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(fēng)洞試驗值。通過飛機設(shè)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(jié)果進(jìn)行修正,使其更接近真實值。
關(guān)鍵詞:飛機;升力特性;馬赫數(shù)
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(yīng)。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(yīng)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(jìn)行馬赫數(shù)對某大型水陸兩棲飛機升力系數(shù)影響計算。
2.1機翼升力影響估算
根據(jù)飛機設(shè)計手冊的氣動手冊里的公式進(jìn)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(dǎo)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(dǎo)分離產(chǎn)生的。
該飛機根部采用的是厚翼型,根據(jù)風(fēng)洞試驗的絲線結(jié)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(rèn)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(rèn)為在這個范圍以上的最大升力系數(shù)不變。考慮低速測力試驗經(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(guān)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(rèn)為零升迎角是不隨馬赫數(shù)變化的。取風(fēng)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(jìn)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(rèn)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(jìn)去,因此導(dǎo)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(jìn)行修正。同時修正平尾,并將修正以后的計算結(jié)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
(1)本文通過飛機設(shè)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(jìn)的修正手段對翼面的升力線斜率進(jìn)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(shè)計。