零升阻力系数

飞机的阻力可以分为两部分——诱导阻力和零升阻力。前者可以看作由飞机升力“诱导”产生，在小迎角范围内和升力系数成正比（大迎角需要修正）；后者则是除诱导阻力之外的所有阻力总和。零升阻力系数是计算零升阻力的关键参数，也是在爬升率经验估算公式中必须用到的参数。一般情况下，在M数0.7以前，飞机零升阻力系数不变；之后随着速度超过临界M数，局部出现激波，零升阻力系数也逐渐增大。

估算飞机零升阻力系数的方法采用部件叠加法来估算飞机各部件摩擦阻力系数，利用各部件的摩擦阻力系数估算飞机的零升阻力系数。通过参考温度法和Van Direst公式分别估算层流和湍流的摩擦阻力系数，引入层流技术因子确定转挨点的位置，对层流部分的摩擦阻力系数和湍流部分的摩擦阻力系数进行加权求和，得到部件的摩擦阻力系数。

利用太阳能低速无人机飞行试验得到的零升阻力系数以及利用Icem和FLUENT等CFD软件，对太阳能低速无人机仿真计算得到的零升阻力系数，并结合传统的零升阻力估算方法，对数据进行反推，得到不同雷诺数对应的当量摩擦阻力系数。通过数据回归，曲线拟合以及最小二乘法等方法得到较低雷诺数当量摩擦阻力系数关于雷诺数变化的函数方程，通过当量摩擦阻力系数估算零升阻力系数。利用估算公式对常规无人机和太阳能无人机进行验证分析，研究在较低雷诺数下，雷诺数的变化对零升阻力系数的影响。

零升阻力系数计算模型采用部件叠加法进行建立。根据每个部件的形状和通过这些部件流场的特征，确定每个部件的零升阻力，将每个部件所引起的零升阻力叠加后，获得整个飞机的零升阻力系数。

对太阳能低速无人机的零升阻力系数估算是采用全湍流的摩擦阻力估算模型。估算结果表明零升阻力系数远小于飞行试验得到的结果。对于同一飞机，层流时的阻力小于湍流时的阻力。飞机在较低雷诺数飞行时会有层流向湍流的转挨，如果对太阳能低速无人机进行零升阻力系数估算时，采用部分层流和部分湍流来进行估算，得到的零升阻力系数会更小，误差会更大。因此，传统的零升阻力系数估算方法不适用估算较低雷诺数零升阻力系数。

飞机在较低雷诺数下飞行时，传统的摩擦阻力估算方法会考虑层流和湍流的转挨问题，但是转挨的位置很难估算准确。因此，在建立较低雷诺数零升阻力系数估算模型时，引入当量摩擦阻力系数，从而不考虑飞机在较低雷诺数飞行时层流向湍流转挨的问题。通过当量摩擦阻力系数建立飞机零升阻力系数估算公式。

简介

风洞试验作为流体力学研究三大手段之一，在飞行器设计中起到了其他手段无法替代的作用，而且是为飞行器设计提供最终气动参数的惟一途径。但是风洞环境毕竟不同于真实飞行环境，从风洞试验中得到的气动参数与飞行条件下的气动参数之间存在固有的差异，如何消除这种差异正是风洞与飞行相关性研究的目的。

随着国内战术导弹、特别是中远程导弹型号研制的发展，迫切需要得到导弹在飞行条件下零升阻力的准确数据，以提高型号设计的精细程度。从风洞试验测得的零升阻力系数出发预测出飞行条件下的零升阻力系数成为各型号设计部门共同关心的问题。

相关修正

风洞试验中由于雷诺数低，一般情况下，模型表面边界层状态有较大部分是层流区，不模拟实际飞行情况因此，要作雷诺数修正，就得模拟实际飞行中的全紊流状态一般在离弹体头部10%全弹长度和各弹翼上下表面距前缘10%弦长处，粘贴标准金刚砂粗糙带，以实现人工边界层固定转挽根据已有的经验与计算表明，只要选择合适的转挨带及粘贴位置，可以近似地将粗糙带附加阻力与模拟前缘局部层流变成紊流的阻力差相抵消是合适的。

在变雷诺数试验中，亚声速试验时，将风洞超扩段调节成声速喉道形成气流童塞，再提高前室压力，以达到定Ma数变雷诺数而超声速时提高雷诺数仅需通过提高风洞前室压力来实现在变雷诺数试验时，应固定攻角。为获得准确的对数直线，一般应选取三个M数，即Ma = 0. 5、0. 8 、1. 5或1. 8)，每个Ma数应做不少于5个R。数的试验，每次开车重复采集印录5个数据，最终求出平均低这样，共有15个平均试验值作为变雷诺数试验外推修正的原始零升阻力系数。