【文章內(nèi)容簡介】 () ?（dCmdCy）χ為后掠影響的修正值，其計(jì)算如下：?（dCmdCy）χ= 0≤z≤ z ≤z≤KM是考慮壓縮性的影響系數(shù)，： 影響系數(shù)KM匯總[5]KMMyx≤≤Myx≤Myx≥z≤zMyx是有效馬赫數(shù)，其計(jì)算如下：Myx=M 0≤z≤ z 本機(jī)機(jī)翼壓力中心線的確定，將機(jī)翼分成四段，取出包括翼尖和翼根的5個(gè)翼型剖面，分別計(jì)算壓心。從內(nèi)往外分別標(biāo)為1，2，3，4，5號(hào)翼型。：（） 機(jī)翼各段數(shù)據(jù)匯總12345z01MyxKM?（dCmdCy）χ0dCmdCyχ，yaXyaxb： 壓力中心線相對(duì)位置沿展向分布圖由此可以看出：本機(jī)的機(jī)翼在翼展方向上，靠近翼根部位的壓力中心靠后，翼尖部分的壓力中心靠前，這主要是由于機(jī)翼后掠和空氣的壓縮性造成的。機(jī)翼后掠會(huì)造成翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，使得靠近翼根部分升力系數(shù)小而靠近翼尖部分升力系數(shù)大，而理論上Xyaxb=X焦點(diǎn)Cm0Cy，由此引起壓力中心的相應(yīng)的變化?？諝鈮嚎s性的影響反映在有效馬赫數(shù)Myx上，考慮壓縮性影響后，根據(jù)普朗特葛勞渥法則，升力系數(shù)會(huì)變大。 弦向載荷分布任然選取右半機(jī)翼的四個(gè)翼型切面（除去翼尖的切面）進(jìn)行分析，根據(jù)上述分析，在巡航狀態(tài)帶入迎角，動(dòng)壓進(jìn)行分析，：a）分圖a 一號(hào)切面z=0b）分圖b 二號(hào)切面結(jié)果z=c）分圖c 三號(hào)切面z=d）分圖d 四號(hào)切面z= 右半機(jī)翼四個(gè)切面翼型弦向載荷矢量圖 飛行包線的確定 過載系數(shù)n n越大，飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性就越好，但過載系數(shù)n的增加，空氣動(dòng)力載荷增加，結(jié)構(gòu)重力隨之增加，從而導(dǎo)致機(jī)動(dòng)性降低。n受諸多因素影響，如最大升力系數(shù)CLmax,飛行速度，高度等。人員的生理因素也是nymax最主要的影響因素之一。本次設(shè)計(jì)的公務(wù)機(jī)屬于第三類飛機(jī)，是不能做特技飛行的飛機(jī)，其最大使用過載nmaxsy=~4。nminsy=1~3。[6] 飛機(jī)受載包線的確定飛機(jī)載荷計(jì)算所使用的受載包線，包括過載速度包線和速度高度包線。飛行速度對(duì)載荷計(jì)算結(jié)果的影響是最大的，要確定飛行包線。首先必須確定幾個(gè)特定的空速。選定的設(shè)計(jì)空速均為當(dāng)量空速。其換算式為：Vdl=VHρHρ0=VH?H其中：ρH是高度H處的空氣密度ρ0是海平面空氣密度?H則為相對(duì)密度VH為H高度上的飛行速度 飛行設(shè)計(jì)空速的確定（a）設(shè)計(jì)巡航速度VC[7]根據(jù)23部要求，采用下列規(guī)定：（Ⅰ）對(duì)于正常類、實(shí)用類和通勤類飛機(jī)， ， ，33WS 。（Ⅱ）在WgS值大于958牛/米2時(shí)，上述的系數(shù)可以隨WgS線性下降到WgS等于4790牛/（ ）本次公務(wù)機(jī)按通勤類飛機(jī)進(jìn)行核算，WS=,則系數(shù)為+=VC≥=本公務(wù)機(jī)的性能指標(biāo)要求是巡航M=，H=15000m，進(jìn)行當(dāng)量空速的換算就是VC=593m/s≥（b）設(shè)計(jì)俯沖速度VD采用以下規(guī)定：（Ⅰ）VD/（Ⅱ）對(duì)于要求的最小設(shè)計(jì)巡航速度VCmin，VD不得小于下列數(shù)值：1 （對(duì)正常類和通勤類飛機(jī)）2 （對(duì)實(shí)用類飛機(jī)）3 （對(duì)特技類飛機(jī)）（Ⅲ）在WgS值大于958牛/米2時(shí)，上述的系數(shù)可以隨WgS線性下降到WgS等于4790牛/。VCmin=，所以VD≥=（c）設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度VA采用一下規(guī)定：（Ⅰ）VA不得小于Vsn1 Vs是飛機(jī)失速速度，對(duì)于民用飛機(jī)，適航條例把失速速度定義為無動(dòng)力、前重心條件下的最小穩(wěn)態(tài)飛行速度，通常是在過載小于1的機(jī)動(dòng)中獲得這一速度的。所以，在初步設(shè)計(jì)中，可用下式來確定民用飛機(jī)的失速速度：VS=2GnzρSCLmax（式中nz為法向過載，根據(jù)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，可取nz=）可得VS=2 n是用于設(shè)計(jì)的限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)（Ⅱ）VS值不必超過用于設(shè)計(jì)的VC值所以根據(jù)以上要求有VA≥Vsn=≤VC= 限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)（a）正限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)n不得小于下列數(shù)值：1 對(duì)于正常類和通勤類飛機(jī)+10886W（kg）+4536 （+2400W（磅）+10000）2 對(duì)于實(shí)用類飛機(jī)，3 對(duì)于特技類飛機(jī)，所以對(duì)于本次設(shè)計(jì)的公務(wù)機(jī)有：n≥+10886Wkg+4536=所以定n+=（b）負(fù)限制機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)不得小于下列數(shù)值：1 對(duì)于正常類；2 ；3 如果飛機(jī)具有的設(shè)計(jì)特征使其在飛行中不可能超過本條規(guī)定的機(jī)動(dòng)載荷系數(shù)，則可采用小于本條規(guī)定的值+=，所以要取n=1。 飛行包線的繪制： 典型飛行包線圖： 飛行包線上個(gè)點(diǎn)對(duì)應(yīng)的各機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)nyVdlnyqnysyQ（或v）Cy對(duì)應(yīng)機(jī)動(dòng)狀態(tài)AAny maxnymaxG/SCL maxCL max小速度，大迎角的曲線飛行，載荷系數(shù)最大BA＇ny maxqjxnymaxG/Sqjx飛機(jī)以最大允許空速飛行時(shí)改出俯沖或下滑，載荷系數(shù)最大B maxqjx在最大允許空速飛行時(shí)，副翼偏轉(zhuǎn)作特技和滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)，載荷系數(shù)為最大值的一半GC0qjx0垂直俯沖，在最大允許空速是偏轉(zhuǎn)副翼DD＇ny minqmaxnymaxG/Sqmax在最大允許空速時(shí)，以最小負(fù)載荷系數(shù)作機(jī)動(dòng)EDny minnymaxG/SCL minCL min小速度、負(fù)迎角進(jìn)入俯沖，載荷系數(shù)最小1 OA段有ny=Kρ0Vdl22G/SCL max繪出OA段曲線CL max=其中 K= 若Ma≤ Ma≤ 若Ma≥根據(jù)前述載荷系數(shù)要求，取nmax=n+=。即可求得A點(diǎn)速度。由于k也是速度的非連續(xù)函數(shù)，所以O(shè)A段我用差值計(jì)算，選取四個(gè)速度點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算，再將這點(diǎn)計(jì)算點(diǎn)進(jìn)行擬合近似曲線?？煞謩e選擇當(dāng)量速度為Vdl1=20 m/s , Vdl2=40m/s, Vdl3=60m/s, Vdl4=100m/s,分別帶入上式計(jì)算，然后擬合，畫出n=，： 機(jī)翼各切面OA段相關(guān)數(shù)據(jù)匯總1234Vdl204060100K1ny2 AB段VC的取值根據(jù)前述要求設(shè)計(jì)。，低空時(shí)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能選取。根據(jù)要求帶入VD值，即可繪出AB段和BC段。3 OE段有ny＇=ρ0Vdl22G/SCL min繪制出OE段。具體做法可參照OA段畫法。CL min=，一樣取四個(gè)點(diǎn)，： 機(jī)翼各切面OE段相關(guān)數(shù)據(jù)1234Vdl204060100Kny根據(jù)前面確定的VC，可繪出ED段和FC段。： 本次公務(wù)機(jī)的設(shè)計(jì)飛行載荷包線圖由上圖可得設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度VA=,符合上述對(duì)設(shè)計(jì)機(jī)動(dòng)速度的要求。 危險(xiǎn)工況分析位于機(jī)動(dòng)包線圖邊界上和邊界內(nèi)的空速和載荷系數(shù)的任一組合，均必須滿足強(qiáng)度要求，而飛行包線的某些角點(diǎn)，即為所受載荷最為嚴(yán)重的情況，也就是強(qiáng)度要求最要滿足的地方，這些地方滿足要求，其他情況也就滿足了強(qiáng)度要求。如上圖中A、B、D、： 飛行包線中A、B、D、E各點(diǎn)情況包線上的特定點(diǎn)使用過載nysy動(dòng)壓qCL飛行狀態(tài)Any maxny maxGSCL maxCL max小速度，大迎角的曲線飛行，急上升退出俯沖Bny maxqjxny maxGSqjx飛機(jī)以最大允許空速飛行時(shí)改出俯沖或下滑，載荷系數(shù)最大Dny minqmaxny maxGSqmax以最小負(fù)載荷系數(shù)做機(jī)動(dòng)Eny minny maxGSCL minCLmin小速度負(fù)迎角進(jìn)入俯沖，載荷系數(shù)最小 “A情況”的計(jì)算分析“A情況”發(fā)生在實(shí)施急躍升退出俯沖狀態(tài)，此時(shí)是一種小速度、大迎角和大過載的飛行情況。由飛行包線可得VA=，此為地面的當(dāng)量速度，換算到巡航高度15000m的速度為V=VAρ0ρH=此時(shí)過載為ny max=，機(jī)翼升力L=ny max?G=213003N則半邊機(jī)翼受力為L左=L右=12ρv2CL maxS=ny max?WTO?g，則CLmax= 弧度1由V算出相應(yīng)的雷諾數(shù)，再作出迎角—升力系數(shù)曲線得到A狀態(tài)機(jī)翼迎角為α==認(rèn)為機(jī)翼是單梁式翼面結(jié)構(gòu)，則彎矩認(rèn)為全部有梁承受，在機(jī)身連接處平衡。 利用環(huán)量分布函數(shù)微分積分方程進(jìn)行求解計(jì)算仍然用上述計(jì)算巡航狀態(tài)時(shí)求解機(jī)翼展向升力系數(shù)的方法求解在A情況時(shí)機(jī)翼展向升力分布，最后通過積分求出在機(jī)翼根部的剪力大小和彎矩。同樣根據(jù)翼型的迎角—升力系數(shù)曲線，得到CL∞α=。α0==。Cm0=。為了更加精確的表示載荷的展向分布，在70%和90%弦長之間再取1個(gè)點(diǎn)，在θ=0~π2之間取6個(gè)θ值，分別取θ1=，θ2=350，θ3=450，θ4=，θ5=900，： 機(jī)翼各切面相關(guān)數(shù)據(jù)12345θ350450900Z0bμ帶入下列方程：μαaθsinθ=n=14Ansin?(nθ)(μn+sinθ)得到A1，A3，A5，A7，A9的矩陣方程：=A1=，A3=，A5=，A7=，A9=帶入Γθ=2lV∞n=16Ansin?(nθ)得：Γθ=（++Γ00=0，=，Γ350=，Γ450=，=, Γ900=再將所得到的環(huán)量分布帶入下式可得到升力系數(shù)的展向分布：CL＇z=2V∞Γ（z）b（z）： 各切面計(jì)算結(jié)果匯總Θ（弧度）μΓbCL0000由上表可會(huì)出“A”情況下的升力系數(shù)沿展向分布曲線，： “A”情況下本次設(shè)計(jì)公務(wù)機(jī)的升力系數(shù)沿展向分布圖 計(jì)算繪制機(jī)翼剖面升力沿展向分布為簡化計(jì)算，現(xiàn)將上圖每段按照線性處理，： 線化處理后的壓力系數(shù)分布圖每段用數(shù)學(xué)線性函數(shù)表示如下：“12”段：CLx= +“23”段：CLx= +“34”段：CLx= +“45”段：CLx= +“56”段：CLx= +： 對(duì)機(jī)翼的二維簡化圖則可得機(jī)翼弦長的數(shù)學(xué)函數(shù)如式()（與前面所述CLx函數(shù)為同一坐標(biāo)系）： bx= ()可得分段截面受載為：( 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≤）： 右半機(jī)翼弦向切面升力大小展向位置分布圖由此可得以下結(jié)論：本機(jī)翼在翼根處所受載荷最大，翼尖載荷最小為0。在翼尖附近，載荷變化較為劇烈，載荷較小，對(duì)升力貢獻(xiàn)較大者為機(jī)翼根部以及中部部分。 “A工況”的機(jī)翼壓力中心沿展向分布。得：Xyaxb=dCmdCyχ，yaCm0，yaCy,qmcosχ下面是“A工況”的相關(guān)匯總，： 以及各切面在“A”工況下各數(shù)據(jù)匯總123456bz10MyxKM?（dCmdCy）χ0dCmdCyχ，yaCy，qm0XyaxbX： “A”工況下公務(wù)機(jī)機(jī)翼壓力中心線相對(duì)位置沿展向分布圖由圖可以看出：在翼根附近，壓力中心比較靠后，在中部和翼尖部分壓力中心位置變化不大，在翼尖部分，由于翼尖升力系數(shù)為零，所以沒有壓力中心，認(rèn)為壓力中心無限接近翼尖翼型的后緣。： 計(jì)算分析翼根彎矩得到如上圖所示的剖面圖，求出單位展長升力大小，截面升力對(duì)翼根求距，再在整個(gè)半翼展上進(jìn)行積分，就可以求出在A情況下機(jī)翼根部所受彎矩大小。翼根彎矩計(jì)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≤）所以機(jī)翼在“A工況”下機(jī)翼所受的載荷對(duì)于翼根的彎矩為：M =M1+M2+M3+M4+M5=++++= KN?m3 發(fā)散速度的計(jì)算發(fā)散問題屬于靜氣動(dòng)彈性問題。靜氣動(dòng)彈性的主要研究是彈性變形對(duì)升力面分布的影響。當(dāng)飛行速度比較低時(shí)，彈性變形的影響很小。隨著飛行速度的增加，彈性變形的影響也越來越嚴(yán)重，以至于是機(jī)翼變得不穩(wěn)定，或者使操縱面失效或者反效。飛機(jī)靜氣動(dòng)彈性問題關(guān)注由定常流誘導(dǎo)的空氣動(dòng)力載荷與飛行器結(jié)構(gòu)彈性變形之間的相互作用問題，或者更具體地說，關(guān)注飛行器彈性變形對(duì)定常氣動(dòng)載荷分布的影響以及