课程设计F4战斗机

F4飞机气动估算及飞行性能计算1课设的历史背景起因：1965年4月9日美国四架F-4B 飞机入侵我海南岛，我人民解放军空军英勇迎击。

过程：敌机惊慌失措，仓皇发射导弹，结果击落自己飞机，坠落于海南岛地区。

结果：敌机残骸打捞后，根据上级指示，西北工业大学师生对F-4B 的残骸进行了测绘、分析研究工作2飞机的基本情况和数据一 飞机气动特性估算飞机翼型资料：该机机翼为悬臂式下单翼。

翼根翼型为NACA 0006.4-64(修形)、机翼折线处为NACA 0004-64、翼尖为NACA 0003-64(修形)。

前缘后掠角45°，平均相对厚度5.1％，翼尖相对厚度3％，安装角1°，外翼上反角12°。

翼型主要为对称翼型. 飞机升力主要由机翼，机身，平尾三部分影响，因此估算L C 通常分别按照这三部分分别计算再进行叠加而成。

1，计算不同马赫数下的升力线斜率，并绘出不同马赫数下 的升力特性曲线第一部分：翼身组合体的升力估算单独机翼的升力估算：由此公式查表得到。

=λ其中展弦比 2.791.035λ==121212tan 0.784tan =2.188c ==0.18x x λξη=弦线后掠角 那么、机翼相对厚度 =5.1%1尖削比=52ηχ=0梯形比 5.48前缘后掠角外露机翼升力系数再考虑机身的影响后要进行修正，具体公式见指导资料。

翼身组合体考虑机身影响后，修正系数2d f 1.071+ 1.495l ⎛⎫== ⎪⎝⎭估算数据如下：第二部分 机身的升力估算机身升力由头部和尾部两部分组成，对于圆柱状机身有：,,0.035(1)L sh L t w k C C ααηξ=--其中： ,L sh C α 机身的升力线斜率 ,L t C α 头部产生的升力线斜率 w η 尾部收缩比 wη=0k ξ 修正系数，可取0.15-0.20。

考虑经验不足所以我取中间，kξ=0.18,L tC α可按公式,=f zh L tt t C αλλ⎫⎪⎪⎝⎭查图4曲线得到。

其中t λ 头部长细比 t λ=2.93zh λ 机身圆柱部分长细比 zh λ=3.94所以得到 zhtλλ=1.345第三部分 尾翼的升力估算有平尾产生升力，我们先按照单独机翼升力估算法，计算出单独尾翼的升力线 斜率，再对其修正，主要因子为下洗和阻滞。

()L w C 1L w w w wC k αααλελ⎛⎫=⋅⋅-⋅ ⎪⎝⎭， 其中：L w wC αλλ⎛⎫⋅⎪⎝⎭是单独计算尾翼的升力斜率 w αε 尾翼处的气流下洗角，近似认为等于机翼处的气流下洗角αεw k 气流的阻滞系数。

查资料我们知道尾翼装在机身上，尾翼平面与机翼平面成45角下洗角的计算：三角机翼的下洗角可以通过确定χ查表得到。

梯形机翼在此基础上通过修正获得：()=yi=k L w C A ααεηελ∞⎛⎫⋅⋅ ⎪⎝⎭其中：()=k εη∞ 为不考虑机翼根梢比的下洗系数A 根梢比对下洗的影响系数，查表可得到yi L C αλ⎛⎫⎪⎝⎭ 单独机翼的计算参数机翼下洗角的计算：尾翼的升力计算：合升力线斜率的计算：,,,wly pw shL L yiL shL pw S S S C C C C SS S αααα=++其中： 235.21wly S m = 外露翼面积23.57sh S m =机身截面积26.6pw S m = 平尾面积249.24S m =全翼面积具体计算数据如下：M 机翼升力 机身升力 尾翼升力合升力0.4 0.0751 0.0291 0.0178 0.058191 0.6 0.0793 0.0296 0.0175 0.061191 0.8 0.0835 0.0307 0.0167 0.064166 1 0.1021 0.0342 0.0159 0.077612 1.2 0.0854 0.0397 0.0239 0.067142 1.4 0.0752 0.0421 0.0281 0.060586 1.6 0.0668 0.0442 0.0295 0.05492 1.8 0.0604 0.0461 0.0291 0.050428 2 0.0584 0.0471 0.0257 0.048615 2.2 0.0542 0.0476 0.0233 0.045326升力特性曲线如下图：由于F4飞机机翼翼型为对称翼型，所以一般升力系数和飞机的迎角成正比。

L L C C αα=⋅其中：L C α 升力线斜率α迎角做出的不同马赫数下的升力特性曲线如下：2．计算不同升力系数下的临界马赫数机翼的临界马赫数主要取决于机翼剖面的形状，展弦比，后掠角等因素：,,,kp kp p kp kp M M M M λχ=+∆+∆其中： kp M 是临界马赫数,kp p M 机翼剖面临界马赫数，查图得到，由机翼的升力系数L C ,相对厚度c 和翼型的最大厚度线的弦向位置c χ所决定 ,kp M λ∆展弦比对临界马赫数的影响，图中根据零升临界迎角查出,kp M χ∆后掠角对临界马赫数的影响，图中根据零升临界迎角查出这里要注意的是翼型的最大厚度线的弦向位置的计算，此数据资料没有，需要根据最大厚度弦线后掠角计算公式1041tan tan 1nn ηχχλη-=-⋅+推出来。

c =0.401计算数据如下：0.1 0.736 0.0081 0.0709 0.815 0.2 0.602 0.0082 0.071 0.6812 0.3 0.501 0.0081 0.0715 0.5806 0.4 0.432 0.0081 0.0716 0.5117 0.5 0.381 0.0082 0.0718 0.461 0.6 0.3360.00810.07190.416做图如下：3 计算不同马赫数，不同升力系数下的阻力系数，并绘出不同马赫数下的升阻极曲线飞机各部分的摩擦系数全机摩擦阻力估算时会涉及到这几个参数f ,yiC ，f ,shC ，f ,pwC ，f ,hwC，它们分别为为机翼，机身，平尾，垂尾的摩擦系数，他们与表面附面层的状态，沿表面压力分布梯度及表面粗糙情况有关，同时也与基于各部件特征长度的雷诺数有关。

我们把飞机附面层看成全湍流附面层。

对于光滑平板，具有全湍流附面层的表面摩擦系数可以用一下的半经验公式表示：()2.580.455log Re fC =其中： Re 是基于各个部件特征长度计算的雷诺数而由流体力学知识知道： Re aMcρμ=其中： ρ 是指定高度下的空气密度，查空气状态表可得a 是指定高度下的声速，查表可得 M 是马赫数C 是各个部件的特征长度，取翼展长度 μ 是指定高度下的空气粘性系数，查表可得在高度 0Km 时， 也就是由海平面是的参数得出的结果如下图：得到雷诺数之后就可以得出，飞机各个部件的摩擦系数：厚度修正系数的计算公式如下：()()40.281.8max 0.61100 1.34cos c c c c M ηχχ⎡⎤⎡⎤=++⋅⎢⎥⎣⎦⎣⎦对于机身：,30.610.0025sh c shsh l d l d η⎡⎤⎢⎥⎛⎫⎢⎥=++ ⎪⎝⎭⎢⎥⎛⎫⎪⎢⎥⎝⎭⎣⎦其中：17.75sh l m = 机身长度2.13d m = 机身直径厚度修正系数计算数据如下表：机身的浸润面积,cy sh S 计算公式如下：(), 2.8 2.51498.12cy sh t w w zh S l l l η=+++⋅=⎡⎤⎣⎦其中： 4.9tl m = 头部长度23.75sh S m = 截面积4.35w l m = 尾部长度0w η= 尾部收缩比8.5zh l m = 柱段长度全机摩擦阻力的估算估算公式：(),,,,,,,,0222f yi c yiwly f sh c sh sh f pw c pw pw f hw c hw hw D fC S C S C S C S C S ηηηη+++=其中：,,,,c yi c sh c pw c hwηηηη，，，分别为机翼，机身，平尾，垂尾的厚度修正系数2=35.21m wly S ， 23.57sh S m =，26.6pw S m =， 25.52hw S m =，249.24S m =具体结果如下：压差阻力和零升波阻由于机翼及尾翼的压差阻力非常小，所以只考虑机身的压差阻力。

超音速飞行时，压差阻力实际上就是波阻，所以不单独计算压差阻力。

压差阻力可以按下式 分为头部阻力，尾部阻力，底部阻力，附加阻力四部分：()0,,,shD y D t D w D dD S C C C C C S=+++∆⋅其中：,D t C 头部阻力系数，取决于头部细长比 t λ和M ，从图读出,D w C 尾部阻力系数，通过尾部细长比 w λ ，收缩比w η ，M 由图中读出 ,D d C 底部阻力系数，因为此飞机发动机安装在尾部，所以此项为 0D C ∆ 附加阻力系数，一般取 0.007~0.01。

本题目取0.0091。

亚音速压差阻力计算表格如下：超音速零升波阻估算我们在前面确定了临界马赫数，可以将飞行状态按马赫数分为三个阶段：小于临界马赫数状态，临界马赫数状态到马赫数为一时，马赫数大于一。

一般来说，前者可以按亚音速方法处理，后者完全按超音速方法处理，对于中间的情况，通常很难进行估算，为获得数据可以利用图解法，由另外两种情况的结果曲线进行光滑过渡而得出。

为了简便，我把中间一种情况按照亚音速的方法处理了。

现在我们确定，后面一种情况，也就是马赫数大于一时的超音速零升波阻。

它可以表示成各个部件波阻之和：,,,,,wly pw sh lw D B D ByiD BshD Bpw w D Blw w S S S SC C C C k C k SS S S=+++ 其中,D B C 零升波阻,D Byi C ，,D Bsh C ，,D Bpw C ，,D Blw C 分别为机翼，机身，平尾，垂尾的波阻系数，由翼面的相关参数，查表可得。

由于F4飞机不是菱形机翼还要进行修正，修正公式为：()(),,011D B D B C C K ϕ=+-⎡⎤⎣⎦其中： (),0D BC 查表得出的菱形机翼的波阻系数K 非菱形剖面修正因子,我取圆弧或抛物线形修正因子43ϕ 由机翼最大厚度线的后掠角所确定的修正因子，具体查图 各部分的菱形剖面波阻(),0D BC 计算结果如下：查图13所得修正因子ϕ如下：各部分的修正后的零升波阻 ,D B C 计算数据如下表：飞机机身的波阻系数分别由头部波阻，尾部波阻和头部对尾部的干扰阻力所组成,公式如下：(),sh ,,,D B D Bt D Bw D w t C C C C =++其中：,D Bt C 头部波阻 ,D Bw C 尾部波阻(),D w t C 头部对尾部的干扰阻力，当柱段长度大于2 倍直径时，认为头部对尾部干扰很小，其阻力可以忽略不计。