空气动力学第三章[章节优讲]

1、第三章 机身的气动特性 3 31 1 引言引言 3 32 2 旋成体机身绕流图画旋成体机身绕流图画 3 33 3 细长旋成体小迎角气动力特性细长旋成体小迎角气动力特性 3 34 4 大迎角细长旋成体气动力特性大迎角细长旋成体气动力特性 1优质教学 31 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。 2优质教学 一、几何参数 1.坐标系 oxr maxmaxmax ( ) shtbwb LLLbhDR x，

2、2.几何参数 maxshshtbwb LD， maxwbdbhmaxshb DDhLf， ， 3优质教学 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 sh L dxxRV 0 2 )( dx dx dR xRS sh L b 0 2 )(1)(2 )1 ()1 (2 2/ wbwbtbtbshshb SS 4优质教学 32 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0 0 旋成体：前驻点在迎风面与翼型 相同，

3、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 5优质教学 二、超音速绕流图画 头部激波 0 0不对称的锥形激波 p C 定值 锥、柱结合处膨胀波 p C 柱段，减速增压 p VC， 柱锥结合处膨胀波 p C 6优质教学 33 细长旋成体小迎角气动力特性 一、压强分布一、压强分布 p C 公式 PPdP dP VdV 2 22 1 () 22 V dVV 222 1 ()() 2 xxyz PPV VVVV x V V 2 2 1 2 x p VPP C V V 对于轴对称细

4、长体， 与 相比不是小量，不能忽略 22 1 () 2 yz VV x V V 22 2 2 yz x p VV V C VV 2222 1 () 2 xyz VVVVV 2 () 2 V PPd 222 1 () 2 xxyz V VVVV 7优质教学 2 2 2 2 xyz xy p C VV 2222 22 22 yzyz xx p VV V C VVVV cossin cossin xxyxy yyxyx zz 22 2 2 xyyz VV ,cos ,sinxx yrzr 1 , xr VVV xrr 1 cossin 1 sincos yr zr r r 22 2 2 1 221

5、(cossin ) r pxr r C VVrV cossin yr VVV 配方加上 22 22 2 (cossin1) V V 2 2 22 2 211 cossin pxr CVVV VVr 一、压强分布一、压强分布 (续) p C 公式 8优质教学 一、压强分布一、压强分布 (续) p C 公式 2 2 22 2 211 cossin pxr CVVV VVr 此式表明： 已知 就可求出 ； 与 成非线性关系，不能叠加。 , xr p C p C 小扰动假设 长细比很大； 迎角很小。 12 来流 轴向流( ) 横向流( ) V cosV sinV 9优质教学 一、压强分布一、压强分布细

6、长体轴向流物面压强分布 轴对称流动，0 rx 和 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 10优质教学 一、压强分布一、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 2 2 cos ( )VRx r 2 2 2 2cos cos sin x r dR V dx V V 对空间任一点，不能叠加 细长体压强分布： 22 2 4cos1 4sin p dR C dx 物面上 12ppp CCC 11优质教学 二、法向力系数二、法向力系数 只有横向流产生法向力 cos t YPRd dx 2 cos p C

7、qRd dx 2 2 00 cos sh L tp YqdxCRd 2 2 00 4cos sh L dR qdxRd dx 0 22 sh L dR qRdx dx 0 2 sh L dS qdx dx 12优质教学 二、法向力系数二、法向力系数(续续) 尖头截尾式 0 2 sh L t dS Yqdx dx 2 t dYdS q dxdx ( )0(0)0S LS， 2( )(0) t YqS LS 2 yt C t yt sh Y C q S 2 21 wb ( ) 2 sh S L S 尖头尖尾式 ( )0(0)0S LS，0 yt C 仅有尖头( ) sh S LS2 yt C 尖头

8、带柱段( ) sh S LS2 yt C2 yt C ytytyt tbwb CCC 尖头、柱、截尾组合体 ytyt tbyt wb CCC 2 yt tb C 21 db yt wb sh S C S 13优质教学 三、力矩系数及压力中心三、力矩系数及压力中心 细长旋成体对头部俯仰力矩 0 L t zt dY Mxdx dx 2 0 L dS Vxdx dx 2 0 L VxdS 2 0 L Vd S xSdx 2 ( )VS LL V zt zt sh M m qSL 2 1 db shdb SV SSL 尖头尖尾式 0 2 ztz sh V mm SL 14优质教学 三、力矩系数及压力中

9、心三、力矩系数及压力中心(续续) 细长旋成体压心 p p x x L zt t M L Y zt yt m C 1 db V L S 1 tb pp tb tbsh V xx LS 0.5 p wb wb L x L 细长体压心与几何参数有关，与气动参数无关 ytpytp tbtbwbwb p yt CxCx x CL 实际应用中 头部压心 尾部收缩段压心 旋成体 15优质教学 四、轴向力系数四、轴向力系数 轴向流 2 sin tp XCqRd dx 2p CqRd dx tg 2p dR CqRd dx dx 2 222 00 1 4cos4sin L sh dRdR Rd dx Sdxdx

10、 1 0 xt C 1 0 xtxb CC 横向流 亚音速： 超音速： 2 2 00 L p t xt shsh dR CRd dx X dx C qSS 2 0 2 L sh RdR S 2 0 1 2 L sh dR Rdx Sdx 2 2( ) sh R L S 2 db sh S S 2 db xt sh S C S 2 0 db xtxb sh S CC S 亚音速：超音速： 16优质教学 五、升力、阻力五、升力、阻力 cossin sincos yytxtyt xytxtytxt CCCC CCCCC 2 db y sh S C S 22 (1)57.32 (1) xiytbwb

11、CC 0( )() xxxi CCC零升阻力系数升致阻力系数 2 2 0 db sh x db xb sh S S C S C S ， 亚音速 ， 超音速 0 b xmcxmccM shM sh S CC S 0 ()()() xxmcxpxp sh tbwb CCCC摩擦阻力系数头部压差阻力系数尾部压差阻力系数 db xdbp db sh S CCk S - 切尾式底部 17优质教学 34 大迎角细长旋成体气动力特性 一、绕流图画一、绕流图画 05 5 25 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 18优质教学 一、

12、绕流图画（续）一、绕流图画（续） 25 50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 z Cyt C z C 50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 z C 19优质教学 20优质教学 21优质教学 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。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）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