空氣動力系數(shù)及導數(shù)演示文稿

空氣動力系數(shù)及導數(shù)演示文稿目前一頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/251（優(yōu)選）空氣動力系數(shù)及導數(shù)目前二頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/2526.1升力系數(shù)計算導彈的空氣動力系數(shù)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(shù)與彈體坐標系中的軸向力系數(shù)和法向力系數(shù)之間有如下關(guān)系式：在攻角和舵偏角不大時，可近似表示為：目前三頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/2536.1升力系數(shù)對攻角取偏導數(shù)，得到：在小攻角和時，可設(shè)，上式簡化為如果把攻角和所有其他角度都以度來計量，上式變?yōu)槟壳八捻揬總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/2546.1升力系數(shù)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(shù)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(shù)時所選取的特征面積遠前方來流動壓目前五頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/2556.1升力系數(shù)對上式除以，對取導數(shù)，得到在點有前、后升力區(qū)域的氣流阻滯系數(shù)飛行器部件的相對面積目前六頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/2566.1升力系數(shù)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(shù)，一部分由外露面（兩片翼組合在一起）產(chǎn)生，一部分由外露翼面影響區(qū)內(nèi)的彈身產(chǎn)生。合成后表示為單獨翼面的法向力導數(shù)與干擾系數(shù)的乘積其中和應(yīng)按馬赫數(shù)計算目前七頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/2576.1升力系數(shù)與等號右邊第二項類似，唯一區(qū)別是后升力面的攻角應(yīng)考慮由前升力面對后升力面產(chǎn)生的平均下洗角，因而式中所有量應(yīng)按馬赫數(shù)計算在小攻角下，關(guān)系式近似為線性，這時有而導數(shù)可表示為目前八頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/2586.1升力系數(shù)因此，為了尋求飛行器升力（或法向力）系數(shù)對攻角的導數(shù)，必須確定以下的量：彈身升力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈翼升力系數(shù)對攻角的導數(shù)干擾系數(shù)前升力面對后升力面產(chǎn)生的平均下洗角對攻角的導數(shù)前后升力面區(qū)域的氣流阻滯系數(shù)目前九頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/2596.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)單獨彈身法向力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈身在小攻角下的空氣繞流產(chǎn)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(chǎn)生法向力，而且法向力的指向取決于導數(shù)的正負號。在彈身頭部，，產(chǎn)生正的法向力；在收縮尾，，產(chǎn)生負的法向力；在圓柱部則不產(chǎn)生法向力。目前十頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25106.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)單獨彈身法向力系數(shù)對攻角的導數(shù)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(chǎn)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。目前十一頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25116.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)單獨彈身法向力系數(shù)對攻角的導數(shù)導數(shù)取決于彈身的形狀，首先是頭部的形狀。目前十二頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25126.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)單獨升力面法向力系數(shù)對攻角的導數(shù)升力面幾何關(guān)系式通過彈身的升力面面積翼展根弦稍弦目前十三頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25136.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)單獨升力面法向力系數(shù)對攻角的導數(shù)升力面幾何關(guān)系式外露（懸臂）升力面面積翼展根弦稍弦目前十四頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25146.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)單獨升力面法向力系數(shù)對攻角的導數(shù)升力面法向力導數(shù)在亞聲速下計算法向力導數(shù)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(shù)理論公式可表示為如下形式其影響因素有展弦比、馬赫數(shù)、后掠角、根稍比。目前十五頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25156.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈身與升力面的氣動干擾由于彈身和升力面之間存在氣動干擾，使組合體的法向力大于單獨部件法向力之和。這時有其中干擾系數(shù)目前十六頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25166.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈身與升力面的氣動干擾根據(jù)細長體理論，干擾系數(shù)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目前十七頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25176.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈身與升力面的氣動干擾干擾系數(shù)式中徑展比1.外露根稍比的影響外露根稍比目前十八頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25186.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)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(cè)。這時應(yīng)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.彈身附面層的影響目前十九頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25196.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈身與升力面的氣動干擾可引入一個修正系數(shù)2.彈身附面層的影響目前二十頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25206.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈身與升力面的氣動干擾可引入一個修正系數(shù)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(yīng)按外露翼根弦的中點處的截面計算，到彈身頂點的距離是目前二十一頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25216.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)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(shù)徑展比、升力面的根梢比和馬赫數(shù)越大，附面層的影響越顯著。目前二十二頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25226.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈身與升力面的氣動干擾3.馬赫數(shù)的影響引進了一個與馬赫數(shù)有關(guān)的修正系數(shù)目前二十三頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25236.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)彈身與升力面的氣動干擾4.彈身前部長度的影響有些飛行器（例如“鴨”式氣動布局）的前升力面安置在靠近彈頭部的位置，繞流圖形不同于無限長圓柱的情況，干擾系數(shù)應(yīng)有變化。實驗表明，彈身前部長度越小，干擾系數(shù)越小。為考慮這種情況，引進一個與彈身前部長度有關(guān)的修正系數(shù)，用經(jīng)驗公式表為目前二十四頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25246.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.1升力系數(shù)對攻角的導數(shù)氣流阻滯系數(shù)目前二十五頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25256.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)升力系數(shù)對舵偏角的偏導數(shù)為在小攻角和小舵偏角下，此式改寫為當空氣動力系數(shù)統(tǒng)一按計算時，上式改寫為目前二十六頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25266.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)其中第一項代表前升力面的法向力，一部分作用在外露翼上，以部分作用在外露翼影響區(qū)內(nèi)的彈身上?？杀硎緸閱为氁矸ㄏ蛄?shù)、干擾系數(shù)和操縱機構(gòu)相對效率的乘積升力系數(shù)對舵偏角偏導數(shù)關(guān)系式中，第二項是氣流下洗在后升力面上產(chǎn)生的法向力，在確定這個力時應(yīng)考慮到流向后升力面的氣流的攻角為目前二十七頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25276.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)同理，可得到導彈升力系數(shù)對角的偏導數(shù)因此，為了計算確定飛行器升力（或者法向力）系數(shù)對和的導數(shù)，必須確定一下各量：干擾系數(shù)操縱機構(gòu)相對效率前升力面在后升力面處產(chǎn)生的下洗角對舵偏角的導數(shù)目前二十八頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25286.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)彈身與操縱面的氣動干擾設(shè)彈身攻角為零，而外露翼相對于彈身軸線轉(zhuǎn)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(shù)定義為確定這些系數(shù)可用類似攻角的導數(shù)的計算方法目前二十九頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25296.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)操縱機構(gòu)的相對效率舵偏角1度產(chǎn)生的法向力與升力面相對于彈身的安裝角1度產(chǎn)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。目前三十頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25306.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)操縱機構(gòu)的相對效率為了保證飛行器在寬廣馬赫數(shù)范圍內(nèi)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(zhuǎn)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(zhuǎn)軸垂直的平面內(nèi)計量。1.旋轉(zhuǎn)翼（全動舵）目前三十一頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25316.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)操縱機構(gòu)的相對效率根據(jù)舵面相對效率的定義有1.旋轉(zhuǎn)翼（全動舵）目前三十二頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25326.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)操縱機構(gòu)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.翼梢舵目前三十三頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25336.2升力系數(shù)導數(shù)6.2.2升力系數(shù)對舵偏角的導數(shù)操縱機構(gòu)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.后緣舵目前三十四頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25346.3大攻角下的升力系數(shù)實驗表明，升力與的關(guān)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(shù)和飛行器的幾何形狀有關(guān)。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(xiàn)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(shù)值達到10度開始，升力的計算必須考慮非線性分量。目前三十五頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25356.3大攻角下的升力系數(shù)6.3.1彈身的升力系數(shù)6.3.2前升力面的升力系數(shù)目前三十六頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25366.4側(cè)向力系數(shù)側(cè)向力是總空氣動力在速度坐標系軸上的投影。除側(cè)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(cè)向力系數(shù)與橫向力系數(shù)的關(guān)系是式中為側(cè)滑角。目前三十七頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25376.5阻力系數(shù)導彈的阻力系數(shù)通常給成兩項之和的形式：式中時的阻力系數(shù)；誘導阻力系數(shù)，與有關(guān)。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(yīng)考慮翼區(qū)氣流阻滯的影響。目前三十八頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25386.6彈身零攻角下的阻力系數(shù)單獨彈身在零攻角下的阻力系數(shù)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(shù)彈頭部壓差阻力系數(shù)彈尾部壓差阻力系數(shù)彈底部壓差阻力系數(shù)目前三十九頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25396.6彈身零攻角下的阻力系數(shù)6.6.1摩擦阻力系數(shù)1.一般公式目前四十頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25406.6彈身零攻角下的阻力系數(shù)6.6.1摩擦阻力系數(shù)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(zhì)的絕對溫度；溫度恢復系數(shù)，層流0.845，湍流0.88；空氣絕熱指數(shù)。目前四十一頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25416.6彈身零攻角下的阻力系數(shù)6.6.1摩擦阻力系數(shù)臨界雷諾數(shù)壓力梯度的影響壁面冷卻的影響彈身轉(zhuǎn)捩點的確定圓錐形彈身的摩阻目前四十二頁\總數(shù)四十六頁\編于五點2023/5/25426.6彈身零攻角下的阻力系數(shù)6.6.2頭部阻力系數(shù)簡單外形在旋成體超聲速繞流情況下，在物體頭部形