翼和方向舵偏轉引起的氣動數據增量，所以我們可以借助Digital Datcom軟件，通過部件組合法和數據模塊化方法[3]估算出飛機方案設計階段各種構型的氣動數據。

2.2 氣動數據獲取

氣動數據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據之前，首先要由外形參數設計人員提供前期估算的外形數據，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。

然后重量設計人員根據飛機的起飛總重、以及部段外形參數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據。

將外形數據、重量數據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型在不同飛行條件、不同攻角下的阻力系數CD、升力系數CL、力矩系數CM、法向力系數CN、軸向力系數CA等氣動數據，某型號飛機在特定飛行條件，不同攻角下的氣動數據計算結果。

起飛構型和著陸構型的氣動數據獲取要比巡航構型復雜，由于起飛構型和著陸構型涉及到襟翼和升降舵偏轉對氣動數據的影響，所以獲取其構型氣動數據需要部件組合計算。首先需要外形參數設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）構型的外形數據和襟翼偏轉角度輸入到Digital Datcom的輸入文件中，運行程序可以獲取wing-body構型襟副翼不偏轉的氣動數據和襟翼偏轉不同角度時對應的氣動數據增量。將兩部分氣動數據相加就是該wing-body構型在襟翼偏轉不同角度時對應的氣動數據，再將相加后的氣動數據作為相應構型的輸入，就能獲取該飛機起飛構型和著陸構型在不同飛行條件和不同攻角下的氣動數據。

2.3 氣動數據分析

數據分析的主要作用是對獲取的氣動數據真實性做一個概括的評估，對數據的準確度做一個判斷。我們首先統計出飛機在巡航構型、起飛構型、著陸構型的氣動力和力矩系數以及穩定性導數隨攻角變化的數值，然后通過數據處理軟件分別畫出飛機在各個構型下的氣動數據變化曲線，分析其變化規律是否符合氣動數據的變化情況。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，任一構型的飛機升力系數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CL達到最大值，當Alpha再增加時升力系數減小，符合飛機的升力特性變化；起飛構型的襟翼偏轉角度比著陸構型襟翼偏轉角度小，其特定攻角下飛機的升力系數增量也小，起飛構型和著陸構型的升力特性變化曲線和巡航構型的升力特性變化曲線相似，所以數據接近真實情況。

圖2是飛機的俯仰力矩系數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氣流分離，力矩系數開始隨攻角呈現非線性變化，符合飛機力矩特性變化規律。

3 結語

氣動數據獲取是飛機方案設計階段非常重要的一個環節，氣動數據直接影響到前期氣動布局的確定和后期研制周期的長短。如果數據誤差太大，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]。本文闡述了設計初期獲取氣動數據的準備工作、氣動數據獲取的工具及應用方法，為總體設計第一輪氣動數據的獲取提供了參考。文中涉及的氣動數據估算軟件Digital Datcom是基于試驗數據和經驗公式擬合方法來估算氣動數據，可信度較高，適用于大多數的飛機構型。需要說明的是，方案階段確定的氣動數據并不能作為最終性能及操穩計算的依據，它只是方案階段快速進行方案確定的依據，是后續開展詳細氣動分析的基礎。

參考文獻：

[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計的氣動特性分析程序[J].航空計算技術，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用研究[J].航空計算技術，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.

作者簡介：薛蛟（1986—）山西人，本科，職位：技術員，研究方向：飛機設計。