program_2.m

由于飞机设计是一个需要多次反复迭代的重复过程

%此程序计算全机升力、力矩特性曲线和极曲线
%符号说明
% AR_w：机翼展弦比
% Cd_w：机翼翼型阻力系数（取翼型零升阻力系数）；Cd_fus：机身阻力系数；Cd_tl：尾翼阻力系数
% Cd_bld：螺旋桨阻力系数；Cd_lg：起落架钢丝阻力系数；Cd_wh：机轮阻力系数
% Cd_w：全机废阻力系数；Cd_t：全机总阻力系数
%Cl_alpha：升力线斜率（1/deg）；Cl：升力系数；
%Cm_Cl：Cm对Cl的导数；Cm：力矩系数；Cm0：零升力矩系数
% S_w：机翼面积（m^2）；S_fus：机身最大截面积（m^2）；S_lg：起落架钢丝迎风截面积（m^2）
% S_bld：螺旋桨正面投影面积（m^2）；S_tl：尾翼面积（m^2）；S_wh：机轮最大截面积（m^2）
% Kmax:全机最大升阻比
%alpha：迎角（deg）；alpha_0：零升迎角（deg）

%所需参数值均取自VLM的计算结果
clc;
clear;
Cl_alpha=0.08772;
alpha_0=-3.12166;
alpha=-5:0.1:10;
Cl=Cl_alpha*(alpha-alpha_0);
figure(1)
plot(alpha,Cl);
title('全机升力特性曲线');
xlabel('alpha （deg）');
ylabel('Cl');
Cm_Cl=-0.12106;
Cm0=0.00534;
Cm=Cm0+Cm_Cl*Cl;
figure(2)
plot(Cl,Cm);
title('Cm-Cl曲线');
xlabel('Cl');
ylabel('Cm');
AR_w=8;
S_w=0.575;S_fus=0.071*0.075;S_tl=0.0812+0.0235;S_bld=0.0094;S_lg=0.0029;S_wh=0.0013*3;
Cd_w=0.0091;Cd_fus=0.29;Cd_tl=0.021;Cd_bld=0.7;Cd_lg=1.10;Cd_wh=1.460;
Cd_w=1.1*(Cd_w+Cd_fus*S_fus/S_w+Cd_tl*S_tl/S_w+Cd_bld*S_bld/S_w+Cd_lg*S_lg/S_w+Cd_wh*S_wh/S_w);
for i=1:151;
Cd_t(i)=Cd_w+Cl(i)^2/(pi*AR_w);
error=(Cd_w-0.5*Cd_t(i))/Cd_w;
if abs(error)<=0.005;
    fprintf('有利升力系数为 %.3f \n',Cl(i));
    Kmax=max(Cl(i)/Cd_t(i));
    fprintf('全机最大升阻比为 %.3f \n',Kmax);
end
end
figure(3)
plot(Cd_t,Cl);
title('全机极曲线');
xlabel('Cd');
ylabel('Cl');