气动力及力矩计算

1、气动力及力矩计算2022-3-2522022-3-2532022-3-2517飞行器气动外形分类：飞行器气动外形分类： 按气动外按气动外形来分形来分:无尾翼有尾翼无翼，在前面又有固定小翼其他（既有机翼、舵面旋转机翼式无尾式鸭式正常式有翼)此外，还可把飞行器分成气动轴对称式和面对称式两类。此外，还可把飞行器分成气动轴对称式和面对称式两类。“+”型，型，“xxxx”型型2022-3-2518有哪些力作用在导弹上？4 其它作用力3 发动机推力1 重力 2 空气动力 与气动力矩2022-3-2520图 某导弹气动外形图 法向力系数 2022-3-25302022-3-25312022-3-253220

2、22-3-2533翼展翼展l l左右翼尖之间垂直于机体纵向对称面的左右翼尖之间垂直于机体纵向对称面的 距离；距离；翼面积翼面积S S弹弹翼平面的投影面积，常作为气动计翼平面的投影面积，常作为气动计 算中的特征面积；算中的特征面积；平均几何弦长：平均几何弦长： b bpjpj翼面积翼面积S S对翼展长对翼展长l l之比，即之比，即S/lS/l；根梢比根梢比 翼根与翼尖弦长之比翼根与翼尖弦长之比, ,又称梯形比、又称梯形比、 斜削比斜削比; ; 弹翼平面形状的几何参数弹翼平面形状的几何参数展弦比展弦比 翼展与平均几何弦长之比：翼展与平均几何弦长之比：Slblpj22022-3-25342022-3

3、-25352022-3-25362022-3-2537后掠角后掠角 2525翼弦线与纵轴垂线间之夹角。超音翼弦线与纵轴垂线间之夹角。超音 速机翼上常有前缘后掠角和后缘后掠角速机翼上常有前缘后掠角和后缘后掠角 以及以及 0.50.5（5050翼弦线与纵轴垂线之间翼弦线与纵轴垂线之间 的夹角）的概念。的夹角）的概念。平均气动弦长平均气动弦长: :b bA A面积与实际机翼面积相等且力矩特性相等的面积与实际机翼面积相等且力矩特性相等的 当量长方形机翼的弦长：当量长方形机翼的弦长：2022lAdzbSb)1 (1322gAbb或或其中，其中，b bg g翼根弦长；翼根弦长；2022-3-2538202

4、2-3-253902yc0单独单独弹翼的升力翼的升力二元机翼的升力（翼展无限大）二元机翼的升力（翼展无限大）忽略粘性与压缩性：忽略粘性与压缩性：升力为零时的迎角升力为零时的迎角 （零升迎角）（零升迎角）; ;其中：其中：2022-3-2540 翼端效应影响：翼端效应影响： 实际的三元流动，下翼面的高压气流在翼尖实际的三元流动，下翼面的高压气流在翼尖 处会处会“卷卷”到上翼面去，使上下翼面的压差降低，到上翼面去，使上下翼面的压差降低，使升力下降，三元使升力下降，三元 二元；二元；弹翼的升力弹翼的升力2022-3-2541 粘性影响：粘性影响： 由于粘性影响，由于粘性影响， ，气流会与翼面分离，升

5、，气流会与翼面分离，升 力曲线斜率下降，当力曲线斜率下降，当 增至某一程度时，升增至某一程度时，升 力系数达到极值力系数达到极值c cymax ymax 。弹翼的升力弹翼的升力2022-3-2542 失速迎角（临界迎角）：失速迎角（临界迎角）： 与最大升力系数与最大升力系数c cymaxymax相对应的迎角。相对应的迎角。 失速：失速： 当迎角大于临界迎角时，上翼面的分离迅速当迎角大于临界迎角时，上翼面的分离迅速 加剧，升力系数下跌，这种现象称为失速。加剧，升力系数下跌，这种现象称为失速。 机翼几何形状对升力的影响机翼几何形状对升力的影响 翼型弯度影响：翼型弯度影响： 低速飞行时低速飞行时,

6、, 常用有弯度的翼型来达到增升常用有弯度的翼型来达到增升; ; 超音速飞行时超音速飞行时, ,减阻是最主要的减阻是最主要的, ,常采用对称常采用对称 的，相对厚度较薄的翼型。的，相对厚度较薄的翼型。 2022-3-2543 展弦比影响：展弦比影响： 展弦比增大时展弦比增大时, ,升力曲线斜率升力曲线斜率 也随之上升也随之上升, ,展弦比趋于无穷展弦比趋于无穷 大时大时, ,升力曲线斜率也趋于翼升力曲线斜率也趋于翼 型升力曲线的斜率。型升力曲线的斜率。 后掠角与相对厚度影响：后掠角与相对厚度影响： 在相同的相对厚度下在相同的相对厚度下, ,后掠翼后掠翼 比平直翼的临界比平直翼的临界M M数大，相

7、对数大，相对 厚度较大时厚度较大时, ,后掠角对临界后掠角对临界M M 数的影响更大数的影响更大; ;相对厚度的减相对厚度的减 小小, ,可以提高临界可以提高临界M M数。数。 2022-3-2544141222MCMCyy超音速：亚音速：飞行马赫数飞行马赫数M M对升力的影响对升力的影响翼型的升力曲线斜率翼型的升力曲线斜率yC与与M M数的关系：数的关系： 式中式中, ,校正系数校正系数 与与 有有关关, , 13M3时，在同一时，在同一M M数下数下，后掠角大的机翼，其升力曲线斜，后掠角大的机翼，其升力曲线斜率增大。率增大。2022-3-2545如下图所示，在跨音速区域，翼面上既有亚音速流

8、如下图所示，在跨音速区域，翼面上既有亚音速流动，又有超音速流动。由于激波和气流分离的影响动，又有超音速流动。由于激波和气流分离的影响，使得翼面压力分布变化激烈，升力变化不稳定。，使得翼面压力分布变化激烈，升力变化不稳定。当升力急剧下降，阻力急剧增加，飞行器的气动性当升力急剧下降，阻力急剧增加，飞行器的气动性能变坏。这现象称为激波失速。能变坏。这现象称为激波失速。 跨音速飞行跨音速飞行 2022-3-2546 其他部件（其他部件（弹身）的升力）的升力 弹身体产生升力原理：弹身体产生升力原理：中段：沿柱体母线的流动对称，不考虑粘性，中段：沿柱体母线的流动对称，不考虑粘性， 升力为零；升力为零；锥形

9、头部：上表面锥形头部：上表面VV下表面下表面V V， 上表面上表面pp0Y0；收缩形尾部：收缩形尾部：Y0Y压差阻力；压差阻力；大，附面层分离，摩擦阻力大，附面层分离，摩擦阻力00时时, ,被机翼偏斜了的气流并不能瞬时地到达尾翼被机翼偏斜了的气流并不能瞬时地到达尾翼, ,而必须而必须经一段时间经一段时间 t(t( t t取决于机翼与尾翼的间距以及气流速取决于机翼与尾翼的间距以及气流速度度),),这就是所谓的下洗延迟现象。这就是所谓的下洗延迟现象。t t时刻计算尾翼力时刻计算尾翼力矩矩, ,实际上是实际上是 t t前的下前的下2022-3-2574SLVmmMMzzzzzzzz221)(洗角洗角

10、, ,这个角比定常流要小一些这个角比定常流要小一些, ,相当于在尾翼处附加了相当于在尾翼处附加了升力升力, ,使飞行器低头使飞行器低头, ,以抵制以抵制 的增长的增长; ;当迎角的变化率当迎角的变化率000，此时，此时M Mx1x100。2022-3-2577副翼操纵效率：副翼操纵效率：xxm副翼的操纵效率；副翼的操纵效率；对常规气动布局对常规气动布局, ,当飞行当飞行M M数增大数增大, ,机翼翼尖开始出现机翼翼尖开始出现分离分离, ,副翼操纵效率下降并随分离加剧而逐渐失效；采副翼操纵效率下降并随分离加剧而逐渐失效；采用前掠翼布局用前掠翼布局, ,机翼分离从翼根处开始，所以可提高机翼分离从翼根处开始，所以可提高副翼操纵效率。副翼操纵效率。 2022-3-2578横向静稳定力矩横向静稳定力矩如右图所示，如右图所示，时0 xm侧滑产生的绕侧滑产生的绕纵轴的力矩纵轴的力矩: :0 xxMM飞行器有恢复原状态的趋势飞行器有恢复原状态的趋势，所以，该飞行器有横向静，所以，该飞行器有横向静稳定性。反之，为横向静不稳定性。反之，为横向静不稳定。稳定。2022-3-2579后掠角、上反角xm机翼侧滑引起的：机翼侧滑引起的：2022-3-2580 （铰链力矩）定义：（铰链力矩）定义：如图如图2 23232所示所示, ,作用在作用在操纵面