空气动力系数及导数

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1、6空气动力系数及导数导弹是以下主要部件的组合体：弹身、前升力面和后升力面。一般情况下，其中升力面之一，或升力面的一部分面积可以偏转，以完成操纵机构的任务。10/5/202116空气动力系数及导数6.1升力系数6.2升力系数导数6.3大攻角下的升力系数6.4侧向力系数6.5阻力系数6.6弹身零攻角下的阻力系数6.7升力面零攻角零舵偏角下的阻力系数6.8诱导阻力系数10/5/202126.1升力系数计算导弹的空气动力系数时，常用的坐标系有两个：弹体坐标系与速度坐标系。在速度坐标系中的升力系数与弹体坐标系中的轴向力系数和法向力系数之间有如下关系式：在攻角和舵偏角不大时，可近似表示为：10/5/202

2、136.1升力系数对攻角取偏导数，得到：在小攻角和时，可设，上式简化为如果把攻角和所有其他角度都以度来计量，上式变为10/5/202146.1升力系数飞行器按其部件组成可将法向力表示为弹身、前升力面和后升力面三项之和：用法向力系数表示，则为弹身中部横截面积前、后升力面的两个外露翼片各自组合在一起时的面积确定气动力系数时所选取的特征面积远前方来流动压10/5/202156.1升力系数对上式除以，对取导数，得到在点有前、后升力区域的气流阻滞系数飞行器部件的相对面积10/5/202166.1升力系数为单独弹身的法向力，不涉及升力面对它的影响为前升力面的法向力导数，一部分由外露面（两片翼组合在一起）产

3、生，一部分由外露翼面影响区内的弹身产生。合成后表示为单独翼面的法向力导数与干扰系数的乘积其中和应按马赫数计算10/5/202176.1升力系数与等号右边第二项类似，唯一区别是后升力面的攻角应考虑由前升力面对后升力面产生的平均下洗角，因而式中所有量应按马赫数计算在小攻角下，关系式近似为线性，这时有而导数可表示为10/5/202186.1升力系数因此，为了寻求飞行器升力（或法向力）系数对攻角的导数，必须确定以下的量：弹身升力系数对攻角的导数弹翼升力系数对攻角的导数干扰系数前升力面对后升力面产生的平均下洗角对攻角的导数前后升力面区域的气流阻滞系数10/5/202196.2升力系数导数6.2.1升力系

4、数对攻角的导数6.2.1.1单独弹身法向力系数对攻角的导数弹身在小攻角下的空气绕流产生与攻角成正比的法向力。按照细长体理论，只在弹身横截面变化的区段产生法向力，而且法向力的指向取决于导数的正负号。在弹身头部，，产生正的法向力；在收缩尾，，产生负的法向力；在圆柱部则不产生法向力。10/5/2021106.2升力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.1单独弹身法向力系数对攻角的导数实验和更严格的理论计算表明：超声速下，圆柱部在与头部毗邻的区段也产生与攻角成正比的一份法向力。另一方面，在尾部由于附面层增厚和气流分离，负法向力比理论值小得多。因此可以说，小攻角下弹身的几乎全部法向力集中在它

5、的前部。10/5/2021116.2升力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.1单独弹身法向力系数对攻角的导数导数取决于弹身的形状，首先是头部的形状。10/5/2021126.2升力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.2单独升力面法向力系数对攻角的导数升力面几何关系式通过弹身的升力面面积翼展根弦稍弦10/5/2021136.2升力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.2单独升力面法向力系数对攻角的导数升力面几何关系式外露（悬臂）升力面面积翼展根弦稍弦10/5/2021146.2升力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.2单独升力面法向力系数对攻

6、角的导数升力面法向力导数在亚声速下计算法向力导数采用升力面理论，在超声速下采用三维翼的线性理论。单独外露升力面法向力导数理论公式可表示为如下形式其影响因素有展弦比、马赫数、后掠角、根稍比。10/5/2021156.2升力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰由于弹身和升力面之间存在气动干扰，使组合体的法向力大于单独部件法向力之和。这时有其中干扰系数10/5/2021166.2升力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰根据细长体理论，干扰系数安装升力面的弹身区段的直径通过弹身的升力面的翼展径展比10/5/2021176.2升

7、力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰干扰系数式中径展比1.外露根稍比的影响外露根稍比10/5/2021186.2升力系数导数6.2.1升力系数对攻角的导数6.2.1.3弹身与升力面的气动干扰附面层厚度沿弹身长度方向逐步增大，使弹身外绕流的流线挤向外侧。这时应取附面层位移厚度，并将实际弹径由改为。这样，一方面使外露翼的有效面积减小，损失了一部分法向力；另一面由