大型水陆两栖飞机压缩性影响工程估算

高亦非（中航通飞研究院有限公司，广东 珠海 519040）



大型水陆两栖飞机压缩性影响工程估算

高亦非
（中航通飞研究院有限公司，广东 珠海 519040）

摘 要：飞机飞行过程中马赫数变化会对飞机气动产生很大影响，本文利用某大型水陆两栖飞机外形参数以及部分风洞试验值。通过飞机设计手册气动分册的方法计算变马赫数下的的升力特性，并对结果进行修正，使其更接近真实值。

关键词：飞机；升力特性；马赫数

1　概述

飞机在飞行速度大于0.3马赫数以后，会产生压缩性效应。在超过临界马赫数以后，局部出现音速，出现激波，压缩性影响会更大。一般来讲，在出现压缩性效应以后，会使飞机升力线斜率增大，最大升力系数减小。本文主要根据飞行手册第六册的内容进行马赫数对某大型水陆两栖飞机升力系数影响计算。

2　升力影响估算

2.1机翼升力影响估算

根据飞机设计手册的气动手册里的公式进行计算：

因此根据公式1计算各马赫数下的机翼升力线斜率。A取等效的展弦比，为8.40，所求列于表1。

马赫数对于最大升力系数可以用示意图2（数据来源NACA报告）表示，它的影响分为：在0.2到0.3马赫数下，速度增加带来的雷诺数影响，最大升力系数是随着马赫数是不断增大的。在0.3马赫数以后，速度的增加，导致大的压力梯度，诱使在更小的升力系数下就产生分离。因此，最大升力系数随着马赫数增加而减小。一般在超过临界马赫数后，最大升力系数有一个较快的降低，是由于激波诱导分离产生的。

该飞机根部采用的是厚翼型，根据风洞试验的丝线结果，机翼在外短舱附近的地方先失速，这部分位置的翼型厚度大概在16%左右。根据datcom上对于该类厚翼型的描述，雷诺数在大于15×106以后，最大升力系数可以认为基本不变。根据计算，0.2马赫时，雷诺数为21×106，可以认为在这个范围以上的最大升力系数不变。考虑低速测力试验经雷诺数修正后的机翼最大升力系数为1.56。查第六册图6-25得表1。

表1　机翼升力线斜率及最大升力系数随马赫数的变化

根据《THEORY OF WING SECTIONS》中关于在高马赫数下的零升迎角平移现象的描述。在此次计算范围内，不会出现零升迎角的平移。因此，可以认为零升迎角是不随马赫数变化的。取风洞试验的值-1.2度。

2.2全机升力影响估算

下面计算平尾处的下洗：

利用公式（1）对平尾的升力线斜率进行计算。将计算所得列于表2。

通过与试验对比，由于在机身段上的机翼可以近似认为不产生升力，但是在工程估算时，这部分的升力包括了进去，因此导致计算出来的升力线斜率较大。因此对于翼身组合体来讲，通过面积比（不带机身部分的机翼面积除上参考机翼面积）对其进行修正。同时修正平尾，并将修正以后的计算结果列于表2中。

表2　下洗与平尾升力线斜率

利用下式计算零升迎角：

计算出的零升迎角，由于马赫数影响不大，故为-5.28度。

下面计算全机最大升力系数：

表3　失速迎角及最大升力系数随马赫数的变化

3　结论

（1）本文通过飞机设计手册中的公式计算，得出了大型水陆两栖飞机升力特性随马赫数的变化情况。

（2）文中采用了一种改进的修正手段对翼面的升力线斜率进行计算，使其更接近真实值。

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2016.13.103

作者简介：高亦非，男，黑龙江哈尔滨人，本科，助理工程师，研究方向：飞机气动设计。