空氣動力系數及導數課件

6空氣動力系數及導數導彈是以下主要部件的組合體：彈身、前升力面和后升力面。一般情況下，其中升力面之一，或升力面的一部分面積可以偏轉，以完成操縱機構的任務。4/3/202316空氣動力系數及導數6.1升力系數6.2升力系數導數6.3大攻角下的升力系數6.4側向力系數6.5阻力系數6.6彈身零攻角下的阻力系數6.7升力面零攻角零舵偏角下的阻力系數6.8誘導阻力系數4/3/202326.1升力系數計算導彈的空氣動力系數時，常用的坐標系有兩個：彈體坐標系與速度坐標系。在速度坐標系中的升力系數與彈體坐標系中的軸向力系數和法向力系數之間有如下關系式：在攻角和舵偏角不大時，可近似表示為：4/3/202336.1升力系數飛行器按其部件組成可將法向力表示為彈身、前升力面和后升力面三項之和：用法向力系數表示，則為彈身中部橫截面積前、后升力面的兩個外露翼片各自組合在一起時的面積確定氣動力系數時所選取的特征面積遠前方來流動壓4/3/202356.1升力系數對上式除以，對取導數，得到在點有前、后升力區(qū)域的氣流阻滯系數飛行器部件的相對面積4/3/202366.1升力系數為單獨彈身的法向力，不涉及升力面對它的影響為前升力面的法向力導數，一部分由外露面（兩片翼組合在一起）產生，一部分由外露翼面影響區(qū)內的彈身產生。合成后表示為單獨翼面的法向力導數與干擾系數的乘積其中和應按馬赫數計算4/3/202376.1升力系數因此，為了尋求飛行器升力（或法向力）系數對攻角的導數，必須確定以下的量：彈身升力系數對攻角的導數彈翼升力系數對攻角的導數干擾系數前升力面對后升力面產生的平均下洗角對攻角的導數前后升力面區(qū)域的氣流阻滯系數4/3/202396.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.1單獨彈身法向力系數對攻角的導數彈身在小攻角下的空氣繞流產生與攻角成正比的法向力。按照細長體理論，只在彈身橫截面變化的區(qū)段產生法向力，而且法向力的指向取決于導數的正負號。在彈身頭部，，產生正的法向力；在收縮尾，，產生負的法向力；在圓柱部則不產生法向力。4/3/2023106.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.1單獨彈身法向力系數對攻角的導數實驗和更嚴格的理論計算表明：超聲速下，圓柱部在與頭部毗鄰的區(qū)段也產生與攻角成正比的一份法向力。另一方面，在尾部由于附面層增厚和氣流分離，負法向力比理論值小得多。因此可以說，小攻角下彈身的幾乎全部法向力集中在它的前部。4/3/2023116.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.2單獨升力面法向力系數對攻角的導數升力面幾何關系式通過彈身的升力面面積翼展根弦稍弦4/3/2023136.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.2單獨升力面法向力系數對攻角的導數升力面幾何關系式外露（懸臂）升力面面積翼展根弦稍弦4/3/2023146.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.2單獨升力面法向力系數對攻角的導數升力面法向力導數在亞聲速下計算法向力導數采用升力面理論，在超聲速下采用三維翼的線性理論。單獨外露升力面法向力導數理論公式可表示為如下形式其影響因素有展弦比、馬赫數、后掠角、根稍比。4/3/2023156.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.3彈身與升力面的氣動干擾根據細長體理論，干擾系數安裝升力面的彈身區(qū)段的直徑通過彈身的升力面的翼展徑展比4/3/2023176.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.3彈身與升力面的氣動干擾干擾系數式中徑展比1.外露根稍比的影響外露根稍比4/3/2023186.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.3彈身與升力面的氣動干擾附面層厚度沿彈身長度方向逐步增大，使彈身外繞流的流線擠向外側。這時應取附面層位移厚度，并將實際彈徑由改為。這樣，一方面使外露翼的有效面積減小，損失了一部分法向力；另一面由于彈身的有效徑展比增大，又增大了干擾法向力。2.彈身附面層的影響4/3/2023196.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.3彈身與升力面的氣動干擾可引入一個修正系數2.彈身附面層的影響其值始終小于1附面層的相對位移厚度應按外露翼根弦的中點處的截面計算，到彈身頂點的距離是4/3/2023216.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.3彈身與升力面的氣動干擾2.彈身附面層的影響升力面距離彈身頂點越遠，參數徑展比、升力面的根梢比和馬赫數越大，附面層的影響越顯著。4/3/2023226.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.3彈身與升力面的氣動干擾3.馬赫數的影響引進了一個與馬赫數有關的修正系數4/3/2023236.2升力系數導數6.2.1升力系數對攻角的導數6.2.1.4氣流阻滯系數4/3/2023256.2升力系數導數6.2.2升力系數對舵偏角的導數升力系數對舵偏角的偏導數為在小攻角和小舵偏角下，此式改寫為當空氣動力系數統(tǒng)一按計算時，上式改寫為4/3/2023266.2升力系數導數6.2.2升力系數對舵偏角的導數6.2.2.1彈身與操縱面的氣動干擾設彈身攻角為零，而外露翼相對于彈身軸線轉動角，稱為情況。計算與實驗都表明，在這種情況下計及彈身干擾的外露翼的法向力近似等于單獨翼的法向力。這時干擾系數定義為確定這些系數可用類似攻角的導數的計算方法4/3/2023296.2升力系數導數6.2.2升力系數對舵偏角的導數6.2.2.2操縱機構的相對效率舵偏角1度產生的法向力與升力面相對于彈身的安裝角1度產生的法向力之比。由此可知，舵偏角相當于外露翼相對于彈身的安裝角變化量為。4/3/2023306.2升力系數導數6.2.2升力系數對舵偏角的導數6.2.2.2操縱機構的相對效率為了保證飛行器在寬廣馬赫數范圍內具有良好的操縱性，可把整個翼作為舵面來使用，而不作為穩(wěn)定面。這時舵旋轉軸一般與彈軸線垂直，但在某些情況下，它可有后掠角，這時舵偏角在與旋轉軸垂直的平面內計量。1.旋轉翼（全動舵）4/3/2023316.2升力系數導數6.2.2升力系數對舵偏角的導數6.2.2.2操縱機構的相對效率根據舵面相對效率的定義有1.旋轉翼（全動舵）4/3/2023326.2升力系數導數6.2.2升力系數對舵偏角的導數6.2.2.2操縱機構的相對效率連接在固定的稱為翼座的中翼面上。單獨翼情況下2.翼梢舵4/3/2023336.2升力系數導數6.2.2升力系數對舵偏角的導數6.2.2.2操縱機構的相對效率以亞聲速和不大的超聲速飛行的導彈最常采用后緣舵，其顯著特點是在由亞聲速向超聲速過渡時，相對效率有劇烈變化。3.后緣舵4/3/2023346.3大攻角下的升力系數實驗表明，升力與的關系只在這些角的量值小時保持線性特性。隨著角度增大的程度，都與線性顯著偏離。非線性程度與馬赫數和飛行器的幾何形狀有關。當彈身相對直徑增大和升力面展弦比減少時，非線性更加顯著，而這恰恰是現代無人駕駛飛行器具有的特征。此外，當飛行速度增大到超聲速時，非線性也增大。所有這些將導致，從攻角和舵偏角數值達到10度開始，升力的計算必須考慮非線性分量。4/3/2023356.3大攻角下的升力系數6.3.1彈身的升力系數6.3.2前升力面的升力系數4/3/2023366.4側向力系數側向力是總空氣動力在速度坐標系軸上的投影。除側向力外，還常研究橫向力Z，它是總空氣動力在彈體坐標系oz軸上的投影。側向力系數與橫向力系數的關系是式中為側滑角。4/3/2023376.5阻力系數導彈的阻力系數通常給成兩項之和的形式：式中時的阻力系數；誘導阻力系數，與有關。無人駕駛導彈一般采用最簡單的彈身形狀，當時，到導彈部件之間的干擾不顯著，主要應考慮翼區(qū)氣流阻滯的影響。4/3/2023386.6彈身零攻角下的阻力系數單獨彈身在零攻角下的阻力系數按其物理來源可分解為摩擦阻力和壓差阻力。摩擦阻力是作用在彈身所有表面的粘性摩擦力的合力；壓差阻力是作用在頭部和尾部以及底部分離的壓力與遠前方來流壓力之差的合力。全彈身的摩擦阻力系數彈頭部壓差阻力系數彈尾部壓差阻力系數彈底部壓差阻力系數4/3/2023396.6彈身零攻角下的阻力系數6.6.1摩擦阻力系數1.一般公式4/3/2023406.6彈身零攻角下的阻力系數6.6.1摩擦阻力系數2.表面溫度的影響在外流與物體之間沒有熱交換的情況下，物體表面的絕對溫度等于恢復溫度外界介質的絕對溫度；溫度恢復系數，層流0.845，湍流0.88；空氣絕熱指數。4/3/2023416.6彈身零攻角下的阻力系數6.6.1摩擦阻力系數臨界雷諾數壓力梯度的影響壁面冷卻的影響彈身轉捩點的確定圓錐形彈身的摩阻4/3/2023426.6彈身零攻角下的阻力系數6.6.2頭部阻力系數簡單外形在旋成體超聲速繞流情況下，在物體頭部形成了超壓。在攻角為零時壓力增量的合力即頭部壓差阻力，簡稱頭部阻力。與此相反，在亞聲速頭部繞流情況下，物體的某些區(qū)段發(fā)生降壓，由此可出現與來流方向相反的吸力（這種現象僅發(fā)生于具有外凸形的頭部），獲得的頭部阻力為負值。4/3/2023436.6彈身零攻角下的阻力系數6.6.2頭部阻力系數附面層的影響在大馬赫數下附面層對彈頭部阻力有明顯影響。這可解釋為外流向外移動的距離等于附面層位移厚度，使得繞流物體的形狀發(fā)生了變化。4/3/2023446.6彈身零攻角下的阻力系數6.6.3尾部阻力系數旋成體的尾部阻力系數是在攻角為零時作用在尾部表面（不包括底部面積）的壓力增量（負值）的合力。這個阻力與頭部阻力的區(qū)別是，它始終為正值，因為不論在亞聲速還是在超聲速飛行時，在彈身的尾部收縮段上，當地表面壓力都小于未擾動來流的壓力。4/3/2023456.6彈身零攻角下的阻力系數6.6.4底部阻力系數彈底部后面的壓力差為負值，形成底部阻力。其稀疏程度與許多因素有關：彈尾部的形狀、有無尾翼、有無噴氣流、彈身長度、附面層狀態(tài)、表面溫度等。所以建立確定底部阻力的理論模型是非常難的課題，實際計算主要依靠實驗結果。4/3/2023466.7升力面零攻角零舵偏下的

阻力系數帶有尖銳前緣的升力面在零攻角、零舵偏角下的阻力系數由型阻和波阻相加而成