导弹飞行力学.ppt

单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,*,*,导弹飞行力学,第一章 作用在导弹上的力和力矩,1.1,作用在导弹上的总空气动力,1.2,升力和侧向力、,1.3,阻力,1.4,作用在导弹上的空气动力矩、压力中心和焦点,1.5,俯仰力矩,1.6,偏航力矩,1.7,滚动力矩,一、两个坐标系,2.,速度坐标系,1.,弹体坐标系,1.1,作用在导弹上的总空气动力,原点 ：导弹的质心。,速度坐标系,轴：与导弹速度矢量重合。,轴：,轴：,与 轴垂直，并位于弹体纵向对称平面内，指向上方为正。,与 、轴垂直，并组成右手坐标系。,特点：,与速度矢量相连，动坐标系。,目的：,气动力沿此系三轴给出；,确定导弹相对于气流的姿态；,研究导弹的纵向操稳特性。,原点 ：导弹的质心。,弹体坐标系（）,轴：沿纵轴，指向头部为正。,轴：,轴：,与 轴垂直，并位于纵向对称平面内，指向上方为正。,与弹体纵向对称平面垂直，并与 、轴组成右手坐标系。,特点：,与弹体固连，相对于弹体不动；动坐标系。,目的：,1.,决定导弹相对于地面坐标系的姿态；,把导弹旋转运动方程投影到该坐标系上，,可以使方程式简单清晰。,2.,导弹气动力矩三个分量沿此系分解；,常用于研究导弹的稳定性和操纵性。,迎角,：速度向量在导弹纵向对称平面上的投影与导弹纵轴或翼弦之间的夹角。纵轴在速度投影的上方时为正，反之为负。,侧滑角,：速度向量与导弹纵向对称平面之间的夹角。右侧滑为正。,3,.弹体坐标系和速度坐标系之间的角度关系,二、空气动力的表达式,其中,升力,总升力各部件升力之和再加以修正,（一）单独弹翼的升力,升力系数为：,：升力为,0,时的迎角（零升迎角）,1.2,升力和侧向力,攻角,，气流会与翼面分离，因此线性关系只能保持在小迎角范围。随攻角，曲线斜率，当攻角增至某一程度时，升力系数将达到极值。,(4),失速：，由于上下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 。,所以减小相对厚度,，增大后掠角，可以提高临界马赫数，所以导弹上广泛采用薄翼、有大后掠角的弹翼和三角形弹翼。,（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,2.,弹体,尾翼的升力：,尾翼产生升力的机理与弹翼是相同的,弹体的升力：,小攻角时,(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：,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，总升力为,写成系数时，各部件提供的升力都要折算成同一特征面积，以弹翼面积为特征面积,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）。,（外形、,M,、,Re,、,）,0.85,1.0,1.,速度阻滞,下洗,：流经弹翼和弹身的气流，给弹翼和弹身升力，沿垂直来流的方向，弹翼和弹身给气流的反作用力使气流下抛，导致气流速度方向发生偏斜,.,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。,下洗率,轴对称导弹,总升力系数 还可表示为,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。,侧向力,气流不对称地流过导弹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,，就相当于原来的 角，所以,轴对称导弹,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,1.1,1.3,阻力,仅研究阻力中的主要成份,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,),：,附面层分离，且加剧，压差阻力,摩擦阻力。,摩擦阻力,压差阻力,较小时，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,零升波阻,跨音速,:,失速，阻力猛增,摩擦阻力,+,压差阻力,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，在总阻力中占据较大比重，逐渐成为主要成份。,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。,跨音速：,超音速,:,按线性化理论,(,波阻,),：,压差阻力摩擦阻力（粘性导致）,（可压缩性引起的，由压缩波和膨胀波导致）（为主要）,零升波阻：,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。,，,可见：,随,H,而增加，不能误认为此时阻力也增加,阻力是随高度上升而减小的。但是导弹的升阻比要下降。,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。,极曲线,追求最大升阻比,是飞行器设计的,准则之一,1.4,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 在纵轴的作用点，称为导弹的焦点。,1.,焦点：,在小 ，常把总升力在纵轴上的作用点作为全弹的压心。舵偏转所引起的那部升力 就是作用在舵面的压力中心上。,2.,压力中心：,总空气动力的作用线与飞行器纵轴,(ox,1,),的交点，称为全弹的压力中心。,3.,压心距离：,头部至压心的距离,压力中心与以下参数有关：,弹翼相对于弹体的安装位置,弹翼安装角,安定面安装角,改变了弹上的压力分布,焦点一般并不与压心重合，它的位置也完全不取决于舵偏角和弹翼安装角，只有在 ，导弹相对,x,1,oz,1,平面完全对称，即 时，两者才完全重合。,1.5,俯仰力矩,一、与,Mz,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。,二、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,(2),(3),大于,0,正常式,小于,0,鸭式,(4),只有由攻角和舵偏角引起的力矩的作用,值是变化的，马赫数和重心会发生变化,平衡状态时的总升力（平衡升力）：,4.,瞬时平衡假设,内容：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。,若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。,二、纵向静稳定性,定义,:,导弹在平衡状态下飞行时，受到外界干扰作用而偏离原来平衡状态，在外界干扰消失的瞬间，若导弹不经操纵能产生附加气动力矩，使导弹具有恢复到原来平衡状态的趋势，则称导弹是,静稳定,的；若导弹产生的气动力矩使导弹更加偏离原平衡状态，则称导弹是,静不稳定,的；若产生的气动力矩为零，导弹既无恢复到原平衡状态的趋势，也不再继续偏离，则称到导弹是,静中立稳定,的,判别导弹纵向静稳定性的方法是看偏导数,(,即力矩特征曲线相对横坐标轴的斜率,),的性质。若导弹以某个平衡攻角,处于平衡状态下飞行，当攻角增加了,（）使作用在焦点的升力增加，当舵偏转角保持不变时，有附加力矩：,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,改变导弹的气动布局，从而改变,焦点,的位置。,改变导弹内部的部位安排，以调整全弹,质心,的位置。,四、操纵力矩,定义：舵偏后形成的法向气动力对重心的力矩。,五、阻尼力矩,由 所引起（飞行器绕,oz1,轴旋转引起）,与 成正比，与 的方向相反，阻止导弹的旋转。,r,重心到各点的距离,与 方向相反,非定常：力、力矩不仅取决于该瞬时的,M,数和其它参数，而且还取决于这些参数随时间的变化特性。,初步计算，可采用定常假设，即：,作用在非定常飞行的飞行器上的空气动力和力矩完全决定于该瞬时的运动学参数。,但是有些重要因素不能忽略，如下洗延迟。,六、非定常下洗延迟导致的附加,Mz,下洗：对于正常式导弹，流经弹翼和单身的气流，受到弹翼、弹身的反作用力的作用，导致气流速度方向发生偏斜，称为“下洗”。,尾翼处的实际迎角小于导弹的飞行迎角,变化弹翼后的气流变化,下洗延迟的原因：正常式飞行器以,V,和 作非定常飞行,被弹翼偏斜了的气流并不能瞬时地到达尾翼，而必须经一段时间，取决于弹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，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向上的升力，使飞行器低头，以抵制攻角值的增长。,实际升力,定常时的升力,相当于在尾翼处附加了向下的升力，使飞行器抬头，以抵制攻角值的减小。,附加正升力,低头,相当于一种阻尼力矩。,也有下洗延迟现象，同样也相当于阻尼力矩。,1.6,偏航力矩,My,偏航力矩 是空气动力矩在弹体坐标系 轴上的分量，它将使导弹绕 轴转动。,因为气动外形相对,X1,OZ,1,对称，故,轴对称偏航力矩与俯仰力矩特性相似，表达式：,表征的是导弹,航向静稳定性,，若,0,则是航向静稳定的。,对于正常式导弹,，,鸭式导弹，则,方向舵偏角正负的规定：从尾部看舵后缘右偏为正，反之为负。,对于面对称导弹，当存在绕,轴的滚动角速度,时，安装在弹身上方的垂直尾翼的各个剖面上将产生附加的侧滑角，且,为由弹轴到垂直尾翼所选剖面的距离。,由于附加侧滑角的存在，垂直尾翼将产生侧向力，从而产生相对于,轴的偏航力矩。这个力矩对于面对称导弹是不可忽略的，因为它的力臂大。该力矩有使导弹作螺旋运动的趋势，故称之为螺旋偏航力矩。所以，对于面对称导弹偏航力矩表达式需加上一项,来流不对称地迎面流过飞行器，例如侧滑飞行、,副翼偏转、飞行器绕,ox,1,、,oy,1,轴转动。,1.7,滚动力矩,Mx,1.,横向静稳定性,（,1,）弹翼后掠角的影响,（,2,）弹翼上反角的影响,很多，但主要,后掠角：,25%,翼弦与纵轴垂线的夹角，无侧滑飞行时，也为与来流垂线的夹角,右,左,有正侧滑飞行时，,25%,翼弦与速度垂线的夹角：,（,1,）弹翼后掠角的影响,来流速度在,25%,翼弦垂线方向的投影分量,(,称有效速度,),：,右,左,（右翼的侧缘一部分变成了前缘，左翼侧缘的一部分却变成了后缘）,综上：,（,2,）弹翼上反角的影响,正负的规定：翼弦平面在,X,1,OZ,1,平面之上为正。,二,滚动操纵力矩,操纵副翼产生绕 轴的力矩，称为滚动操纵力矩,滚动操纵力矩 用于操纵导弹绕 轴转动或保持导弹的倾斜稳定。力矩系数 称为副翼的操纵效率。通常定义右副翼下偏、左副翼上偏时 为正，,三,滚动阻尼力矩,当导弹绕纵轴,转动时，将产生滚动阻尼力矩,。滚动阻尼力矩产生的物理原因与俯仰阻尼力矩相类似。滚动阻尼力矩主要是由弹翼产生的。该力矩的方向总是阻止导弹绕纵轴转动。,可以得出滚动阻尼力矩系数与无量纲量角速度,成正比，即可简写为：,其值总为负。,