气动外形设计20150208d

(0.31)的第2式和第3式解算得到和。（4）三控制舵+一固定舵其滚转舵偏、偏航舵偏和俯仰舵面表示如以下方程组所示弹体装有三个舵机，1号舵机用于气动舵面1，2号舵机用于气动舵面2,3号舵机用于气动舵面3,此舵分配特点：优先根据上方程组第2式分配，然后根据其它2式解算得到和。图STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ图\*ARABIC\s157某两型空地制导武器的舵偏（5）四控制舵+二固定舵四控制舵+二固定舵形式是“X”字舵的变形，即在“X”字舵的基础上增加一对水平固定安定面，主要用于增加俯仰飞行的纵向静稳定性，用于面对称制导武器。气动参数指标与被控对象对于空地制导武器，在工程上，根据总体战术指标、控制系统指标以及结构质量特性和尺寸限制确定弹体的气动指标，气动指标间接反映被控对象的特性，下面以某一面对称空地制导武器的气动任务书为例说明气动参数域制导控制系统之间的关系。在说明气动参数指标与被控对象之前，首先简单地介绍弹体稳定性、机动性和操作性等概念，以及它们之间的关系。稳定性：处于平衡状态下飞行的弹体受扰动后，当扰动力矩消失时弹体有恢复平衡状态的趋势，则称弹体是静稳定的，在工程上，常采用定量的静稳定裕度去量化说明弹体的稳定特性，弹体的静稳定裕度定义为弹体气动焦点（由攻角增加引起那部分升力的作用点）与质心之间的距离的无量纲参数（通常除以全弹长），以弹体的纵向通道为例说明弹体静稳定性和稳定裕度：通常情况下，以俯仰力矩系数随攻角的变化率定性说明弹体的稳定性，即，则弹体静不稳定；，则弹体临界静不稳定；，则弹体静稳定。工程上,常定量采用静稳定度去描述弹体的静稳定大小,即式中为弹体质心的无量纲位置(质心距离弹头的距离除以全弹长)，为弹体的气动焦点的无量纲位置。即用的大小和正负号去判断弹体的是否静稳定以及稳定裕度大小，为负值代表弹体静稳定，为0值代表弹体临界稳定，为正值代表弹体不稳定；其值越大代表稳定值越大，以前常规的空地制导武器都按静稳定进行气动外形设计，要求，即保证全弹静稳定裕度始终大于0且留有一定余量，考虑如下因素：气动CDF和风洞试验数据得到的全弹的焦点存在较大的误差，在亚声速和超声速飞行中误差为全弹长度的百分之二，在跨声速飞行段，误差会更大；实际飞行中，全弹的静稳定裕度随飞行状态变化较大，下图列举某型号的静稳定度随飞行马赫数和攻角变化情况；图STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ图\*ARABIC\s158静稳定裕度弹体和气动受力面（弹翼和舵面）受气动载荷产生弹性变形，对于常规气动布局弹体来说，其弹体静稳定减少；全弹的质心存在一定的偏差；为了保证弹体的静稳定，对于弹体外形较简单的气动外形，一般保证至少3-4%弹体长度的余量，对于外形较复杂的气动外形弹体，一般需要保证至少4-5%弹体长度的余量。机动性弹体机动性是弹体飞行性能的一个非常重要的指标,指改变弹体飞行速度方向和大小的能力,常用弹体加速度(或过载)定量来描述弹体机动性,其中纵向加速度用于改变飞行速度大小,为纵向加速度,法向加速度用于弹体的机动性常指弹体单位舵偏产生的加速度，机动性越强代表单位舵偏产生的加速度越大，反之机动性越差。工程上：即由上式可得，弹体的机动性取决于俯仰舵效、飞行动压，静稳定度以及弹体质量,纵向气动参数指标与被控对象某一面对称空地制导武器的纵向气动参数指标：静稳定度：，（，）；操稳比：（,,）；（,,）；升阻比：（）；全弹静稳定度及估算及其影响因素升力一般情况下，忽略弹翼、尾翼（俯仰舵）和弹身之间的干扰，可见全弹的升力表示为三个部件之和，即式中为由弹翼产生的升力，为由尾翼产生的升力，为由弹体产生的升力。其中对于常规空地制导武器气动布局而言（对于某种特殊气动外形弹身除外），弹身一般为圆柱体（即横截面为园型），理论和实验都表明，在小攻角下，不产生升力，其原因为，只有当大攻角飞行时，弹身背风面由于气体的粘性作用而产生分离，在分离区，气流基本上不做增速或减速运动，形成等压区，即为低压区，这时弹身才产生少量的升力。图STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ图\*ARABIC\s159弹身cl曲线尾翼（或执行舵面）产生的升力与弹翼类似，下面以弹翼（亚声速翼型）为例简单说明弹翼产生升力的原理：为了简述方便，下面假设1）气体为理想气体；2）气流为亚声速不可压流；当无穷远处的气流流经翼型时，气流在翼型驻点处速度减速为0，驻点的位置跟飞行攻角和翼型有关，攻角越大，驻点越远离翼型前缘。流经驻点的流线把气流分为上下两股流，下支气流沿着翼型表面朝翼型后缘方向流去，上支气流则绕过翼型前缘后延翼型上表面朝翼型后缘流去，上下气流在翼型的后缘汇合。为了分析方便，工程上引入压强系数概念，定义为：式中为某一处的气流速度，为对应的压强，为来流的压强（无穷远处）为气流密度，为来流速度速度；在前后驻点处为0，则，代表此处压强最大，表现为最大压力；在处，则，代表此处压强比无穷远处的压强大，表现为压力；在处，则，代表压强为0；在处，则，代表此处压强比无穷远处的压强小，表现为吸力；在流速最大处（对应于压强最小点）：；代表此处压强最小点，表现为最大吸力；在某一小攻角下，下支气流沿着翼型表面为一个加速过程，即为顺压流动，由于翼型上表面较弯曲，其流速较快，翼型下表面较为平旦，故下支流线流速较慢，上下两支流线在翼型后缘处汇合，根据不可压流伯努利公式（，为气动静压、为动压，为气动总压），上下流线沿翼型表面流动发生变化，如下图所示，上支流线前一段为顺压流，即流速由0变大，压强由驻点减少至最小压强点，同样可以得到下流线的压强分布情况，在得到翼型上下表面压力分布的情况，沿上下表面积分，可得作用翼型上的升力。图STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ图\*ARABIC\s160翼型压强分布图阻力同样，全弹的阻力可表示为三个部件之和，即下面以弹翼为例简单说明弹翼产生阻力的原理：弹翼的阻力根据性质分为两类，零升阻力和升致阻力，其中零升阻力与翼型的升力无关，根据性质可进一步分为摩擦阻力、压差阻力和零升波阻，升致阻力与升力有关，下面依次简单介绍各种阻力产生机理：摩擦阻力摩擦阻力时由于气流的粘性产生的（理想气体的粘性为0，即不会产生摩擦阻力），压差阻力零升波阻升致阻力气流流经三维弹翼（即有限翼展），会产生两个涡，自由涡和附着涡。自由涡生成机理：由于气流二维弹翼，由于翼型下表面的压强低于上表面，所以流经上表面的流线会有沿翼展方向的外偏的趋势，而流经下表面的流线会有沿翼展方向的内偏的趋势，这样在弹翼翼尖处会拖出一条顺时针旋转的涡（从弹尾往前看），而右弹翼同样会产生一条方向相反的涡。附着涡生成机理：由于气流流经翼型上下表面时产生流速差（上表面由于较弯曲的原因，流速较快，下表面由于较平旦的原因，流速较慢），即在弹翼后缘拖出一条附着涡。两个涡对其后的舵面产生下洗影响的同时，也对弹翼以前的气流生成上洗影响，在物理现象上，即改变无穷远处气流方向的同时，在平行无穷远处气流方向产生一个分量，即为在飞行攻角较小的情况下，考虑到跟飞行攻角的线性关系，上式可表示为：图STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ图\*ARABIC\s161气流洗流对弹翼的影响横侧向气动参数指标与被控对象，，；偏航静稳定性：，，；，，；风洞试验数据处理动力学解算：一般根据风洞试验数据计算得到弹体的阻力，不同单位使用风洞试验数据的方法有所不同，各种方法之间有一定差别，方法1：多元表格差值法1将风洞实验数据列成表格,即滚转通道气动数据表，偏航通道气动数据表和俯仰通道气动数据表，滚转通道气动数据表见下表所示,其它两个通道表格完全类似。表STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ表\*ARABIC\s15滚转通道气动数据表Mach-500.4-5…80.60.7…4……2根据气动数据表差值得到如下气动数据：式中代表阻向力系数，法向力系数，侧向力系数、滚转力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数，为特定某飞行侧滑角，为特定某飞行mach数，为特定某飞行攻角。3计算气动数据此方法使用总结如下优点：1）可以直接使用风洞试验数据，不需要进行过多的理论修正；2）可对某一些气动参数进行专项拉偏（例如零升阻力、纵向静稳定性，俯仰舵效等）或对某一些气动参数进行整体拉偏；缺点：1）阻力通过线性插值得到，忽略了阻力中升致阻力随攻角二次曲线关系，带来计算误差；2）阻力忽略了零升阻力随高度变化的特性；3）计算量较大；适用范围：适用于面对称或轴对称空地制导武器，飞行高度为中低空，如果高度较高（例如超过10000m），则需要对其中的某一些气动参数进行修正，特别是阻力系数。方法2将气动进行处理，以阻力系数为例，根据弹体飞行状态（发动机是否工作）将阻力系数分解为零升阻力，诱导阻力以及底部阻力。其中零升阻力为飞行高度和飞行mach数的函数，其数据见表所示；升致阻力为飞行mach数和飞行攻角的函数，底部阻力系数为飞行mach数的函数，根发动机工作时，其值为0.0。表STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ表\*ARABIC\s16零升阻力050001000015000200002.53.0表STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ表\*ARABIC\s17升致阻力0234562.53.0表STYLEREF1\s错误！文档中没有指定样式的文字。SEQ表\*ARABIC\s18底部阻力Ma2.53.0Cab工程上，常将零升阻力和底部阻力合并，称为新零升阻力，零升阻力可以通过线性插值得到，升致阻力可以通过抛物线插值得到，最后得到全弹阻力为此方法使用总结如下优点：1）可根据空气动力学理论、以往的风洞试验数据等对风洞试验数据进行修正，使风洞试验数据更接近真实；2）计算量较小；缺点：1）需要对风洞试验数据进行修正；2）数据处理有可能忽略某一些气动的非线性特性；适用范围：适用于轴对称空地制导武器。两个例子根据总体参数和控制系统任务书，初步设计弹的气动外形，使其满足任务书指标。计算所需的升力翼型选择翼型的选择是弹翼设计的关键，需要在满足结构强度和刚度的前提下，考虑翼型的相对厚度、最大厚度位置、前缘半径、弯度等因素。对于跨声速飞行，翼型的相对厚度对阻力系数影响较大，相对厚度降低，可降低阻力，还能提高阻力发散马赫数。最大厚度位置越靠后，则翼型上的最大压强点后移，可以越有效抑制翼型上的气流分离。对于亚声速飞行器，通常设计较厚的翼型以保证较大的升力，常取12%或大于12%厚度的翼型；对于超声速飞行器，为了推迟和减弱激波波阻，通常设计较薄的翼型，常设计3-6%厚度的翼型。综上所速，考虑到弹翼结构强度和刚度等因素，取翼型相对厚度为10%，最大厚度位置为40%（绝大多少层流翼型的最大厚度位置为40%）；前缘半径：前缘半径增加，则增大，最大升力系数增加。相对弯度的影响：相对弯度增大，最大升力系数增加。弹翼设计弹翼设计主要依据全弹总体参数、战术技术指标、控制系统对气动的指标要求，设计满足升力要求，升阻比较佳，横侧向气动性能较佳的弹翼。在结构等因素约束下，选择弹翼的翼展，弦长、后掠角、上反角，安装角等参数。对于大展弦比弹翼，为了结构布局简单，通常采用上单翼布局，这样带来一定的横向静稳定度。为了单翼加工简单，通常采用无上反角弹翼，弹翼安装角也为零，如下所示，采用弦长。假设，飞行器能在海拔高度6000m，在翼型有利升力内保持以0.7mach飞行速度保持平飞状态，则计算：6000m以0.7mach飞行的动压：设计全弹的重力主要靠弹翼的升力来平衡（平衡飞行时，弹体产生小量的升力，舵面产生小量升力），由于NACA65-210有利升力系数为，假设三维弹翼