数的增加，在大于的区间实验值逐渐逼近拟合值，但由于实验条件限制最大的实验雷诺数万仍然远小于飞行雷诺数万，因此无法准确判断两种拟合方法外插数据的准确度。但是结合图可见拟合方法能够全面吻合小迎角范围内的极曲线，可推测极曲线的形态应当更符合拟合方法采用的公式，加之拟合方法给出的外插阻运输机阻力特性适用范围及工程估算研究工程力学论文气动力学常用术语飞机设计手册总编委会飞机设计手册第册气动设计北京航空工业出版社，刘毅，赵晓霞，邹玉龙运输机阻力特性工程估算及其适用范围分析中国航空学会年第届中国航空科学技术大会论文集中国航空学会中国航空学会，。图极曲线参数拟合方法两种拟合方法的对比极曲线的吻合程度两种拟合方法相对原始极曲线实验数据的吻合情况如图所示。在拟合方法实施的范围内该范围对应巡航飞行，是诱导阻力的主要贡献量其它部件的压差阻力随着增加而降低，在时量值较大，是导致飞机实际阻力大于估算值的主要原因。其它部件的压差阻力随的变化主要是带有上翘角的机身带来的，机身相对机翼有安装角，使得在巡航时阻力达到最小值，在时机身有负迎角，产生较大的压差阻力。图运输机阻力分解结论飞机极曲线有次项的拟合方法具有适应升力系数范围广外插使用较的阻力分解研究当代技术的进步使得飞机的升阻力特性已能得到较好的预测。方法额外的优势是能够分别获得飞机的摩擦阻力和压差阻力，从而更加深入地研究飞机极曲线的构成和产生阻力的机理。采用求解雷诺平均方程的方法获得了运输机的升阻特性，考虑摩擦阻力修正至飞行条件下的极曲线结果和实验值对比如图所示。从图可见方法得到的极曲线与实验结果吻合，可以用估算值与使用值对比两种估算方法得到的飞机阻力特性与全机阻力特性经试飞验证的使用值对比如图所示，部件累加法采用的主要参数量值见表。由于采用相同的诱导阻力因子估算公式，两种方法得到的阻力特性曲线相互平行。采用部件阻力累加估算得到的比当量摩阻法大，考虑到部件累加法是基于运输机实际的几何参数，因此具有更高的可信度。当，工程估算方法得到的均低于使用值，但由于飞机巡航升原理，详细的内容需结合文献使用。和的工程估算方法在不同的文献中基本相似。对主要有当量摩阻法和部件阻力累加法两种，其中当量摩阻法直接按飞机类型给出个当量摩阻系数，直接乘以飞机浸润面积即可得到飞机极曲线的。部件阻力累加法单独估算每个部件的，对于较为光顺流线的部件般以基于其浸润面积产生的摩擦阻力为基础，考虑形状因子干扰因子等修正。其它原因导致的阻力如襟翼起落主要贡献量其它部件的压差阻力随着增加而降低，在时量值较大，是导致飞机实际阻力大于估算值的主要原因。其它部件的压差阻力随的变化主要是带有上翘角的机身带来的，机身相对机翼有安装角，使得在巡航时阻力达到最小值，在时机身有负迎角，产生较大的压差阻力。图运输机阻力分解结论飞机极曲线有次项的拟合方法具有适应升力系数范围广外插使用较为合理等优点，研究当代技术的进步使得飞机的升阻力特性已能得到较好的预测。方法额外的优势是能够分别获得飞机的摩擦阻力和压差阻力，从而更加深入地研究飞机极曲线的构成和产生阻力的机理。采用求解雷诺平均方程的方法获得了运输机的升阻特性，考虑摩擦阻力修正至飞行条件下的极曲线结果和实验值对比如图所示。从图可见方法得到的极曲线与实验结果吻合，可以用于阻力特性分析用值对比两种估算方法得到的飞机阻力特性与全机阻力特性经试飞验证的使用值对比如图所示，部件累加法采用的主要参数量值见表。由于采用相同的诱导阻力因子估算公式，两种方法得到的阻力特性曲线相互平行。采用部件阻力累加估算得到的比当量摩阻法大，考虑到部件累加法是基于运输机实际的几何参数，因此具有更高的可信度。当，工程估算方法得到的均低于使用值，但由于飞机巡航升力系数在运输机阻力特性适用范围及工程估算研究工程力学论文架上翘的机身尾段波阻外挂物等也有相应的计算方法，般叠加至。的工程估算第种是基于展向效率因子第种基于前缘吸力概念，后者在高速时估算诱导因子更加准确。亚音速运输机可基于展向效率因子估算，见公式，其中直机翼和前缘后掠角大于机翼的估算分别见公式。公式公式公式上述估算公式旨在说明工程估算方法的主要原理，详细的内容需结合文献使语飞机设计手册总编委会飞机设计手册第册气动设计北京航空工业出版社，刘毅，赵晓霞，邹玉龙运输机阻力特性工程估算及其适用范围分析中国航空学会年第届中国航空科学技术大会论文集中国航空学会中国航空学会，。亚音速运输机可基于展向效率因子估算，见公式，其中直机翼和前缘后掠角大于机翼的估算分别见公式。公式公式公式上述估算公式旨在说明工程估算方法的主拟合明显低于实验数据，而方法仍能较可靠地给出拟合结果。运输机由于风洞实验缩尺比例较大，导致缩比模型的仅为全机经试飞验证的的。前文中极曲线参数拟合的最大，而飞行中可能用到的升力系数高达，因此极曲线拟合公式考虑外插使用时的合理性。运输机在变雷诺数风洞实验中获得的阻力特性曲线如图所示，从曲线可见随着雷诺数的增加，在大于的区间实验值逐渐逼近极曲线的拟合更加准确。无次项的拟合方法具有概念清晰便于与经验统计值比对等优点，也有定的使用价值。基于运输机研究了工程估算方法对极曲线估算的准确度，表明在在常用巡航范围内准确度较高。采用方法对飞机阻力进行分解，表明机身压差阻力在时较大而在巡航范围时较小，是导致工程估算得到的偏小的主要原因。参考文献，空气动力学概念量和符号第部分空气动力学常用术图工程估算的阻力曲线与使用值的对比图运输机极曲线的结果和实验值根据数据对全机阻力的分解结果如图所示。全机阻力分解为部分摩擦阻力，主要影响是机翼和平尾的压差阻力，是升致阻力项的主要贡献量是除机翼平尾之外其它部件的压差阻力。从分解结果可见摩擦阻力随增加等价为迎角增加基本不变机翼和平尾的压差阻力与全机阻力在时有近似平移的形态，是诱导阻力的间，估算误差影响有限，在节还将详细分析产生误差的原因。当在之间，两种估算方法与使用值较为接近，方法的偏差不超过，方法的偏差不超过，已能够满足工程估算的精度要求。当飞机的几何外形已知时估算方法能够提供更加可靠的估算数据，而当几何外形尚未确定时，方法也能得到具有参考意义的阻力数据全机浸润面积也有相应的估算方法。表部件阻力累加估算的主要参数量值基于的阻力分解合值，但由于实验条件限制最大的实验雷诺数万仍然远小于飞行雷诺数万，因此无法准确判断两种拟合方法外插数据的准确度。但是结合图可见拟合方法能够全面吻合小迎角范围内的极曲线，可推测极曲线的形态应当更符合拟合方法采用的公式，加之拟合方法给出的外插阻力系数偏大偏保守，因此拟合方法在相对外插使用时更加合理。运输机阻力特性适用范围及工程估算研究工程力学论文。估算值与使运输机阻力特性适用范围及工程估算研究工程力学论文法由于可以使用小升力系数甚至负升力系数范围内的数据点用于数据拟合，拟合的可靠性和合理性更好。图极曲线参数拟合方法两种拟合方法的对比极曲线的吻合程度两种拟合方法相对原始极曲线实验数据的吻合情况如图所示。在拟合方法实施的范围内该范围对应巡航飞行中的中等飞行速度至最大飞行速度，两种方法获得的极曲线相对实验值偏差不超过，没有明显差异。范围内，方法给出的而获得方法在采用部件阻力累加法估算，估算方法同方法。当量摩阻法按文献中的数据取运输机亚音速的当量摩阻系数，则飞机为公式部件累加法采用公式进行公式其中是各个部件的平板摩阻系数，对于运输机般可按紊流附面层阻力公式计算，其中雷诺数应该按照各部件自身的特征长度计算。由于实际飞机存在表面粗糙度，在计算时还应考虑截止雷诺数的影响。运输机阻力特性适用范围及工程系数偏大偏保守，因此拟合方法在相对外插使用时更加合理。运输机阻力特性适用范围及工程估算研究工程力学论文。有次项的极曲线参数拟合方法所适用的范围明显增大，实验数据表明在范围内拟合方程能够较精确地拟合实验数据，达到。两种拟合方式的示意图如图所示。本次实验数据点较为密集，两种拟合方法均有足够多的点进行最小乘法拟合，而实践应用中有可能由于实验条件限制数据点较少的中等飞行速度至最大飞行速度，两种方法获得的极曲线相对实验值偏差不超过，没有明显差异。范围内，方法给出的拟合明显低于实验数据，而方法仍能较可靠地给出拟合结果。运输机由于风洞实验缩尺比例较大，导致缩比模型的仅为全机经试飞验证的的。前文中极曲线参数拟合的最大，而飞行中可能用到的升力系数高达，因此极曲线拟合公式考虑外插使用时的合理等优点，对极曲线的拟合更加准确。无次项的拟合方法具有概念清晰便于与经验统计值比对等优点，也有定的使用价值。基于运输机研究了工程估算方法对极曲线估算的准确度，表明在在常用巡航范围内准确度较高。采用方法对飞机阻力进行分解，表明机身压差阻力在时较大而在巡航范围时较小，是导致工程估算得到的偏小的主要原因。参考文献，空气动力学概念量和符号第部分空阻力特性分析。图工程估算的阻力曲线与使用值的对比图运输机极曲线的结果和实验值根据数据对全机阻力的分解