有翼导弹飞行力学ppt

第一章导弹飞行的力学环境

当可压缩的粘性气流流过导弹各部件的表面时，由于整个表面上压强分布的不对称，出现了压强差；空气表面又有粘性摩擦，产生粘性摩擦力。两部分合在一起形成。一、作用力1.重力2.推力3.空气动力(空气对其中运动物体的作用力）1）可压缩性

流体在压强或温度变化时，能改变其原来的体积及密度的属性。（1）来源（2）流体的粘性和可压缩性液体流体气体两者差别很大气体在压强稍有变化时体积随即变化液体几乎不可压缩

流体在其一部分与另一部分之间发生相对运动的同时产生阻力来抵抗这种相对运动的属性。2）粘性（3）能量方程（柏努利方程）特点：无粘性、定常流动，流管中液体不与外界发生热成功的交换。简化：只在近物体表面考虑空气粘性的影响低速飞行时忽略空气可压缩性的影响压力：负号表示合力的方向与流向反向重力：重力沿流向的分量：按牛顿第二定律：定常流动:代入上式得:积分：单位质量流体所具有的压力能动能位能

表示单位质量流体的压力能、动能及位能之和保持常值，是自然界能量守恒法则在特定条件下的一种反映。低速，不可压缩，近似为常数，则有表明：在定常流场中，沿同一流线（或流管的各截面），气流的静压头与动压头之和（常称总压头）保持一恒量。静压头动压头

对气体而言，重力相对压力小得多，可略去，则有例：翼型下翼面：速度小，压力大上翼面：速度大，压力小产生向上的力（4）流管流管：假设的流场中由无数条流线所构成的一根“管子”。流管内外的流体被“管壁”互相隔开而无交流。（5）流量方程（连续方程）特点：虚拟的因为流管内外流体不能交流，所以根据质量不灭定律，单位时间内流经流管任意截面的流体质量应守恒，即表示：定常流体情况下流体的质量流量将保持常值对液体，可以认为不变，则有：二、力矩1.1空气动力一、两个坐标系1.速度坐标系2.弹体坐标系3.速度坐标系与弹体坐标系之间的关系二、空气动力的表达式过空间平面内一点的垂线（与平面垂直）只有一条，此垂线与平面内的任意直线垂直。三、升力R＝Y＋X＋Z总升力＝各部件升力之和再加以修正（一）单独弹翼的升力

二元弹翼（翼展无限大）,在忽略粘性、压缩性的情况下，其升力系数为：升力为0时的迎角（零升迎角）。(1)翼端效应影响：实际的三元流动，下翼面的高压气流在翼尖处会“卷”到上翼面去，使上下翼面的压力差降低，使升力↓三元<二元(2)粘性影响：↑，气流会与翼面分离，因此线性关系只能保持在小迎角范围。随↑，↓，当增至某一程度时，升力系数将达到极值。(4)失速：，由于上翼面的气流分离迅速加剧，升力不但不增大，反而猛跌。(3)临界迎角：与相对应的。（5）几何形状的影响翼型高速飞行时由于阻力的矛盾显得非常突出,常用对称的、相对厚度较小的翼型。低速飞行时常用有弯度的翼型。低速>

高速（A）

展弦比对的影响

，就是二元机翼↓，后掠角（B）相对厚度可改善跨音速区域的气动性能（6）M数的影响超音速：M>1，薄翼

跨音速：翼面上既有亚音速又有超音速。由于激波和气流分离的迅猛发展，翼面压力分布变化激烈，升力大幅度下降，阻力急剧增加，力矩特性变化，导致飞行器气动特性变坏。这种现象称为激波失速。－校正系数，与有关，<1M↑在压缩性的影响下，亚音速时(M<1):M↑(7)对的影响增大弹翼后掠角，可以减缓值随M数增大而下降的趋势。同时，在M数大于3以后，在同一M数下，后掠角大的弹翼，其也较大。（二）其它部件的升力总升力的一小部分由其它部件，如尾翼、弹体等产生。

1.尾翼缩小的弹翼2.弹体中段：沿柱体母线的流动对称，不考虑粘性，升力为零锥形头部：上表面V>下表面V

上表面P<下表面PY>0收缩形尾部：Y<0按细长体理论，头部在垂直于弹体纵轴方向的法向力系数由于头部上下表面的压力差对中段有影响，中段，归并到头部。头部稍大于0.035（头部长细比，圆柱段，M，头部旋转体的母线形状），可查图。尾部收缩段理论值弹体直径底部直径在尾部附面层厚度增加，气流分离，导致比理论值小好几倍。引入修正系数

弹体的合升力

小迎角时(8°~10°)，弹体升力系数与迎角的关系是线性的，可用法向力系数来取代升力系数因此（三）

总升力

总升力各单独部件升力的叠加

组合到一起的各部件之间都存在着空气动力干扰问题，而在这些干扰中，主要是在弹翼和弹体之间的干扰，以及弹翼、弹体对尾翼的干扰。

对升力而言，翼－体之间干扰是有利的，弹翼对总升力的贡献正常式布局翼体尾单独弹翼升力翼—身干扰附加升力

写成系数时，各部件提供的升力都要折算成同一特征面积，则有－尾翼处对动压头的修正系数，称为速度阻滞系数（表示尾翼处由于弹翼、弹体阻滞了来流引起的动压损失）。弹翼、弹体升力对气流的反作用，使气流速度方向下偏。（外形、M、Re、、…）0.85～1.01.速度阻滞2.气流下洗很小时，尾翼处迎角与弹翼成正比，与展弦比成反比，还与M、弹翼的弹体布局、尾翼布局、两翼间距离有关。最终将集中反映在尾翼的升力系数值上。总升力系数还可表示为

轴对称升力系数线性地取决于、,只有在、值不大的情况下才是正确的。四、侧向力气流不对称地流过飞行器纵向对称面的两侧而引起的。用侧滑角来度量侧滑的程度。侧向力指向右翼为正（从尾部看）。正侧滑：从尾部看，速度在纵轴右边。正侧滑引起负侧力。将弹体绕纵轴转过90°，轴对称，就相当于原来的角，所以

考虑到各部件阻力计算上的误差，以及飞行器上零星突出物的影响，往往在计算出的各部件阻力之后再乘以110%

五、阻力仅研究一下阻力中的主要成份-弹翼的阻力阻力可分为两部分与升力无关（零升阻力）与升力有关（诱导阻力）

(Re，附面层流态)：小时，摩擦阻力>>压差阻力；

↑,附面层分离，且加剧，压差阻力>>摩擦阻力。摩擦阻力压差阻力阻力低速诱导阻力零升阻力高速诱导阻力零升阻力摩擦阻力+压差阻力波阻跨音速亚音速:－展弦比

－弹翼平面形状的修正因子：椭圆为0；梯形、翼尖修圆的长方形近似为0。

很小时，不大，随↑，迅速增大，在总阻中占据较大比重，逐渐成为主要成份。考虑压缩性，此时，阻力系数要比不考虑压缩性的大可认为空气不可压缩因为正比，所以对的关系接近抛物线跨音速：激波失速使阻力系数猛增，在来流为1左右值达到极值。在整个流场都达到超音速以后，阻力系数的变化渐趋平缓。的两个极值点：超音速:2.在弹翼前缘法向上的分量已超过1，弹翼的主要部分发生了激波失速现象，随后掠角增大，极值点后移。1.为1左右，激波失速引起压差阻力＋摩擦阻力（粘性导致）零升波阻（可压缩性引起的，由压缩波和膨胀波导致）（在为主要）按线性化理论：(波阻)↓，↓还与弯度有关，在相同时，对称的菱形翼型剖面有最小的波阻系数。

H↑→↓→Re↓→(摩阻系数)↑在为定值时，↑

随H↑，不能误认为此时阻力也增加。将给定飞行器在给定飞行状态下的升力系数和阻力系数用一条曲线表示。条件：高度一定，M数一定。不同飞行情况，可得出一系列极曲线。最大升阻比：极曲线过原点的切线斜率。六、极曲线追求最大升阻比是飞行器设计的准则之一1.2力矩、压力中心和焦点一、气动力矩的表达式二、压力中心和焦点由迎角所引起的那部分升力的作用点，称为飞行器的焦点。在小，常把总升力在纵轴上的作用点作为整个飞行器的压心。舵偏所引起的那部升力是作用在舵面的压力中心上。（1）焦点：（2）压力中心：总空气动力的作用线与飞行器纵轴(ox1)的交点，称为整个飞行器的压力中心。（3）压心距离：头部至压心的距离焦点一般并不与压心重合，它的位置也与舵偏角无关。只有在时，飞行器相对xoz1平面完全对称，即时，两者才完全重合。1－由飞行器第k部分所产生的升力（并包括其它部分对它的影响）对迎角的导数。－飞行器第k部分由攻角所产生升力的作用点到头部的距离。焦点位于飞行器的纵向对称平面内，当操纵面固定时，空气动力相对通过该点且平行于横轴oz1的力矩与迎角无关。（4）焦点距离：头部至焦点的距离三、俯仰力矩（1）与有关的因素力、力矩只与当时的运动参数有关，与运动参数随时间的变化率无关。（2）定常直线飞行时的Mz及平衡状态

2）定常直线飞行：

1）定常飞行：特征：1)作用在飞行器上的合力矩（3）平衡状态（导弹的纵向静平衡）：曲线与横轴交点处分别相应地保持某个常值-1.2左右正常式1.4左右鸭式5~6左右旋转弹翼式2)3)4)只有由迎角和舵偏角引起的力矩的作用平衡状态时的总升力（平衡升力）：（4）瞬时平衡假设（每一瞬时导弹都处于上述平衡状态，则可用上式计算弹道各点上的平衡升力）实质：1)忽略了飞行器绕重心的转动

2)作用在飞行器上的力矩只有和两项工程计算飞行器轨迹采用飞行器从某一平衡状态改变到另一平衡状态是瞬时完成的。（5）静稳定力矩1）纵向静稳定力矩静稳定性是飞行器自身的特性，由气动外形、结构布局等决定。

2）纵向静稳定性

干扰导致飞行器偏离平衡状态，则干扰消失后，不经操纵，力矩（由附加升力产生的）具有使飞行器恢复到原平衡状态的趋势（即使减小的趋势）。改变飞行器内部的部位安排改变静稳度的方法改变飞行器气动布局（6）操纵力矩舵偏后形成的法向气动力对重心的力矩（7）阻尼力矩由所引起（飞行器绕oz1轴旋转引起）、与成正比、与方向相反，阻止飞行器旋转的力矩。r－重心到各点的距离与方向相反。正常式飞行器以V和作非定常飞行，变化→飞行器翼后的下洗流变化：（8）非定常下洗延迟导致的附加力矩产生下洗延迟的原因：

若，被翼偏斜了的气流并不能瞬时的到达尾翼，而必须经一段时间，取决于翼与尾翼的间距以及气流速度。这就是所谓的下洗延迟现象。

t时刻计算尾翼力矩，实际上是前的下洗角，这个角比定常流要小一些，相当于在尾翼处附加了升力，使飞行器低头，以抵制攻角值的增长。若，反之。

相当于一种阻尼力矩对鸭式布局，，也有下洗延迟现象，同样也相当于阻尼力矩。（2）航向