空气动力学第三章ppt课件

第三章机身的气动特性 3 1引言 3 2旋成体机身绕流图画 3 3细长旋成体小迎角气动力特性 3 4大迎角细长旋成体气动力特性 3 1引言 弹身提供体积承受有效载荷 也是产生阻力的主要部件 同时也产生一部分升力 对飞行器整体力矩特性有不小影响 一般导弹都采用旋成体 飞机为非旋成体 对亚音速 圆头尖尾 圆头圆尾 圆头气流不易分离 对超音速 尖头体 主要减少波阻 一 几何参数 1 坐标系 2 几何参数 二 母线方程旋成体头部母线方程 箭 弹头所常用的头部形状母线方程 锥形头部 蛋形头部 抛物形头部 卡门形头部 哈克形头部 指数形头部 三 旋成体的体积旋成体体积旋成体的表面积表面积比最大横截面积 3 2旋成体机身绕流图画 一 亚音速绕流图画 轴对称流动 三维 二维 旋成体 前驻点在迎风面与翼型相同 后汇合点在背风面 旋成体存在横向流动 不满足儒氏 库塔条件 上表面前端 吸力区 后段 压力区 下表面前端 压力区 后段 吸力区 升力无贡献产生一不稳定力矩 二 超音速绕流图画 头部激波 不对称的锥形激波 锥 柱结合处膨胀波 柱段 减速增压 柱锥结合处膨胀波 3 3细长旋成体小迎角气动力特性 一 压强分布 对于轴对称细长体 与相比不是小量 不能忽略 配方加上 一 压强分布 续 一 压强分布 续 此式表明 已知就可求出 与成非线性关系 不能叠加 小扰动假设 长细比很大 迎角很小 来流 轴向流 横向流 一 压强分布 细长体轴向流物面压强分布 轴对称流动 压缩性影响在物面上各点是不同的 亚音速压强分布前后对称 超音速产生轴向力 厚度波阻 细长体理论可以求得 一 压强分布 细长体横向流物面压强分布 小迎角下 横向流看作绕圆柱的不可压流动 对空间任一点 不能叠加 细长体压强分布 物面上 二 法向力系数 只有横向流产生法向力 二 法向力系数 续 尖头截尾式 尖头尖尾式 仅有尖头 尖头带柱段 尖头 柱 截尾组合体 三 力矩系数及压力中心 细长旋成体对头部俯仰力矩 尖头尖尾式 三 力矩系数及压力中心 续 细长旋成体压心 细长体压心与几何参数有关 与气动参数无关 实际应用中 头部压心 尾部收缩段压心 旋成体 四 轴向力系数 轴向流 横向流 亚音速 超音速 亚音速 超音速 五 升力 阻力 切尾式底部 3 4大迎角细长旋成体气动力特性 一 绕流图画 附面层未分离 位流理论可用 横向流起重要作用 两侧涡对称 未破裂 使法向力增加 没有侧向力 流场为三维定常对称流场 一 绕流图画 续 横流起主导作用 两侧涡不对称 压强分布左右不对称产生侧力和偏航力矩 不对称涡不固定带有随机性 与数量级相同 的出现对旋成体的气动特性不利 流场为三维非定常流场 横流起完全作用 两侧出现不对称涡交错从机身上脱落 增大 下降 以致完全消失 流动控制 大攻角时飞行器背风区的流动由这些强度和位置都不对称的涡控制 控制了这些涡 就能控制飞行器的运动 通过头部人工扰动的不同的位置 强度和类型可以达到不同的非对称涡流动响应 1 采用吹吸气的办法 通过吹吸气改变某一侧的涡量 增加或减少 来改变涡的强度 削弱涡非对称性 2 可转动头锥 用头锥转动来控制非对称涡 3 边条控制器 改变头部形状控制非对称涡的产生 4 声