有翼導(dǎo)彈飛行力學(xué)ppt

第一章導(dǎo)彈飛行的力學(xué)環(huán)境

當可壓縮的粘性氣流流過導(dǎo)彈各部件的表面時，由于整個表面上壓強分布的不對稱，出現(xiàn)了壓強差；空氣表面又有粘性摩擦，產(chǎn)生粘性摩擦力。兩部分合在一起形成。一、作用力1.重力2.推力3.空氣動力(空氣對其中運動物體的作用力）1）可壓縮性

流體在壓強或溫度變化時，能改變其原來的體積及密度的屬性。（1）來源（2）流體的粘性和可壓縮性液體流體氣體兩者差別很大氣體在壓強稍有變化時體積隨即變化液體幾乎不可壓縮

流體在其一部分與另一部分之間發(fā)生相對運動的同時產(chǎn)生阻力來抵抗這種相對運動的屬性。2）粘性（3）能量方程（柏努利方程）特點：無粘性、定常流動，流管中液體不與外界發(fā)生熱成功的交換。簡化：只在近物體表面考慮空氣粘性的影響低速飛行時忽略空氣可壓縮性的影響壓力：負號表示合力的方向與流向反向重力：重力沿流向的分量：按牛頓第二定律：定常流動:代入上式得:積分：單位質(zhì)量流體所具有的壓力能動能位能

表示單位質(zhì)量流體的壓力能、動能及位能之和保持常值，是自然界能量守恒法則在特定條件下的一種反映。低速，不可壓縮，近似為常數(shù)，則有表明：在定常流場中，沿同一流線（或流管的各截面），氣流的靜壓頭與動壓頭之和（常稱總壓頭）保持一恒量。靜壓頭動壓頭

對氣體而言，重力相對壓力小得多，可略去，則有例：翼型下翼面：速度小，壓力大上翼面：速度大，壓力小產(chǎn)生向上的力（4）流管流管：假設(shè)的流場中由無數(shù)條流線所構(gòu)成的一根“管子”。流管內(nèi)外的流體被“管壁”互相隔開而無交流。（5）流量方程（連續(xù)方程）特點：虛擬的因為流管內(nèi)外流體不能交流，所以根據(jù)質(zhì)量不滅定律，單位時間內(nèi)流經(jīng)流管任意截面的流體質(zhì)量應(yīng)守恒，即表示：定常流體情況下流體的質(zhì)量流量將保持常值對液體，可以認為不變，則有：二、力矩1.1空氣動力一、兩個坐標系1.速度坐標系2.彈體坐標系3.速度坐標系與彈體坐標系之間的關(guān)系二、空氣動力的表達式過空間平面內(nèi)一點的垂線（與平面垂直）只有一條，此垂線與平面內(nèi)的任意直線垂直。三、升力R＝Y(jié)＋X＋Z總升力＝各部件升力之和再加以修正（一）單獨彈翼的升力

二元彈翼（翼展無限大）,在忽略粘性、壓縮性的情況下，其升力系數(shù)為：升力為0時的迎角（零升迎角）。(1)翼端效應(yīng)影響：實際的三元流動，下翼面的高壓氣流在翼尖處會“卷”到上翼面去，使上下翼面的壓力差降低，使升力↓三元<二元(2)粘性影響：↑，氣流會與翼面分離，因此線性關(guān)系只能保持在小迎角范圍。隨↑，↓，當增至某一程度時，升力系數(shù)將達到極值。(4)失速：，由于上翼面的氣流分離迅速加劇，升力不但不增大，反而猛跌。(3)臨界迎角：與相對應(yīng)的。（5）幾何形狀的影響翼型高速飛行時由于阻力的矛盾顯得非常突出,常用對稱的、相對厚度較小的翼型。低速飛行時常用有彎度的翼型。低速>

高速（A）

展弦比對的影響

，就是二元機翼↓，后掠角（B）相對厚度可改善跨音速區(qū)域的氣動性能（6）M數(shù)的影響超音速：M>1，薄翼

跨音速：翼面上既有亞音速又有超音速。由于激波和氣流分離的迅猛發(fā)展，翼面壓力分布變化激烈，升力大幅度下降，阻力急劇增加，力矩特性變化，導(dǎo)致飛行器氣動特性變壞。這種現(xiàn)象稱為激波失速。－校正系數(shù)，與有關(guān)，<1M↑在壓縮性的影響下，亞音速時(M<1):M↑(7)對的影響增大彈翼后掠角，可以減緩值隨M數(shù)增大而下降的趨勢。同時，在M數(shù)大于3以后，在同一M數(shù)下，后掠角大的彈翼，其也較大。（二）其它部件的升力總升力的一小部分由其它部件，如尾翼、彈體等產(chǎn)生。

1.尾翼縮小的彈翼2.彈體中段：沿柱體母線的流動對稱，不考慮粘性，升力為零錐形頭部：上表面V>下表面V

上表面P<下表面PY>0收縮形尾部：Y<0按細長體理論，頭部在垂直于彈體縱軸方向的法向力系數(shù)由于頭部上下表面的壓力差對中段有影響，中段，歸并到頭部。頭部稍大于0.035（頭部長細比，圓柱段，M，頭部旋轉(zhuǎn)體的母線形狀），可查圖。尾部收縮段理論值彈體直徑底部直徑在尾部附面層厚度增加，氣流分離，導(dǎo)致比理論值小好幾倍。引入修正系數(shù)

彈體的合升力

小迎角時(8°~10°)，彈體升力系數(shù)與迎角的關(guān)系是線性的，可用法向力系數(shù)來取代升力系數(shù)因此（三）

總升力

總升力各單獨部件升力的疊加

組合到一起的各部件之間都存在著空氣動力干擾問題，而在這些干擾中，主要是在彈翼和彈體之間的干擾，以及彈翼、彈體對尾翼的干擾。

對升力而言，翼－體之間干擾是有利的，彈翼對總升力的貢獻正常式布局翼體尾單獨彈翼升力翼—身干擾附加升力

寫成系數(shù)時，各部件提供的升力都要折算成同一特征面積，則有－尾翼處對動壓頭的修正系數(shù)，稱為速度阻滯系數(shù)（表示尾翼處由于彈翼、彈體阻滯了來流引起的動壓損失）。彈翼、彈體升力對氣流的反作用，使氣流速度方向下偏。（外形、M、Re、、…）0.85～1.01.速度阻滯2.氣流下洗很小時，尾翼處迎角與彈翼成正比，與展弦比成反比，還與M、彈翼的彈體布局、尾翼布局、兩翼間距離有關(guān)。最終將集中反映在尾翼的升力系數(shù)值上?？偵ο禂?shù)還可表示為

軸對稱升力系數(shù)線性地取決于、,只有在、值不大的情況下才是正確的。四、側(cè)向力氣流不對稱地流過飛行器縱向?qū)ΨQ面的兩側(cè)而引起的。用側(cè)滑角來度量側(cè)滑的程度。側(cè)向力指向右翼為正（從尾部看）。正側(cè)滑：從尾部看，速度在縱軸右邊。正側(cè)滑引起負側(cè)力。將彈體繞縱軸轉(zhuǎn)過90°，軸對稱，就相當于原來的角，所以

考慮到各部件阻力計算上的誤差，以及飛行器上零星突出物的影響，往往在計算出的各部件阻力之后再乘以110%

五、阻力僅研究一下阻力中的主要成份-彈翼的阻力阻力可分為兩部分與升力無關(guān)（零升阻力）與升力有關(guān)（誘導(dǎo)阻力）

(Re，附面層流態(tài))：小時，摩擦阻力>>壓差阻力；

↑,附面層分離，且加劇，壓差阻力>>摩擦阻力。摩擦阻力壓差阻力阻力低速誘導(dǎo)阻力零升阻力高速誘導(dǎo)阻力零升阻力摩擦阻力+壓差阻力波阻跨音速亞音速:－展弦比

－彈翼平面形狀的修正因子：橢圓為0；梯形、翼尖修圓的長方形近似為0。

很小時，不大，隨↑，迅速增大，在總阻中占據(jù)較大比重，逐漸成為主要成份?？紤]壓縮性，此時，阻力系數(shù)要比不考慮壓縮性的大可認為空氣不可壓縮因為正比，所以對的關(guān)系接近拋物線跨音速：激波失速使阻力系數(shù)猛增，在來流為1左右值達到極值。在整個流場都達到超音速以后，阻力系數(shù)的變化漸趨平緩。的兩個極值點：超音速:2.在彈翼前緣法向上的分量已超過1，彈翼的主要部分發(fā)生了激波失速現(xiàn)象，隨后掠角增大，極值點后移。1.為1左右，激波失速引起壓差阻力＋摩擦阻力（粘性導(dǎo)致）零升波阻（可壓縮性引起的，由壓縮波和膨脹波導(dǎo)致）（在為主要）按線性化理論：(波阻)↓，↓還與彎度有關(guān)，在相同時，對稱的菱形翼型剖面有最小的波阻系數(shù)。

H↑→↓→Re↓→(摩阻系數(shù))↑在為定值時，↑

隨H↑，不能誤認為此時阻力也增加。將給定飛行器在給定飛行狀態(tài)下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)用一條曲線表示。條件：高度一定，M數(shù)一定。不同飛行情況，可得出一系列極曲線。最大升阻比：極曲線過原點的切線斜率。六、極曲線追求最大升阻比是飛行器設(shè)計的準則之一1.2力矩、壓力中心和焦點一、氣動力矩的表達式二、壓力中心和焦點由迎角所引起的那部分升力的作用點，稱為飛行器的焦點。在小，常把總升力在縱軸上的作用點作為整個飛行器的壓心。舵偏所引起的那部升力是作用在舵面的壓力中心上。（1）焦點：（2）壓力中心：總空氣動力的作用線與飛行器縱軸(ox1)的交點，稱為整個飛行器的壓力中心。（3）壓心距離：頭部至壓心的距離焦點一般并不與壓心重合，它的位置也與舵偏角無關(guān)。只有在時，飛行器相對xoz1平面完全對稱，即時，兩者才完全重合。1－由飛行器第k部分所產(chǎn)生的升力（并包括其它部分對它的影響）對迎角的導(dǎo)數(shù)。－飛行器第k部分由攻角所產(chǎn)生升力的作用點到頭部的距離。焦點位于飛行器的縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，當操縱面固定時，空氣動力相對通過該點且平行于橫軸oz1的力矩與迎角無關(guān)。（4）焦點距離：頭部至焦點的距離三、俯仰力矩（1）與有關(guān)的因素力、力矩只與當時的運動參數(shù)有關(guān)，與運動參數(shù)隨時間的變化率無關(guān)。（2）定常直線飛行時的Mz及平衡狀態(tài)

2）定常直線飛行：

1）定常飛行：特征：1)作用在飛行器上的合力矩（3）平衡狀態(tài)（導(dǎo)彈的縱向靜平衡）：曲線與橫軸交點處分別相應(yīng)地保持某個常值-1.2左右正常式1.4左右鴨式5~6左右旋轉(zhuǎn)彈翼式2)3)4)只有由迎角和舵偏角引起的力矩的作用平衡狀態(tài)時的總升力（平衡升力）：（4）瞬時平衡假設(shè)（每一瞬時導(dǎo)彈都處于上述平衡狀態(tài)，則可用上式計算彈道各點上的平衡升力）實質(zhì)：1)忽略了飛行器繞重心的轉(zhuǎn)動

2)作用在飛行器上的力矩只有和兩項工程計算飛行器軌跡采用飛行器從某一平衡狀態(tài)改變到另一平衡狀態(tài)是瞬時完成的。（5）靜穩(wěn)定力矩1）縱向靜穩(wěn)定力矩靜穩(wěn)定性是飛行器自身的特性，由氣動外形、結(jié)構(gòu)布局等決定。

2）縱向靜穩(wěn)定性

干擾導(dǎo)致飛行器偏離平衡狀態(tài)，則干擾消失后，不經(jīng)操縱，力矩（由附加升力產(chǎn)生的）具有使飛行器恢復(fù)到原平衡狀態(tài)的趨勢（即使減小的趨勢）。改變飛行器內(nèi)部的部位安排改變靜穩(wěn)度的方法改變飛行器氣動布局（6）操縱力矩舵偏后形成的法向氣動力對重心的力矩（7）阻尼力矩由所引起（飛行器繞oz1軸旋轉(zhuǎn)引起）、與成正比、與方向相反，阻止飛行器旋轉(zhuǎn)的力矩。r－重心到各點的距離與方向相反。正常式飛行器以V和作非定常飛行，變化→飛行器翼后的下洗流變化：（8）非定常下洗延遲導(dǎo)致的附加力矩產(chǎn)生下洗延遲的原因：

若，被翼偏斜了的氣流并不能瞬時的到達尾翼，而必須經(jīng)一段時間，取決于翼與尾翼的間距以及氣流速度。這就是所謂的下洗延遲現(xiàn)象。

t時刻計算尾翼力矩，實際上是前的下洗角，這個角比定常流要小一些，相當于在尾翼處附加了升力，使飛行器低頭，以抵制攻角值的增長。若，反之。

相當于一種阻尼力矩對鴨式布局，，也有下洗延遲現(xiàn)象，同樣也相當于阻尼力矩。（2）航向