空氣動(dòng)力計(jì)算課件

1、第六章空氣動(dòng)力計(jì)算 第一節(jié) 幾何參數(shù)與主要符號(hào)第二節(jié) 空氣動(dòng)力和力矩第三節(jié) 彈體氣動(dòng)特性計(jì)算（一）小節(jié)一 彈體軸向力系數(shù)（二）小節(jié)二 彈體法向力系數(shù)（三）小節(jié)三 彈體的阻力系數(shù)與升力系數(shù)（四）小節(jié)四 壓力中心系數(shù)（五）小節(jié)五 彈體俯仰力矩系數(shù)（六）小節(jié)六 赤道抑制力矩系數(shù)（七）小節(jié)七 極抑制力矩系數(shù)下一頁(yè)第六章空氣動(dòng)力計(jì)算 第四節(jié) 尾翼氣動(dòng)特性計(jì)算（一）小節(jié)一 單獨(dú)尾翼零升阻力系數(shù)（二）小節(jié)二 單獨(dú)尾翼升力系數(shù)（三）小節(jié)三 單獨(dú)尾翼的阻力系數(shù)（四）小節(jié)四 尾翼壓力中心系數(shù)第五節(jié) 尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算（一）小節(jié)一 尾翼彈升力系數(shù)（二）小節(jié)二 尾翼彈阻力系數(shù)（三）小節(jié)三 尾翼彈壓力中心系數(shù)（四）小節(jié)

2、四 尾翼彈俯仰力矩系數(shù)（五）小節(jié)五 尾翼彈赤道抑制力矩系數(shù)（六）小節(jié)六 尾翼彈極抑制力矩系數(shù)（七）小節(jié)七 導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩和平衡轉(zhuǎn)速上一頁(yè)下一頁(yè)第一節(jié)幾何參數(shù)與主要符號(hào) 為了計(jì)算方便，現(xiàn)給出彈體和尾翼的主要外形參數(shù)及符號(hào)，并繪制在圖61上。圖中各符號(hào)的意義如下：返回上一頁(yè)下一頁(yè)R弧形部圓弧半徑；DM火箭彈最大直徑；Dc彈體圓柱部直徑；Db彈底截面直徑；B0頭部圓錐半角；L彈體長(zhǎng)度；Ln彈體頭部長(zhǎng)度；Lc彈體圓柱部長(zhǎng)度； Lt彈體尾部長(zhǎng)度；Bt翼梢弦長(zhǎng)；Br翼根弦長(zhǎng)；LW尾翼展長(zhǎng)；C尾翼翼型最大厚度；0前緣后掠角；1后緣后掠角；Xc尾翼翼型最大厚度位置。 第二節(jié)空氣動(dòng)力和力矩 如圖62所示，通過(guò)火箭彈質(zhì)

3、心建立右手直角坐標(biāo)系Oxyz，Ox軸與火箭彈的速度矢量一致。彈軸與Ox軸之夾角稱為攻角(或章動(dòng)角)，相應(yīng)的平面稱為阻力面,Oy在阻力面內(nèi)，與Ox垂直?；鸺龔椩诳諝庵酗w行時(shí)，受到空氣作用力R的作用。按照空氣動(dòng)力學(xué)理論，各個(gè)力的分量可以由下述公式計(jì)算返回上一頁(yè)下一頁(yè)第二節(jié)空氣動(dòng)力和力矩 各空氣動(dòng)力矩分別表示為 返回上一頁(yè)下一頁(yè)第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 6.3.1彈體軸向力系數(shù) 彈體的軸向力系數(shù)由五部分組成返回上一頁(yè)下一頁(yè)當(dāng)火箭彈以超音速飛行時(shí)，彈體軸向力系數(shù)由以上五部分組成，以亞音速飛行時(shí)，不存在頭部波阻和尾部波阻。 一、頭部波阻系數(shù)Cx1n頭部波阻只有當(dāng)M1時(shí)才存在。頭部波阻系數(shù)取決于M數(shù)、頭部長(zhǎng)

4、細(xì)比n以及頭部形狀。對(duì)圓錐形頭部，頭部波阻系數(shù)可用公式 第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 對(duì)尖拱形頭部，頭部波阻系數(shù)的經(jīng)驗(yàn)計(jì)算公式為返回上一頁(yè)下一頁(yè)拋物線形頭部波阻系數(shù)為第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 對(duì)曲線形收縮尾部，尾部波阻系數(shù)查圖63的曲線。收縮比用下式計(jì)算返回上一頁(yè)下一頁(yè)二、尾部波阻系數(shù)Cx1t 尾部波阻是在彈體存在收縮(或擴(kuò)張)尾部，M1時(shí)形成激波而產(chǎn)生的。對(duì)截錐形收縮尾部的波阻系數(shù)，在估算中可用下式計(jì)算 第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 返回上一頁(yè)下一頁(yè)三、底部阻力系數(shù)Cx1b底部阻力是由于底部壓強(qiáng)不等于環(huán)境大氣壓強(qiáng)而形成的。底部阻力大小不但與彈體底部形狀和飛行馬赫數(shù)有關(guān)，而且還與彈底是否有火箭噴流有關(guān)。(1

5、) 當(dāng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)，底阻系數(shù)的計(jì)算公式為時(shí)時(shí)時(shí)(2) 當(dāng)?shù)撞坑谢鸺龂娏鲿r(shí)，底壓系數(shù)為 第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 返回上一頁(yè)下一頁(yè)四、彈體摩擦阻力系數(shù)CxfB計(jì)算彈體摩擦阻力系數(shù)是以平板在不可壓縮流體中摩擦阻力系數(shù)為基礎(chǔ)的?？紤]到彈體表面不是平板，引入形狀修正系數(shù),由于空氣是可壓縮的,引入壓縮性修正系數(shù)M；再加上空氣阻力計(jì)算是以彈體最大橫截面積(SM或Sc)為參考面積，可以得到 五、引信附加阻力系數(shù)CxF許多火箭彈都裝有頭部引信，引信的前端一般不是尖的，而是平面形或半球形的。在這種情況下，引信前端中心部分氣壓接近滯止壓力，從而產(chǎn)生附加阻力，其阻力系數(shù)可按下式計(jì)算第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 6.3

6、.2彈體法向力系數(shù) 彈體法向力由頭部法向力、尾部法向力和由黏性引起的附加法向力組成。其彈體法向力系數(shù)用下式計(jì)算 返回上一頁(yè)下一頁(yè)Cy1n頭部法向力系數(shù)；Cy1t尾部法向力系數(shù)；Cy1f由黏性引起的附加法向力系數(shù)。 式中第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 6.3.3彈體的阻力系數(shù)與升力系數(shù) 當(dāng)攻角較小時(shí)，由速度坐標(biāo)系和彈軸坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，可以得到彈體的阻力系數(shù)CxB、升力系數(shù)CyB與軸向力系數(shù)和法向力系數(shù)的關(guān)系為返回上一頁(yè)下一頁(yè)式中以rad為單位的攻角值。 第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 6.3.4壓力中心系數(shù) 彈體的壓力中心是指彈體所受的法向力在彈軸上的合力作用點(diǎn)。壓力中心位置是壓力中心到彈頂?shù)木嚯x，可由下式?jīng)Q

7、定返回上一頁(yè)下一頁(yè)式中xcpn、xcpt、xcpf頭部、尾部和黏性附加法向力壓力中心到彈頂?shù)木嚯x。 第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 6.3.5彈體俯仰力矩系數(shù) 在外彈道計(jì)算中需要的力矩系數(shù)通常是對(duì)質(zhì)心而言的，若彈體質(zhì)心位置距彈頂距離為XG，則法向力所提供的俯仰力矩系數(shù)為 返回上一頁(yè)下一頁(yè)其中，彈體質(zhì)心相對(duì)位置 或第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 6.3.6赤道抑制力矩系數(shù) 彈體在空中以角速度z圍繞其質(zhì)心作擺動(dòng)運(yùn)動(dòng)時(shí)，其上每一點(diǎn)均獲得一個(gè)大小不等的附加速度，這將使彈體表面上每一點(diǎn)的氣動(dòng)力情況發(fā)生變化。實(shí)驗(yàn)指出，氣動(dòng)力的附加增量對(duì)合力的影響不大，可以略去，但對(duì)質(zhì)心的力矩在研究飛行穩(wěn)定性時(shí)卻很重要，必須加以計(jì)算。該力

8、矩在外彈道學(xué)中稱為赤道抑制力矩，以mzzB表示。其計(jì)算公式為 返回上一頁(yè)下一頁(yè)式中 量綱為1的擺動(dòng)角速度， 頭部壓心系數(shù)， 第三節(jié)彈體氣動(dòng)特性計(jì)算 6.3.7極抑制力矩系數(shù)當(dāng)旋轉(zhuǎn)火箭彈在空中運(yùn)動(dòng)時(shí)，其表面除受到沿彈軸方向的摩擦力外，還受到垂直于彈軸方向的切向摩擦力,后者起到抑制彈體旋轉(zhuǎn)的作用，由此引起的對(duì)彈軸的力矩稱為極抑制力矩。其計(jì)算公式為 返回上一頁(yè)下一頁(yè)或?qū)懗墒街?量綱為1的轉(zhuǎn)速， 第四節(jié)尾翼氣動(dòng)特性計(jì)算 6.4.1單獨(dú)尾翼零升阻力系數(shù) 零升阻力系數(shù)可寫為 返回上一頁(yè)下一頁(yè)式中型阻系數(shù)； 厚度波阻系數(shù)。一、型阻系數(shù) 計(jì)算型阻系數(shù)的公式為第四節(jié)尾翼氣動(dòng)特性計(jì)算 二、厚度波阻系數(shù)在超音速情況

9、下，由于翼型厚度的存在，將產(chǎn)生厚度波阻，其大小與翼型剖面形狀、相對(duì)厚度和尾翼平面形狀有關(guān)。其計(jì)算公式為返回上一頁(yè)下一頁(yè)6.4.2單獨(dú)尾翼升力系數(shù)單獨(dú)尾翼的升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)可以寫成 第四節(jié)尾翼氣動(dòng)特性計(jì)算 6.4.4尾翼壓力中心系數(shù) 如圖622，尾翼壓力中心位置為返回上一頁(yè)下一頁(yè)式中尾翼壓力中心至根弦頂點(diǎn)距離； 尾翼平均空氣動(dòng)力弦前緣至根弦頂點(diǎn)距離；尾翼壓力中心至尾翼平均空氣動(dòng)力弦前緣距離 6.4.3單獨(dú)尾翼的阻力系數(shù) 當(dāng)升力不為零時(shí)，尾翼的阻力系數(shù)CxW由零升阻力系數(shù)Cx0W和由升力引起的誘導(dǎo)阻力系數(shù)CxiW兩部分組成第四節(jié)尾翼氣動(dòng)特性計(jì)算 返回上一頁(yè)下一頁(yè)當(dāng)5時(shí)，尾翼壓力中心系數(shù)為 當(dāng)=520時(shí)

10、，尾翼壓力中心系數(shù)為第五節(jié)尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算 6.5.1尾翼彈升力系數(shù) 以彈體最大橫截面積SW為參考面積，計(jì)算組合空氣動(dòng)力系數(shù)時(shí)，尾翼彈升力系數(shù)為返回上一頁(yè)下一頁(yè)對(duì)于二對(duì)尾翼，=1，三對(duì)尾翼，=1.25。 第五節(jié)尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算 6.5.2尾翼彈阻力系數(shù) 尾翼彈的阻力由零升阻力和誘導(dǎo)阻力兩部分組成。 返回上一頁(yè)下一頁(yè)組合體零升阻力系數(shù)Cx0BW是單獨(dú)彈體與單獨(dú)尾翼的零升阻力系數(shù)之和。 尾翼彈零升阻力系數(shù)為組合體誘導(dǎo)阻力包括彈頭誘導(dǎo)阻力Xin和尾翼段誘導(dǎo)阻力XiTW尾翼彈誘導(dǎo)阻力系數(shù)為第五節(jié)尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算 6.5.3尾翼彈壓力中心系數(shù) 取全彈長(zhǎng)LBW為特征長(zhǎng)度，并以各升力系數(shù)的導(dǎo)數(shù)代替各法

11、向力，可得無(wú)量綱壓力中心系數(shù) 返回上一頁(yè)下一頁(yè)第五節(jié)尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算 6.5.4尾翼彈俯仰力矩系數(shù) 俯仰力矩系數(shù)返回上一頁(yè)下一頁(yè)第五節(jié)尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算 6.5.5尾翼彈赤道抑制力矩系數(shù) 尾翼彈赤道抑制力矩系數(shù)為 返回上一頁(yè)下一頁(yè)第五節(jié)尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算 6.5.6尾翼彈極抑制力矩系數(shù) 尾翼彈的極抑制力矩系數(shù)為返回上一頁(yè)下一頁(yè)式中尾翼翼型升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)，其計(jì)算式為 式中尾翼后緣上下表面夾角。 第五節(jié)尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算 6.5.7導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩和平衡轉(zhuǎn)速 為了提高尾翼彈的密集度，常使其繞縱軸低速旋轉(zhuǎn)。靠斜置或斜切尾翼產(chǎn)生的氣動(dòng)導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩能夠使火箭彈在全彈道上保持低速旋轉(zhuǎn)，因此，尾翼式火箭彈多數(shù)都是采用斜置或斜切尾翼導(dǎo)轉(zhuǎn)。1.斜置尾翼產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩 如圖628所示，法向力F對(duì)彈體縱軸的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩為返回上一頁(yè)下一頁(yè)N對(duì)尾翼產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為 第五節(jié)尾翼彈氣動(dòng)特性計(jì)算 2.斜切尾翼產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩 導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為返回上一頁(yè)3.平衡轉(zhuǎn)速 當(dāng)尾翼彈只靠斜置或斜切尾翼導(dǎo)轉(zhuǎn)時(shí)，在飛行速度一定時(shí)，將存在一個(gè)轉(zhuǎn)速