空气动力系数及导数演示文稿.pptVIP

6.2升力系数导数 6.2.2升力系数对舵偏角的导数 操纵机构的相对效率 为了保证飞行器在宽广马赫数范围内具有良好的操纵性，可把整个翼作为舵面来使用，而不作为稳定面。这时舵旋转轴一般与弹轴线垂直，但在某些情况下，它可有后掠角，这时舵偏角在与旋转轴垂直的平面内计量。 1. 旋转翼（全动舵） 当前第31页\共有46页\编于星期三\7点 6.2升力系数导数 6.2.2升力系数对舵偏角的导数 操纵机构的相对效率 根据舵面相对效率的定义有 1. 旋转翼（全动舵） 当前第32页\共有46页\编于星期三\7点 6.2升力系数导数 6.2.2升力系数对舵偏角的导数 操纵机构的相对效率 连接在固定的称为翼座的中翼面上。单独翼情况下 2. 翼梢舵 当前第33页\共有46页\编于星期三\7点 空气动力系数及导数演示文稿 当前第1页\共有46页\编于星期三\7点 （优选）空气动力系数及导数 当前第2页\共有46页\编于星期三\7点 6.1升力系数 计算导弹的空气动力系数时，常用的坐标系有两个：弹体坐标系与速度坐标系。 在速度坐标系中的升力系数 与弹体坐标系中的轴向力系数 和法向力系数 之间有如下关系式： 在攻角和舵偏角不大时，可近似表示为： 当前第3页\共有46页\编于星期三\7点 6.1升力系数 对攻角取偏导数，得到： 在小攻角和 时，可设 ，上式简化为 如果把攻角和所有其他角度都以度来计量，上式变为 当前第4页\共有46页\编于星期三\7点 6.1升力系数 飞行器按其部件组成可将法向力表示为弹身、前升力面和后升力面三项之和： 用法向力系数表示，则为 弹身中部横截面积 前、后升力面的两个外露翼片各自组合在一起时的面积 确定气动力系数时所选取的特征面积 远前方来流动压 当前第5页\共有46页\编于星期三\7点 6.1升力系数 对上式除以 ，对 取导数，得到在 点有 前、后升力区域的气流阻滞系数 飞行器部件的相对面积 当前第6页\共有46页\编于星期三\7点 6.1升力系数 为单独弹身的法向力，不涉及升力面对它的影响 为前升力面的法向力导数，一部分由外露面（两片翼组合在一起）产生，一部分由外露翼面影响区内的弹身产生。合成后表示为单独翼面的法向力导数与干扰系数的乘积 其中 和 应按马赫数 计算 当前第7页\共有46页\编于星期三\7点 6.1升力系数 与等号右边第二项类似，唯一区别是后升力面的攻角应考虑由前升力面对后升力面产生的平均下洗角，因而 式中所有量 应按马赫数 计算 在小攻角下，关系式 近似为线性，这时有 而导数 可表示为 当前第8页\共有46页\编于星期三\7点 6.1升力系数 因此，为了寻求飞行器升力（或法向力）系数对攻角的导数，必须确定以下的量： 弹身升力系数对攻角的导数 弹翼升力系数对攻角的导数 干扰系数 前升力面对后升力面产生的平均下洗角对攻角的导数 前后升力面区域的气流阻滞系数 当前第9页\共有46页\编于星期三\7点 6.2升力系数导数 6.2.1升力系数对攻角的导数 单独弹身法向力系数对攻角的导数 弹身在小攻角下的空气绕流产生与攻角成正比的法向力。按照细长体理论，只在弹身横截面 变化的区段产生法向力，而且法向力的指向取决于导数 的正负号。在弹身头部， ，产生正的法向力；在收缩尾， ，产生负的法向力；在圆柱部则不产生法向力。 当前第10页\共有46页\编于星期三\7点 6.2升力系数导数 6.2.1升力系数对攻角的导数 单独弹身法向力系数对攻角的导数 实验和更严格的理论计算表明：超声速下，圆柱部在与头部毗邻的区段也产生与攻角成正比的一份法向力。另一方面，在尾部由于附面层增厚和气流分离，负法向力比理论值小得多。因此可以说，小攻角下弹身的几乎全部法向力集中在它的前部。 当前第11页\共有46页\编于星期三\7点 6.2升力系数导数 6.2.1升力系数对攻角的导数 单独弹身法向力系数对攻角的导数 导数 取决于弹身的形状，首先是头部的形状。 当前第12页\共有46页\编于星期三\7点 6.2升力系数导数