氣動力及力矩計算

氣動力及力矩計算2023/7/141第1頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月氣動力及力矩計算彈道學動態(tài)分析導彈飛行力學課程的結構2023/7/142第2頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月發(fā)射點位置地面（陸地、海面）空中天上目標點位置地面（陸地、海面）空中天上導彈飛行器的分類導彈飛行器的分類（從發(fā)射位置與目標位置）導彈飛行器的分類（從飛行特性）飛行特性巡航臨近空間其它2023/7/143第3頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月最近幾十年，各種彈道導彈第4頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月第5頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月最近幾十年，各種地（艦）對空導彈第6頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月第7頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月第8頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月最近幾十年，各種空對空導彈第9頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月第10頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月最近幾十年，各種空對地導彈第11頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月第12頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月最近幾十年，各種反坦克導彈第13頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月第14頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月是衛(wèi)星，又是導彈第15頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月是空間站，還是隱身的制導武器？第16頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月從以上導彈外形，可以看出導彈的外形特性是什么？2023/7/1417第17頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月導彈飛行器氣動外形分類飛行器氣動外形分類：

按氣動外形來分:此外，還可把飛行器分成氣動軸對稱式和面對稱式兩類。

“++”型，“xx”型2023/7/1418第18頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月有哪些力作用在導彈上？4其它作用力3發(fā)動機推力

1

重力2空氣動力與氣動力矩第19頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月導彈飛行器的空氣動力與氣動力矩分類

1空氣動力

2氣動力矩、壓力中心和焦點

3俯仰力矩

4偏航力矩

5滾轉力矩

6鉸鏈力矩

氣動力及力矩2023/7/1420第20頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月導彈總體與氣動力特性導彈分類與導彈飛行特性氣動外形總體幾何參數氣動力系數與氣動力矩系數氣動力與氣動力矩氣動力特性的計算過程：第21頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月例如：某導彈總體與氣動力特性圖某導彈氣動外形第22頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月圖

法向力系數例如：某導彈總體與氣動力特性第23頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月例如：某導彈總體與氣動力特性第24頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月例如：某導彈總體與氣動力特性第25頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月例如：某導彈總體與氣動力特性第26頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月例如：某導彈總體與氣動力特性第27頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月例如：某導彈總體與氣動力特性第28頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月例如：某導彈總體與氣動力特性第29頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月問題：以上氣動力結果是如何計算出來的？這是氣動力計算專業(yè)的工作問題：飛行力學如何使用以上計算氣動力特性結果？這是飛行力學彈道計算的工作，即本課程的內容之一2023/7/1430第30頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月彈翼

彈身

彈翼身組合體彈氣動外形的特性參數2023/7/1431第31頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月氣動外形，彈翼2023/7/1432第32頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月氣動外形，彈翼2023/7/1433第33頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月翼展l－－左右翼尖之間垂直于機體縱向對稱面的距離；翼面積S－－彈翼平面的投影面積，常作為氣動計算中的特征面積；平均幾何弦長：bpj――翼面積S對翼展長l之比，即S/l；根梢比－－翼根與翼尖弦長之比,又稱梯形比、斜削比;彈翼平面形狀的幾何參數展弦比－－翼展與平均幾何弦長之比：氣動外形，彈翼2023/7/1434第34頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月2023/7/1435第35頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月2023/7/1436第36頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月2023/7/1437第37頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月后掠角－－25％翼弦線與縱軸垂線間之夾角。超音速機翼上常有前緣后掠角和后緣后掠角以及0.5（50％翼弦線與縱軸垂線之間的夾角）的概念。平均氣動弦長:bA－－面積與實際機翼面積相等且力矩特性相等的當量長方形機翼的弦長：氣動外形，彈翼或其中，bg－－翼根弦長；2023/7/1438第38頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月氣動力與氣動力系數

2023/7/1439第39頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力，彈翼單獨彈翼的升力二元機翼的升力（翼展無限大）忽略粘性與壓縮性：－升力為零時的迎角（零升迎角）;其中：2023/7/1440第40頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月翼端效應影響：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，使上下翼面的壓差降低，使升力下降，三元<二元；升力，彈翼彈翼的升力2023/7/1441第41頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月粘性影響：由于粘性影響，↑，氣流會與翼面分離，升力曲線斜率下降，當增至某一程度時，升力系數達到極值cymax。升力，彈翼彈翼的升力2023/7/1442第42頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力，彈翼失速迎角（臨界迎角）：與最大升力系數cymax相對應的迎角。失速：當迎角大于臨界迎角時，上翼面的分離迅速加劇，升力系數下跌，這種現象稱為失速。機翼幾何形狀對升力的影響翼型彎度影響：低速飛行時,常用有彎度的翼型來達到增升;超音速飛行時,減阻是最主要的,常采用對稱的，相對厚度較薄的翼型。

2023/7/1443第43頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力展弦比影響：

展弦比增大時,升力曲線斜率也隨之上升,展弦比趨于無窮大時,升力曲線斜率也趨于翼型升力曲線的斜率。

后掠角與相對厚度影響：在相同的相對厚度下,后掠翼比平直翼的臨界M數大，相對厚度較大時,后掠角對臨界M數的影響更大;相對厚度的減小,可以提高臨界M數。2023/7/1444第44頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力，彈翼飛行馬赫數M對升力的影響翼型的升力曲線斜率與M數的關系：

式中,校正系數與有關,<1。

從右圖可看出:機翼后掠角增大,可以減緩升力曲線斜率隨M↑而減小的趨勢;當M>3時，在同一M數下，后掠角大的機翼，其升力曲線斜率增大。2023/7/1445第45頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力，彈翼如下圖所示，在跨音速區(qū)域，翼面上既有亞音速流動，又有超音速流動。由于激波和氣流分離的影響，使得翼面壓力分布變化激烈，升力變化不穩(wěn)定。當升力急劇下降，阻力急劇增加，飛行器的氣動性能變壞。這現象稱為激波失速。

跨音速飛行

2023/7/1446第46頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力，彈身其他部件（彈身）的升力彈身體產生升力原理：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p，所以，Y>0；收縮形尾部：Y<0。2023/7/1447第47頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月由于頭部上下表面的壓力差對中段的影響，所以錐形頭部實際的法向力系數對迎角的導數比0.035要大,常通過查下圖所得。升力，彈身錐形頭部垂直于機體縱軸方向的法向力系數：

2023/7/1448第48頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力，彈身尾部收縮段垂直于機體縱軸方向的法向力系數：彈體直徑底部直徑因為附面層厚度增厚，氣流分離(cy1w比理論值小好幾倍)，所以引入修正系數：所以：(1/弧度)

2023/7/1449第49頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力，彈身，尾翼單獨彈身體的升力系數(小迎角)：所以：尾翼產生升力：尾翼產生升力同機翼產生升力類似。2023/7/1450第50頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力，翼身組合體翼身組合體總升力：式中：彈翼的升力彈體的升力彈尾翼的升力翼身組合體計算時的相互影響2023/7/1451第51頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月升力將上式寫成系數形式(以彈翼參考面積折算)：式中：kq－－尾翼處動壓頭的修正，稱為速度阻滯：除此外，總升力系數還可寫為：軸對稱飛行器Cy0=0。2023/7/1452第52頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月側向力側向力：氣流不對稱地流過飛行器縱向對稱面的兩側而引起的。用側滑角來度量。側向力指向右翼為正(從尾部看),正側滑引起負側力。將機體繞縱軸轉過90,軸對稱,就相當于原來的，所以：2023/7/1453第53頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月阻力阻力曲線及說明

右圖為阻力曲線的典型形狀：在小迎角下，氣流未分離，主要是摩擦阻力，阻力系數變化不大。當迎角增大，氣流開始分離，并逐漸加劇，此時阻力主要是由于分離而引起的壓差阻力，阻力系數急劇增大以致失速。2023/7/1454第54頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月－－與升力無關，稱為零升阻力系數。

阻力但翼阻力公式及其說明

零升阻力低速流動中：Cx0(Re,附面層)。小，摩擦阻力>壓差阻力；大，附面層分離，摩擦阻力<壓差阻力；55第55頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月阻力零升波阻：超音速流動中：除壓差阻力和摩擦阻力外，還有零升波阻2023/7/1456第56頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月阻力升致阻力，誘導阻力亞音速流動中：－展弦比；－為機翼平面形狀修正因子,橢圓形機翼:梯形或翼尖修圓的長方形:2023/7/1457第57頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月阻力在超音速流動中:其中，B是來流M數的函數。當迎角很小時，Cxyd不大，隨迎角增大，Cxyd迅速增大，在總阻中占據較大比重，逐漸成為主要成分。2023/7/1458第58頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月阻力極曲線：將升力系數和阻力系數之間關系畫在一條曲線上，這條曲線就稱為極曲線。升力與阻力關系曲線

條件：一定高度，一定M數。最大升阻比：極曲線過原點的切線斜率為對應飛行狀態(tài)下的最大升阻比。

追求最大升阻比是飛行器設計的準則之一2023/7/1459第59頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月力矩、壓力中心和焦點固連坐標系和力矩彈體固連坐標系ox1y1z1力矩滾轉力矩系數：偏航力矩系數：

俯仰力矩系數：

2023/7/1460第60頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月力矩、壓力中心和焦點其中：S－－特征面積，對有翼飛行器為機翼面積，無翼飛行器為機體最大橫截面積；L－－特征長度,對有翼飛行器為機翼的平均氣動弦長bA,無翼飛行器為機體長度。壓力中心和焦點壓力中心：總的空氣動力的作用線與飛行器縱軸(Ox1)的交點。在迎角不大的情況下,常近似地把總升力在縱軸上的作用點作為全機的壓力中心2023/7/1461第61頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月力矩、壓力中心和焦點壓心距離：把從飛行器頭部頂點至壓力中心的距離。壓力中心隨M數的變化：2023/7/1462第62頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月力矩、壓力中心和焦點焦點：由迎角所引起的升力的作用點。飛行器頭部頂點至焦點的距離：

壓心與焦點的區(qū)別和聯系：

壓心是總的空氣動力的作用線與縱軸的交點；焦點是由迎角引起的那部份升力的作用點。僅在升降舵偏角,飛行器上下兩半完全對稱焦點與壓心重合。2023/7/1463第63頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月當、z、、、較小時，俯仰力矩：俯仰力矩

定義：又稱縱向力矩，作用在飛行器上的空氣動力、發(fā)動機推力等對橫軸oz1的力矩。正負：規(guī)定使飛行器抬頭的俯仰力矩為正。操縱機構：升降舵偏轉。升降舵向下偏轉時：俯仰力矩系數：2023/7/1464第64頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩其中：定常直線飛行的俯仰力矩及平衡狀態(tài)定常直線飛行:所以，上式俯仰力矩系數為：軸對稱()：2023/7/1465第65頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月如下圖所示，曲線與橫軸交點處：,并且，此時,迎角與舵偏角分別相應地保持某個常值,這種狀態(tài)就稱為縱向的“平衡狀態(tài)”。

俯仰力矩平衡狀態(tài)：軸對稱的飛行器，在平衡狀態(tài)：1.2正常式布局-1.4鴨式布局-5～-6旋轉機翼2023/7/1466第66頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩平衡狀態(tài)時的總升力(工程計算)：瞬時平衡假設：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。也就是忽略了飛行器繞重心的轉動運動。縱向靜穩(wěn)定性由迎角所引起的俯仰力矩

(2-33)2023/7/1467第67頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩所以：（靜穩(wěn)定性）定義：處于平衡狀態(tài)的飛行器受一干擾（例如，陣風），迎角變化了，使飛行器偏離平衡狀態(tài)，當干擾消失后，不經操縱，由附加升力產生的Mz有使飛行器恢復原平衡狀態(tài)的趨勢（即使||減小的趨勢）稱飛行器具有靜穩(wěn)定性。2023/7/1468第68頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩改變靜穩(wěn)定裕度改變氣動布局改變內部安排2023/7/1469第69頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩操縱力矩定義：舵面偏轉形成的法向氣動力對重心的力矩舵偏的目的：(1)機動；(2)保持平衡2023/7/1470第70頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩由上式：阻尼力矩阻尼力矩定義：由飛行器繞橫軸旋轉運動所引起的力矩稱為阻尼力矩。2023/7/1471第71頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩r—為重心到各點距離阻尼力矩是由z所引起,與z的方向相反,阻止飛行器旋轉。其表達式：2023/7/1472第72頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩其與馬赫數的關系：非定常下洗延遲導致的附加俯仰力矩2023/7/1473第73頁，課件共79頁，創(chuàng)作于2023年2月俯仰力矩非定常流中，力、力矩不僅取決于該瞬時的、z、z、M數和其它參數，而且，還取決于這些參數隨時間的變化特性。初步計算，可采用定常假設。但有些重要因素不能忽略，如下洗延遲。其原因：正常式飛行器以V和迎角變化率作非定常飛行時:因為:變化機翼后的下洗流變化,當迎角變化率>0時,被機翼偏斜了的氣流并不能瞬時地到達尾翼,而必須經一段時間t(t取決于機翼與尾翼的間距以及氣流速度),這就是所謂的下洗延遲現象。t時刻計算尾翼力矩,實際上是