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）

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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變化會對飛機氣動產生很大影響，本文利用某大型水陸兩棲飛機外形參數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

1　概述

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

2　升力影響估算

2.1機翼升力影響估算

根據飛機設計手冊的氣動手冊里的公式進行計算：

因此根據公式1計算各馬赫數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。

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

該飛機根部采用的是厚翼型，根據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datcom上對于該類厚翼型的描述，雷諾數在大于15×106以后，最大升力系數可以認為基本不變。根據計算，0.2馬赫時，雷諾數為21×106，可以認為在這個范圍以上的最大升力系數不變。考慮低速測力試驗經雷諾數修正后的機翼最大升力系數為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隨馬赫數的變化

根據《THEORY OF WING SECTIONS》中關于在高馬赫數下的零升迎角平移現象的描述。在此次計算范圍內，不會出現零升迎角的平移。因此，可以認為零升迎角是不隨馬赫數變化的。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，由于馬赫數影響不大，故為-5.28度。

下面計算全機最大升力系數：

表3　失速迎角及最大升力系數隨馬赫數的變化

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。