气动力计算设计报告报告

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1、导弹气动力计算课程设计设计人员：池贤彬徐晓璐齐凯华杨砾谨指导教师：安效民设计日期：2012.2.20-2012.3.4摘要导弹的气动力计算是导弹总体设计中的重要组成部分，气动力分析是总体设计的基础。本文旨在运用工程估算方法与商业软件计算、分析“麻雀Ⅲ”空空导弹的气动力，主要包括升力系数、阻力系数、力矩系数、压心，在不同马赫数与攻角下的计算分析。并比较分析两种方法所得结果。目录1.引言2.工程估算方法1)弹翼气动计算2)弹身气动计算3)翼身组合体气动计算4)全担气动计算3.Fluent软件计算方法1)绘制导弹模

2、型2)画网格3)计算及结果小结1.引言所谓飞行器的空气动力，就是指作用在飞行器各部件的空气动力的总和。当气流流经飞行器的任一部件时，由于其他部件的存在，使气流收到其他部件的干扰，其流动情况和气流流过单独的同一部件时的情况有所不同。结果使作用在该部件上的空气动力也相应的发生一定程度的改变，和单独部件相比，要形成一个空气动力增量。这样，作用在飞行器的任一部件的空气动力，都可以看成是两部分空气动力的叠加：一部分是该部件单独存在是的空气动力，另一部分是由于其他部件的干扰所形成的空气动力增量。所以，本文的工程计算方法先

3、计算考虑了部件之间干扰作用后的弹翼、弹身、翼身组合体的气动力，再计算全弹的气动力。随着计算机技术的发展普及，在空气动力学的研究中，使用商业软件进行空气动力的仿真计算成为一种越来越普及的方法，为导弹设计提供了充分的数据基础。所以本文使用GAMIT软件建模，配合Fluent软件进行气动力计算。1.工程估算方法“麻雀Ⅲ”的气动外形如图所示，弹体由抛物线头部，柱形弹身，弹翼，尾翼（安定面）结合而成。在对导弹整体进行气动运算之前，首先对弹体各部分进行单独的气动运算。分别包括单独弹翼，单独外漏翼，弹身的气动运算。分别计算

4、马赫数为0.3、0.54、0.7、0.85、0.95、1.02、1.4、2时，攻角为-10°~10°时，因为导弹是升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数和压心位置。图1：导弹气动模型1)弹翼气动计算3、查图2-12表面摩擦系数与雷诺数Re和转捩点xzl关系曲线，查到2(Cxmc)的值4、利用弹翼相对厚度c查找表2-13与厚度有关的摩阻修正系数图线，得到ηc的值5、利用图2-60模组的压缩性修正系数与马赫数关系曲线查得ηM6、利用公式2-123计算得到型阻系数Cxxi。7、计算λM2-1-λtanχc，查图2-84任

5、意剖面机翼波阻力的辅助函数φ图线，得不同马赫数对应的φ。8、将机翼近似看做菱形机翼，查与根稍比对应的菱形剖面机翼波阻力系数图，如图2-83，并计算机翼的λtanχc和λ3c，在图上查找相应的曲线得到Cxb0/λc2值，再计算得Cxb0菱。9、将“6”计算所得Cxxi与“8”计算所得Cxb0相加，就可以得到弹翼的零升阻力系数Cx0。即：Cx0=Cxxi+Cxb010、本道导弹的前翼或者尾翼均为小展弦比，对于这种弹翼a.当M∞

6、0.5+4λ+4b.当M∞>1,且M2-1tanχ0>1时，弹翼前缘为超音速前缘，诱导阻力系数为：Cxi=Cytanαc.当M∞>1,且M2-1tanχ0<1时，弹翼前缘为亚音速前缘，诱导阻力系数为：Cxi=Cytanα-(CxTCy2).Cyα.ξ其中CxTCy2需要查表2-85计算(CxTCy2)用的曲线得到；ξ需要查表2-86确定修正系数ξ用的曲线得到。通过该步的计算就可以得到弹翼的诱导阻力系数Cxi。压心位置xp1、计算弹翼λtanχ0.5和稍根比并据此在大图2-2中选择合适的图线，查出不同马赫数对应

7、的xcp/c。2、将查到的值乘以c就得到了压心位置1)弹身气动计算升力系数Cy1、根据导弹头部的形状和长细比，在大图1-1中选取合适的图线，可读出头部的升力系数斜率Cyα。2、本导弹没有收缩型的尾部，所以仅有头部产生正的升力，将头部升力线斜率乘以攻角，就可以得到不同攻角下弹体的升力系数Cy。压心位置xp1、由头部的长细比查大图1-3对应的图线，可以得到单体头部与马赫数相关的压心位置xp。2、由式3-34(xp)sh=Cyttbxptb+CytwbxpwbCyt⋅L可计算出全弹的压心位置，对于没有收缩尾部的导弹

8、不用考虑第二项。阻力系数Cx1、查询6Km出的大气参数，可以计算出对应于不同马赫数的雷诺数。2、查图2-12表面摩擦系数与雷诺数Re和转捩点xzl关系曲线，查到Cxmc的值。3、利用弹翼相对厚度c查找表2-13与厚度有关的摩阻修正系数图线，得到ηc的值。4、利用图2-60模组的压缩性修正系数与马赫数关系曲线查得ηM•5、将“2”“3”“4”所得结果相乘再乘以SbSsh，可得(Cxmc)sh。•6、根