空气动力学第三章

第三章机身的气动特性•§3－1引言•§3－2旋成体机身绕流图画•§3－3细长旋成体小迎角气动力特性•§3－4大迎角细长旋成体气动力特性§3－1引言弹身提供体积承受有效载荷，也是产生阻力的主要部件，同时也产生一部分升力，对飞行器整体力矩特性有不小影响。一般导弹都采用旋成体，飞机为非旋成体。对亚音速：圆头尖尾、圆头圆尾，圆头气流不易分离；对超音速：尖头体—主要减少波阻。一、几何参数1.坐标系oxrmaxmaxmax()shtbwbLLLbhDRx，，，，，，2.几何参数maxshshtbwbLD，，maxwbdbhmaxshbDDhLf，，，二、母线方程旋成体头部母线方程（箭、弹头所常用的头部形状母线方程）锥形头部，蛋形头部，抛物形头部，卡门形头部，哈克形头部，指数形头部。三、旋成体的体积旋成体体积旋成体的表面积表面积比最大横截面积shLdxxRV02)(dxdxdRxRSshLb02)(1)(2)]1()1(2[2/wbwbtbtbshshbSS§3－2旋成体机身绕流图画一、亚音速绕流图画轴对称流动，三维---二维00旋成体：前驻点在迎风面与翼型相同，后汇合点在背风面旋成体存在横向流动，不满足儒氏－库塔条件。上表面前端“吸力区”，后段“压力区”下表面前端“压力区”，后段“吸力区”升力无贡献产生一不稳定力矩二、超音速绕流图画①头部激波00不对称的锥形激波pC定值②锥、柱结合处膨胀波pC③柱段，减速增压pVC，④柱锥结合处膨胀波pC§3－3细长旋成体小迎角气动力特性一、压强分布－pC公式PPdPdPVdV2221()22VdVV2221()[()]2xxyzPPVVVVVxVV2212xpVPPCVV对于轴对称细长体，与相比不是小量，不能忽略221()2yzVVxVV2222yzxpVVVCVV22221()2xyzVVVVV2()2VPPd2221()2xxyzVVVVV2222xyzxypCVV22222222yzyzxxpVVVCVVVVcossincossinxxyxyyyxyxzz2222xyyzVV,cos,sinxxyrzr1,,xrVVVxrr1cossin1sincosyrzrrr22221221(cossin)rpxrrCVVrVcossinyrVVV配方加上22222(cossin1)VV22222211cossinpxrCVVVVVr一、压强分布－(续)pC公式一、压强分布－(续)pC公式22222211cossinpxrCVVVVVr此式表明：①已知就可求出；②与成非线性关系，不能叠加。,,xrpCpC小扰动假设①长细比很大；②迎角很小。12来流＝轴向流()＋横向流()VcosVsinV一、压强分布－细长体轴向流物面压强分布轴对称流动，0rx和①压缩性影响在物面上各点是不同的;②亚音速压强分布前后对称，超音速产生轴向力(厚度波阻)细长体理论可以求得一、压强分布－细长体横向流物面压强分布小迎角下，横向流看作绕圆柱的不可压流动22cos()VRxr2222coscossinxrdRVdxVV对空间任一点，不能叠加细长体压强分布：2224cos14sinpdRCdx物面上12pppCCC二、法向力系数只有横向流产生法向力costYPRddx2cospCqRddx2200cosshLtpYqdxCRd22004cosshLdRqdxRddx022shLdRqRdxdx02shLdSqdxdx二、法向力系数(续)尖头截尾式02shLtdSYqdxdx2tdYdSqdxdx()0(0)0SLS，2()(0)tYqSLS2ytCtytshYCqS221wb()2shSLS尖头尖尾式()0(0)0SLS，0ytC仅有尖头()shSLS2ytC尖头带柱段()shSLS2ytC2ytCytytyttbwbCCC尖头、柱、截尾组合体ytyttbytwbCCC2yttbC21dbytwbshSCS三、力矩系数及压力中心细长旋成体对头部俯仰力矩0LtztdYMxdxdx20LdSVxdxdx20LVxdS20LVdSxSdx2()VSLLVztztshMmqSL21dbshdbSVSSL尖头尖尾式02ztzshVmmSL三、力矩系数及压力中心(续)细长旋成体压心ppxxLzttMLYztytmC1dbVLS1tbpptbtbshVxxLS0.5pwbwbLxL细长体压心与几何参数有关，与气动参数无关ytpytptbtbwbwbpytCxCxxCL实际应用中①头部压心②尾部收缩段压心③旋成体四、轴向力系数轴向流2sintpXCqRddx2pCqRddxtg2pdRCqRddxdx22220014cos4sinLshdRdRRddxSdxdx10xtC10xtxbCC横向流亚音速：超音速：2200LptxtshshdRCRddxXdxCqSS202LshRdRS2012LshdRRdxSdx22()shRLS2dbshSS2dbxtshSCS20dbxtxbshSCCS亚音速：超音速：五、升力、阻力cossinsincosyytxtytxytxtytxtCCCCCCCCC2dbyshSCS22(1)[57.32(1)]xiytbwbCC0()()xxxiCCC零升阻力系数升致阻力系数220dbshxdbxbshSSCSCS，亚音速，超音速0bxmcxmccMshMshSCCS＝0()()()xxmcxpxpshtbwbCCCC摩擦阻力系数头部压差阻力系数尾部压差阻力系数dbxdbpdbshSCCkS＝-切尾式底部§3－4大迎角细长旋成体气动力特性一、绕流图画055~25•附面层未分离，位流理论可用•横向流起重要作用•两侧涡对称，未破裂，使法向力增加•没有侧向力•流场为三维定常对称流场一、绕流图画（续）25~50•横流起主导作用•两侧涡不对称，压强分布左右不对称产生侧力和偏航力矩•不对称涡不固定带有随机性•与数量级相同，的出现对旋成体的气动特性不利•流场为三维非定常流场zCytCzC50•横流起完全作用•两侧出现不对称涡交错从机身上脱落•增大，下降，以致完全消失zC流动控制：大攻角时飞行器背风区的流动由这些强度和位置都不对称的涡控制，控制了这些涡，就能控制飞行器的运动。通过头部人工扰动的不同的位置、强度和类型可以达到不同的非对称涡流动响应。（1）采用吹吸气的办法。通过吹吸气改变某一侧的涡量（增加或减少）来改变涡的强度，削弱涡非对称性；（2）可转动头锥。用头锥转动来控制非对称涡；（3）边条控制器。改变头部形状控制非对称涡的产生；（4）声激励控制方法，促使层流边界层转变为湍流边界层从而延缓分离。